เอส-ไอ

ภาพแสดงขั้นตอนการประกอบชิ้นส่วน S-II ของจรวด Apollo 6 ในอาคารประกอบจรวด( VAB )
ผู้ผลิต	อเมริกาเหนือ
ประเทศต้นกำเนิด	สหรัฐอเมริกา
ใช้กับ	ดาวเสาร์ V
ลักษณะทั่วไป
ความสูง	81 ฟุต 8 นิ้ว (24.9 เมตร)
เส้นผ่านศูนย์กลาง	32 ฟุต 10 นิ้ว (10 เมตร)
มวลรวม	1,058,000 ปอนด์ (480,000 กิโลกรัม)
มวลเชื้อเพลิง	977,000 ปอนด์ (443,000 กิโลกรัม)
มวลว่างเปล่า	79,700 ปอนด์ (36,200 กิโลกรัม)
ประวัติการเปิดตัว
สถานะ	เกษียณแล้ว
การเปิดตัวทั้งหมด	13
ความสำเร็จ(เฉพาะบนเวที)	12
อื่น	ความล้มเหลวบางส่วน ( อะพอลโล 6 )
เที่ยวบินแรก	9 พฤศจิกายน 1967 ( อะพอลโล 4 )
เที่ยวบินสุดท้าย	14 พฤษภาคม 2516 ( สกายแล็บ 1 )
ข้อกำหนด
ขับเคลื่อนโดย	5 × J-2
แรงขับสูงสุด	1,000,000 ปอนด์ (4,400 กิโลนิวตัน)
แรงขับจำเพาะ	421 วินาที (4.13 กม./วินาที)
ระยะเวลาการเผาไหม้	367 วินาที
เชื้อเพลิงขับดัน	แอลเอช2 / แอลโอเอ็กซ์

S -II (อ่านว่า "เอส-ทู") คือส่วนที่สองของ จรวด แซทเทิร์น วีสร้างโดยบริษัท นอร์ท อเมริกัน แอวิชั่นโดยใช้ เชื้อเพลิง เหลวไฮโดรเจน (LH2 ₎และเหลวออกซิเจน (LOX) มีเครื่องยนต์ J-2 จำนวน 5 เครื่องเรียง ตัว แบบ ควินคันซ์ส่วนที่สองนี้เร่งความเร็วของสัมภาระผ่านชั้นบรรยากาศเบื้องบนด้วยแรงขับ 1,000,000 ปอนด์-แรง (4.4 เมกะนิวตัน)

จุดเริ่มต้นของ S-II เกิดขึ้นในเดือนธันวาคมปี 1959 เมื่อคณะกรรมการชุดหนึ่งแนะนำให้มีการออกแบบและสร้างเครื่องยนต์แรงขับสูง ที่ใช้เชื้อเพลิง ไฮโดรเจนเหลวสัญญาสำหรับเครื่องยนต์นี้ตกเป็นของบริษัท Rocketdyneและต่อมาจะถูกเรียกว่าJ-2ในขณะเดียวกัน การออกแบบส่วนของ S-II ก็เริ่มเป็นรูปเป็นร่างขึ้น ในขั้นต้นจะมีเครื่องยนต์ J-2 จำนวน 4 เครื่อง มีความยาว 74 ฟุต (23 เมตร) และเส้นผ่านศูนย์กลาง 260 นิ้ว (6.6 เมตร)

