Malý Joe II - Little Joe II
![]() | tento článek potřebuje další citace pro ověření.Leden 2013) (Zjistěte, jak a kdy odstranit tuto zprávu šablony) ( |
![]() Spuštění Apolla A-002 test únikového systému na třetím Little Joe II | |
Funkce | Apollo spustit únikový systém testování |
---|---|
Výrobce | Divize Convair z Obecná dynamika |
Země původu | Spojené státy |
Velikost | |
Výška | 1032 palců (26,2 m) s užitečným zatížením |
Průměr | 154 palců (3,9 m) |
Šířka | 341 palců (8,7 m) na žebrech |
Fáze | 1 |
Historie spuštění | |
Postavení | V důchodu |
Spouštějte weby | Zahájení komplexu 36, Střelecký dosah White Sands, Nové Mexiko |
Celkový počet spuštění | 5 |
Úspěch (y) | 4 |
Částečné selhání | 1 |
První let | 28. srpna 1963 |
Poslední let | 20. ledna 1966 |
Posilovače | |
Č. Posilovače | 6[1] |
Motory | 1 Thiokol 1,5 KS35000 Rekrut |
Tah | Síla 38 000 liber (170 kN) |
Celkový tah | Síla 228 000 liber (1010 kN)[1] |
Doba hoření | ~ 1,53 s |
Palivo | Pevný |
První etapa | |
Motory | 1 Aerojet Algol 1-D udržovatel[2] |
Tah | Síla 105 100 liber (468 kN)[2] |
Doba hoření | ~ 40 s |
Palivo | Pevný |
Malý Joe II byl Američan raketa používáno od roku 1963 do roku 1966 pro pět neosádkových testů Únikový systém vypuštění kosmické lodi Apollo (LES) a ověřit výkon systému velitelský modul systém obnovení padáku v systému Windows režim přerušení. Bylo pojmenováno po podobná raketa určená pro stejnou funkci v Projekt Merkur. Spuštěno z Střelecký dosah White Sands v Novém Mexiku to byla nejmenší ze čtyř odpalovacích raket používaných v USA Program Apollo.
Pozadí
Mužské hodnocení systému únikového systému Apollo bylo plánováno dosáhnout s minimálními náklady na začátku programu. Vzhledem k tomu, že neexistovaly žádné nosné rakety za rozumnou cenu se schopností užitečného zatížení a univerzálnosti tahu, které by splňovaly požadavky plánovaných testů, byla zadána smlouva na vývoj a konstrukci specializované nosné rakety. Předchůdce rakety, Malý Joe, byl použit při testování únikového systému vypuštění pro Rtuť kosmická loď od roku 1959 do roku 1960.
Program se původně plánoval uskutečnit v EU Americké letectvo Východní testovací rozsah na Cape Kennedy Na Floridě. Kvůli náročnému harmonogramu vypouštění s vysokou prioritou v tomto zařízení však byly hodnoceny i další možné odpalovací místa Wallops Flight Facility, Wallops Island, Virginie a Eglin Air Force Base Na Floridě.[3] Vypusťte komplex 36 v raketové střelnici White Sands, dříve používaný pro Raketa Redstone testů, byl nakonec vybrán jako nejvhodnější pro splnění harmonogramu a požadavků na podporu. White Sands také umožnil regeneraci půdy, která byla méně nákladná a komplikovaná než regenerace vody, která by byla vyžadována ve východním testovacím rozsahu nebo na NASA Wallops Island zařízení.
Program byl prováděn pod vedením Střediska s posádkou (nyní Johnsonovo vesmírné středisko ), Houston, Texas, se společnou účastí hlavních dodavatelů nosné rakety (Obecná dynamika /Convair ) a kosmické lodě (Severoamerický Rockwell ). Střelecké střelnice White Sands, správní a střelecké a technické organizace poskytly potřebné vybavení, zdroje a služby. Patří sem bezpečnost dojezdu, radar a sledování kamery, přenos příkazů, zobrazení dat v reálném čase, fotografování, získávání telemetrických dat, redukce dat a operace obnovy.
