AS-203

AS-203 fue el segundo vuelo de la serie Saturn IB y el más extraño de los tres ensayos no tripulados que precedieron a las misiones Apollo con tripulación: despegó sin nave espacial. Donde AS-201 y AS-202 llevaron un módulo de mando y servicio real para probar el escudo térmico en la reentrada, AS-203 sustituyó la carga por un simple cono aerodinámico. La razón no era el ahorro, sino la física: sin el peso de la nave, la etapa superior podía llegar a la órbita con una reserva grande de hidrógeno líquido todavía en el tanque, y ese hidrógeno era, en realidad, la carga útil de la misión.

El objetivo primario, formulado sin ambigüedad en el informe de evaluación de vuelo del Marshall Space Flight Center (MPR-SAT-FE-66-12), era ejecutar el experimento de hidrógeno líquido de la etapa S-IVB con una etapa construida ya según el diseño S-IVB/V, el que volaría como tercera fase del Saturn V. A ese objetivo se le añadieron otros tres: demostrar el funcionamiento del sistema de guiado del lanzador, caracterizar el entorno ambiental del vehículo y realizar un experimento de almacenamiento criogénico subcrítico por cuenta del Manned Spacecraft Center. El informe concluye que todos los objetivos del vuelo se cumplieron.

El problema que AS-203 vino a resolver era el nudo técnico del viaje a la Luna. El plan de vuelo del Saturn V exigía que la tercera etapa se apagara tras insertar la nave en una órbita de aparcamiento terrestre, permaneciera allí en caída libre y después reencendiera su motor J-2 para lanzar el conjunto hacia la Luna. Nadie había hecho nunca eso con hidrógeno líquido.

En ingravidez el propulsante deja de comportarse como un líquido con superficie plana en el fondo del tanque: flota, se dispersa, se adhiere a las paredes y puede dejar la toma de alimentación succionando gas. Para reencender el J-2 hacía falta garantizar dos cosas simultáneas: que el hidrógeno estuviera asentado sobre la salida del tanque en el momento del arranque, y que las conducciones y la turbobomba estuvieran suficientemente frías para admitirlo sin cavitar. La solución prevista consistía en un venteo continuo propulsivo, que aprovecha el hidrógeno evaporado para dar al conjunto una aceleración residual mínima —del orden de 2 x 10-5 g— capaz de mantener el líquido pegado al fondo durante la deriva orbital, complementado por deflectores y bafles antichapoteo dentro del tanque. Todo eso estaba calculado y probado en tierra; ninguna prueba en tierra podía reproducir horas de ingravidez real.

La etapa que voló en AS-203 era una S-IVB de 17,98 m de longitud y 6,60 m de diámetro, con un único motor J-2 cardánico de 877,000 N (200,000 lbf) de empuje en vacío y una capacidad nominal de propulsante de 103,510 kg (228,500 lbm). Sus dos tanques —hidrógeno delante, oxígeno detrás— compartían un mamparo común, un detalle que acabaría siendo decisivo.

Sobre esa base se montó una etapa singular. El informe del Marshall enumera las diferencias respecto de la S-IVB-201 que había volado en febrero: un sistema de venteo continuo propulsivo del tanque de hidrógeno; un sistema de empuje por venteo del volumen libre del tanque de oxígeno capaz de proporcionar 124.6 N (28 lbf), equivalente en relación empuje-peso a los motores de 311.4 N (70 lbf) del sistema de propulsión auxiliar del Saturn V; mallas antivórtice de configuración S-IVB/V en ambos tanques; aislamiento de mylar aluminizado en la cúpula del tanque de hidrógeno; una esfera de helio ambiente para represurizar; y bafles y deflectores especiales, necesarios porque las cargas de propulsante eran deliberadamente anómalas.

Ahí está la clave del experimento: el tanque de oxígeno se cargó corto, a aproximadamente el 60 por ciento, y el de hidrógeno al máximo, de modo que al corte del motor quedara en órbita un residuo de unos 8,850 kg (19,500 lbm) de hidrógeno líquido, la cantidad que tendría el S-IVB del Saturn V en su órbita de aparcamiento. El sistema de utilización de propulsante se voló en lazo abierto, con la válvula en posición neutra, para que no intentara corregir ese desequilibrio aparente entre oxidante y combustible.

