Petit Joe II

La validation du système d'éjection d'urgence du lanceur Apollo devait être réalisée à moindre coût dès le début du programme. Faute de lanceurs à prix raisonnable offrant la capacité d'emport et la polyvalence de poussée requises pour les essais prévus, un contrat fut attribué pour le développement et la construction d'un lanceur spécialisé. Le prédécesseur de cette fusée, Little Joe , avait servi aux essais du système d'éjection d'urgence du vaisseau spatial Mercury de 1959 à 1960.

Le programme devait initialement se dérouler sur le polygone d'essais de l' US Air Force à Cap Kennedy , en Floride. En raison d'un calendrier chargé de lancements prioritaires sur ce site, d'autres sites de lancement potentiels ont été évalués, notamment le centre de vol de Wallops , sur l'île de Wallops, en Virginie, et la base aérienne d'Eglin , en Floride. Le complexe de lancement 36 du polygone de tir de White Sands, précédemment utilisé pour les essais du missile Redstone , a été sélectionné comme le plus adapté aux exigences de calendrier et de soutien. White Sands permettait également une récupération terrestre, moins coûteuse et plus complexe que la récupération en mer qui aurait été nécessaire sur le polygone d'essais de l'Est ou sur le site de la NASA à Wallops Island .

Le programme a été mené sous la direction du Centre des vols spatiaux habités (aujourd'hui Centre spatial Johnson ), à Houston, au Texas , avec la participation conjointe des maîtres d'œuvre du lanceur ( General Dynamics / Convair ) et du vaisseau spatial ( North American Rockwell ). Les services administratifs, techniques et de tir du polygone de White Sands ont fourni les installations, les ressources et les services nécessaires, notamment la sécurité du polygone, le suivi radar et par caméra, la transmission des commandes, l'affichage des données en temps réel, la photographie, l'acquisition des données de télémétrie, le traitement des données et les opérations de récupération.

Little Joe II était une fusée à propergol solide à un seul étage, utilisant un propulseur d'appoint développé pour la fusée Recruit et un moteur de croisière développé pour l' étage Algol de la famille de fusées Scout . Elle pouvait voler avec un nombre variable de propulseurs d'appoint et de croisière, mais tous étaient intégrés dans une seule cellule.

La fabrication des pièces de détail du premier véhicule a commencé en août 1962, et la vérification finale des systèmes en usine a été achevée en juillet 1963. Il existait une configuration originale à aileron fixe et une version ultérieure utilisant des commandes de vol.

Le véhicule a été dimensionné pour correspondre au diamètre du module de service du vaisseau spatial Apollo et à la longueur des moteurs-fusées Algol. Les ailerons aérodynamiques ont été dimensionnés pour assurer la stabilité intrinsèque du véhicule. La conception structurelle était basée sur un poids total de 100 000 kg (220 000 livres ), dont 36 000 kg (80 000 livres) de charge utile.

La structure a également été conçue pour un allumage séquentiel avec un chevauchement possible de 10 secondes entre les quatre moteurs du premier étage et les trois moteurs de maintien du deuxième étage. La poussée de maintien était assurée par des moteurs à propergol solide Algol. La polyvalence des performances a été obtenue en modulant le nombre et l'ordre d'allumage des moteurs principaux (jusqu'à sept) nécessaires à la mission. Des moteurs de fusée d'appoint ont été utilisés comme moteurs de propulsion supplémentaires, au besoin, pour compléter la poussée au décollage.

Une conception, un outillage et un procédé de fabrication simplifiés ont permis de limiter le nombre de composants du véhicule, de réduire le temps de construction et de minimiser son coût. Le poids total n'étant pas un facteur limitant, le surdimensionnement des éléments structuraux principaux a considérablement réduit le nombre et la complexité des essais de validation structurelle. Dans la mesure du possible, les systèmes du véhicule ont été conçus avec des composants standard disponibles sur étagère et dont la fiabilité avait été éprouvée dans d'autres programmes aérospatiaux, ce qui a permis de réduire davantage les coûts globaux en minimisant les essais de qualification nécessaires.

Le lanceur Little Joe II s'est avéré parfaitement adapté à ce programme. Deux difficultés ont été rencontrées. Le véhicule d'essai de qualification (QTV) n'a pas été détruit sur ordre, car une cordelette de démarrage mal installée n'a pas propagé l'amorce de détonation aux charges creuses du moteur Algol. Le lanceur de la quatrième mission (A-003) est devenu incontrôlable environ 2,5 secondes après le décollage, lorsqu'une ailette aérodynamique s'est bloquée en position verticale à la suite d'une panne électronique. Ces problèmes ont été résolus et le programme d'essais d'interruption de vol a été mené à terme.

Le lancement du véhicule d'essai de qualification, le 28 août 1963, emportait une charge utile factice constituée d'une coque en aluminium reprenant la forme du module de commande Apollo, avec un système d'alimentation électronique inerte (LES) fixé. Ce lancement a démontré que la fusée serait opérationnelle pour le lancement A-001. Un second lancement a eu lieu le 13 mai 1964, avec un module de commande BP-12 standard , et a permis de réaliser avec succès la première interruption de vol à l'aide d'un LES opérationnel.

Un troisième lancement, le 8 décembre 1964, avec la fusée BP-23, a permis de tester l'efficacité du système d'éjection d'urgence (LES) dans des conditions de pression et de contraintes similaires à celles rencontrées lors d'un lancement de Saturn IB ou Saturn V. Le quatrième vol, avec la fusée BP-22 le 19 mai 1965, visait à tester le système d'éjection à haute altitude, mais l'interruption de mission s'est produite à basse altitude suite à une défaillance du lanceur Little Joe II. Le dernier lancement, le 20 janvier 1966, a emporté le premier vaisseau spatial de série, le CSM-002.

Des défauts mineurs de conception des vaisseaux spatiaux, notamment au niveau des dispositifs de réduction de la voilure des parachutes, des supports de mortier pour le déploiement du parachute principal et du parachute de freinage, ainsi que des dispositifs de coupe des ombilicaux des modules de commande et de service, ont été détectés et corrigés avant le début des vols Apollo habités. Cependant, tous les modules de commande mis en orbite ont atterri dans des conditions satisfaisantes, confirmant ainsi que, s'il s'agissait de vaisseaux habités, l'équipage aurait survécu à une interruption de mission.

De plus, deux essais d'interruption de lancement ont été menés, au cours desquels le système d'éjection d'urgence a été activé au niveau du sol.