S-II

Разработка S-II началась в декабре 1959 г., когда комитет выработал рекомендации по проектированию и производству двигателя на жидком водороде с высокой тягой. Контракт на этот двигатель, позднее получивший обозначение J-2 получила фирма Рокетдайн. В то же самое время начал принимать форму проект ступени S-II. Первоначально она предполагалась 22,5 м в длину и 6,5 м в диаметре, с четырьмя двигателями J-2.

В 1961 г. Центр космических полётов им. Маршалла приступил к поиску подрядчика на строительство ступени. Из 30 аэрокосмических компаний приглашенных на встречу, где были оглашены первоначальные требования, предложения только семи были через месяц допущены к рассмотрению. После изучения три из них были отвергнуты. Однако, позднее было решено, что первоначальные спецификации всей ракеты были слишком занижены и поэтому необходимо увеличить размеры всех ступеней. Это вызвало сложности у четырёх оставшихся компаний, поскольку НАСА всё ещё не приняло решения относительно различных аспектов ступени, включая размеры и тип верхних ступеней, которые должны были на неё устанавливаться.

В конечном счёте 11 сентября 1961 г. был заключён контракт с фирмой North American Aviation (которая также получила контракт на командный и служебный модуль Аполлон), завод которой был построен правительством в Сил Бич, Калифорния.

Ступень S-II состояла из верхнего переходника, топливных баков, двигательного отсека с пятью ЖРД J-2, нижнего переходника между первой ступенью S-IC и второй ступенью S-II. Топливный отсек включал в себя сферический бак жидкого кислорода объёмом 370 м³ (360 тонн жидкого кислорода) и цилиндрический бак жидкого водорода объемом 1100 м³ (70 тонн жидкого водорода). При полной заправке S-II весила около 481 т, 7,6 % составлял вес собственно ступени, 92,4 % — вес топлива и окислителя.

В нижней части ступени было установлено пять двигателей J-2: один был неподвижно зафиксирован в центре, остальные четыре устанавливались на внешнем кольце в кардановых подвесах, они могли поворачиваться для управления вектором тяги.

Водородный бак был покрыт теплоизоляцией, чтобы уменьшить потери от испарения жидкого водорода. Благодаря этому вес ступени был уменьшен на 1,4 тонны. Кислородный и водородный баки имели общее днище, состоящее из сэндвичевой структуры — двух алюминиевых оболочек с сотовым заполнителем на основе фенола между ними. В результате была достигнута степень теплоизоляции, обеспечившая разницу температур между двумя баками в 70 °C. Применение общего днища позволило сэкономить 3,6 т веса по сравнению с вариантом с индивидуальными днищами.

Отсек жидкого кислорода представляет собой эллипсоидный контейнер диаметром 10 м и высотой 6,7 м. Он сварен из 12 клиньев и двух круглых деталей на торцах. Каждый из клиньев был получен путём тщательной организованной серии из трёх подводных взрывов внутри бака ёмкостью 211 000 л.Отсек жидкого водорода состоит из шести цилиндров: пяти высотой 2,4 м и шестого высотой 0,69 м. Наибольшей сложностью была теплоизоляция, поскольку жидкий водород должен храниться при температуре не выше 20 K (−252 °C). Первоначальные решения оказались неудачными: встречались негерметичные фрагменты сварных швов и газовые пузыри. Окончательный вариант предусматривал ручное нанесение теплоизолирующего покрытия спреем с последующим удалением излишков.Конструкция S-II была вертикальной, чтобы упростить сварку и обеспечить правильность формы больших круглых деталей.

Наддув баков горючего и окислителя производится газифицированным водородом и кислородом соответственно.

На нижнем переходнике были устнавлены 8 тормозных твердотопливных ракетных двигателя (Тяга каждого тормозного РДТТ 39 т, время работы 0,66 с), запускавшихся после отделения первой ступени, чтобы осадить топливо в баках S-II, перед запуском её двигателей. (У ракет-носителей Сатурн применялся принцип холодного разделения ступеней) Через 30 секунд после запуска двигателей переходник сбрасывается пиротолкателями.^[1]

На верхнем переходнике установлено 4 тормозных твердотопливных ракетных двигателя, которые запускаются после отделения третьей ступени, S-IVB, и тормозят 2 ступень.^[1]

Как и на первой ступени у S-II, 5 двигателей, один в центре и четыре по периферии, поворотом последних достигается управление ракетой. Двигатели J-2, Каждый из них дает тягу 102 тс.

Двигательная установка второй ступени работает примерно 390 секунд и выключается на высоте 186 км при скорости полета 6,88 км/с.

• Серия «Ракетостроение», том 3, И. И. Шунейко, Пилотируемые полеты на Луну, конструкция и характеристики Saturn V Apollo, Москва, 1973 год.
• В. И. Феодосьев, «Основы техники ракетного полета», издание второе, исправленное, М., «Наука», ГРФМЛ, 1981, стр. 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, том 2.

• Ступени Сатурна
• Apollo Saturn Reference Page