Y para ver lo que ocurría dentro se instalaron dos cámaras de televisión con sus focos en la cúpula anterior del tanque de hidrógeno, junto a una batería de instrumentación interna, marcas pintadas en las paredes y una sonda de nivel adicional. AS-203 fue, literalmente, un vuelo para mirar dentro de un tanque.

En la primavera de 1966 se decidió adelantar AS-203 a AS-202, porque el módulo de mando y servicio destinado a esta última se había retrasado; de ahí que el tercer vuelo de la serie volara segundo. La etapa S-IVB llegó a Cabo Kennedy el 6 de abril de 1966, la primera etapa S-IB seis días después y la Unidad de Instrumentación dos días más tarde. El 19 de abril comenzó el apilado en la rampa 37B, la primera vez que un Saturn IB se lanzaba desde ese complejo.

La campaña de pruebas repitió los problemas que ya habían acosado a AS-201: juntas de soldadura agrietadas en las placas de circuito impreso, de las que hubo que reemplazar más de 8,000. Fue un recordatorio incómodo de que el Saturn IB seguía siendo un vehículo joven en 1966.

La cuenta atrás terminal transcurrió sin incidentes hasta T-15 minutos, cuando se perdió la señal de la cámara de televisión número 2, precisamente uno de los instrumentos centrales del experimento. Los intentos de recuperarla acumularon paradas por un total de una hora, 53 minutos y 17 segundos —a los que se sumó una parada de dos minutos para verificar el radar de Bermudas—. Al final se tomó la decisión de volar solo con el sistema de televisión número 1, y el vehículo despegó del Complejo 37B a las 9:53:17 de la mañana, hora del este, del 5 de julio de 1966, en el primer intento.

El AS-203 salió con un acimut de 90 grados al este del norte y giró después al acimut de vuelo previsto de 72 grados. Su peso al despegue fue de 538,247 kg. La trayectoria real quedó algo por encima de la nominal: en el corte del S-IVB la altitud era 0,12 km mayor y el alcance 6,93 km menor de lo previsto, con una velocidad respecto a ejes fijos 0,6 m/s por debajo de lo nominal. El corte del J-2 llegó a los 433,35 segundos, 2,90 antes de lo predicho. Diez segundos después, en la inserción orbital, la velocidad era 0,8 m/s superior a la nominal, lo que dejó la carga en una órbita de 185,2 km de perigeo y 187,3 km de apogeo con un periodo de 88,21 minutos —una órbita prácticamente circular de unos 190 km—.

Todo lo demás funcionó. Las ocho unidades de la primera etapa dieron un empuje un 1,55 por ciento superior al predicho; el guiado y el control se comportaron según lo esperado, sin velocidades angulares excesivas ni inestabilidades; la separación entre etapas fue limpia; el sistema de detección de emergencia, volado de nuevo en lazo abierto, no generó ninguna señal falsa de aborto; y el análisis estructural no halló indicio alguno de oscilación pogo. La instrumentación tampoco falló: de las 1434 medidas activas en el despegue, el 98,8 por ciento se comportó satisfactoriamente. La única anomalía mecánica destacable fue una válvula de corte de la recirculación de combustible del S-IVB que no cerró tras la orden de arranque del motor.

El plan orbital reprodujo, tan fielmente como permitía la capacidad del Saturn IB, la secuencia que ejecutaría el Saturn V desde el corte del J-2 hasta el reencendido. La diferencia estaba en el reloj: lo que en el Saturn V podía ocupar hasta tres órbitas se comprimió en una sola en el S-IVB-203, para dejar el resto del vuelo libre para otros ensayos.

Los resultados fueron los que la NASA necesitaba oír. El control del propulsante funcionó dentro de tolerancias: durante la inserción orbital el hidrógeno se mantuvo asentado gracias al empuje del venteo del tanque de oxígeno y a los bafles y deflectores, y una vez en órbita el venteo continuo bastó para conservarlo en posición durante toda la deriva. Los sistemas de reencendido —represurización del combustible, enfriamiento previo por recirculación, adelanto de combustible en el arranque simulado, malla antivórtice, enfriamiento del circuito de oxígeno y botellas de almacenamiento— funcionaron en general de manera satisfactoria y, en palabras del informe, dieron confianza en que el reencendido del J-2 en condiciones de Saturn V podía llevarse a cabo. Las imágenes de la cámara superviviente resultaron mejores de lo esperado en calidad y duración, salvo pérdidas puntuales achacables a problemas de las estaciones de tierra.

