AS-201

Début 1966, le programme Apollo avait déjà défini son architecture lunaire, mais rien qui ressemble au vaisseau réel n'avait encore volé. Les modules de commande et de service lancés jusque-là avaient été, à une exception près, des maquettes structurelles sans systèmes actifs. AS-201 rompit cette chaîne : il emmena dans les airs le deuxième module de commande de série du Bloc I et le premier module de service de série, montés sur le tout premier Saturn IB. C'était, dans les faits, l'examen d'entrée du matériel Apollo dans les vols réels.

Le Bloc I était une version antérieure à la décision d'atterrir sur la Lune par rendez-vous en orbite lunaire, si bien que le vaisseau ne disposait pas de mécanisme d'amarrage avec un module lunaire et embarquait les conceptions préliminaires de plusieurs sous-systèmes ; il pesait aussi plus lourd que le Bloc II qui volerait finalement avec équipage vers la Lune. Le CM-009 s'écartait en outre de la configuration de production par défaut : il n'était pas équipé du système de guidage et de navigation, ni des sièges d'équipage, ni des écrans et de leur équipement associé, et embarquait à la place un programmateur de commande et un système de détection des situations d'urgence en boucle ouverte. Le SM-009 remplaçait les piles à combustible génératrices d'électricité par des batteries et se passait de l'équipement de communication en bande S. Le vaisseau emportait également un système d'échappement au lancement du Bloc I avec son carénage protecteur, ainsi que le tout premier adaptateur SLA à voler, la pièce tronconique reliant le vaisseau au lanceur.

Le Saturn IB était la version améliorée du Saturn I, qui avait déjà volé dix fois dans le programme. Le premier étage S-IB, construit par Chrysler et équipé de huit moteurs H-1 de Rocketdyne, portait la poussée totale de 1,5 à 1,6 million de livres. Le changement de fond se trouvait plus haut : le vieux deuxième étage disparaissait au profit du S-IVB, propulsé par un unique moteur J-2 à hydrogène liquide. Ce même moteur équiperait le deuxième étage S-II du Saturn V, et une variante du S-IVB avec un J-2 rallumable dans l'espace en constituerait le troisième étage. La fusée inaugurait également un nouveau modèle du système de guidage et de contrôle, l'Unité d'instruments, destiné lui aussi au lanceur lunaire. Tester le Saturn IB revenait donc à tester par avance la moitié de l'architecture du Saturn V.

Les éléments arrivèrent au Cap tout au long de l'automne 1965. L'étage S-IB fut le premier, le 14 août 1965, transporté par la barge Promise ; le S-IVB arriva le 18 septembre ; l'Unité d'instruments, le 22 octobre ; le module de commande trois jours plus tard et le module de service le 27 octobre. Le premier étage fut dressé sur le pas de tir peu après son arrivée et le deuxième le rejoignit le 1er octobre. L'Unité d'instruments, après résolution de quelques problèmes, fut arrimée au S-IVB le 25 octobre, et l'ensemble vaisseau-module de service fut monté sur la fusée le 26 décembre.

Le calendrier souffrit là où on l'attendait le moins. L'ordinateur RCA 110A chargé d'automatiser les essais de la fusée accumulait dix jours de retard et n'arriverait pas au Cap avant le 1er novembre, ce qui laissa le pas de tir quasiment à l'arrêt à la mi-octobre. Une fois enfin arrivé, il continua de poser problème avec ses cartes perforées et des condensateurs qui fonctionnaient mal sous leur revêtement protecteur. Malgré cela, les essais du lanceur restèrent dans les délais. En décembre, on travaillait vingt-quatre heures sur vingt-quatre : le jour, on vérifiait les systèmes de carburant du vaisseau, et la nuit, on testait la fusée. De ces journées est même restée une anecdote informatique précoce : selon Frank Bryan, ingénieur des opérations du lanceur au Centre spatial Kennedy, au passage de minuit l'ordinateur ne savait pas gérer le saut de 2400 à 0001 et « se transformait en citrouille ». Finalement, les essais menés connexions débranchées démontrèrent que la fusée pouvait fonctionner de manière autonome.

Le lancement avait été repoussé trois fois, en raison de la météo et de la défaillance d'un câble souterrain. Le compte à rebours terminal du 26 février 1966 se déroula de façon satisfaisante, malgré plusieurs arrêts totalisant trois heures et vingt-sept minutes de temps perdu. Le principal fut un problème de réapprovisionnement du système de pression de contrôle à l'azote gazeux du S-IB, causé par un débit insuffisant depuis l'alimentation au sol à travers un orifice de 0,160 centimètre au moment où débutaient les purges du véhicule, à T-35 secondes ; pour les vols suivants, une conduite de dérivation fut prévue.

Il y eut par ailleurs une interruption très tardive : la pression dans l'un des réservoirs de carburant du S-IVB étant tombée sous la limite admise, l'ordinateur de bord arrêta le lancement quatre secondes avant le décollage. Le problème était facile à résoudre, mais on doutait qu'il puisse l'être dans la fenêtre de tir ; après avoir simulé le lancement et cent cinquante secondes de vol pour démontrer que la fusée pouvait fonctionner avec cette pression plus basse, la tentative fut de nouveau autorisée.

