DOW-UAP-D48, Department of the Air Force Report, 1996

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Resumen Las historias de rendimiento de misiles y vehículos espaciales contienen muchos ejemplos de fallas que causan, o tienen el potencial de causar, desviaciones significativas del vehículo respecto a la línea de vuelo prevista. En el programa de análisis de riesgos de RTI, DAMP, tales fallas se denominan respuestas de falla de Modo-5. Aunque las respuestas de falla de Modo-5 son mucho menos probables que aquellas que resultan en impactos cerca de la línea de vuelo, los estudios de análisis de riesgos son incompletos sin ellas. Este informe muestra cómo se modelan los impactos de las fallas de Modo-5 en el programa DAMP. La función de densidad de impacto utilizada para este propósito contiene dos constantes de modelado que controlan la tasa a la que la función de densidad disminuye en valor a medida que la desviación angular de la línea de vuelo y el rango de impacto aumentan. Se simulan ciertas fallas de Modo-5, y las dos constantes de modelado se eligen luego por prueba y error para que los impactos de las fallas simuladas y la función de densidad teórica estén en estrecha concordancia. Un apéndice del informe contiene una lista y una breve narrativa de la historia de fallas de los lanzamientos de misiles y vehículos espaciales Atlas, Delta y Titan desde las Ranges Oriental y Occidental desde el inicio de cada programa hasta agosto de 1996. Cada entrada proporciona la configuración del vehículo, si el vuelo fue un éxito, la fase de vuelo en la que ocurrió algún comportamiento anómalo y una clasificación del comportamiento del vehículo de acuerdo con los modos de respuesta de falla definidos. Se describen varias técnicas de filtrado o ponderación de datos. Los datos empíricos se filtran luego para estimar (1) probabilidades de falla para Atlas, Delta y Titan, y (2) porcentajes de futuras fallas que resultarán en respuestas de Modo-5 (y otros Modos).

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Tabla de Contenidos

1. Introducción............................................................................................................................... 1
2. Ejemplos que muestran la necesidad del Modo 5 ................................................................ 3
3. Comprendiendo la respuesta de falla de Modo-5 ................................................................... 7 3.1 Efectos de las constantes de modelado de Modo-5 ............................................................ 9 3.2 Efectos de la constante de modelado en los resultados de DAMP .................................. 9
4. Metodología para evaluar probabilidades de falla .................................................................. 13 4.1 Enfoque de análisis de partes ............................................................................................ 13 4.2 Enfoque empírico .................................................................................................................. 15
5. Cálculo de probabilidades de falla ......................................................................................... 16 5.1 Probabilidad general de falla .............................................................................................. 16 5.2 Probabilidades relativas y absolutas para modos de respuesta ......................................... 24 5.3 Probabilidad relativa de rotación para modos de respuesta 3 y 4 .................................... 30
6. Constantes de modelado a través de simulación ................................................................... 31 6.1 Simulaciones de rotación por mal funcionamiento ................................................................ 31 6.1.1 Fallas de actitud aleatoria ............................................................................................ 31 6.1.2 Fallas de rotación lenta ................................................................................................. 32 6.1.3 Factores que afectan los resultados de rotación por mal funcionamiento .................... 33 6.1.4 Resultados de rotación por mal funcionamiento para Atlas IIAS .................................. 35 6.2 Constantes de modelado para Atlas IIAS ........................................................................... 37 6.2.1 Constantes de modelado óptimas de Modo-5 ............................................................... 37 6.2.2 Riesgos de Modo-5 en el área de lanzamiento .............................................................. 49 6.2.3 Efectos de las constantes de Modo-5 en los contornos de impacto en barcos ............ 51 6.2.4 Distribuciones de rango de impactos teóricos y simulados .......................................... 58 6.3 Constantes de modelado para Delta-GEM ......................................................................... 60 6.3.1 Constantes de modelado óptimas de Modo-5 ............................................................... 61 6.3.2 Riesgos de Modo-5 en el área de lanzamiento .............................................................. 64 6.4 Constantes de modelado para Titan IV ............................................................................... 65 6.5 Constantes de modelado para LLVl .................................................................................... 69 6.6 Constantes de modelado para otros vehículos de lanzamiento ........................................... 72
7. Investigaciones futuras potenciales ....................................................................................... 73
8. Resumen: ................................................................................................................................... 74

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1. Introducción
   Los escombros de la mayoría de los vehículos de lanzamiento que fallan catastróficamente tienden a impactar cerca de la línea de vuelo prevista. Las fallas típicas que producen tales resultados son la terminación prematura del empuje, la falla de ignición de etapas, la ruptura o explosión de tanques, o un giro descontrolado y rápido. Malfunciones menos probables pueden hacer que un vehículo ejecute un giro sostenido alejándose de la línea de vuelo. Ejemplos son las fallas de control que hacen que el motor cohete se bloquee en una posición fija cerca de cero, o fallas que conducen a una orientación errónea de la plataforma de guiado. Tales fallas no deben ser ignoradas, ya que pueden producir casi todos o una parte significativa de los riesgos para los centros de población que se encuentran a más de una milla o más lejos de la línea de vuelo. En consecuencia, se ha encargado a RTI que estime las probabilidades de ocurrencia de estas fallas menos probables y que determine valores óptimos para las constantes de modelado de la función de densidad de impacto asociada.

RTI ha desarrollado un programa de análisis de riesgos prototipo (1) para analizar el nivel de riesgo en el área de lanzamiento cuando se lanzan misiles balísticos y vehículos espaciales, y (2) para proporcionar directrices para las operaciones de lanzamiento y la gestión del riesgo en el área de lanzamiento. Este programa, "daño a instalaciones y lesiones a personal" (DAMP), utiliza información sobre el vehículo de lanzamiento, su trayectoria y respuestas a fallas, así como instalaciones y poblaciones en el área de lanzamiento para estimar probabilidades de impacto y expectativas de víctimas. Cuando un misil o vehículo espacial presenta una malfunción, las personas y las instalaciones pueden estar sujetas a riesgos significativos por escombros inertes que caen, o por sobrepresiones y escombros secundarios producidos por una etapa, componente o gran trozo de propulsor que explota al impactar. Aunque el fuego, materiales tóxicos y radiación también pueden someter al personal a un peligro significativo, estos riesgos no se abordan en el programa DAMP.

Los peligros son mayores en el área de lanzamiento y a lo largo de la línea de vuelo prevista, pero existen peligros menores en toda el área dentro de las líneas de límite de impacto. Existen pequeños peligros incluso fuera de estas líneas si el sistema de terminación de vuelo falla u ocurren otros eventos poco probables. Al calcular los riesgos en el área de lanzamiento, DAMP no intenta modelar las fallas del vehículo per se. Una lista de posibles fallas para cualquier vehículo sería extensa, y las variaciones en las fallas de un vehículo a otro complicarían el proceso de modelado. En cambio, DAMP modela las respuestas a las fallas. Independientemente de la naturaleza exacta de las fallas que pueden ocurrir, solo hay seis modos de respuesta posibles que afectan los riesgos en el suelo, cinco para respuestas a fallas y uno para modelar el comportamiento de un vehículo normal. Los seis modos se describen en el Apéndice A. Se puede ver en las descripciones que los impactos resultantes de los Modos de Respuesta a Fallas 1, 2 y 3 ocurren a una o dos millas como máximo del punto de lanzamiento, mientras que los de Modo 4 solo pueden ocurrir cerca de la línea de vuelo, aunque el vehículo pueda volcarse antes de romperse o destruirse. Aunque los peligros fuera del área de lanzamiento y alejados de la línea de vuelo pueden ser pequeños, las pruebas de vuelo de vehículos a lo largo de los años han demostrado que existen peligros finitos en estas áreas. Tales peligros se deben casi en su totalidad a las respuestas de falla del Modo 5, incluso aunque la probabilidad de una falla del Modo 5 puede ser solo una pequeña parte de la probabilidad total de falla. La respuesta a la falla del Modo 5, teórica aunque sea, fue desarrollada para reflejar los hechos de que: (1) las fallas poco probables del vehículo...

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pueden causar impactos en la dirección opuesta o bien alejados de la línea de vuelo prevista, y (2) algunas fallas de vehículos no pueden clasificarse lógicamente como Modos de Respuesta 1, 2, 3 o 4.

De acuerdo con lo anterior, se desarrolló la función de densidad de impacto del Modo-5 con las características que se enumeran a continuación. La función, que llena el vacío dejado por los Modos 1 a 4, es lo suficientemente robusta como para incluir todos los posibles impactos, y parece concordar con los resultados de las pruebas observadas.

(1) Los impactos pueden ocurrir en cualquier dirección desde el punto de lanzamiento y a cualquier distancia dentro de las capacidades energéticas del vehículo. (2) A cualquier distancia de impacto dada desde el punto de lanzamiento, la probabilidad de impacto disminuye a medida que aumenta la desviación angular de la línea de vuelo, siendo menos probable en la dirección opuesta. Para cualquier desviación angular fija de la línea de vuelo, la probabilidad de impacto disminuye a medida que aumenta la distancia de impacto. (3) A distancias de impacto fijas cerca del punto de lanzamiento, la función de densidad de impacto cambia gradualmente a medida que la dirección de impacto gira 180° de la dirección de vuelo a la dirección opuesta. A medida que aumenta la distancia de impacto, la disminución en la función de densidad se vuelve progresivamente más rápida con el cambio en la dirección de impacto. En otras palabras, cuanto mayor es la distancia de impacto, más rápidamente cambia la función de densidad con la desviación angular de la línea de vuelo.

Como se modela en DAMP, los efectos de la acción de destrucción sobre la función de densidad del Modo-5 se tienen en cuenta en el área de lanzamiento al complementar los impactos dentro de las líneas de límite de impacto con aquellos que ocurrirían fuera de las líneas de límite de impacto si no se tomara ninguna acción de destrucción. La metodología de respuesta a fallas del Modo-5 se desarrolló completamente en un informe anterior de RTI. Como se señaló allí, la forma de la función de densidad de impacto puede controlarse en cierta medida a través de la selección de constantes de modelado que aparecen en la ecuación definitoria. La intuición sugiere que las constantes deben depender del vehículo, ya que (1) los misiles robustamente construidos, después de una falla, tendrían más probabilidades de impactar bien alejados de la línea de vuelo que un vehículo espacial frágil que tiende a desintegrarse antes de desviarse significativamente; y (2) ciertos vehículos, después de una falla, tienden a estabilizarse y continuar impulsándose a grandes ángulos de ataque, mientras que otros vehículos que experimentan fallas similares tienden a girar. Las probabilidades de impacto calculadas por el programa DAMP para objetivos ubicados a más de dos millas o más en dirección opuesta desde la plataforma o a más de unas pocas millas de la línea de vuelo, se deben casi en su totalidad a la función de densidad de impacto del Modo-5. Por lo tanto, la probabilidad asumida de ocurrencia de una respuesta del Modo-5, así como las constantes seleccionadas del Modo-5, son de considerable importancia.

