AS-201

A comienzos de 1966 el programa Apollo tenía ya definida su arquitectura lunar, pero todavía no había volado nada parecido a la nave real. Los módulos de mando y servicio lanzados hasta entonces habían sido, salvo una excepción, maquetas estructurales sin sistemas activos. AS-201 rompió esa cadena: llevó al aire el segundo módulo de mando de serie del Bloque I y el primer módulo de servicio de serie, montados sobre el primer Saturn IB. Era, en la práctica, el examen de acceso del hardware Apollo a los vuelos de verdad.

El Bloque I era una versión anterior a la decisión de aterrizar en la Luna mediante encuentro en órbita lunar, de modo que la nave carecía de mecanismo de acoplamiento con un módulo lunar y llevaba diseños preliminares de varios subsistemas; también pesaba más que el Bloque II que acabaría volando con tripulación hacia la Luna. El CM-009 se apartaba además de la configuración de producción por omisión: no montaba el sistema de guiado y navegación, ni asientos de tripulación, ni pantallas ni el equipo asociado, y a cambio incorporaba un programador de control y un sistema de detección de emergencias en configuración de lazo abierto. El SM-009 sustituía las pilas de combustible generadoras de electricidad por baterías y prescindía del equipo de comunicaciones en banda S. Con la nave subían un sistema de escape de lanzamiento del Bloque I con su cubierta protectora y el primer adaptador SLA que volaba, la pieza troncocónica que unía la nave al lanzador.

El Saturn IB era la versión mejorada del Saturn I, que ya había volado diez veces en el programa. La primera etapa S-IB, construida por Chrysler y equipada con ocho motores H-1 de Rocketdyne, elevaba el empuje total desde 1,5 millones de libras hasta 1,6 millones. El cambio de fondo estaba arriba: la vieja segunda etapa desaparecía en favor de la S-IVB, movida por un único motor J-2 de hidrógeno líquido. Ese mismo motor equiparía la segunda etapa S-II del Saturn V, y una variante del S-IVB con J-2 reencendible en el espacio sería su tercera etapa. El cohete estrenaba también un nuevo modelo del sistema de guiado y control, la Unidad de Instrumentos, destinado igualmente al lanzador lunar. Probar el Saturn IB era, por tanto, probar por adelantado media arquitectura del Saturn V.

Las piezas fueron llegando al Cabo a lo largo del otoño de 1965. La etapa S-IB fue la primera, el 14 de agosto de 1965, transportada por la barcaza Promise; la S-IVB llegó el 18 de septiembre; la Unidad de Instrumentos, el 22 de octubre; el módulo de mando tres días después y el módulo de servicio el 27 de octubre. La primera etapa se erigió en la rampa poco después de su llegada y la segunda se le unió el 1 de octubre. La Unidad de Instrumentos, tras resolverse algunos problemas, se acopló a la S-IVB el 25 de octubre, y el conjunto nave-módulo de servicio se montó sobre el cohete el 26 de diciembre.

El calendario sufrió por donde menos se esperaba. El ordenador RCA 110A encargado de automatizar los ensayos del cohete acumulaba diez días de retraso y no llegaría al Cabo antes del 1 de noviembre, lo que dejó la rampa casi parada a mediados de octubre. Cuando por fin llegó siguió dando guerra con las tarjetas perforadas y con unos condensadores que no funcionaban bien bajo su recubrimiento protector. Aun así, los ensayos del lanzador se mantuvieron en plazo. En diciembre se trabajaba las veinticuatro horas: de día se comprobaban los sistemas de combustible de la nave y de noche se ensayaba el cohete. De aquellas jornadas quedó incluso una anécdota informática temprana: según Frank Bryan, ingeniero de operaciones del lanzador en el Centro Espacial Kennedy, al pasar la medianoche el ordenador no sabía manejar el salto de 2400 a 0001 y «se convertía en calabaza». Al final los ensayos con las conexiones desconectadas demostraron que el cohete podía funcionar por sí solo.

El lanzamiento se había pospuesto tres veces por el tiempo y por el fallo de un cable subterráneo. La cuenta atrás terminal del 26 de febrero de 1966 transcurrió de forma satisfactoria, aunque con varias paradas que sumaron tres horas y veintisiete minutos de tiempo perdido. La principal fue un problema de reposición del sistema de presión de control de nitrógeno gaseoso de la S-IB, provocado por un caudal insuficiente desde el suministro de tierra a través de un orificio de 0,160 centímetros cuando arrancaban las purgas del vehículo, a T-35 segundos; para vuelos posteriores se previó un conducto de derivación.

Hubo además un aborto muy tardío: al caer la presión en uno de los depósitos de combustible de la S-IVB por debajo del límite admitido, el ordenador de a bordo detuvo el lanzamiento cuatro segundos antes del despegue. El problema era fácil de resolver, pero se dudaba de que diera tiempo dentro de la ventana; tras simular el lanzamiento y ciento cincuenta segundos de vuelo para demostrar que el cohete podía operar con esa presión más baja, se autorizó de nuevo el intento.

