AS-201

No início de 1966, o programa Apollo já tinha definida sua arquitetura lunar, mas ainda não havia voado nada parecido com a espaçonave real. Os módulos de comando e serviço lançados até então haviam sido, salvo uma exceção, maquetes estruturais sem sistemas ativos. O AS-201 rompeu essa cadeia: levou ao ar o segundo módulo de comando de série do Bloco I e o primeiro módulo de serviço de série, montados sobre o primeiro Saturn IB. Era, na prática, o exame de admissão do hardware Apollo aos voos de verdade.

O Bloco I era uma versão anterior à decisão de pousar na Lua por encontro em órbita lunar, de modo que a espaçonave carecia de mecanismo de acoplamento com um módulo lunar e trazia projetos preliminares de vários subsistemas; também pesava mais que o Bloco II, que acabaria voando com tripulação rumo à Lua. O CM-009 se afastava ainda da configuração de produção padrão: não trazia o sistema de guiagem e navegação, nem assentos de tripulação, nem mostradores nem o equipamento associado, e em vez disso incorporava um programador de controle e um sistema de detecção de emergências em configuração de malha aberta. O SM-009 substituía as pilhas de combustível geradoras de eletricidade por baterias e prescindia do equipamento de comunicações em banda S. Junto com a espaçonave subiam um sistema de escape de lançamento do Bloco I com sua cobertura protetora e o primeiro adaptador SLA a voar, a peça tronco-cônica que unia a espaçonave ao foguete.

O Saturn IB era a versão aprimorada do Saturn I, que já havia voado dez vezes no programa. O primeiro estágio S-IB, construído pela Chrysler e equipado com oito motores H-1 da Rocketdyne, elevava o empuxo total de 1,5 milhão para 1,6 milhão de libras. A mudança de fundo estava mais acima: o antigo segundo estágio desaparecia em favor do S-IVB, movido por um único motor J-2 de hidrogênio líquido. Esse mesmo motor equiparia o segundo estágio S-II do Saturn V, e uma variante do S-IVB com J-2 reacendível no espaço seria seu terceiro estágio. O foguete estreava também um novo modelo do sistema de guiagem e controle, a Unidade de Instrumentos, destinada igualmente ao foguete lunar. Testar o Saturn IB era, portanto, testar antecipadamente metade da arquitetura do Saturn V.

As peças foram chegando ao Cabo ao longo do outono de 1965. O estágio S-IB foi o primeiro, em 14 de agosto de 1965, transportado pela barcaça Promise; o S-IVB chegou em 18 de setembro; a Unidade de Instrumentos, em 22 de outubro; o módulo de comando três dias depois e o módulo de serviço em 27 de outubro. O primeiro estágio foi erguido na rampa pouco depois de sua chegada, e o segundo se juntou a ele em 1º de outubro. A Unidade de Instrumentos, após resolvidos alguns problemas, foi acoplada ao S-IVB em 25 de outubro, e o conjunto espaçonave-módulo de serviço foi montado sobre o foguete em 26 de dezembro.

O cronograma sofreu justamente onde menos se esperava. O computador RCA 110A, encarregado de automatizar os ensaios do foguete, acumulava dez dias de atraso e não chegaria ao Cabo antes de 1º de novembro, o que deixou a rampa praticamente parada em meados de outubro. Quando finalmente chegou, continuou dando problemas com os cartões perfurados e com capacitores que não funcionavam bem sob seu revestimento protetor. Ainda assim, os ensaios do foguete se mantiveram no prazo. Em dezembro trabalhava-se vinte e quatro horas por dia: de dia verificavam-se os sistemas de combustível da espaçonave e à noite ensaiava-se o foguete. Daqueles dias restou até uma anedota informática precoce: segundo Frank Bryan, engenheiro de operações do foguete no Centro Espacial Kennedy, ao passar da meia-noite o computador não sabia lidar com o salto de 2400 para 0001 e «virava uma abóbora». No fim, os ensaios com as conexões desligadas demonstraram que o foguete podia funcionar sozinho.

O lançamento havia sido adiado três vezes, por causa do tempo e da falha de um cabo subterrâneo. A contagem regressiva final de 26 de fevereiro de 1966 transcorreu de forma satisfatória, embora com várias paradas que somaram três horas e vinte e sete minutos de tempo perdido. A principal foi um problema de reabastecimento do sistema de pressão de controle de nitrogênio gasoso do S-IB, provocado por um fluxo insuficiente vindo do suprimento em terra através de um orifício de 0,160 centímetro quando começavam as purgas do veículo, a T-35 segundos; para voos posteriores previu-se um duto de derivação.

Houve ainda um cancelamento muito tardio: com a queda de pressão em um dos tanques de combustível do S-IVB abaixo do limite admitido, o computador de bordo interrompeu o lançamento quatro segundos antes da decolagem. O problema era fácil de resolver, mas havia dúvidas de que houvesse tempo dentro da janela; depois de simular o lançamento e cento e cinquenta segundos de voo para demonstrar que o foguete podia operar com essa pressão mais baixa, a tentativa foi autorizada novamente.

