S-II - S-II
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| Fabricante | norte-americano |
|---|---|
| País de origem | EUA |
| Usado em | |
| Características gerais | |
| Altura | 24,9 m (82 pés) |
| Diâmetro | 10 m (33 pés) |
| Massa bruta | 480.000 kg (1.058.000 lb) |
| Massa propelente | 443.000 kg (977.000 lb) |
| Massa vazia | 36.200 kg (79.700 lb) |
| Histórico de lançamento | |
| Status | Aposentado |
| Total de lançamentos | 13 |
| Sucessos (apenas estágio) |
12 |
| De outros | Falha parcial ( Apollo 6 ) |
| Primeiro voo | 9 de novembro de 1967 (AS-501) Apollo 4 |
| Último voo | 14 de maio de 1973 (AS-513) Skylab 1 |
| Rocketdyne J-2 | |
| Motores | 5 |
| Impulso | 4.400 kN (1.000.000 lbf) |
| Impulso específico | 421 segundos (4,13 km / s) |
| Tempo de queima | 367 s |
| Propulsor | LH 2 / LOX |
O S-II (pronuncia-se "S-dois") foi o segundo estágio do foguete Saturn V. Foi construído pela North American Aviation . Usando hidrogênio líquido (LH2) e oxigênio líquido (LOX), ele tinha cinco motores J-2 em um padrão de quincunce . O segundo estágio acelerou o Saturn V através da atmosfera superior com 1.000.000 libras-força (4,4 MN) de empuxo.
História
O início do S-II veio em dezembro de 1959, quando um comitê recomendou o projeto e a construção de um motor movido a hidrogênio líquido de alto empuxo . O contrato desse motor foi dado à Rocketdyne e mais tarde seria chamado de J-2 . Ao mesmo tempo, o design do palco S-II começou a tomar forma. Inicialmente, deveria ter quatro motores J-2 e ter 74 pés (23 m) de comprimento e 260 polegadas (6,6 m) de diâmetro.
Em 1961, o Marshall Space Flight Center iniciou o processo para encontrar o empreiteiro para construir o palco. Das 30 empresas aeroespaciais convidadas para uma conferência onde os requisitos iniciais foram estabelecidos, apenas sete apresentaram propostas um mês depois. Três deles foram eliminados depois que suas propostas foram investigadas. No entanto, foi decidido que as especificações iniciais para todo o foguete eram muito pequenas e então decidiu-se aumentar o tamanho dos estágios usados. Isso levantou dificuldades para as quatro empresas restantes, pois a NASA ainda não havia decidido sobre vários aspectos do palco, incluindo o tamanho e os estágios superiores que seriam colocados no topo.
No final, em 11 de setembro de 1961, o contrato foi concedido à North American Aviation (que também ganhou o contrato para o Módulo de Comando / Serviço Apollo ), com a fábrica construída pelo governo em Seal Beach , Califórnia .
Configuração
Quando totalmente carregado com propelente, o S-II tinha uma massa de cerca de 481 toneladas . O hardware era apenas 7,6% disso - 92,4% era hidrogênio líquido e oxigênio líquido.
Na parte inferior estava a estrutura de empuxo suportando cinco motores J-2 em um arranjo de quincunce . O motor central foi consertado, enquanto os outros quatro foram suspensos , semelhantes aos motores do estágio S-IC abaixo.
Em vez de usar um intertanque (contêiner vazio entre os tanques) como o S-IC , o S-II usava uma antepara comum (semelhante àquela dos estágios S-IV e S-IVB ) que incluía a parte superior do tanque LOX e fundo do tanque LH2. Consistia em duas folhas de alumínio separadas por uma estrutura em favo de mel feita de resina fenólica . Ele isolou um diferencial de temperatura de 126 ° F (70 ° C) entre os dois tanques. O uso de uma antepara comum economizou 3,6 toneladas de peso, tanto pela eliminação de uma antepara quanto pela redução do comprimento total do estágio.
A LOX tanque foi um elipsoidal recipiente de 10 metros de diâmetro e 6,7 metros de altura, segurando-se a 83.000 galões (310 m 3 ) ou 789.000 libras (358 t) de oxidante. Era formado pela soldagem de 12 gomos (grandes seções triangulares) e duas peças circulares para a parte superior e inferior. Os gomos foram formados pelo posicionamento em um tanque de 211.000 litros de água com três conjuntos de explosões subaquáticas cuidadosamente orquestradas para dar forma a cada gore.
