AS-203

AS-203 fu il secondo volo della serie Saturn IB e il più strano dei tre test senza equipaggio che precedettero le missioni Apollo con equipaggio: decollò senza veicolo spaziale. Mentre AS-201 e AS-202 trasportarono un vero modulo di comando e servizio per testare lo scudo termico nel rientro, AS-203 sostituì il carico con un semplice cono aerodinamico. La ragione non era il risparmio, ma la fisica: senza il peso della navicella, lo stadio superiore poteva raggiungere l'orbita con una grande riserva di idrogeno liquido ancora nel serbatoio, e quell'idrogeno era, in realtà, il carico utile della missione.

L'obiettivo primario, formulato senza ambiguità nel rapporto di valutazione del volo del Marshall Space Flight Center (MPR-SAT-FE-66-12), era eseguire l'esperimento sull'idrogeno liquido dello stadio S-IVB con uno stadio già costruito secondo il progetto S-IVB/V, quello che avrebbe volato come terzo stadio del Saturn V. A questo obiettivo se ne aggiunsero altri tre: dimostrare il funzionamento del sistema di guida del lanciatore, caratterizzare l'ambiente del veicolo ed eseguire un esperimento di stoccaggio criogenico subcritico per conto del Manned Spacecraft Center. Il rapporto conclude che tutti gli obiettivi del volo furono raggiunti.

Il problema che AS-203 doveva risolvere era il nodo tecnico del viaggio verso la Luna. Il piano di volo del Saturn V richiedeva che il terzo stadio si spegnesse dopo aver inserito la navicella in un'orbita di parcheggio terrestre, vi rimanesse in caduta libera e poi riaccendesse il motore J-2 per lanciare l'insieme verso la Luna. Nessuno lo aveva mai fatto prima con idrogeno liquido.

In assenza di peso, il propellente smette di comportarsi come un liquido con superficie piana sul fondo del serbatoio: fluttua, si disperde, aderisce alle pareti e può far sì che la presa di alimentazione aspiri gas. Per riaccendere il J-2 occorreva garantire due cose simultaneamente: che l'idrogeno fosse assestato sopra l'uscita del serbatoio al momento dell'avviamento, e che le tubazioni e la turbopompa fossero sufficientemente fredde per ammetterlo senza cavitazione. La soluzione prevista consisteva in uno sfiato continuo propulsivo, che sfrutta l'idrogeno evaporato per dare all'insieme un'accelerazione residua minima — dell'ordine di 2 x 10⁻⁵ g — capace di mantenere il liquido aderente al fondo durante la deriva orbitale, integrata da deflettori e frangiflutti antisciabordio all'interno del serbatoio. Tutto ciò era stato calcolato e testato a terra; nessuna prova a terra poteva riprodurre ore di assenza di peso reale.

Lo stadio che volò su AS-203 era un S-IVB di 17,98 m di lunghezza e 6,60 m di diametro, con un unico motore J-2 orientabile da 877.000 N (200.000 lbf) di spinta nel vuoto e una capacità nominale di propellente di 103.510 kg (228.500 lbm). I suoi due serbatoi — idrogeno davanti, ossigeno dietro — condividevano un diaframma comune, un dettaglio che si sarebbe rivelato decisivo.

Su questa base fu costruito uno stadio particolare. Il rapporto del Marshall elenca le differenze rispetto all'S-IVB-201, che aveva volato a febbraio: un sistema di sfiato continuo propulsivo del serbatoio di idrogeno; un sistema di spinta tramite sfiato del volume libero del serbatoio di ossigeno capace di fornire 124,6 N (28 lbf), equivalente in rapporto spinta-peso ai motori da 311,4 N (70 lbf) del sistema di propulsione ausiliaria del Saturn V; reti antivortice di configurazione S-IVB/V in entrambi i serbatoi; isolamento in mylar alluminizzato sulla cupola del serbatoio di idrogeno; una sfera di elio ambiente per la ripressurizzazione; e deflettori e frangiflutti speciali, necessari perché i carichi di propellente erano deliberatamente anomali.

Qui sta la chiave dell'esperimento: il serbatoio di ossigeno fu caricato corto, a circa il 60 per cento, e quello di idrogeno al massimo, in modo che allo spegnimento del motore restasse in orbita un residuo di circa 8.850 kg (19.500 lbm) di idrogeno liquido, la quantità che avrebbe l'S-IVB del Saturn V nella sua orbita di parcheggio. Il sistema di utilizzazione del propellente volò ad anello aperto, con la valvola in posizione neutra, affinché non tentasse di correggere questo apparente squilibrio tra ossidante e combustibile.

