Войти
 Запуск Apollo A-002 Тест системы побега на третьем Little Joe II | |
| Функция | Apollo запуск аварийной системы тестирование |
|---|---|
| Производитель | Convair Division из General Dynamics |
| Страна происхождения | США |
| Размер | |
| Высота | 1032 дюйма (26,2 м) с полезной нагрузкой |
| Диаметр | 154 дюйма (3,9 м) |
| Ширина | 341 дюйм (8,7 м) на плавниках |
| Этапы | 1 |
| История запусков | |
| Статус | Списан |
| Стартовые площадки | Стартовый комплекс 36, White Sands Дальность ракет, Нью-Мексико |
| Всего запусков | 5 |
| Успех (и) | 4 |
| Частичный отказ (и) | 1 |
| Первый полет | 28 августа 1963 г. |
| Последний полет | 20 января 1966 г. |
| Бустеры | |
| No. ускорители | 6 |
| Двигатели | 1 Тиокол 1.5KS35000 Рекрут |
| Тяга | 38000 фунт-сила (170 кН) |
| Общая тяга | 228000 фунт-сила (1010 кН) |
| Время горения | ~ 1,53 с |
| Топливо | Твердое тело |
| Первая ступень | |
| Двигатели | 1 Aerojet Algol 1-D маршевый |
| Тяга | 105,100 фунт-сила (468 кН) |
| Время горения | ~ 40 с |
| Топливо | Solid |
Little Joe II - американская ракета, которая использовалась с 1963 по 1966 год для пяти испытаний без экипажа системы запуска космического корабля (LES) и для проверьте работоспособность системы командного модуля восстановления парашюта в режиме прерывания. Она была названа в честь аналогичной ракеты, предназначенной для той же функции в Project Mercury. Запущенная с Ракетного полигона Уайт-Сэндс в Нью-Мексико, это была самая маленькая из четырех ракет-носителей, использовавшихся в программе Аполлон.
Человек-рейтинг В начале программы планировалось построить систему аварийного спасения «Аполлон» с минимальными затратами. Поскольку не существовало ракет-носителей по разумной цене с полезной нагрузкой и универсальностью по тяге, которые могли бы удовлетворить требования запланированных испытаний, был заключен контракт на разработку и строительство специализированной ракеты-носителя. Предшественник ракеты, Little Joe, с 1959 по 1960 год использовался при испытаниях системы покидания запуска космического корабля Mercury.
Первоначально планировалось, что программа будет реализована. проведено в США ВВС Восточный полигон на мысе Кеннеди, Флорида. Однако из-за плотного графика высокоприоритетных запусков на этом объекте были оценены другие возможные стартовые площадки, включая Полетный комплекс Уоллопса, остров Уоллопс, Вирджиния, и База ВВС Эглин, Флорида. Стартовый комплекс 36 на ракетном полигоне Уайт-Сэндс, ранее использовавшийся для испытаний ракет Redstone, в конечном итоге был выбран как наиболее подходящий для выполнения графика и требований к поддержке. Компания White Sands также позволила осуществить восстановление земель, что было менее затратно и сложно, чем восстановление воды, которое потребовалось бы на Восточном полигоне или на объекте NASA острова Уоллопс.
Программа проводилась под руководством Центра пилотируемых космических аппаратов (ныне Космический центр Джонсона ), Хьюстон, Техас, при совместном участии основных подрядчиков ракета-носитель (General Dynamics / Convair ) и космический корабль (North American Rockwell ). Административные, дальнобойные и технические организации Ракетного полигона Уайт-Сэндс предоставили необходимые средства, ресурсы и услуги. К ним относятся безопасность на расстоянии, радар и слежение за камерой, передача команд, отображение данных в реальном времени, фотография, сбор телеметрических данных, сокращение данных и операции восстановления.
Little Joe II представляла собой одноступенчатую твердотопливную ракету, в которой использовался разгонный двигатель, разработанный для ракеты Recruit, и маршевый двигатель, разработанный для ступени Algol семейства ракет Scout. Он мог летать с переменным количеством разгонных и маршевых двигателей, но все они находились в одном корпусе.
Изготовление деталей для первого автомобиля началось в августе 1962 года, а окончательная проверка заводских систем была завершена в июле 1963 года. Была первоначальная конфигурация с фиксированным плавником, а более поздняя версия с использованием управления полетом.
