리틀 조 2세

Little Joe II
Mercury 프로그램 비행에 대해서는 Little Joe(로켓)를 참조하십시오.
리틀 조 2세
Apollo- Little Joe II Liftoff (December 8, 1964) - cropped.jpg
아폴로 A-002 탈옥 시스템 시험 3번째 리틀 조 II 발사
기능.아폴로 발사 탈출 시스템 테스트
제조원제너럴 다이내믹스 컨베어과
원산지미국
크기
높이1,032인치(26.2m) (페이로드 포함)
직경154 인치 (3.9 m)
폭341인치(8.7m) 핀
스테이지1
기동 이력
상황은퇴한
사이트 시작뉴멕시코 화이트 샌즈 미사일 발사장 36번지 미사일 발사장
기동 총수5
성공4
부분 장애1
첫 비행1963년 8월 28일
마지막 비행1966년 1월 20일
부스터
부스터6개[1]
전원 공급자티오콜 1.5 x 1KS35000 리크루트
최대 추력38,000파운드 (170kN) (포스)
총 추력228,000파운드 (1,010kN)[1]의 힘
굽는 시간최대 1.53초
추진제단단한
제1단계
전원 공급자Aerojet Algol 1-D 서스테너[2] 1개
최대 추력105,100파운드 (468kN)[2]의 힘
굽는 시간최대 40대
추진제단단한
[Wikidata에서 편집]

리틀 조 2호는 1963년부터 1966년까지 아폴로 우주선 발사 탈출 시스템(LES)의 5회 미가공 시험과 명령 모듈 낙하산 회수 시스템의 중단 모드 성능 검증에 사용된 미국의 로켓이다.그것은 수성 프로젝트에서 같은 기능을 위해 고안된 유사한 로켓의 이름을 따왔다.뉴멕시코의 화이트 샌즈 미사일 사거리에서 발사된 이 로켓은 아폴로 계획에 사용된 4개의 발사 로켓 중 가장 작은 것이었다.

배경

아폴로 발사 탈출 시스템의 등급은 프로그램 초기에 최소 비용으로 달성될 계획이었다.계획된 테스트 요건을 충족할 수 있는 페이로드 기능과 스러스트 다기능을 갖춘 합리적인 가격의 발사체가 없었기 때문에, 전문 발사체의 개발과 제작을 위한 계약이 체결되었다.로켓의 전신인 리틀 조는 1959년부터 1960년까지 수성 우주선의 발사 탈출 시스템을 테스트하는데 사용되었다.

이 프로그램은 원래 플로리다 케이프 케네디의 미 공군 동부 시험장에서 실시될 예정이었다.하지만, 그 시설에서는 우선순위가 높은 발사 일정이 너무 많아서, 월롭스 비행 시설, 버지니아 월롭스 섬, [3]플로리다의 에글린 공군 기지 등 다른 발사 가능한 장소들이 평가되었다.이전에 레드스톤 미사일 시험에 사용되었던 화이트 샌즈 미사일 발사장 36이 궁극적으로 일정과 지원 요건을 충족하는 데 가장 적합한 것으로 선택되었습니다.White Sands는 또한 동부 시험장이나 NASA 월롭스 아일랜드 시설에서 요구되는 물 회수보다 비용이 적게 들고 복잡하지 않은 토지 회수도 가능하게 했다.

이 프로그램은 발사체(제너럴 다이내믹스/컨베어)와 우주선(북미 록웰)의 주요 계약자들이 공동 참여한 가운데 텍사스 휴스턴 유인우주선센터(현 존슨우주센터)의 지시에 따라 진행됐다.White Sands Missile Range의 행정, 사거리 및 기술 조직은 필요한 시설, 자원 및 서비스를 제공했습니다.여기에는 범위 안전, 레이더 및 카메라 추적, 명령 전송, 실시간 데이터 표시, 사진 촬영, 원격 측정 데이터 수집, 데이터 감소 및 복구 작업이 포함됩니다.

설계.

리틀 조 II는 리크루트 로켓을 위해 개발된 부스터 모터와 스카우트 로켓 패밀리의 알골 단계를 위해 개발된 서스테인 모터를 사용한 1단 고체 추진제 로켓이었다.그것은 다양한 수의 부스터와 서스테너 모터로 날 수 있지만, 모든 것이 하나의 기체 안에 포함되어 있었다.

발전

첫 번째 차량의 세부 부품 제작은 1962년 8월에 시작되었고, 1963년 7월에 최종 공장 시스템 점검이 완료되었습니다.원래의 고정핀 구성과 비행 제어 장치를 사용한 최신 버전이 있었다.

4개의 아폴로 로켓 조립체로, 축척에 맞게 그려졌습니다: 리틀 조 II, 새턴 IB, 새턴 V.

이 우주선은 아폴로 우주선 서비스 모듈의 직경과 알골 로켓 모터의 길이에 맞게 크기가 조정되었다.공기역학적 핀은 차량이 본질적으로 안정적인지 확인하기 위해 크기를 조정했습니다.구조 설계는 220,000파운드(100,000kg)의 총 중량을 기반으로 했으며, 이 중 80,000파운드(36,000kg)는 [citation needed]페이로드였다.이 구조물은 또한 4개의 1단 서스테인 모터와 3개의 2단 서스테인 모터로 10초 동안 겹칠 수 있는 연속 발화를 위해 설계되었습니다.서스테너 추력은 알골 고체 추진제 모터에 의해 제공되었습니다.성능의 다양성은 임무를 수행하는 데 필요한 기본 모터의 수와 점화 순서(최대 7개의 기능)를 변경하여 달성되었습니다.리프트오프 추력을 보완하기 위해 필요한 부스터 모터에 리크루트 로켓 모터가 사용되었습니다.