Design
Malý Joe II byl jednostupňový, raketa na tuhá paliva který používal posilovací motor vyvinutý pro Naverbujte raketu a udržovací motor vyvinutý pro Algol fáze z Rodina skautských raket. Mohl létat s různým počtem posilovacích a udržovacích motorů, ale všechny byly obsaženy v jediném draku letadla.
Rozvoj
Výroba podrobných dílů prvního vozidla byla zahájena v srpnu 1962 a finální kontrola systémů v továrně byla dokončena v červenci 1963. K dispozici byla původní konfigurace s pevnými ploutvemi a pozdější verze využívající řízení letu.
Vozidlo bylo dimenzováno tak, aby odpovídalo průměru servisního modulu kosmické lodi Apollo a aby odpovídalo délce raketových motorů Algol. Aerodynamické žebra byly dimenzovány tak, aby bylo zajištěno, že vozidlo je ze své podstaty stabilní. Konstrukční návrh byl založen na hrubé hmotnosti 220 000 liber (100 000 kg), z čehož 80 000 liber (36 000 kg) bylo užitečné zatížení.[Citace je zapotřebí ] Struktura byla také navržena pro sekvenční střelbu s možným 10sekundovým překrytím čtyř prvních a tří sekundárních udržovacích motorů. Udržitelný tah zajišťovaly motory Algol na tuhá paliva. Všestrannosti výkonu bylo dosaženo změnou počtu a sekvence střelby primárních motorů (schopnost až sedmi) potřebných k provedení mise. Pro doplnění odstřelovacího tahu byly pro posilovací motory použity raketové motory Recruit.
K omezení počtu komponentů vozidla, zkrácení doby výstavby a udržení nákladů na vozidlo na minimum byl použit zjednodušený koncept designu, nástrojů a výroby. Protože celková hmotnost nebyla omezujícím faktorem v návrhu, nadměrné navrhování primárních konstrukčních prvků výrazně snížilo počet a složitost zkoušek odolnosti proti konstrukci. Kdykoli to bylo možné, systémy vozidel byly navrženy tak, aby používaly snadno dostupné běžné komponenty, u nichž se prokázala spolehlivost při použití v jiných leteckých programech, což dále snížilo celkové náklady minimalizací požadovaného množství kvalifikačních zkoušek.
Nosná raketa Little Joe II se ukázala jako velmi přijatelná pro použití v tomto programu. Byly zaznamenány dvě potíže. The Kvalifikační testovací vozidlo (QTV) se nezničila, když k tomu byla přikázána, protože byla nesprávně nainstalována primacord nerozšířil počáteční detonaci na tvarované nálože na skříni motoru Algol. Nosná raketa čtvrté mise (A-003) se nekontrolovala asi 2,5 sekundy po vzletu, když se aerodynamická ploutev přesunula do těžké polohy v důsledku poruchy elektroniky. Tyto problémy byly opraveny a program testování přerušení byl dokončen.
Lety
Start kvalifikačního testovacího vozidla, 28. srpna 1963, nesl figurínu užitečného nákladu skládající se z hliníkové skořepiny v základním tvaru velitelského modulu Apollo s připojeným inertním LES a ukázal, že raketa bude fungovat pro start A-001. K tomu došlo dne 13. května 1964 s typovým velitelským modulem BP-12 a provedli první úspěšné přerušení pomocí živého LES. Třetí start 8. prosince 1964 s použitím BP-23 testoval účinnost LES, když tlaky a napětí na kosmickou loď byly podobné tomu, jaké by byly během startu Saturn IB nebo Saturn V. Čtvrtý let s BP-22 dne 19. května 1965 byl navržen tak, aby otestoval únikový systém ve vysoké nadmořské výšce (ačkoli k potratu skutečně došlo v nízké nadmořské výšce kvůli selhání posilovače Little Joe II). Konečný start, 20. ledna 1966, nesl první produkční kosmickou loď, CSM-002.
Byly nalezeny a napraveny drobné nedostatky v konstrukci kosaček na padákových útesech, upevnění minometných a hlavních padákových minometů a umbilikálních řezaček velitelského a servisního modulu před zahájením letů s posádkou Apollo. Všechny letící velitelské moduly však dosáhly uspokojivých přistávacích podmínek a potvrdily, že kdyby byly posádkou kosmické lodi, posádka by podmínky přerušení přežila.
