S-II
S-II
アポロ6号のS-IIステージがVABで積み重ね作業中
メーカー北米
原産国アメリカ合衆国
使用対象サターンV
一般的な特徴
身長81フィート8インチ（24.9メートル）
直径32フィート10インチ（10メートル）
総質量1,058,000ポンド（480,000キログラム）
推進剤質量977,000ポンド（443,000キログラム）
空の塊79,700ポンド（36,200キログラム）
発売履歴
状態引退
総打ち上げ数13
成功（ステージのみ）12
他の部分的な失敗（アポロ6号）
初飛行1967年11月9日（アポロ4号）
最終便1973年5月14日（スカイラブ1号）
仕様
搭載5 × J-2
最大推力1,000,000 lbf (4,400 kN)
比推力421秒（4.13 km/s）
燃焼時間367秒
推進剤LH 2 / LOX

S -II（発音は「エスツー」）は、サターンVロケットの第2段です。ノースアメリカン・アビエーション社によって製造されました。液体水素（LH 2）と液体酸素（LOX）を使用し、5基のJ-2エンジンが五点型に配置されていました。第2段は、サターンVを100万ポンド力（4.4MN）の推力で上層大気圏へと加速しました。

歴史

カリフォルニア州シールビーチのS-II組立棟

S-II計画の始まりは1959年12月、委員会が高推力の液体水素燃料エンジンの設計と製造を勧告したことでした。このエンジンの契約はロケットダイン社に与えられ、後にJ-2エンジンと呼ばれるようになりました。同時に、S-II段階の設計も具体化し始めました。当初はJ-2エンジン4基を搭載し、全長74フィート（23メートル）、直径260インチ（6.6メートル）の予定でした。

1961年、マーシャル宇宙飛行センターは、ステージの建設業者選定プロセスを開始しました。初期要件が提示された会議に招待された30社の航空宇宙企業のうち、1か月後に提案を提出したのはわずか7社でした。そのうち3社は提案内容の検討後に排除されました。しかし、ロケット全体の初期仕様が小さすぎると判断され、ステージのサイズを大きくすることが決定されました。NASAはステージのサイズや上部に設置する上段など、様々な側面をまだ決定していなかった ため、残りの4社にとってこれは困難な状況となりました。

1961年9月11日、契約はノースアメリカン・アビエーション（アポロ司令船・機械船の契約も受注）に授与され、カリフォルニア州シールビーチに政府によって製造工場が建設された。[ 1 ] 15段階の飛行段階が製造されることになっていた。

S-II-16から-25までの10段の後継機を建造する計画も立てられたが、それらを組み立てるための資金は結局調達されなかった。[ 2 ]これらの段階は、アポロ応用計画を含む後のアポロ計画を支えるはずだった。

構成

S-II（第2）段の断面図

S-IIは推進剤を満載した状態で約480トン（1,060,000ポンド）の質量を有していました。そのうちハードウェアはわずか7.6%で、92.4%は液体水素と液体酸素でした。[ 3 ]

下部には、5基のJ-2エンジンを五点形に配置する推力構造がありました。中央のエンジンは固定式で、他の4基はジンバル式で、下のS-IC段のエンジンと同様にジンバル式でした。

S-ICのようなインタータンク（タンク間の空の容器）を使用する代わりに、S-IIはLOXタンクの上部とLH2タンクの底部の両方を含む共通隔壁（ S-IVおよびS-IVBステージのものと類似）を使用していました。これはフェノール樹脂製のハニカム構造で分離された2枚のアルミニウム板で構成されていました。これにより、2つのタンク間の126°F（70°C）の温度差が遮断されました。共通隔壁の使用により、隔壁が1つなくなり、ステージ全体の長さが短縮されたため、3.6トンの重量が軽減されました。S-IIの共通隔壁設計は、1965年に2本のLH2タンクシリンダーのみで作られた小型の共通隔壁試験タンク（CBTT）でテストされました。[ 4 ]

