Atlas SM-65C

El SM-65C Atlas , o Atlas C, fue un prototipo del misil Atlas . Su primer vuelo tuvo lugar el 24 de diciembre de 1958. El Atlas C fue la versión final de desarrollo del cohete Atlas, previa al Atlas D operativo . ^{[ 1 ]} Originalmente, se planeó utilizarlo como primera etapa del cohete Atlas-Able , pero tras una explosión durante una prueba estática el 24 de septiembre de 1959, se abandonó este proyecto en favor del Atlas D. El Atlas C era similar al Atlas B, pero tenía un tanque de LOX más grande y un tanque de 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 ligeros que los del Atlas A y B. El tiempo de combustión del propulsor era mucho mayor que el de la serie A/B, hasta 151 segundos. Todos los lanzamientos se realizaron desde la plataforma LC-12 en CCAS. ^{[ 1 ] [ 2 ]}

El programa de pruebas del Atlas C comenzó con el exitoso vuelo del 3C el 23 de diciembre de 1958. ^{[ 2 ]} Todos los sistemas funcionaron correctamente y el tiempo de combustión del propulsor extendido se llevó a cabo sin efectos adversos. El 27 de enero, el misil 4C sufrió una falla completa del sistema de guiado Mod III GE a T+80 segundos. El sistema de utilización de propulsor operó con exceso de combustible, lo que resultó en un empuje sostenido bajo después del BECO, y el agotamiento de LOX causó un corte simultáneo de sostenido/vernier 5 segundos antes del SECO planificado. Además, una falla del sistema neumático causó una disminución 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 a 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 guiado, el vehículo de reentrada no recibió ninguna señal de separación. El impacto ocurrió aproximadamente a 40 millas del punto objetivo en el Atlántico Sur. ^{[ 3 ]}

El misil 5C (20 de febrero) funcionó correctamente 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 propelente en el tanque descendieron lo suficiente, la válvula de desconexión de la etapa abierta permitió la fuga de gas helio a presión, 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 en el sistema de guiado a los T+85 segundos, seguida de una parada prematura del motor (BECO) a los T+129 segundos. Una orden de respaldo del programador del misil desechó la sección del propulsor a los T+151 segundos. Tras la parada prematura del propulsor, el misil se volvió inestable porque el piloto automático no pudo controlar el motor de sustentación con la sección del propulsor aún acoplada. La estabilidad del misil se recuperó parcialmente tras la desecha del propulsor, pero se perdió por completo tras la parada del motor de sustentación (SECO). No se emitió ninguna orden de parada para el motor de sustentación ni para los vernieres debido a la falla del sistema de guiado; la parada del motor de sustentación ocurrió a los T+282 segundos, pero no se determinó la causa exacta. Durante la fase de solo del vernier, el misil comenzó a girar sin control. La parada del motor de sustentación (VECO) tuvo lugar a los T+311 segundos cuando se agotaron los tanques de arranque del vernier. Tampoco se produjo la separación del vehículo de reentrada. ^{[ 5 ]}

Los dos últimos vuelos de la serie C ( 8C el 21 de julio y 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 del misil funcionaron bien, excepto por 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 porción de la superficie de la Tierra en un lob 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 sostenimiento falló, lo que provocó una reducción del flujo de LOX al motor. Esto resultó en un empuje sostenido bajo y el agotamiento total del combustible por SECO, y se sospechó que una fuga en un conducto de LOX había afectado la válvula HS. Las temperaturas de la sección de alto empuje en el 8C también se repitieron; además, la película de seguimiento mostró que se desprendieron fragmentos del misil entre T+46 y 54 segundos. Los fragmentos 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 conjunto del giroscopio para garantizar su correcto funcionamiento. Esta medida 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 un componente estándar de todos los sistemas de guiado de misiles balísticos.

El misil 9C fue designado para el primer lanzamiento de la sonda lunar Atlas-Able, cuyo lanzamiento estaba programado para el 2 de octubre de 1959 desde la plataforma de lanzamiento LC-12 en Cabo Cañaveral.

El Atlas C aún era un vehículo de I+D y la NASA quería utilizar el Atlas de la serie D, que ya estaba operativo, para los lanzamientos espaciales. Sin embargo, no había ninguno disponible y tuvieron que conformarse con una versión modificada de la serie C. El Atlas 9C fue asignado al programa Pioneer-Able y recibió varias modificaciones para la misión, entre ellas la eliminación del modo de control en solitario con motor vernier, modificaciones en el piloto automático para adaptarlo a la mayor longitud del vehículo y el ligero desplazamiento de la válvula de evaporación de oxígeno líquido para acomodar el adaptador Able.

