El sistema de protección térmica del Transbordador Espacial (TPS) es la barrera que protegió al Transbordador Espacial Orbiter durante el abrasador calor de 1.650 ° C (3.000 ° F ) de la reentrada atmosférica . Un objetivo secundario era protegerse del calor y el frío del espacio mientras estaba en órbita. [1]
Materiales
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 de la nariz, el área de la barbilla entre la tapa de la nariz y las puertas del tren de aterrizaje de la nariz, la punta de flecha detrás de la puerta del tren de aterrizaje de la nariz y los bordes de ataque de las alas. 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 revestida LI-900 . Se utiliza cuando la temperatura de reentrada es inferior a 1260 ° C.
- Baldosas de aislamiento de compuesto refractario fibroso (FRCI), que se utiliza para proporcionar mayor resistencia, durabilidad, resistencia al agrietamiento del revestimiento y reducción de peso. Algunas baldosas HRSI fueron reemplazadas por este tipo.
- Mantas de aislamiento flexible (FIB), un aislamiento de superficie acolchado y flexible similar a una manta. Se utiliza cuando la temperatura de reentrada es inferior a 649 ° C (1200 ° F).
- Baldosas de aislamiento de superficie reutilizable de baja temperatura (LRSI), anteriormente utilizadas en la parte superior del fuselaje, pero en su mayoría fueron reemplazadas por FIB. Se utiliza en rangos de temperatura más o menos similares a FIB.
- Baldosas de aislamiento fibroso unipiece endurecido (TUFI), una loseta más fuerte y resistente que se empezó a utilizar en 1996. Se utiliza en áreas de alta y baja temperatura.
- Aislamiento de superficie reutilizable de fieltro (FRSI). Mantas de fieltro blanco Nomex en las puertas de la bahía de carga superior, partes del fuselaje medio y de popa del fuselaje, partes de la superficie superior del ala y una parte de las cápsulas OMS / RCS . Se utiliza cuando las temperaturas se mantienen por debajo de 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 tiene tres características clave que lo distinguen del TPS utilizado en naves espaciales anteriores:
- Reutilizable
- Las naves espaciales anteriores generalmente usaban escudos térmicos ablativos que se quemaban durante la reentrada y, por lo tanto, no se podían reutilizar. Este aislamiento era robusto y confiable, y la naturaleza de un solo uso era apropiado 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 en el módulo de comando Apollo comprendía aproximadamente el 15% del peso del vehículo. El transbordador alado tenía mucha más 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 muy baja densidad, que se podía triturar fácilmente una loseta de TPS a mano.
Propósito
La estructura de aluminio del orbitador no podía soportar temperaturas superiores a 175 ° C (347 ° F) sin fallas estructurales. [2] El calentamiento aerodinámico durante la reentrada empujaría la temperatura muy por encima de este nivel en áreas, por lo que se necesitaba un aislante eficaz.
Calefacción de reentrada
El calentamiento de reentrada difiere del calentamiento atmosférico normal asociado con los aviones a reacción, y esto regía 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 contundente al tener un ángulo de ataque muy alto (40 °) , con su amplia superficie inferior orientada hacia la dirección de vuelo. Más del 80% del calentamiento que experimenta el orbitador durante la reentrada 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 contactara directamente 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 de plasma sobrecalentado . [1] 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. [ cita requerida ]
Algunas aleaciones metálicas de alta temperatura pueden soportar el calor de reentrada; simplemente se calientan y vuelven a irradiar el calor absorbido. Esta técnica, llamada protección térmica del disipador de calor , fue planificada para el vehículo espacial alado X-20 Dyna-Soar . [1] Sin embargo, la cantidad de metal de alta temperatura necesaria para proteger un vehículo grande como el Transbordador Espacial Orbiter habría sido muy pesada y habría implicado 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 quemó durante el reentrada y requeriría un mantenimiento significativo para volver a aplicarlo después de cada misión. (Desafortunadamente, la loseta TPS, que originalmente se especificó para que nunca recibiera golpes de escombros durante el lanzamiento, en la práctica también necesitaba ser inspeccionada y reparada de cerca después de cada aterrizaje, debido a los daños que invariablemente se producían durante el ascenso, incluso antes de que se establecieran nuevas políticas de inspección en órbita. tras la pérdida del transbordador espacial Columbia ).
