Sistema de protección térmica del transbordador espacial -Space Shuttle thermal protection system

El Observatorio Aerotransportado de Kuiper tomó una imagen infrarroja de la parte inferior de Columbia durante el reingreso de STS-3 para estudiar las temperaturas. El orbitador tenía 56 kilómetros (184.000 pies) de altura y viajaba a Mach 15,6.

El transbordador espacial Discovery se acerca a la Estación Espacial Internacional durante el STS-114 el 28 de julio de 2005.

El sistema de protección térmica (TPS) del transbordador espacial es la barrera que protegió al orbitador del transbordador espacial durante el calor abrasador de 1650 °C (3000 °F ) del reingreso atmosférico . Un objetivo secundario era protegerse del calor y el frío del espacio mientras estaba en órbita.

Materiales

Sistema de protección térmica para el orbitador 103 y posteriores

Endeavour en el museo del Centro de Ciencias de California, mostrando mosaicos cerca de la puerta

El TPS cubría esencialmente toda la superficie del orbitador y constaba de siete materiales diferentes en diferentes ubicaciones según la cantidad de protección térmica requerida:

Carbono-carbono reforzado (RCC), utilizado en la tapa del morro, el área de la barbilla entre la tapa del morro y las puertas del tren de aterrizaje del morro, la punta de flecha detrás de la puerta del tren de aterrizaje del morro y los bordes de ataque del ala. Se utiliza cuando la temperatura de reentrada supera los 1260 °C (2300 °F).
Baldosas de aislamiento de superficie reutilizable de alta temperatura (HRSI), utilizadas en la parte inferior del orbitador. Fabricado en cerámica de sílice LI-900 recubierta. Se utiliza cuando la temperatura de reentrada es inferior a 1260 °C.
Baldosas de aislamiento de compuesto refractario fibroso (FRCI), utilizadas para proporcionar mayor resistencia, durabilidad, resistencia al agrietamiento del revestimiento y reducción de peso. Algunas tejas HRSI fueron reemplazadas por este tipo.
Mantas aislantes flexibles (FIB), un aislamiento de superficie acolchado y flexible similar a una manta. Se usa cuando la temperatura de reingreso es inferior a 649 °C (1200 °F).
Azulejos de aislamiento de superficie reutilizable de baja temperatura (LRSI), que anteriormente se usaban en la parte superior del fuselaje, pero que en su mayoría fueron reemplazados por FIB. Se utiliza en rangos de temperatura más o menos similares a FIB.
Losetas de aislamiento fibroso de una sola pieza endurecidas (TUFI), una loseta más fuerte y resistente que comenzó a usarse en 1996. Se usa en áreas de alta y baja temperatura.
Aislamiento de superficie reutilizable de fieltro (FRSI). Mantas blancas de fieltro Nomex en las puertas superiores de la bahía de carga útil, partes del fuselaje medio y los lados del fuselaje trasero, partes de la superficie superior del ala y una parte de las cápsulas OMS/RCS . Se usa cuando las temperaturas se mantienen por debajo de los 371 °C (700 °F).

Cada tipo de TPS tenía características específicas de protección contra el calor, resistencia al impacto y peso, que determinaban los lugares donde se usaba y la cantidad utilizada.

El transbordador TPS tenía tres características clave que lo distinguían del TPS utilizado en naves espaciales anteriores:

reutilizable: Las naves espaciales anteriores generalmente usaban escudos térmicos ablativos que se quemaban durante el reingreso y, por lo tanto, no podían reutilizarse. Este aislamiento era robusto y confiable, y la naturaleza de un solo uso era apropiada para un vehículo de un solo uso. Por el contrario, la lanzadera reutilizable requería un sistema de protección térmica reutilizable.
Ligero: Los escudos térmicos ablativos anteriores eran muy pesados. Por ejemplo, el escudo térmico ablativo del módulo de mando de Apolo comprendía aproximadamente el 15 % del peso del vehículo. El transbordador alado tenía mucha más área de superficie que las naves espaciales anteriores, por lo que un TPS liviano era crucial.
Frágil: La única tecnología conocida a principios de la década de 1970 con las características térmicas y de peso requeridas también era tan frágil, debido a la densidad muy baja, que se podía triturar fácilmente una loseta TPS con la mano.

