AS-203

AS-203 foi o segundo voo da série Saturn IB e o mais estranho dos três ensaios não tripulados que precederam as missões Apollo com tripulação: decolou sem nave espacial. Enquanto AS-201 e AS-202 levaram um módulo de comando e serviço real para testar o escudo térmico na reentrada, AS-203 substituiu a carga por um simples cone aerodinâmico. A razão não era economia, mas física: sem o peso da nave, o estágio superior podia alcançar a órbita com uma grande reserva de hidrogênio líquido ainda no tanque, e esse hidrogênio era, na verdade, a carga útil da missão.

O objetivo primário, formulado sem ambiguidade no relatório de avaliação de voo do Marshall Space Flight Center (MPR-SAT-FE-66-12), era executar o experimento de hidrogênio líquido do estágio S-IVB com um estágio já construído segundo o projeto S-IVB/V, o mesmo que voaria como terceiro estágio do Saturn V. A esse objetivo somaram-se outros três: demonstrar o funcionamento do sistema de guiamento do lançador, caracterizar o ambiente do veículo e realizar um experimento de armazenamento criogênico subcrítico por conta do Manned Spacecraft Center. O relatório conclui que todos os objetivos do voo foram cumpridos.

O problema que AS-203 veio resolver era o nó técnico da viagem à Lua. O plano de voo do Saturn V exigia que o terceiro estágio se desligasse após inserir a nave numa órbita de espera terrestre, permanecesse ali em queda livre e depois reacendesse seu motor J-2 para lançar o conjunto rumo à Lua. Ninguém jamais havia feito isso com hidrogênio líquido.

Em ausência de peso, o propelente deixa de se comportar como um líquido de superfície plana no fundo do tanque: flutua, se dispersa, adere às paredes e pode deixar a saída de alimentação sugando gás. Para reacender o J-2 era preciso garantir duas coisas simultaneamente: que o hidrogênio estivesse assentado sobre a saída do tanque no momento da partida, e que as tubulações e a turbobomba estivessem suficientemente frias para admiti-lo sem cavitar. A solução prevista consistia numa ventilação contínua propulsiva, que aproveita o hidrogênio evaporado para dar ao conjunto uma aceleração residual mínima — da ordem de 2 x 10⁻⁵ g — capaz de manter o líquido colado ao fundo durante a deriva orbital, complementada por defletores e anteparos antichoque dentro do tanque. Tudo isso estava calculado e testado em terra; nenhum teste em terra podia reproduzir horas de ausência de peso real.

O estágio que voou no AS-203 era um S-IVB de 17,98 m de comprimento e 6,60 m de diâmetro, com um único motor J-2 cardânico de 877.000 N (200.000 lbf) de empuxo no vácuo e uma capacidade nominal de propelente de 103.510 kg (228.500 lbm). Seus dois tanques — hidrogênio à frente, oxigênio atrás — compartilhavam um anteparo comum, um detalhe que acabaria sendo decisivo.

Sobre essa base montou-se um estágio singular. O relatório do Marshall enumera as diferenças em relação ao S-IVB-201, que havia voado em fevereiro: um sistema de ventilação contínua propulsiva do tanque de hidrogênio; um sistema de empuxo por ventilação do volume livre do tanque de oxigênio capaz de fornecer 124,6 N (28 lbf), equivalente em relação empuxo-peso aos motores de 311,4 N (70 lbf) do sistema de propulsão auxiliar do Saturn V; telas antivórtice de configuração S-IVB/V em ambos os tanques; isolamento de mylar aluminizado na cúpula do tanque de hidrogênio; uma esfera de hélio ambiente para repressurizar; e defletores e anteparos especiais, necessários porque as cargas de propelente eram deliberadamente anômalas.

Aí está a chave do experimento: o tanque de oxigênio foi carregado curto, a aproximadamente 60 por cento, e o de hidrogênio ao máximo, de modo que, no corte do motor, ficasse em órbita um resíduo de cerca de 8.850 kg (19.500 lbm) de hidrogênio líquido, a quantidade que teria o S-IVB do Saturn V em sua órbita de espera. O sistema de utilização de propelente voou em malha aberta, com a válvula em posição neutra, para que não tentasse corrigir esse desequilíbrio aparente entre oxidante e combustível.