液体酸素タンクは、直径10メートル、高さ6.7メートルの楕円形の容器で、最大83,000米ガロン（310立方メートル）、または789,000ポンド（358トン）の酸化剤を収容することができた。[ 5 ]タンクは、12個のゴア（大きな三角形の部分）と、上部と下部の2つの円形の部分を溶接して形成された。ゴアは、211,000リットルの水槽に設置され、3回の水中爆発を慎重に計画して、それぞれのゴアを成形した。

LH2タンクは6つのシリンダーで構成されており、5つは高さ2.4メートル、6つ目は高さ0.69メートルでした。最大の課題は断熱でした。液体水素は絶対零度（-423°Fまたは20.4Kまたは-252.8°C）より約20°C高い温度に保つ必要があるため、適切な断熱が非常に重要です。最初の試みはうまくいきませんでした。接着の問題と気泡が発生しました。最初、ステージはハニカム材料で断熱されていました。これらのパネルの背面には溝が削られていて、充填中にヘリウムでパージされていました。最終的な方法は、手作業で断熱材を吹き付け、余分な部分を切り取ることでした。この変更により、重量と時間の両方が節約され、気泡の問題が完全に回避されました。LH2タンクの容量は、153,000ポンド（69トン）の液体水素を貯蔵するために260,000米ガロン（980 m3） でした。

S-II は、溶接を容易にし、大きな円形部分を正しい形状に保つために垂直に構築されました。

建設されたステージ

シリアルナンバー 使用 発売日 現在の場所 注記 画像
共通隔壁試験タンク（CBTT） S-IIの共通隔壁をサブスケールタンクで実証 未知 サブスケールのS-IIタンクアセンブリ。2つのLH2タンクシリンダー、標準の前部隔壁、共通ドーム、および改良された後部隔壁を備えた後部スカートで構成されています。1965年に試験されました。[ 4 ]
S-II-F S-II-S/DおよびS-II-Tの破壊後のダイナミックテストステージの代替として使用 米国宇宙ロケットセンター、アラバマ州ハンツビル北緯34度42分38秒 西経86度39分26秒 / 北緯34.710544度、西経86.657185度 / 34.710544; -86.657185 （S-II-F）1966年にケネディ宇宙センターでSA-500Fスタックの一部として施設のチェックアウトと推進剤負荷テストを完了しました。[ 6 ]
S-II-T エンジン点火用の「全システム」試験車両 S-II段の最初の完全組立。1963年から1965年にかけて組み立てられた。ミシシッピ試験施設（現在のステニス宇宙センター）で数回のエンジン試験を完了した。1966年5月28日、圧力試験中に液体水素タンクの過圧事故により破壊された。[ 7 ] [ 6 ]
S-II-D 動的試験車両 1965年、最初の飛行段階であるS-II-1の作業を優先するため、組立は中止された。試験要件はS-II-Sに移管され、S-II-S/Dと改名された。[ 6 ]
S-II-S/D 構造および動的試験車両 1965年9月29日、試験場で破壊された
S-II-1 アポロ4号1967年11月9日 北緯32度12分 西経39度40分 / 北緯32.200度、西経39.667度 / 32.200; -39.667 （S-II-1）前方スカートの周囲に「カメラターゲット」を設置し、第一段分離を記録するカメラを搭載していた。
S-II-2 アポロ6号1968年4月4日 アポロ4号と同様に、第一段分離を記録するためのカメラを搭載しました。第一段のポゴ振動による損傷とエンジン制御配線の誤りにより、上昇中に2つのエンジンが故障しました。
S-II-3 アポロ8号1968年12月21日 北緯31度50分 西経38度0分 / 北緯31.833度、西経38.000度 / 31.833; -38.000 （S-II-3）
S-II-4 アポロ9号1969年3月3日 北緯31度28分 西経34度2分 / 北緯31.467度、西経34.033度 / 31.467; -34.033 （S-II-4）1800kg軽量化により積載量が600kg増加し、エンジン出力も向上し、液体酸素の積載量も増加した。
S-II-5 アポロ10号1969年5月18日 北緯31度31分 西経34度31分 / 北緯31.517度、西経34.517度 / 31.517; -34.517 （S-II-5）
S-II-6 アポロ11号1969年7月16日 北緯31度32分 西経34度51分 / 北緯31.533度、西経34.850度 / 31.533; -34.850 （S-II-6）
S-II-7 アポロ12号1969年11月14日 北緯31度28分 西経34度13分 / 北緯31.467度、西経34.217度 / 31.467; -34.217 （S-II-7）
S-II-8 アポロ13号1970年4月11日 北緯32度19分 西経33度17分 / 北緯32.317度、西経33.283度 / 32.317; -33.283 （S-II-8）ポゴ振動のため上昇中に機内エンジンが故障しました。
S-II-9 アポロ14号1971年1月31日
S-II-10 アポロ15号1971年7月26日
S-II-11 アポロ16号1972年4月16日
S-II-12 アポロ17号1972年12月7日
S-II-13 スカイラブ1号1973年5月14日 北緯34度00分 西経19度00分 / 北緯34.000度、西経19.000度 / 34.000; -19.000 （S-II-13）最終段として機能するように改造された。地球周回軌道に入った唯一のS-IIは、1975年1月11日に大西洋に制御不能な再突入を起こした。 [ 8 ]打ち上げ時のペイロード損傷により、中間段の分離に失敗した。
S-II-14 アポロ18号（キャンセル） 該当なし アポロ・サターンVセンター、ケネディ宇宙センター北緯28度31分26秒 西経80度41分00秒 / 北緯28.52385度、西経80.68345度 / 28.52385; -80.68345 （S-II-14）中止されたアポロ18号ミッションより。[ 6 ]
S-II-15 アポロ19号、後にスカイラブ1号のバックアップ（飛行せず） 該当なし ジョンソン宇宙センター 北緯29度33分15秒 西経95度05分39秒 / 北緯29.554051度、西経95.094266度 / 29.554051; -95.094266 (S-II-15)SA-515はNASAが使用しなかったスカイラブの予備機。アポロ19号にも搭載予定だった。[ 6 ]
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提案された変種