ในปี 1961 ศูนย์การบินอวกาศมาร์แชลล์ได้เริ่มกระบวนการค้นหาผู้รับเหมาเพื่อสร้างส่วนประกอบของจรวด จากบริษัทด้านอวกาศ 30 แห่งที่ได้รับเชิญเข้าร่วมการประชุมเพื่อกำหนดข้อกำหนดเบื้องต้น มีเพียง 7 แห่งเท่านั้นที่ยื่นข้อเสนอในอีกหนึ่งเดือนต่อมา สามบริษัทในจำนวนนี้ถูกคัดออกหลังจากตรวจสอบข้อเสนอแล้ว อย่างไรก็ตาม ต่อมาได้มีการตัดสินใจว่าข้อกำหนดเบื้องต้นสำหรับจรวดทั้งหมดนั้นเล็กเกินไป ดังนั้นจึงตัดสินใจเพิ่มขนาดของส่วนประกอบต่างๆ ที่ใช้ ซึ่งทำให้เกิดความยากลำบากสำหรับบริษัทที่เหลืออีก 4 แห่ง เนื่องจากนาซายังไม่ได้ตัดสินใจในแง่มุมต่างๆ ของส่วนประกอบจรวด รวมถึงขนาด และส่วนประกอบด้านบนที่จะติดตั้งอยู่ด้านบน

เมื่อวันที่ 11 กันยายน พ.ศ. 2504 สัญญาดังกล่าวได้มอบให้แก่บริษัท North American Aviation (ซึ่งได้รับสัญญาสำหรับโมดูลบัญชาการ/บริการ Apollo ด้วยเช่นกัน ) โดยรัฐบาลได้สร้างโรงงานผลิตขึ้นที่Seal Beachรัฐแคลิฟอร์เนีย^{[ 1 ]}จะมีการผลิตชิ้นส่วนสำหรับการบินทั้งหมด 15 ชิ้น

นอกจากนี้ ยังมีการวางแผนสร้างขั้นตอนต่อยอดอีก 10 ขั้นตอน ได้แก่ S-II-16 ถึง -25 แต่เงินทุนในการประกอบไม่เคยเกิดขึ้นจริง^{[ 2 ]}ขั้นตอนเหล่านี้จะสนับสนุนภารกิจ Apollo ในภายหลัง รวมถึงภารกิจของโครงการ Apollo Applications Programด้วย

ส่วนล่างสุดเป็นโครงสร้างรับแรงขับที่รองรับเครื่องยนต์ J-2 จำนวน 5 เครื่อง จัดเรียง แบบห้าเหลี่ยมเครื่องยนต์ตรงกลางยึดอยู่กับที่ ในขณะที่อีกสี่เครื่องสามารถหมุน ได้ คล้ายกับเครื่องยนต์ใน ขั้น S-ICที่อยู่ด้านล่าง

แทนที่จะใช้ ช่องว่างระหว่าง ถัง (ภาชนะเปล่าระหว่างถัง) เหมือนกับS-IC S-II ใช้แผ่นกั้นร่วม (คล้ายกับของ ขั้น S-IVและS-IVB ) ซึ่งรวมถึงส่วนบนของถัง LOX และส่วนล่างของถัง LH2 ประกอบด้วย แผ่น อลูมิเนียม สอง แผ่นคั่นด้วยโครงสร้างรังผึ้งที่ทำจากเรซินฟีนอลสามารถป้องกันความแตกต่างของอุณหภูมิ 126 °F (70 °C) ระหว่างสองถังได้ การใช้แผ่นกั้นร่วมช่วยลดน้ำหนักได้ 3.6 ตัน ทั้งจากการลดแผ่นกั้นลงหนึ่งแผ่นและลดความยาวโดยรวมของขั้น การออกแบบแผ่นกั้นร่วมของ S-II ได้รับการทดสอบในปี 1965 บนถังทดสอบแผ่นกั้นร่วมขนาดเล็ก (CBTT) ซึ่งทำจากถังทรงกระบอก LH2 เพียง 2 ถัง^{[ 3 ]}