Четыре ракетных узла Apollo в масштабе: Little Joe II, Saturn I, Saturn IB и Saturn V.Размеры корабля диаметр служебного модуля космического корабля "Аполлон" и длина двигателей ракеты "Алгол". Размеры аэродинамических плавников были такими, чтобы гарантировать устойчивость автомобиля. Конструктивная конструкция была основана на полной массе 220 000 фунтов (100 000 кг), из которых 80 000 фунтов (36 000 кг) составляла полезная нагрузка. Конструкция также была спроектирована для последовательной стрельбы с возможным 10-секундным перекрытием четырех маршевых двигателей первой ступени и трех маршевых двигателей второй ступени. Маршевую тягу обеспечивали твердотопливные двигатели Algol. Универсальность характеристик была достигнута за счет изменения количества и последовательности включения основных двигателей (до семи), необходимых для выполнения задачи. Ракетные двигатели рекрута использовались для стартовых двигателей, необходимых для дополнения стартовой тяги.
Упрощенная концепция дизайна, инструментов и производства использовалась для ограничения количества компонентов транспортного средства, сокращения времени строительства и сведения стоимости транспортного средства к минимуму. Поскольку общий вес не был ограничивающим фактором при проектировании, чрезмерное проектирование основных элементов конструкции значительно сократило количество и сложность контрольных испытаний конструкции. По возможности, автомобильные системы разрабатывались для использования доступных готовых компонентов, надежность которых была доказана при использовании в других аэрокосмических программах, и это дополнительно сокращало общие затраты за счет минимизации количества требуемых квалификационных испытаний.
Ракета-носитель Little Joe II оказалась очень подходящей для использования в этой программе. Были испытаны две трудности. Автомобиль для квалификационных испытаний (QTV) не разрушился по команде, потому что неправильно установленный primacord не распространил первоначальную детонацию на кумулятивные заряды на корпусе двигателя Algol. Ракета-носитель четвертой миссии (А-003) вышла из-под контроля примерно через 2,5 секунды после старта, когда аэродинамический стабилизатор переместился в крайнее положение в результате отказа электроники. Эти проблемы были исправлены, и программа тестирования прерывания была завершена.
Запуск ракеты-носителя для квалификационных испытаний, состоявшейся 28 августа 1963 года, нес на себе макет полезной нагрузки, состоящий из алюминиевой оболочки в базовой форме командного модуля Apollo, с прикрепленным инертным LES и продемонстрировал, что ракета будет работать для запуска А-001. Это произошло 13 мая 1964 года с помощью стандартного командного модуля BP-12 и выполнило первое успешное прерывание с использованием действующей LES. Третий запуск 8 декабря 1964 года с использованием ВР-23 проверил эффективность LES, когда давление и нагрузки на космический корабль были такими же, как при запуске Saturn IB или Saturn V. Четвертый полет с БП-22 19 мая 1965 года был разработан для проверки системы эвакуации на большой высоте (хотя на самом деле прерывание произошло на малой высоте из-за отказа ускорителя Little Joe II). Последний запуск, состоявшийся 20 января 1966 года, осуществил первый серийный космический корабль CSM-002.
Незначительные недостатки конструкции космических кораблей в парашютных режущих устройствах, парашютных установках и установках основного парашюта, а также в шланговых резаках командного и служебного модулей были обнаружены и исправлены до начала пилотируемых полетов Аполлона. Тем не менее, все управляемые модули достигли удовлетворительных условий посадки и подтвердили, что, будь они пилотируемыми космическими кораблями, экипаж выжил бы в условиях прерывания.
Кроме того, были проведены два теста на прерывание пусковой площадки, в которых система аварийного покидания была активирована на уровне земли.
| Элемент | QTV | A-001 | A-002 | A-003 | A-004 |
|---|---|---|---|---|---|
| Стартовый вес | 57 170 фунтов (25 930 кг) | 57 940 фунтов (26 281 кг) | 94 331 фунт (42 788 кг) | 177 190 фунтов (80 372 кг) | 139 731 фунт (63 381 кг) |
| Полезная нагрузка | 24 224 фунта (10 988 кг) | 25 336 фунтов (11 492 кг) | 27 692 фунта (12561 кг) | 27 836 фунтов (12 626 кг) | 32 445 фунтов (14 717 кг) |
| Взлетная тяга | 314 000 фунт-сила (1400 кН) | 314 000 фунт-сила ( 1,400 кН) | 360 000 фунтов силы (1600 кН) | 314 000 фунтов силы (1395 кН) | 397 000 фунтов силы (1,766 кН) |
| Управляемые плавники | Нет | Нет | Да | Да | Да |
| Вспомогательные двигатели набора | 6 | 6 | 4 | 0 | 5 |
| маршевые двигатели Algol | 1 | 1 | 2 | 6 | 4 |
| Высота | 27 600 футов (8400 м) | 15 400 футов (4700 м) | 15 364 футов (4683 м) | 19 501 фут (5944 м) | 74 100 футов (22 600 м) |
| R ange | 48 300 футов (14 700 м) | 11 580 футов (3530 м) | 7 598 футов (2316 м) | 17 999 футов (5 486 м) | 113 620 футов (34 630 м) |