Descripción detallada
El TPS era un sistema de diferentes tipos de protección, no solo baldosas de sílice. Están en dos categorías básicas: TPS de mosaico y TPS sin mosaico. [1] Los principales criterios de selección utilizaron la protección de peso más ligero capaz de soportar el calor en un área determinada. Sin embargo, en algunos casos se utilizó un tipo más pesado si se necesitaba una resistencia adicional al impacto. Las mantas FIB se adoptaron principalmente para un mantenimiento reducido, no por razones térmicas o de peso.
Gran parte de la lanzadera estaba cubierta con baldosas de sílice LI-900 , hechas de arena de cuarzo esencialmente muy pura. [1] El aislamiento impidió la transferencia de calor a la piel y estructura de aluminio del orbitador subyacente . Estos azulejos eran tan malos conductores de calor que uno podía sostener uno por los bordes mientras aún estaba al rojo vivo. [3] Había alrededor de 24,300 [4] baldosas únicas instaladas individualmente en el vehículo, [ cita requerida ] por lo que el orbitador ha sido llamado "la fábrica de ladrillos voladores". [5] [6] 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 superficies de sílice para desarrollar mejores sistemas de protección contra la oxidación a alta temperatura para los bordes de ataque de los vehículos hipersónicos. . [7]
Las baldosas no se sujetaron mecánicamente al vehículo, sino que se pegaron. Dado que las baldosas quebradizas no podían flexionarse con la piel del vehículo subyacente, se pegaron a almohadillas de aislamiento de deformación (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 baldosas de las desviaciones y expansiones estructurales del orbitador. [1]
Tipos de azulejos
Aislamiento de superficie reutilizable de alta temperatura (HRSI)
Las baldosas negras HRSI brindan protección contra temperaturas de hasta 1.260 ° C (2.300 ° F). Había 20.548 tejas 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 utilizaron en áreas en la parte superior del fuselaje delantero, partes de las cápsulas del sistema de maniobra orbital , borde de ataque del estabilizador vertical, bordes de salida de elevon y superficie de la parte superior del cuerpo. Variaron en espesor de 1 a 5 pulgadas (2.5 a 12.7 cm), dependiendo de la carga de calor encontrada durante la reentrada. A excepción de las áreas de cierre, estas baldosas eran normalmente de 15 por 15 cm (6 por 6 pulgadas) cuadradas. La loseta HRSI estaba compuesta de fibras de sílice de alta pureza. El noventa por ciento del volumen de la loseta era un espacio vacío, lo que le da una densidad muy baja (9 lb / pie cúbico o 140 kg / m 3 ) lo que la hace lo suficientemente liviana para vuelos espaciales. [1] Las baldosas sin recubrimiento tenían un aspecto de color blanco brillante y se parecían más a una cerámica sólida que al material espumoso que eran.
El revestimiento negro de las baldosas era vidrio curado por reacción (RCG), del cual el vidrio de borosilicato y tetrasilicida eran algunos de varios ingredientes. Se aplicó RCG a todos menos un lado de la loseta para proteger la sílice porosa y aumentar las propiedades del disipador 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. La densificación de 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 ligera, menos densa que la espuma de poliestireno , y el material delicado y friable debe manipularse con sumo cuidado para evitar daños. El recubrimiento se siente como una cáscara delgada y dura y encapsula la cerámica aislante blanca para resolver su friabilidad, excepto en el lado sin recubrimiento. Incluso una loseta revestida se siente muy liviana, más liviana que un bloque de espuma de poliestireno del mismo tamaño. Como se esperaba para la sílice, son inodoros e inertes. [ cita requerida ]
El HRSI fue diseñado 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 reentrada (causadas por la interacción, principalmente la compresión en el choque hipersónico, entre los gases de la atmósfera superior y el casco del transbordador espacial, normalmente alrededor de 1600 ° C o 2910 ° F). [1]
Baldosas de aislamiento de material compuesto refractario fibroso (FRCI)
Las baldosas negras de FRCI proporcionaron una mayor durabilidad, resistencia al agrietamiento del revestimiento y reducción de peso. Algunas baldosas HRSI fueron reemplazadas por este tipo. [1]
Aislamiento fibroso unipiece endurecido (TUFI)
Una loseta más fuerte y resistente que entró en uso 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 solapa del cuerpo superior del orbitador y al área principal del motor. Las versiones negras tenían suficiente aislamiento térmico para la parte inferior del orbitador, pero tenían un mayor peso. Estos factores restringieron su uso a áreas específicas. [1]
Aislamiento de superficie reutilizable de 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 baldosas protegen áreas donde las temperaturas de reentrada están por debajo de 1200 ° F (649 ° C). Las baldosas LRSI se fabricaron de la misma manera que las baldosas HRSI, excepto que las baldosas tenían un cuadrado de 8 por 8 pulgadas (20 por 20 cm) y tenían un revestimiento RCG blanco hecho de compuestos de sílice con óxido de aluminio brillante. [1] 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 fueron reutilizables para hasta 100 misiones con renovación (100 misiones también fue la vida útil de diseño de cada orbitador). Fueron inspeccionados cuidadosamente en la Instalación de Procesamiento del Orbitador después de cada misión, y los azulejos dañados o desgastados fueron reemplazados 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 azulejos, evitando que el exceso de plasma penetre entre ellos, pero permitiendo la expansión térmica y la flexión de la piel del vehículo subyacente.
