DOW-UAP-D48 — 1996년 9월 RTI 최종 보고서 *위험도 계산에서 일어날 가능성이 낮은 우주 발사체 고장 모델링* (계약 FO4701-91-C-0112, RTI/5180/77-43F) — 미 공군 우주사령부 / 패트릭 AFB 45 SW / 반덴버그 발주

리서치 트라이앵글 인스티튜트(RTI)가 1996년 9월 10일에 펴낸 최종 보고서 표지다. 보고서 제목은 「위험도 계산에서 일어날 가능성이 낮은 우주 발사체 고장 모델링(Modeling Unlikely Space-Booster Failures in Risk Calculations)」, 계약 번호 FO4703-91-C-0112, RTI 보고서 번호 RTI/5180/77-43F. 발주처는 미 공군으로, 패트릭 공군기지의 제45우주비행단 안전실(45 SW/SE)과 반덴버그 공군기지의 제30우주비행단 안전실(30 SW/SE) 두 곳이 함께 이름을 올렸다. 표지 하단에는 미 정부 기관과 협력업체에만 한정 배포한다는 단서, 그리고 DTIC 품질 검사 도장이 함께 들어가 있다. 왼쪽 여백의 도장 모양 식별 번호 19961025 122는 DTIC 접수 번호다.

리서치 트라이앵글 연구소(RTI) 가 1996년 9월 10일 미 공군 우주사령부에 제출한 최종 보고서 표지다. 보고서 제목은 '리스크 계산에서 가능성이 낮은 우주발사체 고장 모델링'이고, 계약 번호는 FO4701-91-C-0112, RTI 보고서 번호는 RTI/5180/77-43F 다. 작성자는 RTI 항공우주기술센터 발사체 안전 부서 소속 제임스 A. 워드 주니어와 로버트 M. 몽고메리. 보고서는 패트릭 공군기지의 제45우주비행단 안전실과 밴덴버그 공군기지의 제30우주비행단 안전실 두 곳을 위해 작성됐다. 표지 맨 아래는 배포 제한 문구로, 1996년 9월 10일자로 미 정부 기관과 계약자에게만 배포가 승인됐고 그 외 요청은 제30·제45 우주비행단 안전실로 문의하라고 안내한다. 표지 상단 여백에는 손글씨로 '3080-TR-96-12' 라는 문서 번호가 적혀 있다.

1996년 9월 10일자 표준 보고서 표지(SF 298)다. 제목은 "위험 계산에서 발생 가능성 낮은 우주발사체 실패를 모델링하기"(Modeling Unlikely Space-Booster Failures in Risk Calculations), 보고서 번호는 RTI/5180/77-43F이며 후원 기관 보고서 번호는 30510-TR-96-12다. 저자는 제임스 A. 워드 주니어(James A. Ward, Jr.)와 로버트 M. 몽고메리(Robert M. Montgomery), 수행 기관은 코코아비치의 리서치 트라이앵글 인스티튜트(RTI, 하청업체)와 캘리포니아 토런스의 ACTA(원청업체)다. 후원은 공군우주사령부(AFSPC) 제30우주비행단(반덴버그 공군기지, 담당 마틴 키나)과 제45우주비행단(패트릭 공군기지, 담당 루이스 J. 울리언 주니어)이 맡았다. 보고서 유형은 최종본(Final)이며 분량은 180쪽이다. 배포 제한은 1996년 9월 10일자로 미국 정부기관과 그 계약자에 한정되며, 그 외 요청은 두 우주비행단의 안전실로 돌려야 한다고 표시했다. 본문 요약은 다음과 같다. 미사일과 우주발사체 운용 기록에는 비행 경로를 크게 벗어나거나 그럴 가능성이 있는 실패 사례가 적지 않은데, RTI가 운용하는 위험 분석 프로그램 DAMP에서는 이를 "Mode-5 실패 반응"이라 부른다. 비행선 부근에 떨어지는 실패에 비하면 Mode-5는 훨씬 드물지만 빠뜨리면 위험 분석이 불완전해진다. 보고서는 DAMP가 Mode-5 충돌을 어떻게 모델링하는지를 설명한다. 사용한 밀도함수에는 비행선에서 벌어지는 각도와 충돌 거리가 커질수록 함수값이 떨어지는 속도를 좌우하는 두 개의 형태 상수가 들어가는데, 이 상수는 특정 Mode-5 오작동을 시뮬레이션해 시행착오로 맞춘다. 부록에는 동부·서부 사거리에서 발사된 아틀라스·델타·타이탄 발사체의 1996년 8월까지 전체 발사 기록과 형태, 성공 여부, 이상 거동이 일어난 비행 단계, 실패 반응 유형 분류가 담겼다고 적었다. 보고서 본문·전체·요약 모두 비밀해제(Unclassified) 등급이고, 요약 한도는 SAR로 표시했다.

RTI 의 1996년 9월 30일자 보고서 초록 페이지다. 미사일과 우주발사체의 성능 이력을 보면 비행 경로에서 크게 벗어나게 만들거나 그럴 가능성이 있는 고장 사례가 많은데, RTI 가 운영하는 위험 분석 프로그램 DAMP 에서는 이런 종류의 고장을 Mode-5 실패 반응 이라 부른다. Mode-5 실패는 비행 경로 근처에 추락하는 일반적인 고장보다 발생 빈도가 훨씬 낮지만, 그렇다고 빼고 분석하면 위험 평가가 불완전해진다. 이 보고서는 Mode-5 고장으로 인한 충돌을 DAMP 프로그램에서 어떻게 모형화하는지 보여 준다. 충돌 밀도 함수에는 두 개의 형상 상수가 들어가는데, 비행 경로에서의 각도 편차와 충돌 거리가 커질수록 밀도 함수가 얼마나 빨리 떨어지는지를 결정한다. 특정 Mode-5 오작동을 시뮬레이션한 뒤, 시뮬레이션 결과와 이론적 밀도 함수가 잘 맞도록 두 상수를 시행착오로 정한다.

부록에는 각 프로그램 개시 시점부터 1996년 8월까지 동·서부 발사장에서 진행된 Atlas, Delta, Titan 미사일·우주발사체 발사의 목록과 간략한 실패 이력 서술이 실린다. 각 항목에는 기체 구성, 발사 성공 여부, 이상 거동이 발생한 비행 단계, 정의된 실패 반응 모드에 따른 거동 분류가 함께 적힌다. 다양한 필터링·데이터 가중치 기법을 설명하고, 이를 통해 경험 데이터를 걸러 Atlas·Delta·Titan 의 실패 확률과 향후 실패 중 Mode-5 등 각 모드에 해당하는 비율을 추정한다.

발사체 비행 실패 대응 모드 가운데 'Mode 5'를 다룬 기술 보고서의 목차다. 1996년 9월 10일 RTI에서 작성한 문서로, 본문은 도입부와 Mode 5의 필요성을 보여주는 사례, 실패 대응 분석, 실패 확률 계산 방법론, 시뮬레이션을 통한 형상 상수 도출, 향후 연구 과제, 요약 순으로 구성된다. 핵심 분량은 6장 시뮬레이션 파트에 쏠려 있으며, Atlas IIAS, Delta-GEM, Titan IV, LLV1 등 개별 발사체별로 최적 형상 상수와 발사장 인근 위험을 따로 계산한다.

RTI 보고서의 차례 두 번째 쪽으로, 1996년 9월 10일자다. 부록 A는 DAMP 프로그램의 실패 응답 모드를, 부록 B는 모드-5 충돌 분포에 대한 형상 상수의 영향을, 부록 C는 필터 특성을 다룬다. 부록 D는 발사·성능 이력으로, 기본 데이터(자료 출처, 실패 응답 모드 배정, 비행 단계 배정, 대표 형상)부터 시작해 아틀라스·델타·타이탄·토르(델타 제외) 발사체 각각의 발사 이력과 실패 서사를 차례로 정리한다. 마지막에 참고문헌이 붙는다. 페이지 하단 가운데에 로마자 iii, 오른쪽에 RTI 표기가 있다.

보고서의 그림 목차다. Atlas IIAS, Delta-GEM, Titan IIAS, LLVI 네 발사체에 대한 시뮬레이션 결과 30개 그림이 6쪽부터 70쪽까지 분포한다. 주요 항목은 Mode-5 고장 응답을 보여주는 Joust 충격 추적, 내이(內耳) 손상 위험 등고선, 무작위 자세·저속 회전 결과, 파편화 비율, 그리고 B 값(1,000부터 10,000,000까지)과 A 값(3.05·3.45·6.30) 변화에 따른 시뮬레이션 결과·선박 피격 등고선을 망라한다. 하단에 작성일 1996년 9월 30일과 발행기관 약자 RTI, iv 면 표기가 있다.

발사체 신뢰성 보고서의 도표·표 목록이 이어지는 페이지다. 위쪽에는 Figure 31번부터 40번까지가 정리되어 있는데, LLV1 시뮬레이션 결과, 1~25마일 거리별 t값, 비행선과 레이더 사이 충돌 비율, 5도 구간별 충돌 비율, 페이딩 메모리 필터의 지수 가중치, 델타·타이탄·아틀라스·토르 발사 요약 같은 그래프가 어디 쪽에 있는지 보여준다. 아래쪽 "Table of Tables" 아래에는 Table 1번부터 18번까지가 이어지고, 모드 5 형상 상수가 아틀라스 IIA 위험에 미치는 영향, 대표 구성과 전체 구성의 예측 실패 확률, 가중치 비교, 아틀라스·델타·타이탄·토르 기종별 실패 횟수와 비행 횟수 (각각 532·235·337회), 1186회 발사 표본 기준 응답 모드 출현 확률, 비행 0~2단계와 0~1단계의 권장 응답 모드 비율 같은 항목이 정리되어 있다. 페이지 하단에는 작성일 1996년 9월 10일과 페이지 번호 v, 발행 기관 약자 RTI가 표기되어 있다.

보고서 표 목차의 두 번째 면이다. Table 19부터 Table 46까지 이어지며, 아틀라스 IIAS·델타 GEM·타이탄 IV·LLV1 같은 발사체별 shaping constant와 위험치, 비행 단계별 권장 response-mode 비율, 실패 확률, 그리고 아틀라스·델타·타이탄·토르의 발사 이력을 담은 표 제목들을 정리한다. 페이지 아래에는 작성일 9/30/96, 면 번호 vi, 작성기관 약자 RTI가 한 줄로 적혀 있다.

RTI 가 1996년 9월 10일 자로 정리한 보고서의 1장 서론이다. 대부분의 발사체가 큰 사고로 실패하면 잔해가 의도된 비행선 가까이에 떨어진다. 추력이 조기에 끊기거나, 단 점화가 실패하거나, 탱크가 터지거나, 통제를 잃고 빠르게 회전하는 식의 고장이 그런 결과를 만든다. 드물게는 비행체가 비행선에서 멀리 벗어나는 방향으로 한참 돌아 나가기도 한다. 로켓 엔진이 영점 근처 고정 위치에서 잠겨 버리거나, 유도 장치의 방향이 잘못 잡히는 경우가 그런 예다. 이런 고장은 무시할 수 없다. 비행선에서 1마일 이상 거리에 있거나 수 마일씩 떨어진 인구 밀집 지역에 위험을 줄 수 있는 사고가 거의 다 이쪽이기 때문이다. 그래서 RTI 는 이 가능성이 낮은 고장의 발생 확률을 추정하고, 그에 따른 충돌 밀도 함수의 형상 상수에 최적값을 정하는 임무를 받았다.

RTI 는 두 가지 목적의 시제 위험 분석 프로그램을 개발했다. 첫째는 탄도 미사일과 우주 비행체를 발사할 때 발사 구역의 위험 수준을 분석하는 것이고, 둘째는 발사 운용과 발사 구역 위험 관리에 지침을 제공하는 것이다. 시설 손상 및 인명 피해(DAMage and Personnel injury, DAMP)라는 이름의 이 프로그램은 발사체의 종류, 궤적과 고장 반응, 발사 구역의 시설과 인구 정보를 받아 충돌 확률과 인명 피해 예상치를 계산한다. 비행체가 고장 났을 때 사람과 시설은 떨어지는 무거운 잔해, 충돌과 함께 폭발하는 단·부품·큰 추진제 조각이 만들어 내는 과압과 2차 잔해에 노출될 수 있다. 화재, 독성 물질, 방사선도 위험 요인이지만 DAMP 는 이 부분은 다루지 않는다. 위험은 발사 구역과 의도된 비행선을 따라가는 구간에서 가장 크고, 충돌 한계선 안쪽에서는 그보다 낮은 위험이 분산되어 존재한다. 비행 종료 장치가 실패하거나 드문 사건이 겹치면 그 한계선 바깥에도 작은 위험이 남는다.

발사 구역 위험을 계산할 때 DAMP 는 비행체 고장 자체를 모형화하지 않는다. 비행체별로 일어날 수 있는 고장 목록은 방대하고, 기종에 따라 양상이 달라 모형이 너무 복잡해지기 때문이다. 대신 DAMP 는 고장 반응을 모형화한다. 어떤 고장이 실제로 일어나든 지상 위험에 영향을 주는 반응 양태는 여섯 가지로 정리된다. 다섯 가지는 고장 반응이고, 하나는 정상 비행체의 거동을 나타낸다. 여섯 양태는 부록 A 에 정리되어 있다. 그 설명을 보면 고장 반응 1, 2, 3 양태로 인한 충돌은 발사 지점에서 1~2마일을 넘지 않고, 4 양태는 비행체가 부서지거나 자폭하기 전에 비틀거리더라도 비행선 가까이에서만 일어난다. 발사 구역과 비행선에서 멀어진 곳의 위험은 작아 보이지만, 수년에 걸친 비행 시험은 이런 영역에도 무시할 수 없는 수준의 위험이 존재함을 보여 주었다. 이 위험은 거의 모두 5 양태 고장 반응에서 비롯된다. 5 양태가 일어날 확률 자체는 전체 고장 확률에서 작은 부분에 불과하지만 그렇다. 5 양태 고장 반응은 이론적인 구성이긴 해도 다음 사실을 반영하기 위해 만들어졌다. 즉, 가능성이 낮은 비행체 고장이…

1996년 9월 10일 RTI 보고서의 2쪽이다. 발사체가 의도한 비행 경로에서 크게 벗어나 떨어지는 상황을 다루는 'Mode-5' 충돌 밀도 함수의 설계를 설명한다. 글머리에서는 기존 1-4번 응답 모드만으로는 분류할 수 없는 사고들이 있고, 충돌이 발사 지점에서 거꾸로 떨어지는 경우(uprange)나 비행선에서 멀리 떨어진 곳에서 일어나는 경우가 그렇다고 짚는다.

이 함수의 특징은 세 가지로 정리된다. 첫째, 충돌은 발사 지점에서 모든 방향, 발사체가 도달할 수 있는 어떤 거리에서도 일어날 수 있다. 둘째, 동일한 거리 안에서는 비행선에서 각도가 멀어질수록 충돌 확률이 떨어지며, 거꾸로 떨어지는 방향이 가장 가능성이 낮다. 셋째, 발사 지점 근처에서는 충돌 방향이 정방향에서 역방향으로 180도 돌아가는 동안 밀도 함수가 완만하게 바뀌지만, 거리가 멀어질수록 방향에 따른 변화가 급격해진다.

DAMP 모델에서는 발사 직후 파괴 조치(destruct action)의 효과까지 반영한다. 충돌 한계선 안쪽의 데이터에, 파괴 조치를 하지 않았더라면 한계선 밖에서 일어났을 충돌까지 더해 보정하는 방식이다.

Mode-5 응답 방법론은 이전 RTI 보고서에서 이미 정립된 것으로, 함수 형상은 정의식에 들어가는 형상 상수(shaping constants)로 어느 정도 조절할 수 있다. 직관적으로 이 상수는 발사체 종류마다 달라야 한다. 튼튼하게 만든 미사일은 고장이 나도 비행선에서 멀리 떨어진 지점까지 날아가는 경우가 많지만, 약하게 만든 우주 발사체는 크게 벗어나기 전에 부서지는 경향이 있다. 또 어떤 발사체는 고장 후에도 큰 받음각으로 추력을 유지하지만, 다른 발사체는 텀블링에 빠진다. DAMP 프로그램이 계산하는 명중 확률은 발사대에서 2마일 이상 거꾸로 떨어진 곳, 비행선에서 몇 마일 이상 벗어난 곳일 경우 거의 전적으로 이 Mode-5 밀도 함수에서 나온다. 따라서 Mode-5 응답의 발생 확률과 거기에 쓰이는 상수의 선택은 매우 중요하다.

이번 연구의 과제는 계약 FO4703-91-C-0112의 Task No. 10/95-77 Paragraph 2.0에 정의되어 있다. 핵심 목적은 Mode-5 실패 확률과 밀도 함수의 형상 상수 A의 최적값을 찾는 것이며, 명시적으로 적혀 있지는 않지만 Atlas, Delta, Titan에 대한 절대 실패 확률도 함께 산출한다.

1996년 9월 10일 RTI 보고서 3쪽이다. 미사일·발사체의 Mode-5 고장 응답을 다루는 본문이 이어지는데, 저자는 LLV1 등 새 발사체의 고장-응답 모드별 발생 확률을 정하는 문제를 짚는다. Mode-5 고장의 실측 사례가 너무 적어 형상 상수를 신뢰성 있게 뽑을 수 없고, 과거 기록에 나오는 기체 거동 묘사도 부실하며 고장 후 낙하 지점이 불확실하다. 그래서 Mode-5 상수는 결국 시뮬레이션에 기댈 수밖에 없다는 결론이다.

이어 2장 "Examples Showing Need for Mode 5"는 Mode-5 같은 응답 모드가 왜 필요한지 부록 D에서 뽑은 다섯 건의 실제 비행 사례로 보여준다. 첫째 1961년 1월 24일 Atlas 8E는 BECO 직후 약 161초에 자세 안정이 무너졌는데 서보 증폭기 전원부 고장으로 추정되며, 추진엔진은 248초, 보조엔진은 10초 뒤에 꺼졌고 충돌 지점은 발사장에서 다운레인지 1316마일, 크로스레인지 215마일 떨어진 곳이었다. 둘째 1961년 10월 6일 Titan M-4는 W축 속도 누적에서 1비트 오차가 생겨 목표보다 86마일 짧고 14마일 오른쪽에 떨어졌다. 셋째 1962년 7월 22일 Atlas 145D, 곧 매리너 R-1 발사체는 부스터 분리 직후 약 157초에 유도가 들어가는 시점까지는 정상이었으나 유도 비콘이 간헐적으로 끊기면서 잘못된 유도 방정식과 함께 엉뚱한 명령이 들어갔다. 172초부터 자세가 벗어나기 시작해 270초에는 요 60도, 피치 28도까지 어긋났고, 결국 SECO 12초 뒤인 293.5초에 RSO가 파괴 명령을 내렸다. 넷째 1966년 5월 17일 Atlas SLV-3, 제미니 GTA-9 임무에서는 121초에 B2 피치 제어를 잃으며 기체가 불안정해졌고 90도가 넘는 피치다운 기동이 일어났다. 132초에 유도 제어까지 잃었지만 BECO 이후에는 비정상 자세에서 안정을 찾았고, SECO·VECO·아제나 분리는 프로그래머 명령대로 수행됐다. 다섯째 1968년 5월 3일 Atlas 95F는 이륙 직후부터 텔레메트리상 롤·요 회전이 불규칙했고, 처음 10초 동안 왼쪽으로 강하게 요잉했다가 다시 오른쪽으로 강한 요잉으로 넘어가는 거동을 보였다.

발사체 사고 사례 요약 보고서 4쪽이다. 1996년 9월 10일자 RTI 문서로, 미사일·로켓 발사 실패 사례 네 건을 시간순으로 정리했다.

첫 사례는 비행선을 가로질러 우측 파괴선 쪽으로 향하던 미사일이 갑자기 위쪽으로 격하게 기울며 충돌예측점이 해변으로 되돌아오자, 45초 시점 고도 약 1만 4천 피트, 다운레인지 약 9마일 지점에서 파괴된 건이다. 잔해는 해안에서 1마일 이내에 떨어졌고, 추력 비행 후반에 충돌 예상 지점이 빠르게 움직였음을 보여준다.

둘째는 1968년 9월 18일 델타 이나샛 II. 레이트 자이로가 고장 나면서 20초부터 감쇠되지 않는 피치 진동이 시작됐고, 59초부터 13초 동안 격렬한 기동이 이어졌다. 이 사이 기체는 270도 아래로, 다시 210도 위로 피치하고 좌측으로 큰 요잉을 보였다. 72초에 한 번 자세를 회복해 비스듬히 비행했지만, 100초에 메인 엔진이 피치·요 스톱에 걸리면서 더 이상 제어가 불가능했다. 1단은 103초에 분해됐고, 2단은 110.6초에 사거리 안전 책임자가 파괴했다. 잔해는 비행선에서 다운레인지 12마일, 좌측 2마일 지점에 떨어졌다.

셋째는 1969년 8월 27일 델타 파이어니어 E. 1단 연소 종료(MECO) 직전 1단 유압 계통이 고장 났다. 기체는 피치 다운·좌측 요잉·반시계 롤이 동시에 일어나며 자이로가 한계를 넘었고, 그대로 텀블링에 들어갔다. 자세 제어를 잃은 상태에서 2단 분리·점화가 일어났는데, 약 20초 뒤 2단이 요 우측·피치 업 자세로 제어를 회복해 약 240초 동안 안정 비행을 했다. T+484초에 안전관리관이 파괴했다.

넷째는 1980년 12월 8일 아틀라스 68E. 102.7초까지는 정상이었으나 B2 부스터 엔진의 윤활유 압력이 갑자기 떨어졌다. 120.1초에 엔진이 정지했고 365밀리초 뒤 유도 신호로 B1 엔진까지 정지했다. 정지 과정에서 발생한 비대칭 추력이 기체의 요·롤 속도를 만들었는데, 비행 제어계가 이를 보정하지 못했다. 자세 제어를 잃은 상태에서 추력을 유지하던 서스테이너가 기체를 역추진 자세로 돌려놓았고, 부스터 패키지가 분리된 뒤 148초 시점에 기체는 역추진 모드로 감속하며 안정됐다. 서스테이너는 이 자세 그대로 282.9초까지 연소를 계속했고, 그 시점에 재진입 가열로 서스테이너가 정지하면서 기체가 분해된 것으로 보인다.

1996년 9월 10일 RTI 보고서 5쪽이다. 보고서는 앞서 살펴본 비행체 실패 사례 어느 것도 부록 A 의 응답 모드 정의 — 모드 1·2·3 응답이나 궤도 위 모드 4 실패 — 어디에도 들어맞지 않는다고 정리한다. (2)번 사례만 예외로 둘 여지가 있을 뿐, 나머지는 빠른 텀블이나 느린 선회로도 설명되지 않는다고 짚는다. 각주는 이 판단을 좀 더 풀어 단다. 만일 비행 도중 즉시 파괴 조치를 내렸다면 모드 4 로 분류됐을 가능성은 있지만, 안전 담당관은 보통 오작동 데이터가 들어온 뒤 몇 초간 상황을 살피는 것이 원칙이라고 한다. 충돌 한계선이 위협받지 않고 파괴 시스템 자체에 위험이 없는 한, 성급히 파괴 단추를 누르는 것은 안전 철학에 어긋난다. 비행 시간이 조금이라도 더 확보되어야 사용자가 문제의 정체를 짚어낼 기회가 늘기 때문이다.

1991년 6월 이스턴 레인지에서 발사된 프로스펙터(코드명 Joust) 사례가 Mode-5 실패 양상을 잘 보여준다. Joust 는 캐스터 IV-A 단단 고체연료 모터에 페이로드 모듈을 얹은 1단 로켓이었다. 보고서는 이 기체가 발사 14초 무렵 후방 스커트(alt-skirt) 구조 파손으로 "급격한 피치업 기동"을 일으켰다고 적었다. 안전관제관 콘솔에 표시된 순간 진공 충돌 예상 궤적은 본문에 첨부된 Figure 3 에 나와 있다. 만약 안전관제관이 18초에서 25초 사이에 파괴 명령을 내렸더라면, 잔해 낙하 지점은 비행 라인에서 충분히 떨어진 안전 거리 바깥이었다는 것이 결론이다.

또 다른 Mode-5 사례로 1991년 8월 20일 케이프 커내버럴 20번 패드에서 발사된 유도식 레드 타이그리스(Red Tigress) 사운딩 로켓이 있다. 발사대를 벗어나자마자 1~2초 만에 로켓이 거의 직각으로 오른쪽으로 꺾였고, 그대로 안정 비행을 유지하다 23.5초 시점에 안전관제관 파괴 명령으로 부서졌다. 잔해는 발사대에서 두세 마일 떨어진 지점에 떨어졌다. 만약 파괴 명령이 발사 직후 더 빨리 내려졌다면, 이 사고는 Mode-5 가 아니라 Mode-2 응답으로 분류되었을 가능성이 크다.

RTI 보고서의 7쪽 본문으로, Mode-5 실패 응답을 이해하기 위한 장이다. Mode 3·4 와 달리 Mode-5 (그리고 Mode-2) 는 발사 시점부터의 시간을 직접 함수로 받지 않는다. Mode 3·4 에서는 실패 시각이 정해지면 잔해 분류별 평균 충돌점 (MPI) 이 한 점으로 고정되지만, Mode-5 의 충돌 밀도 함수는 1차 부분과 그 위에 겹치는 2차 부분으로 나뉜다. 1차 함수는 비행체가 불규칙하게 움직이며 생기는 충돌점의 변동을 다루고, 이 함수로 비행체 파괴 후 한 분류의 평균 잔해가 어느 건물 또는 빈 공간에 떨어질지를 계산한다. 2차 함수는 파괴 자체와 자유 낙하 중 공기역학 효과로 잔해가 흩어지는 정도를 다루고, 그 분류의 파편이 실제로 그 건물이나 공간에 부딪힐 확률을 계산한다. 정리하면 1차 함수는 2차 분포의 중심점이 특정 영역에 자리할 확률을, 2차 함수는 그 중심점 둘레로 흩어진 파편이 인구 밀집 지역이나 영역에 충돌할 확률을 준다. 1차 함수의 식은 같은 저자가 참고문헌 1번에서 식 (9.5) 로 제시한 형태를 식 (3) 으로 다시 옮겨 놓는다. 여기서 R 은 발사 지점에서의 거리 (마일), θ 는 사거리 진행 방향과 발사대–충돌점 직선 사이 각도 (라디안), R 의 변화율은 충돌 사거리 변화율 (마일/초) 이다. A 와 C 는 무차원 형상 상수, D 는 마일 단위 형상 상수다. Mode-5 응답에는 정의상 가장 이른 발생 시각 Ti (피치오버 시각) 와 가장 늦은 발생 시각 Te (소진·궤도 진입·기타 종료 시각) 가 있고, 그 사이 구체적으로 어느 순간에 응답이 나타나는지는 중요하지 않다. 다만 그 구간 전체 길이는 Mode-5 응답의 발생 확률을 정할 때 반드시 고려한다. Mode-5 응답이 일어났다고 전제할 때, 2차 함수의 중심이 어느 영역이나 건물 (인구 밀집 지역) 에 자리할 확률은 1차 충돌 밀도 함수를 그 영역 또는 건물 위에서 적분해 구한다. 1차 함수는 발사 지점에서 인구 밀집 지역까지의 거리 R 과 방향 θ 에만 의존하고, 발사 시점부터의 시간에는 직접 의존하지 않는다. 페이지 하단 각주는 이해를 돕기 위해 본문 표·도표에서는 θ 의 보각을 따로 표기해 쓴다고 덧붙인다. 페이지 좌하단에 9/10/96 날짜, 우하단에 RTI 표시가 함께 자리한다.

Mode-5 2차 충격 밀도 함수에 관한 RTI 기술 보고서의 8쪽이다. 1996년 9월 10일자 문서로, 발사체가 정상 궤도에서 벗어났을 때 잔해 조각이 인구 밀집지에 떨어질 확률을 어떻게 계산하는지 수식으로 설명한다.

핵심은 잔해 한 조각의 평균 충격 지점이 표적 중심에서 얼마나 떨어졌는지를 변수 d로 놓고, 가로·세로 방향의 분산(σ_x, σ_y)을 사용한 원형 정규분포 함수로 충돌 확률을 모델링한다는 점이다. 어느 잔해 등급의 평균 충격 지점이 우연히 인구 중심 위에 놓인다고 해서 실제 조각이 거기 떨어진다고 단정할 수는 없다. 실제 명중 확률은 해당 밀도 함수를 인구 중심 영역에 걸쳐 적분하고, 그 등급 안의 모든 조각에 대해 결과를 합산해서 구한다. 2차 함수의 분산은 바람, 발사체 파열 속도, 항력 불확실성에서 비롯된 개별 분산을 제곱합 평방근으로 묶어 계산하며 공칭 궤도에서 도출한다.

2차 밀도 함수의 평균 충격 지점이 인구 중심 바깥에 있어도 여전히 그 중심에 충돌할 수 있으므로, 충돌을 일으킬 수 있는 모든 상호배타적 위치를 빠짐없이 고려해야 한다. 각 위치마다 등급 내 한 조각 이상이 인구 중심에 떨어질 확률을 따로 구한 뒤 합쳐서 등급 전체의 총 명중 확률을 얻는다.

1차 Mode-5 충격 밀도 함수는 발사체가 어떤 경로로 그 지점에 도달했는지와 무관하게 모델링된다. 발사대에서 좌측으로 2마일 떨어진 한 지점에 부딪치는 경로는 무수히 많다. 그림 1은 Scout 발사체가 15초에 고장 난 뒤 4초 동안 충격 지점이 상류와 좌측 2마일 위치로 이동한 한 가지 경로를 보여 준다. 동쪽 대신 북쪽으로, 즉 잘못된 방향으로 이륙해 같은 지점에 부딪치는 경로도 가능하다.

다양한 고장 메커니즘과 발사체 거동이 Mode-5 반응과 특정 지역 충돌로 이어질 수 있지만, 정확한 메커니즘 자체는 분석에 중요하지 않다. 식 (1)이 그런 모든 가능성을 이미 포함한다고 가정하기 때문이다. 보고서는 Mode-5 반응을 일으키는 네 가지 구체적 고장 사례를 든다. 첫째는 유도 플랫폼의 방향 재설정, 둘째는 잘못된 공간 목표 좌표의 유도 시스템 주입, 셋째는 엔진 노즐이 영점 근처 고정 위치에 잠겨 거의 일정한 각가속도를 만드는 경우다. 네 번째 사례는 다음 쪽으로 이어진다.

페이지 맨 아래에는 "이 분산값들은 Mode-4 충격 분산의 부분집합"이라는 짧은 각주가 붙어 있다.

이 페이지는 1996년 9월 30일자 RTI 보고서 9쪽으로, Mode-5 실패 응답이 DAMP(Debris Analysis & Mission Planning) 위험 추정에 미치는 영향을 다룬다. 앞 쪽에서 차량 본체의 가속, 속도 벡터의 완만한 회전, 유도 시스템에 누적된 속도 오차 등 Mode-5 응답의 양상들을 정리한 데 이어, 3.1절에서는 Mode-5 충돌 밀도 함수의 형태를 결정하는 상수들을 다룬다. 이 함수는 원래 세 개의 형태 상수를 가졌지만, 분자와 분모를 상수 C로 나누고 D/C를 R로 치환하면 불필요한 상수 하나가 사라져 식 (3)의 형태로 간결해진다. 함수 안 상수 A와 B의 값은 Mode-5 충돌 밀도 함수의 기본 성격을 바꾸지는 않고 영향만 준다. 이스턴 레인지 선박 피해 계산에서는 오랫동안 A=2.5, B=1000 값을 써왔으나, 최근 연구에서는 A를 3.0으로 올렸다. 최근 차량들이 Mode-5 실패 시에도 의도된 비행선에서 크게 벗어나지 않는다는 관찰에 따른 조정이다. 3.2절에서는 DAMP 결과에 형태 상수가 어떤 영향을 주는지 살핀다. 위험 추정에 필요한 두 변수는 Mode-5 실패 응답 확률과 형태 상수 A·B 값이며, 현재 각각 3.0과 1000이 쓰인다. 보고서는 DAMP 결과가 B보다는 A의 변화에 훨씬 민감하다고 못 박는다. 사례 1로 Atlas IIA의 기준 위험 분석을 든다. 발사 후 120초 동안 Mode-5 실패 응답의 확률을 전체 실패 확률의 12.5%로 잡았는데도, 충돌 한계선(ILL) 안 사람들에게 가해지는 위험의 약 90%가 Mode-5 응답에서 비롯된 것으로 나왔다. Pad A에서 주간 발사를 가정해 형태 상수 A 값을 달리하고 B=1000으로 고정했을 때의 ILL 내부 위험 범위는 다음 페이지의 표 1에 정리되어 있다.

아틀라스 IIA 발사체의 위험도 분석 본문 한 쪽이다. 표 1은 Mode-5 형상 상수 A 값에 따른 위험도 변화를 정리한다. B를 1,000으로 고정하고 상수 A를 2.5, 3.0, 3.5, 4.0으로 바꾸면, Mode-5 구간의 사거리 점유율(IPs Up-range Percent)이 28.6%에서 10.0%까지 떨어지고, 발사 통로(ILLs) 안쪽에서의 사상자 기댓값(10^-6 단위)은 Mode-5 단독으로 246에서 30.5까지, 전체 모드 합산으로 259.9에서 44.3까지 줄어든다. 본문은 세 번째 열의 수치가 Mode-5 고장 발생 확률에 정비례하며, 아틀라스 IIA 분석에서는 그 확률을 1/200, 즉 0.005로 가정했다고 설명한다. 이어 아틀라스 IIAS에 대한 위험 등고선(Case 2) 절로 넘어가, 내이(內耳) 손상에 대한 위험 등고선도 같은 방식으로 그릴 수 있다고 적는다. 그림 2와 그림 3이 아틀라스 IIAS의 사례를 보여 주며, 이 그림들은 Mode-5의 절대 발생 확률을 0.005, 상수 A를 3.0과 3.5, 상수 B를 1000으로 설정한 조건이다. 마지막으로 비행 위험 구역(Flight Hazard Area)과 비행 주의 구역(Flight Caution Area)의 정의 자체를 이 내이 손상 위험 등고선을 기준으로 잡을 수 있고, 상수 A가 10^-6 등고선의 위치에 큰 영향을 끼친다고 못 박는다. 페이지 하단에는 작성일 1996년 9월 10일, 쪽수 10, 작성기관 약자 RTI가 박혀 있다.

1996년 9월 10일자 RTI 보고서의 11쪽으로, Atlas IIAS 발사체가 폭발했을 때 내이(內耳) 손상이 발생할 확률을 발사장 주변 지도 위에 등고선 형태로 그린 그림이다. 모델 파라미터는 Mode-S, A = 3.0이며, 등고선은 10⁻⁴·10⁻⁵·10⁻⁶ 세 단계의 위험 확률을 보여 준다. 도면 캡션은 "Figure 2. Atlas IIAS Risk Contours for Inner-Ear Injury with A = 3.0"이다.

1996년 9월 10일자 RTI 보고서의 12쪽으로, Atlas IIAS 로켓 발사가 주변 지역 주민의 내이 손상에 미치는 위험을 등고선 지도로 보여 준다. 지도는 발사장 주변 도로망과 마을이 그려진 위에 10⁻⁶·10⁻⁵·10⁻⁴ 확률 등고선을 동심원에 가깝게 겹쳐 놓은 형태이며, 모델 변수 A는 3.5로 두었다. 그림 캡션은 "Figure 3. Atlas IIAS Risk Contours for Inner-Ear Injury with A = 3.5"라고 적는다.

보고서 4장은 발사체 고장 확률을 어떻게 추정할 것인지 방법론을 다룬다. 이 연구의 주된 목적은 아틀라스·델타·타이탄 발사체에서 모드-5 고장 반응이 일어날 상대 확률을 추정하는 것이며, 부산물로 다른 발사체의 확률, 그리고 DAMP 프로그램이 다루는 다른 고장 반응 모드들의 상대 확률과 발사체 전체 고장 확률까지 함께 얻을 수 있다. 발사체 고장 확률을 추정하는 데 흔히 쓰이는 접근은 크게 두 가지다. 하나는 부품 분석 또는 엔지니어링 접근으로, 각 미사일 하위 시스템을 구성하는 부품과 컴포넌트의 신뢰도를 공학적으로 평가하고, 어떤 부품·컴포넌트·하위 시스템이 고장 났을 때 어떤 결과가 나오는지를 따진다. 다른 하나는 실제 발사 결과를 토대로 한 경험적 통계 접근이다. 두 접근 모두 심각한 문제를 안고 있다.

이어 4.1절은 부품 분석 접근의 한계를 1992년 부즈·앨런 앤드 해밀턴이 공군우주사령부를 위해 작성한 초안 보고서를 길게 인용해 설명한다. 부즈·앨런 측이 정리한 표현보다 더 잘 다듬을 수 없다는 이유로, 보고서는 해당 문단을 그대로 옮긴다. 엔지니어링 접근은 발사체 성공률을 산출할 때 부품 단위 신뢰도를 측정하거나 추정한 뒤 이를 블록 모델로 결합해 발사 시스템 전체의 신뢰도 추정치를 만든다. 이때 개별 컴포넌트의 임계성, 중복 설계의 유무, 한 컴포넌트 고장이 다른 컴포넌트 고장을 유발할 가능성 등을 함께 따진다.

부즈·앨런이 지적한 한계는 두 가지다. 첫째, 이 접근은 하위 시스템들 사이의 상호관계를 충분히 이해하고 있어야 신뢰도 블록 다이어그램을 그릴 수 있다고 전제한다. 그러나 우주발사체처럼 복잡한 시스템에서는 그 전제 자체가 의심스럽다. 운용 이력을 들여다보면 독립적이라고 여겨졌던 하위 시스템들 사이에서 예상 밖의 관계가 드러난 사례가 수두룩하다. 둘째, 이 접근은 시스템이 완벽하게 조립된 상태의 신뢰도를 가정한다. 그래서 제조·처리·운용 과정의 편차나 오류는 고려에 들어오지 않는다.

보고서는 그렇게 빠지기 쉬운 요소의 예로 부품의 잘못된 설치와 잘못된 컴퓨터 프로그램을 들며 13쪽을 끝낸다. 페이지 하단 모서리에는 1996년 9월 10일자, 페이지 13, RTI 라벨이 표시된다.

1996년 9월 12일자 RT2 보고서 14쪽. 부품 해석 방식의 세 번째 한계로 부품·구성요소별 신뢰도 추정에 들어가는 주관성과 잘못된 가정 문제를 다룬다. Booz-Allen 이 인용한 미 기술평가국(OTA) 보고서를 그대로 옮기면, 설계 단계의 신뢰도 추정은 보통 네 갈래로 이루어진다고 한다. 첫째, 이미 만들어진 엔진·항전 같은 차량 계통과 구성품의 실험실 시험 데이터. 둘째, 아직 만들어지지 않은 계통과 부품의 달성 가능 신뢰도에 대한 엔지니어의 판단. 셋째, 한 계통이나 부품의 고장이 다른 계통이나 차량 전체의 고장으로 이어지는지에 대한 분석. 넷째, 흔히 암묵적으로 깔리는 전제들 — 실험실 시험 조건이 실제 운용 조건과 정확히 같다, 시스템은 설계 의도대로의 환경에서만 운용된다, 엔지니어의 신뢰도 판단은 옳다, 고장 분석이 신뢰도에 영향을 주는 모든 상황과 세부를 다 짚었다는 식의 가정이다. OTA 는 이런 공학적 신뢰도 추정이 불완전하고 주관적이라고 결론짓는다. 보고서는 이어서 분석가가 놓치기 쉬운 신뢰도 영향 요인을 낙뢰, 특히 고체 추진제의 노화, 부식, 결정적 부품의 열·냉 단열 부족, 결빙, 잘못된 안테나 패턴이나 결선 여섯 가지로 든다. 마지막으로 Booz-Allen 의 결론을 인용하기 시작하는데, 공학적 접근은 그 본질상 발견되지 않은 설계 결함을 다룰 수 없다 — 만약 그 결함이 발견되었고 모형화할 수 있었다면 — 이라는 문장이 다음 쪽으로 이어지면서 끊긴다.

