S-II

S-II
( Roket aşaması )

Bu görüntünün açıklaması, aşağıda da yorumlanmıştır VAB'deki montaj işlemleri sırasında Apollo 6'nın S-II aşaması Özellikler
Motor tipi 5 J-2 motorları
Ergoller LH2 / LOX
İtme 5 115  kN
Yeniden ateşleme Hayır
kitle 480 900  kilo
Yükseklik 24.9  m
Çap 10  m
Operasyon süresi 357  s
kullanım
kullanım 2 e  kat
Başlatıcı Satürn V
Satürn INT-21
İlk uçuş 1967
Durum Hizmetten kaldırıldı
Oluşturucu
Ülke Amerika Birleşik Devletleri
Oluşturucu Kuzey Amerika Havacılığı

S-ü ikinci aşaması olan Amerikan Satürn V başlatıcı insanlı uzay açmaktan sorumlu, Apollo programı Aysal misyonları . North American Aviation tarafından yapılmıştır . Kullanarak sıvı hidrojen (LH2) ve sıvı oksijen (LOX), bu aşamada 4.400 kümülatif itme üst atmosfer içinde içine Satürn V yürür  kN beş üretilen J-2 motorlarda bir ortada düzenlenmiş.

Tarihi

S-II, Aralık 1959'da , bir komitenin sıvı hidrojenle çalışan yüksek itme gücüne sahip bir motorun tasarımına ve yapımına olan ihtiyacı dile getirmesiyle ilk kez sahneye çıktı . Bu motor için sözleşme Rocketdyne'e verildi ve daha sonra adı J-2 olacaktı . Aynı zamanda S-II aşaması şekillenmeye başlamıştı. Başlangıçta, dört J-2 motora sahip olacak ve 22,5  m uzunluğunda ve 6,5  m çapında olacaktı.

In 1961 , Marshall Uzay Uçuş Merkezi sahne inşa edecek müteahhit bulmak için yola çıktı. Başlangıç ​​koşullarının belirlendiği bir konferansa davet edilen 30 havacılık şirketinden sadece yedisi bir ay sonra teklif sundu. Teklifleri değerlendirildikten sonra üç tanesi elendi. Bununla birlikte, tüm roket spesifikasyonunun orijinal spesifikasyonunun çok doğru olduğu belirlendi ve daha sonra kullanılan aşamaların boyutunun artırılmasına karar verildi. Bu, diğer dört şirket için önemli zorluklar yarattı çünkü NASA, boyut dahil olmak üzere zeminin çeşitli yönleri ve hangi üst katların en üste yerleştirileceği konusunda henüz bir karar vermemişti.

Sonuçta, 11 Eylül 1961Sözleşme, Seal Beach , California'da devlet tarafından inşa edilen üretim tesisiyle ( Apollo komuta ve hizmet modülü ihalesini de almış olan) Kuzey Amerika Havacılığına verildi .

Yapılandırma

Yakıtla tam olarak yüklendiğinde, S-II'nin kütlesi yaklaşık 481  tondu . Yapı ve ekipman , toplam kütlesinin yalnızca % 7,6'sını  oluşturuyordu , kalan % 92,4'ü  tanklarda depolanan sıvı hidrojen ve sıvı oksijen ile temsil ediliyordu.

Yapının altına beş J-2 motorunu destekleyen itme yapısı yerleştirildi. Merkezi motor sabitlenirken, diğer dördü iki eksen üzerinde ve maksimum 6 ° açıyla, yalpa çemberleri ve hidrolik silindirler sayesinde hareket ettirilebilirdi .

S- IC'de olduğu gibi bir intertank (tanklar arasında boş konteyner) kullanmak yerine , S-II hem LOX tankının üstünü hem de LH2 tankının tabanını oluşturan ortak bir perde kullandı. Fenol petek yapısıyla ayrılmış ve iki tank arasında 70 ° C ( 125 ° F ) sıcaklık farkından izole edilmiş iki alüminyum levhadan oluşuyordu . Ortak bir bölmenin kullanılması, zeminin toplam kütlesinden 3,6 ton tasarruf etmeyi mümkün kıldı.   

