AS-203

AS-203 fut le deuxième vol de la série Saturn IB et le plus étrange des trois essais sans équipage qui précédèrent les missions Apollo habitées : il décolla sans vaisseau spatial. Là où AS-201 et AS-202 avaient emporté un véritable module de commande et de service pour tester le bouclier thermique lors de la rentrée, AS-203 remplaça la charge utile par un simple cône aérodynamique. La raison n'était pas l'économie, mais la physique : sans le poids du vaisseau, l'étage supérieur pouvait atteindre l'orbite avec une grande réserve d'hydrogène liquide encore dans son réservoir, et cet hydrogène était, en réalité, la charge utile de la mission.

L'objectif primaire, formulé sans ambiguïté dans le rapport d'évaluation de vol du Marshall Space Flight Center (MPR-SAT-FE-66-12), était de réaliser l'expérience d'hydrogène liquide de l'étage S-IVB avec un étage déjà construit selon la configuration S-IVB/V, celle qui volerait comme troisième étage du Saturn V. Trois autres objectifs s'y ajoutaient : démontrer le fonctionnement du système de guidage du lanceur, caractériser l'environnement du véhicule, et réaliser une expérience de stockage cryogénique subcritique pour le compte du Manned Spacecraft Center. Le rapport conclut que tous les objectifs du vol furent atteints.

Le problème qu'AS-203 venait résoudre était le nœud technique du voyage vers la Lune. Le plan de vol du Saturn V exigeait que le troisième étage s'éteigne après avoir placé le vaisseau sur une orbite de stationnement terrestre, y reste en chute libre, puis rallume son moteur J-2 pour lancer l'ensemble vers la Lune. Personne n'avait jamais fait cela avec de l'hydrogène liquide.

En apesanteur, l'ergol cesse de se comporter comme un liquide à surface plane au fond du réservoir : il flotte, se disperse, adhère aux parois et peut laisser la prise d'alimentation aspirer du gaz. Pour rallumer le J-2, il fallait garantir deux choses simultanément : que l'hydrogène soit assis sur la sortie du réservoir au moment du démarrage, et que les conduites et la turbopompe soient suffisamment froides pour l'admettre sans cavitation. La solution retenue consistait en une purge continue propulsive, qui exploite l'hydrogène évaporé pour donner à l'ensemble une accélération résiduelle minimale — de l'ordre de 2 x 10⁻⁵ g — capable de maintenir le liquide plaqué au fond pendant la dérive orbitale, complétée par des déflecteurs et des chicanes anti-ballottement à l'intérieur du réservoir. Tout cela avait été calculé et testé au sol ; aucun essai au sol ne pouvait reproduire des heures d'apesanteur réelle.

L'étage qui vola sur AS-203 était un S-IVB de 17,98 m de longueur et 6,60 m de diamètre, doté d'un unique moteur J-2 orientable de 877 000 N (200 000 lbf) de poussée dans le vide et d'une capacité nominale d'ergols de 103 510 kg (228 500 lbm). Ses deux réservoirs — hydrogène à l'avant, oxygène à l'arrière — partageaient une cloison commune, un détail qui allait s'avérer décisif.

Sur cette base fut construit un étage singulier. Le rapport du Marshall énumère les différences par rapport au S-IVB-201, qui avait volé en février : un système de purge continue propulsive du réservoir d'hydrogène ; un système de poussée par purge du volume libre du réservoir d'oxygène capable de fournir 124,6 N (28 lbf), équivalent en rapport poussée-poids aux moteurs de 311,4 N (70 lbf) du système de propulsion auxiliaire du Saturn V ; des grilles anti-vortex de configuration S-IVB/V dans les deux réservoirs ; une isolation en mylar aluminisé sur la coupole du réservoir d'hydrogène ; une sphère d'hélium ambiant pour la repressurisation ; et des chicanes et déflecteurs spéciaux, nécessaires car les charges d'ergols étaient délibérément anormales.

Là résidait la clé de l'expérience : le réservoir d'oxygène fut rempli court, à environ 60 %, et celui d'hydrogène au maximum, de sorte qu'à l'extinction du moteur reste en orbite un résidu d'environ 8 850 kg (19 500 lbm) d'hydrogène liquide, la quantité qu'aurait le S-IVB du Saturn V sur son orbite de stationnement. Le système d'utilisation des ergols fut piloté en boucle ouverte, avec la vanne en position neutre, pour qu'il ne tente pas de corriger ce déséquilibre apparent entre comburant et carburant.

