Тест прерывания Pad 2

Тест прерывания Pad 2
	Испытание прерывания работы площадки Apollo LES (НАСА)
Тип миссии	Прервать тест
Оператор	НАСА
Продолжительность миссии	1 минута 52,6 секунды
Пройденное расстояние	2,32 км (1,44 мили)
Апогей	2,82 км (1,75 миль)
Свойства космического корабля
Космический корабль	Аполлон БП-23А
Начало миссии
Дата запуска	29 июня 1965 г., 13:00:01 UTC
Ракета	Аполлон ЛЕС
Запуск сайта	Белые пески LC-36
Конец миссии
Дата посадки	29 июня 1965 г., 13:01:54 UTC
	Проект Аполлон ; Прервать тесты ← А-003 А-004 →

Тест Pad Abort Test 2 был вторым тестом прерывания после Pad Abort Test 1 космического корабля Apollo .

Цели

Испытание прерывания запуска Apollo Pad 2 было пятым из шести беспилотных миссий Apollo, в ходе которых проверялась способность системы аварийно-спасательного запуска (LES) обеспечивать безопасное восстановление экипажей Apollo в критических условиях прерывания. Этот полет стал вторым испытанием системы аварийного покидания самолета с прерыванием полета, инициируемым со стартовой площадки.

Система эвакуации при запуске включала в себя квалифицированные двигатели для запуска и тангажа и была оборудована утками для ориентации кормового теплового экрана машины вперед перед сбросом башни и раскрытием парашюта. Также была предусмотрена защитная крышка наддува. Это был космический корабль BP-23A, стандартный командный модуль «Аполлона» , который использовался в миссии A-002 и был модернизирован, чтобы более точно имитировать командный модуль типа Block-I по массе и другим характеристикам. Система приземления на Землю была аналогична той, что использовалась в миссии А-003 .

Полет

Испытательный полет был проведен 29 июня 1965 года. Корабль был поднят со стартового комплекса 36 с помощью стартового двигателя в 13:00:01 UTC (06:00:01 MST). Двигатели аварийного спуска и управления по тангажу загорелись одновременно, выведя испытательную машину на запланированную начальную траекторию. При трогании с места развивалась умеренная скорость крена, что было связано с аэродинамической асимметрией конфигурации машины; однако скорость крена не повлияла на успех испытания.

Поверхности переднего оперения развернулись и повернули машину в нужную ориентацию для раскрытия тормозного парашюта. Во время маневра разворота, как и планировалось, были сброшены стартовая вышка и передний тепловой экран. Защитный кожух наддува, прикрепленный к системе аварийного покидания самолета, защищал коническую поверхность командного модуля и оставался неповрежденным при маневре по тангажу, вызванному утком. При сбросе башни защитный кожух мягкого наддува, как и ожидалось, разрушился из-за перепада давления при снятии с командного модуля. Во время сброса башни и раскрытия парашюта не было обнаружено никакого повторного контакта или взаимодействия между основными компонентами.

Хотя один из стальных тросов парашюта пилота был перегнут, система приземления на Землю работала нормально. Тормозные парашюты надували и стабилизировали командный модуль для раскрытия пилота и основного парашюта, а скорость снижения на основных парашютах была удовлетворительной. Максимальная достигнутая высота составила 9258 футов (2822 м) над средним уровнем моря, что примерно на 650 футов (200 м) выше прогнозируемой. Командный модуль приземлился примерно на 7600 футов (2300 м) от стартовой площадки, что примерно на 2000 футов (610 м) дальше, чем планировалось.

На командном модуле в зоне, запланированной для встречи и окон экипажа, были установлены четыре образца стекол. На образцах сажи не появилось, но на открытых поверхностях трех из четырех образцов была обнаружена маслянистая пленка. Однако не ожидалось, что этот фильм приведет к чрезмерному ухудшению качества сканирования горизонта или ориентации на земле во время прерывания. Испытание прошло весьма успешно, и все запланированные задачи были выполнены.

Внешние ссылки

Эта статья включает общедоступные материалы с веб-сайтов или документов Национального управления по аэронавтике и исследованию космического пространства .