SA-4 (Apollo)

, pour « Saturn Apollo-4 », fut le quatrième vol du lanceur américain  et le dernier vol de la phase de tests initiale du premier étage de la fusée. Ce vol faisait partie du programme Apollo. La fusée fut lancée le  de Cap Canaveral, en Floride, pour une mission d'une durée de quinze minutes.

Objectifs 
Le vol  fut le dernier vol d'essais à ne tester que le premier étage de la fusée . Comme lors des lancements précédents, la mission consistait en un vol suborbital et permit de tester l'intégrité structurelle de la fusée.

L'autre objectif crucial de ce vol était de tester la capacité de la fusée à gérer une panne de moteur pendant le vol (en ). À ces fins, l'un des huit moteurs  fut programmé pour se couper prématurément, à environ  après le lancement, afin de simuler une défaillance. Si tout se passait bien, la fusée devait rediriger le carburant restant vers les autres moteurs et augmenter leur temps de combustion afin de compenser la perte d'accélération. Cette solution technique fut utilisée avec succès lors des vols ultérieurs  et , tous deux réalisés avec des fusées .

De plus, pour ce vol, la fusée reçut un second étage factice dont la forme aérodynamique était celle d'un véritable deuxième étage. Il comprenait également des répliques factices de tous les évents, carénages et des nacelles de caméras qui seraient utilisés sur les vols suivants. Le vol fut également réalisé avec les antennes conçues pour la future version «  » de la fusée . Comme pour les vols précédents, le cône était celui d'une fusée Jupiter.

Vol 
Les trois étages furent livrés à la base de lancement de Cap Canaveral le .

Involontairement, le vol  établit deux records. Le premier concerne les vérifications pré-vol, qui ne durèrent que , soit les plus courtes de tous les lancements de la fusée  «  » (désignation de la première version du lanceur). Le deuxième record a trait aux arrêts de compte-à-rebours («  »), qui furent les plus longs, avec une durée cumulée de .

À T-, le jour du lancement, le chef des essais Robert Moser demanda un arrêt de décompte de vingt minutes, pendant que l'équipe de lancement ajustait l'alignement en lacet de la plateforme de guidage gyroscopique . Des relevés provenant d'un appareil de mesure au sol indiquaient en effet que la plateforme n'était pas correctement alignée sur l'azimut de lancement. Après vérification, il se trouva que le problème venait en fait du théodolite Watts utilisé au sol, et non de la plateforme installée dans la fusée. Le dernier arrêt du décompte intervint à  du lancement, à la suite d'un test d'ébullition de l'oxygène liquide contenu dans la fusée. L'équipe d'Andrew Pickett, affectée à la propulsion du lanceur, effectua un test vers la fin du compte-à-rebours afin de vérifier le débit d'hélium vers les collecteurs d'aspiration d'oxygène liquide des huit moteurs. La température décroissante de l'oxygène liquide indiqua un flux d'hélium correct, mais le panneau de contrôle des opérations n'enregistra pas de signal informant que la soupape d'ébullition de l'oxygène liquide était ouverte. Sans ce signal, le séquenceur responsable du décompte avant le lancement allait s'éteindre. l'équipe de Pickett, ainsi que les ingénieurs électriciens d'Isom Rigell, improvisèrent une dérivation du signal de la soupape pour le séquenceur. L'équipe de la propulsion maintint une température correcte pour l'oxygène liquide de la fusée, puis activa la dérivation manuellement au moment où le séquenceur amena la fusée à décoller

 décolla le   UTC, depuis le Complexe de lancement 34 (), sur la base de lancement de Cap Canaveral. La fusée se comporta à merveille pendant les  secondes du vol, moment auquel fut volontairement arrêté le moteur . La fusée continua ensuite à fonctionner parfaitement, le système d'alimentation en ergols redirigeant les ergols non consommés par ce moteur vers les sept autres encore en état de fonctionnement. Contrairement à certaines prédictions, le moteur  ne se désintégra pas après son arrêt programmé à cause d'un réchauffement rapide causé par le manque d'ergols cryogénisés circulant dans ses parois. De même, un déséquilibre dynamique et la présence de gaz chauds sur le bouclier thermique du compartiment des moteurs n'eurent aucun effet négatif sur le vol. Ce test fut une étape majeure dans le processus de tests de l'architecture « en grappe » des moteurs équipant la fusée («  »), complétant la phase de tests de la version  («  ») de la fusée . Le vol  employait également un nouveau radar altimétrique et deux accéléromètres expérimentaux pour des mesures de tangage et lacet. Après ce vol réussi, l'équipe de Wernher von Braun, à Huntsville, en Alabama s'orienta avec assurance vers la mise en place de missions utilisant deux étages de fusée.

La fusée atteignit une altitude maximale de  et une vitesse maximale de . À ce moment, elle mit également à feu une série de rétrofusées qui seraient utilisées lors des missions suivantes pour séparer les différents étages. Sur , les étages n’avaient pas été conçus pour se séparer, mais les rétrofusées furent tout-de-même testées pour s'assurer de leur bon fonctionnement dans l'avenir. Après avoir parcouru une distance de  en vol, la fusée retomba dans l'Océan Atlantique. Les pressions et contraintes aérodynamiques appliquées au second étage factice et à son anneau inter-étages, moins « lisses » que sur les vols précédents en raison de la présence des accessoires factices (protubérances, nacelles de caméras, etc.) avaient été globalement plus importantes que celles enregistrées lors des simulations effectuées en tunnel aérodynamique sur les versions « lisses » de cet étage (sans les protubérances)

Les dégâts infligés au pas de tir lors de ce lancement et des trois précédents n'avaient pas excédé les attentes. La remise en état des installations coûtait en moyenne  et prenait un mois. Les officiels des équipes de lancement avaient été particulièrement attentifs à ces résultats lors du lancement de  : la fusée étant plus lourde et son accélération plus lente, les moteurs risquaient d'infliger plus de dégâts au pas de tir, ce dernier étant exposé plus longtemps aux gaz brûlants expulsés par les tuyères. En fait, les seuls dégâts vraiment imputables à l'accélération plus lente furent une dégradation plus prononcée du système d'inondation du pas de tir, de forme circulaire, ainsi qu'une déformation d'un des déflecteurs de flammes.

Notes et références

Notes

Références

Voir aussi

Articles connexes 
 Programme Apollo
 Saturn I

Bibliographie 

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Mission Apollo
Exploration de l'espace en 1963
1963 aux États-Unis
Mars 1963