Little Joe II
Little Joe II | |
![]() | |
A Little Joe működés közben egy Apollo parancsnoki és műszaki egység makettel | |
Egyéb elnevezés | tesztrakéta |
Funkció | űrhajózási tesztrakéta |
Gyártó | General Dynamics Convair divízió |
Fő üzemeltetők | NASA![]() |
Szolgálatba állítás | 1963 |
Szolgálatból kivonva | 1966 |
Méret- és tömegadatok | |
Hossz | 26,2 m (űrhajóval együtt) m |
Szárnyfesztáv | 8,7 m m |
Törzsátmérő | 3,9 m m |
Szerkezeti tömeg | 25 900 kg |
Indulótömeg | 63 381 kg |
Hasznos teher tömege | 14 717 22 600 m, kg |
Fokozatok | |
Fokozatok száma | 1 |
Little Joe II | |
Tüzelőanyaga | szilárd hajtóanyag |
Tolóereje | 1766 kN |
Égésideje | 50 másodperc |
![]() A Wikimédia Commons tartalmaz Little Joe II témájú médiaállományokat. |
A Little Joe II egy, az Apollo-program során, a NASA által 1963-1966 között használt rakéta volt, amelyet a Saturn V holdrakéta mentőtornyának tesztjeinél alkalmaztak. A holdrakéta komponenseinek kipróbálása során a mentőrakéta volt az egyetlen eszköz, amelyet önmagában, külön teszteltek - és a parancsnoki és műszaki egységnek a vészhelyzeti repülésmegszakítás üzemmódjában a rakéta hatékonyságát, valamint az űrhajó ejtőernyőrendszerének működését tesztelték általa. Az eszköz a nevét a Mercury-program során használt hasonló tesztrakéta – a Little Joe – után kapta. Indításait az új-mexikói White Sands Lőtérről végezték. Ez a rakéta volt az Apollo-program során használt négy rakéta közül a legkisebb méretű és teljesítményű.
Története
[szerkesztés]Helye az Apollo-programban
[szerkesztés]Az Egyesült Államok kormányzata - élén John F. Kennedy elnökkel - úgy határozott, hogy az űrversenybeli lemaradásukat a Hold meghódításával ellensúlyozzák.Kennedy 1961 májusi kongresszusbeli felhívásával beindult az Apollo-program, amelynek fő jellemzője a beindításának pillanatában az volt, hogy a NASA, akire a feladatot kiosztották, alig-alig rendelkezett tapasztalattal és eszközrendszerrel azon a területen, ahol az elnök a vállalást tette. Ez azzal járt, hogy a hiányzó technikát még ki kellett fejleszteni. Ezen hiányzó műszaki kapacitás egyike volt a Saturn V holdrakéta megvalósítása, amely önmagában is önálló fejezet volt az Apollo-programon belül. A rakéta felbocsátásának egyik problematikája volt, hogy mi történik, ha startbaleset éri az emelkedő szerkezetet és a legénységet menteni kell. Erre a Mercury-programban választották azt a megoldást, hogy az űrkabin tetejére egy rakéta hajtotta rácsszerkezetet - mentőrakétát - illesztettek, amely baj esetén – robbanó patronok segítségével - letépte volna a rakétáról az űrhajót és biztonságos távolságba vitte volna azt a legénységgel együtt. A Gemini-programban katapultülések váltották fel a mentőrakétát. A Saturn V-nél visszatértek a mentőrakétás kialakításhoz.[1]
A mentőrakétát azonban csak azután illeszthették a rakéta és űrhajó(k) alkotta rendszerbe, ha letesztelték és validálták annak valós mentési képességeit. A tesztek iránti igény azonban akadályokba ütközött: a NASA házatáján nem létezett olyan tolóerejű és megbízhatóságú rakéta, amely alkalmas lett volna a mentőrendszer (és az űrhajó) olyan magasságba juttatására, ahol a tesztet el lehetett végezni. Ekkor döntöttek úgy, hogy kiírnak egy pályázatot a Mercury-programnál 1959-1960 során használt Little Joe rakétához hasonló eszköz fejlesztésére. A kiírást a General Dynamics Convair Divíziója nyerte, aki megépíthette a csak szuborbitális repülésre alkalmas egyfokozatú, szilárd hajtóanyagú rakétát a NASA tesztjeihez.[1]
Fejlesztése
