СМ-65С Атлас

Атлас С (SM-65C)

Atlas C ожидает запуска (ВВС США)
Функция	Прототип МБР
Производитель	Конвэйр
Страна происхождения	Соединенные Штаты
История запуска
Статус	Ушедший на пенсию
Запуск сайтов	ЛК-12 , ККАФС
Всего запусков	6
Успех(а)	3
Неудачи	3
Первый полет	24 декабря 1958 г.
Последний рейс	24 августа 1959 г.
Бустеры
Нет бустеров	1
Питаться от	2 XLR-89-5
Общая тяга	341 130 фунтов силы (1517,4 кН)
Удельный импульс	282 с
Время горения	135 с
Порох	РП-1 / ЛОКС
Первый этап
Питаться от	1 XLR-105-5
Максимальная тяга	81655 фунтов силы (363,22 кН)
Удельный импульс	309 с
Время горения	240 с
Порох	РП-1 / ЛОКС

SM -65C Atlas , или Atlas C, был прототипом ракеты Atlas . Первый полет состоялся 24 декабря 1958 года. Atlas C был последней версией ракеты Atlas, предшествующей эксплуатационной версии Atlas D. Первоначально его планировалось использовать в качестве первой ступени ракеты Atlas-Able , но после взрыва во время статических испытаний 24 сентября 1959 года от него отказались в пользу Atlas D. Atlas C был похож на Atlas B, но имел бак LOX большего размера и бак RP-1 меньшего размера из-за технических изменений в двигателях Rocketdyne. Улучшения в материалах и производственных процессах также привели к уменьшению веса компонентов по сравнению с Atlas A и B. Время горения Booster было намного дольше, чем у серии A/B, до 151 секунды. Все пуски проводились с LC-12 в CCAS.

История испытаний

Атлас 8C, 21 июля 1959 г.

Атлас 11C, 24 августа 1959 г.

Программа испытаний Atlas C началась с успешного полета 3C 23 декабря 1958 года. Все системы работали хорошо, и продленное время работы ускорителя прошло без каких-либо побочных эффектов. 27 января на ракете 4C на Т+80 секунд произошел полный отказ системы наведения Mod III GE. Система использования топлива работала с перебоем топлива, что приводило к низкой тяге маршевого двигателя после BECO, а истощение LOX приводило к одновременному отключению маршевого/верньерного двигателя на 5 секунд раньше, чем запланированное SECO. Кроме того, неисправность пневмосистемы привела к падению давления в топливных баках начиная с Т+120 секунд. Давление в баках оставалось достаточно высоким, чтобы поддерживать структурную целостность во время полета с двигателем, промежуточная переборка, возможно, лопнула при Т + 320 секунд, после чего давление в баках упало ниже безопасного предела. Из-за отказа системы наведения спускаемый аппарат не получил сигнала отделения. Удар произошел примерно в 40 милях от целевой точки в Южной Атлантике.

Ракета 5C (20 февраля) работала хорошо до BECO, после чего вышел из строя распределительный клапан ступени топлива, что привело к постепенной утечке топлива и падению давления в баках. Когда уровень топлива в баке упал достаточно низко, открытый ступенчатый разъединительный клапан позволил выйти под давлением газообразного гелия, что привело к более быстрой потере давления. Примерно в Т+168 секунд промежуточная переборка перевернулась, после чего в Т+172 секунды последовал взрыв ракеты.

У ракеты 7С (19 марта) произошел отказ системы наведения на Т+85 секунде, за которым последовал преждевременный BECO на Т+129 секунде. По резервной команде программиста ракеты ускорительная секция была выброшена за борт в Т+151 секунда. После преждевременного отключения ускорителя ракета стала нестабильной, поскольку автопилот не мог зафиксировать маршевый двигатель с прикрепленной ускорительной секцией. Стабильность ракеты была частично восстановлена ​​после сброса ракеты-носителя, а затем полностью потеряна после SECO. Никакой команды на отключение маршевому и нониусным устройствам не поступало из-за отказа системы наведения, отключение маршевого двигателя произошло в момент Т+282 секунды, но точная причина этого не установлена. Во время одиночного этапа ракета начала кувыркаться. VECO произошло в Т + 311 секунд, когда стартовые резервуары с нониусом закончились. Отделения боеголовок также не произошло.