Propósito

Las superficies debajo de las alas del Discovery están protegidas por miles de placas aislantes reutilizables para altas temperaturas.

La estructura de aluminio del orbitador no podía soportar temperaturas superiores a 175 °C (347 °F) sin fallas estructurales. El calentamiento aerodinámico durante la reentrada empujaría la temperatura muy por encima de este nivel en algunas áreas, por lo que se necesitaba un aislante eficaz.

Calefacción de reingreso

Una vista más cercana de las baldosas debajo del fuselaje delantero y el extremo frontal del ala izquierda. La esquina de la puerta del tren de morro se puede ver en la parte inferior izquierda. Los mosaicos negros sólidos oscuros son nuevos que aún no han pasado por un reingreso. (En la parte superior, el objeto blanco es la puerta izquierda abierta del compartimiento de carga).

El calentamiento de reentrada difiere del calentamiento atmosférico normal asociado con los aviones a reacción, y esto rige el diseño y las características del TPS. La piel de los aviones a reacción de alta velocidad también puede calentarse, pero esto se debe al calentamiento por fricción debido a la fricción atmosférica , similar a calentarse las manos frotándolas. El orbitador volvió a entrar en la atmósfera como un cuerpo romo al tener un ángulo de ataque muy alto (40°) , con su amplia superficie inferior orientada en la dirección del vuelo. Más del 80% del calentamiento que experimenta el orbitador durante el reingreso es causado por la compresión del aire delante del vehículo hipersónico, de acuerdo con la relación termodinámica básica entre presión y temperatura . Se creó una onda de choque caliente frente al vehículo, que desvió la mayor parte del calor e impidió que la superficie del orbitador entrara en contacto directo con el pico de calor. Por lo tanto, el calentamiento de reentrada fue en gran parte una transferencia de calor por convección entre la onda de choque y la piel del orbitador a través del plasma sobrecalentado . La clave para un escudo reutilizable contra este tipo de calentamiento es un material de muy baja densidad, similar a cómo una botella termo inhibe la transferencia de calor por convección.

Algunas aleaciones de metales de alta temperatura pueden soportar el calor de reingreso; simplemente se calientan y vuelven a irradiar el calor absorbido. Esta técnica, llamada protección térmica del disipador de calor , fue planeada para el vehículo espacial alado X-20 Dyna-Soar . Sin embargo, la cantidad de metal de alta temperatura requerida para proteger un vehículo grande como el Space Shuttle Orbiter habría sido muy pesada y supondría una grave penalización para el rendimiento del vehículo. De manera similar, el TPS ablativo sería pesado, posiblemente perturbaría la aerodinámica del vehículo, ya que se quemaría durante el reingreso, y requeriría un mantenimiento significativo para volver a aplicarlo después de cada misión. (Desafortunadamente, la teja TPS, que originalmente se especificó que nunca recibiría golpes con escombros durante el lanzamiento, en la práctica también necesitaba ser inspeccionada de cerca y reparada después de cada aterrizaje, debido a los daños invariablemente sufridos durante el ascenso, incluso antes de que se establecieran nuevas políticas de inspección en órbita. después de la pérdida del transbordador espacial Columbia .)

Descripción detallada

Azulejo de sílice de Atlantis

El TPS era un sistema de diferentes tipos de protección, no solo de tejas de sílice. Están en dos categorías básicas: TPS de mosaico y TPS sin mosaico. Los principales criterios de selección utilizaron la protección de peso más ligero capaz de manejar el calor en un área determinada. Sin embargo, en algunos casos se utilizó un tipo más pesado si se necesitaba resistencia adicional al impacto. Las mantas FIB se adoptaron principalmente para reducir el mantenimiento, no por razones térmicas o de peso.

Gran parte del transbordador estaba cubierto con baldosas de sílice LI-900 , hechas esencialmente de arena de cuarzo muy pura. El aislamiento impidió la transferencia de calor a la piel y estructura de aluminio del orbitador subyacente. Estas baldosas eran tan malas conductoras del calor que uno podía sujetarlas por los bordes mientras aún estaban al rojo vivo. Había alrededor de 24.300 mosaicos únicos colocados individualmente en el vehículo, por lo que el orbitador ha sido llamado "la fábrica de ladrillos voladores". Investigadores de la Universidad de Minnesota y la Universidad Estatal de Pensilvania están realizando simulaciones atomísticas para obtener una descripción precisa de las interacciones entre el oxígeno atómico y molecular con las superficies de sílice para desarrollar mejores sistemas de protección contra la oxidación a alta temperatura para los bordes de ataque de los vehículos hipersónicos.