[szerkesztés]A program a NASA houstoni Manned Spacecraft Centerének (ma: Lyndon B. Johnson Űrközpont irányítása alatt zajlott két érintett beszállító, a General Dynamics/Convair és az űrhajó elkészítője, a North American szoros bevonásával. A NASA irányítás alatt a White Sands Rakétalőtér adta az adminisztratív, technikai, lőtér és egyéb infrasturktúrát, erőforrásokat és szolgáltatásokat (amelyek a lőtérbiztonságot, radar és kamera nyomonkövetést, parancstovábbítást, valós idejű adat kijelzést, fényképezést, telemetriai adat fogadást és a kutatás-mentési műveleteket foglalta magában). A programot eredetileg Cape Kennedy-re tervezték, az ottani U.S. Air Force Keleti lőtérre, de a sok nagy prioritású rakétastart miatt később inkább a Wallops-sziget, vagy a floridai Eglin Légierő Bázis jött szóba lehetséges alternatívaként. Végül került képbe a White Sands, mivel annak 36-os indítóállásáról startoltak korábban a hasonló karakterisztikájú Redstone rakéták, ráadásul ezen a területen szárazföldi leszállás utáni mentésre volt lehetőség, szemben a többi hely sokkal komplikáltabb vizi mentési lehetőségeivel.[1]
A rakéta fejlesztésének jogát és feladatát a General Dynamics Convair divíziója nyerte le és a munka 1962 augusztusában kezdődött el. A viharos gyorsaságú projekt 1963 júliusában véget is ért, amikor lezajlott a végső gyártási ellenőrzés az első elkészült példányon a gyárban.[2]
A rakéta méreteit úgy határozták meg, hogy átmérője illeszkedjen az Apollo űrhajó méreteihez, míg hosszát az alkalmazott Algol rakétahajtóművek dimenziói határozták meg. A törzsre négy, aerodinamikai szárnyat helyeztek el, amelyeknek azt kellett biztosítani, hogy a repülés során a szerkezet eredendően stabilan repüljön. Az eredeti tervek fix szárnyakkal számoltak, amelyet később felváltották a repülés közben irányított, kormányfelületként funkcionáló részegységek. A tervek 100 000 kg-os starttömeggel kalkuláltak, amelyből 36 000 kg-ot tett ki a hasznos tömeg. A hajtóművek működését úgy állították be, hogy sorozatban induljanak be a főhajtóművek (szám szerint négy) és a második fokozatként értelmezett gyorsító hajtóművek (három darab) és a két hajtómű variáns működése között 10 másodperc átfedés is legyen. Főhajtóműként Recruit hajtóműveket alkalmaztak a kívánt tolőórő elérésére, míg a gyorsító hajtóművek az Algol szilárd hajtóanyagú hajtómű sorozatból kerültek ki. A tolóerő változtathatóságát (és az alkalmazási célhoz igazítását) a hajtóművek számának és gyújtási sorrendjének változtatásával érték el.[2]
A dizájn koncepció arra alapozott, hogy minél egyszerűbb kialakítást, szerszámozottságot, gyártási folyamatokat alkalmazzon, limitálta a felhasznált rakéta komponenseket, korlátozza a gyártásra fordítható időt és tartsa a költségeket a lehetséges minimumon. Az össztömeg nem volt a korlátozó tényezők között, de a fő strukturális elemek számának és komplexitásának korlátozása meghozta az eredményét és még a strukturális teszteket is egyszerűsítette. Ahol lehetett, a rakéta rendszereihez már meglévő, a polcról leemelhető elemeket használtak, amelyek korábban már bizonyították a megbízhatóságukat más űrprogramok során, ezzel tovább csökkentve mind a költségeket, mind a szükséges teszteket.[2]
A tervezési filozófia sikerét jelzi, hogy az Apollo-programban egy igen használható eszköznek értékelték a rakétát. Összesen két nagyobb nehézséget találtak rajta. Az első, éles rendszertesztekre használt példánynál az önmegsemmisítő nem lépett működésbe, mivel a gyújtóvezetéket nem megfelelően szerelték be és az nem váltotta ki az Algol hajtómávekre szerelt tölteteknél a robbanást. Ezen kívül a negyedik repülésen (A-0003 a rakéta irányíthatatlanná vált a start utáni 2,5 másodperc múlva, amikor az egyik aerodinamikai szárny kifordult egy elektromos hiba miatt. A hibákat kijavítva az elsődleges tesztprogramot sikerrel hajtották végre.[2]
Kialakítása
[szerkesztés]A Little Joe II egy egyfokozatú, szilárd hajtóanyagú rakéta volt, amely a Recruit rakétához kifejlesztett főhajtómávet és a Scout rakéták Algol rakétafokozatában alkalmazott használt. A rakétát úgy tervezték, hogy változó számú fú ás gyorsító hajtóművekkel üzeneljen (függően a hasznos teher tömegétől és az elérendő magasságtól), de a közös minden változatban az volt, hogy a hajtóműveket egyetlen teherviselő keretbe szerelték.
