El S-II (pronunciado "S-two") fue la segunda etapa del cohete Saturn V. Fue construido por North American Aviation . Utilizando hidrógeno líquido (LH2) y oxígeno líquido (LOX), tenía cinco motores J-2 en patrón quincunce . La segunda etapa aceleró el Saturn V a través de la atmósfera superior con 1.000.000 de libras de fuerza (4,4 MN) de empuje.
El comienzo del S-II se produjo 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 comenzó a tomar forma el diseño escénico del S-II. Inicialmente iba a tener cuatro motores J-2 y tendría 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 para construir el escenario. De las 30 empresas aeroespaciales invitadas a una conferencia donde se expusieron los requisitos iniciales, sólo siete presentaron propuestas un mes después. Tres de ellos fueron eliminados después de que se investigaran sus propuestas. Sin embargo, se decidió que las especificaciones iniciales para todo el cohete eran demasiado pequeñas y se decidió aumentar el tamaño de las etapas utilizadas. Esto generó dificultades para las cuatro compañías restantes, ya que la NASA aún no había decidido varios aspectos del escenario, incluido el tamaño, y las etapas superiores que se colocarían en la parte superior.
El 11 de septiembre de 1961, el contrato se adjudicó a North American Aviation (a quienes también se les 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 fabricar 15 etapas de vuelo.
También se desarrollaron planes para construir 10 etapas siguientes, S-II-16 a -25, pero los fondos para ensamblarlas nunca se materializaron. [2] Estas etapas habrían apoyado misiones Apolo posteriores, incluidas las del Programa de Aplicaciones Apolo .
Cuando estaba completamente cargado con propulsor, el S-II tenía una masa de aproximadamente 480 t (1.060.000 lb). El hardware representaba sólo el 7,6% de esto: el 92,4% era hidrógeno líquido y oxígeno líquido. [3]
En la parte inferior estaba la estructura de empuje que soportaba cinco motores J-2 en disposición quincuncial . El motor central estaba arreglado, mientras que los otros cuatro tenían cardán , similar a los motores en el escenario S-IC de abajo.
En lugar de usar un intertank (contenedor vacío entre tanques) como el S-IC , el S-II usó un mamparo común (similar al de las etapas S-IV y S-IVB ) que incluía tanto la parte superior del tanque LOX como fondo del tanque LH2. Estaba formado por dos láminas de aluminio separadas por una estructura alveolar fabricada en resina fenólica . Aisló 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, al eliminar un mamparo y reducir la longitud total del escenario. El diseño de mamparo común del S-II se probó en 1965 en el tanque de prueba de mamparo común (CBTT) de subescala, compuesto por solo 2 cilindros de tanque LH2. [4]
El tanque LOX era un contenedor elipsoidal de 10 metros de diámetro y 6,7 metros de alto con capacidad para 83.000 galones estadounidenses (310 m 3 ) o 789.000 libras (358 t) de oxidante. [5] Se formó soldando 12 cornetas (grandes secciones triangulares) y dos piezas circulares para la parte superior e inferior. Las cornadas se formaron colocándolas en un tanque de agua de 211.000 litros con tres series de explosiones submarinas cuidadosamente orquestadas para darle forma a cada cornada.
El tanque LH2 estaba construido con seis cilindros: cinco tenían 2,4 metros de altura y el sexto 0,69 metros de altura. 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 intentos iniciales no funcionaron bien: hubo problemas de vinculación y bolsas de aire. Inicialmente, el escenario estaba aislado con un material alveolar. Estos paneles tenían ranuras fresadas en la parte posterior que se purgaban con helio durante el llenado. El método final fue rociar 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 era 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.