La tarea para este estudio se establece como Tarea No. 10/95-77, Párrafo 2.0, del Contrato FO4703-91-C-0112. El propósito principal de la tarea es: "Realizar un estudio para determinar los mejores valores para la probabilidad de falla del Modo-5 y la constante de modelado de la función de densidad del Modo-5." Aunque no se incluye explícitamente en la declaración de trabajo, el estudio también desarrolla probabilidades absolutas de falla para Atlas, Delta y Titan, y probabilidades relativas de ocurrencia para todos los modos de respuesta a fallas para estos vehículos, LLVl y otros nuevos sistemas de lanzamiento.

Aunque puede ser razonable establecer la probabilidad relativa de ocurrencia de una respuesta de falla del Modo-5 por medios empíricos, el número de fallas del Modo-5 es demasiado pequeño para tener alguna esperanza de establecer valores precisos para las constantes de modelado a partir de esta muestra sola. Descripciones inadecuadas del comportamiento del vehículo en los registros históricos disponibles y la incertidumbre en la ubicación del impacto tras una falla aumentan la dificultad de clasificar las respuestas a fallas. En vista de los datos limitados disponibles para los vehículos que han experimentado fallas del Modo-5, los valores elegidos para las constantes del Modo-5 deben depender de simulaciones del comportamiento del vehículo tras la falla.

2. Ejemplos que muestran la necesidad del Modo 5 La necesidad de una respuesta del Modo-5 o algún modo de respuesta similar (o una multiplicidad de otros modos de respuesta) se puede ver a partir de las siguientes descripciones de rendimiento del vehículo extraídas del Apéndice D:

(1) Atlas BE, 24 de enero de 1961. La estabilidad del misil se perdió alrededor de 161 segundos, aproximadamente 30 segundos después de BECO, probablemente debido a la falla del suministro de energía del servoamplificador. El motor de sustentación se apagó a los 248 segundos, y los motores vernier aproximadamente 10 segundos después. El impacto ocurrió a 1316 millas en dirección opuesta y 215 millas en dirección transversal. (2) Titan M-4, 6 de octubre de 1961. Un error de un bit en la acumulación de velocidad W causó un impacto 86 millas corto y 14 millas a la derecha del objetivo. (3) Atlas 145D (Mariner R-1), 22 de julio de 1962. La etapa de refuerzo y el vuelo parecieron normales hasta después de la separación del refuerzo en la habilitación de guía a aproximadamente 157 segundos. La operación del balizaje de tasa de guía fue intermitente. Debido a esto y a ecuaciones de guía defectuosas, se dieron comandos de guía erróneos basados en datos de tasa inválidos. Las desviaciones del vehículo se hicieron evidentes a los 172 segundos y continuaron durante el vuelo con una desviación máxima de guiñada de 60° y una desviación de cabeceo de 28° que ocurrió a los 270 segundos. El vehículo se desvió bruscamente de la trayectoria planificada en azimut y velocidad, y ejecutó maniobras anormales en cabeceo y guiñada. El misil fue destruido por el RSO a los 293.5 segundos, aproximadamente 12 segundos después de SECO. (4) Atlas SLV-3 (GTA-9), 17 de mayo de 1966. El vehículo se volvió inestable cuando se perdió el control de cabeceo B2 a los 121 segundos. La pérdida del control de cabeceo resultó en una maniobra de cabeceo hacia abajo mucho mayor de 90°. Se perdió el control de guía a los 132 segundos. Después de BECO, el vehículo se estabilizó en una actitud anormal. Aunque el vehículo no siguió la trayectoria planificada, SECO (a los 280 segundos), VECO (a los 298 segundos) y la separación de Agena ocurrieron normalmente a partir de comandos del programador. (5) Atlas 95F (ABRES/AFSC), 3 de mayo de 1968. Inmediatamente después del despegue, las tasas de rollo y guiñada telemetreadas indicaron que el misil era errático. Durante los primeros 10 segundos de vuelo, el misil giró bruscamente a la izquierda. Luego comenzó a girar bruscamente a la derecha,

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cruzó la línea de vuelo y continuó hacia la línea de destrucción a la derecha. Poco después, el misil aparentemente se inclinó violentamente hacia arriba y el HP comenzó a moverse de regreso hacia la playa. El misil fue destruido a aproximadamente 45 segundos cuando la altitud era de aproximadamente 14,000 pies y la distancia en el rumbo era de aproximadamente 9 millas. Las piezas principales impactaron a menos de una milla de la costa, lo que indica un movimiento hacia el rumbo del punto de impacto durante la última parte del vuelo de empuje. (6) Delta Intelsat III, 18 sep·68. Debido a la pérdida del giroscopio de tasa, comenzaron oscilaciones de inclinación no amortiguadas a los 20 segundos. Una serie de maniobras violentas siguió a los 59 segundos. Durante el período de 13 segundos mientras continuaban estas maniobras, el vehículo se inclinó hacia abajo unos 270°, luego hacia arriba 210°, y luego realizó un gran giro a la izquierda. A los 72 segundos, el vehículo recuperó el control y voló de manera estable en una dirección hacia abajo y a la izquierda hasta los 100 segundos. En ese momento, con el motor principal contra los topes de inclinación y giro, las fuerzas aerodinámicas desestabilizadoras se volvieron tan grandes que el control cuasi no pudo mantenerse. La primera etapa se desintegró a los 103 segundos. La segunda etapa fue destruida por el RSO a los 110.6 segundos. Las piezas principales impactaron a aproximadamente 12 millas en el rumbo y 2 millas a la izquierda de la línea de vuelo. (7) Delta Pioneer E, 27 ago 69. El sistema hidráulico de la primera etapa falló unos segundos antes del agotamiento de la primera etapa (MECO). El vehículo se inclinó hacia abajo, giró a la izquierda, rodó en sentido contrario a las agujas del reloj, llevando todos los giroscopios fuera de límites, y luego dio vueltas. La separación e ignición de la segunda etapa ocurrieron mientras el vehículo estaba fuera de control. Después de unos 20 segundos, la segunda etapa recuperó el control en una actitud de giro a la derecha y elevación. Voló de manera estable en esta actitud durante aproximadamente 240 segundos hasta ser destruido por el oficial de seguridad a T +484 segundos. (8) Atlas 68E, 8 dic 80. El vuelo parecía normal hasta los 102.7 segundos cuando la presión del aceite lubricante en el motor del propulsor B2 cayó repentinamente. A los 120.1 segundos, el motor se apagó, seguido 385 mseg después por el apagado de la guía del motor Bl. El empuje asimétrico durante el apagado causó tasas de giro y rodadura que el sistema de control de vuelo no pudo corregir. Como resultado, se perdió el control de actitud y el sustentador de empuje pivotó el misil a una actitud de retrofuego antes de que el vehículo pudiera estabilizarse. Después de que se desechó el paquete de propulsores, el misil se estabilizó y comenzó a desacelerar en modo de retrofuego a los 148 segundos. El sustentador continuó empujando en esta actitud hasta los 282.9 segundos cuando el calentamiento por reentrada aparentemente causó el apagado del sustentador y la desintegración del vehículo.

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Es obvio a partir de las definiciones de modo de respuesta en el Apéndice A que ninguna de las fallas de vehículo descritas puede considerarse como una respuesta de Modo 1, 2 o 3, o una falla en trayectoria de Modo 4. Excepto posiblemente por (2), también parece evidente que ninguna puede ser modelada como un giro rápido o un giro lento. Aunque una acción de destrucción rápida durante cualquiera de los vuelos descritos podría haber resultado en una clasificación de Modo 4, el oficial de seguridad típicamente necesita varios segundos para evaluar los datos después de un mal funcionamiento. La acción rápida es contraria a la filosofía de seguridad si las líneas de límite de impacto no están amenazadas y el sistema de destrucción no está en riesgo, ya que un tiempo de vuelo adicional mejora la oportunidad del usuario para precisar la naturaleza del problema.

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Una buena ilustración de una respuesta de falla de Modo 5 ocurrió durante el lanzamiento de Prospector (Joust) en el Rango Oriental en junio de 1991. El Joust consiste en un motor cohete de propulsor sólido Castor IV-A de una sola etapa y un módulo de carga útil. "El vehículo realizó una maniobra radical de inclinación hacia arriba debido a una falla estructural en la falda trasera a aproximadamente T+14 segundos." 121 La traza de impacto instantáneo en vacío desde la consola del RSO se muestra en la Figura 1. Si el oficial de seguridad hubiera tomado acción de destrucción durante el intervalo de tiempo de 18 a 25 segundos, el impacto habría estado bien alejado de la línea de vuelo. CYIER A NO CLASIFICADO IP "AP 1 JOUST1761-R r20SEC. + .a + □.□ . . PP.rttE RLTEP. SKIN EN RUTA ... .. . . .. . . .... EN RUTA

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• 4 VERDE Figura 1. Traza de Impacto de Joust Mostrando una Respuesta de Falla de Modo 5 Como otro ejemplo de una respuesta de falla de Modo 5, un cohete sondeo guiado Red Tigress fue lanzado desde la Plataforma 20 en Cabo Cañaveral el 20 de ago 91. Dentro de uno o dos segundos después de despegar del lanzador, el cohete realizó un giro casi de 90° a la derecha y voló de manera estable en esta dirección hasta ser destruido por el oficial de seguridad a los 23.3 segundos. Las piezas impactaron a unas dos o tres millas de la plataforma de lanzamiento. Esta falla podría haber sido clasificada como una respuesta de Modo 2 si se hubiera tomado acción de destrucción poco después del lanzamiento.