Navíc dva testy přerušení podložky byly provedeny, při nichž byl na úrovni země aktivován únikový systém vypuštění.
Spusťte souhrn konfigurace
Položka | QTV | A-001 | A-002 | A-003 | A-004 |
---|---|---|---|---|---|
Vypouštěcí hmotnost | 57 170 liber (25 930 kg) | 26 281 kg, 57 940 liber | 42 338 kg, 94 331 liber | 177 190 liber (80 372 kg) | 139 381 liber (63 381 kg) |
Užitečné zatížení | 24224 liber (10 988 kg) | 25 336 liber (11 492 kg) | 27 562 liber (12 561 kg) | 27 636 liber (12 626 kg) | 32 745 liber (14 717 kg) |
Liftoff tah | Síla 314 000 liber (1400 kN) | Síla 314 000 liber (1400 kN) | Síla 360 000 liber (1600 kN) | Síla 314 000 liber (1395 kN) | Síla 397 000 liber (1766 kN) |
Žebra řízena | Ne | Ne | Ano | Ano | Ano |
Přijměte pomocné motory | 6 | 6 | 4 | 0 | 5 |
Algol udržovací motory | 1 | 1 | 2 | 6 | 4 |
Nadmořská výška | 27 600 stop (8 400 m) | 15 400 stop (4700 m) | 15 684 stop (4683 m) | 19 501 stop (5 944 m) | 74100 stop (22 600 m) |
Rozsah | 48 300 stop (14 700 m) | 11 580 stop (3 530 m) | 7 598 stop (2 316 m) | 17 999 stop (5 486 m) | 113 620 stop (34 630 m) |
Přežívající příklady
- New Mexico Museum of Space History, Alamogordo, Nové Mexiko [4]
- Johnsonovo vesmírné středisko, Houston, Texas
Specifikace
- Malý Joe II
- Tah: 49 až 1766 kN
- Délka: 10,1 m bez - CM / SM / LES
- Délka: 26,2 ms CM / SM / LES
- Průměr: 3,9 m tělo
- Rozpětí žeber: 8,7 m
- Hmotnost: 25 900 až 80 300 kg
- Pohonná látka: pevná
- Doba hoření: ~ 50 s
- Algol motor
- Tah: každý 465 kN
- Délka: 9,1 m
- Průměr: 1 m
- Celková hmotnost: 10 180 kg
- Hmotnost prázdná: 1900 kg
- Pohonná látka: pevná
- Doba hoření: 40 s
- Nábor motoru (Thiokol XM19)
- Tah: 167 kN
- Délka: 2,7 m
- Průměr: 0,23 m
- Hmotnost: 159 kg
- Pohonná látka: pevná
- Doba hoření: 1,53 s
Reference
- ^ A b Pestrý; pozdější lety měly 0, 4 nebo 5 posilovačů.
- ^ A b Pestrý; pozdější lety používaly 2, 4 nebo 6 udržovacích motorů.
- ^ https://history.nasa.gov/SP-4205/ch4-2.html
- ^ Alamogordo's Space Center Archivováno 2008-07-25 na Wayback Machine Citováno: 14. června 2008.
externí odkazy
- Kosmická loď Apollo: Chronologie
- Souhrnná zpráva o programu Apollo
- Zpráva o letu z kvalifikačního testu Little Joe II - září 1963 (PDF)
- Zpráva o pokroku Little Joe II - prosinec 1964 (PDF)
- Little Joe II Mission A-003 - duben 1965 (PDF)
- Zkušební nosná raketa malého projektu Joe II NASA Project Apollo. Správa svazku 1 - květen 1966 (PDF)
- Zkušební nosná raketa malého projektu Joe II NASA Project Apollo. Svazek 2 - Technické shrnutí - květen 1966 (PDF)
- NASA TN D-7083: Launch Escape Propulsion Subsystem
- Little Joe II @ Johnson Space Center, Houston, TX