S-II - S-II

S-II
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L' étage Apollo 6 S-II lors des opérations d'empilement dans le VAB
Fabricant Nord Américain
Pays d'origine Etats-Unis
Utilisé sur
Caractéristiques générales
Hauteur 24,9 m (82 pi)
Diamètre 10 m (33 pi)
Masse brute 480 000 kg (1 058 000 lb)
Masse propulsive 443 000 kg (977 000 lb)
Masse vide 36 200 kg (79 700 livres)
Historique de lancement
Statut Retraité
Nombre total de lancements 13
Succès
(étape uniquement)
12
Autre Défaillance partielle ( Apollo 6 )
Premier vol 9 novembre 1967 (AS-501) Apollo 4
Dernier vol 14 mai 1973 (AS-513) Skylab 1
Rocketdyne J-2
Moteurs 5
Poussée 4 400 kN (1 000 000 lbf)
Impulsion spécifique 421 secondes (4,13 km/s)
Temps de combustion 367 s
Propergol LH 2 / LOX

Le S-II (prononcer « S-deux ») était la deuxième étape de la Saturn V fusée. Il a été construit par North American Aviation . Utilisant de l'hydrogène liquide (LH2) et de l'oxygène liquide (LOX), il disposait de cinq moteurs J-2 en quinconce . La deuxième étape a accéléré le Saturn V à travers la haute atmosphère avec 1 000 000 livres-force (4,4 MN) de poussée.

Histoire

Bâtiment d'assemblage S-II à Seal Beach, Californie

Le début du S-II a eu lieu en décembre 1959 lorsqu'un comité a recommandé la conception et la construction d'un moteur à hydrogène liquide à forte poussée . Le contrat pour ce moteur a été donné à Rocketdyne et il s'appellera plus tard le J-2 . Dans le même temps, la scénographie S-II a commencé à prendre forme. Initialement, il devait avoir quatre moteurs J-2 et mesurer 74 pieds (23 m) de long et 260 pouces (6,6 m) de diamètre.

En 1961, le Marshall Space Flight Center a commencé le processus pour trouver l'entrepreneur pour construire la scène. Sur les 30 entreprises aérospatiales invitées à une conférence où les exigences initiales ont été définies, seules sept ont soumis des propositions un mois plus tard. Trois d'entre eux ont été éliminés après examen de leurs propositions. Cependant, il a ensuite été décidé que les spécifications initiales de l'ensemble de la fusée étaient trop petites et il a donc été décidé d'augmenter la taille des étages utilisés. Cela a soulevé des difficultés pour les quatre sociétés restantes, car la NASA n'avait toujours pas décidé des divers aspects de la scène, notamment la taille et les étages supérieurs qui seraient placés au sommet.

Finalement, le 11 septembre 1961, le contrat a été attribué à North American Aviation (qui a également remporté le contrat pour le module de commande/service Apollo ), avec l'usine de fabrication construite par le gouvernement à Seal Beach , en Californie .

Configuration

Illustration en coupe de l'étage S-II (deuxième)

Lorsqu'il était entièrement chargé de propergol, le S-II avait une masse d'environ 481  tonnes . Le matériel n'en représentait que 7,6 %, dont 92,4 % étaient de l'hydrogène liquide et de l'oxygène liquide.

En bas se trouvait la structure de poussée supportant cinq moteurs J-2 en quinconce . Le moteur central était fixe, tandis que les quatre autres étaient à cardan , similaires aux moteurs de l' étage S-IC ci - dessous.

Au lieu d'utiliser un réservoir intermédiaire (conteneur vide entre les réservoirs) comme le S-IC , le S-II utilisait une cloison commune (similaire à celle des étages S-IV et S-IVB ) qui comprenait à la fois le haut du réservoir LOX et fond du réservoir de LH2. Il se composait de deux feuilles d' aluminium séparées par une structure en nid d'abeille en résine phénolique . Il a isolé un différentiel de température de 126 °F (70 °C) entre les deux réservoirs. L'utilisation d'une cloison commune a permis d'économiser 3,6 tonnes de poids, à la fois en éliminant une cloison et en réduisant la longueur totale de l'étage.

Le réservoir LOX était un conteneur ellipsoïdal de 10 mètres de diamètre et de 6,7 mètres de haut contenant jusqu'à 83 000 gallons américains (310 m 3 ) ou 789 000 livres (358 t) de comburant. Il a été formé en soudant 12 fuseaux (grandes sections triangulaires) et deux pièces circulaires pour le haut et le bas. Les fuseaux ont été façonnés en plaçant dans un réservoir d'eau de 211 000 litres avec trois ensembles d'explosions sous-marines soigneusement orchestrés pour façonner chaque fuseau.

