S-II
Az S-II a NASA által az Apollo-program során használt Saturn V rakéták második fokozata volt. Létrejöttét a holdrakéta harmadik fokozatához, az S-IVB-hez hasonlóan – a hidrogén-oxigén hajtás robbanásszerű fejlődésének köszönheti. A fokozatot a Saturn V második fokozataként építették be a saját korában forradalminak számító, hajtóanyagként cseppfolyós oxigént és hidrogént használó technikán alapuló szerkezetet. Az S-II meghajtására 5 db, kereszt alakban beépített J-2 hajtómű szolgált, amelyek kicsit több, mint 521 tonna tolóerőt szolgáltattak.
A fokozatot az Apollo űrhajó gyártója, a North American Aviation építette.
Fejlesztésének története
Az USA hadvezetésének az 1950-es évek közepén egy válsághelyzettel kellett szembenéznie: a Szovjetunióval szemben hátrányba kerültek a rakétafejlesztések területén, amely a katonai egyensúly felborulását, egy valós, válaszcsapás lehetősége nélküli atomfegyver-fenyegetést jelentett. A megoldás a katonai rakéták rendkívül erőltetett fejlesztése volt. A probléma sürgető megoldására minden fegyvernemnél rakétafejlesztések indultak, amelyeket a Pentagon koordinált. A különböző katonai célokra különböző méretű és teljesítményű rakéták építésére volt igény, ezek egyike a nagy terheket nagy távolságra (vagy adott esetben a világűrbe) juttatni képes rakétaosztály megalkotása volt. A rakétafejlesztések modulszerűen zajlottak a különböző műhelyekben, azaz az egyes mérnökcsoportok különböző rakétafokozatokon dolgoztak, majd amikor a rakétafejlesztéseket a egyöntetűen a NASA-hoz helyezték, ezen fokozatok variálásával születtek meg a különböző teherbírású és hatótávolságú hordozóeszköz-változatok. Az S-II megszületéséhez vezető fejlesztések az USA légierejében az Abe Silverstein vezette egyik mérnökcsoportnál kezdődtek, ahol a cseppfolyós hidrogén és oxigén rakétabeli alkalmazását kutatták. A – később az összes rakétafejlesztő csoporthoz hasonlóan a NASA-hoz áthelyezett – mérnökcsoport fejlesztette ki előbb az RL10, majd a J–2 hajtóműveket, amelyek lehetővé tették a minden másnál hatékonyabb hidrogén/oxigén hajtás alkalmazását és a holdra szállás megvalósításához elegendő teljesítményű óriásrakéta létrehozását.[1]
A hidrogénhajtás és a J-2
A cseppfolyós hidrogén és oxigén rakétahajtóanyagkénti alkalmazásának lehetőségét még Konsztantyin Ciolkovszkij vetette fel 1903-as, „A világűr felfedezése reaktív eszközökkel” c. tanulmányában, ám az anyagok előállításának és tárolásának nehézségei – az, hogy lényegében csak laboratóriumi körülmények között volt rá lehetőség – a II. világháborúig meg is tartották az elméleti lehetőségek között az ilyen irányú felhasználásukat. A technikai fejlődés azonban könnyen elérhető, ipari termékké tette a két anyagot és a rakétamérnökök rögtön kísérletezni kezdtek a korabeli fő üzemanyagnál, az RP-1 kerozinnál 40 százalékkal nagyobb tolóerőt ígérő hajtóanyagokkal.
