Pequeño Joe II

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 Pruebas de Misiles de White Sands en Nuevo México, fue el más pequeño de los cuatro cohetes de lanzamiento utilizados en el programa Apolo .

La homologación del sistema de escape de lanzamiento del Apolo para vuelos tripulados se planeó realizar al mínimo coste posible en las primeras etapas del programa. Dado que no existían vehículos de lanzamiento a un precio razonable con la capacidad de carga útil y la versatilidad de empuje necesarias para cumplir con los requisitos de las pruebas previstas, 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 de lanzamiento de la nave espacial Mercury entre 1959 y 1960.

El programa se planeó originalmente para realizarse en el Campo de Pruebas Oriental de la Fuerza Aérea de los EE. UU. en Cabo Kennedy , Florida. Debido a la intensa agenda de lanzamientos de alta prioridad en esas instalaciones, se evaluaron otros posibles sitios de lanzamiento, incluyendo el Centro de Vuelo de Wallops , Isla Wallops, Virginia, y la Base de la Fuerza Aérea Eglin , Florida. ^{[ 1 ]} El Complejo de Lanzamiento 36 en el Campo de Pruebas de Misiles de White Sands, utilizado previamente para pruebas de misiles Redstone , fue seleccionado como el más adecuado para cumplir con los requisitos de cronograma y apoyo. White Sands también permitió la recuperación en tierra, que fue menos costosa y complicada que la recuperación en agua que habría sido necesaria en el Campo de Pruebas Oriental o en las instalaciones de la NASA en la Isla Wallops .

El programa se llevó a cabo bajo la dirección del Centro de Naves Espaciales Tripuladas (actualmente Centro Espacial Johnson ), en 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 operaciones del Campo de Misiles de White Sands proporcionaron las instalaciones, los recursos y los servicios necesarios. Estos incluyeron seguridad del campo de pruebas, seguimiento por radar y cámara, transmisión de comandos, visualización de datos en tiempo real, fotografía, adquisición de datos de telemetría, procesamiento de datos y operaciones de recuperación.

Little Joe II era un cohete monoetapa de propulsión sólida que utilizaba un motor propulsor desarrollado para el cohete Recruit y un motor de sustentación desarrollado para la etapa Algol de la familia de cohetes Scout . Podía volar con un número variable de motores propulsores y de sustentación, pero todos estaban integrados en una sola 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. Existía una configuración original con aletas fijas y una versión posterior que utilizaba controles de vuelo.

El tamaño del vehículo se ajustó al diámetro del módulo de servicio de la nave espacial Apolo y a la longitud de los motores del cohete Algol. Las aletas aerodinámicas se dimensionaron para garantizar la estabilidad inherente del vehículo. El diseño estructural se basó en un peso bruto de 220 000 libras (100 000  kg), de las cuales 80 000 libras (36 000  kg) correspondían a la carga útil.

La estructura también se diseñó para el encendido secuencial, con una posible superposición de 10 segundos entre cuatro motores de primera etapa y tres de segunda etapa. El empuje de los motores de sustentación lo proporcionaban los motores de propulsión sólida Algol. La versatilidad de rendimiento se logró variando el número y la secuencia de encendido de los motores principales (con capacidad para hasta siete) necesarios para la misión. Se utilizaron motores de cohete auxiliares como propulsores de apoyo, según fuera necesario, para complementar el empuje de despegue.

Se empleó un concepto simplificado de diseño, utillaje y fabricación para limitar el número de componentes del vehículo, reducir el tiempo de construcción y minimizar su coste. Dado que el peso total no era un factor limitante, el sobredimensionamiento de los elementos estructurales principales redujo considerablemente la cantidad y la complejidad de las pruebas de resistencia estructural. Siempre que fue posible, los sistemas del vehículo se diseñaron utilizando componentes comerciales disponibles en el mercado, cuya fiabilidad había sido demostrada en otros programas aeroespaciales, lo que redujo aún más los costes totales al minimizar la cantidad de pruebas de cualificación necesarias.