Las tejas no se fijaron mecánicamente al vehículo, sino que se pegaron. Dado que las baldosas quebradizas no podían flexionarse con la piel subyacente del vehículo, se pegaron a las almohadillas de aislamiento de tensión (SIP) de fieltro Nomex con adhesivo de silicona vulcanizante a temperatura ambiente (RTV), que a su vez se pegaron a la piel del orbitador. Estos aislaron las tejas de las desviaciones y expansiones estructurales del orbitador. Pegar las 24.300 tejas requirió casi dos años-hombre de trabajo por cada vuelo, en parte debido al hecho de que el pegamento se secaba rápidamente y era necesario producir nuevos lotes después de cada par de tejas. Un remedio ad-hoc que implicaba que los técnicos escupieran en el pegamento para ralentizar el proceso de secado fue una práctica común hasta 1988, cuando un estudio sobre el peligro de las baldosas reveló que la saliva debilitaba la fuerza de unión del adhesivo.

Tipos de azulejos

Aislamiento superficial reutilizable de alta temperatura (HRSI)

Un mosaico HRSI. Tenga en cuenta las marcas amarillas, que indican su ubicación exacta en el orbitador.

Las placas HRSI negras brindaron protección contra temperaturas de hasta 1260 °C (2300 °F). Había 20.548 placas HRSI que cubrían las puertas del tren de aterrizaje, las puertas de conexión umbilical del tanque externo y el resto de las superficies inferiores del orbitador. También se usaron en áreas en la parte delantera superior del fuselaje, partes de las cápsulas del sistema de maniobra orbital , el borde de ataque del estabilizador vertical, los bordes de fuga de elevon y la superficie de la aleta de la parte superior del cuerpo. Varían en grosor de 1 a 5 pulgadas (2,5 a 12,7 cm), dependiendo de la carga de calor encontrada durante el reingreso. Excepto por las áreas de liquidación, estos mosaicos eran normalmente de 6 por 6 pulgadas (15 por 15 cm) cuadrados. La loseta HRSI estaba compuesta de fibras de sílice de alta pureza. El noventa por ciento del volumen de la loseta era espacio vacío, lo que le otorgaba una densidad muy baja (9 lb/cu ft o 140 kg/m ³ ) lo que la hacía lo suficientemente liviana para los vuelos espaciales. Las baldosas sin recubrimiento tenían un aspecto blanco brillante y se parecían más a una cerámica sólida que al material similar a la espuma que eran.

El revestimiento negro de las baldosas era vidrio curado por reacción (RCG), del cual el siliciuro de tetraboro y el vidrio de borosilicato eran algunos de varios ingredientes. RCG se aplicó a todos menos a un lado de la loseta para proteger la sílice porosa y aumentar las propiedades de disipación de calor. El revestimiento estaba ausente en un pequeño margen de los lados adyacentes al lado no revestido (inferior). Para impermeabilizar la baldosa, se inyectó dimetiletoxisilano en las baldosas con una jeringa. Densificar la loseta con ortosilicato de tetraetilo (TEOS) también ayudó a proteger la sílice y agregó impermeabilización adicional.

Una loseta HRSI sin recubrimiento sostenida en la mano se siente como una espuma muy liviana, menos densa que la espuma de poliestireno , y el material delicado y friable debe manipularse con sumo cuidado para evitar daños. El revestimiento se siente como una capa delgada y dura y encapsula la cerámica aislante blanca para resolver su friabilidad, excepto en el lado sin revestimiento. Incluso una loseta recubierta se siente muy liviana, más liviana que un bloque de espuma de poliestireno del mismo tamaño. Como se esperaba de la sílice, son inodoros e inertes.

HRSI se diseñó principalmente para resistir la transición de áreas de temperatura extremadamente baja (el vacío del espacio, alrededor de −270 °C o −454 °F) a las altas temperaturas de reingreso (causadas por la interacción, principalmente compresión en el choque hipersónico, entre los gases de la atmósfera superior y el casco del transbordador espacial, típicamente alrededor de 1600 °C o 2910 °F).

