Маленький Джо II

О полетах по программе «Меркурий» см. Little Joe (ракета) .

Маленький Джо II

Запуск испытаний системы эвакуации Apollo A-002 на третьем Little Joe II.
Функция	Аполлон системы эвакуации запускает испытания
Производитель	Конвэйр, подразделение 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) у плавников
Этапы	1
История запуска
Статус	Ушедший на пенсию
Запуск сайтов	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 рейс	20 января 1966 г.
Бустеры
Нет бустеров	6
Питаться от	1 Тиокол ​​1,5КС35000 Рекрут
Максимальная тяга	38000 фунтов силы (170 кН)
Общая тяга	228 000 фунтов-сил (1010 кН)
Время горения	~1,53 с
Порох	Твердый
Первый этап
Питаться от	1 Aerojet Algol 1-D маршевый двигатель
Максимальная тяга	105 100 фунтов-сил (468 кН)
Время горения	~40 с
Порох	Твердый

Little Joe II — американская ракета, использовавшаяся с 1963 по 1966 год для пяти беспилотных испытаний системы аварийного спасения при запуске космического корабля «Аполлон» (LES) , а также для проверки работоспособности системы парашютного восстановления 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, использованных в программе «Аполлон» .

Фон

проверка работоспособности В начале программы планировалось, что системы аварийного спасения при запуске «Аполлона» будет проведена с минимальными затратами. Поскольку недорогих ракет-носителей с грузоподъемностью и универсальностью тяги, отвечающих требованиям запланированных испытаний, не было, был заключен контракт на разработку и строительство специализированной ракеты-носителя. Предшественница ракеты Little Joe использовалась при испытаниях системы аварийного спасения космического корабля «Меркурий» с 1959 по 1960 год.

Первоначально программу планировалось провести на ВВС США Восточном испытательном полигоне на мысе Кеннеди , штат Флорида. Однако из-за плотного графика высокоприоритетных запусков на этом объекте были оценены другие возможные стартовые площадки, включая летный комплекс Уоллопс , остров Уоллопс, Вирджиния, и базу ВВС Эглин , Флорида. Стартовый комплекс 36 на ракетном полигоне Уайт-Сэндс, ранее использовавшийся для испытаний ракет «Редстоун» , был выбран как наиболее подходящий для соблюдения графика и требований к обеспечению. Уайт-Сэндс также позволил восстановить землю, что было менее затратно и сложно, чем восстановление воды, которое потребовалось бы на Восточном испытательном полигоне или на объекте НАСА на острове Уоллопс .

Программа проводилась под руководством Центра пилотируемых космических кораблей (ныне Космический центр Джонсона ), Хьюстон, штат Техас , при совместном участии генеральных подрядчиков ракеты-носителя ( General Dynamics / Convair ) и космического корабля ( North American Rockwell ). Административные, полигонные и технические организации ракетного полигона Уайт-Сэндс предоставили необходимые помещения, ресурсы и услуги. К ним относятся безопасность дальности, отслеживание радаров и камер, передача команд, отображение данных в реальном времени, фотографирование, сбор телеметрических данных, сокращение данных и операции по восстановлению.

Дизайн

«Маленький Джо II» представлял собой одноступенчатую твердотопливную ракету , в которой использовался разгонный двигатель, разработанный для ракеты «Рекрут» , и маршевый двигатель, разработанный для ступени «Алгол» семейства ракет «Скаут» . Он мог летать с различным количеством ускорительных и маршевых двигателей, но все они находились в одном планере.

Разработка

Изготовление деталей первой машины началось в августе 1962 года, а окончательная заводская проверка систем была завершена в июле 1963 года. Существовала исходная конфигурация с фиксированным оперением и более поздняя версия с использованием органов управления полетом.

Четыре сборки ракет «Аполлон» в масштабе: Little Joe II, Saturn I , Saturn IB и Saturn V.

Размеры корабля соответствовали диаметру служебного модуля космического корабля «Аполлон» и длине ракетных двигателей «Алгол». Аэродинамические ребра были подобраны таким образом, чтобы обеспечить устойчивость автомобиля. Конструктивный расчет был основан на полной массе 220 000 фунтов (100 000 кг), из которых 80 000 фунтов (36 000 кг) приходилось на полезную нагрузку. Конструкция также была спроектирована для последовательной стрельбы с возможным 10-секундным перекрытием четырех маршевых двигателей первой ступени и трех маршевых двигателей второй ступени. Маршевая тяга обеспечивалась твердотопливными двигателями «Алголь». Универсальность характеристик достигалась за счет изменения количества и последовательности включения основных двигателей (до семи), необходимых для выполнения задачи. Рекрутские ракетные двигатели использовались в качестве разгонных двигателей по мере необходимости для увеличения стартовой тяги.

Упрощенная концепция конструкции, оснастки и производства была использована для ограничения количества компонентов автомобиля, сокращения времени строительства и сведения стоимости автомобиля к минимуму. Поскольку общий вес не был ограничивающим фактором при проектировании, чрезмерное проектирование основных элементов конструкции значительно сократило количество и сложность контрольных испытаний конструкции. Там, где это было возможно, системы транспортных средств проектировались с использованием легкодоступных готовых компонентов, надежность которых доказала свое использование в других аэрокосмических программах, и это еще больше снижало общие затраты за счет минимизации количества необходимых квалификационных испытаний.