RTI 가 1996년 9월 10일에 펴낸 발사체 신뢰성 평가 보고서의 15쪽이다. 이 페이지에서는 발사체의 고장 확률을 어떻게 추정할지를 두 가지 방식으로 검토한다.

앞 절에서 거론한 부품 분석 방식에 대한 가장 큰 비판은 본문 표현으로는 분명히 드러나지 않지만 결국 모든 부품 분석에 K 계수라 부르는 보정값이 끼어든다는 점이다. K 계수는 부품이나 시스템을 시험한 환경과 실제 비행 환경이 다르다는 점을 메우기 위해 신뢰성 계산에 집어넣는 보정인데, 부품마다 시스템마다 그 값이 같을 리 없으니 여러 값을 가정해야 하고, 그러다 보면 전체 평가가 매우 주관적이 된다. 그래서 이 보고서는 발사체 신뢰성을 평가하거나 고장 시 대응 방식별 발생 확률을 추정할 때 부품 분석 방식을 쓰지 않는다.

이어서 4.2 절은 경험적 방식을 소개한다. 비행 시험에서 실제로 관측된 성능을 들여다보는 쪽이 더 객관적으로 보인다는 것이다. 보고서는 앞서 인용한 의회 기술평가국 보고서의 한 문장을 다시 인용해, 발사체 고장 확률을 평가하는 완전히 객관적인 유일한 방법은 앞으로 발사할 조건과 같은 조건에서 시험한 동일 기종 발사체의 고장 횟수를 통계적으로 분석하는 것뿐이라고 밝힌다.

다만 이 진단에 동의하더라도 곤란한 문제가 남는다. 그런 동일 기종 발사체 표본은 지금도 없고 앞으로도 만들어지지 않는다. Booz·Allen 보고서도 같은 한계를 다른 말로 지적했다. 경험적 방식의 큰 약점은 발사 시스템에 가해진 변경이 어떤 영향을 끼치는지 미리 가늠하지 못한다는 것, 그리고 그 영향은 추가 비행 시험을 거쳐야만 객관적으로 평가할 수 있다는 것이다.

그럼에도 RTI 는 이 방식만으로 고장 시 대응 방식별 발생 확률을 추정한다. 완전한 객관성을 주장하지는 않는다. 뒤에서 보겠지만, 결국 답은 성능 자료를 어떻게 걸러내느냐, 그리고 실제 고장 확률이 과소평가될 위험을 얼마나 감수할 수 있느냐에 크게 좌우된다.

이 페이지는 보고서의 5장 실패 확률 계산 도입부다. 9월 10일자, 16쪽, RTI 작성. 애틀러스·델타·타이탄 로켓의 부록 D 실험 결과를 세 가지 목적으로 활용한다고 밝힌다. 첫째 각 비행체가 비행 단계별로 실패할 전체 확률을 추정하고, 둘째 응답 모드 1번부터 5번까지의 실패 유형별 상대 비율을 정하고, 셋째 응답 모드 3·4에서 텀블(회전 추락)이 일어나는 상대 빈도를 잡는다.

5.1절은 전체 실패 확률 계산법을 다룬다. 대표 구성(부록 D 마지막 열에 "1"로 표시된 항목)만 골라, 부록 C에서 설명한 세 가지 가중치 방식 — 동일 가중치, 인덱스 카운트 가중치, 지수 가중치 — 으로 걸러낸다. 가중 실패 확률을 계산할 때, 실패나 이상 거동이 발생하면 점수 1을, 아무 일도 없었으면 점수 0을 준다. 발사 기관이 부록 D에서 실패로 분류한 일부 비행을 성공이나 부분 성공으로 보는 경우도 있는데, 특히 비행 후반에 일어난 비정상 이벤트는 실패라기보다 이상 거동으로 보는 편이 낫다고 설명한다.

비행 단계는 표 2의 두 번째 열과 부록 D.1.3 정의에 따르며, 포괄적이다. 예컨대 0-3 단계는 0, 1, 1.5, 2, 2.5, 3 단계를 모두 포함한다. 부록 D 응답 모드 열의 NA 표시는 어떤 실패나 이상 거동이 최종 궤도나 충돌 지점에 영향을 줬지만 지상 인명에 추가 위험을 만들지는 않았고 임무 자체를 망친 것도 아닌 경우를 가리킨다. 표 2와 표 3의 확률 계산에서는 0-5 단계를 제외한 모든 비행 단계에서 NA를 성공으로 잡았고, 0-5 단계에서만 NA를 실패로 잡았다. 응답 모드 열·비행 단계 열에 여러 값이 적힌 비행(부록 D.2.1의 257번 사례 등)은 첫 번째 값을 필터링에 쓴다.

이 페이지는 1996년 9월 10일자 RTI 보고서 17쪽으로, Atlas·Delta·Titan 세 발사체의 비행 단계별 고장 확률을 다섯 가지 필터링 기법으로 계산한 표 2를 싣고 있다. 표는 각 비행체의 단계(0부터 0-5까지), 등가중치·인덱스 카운트·F값 0.99·0.98·0.97의 지수 필터 결과, 그리고 실제 표본 고장 횟수를 열거한다. 별표가 붙은 0-5 단계는 응답 모드 'NA'를 포함한 값이다. 표 아래 본문은 필터링 방식(가중치 적용 방식)에 따라 향후 신뢰도 추정치가 달라진다고 지적한다. 어느 과거 구성을 미래 비행체의 대표로 볼지, 어떤 비행을 표본에 넣을지, 각 비행을 어떻게 가중할지, 모호한 경우 성공·실패를 어떻게 판단하고 어느 비행 단계에 고장을 귀속시킬지 같은 판단은 모두 주관적 결정이라고 본다. Atlas와 Delta는 지수 필터의 F값을 낮출수록(즉 최근 데이터에 가중치를 더 줄수록) 예측 고장 확률이 떨어져 신뢰도가 개선되는 흐름을 보인다. 반대로 Titan은 F값을 낮춰도 고장 확률이 오히려 올라가 신뢰도 개선이 아직 시험 결과에 반영되지 않았을 가능성을 시사한다. Atlas와 Delta의 경우 등가중치 방식이 다른 필터들보다 더 높은 고장 확률을 내놓는다.

RTI 가 1996년 9월 30일 작성한 보고서의 18쪽이다. 본문은 발사체 신뢰성 분석의 통계 처리 결과를 다룬다. 인덱스 카운트 방식으로 걸러낸 실패 확률이 지수 가중 방식보다 대체로 크게 나오며, 타이탄 발사체의 경우 결과가 엇갈려 최근 신뢰성이 뚜렷이 개선되지는 않은 것으로 보인다고 한다. 본문은 같은 필터링 기법을 부록 D 의 모든 비행 시험 결과에 일괄 적용한 표 5 를 제시한다. 표 5 는 아틀라스·델타·타이탄 세 발사체에 대해 비행 단계 0 부터 0-5 까지 등가중치, 인덱스 카운트, 그리고 F 값 0.99·0.98·0.97 의 지수 필터로 산출한 예측 실패 확률과 실제 실패/총 발사 비율을 보여준다. 표 2 와 표 3 을 견주면 대다수 경우에서 대표 구성에 대한 지수 필터의 실패 확률이 전체 구성보다 작게 나왔는데, 두 값의 차이가 크지 않다는 점이 지수 필터가 초기 발사 실패를 적절히 낮춰 잡는다는 증거라고 해석한다. 등가중치 방식은 그렇지 않아서 전체 구성 기준 예측치가 최대 3.6 배까지 부풀려 나왔다. 마지막 단락은 미사일과 우주발사체 성능 데이터의 가중에 대해 RTI 가 등가중치나 인덱스 카운트보다 지수 필터를 선호한다고 밝힌다. 표 4 에 샘플 크기 4 부터 1,000 까지 세 필터의 가중 비율이 정리돼 있다. 표본이 작을 때를 빼면 등가중치는 과거 데이터에 지나치게 무게를 실어, 학습 과정을 반영하지 못한다고 짚는다. 페이지 하단 가운데에 18, 우측에 RTI, 좌측에 작성일 9/30/96 이 함께 보인다.

RTI 가 1996년 9월 30일 작성한 신뢰도 분석 보고서의 19쪽이다. 표 4 는 표본 크기 4 부터 1000 까지 여섯 단계에 대해 세 가지 가중치 방식 — 지수 필터, 인덱스 카운트 필터, 균등 가중 — 이 최근 데이터에 얼마나 무게를 싣는지 비교한다. 본문은 인덱스 카운트 필터의 한계를 짚는다. 표본이 작을 때는 가장 최근 한 번의 시험에 지나치게 무게가 쏠리는데, 표본 4 의 경우 마지막 한 발에 전체 가중치의 40 퍼센트가, 마지막 두 발에 70 퍼센트가 실린다. 표본 10 에서도 마지막 한 발이 18.2 퍼센트, 마지막 다섯 발이 72.7 퍼센트를 차지한다. 이렇게 계산된 신뢰도 향상 속도는 초기 설계에 심각한 결함이 있어 빠르게 잡아냈을 때나 그럴듯하다. 50 발 또는 100 발에 한 번 정도 나오는 고장 유형이 분명히 있을 텐데, 그렇다면 열 번째 발사가 첫 번째 발사보다 그런 고장의 확률을 더 잘 예측한다고 보기는 어렵다. 반대로 표본이 클 때는 같은 필터가 최신 데이터를 너무 가볍게 본다. 글 첫 머리는 균등 가중을 다룬다. 균등 가중은 표본 100 발 근처에서 옛 데이터를 과하게, 최신 사건을 부족하게 잡기 때문에 미사일·우주 발사체처럼 하드웨어가 계속 개선되는 영역에는 맞지 않는다. 다만 같은 시점에 같은 공정으로 제작해 같은 기준으로 시험하는 대량 생산품, 가령 한 묶음 부품의 고장 확률을 추정할 때는 쓸 만하다.

보고서 본문 20쪽. 표본 크기가 커질수록 가중치 배분 차이가 어떻게 벌어지는지 비교하는 대목이다. 표본 200, 500, 1000건일 때 마지막 50건이 차지하는 비중은 각각 43.7%, 19.0%, 9.7%로 떨어지고, 표본이 100건만 넘어가도 인덱스카운트 필터는 가장 오래된 절반에 데이터 가중치의 25%를 그대로 얹는다 — RTI는 이 비중을 과하다고 본다.

미사일과 우주발사체 데이터에는 F = 0.98인 지수 필터가 합리적이라고 결론짓는다. 표본이 20건 안팎으로 작을 때는 균등 가중치와 지수 가중치가 거의 차이가 없고, 80건 부근에서는 인덱스카운트와 지수 필터가 비슷한 결과를 낸다. 표본이 200건 이상으로 늘어나면 가장 최근 5, 10, 25, 50건에 부여되는 가중치가 사실상 일정해지는데, 이것이 바로 지수 필터의 페이딩 메모리 성질이다.

지수 필터 식 (부록 C 식 35)의 분모는 n이 커지면 1/(1−F)에 수렴하는 기하급수다. F = 0.98이면 그 극한이 50이다. 즉 가장 최근 데이터 한 점은 늘 가중치 1을 받고, 표본이 아무리 커도 전체의 2% 미만으로는 떨어지지 않는다. 표본이 200, 300건이면 오래된 절반은 전체 가중치의 11.7%, 5%만 받고, 500건이 넘으면 오래된 절반은 사실상 무시된다. 우주발사체 성능 데이터에 적합한 페이딩 메모리 필터의 모습이다.

최종 선택은 지수 필터이고, 남은 문제는 필터 상수 F 값이다. 필터 계수에 따라 가중치 배분이 어떻게 달라지는지 보려고 RTI는 아틀라스, 델타, 타이탄 대표 구성에 F = 0.96에서 0.995 사이 값을 적용해 가중치 비율을 계산했고, 결과는 표 5에 정리했다. 페이지 푸터에는 작성일 1996년 9월 10일과 RTI 식별자가 보인다.

표 5는 Atlas·Delta·Titan 세 발사체 표본에 가중치 상수 F를 0.96부터 0.995까지 바꿔가며 적용했을 때 마지막 시험·마지막 10회·50회·100회의 반(半)·100회 시험이 전체 가중치 합계에서 차지하는 비율과, 가장 최근 시험 대 가장 오래된 시험의 가중치 비를 보여준다. 본문은 이 표를 근거로 F 값 선택의 판단 기준을 설명한다. F가 0.96보다 작거나 0.99보다 크면 적절하지 않은 가중치가 나온다고 본다. 예컨대 F=0.96이면 Titan의 가장 최근 시험은 가장 오래된 시험보다 1030배 큰 가중치를 받고, 최근 50회가 전체의 87.1%를 차지해 그 앞 121회 시험이 차지하는 비중이 12.9%에 그친다. 최근 100회는 98.4%를 차지하므로, 사실상 가장 오래된 71회는 표본에서 빠진 것과 같다. 반대로 F가 0.995로 너무 높으면 오래된 시험 결과를 충분히 낮춰주지 못한다. Atlas로 예를 들면, 1996년 1월 31일의 가장 최근 시험은 1964년 8월 14일의 가장 오래된 시험보다 가중치가 2.2배밖에 크지 않다. 1964년 8월 14일부터 1973년 5월 6일까지의 오래된 절반이 전체 가중치의 40%를 차지하고, 가장 이른 56회 발사는 자료의 36%면서 가중치의 27%를 가져간다. 이 정도면 모든 시험을 동일하게 가중하는 방식과 큰 차이가 없는데, 그렇게 하면 32년 동안 Atlas의 신뢰성이 향상된 사실을 인정하지 않는 셈이 된다. F 값을 고를 때는 두 상충하는 목표 사이에서 균형을 잡으려고 한다. 첫째 목표는 재설계·부품 교체·시험 절차 개선 등으로 발생 확률이 크게 낮아진 실패에 대해 그 비중을 충분히 낮추는 것이다. 페이지 하단에는 1996년 9월 10일 작성, 페이지 21, RTI라는 식별이 남아 있다.

RTI 가 1996년 9월 30일 자로 정리한 발사체 신뢰도 연구 보고서의 22쪽이다. 실패 사례에 가중치를 줄일 때 무작위 결로 발생한 실패, 교체 부품에서 여전히 나타날 수 있는 실패, 아직 한 번도 실패하지 않은 부품에서 백 회 또는 수백 회 발사 만에 한 번꼴로 발생하는 실패는 거의 또는 전혀 가중치를 깎지 말아야 한다고 짚는다. 어떤 기법을 쓰더라도 필터링은 결국 타협이다. 이상적인 필터라면 고쳐졌거나 발생 가능성이 줄어든 실패만 골라내 가중치를 깎고, 원인을 모르는 무작위 실패는 그대로 두어야 하지만, 이 연구에서 검토한 필터들은 그 정도까지 구분하지 못하고 발사 순서와 어느 시점에 실패가 일어났는지만 보고 결과를 낸다고 인정한다. 경험 자료로 발사체 실패 확률을 예측하려면 표본이 크고 대표성이 있어야 하며, 신뢰도가 높은 발사체일수록 더 큰 표본이 필요하다는 점도 강조한다. 가령 모집단의 1퍼센트가 어떤 특성을 가질 때 표본 100개를 뽑으면 그 특성이 한 번도 나타나지 않을 확률이 0.37, 표본 50개라면 0.61에 이른다. 2퍼센트라면 표본 50개에서 한 번도 안 잡힐 확률이 약 36퍼센트다. 이런 이유로 Atlas, Delta, Titan 자료 표본은 참조문헌 4번에서 정한 대표적인 형상 개념과 어긋나지 않는 범위에서 최대한 크게 잡았다. RTI 는 성능 자료에 가장 적절한 가중치를 부여하는 P 값을 0.98로 보지만, 0.97에서 0.99 사이라면 어떤 값도 배제할 수 없다고 본다. 자료 가중치 일관성을 위해 모든 발사체 프로그램에 같은 P 값을 적용했고, 세 P 값에 따른 예측 실패 확률 차이는 Atlas 에 대해 Figure 4로 보여 준다. 그래프는 필터의 변동성과 P 값이 반비례한다는 사실을 드러내며, P 가 0.97일 때는 더 큰 값들과 비교해 실패가 일어날 때마다 필터 후 실패 확률이 더 크게 튀어 오르고, 뒤이은 발사 성공마다 더 빠르게 내려간다는 점을 보여 준다.

RTI 가 1996년 9월 30일 작성한 보고서의 23쪽이다. F 값을 어떻게 잡느냐에 따라 Atlas 발사체의 예측 실패 확률이 달라진다는 점을 설명한다. 페이지 상단의 그래프(Figure 4)는 F 가 0.97, 0.98, 0.99 일 때 표본 번호(새로운 발사일수록 오른쪽)에 따라 필터링된 실패 확률이 어떻게 움직이는지를 보여준다. 본문은 어느 한 값이 정답이라고 할 수는 없다고 못 박는다. RTI 가 보기에 F 가 0.97 보다 낮으면 최근 소수의 발사에만 비중이 너무 쏠리고, 0.99 보다 높으면 과거 자료가 지나치게 길게 끌려 들어와 설계·재료·운용 절차의 개선이 잘 반영되지 않는다. 결국 어떤 F 를 고르느냐가 결과 확률을 좌우하므로, 보수적으로 잡으려면 0.99, 낙관적으로 잡으려면 0.97 이 합리적이라는 정리다. 이어 RTI 의 실제 위험 분석은 주로 발사장 근처를 다루기 때문에 비행 2단계 이후 확률은 부차적이라고 덧붙인다. 표 6 의 종합 실패 확률은 한 가지 예외를 빼면 모두 F = 0.98 기준의 표 2 에서 가져왔으며, 별도 지시가 없거나 부록 D 표본이 갱신되지 않는 한 RTI 는 앞으로 45 SW/SE 의 발사장 위험 분석에 이 수치들을 그대로 쓰겠다는 방침을 밝힌다.

1996년 9월 10일자 RTI 보고서의 24쪽으로, 발사체 신뢰도 분석을 다룬다. 표 6 은 Atlas, Delta, Titan 세 발사체의 비행 단계별 예측 실패 확률을 정리한다. 비행 0~1 단계에서 Atlas 는 0.022, Delta 는 0.010, Titan 은 0.040 이고, 비행 0~2 단계로 가면 Atlas 0.031, Delta 0.013, Titan 0.064 로 올라간다. 모두 지수 필터 F=0.98 을 적용한 값이다. Delta 의 경우 표본 125 회 비행 안에서 2단 실패가 한 번도 없어서 0~1 과 0~2 의 예측 실패 확률이 같게 나왔는데, 이것이 곧 Delta 2단 실패 확률이 0 이라는 뜻은 아니다. F 값은 판단의 영역이며 합리적인 범위는 0.97 ≤ F ≤ 0.99 사이로 본다. 두 단계 사이에 차이를 보이기 위해 0~1 단계에는 0.98 을, 0~2 단계에는 0.99 를 적용했다. 우연히도 F=0.98 로 Delta 전 형상을 계산해도 0.013 이 나온다. 다른 추정 방식으로 125 회 중 0 회라는 사건에 80% 신뢰 수준의 상한을 잡으면 신뢰도는 최소 0.987 이고, 따라서 2단 점화 구간 (1.5~2 단계) 의 실패 확률은 0.013 을 넘지 않는다.

5.2 절은 응답 모드별 상대·절대 확률을 다룬다. Atlas, Delta, Titan 발사체의 경우 실패 응답 모드 1, 2, 3 은 모드 4, 5 보다 발생 빈도가 훨씬 낮다. 빈도가 낮은 모드는 발생 확률이 천 분의 일 이하라서 대표 형상 비행 시험에서는 한 번도 안 나왔을 수도 있다. 실제로 Atlas, Delta, Titan 통합 표본에서 비행 0~2 단계 동안 실패는 16 건이 있었지만, 그 중 응답 모드 1, 2, 3 에 해당하는 사례는 없었다. 대표 형상 표본의 실패 건수가 적어서 모드 1~5 의 상대 확률은 부록 D 의 모든 형상·발사 자료를 사용해 추정했다. 명백히 수정된 문제를 제외하면, 수년에 걸친 신뢰도 개선 변경이 모든 응답 모드의 발생 확률을 비슷한 비율로 낮춰 왔다는 가정 아래 이 접근을 택했다. 최근 수정과 시험 결과의 가중치는 지수 필터로 반영한다. 즉 모드 1 실패가 과거에 더 자주 일어났다면, 가중 과정에서 옛 모드 1 응답의 비중이 줄어든다. 부록 D 표 7~10 에는 Atlas, Delta, Titan, Eastern-Range Thor 발사의 응답 모드·비행 단계별 실패 횟수가 정리된다.

이 페이지는 발사 실패 통계를 정리한 분석 보고서의 본문이다. 서두에는 웨스턴 레인지에서 수집한 자료가 성능 기록이 불완전해 분석 대상에서 빠졌고, 차량 네 종의 결과는 표 11에 묶어 정리했으며, 표 12는 각 발사체별로 응답 모드에 따른 마지막 발생 시점을 보여준다고 적는다. 이어 표 7부터 표 10까지 발사체별 실패 횟수를 모드별로 나눈 통계가 이어진다. 표 7은 532회 비행한 아틀라스, 표 8은 138회 비행한 델타, 표 9는 337회 비행한 타이탄, 표 10은 85회 비행한 이스턴 레인지 토르의 실패를 다룬다. 모든 표는 비행 0초부터 5초까지 구간을 1초 단위로 나눠 모드 1·2·3·4 의 실패 건수, 누적 비율 %A, 모드 3·4 합산과 텀블 횟수를 함께 보여준다. 아틀라스는 모드 4의 실패가 압도적으로 많고 5초까지 누계 23회의 텀블이 기록된다. 타이탄도 모드 4가 47회로 가장 두드러지며, 토르는 22회의 모드 4 실패를 누적한다. 페이지 하단에는 1996년 9월 10일 날짜와 25쪽 번호, 그리고 우측 상단을 비롯해 일관되게 등장하는 'BJ1' 문서 식별자가 따라온다.

9/10/96자 RTI 보고서 26쪽이다. 표 11은 1186회 비행 전체에 대한 실패 응답 모드별 누적 횟수를 비행 단계(0, 0–1, 0–2 … 0–5)별로 정리한 것으로, 마지막 열은 모드 3·4 중에서 발사체가 추력 중에 텀블(tumble)한 비율을 따로 빼 적어 놓았다. 표 12는 각 응답 모드별로 가장 최근 실패가 발생한 날짜를 Atlas·Delta·Titan·Thor 네 발사체별로 나열한다. Thor의 마지막 발사가 1965년 2월 23일이었다는 주석이 표 아래 붙어 있다. 본문은 모드 1~5의 상대 확률과, 모드 3·4 중 추력 중 텀블이 일어나는 비율을 지수 필터로 추정하는 방식을 설명한다. F 값을 0.980에서 0.999 사이로 두고 데이터 표본별 가중치를 표 13(다음 페이지로 이어짐)에 넣었다. 발사체 단위 절대 실패확률에 쓰던 필터 상수 0.98을 그대로 쓰면 가장 최근 200회 시험에 전체 가중치의 98.2%가 쏠려, 앞선 986회가 사실상 계산에서 빠지는 문제가 생긴다. 응답 모드별 빈도를 추정하려면 바로 그 초기 표본이 필요하기 때문에, 절대 확률 추정과 같은 상수를 쓸 수 없다는 것이 이 절의 결론이다.

발사 1,186건 표본에 가중치 필터를 어떻게 적용했는지 정리한 27쪽이다. 표 13은 필터 상수 F 값을 0.999부터 0.980까지 단계적으로 낮추면서 마지막 1개·100개·200개·500개 자료점이 전체 가중치에서 차지하는 비율을 정리한 표다. 본문은 F=0.999 값이 부적절하다고 본다. 가장 최근 자료에 적용되는 가중치가 39년 전 가장 오래된 자료의 3.3배에 그치고, 표본의 16.8%와 25.2%를 차지하는 최근 200·300점이 총 가중치의 26.11%와 37.3%만 가지기 때문이다. 이는 자료를 동일 가중으로 다루는 것과 크게 다르지 않은데, 동일 가중은 응답 모드별 발생 빈도가 시간이 흘러도 거의 변하지 않을 때만 적합하다. 반대로 F=0.99를 쓰면 표본 크기 확보에 꼭 필요한 가장 오래된 600~700건을 사실상 버리는 결과가 된다. 이어 표 14는 비행 단계 0~2 구간의 고장에 대해 응답 모드 1~5의 발생 비율이 필터 인자에 따라 어떻게 달라지는지 보여준다. 모드 2와 4의 비율은 필터 값에 크게 영향받지 않지만, 모드 1·3·5의 비율은 필터 메모리가 짧아질수록 줄어든다. 본문은 이를 모드 1·3·5의 발생이 시간이 지나면서 줄고, 모드 2와 4는 큰 변화가 없었다는 신호로 해석한다. 페이지 하단에는 작성일 1996년 9월 10일과 RTI 표시가 찍혀 있다.

RTI 보고서 28쪽 본문은 필터 상수 선택의 근거를 정리한다. 0.993이 0.992나 0.994, 또는 이 구간을 벗어난 다른 값보다 더 낫다는 판단으로 0.993을 골랐다는 설명으로 시작한다. 앞 절에서 다룬 내용은 아틀라스·델타·타이탄 발사체의 고장 대응 모드 발생률을 추정할 때 어떤 필터 과정과 상수를 쓸지에 대한 논리였다. 이 세 발사체는 오랜 운용 경험과 문제 개선을 거쳐 신뢰도가 높아진 성숙한 시스템이다. 새 발사체 설계가 이들 성숙 시스템을 어느 정도 따라 가더라도, 새 시스템은 더 높은 비율로 실패한다고 본다. 이륙 시점에 액체 추진 단을 점화하는 새 발사체라면 각 대응 모드 발생률이 현재 운용 중인 발사체보다 초기 시절의 아틀라스·델타·타이탄과 더 닮을 가능성이 크다. 다른 자료가 없는 상황에서 새 액체 추진 시스템의 다섯 가지 실패 대응 모드 상대 비율은 아틀라스·델타·타이탄·소어의 표본을 모두 합쳐 필터 상수 0.999, 즉 거의 균등 가중치로 계산했다.

새 고체 추진 발사체에는 0.999를 그대로 쓰면 모드 1 비율이 지나치게 높게 나온다. 결합 표본의 모드 1 실패 13건은 모두 액체 추진 발사체에서 발생했고, 고체 부스터를 단 아틀라스·델타·타이탄 형상에서는 모드 1 사례가 없었기 때문이다. 반대로 성숙 시스템에 쓰던 0.993을 그대로 적용하면 모드 5 발생 확률이 너무 낮게 깎인다. 1995년에 케이프에서 발사한 레드 타이그리스와 저스트 차량이 모두 모드 5 실패를 겪었기 때문이다. 새 액체 시스템과 성숙 시스템의 절충 값으로, 새 고체 추진 발사체에는 0.996을 가정했다. 비행 단계 0–2의 결과는 표 15에, 0–1의 결과는 표 16에 정리했다. 향후 45 SW/SE의 위험 분석에서 RTI는 성숙 시스템과 새 시스템에 이 상대 비율을 적용할 계획이다.

표 15는 비행 단계 0–2에서 권고하는 대응 모드별 비율을 보여준다. 성숙 발사 시스템(F=0.993)·새 고체 시스템(F=0.996)·새 액체 시스템(F=0.999) 세 그룹을 나란히 두고, 모드 1은 각각 0.4·2.4·6.0퍼센트, 모드 2는 5.4·4.3·2.3, 모드 3은 5.7·0.4·1.7, 모드 4는 86.2·82.4·75.3, 모드 5는 2.3·10.5·14.8로 집계했다. 좌측 여백에 손글씨로 짧은 표시가 들어가 있다.

보고서 29쪽으로, 발사체 비행 단계 0–1 구간에서 다섯 가지 대응 모드(response mode)가 차지하는 비율을 정리한 표 16과, 그 비율을 절대 고장 확률로 환산한 표 17을 차례로 보여준다. 표 16은 성숙한 발사체(P=0.993), 신규 고체 추진 시스템(P=0.996), 신규 액체 추진 시스템(P=0.993)별로 다섯 모드의 발생 비율을 백분율로 나열한다. 어느 발사체든 모드 4가 67~82퍼센트로 압도적으로 높고, 모드 5가 15퍼센트 안팎으로 뒤를 잇는다. 본문 설명은 모드 1~5의 절대 발생 확률은 표 6의 단계별 절대 고장 확률에 표 15·16의 상대 확률을 곱해서 얻는다고 밝히고, 그 결과를 표 17에 정리했다고 한다. 표 17은 Atlas, Delta, Titan IV 세 발사체별로 0–1 단계와 0–2 단계의 절대 확률을 소수점 여섯 자리까지 나란히 보여주는데, 합계로 보면 Atlas는 0.022, Delta는 0.012~0.014, Titan IV는 0.030~0.032 수준이다. 자릿수가 많은 까닭은 모드 간 차이를 드러내기 위해서일 뿐 모든 숫자가 통계적으로 유의하다는 뜻은 아니라고 따로 적었다. 모드 1·2·3에서 0–1과 0–2 단계 값이 미세하게 차이 나는 이유는 지수 필터의 가중 방식 때문이며, 가중을 동일하게 했다면 이 세 모드는 비행 단계 1을 넘어서 발생할 수 없으므로 양쪽 값이 같았을 것이라고 설명한다. 모드 4·5의 차이는 가중 차이도 있지만 본질적으로는 짧은 0–1 구간보다 긴 0–2 구간에서 실제 실패 사례가 더 많이 쌓이기 때문이라고 본다. 페이지 하단에는 1996년 9월 10일 날짜와 RTI 약자, 그리고 쪽 번호 29가 작게 적혀 있다.

RTI 보고서 30쪽, 1996년 9월 10일자 본문이다. 5.3절은 응답 모드 3과 4에서 텀블(tumble, 회전 불안정)이 일어날 상대 확률을 추정한다. 분석은 F 값을 0.98에서 0.999 사이로 둔 지수 필터를 사용해, 모드 3과 모드 4 응답 가운데 추력이 살아 있는 상태에서 텀블로 끝난 비율을 추정했다. 결과는 비행 단계 0-2와 0-5 두 구간에 대해 표 18로 정리해 두었고, 발사지점 위험 계산에는 비행 단계 0-2 구간만 사용한다고 명시한다. 데이터 표본은 부록 D에 실린 아틀라스, 델타, 타이탄, 토르 시험 전체를 시간순으로 묶은 것이다. 모드 3 응답이 마지막으로 나온 1961년 4월 25일 사례는 해의 가중에서 제외됐기 때문에, 표 안 수치는 사실상 모드 4 응답만으로 결정된다. 전체 표본은 비행 시험 1,186건이다.

표 18의 수치를 보면 필터 계수가 0.999일 때 두 구간 모두 25.0%, 계수가 0.980까지 내려가면 0-2 구간은 31.3%, 0-5 구간은 34.3%까지 올라간다. 비행 단계 2까지 텀블은 모드 3·4 응답 132건 중 33건이었고, 단계 5까지는 168건 중 42건이었다.

표 13에서 보였듯 필터 계수가 작을수록 최근 시험 데이터에 무게가 실리는데, 이를 감안하면 모드 4 응답이 추력 텀블로 끝나는 비율이 점차 늘고 있다는 해석이 된다. 두 비행 구간에서 같은 결론이 나온다. 이 점진적 증가를 반영해, RTI는 앞으로의 연구에서 모드 3과 모드 4 실패 응답의 약 3분의 1이 추력이 살아 있는 텀블로 끝난다고 가정한다고 밝힌다. 페이지 하단에는 날짜(9/10/96), 페이지 번호 30, 작성기관 RTI가 표시돼 있다.

RTI 의 1996년 9월 10일 자 보고서 31쪽이다. 제목은 "6. 시뮬레이션을 통한 형상 상수 산출". 모드-5 형상 상수를 실험 데이터만으로는 구할 수 없어서 다른 방법이 필요하다는 점을 짚으면서 시작한다. 차량이 피치오버 한 뒤 의도한 비행선에서 크게 벗어나게 만들 잠재력이 있는 모든 오작동은 정의상 모드-5 실패 응답으로 분류한다. 실제로 큰 편차가 발생하지 않아도 그렇다. 그중 한 부류가 임의 자세 실패 인데, 유도·제어 장치가 잘못된 방향이나 잘못된 공간 목표를 잡으면서 추진 방향이 어긋나는 경우다. 또 다른 부류는 느린 회전 으로, 엔진 노즐이 어떤 고정 위치 (대개는 영점 근처) 에 사실상 멈춰 버리는 상황을 말한다. 두 부류 모두 모드-5 형상 상수 A·B 의 수치를 추정하기 위해 시뮬레이션 대상으로 삼았다. 절차는 네 단계다. (1) 임의 자세 실패와 느린 회전 실패를 대량으로 돌리고, (2) 0도에서 180도까지 5도 단위로 충돌 분포를 구한 다음, (3) 모드-5 충돌 밀도 함수에서 A·B 에 특정 값을 넣었을 때 나오는 분포와 비교하고, (4) 시뮬레이션 결과와 이론값이 가장 잘 맞을 때까지 A·B 를 조정한다.

6.1 절은 오작동 회전 시뮬레이션 전체를 다룬다. 6.1.1 임의 자세 실패는 유도·제어 결함으로 추진 방향이 한 방향에 고정되는 실패를 의미한다. 차량이 일정 시간 정상 비행한 뒤 어디까지 충돌할 수 있는지, 그 최대 충돌 가능 영역 을 추정하는 데 쓰인다. 이 목적으로 RTI 는 포트란으로 짠 3,900줄짜리 임의 자세 실패 충돌점 (RAFIP) 프로그램을 개발했고, 개인용 컴퓨터에서 돌아간다.

RAFIP 는 몬테카를로 방식이다. 시작 시각을 잡고, 자세 구면 위에서 모든 방향이 같은 확률로 뽑히도록 임의의 추력 방향을 고른다. 매 실행은 선택한 시각의 공칭 위치·속도에서 시작하며 추력 방향만 순간적으로 바뀌었다고 가정한다. 새 방향으로 추력을 계속 가하면서 운동 방정식을 수치 적분하다가 네 조건 중 하나를 만나면 멈춘다. 최종단 연소 종료, 추력 중 충돌, 궤도 진입, 공력에 의한 분해. 조건 1·4 의 경우 케플러 방정식으로 충돌까지 궤적을 연장한다. 조건 3 은 충돌점이 없다. 이 과정을 반복한다 — 다음 페이지로 이어진다.

1996년 9월 10일 자 RTI 보고서 32쪽으로, 발사체 비행 안전 위험 분석의 한 대목이다. 표본 크기가 충분히 크면 결과로 나오는 충돌점 분포가 실제 고장 양상과 상관없이 사실상 모든 가능한 충돌점을 대표한다는 점부터 시작한다.

임의 자세 고장의 경우 차량은 고장 즉시 부서지거나, 회전 몇 초 뒤 부서지거나, 아예 부서지지 않을 수 있다. 계산에서는 세 가지 분해 임계와 분해하지 않는 경우를 따로 다뤘다. 분해 판정은 동압 q 와 총 받음각 α 의 곱 qα 가 일정 한계를 넘으면 부서진다고 단순화했다. 실제로는 마하 수 등이 얽힌 복잡한 함수겠지만 단순한 접근을 택한 것이다.

임의 자세 고장 계산은 Atlas, Delta, Titan, LLV1 각각에 대해 진행했다. 피치오버 직후부터 시작해 발사장에 더는 위협이 되지 않는 단 분리 시점까지 이어 갔다. 이론적으로 Mode-5 충돌 밀도 함수는 순간 충돌점이 사라질 때까지 비행 방향 멀리까지 뻗는다. 다만 이 연구의 관심은 발사장 위험 분석을 위한 밀도 함수의 매개변수 평가에 있으므로, 차량이 발사장으로 충돌점을 돌릴 만한 에너지를 잃는 단 분리 시점에서 계산을 멈췄다. 차량별 궤적 자료를 바탕으로 프로그램 RAFIP 를 돌려 각 시작 시각마다 1만 개의 충돌점 표본을 만들어 냈고, 10초 간격으로 계산했다.

6.1.2 항에서는 느린 회전 고장을 다룬다. 어떤 종류의 유도·제어 고장은 추력 엔진이 영점 또는 영점 근처로 짐벌되도록 만들 수 있고, 그 결과 본문에서는 "느린 회전" 이라고 부르는 현상이 나타난다. 엔진이 영점 명령을 받았다 해도 구조 정렬 오차, 무게중심 이동, 노즐 기울기 등으로 추력이 정확히 무게중심을 통과하지 못할 수 있다. 느린 회전 역시 임의 자세 고장처럼 Mode-5 반응의 부분 집합일 수 있어 같은 RAFIP 프로그램으로 조사했다. 가정은 세 가지다. 영점화된 엔진의 유효 추력 편차는 평균 0, 표준편차 0.1도의 정규분포를 따른다. 고정된 추력 편차는 기체에 일정한 각가속도를 일으키고, 따라서 추력 벡터에도 일정한 각가속도를 만든다. 작은 추력 정렬 오차에서는 기체의 각가속도가 추력 정렬 오차에 비례한다.

각 시각의 작은 추력 편차로 인한 각가속도는 사거리 사용자가 안전 사무소에 제공한 오작동 회전 자료를 바탕으로 추정했다. Atlas IIAS 의 오작동 회전은 세 가지 짐벌 각도에 대해 제공됐고, 가장 작은 값은 1도였다. 짐벌 각도별 결과는 다음 페이지로 이어진다.

Atlas IIAS 추진제 오작동 시뮬레이션의 6.1.2~6.1.3 구간으로, 시간 대비 누적 회전각 곡선을 다룬 33쪽이다. 추력이 (그리고 동체가) 속도 벡터에 직각으로 향할 때 회전 속도가 최대가 되므로, 처음 90° 회전 구간의 평균 각가속도는 식 (4) θ = ½ θ̈ t² 에서 식 (5) θ̈ = 180 deg / t² sec² 로 유도한다. 여기서 t 는 텀블 턴이 시작되어 동체가 약 90° 회전할 때까지의 경과 시간이다. 각가속도가 추력 오프셋 각도(즉 노즐 편향)에 정비례한다고 가정하면, 임의의 작은 편향각 δₓ 에 대응하는 각가속도 θ̈ₓ 는 식 (6) θ̈ₓ = θ̈ · δₓ / δ 로 구해진다. δ 는 Atlas IIAS 기준 1° 이다.

