El S-II (pronunciado "S-two") fue la segunda etapa del cohete Saturno V. Fue construido por North American Aviation . Utilizaba hidrógeno líquido (LH2) y oxígeno líquido (LOX) y tenía cinco motores J-2 en patrón quincuncial . La segunda etapa aceleraba el Saturno V a través de la atmósfera superior con 1.000.000 de libras-fuerza (4,4 MN) de empuje.
El comienzo del S-II llegó en diciembre de 1959, cuando un comité recomendó el diseño y la construcción de un motor de alto empuje alimentado con hidrógeno líquido . El contrato para este motor fue otorgado a Rocketdyne y más tarde se llamaría J-2 . Al mismo tiempo, el diseño de la etapa S-II comenzó a tomar forma. Inicialmente iba a tener cuatro motores J-2 y medir 74 pies (23 m) de largo y 260 pulgadas (6,6 m) de diámetro.
En 1961, el Centro Marshall de Vuelos Espaciales inició el proceso para encontrar al contratista que construyera la etapa. De las 30 empresas aeroespaciales invitadas a una conferencia donde se expusieron los requisitos iniciales, solo siete presentaron propuestas un mes después. Tres de ellas fueron eliminadas después de que se analizaron sus propuestas. Sin embargo, se decidió que las especificaciones iniciales para todo el cohete eran demasiado pequeñas, por lo que se decidió aumentar el tamaño de las etapas utilizadas. Esto planteó dificultades para las cuatro empresas restantes, ya que la NASA aún no había decidido varios aspectos de la etapa, incluido el tamaño y las etapas superiores que se colocarían en la parte superior.
El 11 de septiembre de 1961, el contrato fue adjudicado a North American Aviation (a quien también se le adjudicó el contrato para el Módulo de Comando/Servicio Apollo ), con la planta de fabricación construida por el gobierno en Seal Beach , California . [1] Se iban a producir 15 etapas de vuelo.
También se desarrollaron planes para construir 10 etapas posteriores, S-II-16 a -25, pero la financiación para ensamblarlas nunca se materializó. [2] Estas etapas habrían apoyado misiones Apolo posteriores, incluidas las del Programa de Aplicaciones Apolo .
Cuando estaba completamente cargado de combustible, el S-II tenía una masa de aproximadamente 480 t (1.060.000 lb). El hardware representaba solo el 7,6 % de esta masa: el 92,4 % era hidrógeno líquido y oxígeno líquido. [3]
En la parte inferior se encontraba la estructura de empuje que soportaba cinco motores J-2 en disposición quincuncial . El motor central era fijo, mientras que los otros cuatro estaban cardanados , de forma similar a los motores de la etapa S-IC que se encuentra debajo.
En lugar de utilizar un intertanque (contenedor vacío entre tanques) como el S-IC , el S-II utilizó un mamparo común (similar al de las etapas S-IV y S-IVB ) que incluía tanto la parte superior del tanque LOX como la parte inferior del tanque LH2. Consistía en dos láminas de aluminio separadas por una estructura de panal hecha de resina fenólica . Aislaba un diferencial de temperatura de 126 °F (70 °C) entre los dos tanques. El uso de un mamparo común ahorró 3,6 toneladas de peso, tanto al eliminar un mamparo como al reducir la longitud total de la etapa. El diseño del mamparo común del S-II se probó en 1965 en el Tanque de Prueba de Mamparo Común (CBTT) a subescala, hecho de solo 2 cilindros de tanque LH2. [4]
El tanque de LOX era un contenedor elipsoidal de 10 metros de diámetro y 6,7 metros de alto que contenía hasta 83.000 galones estadounidenses (310 m 3 ) o 789.000 libras (358 t) de oxidante. [5] Se formó soldando 12 gajos (grandes secciones triangulares) y dos piezas circulares para la parte superior e inferior. Los gajos se moldearon colocándolos en un tanque de agua de 211.000 litros con tres series cuidadosamente orquestadas de explosiones submarinas para darle forma a cada gajo.
El tanque LH2 se construyó con seis cilindros: cinco tenían 2,4 metros de alto y el sexto 0,69 metros de alto. El mayor desafío fue el aislamiento. El hidrógeno líquido debe mantenerse a una temperatura inferior a unos 20 °C por encima del cero absoluto (−423 °F o 20,4 K o −252,8 °C), por lo que un buen aislamiento es muy importante. Los primeros intentos no funcionaron bien: había problemas de unión y bolsas de aire. Inicialmente, el escenario se aisló con un material de panal. Estos paneles tenían ranuras fresadas en la parte posterior que se purgaban con helio durante el llenado. El método final fue rociar el aislamiento a mano y recortar el exceso. Este cambio ahorró peso y tiempo y evitó por completo los problemas con las bolsas de aire. El volumen del tanque LH2 fue de 260.000 galones estadounidenses (980 m 3 ) para almacenar 153.000 libras (69 t) de hidrógeno líquido.
El S-II se construyó verticalmente para facilitar la soldadura y mantener las grandes secciones circulares en la forma correcta.