Nos nossos dias o recorde de permanência no espaço num só voo é de 437 dias estabelecido pelo cosmonauta Valery Polyakov. Actualmente são comuns as permanências de seis meses em órbita preconizadas pelas tripulações «permanentes» da estação espacial internacional.
Porém, nos primeiros anos da Era Espacial as sucessivas missões estabeleciam recordes em órbita de poucos dias, mas os feitos eram, e ainda hoje o são a todos os níveis, vistos como grandes avanços na conquista do espaço.
Uma das missões que estabeleceu um recorde de permanência em órbita foi o voo da Gemini-V tripulada por Gordon Cooper e Charles Conrad. O lema da missão foi “Eight Days or Bust” que juntamente com o emblema oficial do voo reflectia o espírito da missão.
Este voo foi um passo importante no caminho para a Lua, provando que o ser humano podia trabalhar e viver em órbita o tempo necessário para a viagem ao nosso satélite natural.
Vivendo oito dias no interior de um volume semelhante a um pequeno carro, Cooper e Conrad levaram a cabo testes importantes. Os principais objectivos da missão foram a demonstração do voo orbital tripulado por um período de oito dias, avaliar a performance do sistema de orientação de encontro e em órbita e navegação, e avaliar a exposição prolongada da tripulação ao ambiente espacial em preparação para missões de duração mais prolongada. Para além destes objectivos pretendia-se demonstrar uma reentrada controlada para um ponto pré-determinado, avaliar a performance das ‘células de combustível’ em condições de voo, demonstrar todas as fases de operação dos sistemas de orientação e controlo necessárias para apoiar uma missão de encontro em órbita terrestre, avaliar a capacidade do Piloto de conduzir o veículo em órbita para uma aproximação com ouro objecto, avaliar a performance do radar de aproximação e encontro, e executar 17 experiências.
A missão da Gemini-V
O lançamento da Gemini-V foi levado a cabo por um foguetão Titan-II (GLV-5) às 1359:59,518UTC do dia 21 de Agosto de 1965 a partir da Plataforma de Lançamento LC19 do Cabo Kennedy, Florida. O lançamento ocorreu 0,482 segundos mais cedo do que previsto. O foguetão lançador executou todas as manobras tal como planeado e no azimute de voo previsto. O perfil de voo encontrou-se sempre dentro dos limites aceitáveis da trajectória. Os parâmetros de voo do primeiro estágio foram superiores ao previsto devido à ligeira diferença na orientação prevista, aos ventos frontais e devido ao facto de a força desenvolvida pelos seus motores ser superior à prevista.
O final da queima do primeiro estágio teve início às 1402:36,1UTC (T+153,6s) e a separação iniciou-se às 1402:33,8UTC (T+154,3s), aproximadamente 1,3 segundos mais cedo do que o previsto. A força desenvolvida pelo segundo estágio foi ligeiramente superior à força nominal, e, tal como aconteceu com o primeiro estágio, o final da sua queima ocorreu mais cedo do que o previsto. A trajectória mais elevada foi corrigida pelos comandos de direcção do sistema RGS (Radio Guidance System). Os níveis de correcção tiveram uma ligeira oscilação na arfagem devido ao ruído nos dados de radar.
A separação da Gemini-V do segundo estágio ocorreu 23,6 segundos após o final da queima do segundo estágio, com a separação a ser suave e com baixos níveis angulares. Os motores de controlo posteriores forneceram um incremento de velocidade de 2,32 m/s. Os parâmetros orbitais que resultaram das condições de inserção do foguetão lançador juntamente com o ajuste proporcionado pela própria cápsula, tinha um perigeu de 161,14 km de altitude e um apogeu de 350,07 km de altitude.
Após a separação os dois astronautas completaram as acções indicadas na lista de inserção e prepararam o equipamento necessário para o exercício com o REP (Rendezvous Evaluation Pod) e outras experiências. Pelas 1455UTC foi levada a cabo uma manobra para ajustar o perigeu que forneceu um incremento de velocidade de 2,96 m/s. A órbita resultante desta manobra tinha um perigeu de 170,40 km de altitude e um apogeu de 350,07 km de altitude. A pós o ajuste do perigeu, a tripulação continuou a preparar-se para o exercício com o REP, levou a cabo um teste de verificação do radar e realizou outras verificações do sistema.
Antes da ejecção do REP, quando se estava a proceder ao alinhamento final da plataforma de orientação, a tripulação relatou que o FDI (Flight Director Indicator) se encontrava desligado. Isto aconteceu cerca de 30 segundos antes da ejecção do REP, necessitando de um regresso à fase anterior e de um realinhamento rápido. Os dois astronautas referiram a incerteza sobre a qualidade deste alinhamento rápido porque pensavam que o horizonte de sensor primário havia possivelmente causado um problema.
