S-II

S-II  är ett amerikanskt raketsteg . Det användes på Saturn V bärraket som andra steg, det fungerade på uppskjutningsplatsen i den övre atmosfären. Tillverkare: North American Aviation . Bränslet är flytande väte, oxidationsmedlet  är flytande syre. Dragkraft - 5 MN.

Skapande historia

Utvecklingen av S-II började i december 1959, när en kommitté gav rekommendationer för design och tillverkning av en motor med hög dragkraft för flytande väte . Kontraktet för denna motor, senare betecknad J-2 , tilldelades Rocketdyne . Samtidigt började utformningen av S-II-scenen ta form. Från början var det tänkt att den skulle vara 22,5 m lång och 6,5 m i diameter, med fyra J-2-motorer.

1961, Center for Space Flights. Marshall började leta efter en entreprenör för att bygga scenen. Av de 30 flygbolag som inbjudits till mötet, där de initiala kraven tillkännagavs, fick endast sju förslag behandlas efter en månad. Efter att ha studerat fick tre av dem avslag. Det beslutades dock senare att de ursprungliga specifikationerna för hela raketen var för låga och därför behövde alla etapper överdimensioneras. Detta orsakade svårigheter för de fyra återstående företagen, eftersom NASA fortfarande inte hade fattat något beslut angående olika aspekter av scenen, inklusive storleken och typen av övre scener som skulle installeras på den.

Kontraktet tilldelades slutligen den 11 september 1961 till North American Aviation (som också fick kontraktet för Apollo Command and Service Module ), vars fabrik byggdes av regeringen i Seal Beach , Kalifornien .

Konstruktion

S-II-steget bestod av en övre adapter, bränsletankar, ett motorrum med fem J-2-raketmotorer, en nedre adapter mellan S-IC första steget och S-II andra steget. Bränslefacket inkluderade en sfärisk tank för flytande syre med en volym på 370 m³ (360 ton flytande syre) och en cylindrisk tank för flytande väte med en volym av 1100 m³ (70 ton flytande väte). När den var fulltankad vägde S-II cirka 481 ton, 7,6% var vikten av själva scenen, 92,4% var vikten av bränslet och oxidatorn.

Fem J-2- motorer monterades längst ner på scenen : en var fast fixerad i mitten, de återstående fyra monterades på den yttre ringen i kardan, de kunde vridas för dragkraftsvektorering .

Vätgastanken täcktes med värmeisolering för att minska förlusterna från avdunstning av flytande väte. Tack vare detta minskade scenens vikt med 1,4 ton. Syre- och vätetankarna hade en gemensam botten, bestående av en sandwichstruktur - två aluminiumskal med en fenolbaserad bikakekärna mellan sig. Som ett resultat uppnåddes en grad av värmeisolering, vilket gav en temperaturskillnad mellan de två tankarna på 70 °C. Användningen av en gemensam botten gjorde det möjligt att spara 3,6 ton vikt jämfört med alternativet med individuella bottnar.

Facket för flytande syre är en ellipsformad behållare med en diameter på 10 m och en höjd av 6,7 m. Den är svetsad av 12 kilar och två runda delar i ändarna. Var och en av kilarna erhölls genom en noggrant organiserad serie av tre undervattensexplosioner inuti en tank med en kapacitet på 211 000 liter. Facket för flytande väte består av sex cylindrar: fem med en höjd av 2,4 m och en sjätte med en höjd av 0,69 m. Värmeisolering var den största svårigheten, eftersom flytande väte måste förvaras vid en temperatur som inte överstiger 20 K (−252 °) C). De första lösningarna var misslyckade: det fanns läckande fragment av svetsar och gasbubblor. Den slutliga designen innebar att man applicerade den isolerande beläggningen för hand med en spray och sedan avlägsnade överskottet. Designen av S-II var vertikal för att göra det lättare att svetsa och för att säkerställa att stora runda delar formades rätt.

Bränsle- och oxidationstankarna är trycksatta med förgasat väte respektive syre.

På den nedre adaptern installerades 8 raketmotorer med fast drivmedel för bromsar (dragkraft för varje raketmotor med fast drivmedel med broms 39 ton, drifttid 0,66 s), som lanserades efter separationen av det första steget för att fälla ut bränsle i S-II-tankarna, innan motorerna startas. ( Saturnus bärraketer använde principen om kallstegsseparering) 30 sekunder efter att motorerna startat tappas adaptern av pyro-skjutare. [ett]

Den övre adaptern har 4 raketmotorer med fast drivmedel med bromsar, som avfyras efter separation av det tredje steget, S-IVB , och bromsar det andra steget. [ett]

Som i det första steget av S-II, 5 motorer, en i mitten och fyra i periferin, genom att vrida den senare, uppnås kontroll över raketen. J-2- motorer , var och en av dem ger en dragkraft på 102 tf.

Framdrivningssystemet för det andra steget fungerar i cirka 390 sekunder och stängs av på en höjd av 186 km med en flyghastighet på 6,88 km/s.

Byggda steg

Anteckningar

1. ↑ 1 2 Design och funktioner hos Saturn V Apollo . Hämtad 27 juli 2009. Arkiverad från originalet 18 juni 2012. (obestämd)

Litteratur

• Serien "Rocket Science", volym 3, I. I. Shuneiko, Bemannade flygningar till månen, design och egenskaper hos Saturn V Apollo, Moskva, 1973.
• V. I. Feodosiev, "Fundamentals of rocket flight technology", andra upplagan, reviderad, M., "Nauka", SRFML, 1981, s. 75-89
• Bilstein, Roger E. (1996). PDF-format Stages to Saturn: A Technological History of the Apollo/Saturn Launch Vehicles. NASA SP-4206. ISBN 0-16-048909-1 .
• Apollo Systems Descriptions, volym 2.

Länkar

• Saturnus steg
• Apollo Saturnus referenssida