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3. Comprendiendo la Respuesta de Fallo Modo-5 A diferencia de las respuestas de fallo Modos 3 y 4, la respuesta Modo 5 (y también el Modo 2) no es una función directa del tiempo desde el lanzamiento. Para los Modos 3 y 4, el punto medio de impacto (MPI) para cada clase de escombros es fijo, una vez que se establece el tiempo de fallo. En cada instante, solo hay una posible ubicación para el MPI de cada clase de escombros. Por otro lado, la función de densidad de impacto del Modo-5 para cada clase de escombros consiste en una parte primaria y una parte secundaria superpuesta. La función de densidad de impacto primaria tiene en cuenta la variabilidad del impacto debido al vuelo errático del vehículo. Se utiliza para determinar la probabilidad de que el fragmento medio en una clase de escombros resultante de la ruptura del vehículo caiga en un área determinada (por ejemplo, sobre un edificio o un campo abierto). La función de densidad secundaria tiene en cuenta la dispersión de escombros debido a la ruptura del vehículo y a los efectos aerodinámicos durante la caída libre. Se utiliza para determinar la probabilidad de que los fragmentos de la clase realmente impacten en un edificio o campo. En otras palabras, la función de densidad de impacto primaria se utiliza para calcular la probabilidad de que la función secundaria esté centrada en alguna área especificada; la función secundaria, que describe la distribución de los fragmentos de la clase alrededor del punto medio, se utiliza luego para calcular la probabilidad de que uno o más fragmentos de la clase impacten en el centro poblacional o área especificada.

La parte primaria de la función de densidad de impacto del Modo-5, que se presentó como Ec. (9.5) en la Ref. [1], se reproduce aquí como Ec. (1): donde R es el rango desde el punto de lanzamiento en millas, θ es el ángulo en radianes entre la dirección de lanzamiento y una línea desde la plataforma a través del punto de impacto, y R es la tasa de rango de impacto en millas por segundo. A y C son constantes de forma adimensional, y la constante de forma D está en millas. Para una respuesta del Modo-5, hay por definición un tiempo más temprano de ocurrencia TP (tiempo de inclinación) y un tiempo más tardío de ocurrencia T5 (agotamiento, inyección orbital, o algún otro tiempo de terminación especificado). El tiempo específico en este intervalo en el que se manifiesta una respuesta Modo-5 no tiene importancia, aunque la duración del intervalo debe considerarse al asignar una probabilidad de ocurrencia para una respuesta del Modo-5.

Dado que ha ocurrido una respuesta del Modo-5, la probabilidad de que el centro de la función secundaria se encuentre en alguna región o en algún edificio (centro poblacional) se determina integrando la función de densidad de impacto primaria para la clase sobre la región o edificio. La función primaria depende del rango (R) y la dirección (φ) desde el punto de lanzamiento hasta el centro poblacional, pero no directamente del tiempo desde el lanzamiento. La función primaria sí involucra la cantidad R, que se expresa explícitamente como una función de R y solo implícitamente como una función del tiempo. Los valores de R de la trayectoria nominal se diferencian para calcular R.

La función de densidad de impacto secundaria del Modo-5 es de forma normal circular y se expresa mediante la ecuación donde d es la distancia desde el punto de impacto del fragmento medio hasta el centro del objetivo, y σ es la desviación estándar (dispersión) para la clase de escombros. El hecho de que el centro de la función de densidad de impacto secundaria (o MPI secundaria para una clase de escombros) se encuentre fuera de algún centro poblacional no significa necesariamente que los fragmentos de la clase impacten en el centro. La probabilidad de que uno o más fragmentos realmente impacten en el centro poblacional se determina integrando la función de densidad de impacto secundaria sobre el centro y combinando los resultados para todos los fragmentos de la clase. Las dispersiónes para la función secundaria se calculan mediante la suma de raíces cuadradas de las dispersiónes individuales que surgen de los efectos de los vientos, las velocidades de ruptura del vehículo y las incertidumbres de arrastre para la clase. Se calculan a partir de la trayectoria nominal y pueden expresarse explícitamente como una función del rango de impacto. Dado que el centro poblacional también puede ser impactado si el MPI de la función de densidad secundaria se encuentra fuera del centro poblacional, se deben considerar todas las posibles ubicaciones mutuamente excluyentes de la función secundaria que pueden resultar en un impacto en el centro poblacional. Para cada ubicación mutuamente excluyente, se calcula la probabilidad de que uno o más fragmentos de la clase impacten en el centro poblacional, y los resultados se combinan para obtener la probabilidad total de impacto para la clase.

La función de densidad de impacto primaria del Modo-5 se modela de tal manera que es independiente de cómo el punto de impacto llega a una ubicación particular. Por ejemplo, hay innumerables caminos que un vehículo puede seguir para impactar en una ubicación a dos millas a la izquierda del rango transversal desde la plataforma de lanzamiento. La Figura 1 muestra una forma para un vehículo Joust que falló a los 15 segundos, pero cuatro segundos después había movido el punto de impacto hacia arriba y a la izquierda a una posición a dos millas a la izquierda del punto de lanzamiento. Otra forma de colocar el punto de impacto a dos millas a la izquierda es que el vehículo vuele en la dirección equivocada (norte en lugar de este) desde el despegue.

Aunque numerosos mecanismos de fallo y comportamientos del vehículo pueden llevar a una respuesta del Modo-5 y a un impacto en un área particular, el mecanismo y comportamiento exactos son irrelevantes. Todas estas posibilidades se asumen como contabilizadas por la Ec. (1). Cuatro fallos específicos que producen respuestas del Modo-5 se describen fácilmente: (1) una reorientación de la plataforma de guía, (2) inserción de un objetivo espacial erróneo en el sistema de guía, (3) bloqueo de la boquilla del motor en una posición fija cerca de nula, produciendo así un ángulo casi constante.

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4. Metodología para Evaluar las Probabilidades de Fallo Un propósito principal de este estudio es desarrollar estimaciones de las probabilidades relativas de ocurrencia de una respuesta de fallo de Modo-5 para Atlas, Delta, Ti~ y, como subproducto, para otros vehículos de lanzamiento también. Consecuencias naturales de este esfuerzo son las probabilidades relativas de ocurrencia de otros modos de respuesta de fallo utilizados en el programa PAMP, así como las probabilidades generales de fallo del vehículo. Hay al menos dos enfoques comúnmente utilizados para estimar las probabilidades de fallo de vehículos de lanzamiento: (1) un enfoque de análisis de piezas o ingeniería, que implica una evaluación ingenieril de la fiabilidad de varias partes y componentes que componen cada subsistema de misil, y los efectos de un fallo de parte, componente o subsistema; y (2) un enfoque estadístico empírico basado en resultados de lanzamiento reales. Hay serios problemas con ambos enfoques.

4.1 El Enfoque de Análisis de Piezas Una descripción de este enfoque, sus dificultades y limitaciones, se discuten en detalle en un informe preliminar de Booz• Allen & Hamilton, Inc.141 preparado en 1992 para el Comando Espacial de la Fuerza Aérea. Dado que no podemos mejorar las ideas y palabras expresadas por Booz• Allen, citamos lo siguiente de ese informe: "El enfoque ingenieril para el cálculo de tasas de éxito de vehículos de lanzamiento se basa en la medición/estimación de las fiabilidades de piezas individuales y su combinación en modelos de bloques de fiabilidad del sistema de lanzamiento. Estos modelos de bloques... incluyen la consideración de la criticidad de componentes individuales, la presencia (o ausencia) de capacidades redundantes, la probabilidad de que un fallo de un componente pueda causar un fallo en otro componente, así como otros datos necesarios. Al combinar las fiabilidades de piezas individuales en este modelo, el enfoque ingenieril produce una estimación general de fiabilidad para el sistema de lanzamiento. "El enfoque ingenieril tiene varias limitaciones significativas que tienden a reducir la confianza en sus resultados. Primero, el enfoque asume que las interrelaciones entre y entre subsistemas son comprendidas suficientemente para permitir el desarrollo de un diagrama de bloques de fiabilidad. Esta suposición es altamente cuestionable en sistemas complejos, como los vehículos de lanzamiento espacial, cuya historia operativa incluye muchas anécdotas sobre relaciones inesperadas entre subsistemas 'independientes'. "La segunda desventaja del enfoque ingenieril es que evalúa la fiabilidad del sistema en una condición perfectamente ensamblada. Como resultado, evalúa la fiabilidad sin tener en cuenta las variaciones y errores de fabricación, procesamiento u operaciones." Los efectos que típicamente se pasan por alto o se ignoran incluyen: a. Instalación incorrecta de componentes b. Programas informáticos erróneos

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c. Inserción de programas informáticos inapropiados d. Fatiga del personal de apoyo Una tercera limitación del enfoque de análisis de piezas discutida en la Ref. [4] trata sobre la subjetividad y suposiciones inválidas que a menudo se utilizan para estimar las fiabilidades de piezas/componentes. Aquí Booz• Allen cita un informe de la Oficina de Evaluación de Tecnología, y nosotros hacemos lo mismo: "La fiabilidad de diseño de los vehículos propuestos se estima generalmente utilizando: Datos de pruebas de laboratorio de sistemas (por ejemplo, motores y aviónica) y componentes que ya han sido construidos; Juicios de ingenieros sobre la fiabilidad alcanzable en sistemas y componentes que no han sido construidos; Análisis de si un fallo en un sistema o componente causaría fallos en otros sistemas y componentes, o en el vehículo; y Suposiciones (a menudo tácitas) que: las condiciones de laboratorio bajo las cuales se probaron los sistemas duplican precisamente las condiciones bajo las cuales los sistemas operarán, las condiciones bajo las cuales el sistema operará son aquellas para las que fueron diseñados para operar, los juicios del ingeniero sobre la fiabilidad son correctos, y los análisis de fallos consideraron todas las circunstancias y detalles que influyen en la fiabilidad: Tales estimaciones ingenieriles de fiabilidad de diseño son incompletas y subjetivas...". Los efectos que influyen en la fiabilidad que el analista puede no considerar incluyen: a. Rayos b. Efectos de envejecimiento, particularmente para propelentes sólidos c. Corrosión d. Aislamiento térmico insuficiente para componentes críticos e. [REDACTADO] f. Patrones de antena erróneos o instrumentación Booz• Allen concluye de la siguiente manera: "Finalmente, debido a su naturaleza, el enfoque ingenieril no puede tener en cuenta fallos de diseño no detectados. (Si estos fallos fueran detectados, y pudieran ser modelados,

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6. Modelado de Constantes a Través de Simulación Dado que no hay datos de prueba adecuados disponibles para establecer empíricamente las constantes de modelado del Modo-5, se necesitan otros métodos para este propósito. Se recordará que, después de la inversión del vehículo, cualquier mal funcionamiento con el potencial de causar una desviación sustancial de la línea de vuelo prevista es, por definición, una respuesta de fallo del Modo-5. El mal funcionamiento no necesita causar realmente una gran desviación para ser clasificado como una respuesta del Modo-5. Una de estas clases de fallos que conducen a una respuesta del Modo-5 se ha denominado fallo de actitud aleatoria. Tales respuestas pueden resultar de fallos de guía y control que llevan a una orientación errónea de la plataforma de guía o a un objetivo espacial erróneo. Otra clase de fallos que pueden causar una desviación sostenida de la línea de vuelo es la curva lenta, donde la boquilla del motor, de hecho, se bloquea en alguna posición fija, generalmente pero no necesariamente cerca de cero. Ambos tipos de malfuncionamientos han sido investigados en un intento de estimar valores numéricos para las constantes de modelado del Modo-5 A y B. Básicamente, la idea es (1) ejecutar una gran muestra de fallos de actitud aleatoria y de curva lenta, (2) calcular los porcentajes de impactos en sectores de cinco grados desde 0° hasta 180°, (3) comparar estos porcentajes con los obtenidos de la función de densidad de impacto del Modo-5 cuando se asignan valores específicos a A y B, y (4) asignar valores a A y B hasta que se obtenga el mejor ajuste posible entre los impactos de curva simulada y los impactos teóricos del Modo-5.