Atlas IIAS 데이터를 써서 δ = 1° 조건에서 프로그래밍 시간 15초부터 275초까지 1초 간격으로 각가속도 θ̈ 를 계산했다. 각 시작 시각마다 평균 0, 표준편차 0.1° 인 정규분포에서 초기 추력 오정렬값 δₓ 를 샘플링해 식 (6)에 대입했고, 그렇게 나온 θ̈ₓ 를 회전 전 구간에 일정하게 적용했다. 슬로우 턴 계산도 무작위 자세 턴과 같은 방식으로, 기준 궤적에서 시작 위치와 속도 성분을 받아 진행했다. 슬로우 턴은 시작 속도 벡터를 포함하는 무작위 방향 평면 안에서 일어난다고 가정했고, 각 회전은 6.1.1절에서 무작위 자세 턴에 대해 열거한 네 가지 조건 중 하나가 충족될 때까지 계속했다. 조건 (1)과 (4) 의 경우 충돌 지점을 계산해, 조건 (2) 의 추진 중 충돌과 합산한 다음 0°부터 175°까지 5° 단위 섹터별로 집계했다. 시작 시각마다 만 번씩 충돌 지점 계산을 돌렸다.

6.1.3절은 오작동 회전 결과에 영향을 주는 요인을 다룬다. 무작위 자세 턴과 슬로우 턴은 Mode-5 고장 반응 전체에서 일부일 뿐이며, 3절에서 짚었듯 Mode-5 고장 이후 거동은 수가 많고 분류조차 어렵다 — 시뮬레이션은 더 말할 것도 없다. 이상적으로는 Mode-5 반응 전체의 충돌 분포를 합쳐서, 이론적 Mode-5 충돌 분포 결과와 비교해야 한다는 단락으로 페이지가 끝난다. 페이지 하단에는 작성일 9/30/96, 페이지 번호 33, 기관 약자 RTI 가 표기되어 있다.

발사체 고장 시뮬레이션의 결과에 영향을 미치는 요소들을 정리한 페이지다. 임팩트 밀도 함수 전체를 일반화해 다루기는 어려웠기에 두 가지 고장 회전 유형만 고려했다고 밝히고, 그 위에서 세 가지 변수의 영향을 설명한다.

첫째, 회전 데이터 가중치다. Atlas IIAS 에 대해서는 무작위 자세 회전과 느린 회전 두 가지를 모두 시뮬레이션했고, 두 데이터를 합칠 때 무작위 자세 회전이 느린 회전보다 세 배 자주 일어난다고 잡았다. Atlas·Delta·Titan 의 Mode-5 고장 사례 요약을 보면 무작위 자세 회전이 느린 회전보다 약 세 배 자주 등장했기 때문이다. 다만 상세 정보가 부족해 어떤 사례가 무작위 자세 회전인지 느린 회전인지 또는 다른 유형인지 판단이 어려운 경우가 많았다. 그래도 두 유형의 충돌 분포가 비슷하고 (뒤의 그림 5 참조) 가중 평균이 그 사이에 놓이게 되므로 가중치 차이가 결과에 큰 영향을 주지는 않는다고 봤다. Delta·Titan·LLV1 도 비슷한 결과가 나올 것으로 가정해 느린 회전 계산을 생략했고, 그 덕에 시간이 오래 걸리는 시뮬레이션 횟수를 절반으로 줄였다.

둘째, 파괴 동압 (q∝) 기준이다. 회전 계산에서는 q∝ 가 일정 값에 도달하면 비행체가 파괴된다고 가정했다. 파괴가 일어나지 않는 비현실적 경우 외에, q∝ 값을 5,000·10,000·20,000 deg-lb/ft² 세 가지로 두고 각각 따로 돌렸다. 실제 파괴 판정은 이런 단순한 접근보다 훨씬 복잡하지만, 안 하는 것보다는 낫다고 판단했다. Titan IV 에는 마하수에 따른 허용 q∝ (파괴 기준은 아님) 값이 제공돼 있었는데, Titan/Centaur 는 마하 0.77 에서 6819 deg-lb/ft², Titan/NUS 는 마하 0.815 에서 5332, Titan/IUS 는 마하 0.325 에서 17,000 이 최대였다. Atlas·Delta·LLV1 은 파괴 q∝ 자료가 없었지만, 계산에 사용한 q∝ 값들이 Titan 의 허용 범위를 감싸도록 잡혀 있었다.

셋째, 종료 시각 T₅ 다. 무작위 자세 고장과 느린 회전에서 나온 시뮬레이션 충돌 분포를 Mode-5 이론 충돌 밀도 함수에서 계산한 분포와 비교하려면, 이론식의 T₅ 와 추력 회전 시뮬레이션의 정지 시각이 같아야 의미가 있다. 이론·시뮬레이션 데이터를 맞추는 정형화 상수 A·B 는 어느 정도 T₅ 에 의존한다. 각 5° 구간에 들어가는 충돌 비율 자체가 T₅ 의 함수이기 때문이다. 다만 일단 특정 T₅ 에 맞춰 A·B 를 정한 뒤에는 DAMP 계산 단계에서 다른 T₅ 를 써도 위험 계산에 영향이 없다 — Mode-5 의 발생 확률을 그에 맞춰 조정해 주기만 하면 된다. (페이지는 다음 쪽으로 이어진다.)

페이지 하단에 1996년 9월 10일자 RTI 자료의 34쪽이라는 표시가 함께 적혀 있다.

이 페이지는 보고서 6.1.3절 후반부와 6.1.4절 도입을 담고 있다. 식 (3)의 우변에 Mode-5 응답 확률 p_i 를 곱해야 절대 확률을 얻을 수 있고, 형상 상수 A·B 와 종료 시간 T_a 자체를 빼면 식의 다른 항들은 T_a 에 의존하지 않는다. 따라서 T_a 와 p_i 를 같이 바꿔서 p_i/(T_a - T_a') 가 일정하게 유지되면 계산된 위험치는 달라지지 않는다.

충돌 한계선까지 고려한 DAMP 계산에 파괴 조치(destruct action)를 포함하면 그로 인해 발생하는 추가 위험을 따로 계산해야 한다. 이 경우 종료 시간은 결과에 큰 영향을 주지 않는데, 파괴 조치를 취하지 않았다면 한계선 바깥에 떨어졌을 잔해 중 강제로 한계선 안쪽에 떨어지게 되는 충돌 개수에만 관여하기 때문이다. 파괴 조치를 생략하면 T_a 값 자체는 무의미해진다. 단, 시간 T_a 시점의 기준 궤적상 충돌 범위가 관심 표적까지의 거리보다 길어야 한다는 조건이 붙는다. 이 단락 외에는 본 보고서에서 보충 Mode-5 위험을 다루지 않는다.

다음으로 진공 계산을 설명한다. 기체 분해 시점을 판정할 때, 그리고 추력 선회 동안 일부 구간에서는 공칭 궤적의 실제 대기 압력을 써서 대기 효과를 반영했다. 다만 계산 시간과 비용을 줄이기 위해 분해나 연소 종료 후의 자유 낙하 구간은 진공 조건으로 계산했다. 이 때문에 충돌 분산이 다소 커지긴 해도 최대 베타 영역을 가정해서 얻은 결과와 크게 다르지는 않다. 이론적으로는 잔해 등급마다 Mode-5 형상 상수가 다를 수 있지만, 기체 분해 조건과 Mode-5 모의 과정 전반의 불확실성을 고려할 때 등급별로 고유한 상수를 따로 뽑아내는 작업은 정당화되지 않는다고 판단했다.

6.1.4절은 Atlas IIAS 의 오작동 선회 결과를 다룬다. 무작위 자세 선회, 느린 선회, 그리고 무작위 75 퍼센트와 느린 선회 25 퍼센트를 가중 평균한 조합의 충돌 분포를 그림 5에 보였다. 5도 구간별 충돌 비율로 본 가중 조합 분포가 무작위 자세 선회만 본 분포와 크게 다르지 않았기 때문에, Delta·Titan·LLV1 에 대해서는 느린 선회 계산을 따로 하지 않았다.

페이지 하단에는 작성일 9/10/96, 페이지 번호 35, 식별자 BT3 가 함께 표시된다.

1996년 9월 10일자 RTI 보고서의 36쪽으로, Atlas IIAS 로켓이 발사 후 280초까지 겪은 파손 사례를 분석한 그래프 한 장이 본문 거의 전부를 차지한다. 그래프는 비행 경로 기준 각도(0~180도)별로 잔해가 5도 구간 안에 떨어진 비율을 로그 스케일(0.1~100%)로 보여 주며, 파손 기준은 동압-받음각 곱(q-alpha) 2만 deg-lb/ft²이다. 세 가지 비행 시나리오 — 무작위 자세 회전, 느린 회전, 둘을 0.75 대 0.25로 섞은 조합 — 의 결과가 거의 겹쳐 그려져 있고, 각도가 커질수록 비율이 가파르게 떨어진다. 그림 캡션은 "Figure 5. Combined Random-Attitude and Slow-Turn Results"이며, 페이지 하단 푸터에 날짜·페이지 번호·기관 약자 RTI가 보인다.

1996년 9월 12일자 RTI 보고서 37쪽으로, Atlas IIAS 발사체의 형상 상수 설정을 다룬 6.2절이다. 이 로켓이 어느 동압에서 공중분해되는지 정확한 값을 모르기 때문에, 분해가 일어나지 않는 경우와 세 가지 분해 동압값 (20,000·10,000·5,000 deg-lb/ft²) 을 가정해 무작위 자세 실패를 시뮬레이션했다. 각 경우마다 27만 개의 궤적을 돌려 총 108만 개를 계산했다. 그 결과 분해 동압값이 형상 상수 A 를 정하는 데 결정적이었다 — 동압값이 낮을수록 분해 전 추력 시간이 짧아지고, 비행선 가까운 구역에 떨어지는 비율이 높아진다. Figure 6 은 각 동압값별로 280초 이전에 분해되는 무작위 자세 회전의 비율을 실패 시각에 따라 그린다. 실패가 10-30초 사이에 일어나면 분해는 실패 시점이 아니라 비행체가 속도를 충분히 얻은 뒤에 일어나는 경우가 많고, 40-105초 사이의 실패는 동압값이 20,000 deg-lb/ft² 까지 높아도 80% 이상이 분해로 이어진다.

발사체가 고장 직후 곧바로 부서지는 영역에 관한 분석이다. 고장이 170초를 넘기면 그 뒤 280초까지 동압이 충분히 낮게 유지되어, 기체는 부서지지 않고 형태를 유지한다고 본다.

비행 도중 공기역학적 파괴가 일어나는 시점에 따라 잔해 낙하 분포가 얼마나 크게 달라지는지는 그림 7과 그림 8의 충돌 발자국을 비교해 보면 한눈에 드러난다. 두 그림 모두 아틀라스 IIAS가 130초 시점에서 무작위 자세로 고장 났을 때의 충돌 지점 1만 개를 보여 준다. 그림 7은 파괴가 없는 경우, 그림 8은 파괴 동압 qs가 5,000 deg-lb/ft²인 경우다.

표 19에 실린 자료는 15초부터 275초까지 10초 간격으로 무작위 자세 고장을 시뮬레이션한 27만 개 표본 가운데 일부를 추린 예시다. 지면을 아끼느라 표에는 한 번 걸러 한 시각만 실었다. 각 고장 시각마다 충돌 지점 1만 개를 계산했고, 표 왼쪽 열에는 5도 단위로 나눈 방위 구간이 적혀 있다. 시각별 열에는 그 시점 고장에서 각 5도 구간에 떨어진 충돌 횟수가, 표 오른쪽 끝 두 열에는 모든 고장 시각을 합한 총 충돌 횟수와 구간별 비율이 정리되어 있다.

페이지 아래에는 작성 일자 1996년 9월 16일, 쪽 번호 38, 발행 기관 약자 RTI가 함께 적혀 있다.

1996년 9월 30일자 RTI 보고서의 39쪽으로, Atlas IIAS 발사체가 발사 후 130초 시점에 무작위 자세 제어 실패를 일으키고 280초까지 추력을 유지하면서 동체가 파열되지 않은 채 비행을 마칠 경우 어디에 떨어지는지를 시뮬레이션한 결과를 보여준다. 북반구를 위에서 내려다본 지도 위로 북아메리카 동부와 그린란드·유럽 서부가 그려져 있고, 추정 낙하 지점이 거의 원형에 가까운 점 군집으로 표시되어 있다. 군집 한가운데 짙은 부분이 가장 확률이 높은 충돌 지점이며, 그 주변으로 점이 옅게 퍼지면서 가능한 낙하 범위를 그린다. 페이지 캡션은 본 그림이 "파열 없이 충돌하는 Atlas IIAS" 시나리오임을 명시한다.

1996년 9월 10일자 RTI 보고서 40쪽의 도표 Figure 8 으로, Atlas IIAS 로켓이 비행 중 분해될 경우 잔해가 떨어지는 예상 분포를 북미·중미·남미 동쪽 대서양 위에 점 구름으로 표시한 지도다. 138초에 추진력-자세 제어 실패, 200초까지 추력 유지, q-alpha 3000 deg-lb/ft² 에서 기체 분해라는 시나리오 조건이 지도 옆에 적혀 있고, 잔해 충돌 지점이 미국 동부 해안 앞바다에 둥근 점 군집으로 모여 있다.

아틀라스 IIAS 발사체가 재점화 없이 비행할 때 잔해가 어디로 떨어지는지를 정리한 통계표다. 표 19로 번호가 붙어 있고, 가로축은 발사 후 폭발이나 분해가 일어난 시간을 15초부터 275초까지 20초 단위로 나눠 놓았다. 세로축은 추정 비행 방위각(Aug.)을 5도부터 175도까지 나열한다. 각 칸에는 1만 회 몬테카를로 시뮬레이션 가운데 해당 시간·방위각 조합에서 떨어진 횟수가 들어가 있고, 맨 오른쪽 ALL 열은 각 방위각 행의 합계 비율이다. 표 아래에 1996년 9월 10일 날짜와 페이지 번호 41, 작성 기관 RTI 표시가 붙어 있다.

이 페이지는 RTI 보고서(1996년 9월 10일자) 42쪽으로, 아틀라스 IIAS 발사체의 무작위 자세(random-attitude) 회전 시뮬레이션 결과를 다룬다. 본문은 0°부터 180°까지 5° 구간별로 충돌 비율을 그린 그림 9를 설명하면서, 무작위 자세 회전은 무작위 자세 회전과 완만한 회전이 합쳐진 모습을 대표한다는 점을 상기시킨다. B 값을 1,000으로 두었을 때 이론적인 모드 3 충돌 비율도 같은 그림에 함께 표시하였고, A 값은 시행착오로 가장 잘 맞는 값을 찾아 넣었다. 페이지 본문은 곡선의 모양을 보면 어떤 단일한 A 값도 이론 분포와 무작위 자세 회전에서 나온 분포를 5° 구간 전 범위에 걸쳐 잘 맞추지는 못한다고 짚는다. 한쪽 끝에서 일치도를 높이려고 다른 A 값을 골라도, 다른 쪽 일치도가 도리어 떨어진다는 문장으로 다음 페이지로 넘어간다. 그림 9는 파괴 q-alpha 값(20,000 / 10,000 / 5,000 deg-lb/ft²)과 파괴가 없는 경우, 그리고 A = 1.90, 2.75, 3.20, 3.45 네 가지 이론 곡선을 한 차트에 겹쳐 보여준다.

1996년 9월 10일자 RTI 보고서의 43쪽 본문이다. 발사 궤적 양 끝에서 데이터가 잘 맞지 않는 문제를 다룬다. 저자는 Atlas IIAS 의 경우 비행선 기준 ±80°에서 ±180° 구간에서는 이론값과 실측이 비교적 잘 일치하지만, 비행선 가까이에서는 곡선이 어긋난다고 설명한다. 다만 이 구간에는 인구 밀집 지역이 거의 없어 실제로 큰 문제가 되지 않는다고 본다. 만약 비행선 ±80° 안쪽의 인구 — 예를 들어 선박 — 에 대한 위험을 더 정확히 계산하고 싶다면 A 값을 다르게 잡거나, B = 1,000 대신 다른 A·B 조합을 쓰면 된다. 단일 B 값으로는 어떤 값을 고르더라도 전체 180° 구간에서 다양한 파괴 qα 조건을 모두 맞출 수 없다.

저자는 0°에서 80° 사이의 어긋남을 너무 걱정할 필요는 없다고 덧붙인다. 시뮬레이션이 불가능한 Mode-5 반응이 많아서, Figure 9 에 그려진 오작동-선회 충격 분포는 가능한 Mode-5 충격의 일부일 뿐이라는 것이다. 실제 충격 자료가 남아 있는 열두 건의 Mode-5 실패 사례를 보면, 시뮬레이션이 안 되는 Mode-5 반응까지 포함시키면 ±20°에서 ±80° 구간의 일치도가 훨씬 좋아질 것으로 본다. 또 한 가지 완화 요인은 비행선 부근의 위험이 사실상 Mode-4 실패 반응에 의해 좌우된다는 점이다.

마지막 단락은 B 값을 크게 바꿔가며 데이터 일치 양상이 어떻게 달라지는지 본 결과를 정리한다. B = 50,000 / 100,000 / 500,000 / 5,000,000 네 경우에 대해 이론적 Mode-5 충격 분포를 계산했고, 각 경우의 최적 A 값은 시행착오로 구했다. 결과는 Figure 10 부터 Figure 13 까지에 무작위 자세 선회의 충격 분포와 함께 표시했다고 안내한다. 각주는 다른 B·qα 조합에서는 ±60° 부터 ±180° 까지도 잘 일치할 수 있다고 짧게 덧붙인다.

Atlas IIAS 로켓이 280초 동안 무작위 자세로 실패했을 때, 비행 경로 기준 각도별로 파편이 어떤 5도 구간에 몇 퍼센트씩 떨어지는지를 보여주는 그래프다. 가로축은 비행 경로로부터의 각도(0~180도), 세로축은 5도 구간에 들어가는 파편 비율(0.1~100%)이다. 곡선은 파편화 기준인 동압 q-alpha 값(파편화 없음, 20,000, 10,000, 5,000 deg-lb/ft²) 별로 나뉘고, B=50,000 조건에서 형상계수 A 값(3.15, 4.10, 4.50, 4.75)에 따라 각각 다른 점선으로 그려져 있다. 그림 아래에는 "그림 10. B=50,000일 때 Atlas IIAS 시뮬레이션 결과"라는 캡션이 붙어 있고, 페이지 좌하단에는 작성일 96년 9월 30일, 우하단에는 작성 기관 약자 RTI가 적혀 있다.

Atlas IIAS 발사체가 발사 후 280초 안에 무작위 자세로 파손될 경우, 비행 경로에서 본 각도별로 파편이 어느 방향으로 흩어지는지를 시뮬레이션한 결과 그래프다. 가로축은 비행 경로에서 벗어난 각도를 0도에서 180도까지 표시하고, 세로축은 5도 구간에 들어가는 파편 비율을 로그 스케일로 보여준다. 파손 시점을 결정하는 동압(α) 임계값을 무파손·5,000·10,000·20,000 네 단계로 나눠 비교했고, 파편의 탄도 계수(B)를 10만으로 고정한 뒤 면적계수(A)를 3.40, 4.30, 4.75, 5.00 네 값으로 돌려 곡선을 그렸다. 면적계수가 커질수록 파편이 비행 경로 정면(0도)에 몰리는 비율이 떨어지고 측면·후방으로 더 넓게 퍼지는 경향이 드러난다. 페이지 하단에는 1996년 9월 30일자로 RTI 가 작성한 보고서임을 알리는 날짜·기관 표기와 쪽번호 45가 붙어 있다.

Atlas IIAS 로켓이 280초 동안 무작위 자세로 실패할 경우 어떤 각도로 떨어지는지를 보여주는 시뮬레이션 결과 그래프다. 가로축은 비행 경로 대비 각도(0도에서 180도), 세로축은 5도 구간별 분포 비율(퍼센트, 로그 스케일)이다. 그래프는 두 가지 변수를 함께 비교한다. 위쪽 네 곡선은 공중분해(breakup)가 일어나는 동압 한계(q-alpha)를 바꿔가며 — 분해 없음, 20,000, 10,000, 5,000 deg-lb/ft² — 분포가 어떻게 달라지는지 보여준다. 아래쪽 네 곡선은 탄도계수 B를 500,000으로 고정한 채 A값을 4.00, 4.80, 5.30, 5.55로 바꿔가며 비교한다. 페이지 하단에는 1996년 9월 30일자, 46쪽, 그리고 RTI(Research Triangle Institute로 추정) 표기가 박혀 있다.

RTI 보고서 47쪽으로, 1996년 9월 10일자 페이지다. 본문 없이 그래프 한 장만 들어 있다. 그래프 제목은 "280초까지 Atlas IIAS 가 임의 자세로 추락했을 때의 파편 분포"로, 가로축은 비행 경로로부터 벌어진 각도(0도에서 180도), 세로축은 5도 구간마다 떨어진 파편 비율(퍼센트)을 로그 척도로 보여 준다. 곡선은 파괴 시점의 동압-받음각 곱(q/alpha) 네 가지 — 파괴 없음, 20,000, 10,000, 5,000 deg-lb/ft² — 에 따라 갈라지고, 항력 계수에 해당하는 A 값(4.75·5.65·6.10·6.30)을 함께 표시한다. 그림 설명은 "Figure 13. Atlas IIAS Simulation Results with B = 5,000,000".

Atlas IIAS 발사체 위험 분석 보고서의 48쪽으로, 본문은 Mode-S 분포 계산에 쓴 형상 상수 B와 그에 대응하는 최적 적합값 A를 정리한다. 그림 9부터 그림 13까지 보인 분포 다섯 가지에 사용한 B와 A 조합을 표 20에 모았고, A 값은 파괴 동압 qo와 B에 모두 좌우된다고 설명한다. 일반적으로 B를 크게 잡으면 무작위 자세 회전 자료에 맞추기 위해 A도 더 커야 하고, 반대로 파괴 qo를 키우면 A는 줄어든다. 발사 구역 위험 계산에서 정작 결정적인 변수는 qo 하나뿐인데, 비행선 양쪽 180° 안에 주요 표적이 없는 경우라면 어떤 B와 그에 짝지은 A 조합을 써도 결과가 같기 때문이다. 표 20은 B를 1,000부터 5,000,000까지 다섯 구간으로 나누고, 각 구간 안에서 파괴 qo를 없음·20,000·10,000·5,000으로 변화시켰을 때의 A 값을 보여 준다. 14,000 값은 보간이라고 표 아래에 밝힌다. 페이지 하단에는 작성일 1996년 9월 10일, 쪽 번호 48, 수행 기관 RTI가 표기되어 있다.

이 페이지는 Atlas IIAS 발사체의 파괴(breakup) 조건에 따른 Mode-5 위험 평가를 다룬다. 파괴 조건의 불확실성 때문에 Table 20 의 각 B 값에 대응하는 A 값을 그림 14 에 qα(공력 모멘트 지표) 기준으로 플롯해두었고, 5,000 ~ 20,000 deg-lb/ft² 사이의 적절한 파괴 qα 값이 주어지면 다섯 가지 B 값 각각에 대응하는 A 를 그래프에서 읽을 수 있다고 한다.

그림 14 는 X축이 파괴 시점 qα(0~25,000 deg-lb/ft²), Y축이 Mode-5 상수 A(약 3.5~6.5) 인 곡선 그래프로, B = 1,000 / 50,000 / 100,000 / 500,000 / 5,000,000 다섯 개의 곡선이 그려져 있다.

이어지는 6.2.2 절은 발사장 인근 Mode-5 위험을 다룬다. Table 20 의 A·B 짝 20 개를 써서 Pad 36A 에서 주간에 Telstar-4 위성을 싣고 발사하는 Atlas IIAS 의 충돌 한계선 안쪽 인구 밀집 지역에 대한 Mode-5 발사장 인근 위험을 계산했고, 결과를 다른 두 케이스와 함께 Table 21 에 정리했다. Table 21 첫 행의 Mode-5 E_c 값은 비교용으로 둔 옛 기준 케이스 수치로, 이전 RTI 연구의 Table 45 첫 줄에서 가져온 것이다. 참고문헌 [3] 에서는 비행 처음 2 분 동안 Atlas IIAS 의 총 실패 확률을 0.04, Mode-5 실패 응답 확률을 0.005 로 가정했다. Table 21 두 번째 행은 같은 B = 1,000, A = 3 가정에 새로 산출한 총 실패 확률과 Mode-5 실패 응답 확률을 대입해 기준 케이스를 다시 계산한 결과다. 비행 단계 0~2 구간에서는 Table 6 에서 뽑은 0.031 을 총 실패 확률로 사용했다고 밝히며 다음 페이지로 이어진다.

페이지 하단에는 1996년 9월 30일 자, 49쪽, RTI 출처 표시가 작게 들어가 있다.

1996년 9월 10일자 RTI 보고서 50쪽으로, Atlas IIAS 발사체의 5번 실패 모드(Mode-5) 위험을 정량화한 본문이다. 앞 페이지에서 이어지는 분석은 총 실패 확률 F를 0.98로 두고, Mode-5 반응의 조건부 확률을 0.08로 가정해 절대 확률을 0.031 × 0.08 = 0.0025로 잡았다고 설명한다. 본문 가운데 들어간 표 21은 Atlas IIAS의 형상 상수와 그에 따른 위험치를 묶어 정리한 표로, 파열 시점의 동압(qs, deg/B/ft²)을 14,000(기준선)부터 5,000까지 낮추고 B 값을 1,000에서 5,000,000까지 다섯 단계로 올리며 Mode-5 사상자 기대값 E_C(10⁻⁶ 단위)가 어떻게 움직이는지 보여 준다. 가장 거친 조건인 B=1,000·qs=14,000에서는 E_C가 227로 시작하지만, qs를 5,000까지 떨어뜨리면 어떤 B 값에서도 20 안팎으로 수렴한다.

표 아래 해설은 Mode-5 위험이 A 값에 크게 좌우되고 B 값에는 둔감하다고 정리한다. B가 1,000이든 5,000,000이든 qs=5,000일 때 위험치 차이는 12% 정도에 그치고, qs가 더 큰 쪽에서는 그 격차도 더 줄어든다. 결국 표에 보이는 편차도 B 자체보다 A를 어떻게 잡았느냐에서 더 많이 비롯된다는 진단이다. 본문은 Atlas IIAS 발사장 부근의 Mode-5 사상자 기대값 가운데 24%가 인구 밀집지 한 곳에서, 51%가 다섯 곳에서 나온다고 Ref [3] 49쪽을 들어 적고(이 부분은 다음 페이지로 이어진다), 이론 분포와 무작위-균일-고정질량 분포가 이들 인구 중심 방향으로 더 잘 맞도록 A 값을 골랐다면 결과가 달라졌으리라는 단서를 단다.

Mode-5 위험 계산값이 B 값에 따라 보이는 작은 차이를 더 깊이 이해하려면, 식 (3) 으로 구한 Mode-5 밀도함수 값을 그래프로 그려 보면 된다. 그림 15 는 표 21 의 A·B 값과 qa = 5,000 deg-lb/ft² 를 써서 3마일 거리 구간을 그린 것이다. 식 (3) 자체에는 Mode-5 실패 확률 인자가 들어가 있지 않으므로, 그림에 찍힌 값은 평방마일당 조건부 충돌 확률이다. 인구 밀집지가 대부분 모여 있는 120°~180° 구간을 보면, 밀도함수 값은 B = 5,000,000 일 때 가장 크고 B = 1,000 일 때 가장 작다. 표 21 에서도 같은 경향이 나타나, E_c 의 최댓값과 최솟값은 각각 B = 5,000,000 과 B = 1,000 에서 나온다. 그래프 아래로 이어지는 6.2.3 절은 Mode-5 상수들이 함선 피격 윤곽선에 미치는 영향을 다룬다. 앞 절에서 B 값을 정해 놓고 시행착오로 A 의 최적값을 찾았는데, 어떤 파괴 qa 와 B 조합에 대해서도 ±150°~±180° 사이 5° 구간에서 이론값과 시뮬레이션 충돌 데이터가 잘 맞아떨어지는 A 값을 찾을 수 있었다.

이 페이지는 아틀라스 IIAS 발사체의 위험 분석에서 매개변수 A와 B를 어떻게 고르는지 설명하는 RTI 보고서 본문이다. 발사 방향선에서 ±100° 보다 작은 각도에서는 이론값과 시뮬레이션 곡선이 점점 어긋났고, 다른 경우에는 ±40° 까지 비교적 잘 맞다가 그 안쪽에서는 대부분 어긋났다고 적는다. 다만 ±3°에서 ±6° 사이의 좁은 구간에서는 두 곡선이 교차했다. 케이프 발사장에서 아틀라스 발사대 위치는 인구 밀집지가 거의 모두 ±100°에서 ±180° 사이 부채꼴에 들어가므로, B 값을 어떻게 잡든 해당 B에 대응하는 최적 A 값을 쓰면 발사 구역 위험을 가정한 분리(breakup) 동압 q와 무관하게 계산할 수 있다고 정리한다. 다른 발사장 같은 예외 상황에서는 가장 넓은 구간(보통 ±40°에서 ±180°)에서 가장 잘 맞는 B 값을 골라 위험을 계산하라고 권한다. 본문에 실린 표 22는 분리 조건에 따라 그렇게 고른 B와 A 짝을 정리한다. 분리 없음일 때 B = 50,000·A = 3.15, 20,000·100,000·4.30, 30,000·100,000·4.75, 5,000·5,000,000·6.30. 이어서 0°에서 ±60° 구간의 적합이 나쁜 것은 한계가 아니라 trade-off의 결과라고 짚는다. ±40° 부근을 잘 맞추는 A 값은 그 바깥에서는 잘 안 맞는다는 뜻이고, 관심 인구가 ±40° 안쪽에만 있는 특수 상황에서는 다른 A 값을 쓰면 된다. 다만 실무적으로 ±40° 안에서 더 잘 맞는 A를 찾을 필요는 거의 없다. 이 구간에서는 Mode-4 실패가 Mode-3보다 11배쯤 자주 일어나 위험 계산을 거의 다 차지하기 때문이다. 검증으로 아틀라스 IIAS에 DAMP 프로그램을 돌려 A와 B 쌍 세 가지에 대해 선박 피격 등고선을 그렸고 그림 16에서 21에 결과가 있다. 비행 첫 2분 동안 총 실패 확률을 0.04, Mode-4와 Mode-5 응답 확률을 각각 0.033과 0.005로 잡았다. A·B 짝마다 Mode 5만의 등고선과 모든 응답 모드 합산 등고선을 따로 계산했다. 예상대로 A가 커질수록 Mode-5 등고선은 비행선 가까이로 모이며 다운레인지 방향으로 늘어났지만, 모든 응답 모드를 합치면 차이는 거의 보이지 않을 만큼 Mode 4가 지배적이었다.

Atlas IIAS Mode-5 응답이 0.033을 0.005로 나눈 6.6배보다 10.9배 가까이 더 자주 일어난다고 가정해도, 충돌 윤곽선 차이는 그보다 더 작다는 본문 한 줄에 이어 차트가 붙은 페이지다. 차트는 Atlas IIAS 함정 피격 윤곽선을 다운레인지 0~25해리, 크로스레인지 -15~15해리 범위에 그렸고, 10^-5 확률선이 가는 점선, 10^-6 확률선이 더 좁은 점선으로 겹쳐 있다. 그래프 안에는 B = 1,000, A = 3.00 이라는 모수도 같이 적혀 있다. 그림 16의 제목은 "Atlas IIAS Mode-5 함정 피격 윤곽선 A = 3.00". 페이지 하단 각주는 표 15의 86.2 ÷ 7.9 = 10.9 라는 산출 근거를 짧게 덧붙인다. 푸터에 1996년 9월 10일자, 페이지 53, 발행처 RTI 표시가 같이 박혀 있다.

Atlas IIAS 로켓의 전(全)모드 운용 시 선박 피격 확률(P_I)을 등고선으로 표시한 그림이다. 가로축은 발사 지점에서의 다운레인지 거리(해리), 세로축은 항로 좌우 편차인 크로스레인지 거리(해리)이며, 실선·파선·점선은 각각 10^-4, 10^-5, 10^-6 확률 등고선이다. 파라미터는 B = 1,000, A = 3.00으로 설정되어 있다. 등고선은 다운레인지 25해리 부근까지 길게 늘어진 좁은 타원형으로, 발사 직후 좁다가 멀어질수록 확률이 낮아지면서 폭이 넓어지는 분포를 보여 준다. 페이지 하단에 1996년 9월 10일자, RTI 작성, 54쪽이라는 식별 정보가 들어 있다.

Atlas IIAS 발사체의 Mode-5 운용에서 함정이 피격당할 확률 등고선을 그린 그림 18이다. 가로축은 발사 지점에서 다운레인지 거리(해리), 세로축은 항로에서 벗어난 크로스레인지 거리(해리)이고, 두 개의 점선이 각각 피격 확률 10^-5와 10^-6 수준의 영역을 둘러싼다. 안쪽 작은 폐곡선이 더 높은 확률(10^-5) 구간, 바깥의 길쭉한 폐곡선이 더 낮은 확률(10^-6) 구간이며 두 영역 모두 다운레인지 0에서 20해리 부근까지 뻗어 있고 크로스레인지로는 ±5해리 안쪽에 머문다. 그래프 안에는 탄도 계수 B = 1,000과 형상 계수 A = 3.45가 기입돼 있다. 페이지 하단 발자국에 1996년 9월 10일 자, 쪽번호 55, 발행처 약자 RTI가 표시된다.

Atlas IIAS 발사체의 전(全)모드 선박 피격 확률 등고선을 보여주는 그래프 한 장으로만 채워진 페이지다. 가로축은 발사 지점에서 하류 방향(downrange) 거리(해리), 세로축은 항로 횡단(crossrange) 거리(해리)이고, 그 위에 피격 확률 10⁻⁴, 10⁻⁵, 10⁻⁶ 세 등고선이 실선·파선·점선으로 겹쳐 있다. 안쪽 좁은 타원이 10⁻⁴ 확률 영역, 바깥의 길게 늘어진 곡선이 10⁻⁶ 영역으로, 하류 25해리 부근까지 꼬리가 길게 뻗는다. 우측 하단에 가정값 B=1,000, A=3.45가 적혀 있고, 그림 번호는 19, 페이지는 56, 작성처는 RTI, 날짜는 1996년 9월 10일이다.

1996년 9월 10일자 RTI 보고서의 57쪽이다. 본문 없이 그림 한 장만 실려 있다. 그림 20. Atlas IIAS Mode-5 Ship-Hit Contours with A = 6.30 이라는 캡션이 붙은 등고선 그래프로, 가로축은 Downrange Distance (해리), 세로축은 Crossrange Distance (해리) 다. 발사체가 떨어졌을 때 선박이 피해를 입을 확률 등고선을 두 단계 (10^-5, 10^-6) 로 그렸고, 가로축 0~25 해리, 세로축 -15~15 해리 범위에서 가늘고 길쭉한 타원 두 개가 겹쳐 있다. 우측 안쪽에 B = 5,000,000 / A = 6.30 이라는 모수 값이 적혀 있어, Atlas IIAS 발사체의 5번 모드에서 산정한 잔해 낙하 위험 구역임을 알려준다.

1996년 9월 10일 자 RTI 보고서 58쪽이다. 위쪽 그림은 Atlas IIAS 발사체가 모든 비행 모드에서 선박을 타격할 확률을 등고선으로 그린 것으로, 가로축은 발사대로부터의 다운레인지 거리, 세로축은 횡방향 거리 (단위 해리)다. 등고선은 10의 마이너스 4승부터 10의 마이너스 6승까지 세 단계로 나뉘고, 시뮬레이션 파라미터로 B는 500만, A는 6.30을 썼다. 그림 21로 표기됐다.

아래 본문은 6.2.4절로, 이론과 시뮬레이션 충격 지점의 거리 분포를 다룬다. 앞 절에서는 모드 5 충격 밀도 함수의 각도 성분이 무작위 자세 회전 시뮬레이션에서 얻은 각도 자료와 얼마나 일치하는지 따져봤고, 이번에는 같은 절차로 거리 성분을 검증한다고 적었다. 발사 후 15초부터 시작해 279초까지 2초 간격으로 무작위 자세 회전을 돌렸고, 분해가 없는 경우와 분해 동압 q값이 5,000과 20,000 deg-lb/ft²인 세 경우를 가정했다. 각 시각마다 2,000개의 궤적과 충돌 지점을 계산해 분해 조건별로 총 26만 6,000개 표본을 얻었다. 각 충돌 지점에서 발사대까지의 거리를 구하고, 350마일까지 10마일 간격으로 충돌 횟수를 합쳐 그 너머는 한 칸으로 묶었다. 구간별 비율을 계산해 그림 22에 그렸다고 안내한다.

Atlas IIAS 미사일의 충돌 거리 분포를 보여주는 그래프 페이지다. 가로축은 충돌 거리(해상마일, 0~350), 세로축은 10해상마일 구간당 충돌 비율을 로그 눈금으로 표시한다. 그래프에는 이론값, 파괴 q-alpha 5,000 deg-lb/ft², 파괴 q-alpha 20,000 deg-lb/ft², 파괴 없음 네 가지 곡선이 그려져 있다.

본문 설명에 따르면, 같은 10해상마일 구간에 대한 이론적 충돌 비율은 Mode-5 충돌 밀도 함수를 각도 0에서 π까지, 거리 R₁과 R₂ 사이에서 적분한 뒤 두 배로 한 값으로 구했다. 부록 B 끝부분에서 자세히 설명하듯, 어느 거리 구간이든 충돌 비율은 A와 B 값과 무관하다.

그래프 22를 보면, 이론적 Mode-5 충돌 분포와 파괴 q\가 5,000~20,000 deg-lb/ft² 사이인 무작위 자세 파괴의 분포는 50해리 지점까지 거의 일치한다. 가장 현실적인 값으로 보는 q\ = 5,000 deg-lb/ft²의 경우 이론값과 무작위 자세 비율이 190해리까지 잘 맞는다. 그 너머로는 차이가 커 보이지만 로그 눈금 때문에 과장된 것이고, 최대 절대 차이는 0.4%에 그친다. 350해리 지점에서 모든 곡선이 급격히 솟구치는 것은 그 이상의 모든 충돌을 10해리 구간 대신 하나의 구간으로 묶은 데서 생긴 인공적 효과다.

페이지 하단에는 1996년 9월 10일 날짜와 페이지 번호 59, 그리고 RTI 식별자가 적혀 있다.

1996년 9월 30일자 RTI 보고서 60쪽, 6.3절은 델타-GEM 발사체의 모드 5 형상 상수를 어떻게 산출했는지 설명한다. 앞서 6.2절에서 다룬 아틀라스 IIAS 방식과 같은 흐름이되 규모만 줄어든다. 절차는 네 단계다. 첫째, 프로그래밍 시점 6초부터 분리 시점 270초까지 10초 간격으로 무작위 자세 회전을 1만 번씩 시뮬레이션해 모두 26만 번의 낙하 지점을 계산한다. 이 회전들은 느린 회전과 비슷한 결과를 내므로 모드 5 전체 낙하 지점을 대표한다고 본다. 둘째, 0도에서 180도 사이를 5도 단위로 나눠 각 구간에 들어가는 낙하 비율을 구한다. 셋째, A와 B 값을 가정한 뒤 이론적 낙하 밀도 함수에서 같은 5도 구간의 비율을 계산한다. 넷째, 시뮬레이션 결과와 이론값이 가장 잘 맞는 A·B 값을 시행착오로 찾는다.

