Испытание системы аварийного спасения Apollo: Pad Abort Test 2
Pad Abort Test 2
Испытание системы аварийного спасения Apollo 2: проверка возможности безопасного покидания ракеты при аварии на старте. Полётный тест LES, часть программы Apollo.
Сравнивайте с английским: нажмите на абзац — оригинал откроется в окне. Кнопка EN под абзацем показывает его прямо в тексте.
Содержание
Введение
Пэд Аборт Тест 2 был вторым последовательным испытанием аварийного спасения после Пэд Аборт Теста 1 космического корабля "Аполлон".
Pad Abort Test 2 was the follow on second abort test to Pad Abort Test 1 of the Apollo spacecraft .
Цели
Apollo Pad Abort Test 2 был пятым из шести беспилотных миссий программы "Аполлон", предназначенных для лётных испытаний системы аварийного спасения (LES) и проверки её способности обеспечить безопасное возвращение экипажа "Аполлона" в критических ситуациях прерывания полёта. Этот полёт стал вторым испытанием системы аварийного спасения, при котором отмена запуска была инициирована со стартовой площадки. Система аварийного спасения включала в себя сертифицированные двигатели для эвакуации и изменения ориентации, а также была оснащена предкрылками для ориентации теплового щита кормовой части корабля вперёд перед сбросом башни и раскрытием парашютов. Также был предусмотрен защитный обтекатель. Космический корабль BP 23A представлял собой макет командного модуля "Аполлон", который ранее использовался в миссии A-002 и был модернизирован для более точного соответствия командному модулю типа Block I по массе и другим параметрам. Система посадки на Землю была аналогична использованной в миссии A-003.
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.
Полет
Испытательный полет был проведен 29 июня 1965 года. Аппарат был поднят с пускового комплекса 36 двигателем аварийного спасения в 13:00:01 UTC (06:00:01 MST). Двигатели аварийного спасения и управления углом атаки воспламенились одновременно, выводя аппарат на запланированную начальную траекторию. При взлете возникла умеренная угловая скорость крена, обусловленная аэродинамической асимметрией конфигурации аппарата; однако, это не повлияло на успех испытания. Предкрылки были раскрыты и повернули аппарат в требуемую ориентацию для выпуска тормозного парашюта. Во время маневра разворота, башня аварийного спасения и передний теплозащитный экран были отброшены, как и планировалось. Защитный кожух, прикрепленный к системе аварийного спасения, защищал коническую часть спускаемого аппарата и остался неповрежденным во время маневра изменения угла атаки, вызванного предкрылками. При отбросе башни мягкий защитный кожух, как и ожидалось, сложился из-за разницы давлений при отделении от спускаемого аппарата. Повторного контакта или взаимного влияния между основными компонентами во время отброса башни и раскрытия парашютов не наблюдалось. Хотя один из тросов стального каркаса пилотного парашюта был перекручен, система посадки функционировала исправно. Тормозные парашюты надулись и стабилизировали спускаемый аппарат перед выпуском пилотного и основного парашютов, а скорость снижения на основных парашютах была удовлетворительной. Максимальная достигнутая высота составила 9258 футов (2822 м) над уровнем моря, что примерно на 650 футов (198 м) выше прогнозируемой. Спускаемый аппарат приземлился примерно в 7600 футах (2316 м) от стартовой площадки, что примерно на 2000 футов (610 м) дальше запланированного. На спускаемом аппарате было установлено четыре образца стекла в районе, предназначенном для иллюминаторов стыковки и экипажа. На образцах не обнаружено следов сажи, но на открытых поверхностях трех из четырех образцов была обнаружена маслянистая пленка. Однако, не ожидается, что эта пленка существенно ухудшит обзорность или ориентацию по горизонту при аварийном прекращении полета. Испытание было высоко успешным, и все запланированные задачи были выполнены.
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.