ถังLOXเป็น ภาชนะ ทรงรีขนาดเส้นผ่านศูนย์กลาง 10 เมตร สูง 6.7 เมตร บรรจุสารออกซิไดเซอร์ได้มากถึง 83,000 แกลลอนสหรัฐ (310 ลูกบาศก์เมตร) หรือ 789,000 ปอนด์ (358 ตัน) ^{[ 4 ] สร้าง}ขึ้นโดยการเชื่อมชิ้นส่วนรูปสามเหลี่ยมขนาดใหญ่ 12 ชิ้นและชิ้นส่วนทรงกลม 2 ชิ้นสำหรับส่วนบนและล่าง ชิ้นส่วนรูปสามเหลี่ยมเหล่านี้ถูกขึ้นรูปโดยการวางตำแหน่งในถังน้ำขนาด 211,000 ลิตร พร้อมกับการระเบิดใต้น้ำที่จัดเตรียมไว้อย่างระมัดระวัง 3 ชุดเพื่อขึ้นรูปชิ้นส่วนรูปสามเหลี่ยมแต่ละชิ้น

ถังLH2สร้างขึ้นจากทรงกระบอกหกอัน โดยห้าอันสูง 2.4 เมตร และอันที่หกสูง 0.69 เมตร ความท้าทายที่สำคัญที่สุดคือฉนวนกันความร้อน ไฮโดรเจนเหลวต้องเก็บไว้ที่อุณหภูมิต่ำกว่าประมาณ 20 องศาเซลเซียสเหนือศูนย์สัมบูรณ์ (−423 องศาฟาเรนไฮต์ หรือ 20.4 เคลวิน หรือ −252.8 องศาเซลเซียส) ดังนั้นฉนวนกันความร้อนที่ดีจึงมีความสำคัญมาก ความพยายามในขั้นต้นไม่ได้ผลดีนัก เนื่องจากมีปัญหาเรื่องการยึดติดและฟองอากาศ ในขั้นต้น แท่นวางถูกหุ้มฉนวนด้วยวัสดุแบบรังผึ้ง แผ่นเหล่านี้มีร่องที่เจาะไว้ด้านหลังซึ่งจะถูกไล่ด้วยฮีเลียมในระหว่างการเติม วิธีสุดท้ายคือการพ่นฉนวนด้วยมือและตัดส่วนเกินออก การเปลี่ยนแปลงนี้ช่วยประหยัดทั้งน้ำหนักและเวลา และหลีกเลี่ยงปัญหาฟองอากาศได้อย่างสิ้นเชิง ปริมาตรของถัง LH2 คือ 260,000 แกลลอนสหรัฐ (980 ลูกบาศก์เมตร⁾สำหรับเก็บไฮโดรเจนเหลว 153,000 ปอนด์ (69 ตัน)

โครงสร้าง S-II ถูกสร้างในแนวตั้งเพื่อช่วยในการเชื่อมและรักษารูปทรงของชิ้นส่วนทรงกลมขนาดใหญ่ให้คงที่

ภาพตัดขวางแสดงขั้นตอนที่สอง (S-II)

