Apolo 6

Cuando el 4 de abril de 1968 el AS-502 se elevó desde la rampa 39A del Centro Espacial Kennedy, la NASA no estaba probando una nave: estaba examinando por segunda y última vez el cohete con el que pretendía llevar a tres hombres a la Luna. Apolo 6 fue el tercer y último vuelo no tripulado del programa Apolo y el segundo del Saturn V. Su designación oficial era AS-502; el vehículo, el segundo Saturn V apto para volar; y el objetivo, cerrar la cualificación del lanzador para el vuelo tripulado.

El contexto no podía ser más tenso. El incendio del Apolo 1, en enero de 1967, había costado la vida a tres astronautas y obligado a rehacer el módulo de mando de arriba abajo. El Apolo 4, en noviembre de 1967, había estrenado el Saturn V con un éxito tan rotundo que la doctrina del «all-up testing» —volar el cohete completo desde el primer intento, en lugar de probar etapa por etapa— quedó justificada de golpe. Sobre ese fondo, el Apolo 6 tenía que ser el trámite que despejara el camino. No lo fue.

El perfil previsto era ambicioso. Tras alcanzar una órbita de aparcamiento circular de unos 190 km, la tercera etapa S-IVB debía reencenderse para ejecutar una inyección translunar simulada: una trayectoria que pasaría más allá de la órbita de la Luna sin encontrarse con ella. El conjunto de módulos de mando y de servicio (CSM) se separaría poco después de la S-IVB y el motor del módulo de servicio frenaría la nave, rebajando el apogeo hasta 22204 km (11989 millas náuticas) para simular un aborto de «retorno directo», la maniobra que traería a casa a una tripulación si algo fallaba camino de la Luna.

En el tramo de regreso, ese mismo motor debía encenderse una segunda vez para acelerar la cápsula y reproducir las condiciones de una reentrada lunar: ángulo de −6,5 grados y velocidad de 11100 m/s (36500 ft/s). La misión entera duraría alrededor de diez horas. Lo que de verdad se examinaba eran los esfuerzos sobre el módulo lunar y los modos de vibración del Saturn V completo con cargas casi máximas; la nave ya había quedado cualificada en el Apolo 4, así que el foco estaba puesto en el lanzador.

La carga útil del AS-502 la formaban el CSM-020, un módulo de mando y servicio de Bloque I con algunas modificaciones del Bloque II, y un artículo de ensayo lunar. El Bloque I no podía acoplarse con un módulo lunar, cosa que el Bloque II sí haría. Entre las modificaciones del CSM-020 destacaba una escotilla nueva, la que sustituía a la que la comisión investigadora del Apolo 1 había condenado por ser demasiado difícil de abrir en una emergencia. Esa escotilla iba a ensayarse en condiciones de retorno lunar. El módulo de mando empleado fue el CM-020, equipado con un programador de misión y con el instrumental necesario para operarlo a distancia.

El módulo de servicio no era el previsto. El SM-020, asignado originalmente al Apolo 6, se había usado en el Apolo 4 después de que el SM-017 de aquella misión quedara destruido en una explosión y hubiera que desecharlo; y el CM-014 no estaba disponible porque servía de pieza de estudio en la investigación del Apolo 1. Voló, por tanto, el SM-014. Dada la brevedad prevista del vuelo, no se activaron todos los sistemas: los radiadores que evacuan el calor sobrante del sistema eléctrico y del control ambiental ni siquiera se conectaron.

Kenneth S. Kleinknecht, responsable del módulo de mando y servicio en el Centro de Naves Tripuladas de Houston, quedó satisfecho con el CSM-020 cuando llegó desde North American Aviation, aunque le disgustó que viniera envuelto en mylar inflamable. El contraste con el Apolo 1 era elocuente: aquella nave había llegado con centenares de asuntos sin resolver; el CSM-020 llegó con veintitrés, casi todos rutinarios.

Completaba la carga el LTA-2R, un módulo lunar simulado: una etapa de descenso de tipo vuelo, sin tren de aterrizaje, con los depósitos de combustible llenos de una mezcla de agua y glicol y freón en los de oxidante. Su etapa de ascenso no llevaba sistema alguno: era aluminio lastrado e instrumentado para medir vibración, acústica e integridad estructural. El LTA-2R permaneció durante todo el vuelo dentro del adaptador nave-módulo lunar, el SLA-9.

