Little Joe II fue un cohete estadounidense utilizado entre 1963 y 1966 para cinco pruebas no tripuladas del sistema de escape de lanzamiento (LES) de la nave espacial Apolo , y para verificar el rendimiento del sistema de recuperación del paracaídas del módulo de mando en modo de aborto . Recibió su nombre de un cohete similar diseñado para la misma función en el Proyecto Mercury . Lanzado desde el Campo de Misiles White Sands en Nuevo México, fue el más pequeño de los cuatro cohetes de lanzamiento utilizados en el programa Apolo .
Al principio del programa se planeó que el sistema de escape del lanzamiento del Apolo pudiera ser utilizado por un hombre con un costo mínimo. Como no había vehículos de lanzamiento a un precio razonable con la capacidad de carga útil y la versatilidad de empuje que pudieran satisfacer 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 del lanzamiento de la nave espacial Mercury entre 1959 y 1960.
El programa se planeó originalmente para llevarse a cabo en el Campo de Pruebas del Este de la Fuerza Aérea de los EE. UU. en Cabo Kennedy , Florida. Sin embargo, debido a un apretado 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. [1] El Complejo de Lanzamiento 36 en el Campo de Misiles White Sands, anteriormente utilizado para pruebas de misiles Redstone , fue seleccionado como el más adecuado para cumplir con los requisitos de cronograma y soporte. White Sands también permitió la recuperación de tierra, que fue menos costosa y complicada que la recuperación de agua que se habría requerido en el Campo de Pruebas del Este o en la instalación de la NASA en Wallops Island .
El programa se llevó a cabo bajo la dirección del Centro de Naves Espaciales Tripuladas (actualmente Centro Espacial Johnson ), Houston, Texas , con la participación conjunta de los contratistas principales del vehículo de lanzamiento ( General Dynamics / Convair ) y la nave espacial ( North American Rockwell ). Las organizaciones administrativas, técnicas y de alcance del Campo de Misiles White Sands proporcionaron las instalaciones, los recursos y los servicios necesarios. Estos incluyeron seguridad en el campo de tiro, seguimiento por 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.
Little Joe II era un cohete monoetapa de combustible sólido 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 de refuerzo y sustentadores, pero todos estaban contenidos dentro de una única estructura.
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 que utilizaba controles de vuelo.
El vehículo fue dimensionado para coincidir con el diámetro del módulo de servicio de la nave espacial Apolo y para adaptarse a la longitud de los motores del cohete Algol. Las aletas aerodinámicas fueron dimensionadas 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 el 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 combustible sólido Algol. La versatilidad del 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 cohetes de reclutamiento se utilizaron como motores de refuerzo según fuera necesario para complementar el empuje de despegue.
Se utilizó un concepto de diseño, herramientas y fabricación simplificados 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 sobrediseño de los miembros estructurales primarios redujo en gran medida la cantidad y la complejidad de las pruebas de prueba estructurales. Siempre que fue posible, los sistemas del vehículo se diseñaron para utilizar componentes listos para usar que habían demostrado su confiabilidad al usarse 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 que lo hiciera porque el Primacord instalado incorrectamente no propagó la detonación inicial a las cargas huecas en la carcasa del motor Algol. El vehículo de lanzamiento de la cuarta misión (A-003) perdió el control unos 2,5 segundos después del despegue cuando una aleta aerodinámica se movió a una posición de sobrevuelo total como resultado de una falla electrónica. Estos problemas se corrigieron y se completó el programa de prueba de aborto.
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 mando Apollo, con un LES inerte unido, y demostró que el cohete funcionaría para el lanzamiento del A-001. Esto ocurrió el 13 de mayo de 1964, con un módulo de mando BP-12 estándar , y realizó el primer aborto exitoso utilizando un LES activo. Un tercer lanzamiento el 8 de diciembre de 1964, utilizando BP-23, probó la efectividad del LES cuando las presiones y tensiones en la nave espacial fueron similares a las que serían durante un lanzamiento de Saturno IB o Saturno V. El cuarto vuelo, con BP-22 el 19 de mayo de 1965, fue diseñado para probar el sistema de escape a gran altitud (aunque el aborto en realidad ocurrió a baja altitud debido a un fallo del acelerador Little Joe II). El lanzamiento final, el 20 de enero de 1966, llevó la primera nave espacial de producción, CSM-002.
Antes de que comenzaran los vuelos tripulados del programa Apolo, se detectaron y corrigieron pequeñas deficiencias en el diseño de la nave espacial en los cortadores de rizos del paracaídas, en los montajes de mortero para el despliegue del paracaídas principal y del drogue, y en los cortadores umbilicales del módulo de mando y servicio. Sin embargo, todos los módulos de mando que volaron lograron condiciones satisfactorias de aterrizaje y confirmaron que, si hubieran sido naves espaciales tripuladas, la tripulación habría sobrevivido a las condiciones del 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.
[ cita requerida ]