หมายเลขประจำเครื่อง	ใช้	วันที่เปิดตัว	ตำแหน่งปัจจุบัน	หมายเหตุ	ภาพ
ถังทดสอบผนังกั้นร่วม (CBTT)	สาธิตการใช้งานผนังกั้นร่วมของ S-II บนถังจำลองขนาดเล็ก		ไม่ทราบ	ชุดประกอบถัง S-II ขนาดเล็กประกอบด้วยกระบอกถัง LH2 สองกระบอก แผ่นกั้นด้านหน้ามาตรฐาน โดมทั่วไป และกระโปรงท้ายพร้อมแผ่นกั้นท้ายที่ดัดแปลง ทดสอบในปี พ.ศ. 2508 [ 3 ]
เอส-ไอ-เอฟ	ใช้เป็นอุปกรณ์ทดแทนสำหรับแท่นทดสอบแบบไดนามิก หลังจากที่ S-II-S/D และ S-II-T เสียหาย		ที่ศูนย์อวกาศและจรวดแห่งสหรัฐอเมริกา ฮั นต์สวิลล์ รัฐอลาบามา34°42′38″N 86°39′26″W / 34.710544°N 86.657185°W / 34.710544; -86.657185 ( S-II-F )	การตรวจสอบสิ่งอำนวยความสะดวกและการทดสอบการบรรจุเชื้อเพลิงที่ศูนย์อวกาศเคนเนดีเสร็จสมบูรณ์ในปี พ.ศ. 2509 ซึ่งเป็นส่วนหนึ่งของชุดSA-500F [ 5 ]
เอส-ไอ-ที	รถทดสอบ "ทุกระบบ" สำหรับการทดสอบการจุดระเบิดของเครื่องยนต์			ขั้น S-II ขั้นแรกทั้งหมด ประกอบขึ้นระหว่างปี 1963 ถึง 1965 ผ่านการทดสอบเครื่องยนต์หลายครั้งที่ศูนย์ทดสอบมิสซิสซิปปี (ปัจจุบันคือศูนย์อวกาศสเตนนิส ) ถูกทำลายเนื่องจากแรงดันเกินในถัง LH2 โดยไม่ได้ตั้งใจระหว่างการทดสอบแรงดันเมื่อวันที่ 28 พฤษภาคม 1966 [ 6 ] [ 5 ]
เอส-ไอ-ดี	รถทดสอบไดนามิก			การประกอบถูกยกเลิกในปี พ.ศ. 2508 เพื่อให้ความสำคัญกับงานในขั้นตอนการบินขั้นแรก S-II-1 ข้อกำหนดการทดสอบถูกโอนไปยัง S-II-S ซึ่งเปลี่ยนชื่อเป็น S-II-S/D [ 5 ]
เอส-ไอ-เอส/ดี	ยานทดสอบโครงสร้างและพลศาสตร์			ถูกทำลายในแท่นทดสอบเมื่อวันที่ 29 กันยายน 1965
เอส-ไอ-1	อะพอลโล 4	9 พฤศจิกายน 2510	32°12′เหนือ39°40′ตะวันตก / 32.200°N 39.667°W / 32.200; -39.667 ( S-II-1 )	ติดตั้ง "เป้าหมายกล้อง" กระจายอยู่รอบส่วนหน้าของจรวด และติดตั้งกล้องเพื่อบันทึกการแยกตัวในระยะแรก
เอส-ไอ-2	อะพอลโล 6	4 เมษายน พ.ศ. 2511		มีการติดตั้งกล้องเพื่อบันทึกการแยกตัวของจรวดขั้นแรก คล้ายกับภารกิจของอะพอลโล 4 เครื่องยนต์สองเครื่องขัดข้องระหว่างการขึ้นสู่ชั้นบรรยากาศเนื่องจากความเสียหายจากการสั่นสะเทือนของจรวด ขั้นแรก และการเดินสายควบคุมเครื่องยนต์ที่ไม่ถูกต้อง
เอส-ไอ-3	อะพอลโล 8	21 ธันวาคม พ.ศ. 2511	31°50′N 38°0′W / 31.833°N 38.000°W / 31.833; -38.000 ( S-II-3 )