Antes de la introducción de las mantas FIB, las tejas LRSI ocupaban todas las áreas ahora cubiertas por las mantas, incluido el fuselaje superior y toda la superficie de las cápsulas OMS. Esta configuración de TPS solo se usó en Columbia y Challenger .
TPS sin baldosas
Mantas de aislamiento flexible / 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 . [8] Este material de guata blanca de sílice fibrosa de baja densidad tenía una apariencia similar a una colcha y reemplazó a la gran mayoría de las baldosas LRSI. Necesitaban mucho menos mantenimiento que las baldosas LRSI, pero tenían aproximadamente las mismas propiedades térmicas. Después de su uso limitado en Challenger , se usaron mucho más a partir de Discovery y reemplazaron muchas de las fichas LRSI en Columbia después de la pérdida de Challenger .
Carbono-Carbono Reforzado (RCC)
El material gris claro que resistió temperaturas de reentrada de hasta 1.510 ° C (2.750 ° F) protegió los bordes de ataque del ala y la tapa del morro. 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. A continuación, se impregnó con alcohol furfural en una cámara de vacío, luego se curó y se pirolizó de nuevo para convertir el alcohol furfural en carbono. 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 externas del RCC se recubrieron con carburo de silicio. El recubrimiento de carburo de silicio protegió 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 enchufe del punto de conexión 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 (baldosas y mantas) se montaron sobre materiales estructurales que los soportaban, principalmente el marco de aluminio y la piel del orbitador.
Aislamiento de superficie reutilizable de fieltro Nomex (FRSI)
Esta tela blanca y flexible ofrecía protección hasta 371 ° C (700 ° F). FRSI cubrió las superficies superiores de las alas del orbitador, las puertas de la bahía de carga superior, partes de las cápsulas OMS / RCS y el fuselaje de popa.
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 huecos abiertos en el sistema de protección contra el calor que debían protegerse del calor. Algunos de estos huecos eran seguros, pero había algunas áreas en el escudo térmico donde los gradientes de presión de la superficie provocaban un flujo cruzado de aire de la capa límite en esos huecos.
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 delantero de la tapa de la nariz, los parabrisas, la escotilla lateral, el ala, el borde trasero de los elevadores, el estabilizador vertical, el timón / freno de velocidad, la aleta de la carrocería y el escudo térmico de los motores principales del transbordador.
En STS-114 , parte de este material se desprendió 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 daría como resultado un calentamiento mucho mayor, dañando potencialmente el orbitador. La tela se retiró 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 los FIB, por lo que estaba limitado a áreas relativamente pequeñas. En general, el objetivo era utilizar el aislamiento más ligero compatible con la protección térmica requerida. Densidad de cada tipo de TPS:
Material | Densidad | |
---|---|---|
( kg / m³ ) | ( libras / pies cúbicos ) | |
Carbono-Carbono reforzado | 1986 | 124 |
Azulejos LI-2200 | 352 | 22 |
Tejas aislantes de material compuesto refractario fibroso | 192 | 12 |
Azulejos LI-900 (negros o blancos) | 144 | 9 |
Mantas aislantes flexibles | 144 | 9 |
Área total y peso de cada tipo de TPS (usado en Orbiter 102, anterior a 1996):
Tipo de TPS | Color | Área (m 2 ) | Densidad de área (kg / m 2 ) | Peso (kilogramo) |
---|---|---|---|---|
Aislamiento de superficie reutilizable de fieltro | blanco | 332,7 | 1,6 | 532,1 |
Aislamiento de superficie reutilizable de baja temperatura | Blanquecino | 254,6 | 3,98 | 1014.2 |
Aislamiento de superficie reutilizable de alta temperatura | Negro | 479,7 | 9.2 | 4412.6 |
Carbono-Carbono reforzado | Gris claro | 38,0 | 44,7 | 1697,3 |
Diverso | 918,5 | |||
Total | N / A | 1105.0 | N / A | 8574,4 |
Problemas tempranos de TPS
Aplicación de baldosas lenta
Las baldosas a menudo se caían y causaban 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 retrasos prolongados en sus programas, y estaba bajo gran presión del gobierno y el ejército para lanzar pronto. En marzo de 1979 trasladó la Columbia incompleta , con 7.800 de las 31.000 tejas que faltaban, 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 se pudiera terminar el mosaico mientras se preparaba el resto del orbitador. Esto fue un error; a algunos de los alicatadores 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. [10]