이 페이지는 6.3.1 절 Optimum Mode-5 Shaping Constants 의 도입부다. Delta 발사체가 모의 random-attitude 회전 중 공중분해되는 비율을 고장 발생 시점(failure time) 에 따라 정리한 결과를 다룬다. Atlas IIAS 계산에 쓴 것과 같은 breakup q-alpha 값들을 그대로 적용했고, 회전 개시 시점이 약 10초에서 115초 사이에 들어가면 발사체의 50% 이상이 즉시 또는 결국에 공중분해된다고 본문에서 요약한다. 페이지 하단에는 Figure 23 Delta-GEM Breakup Percentages 가 실려, q-alpha 5,000 / 10,000 / 20,000 deg-lb/ft² 세 곡선을 0~280초 구간에서 비교한다. 페이지 푸터에는 1996년 9월 10일 일자와 RTI 표기, 페이지 번호 61이 같이 적혀 있다.

Delta-GEM 로켓의 무작위 고도 실패 시뮬레이션 결과를 다룬 본문과 그래프 한 페이지다. 본문은 Figure 24 가 5° 섹터별 오작동 선회(malfunction-turn) 충격 비율을 무파괴 조건과 파괴 동압(qs) 20,000·10,000·5,000 deg-lb/ft² 각각에 대해 보여준다고 설명한다. B = 1,000 조건에서는 최적 A 값을 써서 이론적 Mode-S 충격도 함께 그렸는데, 이 B 값은 RTI 가 45번째 우주비행단(45th Space Wing)의 발사장 위험 분석에서 현재 사용 중인 값이라 골랐다. 인구 밀집지가 모여 있는 ±80°~±180° 섹터에서는 5,000 deg-lb/ft² 한 건을 빼고 모든 파괴 동압 조건이 그럭저럭 잘 맞아떨어졌고, B = 1,000 에서는 어떤 A 값으로도 만족스러운 fit 을 얻지 못했다. Figure 25 의 아래쪽 그래프는 B 를 다르게 고르면 5,000 deg-lb/ft² 에서도 오작동 선회와 이론값이 훌륭하게 일치할 수 있음을 보여준다고 덧붙인다. 페이지 아래에는 가로축이 비행 경로로부터의 각도(0~180°), 세로축이 5° 섹터 비율(0.01~100%, 로그 스케일)인 Figure 24 그래프가 실려 있고, 범례에는 파괴 동압 4개 조건과 A = 1.90·2.10·4.30 세 곡선이 표시되어 있다. 페이지 푸터에는 1996년 9월 10일 날짜, 페이지 번호 62, 작성 기관 RTI 가 적혀 있다.

Delta-GEM 시뮬레이션 결과를 정리한 본문 문단과 차트가 한 페이지에 같이 실린 RTI 보고서 63쪽이다. 본문은 Figure 25 와 Figure 26 의 시뮬레이션 충돌 비율이 동일하다고 적는다. Figure 25 의 이론 비율은 B 와 A 조합을 여러 가지로 바꿔 가며 180° 부터 ±180° 구간에서 가장 잘 맞는 값을 찾아낸 결과라고 설명한다. 저자는 이 그래프들을 보면, 오작동으로 회전하는 잔해와 이론상의 Mod-5 충돌 데이터 사이의 합리적인 적합이 qa 5,000 에서 20,000 deg-lb/ft² 범위라면 어디서든 가능해 보인다고 평가한다. 그 아래 Figure 25 는 비행경로 각도 (0°~180°) 대 5° 구간 내 비율 (%) 의 로그 스케일 차트로, 270초 구간 동안 무작위 자세로 파괴된 Delta-GEM 의 breakup q-alpha 값을 no breakup, 20,000, 10,000, 6,000 네 가지로 나눠 곡선으로 보여 준다. 곡선 옆에는 A 와 B 조합 네 쌍 (A=2.60, B=10,000 / A=3.15, B=2,000 / A=3.35, B=4,000 / A=3.50, B=4) 이 적혀 있다. 페이지 아래쪽 푸터에 1996년 9월 30일자, 63쪽, RTI 표시가 함께 들어 있다.

RTI 보고서의 6.3.2 절 발사장 인근 Mode-5 위험 본문이다. 패드 17A 에서 발사하는 델타-GEM/GPS-IIF 의 충돌 한계선 안쪽 인구 밀집지에 대해 DAMP 프로그램으로 Mode-5 위험을 계산한 결과를 표 23 에 정리했다. 첫 줄은 비교용 기준치로, 앞선 RTI 연구의 표 35 첫 줄에서 가져왔다. 그 연구는 비행 초기 130 초 동안 델타의 전체 실패 확률을 0.02 로, Mode-5 반응 확률을 0.025 로 가정했다. 두 번째 줄은 같은 B=1,000, A=3 조건에서 이 보고서 앞부분의 실패 확률을 다시 적용해 재계산한 값이다. 표 6 과 표 13 에 따르면 비행 단계 0~2 의 실패 확률은 0.013, Mode-5 반응의 상대 빈도는 0.08 이므로 Mode-5 반응의 절대 확률은 0.013 × 0.08 ≈ 0.001 이 된다.

표 23 은 Adm 의 경우와 마찬가지로 발사장 인근 위험이 q_a 와 A 에 크게 좌우되지만, A 가 적절하면 B 변화에는 비교적 둔감하다는 점을 보여준다. 예컨대 q_a = 10,000 일 때 B=1,000 (A=3.40) 과 B=2,000 (A=3.35) 의 계산된 위험은 3% 미만으로 차이가 난다. 분해되지 않는 경우 B=1,000 과 B=10,000 의 결과 차이도 2% 미만이다.

발사장 위험은 공력 하중을 견디는 기체의 강도에 크게 좌우된다. 비행 초기를 빼면, 강도가 낮은 기체는 오작동 선회가 시작되자마자 빠르게 분해된다. 선회가 늦게 시작될수록 잔해는 발사 지점 하류로 떨어져, 상류 쪽 인구에 가해지는 위험은 줄어든다. 표 23 은 기체 강도가 위험에 끼치는 효과를 분명히 드러낸다. 페이지 하단에는 작성일 9/30/96, 쪽 번호 64, 보고서 발행처 약자 RTI 가 찍혀 있다.

타이탄 IV 의 모드-5 형상 상수를 다룬 본문 쪽이다. 차량의 파괴 qα 값이 5,000 deg-lb/ft² 일 때보다 20,000 deg-lb/ft² 일 때 위험이 20배 넘게 커진다고 적어둔 데서 시작한다. 6.4 절은 타이탄 IV 의 모드-5 형상 상수를 6.3 절에서 델타용으로 설명한 방식 그대로 산출했다고 밝힌다. 다만 시뮬레이션은 프로그래밍 시점 18초부터 단 분리 시점 300초 사이에 총 29만 회를 돌렸다. 그 시뮬레이션에서 무작위 자세 선회 중 파괴된 비행체의 비율을 고장 시각 (failure time) 에 대해 그린 것이 그림 26 이다. qα 값은 아틀라스·델타 분석에서 쓴 값과 동일했고, 결과 역시 두 기종과 비슷하게 나왔다. 페이지 아래에는 그림 26 캡션과 함께 작성일 9/10/96, 페이지 번호 65, 작성기관 약자 RTI 가 푸터에 들어가 있다.

1996년 9월 10일자 RTI 보고서 66쪽이다. 타이탄 IV 로켓이 비행 중 무작위 자세로 고장 났을 때 발사 후 300초 동안 어디에 떨어지는지를 5도 단위 구역별로 정리한 분석이다. 본문은 그림 27이 다섯 가지 경우의 충돌 확률 분포를 보여준다고 설명한다. 기체가 공중에서 분해되지 않은 경우, 그리고 분해가 일어나는 동압 기준을 deg-lb/ft² 단위로 20,000·10,000·5,000으로 잡은 세 경우다. 여기에 B 값을 1,000으로 두고 A 값을 다르게 맞춘 이론적 모드-3 충돌 분포를 함께 그려 두었다. B=1,000을 쓴 이유는 RTI가 45 SW/SE 대상으로 발사장 주변 위험 연구를 할 때 가장 자주 쓰는 값이기 때문이다. 비행 경로에서 ±65도부터 ±180도 사이 구역, 즉 주요 인구 밀집 지역이 들어가는 범위에서는 이론 곡선이 실측 데이터에 비교적 잘 맞는다. 분해가 일어나지 않는 경우의 편차는 다음 그림에서 B와 A 값을 달리 잡으면 크게 줄일 수 있다고 덧붙인다. 본문 아래 그래프는 가로축 비행 경로 각도(0~180도), 세로축 5도 구역당 충돌 확률(%)을 로그 스케일로 표시한다.

이 페이지는 타이탄 IV 로켓의 무작위 자세 고장 시 충돌 분포를 다룬 보고서 본문이다. 위쪽 단락에서는 그림 28에 그린 시뮬레이션 충돌 분포가 앞선 그림 27과 동일하다고 설명하면서, 이론적인 모드-5 비율을 얻기 위해 B 값과 A 값을 여러 조합으로 시험해 시뮬레이션의 오작동-선회 결과와 이론적 충돌 분포 데이터가 160도에서 ±180도 구간에서 잘 맞도록 맞췄다고 적는다. 저자는 더 낮은 분해 q값에서는 더 잘 맞는 조합이 가능할 수도 있지만, 그림에 표시된 A·B 값으로도 인구 밀집지역이 위치한 구간에서는 충분히 적합한 결과가 나왔기 때문에 굳이 찾을 가치가 없다고 본다고 적는다. 아래쪽 그래프는 비행 경로 각도(0~180도)에 따른 5도 구간별 비율(%)을 로그 스케일로 보여주며, 분해 시점의 q-alpha 값(분해 없음·5,000·10,000·20,000 deg-lb/ft²)과 형상 상수 조합(A=2.70/B=10,000, A=3.15/B=2,000, A=3.15/B=1,000, A=3.50/B=1,000) 네 가지를 비교한다. 페이지 하단 좌측에는 1996년 9월 10일자, 가운데에는 쪽수 67, 우측에는 발행 기관 약자 RTI가 표기돼 있다.

이 페이지는 Titan IV 발사체의 파괴 모델에서 쓰는 형상 상수 B 와 A 의 최적값을 정리한 부분이다. 본문은 Figure 27 과 Figure 28 에서 얻은 최적값을 Table 24 에 모아 두었다고 설명한다. 파괴 시점의 동압 모멘트 qα 가 10,000 과 5,000 deg-lb/ft² 일 때는 지금까지 써 오던 B = 1,000 이 다른 값보다 데이터에 더 잘 맞았다고 적는다. 표에는 T_b 300초를 기준으로, 파괴 qα 가 없을 때 (none) 와 20,000·10,000·5,000 일 때 각각의 B 와 A 값이 두 묶음으로 나뉘어 들어 있다. 본문 마지막 한 줄은 Titan IV 의 경우 발사 구역에서의 위험 계산은 하지 않았다고 못박는다. 페이지 하단에는 작성일 1996년 9월 10일, 쪽번호 68, 작성기관 약자 RTI 가 들어간다.

LLV1 의 shaping constant 는 앞서 Delta 에서 설명한 6.3 절의 방식대로 산출했지만, 프로그래밍 시점 1초부터 angling 시점 290초 사이를 총 29만 회 시뮬레이션해 뽑았다는 점이 다르다. 무작위 자세 회전 중 기체가 파괴되는 비율은 Figure 29 에 그래프로 정리했고, 예상대로 Atlas·Delta·Titan 에서 본 곡선과 모양이 비슷하다. 다만 LLV1 은 가속도가 더 높아 거의 100% 파괴 구간에서 급격히 떨어지는 시점이 다른 기체들보다 더 이르다. 그래프는 q-alpha 값 5,000 / 10,000 / 20,000 deg-lb/ft² 세 조건을 함께 보여준다. 페이지 아래쪽 라벨은 1996년 9월 30일 작성·RTI 발행·69쪽임을 표시한다.

1996년 9월 10일자 RTI 보고서의 70쪽이다. 발사 290초까지 LLV1 발사체가 무작위 자세로 고장났을 때, 그 충돌 지점이 비행경로로부터 어떤 각도에 어떻게 분포하는지를 보여주는 시뮬레이션 결과 페이지다. 본문은 그림 30 을 설명한다. 그림 30 은 5도 단위 sector 마다 malfunction-turn 충돌이 차지하는 비율을, 분해되지 않는 경우와 분해 q-alpha 값이 각각 20,000·10,000·5,000 deg-lb/ft² 인 세 경우로 나눠 그렸다. 분해 사례 세 가지가 의외로 비슷한 분포를 보였고, 필자는 그 이유를 발사체 가속도가 더 높기 때문일 수 있다고 본다. 같은 그래프에 Mode-5 충돌 분포 이론값도 B=1,000 으로 고정하고 A 를 최적화한 값으로 함께 그렸다. B=1,000 을 고른 까닭은 RTI 가 45 SW/SE 의 발사장 위험 분석에서 현재 쓰고 있는 값이기 때문이다. 분해가 없는 경우를 제외하면, malfunction-turn 분포와 Mode-5 분포가 165도에서 ±180도 sector 구간에서 잘 맞아떨어지는 A 값을 모두 찾을 수 있었다고 결론짓는다. 그래프는 로그 스케일 Y축의 분포 곡선으로, A 값은 1.85·2.60·2.70·2.75 네 가지다.

LLV1 시뮬레이션의 형상 상수(shaping constant)를 가장 잘 맞춰본 결과를 정리하는 페이지다. 그림 31은 B와 A 값을 더 크게 잡으면 비파괴(no-breakup) 케이스도 잘 들어맞을 수 있음을 보여준다. 그림에 그린 파괴(breakup) 케이스들의 임의 자세(random-attitude) 충돌 분포는 그림 30과 동일하다. B = 1,000일 때 이론값이 잘 맞아떨어졌기 때문에 그 값을 그대로 그림 31에 다시 그렸고, 비파괴 케이스는 B와 A를 여러 조합으로 시도해본 끝에 그림 속 곡선에 도달했다. 본문 아래 차트는 290초까지의 LLV1 임의 자세 실패 분포를 비행 경로각(0~180°) 대 5도 구간별 비율(0.01~100%)로 그린 것이며, 곡선마다 q-alpha(파괴 기준)와 A·B 조합이 다르게 표시돼 있다. 하단에는 1996년 9월 30일, 71쪽, RTI 식별자가 들어가 있다.

RTI 가 1996년 9월 10일 작성한 발사체 위험 분석 보고서의 72쪽이다. 앞 절에서 LLV1 발사체에 대해 그림 30·31에서 산출한 최적합 상수 B와 A를 표 25로 정리한다. 모든 분해 조건에서 현재 사용 중인 B = 1,000이 다른 어떤 B 값보다 데이터에 더 잘 맞았다는 점이 흥미롭다고 짚는다. LLV1에 대해서는 발사장 인근 위험 계산은 수행하지 않았다. 이어 6.6절은 다른 발사체의 형상 상수 결정 절차를 설명한다. 보고서는 Atlas·Delta·Titan·LLV1 네 기종에 대해 네 가지 분해 조건에서 (1) 현재 사용값 B = 1,000일 때와 (2) 최적합 B 값일 때의 A 값을 모두 산출했고, 새 발사체의 위험 계산이 필요하면 같은 절차를 따르라고 권한다. 더 빠른 대안으로는 새 발사체를 위에 언급된 네 기종 중 하나와 비교해 A·B 값을 추정하는 방법을 제시한다. 형상과 궤도가 비슷하면 표 26에 정리된 해당 기종의 값을 그대로 쓰면 되고, 어느 기종과도 닮지 않았다면 분해 조건에 따라 표 마지막 행의 평균값을 잠정적으로 채택하라고 안내한다. 표 26은 B = 1,000 기준 A 값을 Atlas IIAS, Delta-GEM, Titan IV, LLV1, 그리고 기타 발사체에 대해 IF 거리(nm)와 분해 동압(5,000·10,000·20,000 deg-lb/ft² 및 분해 없음)별로 보여 준다.

RTI 보고서 73쪽, 1996년 9월 30일자. 「7. 향후 조사 과제」 절은 계약상 예산과 보고 마감 때문에 Mode-5 모델링 작업에서 끝까지 파고들지 못한 항목들을 중요도 순으로 정리한다. 첫째, 오작동 선회(malfunction-turn) 시뮬레이션에서 분해 조건(qs)을 더 정밀하게 잡았을 때 형상 상수 A와 B가 어떻게 달라지는지 봐야 한다. 둘째, 이론값과 시뮬레이션 충돌 지점을 비교할 때 사용한 T_a 값을 1단·2단·연소종료 시점 등으로 바꿔 가며 검토할 필요가 있다. 셋째, 오작동 선회 이후 자유낙하 충돌 지점을 계산할 때 항력(drag)까지 반영하면 결과가 어떻게 바뀌는지 살펴야 한다. 이 경우 탄도계수의 최대·최소·중간값으로 형상 상수를 산출한 뒤 보간하는 방식이 정확하지만 DAMP2 코드를 대폭 손봐야 한다. 넷째, 비교 구간을 5도가 아닌 1도나 2도처럼 더 좁은 섹터로 잡았을 때의 영향도 확인해야 한다. 다섯째, 고체추진 발사체의 실패 확률을 추정할 때 퍼싱·폴라리스·포세이돈·트라이던트 같은 비기밀 자료나 기밀 해제된 시험 결과를 표본에 넣으면 값이 어떻게 달라지는지 따져 봐야 한다. 그 밖에 장기 과제로는 아틀라스·델타·타이탄을 비롯한 발사체들의 절대 실패 확률을 갱신하는 일, 그리고 새 발사체에 맞는 형상 상수 A와 B를 만드는 일이 남아 있다(6.6절 참고).

RTI 의 위험 산정 프로그램 DAMP 는 발사체 고장 자체가 아니라, 그 고장이 일으키는 다섯 가지 반응 양식 을 다룬다. 보통 대형 고장은 비행 경로 근처에 충격을 남기지만, 드물게는 잔해가 출발지 쪽으로 떨어지거나 비행 경로에서 멀리 벗어나기도 한다. DAMP 는 이런 가능성이 있는 고장을 대부분 Mode-5 로 분류하고, 결과 충격을 다소 복잡한 밀도 함수로 모델링한다. 이 함수에는 A·B 두 형상 상수와 발생 확률 계수 p_c 가 들어가며, 본 연구의 1차 목적은 발사체별로 이 세 값을 최적화하는 것이다. 본래 과업 명세에는 빠져 있었지만 Atlas·Delta·Titan 의 절대 고장 확률과 다섯 반응 양식의 상대 확률도 함께 도출한다.

2장은 실제 비행 사례를 들어 Mode-5 같은 양식을 무시할 수 없음을 보여주고, 3장과 부록 B 는 Mode-5 충격 밀도 함수의 성격과 A·B 값에 따른 모양 변화, 특히 A 가 바뀔 때 Atlas IIAS 발사장 위험 등고선이 어떻게 달라지는지 다룬다. 4장은 고장 확률 산정 방법론을 철학적으로 논하면서 순수 경험적 접근과 부품 단위 분석을 비교하는데, 양쪽 모두 한계가 있어 결국 경험적 방식이 채택되었다.

경험적 산정의 첫 단계로 Atlas·Delta·Titan 의 동·서부 발사장 기록과 Thor 의 동부 발사장 기록을 발사일별로 정리하고 (부록 D), 고장마다 반응 양식과 비행 단계를 부여하는 데 작업량 대부분이 들어갔다. 이렇게 모은 데이터에 5.1절과 부록 C 의 필터링 (데이터 가중) 기법을 적용해 Atlas·Delta·Titan 의 비행 단계별 고장 확률을 추정했고 (D.1.3절), 권고 확률은 현행 발사체 구성을 대표한다고 판단되는 시험 결과만을 토대로 산출했다.

페이지 하단에 1996년 9월 10일자 작성일과 RTI 라벨, 페이지 번호 74 가 박혀 있다.

이 페이지는 발사체 안전성 분석 보고서의 75쪽으로, 애틀러스·델타·타이탄 로켓의 비행 단계별 실패 확률을 정리한다. 비행 단계 0~1 은 리프트오프부터 1단 또는 부스터 컷오프까지, 단계 0~2 는 2단 또는 서스테이너 컷오프까지를 가리킨다. 보고서는 발사장 주변 위험에 영향을 주는 것은 0~1 단계의 오작동뿐이라 본다. 표 27 은 차량별 예측 실패 확률을 정리하는데, 애틀러스가 단계 0~1 에서 2.2%·0~2 에서 3.1%, 델타가 1.0%·1.3%, 타이탄이 4.0%·6.4% 로 가장 높다. 이 절대 확률은 "대표" 차량 형상에서 얻은 비행 결과만 기반으로 산출되었고, 개별 표본의 실패 건수가 적었기 때문에 토르를 포함한 모든 형상을 합쳐 하나의 표본으로 묶어 다섯 가지 실패 대응 모드의 상대 확률을 추정했다. 표 28 과 표 29 는 단계 0~2 와 0~1 각각에 대한 추천 대응 모드 비율을 성숙 발사 시스템·신규 고체 시스템·신규 액체 시스템 세 갈래로 나눠 보여 준다. 두 표 모두 모드 4 가 70~81% 로 압도적으로 큰 비중을 차지하고, 그 뒤를 모드 5 (13~16%) 가 따른다. 마지막 단락에서는 표 27 의 절대 실패 확률에 표 28·29 의 상대 비율을 곱해 각 모드별 절대 확률을 산출했다고 밝히며, 그 결과는 원래 표 17 에 실렸고 이 보고서에서는 표 30 으로 재수록된다고 안내한다.

RTI 보고서 76쪽으로, 발사체 비행 단계별 절대 고장 확률을 정리한 표 30이 중심이다. 아틀라스·델타·타이탄 세 발사체를 두 비행 구간(0–1, 0–2)으로 나누고 응답 모드 1에서 5까지 각각의 확률을 채워 넣었으며, 합계는 타이탄 0–2 구간이 0.064로 가장 높고 델타 0–1 구간이 0.010으로 가장 낮다. 표 28·29보다 정밀한 상대 확률을 써서 산출한 값이지만, 모든 수치가 통계적으로 의미 있다고 주장하지는 않는다고 본문은 밝힌다.

표 아래 본문은 두 가지 추가 계산을 설명한다. 첫째, 같은 시계열 표본으로 모드 3 또는 모드 4 응답이 급격한 텀블(rapid tumble)로 끝날 조건부 확률을 추정했더니 약 3분의 1이 나왔다(5.3절). 둘째, 모드 5 밀도 함수의 형상 상수 A와 B는 경험 데이터만으로는 결정할 수 없어 다른 방법을 썼다. 아틀라스·델타·타이탄·LLV1 네 발사체에 대해 여러 고장 시각에서 모드 5 응답을 시뮬레이션하고, 매 시각마다 10,000개의 충돌 지점을 계산해 0°(다운레인지)에서 180°(업레인지)까지 5° 간격 섹터별 비율을 구했다. 이 비율을 이론적 모드 5 충돌 밀도 함수의 비율과 비교해 시행착오로 A·B 값을 잡았고, 아틀라스 IIAS에 대해서는 266,000회 모드 5 시뮬레이션 결과와 10마일 단위 거리 분포를 대조해 검증했다(6.2.4절).

마지막 단락은 형상 상수가 차량 파괴를 일으키는 동압(qα) 가정에 강하게 의존한다는 점을 지적한다. 세 가지 파괴 qα 값과 파괴 없는 경우, 네 조건을 두고 각각 270,000회 오작동 회전을 시뮬레이션했다. 아틀라스·델타·타이탄에는 5,000 deg-lb/ft²의 qα가 가장 현실적이라고 보지만, 다른 파괴 조건에서의 상수도 6절에서 제시했다.

RTI 가 1996년 9월 30일자 보고서 77쪽에서 케이프 커내버럴 발사장의 45 SW/SE 부대가 선박 피탄 계산과 발사장 인근 위험 분석에 전통적으로 B = 1,000 값을 써 왔다고 정리한다. RTI 는 이 B 값을 고정한 채 각 발사체별로 시뮬레이션 결과와 이론 데이터가 잘 맞는 A 값을 찾아냈고, 파괴 동압 5,000·10,000·20,000 deg-lb/ft² 세 경우의 결과를 표 31 에 실었다. 다만 0도에서 180도까지 부채꼴 전 구간에서 하나의 A 값으로 잘 들어맞는 발사체는 없었고, 한 종을 제외하면 풍상 쪽 약 ±180도 근처 구간에서만 일치가 좋았다고 본문은 짚는다. 케이프에서 쏘는 발사 대부분은 인구 밀집 지역이 이 풍상 쪽에 있기 때문에 풍하 쪽 구간은 Mode-4 고장 모드의 위험이 훨씬 크다는 점도 같이 적었다. 표 31 은 아틀라스 IIAS·델타-GEM·타이탄 IV·LLV1·기타 발사체에 대해 동압별 A 값을 정리한다. 본문은 이어 B 값을 1,000 에서 옮겨 0도에서 180도 더 넓은 구간에서 잘 맞는 A·B 조합을 찾아본 결과를 표 32 에 옮긴다. 어느 조합도 180도 전체 구간에 들어맞지는 않았지만 풍상 쪽에서 풍하 방향 40도 안쪽까지는 적합이 가능했다고 적는다. 끝에서 RTI 는 아틀라스와 델타를 대상으로, 같은 파괴 동압 5,000 에서 A = 3.45·B = 1,000 (표 31) 과 A = 6.30·B = 5,000,000 (표 32) 두 극단을 넣어 36 단지 (Complex 36) 발사의 Mode-5 발사장 위험 총량을 계산해 봤더니 결과 차이가 약 10% 수준이었다고 보고한다.

1996년 9월 10일 RTI(Research Triangle Institute) 보고서의 78쪽으로, 발사 구역 위험 계산에서 매개변수 A 값을 적절히 선택하는 것이 중요하다는 점을 짚는 단락에서 시작한다. 비행 경로에서 ±40도 이내에 들어오는 적절한 데이터 매칭을 찾지 못했지만, 선박 피격 계산에 미치는 영향을 따로 검토한 결과 A와 B 값을 어떻게 잡든 큰 차이가 없었다. 비행 경로 인근 선박이 받는 위험은 모드-4 고장 응답이 거의 전부 좌우하기 때문이다(6.2.3절 참조). 보고서는 이어 아틀라스(Atlas)와 델타(Delta) 발사체의 모드-5 기준 위험을 새로 도출한 값으로 다시 계산했다고 밝힌다. 새 입력은 형상 상수 A와 B, 발사체 전체 고장 확률, 그리고 개별 고장 응답 모드의 상대 발생 확률 세 가지였다. 이렇게 다시 계산한 결과를 이전 RTI 연구의 기준 위험과 비교했더니, 아틀라스의 발사 구역 위험은 가정한 파괴 가스에 따라 3배에서 11배까지 줄어들었고, 델타는 같은 식으로 가정 조건에 따라 4배에서 75배까지 위험이 감소했다.

RTI 의 1996년 9월 10일자 보고서 79쪽으로, 부록 A 「DAMP 프로그램의 실패 반응 모드」 첫 페이지다. DAMP 모델은 발사체 시스템·부품별 고장 시나리오를 따로 모형화하지 않는다. 차종마다 고장 양태가 달라 모형화가 사실상 불가능하기 때문에, 어떤 부품이 고장났든 결과로 나타나는 비행체의 행태만을 여섯 가지 반응 모드로 정리한다. 다섯은 고장 시 반응이고, 마지막 하나는 정상 비행이다.

모드 1 은 발사 직후 몇 피트도 못 올라가고 발사대 위로 다시 쓰러지거나 무너지는 경우다. 연료는 폭연 또는 폭발하며, 그 위력은 TNT 환산으로 표기한다.

모드 2 는 이륙 직후 통제를 잃어 비행 방향을 종잡을 수 없게 되는 경우다. 비정상 비행이 확인되면 곧바로 폭파 신호가 전달되며, 보통 발사 6~12초 안에 처리된다. 발사체마다 폭파 가능 최종 시각이 정해져 있고, 이 시간이 모드 2 상황에서 파편의 최대 도달 거리를 계산하는 기준이 된다.

모드 3 은 추력은 정상인데 피치 프로그램이 작동하지 않아 거의 수직으로 상승하는 경우다. 수직 비행 중 갑자기 통제력을 잃고 회전하다 공중에서 부서질 수도 있고, 폭파 기준에 걸려 강제로 파괴될 수도 있다. 케이프 커내버럴 기준으로 발사 후 30~70초 사이에 "수직 상승 한계 시각" 에 도달하면 폭파로 종결된다.

모드 4 는 정상 범위 안에서 비행하다가 어떤 고장으로 추력이 멈추거나, 공중에서 분해되거나, 비행 관제 요원이 폭파를 명령하는 경우다. 분해 직전 빠르게 회전할 수도 있지만, 어쨌든 파편과 부품은 원래 의도한 비행 경로 근처에 떨어진다.

모드 5 는 발사지에서 사거리 안의 어느 방향으로든 떨어질 수 있는 경우다. 충돌 지점은 비행 경로를 따라 가장 가능성이 높고, 비행 경로에서 각도가 벌어질수록 가능성이 줄어든다. 사거리가 멀어질수록 더 멀리 떨어질 가능성에 가중치가 붙는다. 같은 방향이라도 사거리가 길수록 충돌 확률은 떨어진다. 비행 종료 원인은 자체 안정성 완전 상실 또는 폭파 명령이다. 발사 구역 밖에서 의도한 방향에서 크게 벗어날 가능성이 있는 모든 고장은 모드 5 로 분류한다.

1996년 9월 10일자 RTI 보고서 80쪽으로, 발사체 사고 위험 분석 모델인 DAMP의 실패 응답 모드를 설명한다. 수직 발사 미사일은 자세 전환(pitch-over)이나 프로그래밍 시점부터, 그 외 발사체는 이륙 시점부터 응답이 시작된다. 모드 6은 모드 1~5와 달리 정상 비행 중 분리된 단·부품의 정상 낙하를 가리키며, 분리된 부품은 비폭발성으로 가정한다. 각 낙하 단·부품마다 평균 충돌점과 사정거리·횡사정 방향의 이변량 정규분포 분산을 가정하고, 이 분산에는 발사체 성능 변동·항력 불확실성·바람의 영향이 포함된다. 다섯 가지 실패 응답 모드 중 비행 종료 시스템(flight termination system)의 실패 가능성을 모델에 반영한 것은 모드 5뿐이다. 다른 응답 모드는 충돌 한계선 안에서 낙하하는 경향이 있기 때문이다. 모드 2~4의 위험 계산은 비행 종료 시스템이 정상 작동했다는 가정에 기반하며, 비행 종료 시스템이 실패하거나 이후 비행 성능이 원래 모드 정의에서 벗어나면 해당 사례는 모드 5로 재분류한다. 비행 종료 시스템 실패까지 동반한 사고 위험은 모드 5만으로 충분히 모델링된다고 본다. 다섯 모드는 위험 산정에 필요한 모든 이상 충돌을 포괄하지만, 지상의 인명·재산 위험을 늘리지 않은 채 임무 성공에만 영향을 준 실패·이상 거동은 별도로 모드 NA(해당 없음)로 분류해 부록 D의 발사 이력 표 응답 모드 열에 기재한다.

1996년 9월 10일 RTI 보고서 81쪽, 부록 B의 도입부다. Mode-5 충돌 분포 함수에 들어가는 모양 상수 A와 B를 어떻게 잡느냐에 따라 발사점 주위 충돌이 어느 방향으로 몰리는지가 달라진다는 점을 다룬다. 이 부록은 두 상수가 비행선(다운레인지) 방향과 다른 방향의 충돌 비율, 그리고 각 섹터별 충돌 비율에 어떤 영향을 주는지 보여준다.

참고문헌 [1]의 9.7절 절차를 따라 A와 B를 바꿔가며 결과를 보는데, 비교 지표로 f-비율을 쓴다. 식은 e의 πA 제곱을 e의 -πB 제곱으로 나눈 값으로, 비행선 방향(φ = π)에서 충돌이 일어날 가능성이 다른 방향, 즉 비행선과 θ 각도를 이루는 방사선(θ = π − φ)에서 일어날 가능성보다 얼마나 더 높은지를 나타낸다. 표 33과 34는 A = 2.5, 3.0, 3.5, 4.0, B = 1000 조건에서 1마일부터 25마일까지 거리별 f-비율을, 표 35와 36은 A = 3.0으로 고정한 채 B를 절반·두 배로 했을 때의 효과를 보여준다.

실제 수치를 들기 전에 짚어두는 점은, 표 33~36의 값이 1차 Mode-5 충돌밀도 함수에서 뽑은 결과라는 것이다. 따라서 이 비율은 2차 Mode-5 밀도 함수가 어디에 자리잡을 가능성이 큰지를 가리킨다. 2차 함수는 한 잔해 등급의 평균 조각이 떨어지는 지점 주위로 그 등급의 잔해가 어떻게 흩어지는지를 기술한다. 예컨대 표 34의 A = 3.0 조건에서, 어떤 잔해 등급의 2차 충돌밀도 함수가 비행선과 30° 각도를 이루는 방사선 위 10마일 지점이 아니라 비행선을 따라 다운레인지 10마일 지점(θ = 0°)에 중심을 잡을 가능성이 4.7배 더 높다. 또 다른 예로, 같은 2차 함수가 다운레인지 25마일에 자리잡을 가능성은 크로스레인지 25마일(θ = 90°)보다 82.2배 높고, 파괴 조치가 없다고 가정할 때 크로스레인지 25마일은 업레인지 25마일(θ = 180°)보다 303.2 ÷ 82.2 = 3.7배 더 높다.

RTI 보고서 82쪽에 들어간 표 33이다. 모드-5 상수 A를 2.5에서 4.0까지 바꿔가며 f-비(f-Ratio)가 어떻게 달라지는지 두 가지 거리 조건(2해리, 5해리)에서 정리한 1부 표로, 상수 B는 1000으로 고정했다. 가장 왼쪽 열은 180에서 각도 θ를 뺀 값을 0도에서 180도까지 5도 간격으로 늘어놓았고, 같은 행 안에서 A 값이 커질수록, 그리고 거리가 5해리일수록 f-비가 가파르게 치솟는 양상이 한눈에 들어온다. 0도에서는 어느 조건이든 1.0으로 시작하지만 180도에 가까워지면 R=2해리에서 A=4.0이 287.5, R=5해리에서 A=4.0은 1427.6까지 올라간다. 페이지 아래에는 작성 일자 9/10/96과 쪽번호 82, 우측 하단에 발행 기관 약어 RTI가 적혀 있다.

민감도 분석 표 34의 두 번째 부분으로, Mode-5 상수 A 값을 2.5에서 4.0까지 바꿔 가며 f-Ratio 가 어떻게 변하는지 정리한 수치표다. 상수 B 는 1000 으로 고정하고, R = 10 해리와 R = 25 해리 두 가지 거리 조건에서 각각 A 값 네 개의 결과를 비교한다. 행은 180 − φ (각도) 0도에서 180도까지 5도 단위로 늘어선다. 모든 A 값에서 0도일 때는 1.0 으로 같지만 각도가 커질수록 f-Ratio 가 급격히 커지며, 특히 R = 25 해리에 A = 4.0 인 조건에서는 180도 부근에서 약 6,930 까지 치솟는다. 페이지 하단에 작성일 9/10/96 과 페이지 번호 83, 작성기관 RTI 가 함께 적혀 있다.

Table 35 — Mode-5 상수 B 값을 바꿔 가며 계산한 f-Ratio 표의 첫 부분이다 (A=3 고정). 가로축은 R=1해리(nm)와 R=5해리 두 구간으로 나뉘고, 각 구간 안에서 B 값을 500·1000·2000으로 바꿨다. 세로축 180-φ는 0도부터 180도까지 5도 간격으로 늘어선다. 같은 각도에서 R이 1nm일 때 f-Ratio는 25.7 근처에서 멈추지만, R이 5nm로 늘어나면 B=500 기준 123.3까지 치솟아, 거리가 멀어질수록 비율이 훨씬 가파르게 벌어진다. 페이지 하단에 1996년 9월 30일자, 84쪽, RTI 표시가 들어가 있다.

표 36. Mode-5 상수 B(A=31) 변동이 t-비율에 미치는 영향 — 2부. 거리 R=25해리와 R=75해리에서 B 값을 500·1000·2000으로 바꿔가며, 각도 차(180 - p)가 0도부터 180도까지 5도 간격으로 변할 때 t-비율이 어떻게 달라지는지를 나열한 데이터 표. 0도에서는 모든 조건에서 비율이 1.0으로 시작해 각도가 커질수록 급격히 증가한다. R=25해리·B=500 조합은 180도에서 244.0까지 오르고, R=75해리·B=500 조합은 591.0까지 치솟는다. 같은 거리라도 B 값이 클수록 비율 상승 폭이 완만해진다. 페이지 하단에는 1996년 9월 30일 날짜와 페이지 번호 85, 그리고 문서 식별자 B73이 적혀 있다.

표 33·34 (그리고 표 35·36) 의 f-비율을 A = 3.0, B = 1000 조건으로 그림 32 에 그렸다. 10마일 곡선의 θ = 90° 지점을 보면, 모드-5 반응을 겪는 비행체가 90도 방사선 방향보다 비행선 방향으로 충돌할 확률이 약 60배 높다는 것을 알 수 있다. 표 34 에도 사실상 같은 값 (정확히는 59.1) 이 등장한다. 아래 차트는 1·5·10·25해리 네 거리에 대해 다운레인지 기준 각도 편차 (가로축, 0~180도) 와 I-비율 (세로축, 0~300) 의 관계를 보여준다. 1해리 곡선이 가장 높이 올라가고 거리가 멀어질수록 곡선이 낮아진다. 페이지 하단에는 1996년 9월 10일자, RTI 보고서의 86쪽이라는 표시가 작게 들어가 있다.

본문은 모드-5 충돌 밀도 함수에서 모수 A 값이 결과에 어떻게 영향을 주는지 다른 방식으로 보여 준다. 다섯 가지 A 값에 대해 도표(Figure 33)는 Atlas EAS 충돌 중 비행선과, 발사 지점에서 비행선과 θ 각도를 이루는 임의의 반경선 사이에 떨어지는 비율을 나타낸다. A = 3.0 이면 전체 모드-5 충돌의 약 46 퍼센트가 0°에서 20° 사이에 분포하며, A = 4.0 이면 같은 구간의 비율이 약 66 퍼센트까지 올라간다. 각주에서는 이 곡선이 밀도 함수를 수치 적분해 얻은 결과이며, 함수 안의 변수 R 이 궤도에 따라 달라지므로 다른 궤도나 비행체에서는 곡선 모양이 조금씩 달라진다고 덧붙인다. 페이지 하단에는 1996년 9월 30일자, 87쪽, RTI 발행 표시가 작게 남는다.