เอส-ไอ-4	อะพอลโล 9	3 มีนาคม พ.ศ. 2512	31°28′เหนือ34°2′ตะวันตก / 31.467°เหนือ 34.033°ตะวันตก / 31.467; -34.033 ( S-II-4 )	เบากว่า 1800 กิโลกรัม ทำให้บรรทุกน้ำหนักได้มากขึ้น 600 กิโลกรัม ใช้เครื่องยนต์ที่ทรงพลังกว่า และบรรทุกออกซิเจนเหลวได้มากขึ้น
เอส-ไอ-5	อะพอลโล 10	18 พฤษภาคม 2512	31°31′เหนือ34°31′ตะวันตก / 31.517°N 34.517°W / 31.517; -34.517 ( S-II-5 )
เอส-ไอ-6	อะพอลโล 11	วันที่ 16 กรกฎาคม พ.ศ. 2512	31°32′เหนือ34°51′ตะวันตก / 31.533°เหนือ 34.850°ตะวันตก / 31.533; -34.850 ( S-II-6 )
เอส-ไอ-7	อะพอลโล 12	วันที่ 14 พฤศจิกายน พ.ศ. 2512	31°28′เหนือ34°13′ตะวันตก / 31.467°เหนือ 34.217°ตะวันตก / 31.467; -34.217 ( S-II-7 )
เอส-ไอ-8	อะพอลโล 13	วันที่ 11 เมษายน พ.ศ. 2513	32°19′เหนือ33°17′ตะวันตก / 32.317°เหนือ 33.283°ตะวันตก / 32.317; -33.283 (S-II-8)	เครื่องยนต์ภายในเครื่องขัดข้องระหว่างการขึ้นบินเนื่องจากการแกว่งตัวแบบป็อกโก้
เอส-ไอ-9	อะพอลโล 14	31 มกราคม พ.ศ. 2514
เอส-ไอ-10	อะพอลโล 15	26 กรกฎาคม 2514
เอส-ไอ-11	อะพอลโล 16	16 เมษายน 2515
เอส-ไอ-12	อะพอลโล 17	7 ธันวาคม พ.ศ. 2515
เอส-ไอ-13	สกายแล็บ 1	วันที่ 14 พฤษภาคม 2516	34°00′เหนือ19°00′ตะวันตก / 34.000°N 19.000°W / 34.000; -19.000 (S-II-13)	ปรับเปลี่ยนให้ทำหน้าที่เป็นขั้นตอนสุดท้าย S-II เพียงลำเดียวที่เข้าสู่วงโคจรโลก ประสบอุบัติเหตุตกสู่มหาสมุทรแอตแลนติกโดยไม่สามารถควบคุมได้เมื่อวันที่ 11 มกราคม พ.ศ. 2518 [ 7 ]การแยกส่วนระหว่างขั้นล้มเหลวเนื่องจากความเสียหายของน้ำหนักบรรทุกระหว่างการปล่อย
เอส-ไอ-14	ยานอวกาศอะพอลโล 18 (ยกเลิก)	ไม่มีข้อมูล	ศูนย์อพอลโล-แซทเทิร์น วี ศูนย์อวกาศเคนเนดี28°31′26″เหนือ80°41′00″ตะวันตก / 28.52385°N 80.68345°W / 28.52385; -80.68345 (S-II-14)	จากภารกิจ Apollo 18 ที่ถูกยกเลิก[ 5 ]
เอส-ไอ-15	ยานอวกาศอพอลโล 19 และต่อมาเป็นยานสำรองของสกายแล็บ 1 (ไม่ได้ใช้งานจริง)	ไม่มีข้อมูล	ศูนย์อวกาศจอห์นสัน29°33′15″เหนือ95°05′39″ตะวันตก / 29.554051°N 95.094266°W / 29.554051; -95.094266 (S-II-15)	จาก SA-515 ยานสำรอง Skylab ซึ่ง NASA ไม่ได้ใช้ นอกจากนี้ยังถูกกำหนดไว้สำหรับ Apollo 19 ด้วย[ 5 ]