A ejecção do REP foi comandada às 1607:14UTC e foi seguida para orientação da cápsula e fixação do radar. O REP parecia mover-se quase em linha na direcção oposta da cápsula. A detecção por parte do radar continuou, mas ao chegar a uma distância máxima de 2,2 km, o REP deslocou-se atrás e acima da cápsula. Antes do REP reaparecer de novo, a tripulação notou que a pressão do sistema de fornecimento de oxigénio criogénico da célula de combustível estava a diminuir. O Piloto reciclou o botão de aquecimento e o interruptor do circuito por várias vezes, 
mas foi incapaz de corrigir a situação. Esta queda de pressão ocorreu mesmo antes na passagem pela estação de Carnarvon na segunda órbita. A pressão continuou a diminuir, levando à desactivação de vários equipamentos no interior da Gemini-V e a finalização do exercício com o REP.
A Gemini-V foi colocada em deriva livre nas horas seguintes (até à altura da 6ª órbita, área de descida 4), e só o equipamento que era absolutamente necessário permaneceu activado. Durante este período, os especialistas no solo levaram a cabo uma investigação concentrada do problema, e os gestores do voo rapidamente criaram planos para um exercício alternativo com o REP caso a energia ficasse de novo inteiramente disponível.
Pelas 1900UTC, a célula de combustível da Secção 2 e o circuito de arrefecimento secundário foram retirados de linha (operando um circuito aberto sem fluxo de arrefecimento). O Centro de Controlo de Missão em Houston (MCC-H) decidiu monitorizar a pressão do oxigénio até à chegada do ponto de decisão para um regresso na 6ª órbita, que ocorreria pelas 2100UTC; se a pressão estivesse estabilizada por essa altura com uma corrente eléctrica satisfatória, o voo deveria continuar. A actualização do DCS (Digital Command System) para o computador da Gemini-V para a descida na Área 4 durante a 6ª órbita, foi enviado desde o Texas na 4ª órbita e o centro de controlo da missão continuou a monitorizar a situação.
Durante a órbita seguinte, foi decidido que a pressão havia estabilizado e o voo poderia continuar na actual configuração, isto é com a maior parte dos instrumentos a bordo desactivados. Durante a passagem sobre o Havai na quinta órbita, foi tomada a decisão de se prosseguir até à 18ª órbita (área de descida 1). O voo em deriva continuou até que situação foi inteiramente compreendida, e durante a passagem pelo Havai na 7ª órbita, foi iniciado um procedimento de reactivação dos instrumentos. À medida que os instrumentos da Gemini-V iam sendo reactivados, procedia-se também à atenta monitorização da pressão do oxigénio na célula de combustível e como não foi encontrado qualquer problema, o plano de voo foi novamente alterado para incluir certas experiências e verificações de sistemas que requeriam cada vez mais energia.
Decorridas 20 horas da missão, foi pedido aos dois astronautas para se concentrarem nos seus períodos de sono, dado que, devido à frenética actividade, encontravam-se atrasados no total de horas destinadas aos períodos de descanso.
As luzes de aviso do sistema de controlo de reentrada RCS (Reentry Control System) começaram a iluminar-se no final do primeiro dia de missão. A activação dos aquecedores do RCS por curtos períodos de tempo faziam com que as luzes se apagassem, mas estas continuaram a acender-se. Finalmente, os aquecedores foram deixados sempre activados estando controlados pelos termostatos. No final do primeiro dia a célula de combustível da Secção 2 e a bomba secundária de arrefecimento foram reactivadas.
Durante o segundo dia, o plano de voo foi continuamente alterado para remarcar diversas experiências e testes de sistemas, períodos de alimentação e de descanso, e para uniformizar os períodos de preparação para diversos trabalhos. Foram levadas a cabo duas medições com um radiómetro no início do dia, e foram obtidas várias fotografias operacionais. Foi levado a cabo um teste com o radar durante a passagem sobre o Cabo Kennedy na órbita 17. Foram obtidas fotografias de uma grande tempestade no início da 18ª órbita, e duas sequências de medições por espectrómetro dos topos das nuvens. Foram também levados a cabo vários testes visuais e foram executadas outras experiências durante este dia. Outras actividades incluíram as purgas das células de combustível, actualizações das zonas de descida, leituras das quantidades criogénicas a bordo, verificações médicas e alterações ao plano de voo. Chegou a ser previsto um exercício com o REP para o segundo dia mas acabou por ser cancelado dado que requeria que o perigeu fosse baixado o que iria reduzir o tempo em órbita.
