Ugrás a tartalomhoz

Little Joe II

Ellenőrzött
A Wikipédiából, a szabad enciklopédiából
Little Joe II
A Little Joe működés közben egy Apollo parancsnoki és műszaki egység makettel
A Little Joe működés közben egy Apollo parancsnoki és műszaki egység makettel
Egyéb elnevezéstesztrakéta
Funkcióűrhajózási tesztrakéta
GyártóGeneral Dynamics Convair divízió
Fő üzemeltetőkNASA
Szolgálatba állítás1963
Szolgálatból kivonva1966
Méret- és tömegadatok
Hossz26,2 m (űrhajóval együtt) m
Szárnyfesztáv8,7 m m
Törzsátmérő3,9 m m
Szerkezeti tömeg25 900 kg
Indulótömeg63 381 kg
Hasznos teher tömege14 717 22 600 m, kg
Fokozatok
Fokozatok száma1
Little Joe II
Tüzelőanyagaszilárd hajtóanyag
Tolóereje1766 kN
Égésideje50 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]
Bővebben: Saturn V

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]
  1. ↑ 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.)
  2. ↑ 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.)
  3. ↑ 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.
A lap eredeti címe: „https://hu.wikipedia.org/w/index.php?title=Little_Joe_II&oldid=26639277”