La primera etapa S-IC llegó en barcaza el 13 de marzo de 1967 y se erigió en el Edificio de Ensamblaje de Vehículos cuatro días después; la tercera etapa S-IVB y la Unidad de Instrumentos llegaron el 17. La segunda etapa S-II no estaba lista, así que se recurrió al espaciador con forma de pesa de gimnasio ya usado para el Apolo 4 —misma altura, misma masa y todas las conexiones eléctricas— para poder seguir con las pruebas. La S-II llegó en mayo y se apiló e integró en el cohete el 7 de julio.

El Apolo 6 estrenó la bahía alta 3 del edificio, y pronto se descubrió que su climatización era insuficiente: hubo que llevar equipos portátiles de gran capacidad para mantener frescos a los operarios y al material. Los retrasos se encadenaron: en abril el personal y los equipos estaban ocupados con el Apolo 4, el trabajo sobre los brazos de la plataforma lanzadora móvil 2 avanzaba despacio y el propio CSM, previsto para finales de septiembre, se retrasó dos meses.

Tras el lanzamiento del Apolo 4 el 9 de noviembre de 1967, el ritmo se aceleró. El CSM se colocó sobre el lanzador el 11 de diciembre de 1967 y el conjunto salió hacia el Complejo de Lanzamiento 39A el 6 de febrero de 1968. El traslado ocupó todo el día y buena parte se hizo bajo lluvia intensa; el transportador oruga tuvo que detenerse dos horas por un fallo de comunicaciones y el vehículo no llegó a la rampa hasta que era de noche. El viento impidió acercar la estructura móvil de servicio durante dos días.

La prueba de disposición para el vuelo concluyó el 8 de marzo de 1968 y, en la revisión celebrada tres días después, el Apolo 6 quedó autorizado a condición de completar ciertos ensayos y acciones pendientes. El lanzamiento, fijado primero para el 28 de marzo, se aplazó al 1 y luego al 3 de abril por problemas con equipos del sistema de guiado y con el repostaje. La cuenta atrás final arrancó el 3 de abril; los problemas posteriores se resolvieron dentro de las paradas programadas y no retrasaron la misión.

El despegue se produjo el 4 de abril de 1968 a las 7:00:01 de la mañana, hora del este. Durante los dos primeros minutos el Saturn V se comportó con normalidad. Después, mientras ardía la primera etapa S-IC, aparecieron las oscilaciones pogo: una vibración longitudinal que sacudió el vehículo entero. Las fluctuaciones de empuje sometieron al cohete a aceleraciones de ±0,6 g (5,9 m/s²) cuando el diseño solo contemplaba un máximo de 0,25 g (2,5 m/s²). El vehículo no sufrió daños, salvo la pérdida de uno de los paneles del adaptador SLA.

George Mueller, administrador asociado de la NASA para el vuelo espacial tripulado, explicó el fenómeno ante una comisión de la Cámara de Representantes con una imagen doméstica: el empuje de un motor cohete nunca es perfectamente uniforme, porque la combustión tampoco lo es; la tubería que lleva el propulsante desde los depósitos al motor tiene, por su longitud, una frecuencia de resonancia propia, «como un tubo de órgano»; y la estructura del cohete se comporta «como un diapasón», capaz de oscilar longitudinalmente si se la golpea en el punto justo. El pogo es la interacción entre esas frecuencias.

Separada la primera etapa, los problemas se mudaron a los motores J-2 de la S-II. El motor número dos empezó a rendir mal a los 225 segundos del despegue y empeoró bruscamente en T+319 segundos. En T+412 segundos la Unidad de Instrumentos lo apagó del todo, y dos segundos más tarde se apagó también el motor número tres. La avería estaba en el motor dos; pero un cruce de cables hizo que la orden de corte alcanzara al motor tres, que funcionaba con normalidad.

