La segunda prueba de aborto con plataforma fue la segunda prueba de aborto con plataforma después de la primera prueba de aborto con plataforma de la nave espacial Apolo .
La segunda prueba de aborto en plataforma del Apolo fue la quinta de seis misiones Apolo sin tripulación en las que se probó en vuelo la capacidad del sistema de escape de lanzamiento (LES) para permitir la recuperación segura de las tripulaciones del Apolo en condiciones de aborto críticas. Este vuelo fue la segunda prueba del sistema de escape de lanzamiento con el aborto iniciado desde la plataforma de lanzamiento.
El sistema de escape de lanzamiento incluía motores de escape de lanzamiento y de cabeceo calificados y estaba equipado con canards para orientar el escudo térmico de popa del vehículo hacia adelante antes de la expulsión de la torre y el despliegue del paracaídas. También se proporcionó una cubierta protectora de impulso. La nave espacial era BP-23A, un módulo de comando Apollo estándar que se había utilizado en la misión A-002 y renovado para simular más fielmente un módulo de comando de tipo Block-I en masa y otras características. El sistema de aterrizaje en la Tierra era similar al utilizado en la misión A-003 .
El vuelo de prueba se llevó a cabo el 29 de junio de 1965. El vehículo fue despegado del complejo de lanzamiento 36 por el motor de escape de lanzamiento a las 13:00:01 UTC (06:00:01 MST). Los motores de escape de lanzamiento y de control de cabeceo se encendieron simultáneamente, colocando al vehículo de prueba en la trayectoria inicial planificada. Se desarrolló una velocidad de alabeo moderada en el despegue, que se debió a la asimetría aerodinámica de la configuración del vehículo; sin embargo, la velocidad de alabeo no afectó el éxito de la prueba.
Las superficies de canard se desplegaron y giraron el vehículo a la orientación deseada para el despliegue del paracaídas de frenado. Durante la maniobra de giro, la torre de escape de lanzamiento y el escudo térmico delantero se desprendieron como estaba previsto. La cubierta protectora del impulsor, que estaba unida al sistema de escape de lanzamiento, protegió la superficie cónica del módulo de mando y permaneció intacta durante una maniobra de cabeceo inducida por canard. En el desprendimiento de la torre, la cubierta protectora blanda del impulsor, como se esperaba, colapsó debido a la presión diferencial durante la extracción del módulo de mando. No se observó ningún recontacto ni interferencia entre los componentes principales durante el desprendimiento de la torre y el despliegue del paracaídas.
Aunque uno de los elevadores del cable de acero del paracaídas del piloto estaba torcido, el sistema de aterrizaje en tierra funcionó correctamente. Los paracaídas de frenado se inflaron y estabilizaron el módulo de mando para el despliegue del paracaídas del piloto y principal, y la velocidad de descenso mientras se utilizaban los paracaídas principales fue satisfactoria. La altitud máxima alcanzada fue de 2.822 m sobre el nivel medio del mar, aproximadamente 200 m más alta de lo previsto. El módulo de mando aterrizó a unos 2.300 m del lugar de lanzamiento, unos 610 m más lejos de lo previsto.
Se habían montado cuatro muestras de vidrio en el módulo de mando en el área general prevista para las ventanas de encuentro y de la tripulación. No apareció hollín en las muestras, pero se encontró una película aceitosa en las superficies expuestas de tres de las cuatro muestras. Sin embargo, no se esperaba que esta película causara una degradación excesiva de la capacidad de exploración del horizonte o de orientación terrestre durante un aborto. La prueba fue un gran éxito y se cumplieron todos los objetivos planificados.
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