Little Joe II - американская ракета, которая использовалась с 1963 по 1966 год для пяти испытаний без экипажа системы запуска космического корабля Apollo (LES) и для проверки работы системы восстановления парашюта командного модуля в режиме прерывания . Он был назван в честь аналогичной ракеты, предназначенной для той же функции в проекте «Меркурий» . Запущенная с ракетного полигона Уайт-Сэндс в Нью-Мексико, это была самая маленькая из четырех ракет-носителей, использовавшихся в программе Apollo .
Функция | Испытания системы аварийного спасения при запуске Apollo |
---|---|
Производитель | Convair Отдел по General Dynamics |
Страна происхождения | Соединенные Штаты |
Размер | |
Высота | 1032 дюйма (26,2 м) с полезной нагрузкой |
Диаметр | 154 дюйма (3,9 м) |
Ширина | 341 дюйм (8,7 м) на ребрах |
Этапы | 1 |
История запуска | |
Статус | На пенсии |
Запустить сайты | Стартовый комплекс 36 , Ракетный полигон Уайт-Сэндс , Нью-Мексико |
Всего запусков | 5 |
Успех (а) | 4 |
Частичный отказ (ы) | 1 |
Первый полет | 28 августа 1963 г. |
Последний полет | 20 января 1966 г. |
Бустеры | |
Нет бустеров | 6 [1] |
Двигатели | 1 ТЫоко 1.5KS35000 Рекрут |
Толкать | 38000 фунтов силы (170 кН) |
Общая тяга | 228 000 фунт-сила (1010 кН) [1] |
Время горения | ~ 1,53 с |
Пропеллент | Твердый |
Первая ступень | |
Двигатели | 1 Аэроджет Алгол 1-D маршевый [2] |
Толкать | 105 100 фунт-сила (468 кН) [2] |
Время горения | ~ 40 с |
Пропеллент | Твердый |
Задний план
В начале программы планировалось провести оценку человека системы аварийного спасения "Аполлон" с минимальными затратами. Поскольку не существовало ракет-носителей по разумной цене с полезной нагрузкой и универсальностью тяги, которые могли бы удовлетворить требования запланированных испытаний, был заключен контракт на разработку и строительство специализированной ракеты-носителя. Предшественник ракеты, Маленький Джо , использовался при испытаниях системы покидания космического корабля " Меркурий" с 1959 по 1960 год.
Первоначально планировалось, что программа будет проводиться на Восточном испытательном полигоне ВВС США на мысе Кеннеди , Флорида. Однако из-за плотного графика высокоприоритетных запусков на этом объекте были оценены другие возможные стартовые площадки, включая взлетно- посадочную базу Уоллопс, остров Уоллопс, Вирджиния, и базу ВВС Эглин , Флорида. [3] Стартовый комплекс 36 на Ракетном полигоне Уайт-Сэндс, ранее использовавшийся для испытаний ракет Редстоун , был в конечном итоге выбран как наиболее подходящий для выполнения графика и требований поддержки. White Sands также позволил восстановить землю, что было менее затратным и сложным, чем восстановление воды, которое потребовалось бы на Восточном испытательном полигоне или на объекте NASA Wallops Island .
Программа проводилась под руководством Центра пилотируемых космических аппаратов (ныне Космический центр Джонсона ), Хьюстон, Техас , при совместном участии основных подрядчиков ракеты-носителя ( General Dynamics / Convair ) и космических аппаратов ( North American Rockwell ). Административные, дальнобойные и технические организации Ракетного полигона Уайт-Сэндс предоставили необходимые средства, ресурсы и услуги. К ним относятся безопасность дальности, слежение за радаром и камерой, передача команд, отображение данных в реальном времени, фотосъемка, сбор данных телеметрии, сокращение данных и операции восстановления.
Дизайн
Little Joe II была одноступенчатой твердотопливной ракетой, 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.
Разработка
Изготовление деталей для первого автомобиля началось в августе 1962 года, а окончательная проверка заводских систем была завершена в июле 1963 года. Существовала оригинальная конфигурация с фиксированным оперением и более поздняя версия с использованием средств управления полетом.
Размер корабля соответствовал диаметру служебного модуля космического корабля Apollo и длине двигателей ракеты Algol. 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. [ необходима цитата ] Конструкция была также разработана для последовательного срабатывания 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, как требовалось для дополнения стартовой тяги.
