S-II
كانت المرحلة الثانية من صاروخ ساتورن 5 هي المرحلة S -II (تُنطق "إس-تو") . وقد صُنعت بواسطة شركة نورث أمريكان للطيران . استخدمت هذه المرحلة الهيدروجين السائل (LH₂ ) والأكسجين السائل (LOX)، واحتوت على خمسة محركات J-2 مرتبة بشكل خماسي . وقد ساهمت هذه المرحلة في تسريع الحمولة عبر طبقات الجو العليا بقوة دفع بلغت مليون رطل (4.4 ميغا نيوتن) .
تاريخ
بدأت المرحلة الثانية من الصاروخ S-II في ديسمبر 1959 عندما أوصت لجنة بتصميم وبناء محرك عالي الدفع يعمل بالهيدروجين السائل . أُسند عقد تصنيع هذا المحرك إلى شركة روكيتداين، والذي سُمي لاحقًا J-2 . في الوقت نفسه، بدأ تصميم المرحلة الثانية من الصاروخ S-II بالتبلور. كان من المقرر في البداية أن يضم أربعة محركات J-2، وأن يبلغ طوله 23 مترًا (74 قدمًا) وقطره 6.6 مترًا (260 بوصة) .
في عام ١٩٦١، بدأ مركز مارشال لرحلات الفضاء عملية البحث عن مقاول لبناء المرحلة الصاروخية. من بين ٣٠ شركة طيران وفضاء دُعيت إلى مؤتمرٍ وُضعت فيه المتطلبات الأولية، لم تُقدّم سوى سبع شركات عروضًا بعد شهر. تم استبعاد ثلاث منها بعد دراسة عروضها. ومع ذلك، تقرر لاحقًا أن المواصفات الأولية للصاروخ ككل كانت صغيرة جدًا، فتقرر زيادة حجم المراحل المستخدمة. وقد أثار هذا الأمر صعوباتٍ للشركات الأربع المتبقية، إذ لم تكن وكالة ناسا قد حسمت بعدُ أمر جوانب مختلفة من المرحلة، بما في ذلك حجمها والمراحل العلوية التي ستُركّب فوقها.
في 11 سبتمبر 1961، مُنح العقد لشركة نورث أمريكان أفييشن (التي مُنحت أيضًا عقد وحدة القيادة/الخدمة لأبولو )، وقامت الحكومة ببناء مصنع التصنيع في سيل بيتش ، كاليفورنيا . [ 1 ] وكان من المقرر إنتاج 15 مرحلة طيران.
وُضعت خطط أيضًا لبناء عشر مراحل لاحقة، من S-II-16 إلى S-II-25، لكن التمويل اللازم لتجميعها لم يتوفر أبدًا. [ 2 ] كان من المفترض أن تدعم هذه المراحل مهمات أبولو اللاحقة، بما في ذلك مهمات برنامج تطبيقات أبولو .
إعدادات
في الأسفل كان هيكل الدفع الذي يدعم خمسة محركات J-2 مرتبة بشكل خماسي . كان المحرك المركزي ثابتًا، بينما كانت المحركات الأربعة الأخرى متحركة ، على غرار المحركات الموجودة على المرحلة S-IC الموجودة أسفله.
بدلاً من استخدام خزان وسيط (حاوية فارغة بين الخزانات) كما في المرحلة S-IC ، استخدمت المرحلة S-II حاجزًا مشتركًا (مشابهًا لحاجز المرحلتين S-IV و S-IVB ) يشمل الجزء العلوي من خزان الأكسجين السائل والجزء السفلي من خزان الهيدروجين السائل. ويتكون هذا الحاجز من صفيحتين من الألومنيوم تفصل بينهما بنية على شكل خلية نحل مصنوعة من راتنج فينولي . وقد عزل هذا الحاجز فرق درجة حرارة قدره 70 درجة مئوية (126 درجة فهرنهايت) بين الخزانين. ووفر استخدام الحاجز المشترك 3.6 طن من الوزن، وذلك من خلال إلغاء حاجز واحد وتقليل الطول الإجمالي للمرحلة. تم اختبار تصميم الحاجز المشترك للمرحلة S-II في عام 1965 على نموذج مصغر لخزان اختبار الحاجز المشترك (CBTT)، والمكون من أسطوانتين فقط من خزانات الهيدروجين السائل. [ 3 ]
كان خزان الأكسجين السائل عبارة عن حاوية بيضاوية الشكل بقطر 10 أمتار وارتفاع 6.7 أمتار، تتسع لما يصل إلى 83,000 جالون أمريكي (310 متر مكعب ) أو 789,000 رطل (358 طنًا) من المؤكسد. [ 4 ] وقد شُكِّل عن طريق لحام 12 قطعة مثلثة كبيرة وقطعتين دائريتين للجزء العلوي والسفلي. وتم تشكيل القطع المثلثة بوضعها في خزان ماء سعته 211,000 لتر، مع ثلاث مجموعات من التفجيرات تحت الماء مُنسَّقة بدقة لتشكيل كل قطعة.