นอกจากรุ่นเครื่องยนต์สี่ตัวรุ่นแรกที่ตั้งใจให้เป็นขั้น Saturn I แล้ว^{[ 8 ]}ยังมีการเสนอรุ่นอื่นๆ สำหรับแนวคิดยานพาหนะหลายแบบอีกด้วย

วางแผนรุ่นเครื่องยนต์สี่ตัวเป็นขั้นที่สองของSaturn C-4 (การศึกษาในปี 1960) ^{[ 9 ]}

วางแผนรุ่นเครื่องยนต์แปดเครื่องเป็นขั้นที่สองของSaturn C-8 (การศึกษาในปี 1960) ^{[ 10 ]}

แบบจำลองขั้น S-II-C3 ได้รับการศึกษาในปี พ.ศ. 2503 สำหรับSaturn C-3 [ ^{11 ]}ประกอบด้วย เครื่องยนต์ J-2 จำนวน 4 เครื่อง มีความสูง 21.30 เมตร และเส้นผ่านศูนย์กลาง 8.25 เมตร^{[ 12 ] แรง}ขับที่วางแผนไว้คือ 3,557.31 กิโลนิวตัน โดยมีมวลเชื้อเพลิงรวม 204,044 กิโลกรัม^{[ 12 ]}

ขั้นที่สองแบบใช้เครื่องยนต์ห้าเครื่องร่วมกันที่วางแผนไว้สำหรับSaturn C-5 , Saturn C-3B, Saturn C-4B, Saturn C-3BN และSaturn C-5N (พฤศจิกายน 1961) ในที่สุดก็พัฒนาเป็นขั้นที่สองของ Saturn V ^{[ 13 ]}

รุ่นเครื่องยนต์ห้าเครื่องพร้อมถังเชื้อเพลิงที่ยืดออก (การศึกษาในปี พ.ศ. 2508) ออกแบบมาสำหรับSaturn MLV-V-1 , Saturn MLV-V-2 และ Saturn MLV-V-4(S)-A ^{[ 14 ]}

รุ่นเครื่องยนต์ห้าเครื่องที่ใช้J-2T 200k ที่ได้รับการปรับปรุง และถังเชื้อเพลิงที่ยืดออก (การศึกษาปี 1965) ตั้งใจสำหรับ Saturn MLV-V-1/J-2T/200K ^{[ 15 ]}

เครื่องยนต์ HG-3-SLเจ็ดเครื่อง(การศึกษาในปี พ.ศ. 2508) ออกแบบมาสำหรับ Saturn INT-17 ^{[ 16 ]}

รุ่นเครื่องยนต์ห้าเครื่องที่ใช้ J-2-SL (การศึกษาปี 1966) ซึ่งออกแบบมาสำหรับ Saturn INT-19 ^{[ 17 ]}

แนวคิดเครื่องยนต์เจ็ดเครื่องพร้อมถังเชื้อเพลิงที่ยืดออก (การศึกษาปี 1966) ออกแบบมาสำหรับ Saturn MLV-V-1A และSaturn V- ELV ^{[ 18 ]}

แนวคิดเครื่องยนต์ HG-3จำนวน 5 เครื่องพร้อมถังเชื้อเพลิงที่ยืดออก (การศึกษาในปี พ.ศ. 2509) ออกแบบมาสำหรับ Saturn MLV-V-3 และ Saturn V/4-260 ^{[ 19 ]}

แนวคิดเครื่องยนต์ J-2T 250k จำนวน 5 เครื่องพร้อมถังเชื้อเพลิงที่ยืดออก (การศึกษาในปี 1966) ออกแบบมาสำหรับ Saturn MLV-V-1/J-2T/250K และ Saturn MLV-V-4(S)-B ^{[ 20 ]}

แนวคิดเครื่องยนต์ Toroidal 400k จำนวน 5 เครื่องพร้อมถังเชื้อเพลิงแบบยืดออก (การศึกษาในปี 1967) ออกแบบมาสำหรับจรวด Saturn V-3B ^{[ 21 ]}

ขั้นตอน S-II ห้าเครื่องยนต์มาตรฐานที่มีการเพิ่มความแข็งแรงของโครงสร้าง ส่งผลให้น้ำหนักลดลง (การศึกษาปี 1968) ออกแบบมาสำหรับ Saturn MLV-V-4(S), Saturn V-23(L), ​​Saturn V-24(L), Saturn V-25(S)B, Saturn V-4X(U) และ Saturn V-25(S)U ^{[ 22 ]}

• เอส-ไอซี
• เอส-ไอวีบี
• ยานอวกาศอพอลโล
• เอ็มเอส-ไอ