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_-_cropped.jpg/440px-Apollo-_Little_Joe_II_Liftoff_(December_8,_1964)_-_cropped.jpg) Lanzamiento de la prueba del sistema de escape Apollo A-002 en el tercer Little Joe II | |
| Función | Prueba del sistema de escape del lanzamiento de Apollo |
|---|---|
| Fabricante | División de dinámica general de Convair |
| País de origen | Estados Unidos |
| Tamaño | |
| Altura | 1.032 pulgadas (26,2 m) con carga útil |
| Diámetro | 154 pulg. (3,9 m) |
| Ancho | 341 pulgadas (8,7 m) en las aletas |
| Etapas | 1 |
| Historial de lanzamiento | |
| Estado | Retirado |
| Sitios de lanzamiento | Complejo de lanzamiento 36 , White Sands Missile Range , Nuevo México |
| Lanzamientos totales | 5 |
| Éxito (s) | 4 |
| Fallas parciales | 1 |
| Primer vuelo | 28 de agosto de 1963 |
| Último vuelo | 20 de enero de 1966 |
| Impulsores | |
| No impulsores | 6 [1] |
| Motores | 1 recluta de Thiokol 1.5KS35000 |
| Empuje | 38.000 libras-fuerza (170 kN) |
| Empuje total | 228.000 libras-fuerza (1.010 kN) [1] |
| Quemar tiempo | ~ 1,53 s |
| Combustible | Sólido |
| Primera etapa | |
| Motores | 1 Aerojet Algol 1-D sustentador [2] |
| Empuje | 105,100 libras-fuerza (468 kN) [2] |
| Quemar tiempo | ~ 40 s |
| Combustible | Sólido |
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Little Joe II fue un cohete estadounidense utilizado desde 1963 hasta 1966 para cinco pruebas sin tripulación del sistema de escape de lanzamiento de la nave espacial Apollo (LES) y para verificar el rendimiento del sistema de recuperación de paracaídas del módulo de comando en modo aborto . Recibió el nombre de un cohete similar diseñado para la misma función en el Proyecto Mercury . Lanzado desde White Sands Missile Range en Nuevo México, fue el más pequeño de los cuatro cohetes de lanzamiento utilizados en el programa Apollo .
Antecedentes [ editar ]
Se planeó que la calificación de personal del sistema de escape de lanzamiento Apollo se lograra a un costo mínimo al principio del programa. Dado que no había vehículos de lanzamiento a un precio razonable con la capacidad de carga útil y la versatilidad de empuje que pudieran cumplir con los requisitos de las pruebas planificadas, se adjudicó un contrato para el desarrollo y la construcción de un vehículo de lanzamiento especializado. El predecesor del cohete, Little Joe , se había utilizado para probar el sistema de escape de lanzamiento de la nave espacial Mercury de 1959 a 1960.
El programa se planeó originalmente para llevarse a cabo en el Campo de Pruebas Este de la Fuerza Aérea de los Estados Unidos en Cabo Kennedy , Florida. Sin embargo, debido a un intenso programa de lanzamientos de alta prioridad en esa instalación, se evaluaron otros posibles sitios de lanzamiento, incluidos Wallops Flight Facility , Wallops Island, Virginia y Eglin Air Force Base , Florida. [3] Complejo de lanzamiento 36 en White Sands Missile Range, anteriormente utilizado para el misil Redstone.pruebas, fue finalmente seleccionada como la más adecuada para cumplir con los requisitos de programación y soporte. White Sands también permitió la recuperación de la tierra, que fue menos costosa y complicada que la recuperación de agua que se habría requerido en el Eastern Test Range o en las instalaciones de la NASA Wallops Island .
El programa se llevó a cabo bajo la dirección del Centro de naves espaciales tripuladas (ahora Centro Espacial Johnson ), Houston, Texas , con la participación conjunta de los principales contratistas del vehículo de lanzamiento ( General Dynamics / Convair ) y la nave espacial ( North American Rockwell ). Las organizaciones administrativas, técnicas y de alcance de White Sands Missile Range proporcionaron las instalaciones, los recursos y los servicios necesarios. Estos incluyeron seguridad de alcance, seguimiento de radar y cámara, transmisión de comandos, visualización de datos en tiempo real, fotografía, adquisición de datos de telemetría, reducción de datos y operaciones de recuperación.
