AS-201

All'inizio del 1966 il programma Apollo aveva già definito la propria architettura lunare, ma non era ancora volato nulla che somigliasse alla navicella reale. I moduli di comando e servizio lanciati fino ad allora erano stati, salvo un'eccezione, sagome strutturali senza sistemi attivi. AS-201 ruppe quella catena: portò in volo il secondo modulo di comando di serie del Blocco I e il primo modulo di servizio di serie, montati sul primo Saturn IB. Fu, in pratica, l'esame di ammissione dell'hardware Apollo ai voli veri.

Il Blocco I era una versione precedente alla decisione di allunare mediante rendez-vous in orbita lunare, per cui la navicella era priva del meccanismo di aggancio con un modulo lunare e montava progetti preliminari di vari sottosistemi; pesava anche più del Blocco II, che avrebbe poi volato con equipaggio verso la Luna. Il CM-009 si discostava inoltre dalla configurazione di produzione standard: non montava il sistema di guida e navigazione, né i sedili dell'equipaggio, né i display e l'apparecchiatura associata, e portava invece un programmatore di controllo e un sistema di rilevamento delle emergenze in configurazione ad anello aperto. Il SM-009 sostituiva le celle a combustibile generatrici di elettricità con batterie e rinunciava all'apparato di comunicazione in banda S. Insieme alla navicella salivano un sistema di fuga al lancio del Blocco I con la sua copertura protettiva e il primo adattatore SLA a volare, il componente tronco-conico che univa la navicella al vettore.

Il Saturn IB era la versione migliorata del Saturn I, che nel programma aveva già volato dieci volte. Il primo stadio S-IB, costruito dalla Chrysler ed equipaggiato con otto motori H-1 Rocketdyne, portava la spinta totale da 1,5 a 1,6 milioni di libbre. Il cambiamento sostanziale stava più in alto: il vecchio secondo stadio scompariva a favore dell'S-IVB, mosso da un unico motore J-2 a idrogeno liquido. Quello stesso motore avrebbe equipaggiato il secondo stadio S-II del Saturn V, e una variante dell'S-IVB con J-2 riaccendibile nello spazio ne sarebbe stata il terzo stadio. Il razzo debuttava anche con un nuovo modello del sistema di guida e controllo, l'Unità Strumenti, destinata anch'essa al vettore lunare. Testare il Saturn IB significava dunque testare in anticipo metà dell'architettura del Saturn V.

I componenti arrivarono a Capo Kennedy nel corso dell'autunno 1965. Lo stadio S-IB fu il primo, il 14 agosto 1965, trasportato dalla chiatta Promise; l'S-IVB arrivò il 18 settembre; l'Unità Strumenti il 22 ottobre; il modulo di comando tre giorni dopo e il modulo di servizio il 27 ottobre. Il primo stadio fu eretto sulla rampa poco dopo il suo arrivo e il secondo lo raggiunse il 1° ottobre. L'Unità Strumenti, risolti alcuni problemi, fu accoppiata all'S-IVB il 25 ottobre, e il complesso navicella-modulo di servizio fu montato sul razzo il 26 dicembre.

Il calendario soffrì proprio dove meno ce lo si aspettava. Il computer RCA 110A, incaricato di automatizzare i collaudi del razzo, accumulava dieci giorni di ritardo e non sarebbe arrivato a Capo Kennedy prima del 1° novembre, il che lasciò la rampa quasi ferma a metà ottobre. Quando finalmente arrivò, continuò a dare problemi con le schede perforate e con dei condensatori che non funzionavano bene sotto il rivestimento protettivo. Ciò nonostante, i collaudi del vettore rimasero nei tempi. A dicembre si lavorava ventiquattro ore su ventiquattro: di giorno si verificavano i sistemi di carburante della navicella e di notte si collaudava il razzo. Da quelle giornate resta persino un aneddoto informatico precoce: secondo Frank Bryan, ingegnere delle operazioni del vettore al Kennedy Space Center, allo scoccare della mezzanotte il computer non sapeva gestire il salto da 2400 a 0001 e «si trasformava in una zucca». Alla fine i collaudi con i collegamenti scollegati dimostrarono che il razzo poteva funzionare da solo.

Il lancio era stato rinviato tre volte, per il maltempo e per il guasto di un cavo sotterraneo. Il conto alla rovescia finale del 26 febbraio 1966 si svolse in modo soddisfacente, seppure con diverse interruzioni che sommarono tre ore e ventisette minuti di tempo perso. La principale fu un problema di ripristino del sistema di pressione di controllo dell'azoto gassoso dell'S-IB, provocato da un flusso insufficiente dall'alimentazione a terra attraverso un orifizio di 0,160 centimetri quando iniziavano gli spurghi del veicolo, a T-35 secondi; per i voli successivi fu previsto un condotto di bypass.

Ci fu inoltre un'interruzione molto tardiva: con il calo della pressione in uno dei serbatoi di carburante dell'S-IVB al di sotto del limite ammesso, il computer di bordo fermò il lancio quattro secondi prima del decollo. Il problema era facile da risolvere, ma si dubitava che ci fosse tempo entro la finestra di lancio; dopo aver simulato il lancio e centocinquanta secondi di volo per dimostrare che il razzo poteva operare con quella pressione più bassa, il tentativo fu nuovamente autorizzato.

