El SM-65C Atlas , o Atlas C , fue un prototipo del misil Atlas . Voló por primera vez el 24 de diciembre de 1958 y fue la versión final de desarrollo del cohete Atlas, antes del lanzamiento operativo del Atlas D. [ 1] Originalmente se planeó que se utilizara como la primera etapa del cohete Atlas-Able , pero después de una explosión durante una prueba estática el 24 de septiembre de 1959, se abandonó esta opción 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 del Atlas A y B. El tiempo de combustión del propulsor fue mucho más largo que el de la serie A/B, hasta 151 segundos. Todos los lanzamientos se realizaron desde el LC-12 en el CCAS. [1] [2]
El programa de pruebas del Atlas C comenzó con el exitoso vuelo del misil 3C el 23 de diciembre de 1958. [2] Todos los sistemas funcionaron bien y el tiempo de combustión prolongado del propulsor se llevó a cabo sin efectos adversos. El 27 de enero, el misil 4C experimentó una falla completa del sistema de guía GE Mod III en T+80 segundos. El sistema de utilización de propulsante funcionó con combustible rico, lo que resultó en un bajo empuje del sustentador después del BECO, y el agotamiento de LOX causó un corte simultáneo del sustentador/vernier 5 segundos antes de la SECO planificada. Además, un mal funcionamiento del sistema neumático causó la 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 propulsado, 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 se produjo a unas 40 millas del punto objetivo en el Atlántico Sur. [3]
El misil 5C (20 de febrero) tuvo un buen desempeño hasta el BECO, momento en el que falló la válvula de desconexión de la etapa de combustible, lo que provocó una fuga gradual de combustible y una disminución de la presión en el tanque. Cuando los niveles de propulsor en el tanque bajaron lo suficiente, la válvula de desconexión de la etapa abierta permitió que el gas de presión de helio escapara, lo que provocó una pérdida de presión más rápida. Aproximadamente a los T+168 segundos, el mamparo intermedio se invirtió, seguido de la explosión del misil a los T+172 segundos. [4]
El misil 7C (19 de marzo) sufrió una falla del sistema de guía a los T+85 segundos, seguida de una BECO prematura a los T+129 segundos. Una orden de respaldo del programador del misil desechó la sección de refuerzo a los T+151 segundos. Después del corte prematuro del refuerzo, el misil se volvió inestable porque era imposible para el piloto automático girar el motor sustentador con la sección de refuerzo todavía unida. La estabilidad del misil se recuperó parcialmente después del desecho del refuerzo, luego se perdió completamente después de la 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 ocurrió a los T+282 segundos, pero la razón exacta para ello no se determinó. Durante la fase de solo vernier, el misil comenzó a dar volteretas. La VECO tuvo lugar a los T+311 segundos cuando los tanques de arranque vernier se agotaron. La separación del vehículo de reentrada tampoco ocurrió. [5]
Los dos últimos vuelos de la serie C ( el 8C el 21 de julio y el 11C el 24 de agosto) fueron exitosos. [2] 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, salvo 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. [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 vuelo 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 misil 11C fue bastante bueno, la válvula HS del sustentador funcionó mal y resultó en un flujo reducido de LOX al motor, lo que resultó en un bajo empuje del sustentador y un agotamiento total del combustible por parte de SECO, y se sospechó que una fuga en un conducto de LOX había afectado a la válvula HS. Las altas temperaturas de la sección de empuje en el misil 8C también se repitieron, además, la película de seguimiento mostró escombros cayendo del misil entre T+46 y 54 segundos, los escombros no fueron identificados y no parecieron tener ningún efecto adverso en el rendimiento del vehículo. [7]
Una de las mejoras más significativas 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 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 investigación y desarrollo y la NASA quería utilizar en su lugar el Atlas de la serie D operativo para los lanzamientos espaciales, pero no había ninguno disponible y tuvieron que conformarse con un Atlas de la serie C modificado. El Atlas 9C fue asignado al programa Pioneer-Able y recibió varias modificaciones para la misión, incluida la eliminación del modo solo vernier, modificaciones del piloto automático para la mayor longitud del vehículo y la válvula de ebullición de LOX que se movió ligeramente para acomodar el adaptador Able.