Baldosas aislantes de material compuesto refractario fibroso (FRCI)

Las tejas FRCI negras proporcionaron mayor durabilidad, resistencia al agrietamiento del revestimiento y reducción de peso. Algunas tejas HRSI fueron reemplazadas por este tipo.

Aislamiento fibroso monopieza templado (TUFI)

Una loseta más fuerte y resistente que comenzó a usarse en 1996. Las losetas TUFI venían en versiones negras para altas temperaturas para usar en la parte inferior del orbitador y versiones blancas para temperaturas más bajas para usar en la parte superior del cuerpo. Si bien son más resistentes a los impactos que otras baldosas, las versiones blancas conducen más calor, lo que limita su uso a la aleta superior del cuerpo del orbitador y al área principal del motor. Las versiones negras tenían suficiente aislamiento térmico para la parte inferior del orbitador pero tenían mayor peso. Estos factores restringieron su uso a áreas específicas.

Aislamiento superficial reutilizable a baja temperatura (LRSI)

De color blanco, estos cubrían el ala superior cerca del borde de ataque. También se utilizaron en áreas seleccionadas del fuselaje delantero, medio y trasero, la cola vertical y las cápsulas OMS/RCS. Estas tejas protegían áreas donde las temperaturas de reingreso están por debajo de los 649 °C (1200 °F). Los mosaicos LRSI se fabricaron de la misma manera que los mosaicos HRSI, excepto que los mosaicos tenían un cuadrado de 8 x 8 pulgadas (20 x 20 cm) y tenían un revestimiento RCG blanco hecho de compuestos de sílice con óxido de aluminio brillante. El color blanco fue por diseño y ayudó a controlar el calor en órbita cuando el orbitador estaba expuesto a la luz solar directa.

Estos mosaicos eran reutilizables para hasta 100 misiones con renovación (100 misiones también era la vida útil de diseño de cada orbitador). Fueron inspeccionados cuidadosamente en la instalación de procesamiento del orbitador después de cada misión, y los mosaicos dañados o gastados se reemplazaron inmediatamente antes de la siguiente misión. También se insertaron láminas de tela conocidas como rellenos de huecos entre las baldosas cuando fue necesario. Estos permitieron un ajuste perfecto entre los mosaicos, evitando que el exceso de plasma penetre entre ellos, pero permitiendo la expansión térmica y la flexión de la piel subyacente del vehículo.

Antes de la introducción de las mantas FIB, las placas LRSI ocupaban todas las áreas que ahora cubren las mantas, incluida la parte superior del fuselaje y toda la superficie de las cápsulas OMS. Esta configuración de TPS solo se usó en Columbia y Challenger .

TPS sin azulejos

Mantas aislantes flexibles/aislamiento reutilizable flexible avanzado (FIB/AFRSI)

Desarrollado después de la entrega inicial de Columbia y utilizado por primera vez en las cápsulas OMS de Challenger . Este material de guata de sílice fibroso blanco de baja densidad tenía una apariencia de colcha y reemplazó a la gran mayoría de los mosaicos LRSI. Requerían mucho menos mantenimiento que las tejas LRSI, pero tenían aproximadamente las mismas propiedades térmicas. Después de su uso limitado en el Challenger , se usaron mucho más ampliamente a partir del Discovery y reemplazaron muchas de las placas LRSI en el Columbia después de la pérdida del Challenger .

Carbono-carbono reforzado (RCC)

El material gris claro que resistió temperaturas de reingreso de hasta 1510 °C (2750 °F) protegió los bordes de ataque de las alas y la tapa de la nariz. Cada una de las alas de los orbitadores tenía 22 paneles RCC de aproximadamente 1 ⁄ 4 a 1 ⁄ 2 pulgada (6,4 a 12,7 mm) de espesor. Los sellos en T entre cada panel permitieron la expansión térmica y el movimiento lateral entre estos paneles y el ala.

RCC era un material compuesto laminado hecho de fibras de carbono impregnadas con una resina fenólica . Después de curar a alta temperatura en un autoclave, el laminado se pirolizó para convertir la resina en carbono puro. Luego se impregnó con alcohol furfural en una cámara de vacío, luego se curó y se pirolizó nuevamente para convertir el alcohol furfural en carbón. Este proceso se repitió tres veces hasta que se consiguieron las propiedades carbono-carbono deseadas.