AS-201 decollò alle 16:12:01 UT del 26 febbraio 1966 dal complesso 34. Partì con un azimut di 100 gradi a est del nord e ruotò fino all'azimut di volo corretto, 105 gradi. La traiettoria reale fu molto vicina a quella nominale: al taglio dell'S-IVB l'altitudine era superiore di 0,73 chilometri e la gittata più lunga di 31,0 chilometri rispetto al previsto, con una velocità rispetto allo spazio fisso superiore di 8,0 metri al secondo al valore nominale al taglio del primo stadio e inferiore di 0,5 metri al secondo a quello del secondo.

La propulsione si comportò bene. Nel primo stadio la spinta risultò inferiore dello 0,06 % e l'impulso specifico superiore dello 0,28 % rispetto alle previsioni; il flusso totale, inferiore dello 0,34 %, ritardò di 0,89 secondi il taglio dei motori interni, e quelli esterni si spensero 5,48 secondi dopo, un po' più tardi del previsto, per l'attivazione prematura del sensore di esaurimento del carburante nel pozzetto del serbatoio F4, attribuita a bolle nella massa del propellente. Il J-2 del secondo stadio impiegò 3,6 secondi per raggiungere la spinta, contro i 2,9 attesi, a causa di un ambiente più freddo del previsto che aprì lentamente la valvola principale dell'ossidante. Il cambio programmato del rapporto di miscela avvenne 14,2 secondi prima, e la riduzione raggiunse 5,1:1 partendo da 5,50:1, quando ci si aspettava 5,23:1, cosicché lo stadio bruciò 9,8 secondi in più del previsto. Il sistema di guida e controllo funzionò senza velocità angolari eccessive né instabilità, con un angolo d'attacco massimo di -3,5 gradi nel piano di imbardata e un vento massimo di 70 metri al secondo a 14 chilometri di quota, verso l'ottantesimo secondo di volo.

Il primo stadio portò il complesso fino a circa 57 chilometri di quota; da lì l'S-IVB lo innalzò fino a circa 425 chilometri. La separazione tra navicella e stadio superiore avvenne verso l'845° secondo di volo, e il modulo di comando e servizio continuò a salire per conto proprio fino a circa 488 chilometri. Allora il motore del sistema di propulsione di servizio si accese per accelerare la navicella contro l'atmosfera: la prima combustione durò centottantaquattro secondi e la seconda dieci, dimostrando la capacità di riaccensione nello spazio, requisito imprescindibile per qualsiasi volo con equipaggio verso la Luna. Il modulo di comando entrò in atmosfera a circa 8,3 chilometri al secondo, con lo scudo termico sottoposto al regime di riscaldamento di circa 200 Btu per piede quadrato al secondo che figurava tra gli obiettivi della missione. L'ammaraggio avvenne dopo 37 minuti e 19,7 secondi di volo, a circa 72 chilometri dal punto previsto nell'Atlantico meridionale; la USS Boxer aveva la capsula a bordo due ore dopo.

Il volo lasciò tre problemi registrati. Il motore del modulo di servizio funzionò correttamente solo per una ottantina di secondi: la rottura di una linea dell'ossidante permise all'elio di pressurizzazione dei serbatoi di mescolarsi con l'ossidante e raggiungere la camera di combustione, degradando le prestazioni. Un guasto del sistema elettrico privò il modulo di comando del controllo di direzione durante il rientro. E un cortocircuito impedì di raccogliere parte delle misurazioni previste proprio in quella fase. Gli ultimi due problemi furono attribuiti a un cablaggio errato e furono facili da correggere.

Nonostante le anomalie, il rapporto di sintesi del programma Apollo registra tutti gli obiettivi — primari e dettagliati — come raggiunti: integrità strutturale del veicolo, separazione dell'S-IVB dall'S-IB, del sistema di fuga e della sua copertura dalla navicella, della navicella dal complesso S-IVB/Unità Strumenti/adattatore e del modulo di comando da quello di servizio; dati di volo della propulsione, della guida e dell'elettricità del vettore e dello scudo termico, del motore di servizio con la sua riaccensione, del controllo ambientale, delle comunicazioni, dei sistemi di controllo di reazione del comando e del servizio, del controllo di stabilizzazione, del sistema di atterraggio e dell'energia elettrica della navicella; valutazione del sistema di rilevamento delle emergenze ad anello aperto; e verifica degli impianti di supporto al lancio, della conduzione della missione e del recupero.

Con questo bilancio, il Saturn IB fu abilitato a proseguire la propria serie di voli di ricerca e sviluppo, e la navicella Apollo dimostrò di poter sopravvivere a un rientro equivalente a quello da un'orbita terrestre bassa. La capsula CM-009 non concluse lì la sua carriera: servì poi per prove di caduta al campo prove di White Sands e oggi è esposta allo Strategic Air Command & Aerospace Museum di Ashland, Nebraska.