Diseño [ editar ]
Little Joe II era un cohete de propulsor sólido de una sola etapa que utilizaba un motor de refuerzo desarrollado para el cohete Recruit y un motor sustentador desarrollado para la etapa Algol de la familia de cohetes Scout . Podía volar con un número variable de motores propulsores y sustentores, pero todos estaban contenidos dentro de un solo fuselaje.
Desarrollo [ editar ]
La fabricación de las piezas de detalle para el primer vehículo comenzó en agosto de 1962, y la verificación final de los sistemas de fábrica se completó en julio de 1963. Había una configuración original de aletas fijas y una versión posterior con controles de vuelo.
El vehículo fue dimensionado para coincidir con el diámetro del módulo de servicio de la nave espacial Apollo y para adaptarse a la longitud de los motores de cohete Algol. Las aletas aerodinámicas se dimensionaron para asegurar que el vehículo fuera inherentemente estable. El diseño estructural se basó en un peso bruto de 220.000 libras (100.000 kg), de los cuales 80.000 libras (36.000 kg) eran carga útil. [ cita requerida ]La estructura también fue diseñada para encendido secuencial con una posible superposición de 10 segundos de cuatro motores sustentadores de primera etapa y tres de segunda etapa. El empuje sustentador fue proporcionado por motores de propulsión sólida Algol. La versatilidad de rendimiento se logró variando el número y la secuencia de encendido de los motores primarios (capacidad de hasta siete) necesarios para realizar la misión. Los motores de cohete de reclutamiento se utilizaron para los motores de refuerzo según se requería para complementar el empuje de despegue.
Se utilizó un concepto simplificado de diseño, herramientas y fabricación para limitar la cantidad de componentes del vehículo, reducir el tiempo de construcción y mantener el costo del vehículo al mínimo. Debido a que el peso total no fue un factor limitante en el diseño, el diseño excesivo de miembros estructurales primarios redujo en gran medida el número y la complejidad de las pruebas de prueba estructural. Siempre que fue posible, los sistemas de vehículos se diseñaron para utilizar componentes listos para usar que tenían una confiabilidad probada por su uso en otros programas aeroespaciales, y esto redujo aún más los costos generales al minimizar la cantidad de pruebas de calificación requeridas.
El vehículo de lanzamiento Little Joe II demostró ser muy aceptable para su uso en este programa. Se experimentaron dos dificultades. El vehículo de prueba de calificación (QTV) no se destruyó cuando se le ordenó hacerlo porque el primacord instalado incorrectamente no propagó la detonación inicial a las cargas moldeadas en la carcasa del motor Algol. El vehículo de lanzamiento de la cuarta misión (A-003) se descontroló aproximadamente 2,5 segundos después del despegue cuando una aleta aerodinámica se movió a una posición de exceso de fuerza como resultado de una falla electrónica. Estos problemas se corrigieron y se completó el programa de prueba de aborto.
Vuelos [ editar ]
El lanzamiento del vehículo de prueba de calificación, el 28 de agosto de 1963, llevó una carga útil ficticia que consistía en una carcasa de aluminio con la forma básica del módulo de comando Apollo, con un LES inerte adjunto, y demostró que el cohete funcionaría para el lanzamiento del A-001. Esto ocurrió el 13 de mayo de 1964, con un módulo de comando BP-12 estándar, y realizó el primer aborto exitoso usando un LES en vivo. Un tercer lanzamiento el 8 de diciembre de 1964, usando BP-23, probó la efectividad del LES cuando las presiones y tensiones en la nave espacial eran similares a las que serían durante un lanzamiento de Saturn IB o Saturn V. El cuarto vuelo, con BP-22 el 19 de mayo de 1965, fue diseñado para probar el sistema de escape a gran altura (aunque el aborto en realidad ocurrió a baja altitud debido a una falla del propulsor Little Joe II). El lanzamiento final, el 20 de enero de 1966,llevó la primera nave espacial de producción, CSM-002.
Se encontraron y corrigieron deficiencias menores en el diseño de naves espaciales en los cortadores de rizos del paracaídas, los montajes de mortero de despliegue del paracaídas principal y de la lanzadera, y los cortadores umbilicales del módulo de comando y servicio y se corrigieron antes de que comenzaran los vuelos tripulados del Apolo. Sin embargo, todos los módulos de comando volados lograron condiciones de aterrizaje satisfactorias y confirmaron que, si hubieran sido tripuladas, la tripulación habría sobrevivido a las condiciones de aborto.