Ракета-носитель Little Joe II оказалась весьма приемлемой для использования в этой программе. Возникли две трудности. Машина для квалификационных испытаний (QTV) не разрушилась по команде, поскольку 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 плавник перешел в жесткое положение в результате отказа электроники. Эти проблемы были исправлены, и программа испытаний на прерывание была завершена.

Рейсы

Полет Little Joe II и испытание на запуск и спасение капсулы.

Запуск квалификационной испытательной машины 28 августа 1963 года нес макет полезной нагрузки, состоящий из алюминиевого корпуса базовой формы командного модуля «Аполлон» с прикрепленной инертной LES, и продемонстрировал, что ракета подойдет для запуска А-001. Это произошло 13 мая 1964 года с использованием стандартного командного модуля BP-12 и было выполнено первое успешное прерывание с использованием работающей LES. Третий запуск, состоявшийся 8 декабря 1964 года с использованием BP-23, проверил эффективность LES, когда давление и нагрузки на космический корабль были аналогичны тем, которые были бы во время запуска Сатурна IB или Сатурна V. Четвертый полет, совершенный BP-22 19 мая 1965 года, был предназначен для проверки системы спасения на большой высоте (хотя на самом деле прерывание произошло на малой высоте из-за отказа ракеты-носителя Little Joe II). Последний запуск состоялся 20 января 1966 года с первым серийным космическим кораблем CSM-002.

Незначительные конструктивные недостатки космического корабля в катерах парашютного рифления, минометных установках тормозного и основного парашютов, а также шлангокабельных катерах командно-служебного модуля были обнаружены и устранены еще до начала пилотируемых полетов «Аполлона». Однако все пилотируемые командные модули достигли удовлетворительных условий приземления и подтвердили, что, если бы они были пилотируемыми космическими кораблями, экипаж выжил бы в условиях прерывания.

Кроме того, были проведены два испытания на аварийное завершение запуска , в ходе которых система эвакуации при запуске активировалась на уровне земли.

Запустить сводку конфигурации

Элемент	QTV	А-001	А-002	А-003	А-004
Дата запуска	28 августа 1963 г.	13 мая 1964 г.	8 декабря 1964 г.	19 мая 1965 г.	20 января 1966 г.
Капсула	никто	БП-12	БП-23	БП-22	CSM-002
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 (12 561 кг)	27 836 фунтов (12 626 кг)	32 445 фунтов (14 717 кг)
Взлетная тяга	314 000 фунтов-сил (1400 кН)	314 000 фунтов-сил (1400 кН)	360 000 фунтов-сил (1600 кН)	314 000 фунтов-сил (1395 кН)	397 000 фунтов-сил (1766 кН)
Плавники контролируются	Нет	Нет	Да	Да	Да
Набираем бустерные двигатели	6	6	4	0	5
Маршевые двигатели Алголь	1	1	2	6	4
Высота	27 600 футов (8 400 м)	15 400 футов (4700 м)	15 364 футов (4683 м)	19 501 фут (5944 м)	74 100 футов (22 600 м)
Диапазон	48 300 футов (14 700 м)	11 580 футов (3530 м)	7598 футов (2316 м)	17 999 футов (5 486 м)	113 620 футов (34 630 м)

Сохранившиеся примеры

• Музей истории космоса Нью-Мексико , Аламогордо, Нью-Мексико
• Космический центр Джонсона , Хьюстон, Техас

Технические 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 плавников: 8,7 м
  • Вес: от 25 900 до 80 300 кг.
  • Топливо: твердое
  • Время горения: ~50 с
• Алголь мотор
  • Тяга: по 465 кН каждый
  • Длина: 9,1 м
  • Диаметр: 1 м
  • Полная масса: 10 180 кг.
  • Вес пустого: 1900 кг
  • Топливо: твердое
  • Время горения: 40 с
• Рекрутируем мотор (Тиокол ​​ХМ19)
  • Тяга: 167 кН
  • Длина: 2,7 м
  • Диаметр: 0,23 м
  • Вес: 159 кг
  • Топливо: твердое
  • Время горения: 1,53 с

Внешние ссылки

• Космический корабль Аполлон: хронология, заархивированная 9 декабря 2017 г. в Wayback Machine.
• Сводный отчет программы «Аполлон»
• Отчет о квалификационных летных испытаниях Little Joe II - сентябрь 1963 г. (PDF)
• Отчет о ходе работы Little Joe II - декабрь 1964 г. (PDF)
• Миссия Little Joe II A-003 - апрель 1965 г. (PDF)
• Испытательная ракета-носитель «Маленький Джо II» НАСА «Проект Аполлон». Том 1 - Менеджмент - май 1966 г. (PDF)
• Испытательная ракета-носитель «Маленький Джо II» НАСА «Проект Аполлон». Том 2 – Техническое резюме – май 1966 г. (PDF)
• НАСА TN D-7083: Запуск подсистемы аварийной двигательной установки
• Маленький Джо II @ Космический центр Джонсона, Хьюстон, Техас