Et pour observer ce qui se passait à l'intérieur, deux caméras de télévision furent installées avec leurs projecteurs dans la coupole avant du réservoir d'hydrogène, ainsi qu'un ensemble d'instrumentation interne, des repères peints sur les parois et une sonde de niveau supplémentaire. AS-203 fut, littéralement, un vol pour regarder à l'intérieur d'un réservoir.

Au printemps 1966, il fut décidé de faire voler AS-203 avant AS-202, car le module de commande et de service destiné à ce dernier avait pris du retard ; c'est ainsi que le troisième vol de la série vola en second. L'étage S-IVB arriva à Cap Kennedy le 6 avril 1966, le premier étage S-IB six jours plus tard, et l'Unité d'instrumentation deux jours après encore. L'empilage commença le 19 avril sur le pas de tir 37B, la première fois qu'un Saturn IB était lancé depuis ce complexe.

La campagne d'essais reproduisit les problèmes qui avaient déjà touché AS-201 : des joints de soudure fissurés sur les cartes de circuits imprimés, dont plus de 8 000 durent être remplacés. Ce fut un rappel inconfortable que le Saturn IB restait, en 1966, un véhicule encore jeune.

Le compte à rebours final se déroula sans incident jusqu'à T-15 minutes, lorsque le signal de la caméra de télévision numéro 2 fut perdu — précisément l'un des instruments centraux de l'expérience. Les tentatives pour le récupérer entraînèrent des arrêts totalisant une heure, 53 minutes et 17 secondes, auxquels s'ajouta un arrêt de deux minutes pour vérifier le radar des Bermudes. On décida finalement de voler avec le seul système de télévision numéro 1, et le véhicule décolla du complexe 37B à 9 h 53 min 17 s, heure de l'Est, le 5 juillet 1966, dès la première tentative.

AS-203 décolla avec un azimut de 90 degrés à l'est du nord, puis vira vers l'azimut de vol prévu de 72 degrés. Sa masse au décollage était de 538 247 kg. La trajectoire réelle se situa légèrement au-dessus de la nominale : à l'extinction du S-IVB, l'altitude était supérieure de 0,12 km et la portée inférieure de 6,93 km aux prévisions, avec une vitesse par rapport aux axes fixes inférieure de 0,6 m/s à la nominale. L'extinction du J-2 survint à 433,35 secondes, soit 2,90 secondes avant la prédiction. Dix secondes plus tard, lors de l'insertion orbitale, la vitesse était supérieure de 0,8 m/s à la nominale, ce qui plaça la charge sur une orbite de 185,2 km de périgée et 187,3 km d'apogée, d'une période de 88,21 minutes — une orbite pratiquement circulaire d'environ 190 km.

Tout le reste fonctionna. Les huit moteurs du premier étage délivrèrent une poussée supérieure de 1,55 % à la prédiction ; le guidage et le contrôle se comportèrent comme prévu, sans vitesses angulaires excessives ni instabilités ; la séparation des étages fut nette ; le système de détection d'urgence, à nouveau piloté en boucle ouverte, ne généra aucun faux signal d'abandon ; et l'analyse structurelle ne releva aucun indice d'oscillation pogo. L'instrumentation ne fit pas non plus défaut : sur les 1 434 mesures actives au décollage, 98,8 % se comportèrent de manière satisfaisante. La seule anomalie mécanique notable fut une vanne de coupure de la recirculation du carburant du S-IVB qui ne se ferma pas après l'ordre de démarrage du moteur.

Le plan orbital reproduisit, aussi fidèlement que le permettait la capacité du Saturn IB, la séquence que le Saturn V exécuterait entre l'extinction du J-2 et le rallumage. La différence résidait dans le chronométrage : ce qui, sur le Saturn V, pouvait occuper jusqu'à trois orbites fut comprimé en une seule sur le S-IVB-203, afin de laisser le reste du vol libre pour d'autres essais.

Les résultats furent ceux que la NASA avait besoin d'entendre. Le contrôle de l'ergol fonctionna dans les tolérances : pendant l'insertion orbitale, l'hydrogène resta plaqué grâce à la poussée de purge du réservoir d'oxygène et aux chicanes et déflecteurs, et une fois en orbite, la purge continue suffit à le maintenir en position pendant toute la dérive. Les systèmes de rallumage — repressurisation du carburant, refroidissement préalable par recirculation, avance du carburant lors du démarrage simulé, grille anti-vortex, refroidissement du circuit d'oxygène et bouteilles de stockage — fonctionnèrent globalement de manière satisfaisante et, selon les termes du rapport, donnèrent confiance dans la faisabilité du rallumage du J-2 dans les conditions du Saturn V. Les images de la caméra survivante se révélèrent meilleures que prévu en qualité et en durée, à l'exception de pertes ponctuelles imputables à des problèmes des stations au sol.

