S-II

Wikipedia
Loikkaa: valikkoon, hakuun
S-II
S-II-vaihetta nostetaan paikalleen VAB:ssä.
S-II-vaihetta nostetaan paikalleen VAB:ssä.
Valmistaja North American Aviation
Maa Yhdysvallat
Korkeus 24,9 m
Halkaisija 10 m
Massa 480,9 Mkg
Käyttökohde Saturn V (vaihe 2)
Saturn INT-21 (vaihe 2)
Moottori 5 kpl J-2
Työntövoima 5,115 MN
Ajoaine LOX/LH2
Ajoaika 367 s

S-II oli North American Aviationin rakentama Saturn V -kantoraketin toinen vaihe. Viittä J-2-rakettimoottoria käyttäen se kiihdytti Saturn V:tä läpi ylemmän ilmakehän 5 MN työntövoimalla.

Historia[muokkaa | muokkaa wikitekstiä]

S-2:n kasaushalli Seal Beachissä

S-II:n kehittäminen sai alkunsa joulukuussa 1959, kun komitea suositteli suurityöntövoimaista nestemäistä vetyä polttavan rakettimoottorin valmistamista. Sopimuksen sai Rocketdyne ja sitä alettiin myöhemmin kutsua nimellä J-2. Samaan aikaan itse S-II -vaihe alkoi muotoutua. Aluksi siinä oli tarkoitus olla neljä J-2-moottoria ja sen pituuden olla 22,5 metriä ja halkaisijan 6,5 metriä.

Vuonna 1961 Marshall Space Flight Center alkoi etsiä vaiheelle rakentajaa. Kokoukseen jossa alustavat suunnitelmat esitettiin kutsuttiin 30 alan yritystä, näistä vain 7 toimitti kuukauden päästä ehdotelman. Kolme näistä hylättiin tarkastelun jälkeen. Sitten koko raketti todettiin liian pieneksi ja vaihetta jouduttiin suurentamaan. Vielä mukana oleville neljälle yritykselle tuotti vaikeuksia se, ettei NASA ollut vielä päättänyt monesta ratkaisevasta kohdasta, kuten raketin koosta ja seuraavien vaiheiden ominaisuuksista.

Lopulta 1961-09-1111. syyskuuta 1961 sopimus myönnettiin North American Aviationille, joka tuli valmistamaan myös Apollon komentomoduulin. Hallitus rakensi tuotantolaitoksen Seal Beachiin Kaliforniaan.

Rakentaminen[muokkaa | muokkaa wikitekstiä]

Poikkileikkauspiirros S-II -vaiheesta

Vaiheen laukaisumassa oli 500 Mkg, josta peräti 97 prosenttia oli nestemäistä vetyä ja happea. Vaiheen pohjassa oli moottorikoneikko, joka kantoi viisi J-2-moottoria. Keskimmäinen moottori oli kiinnitetty suuntaansa, mutta ulkokehän neljä moottoria olivat käännettävissä raketin ohjaamiseksi. "Välitankin" (tyhjä tila säiliöiden välissä) sijaan S-II:ssä käytettiin yhteistä väliseinää, jossa oli LOX-säilön yläosa ja LH2-säiliön alaosa. Väliseinä muodostui kahdesta alumiinilevystä, joiden välissä oli hunajakennon muotoinen fenoli-eriste. Se eristi säiliöiden välistä 70 °C:n lämpötilaeroa. Väliseinän käyttö säästi 3,6 tonnia massaa.

LOX-säiliö oli ellipsoidin-muotoinen ja 10 metriä halkaisijaltaan ja 6,7 metriä pitkä. Se muodostettiin hitsaamalla 12 kiilanmuotoista levyä rungoksi ja molempiin päihin pyöreät levyt. Kiilanmuotoiset levyt muotoiltiin 211 000 litran vesisäiliössä kolmella huolellisesti asetetulla vedealaisella räjäytyksellä. LH2-säilö rakennettiin kuudesta sylinteristä, viidestä 2,4 metriä korkeasta ja yhdhdestä 0,69 metriä korkeasta. Suurin haaste oli eristäminen, sillä vedyn tuli nestemäisenä pysyäkseen olla alle 20 K:n lämpötilassa. Aluksi ongelmina olivat eristyksen pysyminen ja ilmakuplat. Lopullisessa menetelmässä eriste sumutettiin käsin ja liika leikattiin pois.

S-II valmistettiin pystyasennossa hitsaamisen helpottamiseksi ja oikean muodon säilyttämiseksi.

Rakennetut vaiheet[muokkaa | muokkaa wikitekstiä]

Sarjanumero Käyttö Laukaisupäivä Sijainti Huomioita
S-II-F Käytettiin dynaamisena testikappaleena S-II-S/D ja S-II-T tuhoutumisten jälkeen U.S. Space & Rocket Centerissä Huntsvillessä Alabamassa
34°42′36″N, 086°39′18″W
S-II-T Tuhoutui räjähdyksessä 1966-05-2828. toukokuuta 1966
S-II-D rakentaminen peruutettiin
S-II-S/D Rakenteellinen ja dynaaminen testikappale Tuhoutui testialustalle 1965-09-2929. syyskuuta 1965
S-II-1 Apollo 4 1967-11-099. marraskuuta 1967 32°12′N, 039°40′W Kuljetti kameroita ensimmäisen vaiheen irtoamisen kuvaamiseksi
S-II-2 Apollo 6 1968-04-044. huhtikuuta 1968 Kuljetti kameroita ensimmäisen vaiheen irtoamisen kuvaamiseksi
S-II-3 Apollo 8 1968-12-2121. joulukuuta 1968 31°50′N, 038°00′W
S-II-4 Apollo 9 1969-03-033. maaliskuuta 1969 31°28′N, 034°02′W 1 800 kg kevyempi vesio mahdollisti 600 kg lisää hyötykuormaa, suuremmat moottorit ja enemmän LOX:ia
S-II-5 Apollo 10 1969-05-1818. toukokuuta 1969 31°31′N, 034°31′W
S-II-6 Apollo 11 1969-07-1616. heinäkuuta 1969 31°32′N, 034°51′W
S-II-7 Apollo 12 1969-11-1414. marraskuuta 1969 31°28′N, 034°13′W
S-II-8 Apollo 13 1970-04-1111. huhtikuuta 1970 32°19′N, 033°17′W Moottori petti nousun aikana pystysuuntaisten värähtelyjen seurauksena
S-II-9 Apollo 14 1971-01-3131. tammikuuta 1971
S-II-10 Apollo 15 1971-07-2626. heinäkuuta 1971
S-II-11 Apollo 16 1972-04-1616. huhtikuuta 1972
S-II-12 Apollo 17 1972-12-077. joulukuuta 1972
S-II-13 Skylab 1 1973-05-1414. toukokuuta 1973 Muokattu päävaiheeksi
S-II-14 Apollo 18 (peruutettu) - Apollo-Saturn V Center, Kennedy Space Center
28°31′26″N, 080°41′00″W
S-II-15 Skylab 1 vararaketti (ei lentänyt) - Johnson Space Center SA-515:sta Skylabin vararaketista

Lähteet[muokkaa | muokkaa wikitekstiä]