El Atlas 9C fue entregado al 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 la plataforma de lanzamiento LC-12 para los misiles 8C y 11C. Los resultados posteriores al vuelo del Atlas 5C requirieron modificaciones en la válvula de desconexión de la etapa de combustible; estas se realizaron a finales de julio. El 27 de agosto, el Atlas 9C fue instalado en la plataforma de lanzamiento LC-12. La segunda etapa Able se colocó encima con una tercera etapa simulada.

A las 10:12 a. m. EST del 24 de septiembre, se inició la prueba PFRF para el cohete 9C. Tras 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 apagado automático al sistema de propulsión. El incendio, alimentado con oxígeno líquido, se propagó rápidamente sin control y fue demasiado intenso para que los equipos de extinción de incendios de la plataforma pudieran controlarlo. Aproximadamente 37 segundos después de comenzar la prueba, el Atlas comenzó a inclinarse y caer hacia la torre umbilical, explotando en una gigantesca bola de fuego que arrasó por completo la plataforma de lanzamiento LC-12. Tanto la torre umbilical como la torre de servicio se derrumbaron; un fragmento de una tonelada de esta última salió disparado a 152 metros de la plataforma, y ​​la plataforma de lanzamiento de hormigón se derrumbó. La plataforma quedó fuera de servicio 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 reducir el peso exclusivas del misil 9C. Cuando el Atlas se ensambló en Convair, los operarios 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 se montó en una ubicación más alta, lo que resultó en un punto de conexión diferente del tanque de combustible por encima de los deflectores. El gas de presión de helio de los tanques de propulsor vernier se filtró en la turbobomba RP-1 de sustentación, lo que provocó cavitación, descarga de propulsor, sobrevelocidad de la bomba y ruptura del conducto de LOX de baja presión. Esto, a su vez, provocó el incendio que destruyó el vehículo. La razón de la ruptura del conducto de LOX no está clara, pero probablemente se deba al cambio repentino de presión por la parada del motor o al roce de las palas de la turbobomba de sustentación contra la carcasa de la bomba. En última instancia, se determinó que el accidente fue consecuencia de un error de ingeniería al conectar la línea de ventilación de helio del vernier a la parte inferior del tanque RP-1. Este no era el primer caso de este tipo de fallo; el misil 6C había explotado en el banco de pruebas de Sycamore Canyon el marzo anterior debido a que los tanques de arranque del vernier estaban conectados incorrectamente.

El examen de las piezas recuperadas del misil reveló daños importantes en el sistema de sostenimiento; la sobrevelocidad de la turbobomba provocó que las palas rozaran contra la carcasa de la bomba, como lo evidencian los daños en las palas y la presencia de fragmentos de escoria. El generador de gas de sostenimiento sufrió una parada por exceso de LOX y sufrió daños por calor extensos; las palas de la turbina se fundieron. El motor del propulsor sufrió daños considerables por fuego e impacto, pero estos fueron efectos secundarios de la falla y los datos de telemetría mostraron un funcionamiento normal del propulsor hasta el momento del corte. Algunos componentes del misil, como el vernier V1 y la mayor parte del sistema de arranque de combustible del sostenimiento, permanecieron desaparecidos y sin contabilizar. Se cree que la explosión final del misil se debió a la pérdida de presión del tanque, lo que provocó el colapso del mamparo intermedio y la mezcla de todo el LOX y el RP-1, que se gelificaron y luego explotaron con la fuerza de 20 000 libras de TNT. El corte del misil provocó que las válvulas de LOX se cerraran bruscamente, lo que resultó en una 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 disminuir la del tanque de combustible, pero no sucedió nada, posiblemente debido a daños en el cableado de control causados ​​por el fuego. Una gran cantidad de RP-1 se derramó en el cubo de llamas al cortarse la corriente y provocó un incendio. ^{[ 8 ]}

Se realizaron seis vuelos. Todos ellos fueron vuelos de prueba suborbitales del Atlas como misil balístico intercontinental , de los cuales tres resultaron exitosos y tres fracasaron.

Todos los lanzamientos del Atlas C se realizaron desde la Estación de la Fuerza Aérea de Cabo Cañaveral , en el Complejo de Lanzamiento 12 .

• Atlas SM-65
• Capaz (etapa de cohete)

• Enciclopedia Astronáutica - Atlas C