LOX tankı , 10  m çapında ve 6.7  m yüksekliğinde elipsoidal bir kaptı . On iki milin (büyük üçgen bölümler) ve üst ve alt için iki dairesel parçanın kaynaklanmasıyla oluşturulmuştur. Her bir mil, senkronize edilmiş  üç seri patlayıcı yük (fr) için 211.000 litrelik bir su deposu içindeki hidrolik basınçla şekillendirildi .  

LH2 tankı altı silindirden oluşuyordu: beşi 2.4  m yüksekliğinde ve altıncı 0.69  m . Sıvı hidrojenin mutlak sıfırın (20 K veya -252 ° C veya -423 ° F ) yaklaşık 20  ° C üzerinde depolanması gerektiğinden en büyük zorluk yalıtımdı ve bu da çok etkili yalıtım gerektiriyordu. İlk denemeler iyi sonuç vermedi: Bağlanma ve hava ceplerinde sorunlar vardı. Test edilen son yöntem, yalıtımın elle püskürtülmesi ve fazlalığın azaltılmasıydı.   

S-II, kaynakları kolaylaştırmak ve yapının geniş dairesel bölümlerini doğru şekilde tutmak için dikey olarak inşa edildi.

Bir görev sırasında operasyon

Roket 68 km yüksekliğe ulaştığında ilk etaptan devralan S- II etabı ,  357  s (6 dakikadan biraz daha az) çalışır: fırlatıcının 185 km yüksekliğe ve hıza ulaşmasını sağlar.  ve 24,600 km / saat ( 6.3 km / s ), bir uzay aracı yörüngede kalmak için izin hızına bir değer yakın (yaklaşık 7 / km s ).    

İkinci aşamanın motorları iki aşamada ateşlenir. İlk aşamadan fırlatıldıktan sonra, fırlatıcı sadece ataletinde ilerler ve iticiler tanklarında ağırlıksız bir şekilde yüzerek motorların ateşlenmesini önler. Ayrıca katı yakıtlı çökeltme roketleri , itici gazları tankların dibine bastırmak için 4 saniye hızlanır, böylece ikinci aşamadaki motorlar ateşlendiklerinde doğru bir şekilde beslenir. Ardından beş J-2 motoru ateşlenir. Yerleşim roketlerinin sayısı görevlere göre değişiklik gösterdi: ilk iki uçuş için sekiz, sonraki uçuşlar için dört oldu. İlk etaptan ayrıldıktan yaklaşık 30 saniye sonra, iki etap arasında yer alan ve aynı zamanda çöken roketlere destek görevi gören etek, fırlatıcıyı hafifletmek için serbest bırakılır. Bu ayırma manevrası büyük bir hassasiyet gerektirir, çünkü motorları çevreleyen ve bunlardan sadece 1 m uzaklıkta olan bu silindirik parça  geçerken onlara dokunmamalıdır. Aynı zamanda Apollo uzay aracının bir arıza durumunda fırlatıcısından koparmak için üstüne takılan kurtarma kulesi de fırlatılıyor.