Alguns dos problemas nos equipamentos encontrados durante este dia incluíram a operação errática do sensor primário de horizonte e um aparente mau funcionamento do sistema de visualização óptica.
Durante o terceiro dia foi realizada uma série de manobras para simular as manobras de encontro da Gemini-VI. As duas primeiras manobras foram realizadas utilizando entradas no computador de bordo enviadas pelo controlo de Terra através do sistema de comendo digital, e as duas últimas manobras foram realizadas utilizando entradas feitas pela tripulação através na unidade manual de inserção de dados MDIU (Manual Data Insertion Unit). A primeira manobra consistiu num ajustamento de altitude levado a cabo às 16:49:56UTC do dia 23 de Agosto e resultou na diminuição da altitude do perigeu. Foram utilizadas ignições dos motores posteriores para estas manobras, pois pensava-se existir uma condição de dupla-fase no tanque de fornecimento de oxigénio e que uma manobra com a ignição dos motores dianteiros poderia permitir a extracção de gás a um nível mais elevado com uma consequente descida de pressão.
Foi tentada uma sequência fotográfica após a manobra do ajustamento de altitude e a tripulação foi capaz de obter de forma visual alguns objectos, não sendo no entanto capazes de os visualizar através do telescópio ou através do sistema de busca da câmara fotográfica, primeiramente devido ao facto da ocorrência de uma avaria no fornecimento de energia ao retículo do sistema de visualização óptica no final do segundo dia.
Pelas 1730UTC a plataforma foi alinhada em preparação para a manobra do segundo encontro simulado que se tratava de um ajustamento de fase. A manobra foi iniciada às 1734:30UTC e foi levada a cabo de forma SEF (Small-End-Forward) utilizando o modo plataforma. Este modo foi previamente utilizado para a manobra de ajustamento do perigeu durante a primeira órbita e com bons resultados; porém, a tripulação relataria a existência de componentes fora de fase durante esta manobra.
Aproximadamente às 1759UTC a plataforma foi alinhada de forma SEF em preparação para a terceira manobra que seria fora de fase (desvio à esquerda em 90º). A manobra consistia de um incremento de velocidade de 4,57 m/s levado a cabo no denominado RCM (Rate Command Mode) e decorreu de forma quase nominal. Após esta manobra foi levada a cabo uma experiência relacionada com a sequência de acuidade visual.
A última manobra da sequência de encontro simulada foi executada no terceiro dia da missão às 1903UTC do dia 23 de Agosto. Esta foi uma manobra coelíptica com um incremento de velocidade de 5,24 m/s e foi levada a cabo em SEF.
A Gemini-V foi desactivada após as manobras de encontro e permaneceu neste estado até quase ao final do terceiro dia de missão. Durante este período foram obtidas duas sequências fotográficas juntamente uma observação das condições de iluminação da cabina, uma experiência relacionadas com as cargas electrostáticas (medições de plasma), duas sequências de acuidade visual e uma experiência relacionada com a fisiologia do ouvido humano. Foi também possível levar a cabo uma experiência radiométrica pois o sistema de visualização óptico havia sido reparado.
O quarto e quinto dias da missão incluíram várias sessões experimentais, purgas das células de combustível, actualizações dos locais de descida, testes de sistemas e outras actividades. Foi levada a cabo uma observação e registo fotográfico da luz zodiacal no início do quatro dia e, às 1639UTC do dia 24 de Agosto, os dois astronautas observaram e seguiram o lançamento de um míssil Minuteman a partir do Air Force Western Test Range. Também no princípio do quarto dia foi levado a cabo um teste do radar e dois testes da plataforma de orientação. Estes testes foram levados a cabo em conjunção com o problema do sensor primário de horizonte encontrado anteriormente no decorrer da missão. Foi levado a cabo um teste de acuidade visual na 48ª órbita no qual a tripulação foi capaz de observar fumo em Laredo, Texas, e levar a cabo várias experiências de visualização. Ocorreu uma utilização considerável de combustível durante esta passagem sobre os Estados Unidos e após esta passagem uma leitura de quantidade a bordo mostrava que estava disponível cerca de 29% do combustível.
Uma sequência de fotografias de objectos próximos foi tentada a meio do quarto dia, mas não foi bem sucedida dado que a plataforma não estava activada na altura. No final do quarto dia, o Piloto requereu que a actividade fosse mantida ao mínimo para assim permitir à tripulação um sono sem interrupções.