تم بناء خزان الهيدروجين السائل من ست أسطوانات: خمس منها بارتفاع 2.4 متر، والسادسة بارتفاع 0.69 متر. كان التحدي الأكبر هو العزل. يجب الحفاظ على الهيدروجين السائل عند درجة حرارة أقل من 20 درجة مئوية فوق الصفر المطلق ( -423 درجة فهرنهايت أو 20.4 كلفن أو -252.8 درجة مئوية )، لذا فإن العزل الجيد ضروري للغاية. لم تنجح المحاولات الأولية: فقد واجهت مشاكل في الالتصاق وتكوّنت جيوب هوائية. في البداية، تم عزل المنصة بمادة على شكل خلية نحل. احتوت هذه الألواح على أخاديد محفورة في الخلف، تم تنظيفها بالهيليوم أثناء التعبئة. تمثلت الطريقة النهائية في رش العزل يدويًا وتقليم الزوائد. وفر هذا التغيير الوزن والوقت، وتجنب مشاكل الجيوب الهوائية تمامًا. بلغ حجم خزان الهيدروجين السائل 260,000 جالون أمريكي (980 مترًا مكعبًا ) لتخزين 153,000 رطل (69 طنًا) من الهيدروجين السائل.
تم بناء S-II بشكل عمودي للمساعدة في اللحام والحفاظ على الأجزاء الدائرية الكبيرة بالشكل الصحيح.
تم بناء المسارح
| رقم سري | يستخدم | تاريخ الإطلاق | الموقع الحالي | ملحوظات | صورة |
|---|---|---|---|---|---|
| خزان اختبار الحاجز المشترك (CBTT) | تم عرض الحاجز المشترك للنموذج S-II على خزان مصغر | مجهول | مجموعة خزانات S-II المصغرة تتكون من أسطوانتين لخزانات الهيدروجين السائل، وحاجز أمامي قياسي، وقبة مشتركة، وغطاء خلفي مع حاجز خلفي معدل. تم اختبارها في عام 1965. [ 3 ] | ||
| S-II-F | يُستخدم كبديل لمرحلة الاختبار الديناميكي بعد تدمير S-II-S/D و S-II-T | في مركز الفضاء والصواريخ الأمريكي ، هانتسفيل، ألاباما 34°42′38″ شمالاً 86°39′26″ غرباً / 34.710544° شمالاً 86.657185° غرباً / 34.710544؛ -86.657185 ( S-II-F ) | أُجريت عمليات فحص المرافق واختبارات تحميل الوقود في مركز كينيدي للفضاء عام 1966 كجزء من مجموعة SA-500F . [ 5 ] |  | |
| إس-آي-تي | مركبة اختبار "جميع الأنظمة" لاختبار إطلاق النار في المحرك | المرحلة الأولى من صاروخ S-II، تم تجميعها بالكامل بين عامي 1963 و1965. أُجريت عليها عدة اختبارات للمحرك في منشأة اختبار ميسيسيبي ( مركز ستينيس الفضائي حاليًا ). دُمرت نتيجة زيادة الضغط العرضية في خزان الهيدروجين السائل أثناء اختبار الضغط في 28 مايو 1966 [ 6 ] [ 5 ]. | |||
| S-II-D | مركبة اختبار ديناميكية | تم إلغاء التجميع في عام 1965 لإعطاء الأولوية للعمل على المرحلة الأولى من الرحلة، S-II-1. تم نقل متطلبات الاختبار إلى S-II-S، والتي أعيد تسميتها إلى S-II-S/D. [ 5 ] | |||
| S-II-S/D | مركبة اختبار هيكلية وديناميكية | تم تدميرها في منصة الاختبار في 29 سبتمبر 1965 | |||