리스크 분석 보고서 88쪽이다. 매개변수 A 값이 Mode-5 충돌에 어떻게 영향을 미치는지 보여주는 또 다른 방식을 그림 34에 담았다. 앞서 그림 33에서 쓴 것과 같은 A 값을 두고, 그림 34는 비행 경로 기준선과 0도부터 0+5도 사이 각도를 이루는 5도 구간 안에 충돌이 몇 퍼센트씩 분포하는지 그래프로 보여준다. A를 1.0, B를 1,000으로 잡으면 모든 5도 구간의 충돌 비율이 거의 같아져 충돌 밀도 함수가 방향과 무관하게 균일해진다는 점이 흥미롭다. 그래프 데이터는 Atlas IIAS 발사체 기준이며 θ는 1000, A 값은 1.0부터 5.0까지 다섯 가지로 비교한다. 가로축은 비행 경로로부터의 각도 θ(도), 세로축은 5도 구간당 충돌 비율(%)이다. A=1일 때 Mode-5 충돌 밀도 함수는 사실상 서부 사격장(Western Range)의 발사 리스크 분석(LARA) 프로그램에서 방위각 대형 실패를 모사할 때 썼던 밀도 함수와 같다. 이 응답 모드는 대형 비행 편차 실패(GFDF) 모드라고 불렀다. LARA에서는 GFDF 밀도 함수의 사거리 부분과 방위각 부분을 서로 독립으로 가정했다. 충돌 방위각은 균일 분포로 두고 사거리 밀도 함수는 식 (8) f(R) = T / (T_k R) 로 표현한다. 페이지 하단에 1996년 9월 10일 날짜와 페이지 번호 88, 작성기관 약자 RTI가 적혀 있다.

Mode-5 밀도 함수와 DAMP 모델에서 GFDF(Gaussian Failure Density Function) 항을 어떻게 다뤄야 하는지 따지는 기술 보고서 본문이다. p 는 GFDF 밀도 함수가 발생할 확률, T_s 는 단(stage) 연소 시간, R 은 충돌 거리의 변화율이고, 비행 초기 즉 프로그래밍 단계 전에는 R 이 사실상 0 이라 이 함수를 쓸 수 없다고 시작한다. DAMP 에서 쓰는 Mode-5 충돌 밀도 함수의 거리 항도 본질적으로 같은 형태로 정리되며, 식 (3) 을 0 부터 π 까지 적분하면 조건부 Mode-5 밀도 함수가 f(R) = 1 / ((T_b - T_p) R̄) 으로 정리된다고 식 (9) 를 제시한다. 절대값을 얻으려면 여기에 Mode-5 실패 발생 확률을 곱해야 한다.

그다음 GFDF 밀도 함수가 프로그래밍 직후의 임의 자세(random-attitude) 실패에는 그럴듯한 모델일 수 있지만, 부록 D 의 성능 이력을 보면 이런 실패가 프로그래밍 시점이라고 해서 더 잘 일어나는 것도 아니라고 정리한다. 그래서 위험 계산에 GFDF 모드를 따로 둘 필요는 없고, 임의 자세 실패는 전부 Mode-5 밀도 함수가 흡수한다는 결론이다. 그래도 굳이 GFDF 를 넣고 싶다면 두 방법이 있다 — 다른 모든 응답 모드를 0 으로 두고 Mode-5(A=1) 로 GFDF 모드만 따로 돌리거나, DAMP 자체를 고쳐서 A·B 값이 다른 Mode-5 밀도 함수 두 개를 동시에 다루게 만드는 것. 후자는 훨씬 손이 많이 가고 시간도 오래 걸린다고 못박는다.

마지막 단락에서는 잘 드러나지 않을 수 있는 성질을 짚는다. Mode-5 밀도 함수를 임의의 환형(annular) 거리 구간에서 적분해 얻는 충돌 확률은 A 와 B 값에 무관하다. 식 (3) 을 각도 0 부터 π 까지 적분하면 — 오직 이 한계에서만 — A 와 B 가 상쇄되고, R_a 와 R_b 사이의 충돌 확률은 충돌 거리만의 함수로 남는다. 변수를 한 번 바꿔주면 R_a 와 R_b 사이의 충돌 확률은 시간만의 단일 함수가 되며, 자세한 내용은 참고문헌 [1] 의 84~85 쪽에 있다고 안내한다. 페이지 하단의 표기는 1996년 9월 10일자, 89 쪽, RTI 다.

RTI 가 1996년 9월 10일 작성한 보고서의 부록 C, 90쪽이다. 발사체 고장 확률을 경험 데이터로 추정할 때 표본이 작고 시스템이 계속 진화 중이라면 결과가 불확실해진다는 설명으로 시작한다. 한 가지 접근은 시행 결과를 0 (성공) 과 1 (실패) 의 값으로 두고 최소제곱법을 써서 적합 곡선을 찾는 것이다. 성숙한 발사체는 초기 실험 시기에 비해 실패 확률이 크게 떨어진 반면, 신규 프로그램은 경험 데이터 자체가 거의 없는 경우가 많다.

다음으로 자료에 어떤 함수를 적합시킬지 골라야 한다. 실패율 함수의 실제 모양은 알 수 없거나 너무 복잡하기 쉽고, 자료가 부족해 복잡한 함수를 추정하기 어려운 때도 있다. 가장 단순한 가정은 실패율을 상수로 두는 것이다. 그러나 실제 자료를 보면 프로그램이 성숙할수록 적어도 일정 시점까지는 실패율이 떨어진다. 발사 횟수가 늘면서 실패 확률이 떨어진다고 가정한다면 선형이나 지수 같은 비상수 함수를 적합시키거나, 자료를 시간의 함수로 가중치를 줄 수 있다. 제너럴 다이내믹스는 아틀라스의 신뢰도를 추정할 때 두 번째 방식을 채택해 듀언 (Duane) 모형을 적용했다. 듀언 모형은 고장 원인을 고치면 고장 사이의 평균 발사 횟수가 늘어난다는 가정에 기반한다. 어느 시점까지는 그렇지만 결국 신뢰도는 일정한 값에 수렴하는 듯하다. 그래서 성숙한 프로그램에 대해서는 RTI 가 실패율 함수를 상수에 적합시키기로 했다. 이 방식은 고정 길이 슬라이딩 윈도우 필터로 단순 최소제곱을 적용해 추정치의 시간 변화를 허용하거나, 자료에 서로 다른 가중치를 주는 최소제곱 적합으로 처리할 수 있다.

상수 함수를 동일 가중치 최소제곱으로 적합시키면 그 해는 평균값으로 식 (10) 처럼 나온다. 예를 들어 x₁ = 6, x₂ = 5, x₃ = 7 이라면 식 (11) 처럼 평균이 6 으로 떨어진다. 본문 마지막은 이 계산을 재귀적으로 풀어내겠다는 도입 문장으로 끊겨 다음 쪽으로 넘어간다.

1996년 9월 13일자 RTI 보고서 91쪽으로, 최소제곱 평균을 재귀식으로 계산하는 방법을 설명한다. 식 (12) 는 새 데이터 X̄_n 을 직전 평균 X̄_{n-1} 에 보정항 a_n(x_n − X̄_{n-1}) 를 더해 갱신하는 형태인데, 가중치를 동일하게 두는 경우 보정 계수 a_n 은 1/n 이 된다. 같은 수치 예제로 X̄_0 = 0 에서 출발해 x_1 = 6, x_2 = 5, x_3 = 7 을 차례로 넣으면 X̄_1 = 6, X̄_2 = 5.5, X̄_3 = 6.0 이 나온다 (식 13). 본문은 이런 재귀형을 확장 메모리 필터 (expanding-memory filter) 라고 부른다. 슬라이딩 윈도우 필터와 달리 항상 전체 데이터 집합에 기반하고, 모든 데이터 점이 위치와 무관하게 동일한 영향을 갖는다는 점이 특징이다. 다만 n 이 커질수록 a_n 이 0 으로 수렴하면서 새로 들어오는 점의 비중이 점점 줄어든다. 데이터가 정말 상수를 따른다면 이 동작이 바람직하지만, 실제로는 상수가 아닌데 단지 매끈하게 다듬으려고 쓰는 경우가 많다. 그래서 시간이 흐를수록 옛 데이터에 낮은 가중치를 주는 재귀 최소제곱이 필요해진다. 본문은 이를 페이딩 메모리 필터 (fading-memory filter) 로 부르고, 가장 단순한 예로 각 데이터에 수열 안 순번 i 를 가중치로 곱하는 식 (14) 를 제시한다. 같은 예제 x_1 = 6, x_2 = 5, x_3 = 7 에 적용하면 분자 1·6 + 2·5 + 3·7 = 37, 분모 1 + 2 + 3 = 6, 결과는 37/6 ≈ 6.17 이 된다 (식 15). 단순 평균 6.0 보다 가장 최근 값 7 쪽으로 살짝 끌려간 셈이다.

이 페이지는 데이터를 시간 순서로 가중치 부여해 평균을 갱신하는 두 가지 재귀 필터(recursive filter)의 수식 유도를 다룬다. 첫 번째 필터는 가장 오래된 데이터부터 차례대로 1, 2, 3 ... n의 가중치를 주는 방식으로, n번째 점의 필터 계수는 a_n = 2 / (n+1) 로 정리된다. 같은 식을 써서 n=1, 2, 3 단계의 표본 평균이 각각 6, 5.33, 6.17 로 갱신되는 예시를 보인다. 이 필터에서 오래된 데이터의 비중은 점점 줄어들지만, 50번째 값은 첫 번째 값보다 50배, 100번째 값은 첫 번째 값보다 100배 더 큰 비중을 갖는다고 짚는다. 두 번째 필터는 지수 가중(exponentially-weighted) 방식으로, 0과 1 사이에서 고른 상수 F를 가중 인자로 쓴다. 여기서는 i=0 이 가장 최근 데이터를 가리키고 i가 커질수록 과거로 거슬러 올라가도록 순서를 거꾸로 매긴다. 가중 최소제곱(weighted least-squares) 해는 분자에 F^i 와 데이터 곱의 합, 분모에 F^i 의 합을 두는 식 (18) 로 정리된다. F=0.9, 데이터 (6, 4, 7) 인 같은 예시에 적용하면 평균이 6.04 가 된다. 페이지 하단에는 표본 크기 300까지의 점별 가중치를 F 0.8~1.0 구간에서 그린 그림 35를 참조하라는 안내가 이어진다. 푸터에는 1996년 9월 30일 작성, 92쪽, 식별자 RT1 이 함께 적혀 있다.

1996년 9월 10일자 RTI 보고서 93쪽이다. 본문은 페이딩 메모리 필터의 가중치 거동을 설명하는 통계·신호처리 절이다. F 값이 0.8 정도면 사실상 가장 최근 데이터 25개 안팎만 결과에 의미 있게 기여하고, 그보다 오래된 데이터는 가중치가 0에 가깝게 깎여 빠진다고 적어 둔다. 가운데에는 가로축이 데이터 인덱스(오래된 쪽으로 증가), 세로축이 가중치 a^n_i 인 그래프가 있다. F 값을 1(균등 가중)부터 0.999, 0.998, 0.995, 0.99, 0.98, 0.95, 0.9, 0.8 까지 바꿔 가며 그린 9개 곡선이 보이고, F 가 1에 가까울수록 곡선은 완만하게 떨어지고 0.8 까지 내려가면 처음 수십 개 데이터 만에 거의 0 으로 꺼진다. 그래프 아래는 그림 35 캡션과 함께 식 (20) 을 제시한다 — a_n = (1 − F^n) / (1 − F^(n+1)). 저자는 이 식이 다른 두 필터처럼 n 이 무한대로 가도 0 으로 수렴하지 않고, 대신 (1 − F) 값으로 수렴한다는 점을 짚는다. F = 0 이면 모든 n 에서 a_n = 1 이 되어 필터에는 기억이 전혀 없고 출력이 항상 마지막 측정값과 같아진다. F 가 1 에 접근하는 극한에서는 로피탈 법칙을 적용한다는 문장으로 다음 쪽에 이어진다.

재귀 지수 필터에서 필터 계수 a_n 이 1/n 에 수렴하면 모든 데이터 포인트가 동일 가중치를 받게 되어 필터 메모리가 더 이상 사라지지 않는다. F 값이 0 과 1 사이일 때, F 가 커질수록 필터 메모리가 감쇠하는 속도가 느려진다. 분석가는 F 값을 적절히 골라 메모리 감쇠 속도를 직접 조절할 수 있다. 표본 점 수 n 이 늘어나면 a_n 은 1 - F 로 점근적으로 감소한다. 같은 n 에서 a_n 이 클수록 현재 데이터 포인트의 비중이 커지고 과거 포인트의 비중은 줄어든다. 즉, 재귀 필터 계수 a_n 이 클수록 필터 메모리가 빨리 사라진다. 그림 36 은 표본 300 점까지 여섯 가지 필터의 계수를 보여준다. n 이 30 보다 작은 초기 구간에서는 인덱스 기반 가중 필터의 메모리가 가장 빨리 감쇠하고, 160 점을 넘으면 인덱스 가중 필터가 F = 0.99 의 지수 필터보다 더 느리게 감쇠한다. 이 때문에 인덱스 기반 페이딩 필터 사용자는 어떤 최댓값 n 에서 계수를 계산한 뒤 그 값을 이후 모든 데이터에 그대로 적용하는 방식을 자주 쓴다. 예컨대 n 의 최댓값을 약 180 으로 두면 그 이후 필터는 F = 0.99 의 지수 감쇠 필터와 비슷하게 작동한다. 페이지 하단의 그림 36 은 마지막 데이터 포인트에 적용되는 재귀 필터 계수를 표본 점 수에 따라 그린 로그 스케일 곡선이고, F = 0.85·0.95·0.99 의 지수 필터, 인덱스 가중·동일 가중·동일 가중치(다른 변형) 곡선이 함께 그려져 있다. 페이지 하단의 9/10/96 과 R11 표기는 작성일과 참고문헌 번호.

이 페이지는 발사 시험 결과로부터 실패 확률을 추정하는 페이딩 메모리 재귀 필터의 적용 사례를 설명한다. 식 (12)와 (20)으로 정의된 이 필터는 성공 발사를 0, 실패 또는 이상 거동을 1로 표시한 시험 결과 계열을 입력으로 받아, 매 발사 후 필터를 거친 결과로 그 시점의 실패 확률 추정치를 내놓는다. 표 37은 가상의 10회 발사 계열에 대해 필터 제어 상수를 두 값으로 달리 적용한 결과를 보여 준다. 이 계열에서는 두 번째와 네 번째 발사만 실패였고 나머지는 모두 성공이었다. F = 0.98일 때 10회 발사 뒤의 실패 확률 추정치는 0.1899, F = 0.90일 때는 0.1477로 나오는데, 두 값 모두 단순 균등 가중치 평균보다 작다. 두 차례의 실패가 계열 앞쪽에 몰려 있기 때문이다. 다만 네 번째 발사가 끝난 시점에서는 성공 두 번과 실패 두 번이므로 두 필터의 추정치 모두 0.5를 넘는데, 네 번째 발사가 실패였기 때문이다. 만약 1과 0을 바꾸어 실패와 성공의 표기를 뒤집으면 같은 필터로 성공 확률 추정치도 얻을 수 있다. 페이지 하단에는 작성일 9/30/96, 페이지 번호 95, 발행 기관 약자 RTI가 함께 적혀 있다.

부록 D 는 발사·성능 이력을 다룬다. D.1 기본 자료 절은 발사 후 시험 결과로 향후 비행체 실패율을 추정하려는 경험적 접근을 위해 애틀러스·델타·타이탄·토르 미사일과 발사체의 성능 이력을 조사했다고 밝힌다. 결과는 부록 D.a 부터 D.d 까지 네 부분으로 정리되며, 차례로 애틀러스·델타·타이탄·토르 발사 성능사이다.

수록 범위는 1996 년 9 월 1 일 이전 동부·서부 시험장의 모든 애틀러스·델타·타이탄 발사이다. 토르는 동부 시험장 발사만 포함했는데, 이 정리가 끝난 뒤에야 토르 결과를 델타 실패 확률 예측에 쓰지 않기로 결정했기 때문이다. 애틀러스·타이탄·토르 요약에는 무기체계 시험과 우주 비행이 모두 들어가지만, 델타 요약은 우주 비행만 다룬다.

각 비행체별 절은 두 부분으로 나뉜다. 첫째는 표 형식 요약으로, 모든 발사를 시계열 순서로 정리하고 일련번호·임무 식별자·발사 일자·기체 구성·발사 시험장·실패가 있다면 그것에 부여된 실패 응답 양식·실패나 이상 거동이 일어난 비행 단계·그 기체가 현행 기체를 충분히 대표해 신뢰도 예측 자료에 넣을지 여부를 0 / 1 로 표시한 구성 플래그를 담는다. 둘째는 짧은 서술로, 자료가 부족해 대부분 짧지만 실패의 일반적 성격, 실패 이후 기체 거동, 비행 변수에 미친 영향을 설명한다.

D.1.1 자료 출처 절은 비행체 성능 요약과 이력의 주요 출처 셋을 든다. 첫째는 제 45 우주비행단 사사실이 정리한 1951 – 1994 동부 시험장 발사 시계열 요약, 둘째는 그 요약을 1995 년 12 월 30 일까지 갱신한 확장본, 셋째는 제 30 우주비행단 사사실 발사 연표가 정리한 1958 – 1995 반덴버그 공군기지 발사 요약이다.

페이지 하단에는 작성일 1996 년 9 월 10 일, 쪽수 96, 작성기관 약자 RTI 가 적혀 있다.

RTI 보고서 부록의 자료 출처 목록을 이어가는 페이지다. 부즈앨런해밀턴이 1992년 2월 공군 우주사령부 발사 서비스국을 위해 작성한 발사체 성공률 분석 초안, 1995년 AIAA가 펴낸 이사코위츠와 사멜라의 우주발사체 국제 참고 안내서 제2판, 1991년 G. G. 스미스의 유인 우주선 발사체 초안, 1995년 11월 4일까지 델타 발사 기록을 정리한 맥도넬더글러스의 궤도 파라미터 비교표를 차례로 든다. 이어 1995년 4월 검토를 거친 패트릭 공군기지 제45우주비행단 역사실의 미사일·우주선 파일, ACTA의 제임스 베이커가 제공한 1963년부터 1995년까지의 제30우주비행단 미사일 발사 작전 일지, 1995년 11월 13일자 플로리다 투데이에 록히드마틴이 실은 "타이탄 IV, 미국의 조용한 영웅" 기사, 1995년 4월 26일자 제너럴 다이내믹스의 아틀라스 비행 이력 보고서, 같은 달 록히드마틴의 펜스케가 정리한 아틀라스 비행 프로그램 요약, 1996년 3월 13일 록히드마틴의 브레이저가 RTI에 보낸 팩스, 아틀라스와 타이탄 실패에 관한 미 공군의 사고·사건 보고서 여러 건, 1996년 2월 15일 빌 젤린스키를 통해 RTI에 전달된 앤드루 퀸테로의 1975년 이후 동부 사격장 발사 실패 메모, 1996년 4월 4일 록히드마틴이 보낸 1959년 이후 타이탄 비행 이상·실패 요약, 1996년 1월 장이시가 펴낸 에어로스페이스 보고서 "우주발사체 실패 1984-1995"가 이어진다. 저자는 출처들 사이에 차이가 적지 않다고 적는다. 발사 날짜와 발사체 형식에서 특히 엇갈리는데, 어떤 자료는 현지 시간을 쓰고 어떤 자료는 그리니치 시간을 쓰는가 하면 한 자료 안에서 두 가지가 섞이면서도 어느 쪽인지 밝히지 않는 경우도 있다. 부록 D의 발사 날짜는 대체로 동부·서부 사격장 역사실이 펴낸 요약과 맞추었지만, 그 요약 자체가 현지 시간과 그리니치 시간을 일관되게 쓰지 않기 때문에 부록 D의 날짜도 똑같은 한계를 가진다고 밝힌다. 페이지 하단에는 작성일 1996년 9월 10일과 쪽번호 97, 보고서 식별자 RTI가 표시된다.

RTI 보고서 부록 D 의 방법론 설명 페이지. 같은 발사를 두고 자료마다 비행체 형식이나 성공·실패 판정이 어긋나는 경우가 있어, 부록 D 의 표를 만들면서 이런 모순을 줄이려 노력했지만 100% 일치를 보장하지는 못한다고 적는다.

D.1.2 절은 표의 "Response Mode" 열을 설명한다. 1부터 5까지의 숫자는 DAMP 프로그램이 분류한 다섯 가지 실패 응답 모드와 대응하며, 정의는 부록 A 에 있다. 숫자 2 나 4 뒤에 붙는 T 는 비행체가 파괴되거나 자폭하기 전에 추력을 유지한 채 회전했다는 뜻이다. NA 는 이상 거동 탓에 단·부품이 정상 낙하 구역을 벗어났지만 임무 자체는 실패하지 않은 경우, 또는 임무 목표를 방해했을 수도 있고 아닐 수도 있는 예정 외 궤도에 진입한 경우를 가리킨다. 칸이 비어 있으면 성공이었거나 자료에서 다른 정보를 찾지 못한 경우다. 자료가 부실해 응답 모드 판정에 추정이 들어간 사례도 있는데, 주로 4 와 5, 또는 4 와 4T 사이의 선택이었다.

D.1.3 절은 "Flight Phase" 열을 다룬다. 이 숫자는 실패나 이상 거동이 일어난 비행 단계를 가리키며, 단계별 정의는 표 38 에 있다. 숫자 자체는 임의지만, 실패한 단 또는 사고 당시 추력을 내고 있던 단이 어느 것인지 짐작할 수 있게 매겨졌다.

작성일 1996년 9월 10일, 페이지 번호 98, 발행 기관 RTI.

표 38은 발사체의 비행 단계를 정의한다. 0단계는 보조 고체로켓모터(SRM) 추력 구간이고, 1단계는 보조 SRM이 없을 때의 1차 추력 구간 또는 SRM 분리 이후 1차 추력 구간이다. 1.5단계는 1차 추력 직후나 1·2차 추력 사이의 자세 제어 구간, 2단계는 2차 추력 구간, 2.5단계는 2·3차 추력 사이의 자세 제어 구간이다. 3단계는 3차 추력 구간(2차 단이 재점화 가능한 경우 3번째 추력 구간), 3.5단계는 3·4차 추력 사이의 자세 제어 구간, 4단계는 4차 추력 또는 상단·페이로드 추력 구간이며, 5단계는 4단계 이후의 자세 제어나 궤도 비행 구간이다.

한 항목에 두 단계가 함께 적힌 경우(예: 2와 5)는, 2단 추력 구간에서 어떤 고장이나 이상 거동이 일어났지만 궤도 진입 자체는 막지 못한 채 비정상 궤도로 끝난 사례를 뜻한다. 다 쓴 단이 분리되지 않거나 상단이 점화되지 않은 경우처럼 단계 할당이 다소 자의적일 수밖에 없는 상황도 있다. 가령 1단과 2단이 분리되지 않았다면, 고장 원인에 따라 1, 1.5, 2 가운데 어느 단계든 부여할 수 있고, 정확한 선택에 필요한 세부 정보가 부족했던 경우도 있었다.

표 39는 아틀라스, 델타/토르, 타이탄 발사체에 비행 단계가 실제로 어떻게 대응되는지 보여 준다. 0단계에는 Castor·Castor/GEM·SRM solo, 1단계에는 Atlas booster·1차단 점화·Stage 1, 1.5단계에는 booster 분리·Vernier solo·Stage 1 분리, 2단계에는 Sustainer·2차단 점화·Stage 2, 2.5단계에는 Vernier/ACS solo·2·3차단 사이 coast·Vernier solo, 3단계에는 Agena/Centaur·3차단 점화·TS/Centaur/IUS가 들어간다. 3.5단계는 델타/토르의 3차단 분리 이후 coast만 해당하고, 4단계는 세 발사체 모두 second burn, 5단계는 모두 궤도 진입에 해당한다.

페이지 맨 아래 메타 정보로 작성일 1996년 9월 10일, 페이지 99, 작성처 RTI가 적혀 있다.

RTI 보고서 100쪽, 부록 D 의 1.4절 대표 구성 항목이다. 부록 D 표의 마지막 열은 각 시험 결과가 절대 신뢰도 예측용 대표 데이터 표본에 포함될 만큼 현재·미래 발사체와 비슷한 구성인지를 보여준다. 1 이면 포함, 0 이면 제외다. 어떤 과거 구성이 대표성을 갖는지에 대해서는 의견이 갈릴 수밖에 없어, RTI 는 앞서 언급한 부즈·앨런 앤드 해밀턴 보고서의 판단을 그대로 따랐다.

부즈·앨런은 같은 문제에 부딪혔을 때 세 가지 기준을 세웠다. 첫째 계보 — 현재 시스템이 과거 구성의 직접·간접 파생인가. 둘째 운용 방식 — 현재 시스템이 과거 구성과 같은 방식으로 운용되는가. 예를 들어 대륙간탄도미사일과 우주발사체는 다르게 본다. 셋째 구성 요소 — 현재 시스템이 같은 종류의 요소 (고체로켓모터·상단 등) 를 쓰는가.

이 기준과 부수 요소를 합쳐 부즈·앨런은 다음 구성의 시험 비행 결과만 미래 성공률 예측에 사용했다. 아틀라스는 SLV-3 이후 — SLV-3A, SLV-3C, SLV-3D, G, H, I, II, IIA, IIAS. 아틀라스 A·B·C, LV-3A·3B·3C·D·E·F 는 제외한다. 델타는 291X 이후 — 391X, 392X, 492X, 592X, 692X, 792X. 타이탄은 IIIC 이후 — IIIB, IIID, 23B, 34B, 34D, III/CT, IV, II-SLV.

페이지 하단에 작성일 1996년 9월 10일, 페이지 번호 100, 발행 기관 RTI 가 표기되어 있다.

보고서 부록 D.2 절. 아틀라스 우주발사체의 개발사와 성능을 정리한 장이다. 아틀라스는 1950년대 개발된 동명의 ICBM에서 파생되었으며, 처음에는 제너럴 다이내믹스가, 지금은 록히드 마틴이 제작한다. 1.5단 구조의 이 발사체는 무인 레인저·루나 오비터·서베이어 같은 초기 달 탐사와 매리너·파이어니어 행성 탐사선 발사에 주력기로 쓰였다. 이어지는 표 40은 프로그램 출범 이래의 아틀라스 형식들을 요약한다. A, B, C는 ICBM 시험기였고, D·E·F는 1960년대 운용 ICBM으로 배치되었다. 같은 시기 일부 D형이 LV-3A·3B·3C로 개조되어 발사체로 전용된다. ICBM을 빠르게 발사체로 돌리기 위한 일정 단축을 목표로 만들어진 SLV(표준 발사체) 계열은 아제나 상단을 얹은 SLV-3에서 시작했고, G형과 H형은 여기서 가지를 친 형식이다. 마지막으로 I·II·IIA·IIAS 형식은 상업 발사 시장까지 겨냥해 동체 연장, 센타우어 상단 개량, 카스토르 IVA 보조 부스터 장착 같은 변경을 거치며 등장했다. 표는 각 형식이 직전 형식과 어떻게 달라졌는지를 한 줄씩 설명한다 — 예컨대 SLV-3D는 SLV-3C와 같지만 센타우어를 D-1A로 끌어올리고 아틀라스 전자장비를 센타우어와 통합해 더 이상 지상에서 무선 유도를 받지 않는다는 식이다. 페이지 하단에는 작성일 9월 30일 1996년과 페이지 번호 101, 발행 기관 약자 RTI가 있다.

본문은 아틀라스(Atlas) 발사체의 구성과 1995년까지의 발사 이력을 정리한다. 아틀라스는 액체산소와 등유(RP-1) 혼합 연료를 쓰고, 최신 IIAS 구성은 Castor IVA 고체 부스터를 추가로 단다. 초기 아틀라스 본체는 서스테이너 엔진, 버니어 엔진, 두 개의 부스터 엔진을 모두 이륙 직전에 점화하는 구조였다. II·IIA·IIAS 형에서는 버니어 엔진을 하이드라진 롤 제어 계통으로 교체했다. IIAS의 Castor 고체 부스터 4기는 두 기를 지상에서, 나머지 두 기를 60초쯤 뒤 공중에서 점화한다. 요즘 아틀라스는 액체산소와 액체수소로 가는 센타우르(Centaur) 상단을 주로 결합하지만, 더 이른 시기 비행에서는 아제나(Agena) 상단을 썼다. 1995년까지의 발사 이력은 막대그래프(Figure 37)로 정리되어 있다. 각 막대의 검게 칠한 부분은 그 해 동안 차량 성능이 정상이었다고 판정된 발사 건수, 위쪽 흰색 부분은 실패하거나 발사체가 이상 거동을 보인 건수다. Table 41의 응답 모드 칸에 기재된 발사는 모두 이 흰색 영역에 들어간다. 다만 이런 이상 거동이 발생했다고 해서 임무 목적의 일부나 전부가 좌절된 것은 아니다. 페이지 하단 좌측 1996년 9월 10일 자 일자, 가운데 102쪽, 우측 RT3 라벨이 작게 박혀 있다.

RTI 가 1996년 9월 30일자로 정리한 아틀라스 발사 이력 부록의 첫 페이지다. 아틀라스 발사체와 아틀라스를 부스터로 쓴 우주 발사체가 1957년 6월 프로그램이 시작된 이래 어떤 비행 성능을 보였는지 표 41 에 요약했다고 도입부에서 밝힌다. 표는 일련번호, 임무 식별자, 발사일, 발사체 형식 또는 아틀라스 부스터 번호, 동부 시험장인지 서부 시험장인지 (ER / WR), 그리고 RTI 가 사고나 이상 거동에 부여한 대응 모드, 이상이 발생한 비행 단계, 향후 아틀라스 신뢰도를 예측하는 데 이 형상을 대표값으로 쓸 수 있는지 여부까지 여덟 열로 구성한다. 일련번호 532번까지의 발사가 고장률 추정 필터링에 쓰였다는 단서도 본문에 적힌다. 표는 1957년 6월 11일 무기 체계(WS) 시험 발사 4A 부터 1959년 9월 24일 DESERT HEAT 11D 까지 31건을 담고 있고, 초기 시험들은 대체로 ER 동부 시험장에서 진행됐으며 1958년 12월의 SCORE 통신 위성 발사도 한 줄로 들어가 있다.

1959년 9월부터 1961년 1월까지 추적·식별 작업이 이뤄진 발사·시험 일정을 한 페이지에 묶은 표다. 각 행은 임무 이름 또는 WS (weather sounding 으로 보이는 정기 시험) 로 시작해 발사 날짜, 차량 구성, 시험 사거리 (ER/WR — 동부·서부 시험장으로 보임), 대응 모드, 비행 단계, 보고 신뢰도를 차례로 적었다. 이름이 붙은 임무로는 ABLE/PIONEER 계열 (38·63·73번), MIDAS 1·2 (45·52번), MERCURY 1 (57번, LV-3B), DUAL EXHAUST·EARLY START·LUCKY DRAGON·TIGER SKIN·DISCOVER JOURNEY·HIGH ARROW·DIAMOND JUBILEE·HOT SHOT·Jayhawk Jamboree 가 보인다. ABLE/PIONEER 와 MIDAS 시리즈는 LV-3A/AGENA A 조합을 썼다. 페이지 맨 아래 1996년 9월 20일 날짜와 페이지 번호 104, 우측 하단의 RTI 약어가 적혀 있어 이 표가 어떤 보고서의 본문 일부임을 알 수 있다.

1991년 2월부터 1992년 4월까지 미국 동부 사거리(ER)와 서부 사거리(WR)에서 진행된 미사일·위성 발사 78건부터 123건까지를 한 줄씩 정리한 표다. 각 줄에 일련번호, 미션명 또는 코드, 발사일, 발사체 형식, 시험 사거리, 응답 범위, 비행 단계, 보고 건수가 들어간다. MERCURY 시리즈(2~7호), RANGER 2·3호, SAMOS 정찰위성(First Motion·Round Trip), MIDAS IV(Big Town), 그리고 LITTLE SATIN, SURE SHOT, NEW NICKEL, BIG PUSH, BLUE MOON, BIG JOHN, CHEK BACKER, SILVER SPUR, CURLY COMB, NIGHT HUNT 등 코드명이 붙은 작전과, 그 사이를 채우는 WS(weather sounding 또는 일반 시험) 발사가 번갈아 나온다. 발사체는 LV-3A/AGENA B 조합과 LV-3B가 많고, 표 마지막 줄에는 1996년 9월 10일 날짜, 페이지 번호 105, 우측 하단 RTI 라벨이 붙어 있다. 모든 행의 보고 건수(Rep. Cnt.)는 0이다.

1982년 4월부터 1963년 5월에 걸친 미사일·우주 발사 기록표의 106쪽이다. 항목 번호 124번부터 169번까지 46건의 발사가 한 줄씩 정리되어 있다. 각 행에는 임무명, 발사 일자, 비행체 구성, 시험 사거리 (ER 동부, WR 서부), 응답 모드, 비행 단계, 보고 신뢰도 등이 표 형식으로 들어간다. 임무명에는 커리 콤 2, 레인저 4, 머큐리 7과 8, 매리너 1·2 (금성 탐사), 빅 버드, 비밀 산타, 검은 고양이, 큰 귀 같은 코드명이 줄지어 나오며, 1982년 5월 8일 128번 항목에는 redaction 처리된 명칭과 BUSYBITALL 임무가 함께 적혔다. 표 하단에는 1996년 8월 30일 작성 표시와 RTI 표기가 보인다.

1963년 3월부터 1964년 7월까지 발사된 미사일·로켓 비행 46건을 한 줄씩 정리한 표다. 임무 이름, 발사일, 기체 구성, 시험장 (WR=서부 시험장 / ER=동부 시험장), 응답 양상, 비행 단계, 보고 신뢰도가 항목별로 나란히 적혀 있다. TALL TREE 4, BLACK BUCK, DAMP CLAY, MERCURY 9, BIG FOOT, COOL WATER 시리즈 (I부터 VI까지 여섯 차례), VELA 1·2와 VELA 3·4 같은 핵폭발 탐지 위성, RANGER 6·7 달 탐사선, ABRES 재돌입체 시험, 센타우르 상단을 쓴 AC-3, 그리고 코드명만 있는 다수의 검은 작전들이 한 자리에 모여 있다. 표 아래쪽에는 작성일 1996년 9월 10일과 페이지 번호 107, 그리고 출처 표기가 (b)(1) 결로 가려져 있다.

1964년 후반부터 1965년 여름까지 미국이 쏘아 올린 위성·우주선 발사를 일련번호 216번부터 262번까지 한 줄에 한 건씩 정리한 발사 로그 표다. 각 행에는 임무 코드명, 발사일, 발사체 구성, 동·서부 시험장(ER/WR) 구분, 반응 모드, 비행 단계 같은 항목이 들어 있다. 코드명에는 KNOCK WOOD·BIG SICKLE·BUZZARD BEE·HOT BUNS·BUSY LINE·BOOT BENDER 같은 정찰위성 추정 작전명과, MARINER 4·MARINER 5·RANGER 8·RANGER 9·VELA 5 A 같이 공개된 NASA·핵실험 감시 위성 임무가 한꺼번에 섞여 있다. 발사체란에 자주 등장하는 SLV-3A/AGENA D, LV-3A/AGENA-D, LV-3C/CENT D 는 토르–아제나·아틀라스–아제나·아틀라스–센타 계열을 가리킨다. 시험장은 거의 다 WR(반덴버그 서부 시험장)이고 RANGER·AC-4·AC-6·DRAG BAR 정도만 ER(케이프 동부 시험장)이다. 표 맨 아래 여백에는 9/30/96, 페이지 번호 106, 문서 식별자 R31 이 작게 들어가 있다.

1965년 8월부터 1966년 10월까지 진행된 발사 임무 일람표다. 표는 일련번호, 미션 ID(코드명), 발사일, 발사체 구성, 시험 사거리(WR=서부, ER=동부), 대응 단계, 비행 모드, 보고 신뢰도 열로 짜여 있다. 목록에는 GT V-6·V-8·V-9·V-10·V-11 (제미니 유인 임무 시리즈), AC-6·AC-8·SURVEYOR 1·SURVEYOR 2·LUNAR ORBITER 1 같은 NASA 의 달 탐사·반인사 임무, 그리고 TONTO RIM·WATER SNAKE·LOG FOG·SKY CRANE·WILD GOAT·TAG DAY·BLANKET PARTY·MUCHO GRANDE·CRAB SHACK·SAND SHARK·STONY ISLAND·BUSY RAINBOW 같은 군사·정찰위성 코드명 임무가 뒤섞여 있다. 발사체는 711B·5301·5302 등 SLV-3A/AGENA D 조합과 LV-3C/CENTAUR D 조합이 다수다. 페이지 우하단 페이지 번호는 309, 작성일은 1996년 9월 10일이다.

1966년 10월부터 1968년 3월까지 진행된 발사 일람표다. 일련번호 308번 LOW HILL 부터 353번 OGO-E 까지 46건이 한 표에 모여 있다. 각 줄은 임무명 또는 식별자, 발사일, 차량 구성, 시험 사거리, 응답 모드, 비행 단계, 보고 신뢰도 (Rep. Conf.) 순으로 적혀 있다. 시험 사거리는 WR (서부 사거리, Western Range) 과 ER (동부 사거리, Eastern Range) 두 군데로 갈린다. 보고 신뢰도는 0 과 1 두 값으로만 나타나는데, 표 안에서 ABRES (AFSC) 같은 군 탄도탄 재돌입 실험 발사는 모두 0 이고, Lunar Orbiter 2-5, GTV-12, ATS-A·B·C, Surveyor 3-7, Mariner 5, OGO-E 같은 민간·NASA 위성·행성 탐사 발사는 모두 1 이다. 응답 모드와 비행 단계는 대부분 비어 있고, 308번 LOW HILL (응답 모드 4, 비행 단계 1), 310번 AC-9 (NA, 2), 318번 BUSY STEPSON (NA, 2.5), 344번 ABRES (AFSC) 의 81F (4T, 1) 정도에만 값이 들어 있다. 발사 차량은 SLV-3/AGENA D, LV-3C/CENTAUR D 계열 위성 발사체와 일련번호만 적힌 F·D 계열 시험 발사체로 나뉜다. 페이지 하단에는 작성일 1996년 9월 10일, 페이지 110, 약자 RTI 가 적혀 있다.

1968년 3월부터 1972년 1월까지 미사일·우주 발사 기록을 일련번호 354번부터 399번까지 정리한 표다. 각 행에는 발사 일자, 임무 식별자, 비행체 구성, 시험 사거리, 응답 모드, 비행 단계, 보고 정합도 항목이 들어 있다. ABRES (Advanced Ballistic Reentry System) 와 AFSC (Air Force Systems Command) 미션이 WR (Western Range) 에서 다수 발사되었고, DOD·OAO·MARINER·ATS·INTELSAT IV 같은 위성·행성 탐사 임무가 ER (Eastern Range) 에서 SLV-3C/CENTAUR D 또는 SLV-3A/AGENA D 구성으로 발사된 것이 보인다. 마리너 6·7 (화성 탐사), OAO-A2·OAO-B (천문 위성), ATS-D·E, 인텔샛 IV F-2·F-3·F-4 등이 이 구간에 들어간다. 페이지 하단은 9/10/96 자 작성, 111쪽, RTI 표기로 마감된다.

