S-II

S-II  este o etapă de rachetă americană . A fost folosit pe vehiculul de lansare Saturn V ca a doua etapă, a funcționat la locul de lansare în atmosfera superioară. Producător: North American Aviation . Combustibilul este hidrogen lichid, oxidantul  este oxigen lichid. Impingerea - 5 MN.

Istoricul creației

Dezvoltarea S-II a început în decembrie 1959, când un comitet a făcut recomandări pentru proiectarea și producerea unui motor cu hidrogen lichid de mare forță . Contractul pentru acest motor, desemnat mai târziu J-2 , a fost atribuit lui Rocketdyne . În același timp, designul etapei S-II a început să prindă contur. Inițial, trebuia să aibă 22,5 m lungime și 6,5 m diametru, cu patru motoare J-2.

În 1961, Centrul pentru Zboruri Spațiale. Marshall a început să caute un antreprenor care să construiască scena. Din cele 30 de companii aerospațiale invitate la întâlnire, unde au fost anunțate cerințele inițiale, doar șapte propuneri au fost permise să fie luate în considerare după o lună. După studii, trei dintre ei au fost respinși. Cu toate acestea, ulterior s-a decis că specificațiile inițiale pentru întreaga rachetă erau prea mici și, prin urmare, toate etapele trebuiau supradimensionate. Acest lucru a cauzat dificultăți celor patru companii rămase, întrucât NASA încă nu luase o decizie cu privire la diferite aspecte ale scenei, inclusiv dimensiunea și tipul treptelor superioare care urmau să fie instalate pe ea.

Contractul a fost în cele din urmă atribuit la 11 septembrie 1961, companiei North American Aviation (care a primit și contractul pentru Modulul de Comandă și Service Apollo ), a cărei fabrică a fost construită de guvern în Seal Beach , California .

Constructii

Etapa S-II a constat dintr-un adaptor superior, rezervoare de combustibil, un compartiment motor cu cinci motoare rachete J-2, un adaptor inferior între prima etapă S-IC și a doua etapă S-II. Compartimentul de combustibil includea un rezervor sferic de oxigen lichid cu un volum de 370 m³ (360 de tone de oxigen lichid) și un rezervor cilindric de hidrogen lichid cu un volum de 1100 m³ (70 de tone de hidrogen lichid). Când a fost alimentat complet, S-II cântărea aproximativ 481 de tone, 7,6% era greutatea etapei în sine, 92,4% era greutatea combustibilului și a oxidantului.

Cinci motoare J-2 au fost montate în partea de jos a scenei : unul a fost fixat fix în centru, restul de patru au fost montate pe inelul exterior în cardan, se puteau întoarce pentru vectorul de tracțiune .

Rezervorul de hidrogen a fost acoperit cu izolație termică pentru a reduce pierderile de la evaporarea hidrogenului lichid. Datorită acestui fapt, greutatea scenei a fost redusă cu 1,4 tone. Rezervoarele de oxigen și hidrogen aveau un fund comun, constând dintr-o structură tip sandwich - două carcase de aluminiu cu un miez de fagure pe bază de fenol între ele. Ca urmare, s-a realizat un grad de izolare termică, care a asigurat o diferență de temperatură între cele două rezervoare de 70 °C. Utilizarea unui fund comun a făcut posibilă economisirea a 3,6 tone de greutate în comparație cu opțiunea cu funduri individuale.

Compartimentul de oxigen lichid este un recipient elipsoidal cu diametrul de 10 m si inaltimea de 6,7 m. Este sudat din 12 pene si doua piese rotunde la capete. Fiecare dintre pene a fost obținută printr-o serie atent organizată de trei explozii subacvatice în interiorul unui rezervor cu o capacitate de 211.000 de litri. Compartimentul cu hidrogen lichid este format din șase cilindri: cinci cu o înălțime de 2,4 m și un al șaselea cu o înălțime de 0,69 m. Izolarea termică a fost cea mai mare dificultate, deoarece hidrogenul lichid trebuie depozitat la o temperatură care să nu depășească 20 K (−252 ° C). Soluțiile inițiale nu au avut succes: au existat scurgeri de fragmente de suduri și bule de gaz. Designul final a implicat aplicarea manuală a stratului izolator cu un spray și apoi îndepărtarea excesului. Designul S-II a fost vertical pentru a facilita sudarea și pentru a asigura o formă adecvată a pieselor rotunde mari.

Rezervoarele de combustibil și de oxidant sunt presurizate cu hidrogen și, respectiv, oxigen gazeificat.

Pe adaptorul inferior, au fost instalate 8 motoare de rachetă cu frână cu combustibil solid (Impingerea fiecărei frâne a motorului rachetă cu combustibil solid 39 tone, timp de funcționare 0,66 s), lansate după separarea primei etape pentru precipitarea combustibilului în rezervoarele S-II, înainte de a-și porni motoarele. ( Vehiculele de lansare Saturn au folosit principiul separării fazei la rece) La 30 de secunde după pornirea motoarelor, adaptorul este scăpat de piro-împingătoare. [unu]

Adaptorul superior are 4 motoare de rachetă cu combustibil solid de frână, care sunt lansate după separarea celei de-a treia etape, S-IVB , și frânează etapa a 2-a. [unu]

Ca și în prima etapă a lui S-II, 5 motoare, unul în centru și patru la periferie, prin rotirea acestuia din urmă se realizează controlul rachetei. Motoare J-2 , Fiecare dintre ele oferă o forță de 102 tf.

Sistemul de propulsie al celei de-a doua etape funcționează timp de aproximativ 390 de secunde și se oprește la o altitudine de 186 km la o viteză de zbor de 6,88 km/s.

Pași construiti

Note

1. ↑ 1 2 Designul și caracteristicile lui Saturn V Apollo . Consultat la 27 iulie 2009. Arhivat din original la 18 iunie 2012. (nedefinit)

Literatură

• Seria „Rocket Science”, volumul 3, I. I. Shuneiko, Zboruri cu echipaj pe Lună, design și caracteristici ale lui Saturn V Apollo, Moscova, 1973.
• V. I. Feodosiev, „Fundamentals of rocket flight technology”, ediția a doua, revizuită, M., „Nauka”, SRFML, 1981, pp. 75-89
• Bilstein, Roger E. (1996). Format PDF Etape către Saturn: O istorie tehnologică a vehiculelor de lansare Apollo/Saturn. NASA SP-4206. ISBN 0-16-048909-1 .
• Descrieri ale sistemelor Apollo, volumul 2.

Link -uri

• Saturn pași
• Pagina de referință Apollo Saturn