El SM-65C Atlas , o Atlas C, era un prototipo del misil Atlas . Volado por primera vez el 24 de diciembre de 1958, el Atlas C fue la versión final de desarrollo del cohete Atlas, antes del Atlas D operativo . Originalmente fue planeado para ser utilizado como la primera etapa del Atlas-Ablecohete, pero después de una explosión durante una prueba estática el 24 de septiembre de 1959, se abandonó en favor del Atlas D. Atlas C era similar al Atlas B, pero tenía un tanque LOX más grande y un tanque RP-1 más pequeño debido a cambios técnicos en los motores Rocketdyne. Las mejoras en los materiales y los procesos de fabricación también dieron como resultado componentes más livianos que los Atlas A y B. El tiempo de combustión del refuerzo fue mucho más largo que el de la serie A / B, hasta 151 segundos. Todos los lanzamientos se realizaron desde LC-12 en CCAS.
Función | Prototipo de misiles balísticos intercontinentales |
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Fabricante | Convair |
País de origen | Estados Unidos |
Historial de lanzamiento | |
Estado | Retirado |
Sitios de lanzamiento | LC-12 , CCAFS |
Lanzamientos totales | 6 |
Éxito (s) | 3 |
Fracaso (s) | 3 |
Primer vuelo | 24 de diciembre de 1958 |
Último vuelo | 24 de agosto de 1959 |
Historial de pruebas
El programa de prueba Atlas C comenzó con el exitoso vuelo del 3C el 23 de diciembre de 1958. Todos los sistemas funcionaron bien y el tiempo de combustión de refuerzo extendido se llevó a cabo sin efectos nocivos. El 27 de enero, el Misil 4C experimentó una falla completa del sistema de guía Mod III GE en T + 80 segundos. El sistema de utilización del propulsor operó rico en combustible, lo que resultó en un empuje bajo del sustentador después de BECO, y el agotamiento de LOX provocó un corte simultáneo del sustentador / vernier 5 segundos antes que el SECO planeado. Además, un mal funcionamiento del sistema neumático provocó la caída de la presión del tanque de combustible a partir de T + 120 segundos. La presión del tanque permaneció lo suficientemente alta como para mantener la integridad estructural durante el vuelo motorizado, el mamparo intermedio posiblemente se rompió en T + 320 segundos, momento en el que las presiones del tanque habían caído por debajo de un límite seguro. Debido a la falla del sistema de guía, el vehículo de reentrada no recibió ninguna señal de separación. El impacto ocurrió a unas 40 millas antes del punto objetivo en el Atlántico Sur. [1]
El misil 5C (20 de febrero) funcionó bien hasta BECO, momento en el que falló la válvula de desconexión por etapas de combustible, lo que provocó una fuga gradual de combustible y una disminución de la presión del tanque. Cuando los niveles de propulsor en el tanque bajaron lo suficiente, la válvula de desconexión de etapa abierta permitió que el gas de presión de helio escapara, lo que provocó una pérdida de presión más rápida. Aproximadamente a T + 168 segundos, el mamparo intermedio se invirtió, seguido de la explosión del misil a T + 172 segundos. [2]
El misil 7C (19 de marzo) sufrió una falla en el sistema de guía en T + 85 segundos, seguido de BECO prematuro en T + 129 segundos. Un comando de respaldo del programador de misiles descartó la sección de refuerzo en T + 151 segundos. Después del corte prematuro del propulsor, el misil se volvió inestable porque era imposible que el piloto automático hiciera cardán el motor sustentador con la sección del propulsor todavía conectada. La estabilidad del misil se recuperó parcialmente después del lanzamiento del propulsor, y luego se perdió por completo después de SECO. No se emitió un comando de corte al sustentador o verniers debido a la falla del sistema de guía, el corte del sustentador ocurrió en T + 282 segundos, pero no se determinó la razón exacta. Durante la fase de vernier solo, el misil comenzó a caer. VECO tuvo lugar en T + 311 segundos cuando los tanques de arranque vernier se agotaron. Tampoco se produjo la separación del vehículo de reentrada. [3]
Los dos últimos vuelos de la serie C (8C el 21 de julio y 11C el 24 de agosto) tuvieron éxito. El misil 8C fue el tercer intento de volar un vehículo de reentrada RVX-2 (el segundo intento en un Atlas de la serie D había fallado tres meses antes) y el primero exitoso. Todos los sistemas de misiles funcionaron bien, aparte de las altas temperaturas de la sección de empuje a partir de T + 85 segundos. Sesenta y tres minutos después del lanzamiento, el RV se recuperó con éxito. [4] El misil 11C llevaba una cámara de cine en el cono de la nariz que filmaba la separación del misil y una gran parte de la superficie de la Tierra en un globo de 250 millas (402 km), llevándolo a un apogeo de 700 millas (1126 km). La recuperación de la cápsula de película fue exitosa. El rendimiento general del 11C fue bastante bueno, la válvula HS del sostenedor funcionó mal y resultó en una reducción del flujo de LOX al motor, esto resultó en un empuje bajo del sustentador y un agotamiento completo del combustible por parte de SECO, y se sospechaba que una fuga en un conducto de LOX había afectado el Válvula HS. Las altas temperaturas de la sección de empuje en 8C también se repitieron, además, la película de seguimiento mostró escombros que caían del misil entre T + 46 y 54 segundos, los escombros no se identificaron y no parecieron tener ningún efecto adverso en el rendimiento del vehículo. [5]