6.1 Simulaciones de Giro por Malfuncionamiento 6.1.1 Fallos de Actitud Aleatoria Un fallo de guía y control que conduce a una dirección de empuje errónea fija se denomina fallo de actitud aleatoria. Tales fallos representan un subconjunto de posibles respuestas de fallo del Modo-5. Los fallos de actitud aleatoria pueden ser utilizados para establecer la región máxima posible de impacto, dado que un vehículo ha volado normalmente durante un período de tiempo especificado. Para este propósito, RTI ha desarrollado un programa de Punto de Impacto por Fallo de Actitud Aleatoria (RAFIP) escrito en Fortran (3900 líneas de código) para su ejecución en una computadora personal.

Utilizando un enfoque de Monte Carlo, el programa RAFIP primero selecciona un tiempo de inicio y luego una dirección de empuje aleatoria en la esfera de actitud, con todas las direcciones teniendo la misma probabilidad de ser elegidas. Cada ejecución de Monte Carlo comienza utilizando la posición y velocidad nominal del vehículo en el tiempo de inicio seleccionado, asumiendo un cambio instantáneo en la dirección de empuje. El empuje se aplica continuamente en la dirección aleatoria seleccionada, y las ecuaciones de movimiento se integran numéricamente hasta que se satisface una de cuatro condiciones: (1) ocurre el agotamiento de la etapa final, (2) el vehículo impacta mientras empuja, (3) ocurre la inserción orbital, (4) el vehículo se desintegra debido a fuerzas aerodinámicas. Para las condiciones (1) y (4), la trayectoria se extiende hasta el impacto utilizando las ecuaciones de Kepler. Para la condición (3), no existe un punto de impacto. El proceso descrito se repite para una muestra suficientemente grande para que la distribución de los puntos de impacto resultantes represente, a todos los efectos prácticos, todos los posibles puntos de impacto, independientemente de la naturaleza real del fallo.

Dependiendo de las características de desintegración del vehículo y el tiempo de fallo, un vehículo que experimenta un fallo de actitud aleatoria puede desintegrarse en el instante del fallo, o después de unos segundos en la curva, o no desintegrarse en absoluto. Al realizar los cálculos, se investigaron tres umbrales de desintegración separados y un caso sin desintegración. Con respecto a la desintegración del vehículo, se asumió que el vehículo se desintegraría si qa. excedía un límite constante especificado, donde q es la presión dinámica y a. es el ángulo total de ataque. Aunque el umbral de desintegración qa puede ser una función complicada del número de Mach y otros parámetros, se adoptó este enfoque simplista.

Los cálculos de fallo de actitud aleatoria se realizaron individualmente para Atlas, Delta, Titan y LLV comenzando poco después de la inversión y continuando hasta algún momento conveniente, como el agotamiento de la etapa cuando el vehículo ya no podía poner en peligro el área de lanzamiento. Teóricamente, la función de densidad de impacto del Modo-5 se extiende hacia adelante hasta que el punto de impacto instantáneo desaparece. Dado que este estudio se ocupa de la evaluación de los parámetros de la función de densidad para el análisis de riesgo del área de lanzamiento, los cálculos de actitud aleatoria se detuvieron en un evento de etapa cuando el vehículo ya no tenía suficiente energía para devolver el punto de impacto al área de lanzamiento. Utilizando datos de trayectoria para cada vehículo, se ejecutó el programa RAFIP para generar 10,000 muestras de puntos de impacto en cada tiempo de inicio. Los cálculos se realizaron en intervalos de diez segundos.

6.1.2 Fallos de Giro Lento Ciertos tipos de fallos de guía y control pueden hacer que el motor que empuja se gire hacia una posición nula o casi nula: Tales fallos pueden producir lo que aquí se denomina un giro lento. Por diversas razones, después de que un motor es comandado a nulo, puede que no empuje precisamente a través del centro de gravedad, por ejemplo, desalineaciones estructurales, desplazamiento del centro de gravedad, boquillas inclinadas. Dado que, al igual que los fallos de actitud aleatoria, los giros lentos constituyen un subconjunto de las respuestas de fallo del Modo-5, han sido investigados utilizando el programa RAFIP de RTI. Se han hecho las siguientes suposiciones al realizar los cálculos: (1) El desplazamiento de empuje efectivo de un motor "nulado" se distribuye normalmente con una media de cero y una desviación estándar de 0.1°. (2) Un desplazamiento de empuje fijo resulta en una aceleración angular constante del fuselaje, y por lo tanto, una aceleración angular constante del vector de empuje. (3) Para pequeños desalineamientos de empuje, la aceleración angular del fuselaje es proporcional al desalineamiento angular de empuje.

En cada punto de tiempo, la aceleración angular producida por pequeños desplazamientos de empuje se estimó a partir de los datos de giro por malfuncionamiento proporcionados a la oficina de seguridad por el usuario del rango. Los giros por malfuncionamiento para el Atlas IIAS se proporcionaron para tres ángulos de gimbal, siendo el más pequeño de un grado. Para cada ángulo de gimbal, los resultados se graficaron como

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6.2 Constantes de Modelado para Atlas IIAS
6.2.1 Constantes de Modelado Óptimas del Modo-5
Disponibles, se simularon fallas de actitud aleatoria para un caso sin desintegración y para tres qa de desintegración: 20,000 deg-lb/ft², 10,000 deg-lb/ft² y 5,000 deg-lb/ft². Para cada caso, se ejecutaron 270,000 trayectorias, dando un total de 1,080,000. Resultó que el valor elegido para la qa de desintegración era crítico para determinar la constante de modelado A, ya que cuanto menor era la qa, menor era el tiempo de empuje antes de la desintegración, y mayores eran los porcentajes de impactos en sectores cercanos a la línea de vuelo.
Para Atlas HAS, los efectos de la qa sobre la desintegración se muestran en la Figura 6 donde, para las qa seleccionadas, se grafican los porcentajes de giros de actitud aleatoria que resultan en desintegración antes de 280 segundos contra el tiempo de falla.
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0 40 80 120 160 200 240 280
Tiempo de Falla (seg)
Figura 6. Porcentajes de Desintegración de Atlas IIAS para Giros de Actitud Aleatoria
Para fallas entre 10 y 30 segundos, la mayoría de las desintegraciones no ocurren en la falla, sino más tarde en el vuelo después de que el vehículo ha acumulado una velocidad significativa. Para fallas entre 40 y 105 segundos, más del 80% de las desintegraciones ocurren, incluso para qa tan altas como 20,000 deg-lb/ft².

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En esta región, la desintegración ocurre en o poco después de la falla del vehículo. Más allá de 170 segundos, la presión dinámica entre la falla y 280 segundos se mantiene suficientemente baja para que el vehículo permanezca intacto.
Las diferencias dramáticas en las distribuciones de impacto que pueden resultar en ciertos momentos durante el vuelo si el vehículo está sujeto a desintegración aerodinámica se pueden ver al comparar las huellas de impacto en la Figura 7 y la Figura 8. Ambos patrones muestran 10,000 puntos de impacto de fallas de actitud aleatoria del Atlas IIAS a 130 segundos. La Figura 7 es para sin desintegración, y la Figura 8 es para una qa de desintegración de 5,000 deg-lb/ft².
Los datos en la Tabla 19 comprenden un ejemplo de una muestra de 270,000 puntos de fallas de actitud aleatoria ejecutadas a intervalos de 10 segundos desde 15 hasta 275 segundos. (Por brevedad, solo se muestra cada segundo tiempo de falla en la tabla.) Se computan diez mil impactos en cada tiempo de falla. Se identifican sectores de cinco grados en la columna de la izquierda. Para cada tiempo, el número de impactos en cada sector de 5° se muestra en la columna para ese tiempo. El número total de impactos para todos los tiempos de falla y los porcentajes de impactos en cada sector se dan en las dos últimas columnas de la tabla.

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Tabla 19. Distribución de Impactos de Muestra para Atlas HAS sin Desintegración
Tiempo de Falla (seg)
35 55 75 95 115 135 155 175 195 215 235 255
300 411 487 608 835 1107 1843 3333 4092 5386 7906 10000
314 388 465 575 808 1082 1762 3065 3827 4206 2094 0
316 427 495 627 744 975 1652 2820 2081 408 0 0
329 354 464 558 730 945 1445 782 0 0 0 0
319 378 421 566 670 845 1292 0 0 0 0 0
316 349 406 525 641 776 1203 -0 0 0 0 0
339 337 415 452 505 617 800 0 0 0 0 0
336 381 368 405 506 550 3 0 0 0 0 0
293 388 374 409 454 520 0 0 0 0 0 0
298 310 397 366 412 441 0 0 0 0 0 0
282 331 346 323 352 378 0 0 0 0 0 0
308 282 303 314 292 331 0 0 0 0 0 0
308 289 306 293 299 260 0 0 0 0 0 0
262 279 300 294 286 256 0 0 0 0 0 0
275 326 281 264 243 205 0 0 0 0 0 0
261 272 271 238 232 170 0 0 0 0 0 0
266 249 272 234 194 111 0 0 0 0 0 0
274 241 242 219 191 96 0 0 0 0 0 0
285 246 230 226 171 70 0 0 0 0 0 0
283 280 235 180 136 55 0 0 0 0 0 0
283 268 215 190 126 49 0 0 0 0 0 0
254 246 211 200 108 30 0 0 0 0 0 0
267 237 204 168 114 27 0 0 0 0 0 0
255 230 178 162 120 18 0 0 0 0 0 0
263 251 211 167 98 17 0 0 0 0 0 0
255 225 189 155 62 11 0 0 0 0 0 0
251 227 195 126 86 8 0 0 0 0 0 0
259 227 176 128 77 8 0 0 0 0 0 0
244 184 186 169 63 5 0 0 0 0 0 0
243 187 180 118 59 8 0 0 0 0 0 0
225 178 166 128 72 8 0 0 0 0 0 0
259 199 151 113 68 2 0 0 0 0 0 0
213 220 177 127 59 6 0 0 0 0 0 0
242 203 172 115 68 2 0 0 0 0 0 0
256 195 171 127 60 6 0 0 0 0 0 0
267 205 140 131 59 5 0 0 0 0 0 0
10000 10000 10000 10000 10000 10000 10000 10000 10000 10000 10000 10000
Total 10000