Последние два полета серии C ( 8C 21 июля и 11C 24 августа) прошли успешно. Ракета 8С была третьей попыткой запуска ракеты-носителя RVX-2 (вторая попытка на Атласе D-серии провалилась тремя месяцами ранее) и первой успешной. Все ракетные системы показали себя хорошо, за исключением высоких температур в секции тяги, начиная с Т+85 секунд. Через шестьдесят три минуты после запуска автодом был успешно восстановлен. Ракета 11C имела в носовом обтекателе кинокамеру, которая снимала отделение ракеты и большую часть поверхности Земли на расстоянии 250 миль (402 км), доведя ее до апогея на высоте 700 миль (1126 км). Восстановление пленочной капсулы прошло успешно. Общие характеристики 11C были довольно хорошими, клапан HS маршевого двигателя вышел из строя, что привело к уменьшению подачи LOX в двигатель, что привело к низкой тяге маршевого двигателя и полному израсходованию топлива со стороны SECO, и было подозрение, что утечка в канале LOX повлияла на Клапан ХС. Высокие температуры секции тяги на 8C также повторились, кроме того, пленка слежения показала, что обломки падали с ракеты между Т + 46 и 54 секундами, обломки не были идентифицированы и, по-видимому, не оказали какого-либо отрицательного воздействия на характеристики машины.

Одним из наиболее значительных обновлений Atlas C стало добавление детекторов движения в комплект гироскопа для обеспечения правильной работы. Это было реализовано после того, как первый Атлас серии B потерпел неудачу в полете из-за того, что стартовые экипажи пренебрегли включением гироскопов, и вскоре стал стандартной частью всех систем наведения баллистических ракет.

Ракета 9С предназначалась для первого запуска лунного зонда «Атлас-Эйбл», который планировалось запустить 2 октября 1959 года с борта LC-12 на мысе Канаверал.

Atlas C все еще оставался научно-исследовательским аппаратом, и НАСА хотело вместо этого использовать действующий Атлас серии D для космических запусков, но его не было в наличии, и вместо этого им пришлось довольствоваться модифицированной серией C. Atlas 9C был задействован в программе Pioneer-Able и получил несколько модификаций для миссии, включая удаление нониусного одиночного режима, модификации автопилота для большей длины корабля и небольшое перемещение выпарного клапана LOX для размещения адаптера Able.

Atlas 9C был доставлен в CCAS 5 апреля 1959 года с намерением запустить его 6 июня. Однако запуск был отложен из-за неоднократных технических проблем, и машину поставили на хранение, чтобы освободить LC-12 для ракет 8C и 11C. Результаты послеполетного исследования Atlas 5C потребовали внесения изменений в разъединительный клапан ступени подачи топлива; они были выполнены в конце июля. 27 августа Атлас 9С был установлен на LC-12. Вторая ступень Able была установлена ​​поверх фиктивной третьей ступени.

24 сентября в 10:12 по восточному стандартному времени был начат тест PFRF на 9C. После нормального запуска двигателя в тяговой секции возник пожар. Через 2,5 секунды работы двигателя в двигательную установку была подана команда автоматического отключения. Пожар, вызванный LOX, быстро вышел из-под контроля и был слишком сильным, чтобы с ним могли справиться средства пожаротушения на площадке. Примерно через 37 секунд после начала испытания «Атлас» начал наклоняться и падать в сторону пуповины, взорвавшись гигантским огненным шаром, который полностью сровнял с землей LC-12. Обе опорные башни и башня обслуживания были опрокинуты, кусок последней массой в одну тонну был отброшен на 500 футов от площадки, а бетонная стартовая стойка обрушилась. Площадка была выведена из эксплуатации на следующие шесть месяцев.