E per vedere cosa accadeva all'interno furono installate due telecamere con i rispettivi fari nella cupola anteriore del serbatoio di idrogeno, insieme a un insieme di strumentazione interna, segni dipinti sulle pareti e una sonda di livello aggiuntiva. AS-203 fu, letteralmente, un volo per guardare dentro un serbatoio.

Nella primavera del 1966 si decise di anticipare AS-203 rispetto ad AS-202, perché il modulo di comando e servizio destinato a quest'ultimo aveva subito ritardi; per questo il terzo volo della serie volò come secondo. Lo stadio S-IVB arrivò a Cape Kennedy il 6 aprile 1966, il primo stadio S-IB sei giorni dopo e l'Unità di Strumentazione altri due giorni più tardi. Il 19 aprile iniziò l'impilamento sulla rampa 37B, la prima volta che un Saturn IB veniva lanciato da quel complesso.

La campagna di prove ripeté i problemi che avevano già afflitto AS-201: giunti di saldatura incrinati sulle schede a circuito stampato, di cui più di 8.000 dovettero essere sostituiti. Fu un promemoria scomodo del fatto che il Saturn IB nel 1966 era ancora un veicolo giovane.

Il conto alla rovescia finale trascorse senza incidenti fino a T-15 minuti, quando si perse il segnale della telecamera numero 2, proprio uno degli strumenti centrali dell'esperimento. I tentativi di recuperarlo accumularono interruzioni per un totale di un'ora, 53 minuti e 17 secondi — a cui si aggiunse una sosta di due minuti per verificare il radar delle Bermuda. Alla fine si decise di volare solo con il sistema televisivo numero 1, e il veicolo decollò dal Complesso 37B alle 9:53:17 del mattino, ora orientale, del 5 luglio 1966, al primo tentativo.

AS-203 partì con un azimut di 90 gradi a est del nord e virò poi verso l'azimut di volo previsto di 72 gradi. Il suo peso al decollo fu di 538.247 kg. La traiettoria reale risultò leggermente superiore a quella nominale: allo spegnimento dell'S-IVB l'altitudine era di 0,12 km superiore e la gittata di 6,93 km inferiore al previsto, con una velocità rispetto agli assi fissi di 0,6 m/s inferiore al nominale. Lo spegnimento del J-2 avvenne a 433,35 secondi, 2,90 prima del previsto. Dieci secondi dopo, all'inserimento orbitale, la velocità era superiore di 0,8 m/s al nominale, il che lasciò il carico in un'orbita di 185,2 km di perigeo e 187,3 km di apogeo con un periodo di 88,21 minuti — un'orbita praticamente circolare di circa 190 km.

Tutto il resto funzionò. Gli otto motori del primo stadio diedero una spinta superiore dell'1,55 per cento rispetto al previsto; la guida e il controllo si comportarono come atteso, senza velocità angolari eccessive né instabilità; la separazione tra gli stadi fu netta; il sistema di rilevamento delle emergenze, di nuovo pilotato ad anello aperto, non generò alcun falso segnale di interruzione; e l'analisi strutturale non rilevò alcun indizio di oscillazione pogo. Nemmeno la strumentazione fallì: delle 1.434 misurazioni attive al decollo, il 98,8 per cento si comportò in modo soddisfacente. L'unica anomalia meccanica degna di nota fu una valvola di intercettazione della ricircolazione del combustibile dell'S-IVB che non si chiuse dopo l'ordine di avviamento del motore.

Il piano orbitale riprodusse, con la fedeltà consentita dalla capacità del Saturn IB, la sequenza che il Saturn V avrebbe eseguito dallo spegnimento del J-2 fino alla riaccensione. La differenza stava nell'orologio: ciò che sul Saturn V poteva occupare fino a tre orbite fu compresso in una sola sull'S-IVB-203, per lasciare il resto del volo libero per altre prove.

I risultati furono quelli che la NASA aveva bisogno di sentire. Il controllo del propellente funzionò entro le tolleranze: durante l'inserimento orbitale l'idrogeno rimase assestato grazie alla spinta dello sfiato del serbatoio di ossigeno e ai deflettori e frangiflutti, e una volta in orbita lo sfiato continuo bastò a mantenerlo in posizione durante tutta la deriva. I sistemi di riaccensione — ripressurizzazione del combustibile, preraffreddamento tramite ricircolazione, anticipo di combustibile nell'avviamento simulato, rete antivortice, raffreddamento del circuito di ossigeno e bombole di stoccaggio — funzionarono in generale in modo soddisfacente e, nelle parole del rapporto, diedero fiducia sul fatto che la riaccensione del J-2 nelle condizioni del Saturn V potesse essere effettuata. Le immagini della telecamera superstite risultarono migliori del previsto per qualità e durata, salvo perdite puntuali imputabili a problemi delle stazioni a terra.