L'essentiel accompli, les deux orbites restantes furent consacrées à des expériences allant au-delà du profil prévu pour le Saturn V et cherchant à mieux comprendre l'hydrogène liquide en microgravité pour de futures conceptions cryogéniques : un essai de dérive libre pour observer et contrer la décélération que la traînée atmosphérique résiduelle imprimait à l'ergol, des dépressurisations rapides du réservoir par les purges non propulsives, et enfin un test de montée en pression avec le réservoir fermé.

Ce dernier essai consistait à fermer les purges continue et non propulsive du réservoir d'hydrogène et à laisser la pression monter par autopressurisation, alimentée uniquement par la chaleur entrant de l'extérieur, tandis que le réservoir d'oxygène se dépressurisait via le système de poussée par purge. Il s'agissait, délibérément, d'un test des limites structurelles de la cloison commune face à une différence de pression inversée.

Les chiffres furent éloquents. La pression du volume libre d'hydrogène était de 8,51 N/cm² (12,35 psi) à la fermeture du réservoir, et de 25,97 N/cm² (37,7 psi) environ 5 360 secondes plus tard, soit approximativement une orbite après : un rythme de montée de 11,71 N/cm² par heure (17,0 psi/h), contre les 2,20 N/cm² par heure (3,2 psi/h) calculés en supposant uniquement un réchauffement homogène du liquide. La différence fut attribuée au réchauffement du gaz dans le volume libre, qui développa une forte stratification thermique : le gradient entre la surface du liquide et la coupole avant passa d'environ 5,55 K au début à environ 107,7 K à la fin. Dans ce même intervalle de quatre-vingt-dix minutes, la pression du réservoir d'oxygène chuta de 16,2 à 3,4 N/cm² (de 23,5 à 5 psi).

Le dénouement survint sans témoin. La rupture de la cloison commune dut se produire dans l'intervalle de deux minutes séparant la perte de télémesure à Cap Kennedy de sa détection par le radar de Trinidad, qui ne vit plus alors qu'un ensemble de fragments et non un véhicule. La télémesure ne fut jamais récupérée. L'extrapolation des courbes de pression des deux réservoirs permit d'estimer la pression différentielle de rupture de la cloison à 23,4 plus ou moins 0,3 N/cm² (34 plus ou moins 0,5 psi), une valeur cohérente avec la défaillance enregistrée lors d'un essai structurel en grandeur réelle dans les installations de Sacramento, en Californie, où la cloison avait cédé sous une pression différentielle inverse de 23,9 N/cm² (34,7 psi). La NASA conclut qu'une étincelle ou un impact avait dû enflammer les ergols et provoquer l'explosion.

La destruction de l'étage ne fit pas de la mission un échec, et ce n'était pas de l'indulgence : elle survint après que tous les objectifs primaires eurent été atteints, et de surcroît pendant un essai dont le but déclaré était précisément d'explorer jusqu'où la cloison pouvait résister. AS-203 fut classée comme un succès. L'expérience de stockage cryogénique subcritique d'azote, menée pour le compte du Manned Spacecraft Center afin de démontrer la viabilité des systèmes de stockage et d'alimentation cryogéniques en environnement de faible gravité, fut réalisée avec succès et atteignit tous ses objectifs.

En septembre, la Douglas Aircraft Company, constructrice du S-IVB, déclara que la conception était prête pour une utilisation sur le Saturn V. Le concept d'étage rallumable, qui constituait la plus grande inconnue entre l'orbite terrestre et la Lune, avait été validé en vol.

AS-203 n'a laissé aucune photographie spectaculaire ni équipage pour en témoigner, et son nom non officiel — Apollo 3, selon l'ordre dans lequel elle a volé — ne s'est jamais vraiment imposé. Son importance se mesure à une autre échelle : sans la certitude que l'hydrogène liquide pouvait être maîtrisé pendant des heures en orbite, et que le J-2 pouvait ensuite être rallumé, la manœuvre d'injection translunaire aurait été un pari. Deux ans et demi plus tard, le S-IVB d'Apollo 8 exécuta exactement cette manœuvre au-dessus du Pacifique et envoya trois hommes vers la Lune. La caméra de télévision qui, en juillet 1966, observait un réservoir d'hydrogène dans une fusée sans vaisseau fut, en ce sens, l'un des instruments les plus rentables du programme.