Следователи пришли к выводу, что катастрофа произошла из-за вышеупомянутого изменения конфигурации Atlas C, а также нескольких модификаций по снижению веса, уникальных для Missile 9C. Когда Атлас был собран в Convair, рабочие подключили линию выпуска гелия к отверстию в нижней части резервуара RP-1, под перегородками, предотвращающими выплескивание. На ракетах Atlas B гелиевый бак с нониусом был установлен выше, в результате чего точка крепления топливного бака над перегородками была другой. Газ под давлением гелия из баков с нониусным топливом просочился в маршевый турбонасос РП-1, что привело к кавитации, которая вызвала выгрузку топлива, превышение скорости насоса и разрыв трубопровода LOX низкого давления. Это и стало причиной пожара, который привел к разрушению автомобиля. Причина разрыва воздуховода LOX не ясна, но, вероятно, это внезапное изменение давления из-за остановки двигателя или трение лопаток маршевого турбонасоса о корпус насоса. В конечном итоге авария была признана результатом плохой инженерной мысли при креплении линии вентиляции гелия с нониусом к нижней части резервуара РП-1. Это был не первый случай отказа; Ракета 6C взорвалась на испытательном стенде в Сикамор-Каньоне в марте прошлого года из-за неправильного подключения пусковых баков с нониусом.

Исследование восстановленных частей ракеты выявило серьезные повреждения маршевого оборудования; превышение скорости турбонасоса привело к трению лопаток о корпус насоса, о чем свидетельствует поврежденное состояние лопаток и наличие фрагментов шлака. Генератор маршевого газа отключился из-за большого количества LOX и получил серьезные тепловые повреждения; лопатки турбины расплавились. Аппаратное обеспечение ускорительного двигателя получило значительные повреждения от пожара и удара, но это были вторичные последствия неисправности, и данные телеметрии показали нормальную работу ускорителя до отключения. Некоторые компоненты ракеты, такие как нониус Фау-1 и большая часть маршевой системы запуска топлива, остались пропавшими без вести. Предполагалось, что окончательный взрыв ракеты произошел из-за потери давления в баке, что привело к обрушению промежуточной переборки, а все LOX и RP-1 смешались и превратились в гель, который затем взорвался с силой 20 000 фунтов в тротиловом эквиваленте. Отключение ракеты привело к резкому закрытию клапанов LOX, что привело к созданию избыточного давления в резервуаре LOX. Пневматическая система открыла выпускной клапан LOX, чтобы выровнять давление, но в конечном итоге привело к тому, что давление стало слишком низким для сохранения структурной целостности. Наземные бригады попытались щелкнуть переключателями, чтобы поднять давление в баке LOX и понизить давление в топливном баке, но ничего не произошло, возможно, из-за повреждения проводки управления пожаром. Большое количество РП-1 вылилось в пламегаситель при отключении и привело к возгоранию.

Было совершено шесть полетов. Все это были суборбитальные испытательные полеты «Атласа» в качестве межконтинентальной баллистической ракеты : три испытания прошли успешно, а три — неудачно.

Все запуски Atlas C проводились с базы ВВС на мысе Канаверал , на стартовом комплексе 12 .

История запуска

Дата	Время ( GMT )	Серийный	Апогей	Исход	Примечания
1958-12-24	04:45	3С	900 км (560 миль)	Успех
1959-01-27	23:34	4С	900 км (560 миль)	Частичный отказ	Система наведения вышла из строя, однако система управления полетом сумела удержать ракету на устойчивой траектории и удар прошел близко к цели.
1959-02-20	05:38	5С	100 км (62 мили)	Отказ	Неисправность клапана во время постановки привела к потере давления в баке и развороту промежуточной переборки. Ракета уничтожила себя через Т+174 секунды.
1959-03-19	00:59	7С	200 км (120 миль)	Частичный отказ	Преждевременное отключение разгонного двигателя из-за неисправности электрооборудования на Т+131 секунде привело к нестабильной траектории полета.
1959-07-21	05:22	8С	900 км (560 миль)	Успех
1959-08-24	15:53	11С	900 км (560 миль)	Успех

См. также

• СМ-65 Атлас
• Способен (ступень ракеты)

Ссылки

• Энциклопедия астронавтики - Атлас C