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6.3.2 Riesgos del Modo-5 en el Área de Lanzamiento Usando los valores de A y B de la Figura 24 y la Figura 25, se ejecutó el programa DAMP para calcular los riesgos del área de lanzamiento del Modo-5 para centros de población dentro de las líneas de límite de impacto para un lanzamiento diurno Delta-GEM/GPS-10 desde la Plataforma 17A. Los resultados de estos y otros dos casos se muestran en la Tabla 23. El Ee del Modo-5 en la primera línea (caso de referencia antiguo) se presenta para comparación. Se obtuvo de la primera línea de la Tabla 55 de un estudio RTI anterior. En ese estudio, la probabilidad total de falla del Delta durante los primeros 130 segundos de vuelo se estableció en 0.02, con la probabilidad de una respuesta del Modo-5 asumida en 0.0025. La segunda línea en la Tabla 23 muestra el resultado de un recálculo de los riesgos del Modo, nuevamente con B = 1,000 y A = 3, utilizando probabilidades de falla derivadas anteriormente en este informe. De la Tabla 6 y la Tabla 15, la probabilidad de falla durante las fases de vuelo O - 2 es 0.013, y la frecuencia relativa de ocurrencia de una respuesta del Modo-5 es 0.08. La probabilidad absoluta de una respuesta del Modo-5 se convierte así en 0.013 x 0.08 = 0.001.

Tabla 23. Constantes de Modelado y Riesgos Relacionados para Delta-GEM Desintegración TB Modo-5 Ee Ps (seg) (deg-lb/ft2) B A (x 104) 0.0025 130 12,000 * 1,000 3.00 394 (caso de referencia) 0.001 270 12,000 * 1,000 3.00 88.8 (nuevo) 0.001 270 ninguno 1,000 1.90 220.0 20,000 2.90 104.4 10,000 3.10 74.1 0.001 270 ninguno 10,000 2.60 224.4 20,000 2,000 3.15 102.4 10,000 2,000 3.35 72.0 5,000 4 3.50 5.1

• Interpolado de datos contenidos en la Figura 24

Como en el caso de Atlas, la Tabla 23 nuevamente muestra que los riesgos en el área de lanzamiento dependen en gran medida de qa y, por lo tanto, de A, pero son relativamente insensibles a los cambios en B si se selecciona un valor adecuado para A. Por ejemplo, si qa = 10,000, los riesgos calculados para B = 1,000 (A = 3.10) y B = 2,000 (A = 3.35) difieren en menos del 3%. Para los casos sin desintegración donde B = 1,000 y luego 10,000, los riesgos calculados en el área de lanzamiento difieren en menos del 2%.

Los riesgos del área de lanzamiento dependen en gran medida de la capacidad del vehículo para resistir fuerzas aerodinámicas. Excepto al inicio del vuelo, los vehículos de baja resistencia generalmente se desintegran rápidamente después de que comienza un giro de mal funcionamiento. Cuanto más tarde ocurran tales giros, más probable es que los fragmentos impacten más allá del punto de lanzamiento, disminuyendo así los riesgos para las poblaciones en la dirección del lanzamiento. Los efectos de la resistencia del vehículo sobre el riesgo se ven claramente en la Tabla 23 donde, por ejemplo, los riesgos son más de 20 veces mayores si la qa de desintegración del vehículo es de 20,000 en lugar de 5,000 deg-lb/ft2.

6.4 Constantes de Modelado para Titan IV Las constantes de modelado del Modo-5 para Titan IV se desarrollaron como se describe en la Sección 6.3 para Delta, excepto que se ejecutaron un total de 290,000 simulaciones entre el tiempo de programación de 18 segundos y la separación a 300 segundos. El porcentaje de vehículos que se desintegran durante giros aleatorios simulados se trazan contra el tiempo de falla en la Figura 26. Se utilizaron las mismas qa que se usaron con Atlas y Delta, y se obtuvieron resultados de desintegración similares.

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Las distribuciones de impacto simuladas representadas en la Figura 28 son idénticas a las mostradas en la Figura 27. Los porcentajes teóricos del Modo-5 se obtuvieron probando varias combinaciones de B y A hasta que se logró un buen ajuste entre los resultados de giro por mal funcionamiento simulados y los datos teóricos de distribución de impacto en los sectores de ±60° a ±180°. Aunque podrían ser posibles ajustes algo mejores para los qa de ruptura más bajos, el esfuerzo por encontrarlos no pareció valer la pena, ya que los A y B mostrados en la figura produjeron ajustes que fueron más que adecuados en los sectores donde se encuentran los centros de población.

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Los valores de ajuste óptimo de B y A mostrados en la Figura 27 y la Figura 28 están tabulados para referencia conveniente en la Tabla 24. Para los qa de ruptura de 10,000 y 5,000 deg-lb/ft2, el valor actualmente utilizado de B = 1,000 proporcionó un mejor ajuste de datos que otros valores de B que se investigaron.

Tabla 24. Constantes de Ajuste para Titan IV Ruptura qa (deg-lb/ft2) B A II 300 ninguno 300 ninguno No se realizaron cálculos de riesgo en el área de lanzamiento para Titan IV.

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6.5 Constantes de Ajuste para LLV1 Las constantes de ajuste para LLV1 se desarrollaron como se describe en la Sección 6.3 para Delta, excepto que se realizaron un total de 290,000 simulaciones entre el tiempo de programación de 1 segundo y la separación a los 290 segundos. Los porcentajes de vehículos que se rompen durante giros aleatorios simulados se representan en la Figura 29. Como se esperaba, los resultados son similares a los mostrados anteriormente para Atlas, Delta y Titan, aunque, debido a su mayor aceleración, la rápida caída de cerca del 100% de ruptura ocurre en un tiempo anterior para el LLV1 que para los otros vehículos.

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Los valores de ajuste óptimo de B y A de la Figura 30 y la Figura 31 se han listado para referencia conveniente en la Tabla 25. Es interesante notar que, para todas las condiciones de ruptura, el valor actualmente utilizado de B = 1,000 proporcionó un mejor ajuste de datos que cualquier otro B que se investigó.

Tabla 25. Constantes de Moldeo para LLVl TB Ruptura qa (seg) (deg-lb/£t2) B A 290 ninguno 1,000 1.85 290 ninguno 10,000 2.45 20,000 1,000 2.60 10,000 1,000 2.70 5,000 1,000 2.75

No se realizaron cálculos de riesgo en el área de lanzamiento para LLVl.

6.6 Constantes de Moldeo para Otros Vehículos de Lanzamiento Los procedimientos para desarrollar las constantes de moldeo A y B del Modo-5 se describen completamente en este informe. Para Atlas, Delta, Titan y LLVl, se derivaron los valores de ajuste óptimo de A para cuatro condiciones de ruptura (1) para el valor actualmente utilizado de B = 1,000, y (2) para los valores de B de ajuste óptimo. Para cualquier nuevo vehículo de lanzamiento que requiera cálculos de riesgo, se deben seguir los mismos procedimientos para obtener valores adecuados para A y B.

Como un proceso alternativo y menos que consume tiempo, los valores de A y B pueden ser estimados comparando el nuevo vehículo con uno de los cuatro vehículos mencionados anteriormente y listados en la Tabla 26. Si la configuración y trayectoria del nuevo vehículo y uno de los vehículos listados son similares, se pueden usar los valores de A y B mostrados en la tabla para ese vehículo y la condición de ruptura asumida. Puede, por supuesto, no haber similitud entre el nuevo vehículo y cualquiera de los vehículos listados. En ese caso, y dependiendo de las condiciones de ruptura asumidas, se puede seleccionar uno de los valores medios mostrados en la última fila de la tabla hasta que se puedan desarrollar mejores valores.

Tabla 26. Resumen de Valores de A para B = 1,000 Vehículo Rango IP (nm) Ruptura qa (deg-lb/ft2) 5,000 10,000 20,000 Ninguno Atlas HAS Delta-GEM Titan IV CLVl Otros vehículos 3.5 3.1 2.8 1.9

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7. Investigaciones Futuras Potenciales Debido a las limitaciones de contrato en los fondos y la fecha límite para publicar el informe, ciertos aspectos interesantes del proceso de modelado del Modo-5 no pudieron ser investigados completamente. Varios de estos problemas se enumeran a continuación en orden de importancia considerado: (1) Efectos en las constantes de moldeo A y B de usar condiciones de ruptura (qa.) más precisas durante simulaciones de giro por mal funcionamiento. (2) Efectos en las constantes de moldeo A y B (y, por lo tanto, en los riesgos generales) si se utilizan diferentes valores de TB en el cálculo de impactos teóricos y simulados (por ejemplo, TB correspondiente al agotamiento de las etapas cero, primera y segunda). (3) Efectos en las constantes de moldeo A y B si se tiene en cuenta la resistencia en el cálculo de los puntos de impacto en caída libre después de un giro por mal funcionamiento. (Las constantes de moldeo podrían determinarse para coeficientes balísticos máximos, mínimos e intermedios, y luego interpolarse para otros valores. Este enfoque más preciso requeriría, en última instancia, modificaciones extensas a DAMP). (4) Efectos en las constantes de moldeo A y B si se utilizan sectores más pequeños de 5° para comparar datos de impacto teóricos y simulados (por ejemplo, 1° o 2°). (5) Efectos en las probabilidades de fallo relativas para vehículos de propulsión sólida si se utilizan vehículos de propulsión sólida no clasificados o resultados de pruebas desclasificados en las muestras de datos históricos (por ejemplo, Pershing, Polaris, Poseidón, Trident).

Otras tareas que deberían realizarse en algún momento en el futuro incluyen: (a) Actualizar las probabilidades de fallo absolutas para Atlas, Delta, Titan y quizás otros vehículos. (b) Desarrollar constantes de moldeo A y B adecuadas para nuevos vehículos. (En este sentido, ver la Sección 6.6)

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los valores absolutos de probabilidad para cada modo de respuesta, se multiplicaron las probabilidades de falla absolutas de la Tabla 27 por las probabilidades relativas mostradas en las segundas columnas de la Tabla 28 y la Tabla 29. Los resultados, presentados originalmente en la Tabla 17, se repiten a continuación en la Tabla 30.

