Одним из наиболее опасных этапов пилотируемого космического полета является старт, поэтому все пилотируемые космические корабли имеют систему аварийного спасения (САС), которая позволяет увести капсулу с экипажем от аварийной ракеты-носителя в безопасное место. За более чем шесть десятилетий пилотируемых космических полётов, САС использовалась дважды. Первый раз это произошло во время старта советского космического корабля "Союз Т-10А" в 1983 году.
Второй случай произошел 11 октября 2018 года, когда во время полета произошла авария с ракетой-носителем "Союз", которая стартовала с экипажем к Международной космической станции (МКС). На борту корабля "Союз МС-10" находился экипаж в который входили американский астронавт Ник Хейг и российский космонавт Алексей Овчинин. С ракетой "Союз" в полете произошла авария, которая привела к активации системы аварийного спасения. Экипаж корабля благополучно приземлился, и позже вновь стартовал к МКС.
Американский космический корабль "Аполлон", также имел систему аварийного спасения Launch Escape System (LES), но её конструкция и надежность должны были быть проверены серией наземных и лётных испытаний, чтобы гарантировать её работоспособность. С этой целью специалисты космического агентства НАСА решили провести серию испытательных полётов для проверки работы системы аварийного спасения в реальных условиях, с которыми столкнётся космический корабль "Аполлон" во время своего полета в космос.
Система аварийного спасения космического корабля "Аполлон" Apollo Launch Escape System (LES) была разработана компанией Lockheed Propulsion Company (которая в настоящее время является частью компании Lockheed Martin). Она состояла из узла с ракетным двигателем, который был прикреплен к верхней части командного модуля "Аполлон" Command Module (CM) с помощью ферменной конструкции общей высотой 9,9 метра и массой 4200 килограмм. Основная двигательная установка LES состояла из твердотопливного ракетного двигателя с четырьмя соплами, которые создавали номинальную тягу в 650 килоньютон (73 тонны-силы) в течение четырех секунд, для подъема и увода командного модуля от ракеты-носителя в случае аварийного прекращения полета на стартовой площадке или на начальных этапах полета. Она также включала в себя систему состоящую из горизонтального оперения и двигателя тангажа мощностью 18 килоньютон (2 тонны-силы) которая служила для стабилизации командного модуля во время аварийного прекращения полета и увода их с траектории полета аварийной ракеты-носителя.
Для разделения LES и командного модуля использовался меньший по размеру твердотопливный ракетный двигатель с парой сопел, производивший около 140 килоньютон тяги (16 тонн-силы). Он использовался для отделения LES, когда отпадала необходимость в ее использовании (отделение происходило примерно через три минуты после старта).
Чтобы испытать оборудование космического корабля "Аполлон" в самых напряженных условиях полета, НАСА заключило контракт на производство ракеты Little Joe II. Оригинальная версия ракеты Little Joe была разработана для проведения испытаний оборудования на аварийное прекращение полета для программы "Меркурий", которые начались в 1959 году. Ракета Little Joe должна была стать простой, адаптируемой и недорогой ракетой-носителем, которая использовала бы различные комбинации твердотопливных ракетных двигателей, которые либо запускались одновременно, либо в заранее запланированной последовательности, для отработки системы аварийного спасения в ряде ситуаций во время аварийного прекращения полета. 11 мая 1962 года подразделение Convair компании General Dynamics получило контракт на разработку и строительство более крупной и мощной ракеты Little Joe II для программы "Аполлон".
Little Joe II представляла собой ракету диаметром 3,96 метра, который был равен диаметру космического корабля "Аполлон", который она должна была поднять на заданную высоту. Вместе с командным модулем, фиктивным служебным модулем и системой аварийного спасения, ракета Little Joe II имела общую высоту равную 26,2 метра. Конфигурация Little Joe II позволяла устанавливать до семи твердотопливных ракетных двигателей Aerojet General Algol 1D, каждый из которых развивал тягу 465 килоньютон (52 тонны-силы) в течение 40 секунд. Ракета также могла иметь шесть меньших твердотопливных двигателей Recruit для обеспечения импульса, который был необходим для облегчения старта. Изменяя количество и последовательность включения всех этих двигателей, можно было моделировать широкий диапазон ситуаций аварийного прекращения полета на высотах до 61 километра (хотя ни одно из испытаний не проводилось на такой высоте).
Типичное испытание включало подъем Little Joe II на заданную высоту, после чего должна была активироваться система аварийного спасения LES чтобы увести командный модуль от ракеты, для проведения испытания на последовательность аварийной посадки. Ракетный полигон Уайт-Сэндс (WSMR) в Нью-Мексико был выбран в качестве стартовой площадки для проведения этих испытаний, поскольку плотный график полетов на мысе Кеннеди затруднял планирование таких испытаний. Кроме того, посадка командного модуля на землю была проще и дешевле, чем его приводнение.