1972년 3월부터 1978년 10월까지 발사된 400번부터 445번까지의 미션을 한 줄씩 나열한 표다. 각 행은 미션 번호와 식별자, 발사 일자, 사용한 발사체 구성, 시험 사거리 (ER 은 동부 사거리, WR 은 서부 사거리), 응답 모드, 비행 단계, 보고 신뢰도를 담는다. 파이오니어 10·11호, 매리너 10호, 인텔샛 IV 계열 위성, OAO-C 천문위성, COMSTAR, FLTSATCOM, 파이오니어 비너스, SEASAT A, NAVSTAR III 같은 굵직한 NASA·국방부·상업 위성 발사 기록이 줄지어 있다. SLV-3C·SLV-3D·센타우어 D·SLV-3A·아제나 D 같은 발사체 조합과 함께, 419번 (인텔샛 IV F-6, 1975-02-20) 과 432번 (인텔샛 IV A F-5, 1977-09-29) 두 행에는 응답 모드 4T 와 비행 단계 칸이 채워져 있어 발사 중 어떤 사건이 있었음을 시사한다. 페이지 하단에는 1996년 9월 10일자, 페이지 번호 112, 문서 약호 RTI 가 표기된다.

1978년 10월부터 1987년 6월까지 미국이 쏘아 올린 위성 발사 446-491번 항목을 정리한 표다. 각 발사의 임무 명칭, 발사일, 발사체 구성, 시험 사거리, 응답 모드, 비행 단계, 보고 신뢰도가 한 줄씩 들어가 있다. 임무는 TIROS-N 기상위성, HEAO 고에너지 천체관측위성, NAVSTAR GPS 위성, FLTSATCOM 함대통신위성, INTELSAT 통신위성, NOAA 기상위성, DMSP 국방기상위성, 그리고 식별을 가린 AFSC (공군우주사령부) 임무가 섞여 있다. 발사체는 아틀라스-센타우어 (SLV-3D/CENT D-1A) 와 다른 구성들이 보이고, 시험 사거리는 ER (이스턴 레인지, 케이프 커내버럴) 또는 WR (웨스턴 레인지, 반덴버그) 중 하나다. 응답 모드와 비행 단계 칸은 대부분 비어 있고 일부 임무 (NOAA-B, AFSC, FLTSATCOM-E, NAVSTAR V, INTELSAT V F-9, FLTSATCOM F-6) 에만 숫자나 NA 가 들어가 있다. 페이지 하단에 1996년 9월 10일자 정리본의 113쪽이라는 표기와 RTI 라벨이 보인다.

1988년 3월부터 1996년 7월까지 발사된 통신·기상 위성 임무 50여 건을 정리한 표다. 각 줄은 일련번호, 임무 이름과 호출번호, 발사 일자, 비행체 구성, 시험 사거리, 응답 모드, 비행 단계, 보고 횟수를 차례로 적는다. DMSP, NOAA, FLTSATCOM, DSCS III, INTELSAT, GALAXY, EUTELSAT, UHF FOLLOW ON, GOES, TELSTAR, ORION, JCSAT, PALAPA, INMARSAT 등 미 국방·기상·민간 통신 위성이 두루 들어가 있다. 사거리 칸은 동부(ER, Eastern Range) 와 서부(WR, Western Range) 로 갈리고, 일부 줄에는 응답 모드 "4T"·"NA" 와 비행 단계 "3", "2 & 5" 같은 부가 표기가 붙는다. 마지막 칸의 보고 횟수는 대부분 1 또는 0 이다. 페이지 아래쪽에는 9/10/96, 페이지 번호 114, 우측 RTI 표기가 들어간다.

Atlas 발사체 실패 사례 서술이다. Atlas 프로그램 개시 이후 발생한 각 실패의 가용 정보를 정리한 절로, D.2.1 절의 비행 순번과 번호가 일치한다. 1957년 6월 11일 4A 비행은 24.7 초까지 정상 상승했으나 B2 엔진 연료 공급 저하로 출력이 떨어지고 곧 정지했고, 두 엔진은 추력 비대칭을 보정하느라 피치 방향으로 한쪽으로 기울었으며 27 초에 B1 엔진까지 정지하고 후미에서 연료 화재가 관측됐다. 미사일은 9,800 피트까지 더 올라간 뒤 발사 50.1 초 만에 안전 통제관이 폭파했고 잔해는 발사대 남쪽 1/4 마일 지점에 떨어졌다. 1957년 9월 25일 6A 비행은 32.5 초 시점에서 두 엔진 출력이 정상의 35 % 로 동시에 떨어졌다가 37 초에 모두 정지했고 63 초에 파괴됐는데, 부스터 가스 발생기의 액화산소 조절기 손실이 원인이었다. 1958년 2월 7일 13A 비행은 액화산소 조절기 기준압 손실 혹은 통제계 고장으로 B1 터보펌프와 엔진이 약 118 초에 멎고 3.4 초 뒤 B1 엔진까지 멈췄으며, 공력 가열로 버니어 엔진 피드백 트랜스듀서가 단락된 것으로 추정됐다. 100 초부터 누적된 추진제 슬로싱이 비행체를 흔들었고 167 초에 분해되어 다운레인지 약 280 마일, 측면 5 마일 지점에 떨어졌다. 1958년 2월 20일 11A 비행은 51.9 초부터 버니어 엔진이 한쪽으로 끝까지 꺾여 있다가 풀렸다 다시 꺾이는 양상을 보였고, 109.4 초부터 자이로 출력과 엔진 자세각에 발산 진동이 일어나 114.3 초에 모든 엔진이 스톱 위치에 닿은 채 끝까지 흔들리다 124.8 초에 추력이 사라지고 1 초 뒤 분해됐다. 비행 통제계 부품 고장이 원인으로 추정된다. 1958년 4월 5일 15A 비행은 부스터 엔진이 계획된 127 초 대신 128 초에 조기 정지했는데, B1 터보펌프가 먼저 망가지자 B1 챔버 압력에 의존하던 가스 발생기를 통해 B2 터보펌프와 엔진까지 같이 정지한 사례였다. 충돌 지점은 다운레인지 180 마일, 비행선 약간 왼쪽이었다.

1996년 9월 10일자 보고서 116쪽으로, 1956년 7월부터 1959년 2월 사이 미사일 시험비행 실패 사례를 일련번호별로 정리한 항목이다. 9번 항목은 1956년 7월 19일 비행으로, 요(yaw) 자이로의 무작위 고장이 격렬한 기동을 일으켰고 LO2 탱크가 파열되며 엔진이 정지하고 윤활유 배출구 근처에 화재가 발생했다. 미사일은 42초 만에 부서져 사거리 약 2마일, 좌측 0.4마일 지점에 떨어졌다. 10번 항목은 8월 24일 비행으로 SECO 이후 유압계 고장으로 버니어 엔진 제어를 잃었지만 탄두는 목표 근처에 도달했고, 11번 항목도 9월 14일 같은 패턴으로 SECO 이후 통제를 잃은 채 목표 근처 충돌에 성공했다. 12번 항목은 9월 18일 비행으로 80.8초까지 거의 정상이었으나 B1 터보프롭이 멎고 81.7초경 축방향 가속이 급락, 0.1초 뒤 B2 계통이 정지했으며 82.9초에 미사일이 폭발했다. 13번 항목은 11월 17일 비행으로 추진제 관리 계통 고장이나 주유 오차로 인한 조기 연료 고갈로 227.6초에 비행이 종결되었고, 사거리 2300마일 지점, 목표보다 850마일 못 미친 자리에 충돌했다. 14번 항목은 1959년 1월 15일 비행으로 50~60초까지 구름에 가려졌고 메인프레임 텔레메트리가 발사 전에 제거된 탓에 정확한 진단이 막혔다. 101초경부터 피치·요·롤 진동이 시작되어 121초에 노즈콘 텔레메트리에서 요·피치 비율이 급격히 증가했으며 모든 추력이 121~123초 사이 멈춘 채 281초의 재돌입까지 그 상태가 이어졌고, 사거리 170마일·좌측 7.5마일 지점에 떨어졌다. 15번 항목은 2월 12일 비행으로 유도장치가 처음부터 작동하지 않아 사전 입력 제어계가 비행을 맡았고, 충돌 지점은 목표보다 80마일 길고 좌측 30마일이었다. 16번 항목은 2월 20일 비행으로 부스터 단계는 정상이었지만 169.2초의 BECO 이후 연료 탱크 압력 손실로 LOX·연료 탱크 격벽이 파열되어 173초에 폭발했고, 사거리 약 1000마일·좌측 6마일 지점에 떨어졌다. 페이지 우하단의 RTI 식별자와 좌하단의 9/10/96 발행일이 페이지 정체를 확인해 준다.

1996년 9월 30일자 RTI 보고서 117쪽으로, 1959년 3월부터 11월 사이 아틀라스 미사일 시험비행 실패 사례 22~30번을 시간 순으로 정리한 부분이다. 22번 항목은 1959년 3월 18일 시험에서 부스터 엔진이 예정보다 빨리 129.4초에 정지했지만 부스터 단 분리는 거의 정상 시점인 153초까지 이뤄지지 않았고, 유도장치가 작동하지 않아 미사일을 안정시키지 못했다고 적는다. 23번 항목은 4월 14일 시험에서 B2 엔진 추력이 발사 직후 36% 떨어져 미사일이 발사대를 벗어나며 격렬하게 피치 운동을 했고, 26.1초에 추력부가 본체에서 떨어져 나갔으며 잔해는 발사지점에서 약 3000피트 떨어진 곳에 떨어졌다는 기록이다. 24번은 5월 18일 시험으로 공압계통 고장이 65초 시점 폭발로 이어진 사례, 25번은 6월 6일 시험에서 부스터 분리 단계 구조 손상 또는 밸브 폐쇄 실패로 추정되는 연료 누출과 폭발이 159.3초에 일어나 약 780마일 하류에서 충돌한 사례를 다룬다. 26번 머큐리 계열 10D 비행은 9월 9일 시험에서 부스터 분리 실패로 종속 속도가 3000ft/sec 부족해 목표 지점보다 500마일 못 미쳐 떨어졌다고 정리한다. 27번 9월 16일 17D 시험은 충돌 지점이 목표 2마일 이내였지만 버니어 단독 단계에서 유압 패키지 고장으로 미사일 제어를 잃은 사례, 28번 10월 29일 26D 시험은 V2 버니어 엔진 추력 손실로 단독 단계가 불안정해 목표보다 14마일 못 미쳤고 회수망을 벗어난 사례다. 29번 11월 4일 28D 비행은 기내 자체는 정상이었으나 사거리 안전 충돌 예측 시스템 고장으로 조기 종료됐고, 30번 11월 24일 15D 시험은 비행은 정상이었지만 재돌입체가 무장 또는 작동에 실패했다는 짧은 기록으로 마무리한다.

1959년 11월부터 1960년 7월까지 발생한 아틀라스 미사일 시험 비행 실패 사례를 번호 순서대로 정리한 보고서의 한 페이지다. 38번 사례는 1959년 11월 26일 에이블 IV 비행으로, 3·4단과 탑재체가 약 47초 만에 떨어져 나갔지만 아틀라스 자체 비행과 2단 점화는 정상이었다고 적었다. 39번 듀얼 익조스트는 1960년 1월 26일 발사로, 175초 시점에서 5초간 풀스케일 양의 요(yaw) 명령이 발생해 미사일이 잘못된 방위로 자리를 잡았고, 20초 뒤 거리 변화율 플래그가 사라지자 미분 거리 변화율 데이터가 측정값을 대체하면서 풀스케일 음의 요 명령으로 방위를 보정했다. 그러나 이 대체 데이터 탓에 조향이 불안정해지고 VECO 신호가 일찍 발생했으며, 결국 백업 신호로 버니어가 차단됐다. 43번 미다스 I은 1960년 2월 26일 발사로, 아틀라스 분리 뒤 역추진 로켓 점화 직전까지 비행은 정상이었으나 아제나의 분리 자폭 시스템이 의도치 않게 작동해 아틀라스와 아제나가 함께 파괴된 것으로 보인다. 44번 62D는 1960년 3월 8일 비행으로, 버니어 유압 계통 고장으로 단독 비행 단계에서 자세 제어를 잃었지만 전체 비행은 성공으로 간주됐다. 47번 51D는 1960년 3월 10일 발사로, 연소 불안정 탓에 미사일이 움직이기도 전에 B1 챔버 내부에서 폭발이 일어났고 2인치 이동 후 2.5초 시점에서 주 추진제가 점화되며 기체가 파괴됐다. 48번 48D는 1960년 4월 7일 발사 시도 중 B2 추력 챔버의 연소 불안정으로 발사대 위에서 그대로 파괴됐다. 50번 럭키 드래곤은 1960년 5월 6일 비행으로, 피치 자이로가 작동을 멈춰 피치가 불안정해졌고 254초 시점에서 자폭됐다. 54번 62D는 1960년 6월 22일 비행에서 유도 디스크리트 신호가 전달되지 않아 자동 조종 백업이 버니어 엔진을 차단했고 충돌 지점이 목표보다 18마일 멀어졌다. 59번 60D는 1960년 7월 2일 비행으로, 헬륨 병 압력이 고갈되며 지속 엔진과 버니어 엔진 추력이 떨어졌고 결국 엔진이 조기 정지해 목표보다 40마일 짧은 지점에 떨어졌다. 마지막으로 74D 타이거 스킨은 1960년 7월 22일 비행에서 피치오버 속도가 정상치보다 69% 빨라 69.2초 시점에 기체가 분해됐다. 페이지 하단에는 1996년 9월 10일 자 RTI 보고서의 118쪽이라는 표시가 있다.

1996년 9월 12일자 RTI 보고서의 119쪽이다. 1960년 한 해 동안 발생한 아틀라스 미사일 비행 실패 사례를 일련번호와 함께 정리한 표 형식의 본문이 이어진다. 58번 항목은 1960년 7월 29일 머큐리 50D 비행이 57.6초까지는 정상이었으나 액체산소 탱크 전방부가 파열되며 미사일이 공중분해된 건이다. 61번 항목은 9월 12일 에이블 저니 47D 비행으로, 222초경 가속이 떨어지면서 액체산소 조절기 고장으로 추력이 부족해 목표 지점에서 약 5335마일 못 미친 지점에 떨어졌다. 64번은 9월 25일 에이블 V 파이어니어 80D 건이다. 아틀라스 자체는 정상이었으나 버니어 엔진이 컷오프되지 않았고, 점화 직후 아게나 챔버 압력이 정상치의 70%에서 멈춰 임무가 실패했다. 65번은 9월 29일 하이 애로우 33D 건으로 부스터 엔진이 조기 컷오프되고 분리에 실패해 부스터 무게를 그대로 짊어진 채 목표 거리에 미달했다. 66번은 10월 11일 3E 비행으로, 41초경 서스테이너 유압이 떨어지기 시작해 62초에 0이 됐고 부스터 분리 시점에 통제 불능 상태로 텀블링이 시작됐다. 추력이 18초간 더 지속되며 충돌점이 270마일 더 멀어지고 27마일 횡으로 빗나갔으며, 155초에 폭발했다. 67번은 같은 날 발사된 깁슨 걸 57D 아게나 A 비행으로, 아틀라스는 정상이었으나 이륙 시점에 아게나의 탯줄선이 제대로 분리되지 않아 자세 제어 계통의 공압 공급이 끊겼다. 궤도 진입은 실패했고 106초에 유도 비콘이 끊겼다. 그 아래로 다이아몬드 주빌리 81D (10월 12일, LOX 탱크 과압으로 71.6초에 차량 분해), 4E (11월 29일, 41초에 서스테이너 유압 상실 후 텀블링·약 150초에 추력 종료), 91D (12월 13일, 66.7초경 블래스트 밴드 고장으로 LOX 탱크 전방부 파열) 항목이 같은 형식으로 이어진다. 본문 하단에서 페이지가 끊기며 다음 쪽으로 이어진다.

1996년 9월 10일자 보고서 120쪽으로, Atlas·Agena 계열 로켓 시험 발사 실패 사례를 번호순으로 나열한 표의 일부다. 75번 항목은 추진체가 72~74초 사이에 폭발해 발사 지점에서 약 13킬로미터 다운레인지, 1.6킬로미터 크로스레인지 지점에 떨어졌다고 적는다. 76번 (1961년 1월 24일 8E 발사) 은 161초 무렵 미사일 자세 안정성을 잃고 서보 증폭기 전원 고장으로 추정되는 원인 때문에 지속 추진 엔진과 보조 엔진이 차례로 꺼져 2118킬로미터 떨어진 곳에 충돌했다. 77번 (1월 31일 70D / Agena A, 코드명 Jayhawk Jamboree) 은 232초에 ice lock 을 잃어 마지막 20초 동안 조종이 약간 흔들렸지만 발사 자체는 성공으로 분류했다. 78번 (3월 13일 13E) 은 메인 연료 밸브가 비행 내내 완전히 열린 채여서 연료가 일찍 바닥나 251초에 엔진이 조기 정지했다. 81번 (3월 24일 14E) 은 헬륨 압력병이 고갈되어 부스터 분리가 실패하면서 목표보다 한참 못 미친 곳에 떨어졌다. 82번은 1961년 4월 25일 Mercury 3 발사로, 자동조종 프로그래머 안 커넥터 핀에 입혀진 플라스틱 코팅 때문에 회로가 끊겨 롤·피치 기동을 못 하자 발사 40초 만에 안전관리관이 폭파시킨 사례다. 86번 (6월 7일 27E Surv Shot) 은 연소 불안정으로 이륙 3.86초 만에 폭발했다. 87번 (6월 22일 17E) 은 비행제어계 고장으로 정상의 1.55배 속도로 피치 운동을 하다가 고도 2만 미터에서 거의 수평으로 90도까지 기울어 공력 가열과 하중을 못 견디고 101.5초 만에 자폭했다. 마지막 93번 (8월 23일 31D Ranger-1) 은 Agena 단의 2차 점화에서 연료 밸브가 열리지 않아 산소만 분사되면서 원래 의도한 궤도보다 약간 더 높은 원형 파킹 궤도에 머무는 데 그쳤다.

아틀라스 미사일 사고 요약 보고서의 121쪽으로, 1961년 9월부터 12월까지의 발사 실패와 이상 사례가 번호별로 정리되어 있다. 94번 항목은 1961년 9월 8일 26E 미사일이 부스터 분리 도중 지속단 엔진이 조기 정지한 사건을 다루며, 가스 발생기로 가는 연료 흐름 저하가 가장 유력한 원인으로 지목됐고 미사일은 적어도 470초까지 형체를 유지하다 약 525마일 떨어진 곳에 떨어졌다. 95번은 같은 달 9일 106D 아게나 B (First Motion) 발사 실패로, 탯줄선이 분리되지 않아 정지 신호가 미사일까지 전달됐고 리프트오프 0.265초 만에 전력이 끊기면서 18인치 정도 떠올랐다가 발사대로 도로 떨어졌다. 99번은 10월 21일 105D (Big Town) Midas IV 발사로, 아틀라스가 186초에 롤 제어를 잃어 분리 시점에 초당 40도가 넘는 회전이 걸렸지만 아게나가 보정해 성공으로 평가됐다. 100번은 11월 10일 32E 발사로 리프트오프 0.7초 만에 지속단이 꺼지고 19초에 추력부에 화재가 발생했으며 35초에 안전요원이 미사일을 폭파 처리했다. 101번 117D (Ranger-2) 는 11월 18일 발사로 롤 자이로 고장으로 자세 제어가스를 다 써버려 두 번째 아게나 점화가 1초 만에 끝났다. 103번 108D (Round Trip) 는 11월 22일 244초에 공력 가열로 피치 제어를 잃어 분리 시점에 아틀라스가 145도까지 들렸다. 108번 5F는 12월 12일 관성 유도 장치에 1.06초간 발생한 오류로 X축 속도가 Z축 채널로 잘못 들어가 목표 지점에서 5775마일 못 미치고 30마일 좌측에 떨어졌다. 마지막 110번 6F는 12월 20일 부스터 분리 중 지속단과 버니어의 유압 압력이 떨어지면서 226초 무렵부터 미사일이 텀블링을 시작한 사례다. 페이지 아래에 9/10/96 날짜와 RTI 표시가 박혀 있어 보고서 작성 시점과 발행 기관을 알 수 있다.

Atlas/Agena 발사 시험 122쪽 — 1961년 12월부터 1962년 5월까지 일어난 미사일·우주발사체 사고와 시험 결과를 비행 번호 순서로 짧게 정리한 표 형식의 보고서다. 첫 항목은 282초에 지속단 엔진이 꺼지면서 미사일이 다운레인지 1300마일·크로스레인지 18마일 지점에 떨어진 사례를 다룬다. 1961년 12월 22일 LV-3A/Agena B 'Ocean Way' (114D) 는 비행은 성공으로 분류되었지만 비행 프로그래머 결함 탓에 SECO 신호가 지속단 엔진을 끄지 못해 추진제가 다 빠질 때까지 2.5초 더 연소했고 Atlas 속도가 과도해졌다. 1962년 1월 26일 Ranger 3 (121D) 는 발사 49초에 유도장치의 펄스 비콘이 고장 나 지속단이 LOX 가 다 빠질 때까지 연소하면서 초속 300피트의 과속이 발생했고, 결국 우주선이 달 앞쪽 22000마일을 지나치며 1차 임무 목표를 달성하지 못했다. 같은 해 2월 16일 'Big John' (137D) 비행은 재진입체 분리가 제대로 되지 않았지만 전체적으로 성공으로 처리됐다. 닷새 뒤 'Chain Smoke' (52D) 는 엔진실에 불이 붙어 60초에 모든 엔진이 멈추고 72초에 차량이 폭발했다. 2월 28일 'Silver Spur' (66E) 는 헬륨 보틀 압력이 떨어지면서 부스터 엔진을 분리하지 못했고 131.5초에 베르니어 엔진이 일찍 꺼져 롤 제어를 잃은 채 295초에 폭발했다. 4월 9일 11F 는 점화 0.9초 만에 추력부에서 첫 폭발이 일어나 약 1.8미터를 움직인 뒤 추진제 탱크가 연이어 터지며 1.2초에 완전히 파괴됐다. 같은 날 LV-3A/Agena B (110D) 는 부스터·지속단 단계의 피치오버 동작이 충분히 일어나지 못해 SECO 조건이 빗나가고 궤도 진입에 실패했다. 5월 8일 104D 는 50초쯤 폭발이 일어나 기상 보호막을 잃고 55초에 부스터 엔진이 정지했으며 57초에 Centaur 상단이 부서지면서 자폭, 다운레인지 8500피트·크로스레인지 8200피트 지점에 충돌했다. 페이지 하단에는 보고서 식별자 '9/30/96 / 122 / RTI' 가 남아 있어 1996년 9월 30일자 RTI 보고서의 122쪽임을 알 수 있다.

1962년 발사된 아틀라스(Atlas) 미사일 비행 시험 결과를 사건별로 정리한 보고서의 일부다. 한 줄씩 발사 번호, 코드명, 날짜, 응답 모드, 비행 단계 순으로 짧은 사고 요약이 이어진다. 6월 17일 LV-3A/아제나 B '러버 건'은 아틀라스 자체 성능은 만족스러웠는데 임무는 실패로 끝났다. 9월 13일 '엑스트라 보너스'는 고압 라인의 액체산소 누출로 지속단(sustainer) 제어 부품이 얼어붙은 듯 보였고, 엔진 차단 이후에도 잔류 추력이 30초 가까이 남아 미사일이 목표 지점을 193km(120마일) 지나쳐 떨어졌다. 7월 22일 매리너 R-1은 부스터 분리 뒤 약 157초 시점부터 유도 비콘이 간헐적으로만 동작했다. 잘못된 데이터로 유도 명령이 엉키면서 172초부터 기체가 흔들리기 시작했고, 270초에는 요(yaw) 60도, 피치 28도까지 어긋났다. 결국 거리·속도·자세 모두 계획에서 크게 벗어나 비행관제관(RSO)이 293.5초에 자폭시켰는데, 이는 지속단 엔진 정지(SECO) 불과 2.5초 전이었다. 8월 9일 '포그 보드 II'는 지속단/버니어 유압계가 압력을 잡지 못해 버니어 단독 단계가 정상적으로 진행되지 못했고, 8월 10일 '크래시 트럭'은 롤 프로그램 자체가 실패해 68초 만에 자폭했다. 8월 27일 매리너 R-2는 140초부터 190초 사이 버니어 2번 엔진이 흔들려 잠시 롤 제어를 잃었지만, 그 구간 외에는 모든 계통이 정상이라 임무는 성공으로 분류됐다. 10월 2일 '애프터 스트리트'는 버니어 엔진이 46초에 먼저 꺼지고 이후 블리드 밸브가 닫히면서 지속단 성능이 과도해져 181.3초에 조기 정지, 183초에 자폭으로 이어졌다. 10월 18일 매리너 2호는 발사 35분 뒤 지상 관제계 고장으로 본래의 달 충돌·관측 임무는 실패했지만 비행 자체는 성공으로 평가됐다. 11월 14일 '코튼 타임'은 지속단과 버니어 엔진이 동시에 조기 정지하면서 비행이 중단됐는데, 이 줄에서 페이지가 끊긴다. 페이지 하단 좌측에는 9/30/96 날짜와 우측에 RTI 약자, 가운데에 페이지 번호 123이 표시된다.

1962년 12월부터 1963년 5월 사이 발생한 아틀라스 미사일 시험 발사 실패 사례 여섯 건을 정리한 보고서 본문이다. 각 항목은 일련번호·기체 번호·코드명·발사일·응답 모드·비행 단계를 머리에 두고 어디서 무엇이 터졌는지 시간 순으로 풀어낸다. 156번 131D 베즈게인 카운터는 1962년 12월 17일 아틀라스 유압 고장으로 적재되었다가 77.5초에 안정성을 잃고 시계 방향으로 구르며 피치 다운, 좌측 요잉을 거쳐 80.5초 무렵 공중분해되었다. 157번 64H 오크 트리는 12월 18일 발사 37.1초에 피니언 기어 윤활 손실로 B2 엔진이 멈췄고, 부스터 셧다운 후 격한 롤·요잉으로 미사일이 부서지고 38초쯤 폭발했다. 158번 160D 플라이 나이트는 12월 22일, 데이터 노이즈 때문에 자동 차단 시스템의 사거리 안전 한계가 초과되어 전 엔진 차단 신호가 떨어졌다. 그 탓에 버니어 엔진이 약 10초 일찍 꺼졌고 재돌입체는 목표보다 12.5마일 짧게 떨어졌다. 159번 39D 빅 수는 1963년 1월 25일, 78초 이후 부스터 성능이 떨어지기 시작해 가스 발생기 레귤레이터 과열로 추정되는 원인으로 부스터가 곧 정지했다. 서스테이너는 106초까지 정상이었고 106~126초 사이에 멈췄으며, 300초쯤 분해되어 약 100마일 다운레인지에 떨어진 것으로 보인다. 160번 102D 톨 트리 3은 3월 9일, 피치 프로그램 시작 시점인 15초 무렵 비행 제어가 고장 났다. 미사일이 과도하게 피치업되어 33.5초에 310도·5,000피트 고도에서 부서졌고 잔해는 발사대 가까이 떨어졌다. 166번 24D 톨 트리 1은 3월 15일, 83.5초에 서스테이너 유압 고장으로 86초쯤 서스테이너 엔진 제어를 잃고 99초에 버니어 제어까지 잃었다. 부스터 컷오프 전까지 부스터로 자세를 유지하다가, 컷오프 후 서스테이너·버니어 제어 부재로 시계방향 롤, 피치업, 좌측 요잉이 일어났다. 131초에 서스테이너 추력이 떨어지고 136.6초에 텀블링이 시작되어 165초에 자폭, 충돌점은 약 600마일 다운레인지였다. 167번 165D 리딩 에지는 5월 14일, 103.5초에 B2 피치 피드백 신호를 잃어 안정성이 무너지고 텀블링 끝에 270초쯤 자폭했다. 168번 49F 켄들 그린은 3월 21일 비행 단계 2.5에서 납땜 불량으로 추정되는 결함이 두 차례 속도 계산 오류를 유발했다는 대목에서 다음 페이지로 이어진다. 페이지 하단에는 9/10/96, 124쪽, RTI 식별이 보인다.

아틀라스 시리즈 미사일 시험 사례 7건이 사건 번호 170부터 190까지 이어진다. 1963년 3월 23일 'Tall Tree 4' (52F) 는 91초 즈음 원인 불명으로 자폭했고, 발사선에서 120마일 떨어진 지점에 떨어졌다. 4월 24일 'Black Buck' (65E) 은 301초 시점에서 버니어 엔진 유압이 빠지면서 단독 비행 단계에서 제어를 잃었지만, 재진입체 낙하 지점에는 큰 영향이 없었다. 6월 12일 '빅 포' (139D, LV-3A/Agena B) 는 88.4초까지 정상 비행하다가 유압 고장으로 우측·하방으로 격렬하게 기울었고, 5초 뒤 93.4초에 공중 분해됐다. 7월 26일 'Silver Doll' (24E) 은 가짜 전압 신호 탓에 101.3초에 버니어 단독 비행 탱크가 일찍 가압됐고, 부스터 분리 직후인 141초에 지속 엔진까지 조기 정지했다. 9월 6일 'Cool Water III' (63D) 는 110초까지 정상이다가 지속·버니어 유압이 3080 psig 에서 490 psig 로 떨어졌고, 결국 136초에 지속 엔진이 조기 차단됐다. 부스터 차단은 145.5초에 정상이었고 분리도 성공했지만 충돌 지점은 620마일 하류에 그쳤다. 9월 11일 'Cool Water IV' (84D) 는 SECO 까지 정상으로 보였으나 96.6초에 버니어 단독 누산기 사전 가압이 빠졌고, 단독 비행 직전 안정성을 잃어 재진입체 분리가 실패한 것으로 추정된다. 9월 23일 'Silver Tip' (71E) 은 시각 관측자들이 꼬리 화염과 격한 요(yaw) 진동, 거친 엔진 음을 보고했고, 지속 엔진 유압이 단 분리 단계에서 빠지면서 140초에 자세가 무너졌다. 267초 즈음 엔진이 모두 꺼졌고 약 600마일 하류에 떨어졌다. 10월 3일 'Hot Rum' (45F) 은 B-1 부스터 연료 밸브가 시동 단계에서 열리지 않아 점화 자체를 못했고, 미사일이 발사대에서 쓰러져 폭발했다.

기밀해제된 보고서의 한 페이지로, Atlas-Centaur 계열로 보이는 미사일·로켓 발사 실패 사례를 일련번호 순서로 정리한 목록이다. 1943년 10월부터 1945년 1월 사이에 일어난 9건의 비행 실패를 짧은 단락으로 하나씩 기술한다.

7번 항목은 Cool Water V 라는 코드명을 단 163D 미사일. 1943년 10월 7일 발사. 비행 73초까지는 정상이었으나 그 시점에서 미사일이 폭발했고, 헬륨 압력 부족으로 중간 격벽이 역방향으로 파열된 것이 원인으로 추정된다.

ABRIS 라는 코드명을 단 134F 는 1943년 10월 28일 발사로, 부스터와 단 분리는 정상이었지만 서스테이너 유압계 고장으로 138초 시점에서 자세 제어를 잃었다. 서스테이너와 버니어 엔진은 예정보다 28초 빠른 260초에 정지했고, 재진입체는 발사장에서 507마일 떨어진 곳에 떨어졌다.

Cool Water VI (156D) 는 1943년 11월 13일 발사. 비행 내내 궤도가 낮게 흘렀고 112.7초에 서스테이너·버니어 유압이 빠지면서 약 118초 시점에 미사일이 자폭했다. 진공 충격 예상 지점은 280마일 떨어진 발사 방위 직선 위였다.

Blue Bay (48E) 는 1944년 2월 12일 발사. 부스터가 119.5초에, 서스테이너가 198.8초에 조기 정지했고 발사선 부근 635마일 지점에 충돌했다. High Ball (3F) 은 1944년 4월 3일, 발사대 위에서 B1 부스터 엔진이 점화되지 않아 그대로 폭파됐다.

AC-3 (135D) 는 1944년 6월 30일 발사. 유압 커플링 고장으로 추정되는 원인 때문에 추진제 계통이 함께 망가지면서 Centaur 엔진이 일찍 꺼졌고, 2340마일 지점에 떨어졌다. Gallant Gal (57E) 은 1944년 8월 27일 발사로, 유도장치 고장 때문에 서스테이너 엔진이 일찍 꺼지고 버니어가 이어붙지 못해 표적에서 88마일 짧고 0.4마일 오른쪽에 떨어졌다.

Mariner-3 (26D) 는 1944년 11월 5일 발사. Agena 의 두 번째 점화 시간이 짧아 원하는 궤도에 들지 못하고 비정상 궤도로 진입했다. 146D 는 1944년 12월 11일 발사로, Centaur 1차 점화까지는 완전히 정상이었으나 활공 단계에서 액체 수소가 배기 밸브를 통해 빠져나가 기체가 흔들리고 회전했다. 2차 점화 시점에는 부스터 펌프 수트에 정상 연소를 유지할 만한 액체 수소가 남아 있지 않았다.

마지막 항목은 Beaver's Dam (172D/ABRIS), 1945년 1월 21일 발사. Atlas 자체는 거의 정상으로 작동했고 서스테이너만 1.35초 일찍 정지했다. 그러나 OV1-1 위성이 Atlas 에서 분리되지 못해 궤도 투입에 실패했다. 페이지 하단에는 1996년 9월 10일 자 RTI 보고서의 126쪽임을 알리는 푸터가 붙어 있다.

이 페이지는 1965년 3월부터 1966년 4월 사이 미국 아틀라스 계열 발사체의 실패 사례를 시간 순으로 정리한 표의 한 부분이다. 240번 항목은 1965년 3월 2일 156D 발사로, 부스터의 연료 펌프 압력이 0.36초 만에 떨어져 추력을 잃고 발사대로 추락한 뒤 3.26초에 파괴됐다. 251번은 1965년 5월 27일 6ARD/A88EA (코드명 Tennis Match) 의 사례로, 부스터 가스 발생기 회로 고장으로 116초부터 성능이 떨어졌고 122초에 추력부에서 폭발이 일어났으며 250초에 파괴 명령이 떨어졌다. 257번은 1965년 7월 12일 SLV-3/Agena D (코드명 White Pine) 발사로, 131초에 부스터 엔진 정지 시점에 회로 기판 고장이 진동으로 발생해 sustainer 도 같이 꺼졌다. 비행체는 1만 7천 피트밖에 올라가지 못했고, sustainer 가 30초 뒤 다시 살아났지만 198초에 아제나가 분리·점화하며 255초에 디스플레이에 엉뚱한 궤적이 그려졌다. 297초에 파괴됐다. 267번은 1965년 10월 25일 SLV-3 (GTV-6) 로, 아틀라스는 임무를 끝냈지만 아제나 엔진이 1초 만에 꺼졌고 추진제 흐름은 멈췄으나 헬륨 가압이 계속돼 탱크가 터졌다. 276번은 1966년 3월 4일 303D (코드명 Eternal Camp) 사례다. 88초에 추적과 락이 풀렸고 112초에 운영자가 비행체가 회전한다고 보고했다. 단 분리 도중 유압 계통이 고장 나 153초에 자세를 잃었고 194초에 sustainer 엔진이 꺼졌다. 충돌점이 처음에는 부스터 낙하 지점을 훨씬 넘은 800마일 다운레인지에서 멈춘 듯 보였으나, 텔레메트리에 피치·롤·요 변화가 급격히 잡히고 sustainer 와 베르니어 엔진이 모두 꺼졌다. 최종 충돌점은 다운레인지 970마일, 정상 궤도에서 3도 왼쪽으로 추정됐다. 280번은 1966년 3월 19일 304D (코드명 White Bear) 로, 재진입체가 목표 지점에서 82마일 더 날아갔다. SECO 시점에 head suppression 밸브가 닫히지 않아 LOX 탱크가 sustainer 챔버를 통해 새어 나가며 추가 추력을 만들어낸 결과다. 281번은 1966년 4월 7일 24D (AC-8) 로, 두 번째 센타우어 점화에서 두 엔진이 모두 켜졌으나 한쪽이 정상 출력에 도달하지 못한 채 글이 잘려 있다. 페이지 하단 풋터는 1996년 9월 10일자 RTI 보고서임을 가리키며 쪽 번호는 127이다.

1996년 9월 10일 자 보고서 128쪽으로, 아틀라스 계열 발사체의 비행 실패·이상 사례를 사건번호별로 나열한 표의 일부다. 한 항목 앞 사건은 추력 불균형으로 텀블링이 일어났고 연료 고갈과 조기 추력 종료로 이어졌다고 짧게 마무리한다.

284번 사건은 1966년 5월 3일의 206D '크랩 클로'다. 발사 후 41초에 엔진실 온도가 처음 비정상으로 올랐고, 136초에는 서스테이너 피치 액추에이터의 피드백 루프가 개방 고장을 일으켰다. 계획된 부스터 엔진 컷오프 직전이었다. 안전관에게는 그때까지 정상 비행처럼 보였지만 그 즈음 롤·피치 속도가 갑자기 커졌다. 부스터 추진은 155초쯤 멈춘 것으로 보였는데, 제너럴 다이내믹스는 기체 안정성이 216초까지 유지됐다고 보고했다. 서스테이너와 버니어 엔진은 235초에 정지했다. 원인으로는 보트테일 구간 과열이 의심됐다.

287번은 같은 해 5월 17일 5LV-3, 즉 제미니 타깃 차량 9호다. 121초에 B2 피치 제어를 잃으면서 기체가 불안정해졌고, 90도를 훌쩍 넘는 피치다운 기동이 뒤따랐다. 132초에는 유도 제어까지 끊겼다. 부스터 컷오프 뒤 기체는 이상한 자세 그대로 안정됐고, 계획된 궤도를 따르지는 못했지만 서스테이너 컷오프(280초)·버니어 컷오프(298초)·아제나 분리는 프로그래머 명령에 따라 정상적으로 진행됐다.

294번은 6월 10일 86D '베니어 패널'이다. 버니어 엔진이 일찍 꺼지면서 재진입체가 목표보다 20마일 못 미쳤다. 원인은 제어용 헬륨 압력 병의 비정상적인 압력 감소였다.

298번은 7월 13일 58D/ABRES '스토니 아일랜드'다. 전체적으로는 성공으로 평가됐지만, 두 개의 궤도 비행체 중 하나가 열리지 않은 구조 도어에 충돌해 궤도 진입에 실패했다.

303번은 8월 8일 169F '비지 라스토우스'다. 부스터 단계에서 추진제 소비 비율이 어긋난 탓에 서스테이너 엔진이 27초 일찍 연료 고갈로 멈췄고, 버니어 엔진들도 연료가 떨어질 때까지 연소했다.

306번은 9월 30일 194D, 아틀라스 센타우르 7호다. 아틀라스 센타우르 자체 성능은 정상이었지만 달로 향하던 서베이어 우주선이 안정성을 잃었다.

308번은 10월 11일 115F '로 힐'이다. 발사 후 약 85초까지 정상이었지만 그 뒤 추력을 잃고 분해된 것으로 보였고, 큰 파편 여러 조각이 발사 방향 32~40마일 지점에 떨어졌다.

312번은 10월 26일 174D, 아틀라스 센타우르 9호다. 아틀라스 가압 시스템 이상으로 서스테이너 엔진 성능이 떨어지고 서스테이너 컷오프가 일찍 일어났지만, 임무 목표 자체가 손상되지는 않았다.

쪽 하단에는 작성일 1996년 9월 10일, 페이지 128, 통합 일련번호 871이 표기돼 있다.