Először a US Navy finanszírozásában kezdődött egy cseppfolyós hidrogént használó rakétahajtómű-fejlesztési program 1945-47. Ebben a programban az Aerojet magáncég és a JPL kutatólabor közös mérnökcsapata Kármán Tódor vezetésével az új hajtóanyag felhasználhatóságával kísérletezett a haditengerészet számára. A programból végül nem lett rakéta, ám a cseppfolyós anyagok kezelésével és hajtóanyagkénti alkalmazásával kapcsolatos technikák megszülethettek. Később ezt a fejlesztési dokumentáció 1949-ben a NACA-hoz került, ahol a Lewis Laboratory (ma John H. Glenn Kutatóközpont) egyik kutatócsoportja, a Rocket Research Branch (Rakétakutatási Telep), vagy munkanevén a Silverstein-bizottság kapta meg. A mérnökcsoport – a névadó – Abe Silverstein vezetésével az 50-es évek második felére – elsősorban a Pratt & Witney külső segítségével – áttörést ért el: gyakorlati alkalmazásra alkalmas, cseppfolyós hidrogént és oxigént használó hajtóművet terveztek, az RL10-est. Az ARPA, a Pentagon fegyverfejlesztési agytrösztje rögtön egy új rakétafokozathoz kívánta felhasználni a tervet és Centaur néven el is indította a hajtómű- és rakétafokozat megvalósítási programját.
Az RL10 hajtómű kis méretű és kis teljesítményű volt, azonban a siker lényegében azonnal a hidrogén/oxigén hajtás továbbgondolásra ösztönözte Abe Silverstein csoportját. 1959 őszén már az RL10-es tolóerejénél tízszer erősebb, 667 kN tolóerejű konstrukcióról készült tanulmány, majd pár hónappal később a lehetőségek 890 kN tolóerőt mutattak megvalósíthatónak. A terv hamar a megvalósítási fázisba lépett, 1960. június 1-jén kihirdették a North American repülőgépgyár Rocketdyne részlegét, mint ipari partnert, mint a hajtómű megvalósítóját. A Rocketdyne kifejlesztett egy komputer támogatású fejlesztési rendszert, amellyel mindössze 18 hónap alatt sikerült kifejleszteni az új J–2 hajtóművet és elvégezni az első hajtóműtesztet.
A hajtómű konvertálása rakétafokozattá
A J-2 rajzasztali megszületése után a Silverstein-bizottság annak rakétafokozatbeli felhasználására is javaslatot készített. A javaslat kétféle utat vázolt fel: az egyik egy leendő nehézrakéta végfokozata, a másik pedig ugyanazon nagyrakéta közbenső gyorsítófokozata volt. A végfokozat a korábban körvonalazott S-IV fokozat továbbfejlesztése, a 6 db RL10-es 1 db J-2-esre cserélésével létrehozott S-IVB lett. Míg az a bizonyos közbenső fokozat fejlődött az S-II-vé.
A fokozat tervezői először 4 db J-2-es egy keretbe fogásával számoltak (kölcsönvéve a Saturn I-hez Wernher von Braun által kitalált ún. „cluster” építési módot). Ehhez írták ki a pályázatot a reménybeli gyártók számára, ám érdekes módon mire 1961. szeptember 11-én kiválasztották a North Americant, mint ipari partnert, a koncepció többször megváltozott, nagyobb második fokozatra volt szükség. Végül bekerült egy ötödik hajtómű is a dizájnba és kialakultak a végleges geometriai méretek is, amelyeket főként a tartályok, valamint az S-IC első fokozat határoztak meg.[2]
Felépítése
A rakétafokozat hengeres testű egység volt. Összesen 5 db J-2-es hajtóművet építettek be a megkívánt tolóerő elérésére, amelyeket kereszt alakban helyeztek el, a középső hajtóművet a henger hossztengelyében, míg a többi négyet egy képzeletbeli négyzet sarkaiban, amely négyzet átlói a hossztengelyben metszették egymást. A hengeren belül kaptak helyet a tartályok, felül a cseppfolyós hidrogéné, alul pedig a szintén cseppfolyós oxigéné (a tartályok elhelyezésére ez az egyetlen megoldás volt csak lehetséges, mivel az oxigénvezeték nem vezethetett el a hidrogéntartály belsejében, vagy környezetében, mivel az oxigén fagyáspontja jóval a cseppfolyós hidrogén hőmérséklete felett volt és belefagyhatott volna a csőbe). A tartályok és az oxigéntartály közé egy hőpajzs került, hogy a hajtóművek gázcsóváinak hőterhelése nehogy felmelegítse a tartályt és robbanást okozzon az emiatti nyomásnövekedés. A henger külső falán két részegység helyezkedett el: az elektromos kábelezést magába fogadó kábelcsatorna és az üzemanyag-stabilizáló rendszer motorjai.