El vehículo de lanzamiento Little Joe II demostró ser muy adecuado para este programa. Se presentaron dos dificultades. El Vehículo de Prueba de Calificación (QTV) no se autodestruyó al recibir la orden de hacerlo debido a que el cordón primario, 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) se descontroló aproximadamente 2,5 segundos después del despegue cuando una aleta aerodinámica se movió a una posición de máxima inclinación como resultado de una falla electrónica. Estos problemas se corrigieron y se completó el programa de pruebas de aborto.

El lanzamiento del Vehículo de Prueba de Calificación, el 28 de agosto de 1963, transportó una carga útil simulada que consistía en una carcasa de aluminio con la forma básica del módulo de mando Apolo, con un LES inerte acoplado, y demostró que el cohete funcionaría para el lanzamiento A-001. Esto ocurrió el 13 de mayo de 1964, con un módulo de mando BP-12 estándar , y se realizó el primer aborto exitoso utilizando un LES real.

Un tercer lanzamiento, el 8 de diciembre de 1964, con el cohete BP-23, puso a prueba la eficacia del sistema de escape de aterrizaje (LES) bajo presiones y tensiones similares a las de un lanzamiento de un Saturno IB o un Saturno V. El cuarto vuelo, con el cohete BP-22 el 19 de mayo de 1965, se diseñó para probar el sistema de escape a gran altitud, aunque el aborto se produjo a baja altitud debido a un fallo del propulsor Little Joe II. El último lanzamiento, el 20 de enero de 1966, transportó la primera nave espacial de producción, la CSM-002.

Se detectaron y corrigieron deficiencias menores en el diseño de las naves espaciales, específicamente en los cortadores de paracaídas, los soportes de despliegue del paracaídas de frenado y principal, y los cortadores de los umbilicales de los módulos de mando y servicio, antes del inicio de los vuelos tripulados del programa Apolo. Sin embargo, todos los módulos de mando que volaron lograron condiciones de aterrizaje satisfactorias y confirmaron que, de haber sido naves tripuladas, la tripulación habría sobrevivido a las condiciones de aborto.

Además, se realizaron dos pruebas de aborto en la plataforma de lanzamiento en las que se activó el sistema de escape de lanzamiento a nivel del suelo.

• Museo de Historia Espacial de Nuevo México , Alamogordo, Nuevo México ^{[ 2 ]}
• Centro Espacial Johnson , Houston, Texas

• Pequeño Joe II
  • Empuje: de 49 a 1766  kN
  • Longitud: 10,1  m sin CM/SM/LES
  • Longitud: 26,2  m con CM/SM/LES
  • Diámetro: 3,9 m del cuerpo
  • Envergadura de la aleta: 8,7 m
  • Peso: de 25.900 a 80.300  kg
  • Propelente: sólido
  • Tiempo de combustión: ~50 s
• Motor Algol
  • Empuje: 465  kN cada uno
  • Longitud: 9,1 m
  • Diámetro: 1 m
  • Peso total: 10.180  kg
  • Peso en vacío: 1900  kg
  • Propelente: sólido
  • Tiempo de combustión: 40 s
• Motor de reclutamiento (Thiokol XM19)
  • Empuje: 167  kN
  • Longitud: 2,7 m
  • Diámetro: 0,23 m
  • Peso: 159  kg
  • Propelente: sólido
  • Tiempo de combustión: 1,53 s

• La nave espacial Apolo: una cronología. Archivado el 9 de diciembre de 2017 en Wayback Machine.
• Informe resumido del programa Apolo
• Informe del vuelo de prueba de calificación del Little Joe II – septiembre de 1963 (PDF)
• Informe de progreso del Little Joe II – diciembre de 1964 (PDF)
• Misión A-003 del Little Joe II – Abril de 1965 (PDF)
• Vehículo de lanzamiento de prueba Little Joe II del Proyecto Apolo de la NASA. Volumen 1 – Gestión – Mayo de 1966 (PDF)
• Vehículo de lanzamiento de prueba Little Joe II del Proyecto Apolo de la NASA. Volumen 2 – Resumen técnico – Mayo de 1966 (PDF)
• NASA TN D-7083: Subsistema de propulsión de escape para lanzamiento
• Little Joe II en el Centro Espacial Johnson, Houston, Texas.