Para proporcionar resistencia a la oxidación para la capacidad de reutilización, las capas exteriores del RCC se recubrieron con carburo de silicio. El revestimiento de carburo de silicio protegía al carbono-carbono de la oxidación. El RCC fue altamente resistente a la carga de fatiga que se experimentó durante el ascenso y la entrada. Era más fuerte que las tejas y también se usó alrededor del zócalo del punto de unión delantero del orbitador al tanque externo para acomodar las cargas de choque de la detonación del perno explosivo. RCC fue el único material TPS que también sirvió como soporte estructural para parte de la forma aerodinámica del orbitador: los bordes de ataque del ala y la tapa de la nariz. Todos los demás componentes del TPS (placas y mantas) se montaron sobre materiales estructurales que los soportaban, principalmente el marco de aluminio y la cubierta del orbitador.

Aislamiento superficial reutilizable de fieltro Nomex (FRSI)

Esta tela blanca y flexible ofrecía protección hasta a 371 °C (700 °F). FRSI cubrió las superficies superiores del ala del orbitador, las puertas superiores de la bahía de carga útil, partes de las cápsulas OMS/RCS y el fuselaje trasero.

Rellenos de huecos

Se colocaron rellenos de huecos en puertas y superficies móviles para minimizar el calentamiento evitando la formación de vórtices. Las puertas y las superficies móviles crearon brechas abiertas en el sistema de protección contra el calor que debían protegerse del calor. Algunas de estas brechas eran seguras, pero había algunas áreas en el escudo térmico donde los gradientes de presión superficial causaron un flujo cruzado de aire de la capa límite en esas brechas.

Los materiales de relleno estaban hechos de fibras AB312 blancas o cubiertas de tela AB312 negras (que contienen fibras de alúmina). Estos materiales se utilizaron alrededor del borde de ataque de la tapa del morro, los parabrisas, la escotilla lateral, el ala, el borde de salida de los alerones, el estabilizador vertical, el timón/freno de velocidad, la aleta del cuerpo y el escudo térmico de los motores principales del transbordador.

En STS-114 , parte de este material fue desalojado y se determinó que representaba un riesgo potencial para la seguridad. Era posible que el relleno del espacio pudiera causar un flujo de aire turbulento más abajo del fuselaje, lo que resultaría en un calentamiento mucho mayor, lo que podría dañar el orbitador. La tela se quitó durante una caminata espacial durante la misión.

Consideraciones de peso

Si bien el carbono-carbono reforzado tenía las mejores características de protección contra el calor, también era mucho más pesado que las baldosas de sílice y las FIB, por lo que estaba limitado a áreas relativamente pequeñas. En general, el objetivo era utilizar el aislamiento de menor peso compatible con la protección térmica requerida. Densidad de cada tipo de TPS:

Material	Densidad
Material	( kg/m³ )	( libras/pies cúbicos )
Carbono-carbono reforzado	1986	124
Baldosas LI-2200	352	22
Baldosas aislantes compuestas refractarias fibrosas	192	12
Baldosas LI-900 (negras o blancas)	144	9
mantas aislantes flexibles	144	9

Área total y peso de cada tipo de TPS (utilizado en Orbiter 102, anterior a 1996):

tipo TPS	Color	Área (m ² )	Densidad superficial (kg/m ² )	Peso (kg)
Aislamiento de superficie reutilizable de fieltro	Blanco	332.7	1.6	532.1
Aislamiento superficial reutilizable a baja temperatura	Blanquecino	254.6	3.98	1014.2
Aislamiento superficial reutilizable de alta temperatura	Negro	479.7	9.2	4412.6
Carbono-carbono reforzado	Gris claro	38.0	44.7	1697.3
Misceláneas				918.5
Total	—	1105.0	—	8574.4

Primeros problemas de TPS

Aplicación lenta de baldosas

Columbia en la instalación de procesamiento Orbiter después de su llegada al Centro Espacial Kennedy el 25 de marzo de 1979, mostrando muchos mosaicos faltantes. Quedaban por colocar 7.800 de 31.000 tejas.