| S-II-1 | أبولو 4 | 9 نوفمبر 1967 | 32°12′N 39°40′W / 32.200°N 39.667°W / 32.200; -39.667 ( S-II-1 ) | حملت "أهداف الكاميرا" موزعة حول الحافة الأمامية وحملت كاميرات لتسجيل انفصال المرحلة الأولى |  |
| S-II-2 | أبولو 6 | 4 أبريل 1968 | حملت كاميرات لتسجيل انفصال المرحلة الأولى، على غرار أبولو 4. تعطل محركان أثناء الصعود بسبب تلف ناتج عن تذبذب المرحلة الأولى وتوصيلات التحكم غير الصحيحة للمحرك. |  | |
| S-II-3 | أبولو 8 | 21 ديسمبر 1968 | 31°50′N 38°0′W / 31.833°N 38.000°W / 31.833; -38.000 ( S-II-3 ) |  | |
| S-II-4 | أبولو 9 | 3 مارس 1969 | 31°28′N 34°2′W / 31.467°N 34.033°W / 31.467; -34.033 ( S-II-4 ) | أخف وزنًا بمقدار 1800 كجم مما يسمح بحمولة أكبر بمقدار 600 كجم، ومحركات أكثر قوة، وحمل كمية أكبر من الأكسجين السائل. |  |
| S-II-5 | أبولو 10 | 18 مايو 1969 | 31°31′N 34°31′W / 31.517°N 34.517°W / 31.517; -34.517 ( س-II-5 ) |  | |
| S-II-6 | أبولو 11 | 16 يوليو 1969 | 31°32′N 34°51′W / 31.533°N 34.850°W / 31.533; -34.850 ( S-II-6 ) |  | |
| S-II-7 | أبولو 12 | 14 نوفمبر 1969 | 31°28′N 34°13′W / 31.467°N 34.217°W / 31.467; -34.217 ( S-II-7 ) |  | |
| S-II-8 | أبولو 13 | 11 أبريل 1970 | 32°19′N 33°17′W / 32.317°N 33.283°W / 32.317; -33.283 ( S-II-8 ) | تعطل المحرك الداخلي أثناء الصعود بسبب تذبذب البوجو. | |
| S-II-9 | أبولو 14 | 31 يناير 1971 | |||
| S-II-10 | أبولو 15 | 26 يوليو 1971 | |||
| S-II-11 | أبولو 16 | 16 أبريل 1972 | |||
| S-II-12 | أبولو 17 | 7 ديسمبر 1972 |  | ||
| S-II-13 | سكايلاب 1 | 14 مايو 1973 | 34°00′N 19°00′W / 34.000°N 19.000°W / 34.000; -19.000 ( S-II-13 ) | تم تعديله ليعمل كمرحلة نهائية. الصاروخ S-II الوحيد الذي دخل مدار الأرض، دخل الغلاف الجوي بشكل غير متحكم فيه في المحيط الأطلسي في 11 يناير 1975. [ 7 ] فشلت المرحلة البينية في الانفصال بسبب تلف الحمولة أثناء الإطلاق. |  |
| S-II-14 | أبولو 18 (تم إلغاؤها) | غير متوفر | مركز أبولو-ساتورن 5 ، مركز كينيدي للفضاء 28°31′26″ شمالاً 80°41′00″ غرباً / 28.52385° شمالاً 80.68345° غرباً / 28.52385؛ -80.68345 ( S-II-14 ) | من مهمة أبولو 18 الملغاة. [ 5 ] |  |
| S-II-15 | أبولو 19، ثم سكايلاب 1 كنسخة احتياطية (لم يتم استخدامها في الرحلة) | غير متوفر | مركز جونسون للفضاء 29°33′15″ شمالاً 95°05′39″ غرباً / 29.554051° شمالاً 95.094266° غرباً / 29.554051; -95.094266 ( S-II-15 ) | من المركبة الاحتياطية لسكايلاب SA-515 التي لم تستخدمها ناسا. كانت مخصصة أيضاً لمهمة أبولو 19. [ 5 ] |  |
المتغيرات المقترحة