Упрощенная конструкция, инструменты и концепция производства использовались 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 снизило 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 снижало 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 примакорд не распространил первоначальную детонацию на кумулятивные заряды на корпусе двигателя Алгола. 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.
Рейсы
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 A-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 испытал эффективность LES, когда давление и напряжения на космическом корабле были такими же, как при запуске Saturn IB или Saturn V. Четвертый полет, с BP-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 ракеты-носителя 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 минометных установках для развертывания 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 испытания на прерывание пусковой площадки, в которых система аварийного покидания была активирована на уровне земли.
Сводка конфигурации запуска
Пункт | 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 фунтов (42,788 кг) | 177190 фунтов (80372 кг) | 139,731 фунтов (63,381 кг) |
Полезная нагрузка | 24,224 фунтов (10,988 кг) | 25,336 фунтов (11,492 кг) | 27,692 фунтов (12,561 кг) | 27,836 фунтов (12,626 кг) | 32,445 фунтов (14,717 кг) |
Взлетная тяга | 314000 фунтов силы (1400 кН) | 314000 фунтов силы (1400 кН) | 360000 фунт-сила (1600 кН) | 314000 фунтов силы (1395 кН) | 397000 фунтов силы (1766 кН) |
Плавники управляемые | Нет | Нет | да | да | да |
Набор бустерных двигателей | 6 | 6 | 4 | 0 | 5 |
Маршевые моторы algol | 1 | 1 | 2 | 6 | 4 |
Высота | 27600 футов (8400 м) | 15400 футов (4700 м) | 15 364 футов (4683 м) | 19,501 футов (5,944 м) | 74 100 футов (22 600 м) |
Диапазон | 48 300 футов (14 700 м) | 11580 футов (3530 м) | 7,598 футов (2316 м) | 17,999 футов (5,486 м) | 113,620 футов (34,630 м) |
[ необходима цитата ]
Сохранившиеся примеры
- Музей истории космоса Нью-Мексико , Аламогордо, Нью-Мексико [4]
- Космический центр Джонсона , Хьюстон, Техас
Характеристики
- Маленький Джо II
- Тяга: от 49 до 1766 кН
- Длина: 10,1 м без - CM / SM / LES
- Длина: 26,2 м с CM / SM / LES
- Диаметр: корпус 3,9 м
- Размах ребер: 8,7 м
- Вес: от 25 900 до 80 300 кг
- Топливо: твердое
- Время горения: ~ 50 с
- Алгол мотор
- Тяга: 465 кН каждая
- Длина: 9,1 м
- Диаметр: 1 м
- Масса полная: 10,180 кг
- Масса пустого: 1,900 кг
- Топливо: твердое
- Время горения: 40 с
- Рекрут мотор (Thiokol XM19)
- Тяга: 167 кН
- Длина: 2,7 м
- Диаметр: 0,23 м
- Вес: 159 кг
- Топливо: твердое
- Время горения: 1,53 с
Рекомендации
- ^ a b Разнообразные; более поздние полеты имели 0, 4 или 5 ускорителей.
- ^ a b Разнообразные; более поздние полеты использовали 2, 4 или 6 маршевых двигателей.
- ^ https://history.nasa.gov/SP-4205/ch4-2.html
- ^ ALAMOGORDO Космический Центр архивации 2008-07-25 в Wayback Machine извлекаться: 14 июня 2008.
Внешние ссылки
- Космический корабль Аполлон: хронология
- Сводный отчет программы Apollo
- Отчет о квалификационных испытаниях Little Joe II - сентябрь 1963 г. (PDF)
- Отчет о проделанной работе Little Joe II - декабрь 1964 г. (PDF)
- Little Joe II Mission A-003 - апрель 1965 г. (PDF)
- Little Joe II испытывает ракету-носитель NASA Project Apollo. Том 1 Менеджмент - май 1966 г. (PDF)
- Little Joe II испытывает ракету-носитель NASA Project Apollo. Том 2 - Техническое резюме - май 1966 г. (PDF)
- NASA TN D-7083: Подсистема движителя для покидания старта
- Маленький Джо II @ Космический центр Джонсона, Хьюстон, Техас