Una de las mejoras más importantes del Atlas C fue la incorporación de detectores de movimiento en el paquete del giroscopio para garantizar un funcionamiento adecuado. Esto se implementó después de que el primer Atlas de la serie B fallara en vuelo debido a que las tripulaciones de lanzamiento descuidaron el encendido de los giroscopios y pronto se convertiría en una parte estándar de todos los sistemas de guía de misiles balísticos.
El misil 9C fue designado para el primer lanzamiento de la sonda lunar Atlas-Able, que estaba programado para el 2 de octubre de 1959 desde LC-12 en Cabo Cañaveral.
El Atlas C seguía siendo un vehículo de I + D y la NASA quería, en cambio, utilizar el Atlas operativo de la serie D para los lanzamientos espaciales, pero no había ninguno disponible y tuvieron que conformarse con una serie C modificada. Atlas 9C se asignó al programa Pioneer-Able y recibió varias modificaciones para la misión, incluida la eliminación del modo Vernier solo, modificaciones del piloto automático para la longitud más larga del vehículo y la válvula de ebullición LOX se movió ligeramente para acomodar el adaptador Able.
Atlas 9C fue entregado a CCAS el 5 de abril de 1959 con la intención de una fecha de lanzamiento el 6 de junio. Sin embargo, el lanzamiento se pospuso debido a repetidos problemas técnicos y el vehículo se almacenó para liberar LC-12 para los misiles 8C y 11C. Los hallazgos posteriores al vuelo del Atlas 5C requirieron modificaciones en la válvula de desconexión por etapas de combustible; estos se realizaron a finales de julio. El 27 de agosto, Atlas 9C se erigió en LC-12. La segunda etapa de Able estaba apilada en la parte superior con una tercera etapa ficticia.
A las 10:12 a.m. EST del 24 de septiembre, se inició la prueba PFRF para 9C. Después de un arranque normal del motor, se produjo un incendio en la sección de empuje. Después de 2,5 segundos de funcionamiento del motor, se emitió un comando de corte automático al sistema de propulsión. Un incendio alimentado con LOX se descontroló rápidamente y fue demasiado intenso para que lo manejaran las instalaciones de extinción de incendios. Aproximadamente 37 segundos después de que comenzara la prueba, el Atlas comenzó a inclinarse y caer hacia la torre umbilical, explotando en una gigantesca bola de fuego que niveló completamente a LC-12. Ambas torres umbilicales y la torre de servicio fueron derribadas, un trozo de una tonelada de esta última se arrojó a 500 pies de la plataforma y la plataforma de lanzamiento de concreto se derrumbó. La plataforma quedó fuera de uso durante los siguientes seis meses.
Los investigadores concluyeron que el desastre se debió al cambio de configuración mencionado anteriormente en el Atlas C, además de varias modificaciones de ahorro de peso exclusivas del Misil 9C. Cuando se ensambló el Atlas en Convair, los trabajadores conectaron una línea de ventilación de helio a un puerto cerca de la parte inferior del tanque RP-1, debajo de los deflectores anti-salpicaduras. En los misiles Atlas B, el tanque de helio a vernier se montó en una ubicación más alta, lo que resultó en un punto de conexión del tanque de combustible diferente por encima de los deflectores. El gas a presión de helio de los tanques de propelente a vernier se filtró en la turbobomba sostenedora RP-1, lo que provocó una cavitación que provocó la descarga del propelente, el exceso de velocidad de la bomba y la ruptura de los conductos LOX de baja presión. Esto luego provocó el incendio que provocó la destrucción del vehículo. La razón de la ruptura de los conductos de LOX no estaba clara, pero probablemente el cambio repentino de presión debido a la parada del motor o las palas de la turbobomba sostenidora rozando contra la carcasa de la bomba. En última instancia, se dictaminó que el accidente fue el resultado de un juicio de ingeniería deficiente al conectar la línea de ventilación de helio a vernier al fondo del tanque RP-1. Esta no fue la primera aparición del modo de falla; El misil 6C había explotado en el banco de pruebas en Sycamore Canyon en marzo anterior debido a que los tanques de arranque del nonio estaban conectados incorrectamente.