Tabla 30. Probabilidades Absolutas por Modo de Respuesta para Atlas, Delta y Titan

Modo de Respuesta	Atlas	Delta	Titan
1
2
3
4
5

La metodología utilizada para calcular estas probabilidades se basa en un enfoque empírico, que considera los datos históricos de rendimiento y las configuraciones de vehículos representativos. Este enfoque permite una estimación más precisa de las probabilidades de falla en comparación con métodos que dependen únicamente de análisis teóricos o de partes individuales.

En resumen, este estudio proporciona un marco para evaluar las probabilidades de falla de los vehículos espaciales Atlas, Delta y Titan, y establece una base para futuras investigaciones y desarrollos en el ámbito de la seguridad de lanzamientos.

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--- Apéndice A. Modos de Respuesta a Fallos en el Programa DAMP --- En el programa DAMP, no se intenta modelar el comportamiento del vehículo ante fallos de sistemas y componentes específicos. Una lista de tales fallos y comportamientos posibles para cualquier vehículo sería extensa, y las variaciones de un vehículo a otro complicarían el proceso de modelado, o lo harían casi imposible. En su lugar, las respuestas a fallos se modelan en DAMP sin tener en cuenta el fallo específico que causa la respuesta. Solo hay seis modos de respuesta posibles en DAMP, cinco para fallos y uno para modelar el comportamiento de un vehículo normal. Los seis modos de respuesta del vehículo se describen en un lenguaje sencillo de la siguiente manera; se proporcionan descripciones técnicas en la Ref. [1].

Modo 1: El vehículo se vuelca o cae de espaldas en el punto de lanzamiento después de elevarse, como máximo, unos pocos pies. Los propulsores deflagran o explotan con alguna equivalencia asumida de TNT.

Modo 2: El vehículo pierde el control en el momento del despegue o poco después, con todas las direcciones de vuelo igualmente probables. La destrucción se transmite tan pronto como se confirma el vuelo errático, generalmente no más tarde de seis a doce segundos después del lanzamiento. Para cada vehículo, se establece un tiempo máximo de destrucción que se utiliza para calcular la distancia máxima de impacto de las piezas, dado que ha ocurrido una respuesta de Modo 2.

Modo 3: El vehículo no programa el cabeceo normalmente, produciendo un vuelo casi vertical mientras empuja a niveles normales. El vehículo puede girar rápidamente fuera de control en cualquier momento durante el vuelo vertical, lo que resulta en una ruptura espontánea, o puede ser destruido cuando se violan los criterios de destrucción. El modo se termina por acción de destrucción si el vehículo alcanza el tiempo denominado "vertical" sin programar. Este tiempo varía con el vehículo de lanzamiento y con la misión, pero generalmente ocurre (en la Estación Aérea de Cabo Cañaveral) entre 30 y 70 segundos después del lanzamiento.

Modo 4: El vehículo vuela dentro de límites normales hasta que alguna falla termina el empuje, causa una ruptura espontánea o resulta en destrucción por parte del personal de control de vuelo. La ruptura puede o no estar precedida por un giro rápido mientras el vehículo aún está empujando, pero, en cualquier caso, los escombros y componentes del vehículo impactan cerca de la línea de vuelo prevista.

Modo 5: El vehículo puede impactar en cualquier dirección desde el punto de lanzamiento dentro de su capacidad de alcance. A cualquier distancia, los impactos son más probables que ocurran a lo largo de la línea de vuelo, volviéndose menos probables a medida que aumenta la desviación angular de la línea de vuelo. A medida que aumenta el rango de impacto, se incrementa progresivamente el peso para favorecer la dirección de aguas abajo. En cualquier dirección fija, la probabilidad de impacto disminuye a medida que aumenta el rango de impacto. El vuelo puede terminar espontáneamente debido a la pérdida completa de estabilidad del vehículo o por acción de destrucción. Fuera del área de lanzamiento, cualquier falla con el potencial de causar una desviación sustancial de la dirección de vuelo prevista se clasifica como una respuesta de fallo de Modo 5. Por definición, las respuestas de Modo 5 comienzan en el cabeceo del vehículo o la programación para misiles lanzados verticalmente, y en el despegue para aquellos que no se lanzan verticalmente.

Modo 6: A diferencia de los impactos de los Modos de respuesta 1 a 5, los impactos de Modo 6 resultan de vuelos normales e impactos normales de etapas y componentes separados. Se asume que los componentes desechados no son explosivos. Para cada etapa o componente que impacta, se asume un punto medio de impacto y dispersión de impacto bivariada-normal en componentes de aguas abajo y cruzados. Las dispersión de impacto incluyen los efectos de variaciones en el rendimiento del vehículo, incertidumbres de arrastre y vientos.

De los cinco modos de respuesta a fallos, solo el Modo 5 se modela para permitir la posibilidad de fallo del sistema de terminación de vuelo, ya que los vehículos que experimentan otras respuestas a fallos tienden a impactar dentro de las líneas de límite de impacto. En DAMP, los cálculos de riesgo para los Modos 2 a 4 se basan en la suposición de que el sistema de terminación de vuelo se emplea con éxito cuando es necesario. Las respuestas a fallos originalmente clasificadas como Modo 2, 3 o 4 pueden ser reclasificadas como Modo 5 si el sistema de terminación de vuelo falla o el rendimiento posterior del vehículo no se ajusta a la definición original del modo de respuesta. Se asume que los riesgos asociados con las respuestas a fallos del vehículo acompañadas por un fallo del sistema de terminación de vuelo están adecuadamente modelados en DAMP por el Modo 5.

Los cinco modos de respuesta a fallos modelados en DAMP son suficientes para tener en cuenta todos los impactos anómalos en la estimación de riesgos. Sin embargo, algunos fallos del vehículo y comportamientos anómalos tienen un efecto en el éxito de la misión sin aumentar los riesgos para las personas y propiedades en el suelo. Estos comportamientos se han asignado como Modo NA (no aplicable) en la columna de modo de respuesta de las tablas de historial de lanzamientos en el Apéndice D.

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0.1.4 Configuraciones Representativas La última columna en las tablas del Apéndice D indica si la configuración del vehículo se considera lo suficientemente similar a los vehículos actuales y futuros para que el resultado de la prueba se incluya en la muestra de datos representativa utilizada para predecir la fiabilidad absoluta. Un "1" en la columna indica que el resultado de la prueba está incluido, mientras que un "(Y)" indica que está excluido. Es probable que haya diferencias de opinión sobre qué configuraciones pasadas son representativas y cuáles no. Al determinar cuáles incluir, RTI se ha basado completamente en el informe de Booz•Allen & Hamilton mencionado anteriormente. Al enfrentarse al mismo problema, Booz•Allen estableció los siguientes criterios para decidir si las configuraciones pasadas eran lo suficientemente similares a las configuraciones actuales: (1) Genealogía: ¿Es el sistema actual un derivado directo o indirecto de la configuración histórica? (2) Operaciones: ¿Se opera el sistema actual de la misma manera que las configuraciones históricas (por ejemplo, ICBM frente a vehículo de lanzamiento espacial)? (3) Composición: ¿Utiliza el sistema actual los mismos tipos de elementos (es decir, SRMs, etapa superior, etc.)? Basado en estos criterios y otros factores, Booz•Allen decidió utilizar los resultados de las pruebas de los vuelos de las siguientes configuraciones de vehículos para predecir las tasas de éxito futuras: Atlas: configuraciones SLV-3 y posteriores, incluyendo SLV-3A, SLV-3C, SLV-3D, G, H, I, II, IIA, ITAS. (Excluido: Atlas A, B, C, LV-3A, 3B, 3C, D, E, F) Delta: configuraciones 291X y posteriores, incluyendo 391X, 392X, 492X, 592X, 692X, 792X. Titan: Titan IIIC y configuraciones posteriores, incluyendo IIIB, IIID, IIIE, 34B, 34D, III/CT.

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D.2 Historia de Lanzamiento y Rendimiento de Atlas Los vehículos de lanzamiento espacial Atlas, fabricados originalmente por General Dynamics y actualmente por Lockheed Martin, derivan de la serie de ICBM Atlas desarrollada en la década de 1950. El vehículo primario de una etapa y media desempeñó un papel importante en las actividades de exploración lunar tempranas (los programas no tripulados Ranger, Lunar Orbiter y Surveyor) y en sondas planetarias (Mariner y Pioneer). La Tabla 40 muestra un resumen de las configuraciones de Atlas desde el inicio del programa. Tabla 40. Resumen de Configuraciones de Vehículos Atlas Configuración Descripción A Vehículo de prueba de un solo nivel de ICBM B,C Vehículo de prueba de 1 ½ niveles de ICBM D ICBM y posteriormente vehículo de lanzamiento espacial E,F Primero un ICBM (1960), luego un vehículo de prueba de reentrada (1964), luego un vehículo de lanzamiento espacial (1968) LV-3A Igual que D excepto con etapa superior Agena LV-3B Igual que D excepto calificado para humanos para el Proyecto Mercury SLV-3 Igual que LV-3A excepto mejoras de fiabilidad SLV-3A Igual que SLV-3 excepto estirado 117 pulgadas LV-3C Integrado con etapa superior Centaur D SLV-3C Igual que LV-3C excepto estirado 51 pulgadas SLV-3D Igual que SLV-3C excepto Centaur mejorado a D-1A y electrónica de Atlas integrada con Centaur (ya no guiado por radio) G Igual que SLV-3D pero Atlas estirado 81 pulgadas H Igual que SLV-3D excepto con aviónica E/F y sin Centaur I Igual que G excepto reforzado para carenado de carga útil de 14 pies, añadido giroscopio láser anular II Igual que I excepto Atlas estirado 108 pulgadas, motores mejorados, control de rodadura de hidracina añadido, vernieres eliminados, Centaur estirado 36 pulgadas IIAS Igual que II excepto motores RL-10s de Centaur mejorados a 20K lbs de empuje y aumento de 6.5 segundos de Isp de boquillas RL-10 extensibles Igual que IIA excepto 4 SRMs strap-on Castor IVA añadidos Atlas A, B y C fueron ICBMs de desarrollo. Las configuraciones Atlas D, E y F fueron desplegadas como ICBMs operacionales durante la década de 1960. Durante ese tiempo, algunos Atlas D fueron modificados como vehículos de lanzamiento espacial en la serie LV: LV-3A, 3B y 3C. La serie de Vehículos de Lanzamiento Estandarizados (SLV) derivó de la necesidad de reducir los tiempos de entrega en la transformación de misiles Atlas en vehículos de lanzamiento espacial. La serie SLV comenzó con el vehículo SLV-3, que utilizó una etapa superior Agena. Los vehículos G y H evolucionaron a partir de la serie SLV. Eventualmente, se desarrollaron las configuraciones I, II, IIA y IIAS con el objetivo de también apoyar lanzamientos comerciales. 9/10/96 101 RTI