A rakétafokozat alapvető részegysége volt a tartályok hőszigetelése: a -183 °C forráspontú oxigént, de főleg a -253 °C-on gázzá váló hidrogént cseppfolyós állapotban kellett tartania. A hidrogéntartálynak nagyon körültekintő hővédelemre volt szüksége, hogy nehogy a kritikus hőmérséklet fölé emelkedjen és gázzá váljon a tartályban. Hőszigetelés nélkül a tartály falán kívül levő levegő cseppfolyóssá válik és a falon lefelé csörgedező folyadék jó hővezetőként kezd működni, hatékonyan emelve a tartályfal hőmérsékletét. Ez ellen kellett védekezni és a leghatékonyabb megoldásnak a tartály belsejének szigetelése látszott és végül ott is kapott helyet. Emellett további érv volt a belső szigetelés mellett, hogy egy külső megoldás esetén az üzemanyag betöltésekor a tartály fém falát hőstressz érhette, amely repedést okozhatott volna rajta. Anyagát tekintve üvegszálból felépített, poliuretán habbal töltött 30*20 cm-es blokkokból álló méhsejt-szerkezet került a tartály belső falára. Az oxigéntartály önmagában nem igényelt szigetelést, lényegében elegendő volt a betöltéskor kívülről ráfagyó dérréteg, ám az oxigén- és a hidrogéntartály között mégis kellett egy szigetelőanyag réteg, hogy az oxigén nehogy cseppfolyósból szilárddá fagyjon.[3]
Műszaki adatok
| Méretek | |
|---|---|
| Megnevezés | Érték[4] |
| Hosszúság | 24,87 m |
| Átmérő | 10,06 m |
| Üres tömeg | 43 090 kg |
| Felszállótömeg | 470 370 kg |
| Hajtóanyag | |
| Megnevezés | Érték[4] |
| Hidrogén mennyisége | 984 200 l |
| Hidrogén tömege | 69 400 kg |
| Oxigén mennyisége | 314 200 l |
| Oxigén tömege | 357 900 kg |
| Hajtómű | |
| Megnevezés | Érték[5] |
| Tolóerő | 5165,79 kN |
| Égési idő | 390 s |
Repülési profilja
Az S-II a Saturn V rakéta második fokozataként üzemelt a Hold elérésére indított expedíciókon, valamint a Skylab űrállomás felbocsátásakor. Feladata az űrszerelvény gyorsítása volt. A fokozat az S-IC leválását követően, 2 perc 45 másodperccel a start után lépett működésbe, 61,15 kilométer magasságban, 2,69 km/s sebességnél. Az öt J-2-es közül a középső 4 perc 58 másodpercig, a külső négy pedig 5 perc 30 másodpercig működött, 6,84 km/s sebességre gyorsítva és 184 km magasra juttatva a szerkezetet.[6][7]
A kiürült fokozatot le kellett fékezni, hogy össze ne ütközzön a harmadik fokozattal és ne repülje át az Atlanti-óceánt és nem csapódjon be Európában. A fékezést négy darab, szilárd hajtóanyagú, kisméretű fékezőrakéta végezte, amely úgy befolyásolta a fokozat röppályáját, hogy az kb. 4000 kilométerre Cape Canaveraltől csapódjon az Atlanti-óceánba, távol minden lakott területtől.[8]
Megépült példányai
Lásd még
Források
Magyar irodalom
- Dancsó Béla: Holdséta – A Holdra szállás története, Novella Kiadó Kft, Budapest, 2004. ISBN 978-963-9442-24-5
Külső hivatkozások
- Roger E. Bilstein: Stages to Saturn – online könyv a Saturn rakétákról (angol nyelven)
- The Apollo Saturn Reference Page – leírások, adatok a Saturn rakétákról (angol nyelven)
- Saturn V (Apollo) Fact Sheet leírás, adatok a Saturn V rakétáról (angol nyelven)