No princípio do quinto dia foram levadas a cabo cinco sequências de radiometria sobre o White Sands Missile Range e conduzido um teste de visibilidade de uma embarcação. Os astronautas tentaram obter uma sequência radiométrica do lançamento de um míssil durante a 62ª órbita. Apesar de conseguirem observar o míssil, esta observação não foi contínua.
A meio do quinto dia de missão as actividades dos dois astronautas consistiram em numerosas experiências e testes de sistemas incluindo um teste especial do radar de encontro. Este teste ocorreu por volta das 0000UTC do dia 26 de Agosto. Cerca das 0100UTC a tripulação relatava que o sistema de manobra e de atitude orbital OAMS (Orbital Attitude and Maneuver System) não funcionava correctamente e o motor n.º 7 estava inoperacional. Todas as experiências que necessitavam gastos de combustível foram canceladas e a cápsula foi desactivada. Durante as horas seguintes foram tentadas várias soluções para o OAMS, mas nenhuma foi bem sucedida. Já no final do quinto dia, tornou-se aparente que a baixa quantidade de combustível do OAMS e o restante armazenamento de água das células de combustível iriam requerer uma gestão apertada para que fosse possível completar a missão de oito dias.
Nas primeiras horas do sexto dia de voo, o motor de atitude n.º 8 ficou inoperacional e o resto do sistema estava a tornar-se cada vez mais errático. A cápsula permaneceu em deriva de voo e os propulsores eram somente utilizados para pequenos ajustes. Ocasionalmente a cápsula estava na atitude certa na altura certa e podia-se levar a cabo uma experiência.
A célula de combustível da Secção 2 foi novamente desactivada às 1720UTC do dia 26 de Agosto para conservar hidrogénio e minimizar a produção de água. A tripulação continuou a levar a cabo testes com os propulsores mas não foi capaz de determinar a causa das falhas associadas aos propulsores 7 e 8. Tentativas posteriores para colocar o OAMS operacional não foram bem sucedidas. No final do sexto dia de missão, os motores de atitude que ainda estavam operacionais estavam a causar problemas devido à degradação provocada pelo UDMH entre os pares.
Foi levado a cabo um teste de interferência do radar durante a 93ª órbita e não se registou qualquer interferência.
Um modo de voo em deriva continuou ao longo do sétimo dia com uma activação ocasional para a eliminação de vibrações e algumas experiências. Continuou-se a verificar uma degradação nos propulsores.
No início do oitavo dia finalizou-se a ventilação de hidrogénio o que fez cessar as alterações de atitude e de trajectória da cápsula. Os astronautas tentaram levar a cabo a experiência com raios laser sobre o White Sands Missile Range e executaram novas sequências de acuidade visual sobre Laredo. Dois pequenos testes com as células de combustível foram conduzidos a T+186h 57m e a T+187h 31m numa tentativa para determinar a capacidade da Secção 2 de suportar uma carga energética pesada após ter sido operada em circuito aberto por um longo período de tempo.
A verificação da lista de procedimento antes da retro-travagem foi iniciada a cerca de 20 horas do oitavo dia. Os giroscópios e computadores foram activados e os anéis A e B do sistema de controlo a reacção foram actuados. A plataforma foi alinhada utilizando o sistema de controlo a reacção (Anel A), conseguindo-se um bom alinhamento.
Na 120ª órbita, e sobre os Estados Unidos, foi enviada uma actualização para o DCS e posteriormente verificada, continuando os preparativos para a retro-travagem. Devido às condições atmosféricas foi tomada a decisão de utilizar a Área 1 da órbita 121, em vez da Área 1 da órbita 122 para o regresso.
Antes da passagem sobre Carnarvon, os dados de rastreio finais mostravam que a actualização do DCS estavam errados e foi tomada a decisão de se proceder com uma actualização desde Carnarvon. Quando esta actualização foi enviada, o Piloto relatou que a luz da mensagem de aceitação não se havia acendido. Os dados de memória foram então verificados e estavam correctos.
A retro-travagem teve lugar na parte nocturna da órbita a T+197h 27m 43s (1527:42UTC), ambos os anéis do RCS estavam activados durante esta sequência. O Anel B do RCS foi desactivado após a manobra e foi voltou a ser activado até uma altitude de cerca de 19,8 km.
A amaragem acabou por ter lugar às 1255:14UTC do dia 19 de Agosto de 1965. A missão teve uma duração de 7 dias 22 horas 55 minutos 14 segundos, executando-se 120 órbitas em torno da Terra e percorrendo um total de 5.242.682 km.
Imagens: NASA