إلى جانب النسخة المبكرة ذات المحركات الأربعة المصممة كمرحلة من مراحل صاروخ ساتورن 1، [ 8 ] تم اقتراح نسخ أخرى لعدة مفاهيم للمركبات:
زحل إس-2-4
تم التخطيط لنسخة بأربعة محركات لتكون المرحلة الثانية من صاروخ ساتورن سي-4 (دراسة عام 1960). [ 9 ]
زحل إس-2-8
تم التخطيط لنسخة ذات ثمانية محركات لتكون المرحلة الثانية من صاروخ ساتورن سي-8 (دراسة عام 1960). [ 10 ]
زحل إس-2-سي3
تمت دراسة النسخة S-II-C3 في عام 1960 لصاروخ ساتورن C-3 ، [ 11 ] وتألفت من أربعة محركات J-2 ، وكان ارتفاعها 21.30 مترًا وقطرها 8.25 مترًا. [ 12 ] وكانت قوة الدفع المخطط لها 3557.31 كيلو نيوتن، مع كتلة وقود إجمالية قدرها 204044 كيلوغرامًا. [ 12 ]
ساتورن 2 سي-5 إيه
تم التخطيط لمرحلة ثانية مشتركة بخمسة محركات لصواريخ ساتورن سي-5 ، وساتورن سي-3 بي، وساتورن سي-4 بي، وساتورن سي-3 بي إن، وساتورن سي-5 إن (نوفمبر 1961). تطورت لاحقًا إلى المرحلة الثانية لصاروخ ساتورن 5. [ 13 ]
زحل إم إس-2-1
نسخة بخمسة محركات مع خزان وقود ممتد (دراسة عام 1965)، مخصصة لـ Saturn MLV-V-1 و Saturn MLV-V-2 و Saturn MLV-V-4(S)-A. [ 14 ]
ساتورن إم إس-2-1-جيه-2 تي-200 كيه
نسخة بخمسة محركات تستخدم محرك J-2T 200k المُحسّن وخزان وقود مُطوّل (دراسة عام 1965)، مُخصصة لـ Saturn MLV-V-1/J-2T/200K. [ 15 ]
زحل 2-INT-17
نسخة من سبعة محركات HG-3-SL (دراسة عام 1965)، مخصصة لطائرة ساتورن INT-17. [ 16 ]
ساتورن 2-SL
نسخة بخمسة محركات تستخدم J-2-SL (دراسة عام 1966)، مخصصة لطائرة ساتورن INT-19. [ 17 ]
ساتورن إم إس-2-1 إيه
مفهوم سبعة محركات مع خزانات وقود ممتدة (دراسة عام 1966)، مخصصة لمركبة ساتورن MLV-V-1A ومركبة ساتورن V-ELV . [ 18 ]
زحل إم إس-2-2
مفهوم محرك HG-3 الخماسي مع خزانات وقود ممتدة (دراسة عام 1966)، والمخصص لـ Saturn MLV-V-3 و Saturn V/4-260. [ 19 ]
ساتورن إم إس-2-1-جيه-2تي-250ك
مفهوم محرك J-2T 250k الخماسي مع خزانات وقود ممتدة (دراسة عام 1966)، والمخصص لـ Saturn MLV-V-1/J-2T/250K و Saturn MLV-V-4(S)-B. [ 20 ]
زحل MS-II-3B
مفهوم محرك حلقي خماسي 400 ألف مع خزانات وقود ممتدة (دراسة عام 1967)، مخصص لصاروخ ساتورن V-3B. [ 21 ]
زحل إم إس-2-4(إس) بي
المرحلة الثانية القياسية ذات الخمسة محركات مع زيادة في القوة الهيكلية، مما أدى إلى تقليل الوزن (دراسة عام 1968). مصممة لمركبات ساتورن MLV-V-4(S)، وساتورن V-23(L)، وساتورن V-24(L)، وساتورن V-25(S)B، وساتورن V-4X(U)، وساتورن V-25(S)U. [ 22 ]
انظر أيضاً
مراجع
- ↑ أيكنز، ديفيد (15 مايو 1965). "التسلسل الزمني المصور لكوكب زحل - الجزء 2: من يناير 1961 إلى ديسمبر 1961" . مركز ناسا مارشال لرحلات الفضاء. ص 28.