サターンI段階として計画された初期の4エンジンバージョンに加えて、[ 9 ]いくつかの車両コンセプト用に他のバージョンが提案されました。

サターンS-II-4

サターンC-4の第二段として計画された4つのエンジンバージョン（1960年の研究）。[ 10 ]

土星S-II-8

サターンC-8の第二段として計画された8基のエンジンバージョン（1960年の研究）。[ 11 ]

サターンS-II-C3

S-II-C3段バージョンは1960年にサターンC-3用に研究され、[ 12 ] 4基のJ-2エンジンで構成され、高さ21.30メートル、直径8.25メートルでした。[ 13 ]計画推力は3,557.31 kNで、燃料搭載総質量は204,044 kgでした。[ 13 ]

サターンII C-5A

サターンC-5、サターンC-3B、サターンC-4B、サターンC-3BN、サターンC-5N （1961年11月）向けに計画された5基の共通第二段。最終的にサターンV第二段へと発展した。[ 14 ]

サターンMS-II-1

燃料タンクを延長した5発エンジンバージョン（1965年の研究）は、サターンMLV-V-1、サターンMLV-V-2、サターンMLV-V-4(S)-A向けに設計された。[ 15 ]

サターン MS-II-1-J-2T-200K

改良型J-2T 200kと延長燃料タンクを搭載した5発エンジンバージョン（1965年調査）で、サターンMLV-V-1/J-2T/200K向けに設計された。[ 16 ]

サターンII-INT-17

サターンINT-17向けに設計された7基のHG-3-SLエンジンバージョン（1965年の研究）。 [ 17 ]

サターンII-SL

J-2-SL（1966年の研究）を使用した5発エンジンバージョンは、サターンINT-19向けに設計されました。[ 18 ]