Le réservoir LH2 était composé de six cylindres : cinq mesuraient 2,4 mètres de haut et le sixième 0,69 mètre de haut. Le plus gros défi était l'isolation. L'hydrogène liquide doit être maintenu à une température inférieure à environ 20 °C au-dessus du zéro absolu (−423 °F ou 20,4 K ou −252,8 °C), une bonne isolation est donc très importante. Les premières tentatives n'ont pas bien fonctionné : il y avait des problèmes de liaison et des poches d'air. Initialement, la scène était isolée avec un matériau en nid d'abeille. Ces panneaux avaient des rainures fraisées à l'arrière qui ont été purgées à l'hélium lors du remplissage. La méthode finale consistait à pulvériser l'isolant à la main et à couper l'excédent. Ce changement a permis d'économiser du temps et du poids et d'éviter complètement les problèmes de poches d'air. Le volume du réservoir LH2 était de 260 000 gallons américains (980 m 3 ) pour le stockage de 153 000 livres (69 t) d'hydrogène liquide.

Le S-II a été construit verticalement pour faciliter le soudage et maintenir les grandes sections circulaires dans la forme correcte.

Scènes construites

Numéro de série Utilisation Date de lancement Localisation actuelle Remarques
S-II-F Utilisé comme remplacement de l'étape de test dynamique après la destruction de S-II-S/D et S-II-T Au US Space & Rocket Center , Huntsville, Alabama
34°42′38″N 86°39′26″W / 34.710544°N 86.657185°W / 34.710544; -86.657185 ( S-II-F )
S-II-T Détruit par accident lors d'un test de pression le 28 Mai 1966
S-II-D Chantier annulé
S-II-S/D Véhicule d'essai structurel et dynamique Détruit au banc d'essai le 29 septembre 1965
S-II-1 Apollon 4 9 novembre 1967 32°12′N 39°40′W / 32.200°N 39.667°O / 32.200 ; -39.667 ( S-II-1 ) Porté des "cibles de caméra" espacées autour de la jupe avant et transporté des caméras pour enregistrer la séparation du premier étage
S-II-2 Apollo 6 4 avril 1968 Caméras embarquées pour enregistrer la séparation du premier étage, similaire à Apollo 4. Deux moteurs sont tombés en panne pendant l'ascension en raison d'une oscillation de pogo et d'un câblage de commande de moteur incorrect.
S-II-3 Apollo 8 21 décembre 1968 31°50′N 38°0′O / 31.833°N 38.000°O / 31,833 ; -38.000 ( S-II-3 )
S-II-4 Apollon 9 3 mars 1969 31°28′N 34°2′O / 31,467°N 34,033°W / 31,467 ; -34.033 ( S-II-4 ) 1800 kg plus léger permettant 600 kg de charge utile en plus, des moteurs plus puissants et emporté plus de LOX
S-II-5 Apollon 10 18 mai 1969 31°31′N 34°31′O / 31.517°N 34.517°O / 31.517 ; -34.517 ( S-II-5 )
S-II-6 Apollo 11 16 juillet 1969 31°32′N 34°51′O / 31.533°N 34.850°W / 31.533; -34.850 ( S-II-6 )
S-II-7 Apollo 12 14 novembre 1969 31°28′N 34°13′O / 31,467°N 34,217°W / 31,467 ; -34.217 ( S-II-7 )
S-II-8 Apollo 13 11 avril 1970 32°19′N 33°17′O / 32.317°N 33.283°O / 32.317 ; -33.283 ( S-II-8 ) Le moteur in-bord est tombé en panne pendant la remontée en raison d'une oscillation de pogo.
S-II-9 Apollon 14 31 janvier 1971
S-II-10 Apollo 15 26 juillet 1971
S-II-11 Apollon 16 16 avril 1972
S-II-12 Apollo 17 7 décembre 1972
S-II-13 Skylab 1 14 mai 1973 34°00′N 19°00′O / 34.000°N 19.000°O / 34.000 ; -19.000 ( S-II-13 ) Modifié pour servir d'étage terminal. Le seul S-II à entrer en orbite terrestre, a effectué une rentrée incontrôlée dans l'Atlantique le 11 janvier 1975. L'interstage n'a pas réussi à se séparer en raison des dommages causés à la charge utile lors du lancement.
S-II-14 Apollo 18 (annulé) N / A Centre Apollo-Saturne V , Centre spatial Kennedy
28°31′26″N 80°41′00″W / 28.52385°N 80.68345°W / 28.52385; -80.68345 ( S-II-14 )
De la mission Apollo 18 annulée.
S-II-15 Sauvegarde Skylab 1 (non volée) N / A Centre spatial Johnson
29°33′15″N 95°05′39″W / 29.554051°N 95.094266°W / 29.554051; -95.094266 ( S-II-15 )
De SA-515 le véhicule de secours Skylab que la NASA n'a pas utilisé.
Cartographiez toutes les coordonnées en utilisant : OpenStreetMap 
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Voir également

Les références