- ↑ "خطة تصنيع ساتورن إس-2، المراحل 16-25" . uah.edu . 14 يونيو 1967. تاريخ الاسترجاع: 18 مارس 2023 .
- 1 2 "خطوات السلحفاة لكوكب زحل S-II" . تم الاطلاع عليه بتاريخ 2023-03-20 .
- ↑ "صحيفة حقائق المرحلة الثانية" (ملف PDF) . مؤرشفة من الأصل (ملف PDF) بتاريخ 26-03-2015 . تم الاطلاع عليها بتاريخ 23-09-2014 .
- 1 2 3 4 5 كايل، إد. "تاريخ مركبة ساتورن" . spacelaunchreport.com . مؤرشف من الأصل في 21 مارس 2022.
- ↑ أيكنز، ديفيد (15 مايو 1965). "التسلسل الزمني المصور لكوكب زحل - الجزء 7: من يناير 1966 إلى ديسمبر 1966" . مركز ناسا مارشال لرحلات الفضاء . تم الاطلاع عليه في 17 فبراير 2011 .
- ↑ "سقوط حطام صاروخ سكايلاب في المحيط الهندي" . شيكاغو تريبيون . 11 يناير 1975. تم الاطلاع عليه بتاريخ 22 أكتوبر 2014 .
- ↑ "ساتورن 2" . astronautix.com . تم الاطلاع عليه بتاريخ 18-11-2025 .
- ↑ "Saturn S-II-4" . astronautix.com . تم الاطلاع عليه بتاريخ 18-11-2025 .
- ↑ "Saturn S-II-8" . astronautix.com . تم الاطلاع عليه بتاريخ 18-11-2025 .
- ↑ "ساتورن سي-3" . astronautix.com . تم الاطلاع عليه بتاريخ 17-11-2025 .
- 1 2 "Saturn S-II-C3" . astronautix.com . تم الاطلاع عليه بتاريخ 17-11-2025 .
- ↑ "ساتورن 2 سي-5 إيه" . astronautix.com . تم الاطلاع عليه بتاريخ 18-11-2025 .
- ↑ "Saturn MS-II-1" . astronautix.com . تم الاطلاع عليه بتاريخ 18-11-2025 .
- ↑ "Saturn MS-II-1-J-2T-200K" . astronautix.com . تم الاطلاع عليه بتاريخ 18 نوفمبر 2025 .
- ↑ "Saturn II-INT-17" . astronautix.com . تم الاطلاع عليه بتاريخ 18-11-2025 .
- ↑ "Saturn II-SL" . astronautix.com . تم الاطلاع عليه بتاريخ 18-11-2025 .
- ↑ "Saturn MS-II-1A" . astronautix.com . تم الاطلاع عليه بتاريخ 18-11-2025 .
- ↑ "Saturn MS-II-2" . astronautix.com . تم الاطلاع عليه بتاريخ 18-11-2025 .
- ↑ "Saturn MS-II-1-J-2T-250K" . astronautix.com . تم الاطلاع عليه بتاريخ 18 نوفمبر 2025 .
- ↑ "Saturn MS-II-3B" . astronautix.com . تم الاطلاع عليه بتاريخ 18-11-2025 .
- ↑ "Saturn MS-II-4(S)B" . astronautix.com . تم الاطلاع عليه بتاريخ 18-11-2025 .
- بيلستين، روجر إي. (1980). مراحل إلى زحل: تاريخ تكنولوجي لمركبات إطلاق أبولو/ساتورن . سلسلة تاريخ ناسا SP-4206. ناسا .
- صفحة مرجعية لبرنامج أبولو زحل
- برنامج أبولو
- مراحل الصاروخ
- زحل 5