이 페이지는 미사일·로켓 시험 비행 실패 사례를 일련번호로 나열한 보고서 본문이다. 각 항목은 비행체 코드, 시험 일자, 응답 모드, 비행 단계 분류를 머리에 두고 그날 어떤 이상이 발생했는지를 짧게 정리한다. 318번 1967년 1월 17일 발사된 148F(Busy Stepson)는 재진입체가 분리되지 않은 점을 빼면 정상이었다. 344번 1967년 10월 27일 발사된 81F(ABRES/AFSC)는 비행 초기에 여러 이상 현상이 있었지만 약 24초까지는 의도한 궤도를 따라가는 듯 보였다. 21.4초경부터 발산형 롤 진동이 시작되어 24.3초에는 피치와 롤 안정성이 무너졌고, 27.9초에는 피치와 요 방향으로 초당 6.5도, 롤 방향으로 초당 12도씩 텀블링 상태에 들어갔다. 30초가 되자 추력이 모두 사라지고 기체가 분해되기 시작했고, 연료 차단과 파괴 명령은 모두 39초에 전송됐다. 358번 1968년 5월 3일 95F(ABRES/AFSCL)는 발사 직후 텔레메트리로 들어온 롤·요 비율이 미사일 자세 이상을 가리켰다. 7초쯤 본체 상부가 왼쪽으로 휘기 시작했고, 10초경에는 오른쪽으로 강하게 요잉하면서 비행선을 넘어 오른쪽 파괴선 쪽으로 향했다. 곧이어 미사일은 격렬하게 피치업하면서 충격예상점(IIP)이 해안 쪽으로 되돌아왔고, 약 45초 시점, 고도 1만 4천 피트, 다운레인지 9마일에서 파괴 명령이 떨어졌다. 주요 잔해가 해안에서 1마일 안쪽에 떨어진 사실은 추력 비행 마지막 구간에 충격점이 발사장 쪽으로 되돌아왔음을 보여준다. 364번 1968년 8월 10일 510KC AC-17(ATS-D)는 주차 궤도까지는 정상이었으나 센타우르 재점화 시 부스터 펌프가 작동하지 않아 추력 유지에 실패했다. H₂O₂ 라인이 얼어붙은 것이 직접 원인으로 지목된다. 365번 1968년 8월 16일 7004 SLV-3/Burner II/Agena D는 아틀라스 성능 자체는 정상이었지만 2단을 감싼 보호 슈라우드가 분리되지 않아 궤도 진입에 실패했다. 366번 1968년 11월 16일 56F(ABRES/AFSC)는 SECO까지는 정상이었으나 이후 자세 제어를 잃고 버니어 단독 단계 안팎으로 강한 요 회전을 이어갔다. 372번 1969년 2월 24일 5403C AC-20(매리너 6호, 화성 탐사)은 단 분리 가속도계 고장으로 아틀라스 BECO가 일찍 끝났지만 아틀라스 서스테이너와 센타우르 연소를 연장해 보정했고 임무는 성공으로 마무리됐다. 379번 1969년 10월 10일 95F(ABRES/AFSC)는 약 66초까지 정상으로 보이다 서스테이너 엔진이 일찍 정지했다. 부스터 엔진은 BECO까지 정상적으로 돌아간 듯하며 255초경 페이로드 SPDS 엔진이 점화됐고 272초에 파괴 명령이 전송됐다. 페이지 하단의 9/10/96과 RTI 표시는 문서 작성일과 발행 기관 약호로 보인다.

1996년 9월 10일자로 RTI 가 정리한 미국 발사체 사고 기록 130쪽이다. 1970년대부터 1980년대 초까지 일어난 아틀라스·센타우르·아제나 계열 발사 실패 8건을 사례별로 짧게 정리해 두었다.

1970년 11월 30일 OAO-B 위성을 실은 아틀라스 센타우르 AC-21은 노즈 페어링이 분리되지 않으면서 궤도 진입에 필요한 추력을 잃었고, 탑재체가 아프리카에 떨어졌다. 1971년 5월 8일 화성 탐사선 매리너 8호를 올린 AC-24는 아틀라스 단까지는 정상이었으나 센타우르 메인엔진 점화 직후 피치 자세 제어가 깨졌다. 비행제어계 피치 채널의 레이트자이로 또는 전기 계통이 고장 났다고 본다. 기체가 노즈다운 자세로 가속하며 회전했고 추진제가 다 빠지면서 메인엔진이 일찍 꺼졌다.

1971년 12월 4일 SLV-3A 아제나는 점화 직후 서스테이너 엔진 터빈이 파손되어 고온 가스가 새 나왔고, 추력 섹션 하드웨어 자체가 망가지며 87초 만에 공중에서 분해됐다. 1975년 2월 20일 인텔샛 IV F-6를 실은 AC-33은 아틀라스 단 분리 시점에 부스터 섹션 전기 분리장치가 작동하지 않아 하니스가 뜯겼다. 비행제어 항전 장비가 자세를 잡지 못한 채 200초에 IP 신호가 멈췄고, 414초에 사전 안전 파괴 명령이 내려갔다.

1975년 4월 12일 AFSC 의 71F 발사체는 이륙 620밀리초 전에 동체 하부에서 비정상 과압이 발생했지만 일단 정상으로 보였다. 그러다 45초쯤 서스테이너 매니폴드와 연료 펌프 압력이 떨어지기 시작했고, 61초에 서스테이너와 버니어 엔진이 모두 꺼졌다. 부스터 엔진은 123초까지 더 추력을 냈는데 그 시점에 IIP 가 멈췄고 레이더 운용병이 여러 조각 을 보고했다. 화염통 안에서 외부 폭발이 일어나 추력 섹션을 망가뜨린 것으로 보인다. 자세가 5도까지 낮아진 303초에 파괴 명령이 내려갔다.

1977년 9월 29일 인텔샛 IVA F-5를 실은 AC-43은 이륙 2.3초에 부스터 가스 발생기에서 누설이 생겨 36.5초에 추력 섹션이 불에 휩싸였다. 54.9초에 격렬한 기동이 일어나며 구조가 무너졌고, 55.8초에 아틀라스 단이 폭발하면서 센타우르 단이 떨어져 나갔다. 센타우르는 61.7초에 안전관(RSO) 이 직접 파괴했다. 1980년 5월 29일 NOAA-B 위성을 실은 19F는 터보펌프 실(seal) 이 새어 연료가 기어박스로 들어가면서 B1 부스터 엔진 추력이 21% 떨어졌다. 위성은 비정상 궤도에 진입했고 임무는 실패로 처리됐다. 1980년 12월 8일 68E 는 102.7초까지 정상이었으나 B2 부스터 엔진의 윤활유 압력이 갑자기 떨어졌다. 120.1초에 그 엔진이 멈췄고 385밀리초 뒤 B1 엔진도 유도장치에 의해 꺼졌다. 본문은 비대칭 추력 상황을 설명하던 도중 다음 쪽으로 이어진다.

1996년 9월 10일자 RTI 보고서 131쪽으로, 아틀라스·센타우어 계열 발사체에서 일어난 사고들을 사례별로 정리한 대목이다. 머리말은 직전 사례의 결말로, 비행 제어 시스템이 잡지 못한 요·롤 운동 때문에 자세 제어를 잃었고 추력 지속 단계가 미사일을 역분사 자세로 돌려놓기 전에 차량을 안정시키지 못했다는 설명이다. 부스터 분리 뒤 148초에 미사일이 역분사 자세로 감속하며 안정되었으나 282.9초까지 그 자세로 계속 분사하다가 재진입 가열로 추력 종료와 기체 파괴가 일어났다고 적었다.

464번 항목은 1981년 8월 6일 FLTSATCOM 위성을 실은 AC-59 발사다. 기본 임무는 달성했으나 56.2, 70.7, 120.8초에 점점 강한 충격 사건이 기록되었고 우주선이 받은 구조적 손상 때문에 궤도 운용이 크게 제한되었다.

466번 항목은 1981년 12월 18일 NAVSTAR 7호를 실은 76E 발사다. 발사대를 빠져나와 약 발사탑 두 개 높이에 이른 직후 B1 엔진 추력이 떨어지기 시작했고 7.4초에 완전히 꺼졌다. 추력 불균형으로 미사일이 오른쪽으로 기울어 약 1초간 수평 비행한 뒤 지면 쪽으로 기수를 박았다. 추락 도중 약 3분의 1 지점에서 작은 폭발이, 발사대 바로 뒤편 지면에 충돌하면서 더 큰 폭발이 일어났고 이륙 후 19초 만의 일이었다. 원인은 가스 발생기 연료 냉각부의 막힘으로 인한 가스 발생기 번스루였다.

477번 항목은 1984년 6월 9일 인텔샛 V를 실은 AC-62 발사다. 아틀라스와 센타우어가 분리되는 순간 비정상 충격 사건이 일어나기 전까지는 성능이 정상이었다. 이후 자료에서 센타우어 산소 탱크 누설로 1차 연소 중 액체 산소 1,483파운드를 잃은 사실이 드러났다. 누설로 LOX 탱크 압력이 LH2 탱크 압력보다 낮아지면서 활공 단계에 중간 격벽이 무너졌고, 그 충격으로 차량이 예기치 못한 텀블링을 받았다. 활공 뒤 센타우어 엔진을 재점화했지만 계획된 90초 가운데 6~7초만 연소했다.

489번 항목은 1987년 3월 26일 FLTSATCOM F-6을 실은 AC-67 발사다. 48.4초까지 성능이 정상이었으나 그때 차량이 낙뢰를 맞았다. 그 결과 유도 컴퓨터가 급격한 우선회를 명령했고, 관성과 공기역학 하중으로 차량이 부서졌다. 사거리 안전 책임자는 70.7초에 파괴 신호를 보냈다.

498번 항목은 1991년 4월 18일 BS-3H 통신위성을 실은 AC-70 발사다. 아틀라스 단계는 정상이었다. 센타우어의 두 주엔진 모두 시동 순서를 제대로 시작했으나 C-1 터보 기계가 감속한 뒤 멈춰 버려 점화 수준에 머물렀고, 열려 고착된 체크 밸브로 공기가 들어와 LH2 펌프와 C-1 기어 박스 안에서 액화·동결되었다는 부분에서 페이지가 끊긴다.

아틀라스/센타우르 발사 사고 사례 506·507 항을 이어가는 보고서 본문이다. 506항은 1992년 8월 22일 갤럭시 1R 위성을 실은 AC-71 발사 건으로, 센타우르 엔진의 체크 밸브가 열린 채 고착되면서 터보펌프 안으로 공기가 들어갔고, 그 공기가 액화·동결되어 C-1 엔진의 LH2 펌프와 가스 박스를 막아 엔진이 완전 추력에 도달하지 못했다고 정리한다. 발사 안전관(RSO)은 센타우르 점화 약 193초 뒤 파괴 신호를 보냈고, 같은 고장은 1991년 4월 18일 발사된 AC-70 에서도 똑같이 일어났다고 적어 둔다. 바로 앞 504~505항을 이어받는 문단도 짧게 남아 있는데, 추력 불균형으로 비행체가 통제를 잃고 굴렀고 센타우르 점화 약 80초 뒤 파괴 신호가 나갔다는 내용이다. 507항은 1993년 3월 25일 UHF 폴로우온-1 위성을 실은 AC-74 발사로, 발사 자체는 성공으로 분류했지만 아틀라스 성능이 정상치를 밑돌아 우주선 원지점이 계획한 9225해리에 못 미친 5000해리에 머물렀다. 헐거워진 나사 하나가 산소 조절기를 정렬에서 벗어나게 만들었고, 그 결과 부스터 엔진 추력이 105초 시점에 정격의 65%까지 떨어졌다. 부스터 엔진은 분리되지 않고 그대로 서스테이너에 붙어 있다가 추진제가 고갈될 때까지 비행했으며, 그 여파로 센타우르 단의 추진제 고갈 정지가 예정보다 22초 일찍 일어났다고 한다. 페이지 하단에는 1996년 9월 10일 날짜와 132쪽, 그리고 RTI 라는 표시가 작게 들어가 있다.

D.3 델타 발사체 이력 — 델타(Delta) 발사체 계열은 1959년 NASA가 더글러스 항공(현 맥도넬 더글러스)과 맺은 계약에서 시작됐다. 미 공군의 토르(Thor) IRBM과 미 해군의 뱅가드(Vanguard) 발사체에서 가져온 부품을 조합해, 18개월 만에 실전 투입됐다. 1960년 5월 13일 케이프 커내버럴에서 179파운드짜리 에코 1호 통신위성을 처음 올린 이래, 델타는 기상·과학·통신 위성 등 점점 무거워지는 페이로드 요구에 맞춰 계속 개량됐다. 개량마다 탑재 능력이 늘었고, 표 42는 그 변천을 정리한 것이다. 시리즈 최신 기종인 델타 7925는 3단 액체 추진체에 고체 추진 부스터 9기를 둘러 단 형태다. 1단은 RP-1 케로신과 액체 산소, 2단은 사산화이질소와 에어로진-50을 쓴다. 3단은 고체 모터가 들어간 페이로드 어시스트 모듈(PAM)이고, 측면 부스터 9기는 HTPB 고체 추진제를 쓰는 허큘리스 그래파이트 에폭시 모터(GEM)다. 이륙 시점에는 1단 액체 엔진과 GEM 6기가 점화되고, 나머지 3기는 약 65초 뒤에 점화된다. 표 42는 초창기 델타부터 1604형까지 단별 엔진·연료통·페이로드 페어링이 어떻게 바뀌어 왔는지 줄줄이 나열한다.

델타 발사체 구성(Configuration) 번호별 변경 내역을 정리한 표다. 1910·1913·1914 시리즈는 0단(Stg. 0)에 캐스터 II 부스터 9기를 묶었고 3단(Stg. 3)은 모델별로 다르다 — 1910은 3단이 없고 1913은 TE-364-3, 1914는 TE-364-4를 썼다. 페이로드 페어링(PLF)은 65인치 지름에서 96인치로 커졌다. 2310·2313·2314 시리즈는 0단에 캐스터 II 부스터 3기를 묶고 1단에서 MB-3 엔진을 RS-27로, 2단에서 AJ10-118F 엔진을 TR-201로 교체했다. 3단은 같은 방식으로 모델별 차이가 있다. 2910·2913·2914 시리즈는 다시 캐스터 II 9기 구성, 3910·3913·3914 시리즈에서는 0단 부스터가 캐스터 IV로 교체되고 3단 옵션에 PAM(Payload Assist Module)이 추가됐다. 3920·3924 시리즈는 2단 엔진을 AJ10-118K로 한 번 더 바꿨다. 이후 4920은 0단 부스터를 캐스터 IVA로 교체하고 1단도 MB-3으로 되돌렸으며, 5920에서 다시 RS-27로 교체했다. 6925는 1단 연료탱크를 12피트 늘이고 3단에 STAR 48B 모터를 채택했으며 페어링은 114인치 벌브형이다. 마지막 7925는 0단을 GEM(흑연 에폭시 모터)로 교체하고 1단 엔진을 RS-27A로 업그레이드했다. 페이지 하단에는 작성일 1996년 9월 30일과 페이지 번호 134, 식별자 RTI가 적혀 있다.

1995년까지의 델타 발사 이력 전체를 한 장의 막대그래프로 압축한 페이지다. 가로축은 발사 연도 (1955~1995), 세로축은 그해 델타 미션 수를 나타낸다. 검은색으로 채워진 막대 부분이 그 해 차량 성능이 완전히 정상이었던 발사 건수를, 위쪽 흰색 부분이 실패 또는 발사체에 어떤 형태로든 이상 거동이 있었던 발사 건수를 의미한다. 표 43의 응답 모드 열에 기록이 있는 발사는 모두 이 흰색 범주에 들어가며, 본문은 이런 이상 거동이 미션 목표 달성을 반드시 막은 것은 아니라고 명시한다. 그림 38 "Delta Launch Summary" 캡션이 차트 아래 붙어 있고, 푸터에는 발행일 1996-09-30, 페이지 135, 발행기관 약자 RTI가 있다.

RTI 1996년 9월 15일 보고서 136쪽이다. D.3.1 절 "델타 발사 이력"에서는 표 43이 델타 및 델타 부스터 우주발사체 프로그램 시작 이후의 모든 발사를 정리한다고 설명한다. 첫 번째 열은 발사 일련번호, 두 번째와 세 번째 열은 임무 ID와 발사일, 네 번째 열은 발사체 구성, 다섯 번째 열은 발사 시험장, 여섯 번째 열은 RTI가 판정한 실패 대응 모드(1~5 또는 NA), 일곱 번째 열은 실패가 발생한 운용 비행 단계, 마지막 열은 해당 구성이 현재 발사되는 형상을 대표하는지를 표시한다. 모드 3·4의 실패에 접미사 T가 붙으면 발사체가 텀블링했다는 뜻이고, 성공한 발사는 대응 모드 열을 비워 둔다. 232번 발사까지가 실패율 추정의 필터링 대상으로 쓰였다. 이어지는 표 43은 1960년 8월 ECHO1부터 1965년 4월 COMSAT #1까지의 초기 델타 발사 30건을 일련번호·임무·발사일·구성·시험장·실패 모드·비행 단계 순으로 정리한다. ECHO1(1번), S-66(24번), EXPLORER 계열(28번)에 실패 모드 4 또는 NA가 기록되어 있고 나머지는 대부분 성공으로 표기된다.

한 쪽 전체가 Delta(DSV-3) 로켓 발사 기록표다. 31번 IMP-C(1965년 5월 29일)부터 76번 TIROS-M(1970년 1월 23일)까지 46건의 위성 발사 임무를 번호·미션 ID·발사 날짜·기체 형상·시험 사거리·응답 모드·비행 단계·신뢰도 보고치 여덟 칸으로 정리했다. TIROS, OSO, PIONEER, GEOS, INTELSAT, BIOS, AIMP, ISIS, HEOS 같은 1960년대 과학·통신 위성들이 차례로 올라가며, 기체는 DSV-3C/E/G/M 변종을 섞어 쓰고 사거리는 대부분 동부(ER), 일부는 서부(WR)다. 응답 모드와 비행 단계 칸은 33·34·39·59·70번 다섯 건만 값이 적혀 있고 나머지는 비어 있으며, 신뢰도 보고치는 전 행이 0이다. 페이지 아래쪽에 1996년 9월 30일자, 137쪽, RTI(Research Triangle Institute) 표기가 있다.

1970년 3월부터 1976년 4월까지 미국이 발사한 델타·기타 발사체 77~122번 미션을 한 줄씩 나열한 표다. 각 행에는 미션 이름과 발사일, 발사체 구성, 사용한 시험장(ER은 동부, WR은 서부), 응답 모드, 비행 단계, 리포트 발생 건수가 들어 있다. 인텔샛, 나토, 타이로스 기상위성, 님버스, 웨스타, 마리샛, RCA 새트콤 같은 통신·기상위성이 줄줄이 적혀 있고 대부분 리포트 건수는 0이다. 표 하단에는 작성일 1996년 9월 10일과 페이지 번호 136, 작성기관 약자 RTI가 찍혀 있다.

델타 발사체 비행 이력표의 한 쪽이다. 125번 LAGEOS (1976년 5월 4일, 서부 시험장) 부터 168번 GOES-G (1983년 4월 28일, 동부 시험장) 까지 약 마흔 건의 임무가 번호·미션 ID·발사일·기체 구성 (2913 / 2914 / 3910 PAM 등) ·시험장 (ER 동부, WR 서부) 별로 줄지어 있다. 가운데 컬럼은 응답 모드·비행 단계·재구성 표기로, 대부분 칸은 비어 있고 일부 행에만 NA / 숫자 조합이 들어가 있다. 수록 임무는 통신 위성 (MARISAT, PALAPA, NATO III, OTS, WESTAR, SBS, RCA SATCOM, INSAT, TELESAT) 과 지구·태양 관측 (GOES, NIMBUS, ISEE, ESRO-GEOS, SMM, DE, SME, ITOS) 이 섞여 있어 1976년부터 1983년 초까지 NASA·NOAA·국방부·해외 기관이 델타로 올린 정지·저궤도 위성 라인업을 한눈에 보여 준다. 페이지 하단 가운데에 페이지 번호 139, 오른쪽 아래에 절 번호 9/11 이 적혀 있고 왼쪽 아래에 작성 일자 9/10/96 이 찍혀 있다.

1983년 9월 EXOSAT 부터 1992년 9월 NAVSTAR II-15 까지 델타 로켓 발사 기록을 169번부터 214번까지 묶어 정리한 표다. 각 행은 일련번호, 임무 이름, 발사 날짜, 비행체 구성 번호 (3914·3920·3920 PAM·3924·3925·5920·5925·6920-10·7925 등), 테스트 사거리 (WR 은 서부, ER 은 동부), 그리고 응답 모드·비행 단계·보고서 부수 칸으로 짜여 있다. NAVSTAR (GPS) 위성, 갤럭시·텔스타·인텔샛·인말샛 같은 상업 통신위성, EXOSAT·ROSAT·COBE·EUVE·GEOTAIL 같은 과학 위성, NATO-IIID 같은 군용 위성이 한데 섞여 있다. 표 아래 푸터에는 1996년 9월 10일 날짜와 페이지 140, 그리고 RTI 약어가 적혀 있다.

Delta 발사체로 수행된 임무 목록 가운데 215번부터 237번까지를 정리한 표다. 각 행은 발사 일련번호, 임무명(또는 위성명), 발사 일자, 사용된 부스터 구성, 임무 범위(ER은 동부 시험장 Eastern Range, WR은 서부 시험장 Western Range를 가리킨다), 대응 모드, 비행 단계, 신뢰도(Rep. Conf.) 값을 담고 있다. 1992년 10월 COPERNICUS 발사를 시작으로 NAVSTAR(GPS) 위성 II-16부터 II-24까지의 연속 발사, NATO IVB 통신위성, GALAXY 상업 통신위성, 태양풍 관측선 WIND, 한국의 무궁화 1호와 2호(KOREASAT, KOREASAT-2), 캐나다 RADARSAT, X-RAY EXPLORER, 소행성 탐사선 NEAR, POLAR 자기권 관측위성, MSX 등 1996년 7월 GPS-2S까지 이어진다. 부스터 구성은 대부분 7925 계열이며 일부 임무는 7920-10이나 7925-8 같은 변형을 썼다. 표 아래에는 1996년 9월 10일자로 페이지 141, 식별자 3(7)이 표시되어 있다.

이 페이지는 RTI 가 1996년 9월 30일에 정리한 델타 발사체 실패 사례집의 한 단락이다. 제목은 D.3.2 델타 실패 서사이고, 델타 프로그램 초기부터 발생한 발사 실패 아홉 건을 순서대로 짧게 풀어 놓는다. 1960년 5월 13일 에코 1호는 2단 관성비행 중에 자세 제어를 잃었고, 3단은 회전만 시작했을 뿐 점화에 이르지 못했다. 1962년 6월 19일 티로스 E 는 BTL 유도장치 고장으로 2단이 추진제 고갈까지 연소했지만, 임무 자체는 성공으로 처리되었다 — 다만 최종 궤도의 원지점이 계획보다 175마일 높았고, 이는 3시그마 한계인 76마일을 한참 넘어선 값이었다. 1964년 3월 19일 S-66 는 궤도 진입에 실패했는데, 3단 X-248 모터가 예정된 42초 연소 가운데 23초 만에 끊겼다. 1964년 10월 3일 임프 B 는 목표 고도에 못 미쳤지만 부분 성공으로 분류되었다 — 원지점은 계획값 11만 마일에서 5만 2590마일이나 모자랐으나, 근지점은 목표인 105마일에서 3마일 안쪽에 들어왔다. 1965년 1월 22일 티로스 I 는 2단 연소 중 WECO 유도장치가 끊기면서 2단이 산소가 떨어질 때까지 타들어갔고, 결국 위성은 원형이 아닌 타원 궤도에 들어갔다. 같은 해 8월 25일 OSO-C 는 3단이 회전 단계를 거친 뒤, 2단 회전 테이블에서 떨어지기도 전에 점화되어 궤도 진입에 실패했다. 1965년 11월 6일 지오스 A 도 BTL 유도장치 고장으로 2단이 추진제 고갈까지 탔지만 임무는 성공으로 처리되었다 — 다만 실제 원지점이 436마일이나 높아 3시그마 한계를 벗어났다. 1966년 5월 25일 AE-B 는 지상 시스템이 사이드로브를 잘못 잡으면서 WECO 유도가 풀렸고, 2단이 약 12초 더 타는 바람에 궤도 원지점이 계획보다 800마일 높아졌다. 1966년 7월 1일 AIMP-D 는 대체 임무는 수행했지만, 위성에 과도한 속도가 실려 본래 목표 궤도에 진입하지 못해 핵심 임무는 달성하지 못했다 — 본문은 이 대목에서 다음 페이지로 이어진다.

1996년 9월 10일자 RTI 보고서 143쪽으로, 미사일·발사체 실패 사례 목록 가운데 59번부터 86번까지의 항목을 담고 있다. 59번 항목은 1968년 9월 18일 인텔샛 III A 발사인데, 비행 시작 후 20초 만에 자이로 손상으로 피치 진동이 시작되었고 39초부터는 격렬한 기동이 이어졌다. 13초간 기체가 아래로 270도, 위로 210도 회전한 뒤 왼쪽으로 크게 요잉했고, 72초에 제어를 되찾았지만 100초 시점에 공력 부하를 더 이상 버틸 수 없게 되었다. 1단은 103초에 공중 분해되었고 2단은 110.6초에 안전관(RSO)이 폭파했으며, 잔해는 비행선 왼쪽 2마일·12마일 지점에 떨어졌다. 71번 항목은 1967년 7월 24일 인텔샛 III E 발사로, 원인 불명의 3단 이상 작동 때문에 위성이 잘못된 궤도에 진입했다. 원지점이 계획보다 약 1만 7천 마일 낮았고 궤도 경사각도 계획한 28.9도보다 1.5도 높았다. 72번 항목은 1969년 8월 27일 파이오니어 E 발사이다. 1단 메인 엔진 정지(MECO) 몇 초 전 유압 계통이 멎으면서 기체가 피치다운·요잉·반시계 방향 롤을 한꺼번에 일으켰고, 결국 자이로 한계를 넘어 텀블링 상태에 들어갔다. 통제를 잃은 채 2단 분리·점화가 이루어졌고, 약 20초 뒤 2단이 요잉 오른쪽·피치 위쪽 자세에서 잠시 제어를 회복해 같은 자세로 240초가량 더 비행하다가 T+484초에 안전관이 파괴했다. 73번 1970년 4월 22일 인텔샛 III G 발사는 성공으로 분류되었지만 1단 속도가 부족해 2단 추진제가 먼저 소진되었고, 원지점이 계획한 19만 5400마일보다 2220마일 낮아 3시그마 한계를 벗어났다. 85번 1971년 9월 29일 OSO-H 발사는 2단 유압 계통 고장으로 2단 연소 중 제어를 잃었다. 위성은 처음 타원 궤도에 들어갔다가 나중에 더 나은 궤도로 옮겨졌지만 근지점은 여전히 계획보다 95마일 낮았다. 86번 1971년 10월 21일 WTR에서 발사한 ITOS-B는 산소 벤트 밸브 오염으로 밸브가 비행 내내 제대로 작동하지 못했고, 2단 연소 도중 격벽이 파열되며 기체 통제를 완전히 잃었다.

1996년 9월 10일자 보고서 144쪽으로, 미국 우주 발사체와 위성 미션에서 발생한 이상 사례 96번부터 178번까지를 항목별로 정리한 페이지다. 1973년 7월 16일 ITOS-E 발사는 2단 점화 440초 시점에 펌프 모터가 고장 나면서 유압이 끊기고 자세 제어를 잃은 채 기체가 텀블링했다. 1974년 1월 19일 스카이넷 IIA 는 아프리카 게이트 통과까지는 정상이었지만 2단 2차 점화 중 전자장치 단락으로 궤도가 어긋났고, 위성은 닷새 뒤 1월 24일 대기권에 재진입했다. 같은 해 5월 17일 WESTAR-9 는 고체 로켓 모터 하나가 메인 엔진 정지까지 기울어졌으나 임무 자체는 완전히 성공했다. 같은 날 발사된 SMS-A 는 액체 산소 압력관 고장과 부스터 슈라우드 분리 지연으로 원지점이 계획보다 1,767 마일 낮아져 3 시그마 한계를 벗어났지만 부분 성공으로 분류됐다. 1977년 4월 20일 ESRO-GOES 는 2단 단락 또는 단 분리 폭발 볼트 고장 때문에 3단이 회전속도 정상치 97 rpm 의 2 rpm 만으로 조기 분리됐고, 3단 점화 중 코닝이 일어나 원지점이 1만 3천 마일 가까이 낮게 떨어졌다. 1977년 9월 13일 OTS 는 발사 57초 만에 1번 캐스터 IV 모터 전단부 번스루로 본체가 폭발했다. 1981년 8월 3일 DE 는 연료 260 파운드 부족으로 2단 2차 점화가 추진제 소진 조기 차단됐고, SECO 시점 관성 속도가 계획보다 초속 240 피트 낮아 원지점이 855 마일 가량 낮게 들어갔지만 임무는 성공으로 처리됐다. 1982년 6월 9일 WESTAR-V 는 부스터 성능이 낮았지만 원지점과 근지점 모두 3 시그마 안에 들어 성공으로 마감됐다. 1986년 5월 3일 GOES-G 는 1단 릴레이 박스 제어 회로 단락으로 71초 만에 메인 엔진이 조기 차단됐고, 텀블링 끝에 공력 하중으로 기체가 부서졌다. RSO 가 약 91초 시점에 파괴 명령을 보냈다. 우측 하단 R31 은 문서 시리즈 라벨로 보인다.

사건 요약 228번은 1995년 8월 5일 코리아샛(Koreasat) 발사 건이다. 비행 단계 1과 5에서 발생했고, 응답 모드는 해당 없음으로 분류됐다. 공중 점화 방식으로 작동하는 세 개의 보조 고체연료 모터(GEM) 가운데 하나가 분리되지 않았는데, 원인은 분리용 폭발 전달 장치의 오작동이었다. 떨어져 나가야 할 GEM 모터를 떨치지 못한 탓에 2단 추진제가 모자라게 소진됐다. 근지점은 계획값과 큰 차이가 없었지만, 원지점은 계획보다 3,450해리 낮아 3-시그마 허용 범위를 한참 벗어났다. 페이지 하단에는 발행일 1996년 9월 10일, 쪽수 145, 표식 RTI가 자리한다.

보고서 D.4 절은 타이탄 발사체 가족의 역사를 정리한다. 타이탄 계열은 1955년 공군이 마틴 컴퍼니에 중량급 우주 시스템 개발 계약을 주면서 출발했다. 타이탄 I 은 미국 최초의 2단 대륙간탄도미사일이자 최초의 사일로 기반 미사일이었고, 이때 검증된 구조·추진 기술은 그대로 타이탄 II 에 흘러들어갔다. 타이탄 II 는 중량급 무기 체계로 설계됐다가 이후 NASA 제미니 계획의 메인 부스터 자리를 맡았고, 지금은 퇴역한 ICBM 을 개조해 위성 발사체로 다시 쓰이고 있다. 1984년 국방부는 우주왕복선을 보조해 국가 안보 페이로드 수송을 보장할 발사 체계를 요청했고, 그 결과 타이탄 IV 계획이 시작됐다. 처음에는 케이프 커내버럴에서 10회만 쏘는 단기 사업이었지만, 1986년 챌린저 사고 이후 41기 규모로 늘어났다. 우주왕복선에서 국방부 페이로드가 빠져나오면서 타이탄 IV 가 중량급 화물에 대한 국방부의 주력 우주 수송 수단이 됐다. 타이탄 II 우주 발사체 (SLV) 설계는 타이탄 IV 와 같은 시기에 출발했고, 퇴역한 타이탄 II ICBM 을 재정비해 타이탄 III 의 기술과 장비를 얹는 방식으로 만들어졌다. 페이지 하단에는 작성일 9/10/96, 페이지 번호 146, 발행 기관 약어 RTI 가 적혀 있다.

1986년 챌린저 사고 직후 미국 정부가 우주왕복선에서 상업 페이로드를 떼어내기로 결정하자, 마틴 마리에타는 자체 자금으로 타이탄 III 상업용 발사체를 개발한다고 발표했다. 상업용 타이탄 III 는 타이탄 34D 를 바탕으로 2단을 늘리고 듀얼 또는 전용 페이로드용 벌루스 슈라우드를 얹은 형태이며, 첫 발사는 1989년 12월 통신위성 두 기를 함께 쏘아 올린 것이었다. 본문에 이어 붙은 표 44 는 제미니 이후의 타이탄 우주 발사체 구성을 한 표에 정리한다. II 제미니 (유인용으로 개조한 타이탄 II ICBM) 부터 IIIA·IIIB·34B·IIIC·IIID·34D·II SLV·III 상업형·IV 까지, 각 형식이 무엇을 늘리고 어떤 상단 (트랜스테이지·아게나·센타우르·IUS·PAM-D2·TOS) 과 어떤 고체부스터 (5단·5½단·7단 SRM, 3단 SRMU) 와 어떤 페이로드 페어링 지름 (10피트·14피트·13.1피트·16.7피트) 을 쓰는지 한 줄씩 풀어 적었다. 페이지 하단에는 9/10/96 일자, 147 페이지 번호, RTI 식별자가 함께 박혀 있다.

타이탄 발사체의 1955년부터 1995년까지의 전체 이력은 39번 그림의 막대그래프 한 장에 압축해 두었다. 각 막대 아래쪽의 검은 부분은 해당 연도에 발사된 횟수 가운데, 확인할 수 있는 한 발사체 성능이 완전히 정상이었던 횟수를 가리킨다. 위쪽의 흰 부분은 실패였거나, 발사체에 어떤 식으로든 이상 거동이 있었던 발사를 합친 숫자다. 표 45의 응답 모드 열에 항목이 들어간 발사는 모두 이 흰 부분에 속한다. 다만 이런 이상 거동이 곧바로 임무 목표 일부 혹은 전부의 달성을 막은 것은 아니었다. 페이지 아래쪽에는 막대그래프 도판이 따라붙으며, Y축은 타이탄 임무 횟수 0회에서 30회, X축은 1955년부터 1995년까지의 발사 연도다. 페이지 하단 좌측에는 1996년 9월 10일 날짜와 페이지 번호 148, 우측에는 보고서 약자 RTI가 들어가 있다.

RTI 가 1996년 9월 30일 자로 정리한 타이탄 발사 이력 표의 첫 페이지다. D.4.1 절은 타이탄 계열 우주발사체의 모든 발사를 표 45 하나로 정리한다고 밝힌다. 표는 발사 순번, 미션 ID, 발사 날짜, 발사체 형상, 시험 사거리, 실패-대응 모드 (1-5 또는 NA), 실패가 일어난 비행 단계, 그리고 현재 운용 중인 형상의 대표성 여부를 차례로 담는다. 3번이나 4번 모드 실패 뒤에 'T' 가 붙으면 발사체가 텀블링했다는 뜻이고, 성공 발사는 대응 모드 칸을 비워 둔다. RTI 는 순번 337번까지의 발사를 표본으로 삼아 실패율을 산출했다고 못 박는다. 페이지에 나타난 1번부터 25번까지의 기록은 1959년 2월 5일부터 1960년 10월 21일 사이에 동부시험장 (ER) 에서 쏘아올린 무기체계 (Weapons System) 시험이며, 형상은 I (A-3) 에서 I (G-4) 를 거쳐 I (J-8) 로 옮겨간다. 8·9번에는 모드 1 실패, 11·13·14·20·21·23번에는 모드 4 실패가 기재돼 있다.

1991년 5월부터 1993년 5월까지 진행된 미사일·로켓 발사 시험 78건 가운데 31번부터 78번까지를 정리한 일람표다. 표는 임무 번호, 코드네임, 발사 날짜, 발사체 형식, 시험 사거리(ER 동부·WR 서부), 시험 응답 모드, 비행 단계, 보고 횟수 칸으로 짜여 있고, 대다수 항목은 익명 표기인 WS로 채워져 있다. 코드네임이 붙은 임무로는 실버 새들, 빅 샘, 더블 마티니, 블루 갠더, 실버 톱, 블루 브레이슬릿, 옐로 재킷, 텐 멘, 영 블러드, 하프 문, 램프 루스터, 디너 파티, 메어스 테일이 있고, 55번 WS는 처음으로 타이탄 II를 쓴 시험이라는 단서가 함께 적혀 있다. 페이지 아래 여백에는 1996년 9월 10일 날짜와 쪽수 150, 그리고 RTI 표기가 찍혀 있다.

1993년 5월부터 1995년 9월까지 발사된 77번부터 122번까지의 임무를 한 줄씩 정리한 발사 기록표. 각 행은 임무 번호와 코드네임, 발사 날짜, 발사체 구성, 시험 사거리, 응답 모드, 비행 단계, 보고 신뢰도(Rep. Conf.)를 차례로 담는다. 코드네임 자리에는 WS(공란/명칭 미지정으로 보이는 약어)가 다수이고 FLYING FROG, THREE NEEDLE, SILVER SPUR, HIGH RIVER, POLAR ROUTE, DAILY MAIL, FIRE TRUCK, RED SAILS, SAFE CONDUCT, APPLE PIE, COBRA SKIN, BLACK MOON, WEST WIND I·II·III, GOLD FISH, BUSY BEE 등이 섞여 있다. 발사체는 대부분 X 계열(N-14에서 N-34까지)과 3 계열(SM·B 시리즈), 그리고 첫 Titan III(IIIA 66-210)가 포함된다. 사거리는 WR(서부)과 ER(동부)로 갈리고, 응답 모드는 대체로 빈칸이거나 4·5, 비행 단계는 1·2·2.5·4 정도가 표시된다. 마지막 칸 보고 신뢰도는 표 전체가 0으로 채워져 있다. 페이지 하단에는 1996년 9월 10일, 쪽 번호 151, 그리고 분류 표시로 보이는 RT1이 적혀 있다.

1965년 7월부터 1967년 9월까지 발사된 미사일·로켓·우주발사체 임무를 No.123 LONG BALL 부터 No.166 AFSC 까지 한 줄씩 정리한 발사 기록표다. 각 행은 임무 코드명, 발사 일자, 차량 구성(II B-IID, IIIB-CSP D-2 등), 시험 사거리 (WR=Western Range, ER=Eastern Range), 응답 모드, 비행 단계, 보고 신뢰도를 묶어 보여 준다. 제미니 GT-5·GT-6A·GT-7·GT-8·GT-9A·GT-10·GT-11·GT-12 같은 유인 우주선 임무가 이스턴 레인지에서 II(D-II) 구성으로 이어졌고, 그 사이 LONG BALL·MAGIC LAMP·NEW ROLE·BOLD GUY·RED WAGON·CROSS BRACE·SEA ROVER·WINTER ICE·BLACK HAWK·CLOSE TOUCH·GIANT TRAIN·LONG LIGHT·SILVER BULLET·DAILY MAIL·BLACK RIVER·BUSY BOHEMIE·BUBBLE GIRL·BUGGY WHEEL·GLOWING BRIGHT 같은 코드명의 II(B-IID) 임무가 웨스턴 레인지에서 진행됐다. 1966년 후반부터는 BUSY SKYROCKET·BUSY PALENCE·DEEP WORD·GUMOUR GIRL·BUSY VALOR·BUSY PLAYMATE·BUSY LACK·AFSC 같은 IIIB-CSP D-2(8B) 구성 임무가 새로 등장하고, IIIC(B6-005·B6-007) 트랜스테이지 임무 (SV-DCSP, DROOPY PARACHUTE, SV-VELA RESCH) 도 이스턴에서 병행됐다. 페이지 하단에는 작성 일자 1996년 9월 30일, 쪽수 152, 보고서 약어 RTI 가 적혀 있다.

