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 de desarrollo final del cohete Atlas, anterior al Atlas D operativo . [1] Originalmente se planeó utilizarlo como la primera etapa del cohete Atlas-Able , pero luego de una explosión durante una prueba estática el 24 de septiembre de 1959, se abandonó en favor del Atlas D. El 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 las series A/B, hasta 151 segundos. Todos los lanzamientos se realizaron desde LC-12 en CCAS. [1] [2]
El programa de prueba Atlas C comenzó con el vuelo exitoso del 3C el 23 de diciembre de 1958. [2] Todos los sistemas funcionaron bien y el tiempo de funcionamiento prolongado del propulsor se llevó a cabo sin efectos nocivos. El 27 de enero, Missile 4C experimentó una falla completa del sistema de guía Mod III GE en T+80 segundos. El sistema de utilización del propulsor funcionó rico en combustible, lo que resultó en un bajo empuje del sustentador después del BECO, y el agotamiento de LOX provocó un corte simultáneo del sustentador/vernier 5 segundos antes del SECO planificado. Además, un mal funcionamiento del sistema neumático provocó una caída de la presión del tanque de combustible a partir de T+120 segundos. La presión del tanque se mantuvo 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 cual 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 se produjo a unas 40 millas del punto objetivo en el Atlántico Sur. [3]
El misil 5C (20 de febrero) funcionó bien hasta BECO, momento en el que falló la válvula de desconexión de 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 cayeron lo suficiente, la válvula de desconexión de etapas abierta permitió que el gas a presión de helio escapara, provocando 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. [4]
El misil 7C (19 de marzo) sufrió una falla en el sistema de guía en T+85 segundos, seguido de un 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 para el piloto automático estabilizar el motor sustentador con la sección propulsora 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 ninguna orden de corte al sustentador ni a los verniers debido a la falla del sistema de guía; el corte del sustentador se produjo en T+282 segundos, pero no se determinó la razón exacta. Durante la fase de vernier en solitario, el misil comenzó a caer. VECO tuvo lugar en T+311 segundos cuando los tanques de inicio vernier se agotaron. Tampoco se produjo la separación del vehículo de reingreso. [5]
Los dos últimos vuelos de la serie C ( 8C el 21 de julio y 11C el 24 de agosto) tuvieron éxito. [2] El misil 8C fue el tercer intento de volar un vehículo de reentrada RVX-2 (el segundo intento en un Atlas serie D había fracasado 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 fue recuperado con éxito. [6] El misil 11C llevaba una cámara de cine en el cono de la nariz que filmó 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 sustentadora HS falló y resultó en una reducción del flujo de LOX al motor, lo que resultó en un bajo empuje sustentador y un agotamiento total del combustible por parte de SECO, y se sospechaba que una fuga en un conducto LOX había afectado el Válvula HS. También se repitieron las altas temperaturas de la sección de empuje de 8°C, además la película de seguimiento mostró restos cayendo del misil entre T+46 y 54 segundos, los restos no fueron identificados y no parecieron tener ningún efecto adverso en el rendimiento del vehículo. [7]
Una de las mejoras más importantes del Atlas C fue la adición de detectores de movimiento en el paquete de 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 no encendieron 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, cuyo lanzamiento estaba previsto para el 2 de octubre de 1959 desde LC-12 en Cabo Cañaveral.
El Atlas C todavía era un vehículo de I+D y la NASA quería utilizar el Atlas operativo de la serie D para lanzamientos espaciales, pero no había ninguno disponible y tuvieron que conformarse con una serie C modificada. Atlas 9C fue asignado al programa Pioneer-Able y recibió varias modificaciones para la misión, incluida la eliminación del modo vernier solo, modificaciones del piloto automático para una mayor longitud del vehículo y el desplazamiento ligeramente de la válvula de ebullición LOX 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 de etapas de combustible; estos se realizaron a finales de julio. El 27 de agosto, se erigió Atlas 9C en LC-12. La segunda etapa Able se apiló encima con una tercera etapa ficticia.
A las 10:12 a. m. EST del 24 de septiembre, se inició la prueba PFRF para 9C. Tras un arranque normal del motor, se produjo un incendio en la sección de propulsión. Después de 2,5 segundos de funcionamiento del motor, se emitió una orden de corte automático al sistema de propulsión. Un incendio alimentado por LOX rápidamente se salió de control y fue demasiado intenso para que las instalaciones de extinción de incendios pudieran manejarlo. 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 arrasó por completo al LC-12. Ambas torres umbilicales y la torre de servicio fueron derribadas, un trozo de una tonelada de esta última fue arrojado 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 Missile 9C. Cuando se montó el Atlas en Convair, los trabajadores conectaron una línea de ventilación de helio a un puerto cerca del fondo del tanque RP-1, debajo de los deflectores anti-chapoteo. En los misiles Atlas B, el tanque de helio vernier estaba montado en una ubicación más alta, lo que daba como resultado un punto de fijación del tanque de combustible diferente sobre los deflectores. El gas a presión de helio de los tanques de propulsor vernier se filtró hacia la turbobomba sustentadora RP-1, lo que provocó cavitación que provocó la descarga de propulsor, exceso de velocidad de la bomba y ruptura de los conductos de LOX de baja presión. Esto provocó el incendio que provocó la destrucción del vehículo. El motivo de la ruptura del conducto LOX no estaba claro, pero probablemente fue el cambio repentino de presión debido al apagado del motor o las aspas de la turbobomba sustentadora rozando la carcasa de la bomba. En última instancia, se dictaminó que el accidente fue el resultado de un mal criterio de ingeniería al conectar la línea de ventilación de helio vernier al fondo del tanque RP-1. Esta no fue la primera vez que ocurrió el modo de falla; El misil 6C había explotado en el banco de pruebas de Sycamore Canyon en marzo anterior debido a que los tanques de arranque vernier estaban conectados incorrectamente.
El examen de las piezas recuperadas del misil encontró daños importantes en el hardware del sustentador; el exceso de velocidad de la turbobomba había provocado que las palas rozaran el cárter de la bomba, lo que se evidenció por el estado de deterioro de las palas y la presencia de fragmentos de escoria. El generador de gas sustentador había sufrido una parada rica en LOX y sufrió grandes daños por calor; las palas de la turbina se derritieron. El hardware del motor propulsor sufrió daños considerables por incendio e impacto, pero estos fueron efectos secundarios de la falla y los datos de telemetría mostraron un funcionamiento normal del propulsor hasta el corte. Algunos componentes del misil, como el vernier V1 y la mayor parte del sistema de arranque de combustible sustentador, seguían desaparecidos y cuyo paradero no se encontraba. Se creía que la explosión final del misil fue una pérdida de presión del tanque que provocó el colapso del mamparo intermedio y todo el LOX y el RP-1 se mezclaron y se convirtieron 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 de 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 a daños provocados por el incendio en el cableado de control. Una gran cantidad de RP-1 se derramó en el recipiente para llamas en el momento del corte y provocó un incendio. [8]
Se realizaron seis vuelos. Todos estos fueron vuelos de prueba suborbitales del Atlas como misil balístico intercontinental , con tres pruebas exitosas y tres fallidas. [ cita necesaria ]
Todos los lanzamientos del Atlas C se realizaron desde la Estación de la Fuerza Aérea de Cabo Cañaveral , en el Complejo de Lanzamiento 12 . [ cita necesaria ]