Cada baldosa utilizó cemento que requirió 16 horas para curar . Después de colocar la baldosa en el cemento, un gato la mantuvo en su lugar durante otras 16 horas. En marzo de 1979, cada trabajador tardó 40 horas en instalar una loseta; al utilizar estudiantes universitarios jóvenes y eficientes durante el verano, el ritmo se aceleró hasta 1.8 baldosas por trabajador por semana. Miles de baldosas no superaron las pruebas de resistencia y tuvieron que ser reemplazadas. En otoño, la NASA se dio cuenta de que la velocidad del mosaico determinaría la fecha de lanzamiento. Las baldosas eran tan problemáticas que los funcionarios habrían cambiado a cualquier otro método de protección térmica, pero no existía ningún otro. [10]
Debido a que tuvo que ser transportado sin todas las baldosas, los espacios se llenaron con material para mantener la aerodinámica del Shuttle mientras estaba en tránsito. [11]
Preocupación por el "efecto de cremallera"
La baldosa TPS fue un área de preocupación durante el desarrollo de la lanzadera, principalmente en lo que respecta a la confiabilidad de la adhesión. Algunos ingenieros pensaron que podría existir un modo de falla por el cual una baldosa podría desprenderse y la presión aerodinámica resultante crearía un "efecto de cremallera" que quitaría otras baldosas. Ya sea durante el ascenso o el reingreso, el resultado sería desastroso.
Preocupación por los impactos de escombros
Otro problema fue que el hielo u otros escombros impactaron las baldosas durante el ascenso. Esto nunca se había resuelto completa y completamente, ya que los escombros nunca se habían eliminado y las baldosas seguían siendo susceptibles de sufrir daños. 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 de la reentrada, además de en tierra entre vuelos.
Planes de reparación de baldosas tempranas
Estas preocupaciones eran lo suficientemente grandes como para que la NASA hiciera un trabajo significativo desarrollando un kit de reparación de baldosas de uso de emergencia que la tripulación de la STS-1 podría usar antes de desorbitar. En diciembre de 1979, se completaron los prototipos y los primeros procedimientos, la mayoría de los cuales involucraron equipar a los astronautas con un kit especial de reparación en el espacio y un jet pack llamado Unidad de Maniobras Tripuladas , o MMU, desarrollado por Martin Marietta.
Otro elemento era una plataforma de trabajo maniobrable que aseguraría a un astronauta que caminaba por el espacio 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 la baldosa 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. [12] Hubo problemas sin resolver con las herramientas y técnicas de reparación; Además, pruebas adicionales indicaron que era poco probable que las tejas se despegaran. La primera misión del transbordador sufrió varias pérdidas de baldosas, pero estaban en áreas no críticas y no se produjo ningún "efecto de cremallera".
Accidente de Columbia y secuelas
El 1 de febrero de 2003, el transbordador espacial Columbia fue destruido al volver a entrar 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 escombros de espuma perforó un panel de RCC en el borde de ataque del ala izquierda y permitió que los gases calientes de la reentrada ingresaran al ala y desintegraran el ala desde adentro. , lo que lleva a una eventual pérdida de control y 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 siguientes lanzamientos de misiones 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 Orbiter Boom de 50 pies de largo (15 m) , una nueva extensión del sistema de manipulador remoto , se usó para realizar imágenes láser del TPS para inspeccionar el daño. Antes de acoplarse a la Estación Espacial Internacional , el Discovery realizó una maniobra de paso 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 de calentamiento que causarían. A pesar de que cada uno sobresalía menos de 3 cm (1,2 pulgadas), se creía que dejarlos podía provocar un aumento de calentamiento del 25% al volver a entrar.
Debido a que el orbitador no tenía agarraderas en su parte inferior (ya que causarían muchos más problemas con el calentamiento de reentrada que los rellenos de brechas que sobresalen), el astronauta Stephen K. Robinson trabajó desde el brazo robótico de la ISS, Canadarm2 . Debido a que las baldosas de TPS eran bastante frágiles, existía la preocupación de que cualquiera 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 los rellenos de huecos solos era un riesgo mayor. En el evento, Robinson pudo sacar los rellenos de huecos con la mano y no causó daños al TPS en Discovery .