ICBM·발사체 시험 기록을 정리한 표가 한 페이지 가득 이어진다. 표는 일련번호와 미션 ID, 발사일, 사용 기체 구성, 시험장, 응답 모드, 비행 단계, 보고 신뢰도를 세로로 늘어놓는다. 1987년 12월부터 1992년 3월까지 약 4년 반 동안 169번부터 214번까지 미션이 빼곡히 채워져 있고, 대부분은 AFSC 라는 미션 ID 아래 IRBM/ADM-2 라는 동일 기체를 반복해서 쏘아 올린 기록이다. 같은 기체가 208호기, 209호기, 210호기 식으로 일련번호를 갱신하며 230호기까지 올라간다. 사이사이 GLORY TRIP 으로 표기된 II (B-66), II (B-72), II (B-3) 같은 미니트맨 II 시리즈 발사가 끼어 있고, SV-IS/OSP·SV-LES/CN·SV-TAC.COM·SV-DOD 같은 위성 발사 임무도 ER (동해안 시험장) 에서 진행된다. AFSC 와 GLORY TRIP 은 모두 WR (서해안 시험장) 에서 쏘았다. 응답 모드와 비행 단계 칸은 대체로 비어 있고, 191호기에서만 NA·3.5 & 5 가, 212호기에서만 4·3·1 이 채워져 있다. 페이지 아래에는 1996년 9월 10일 작성, 153쪽, RTI 라는 푸터가 붙어 있다.

1972년 5월부터 1976년 6월까지 진행된 미사일·우주 발사 215번부터 258번까지의 항목을 발사 일자, 비행체 구성, 시험 사거리, 대응 모드, 비행 단계, 보고 신뢰도 순으로 정리한 표다. 대부분이 공군 우주사령부(AFSC)의 W/R(서부 사거리) 발사이고, 사이사이에 DSCS·IMEWS·DSP 같은 군 통신·조기경보 위성과 HELIOS-B, LANDSAT 같은 민간/과학 위성 미션이 동부 사거리(ER)에서 올라간다. 비행체로는 타이탄 IIIB/AGENA D 조합과 IIID, IIIC, IIIE/Centaur 변형이 반복해 등장한다. 하단 페이지 번호는 154, 우측 하단 보고 식별자는 RT3, 좌측 하단 작성일자는 1996년 9월 15일이다.

1976년 9월부터 1986년 9월까지 251번부터 295번까지 매겨진 시험 발사 명세를 한 표로 정리한 페이지다. 칸은 일련번호·임무 식별자·발사일·기체 구성·시험장·응답 모드·비행 단계·반복 횟수 순으로 늘어서고, AFSC 부호가 가장 자주 보이며 그 사이에 SV-DSP·SV-DSCS·SV-DMSP 같은 위성 임무가 끼어 있다. 시험장은 거의 다 WR(서부 시험장)이고, 일부 위성 임무만 ER(동부 시험장)을 쓴다. 페이지 아래에는 9/10/96·페이지 155·RTI 표시가 붙어 있어, 1996년 정리된 응답 시험(Response Test Investigation) 부속 자료의 한 장이라는 점을 짐작하게 한다.

1986년 4월 16일 AFSC 미션 340-V 부터 1996년 7월 2일 DOD 의 TH-IIS K-2 까지, 통과 번호 307번에서 339번까지 33건의 발사 기록을 한 표로 모아 둔 페이지다. 각 줄에는 번호, 미션 식별자, 발사일, 비행체 구성, 테스트 사거리 (WR = 서부 사거리, ER = 동부 사거리), 응답 모드, 비행 단계, 반복 횟수가 차례로 적혀 있다. AFSC·SV-OOD·AFMC·SV-MARS-OBS·LANDSAT 6·CLEMENTINE·SV-MILSat·SV-DOD·SV-MILSTAR·DOD 등 발주 주체별로 미션이 줄지어 있고, 비행체 구성에는 340 시리즈, II/SLV, II/AGENA D, IIIA, IV-K/IUS, TH-CENTAUR, TH-IIS 같은 부스터 모델 번호가 섞여 있다. 페이지 하단의 9/10/96 ─ 156 ─ RTI 표시로 이 자료가 1996년 9월 10일 RTI 가 정리한 보고서의 156쪽이라는 것을 알 수 있다.

D.4.2 절은 타이탄 미사일 실패 사례를 시간순으로 정리한 내러티브다. 1959년 타이탄 I 프로그램이 시작된 이후의 모든 실패를 다루며, 번호는 앞 D.4.1 절의 비행 순서 번호와 맞춰져 있다. 1959년 8월 B-5는 엄빌리컬이 미사일에서 조기에 빠지면서 엔진이 꺼져 발사대에 그대로 떨어졌고, 같은 해 12월 C-3는 이륙 직전 스스로 폭발했다. 1960년 2월 C-4는 피치 프로그램 도중 천이부에 구조적 결함이 발생해 노즈콘이 떨어져 나갔고, 공력 안정성을 잃은 미사일은 곧 폭발과 화재로 소실됐다. 같은 해 3월 C-1은 가스 발생기 밸브가 열리지 않아 2단 점화가 막혔고, G-5는 버니어 엔진이 일찍 꺼져 목표 지점에서 38마일 못 미친 곳에 떨어졌다. 4월 C-5는 1단 성능이 낮았지만 2단이 분리와 점화에 성공했는데, 약 50초 뒤 2단 유압 계통의 오작동으로 보이는 원인 때문에 모든 데이터가 끊겼다. 7월 J-2는 1단 연소 중 엔진 액추에이터 유압이 사라져 제어를 잃었고, 미사일이 북서쪽으로 기울며 자세가 무너지자 이륙 11초 만에 RSO가 자폭시켰다. 같은 달 J-4는 1단이 공칭 136초보다 35초 빠른 101초 만에 종료됐고, 2단은 보조 터보펌프가 충분한 헤드 압력을 받지 못해 시동에 실패했다. 8월 J-7은 2단 엔진이 0.17초 일찍 꺼지면서 버니어 단독 작동이 일어나지 않아 목표에서 107마일 못 미친 곳에 떨어졌다. 9월 G-8은 저준위 센서가 오작동하면서 1단이 일찍 꺼졌고, 2단은 정상이었으나 추진제가 바닥나 8,700마일 목표보다 3,600마일이나 모자란 지점에 충돌했다. 페이지 하단에는 작성일 1996년 9월 10일과 페이지 번호 157, 보고서 약자 RTI가 표시되어 있다.

이 페이지는 1996년 9월 10일자 RTI 보고서 158쪽으로, 1960년 12월부터 1962년 7월까지 발생한 미사일 시험비행 실패 사례를 28번부터 39번까지 번호순으로 정리하고 있다. 각 항목은 비행체 호출부호, 날짜, 응답 모드와 비행 단계, 그리고 무엇이 어떻게 잘못됐는지를 짧게 설명한다.

첫 사례는 1960년 12월 20일 J-9의 2단 점화 실패다. 가스 발생기가 작동하지 않아 2단 엔진에 불이 들어오지 않았다. 한 달 뒤인 1961년 1월 20일 J-10에서도 2단이 멎었는데, 이번에는 탯줄 분리 순간에 잘못된 신호가 들어온 탓이었다. 미사일은 약 420마일 떨어진 지점에 떨어졌다. 3월 3일 J-12는 2단이 54초 만에 조기 종료됐고, 펌프 구동부 고장으로 보였다. 낙하 지점은 730마일 거리. 3월 31일 J-15는 부스터가 74초 만에 꺼지면서 미사일이 회전하다 공중에서 분해됐다.

6월 24일 M-1은 2단 점화 12초 만에 유압 동력이 끊겨 엔진이 꺼졌는데, 유압 손실은 이미 1단 비행 중에 시작된 상태였다. 그 결과 지속단과 버니어 작동기에 대한 제어를 잃어 미사일이 심하게 흔들리며 회전했다. 9월 7일 M-2는 발사 218.35초 시점에서 유도 컴퓨터에 일시 오류가 생겨 목표 지점에서 30마일 못 미치고 2.8마일 왼쪽으로 떨어졌다(SECO는 297.7초). 10월 6일 M-4는 W축 속도 누적 계산에서 단 1비트 오류가 발생해 56마일 못 미치고 14마일 오른쪽으로 빗나갔다. 12월 15일 M-15는 2단 시동 신호가 아예 생성되지 않아 점화에 실패했다.

해가 바뀌어 1962년 1월 20일과 2월 23일에 연이어 발생한 두 사례는 모두 단 점화 실패 후 백업 자동 연료 차단 신호가 작동해 미사일이 자폭한 경우다(각각 248초, 240초). 6월 7일 N-1은 가스 발생기로 들어가는 산화제 유량이 부족해 지속단 엔진 성능이 정상치를 밑돌았고, 사거리 안전 책임자가 연소 시간이 길어진 끝에 비행을 종료시켰다. 결국 1100마일 정도밖에 날아가지 못했다. 7월 25일 N-4는 2단 점화 약 60초 뒤 추력실 밸브와 분사기 사이에서 연료 누출이 발생한 채 다음 페이지로 이어진다.

타이탄 미사일 시험 발사 실패 사례를 번호 순서로 정리한 보고서 본문이다. 62번 사례는 2단 추진 단계에서 지속추력이 절반으로 떨어져 목표 지점에서 2888마일 모자란 곳에 떨어졌다. 63번 옐로 재킷(Yellow Jacket)은 1962년 12월 5일 발사 250초 만에 지상에서 파괴 명령으로 폭파됐다. 64번 N-11은 12월 6일 1단이 11.4초 일찍 꺼지면서 관성 속도 신호가 나오지 않아 2단도 산화제 부트스트랩 라인 고장으로 조기 정지했다. 65번 N-15는 1963년 1월 10일 2단 점화 34초 만에 추력이 모자라 백업 종단 신호로 비행이 끊겼고, 가스 발생기 인젝터의 산화제 유량 감소가 원인이었으며 목표에서 556마일밖에 못 갔다. 66번 N-16은 2월 6일 정상 2단 종단 직전 산화제가 떨어져 71마일 모자란 곳에 떨어졌고, 67번 N-7 어풀 타이어드(Awful Tired)는 2월 16일 발사 56초 만에 고도 1만 8천 피트에서 롤 제어 상실로 자폭했다. 발사 시 엄빌리컬 분리가 제대로 안 돼 전기 제어를 잃은 결과였다. 70번 N-18은 3월 21일 2.5단 비행에서 버니어 점화는 정상이었지만 2번 버니어가 명령을 받지 못한 채 28초 뒤에야 짐벌이 움직여 재진입체 자세가 어긋났고 목표에서 4~5마일 모자랐다. 74번 N-21은 4월 19일 또다시 산화제 부트스트랩 라인 고장으로 2단 엔진이 조기 정지했다. 76번 메어스 테일(Mares Tail)은 5월 1일 타이탄 I로, 한쪽 엔진이 이륙 직후 멈추면서 약 50피트만 솟구쳤다가 7.5초 뒤 발사대 뒤쪽으로 떨어졌다. 79번 N-14는 5월 9일 누출로 인한 산화제 고갈로 조기 정지, 80번 N-20은 5월 29일 1단 점화 시 연료 누출로 엔진실 화재가 번져 52초 만에 1단이 자폭하고 2단은 사거리안전관제관(RSO)이 파괴했다. 페이지 하단에는 1996년 9월 10일 작성된 RTI(Research Triangle Institute) 159쪽이라는 표시가 있다.

이 페이지는 1963~1965년 사이 타이탄(Titan) 계열 미사일 시험 발사 중 발생한 실패 사례 11건을 사건 번호 81번부터 120번까지 짧은 단락으로 정리해 둔 보고서의 한 쪽이다. 각 항목은 코드명, 발사 날짜, 응답 모드, 비행 단계 순으로 머리에 메타 정보를 단 뒤 무엇이 어떻게 어긋났는지를 한 문장씩 적는다.

81번 'Thread Needle'은 1963년 6월 20일 타이탄 II로, 발사 후 146초 무렵 1단 엔진 정지(BECO)까지는 정상이었으나 단 분리 단계가 비정상적으로 길어졌다. 사전 가스 발생기 분사기로 흐르는 산화제 유량이 줄어 2단 추력이 평소보다 한참 낮았기 때문이다. 미사일은 예정 궤도를 따라가긴 했지만 시간이 크게 늦었고, 약 480초 시점(예정보다 3분쯤 늦게)부터 왼쪽으로 천천히 선회하기 시작했다. 10초 뒤 2단 엔진 정지(SECO) 신호가 잡혔고, 추적이 모두 끊긴 532초에 자폭 명령이 내려갔다.

82번 'Silver Spur'는 같은 해 7월 16일 타이탄 I 시험으로, 1단 차단까지는 정상이었고 단 분리도 됐지만 2단 점화에 실패했다. 83번 'Polar Route'는 1963년 8월 30일 타이탄 I로, 1단과 2단 연소는 정상이었으나 2단 정지 시점에 버니어 엔진들도 같이 꺼졌다. 가스 발생기가 함께 정지한 것으로 보인다.

84번 'Fire Truck'은 1963년 11월 9일 타이탄 II로, 130초 만에 통제를 잃고 텀블링하다 공중 분해됐다. 85번 'IIIA (65-210)'는 1964년 9월 1일 발사로, 1차 트랜스테이지 연소까지는 임무가 정상이었지만 트랜스테이지 추진제 탱크 가압 계통이 고장 나 추력이 떨어졌고, 결국 2700마일 떨어진 해상에 떨어졌다.

107번 'West Wind II'는 1964년 12월 8일 타이탄 I로, 1단 출력 이상과 유도 장치의 편차가 겹쳐 미사일이 왼쪽으로 크게 흘렀다가 다시 오른쪽으로 과보정해 미드웨이 섬 북쪽으로 빠져나갔다. 다른 자료는 남지 않았다고 적혀 있다. 108번 'West Wind III'는 1965년 1월 14일 발사로 1단은 정상으로 보였으나 2단 점화에 실패했다. 112번 'West Wind II'는 같은 해 3월 5일 발사로, 추진제가 다 떨어져 표적에서 약 80마일 못 미친 지점에 떨어졌다.

114번 'Lord Deck'은 1965년 4월 30일 타이탄 I로, 발사 후 약 100초까지는 정상이었으나 터보펌프 고장으로 IP(추력)가 줄다가 멈췄고, 115초 무렵 해상 약 115마일 지점에서 자폭했다. 마지막 120번 'Gold Fish'는 1965년 6월 14일 타이탄 II로, 버니어 단독 비행 단계에서 노즐 하나를 잃어 실패한 것으로 보인다고 적었다.

페이지 하단에는 '9/10/96 160 RTI'라는 발행·페이지·기관 표기가 함께 들어 있다.

1996년 9월 12일 자 RTI 보고서 161쪽으로, 1965년 9월부터 1967년 4월까지 타이탄 계열 발사체 9건의 실패 사례를 짧게 정리한 목록이다. 127번 타이탄 II '볼드 가이'는 1965년 9월 21일 1단 정상 비행 후 잘못된 유도 명령으로 2단이 점화 직후 멈췄다. 128번 IIC(915-12)는 1965년 10월 15일 트랜스테이지 2차 점화·연소까지는 정상이었으나 엔진 한 챔버가 완전히 꺼지지 않아 피치업이 일어나며 통제를 잃고 궤도를 벗어났다. 131번 '크로스 파이어'는 1965년 11월 30일 J08~214초 사이 추적 신호가 끊겼고, 약 360~380초까지 레이더에 잡힌 탄도 궤적이 우측으로 휘어졌다. 원인은 크로스오버 매니폴드의 연료 누출이었다. 134번 IIIC(66-101)는 1965년 12월 21일 트랜스테이지 2차 연소 종료까지는 정상이었지만, 자세제어 엔진이 버니어 연소 후 꺼지지 않아 연료가 바닥나고 자세제어를 잃었다. 138번 '시 레이븐'은 1965년 12월 22일 2단 연소 도중 좌우로 흔들리되 다운레인지 진행은 거의 없었고, 396초에 자동 연료 차단이 걸렸다. 서스테이너 작동기 정렬 불량이 제어 한계를 넘긴 결과였다. 142번 '실버 불릿'은 1966년 5월 24일 모든 비행이 정상이었지만 재진입체가 분리되지 않아 목표보다 약 20마일 앞쪽에 떨어졌다. 155번 IIC(66-105)는 1966년 8월 18일 0단 추진 중 79초에 페이로드 페어링이 깨지면서 격렬한 기동 끝에 자폭(ISDS)했다. 159번 '글래머 걸'은 1967년 4월 12일 2단 점화 약 15초 뒤 요-레이트 자이로가 고장 나면서 격렬한 롤·피치 기동을 일으켰고, 약 460마일 다운레인지에서 추락했다. 160번 IIIB/아제나 D '레이저 테일러'는 1967년 4월 26일 1단 분리까지 정상이었으나 2단 점화 15초쯤 연료라인 막힘으로 챔버 압력이 떨어져 추력이 절반 수준으로 줄었다. 300초에 신호가 끊겼고 충돌 지점은 약 600마일 다운레인지였다.

타이탄 계열 발사체의 실패 사례를 시간순으로 정리한 보고서 본문이다. 1970년 11월 IIIC-19호는 부스터는 정상이었으나 트랜스테이지가 2차 점화 직전 유도 이상으로 궤도 진입에 실패했고, 1972년 2월 IIIB/Agena D는 부스터 단계 직후 Agena 점화 자체가 일어나지 않아 탑재체가 1500마일 하류에 떨어졌다. 1974년 2월 Titan IIIE 1호기는 센토어 분리까지는 정상이었지만 센토어 단이 점화하지 않았고, 1975년 5월 IIIC-25호는 2단·3단 분리 230밀리초 뒤 IMU 전원이 끊겨 트랜스테이지가 텀블링했다. 같은 해 12월 IIIC-29호는 발사체 자체는 임무를 마쳤지만 위성 추진계 고장으로 자세를 잃었다. 1976년 9월 IIIB/Agena D는 2단 엔진이 종료 명령에 반응하지 않고 연료가 다 탈 때까지 연소했는데, 원인은 연료 밸브를 막은 단단한 이물질로 추정한다. 1977년 9월 E36/Centaur D-1T는 2단 속도가 낮게 나왔지만 전반적으로는 성공으로 봤고, 원인은 프리밸브 위에 박힌 디퓨저 라인 조각으로 짚었다. 1978년 3월 IIIC-17호는 2단 점화 14.4초 뒤부터 유압계가 과압을 시작해 125초 뒤 파열했고, 차량이 통제를 잃자 RSO가 629초와 630초에 각각 무장과 파괴 신호를 보냈다. 1985년 8월 34D는 1단 엔진에서 세 가지 큰 이상이 잇따라 일어났다 — 110초경 산화제 흡입 라인에서 초당 165파운드의 누출, 213초에 연소실 하류에서 초당 30파운드의 연료 누출, 그리고 세 번째 이상은 페이지가 끊긴다. 페이지 하단에 9/10/96 162 RTI 라는 페이지 번호와 식별자가 달려 있다.

163쪽은 타이탄 계열 발사체의 사고 사례를 번호순으로 나열한 보고서 본문이다. 이전 항목에 이어 S/A-1 단이 터보펌프 고장으로 213초에 정지했고, 221초에 자세 제어가 흔들리기 시작해 273초에 거리안전관(RSO)이 파괴 신호를 보냈다고 정리한다. 307번 항목은 1986년 4월 18일 34D(AFSC) 사고로, 이륙 8.8초 뒤 고체로켓모터(SRM) 2번의 단열재와 케이스가 분리되며 케이스가 파열했고 본체가 파편에 부서졌으며 9.0초에 SRM-1이 자동 파괴됐다고 적었다. 311번은 1988년 9월 2일 34D-3/트랜스테이지 비행으로, 연료탱크 상부와 가압 배관 손상으로 가압 계통이 무너졌고 주차 궤도에서 1,340파운드가 새고 트랜스테이지 첫 연소 중 헬륨 누출이 더해져 2차 연소를 시작할 수 없었고 탑재체는 정지천이궤도에 남았다고 한다. 315번은 1989년 6월 14일 타이탄 IV-1/IUS 비행으로, 1단 연소 후반에 엔진 하나가 멈췄지만 나머지 엔진의 짐벌 제어로 추진제 소진까지 자세를 잡았고 2단 연소에서 궤적 오차를 만회해 임무 자체는 성공했다고 평가한다. 319번은 1990년 3월 14일 상업용 타이탄으로, 부스트 단계는 정상이었으나 위성 두 개를 분리하도록 짠 시스템에 위성 하나만 실으면서 배선 팀이 하니스를 잘못 연결해 미사일 유도 컴퓨터(MGC)의 분리 신호가 위성으로 가지 않았고 PKM과 위성이 2단에서 떨어지지 않아 저지구 타원궤도에 머물렀다 — 지상 관제는 몇 시간 뒤 위성만 떼어냈고 PKM은 2단에 붙은 채 남았다. 328번은 1993년 8월 2일 IV 비행으로, SRM#1에서 99.9초에 누출이 일어나 추진제 가스가 기체를 감쌌고 약 1.6초 뒤 폭발해 산산이 흩어졌으며 104.5초에 파괴 신호가 송신됐다. 329번은 1993년 10월 5일 II/SLV(랜드샛 6)로, 타이탄 II 2단 연소와 탑재체 분리까지는 성공했으나 원지점 추력 모터가 점화되지 않아 타원 궤도를 원형으로 다듬지 못했고 랜드샛과 타이탄 II 모두 탄도 궤적으로 대기권에 재진입해 연소했다.

RTI 보고서 D.5 절은 델타를 뺀 토르 발사·성능 이력을 다룬다. 1955년부터 1995년까지의 토르 발사 횟수를 막대그래프(그림 40)로 압축해 보여주는데, 막대의 검은 부분은 그해 정상 작동으로 확인된 발사 횟수이고, 위쪽 흰 부분은 실패했거나 발사체가 어떤 이상 거동을 보인 비행을 가리킨다. 표 46의 응답모드(response mode) 칸에 항목이 적힌 발사는 모두 후자에 들어가지만, 그런 이상이 반드시 임무 목표 일부 또는 전부의 달성을 막은 것은 아니다. 이어지는 D.5.1 절은 표 46이 토르와 토르 부스터 기반 우주발사체의 모든 발사를 정리한다고 설명한다. 표의 첫 칸은 발사 일련번호, 두·세 번째 칸은 발사체 ID와 날짜, 네 번째 칸은 형상, 다섯 번째 칸은 발사장이며, 여섯 번째 칸은 RTI가 해당 실패를 가장 잘 설명한다고 판단한 응답모드를 1~5와 NA로 표시한다. 모드 3 또는 4 실패에서 발사체가 텀블링했다면 'T' 접미사를 붙이고, 성공 발사는 응답모드 칸을 빈칸으로 둔다. 페이지 하단에 1996년 9월 10일, 본문 164쪽, RTI 식별자가 적혀 있다.

토르(Thor) 발사 이력 표(Table 46)가 페이지를 거의 다 채우는 데이터 페이지다. 상단 짧은 단락은 표 읽는 법을 설명한다 — 일곱 번째 칸은 실패가 발생한 운용 비행 단계, 마지막 칸은 해당 발사체 구성이 오늘날(보고서 작성 시점) 발사되는 것과 동일한 구성인지 여부를 가리킨다. 표 자체는 1957년 1월부터 1959년 5월까지의 토르 발사 35건을 일련번호·임무 종류·발사일·발사체 구성·시험 사거리(ER)·응답 모드·비행 단계·대표 구성 여부 칸으로 정리한다. 임무 칸의 대부분은 무기 체계(WS) 시험이고, 그 사이로 1958년 10월 11일 PIONEER-I (ABLE-I 127호기)와 1958년 11월 8일 PIONEER-II (ABLE-I 129호기) 두 건의 초기 행성간 탐사선 발사가 끼어 있다. 페이지 하단에 표 제목과 동일한 번호 체계(165쪽, RTI 보고서, 1996년 9월 10일자)가 들어가 있어 RTI 가 토르 발사 데이터를 일괄 집계한 부록 성격의 페이지임을 알 수 있다.

1959년 6월부터 1965년 2월까지의 케이프 커내버럴(ER, Eastern Range) 발사 기록을 No.42부터 No.85까지 한 줄씩 정리한 표다. 각 행은 발사 번호, 임무명(Mission/D), 발사일, 비행체 구성(Vehicle Configuration), 시험 발사장, 응답 모드(Response Mode), 비행 단계(Flight Phase), 보고 신뢰도(Rep. Conf.) 순으로 적혀 있다. 임무명에는 다수의 'WS'(웨더 위성 등) 발사와 함께 EXPLORER 6(1959-08-07), TRANSIT 1A(1959-09-17), PIONEER-5(1960-03-11), TIROS 1(1960-04-01), TRANSIT-1B·2A·3A·3B·4A·4B, COURIER-1A·1B, BIG SHOT I·II(suborbital), COMPOSITE-1, ANNA-1B, 그리고 ASSET ASV-2·3·4 시리즈가 들어 있다. 비행체 구성 칸은 대부분 ABLE / ABLE II / ABLE III / ABLE-STAR 계열에 괄호 안 일련번호를 붙여 표기했고, 시험 발사장은 모두 ER로 동일하다. Response Mode와 Flight Phase 칸은 비어 있는 행이 많고, 일부 행에만 숫자(예: 3, 4, 47)나 'NA' 표기, '1 & 5', '2 & 5', '4 & 5' 같은 복합 단계 표기가 들어 있다. 보고 신뢰도(Rep. Conf.)는 표 전체에서 모두 0으로 기록되어 있다. 페이지 하단에는 작성일 '9/10/96', 페이지 번호 166, 그리고 약어 'BTI'가 찍혀 있다.

D.5.2 절은 토르(Thor) 와 토르 부스트(Thor-Boosted) 발사체의 비행 실패 사례를 모은 단락이다. 1957년 1월 첫 토르 발사부터 시작하는 실패 일지로, 각 항목 번호는 D.5.1 절의 비행 시퀀스 번호와 맞춰져 있다.

1번 사례(1957년 1월 25일, 101호기)는 연료 시스템 밸브가 고장 나 추력을 잃었고, 미사일은 9인치(약 23센티미터)까지 떠올랐다가 발사대 위로 다시 떨어졌다. 2번(4월 19일, 102호기)은 외견상 정상 비행 중이었으나 DOVAP 추적이 미사일이 상류 방향으로 향한다는 잘못된 곡선을 그려, 사거리안전관(RSO)이 34.7초에 자폭 명령을 내렸다. 3번(5월 21일, 103호기)은 발사 전 카운트다운 T-5분 시점에 연료 탱크 조정기와 안전밸브가 고장 나 탱크가 과압으로 파열되며 발사대 위에서 폭발했다.

4번(8월 30일, 104호기)은 주엔진 요(yaw) 피드백 회로에 잡신호가 끼어 약 92초 만에 미사일이 공중분해됐다. 5번(9월 20일, 105호기)은 추진제가 예정보다 빨리 떨어져 목표지점에서 400마일 못 미친 지점에 떨어졌다. 6번(10월 3일, 107호기)은 이륙 1.25초 뒤 주연료 밸브가 닫혀 17피트 정도 떴다가 다시 발사대로 추락했다. 7번(10월 11일, 108호기)은 기계 결함으로 주엔진이 예정보다 일찍 차단돼, 마지막 단계의 버니어 솔로 비행을 잃었다.

8번(12월 7일, 112호기)은 비행 107초에 전기 계통이 고장 나 컨버터에 비정상 부하가 걸렸고, 110초부터 궤적이 어긋나기 시작해 (주엔진 정지 시각인 156초를 한참 지난) 약 224초에 공중분해됐다. 잔해는 비행축 왼쪽 40마일, 발사장 기준 200마일 아래쪽에 떨어졌다. 9번(12월 19일, 113호기)은 버니어 솔로 단계가 작동하지 않았고 목표보다 6마일 짧게 떨어졌지만 성공으로 분류됐다. 10번(1958년 1월 28일, 114호기)은 95초에 유도장치가 고장 나 잘못된 조타 명령이 들어가면서 기체가 왼쪽으로 요(yaw)하고 기수가 아래로 처졌고, 110초부터 시작된 발산은 페이지가 잘리는 시점까지 이어졌다.

페이지 푸터에는 작성일 1996년 9월 10일과 페이지 번호 167, 발행 기관 약자 RTI 가 있다.

1996년 9월 10일자 보고서 168쪽으로, Thor 미사일 발사 실패·이상 사례를 번호 11번부터 22번까지 나열한 표 형식의 본문이다. 11번 사례는 발사 152초 후 RSO(레인지 안전 책임자)가 미사일을 폭파시켰고 약 60마일 떨어진 곳에 낙하했다는 내용으로 끝난다. 이어지는 12번부터 22번까지는 1958년 2월 28일부터 같은 해 12월 5일 사이에 일어난 비행 사건을 차례로 정리한다. 각 항목은 차량 번호, 날짜, 응답 모드(Response Mode), 비행 단계(Flight Phase), 그리고 실패 원인을 짧게 적는다. 연료 라인 고장으로 109.7초 만에 메인 엔진이 조기 정지한 사례(12번), 이륙 직후 추력 손실로 약 4피트 고도까지 올라갔다 발사대로 다시 떨어진 사례(13번), 146.2초에 터보펌프 고장으로 메인 엔진이 멈추고 폭발한 Able I 미사일(14번), 가이던스 정지 명령이 배선 고장으로 전달되지 않아 백업 명령으로 메인 엔진을 끄자 버니어 엔진까지 같이 꺼지면서 큰 오버슈트가 난 사례(15번), 메인 엔진 액체산소 밸브가 오작동으로 닫혀 58.4초에 추력이 끊기고 약 5마일 떨어진 곳에서 잔해를 회수한 사례(16번), 약 74초에 터보펌프 고장으로 엔진이 꺼진 뒤 폭발해 약 10마일 떨어진 곳에 떨어진 Able I(17번)이 이어진다. 18번은 1958년 10월 11일 발사한 Pioneer I로, 상단 엔진 추력 부족 때문에 계획 궤도 고도가 25만 해리에서 9만 해리로 줄었다고 적는다. 19번은 이륙 직후 미사일이 발사 지점 뒤쪽과 왼쪽으로 표류하다가 피치 자이로 고장으로 과도하게 기수가 내려가 34.6초에 명령 폭파된 사례, 20번은 정상 부스트 단계 뒤 3단 Allegheny Ballistic X-248-A3 고체 추진 모터 점화 실패 사례(Able I), 21번은 가이던스 인버터 이상으로 가속도계 스케일이 어긋나 목표 지점을 37마일 넘긴 발사, 22번은 비행 전체에서 추력이 정상치를 밑돌아 연료 문제가 이어진 1958년 12월 5일 발사다. 페이지 하단 푸터에 발행일 1996년 9월 10일, 쪽 번호 168, 발행 기관 RTI 표기가 같이 적힌다.

1996년 9월 10일자 보고서 169쪽으로, 1958년 12월부터 1960년 4월 사이 토르 계열 미사일과 위성 발사체에서 일어난 비행 실패와 부분 실패 사례를 번호 매긴 목록으로 정리한 페이지다. 28번 사례는 1958년 12월 16일 발사 146호로, 비행은 성공으로 평가되었지만 메인엔진 연료 밸브가 MECO 신호 후에도 14초 동안 부분적으로 열려 있어 목표지점에서 6마일 더 나갔다. 29번 사례는 같은 달 30일 149호로, 이륙 순간 전기계통에서 일시적인 접지가 발생해 유도장치가 예정된 108.5초가 아닌 이륙 시점부터 제어를 시작했고, 자세를 잡으려다 22초에 60도까지 기울었다가 46.4초에는 오른쪽으로 텀블링에 들어갔다. 52.5초에 파괴 명령이 내려졌다. 30번 사례는 1959년 1월 22일 에이블 II 128호로, 전기 고장으로 에어로젯 제너럴 AJ10-42 2단의 분리와 점화가 실패했다. 31번은 같은 달 30일 154호로, 추진제 혼합비가 잘못되고 추력이 낮아 연료가 컷오프 조건 전에 떨어졌다. 32번은 2월 28일 에이블 II 131호로, 비행 195초까지는 정상이었으나 그 시점부터 추적이 끊겨 218초에 컷오프, 222초에 파괴 명령이 내려졌다. 44번은 6월 29일 또는 30일 발사로, 비행 자체는 정상이었지만 재진입체가 분리되지 않고 역추진 로켓도 점화되지 않았다. 45번은 7월 21일 203호로, 발사대 이탈 핀이 빠지지 않아 피치와 롤 프로그램이 시작되지 못했고, 미사일은 약 1만 8천 피트 고도에서 45초 만에 파괴되었다. 9월 17일 트랜짓 1A 136호는 1단과 2단까지는 정상이었으나 2단과 3단 분리에서 2단 역추진 계통이 실패해 단끼리 충돌했고, 결국 3단이 점화되지 못했다. 50번 12월 1일 254호는 유압계통 고장으로 메인엔진 액체산소 밸브가 일찍 닫혔고, 8초부터 146초까지 유압이 거의 직선으로 떨어져 목표지점에서 322마일 모자란 지점에 떨어졌다. 마지막 항목은 1960년 4월 13일 트랜짓 1B 267호로, 위성이 예정보다 낮은 궤도에 올라가긴 했지만 부분 성공으로 평가되었다. MECO 속도가 정상보다 초당 315피트 낮았고, 유도 컴퓨터가 잡음 데이터를 걸러내는 과정에서 피치 평면 조향 오차가 누적되어 궤도가 어긋났다.

1996년 9월 10일자 RTI 보고서의 170쪽으로, 발사체 비행 이상 사례 일곱 건이 번호와 함께 짧은 항목으로 나열되어 있다. 67번 항목은 1960년 6월 22일 트랜짓 2A 발사 사례로, 부스트 단계는 정상이었으나 2단 연소 중 이상이 발생해 계획한 원형 궤도 대신 원지점 570마일·근지점 341마일의 궤도에 안착했다고 적는다. 68번은 1960년 8월 18일 쿠리어 1A로, 이륙 약 18초 뒤부터 유압이 서서히 떨어졌고 129.3초에 큰 과도 진동이 잡혔으며, 133초 무렵부터 요·피치·롤이 제어를 벗어나 138~143초 사이 미사일이 피치 축으로 세 바퀴를 돌았다. 상단은 140.4초에 분리되었고 1단은 142.8초경 공중분해되었으나 2단은 형체를 유지한 채 400초까지 비콘 추적이 이어졌다고 한다. 70번은 1960년 11월 30일 트랜짓 3A로, MECO 차단 회로가 무장된 시점에 1단이 예정보다 11.2초 빠른 151.85초에 정지했고 그때 속도가 정상 차단 속도보다 약 2500ft/s 낮아 1단 근지점이 쿠바에 떨어졌다. 2단은 분리 후 정상 작동하다가 남미 상공 통과를 막기 위해 MECO 159.9초 뒤에 안전관(RSO)이 정지시켰다. 71번은 1961년 2월 21일 트랜짓 3B 건으로, 2단의 두 번째 연소가 일어나지 않아 근지점 539마일·원지점 92마일의 비정상 궤도가 됐다. 72번은 1962년 1월 24일 컴포지트 1로, 2단 점화 직전까지는 허용 범위 안이었으나 하부 산화제 매니폴드 파열로 추정되는 이유로 정상 추력이 끝까지 나오지 않았고, 점화 50밀리초 뒤 추력실이 격하게 흔들리며 2단이 회전하기 시작해 첫 회전 주기가 약 29초로 측정되었다. 추진제는 MECO 12초 뒤 모두 소진되었으며 정상 1단 연소 시간은 378초로 적혀 있다. 73번은 1962년 5월 10일 ANNA 1A 발사 사례로, 첫 비행은 성공했으나 전기계통 고장으로 분리와 2단 점화가 모두 막혔다고 짧게 정리한다. 마지막 81번은 1964년 5월 24일 자산-2 발사로, 2단이 아예 점화되지 않았거나 1초 만에 꺼졌다고 결론짓는다.

보고서 말미의 참고문헌 목록 페이지로, 14개 항목이 번호순으로 정리되어 있다. 1번 몽고메리·워드의 1990년 9월 RTI 보고서 〈발사체 잔해의 명중 확률 계산〉을 시작으로, 2번 1991년 6월 동부 시험장 안전국의 D1000 시험 사후 보고, 3번 워드의 1995년 9월 〈아틀라스·델타 발사체의 기준 발사 구역 위험 평가〉, 4번 부즈앨런 해밀턴이 1992년 2월 공군 우주사령부 발사 서비스 그룹에 제출한 초안 〈스페이스리프트 유효 능력 1부 — 발사체 성공률 예측 분석〉, 5번 1988년 7월 기술평가국의 〈미래 우주 수송 보고서를 위한 발사 옵션〉으로 이어진다. 6번 실크의 제너럴 다이내믹스 신뢰도 회보 〈신뢰도 성장 모델 개요〉, 7~9번은 제45우주비행단 사료실의 동부 시험장 발사 연대기(1950~1994년과 1995년 12월까지 업데이트분) 및 제30우주비행단 사료실의 밴덴버그 공군기지 발사 연대기(1958~1995)다. 10번 이사코위츠와 사멜라가 갱신해 AIAA가 1995년에 발행한 〈우주 발사 시스템 국제 참고 안내서〉 제2판, 11번 스미스의 1991년 7월 초안 〈유인 우주선용 발사 시스템〉, 12번 맥도널 더글러스 우주시스템사가 1995년 11월 4일까지의 델타 발사 자료로 작성한 〈궤도 매개변수 비교 표 1〉도 들어 있다. 마지막 13번과 14번은 1957~1995년 제45우주비행단 비행 안전·임무 비행 통제 분석실의 미사일·우주 발사체 파일과, ACTA의 제임스 베커를 통해 받은 1963~1995년 제30우주비행단 미사일 발사 운용 기록이다. 페이지 아래에는 작성일 1996년 9월 10일, 쪽수 171, 발행처 RTI가 표시된다.

Atlas·Titan 발사체 실패 분석에 참고한 자료 목록의 일부로, 15번부터 22번 항목이 이어진다. 1995년 11월 Florida Today 에 록히드 마틴이 실은 〈타이탄 IV, 미국의 조용한 영웅〉, 1965년 4월까지의 발사 기록을 정리한 General Dynamics 보고서 EM-1860 〈아틀라스 프로그램 비행 이력〉, 1995년 4월 록히드 마틴의 C. W. Fenske 가 정리한 〈아틀라스 비행 프로그램 요약〉, 1996년 3월 13일 Bob Buster 가 록히드 마틴에서 RTI 로 팩스로 보낸 〈발사 이력〉, Atlas·Titan 실패와 관련한 USAF 사고·사건 보고서 몇 건, 1996년 2월 25일 Andrew H. Quintero 가 작성하고 Bill Zelinsky 가 RTI 에 전달한 〈1975년 이후 동부 시험장 발사 실패〉 에어로스페이스 메모, 1996년 4월 4일 록히드 마틴에서 받은 1959년 이후의 〈타이탄 비행 이상·실패 요약〉, 1996년 1월 I-Shih Chang 의 에어로스페이스 보고서 TOR-96(8504)-2 〈우주 발사체 실패 (1984-1995)〉 가 차례로 올라 있다. 페이지 하단의 날짜 9/30/96, 쪽 번호 172, 약어 RTI 가 남아 있어 이 문서가 1996년 9월 30일 RTI 가 정리한 자료의 일부임을 알 수 있다.