К концу 1964 года НАСА уже провело ряд испытательных полетов для испытания системы аварийного спасения. Первый полет ракеты Little Joe II для испытания LES состоялся 13 мая 1964 года.
Система аварийного спасения также была испытана во время испытательных полетов ракеты "Сатурн-1" которые состоялись 28 мая 1964 года и 18 сентября 1964 года.
Целями второго испытательного полета "Аполлон" Little Joe II, который был обозначен A-002, было испытание характеристик системы LES при максимальном аэродинамическом сопротивлении. Также в этом полете впервые должен был быть испытан защитный аэродинамический кожух - Boost Protective Cover (BPC). По своей сути он представлял собой головной обтекатель, который защищал командный модуль во время подъема ракеты-носителя, и во время сброса системы аварийного спасения. Сверху кожуха устанавливалась ферма системы аварийного спасения. Сам же защитный аэродинамический кожух был сделан из стекловолокна и пробки.
Ракета Little Joe II под номером 12-51-1 была оснащена двумя ракетными двигателями Algol и четырьмя меньшими ракетными двигателями Recruit. В такой конфигурации Little Joe II при старте могла развить тягу в 1600 килоньютон (180 тонн-силы). Носитель Little Joe II 12-51-1 также был первым носителем, оснащенным системой ориентации attitude control system-ACS, которая использовала комбинацию управляемых аэродинамических поверхностей и систему управления ориентацией, которая использовала струи перекиси водорода. Эта система должна была выполнить маневр изменения тангажа (pitch up) через 35,5 секунд после старта, чтобы обеспечить требуемый предел угла атаки перед активацией LES. В это время носитель Little Joe II должен был находиться на высоте 9,5 километров, и лететь со скоростью 1,5 Маха. После выполнения этого маневра, через две секунды на высоте 10,3 километра должна был активироваться система аварийного спасения.
Полезная нагрузка состояла из шаблонной модели командного модуля BP-23 и системы аварийного спасения, общей массой 11 492 кг. Помимо бортовых систем, необходимых для выполнения полета, шаблонная модель BP-23 несла радиолокационный маяк, и приборы для проведения 95 измерений во время полета, а также телеметрический передатчик для передачи данных в режиме реального времени. Общая стартовая масса ракеты-носителя составила 42 788 кг, включая 3905 кг балласта.
После обратного отсчета, 8 декабря 1964 года в 8:00 утра по местному времени был произведен старт испытательного полета A-002. Ракета Little Joe II стартовала со стартовой площадки LC-36 полигона Уайт-Сэндс по азимуту 0° под углом 84,03°. Во время полета, из-за ошибки компьютера, ракета Little Joe II начала маневр по изменению тангажа на 2,4 секунды раньше, чем было запланировано. Ракета испытала большие аэродинамические нагрузки которые на 29% превышали номинальные.
Тем не менее, система аварийного спасения активировалась через 35,7 секунды после старта и увела командный модуль BP-23 от ракеты-носителя. Примерно через 11 секунд были раскрыты аэродинамические рули LES, чтобы повернуть командный модуль в правильное положение - днищем вперед, для сброса системы аварийного спасения, которое произошло через 121,3 секунды после запуска. После достижения максимальной высоты в 15,35 километров над уровнем моря система аварийного спасения была сброшена. На высоте 7,16 километров были активированы парашюты. Капсула BP-23 благополучно приземлился в пустыне Нью-Мексико с помощью трёх парашютов, на расстоянии 10 км от места старта, после полёта который продлился 7 минут и 23 секунды. Единственной серьёзной проблемой во время полёта стало повреждение аэродинамического кожуха, что свидетельствовало о его структурной ненадёжности.
Сама же ракета-носитель Little Joe II 12-51-1, как и ожидалось, вскоре после активации LES разрушилась из-за чрезмерных аэродинамических нагрузок. Обломки ракеты были разбросаны на расстоянии около шести километров от места старта. Четыре рулевых поверхности и система управления ориентацией ракеты были обнаружены, деактивированы и извлечены для послеполётного анализа вместе с другими ключевыми компонентами.
После испытательного полёта A-002 шаблонная модель командного модуля BP-23 находится в отличном состоянии. После полета она была отремонтирована и переименована в BP-23A. Впоследствии эта шаблонная модель был повторно запущена для проведения второго (и последнего) испытания на аварийное прекращение полёта, PA-2, которое состоится 29 июня 1965 года. Модель командно-служебного модуля BP-23A выдержала это испытание и в настоящее время экспонируется в Центре Дэвидсона в Американском ракетно-космическом центре в Хантсвилле, штат Алабама.
Третий испытательный полет A-003 для тестирования системы аварийного спасения с использованием ракеты-носителя Little Joe II состоится 19 мая 1965 года.
Ну а четвертый и заключительный полет этой серии - A-004, состоится 20 января 1966 года.
Ну а на сегодня у меня всё. Спасибо за внимание.