La Unidad de Instrumentos supo compensar: los tres motores restantes ardieron 58 segundos más de lo previsto, y la S-IVB tuvo que arder 29 segundos de más, con una ligera pérdida de rendimiento adicional. La compensación funcionó, pero no salió gratis.

A causa del ascenso deficiente, el CSM y la S-IVB entraron en una órbita de aparcamiento de 173.14 km por 360.10 km (93.49 por 194.44 millas náuticas) en lugar de la órbita circular de 190 km planeada. La desviación no impedía continuar la misión. Durante la primera vuelta, la S-IVB maniobró para cambiar su actitud respecto al horizonte y cualificar las técnicas de seguimiento de puntos de referencia que usarían los futuros astronautas. Después, tras las dos órbitas de rigor para comprobar que el vehículo estaba listo para la inyección translunar, se ordenó el reencendido de la S-IVB. La etapa no reencendió.

El director de vuelo Clifford E. Charlesworth y su equipo en el control de la misión recurrieron a una alternativa ya prevista: emplear el motor del Sistema de Propulsión de Servicio (SPS) del módulo de servicio para elevar la nave a una órbita de apogeo alto y perigeo bajo que provocara la reentrada, tal como se había hecho en el Apolo 4. Ese plan permitía cumplir parte de los objetivos. El SPS ardió 442 segundos hasta alcanzar el apogeo previsto de 22204 km (11989 millas náuticas).

El precio fue la energía de reentrada. Ya no quedaba propulsante para el segundo encendido del SPS, el que debía acelerar la cápsula, de modo que la nave entró en la atmósfera a unos 10000 m/s (33000 ft/s) en lugar de los 11000 m/s (37000 ft/s) que habrían simulado un regreso lunar. La gran altitud alcanzada sí dejó una cosecha inesperada: el módulo de mando pudo medir hasta qué punto la propia piel de la nave protegería a los futuros astronautas de los cinturones de Van Allen.

Unas diez horas después del despegue, el módulo de mando amerizó a 80 kilómetros (43 millas náuticas) del punto previsto, en el Pacífico Norte, al norte de Hawái, y fue izado a bordo del USS Okinawa. El módulo de servicio se separó justo antes de la reentrada y se desintegró. La órbita de la S-IVB fue decayendo hasta que la etapa reentró en la atmósfera el 26 de abril de 1968.

El Saturn V llevaba varias cámaras destinadas a ser eyectadas y recuperadas. Tres de las cuatro instaladas en la S-IC no lograron eyectarse y se destruyeron, y de las dos de la S-II solo se recuperó una: precisamente la que había filmado la separación entre etapas. El fallo se atribuyó a la falta de presión de nitrógeno en las botellas encargadas de la eyección. La cámara de cine del módulo de mando debía filmar el lanzamiento y la reentrada, pero como la misión duró unos diez minutos más de lo previsto, los eventos de reentrada no se registraron. Sí funcionó una cámara fotográfica de 70 mm apuntada a la Tierra desde la ventanilla de la escotilla, con película y filtro capaces de atravesar la calima: cubrió partes de Estados Unidos, el Atlántico, África y el Pacífico occidental, y sus imágenes, de mejor equilibrio de color y mayor resolución que las de misiones tripuladas anteriores, resultaron excelentes para estudios cartográficos, topográficos y geográficos.

En la rueda de prensa posterior al lanzamiento, el director del programa Apolo, Samuel C. Phillips, admitió que «no cabe duda de que es una misión menos que perfecta», aunque añadió que llegar a órbita habiendo perdido dos motores era «un logro importante no planeado». Mueller la calificó de «buen trabajo en conjunto, un lanzamiento excelente y, en balance, una misión con éxito», pero más adelante reconoció que el Apolo 6 «habrá que definirlo como un fracaso».

El pogo era un fenómeno bien conocido; la NASA creía haber «desintonizado» el Saturn V, es decir, haberle impedido vibrar en sus frecuencias naturales. No era así. Cerca de un millar de ingenieros de la administración y de la industria se pusieron a trabajar en el problema. La solución para amortiguar las oscilaciones de presión en los motores F-1 y J-2 fue llenar de helio, poco antes del despegue, las cavidades de las válvulas que los alimentan, a modo de amortiguador.

