AS-202

A mediados de 1966 el programa Apollo no volaba todavía con tripulación, pero ya había empezado a probar su hardware por partes. La estrategia consistía en encadenar vuelos no tripulados que fueran añadiendo dificultad de uno en uno: primero comprobar que el cohete y la nave aguantaban juntos, después que la nave sabía volver. AS-202 ocupa el peldaño en el que el conjunto dejó de ser una demostración estructural para convertirse en un ensayo completo de sistemas.

El vuelo se planteó explícitamente como una ampliación de AS-201. Aquella misión había demostrado la integridad estructural del conjunto y una reentrada corta; AS-202 debía llevar el cohete más alto y mantener la nave en vuelo el doble de tiempo, con el motor principal de la nave encendiéndose cuatro veces a lo largo del trayecto. La diferencia no era de grado: por primera vez volaban a bordo el sistema de guiado y navegación de Apollo y el sistema eléctrico de pilas de combustible del módulo de servicio, dos subsistemas sin los cuales el vuelo tripulado era sencillamente imposible.

Un detalle de calendario explica una confusión frecuente. Aunque su numeración sugiere lo contrario, AS-202 fue el tercer vuelo de prueba del Saturn IB: el retraso en la disponibilidad de la nave 011 empujó su lanzamiento por detrás del de AS-203, que voló en julio de 1966 con un objetivo muy distinto, el comportamiento del hidrógeno líquido residual en la etapa S-IVB.

CSM-011 era, en lo esencial, un módulo de mando y servicio Block I de producción, capaz en principio de llevar una tripulación a bordo. Las diferencias respecto a la configuración Block I «operacional» estaban todas orientadas a un vuelo de prueba no tripulado y quedaron documentadas una por una: se instaló un escudo térmico Block I de desarrollo; se omitieron las literas, los trajes espaciales y las provisiones de la tripulación; se añadió una barra de unión en el lugar que en las misiones lunares ocuparía el módulo lunar; se suprimió la instrumentación biomédica; se prescindió de ciertos indicadores y mandos ligados a la operación por astronautas; se incorporaron un programador de control del módulo de mando y un sistema de referencia de altitud, y se cargó instrumentación adicional de investigación y desarrollo.

La nave llegó a Cabo Kennedy en abril de 1966. Su peso de lanzamiento fue de 56.900 libras, y el vehículo espacial completo pesaba 1.312.300 libras en el momento del despegue.

El Saturn IB de esta misión tampoco era un ejemplar de serie. El vehículo SA-202 se apartaba del diseño estándar en tres puntos: llevaba instrumentación de investigación y desarrollo, incorporaba estructura de I+D en la primera etapa S-IB y montaba una cámara de televisión en la unidad de instrumentos para observar el circuito de la nave. Las etapas llegaron al Cabo escalonadas: la segunda etapa S-IVB en enero de 1966, y tanto la primera etapa S-IB como la unidad de instrumentos en febrero de 1966.

La misión llevaba seis objetivos primarios. El primero, demostrar la integridad estructural y la compatibilidad entre lanzador y nave y confirmar las cargas de lanzamiento. El segundo, demostrar las separaciones: la del conjunto S-IVB/unidad de instrumentos/nave respecto de la etapa S-IB, la de la torre de escape y su cubierta protectora de ascenso, la del módulo de mando y servicio respecto del S-IVB y su adaptador, y la del módulo de mando respecto del módulo de servicio. El tercero, verificar la operación de los subsistemas del lanzador —propulsión, guiado y control, sistema eléctrico— y de la nave: escudo térmico, SPS con reencendido múltiple, guiado y navegación, control ambiental, comunicaciones, sistemas de control de reacción del módulo de mando y del de servicio, control de estabilización, sistema de aterrizaje y sistema eléctrico. El cuarto, evaluar el sistema de detección de emergencia del vehículo en configuración de lazo cerrado. El quinto, evaluar el escudo térmico bajo una carga térmica elevada en una reentrada a unos 28.000 pies por segundo. El sexto, poner a prueba las instalaciones y operaciones de apoyo necesarias para el lanzamiento, la conducción de la misión y la recuperación del módulo de mando.

Por debajo colgaba una lista de objetivos detallados de una minuciosidad reveladora: demostrar el reencendido múltiple del SPS con al menos tres encendidos de al menos tres segundos separados por intervalos de diez segundos; determinar el rendimiento del motor en un encendido largo de aproximadamente 200 segundos; obtener datos sobre la estabilidad de la combustión; verificar la protección térmica del astrosextante; comprobar la banda S en modos de telemetría y de telemetría con retorno de distancia; y evaluar el ablador del escudo térmico bajo una carga de 20.000 Btu por pie cuadrado. La NASA registró todos los objetivos, primarios y detallados, como cumplidos.