サターン MS-II-1A

伸長した燃料タンクを備えた7基のエンジンのコンセプト（1966年の研究）。サターンMLV-V-1AとサターンV-ELV向けに設計された。[ 19 ]

サターンMS-II-2

5基のHG-3エンジンのコンセプト（1966年の研究）、サターンMLV-V-3とサターンV/4-260用に設計された、延長された推進剤タンク付き。[ 20 ]

サターン MS-II-1-J-2T-250K

5基のJ-2T 250kエンジンのコンセプト（1966年の研究）は、サターンMLV-V-1/J-2T/250KとサターンMLV-V-4(S)-B向けに開発されました。[ 21 ]

サターンMS-II-3B

サターンV-3B用に設計された、伸長した推進剤タンクを備えた5つのトロイダル400kエンジンのコンセプト（1967年の研究）。[ 22 ]

サターン MS-II-4(S)B

構造強度の向上と軽量化を実現した標準的な5基のS-II段エンジン（1968年調査）。サターンMLV-V-4(S)、サターンV-23(L)、サターンV-24(L)、サターンV-25(S)B、サターンV-4X(U)、サターンV-25(S)U向け。[ 23 ]

参照

参考文献

  1. ^エイケンス、デイビッド（1965年5月15日）「サターン図解年表 - パート2：1961年1月から12月まで」 NASAマーシャル宇宙飛行センター、28ページ。
  2. ^ 「サターンS-II、ステージ16-25の製造計画」 uah.edu 1967年6月14日 2023年3月18日閲覧。
  3. ^アポロ18-19号地上点火装置（ NASA）
  4. ^ a b「サターンS-IIの亀の階段」 。 2023年3月20日閲覧。
  5. ^ 「第2段階ファクトシート」（PDF） 。 2015年3月26日時点のオリジナル（PDF）からアーカイブ。 2014年9月23日閲覧。
  6. ^ a b c d eカイル編「サターン宇宙船の歴史」 spacelaunchreport.com . 2022年3月21日時点のオリジナルよりアーカイブ。
  7. ^エイケンス、デイビッド（1965年5月15日）「サターン図解年表 - パート7：1966年1月から12月まで」 NASAマーシャル宇宙飛行センター。 2011年2月17日閲覧。
  8. ^ 「スカイラブロケットの残骸がインド洋に落下」シカゴ・トリビューン、1975年1月11日。 2014年10月22日閲覧。
  9. ^ 「サターンII」astronautix.com . 2025年11月18日閲覧。
  10. ^ 「サターンS-II-4」astronautix.com . 2025年11月18日閲覧。
  11. ^ 「サターンS-II-8」astronautix.com . 2025年11月18日閲覧。
  12. ^ 「サターンC-3」astronautix.com . 2025年11月17日閲覧。
  13. ^ a b「サターンS-II-C3」astronautix.com . 2025年11月17日閲覧。
  14. ^ 「サターンII C-5A」astronautix.com . 2025年11月18日閲覧。
  15. ^ 「サターンMS-II-1」astronautix.com . 2025年11月18日閲覧。
  16. ^ 「サターンMS-II-1-J-2T-200K」astronautix.com . 2025年11月18日閲覧。
  17. ^ 「サターンII-INT-17」astronautix.com . 2025年11月18日閲覧。
  18. ^ "Saturn II-SL" . astronautix.com . 2025年11月18日閲覧。
  19. ^ 「サターンMS-II-1A」astronautix.com . 2025年11月18日閲覧。
  20. ^ 「サターンMS-II-2」astronautix.com . 2025年11月18日閲覧。
  21. ^ 「サターンMS-II-1-J-2T-250K」astronautix.com . 2025年11月18日閲覧。
  22. ^ 「サターンMS-II-3B」astronautix.com . 2025年11月18日閲覧。
  23. ^ 「サターンMS-II-4(S)B」astronautix.com . 2025年11月18日閲覧。
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