Los fallos de la S-II y de la S-IVB se remontaron al propio J-2, motor común a ambas etapas. El J-2 lleva un encendedor de chispa aumentado (ASI), en la práctica un motor cohete en miniatura montado en el centro de la cúpula del motor: recibe propulsante criogénico a un caudal lo bastante bajo como para que una bujía pueda inflamar la mezcla, y la llama resultante es capaz de encender el caudal principal. Las pruebas posteriores demostraron que las líneas de propulsante que alimentan el ASI podían romperse en el vacío. Esas líneas tenían un tramo de fuelle metálico para absorber la dilatación térmica; en las pruebas en tierra, los propulsantes fríos formaban una capa de escarcha en la línea de oxígeno y de aire licuado en la de hidrógeno, y esa capa amortiguaba las vibraciones. En el vacío no existe tal protección.

En el Apolo 6 falló la línea de hidrógeno del ASI del motor dos, mientras la de oxígeno seguía alimentando el encendedor. El exceso de oxígeno inyectado en una cámara rica en hidrógeno elevó muchísimo la temperatura en la zona del encendedor y perforó la cúpula del motor; la pérdida de presión hizo que la Unidad de Instrumentos emitiera la orden de corte. El error de cableado propagó esa orden al motor tres; la caída de presión de este generó una segunda orden de corte que, por el mismo cruce, apagó el motor dos. Los tres motores restantes siguieron funcionando. Un fallo análogo de las líneas del encendedor fue, con toda probabilidad, lo que impidió reencender el único J-2 de la S-IVB.

Para los vuelos siguientes se sustituyeron los fuelles por codos rígidos y se reforzaron las líneas. También se debatió si configurar el sistema de detección de emergencias para abortar automáticamente ante un pogo excesivo; el director de operaciones de tripulaciones de vuelo, Deke Slayton, se opuso, y se optó por desarrollar un «sensor de aborto por pogo» que dejara la decisión en manos de la tripulación. En agosto de 1968 estaba claro que el pogo podía dominarse sin ese sensor y el trabajo se abandonó. En cuanto al panel perdido del SLA, la causa estaba en su estructura de nido de abeja: al acelerar el cohete a través de la atmósfera, las celdas se dilataron por el aire y la humedad atrapados y arrancaron la superficie del adaptador. La respuesta fue taladrar pequeños orificios para dejar escapar los gases y añadir una fina capa de corcho que absorbiera la humedad.

La reacción de la NASA bastó para satisfacer a la Comisión de Aeronáutica y Ciencias Espaciales del Senado, que a finales de abril informó de que la agencia había analizado y diagnosticado con rapidez las anomalías del Apolo 6 y había adoptado medidas correctoras. Tras el análisis detallado del comportamiento del Saturn V y de las correcciones previstas, los ingenieros del Centro Marshall de Vuelos Espaciales, en Alabama, concluyeron que un tercer vuelo no tripulado del Saturn V era innecesario. El siguiente Saturn V en volar, el del Apolo 8, llevaría tripulación; el Apolo 7, primera misión tripulada del programa, saldría con un Saturn IB.

Es una decisión que hoy sigue impresionando: dos motores apagados, una etapa que no reencendió, una vibración que triplicó el límite de diseño, y aun así el vehículo se declaró apto para volar con personas a bordo ocho meses después. La justificación era que todos los fallos se habían explicado hasta la causa raíz, que las correcciones eran verificables y que el propio vuelo había demostrado un margen notable: el cohete llegó a órbita con tres motores de segunda etapa en lugar de cinco.

Apenas hubo cobertura periodística del Apolo 6. El mismo día del lanzamiento, Martin Luther King Jr. fue asesinado en Memphis; cuatro días antes, el presidente Lyndon B. Johnson había anunciado que no se presentaría a la reelección. La misión más problemática del programa Apolo se ejecutó, se analizó y se convirtió en el permiso para volar a la Luna casi sin que nadie mirara.

Tras la misión, el CM-020 pasó a la Institución Smithsonian. El módulo de mando del Apolo 6 se expone hoy en el Fernbank Science Center de Atlanta, Georgia.