İkinci aşamanın ateşlenmesinden yaklaşık 38 saniye sonra, fırlatıcının yönlendirme sistemi, kesin bir yörünge oluşturan önceden kaydedilmiş bir yönlendirme sisteminden yerleşik bilgisayarlar tarafından kontrol edilen otonom navigasyona geçer. İkincisi, ivmeölçerler ve irtifa ölçüm cihazları gibi ekipman bölmesindeki aletler tarafından görevlerinde desteklenir. Mürettebat, yerleşik bilgisayarlar kabul edilebilir yörüngelerin sınırlarının dışına çıkarsa kontrolü geri alabilir: Apollo uzay aracında bulunan kumanda kollarından birini kullanarak görevi iptal edebilir veya fırlatıcının kontrolünü ele geçirebilirler . İkinci aşama durmadan yaklaşık 90 saniye önce, orta motor, "  pogo etkisi  " olarak bilinen boylamasına salınımları azaltmak için kapanır . Apollo 14'ten bir pogo etkisi zayıflatma sistemi yerleştirildi , ancak merkezi motor önlem olarak önceki uçuşlarda olduğu gibi kapatılmaya devam edildi. Yaklaşık aynı zamanda, ikinci aşama uçuşunun sonunda tanklarda mümkün olduğunca az itici gazın kalmasını sağlamak için iki iticinin karışım oranını değiştirerek sıvı oksijen akışı azaltılır . Bu işlem belirli bir Delta-V değeri için gerçekleştirildi . Tankların altındaki beş sensörden ikisi itici gazların tükendiğini tespit ettiğinde, Saturn V roket kontrol sistemleri ikinci aşama serbest bırakma dizisini başlatır. İkinci aşama kapandıktan bir saniye sonra ikincisi ayrılır ve saniyenin onda biri sonra üçüncü aşama yanar. Powder retro - ikinci etabın üst kısmındaki ara aşamaya monte edilen roketler , boş ikinci aşamayı fırlatıcının geri kalanından uzağa itmek için ateşlenir. S- II aşaması , fırlatma sahasından yaklaşık 4.200 km uzağa  düşer .

Katlar inşa edildi

Seri numarası kullanım Yayın tarihi Mevcut konum Notlar
S-II-F S-II-S / D ve S-II-T'nin yok edilmesinden sonra yedek Dinamik Test Aşaması olarak kullanılır At ABD Uzay ve Roket Merkezi , Huntsville , Alabama
34 ° 42 '36 "N, 86 ° 39' 18" W
S-II-T Bir patlamada yok olan 28 Mayıs 1966
S-II-D İnşaat iptal edildi
S-II-S / D Yapısal ve Dinamik Test Aracı Bir test tezgahında yok edilen 29 Eylül 1965
S-II-1 Apollo 4 9 Kasım 1967 32 ° 12 ′ K, 39 ° 40 ′ B Taşınan "makinesi Hedefler" ön önlük etrafında aralıklı ve taşınan kameralar birinci kattan ayırma kayıt
S-II-2 Apollo 6 4 Nisan 1968 Birinci kattan ayrılığı kaydetmek için taşınan kameralar
S-II-3 Apollo 8 21 Aralık 1968 31 ° 50 ′ K, 38 ° 00 ′ B
S-II-4 Apollo 9 3 Mart 1969 31 ° 28′ K, 34 ° 02 ′ B 1.800  kg daha hafif, 600  kg ek taşıma kapasitesi sağlar, daha fazla LOX taşır ve daha güçlü motorlara sahiptir.
S-II-5 Apollo 10 18 Mayıs 1969 31 ° 31 ′ K, 34 ° 31 ′ B
S-II-6 Apollo 11 16 Temmuz 1969 31 ° 32′ K, 34 ° 51 ′ B
S-II-7 Apollo 12 14 Kasım 1969 31 ° 28′ K, 34 ° 13 ′ B
S-II-8 Apollo 13 11 Nisan 1970 32 ° 19 ′ K, 33 ° 17 ′ B
S-II-9 Apollo 14 31 Ocak 1971
S-II-10 Apollo 15 26 Temmuz 1971
S-II-11 Apollo 16 16 Nisan 1972
S-II-12 Apollo 17 7 Aralık 1972
S-II-13 Skylab 1 14 Mayıs 1973 En üst kat gibi davranacak şekilde değiştirildi
S-II-14 Apollo 18 (iptal edildi) Yok Apollo-Saturn V Merkezi , Kennedy Uzay Merkezi
28 ° 31 ′ 26 ″ N, 80 ° 41 ′ 00 ″ W 		İptal edilen Apollo 18 görevinden.
S-II-15 Skylab B (başlatılmadı) Yok Johnson Uzay Merkezi SA-515'ten NASA'nın kullanmadığı yedek Skylab.

Referanslar

  1. (inç) "  Zemin ateşleme ağırlıkları  " ( 26 Temmuz 2014'te erişildi ) .

Ayrıca görün