El Atlas 9C fue entregado a la CCAS el 5 de abril de 1959 con la intención de lanzarlo el 6 de junio. Sin embargo, el lanzamiento se pospuso debido a repetidos problemas técnicos y el vehículo se almacenó para liberar el LC-12 para los misiles 8C y 11C. Los hallazgos posteriores al vuelo del Atlas 5C exigieron modificaciones en la válvula de desconexión de la etapa de combustible; estas se realizaron a fines de julio. El 27 de agosto, el Atlas 9C se erigió sobre el LC-12. La segunda etapa de Able se apiló encima con una tercera etapa ficticia.
A las 10:12 AM 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 una orden de corte automático al sistema de propulsión. Un incendio alimentado por LOX se descontroló rápidamente y fue demasiado intenso para que lo controlaran las instalaciones de extinción de incendios de la plataforma. 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 se derrumbaron, un trozo de una tonelada de esta última fue arrojado a 500 pies de la plataforma, y el soporte de lanzamiento de hormigón 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 para ahorrar peso exclusivas del misil 9C. Cuando se montó 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 antisalpicaduras. En los misiles Atlas B, el tanque de helio Vernier estaba montado en una ubicación más alta, lo que dio como resultado un punto de conexión diferente del tanque de combustible por encima de los deflectores. El gas de presión de helio de los tanques de propulsante Vernier se filtró a la turbobomba sustentadora RP-1, lo que provocó cavitación que causó la descarga de propulsante, exceso de velocidad de la bomba y ruptura de los conductos LOX de baja presión. Esto luego provocó el incendio que llevó a la destrucción del vehículo. La razón de la ruptura de los conductos LOX no estaba clara, pero probablemente se debió al cambio repentino de presión debido al apagado del motor o al roce de las palas de la turbobomba sustentadora contra la carcasa de la bomba. Finalmente, se determinó que el accidente fue el resultado de un mal criterio de ingeniería al conectar la línea de ventilación de helio Vernier a la parte inferior del tanque RP-1. Esta no fue la primera vez que se produjo este tipo de falla; el misil 6C había explotado en el banco de pruebas de Sycamore Canyon el mes de marzo anterior debido a que los tanques de arranque Vernier estaban conectados incorrectamente.
El examen de las partes recuperadas del misil encontró daños importantes en el hardware del sustentador; la sobrevelocidad de la turbobomba había hecho 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 tenía un daño extenso por calor; las palas de la turbina se fundieron. El hardware del motor de refuerzo tenía daños considerables por fuego 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 del misil, como el vernier V1 y la mayor parte del sistema de arranque de combustible del sustentador, seguían desaparecidos y no se los contabilizó. Se cree que la explosión final del misil fue la pérdida de presión del tanque que resultó en 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 hecho que las válvulas de LOX se cerraran de golpe, lo que resultó en la sobrepresurización del tanque de LOX. El sistema neumático abrió la válvula de evaporación de LOX para igualar la presión, pero finalmente resultó en presiones demasiado bajas para mantener la integridad estructural. Los equipos de tierra intentaron accionar interruptores para aumentar la presión del tanque de LOX y reducir la presión del tanque de combustible, pero no sucedió nada, posiblemente debido a daños inducidos por el fuego en el cableado de control. Una gran cantidad de RP-1 se derramó en el balde de llama en el momento del corte y provocó un incendio. [8]
Se realizaron seis vuelos, todos ellos vuelos de prueba suborbitales del Atlas como misil balístico intercontinental , de los cuales tres pruebas tuvieron éxito y tres fallaron. [ cita requerida ]
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 requerida ]