Cumplido lo esencial, las dos órbitas restantes se dedicaron a experimentos que iban más allá del perfil previsto para el Saturn V y buscaban entender el hidrógeno líquido en microgravedad para futuros diseños criogénicos: un ensayo de deriva libre para observar y contrarrestar la desaceleración que la resistencia atmosférica residual imprimía al propulsante, despresurizaciones rápidas del tanque por los venteos no propulsivos, y por último una prueba de aumento de presión con el tanque cerrado.

Esta última consistía en cerrar los venteos continuo y no propulsivo del tanque de hidrógeno y dejar que la presión subiera por autopresurización, alimentada solo por el calor que entraba desde el exterior, mientras el tanque de oxígeno se despresurizaba a través del sistema de empuje por venteo. Era, deliberadamente, una prueba de los límites estructurales del mamparo común ante una diferencia de presión invertida.

Los números fueron elocuentes. La presión del volumen libre de hidrógeno era de 8,51 N/cm2 (12,35 psi) al cerrar el tanque y de 25,97 N/cm2 (37,7 psi) unos 5360 segundos más tarde, aproximadamente una órbita después: un ritmo de subida de 11,71 N/cm2 por hora (17,0 psi/h) frente a los 2,20 N/cm2 por hora (3,2 psi/h) calculados suponiendo únicamente calentamiento homogéneo del líquido. La diferencia se atribuyó al calentamiento del gas en el volumen libre, que desarrolló una fuerte estratificación térmica: el gradiente entre la superficie del líquido y la cúpula anterior pasó de unos 5,55 K al principio a unos 107,7 K al final. En ese mismo intervalo de noventa minutos la presión del tanque de oxígeno cayó de 16,2 a 3,4 N/cm2 (de 23,5 a 5 psi).

El desenlace ocurrió sin testigos. La rotura del mamparo común tuvo que producirse en el intervalo de dos minutos que separó la pérdida de telemetría en Cabo Kennedy de la detección por el radar de Trinidad, que ya no vio un vehículo sino varios fragmentos. La telemetría nunca se recuperó. La extrapolación de las curvas de presión de ambos tanques permitió acotar la presión diferencial de rotura del mamparo en 23,4 más menos 0,3 N/cm2 (34 más menos 0,5 psi), un valor coherente con el fallo registrado en un ensayo estructural a escala real en las instalaciones de Sacramento, California, donde el mamparo había cedido a una presión diferencial inversa de 23,9 N/cm2 (34,7 psi). La NASA concluyó que una chispa o un impacto debieron inflamar los propulsantes y provocar la explosión.

Que la etapa se destruyera no convirtió la misión en un fracaso, y no por indulgencia: la destrucción llegó después de que todos los objetivos primarios se hubieran cumplido, y llegó además durante un ensayo cuyo propósito declarado era precisamente explorar hasta dónde aguantaba el mamparo. AS-203 se clasificó como éxito. El experimento de almacenamiento criogénico subcrítico de nitrógeno, volado por cuenta del Manned Spacecraft Center para demostrar la viabilidad de los sistemas de almacenamiento y suministro criogénicos en un entorno de baja gravedad, se llevó a cabo satisfactoriamente y cumplió todos sus objetivos.

En septiembre, la Douglas Aircraft Company, constructora del S-IVB, declaró que el diseño estaba listo para su uso en el Saturn V. El concepto de etapa reencendible, que era la incógnita mayor entre la órbita terrestre y la Luna, había quedado validado en vuelo.

AS-203 no dejó fotografías espectaculares ni tripulación que contarlo, y su nombre no oficial —Apollo 3, según el orden en que se voló— nunca arraigó del todo. Su importancia se mide en otra escala: sin la certeza de que el hidrógeno líquido podía controlarse durante horas en órbita y de que el J-2 podía volver a encenderse después, la maniobra de inyección translunar habría sido una apuesta. Dos años y medio después, el S-IVB de Apollo 8 ejecutó exactamente esa maniobra sobre el Pacífico y envió a tres hombres a la Luna. La cámara de televisión que en julio de 1966 miraba un tanque de hidrógeno en un cohete sin nave fue, en ese sentido, uno de los instrumentos más rentables del programa.