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motor, lo que impidió que el motor alcanzara el empuje completo. Debido al desequilibrio de empuje resultante, el vehículo giró fuera de control. Se envió la orden de destrucción aproximadamente 80 segundos después del encendido del Centaur. 506. 5051 AC-71 (Galaxy lR), 22 de agosto de 92, Modo de Respuesta 4T, Fase de Vuelo 3: Una válvula de retención del motor Centaur se quedó abierta permitiendo la entrada de aire en las turbobombas. El aire que entró a través de la válvula de retención atascada se licuó y se congeló en la bomba de LH2 y en la caja de engranajes del motor C-1, lo que impidió que el motor alcanzara el empuje completo. La orden de destrucción fue enviada por el RSO aproximadamente 193 segundos después del encendido del Centaur. Esta es la misma falla experimentada por el AC-70 lanzado el 18 de abril de 91. 507. 5054 AC-74 (UHF Follow On-1), 25 de marzo de 93, Modo de Respuesta NA, Fase de Vuelo 2 y 5: El vuelo se consideró exitoso aunque el rendimiento del Atlas estuvo por debajo de lo normal, lo que resultó en un apogeo bajo de la nave espacial (5000 nm frente a los 9225 nm planeados). La altitud del perigeo estuvo cerca de lo nominal a 120 nm. Un tornillo suelto que permitió que el regulador de oxígeno se desajustara causó que el empuje del motor del cohete cayera al 65% de lo nominal a los 103 segundos. Los motores del cohete permanecieron unidos al sostenedor, que voló hasta el agotamiento del propulsor. Estos eventos llevaron a un apagado por agotamiento de la etapa Centaur 22 segundos antes de lo previsto.

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D.3 Historia de Lanzamientos y Rendimiento de Delta La familia de vehículos de lanzamiento Delta se originó en 1959 con un contrato de la NASA a la Douglas Aircraft Company, ahora McDonnell Douglas Corporation. El Delta, utilizando componentes del programa Thor IRBM de la USAF y del programa de vehículos de lanzamiento Vanguard de la USN, estuvo operativo 18 meses después. El 13 de mayo de 1960, se lanzó el primer Delta desde Cabo Cañaveral con un satélite de comunicaciones pasivo Echo-I de 179 libras. En los años intermedios, el Delta ha evolucionado para satisfacer las crecientes demandas de sus cargas útiles, incluidos satélites meteorológicos, científicos y de comunicaciones. Cada modificación del Delta correspondió a un aumento en la capacidad de carga útil. La Tabla 42 muestra un resumen de las configuraciones del Delta desde el inicio del programa. El Delta 7925, el último vehículo de la serie, es un vehículo de propulsante líquido de tres etapas con nueve motores de cohete de propulsante sólido. Para los propulsores, el Delta utiliza RP-1 y oxígeno líquido en la Etapa 1, y tetróxido de nitrógeno y aerozina 50 en la Etapa 2. La Etapa 3 consiste en un Módulo de Asistencia de Carga Útil (PAM) con un motor de propulsante sólido. Los impulsores adicionales son motores de epoxi de grafito Hercules (GEM) que utilizan propulsante sólido tipo HTPB. Al despegar, se encienden el motor de la Etapa 1 de propulsante líquido y seis de los nueve GEM. Los tres GEM restantes se encienden aproximadamente 65 segundos después. Tabla 42. Resumen de Configuraciones de Vehículos Delta Descripción de la Configuración Delta Etapa 1: Thor modificado. Motor MB-3 Blk I Etapa 2: Sistema de propulsión Vanguard AJ10-118 Etapa 3: Motor Vanguard X-248 A Etapa 1: Erurine reemplazado por MB-3 Blk II B Etapa 2: Tanques alargados; se utilizó un oxidante de mayor energía C Etapa 3: Reemplazado por motor Scout X-258 PLF: Bulboso reemplazado por bajo arrastre D Etapa 0: Se añadieron 3 SRM desarrollados por Thor (Castor I) E Etapa 0: Castor II reemplazó a Castor I Etapa 1: MB-3 Blk III reemplazó a Blk II Etapa 2: Aumentaron los diámetros de los tanques de propulsante Etapa 3: Reemplazado por motor FW-4 desarrollado por la USAF PLF: Carenado ampliado a 65 pulgadas de diámetro J Etapa 3: Se utilizó TE-364-3 L,M,N Etapa 1: Tanques alargados, aumento del diámetro del tanque de RP-1 Etapa 3: Variado: FW-4 (L), TE-364-3 (M), ninguno (N) M-6, N-6 Etapa 0: Se emplearon seis Castor IIs 900 Etapa 0: No se emplearon Castor IIs Etapa 2: Reemplazado por motor Transtage AJ10-118F 1604 Etapa 0: Se emplearon seis Castor IIs Etapa 3: Reemplazado por TE-364-4 9/10/96 133 RTI

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Descripción de la Configuración 1910, 1913, Etapa 0: Se emplearon nueve Castor IIs 1914 Etapa 3: Variado: ninguno (1910), TE-364-3 (1913), TE-364-4 (1914) PLF: Diámetro de 96 pulgadas reemplazado por 65 pulgadas 2310, 2313, Etapa 0: Se emplearon tres Castor IIs 2314 Etapa 1: RS-27 reemplazó a MB-3 Etapa 2: Motor TR-201 reemplazó a AJ10-118F. Etapa 3: Variado: ninguno (2310), TE-364-3 (2313), TE-364-4 (2314) Etapa 0: Se emplearon nueve Castor IIs Etapa 3: Variado: ninguno (2910), TE-364-3 (2913), TE-364-4 (2914) Etapa 0: Nueve Castor Ns reemplazaron a Castor IIs Etapa 3: Variado: ninguno o PAM (3910), TE-364-3 (3913), TE-364-4 (3914) Etapa 2: Motor AJ10-118K reemplazó a TR-201 Etapa 3: Variado: ninguno o PAM (3920), TE-364-4 (3924) Etapa 0: Castor NA reemplazó a Castor N Etapa 1: MB-3 reemplazó a RS-27 Etapa 1: RS-27 reemplazó a MB-3 Etapa 1: Tanques alargados 12 pies Etapa 3: Se utilizó motor STAR 48B • PLF: Bulboso de 114 pulgadas de diámetro utilizado 7925 Etapa 0: GEM reemplazó a Castor NA Etapa 1: RS-27A reemplazó a RS-27 9/10/96 134 RTI

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La historia completa de Delta hasta 1995 se representa de manera bastante compacta en forma de gráfico de barras en la Figura 38. La parte sólida de cada barra indica el número de lanzamientos durante el año calendario en el que el rendimiento del vehículo fue completamente normal, en la medida en que se pudo determinar. Las partes blancas claras que forman la parte superior de la mayoría de las barras muestran el número de lanzamientos que fueron fallidos o vuelos en los que el vehículo de lanzamiento experimentó algún tipo de comportamiento anómalo. Cada lanzamiento con una entrada en la columna de modo de respuesta en la Tabla 43 cae en esta categoría. Tal comportamiento no impidió necesariamente el logro de algunos, o incluso todos, los objetivos de la misión. 55 60 65 70 75 80 85 90 95 Año de Lanzamiento Figura 38. Resumen de Lanzamientos Delta

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D.4 Historia de Lanzamiento y Rendimiento de Titan

La familia de vehículos de lanzamiento Titan se estableció en 1955, cuando la Fuerza Aérea otorgó a la Martin Company un contrato para construir un sistema espacial de alta capacidad. Titan I fue el primer ICBM de dos etapas del país y el primero en ser basado en silo. Demostró muchas técnicas estructurales y de propulsión que luego se incorporaron en Titan II. El Titan II era un misil de alta capacidad que utilizaba propulsores almacenables y se convirtió en un lanzador espacial tripulado para el programa Gemini de la NASA. Hoy en día, el Titan II regresa como un vehículo de lanzamiento espacial con los antiguos ICBM convertidos para entregar cargas útiles a órbita. Titan III fue el resultado de la tecnología de propulsión desarrollada tanto en los programas de misiles balísticos Titan II como Minuteman.

Los vehículos Titan actuales (II, III y IV) derivan de los Titan anteriores. En 1984, el DoD (Departamento de Defensa) solicitó un sistema de lanzamiento espacial que complementara el transbordador espacial para garantizar el acceso al espacio para ciertas cargas útiles de seguridad nacional. El programa Titan IV comenzó como un programa a corto plazo para diez lanzamientos desde la Estación Aérea de Cabo Cañaveral. Sin embargo, después del accidente del Challenger en 1986, el programa ha crecido a 41 vehículos. Con la descarga de cargas útiles del DoD del transbordador, el Titan IV se ha convertido en el principal acceso del DoD al espacio para muchas de sus cargas pesadas. El diseño del Vehículo de Lanzamiento Espacial Titan II (SLV) comenzó al mismo tiempo que el de Titan IV. El SLV Titan II se desarrolló a partir de ICBM Titan II reacondicionados, incorporando tecnología y hardware del programa Titan III.

Poco después del accidente del Challenger en 1986, cuando el gobierno de EE.UU. decidió descargar cargas útiles comerciales del transbordador espacial, Martin Marietta anunció planes para desarrollar un vehículo de lanzamiento comercial Titan III con sus propios fondos. El Titan III comercial se deriva del Titan 34D con una segunda etapa alargada y un carenado bulboso para cargas útiles duales o dedicadas. El primer Titan III comercial fue lanzado con dos satélites de comunicaciones en diciembre de 1989. La Tabla 44 muestra un resumen de las configuraciones de vehículos espaciales Titan desde Gemini.