El examen de las piezas de misiles recuperadas encontró daños importantes en el hardware del sustentador; el exceso de velocidad de la turbobomba había provocado que las palas rozaran contra la carcasa de la bomba, evidenciado por el estado dañado de las palas y la presencia de fragmentos de escoria. El generador de gas sustentador había sufrido una parada rica en LOX y había sufrido grandes daños por calor; las palas de la turbina se derritieron. El hardware del motor de refuerzo tuvo daños considerables por incendio e impacto, pero estos fueron efectos secundarios de la falla y los datos de telemetría mostraron un funcionamiento normal del refuerzo hasta el corte. Algunos componentes de misiles, como el nonio V1 y la mayor parte del sistema de arranque de combustible del sustentador, permanecieron desaparecidos y no se tienen en cuenta. Se creía que la explosión final del misil era la pérdida de presión del tanque que resultó en el colapso del mamparo intermedio y todo el LOX y RP-1 se mezcló y se convirtió en gel, que luego explotó con la fuerza de 20.000 libras de TNT. El corte del misil había provocado que las válvulas LOX se cerraran de golpe, lo que provocó una sobrepresurización del tanque LOX. El sistema neumático abrió la válvula de ebullición LOX para igualar la presión, pero finalmente resultó en presiones demasiado bajas para mantener la integridad estructural. Los equipos de tierra intentaron accionar los interruptores para aumentar la presión del tanque de LOX y disminuir la presión del tanque de combustible, pero no sucedió nada, posiblemente debido al daño inducido por el fuego en el cableado de control. Una gran cantidad de RP-1 se derramó en el balde de llamas en el momento del corte y provocó un incendio. [6]
Se realizaron seis vuelos. Todos estos fueron vuelos de prueba suborbitales del Atlas como un misil balístico intercontinental , con tres pruebas exitosas y tres fallidas. [ cita requerida ]
Todos los lanzamientos de Atlas C se realizaron desde la Estación de la Fuerza Aérea de Cabo Cañaveral , en el Complejo de Lanzamiento 12 . [ cita requerida ]
Historial de lanzamiento
Fecha | Hora ( GMT ) | De serie | Apogeo | Salir |
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24/12/1958 | 04:45 | 3C | 900 kilómetros (560 mi) | Éxito |
1959-01-27 | 23:34 | 4C | 900 kilómetros (560 mi) | Fallo parcial. El sistema de guía falló, sin embargo, el sistema de control de vuelo logró mantener el misil en una trayectoria estable y el impacto estuvo cerca del punto objetivo. |
1959-02-20 | 05:38 | 5C | 100 kilómetros (62 mi) | Falla. El mal funcionamiento de la válvula durante la puesta en escena provocó la pérdida de presión del tanque y la inversión del mamparo intermedio. El misil se destruyó a sí mismo en T + 174 segundos. |
1959-03-19 | 00:59 | 7C | 200 kilómetros (120 mi) | Fallo parcial. El apagado prematuro del motor de refuerzo debido a un mal funcionamiento eléctrico en T + 131 segundos llevó a una trayectoria de vuelo inestable. |
1959-07-21 | 05:22 | 8C | 900 kilómetros (560 mi) | Éxito |
1959-08-24 | 15:53 | 11C | 900 kilómetros (560 mi) | Éxito |
Ver también
Referencias
- ^ "Informe de evaluación de prueba de vuelo, misil 4C 15 de febrero de 1959"
- ^ "Informe de evaluación de prueba de vuelo, misil 5C 6 de marzo de 1959"
- ^ "Informe de evaluación de prueba de vuelo, misil 7C 3 de abril de 1959"
- ^ "Informe de evaluación de prueba de vuelo, misil 8C 3 de agosto de 1959"
- ^ "Informe de evaluación de prueba de vuelo, misil 11C 5 de septiembre de 1959"
- ^ "Informe de investigación de accidente del misil 9C" Convair 20 de octubre de 1959