AS-202 acumuló una cantidad inusual de estrenos. Fue el primer vuelo Apollo/Saturn que usó pilas de combustible en el módulo de servicio; el primero que voló el sistema de detección de emergencia en configuración de lazo cerrado, es decir, con capacidad real de disparar un aborto automático; el primero que probó las comunicaciones unificadas en banda S; el primero que llevó el sistema de guiado y navegación de Apollo, y el primero cuya nave se recuperó en el Pacífico. A ello se sumaron una repetición de la prueba de presión del mamparo común de la etapa S-IVB y un ensayo de comunicaciones durante el apagón de radio de la reentrada.

El despegue se produjo desde el complejo de lanzamiento 34 el 25 de agosto de 1966, a las 12:15 del mediodía hora del Este, con un azimut de lanzamiento de 105 grados. La fase de ascenso fue nominal. La primera etapa ardió durante algo menos de dos minutos y medio y llevó al cohete hasta una altitud de 31,4 millas náuticas (58,2 km), a 30,4 millas náuticas (56,3 km) de alcance desde la rampa. La segunda etapa encendió a continuación durante siete minutos y medio más y dejó a la nave en una trayectoria balística de largo alcance —no estaba prevista ninguna inserción orbital—. La separación del módulo de mando y servicio se produjo a 419,8 millas náuticas (777,5 km) de altitud.

El SPS estaba preprogramado para encenderse cuatro veces. La primera se produjo un par de segundos después de la separación del S-IVB y duró tres minutos y treinta y cinco segundos: fue la que elevó el apogeo de la nave hasta 617,1 millas náuticas (1.142,9 km), a 874,8 millas náuticas (1.620,1 km) de alcance. Veinticinco minutos más tarde llegó el segundo encendido, de un minuto y veintiocho segundos. Diez segundos después de apagarse, el motor volvió a encenderse dos veces más, tres segundos cada vez, para comprobar su capacidad de reencendido rápido. Aquella secuencia —un encendido largo seguido de pulsos cortos a intervalos de diez segundos— era exactamente lo que exigía el objetivo detallado sobre el reencendido múltiple, y respondía a una preocupación muy concreta: en una misión lunar, el SPS tenía que arrancar sin fallo tras días de vuelo, primero para entrar en órbita lunar y después para salir de ella.

El módulo de mando entró en la atmósfera a 28.512 pies por segundo (8.690 m/s). En lugar de descender de una vez, ejecutó una reentrada de doble inmersión: se hundió primero hasta 36 millas náuticas (67 km), volvió a remontar hasta 44 millas náuticas (81 km) —habiendo perdido para entonces 4.300 pies por segundo (1.300 m/s) de velocidad— y solo después continuó bajando. El perfil no era un capricho: alargar la trayectoria dentro de la atmósfera multiplica el tiempo durante el cual el escudo tiene que soportar el calor, y ese era justamente el punto que la misión quería medir, con una carga térmica del orden de 260 megajulios por metro cuadrado. El alcance total del vuelo fue de 13.900 millas náuticas.

Los paracaídas principales se desplegaron a 23.790 pies (7.250 m) y el módulo de mando amerizó en el Pacífico Norte, en las coordenadas 16°7' N, 168°54' E, a 205 millas náuticas (380 km) del punto de aterrizaje previsto y a unas 230 millas náuticas (430 km) al sureste de la isla Wake. El aterrizaje se produjo a la 1:48 de la tarde hora del Este, con lo que la misión sumó una hora y treinta y tres minutos de vuelo. La dispersión respecto al blanco obligó al portaaviones USS Hornet a navegar ocho horas y media hasta la cápsula, que quedó a bordo a las 10:10 de la noche hora del Este del mismo 25 de agosto de 1966.

AS-202 fue una de las tres misiones Apollo no tripuladas —junto con Apollo 4 y Apollo 6— que consiguieron secuencias cercanas de la separación de etapas de un cohete Saturn. La técnica venía del Saturn I: cámaras eyectables montadas en el vehículo, que se desprendían y se recuperaban después. En AS-202 la cámara iba en la primera etapa S-IB, mirando hacia delante, y filmó cómo la segunda etapa S-IVB —de la serie 200— se alejaba y encendía su único motor J-2. La versión de la etapa se reconoce por el detalle de los motores de asentamiento: la serie 200 disparaba tres, mientras que la serie 500 que voló en el Saturn V llevaba solo dos. Ese metraje se ha convertido en imagen de archivo habitual de los documentales sobre vuelos tripulados —se utilizó en el documental Apollo 11— y con frecuencia se atribuye por error a misiones con tripulación.

El resultado de AS-202 tuvo un efecto inmediato sobre el calendario del programa: con el escudo térmico validado para una reentrada desde órbita terrestre baja, el guiado y la navegación probados en vuelo, las pilas de combustible operativas y el sistema de detección de emergencia ensayado en lazo cerrado, la NASA consideró que tanto la nave Block I como el Saturn IB estaban en condiciones de llevar hombres a órbita en la misión siguiente, AS-204. Aquella misión es la que la historia conoce como Apollo 1.

El módulo de mando de la misión tuvo una segunda vida pública: se exhibió en el pabellón de Estados Unidos de la Expo 67 de Montreal y hoy se conserva a bordo del portaaviones USS Hornet, abierto al público como USS Hornet Museum en Alameda, California, precisamente el barco que lo recogió del agua.