Configuración	Descripción
II Gemini	Titan II ICBM convertido en un vehículo tripulado
IIIB	Igual que Titan II Gemini, excepto etapas 1 y 2 alargadas, y un Trans interno
IIIC	Igual que IIIA
IIIE	Igual que IIIC, excepto
IISLV	Igual que 34B con 5½ segmentos de SRMs añadidos. Usa Transtage o IUS
III Comercial	ICBM II reacondicionado con PLF de 10 pies de diámetro
	Igual que 34D, excepto etapa 2 alargada, transportador único o dual, motores de cohete líquido mejorados, y PLF de 13.1 pies de diámetro. Puede usar PAM-D2, Transtage, o TOS en la etapa superior
	Igual que 34D, excepto etapas 1 y 2 alargadas, SRM de 7 segmentos o SRMU de 3 segmentos, y PLF de 16.7 pies de diámetro. Puede usar IUS o Centaur en la etapa superior

Toda la historia de Titan hasta 1995 se representa de manera bastante compacta en forma de gráfico de barras en la Figura 39. La parte sólida de cada barra indica el número de lanzamientos durante el año calendario en el que el rendimiento del vehículo fue completamente normal, en la medida en que se pudo determinar. Las partes blancas claras que forman la parte superior de la mayoría de las barras muestran el número de lanzamientos que fueron fallidos o vuelos en los que el vehículo de lanzamiento experimentó algún tipo de comportamiento anómalo. Cada lanzamiento con una entrada en la columna de modo de respuesta en la Tabla 45 cae en esta categoría. Tal comportamiento no impidió necesariamente el logro de algunos, o incluso todos, los objetivos de la misión.

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Reducción del 50% del empuje del sostenedor para el resto de la operación de la Etapa II. El impacto fue a 2888 millas del objetivo. 63. I (Yellow Jacket), 5 de diciembre de 62, Modo de Respuesta 4T, Fase de Vuelo 2: El misil fue destruido por comando a los 250 segundos. No hay otros datos disponibles. 64. N-11, 6 de diciembre de 62, Modo de Respuesta 4, Fase de Vuelo 1: La Etapa I se apagó 11.4 segundos antes de lo previsto. Como resultado, no se emitieron discretos dependientes de velocidad inercial y la Etapa II se apagó prematuramente, aparentemente debido a una falla en la línea de arranque del oxidante. 66. N-15, 10 de enero de 63, Modo de Respuesta 4, Fase de Vuelo 2: El vuelo de la Etapa II fue terminado por el SECO de respaldo aproximadamente 34 segundos después del encendido porque el bajo empuje hizo que la velocidad cayera por debajo de los criterios de rendimiento. La causa del bajo empuje fue el flujo reducido de oxidante a través del inyector del generador de gas. Impacto a solo 556 millas de distancia. 68. N-16, 6 de febrero de 63, Modo de Respuesta 4, Fase de Vuelo 2: La depleción de oxidante antes del SECO normal resultó en un impacto a 71 millas del objetivo. 69. N-7 (Awful Tired), 16 de febrero de 63, Modo de Respuesta 4T, Fase de Vuelo 1: El misil se autodestruyó a los 0.56 segundos a una altitud de 18,000 pies debido a la pérdida de control de rotación. La falla fue causada por un mal funcionamiento en la liberación del umbilical al lanzamiento y la posterior pérdida de control eléctrico del vehículo. 70. N-18, 21 de marzo de 63, Modo de Respuesta 4T, Fase de Vuelo 2.5: Aunque el encendido del vernier fue normal, el vernier #2 no recibió comandos y se movió de manera errática 2.8 segundos después. La actitud del R/V era incorrecta en la separación, por lo que el impacto fue de 4 a 5 millas corto del objetivo. 74. N-21, 19 de abril de 63, Modo de Respuesta 4, Fase de Vuelo 2: El motor de la Etapa II se apagó prematuramente debido a una falla en la línea de arranque del oxidante. 76. Titan I (Mares Tail), 1 de mayo de 63, Modo de Respuesta 2, Fase de Vuelo 1: El misil fue errático desde el despegue, ya que un motor falló al despegar o se apagó inmediatamente después. El misil ascendió aproximadamente 50 pies, luego cayó hacia el área de lanzamiento aproximadamente 7.5 segundos después del despegue. 77. N-14, 9 de mayo de 63, Modo de Respuesta 4, Fase de Vuelo 2: La depleción de oxidante debido a una fuga resultó en un apagado prematuro de la Etapa II y un impacto corto del objetivo. 80. N-20, 29 de mayo de 63, Modo de Respuesta 4, Fase de Vuelo 1: Una fuga de combustible en el compartimento del motor de la Etapa I al encender causó un incendio que se propagó por el compartimento del motor. La Etapa I se destruyó a los 52 segundos. La Etapa II fue destruida por 9/10/96 159 RTI

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81. Titan II (Thread Needle), 20 de junio de 63, Modo de Respuesta 5, Fase de Vuelo 2: El vuelo parecía normal hasta el BECO a aproximadamente 146 segundos. El evento de separación pareció anormalmente largo, debido a un bajo empuje de la segunda etapa que permaneció considerablemente por debajo de lo normal después debido a un flujo reducido de oxidante a través del inyector del generador de gas. No obstante, el vehículo siguió de cerca la trayectoria terrestre prevista, aunque muy retrasado. A aproximadamente 480 segundos (y unos tres minutos detrás del horario), el misil comenzó un giro lento hacia la izquierda. Se notó una indicación de SECO aproximadamente 10 segundos después. La destrucción fue enviada a los 532 segundos después de que se perdió toda la pista.
82. Titan I (Silver Spur), 16 de julio de 63, Modo de Respuesta 4, Fase de Vuelo 2: El vuelo fue normal hasta el corte de la primera etapa. Se produjo la separación, pero la segunda etapa no logró encenderse.
83. Titan I (Polar Route), 30 de agosto de 63, Modo de Respuesta 4, Fase de Vuelo 2.5: El vuelo parecía normal durante los períodos de empuje de la primera y segunda etapa. En el SECO, los motores vernier también se apagaron, aparentemente debido al apagado del generador de gas.
84. II (Fire Truck), 9 de noviembre de 63, Modo de Respuesta 4T, Fase de Vuelo 1: El misil giró fuera de control a los 130 segundos, luego se desintegró.
85. IHA (65-210), 1 de septiembre de 64, Modo de Respuesta 4, Fase de Vuelo 4: Misión nominal a través de la primera quema de transtage. El sistema de presurización del tanque de propulsor de transtage falló, resultando en una reducción del empuje. El vehículo impactó aproximadamente 2700 millas de distancia.
86. Titan I (West Wind I), 8 de diciembre de 64, Modo de Respuesta 5, Fase de Vuelo 1: Un mal funcionamiento del nivel de potencia de la primera etapa combinado con desviaciones de guía causó que el misil se desviara mucho a la izquierda, luego se corrigió en exceso hacia la derecha, pasando al norte de las Islas Midway. No hay otros datos disponibles.
87. Titan I (West Wind III), 14 de enero de 65, Modo de Respuesta 4, Fase de Vuelo 2: El vuelo de la primera etapa fue aparentemente normal, pero la segunda etapa no logró encenderse.
88. Titan I (West Wind II), 5 de marzo de 65, Modo de Respuesta 4, Fase de Vuelo 2: El misil impactó en azimut aproximadamente 80 millas corto del objetivo debido a la depleción de propulsor.
89. Titan I (Card Deck), 30 de abril de 65, Modo de Respuesta 4, Fase de Vuelo 1: El vuelo parecía normal hasta alrededor de los 100 segundos cuando el IP se desaceleró y luego se detuvo debido a una falla en la turbobomba. El misil se autodestruyó a aproximadamente 115 segundos con el punto de impacto a aproximadamente 115 millas de la costa.
90. Titan II (Gold Fish), 14 de junio de 65, Modo de Respuesta 4, Fase de Vuelo 2.5: El vehículo aparentemente falló durante la fase de vernier solo debido a la pérdida de una boquilla de vernier. 9/10/96 160 RTI

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67. 281 (Transit 2A), 22 de junio de 1960, Modo de Respuesta NA, Fase de Vuelo 2 y 5: Aunque la fase de impulso fue normal, el rendimiento anómalo durante la quema de segundo etapa produjo una órbita con apogeo de 570 millas y perigeo de 341 millas en lugar de la órbita circular planificada de 500 millas.
68. 262 (Courier 1A), 18 de agosto de 1960, Modo de Respuesta 4T, Fase de Vuelo 1: La presión hidráulica comenzó un descenso constante aproximadamente 18 segundos después del despegue. Se observaron transitorios severos a los 129.3 segundos. Comenzaron maniobras de guiñada, cabeceo y alabeo no controladas alrededor de los 133 segundos. Entre los 138 y 143 segundos, el misil giró tres revoluciones completas en cabeceo. Las etapas superiores se separaron a los 140.4 segundos y la primera etapa se desintegró alrededor de los 142.8 segundos. La segunda etapa permaneció intacta y fue rastreada por el balizaje hasta los 400 segundos.
69. 283 (Transit 3A), 30 de noviembre de 1960, Modo de Respuesta 4, Fase de Vuelo 1: La primera etapa se apagó 11.2 segundos prematuramente a los 151.85 segundos cuando se activó el circuito de corte de MECO. Dado que la velocidad en ese momento era de aproximadamente 2500 pies/segundo por debajo de la velocidad de corte normal, partes de la primera etapa impactaron en Cuba. La segunda etapa se separó y funcionó normalmente hasta que fue apagada por el RSO a los 159.9 segundos después de MECO para evitar el sobrevuelo de América del Sur.
70. 313 (Transit 3B), 21 de febrero de 1961, Modo de Respuesta NA, Fase de Vuelo 4 y 5: La segunda quema de la segunda etapa no ocurrió. Esto resultó en una órbita con perigeo de 539 millas y apogeo de 92 millas en lugar de la órbita circular planificada de 500 millas.
71. 311 (Composite I), 24 de enero de 1962, Modo de Respuesta 5, Fase de Vuelo 2: El vuelo estuvo dentro de límites aceptables hasta la ignición de la segunda etapa. Probablemente debido a la ruptura del colector de oxidante inferior, los niveles de empuje normales nunca se desarrollaron. Aproximadamente 50 milisegundos después de la ignición, se desarrolló un movimiento severo en la cámara de empuje y la segunda etapa comenzó a volcarse. La telemetría indicó que el primer período de vuelco fue de aproximadamente 29 segundos. La depleción de propelente ocurrió a los 212 segundos después de MECO. La duración nominal de la primera quema fue de 378 segundos.
72. 314 (ANNA 1A), 10 de mayo de 1962, Modo de Respuesta 4, Fase de Vuelo 2: Después de un vuelo exitoso de Thor, un mal funcionamiento eléctrico impidió la separación y la ignición de la segunda etapa.
73. 240 (Asset-2), 24 de marzo de 1964, Modo de Respuesta 4; Fase de Vuelo 2: La segunda etapa falló en encenderse o ardió solo durante un segundo.

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