AS-201 despegó a las 16:12:01 UT del 26 de febrero de 1966 desde el complejo 34. Salió con un acimut de 100 grados al este del norte y rotó hasta el acimut de vuelo correcto, 105 grados. La trayectoria real fue muy próxima a la nominal: en el corte de la S-IVB la altitud era 0,73 kilómetros mayor y el alcance 31,0 kilómetros más largo de lo previsto, con una velocidad respecto al espacio fijo 8,0 metros por segundo superior a lo nominal en el corte de la primera etapa y 0,5 metros por segundo inferior en el de la segunda.

La propulsión se comportó bien. En la primera etapa el empuje resultó un 0,06 % menor y el impulso específico un 0,28 % mayor de lo predicho; el caudal total, un 0,34 % más bajo, retrasó 0,89 segundos el corte de los motores interiores, y los exteriores se apagaron 5,48 segundos después, algo más tarde de lo previsto, por la activación prematura del sensor de agotamiento de combustible en el sumidero del depósito F4, atribuida a burbujas en la masa de propulsante. El J-2 de la segunda etapa tardó 3,6 segundos en alcanzar el empuje, frente a los 2,9 esperados, por un entorno más frío del previsto que abrió con lentitud la válvula principal de oxidante. El cambio programado de relación de mezcla se adelantó 14,2 segundos y la reducción llegó hasta 5,1:1 partiendo de 5,50:1, cuando se esperaba 5,23:1, de modo que la etapa ardió 9,8 segundos más de lo previsto. El sistema de guiado y control funcionó sin velocidades angulares excesivas ni inestabilidades, con un ángulo de ataque máximo de -3,5 grados en el plano de guiñada y un viento máximo de 70 metros por segundo a 14 kilómetros de altitud, hacia los ochenta segundos de vuelo.

La primera etapa llevó el conjunto hasta unos 57 kilómetros de altura; a partir de ahí la S-IVB lo elevó hasta unos 425 kilómetros. La separación entre nave y etapa superior se produjo hacia los 845 segundos de vuelo, y el módulo de mando y servicio siguió subiendo por su cuenta hasta unos 488 kilómetros. Entonces el motor del sistema de propulsión de servicio se encendió para acelerar la nave contra la atmósfera: la primera combustión duró ciento ochenta y cuatro segundos y la segunda, diez, lo que demostraba la capacidad de reencendido en el espacio, requisito ineludible de cualquier vuelo tripulado a la Luna. El módulo de mando entró en la atmósfera a unos 8,3 kilómetros por segundo, con el escudo térmico sometido al régimen de calentamiento de unos 200 Btu por pie cuadrado y segundo que figuraba entre los objetivos de la misión. El amerizaje llegó a los 37 minutos y 19,7 segundos de vuelo, a unos 72 kilómetros del punto previsto en el Atlántico sur; el USS Boxer tenía la cápsula a bordo dos horas después.

El vuelo dejó tres problemas anotados. El motor del módulo de servicio funcionó correctamente solo durante unos ochenta segundos: la rotura de una línea de oxidante permitió que el helio de presurización de los depósitos se mezclara con el oxidante y llegara a la cámara de combustión, degradando el rendimiento. Un fallo del sistema eléctrico dejó al módulo de mando sin control de dirección durante la reentrada. Y un cortocircuito impidió tomar parte de las medidas previstas justo en esa fase. Los dos últimos se achacaron a un cableado incorrecto y fueron fáciles de corregir.

Pese a las anomalías, el informe resumen del programa Apollo consigna todos los objetivos —primarios y detallados— como cumplidos: integridad estructural del vehículo, separación de la S-IVB respecto de la S-IB, del sistema de escape y su cubierta respecto de la nave, de la nave respecto del conjunto S-IVB/Unidad de Instrumentos/adaptador y del módulo de mando respecto del de servicio; datos de vuelo de la propulsión, el guiado y la electricidad del lanzador y del escudo térmico, el motor de servicio con su reencendido, el control ambiental, las comunicaciones, los sistemas de control de reacción del mando y del servicio, el control de estabilización, el sistema de aterrizaje y la energía eléctrica de la nave; evaluación del sistema de detección de emergencias en lazo abierto; y comprobación de las instalaciones de apoyo al lanzamiento, la conducción de la misión y la recuperación.

Con esa cosecha, el Saturn IB quedó habilitado para continuar su serie de vuelos de investigación y desarrollo y la nave Apollo demostró que podía volver de una reentrada equivalente a la de una órbita terrestre baja. La cápsula CM-009 no terminó ahí su carrera: sirvió después para ensayos de caída en el campo de pruebas de White Sands y hoy se conserva expuesta en el Strategic Air Command & Aerospace Museum de Ashland, Nebraska.