Raggiunto l'essenziale, le due orbite restanti furono dedicate a esperimenti che andavano oltre il profilo previsto per il Saturn V e cercavano di comprendere l'idrogeno liquido in microgravità per future progettazioni criogeniche: una prova di deriva libera per osservare e contrastare la decelerazione che la resistenza atmosferica residua imprimeva al propellente, depressurizzazioni rapide del serbatoio tramite gli sfiati non propulsivi, e infine una prova di aumento di pressione con il serbatoio chiuso.

Quest'ultima consisteva nel chiudere gli sfiati continuo e non propulsivo del serbatoio di idrogeno e lasciare che la pressione salisse per autopressurizzazione, alimentata solo dal calore che entrava dall'esterno, mentre il serbatoio di ossigeno si depressurizzava attraverso il sistema di spinta tramite sfiato. Era, deliberatamente, una prova dei limiti strutturali del diaframma comune di fronte a una differenza di pressione invertita.

I numeri furono eloquenti. La pressione del volume libero di idrogeno era di 8,51 N/cm² (12,35 psi) alla chiusura del serbatoio e di 25,97 N/cm² (37,7 psi) circa 5.360 secondi dopo, approssimativamente un'orbita più tardi: un ritmo di salita di 11,71 N/cm² all'ora (17,0 psi/h) contro i 2,20 N/cm² all'ora (3,2 psi/h) calcolati supponendo solo un riscaldamento omogeneo del liquido. La differenza fu attribuita al riscaldamento del gas nel volume libero, che sviluppò una forte stratificazione termica: il gradiente tra la superficie del liquido e la cupola anteriore passò da circa 5,55 K all'inizio a circa 107,7 K alla fine. Nello stesso intervallo di novanta minuti la pressione del serbatoio di ossigeno scese da 16,2 a 3,4 N/cm² (da 23,5 a 5 psi).

L'epilogo avvenne senza testimoni. La rottura del diaframma comune dovette verificarsi nell'intervallo di due minuti che separò la perdita della telemetria a Cape Kennedy dal rilevamento da parte del radar di Trinidad, che ormai vedeva non più un veicolo ma diversi frammenti. La telemetria non fu mai recuperata. L'estrapolazione delle curve di pressione di entrambi i serbatoi permise di delimitare la pressione differenziale di rottura del diaframma a 23,4 più o meno 0,3 N/cm² (34 più o meno 0,5 psi), un valore coerente con il guasto registrato in una prova strutturale in scala reale presso gli impianti di Sacramento, in California, dove il diaframma aveva ceduto a una pressione differenziale inversa di 23,9 N/cm² (34,7 psi). La NASA concluse che una scintilla o un impatto dovevano aver incendiato i propellenti provocando l'esplosione.

Il fatto che lo stadio fosse stato distrutto non trasformò la missione in un fallimento, e non per indulgenza: la distruzione avvenne dopo che tutti gli obiettivi primari erano stati raggiunti, e per di più durante una prova il cui scopo dichiarato era proprio esplorare fin dove il diaframma potesse resistere. AS-203 fu classificata come successo. L'esperimento di stoccaggio criogenico subcritico di azoto, condotto per conto del Manned Spacecraft Center per dimostrare la fattibilità dei sistemi di stoccaggio e alimentazione criogenici in un ambiente a bassa gravità, fu eseguito con successo e raggiunse tutti i suoi obiettivi.

In settembre, la Douglas Aircraft Company, costruttrice dell'S-IVB, dichiarò che il progetto era pronto per l'uso sul Saturn V. Il concetto di stadio riaccendibile, che rappresentava la maggiore incognita tra l'orbita terrestre e la Luna, era stato validato in volo.

AS-203 non lasciò fotografie spettacolari né un equipaggio a raccontarlo, e il suo nome non ufficiale — Apollo 3, secondo l'ordine in cui volò — non si affermò mai del tutto. La sua importanza si misura su un'altra scala: senza la certezza che l'idrogeno liquido potesse essere controllato per ore in orbita e che il J-2 potesse essere riacceso in seguito, la manovra di iniezione translunare sarebbe stata una scommessa. Due anni e mezzo dopo, l'S-IVB di Apollo 8 eseguì esattamente quella manovra sopra il Pacifico e inviò tre uomini verso la Luna. La telecamera che nel luglio 1966 osservava un serbatoio di idrogeno in un razzo senza navicella fu, in questo senso, uno degli strumenti più redditizi del programma.