E para ver o que ocorria dentro, instalaram-se duas câmeras de televisão com seus refletores na cúpula anterior do tanque de hidrogênio, junto a um conjunto de instrumentação interna, marcas pintadas nas paredes e uma sonda de nível adicional. AS-203 foi, literalmente, um voo para olhar dentro de um tanque.

Na primavera de 1966 decidiu-se antecipar o AS-203 em relação ao AS-202, porque o módulo de comando e serviço destinado a este último havia atrasado; daí que o terceiro voo da série voasse em segundo lugar. O estágio S-IVB chegou a Cabo Kennedy em 6 de abril de 1966, o primeiro estágio S-IB seis dias depois e a Unidade de Instrumentação mais dois dias depois. Em 19 de abril começou a montagem na rampa 37B, a primeira vez que um Saturn IB era lançado a partir desse complexo.

A campanha de testes repetiu os problemas que já haviam atormentado o AS-201: juntas de solda rachadas nas placas de circuito impresso, das quais mais de 8.000 tiveram de ser substituídas. Foi um lembrete incômodo de que o Saturn IB ainda era um veículo jovem em 1966.

A contagem regressiva final transcorreu sem incidentes até T-15 minutos, quando se perdeu o sinal da câmera de televisão número 2, precisamente um dos instrumentos centrais do experimento. As tentativas de recuperá-lo acumularam paradas totalizando uma hora, 53 minutos e 17 segundos — às quais se somou uma parada de dois minutos para verificar o radar de Bermudas. No final, decidiu-se voar apenas com o sistema de televisão número 1, e o veículo decolou do Complexo 37B às 9h53min17s da manhã, horário do leste, de 5 de julho de 1966, na primeira tentativa.

O AS-203 saiu com um azimute de 90 graus a leste do norte e girou depois para o azimute de voo previsto de 72 graus. Seu peso na decolagem foi de 538.247 kg. A trajetória real ficou um pouco acima da nominal: no corte do S-IVB, a altitude era 0,12 km maior e o alcance 6,93 km menor que o previsto, com uma velocidade em relação aos eixos fixos 0,6 m/s abaixo da nominal. O corte do J-2 ocorreu aos 433,35 segundos, 2,90 antes do previsto. Dez segundos depois, na inserção orbital, a velocidade era 0,8 m/s superior à nominal, o que deixou a carga numa órbita de 185,2 km de perigeu e 187,3 km de apogeu com um período de 88,21 minutos — uma órbita praticamente circular de cerca de 190 km.

Tudo o mais funcionou. Os oito motores do primeiro estágio deram um empuxo 1,55 por cento superior ao previsto; o guiamento e o controle se comportaram conforme esperado, sem velocidades angulares excessivas nem instabilidades; a separação entre estágios foi limpa; o sistema de detecção de emergência, voado novamente em malha aberta, não gerou nenhum sinal falso de abortagem; e a análise estrutural não encontrou nenhum indício de oscilação pogo. A instrumentação também não falhou: das 1.434 medidas ativas na decolagem, 98,8 por cento se comportou satisfatoriamente. A única anomalia mecânica notável foi uma válvula de corte da recirculação de combustível do S-IVB que não fechou após a ordem de partida do motor.

O plano orbital reproduziu, tão fielmente quanto permitia a capacidade do Saturn IB, a sequência que o Saturn V executaria desde o corte do J-2 até o reacendimento. A diferença estava no relógio: o que no Saturn V podia ocupar até três órbitas foi comprimido numa só no S-IVB-203, para deixar o resto do voo livre para outros ensaios.

Os resultados foram os que a NASA precisava ouvir. O controle do propelente funcionou dentro das tolerâncias: durante a inserção orbital, o hidrogênio se manteve assentado graças ao empuxo da ventilação do tanque de oxigênio e aos defletores e anteparos, e uma vez em órbita, a ventilação contínua bastou para conservá-lo em posição durante toda a deriva. Os sistemas de reacendimento — repressurização do combustível, resfriamento prévio por recirculação, adiantamento de combustível na partida simulada, tela antivórtice, resfriamento do circuito de oxigênio e garrafas de armazenamento — funcionaram em geral de maneira satisfatória e, nas palavras do relatório, deram confiança de que o reacendimento do J-2 em condições do Saturn V podia ser realizado. As imagens da câmera sobrevivente resultaram melhores do que o esperado em qualidade e duração, exceto por perdas pontuais atribuíveis a problemas das estações terrestres.