Los mosaicos a menudo se cayeron y causaron gran parte del retraso en el lanzamiento de STS-1 , la primera misión del transbordador, que originalmente estaba programada para 1979 pero no ocurrió hasta abril de 1981. La NASA no estaba acostumbrada a los largos retrasos en sus programas, y estaba bajo gran presión del gobierno y militares para lanzar pronto. En marzo de 1979 trasladó el Columbia incompleto , al que le faltaban 7.800 de los 31.000 mosaicos, desde la planta de Rockwell International en Palmdale, California, al Centro Espacial Kennedy en Florida . Más allá de crear la apariencia de progreso en el programa, la NASA esperaba que el mosaico pudiera terminarse mientras se preparaba el resto del orbitador. Esto fue un error; a algunos de los instaladores de mosaicos de Rockwell no les gustaba Florida y pronto regresaron a California, y la instalación de procesamiento de Orbiter no estaba diseñada para la fabricación y era demasiado pequeña para sus 400 trabajadores.

Cada loseta usó cemento que requirió 16 horas para curar . Después de fijar la loseta al cemento, un gato la mantuvo en su lugar durante otras 16 horas. En marzo de 1979, cada trabajador necesitaba 40 horas para instalar una teja; mediante el uso de estudiantes universitarios jóvenes y eficientes durante el verano, el ritmo se aceleró hasta 1,8 mosaicos por trabajador por semana. Miles de baldosas fallaron las pruebas de estrés y tuvieron que ser reemplazadas. Para el otoño, la NASA se dio cuenta de que la velocidad del mosaico determinaría la fecha de lanzamiento. Las tejas eran tan problemáticas que los funcionarios habrían cambiado a cualquier otro método de protección térmica, pero no existía ningún otro.

Debido a que tuvo que ser transportado sin todos los mosaicos, los espacios se llenaron con material para mantener la aerodinámica del transbordador durante el tránsito.

Preocupación por el "efecto cremallera"

El TPS de losetas fue un área de preocupación durante el desarrollo de la lanzadera, principalmente en relación con la confiabilidad de la adhesión. Algunos ingenieros pensaron que podría existir un modo de falla por el cual una teja podría desprenderse y la presión aerodinámica resultante crearía un "efecto cremallera" que quitaría otras tejas. Ya sea durante el ascenso o el reingreso, el resultado sería desastroso.

Preocupación por los impactos de escombros

Otro problema fue el hielo u otros desechos que impactaron en las tejas durante el ascenso. Esto nunca se había resuelto por completo y a fondo, ya que los escombros nunca se habían eliminado y las baldosas seguían siendo susceptibles de dañarse. La estrategia final de la NASA para mitigar este problema fue inspeccionar, evaluar y abordar agresivamente cualquier daño que pueda ocurrir, mientras se encuentra en órbita y antes del reingreso, además de en tierra entre vuelos.

Planes de reparación de azulejos tempranos

Estas preocupaciones fueron lo suficientemente grandes como para que la NASA hiciera un trabajo significativo en el desarrollo de un kit de reparación de mosaicos de uso de emergencia que la tripulación del STS-1 pudiera usar antes de salir de órbita. Para diciembre de 1979, se completaron los prototipos y los primeros procedimientos, la mayoría de los cuales consistían en equipar a los astronautas con un kit especial de reparación en el espacio y un jet pack llamado Unidad de maniobra tripulada , o MMU, desarrollado por Martin Marietta.

Otro elemento era una plataforma de trabajo maniobrable que aseguraría a un astronauta en caminata espacial propulsado por MMU a las frágiles baldosas debajo del orbitador. El concepto utilizó copas adhesivas controladas eléctricamente que bloquearían la plataforma de trabajo en su posición sobre la superficie de baldosas sin rasgos distintivos. Aproximadamente un año antes del lanzamiento del STS-1 en 1981, la NASA decidió que la capacidad de reparación no valía la pena el riesgo y la capacitación adicionales, por lo que interrumpió el desarrollo. Hubo problemas no resueltos con las herramientas y técnicas de reparación; Además, otras pruebas indicaron que era poco probable que las baldosas se despegaran. La primera misión del transbordador sufrió varias pérdidas de mosaicos, pero se encontraban en áreas no críticas y no se produjo ningún "efecto cremallera".

accidente de columbia y secuelas

El 1 de febrero de 2003, el transbordador espacial Columbia fue destruido en su reingreso debido a una falla del TPS. El equipo de investigación encontró e informó que la causa probable del accidente fue que durante el lanzamiento, un trozo de espuma perforó un panel RCC en el borde de ataque del ala izquierda y permitió que los gases calientes de la reentrada entraran en el ala y la desintegraran desde dentro. , lo que lleva a la eventual pérdida de control y la ruptura del transbordador.