AS-201 décolla à 16 h 12 min 01 s UT le 26 février 1966 depuis le complexe 34. Il partit avec un azimut de 100 degrés à l'est du nord et pivota jusqu'à l'azimut de vol correct, 105 degrés. La trajectoire réelle fut très proche de la trajectoire nominale : à la coupure du S-IVB, l'altitude était supérieure de 0,73 kilomètre et la portée plus longue de 31,0 kilomètres que prévu, avec une vitesse par rapport à l'espace fixe supérieure de 8,0 mètres par seconde à la valeur nominale à la coupure du premier étage, et inférieure de 0,5 mètre par seconde à celle du deuxième.

La propulsion se comporta bien. Sur le premier étage, la poussée fut inférieure de 0,06 % et l'impulsion spécifique supérieure de 0,28 % aux prévisions ; le débit total, inférieur de 0,34 %, retarda de 0,89 seconde la coupure des moteurs intérieurs, et les moteurs extérieurs s'éteignirent 5,48 secondes plus tard, un peu plus tard que prévu, en raison de l'activation prématurée du capteur d'épuisement de carburant dans le puisard du réservoir F4, attribuée à des bulles dans la masse d'ergol. Le J-2 du deuxième étage mit 3,6 secondes à atteindre sa poussée, contre 2,9 attendues, en raison d'un environnement plus froid que prévu qui ouvrit lentement la vanne principale d'oxydant. Le changement programmé de rapport de mélange fut avancé de 14,2 secondes et la réduction atteignit 5,1:1 en partant de 5,50:1, alors que 5,23:1 était attendu, de sorte que l'étage brûla 9,8 secondes de plus que prévu. Le système de guidage et de contrôle fonctionna sans vitesses angulaires excessives ni instabilités, avec un angle d'incidence maximal de -3,5 degrés dans le plan de lacet et un vent maximal de 70 mètres par seconde à 14 kilomètres d'altitude, vers la quatre-vingtième seconde de vol.

Le premier étage porta l'ensemble jusqu'à environ 57 kilomètres d'altitude ; à partir de là, le S-IVB l'éleva jusqu'à environ 425 kilomètres. La séparation entre le vaisseau et l'étage supérieur eut lieu vers la 845e seconde de vol, et le module de commande et de service continua de monter de lui-même jusqu'à environ 488 kilomètres. Le moteur du système de propulsion de service s'alluma alors pour accélérer le vaisseau contre l'atmosphère : la première combustion dura cent quatre-vingt-quatre secondes et la seconde, dix, démontrant la capacité de rallumage dans l'espace, exigence incontournable de tout vol habité vers la Lune. Le module de commande pénétra dans l'atmosphère à environ 8,3 kilomètres par seconde, le bouclier thermique étant soumis au régime d'échauffement d'environ 200 Btu par pied carré et par seconde qui figurait parmi les objectifs de la mission. L'amerrissage eut lieu à 37 minutes et 19,7 secondes de vol, à environ 72 kilomètres du point prévu dans l'Atlantique Sud ; l'USS Boxer avait la capsule à son bord deux heures plus tard.

Le vol laissa trois problèmes consignés. Le moteur du module de service ne fonctionna correctement que pendant une quatre-vingtaine de secondes : la rupture d'une conduite d'oxydant permit à l'hélium de pressurisation des réservoirs de se mélanger à l'oxydant et d'atteindre la chambre de combustion, dégradant le rendement. Une défaillance du système électrique priva le module de commande de contrôle directionnel pendant la rentrée. Et un court-circuit empêcha de recueillir une partie des mesures prévues précisément durant cette phase. Les deux derniers problèmes furent attribués à un câblage incorrect et furent faciles à corriger.

Malgré les anomalies, le rapport de synthèse du programme Apollo consigne tous les objectifs — primaires et détaillés — comme atteints : intégrité structurelle du véhicule, séparation du S-IVB par rapport au S-IB, du système d'échappement et de son carénage par rapport au vaisseau, du vaisseau par rapport à l'ensemble S-IVB/Unité d'instruments/adaptateur et du module de commande par rapport au module de service ; données de vol de la propulsion, du guidage et de l'électricité du lanceur et du bouclier thermique, du moteur de service et de son rallumage, du contrôle environnemental, des communications, des systèmes de contrôle de réaction du module de commande et de celui de service, du contrôle de stabilisation, du système d'atterrissage et de l'alimentation électrique du vaisseau ; évaluation du système de détection des situations d'urgence en boucle ouverte ; et vérification des installations de soutien au lancement, de la conduite de la mission et de la récupération.

Fort de ce bilan, le Saturn IB fut habilité à poursuivre sa série de vols de recherche et développement, et le vaisseau Apollo démontra qu'il pouvait survivre à une rentrée équivalente à celle depuis une orbite terrestre basse. La capsule CM-009 ne termina pas là sa carrière : elle servit ensuite à des essais de largage sur le champ d'essais de White Sands, et elle est aujourd'hui exposée au Strategic Air Command & Aerospace Museum d'Ashland, dans le Nebraska.