O AS-201 decolou às 16h12min01s UT de 26 de fevereiro de 1966 a partir do complexo 34. Saiu com um azimute de 100 graus a leste do norte e girou até o azimute de voo correto, 105 graus. A trajetória real ficou muito próxima da nominal: no corte do S-IVB, a altitude era 0,73 quilômetro maior e o alcance 31,0 quilômetros mais longo que o previsto, com uma velocidade em relação ao espaço fixo 8,0 metros por segundo acima do nominal no corte do primeiro estágio e 0,5 metro por segundo abaixo no do segundo.

A propulsão se comportou bem. No primeiro estágio, o empuxo ficou 0,06 % menor e o impulso específico 0,28 % maior que o previsto; o fluxo total, 0,34 % mais baixo, atrasou em 0,89 segundo o corte dos motores internos, e os externos se apagaram 5,48 segundos depois, um pouco mais tarde que o previsto, pela ativação prematura do sensor de esgotamento de combustível no poço do tanque F4, atribuída a bolhas na massa de propelente. O J-2 do segundo estágio levou 3,6 segundos para atingir o empuxo, contra os 2,9 esperados, devido a um ambiente mais frio que o previsto, que abriu lentamente a válvula principal de oxidante. A mudança programada de razão de mistura ocorreu 14,2 segundos antes, e a redução chegou a 5,1:1 partindo de 5,50:1, quando se esperava 5,23:1, de modo que o estágio queimou 9,8 segundos a mais que o previsto. O sistema de guiagem e controle funcionou sem velocidades angulares excessivas nem instabilidades, com um ângulo de ataque máximo de -3,5 graus no plano de guinada e um vento máximo de 70 metros por segundo a 14 quilômetros de altitude, por volta dos oitenta segundos de voo.

O primeiro estágio levou o conjunto a cerca de 57 quilômetros de altura; a partir daí o S-IVB o elevou a cerca de 425 quilômetros. A separação entre a espaçonave e o estágio superior ocorreu por volta dos 845 segundos de voo, e o módulo de comando e serviço seguiu subindo por conta própria até cerca de 488 quilômetros. Então o motor do sistema de propulsão de serviço foi acionado para acelerar a espaçonave contra a atmosfera: a primeira queima durou cento e oitenta e quatro segundos e a segunda, dez, o que demonstrava a capacidade de reacendimento no espaço, requisito indispensável de qualquer voo tripulado à Lua. O módulo de comando entrou na atmosfera a cerca de 8,3 quilômetros por segundo, com o escudo térmico submetido ao regime de aquecimento de cerca de 200 Btu por pé quadrado e segundo que figurava entre os objetivos da missão. A amerissagem ocorreu aos 37 minutos e 19,7 segundos de voo, a cerca de 72 quilômetros do ponto previsto no Atlântico Sul; o USS Boxer tinha a cápsula a bordo duas horas depois.

O voo deixou três problemas registrados. O motor do módulo de serviço funcionou corretamente apenas por cerca de oitenta segundos: a ruptura de uma linha de oxidante permitiu que o hélio de pressurização dos tanques se misturasse ao oxidante e chegasse à câmara de combustão, degradando o desempenho. Uma falha do sistema elétrico deixou o módulo de comando sem controle de direção durante a reentrada. E um curto-circuito impediu que se colhesse parte das medições previstas justamente nessa fase. Os dois últimos foram atribuídos a uma fiação incorreta e foram fáceis de corrigir.

Apesar das anomalias, o relatório-síntese do programa Apollo registra todos os objetivos — primários e detalhados — como cumpridos: integridade estrutural do veículo, separação do S-IVB em relação ao S-IB, do sistema de escape e sua cobertura em relação à espaçonave, da espaçonave em relação ao conjunto S-IVB/Unidade de Instrumentos/adaptador e do módulo de comando em relação ao de serviço; dados de voo da propulsão, da guiagem e da eletricidade do foguete e do escudo térmico, do motor de serviço com seu reacendimento, do controle ambiental, das comunicações, dos sistemas de controle de reação do módulo de comando e do de serviço, do controle de estabilização, do sistema de pouso e da energia elétrica da espaçonave; avaliação do sistema de detecção de emergências em malha aberta; e verificação das instalações de apoio ao lançamento, da condução da missão e da recuperação.

Com essa colheita, o Saturn IB ficou habilitado a continuar sua série de voos de pesquisa e desenvolvimento, e a espaçonave Apollo demonstrou que podia sobreviver a uma reentrada equivalente à de uma órbita terrestre baixa. A cápsula CM-009 não encerrou ali sua carreira: serviu depois para ensaios de queda no campo de provas de White Sands e hoje está exposta no Strategic Air Command & Aerospace Museum, em Ashland, Nebraska.