- Little Joe II
- Tolóerőt: 49 és 1,766 kN között
- Saját hossz: 10.1 m Az Apollo űrhajó és a mantőrakéta nélkül
- Teljes hossz: 26.2 m űrhajóval és mentőrendszerrel együtt
- Átmérő: 3.9 m a rakétatestnél
- Szárny fesztáv: 8,7 m
- Tömeg: 25 900 és 80 300 kg
- Hajtóanyag: szilárd
- Égésidő: ~50 s
- Algol hajtómű
- Tolóerő: 465 kN egy egységre számítva
- Hossz: 9,1 m
- Átmérő: 1 m
- Össztömeg: 10 180 kg
- Üres tömeg: 1900 kg
- Hajtóanyag: szilárd
- Égésidő: 40 s
- Recruit hajtómű (Thiokol XM19)
- Tolóerő: 167 kN
- Hossz: 2,7 m
- Átmérőr: 0,23 m
- Tömeg: 159 kg
- Hajtóanyag: szilárd
- Égésidő: 1,53 s
Repülések
[szerkesztés]A repülések sorában az első az ún. Minősítő Próbajármű (Qualigfication Test Vehicle) felbocsátása volt 1963. augusztus 28-án, amely teljes egészében magának a rakétának a tesztelését szolgálta és csak egy mérethű "próbababát", azaz egy űrhajó formájú üres alumínium héjat, illetve egy működésre alkalmatlan mentőrakétát vitt magával. Ezzel a felbocsátással azt demonstrálták, hogy a Little Joe II készen áll az első hivatalos teszt felbocsátásra, az A–001 repülésre. Erre az első éles tesztre 1964. május 13-án került sor, amelynek során a BP–12 jelű, műszerekkel megrakott, ám önálló repülésre alkalmatlan űrhajót és egy éles mentőrakétát vitt fel a rakéta tesztelésre. A harmadik (A–002 jelű) start során az előzőével megegyező konfigurációban a BP–23 űrhajó és egy szintén működőképes LES indult a magasba, hogy ezúttal a mentőrakéta hatékonyságát mérjék, miközben az űrhajóra ugyanolyan nyomás és feszültségi körülmények hatottak, mint azt egy Saturn IB, vagy Satrun V indítás közben vártak el. Az A–003 1965. május 19-én startolt aBP–22 jelű űrhajóval és teljes értékű mentőrakétával és a mentőrendszer nagy magasságban történő kipróbálását állították célkeresztbe, ám a repülésmegszakítás végül alacsony magasságban ment végbe a Little Joe hibája miatt. Az utolsó, A–004 jelű start 1966. január 20-án ment végbe, amikor a rakéta az első sorozatgyártott űrhajót, a CSM–002-t vitte a magasba.[3]
A tesztelés során apróbb hibák kerültek napvilágra az ejtőernyő zsinórzat leválasztóval, a kihúzó és a főernyők nyitó piropatronjaival és a parancsnoki és műszaki egység köldökzsinór leválasztójával, amely problémákat mind azonosították és kijavították a legénységgel történő Apollo repüléseket megelőzően. Mindezzel együtt végül az összes emberrel a fedélzetén repülő űrhajó megfelelő leszállást mutatott be és igazolta, hogy ha a tesztűrhajókon is ember ült volna, azon is túlélták volna az utasai egy leszállás megszakítás körülményeit.[3]
Ráadásképpen a repülés közbeni megszakításokal párhuzamosan két indítóállásbeli megszakítást is szimuláltak, amelyben a földön állva indították be a mentőrendszert, sikerrel.
Az egyes repülések adatai
[szerkesztés]Megnevezés[2] | QTV | A-001 | A-002 | A-003 | A-004 |
---|---|---|---|---|---|
Starttömeg | 25930 kg | 26281 kg | 42788 kg | 80372 kg | 63381 kg |
Hasznos teher | 10988 kg | 11492 kg | 12561 kg | 12626 kg | 14717 kg |
Tolóerő startkor | 1400 kN | 1400 kN | 1600 kN | 1395 kN | 1766 kN |
Szárnyak kitéríthetőek | Nem | Nem | Igen | Igen | Igen |
Recruit főhajtóművek száma | 6 | 6 | 4 | 0 | 5 |
Algol gyorsítóhajtóművek száma | 1 | 1 | 2 | 6 | 4 |
Magasság | 8400 m | 4700 m | 4683 m | 5944 m | 22600 m |
Megtett távolság | 14700 m | 3530 m | 2316 m | 5486 m | 34630 m |
Jegyzetek
[szerkesztés]- ↑ a b c Courtney G Brooks, James M. Grimwood és Loyd S. Swenson: Chariots for Apollo: A History of Manned Lunar Spacecraft - The Team and the Tools (angol nyelven). NASA. (Hozzáférés: 2022. november 28.)
- ↑ a b c d e Bob Andrepont: Little Joe II Test Launch Vehicle NASA Project Apollo. Volume 1 Management (angol nyelven). SCRIBD. (Hozzáférés: 2022. november 28.)
- ↑ a b Little Joe II Test Launch Vehicle NASA Project Apollo. Volume 2 Technical Summary (angol nyelven). SCRIBD. (Hozzáférés: 2022. november 30.)
Fordítás
[szerkesztés]- Ez a szócikk részben vagy egészben a Little Joe II című angol Wikipédia-szócikk ezen változatának fordításán alapul. Az eredeti cikk szerkesztőit annak laptörténete sorolja fel. Ez a jelzés csupán a megfogalmazás eredetét és a szerzői jogokat jelzi, nem szolgál a cikkben szereplő információk forrásmegjelöléseként.