Аполлон ғарыш кемесінің құтқару жүйесінің екінші сынақ ұшырылымы
Pad Abort Test 2
Аполлон ғарыш кемесінің қауіпсіздігін сынаған 2-ші ұшыру алаңынан қашқыш сынақ. LES жүйесінің тиімділігі, авариялық жағдайларда экипажды құтқару мүмкіндігі тексерілді.
Ағылшыншамен салыстырыңыз: абзацты басыңыз — түпнұсқа терезеде ашылады. Абзац астындағы EN түймесі оны мәтін ішінде көрсетеді.
Мазмұны
Кіріспе
«Pad Abort Test 2» – «Apollo» ғарыш кемесінің «Pad Abort Test 1» сынағынан кейін жасалған екінші авариялық тоқтату сынағы болды.
Pad Abort Test 2 was the follow on second abort test to Pad Abort Test 1 of the Apollo spacecraft .
Мақсаттар
Аполлонның критикалық жағдайларда Аполлон экипаждарының қауіпсіз эвакуациясын қамтамасыз ету үшін ұшырудан құтылу жүйесінің (LES) қабілетін сынаған алтыншы ұшқышсыз Аполлон миссиясының бесіншісі болды. Бұл ұшу ұшыру алаңынан бастау алған тоқтату арқылы ұшырудан құтылу жүйесінің екінші сынағы еді. Ұшырудан құтылу жүйесіне қабілетті ұшырудан құтылу және бұрылыс қозғалтқыштары кірді, сондай-ақ мұнараны тастау және парашютты ашу алдында ғарыш кемесінің артқы жылу қалқанын алға бағыттау үшін қанаттар орнатылған. Сонымен қатар, қорғаныс қаптамасы да болды. Ғарыш кемесі BP 23A – бұл А002 миссиясында қолданылған және Block I типті командалық модульдің массасы мен басқа да сипаттамаларын жақын түрде имитациялау үшін қайта жаңартылған Аполлон командалық модулінің макеті еді. Жерге қону жүйесі А003 миссиясында қолданылған жүйеге ұқсас болды.
Apollo Pad Abort Test 2 was the fifth of six uncrewed Apollo missions that flight tested the capability of the launch escape system (LES) to provide for safe recovery of Apollo crews under critical abort conditions. This flight was the second test of the launch escape system with the abort initiated from the launch pad. The launch escape system included qualified launch escape and pitch motors and was equipped with canards to orient the vehicle aft heat shield forward prior to tower jettison and parachute deployment. A boost protective cover was also provided. The spacecraft was BP 23A, a boilerplate Apollo command module that had been used on mission A 002 and refurbished to more nearly simulate a Block I type command module in mass and other characteristics. The Earth landing system was similar to the one used in mission A 003.
Ұшу
Сынақ ұшуы 1965 жылдың 29 маусымында жүргізілді. Көлік 36-шы ұшыру кешенінен сағат 13:00:01 UTC (06:00:01 MST) уақытында авариялық құтқару қозғалтқышы арқылы көтерілді. Авариялық құтқару және бағытты басқару қозғалтқыштары бірдей тұтанды, сынақ көлігін жоспарланған бастапқы траекторияға енгізді. Көтерілген кезде орташа жылдамдықпен айналу байқалды, бұл көліктің аэродинамикалық асимметриясынан туындады; алайда, бұл айналу жылдамдығы сынақтың сәттілігіне әсер етпеді. Канард беттері жұмыс істеп, көлікті парашютпен түсіруге қажетті бағытқа бұрды. Айналу маневрі кезінде авариялық құтқару мұнарасы және алдыңғы жылу қалқаны жоспарланғандай бөлініп шығарылды. Авариялық құтқару жүйесіне бекітілген қорғаныш қақпағы, командалық модульдің конустық бөлігін қорғады және канардтың бағытты өзгерту маневрі кезінде сақталды. Мұнараны бөліп жіберген кезде, күтілгендей, басқару модулінен алынған кездегі қысымның өзгешелігінен жұмсақ қорғаныш қақпағы құлады. Мұнараны бөліп жіберу және парашюттарды ашу кезінде негізгі құраушылардың арасында қайтадан жанасу немесе кедергі байқалмады. Пилот парашютінің темір кабельдерінің біреуі бүгілгенімен, Жерге қону жүйесі қалыпты жұмыс істеді. Тормоз парашюттері іске қосылып, командалық модулін пилот және негізгі парашюттарды орналастыру үшін тұрақтандырды, ал негізгі парашюттармен төмен түсу жылдамдығы қанағаттанарлық болды. Жеткен ең жоғары биіктік теңіз деңгейінен 9258 фут (2822 м) құрады, бұл болжағаннан шамамен 650 фут (198 м) жоғары. Командалық модуль ұшыру алаңынан шамамен 7600 фут (2316 м) қашықтықта қонды, бұл жоспарланғаннан шамамен 2000 фут (610 м) артық. Командалық модульге, кездесу және экипаж терезелері орналасатын аймаққа төрт шыны үлгісі орнатылды. Үлгілерде күйе пайда болған жоқ, бірақ төрт үлгінің үшеуінің ашық беттерінде майлы қабат табылды. Алайда, бұл қабаттың авариялық жағдайда горизонтты сканерлеуге немесе бағытталғандыққа кедергі келтіруі күтілмеді. Сынақ жоғары нәтижелі болды және барлық жоспарланған мақсаттар орындалды.
The test flight was conducted on June 29, 1965. The vehicle was lifted from Launch Complex 36 by the launch escape motor at 13:00:01 UTC (06:00:01 MST). The launch escape and pitch control motors ignited simultaneously, placing the test vehicle into the planned initial trajectory. A moderate roll rate developed at lift off, which was due to the aerodynamic asymmetry of the vehicle configuration; however, the roll rate did not affect the success of the test. The canard surfaces deployed and turned the vehicle to the desired orientation for drogue parachute deployment. During the turnaround maneuver, the launch escape tower and forward heat shield were jettisoned as planned. The boost protective cover, which was attached to the launch escape system, protected the conical surface of the command module and remained intact through a canard induced pitch maneuver. At tower jettison, the soft boost protective cover, as expected, collapsed because of differential pressure during removal from the command module. No recontact or interference between the major components was evident during tower jettison and parachute deployment. Although one of the pilot parachute steel cable risers was kinked, the Earth landing system functioned properly. The drogue parachutes inflated and stabilized the command module for pilot and main parachute deployment, and the rate of descent while on the main parachutes was satisfactory. The maximum altitude achieved was 9258 feet (2822 m) above mean sea level, approximately 650 feet (198 m) higher than predicted. The command module landed about 7600 feet (2316 m) from the launch site, some 2000 feet (610 m) farther than planned. Four glass samples had been mounted on the command module in the general area planned for the rendezvous and crew windows. No soot appeared on the samples, but an oily film was found on the exposed surfaces of three of the four samples. This film, however, was not expected to cause excessive degradation to the horizon scan or ground orientation ability during an abort. The test was highly successful and all planned objectives were fulfilled.