단순화된 설계, 공구 및 제조 개념을 사용하여 차량 구성 요소의 수를 제한하고, 제작 시간을 단축하며, 차량 비용을 최소화했습니다.전체 중량은 설계에서 제한 요소가 아니었기 때문에 1차 구조 부재를 과도하게 설계하면 구조 증명 시험의 수와 복잡성을 크게 줄일 수 있었다.가능한 한, 차량 시스템은 다른 항공 우주 프로그램에서의 사용으로 신뢰성이 입증된 즉시 사용할 수 있는 기성 부품을 사용하도록 설계되었으며, 이는 필요한 자격 테스트의 양을 최소화함으로써 전반적인 비용을 더욱 절감했습니다.

Little Joe II 발사체는 이 프로그램에서 사용하기에 매우 적합하다는 것이 입증되었습니다.두 가지 어려움이 있었다.부적절하게 설치된 프라이머코드가 알골 모터 케이스의 성형된 전하로 초기 폭발을 전파하지 않았기 때문에 QTV(자격시험 차량)는 명령을 받았을 때 파괴되지 않았다.네 번째 미션 (A-003) 발사체는 이륙 후 약 2.5초 후에 전자 고장의 결과로 공기역학적 핀이 하드 오버 위치로 이동하면서 제어되지 않게 되었다.이러한 문제가 수정되어 중단 테스트 프로그램이 완료되었습니다.

비행편

1963년 8월 28일, 자격 시험 차량 발사는 비활성 LES가 부착된 아폴로 명령 모듈의 기본 형상의 알루미늄 쉘로 구성된 더미 페이로드로 이루어졌으며, 로켓이 A-001 발사에 효과가 있음을 보여주었다.이는 1964년 5월 13일 보일러 플레이트 BP-12 명령어모듈에서 발생했으며 라이브 LES를 사용하여 첫 번째 정상 중단이 실행되었습니다.1964년 12월 8일 BP-23을 사용한 세 번째 발사는 우주선에 가해지는 압력과 스트레스가 새턴 IB 또는 새턴 V 발사 때와 비슷할 때 LES의 효과를 테스트했다.1965년 5월 19일 BP-22를 탑재한 네 번째 비행은 높은 고도에서 탈출 시스템을 테스트하기 위해 설계되었다(리틀 조 II 부스터의 고장으로 인해 실제로 중단이 발생했지만).1966년 1월 20일 최종 발사에는 최초의 생산 우주선 CSM-002가 실려 있었다.

낙하산 리프팅 커터, 드로그 및 주 낙하산 배치 박격포 설치, 지휘 및 서비스 모듈 탯줄 커터 등에서 작은 우주선 설계 결함이 발견되어 승무원이 탑승한 아폴로 비행이 시작되기 전에 수정되었다.하지만, 비행한 모든 지휘 모듈은 만족스러운 착륙 조건을 달성했고, 만약 승무원이 우주선을 탔다면, 승무원들은 중단 조건에서 살아남았을 것이라는 것을 확인했습니다.

또한 지상 레벨에서 발사 탈출 시스템을 활성화하는 패드 중단 테스트를 2회 실시하였다.

설정 요약 실행

아이템 QTV A-001 A-002 A-003 A-004
출시 중량 57,170파운드(25,930kg) 57,940파운드(26,281kg) 94,331파운드(42,788kg) 177,172파운드 (80,372kg) 139,731파운드(63,381kg)
페이로드 24,224파운드 (10,988kg) 25,336파운드 (11,492kg) 27,692파운드(12,561kg) 27,836파운드(12,626kg) 32,445파운드(14,717kg)
발사 추력 314,000파운드 (1,400kN) (포스) 314,000파운드 (1,400kN) (포스) 360,000파운드(1,600kN)의 힘 314,000파운드 (1,395kN)의 힘 397,000파운드 (1,766kN) (강력)
핀 제어 아니요. 아니요. 네. 네. 네.
부스터 모터 모집 6 6 4 0 5
알골 서스테너 모터 1 1 2 6 4
고도 27,600피트(8,400m) 15,400피트(4,700m) 15,364피트(4,683m) 19,501피트(5,944m) 74,100 피트 (22,600 m)
범위 48,300피트(14,700m) 11,580피트(3,530m) 7,598 피트 (2,316 m) 17,999 피트 (5,486 m) 113,620피트(34,630m)

[필요한 건]

남아 있는 예

사양

  • 리틀 조 2세
    • 추력: 49 ~1,766 kN
    • 길이: 10.1 m (CM/SM/LES 제외)
    • 길이: 26.2 m (CM/SM/LES 포함)
    • 직경: 본체 3.9m
    • 핀 스판: 8.7 m
    • 중량: 25,900 ~80,300 kg
    • 추진제: 솔리드
    • 굽는 시간: 최대 50초
  • 알골 모터
    • 추력: 각 465kN
    • 길이: 9.1 m
    • 직경: 1 m
    • 최대중량: 10,180kg
    • 비어있는 중량: 1,900 kg
    • 추진제: 솔리드
    • 굽는 시간: 40초
  • 리크루트 모터(티오콜 XM19)
    • 추력: 167kN
    • 길이: 2.7 m
    • 직경: 0.23 m
    • 중량: 159 kg
    • 추진제: 솔리드
    • 굽는 시간: 1.53초

레퍼런스

  1. ^ a b 다양합니다. 이후 비행에는 0, 4 또는 5개의 부스터가 있습니다.
  2. ^ a b 다양합니다. 이후 비행에서는 2, 4, 또는 6개의 서스테인 엔진을 사용했습니다.
  3. ^ "Chariots for Apollo, ch4-2".
  4. ^ Alamogordo 우주센터 2008-07-25 Wayback Machine Retrived: 2008년6월 14일

외부 링크