O tanque LH2 foi construído com seis cilindros: cinco tinham 2,4 metros de altura e o sexto 0,69 metros. O maior desafio foi o isolamento. O hidrogênio líquido deve ser mantido mais frio do que cerca de 20 ° C acima do zero absoluto (−423 ° F ou 20,4 K ou −252,8 ° C), portanto, um bom isolamento é muito importante. As tentativas iniciais não funcionaram bem: havia problemas de ligação e bolsas de ar. Inicialmente, o palco foi isolado com um material de favo de mel. Esses painéis tinham ranhuras fresadas na parte traseira que eram purgadas com hélio durante o enchimento. O método final era pulverizar o isolamento com a mão e aparar o excesso. Essa mudança economizou peso e tempo e evitou totalmente os problemas com bolsas de ar. O volume do tanque de LH2 foi 260.000 galões (980 m 3 ) para o armazenamento de 153.000 libras (69 t) de hidrogénio líquido.
O S-II foi construído verticalmente para auxiliar na soldagem e manter as grandes seções circulares no formato correto.
Palcos construídos
| Número de série | Usar | Data de lançamento | Localização atual | Notas |
|---|---|---|---|---|
| S-II-F | Usado como substituição do Estágio de Teste Dinâmico após destruição de S-II-S / D e S-II-T | No US Space & Rocket Center , Huntsville, Alabama 34 ° 42′38 ″ N 86 ° 39′26 ″ W / 34,710544 ° N 86,657185 ° W |
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| S-II-T | Destruída por acidente durante o teste de pressão em 28 de maio de 1966 | |||
| S-II-D | Construção cancelada | |||
| S-II-S / D | Veículo de teste estrutural e dinâmico | Destruída em bancada de testes em 29 de setembro de 1965 | ||
| S-II-1 | Apollo 4 | 9 de novembro de 1967 | 32 ° 12′N 39 ° 40′W / 32.200 ° N 39.667 ° W | Carregava "alvos de câmera" espaçados ao redor da saia dianteira e carregava câmeras para registrar a separação do primeiro estágio |
| S-II-2 | Apollo 6 | 4 de abril de 1968 | Câmeras carregadas para registrar a separação do primeiro estágio, semelhante à Apollo 4. Dois motores falharam durante a subida devido à oscilação do pogo e fiação de controle do motor incorreta. | |
| S-II-3 | Apollo 8 | 21 de dezembro de 1968 | 31 ° 50′N 38 ° 0′W / 31,833 ° N 38.000 ° W | |
| S-II-4 | Apollo 9 | 3 de março de 1969 | 31 ° 28′N 34 ° 2′W / 31,467 ° N 34,033 ° W | 1800 kg mais leve, permitindo 600 kg a mais de carga útil, motores mais potentes e transportando mais LOX |
| S-II-5 | Apollo 10 | 18 de maio de 1969 | 31 ° 31′N 34 ° 31′W / 31,517 ° N 34,517 ° W | |
| S-II-6 | Apollo 11 | 16 de julho de 1969 | 31 ° 32′N 34 ° 51′W / 31,533 ° N 34,850 ° W | |
| S-II-7 | Apollo 12 | 14 de novembro de 1969 | 31 ° 28′N 34 ° 13′W / 31,467 ° N 34,217 ° W | |
| S-II-8 | Apollo 13 | 11 de abril de 1970 | 32 ° 19′N 33 ° 17′W / 32,317 ° N 33,283 ° W | O motor interno falhou durante a subida devido à oscilação do pogo. |
| S-II-9 | Apollo 14 | 31 de janeiro de 1971 | ||
| S-II-10 | Apollo 15 | 26 de julho de 1971 | ||
| S-II-11 | Apollo 16 | 16 de abril de 1972 | ||
| S-II-12 | Apollo 17 | 7 de dezembro de 1972 | ||
| S-II-13 | Skylab 1 | 14 de maio de 1973 | 34 ° 00′N 19 ° 00′W / 34.000 ° N 19.000 ° W | Modificado para atuar como o estágio terminal. O único S-II a entrar na órbita terrestre, fez uma reentrada descontrolada no Atlântico em 11 de janeiro de 1975. Interstage não conseguiu se separar devido a danos à carga útil durante o lançamento. |
| S-II-14 | Apollo 18 (cancelada) | N / D |
Apollo-Saturn V Center , Kennedy Space Center 28 ° 31′26 ″ N 80 ° 41′00 ″ W / 28,52385 ° N 80,68345 ° W |
Da missão cancelada da Apollo 18. |
| S-II-15 | Skylab 1 reserva (não voado) | N / D |
Centro Espacial Johnson 29 ° 33′15 ″ N 95 ° 05′39 ″ W / 29,554051 ° N 95,094266 ° W |
Do SA-515, o veículo reserva Skylab que a NASA não usou. |
Veja também
Referências
- Bilstein, Roger E. (1980). Estágios para Saturno: uma história tecnológica dos veículos de lançamento Apollo / Saturn . NASA History Series SP-4206. NASA .
- Página de referência da Apollo Saturn