Además, se realizaron dos pruebas de aborto en plataforma en las que se activó el sistema de escape de lanzamiento a nivel del suelo.
Iniciar resumen de configuración [ editar ]
| Artículo | QTV | A-001 | A-002 | A-003 | A-004 |
|---|---|---|---|---|---|
| Peso de lanzamiento | 57,170 libras (25,930 kg) | 57,940 libras (26,281 kg) | 94,331 libras (42,788 kg) | 177,190 libras (80,372 kg) | 139,731 libras (63,381 kg) |
| Carga útil | 24,224 libras (10,988 kg) | 25,336 libras (11,492 kg) | 27,692 libras (12,561 kg) | 27,836 libras (12,626 kg) | 32,445 libras (14,717 kg) |
| Empuje de despegue | 314,000 libras-fuerza (1,400 kN) | 314,000 libras-fuerza (1,400 kN) | 360.000 libras-fuerza (1.600 kN) | 314,000 libras-fuerza (1,395 kN) | 397,000 libras-fuerza (1,766 kN) |
| Aletas controladas | No | No | sí | sí | sí |
| Reclutar motores de refuerzo | 6 | 6 | 4 | 0 | 5 |
| Motores sustentadores Algol | 1 | 1 | 2 | 6 | 4 |
| Altitud | 27,600 pies (8,400 m) | 15,400 pies (4,700 m) | 15,364 pies (4,683 m) | 19.501 pies (5.944 m) | 74,100 pies (22,600 m) |
| Distancia | 48,300 pies (14,700 m) | 11,580 pies (3,530 m) | 7.598 pies (2.316 m) | 17,999 pies (5,486 m) | 113,620 pies (34,630 m) |
[ cita requerida ]
Ejemplos de supervivencia [ editar ]
- Museo de Historia del Espacio de Nuevo México , Alamogordo, Nuevo México [4]
- Centro Espacial Johnson , Houston, Texas
Especificaciones [ editar ]
- Pequeño Joe II
- Empuje: 49 a 1766 kN
- Longitud: 10,1 m sin - CM / SM / LES
- Longitud: 26,2 m con CM / SM / LES
- Diámetro: cuerpo de 3,9 m
- Luz de la aleta: 8,7 m
- Peso: 25,900 a 80,300 kg
- Propelente: sólido
- Tiempo de combustión: ~ 50 s
- Motor de algol
- Empuje: 465 kN cada uno
- Longitud: 9,1 m
- Diámetro: 1 m
- Peso lleno: 10.180 kg
- Peso vacío: 1.900 kg
- Propelente: sólido
- Tiempo de combustión: 40 s
- Motor de reclutamiento (Thiokol XM19)
- Empuje: 167 kN
- Longitud: 2,7 m
- Diámetro: 0,23 m
- Peso: 159 kilogramos
- Propelente: sólido
- Tiempo de combustión: 1,53 s
Referencias [ editar ]
- ^ a b Variada; los vuelos posteriores tenían 0, 4 o 5 impulsores.
- ^ a b Variada; los vuelos posteriores utilizaron 2, 4 o 6 motores de apoyo.
- ^ https://history.nasa.gov/SP-4205/ch4-2.html
- ↑ Alamogordo's Space Center Archivado el25 de julio de 2008en la Wayback Machine. Consultado el 14 de junio de 2008.
Enlaces externos [ editar ]
- La nave espacial Apollo: una cronología
- Informe resumido del programa Apollo
- Informe de vuelo de prueba de calificación de Little Joe II - Septiembre de 1963 (PDF)
- Informe de progreso de Little Joe II - Diciembre de 1964 (PDF)
- Little Joe II Mission A-003 - Abril de 1965 (PDF)
- Vehículo de lanzamiento de prueba Little Joe II Proyecto Apolo de la NASA. Gestión del volumen 1 - Mayo de 1966 (PDF)
- Vehículo de lanzamiento de prueba Little Joe II Proyecto Apolo de la NASA. Volumen 2 - Resumen técnico - Mayo de 1966 (PDF)
- NASA TN D-7083: Subsistema de propulsión de escape de lanzamiento
- Little Joe II en el Centro Espacial Johnson, Houston, TX
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