El sistema de protección térmica del transbordador espacial recibió una serie de controles y modificaciones después del desastre. Se aplicaron a los tres transbordadores restantes, Discovery , Atlantis y Endeavour en preparación para los lanzamientos de misiones posteriores al espacio.

En la misión STS-114 de 2005 , en la que Discovery realizó el primer vuelo después del accidente de Columbia , la NASA tomó una serie de pasos para verificar que el TPS no estuviera dañado. El sistema de sensor de pluma orbital de 50 pies de largo (15 m) , una nueva extensión del sistema de manipulación remota , se utilizó para realizar imágenes láser del TPS para inspeccionar daños. Antes de acoplarse a la Estación Espacial Internacional , el Discovery realizó una maniobra de cabeceo de encuentro , simplemente una rotación de 360° hacia atrás, lo que permitió fotografiar todas las áreas del vehículo desde la ISS. Dos rellenos de huecos sobresalían de la parte inferior del orbitador más de la distancia nominalmente permitida, y la agencia decidió con cautela que sería mejor intentar quitar los rellenos o cortarlos al ras en lugar de arriesgarse al aumento del calentamiento que causarían. Aunque cada uno sobresalía menos de 3 cm (1,2 pulgadas), se creía que dejarlos podría causar aumentos de calentamiento del 25% al volver a entrar.

Debido a que el orbitador no tenía asideros en la parte inferior (ya que causarían muchos más problemas con el calentamiento de la reentrada que los rellenos de espacio que sobresalen), el astronauta Stephen K. Robinson trabajó desde el brazo robótico de la ISS, Canadarm2 . Debido a que las tejas TPS eran bastante frágiles, existía la preocupación de que cualquier persona que trabajara debajo del vehículo pudiera causar más daño al vehículo de lo que ya estaba allí, pero los funcionarios de la NASA sintieron que dejar solos los rellenos de huecos era un riesgo mayor. En el evento, Robinson pudo liberar los rellenos de huecos con la mano y no causó daños al TPS en el Discovery .

Donaciones de azulejos

A partir de 2010, con el inminente retiro del transbordador espacial , la NASA está donando mosaicos TPS a escuelas, universidades y museos por el costo de envío: US $ 23,40 cada uno. Alrededor de 7000 mosaicos estaban disponibles por orden de llegada, pero limitado a uno por cada institución.

Ver también

Referencias

"Cuando el transbordador espacial finalmente vuele", artículo escrito por Rick Gore. National Geographic (págs. 316–347. Vol. 159, No. 3. Marzo de 1981).
Manual del operador del transbordador espacial , por Kerry Mark Joels y Greg Kennedy (Ballantine Books, 1982).
The Voyages of Columbia: The First True Spaceship , de Richard S. Lewis (Columbia University Press, 1984).
Una cronología del transbordador espacial , por John F. Guilmartin y John Mauer (NASA Johnson Space Center, 1988).
Transbordador espacial: la búsqueda continúa , de George Forres (Ian Allan, 1989).
Resúmenes de información: ¡Cuenta regresiva! Vehículos e instalaciones de lanzamiento de la NASA , (NASA PMS 018-B (KSC), octubre de 1991).
Transbordador espacial: La historia del desarrollo del Sistema Nacional de Transporte Espacial , por Dennis Jenkins (Walsworth Publishing Company, 1996).
Vuelo espacial humano de EE. UU .: un registro de logros, 1961–1998 . NASA - Monografías en Historia Aeroespacial No. 9, julio de 1998.
Sistema de protección térmica del transbordador espacial de Gary Milgrom. Febrero de 2013. Descarga gratuita de libros electrónicos de iTunes. https://itunes.apple.com/us/book/space-shuttle-thermal-protection/id591095660?mt=11

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