Cumprido o essencial, as duas órbitas restantes foram dedicadas a experimentos que iam além do perfil previsto para o Saturn V e buscavam entender o hidrogênio líquido em microgravidade para futuros projetos criogênicos: um ensaio de deriva livre para observar e contrapor a desaceleração que a resistência atmosférica residual imprimia ao propelente, despressurizações rápidas do tanque pelas ventilações não propulsivas, e por último um teste de aumento de pressão com o tanque fechado.

Este último consistia em fechar as ventilações contínua e não propulsiva do tanque de hidrogênio e deixar a pressão subir por autopressurização, alimentada apenas pelo calor que entrava do exterior, enquanto o tanque de oxigênio se despressurizava através do sistema de empuxo por ventilação. Era, deliberadamente, um teste dos limites estruturais do anteparo comum diante de uma diferença de pressão invertida.

Os números foram eloquentes. A pressão do volume livre de hidrogênio era de 8,51 N/cm² (12,35 psi) ao fechar o tanque e de 25,97 N/cm² (37,7 psi) cerca de 5.360 segundos depois, aproximadamente uma órbita mais tarde: um ritmo de subida de 11,71 N/cm² por hora (17,0 psi/h) frente aos 2,20 N/cm² por hora (3,2 psi/h) calculados supondo apenas aquecimento homogêneo do líquido. A diferença foi atribuída ao aquecimento do gás no volume livre, que desenvolveu uma forte estratificação térmica: o gradiente entre a superfície do líquido e a cúpula anterior passou de cerca de 5,55 K no início a cerca de 107,7 K no final. Nesse mesmo intervalo de noventa minutos, a pressão do tanque de oxigênio caiu de 16,2 para 3,4 N/cm² (de 23,5 para 5 psi).

O desfecho ocorreu sem testemunhas. A ruptura do anteparo comum deve ter ocorrido no intervalo de dois minutos que separou a perda de telemetria em Cabo Kennedy da detecção pelo radar de Trinidad, que já não viu um veículo, mas vários fragmentos. A telemetria nunca foi recuperada. A extrapolação das curvas de pressão de ambos os tanques permitiu delimitar a pressão diferencial de ruptura do anteparo em 23,4 mais ou menos 0,3 N/cm² (34 mais ou menos 0,5 psi), um valor coerente com a falha registrada num ensaio estrutural em escala real nas instalações de Sacramento, Califórnia, onde o anteparo havia cedido a uma pressão diferencial inversa de 23,9 N/cm² (34,7 psi). A NASA concluiu que uma faísca ou um impacto devem ter inflamado os propelentes e provocado a explosão.

Que o estágio tenha sido destruído não transformou a missão num fracasso, e não por indulgência: a destruição ocorreu depois que todos os objetivos primários haviam sido cumpridos, e ocorreu ainda durante um ensaio cujo propósito declarado era precisamente explorar até onde o anteparo aguentava. AS-203 foi classificada como sucesso. O experimento de armazenamento criogênico subcrítico de nitrogênio, voado por conta do Manned Spacecraft Center para demonstrar a viabilidade dos sistemas de armazenamento e fornecimento criogênicos num ambiente de baixa gravidade, foi realizado satisfatoriamente e cumpriu todos os seus objetivos.

Em setembro, a Douglas Aircraft Company, construtora do S-IVB, declarou que o projeto estava pronto para uso no Saturn V. O conceito de estágio reacendível, que era a maior incógnita entre a órbita terrestre e a Lua, havia sido validado em voo.

AS-203 não deixou fotografias espetaculares nem tripulação para contá-lo, e seu nome não oficial — Apollo 3, segundo a ordem em que voou — nunca se firmou de todo. Sua importância se mede noutra escala: sem a certeza de que o hidrogênio líquido podia ser controlado durante horas em órbita e de que o J-2 podia ser reacendido depois, a manobra de injeção translunar teria sido uma aposta. Dois anos e meio depois, o S-IVB da Apollo 8 executou exatamente essa manobra sobre o Pacífico e enviou três homens à Lua. A câmera de televisão que em julho de 1966 olhava para um tanque de hidrogênio num foguete sem nave foi, nesse sentido, um dos instrumentos mais rentáveis do programa.