Donaciones de azulejos
A partir de 2010[actualizar], con el inminente retiro del transbordador espacial , la NASA está donando mosaicos TPS a escuelas, universidades y museos por el costo de envío: 23,40 dólares cada uno. [13] Alrededor de 7000 azulejos estaban disponibles en un primer llegado, primer servido base, pero limitados a uno cada uno por institución. [13]
Ver también
- Programa del transbordador espacial
- Desastre del transbordador espacial Columbia
- Junta de Investigación de Accidentes de Columbia
Referencias
- "Cuando el transbordador espacial finalmente vuela", 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).
- Los viajes de Columbia: la primera verdadera nave espacial , por Richard S. Lewis (Columbia University Press, 1984).
- A Space Shuttle Chronology , por John F. Guilmartin y John Mauer (Centro Espacial Johnson de la NASA, 1988).
- Transbordador espacial: La búsqueda continúa , de George Forres (Ian Allan, 1989).
- Resúmenes de información: ¡Cuenta regresiva! Instalaciones y vehículos 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 estadounidense: un récord de logros, 1961-1998 . NASA - Monographs in Aerospace History 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
Notas
- ↑ a b c d e f g h i j k Jenkins, Dennis R. (2007). Transbordador espacial: la historia del sistema nacional de transporte espacial . Prensa Voyageur. pag. 524 páginas . ISBN 978-0-9633974-5-4.
- ^ Day, Dwayne A. "Shuttle Thermal Protection System (TPS)" . Comisión del Centenario de Vuelo de EE. UU. Archivado desde el original el 26 de agosto de 2006.
- ^ Gore, Rick (marzo de 1981). "Cuando el transbordador espacial finalmente vuela" . National Geographic . 159 (3): 316–347 . Consultado el 20 de diciembre de 2012 .
- ^ https://www.nasa.gov/sites/default/files/atoms/files/shuttle_tiles_2_4v2.pdf
- ^ https://www.nytimes.com/2011/07/05/science/space/05shuttle.html
- ^ https://www.nytimes.com/1982/11/17/us/ugly-duckling-of-space-taught-skeptics-to-beleive.html
- ^ Anant D. Kulkarni, Donald G. Truhlar, Sriram Goverapet Srinivasan, Adri CT van Duin, Paul Norman y Thomas E. Schwartzentruber (2013). "Interacciones de oxígeno con superficies de sílice: investigación funcional de clúster acoplado y densidad y el desarrollo de un nuevo potencial ReaxFF". J. Phys. Chem. C . 117 : 258-269. doi : 10.1021 / jp3086649 .CS1 maint: varios nombres: lista de autores ( enlace )
- ^ "Información de prensa STS-6" (PDF) . Rockwell International - Grupo de sistemas y transporte espacial. Marzo de 1983. p. 7 . Consultado el 12 de julio de 2013 .
Sistema de maniobra orbital / sistema de control de reacción Las baldosas de aislamiento de superficie reutilizables a baja temperatura (LRSI) reemplazadas por un aislamiento de superficie reutilizable flexible avanzado (AFRSI) que consiste en una manta de tela acolchada compuesta cosida con el mismo material de baldosa de sílice intercalado entre la manta exterior e interior.
- ^ [1]
- ^ a b Lewis, Richard S. (1984). Los viajes de Columbia: la primera verdadera nave espacial . Prensa de la Universidad de Columbia. págs. 83–91. ISBN 0-231-05924-8.
- ^ [2]
- ^ Houston Chronicle , 9 de marzo de 2003
- ^ a b "La NASA ofrece baldosas de transbordadores espaciales a escuelas y universidades" . 1 de diciembre de 2010. Archivado desde el original el 8 de julio de 2011.
enlaces externos
- https://web.archive.org/web/20060909094330/http://www-pao.ksc.nasa.gov/kscpao/nasafact/tps.htm
- https://web.archive.org/web/20110707103505/http://ww3.albint.com/about/research/Pages/protectionSystems.aspx
- http://science.ksc.nasa.gov/shuttle/technology/sts-newsref/sts_sys.html
- https://web.archive.org/web/20160307090308/http://science.ksc.nasa.gov/shuttle/nexgen/Nexgen_Downloads/Shuttle_Gordon_TPS-PUBLIC_Appendix.pdf