El sistema de protección térmica (TPS) del transbordador espacial es la barrera que protegió al transbordador espacial durante el calor extremo de 1650 °C (3000 °F ) de la reentrada atmosférica . Un objetivo secundario era protegerlo del calor y el frío del espacio mientras estaba en órbita. [1]
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El TPS cubría prácticamente toda la superficie del orbitador y estaba compuesto por siete materiales diferentes en distintas ubicaciones según la cantidad de protección térmica requerida:
Cada tipo de TPS tenía características específicas de protección térmica, resistencia al impacto y peso, que determinaban los lugares donde se utilizaba y la cantidad utilizada.
El transbordador TPS tenía tres características clave que lo distinguían del TPS utilizado en naves espaciales anteriores:
La estructura de aluminio del orbitador no podría soportar temperaturas superiores a 175 °C (347 °F) sin fallar estructuralmente. [2] El calentamiento aerodinámico durante el reingreso elevaría la temperatura muy por encima de este nivel en algunas áreas, por lo que se necesitaba un aislante efectivo.
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 entre sí. El orbitador reingresó a la atmósfera como un cuerpo romo 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 entrara en contacto directo con el calor máximo. Por lo tanto, el calentamiento de reentrada fue en gran parte una transferencia de calor convectiva 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 un 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 planeada para el vehículo espacial alado X-20 Dyna-Soar . [1] 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 habría implicado una severa penalización para el rendimiento del vehículo. De manera similar, el TPS ablativo sería pesado, posiblemente perturbaría la aerodinámica del vehículo al quemarse durante la reentrada y requeriría un mantenimiento significativo para volver a aplicarlo después de cada misión. (Desafortunadamente, la placa TPS, que originalmente se especificó que nunca recibiría impactos de escombros durante el lanzamiento, en la práctica también necesitaba ser inspeccionada y reparada de cerca 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 ).
El TPS era un sistema de distintos tipos de protección, no solo de tejas de sílice. Se dividen en dos categorías básicas: TPS de tejas y TPS sin tejas. [1] El principal criterio de selección utilizó la protección más ligera capaz de soportar 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 por su reducido mantenimiento, no por razones térmicas o de peso.
Gran parte del transbordador estaba cubierto con placas de sílice LI-900 , hechas esencialmente de arena de cuarzo muy pura. [1] El aislamiento impedía la transferencia de calor a la piel y la estructura de aluminio subyacentes del orbitador . Estas placas eran tan malos conductores de calor que uno podía sostener una por los bordes mientras aún estaba al rojo vivo. [3] Había alrededor de 24.300 placas únicas instaladas individualmente en el vehículo, [4] por lo que el orbitador ha sido llamado "ladrillera voladora". [5] [6] Los 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. [7]
Las baldosas no se fijaron mecánicamente al vehículo, sino que se pegaron. Como las frágiles baldosas no podían flexionarse con el revestimiento del vehículo subyacente, se pegaron a almohadillas aislantes de tensión (SIP) de fieltro Nomex con adhesivo de silicona vulcanizante a temperatura ambiente (RTV), que a su vez se pegaron al revestimiento del orbitador. Estos aislaron las baldosas de las deflexiones y expansiones estructurales del orbitador. [1] El pegado de las 24.300 baldosas requirió casi dos años-hombre de trabajo para 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 baldosas. Una solución 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 los riesgos de las baldosas reveló que la saliva debilitaba la fuerza de unión del adhesivo. [8]
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Las placas HRSI negras proporcionaban 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 del fuselaje delantero superior, partes de las cápsulas del sistema de maniobras orbitales , el borde de ataque del estabilizador vertical, los bordes de salida del elevón y la superficie del flap del cuerpo superior. Variaban en grosor de 1 a 5 pulgadas (2,5 a 12,7 cm), dependiendo de la carga de calor encontrada durante el reingreso. Excepto en las áreas de cierre, estas placas normalmente tenían un tamaño de 6 por 6 pulgadas (15 por 15 cm) cuadrados. La placa HRSI estaba compuesta de fibras de sílice de alta pureza. El noventa por ciento del volumen de la placa era espacio vacío, lo que le daba una densidad muy baja (9 lb/pie cúbico o 140 kg/m 3 ), lo que la hacía lo suficientemente liviana para el vuelo espacial. [1] Las baldosas sin revestimiento tenían un aspecto blanco brillante y parecían más una cerámica sólida que el 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 los varios ingredientes. [9] El RCG se aplicó a todos los lados de la baldosa, excepto uno, 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 sin revestimiento (inferior). Para impermeabilizar la baldosa, se inyectó dimetiletoxisilano en las baldosas con una jeringa. La densificación de la baldosa con ortosilicato de tetraetilo (TEOS) también ayudó a proteger la sílice y agregó impermeabilización adicional.
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Una baldosa HRSI sin revestimiento en la mano se siente como una espuma muy ligera, menos densa que el poliestireno , y el material delicado y friable debe manipularse con sumo cuidado para evitar daños. El revestimiento se siente como una cáscara fina y dura y encapsula la cerámica aislante blanca para resolver su friabilidad, excepto en el lado sin revestimiento. Incluso una baldosa revestida se siente muy ligera, más ligera que un bloque de poliestireno del mismo tamaño. Como se espera de la sílice, son inodoros e inertes. [ cita requerida ]
HRSI fue diseñado principalmente para soportar la transición desde 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 compresión en el choque hipersónico, entre los gases de la atmósfera superior y el casco del transbordador espacial, típicamente alrededor de 1.600 °C o 2.910 °F). [1]
Las placas FRCI negras proporcionaron mayor durabilidad, resistencia al agrietamiento del revestimiento y reducción de peso. Algunas placas HRSI fueron reemplazadas por este tipo. [1]
Una placa más fuerte y resistente que entró en uso en 1996. Las placas TUFI se comercializaban en versiones negras de alta temperatura para su uso en la parte inferior del orbitador y en versiones blancas de menor temperatura para su uso en la parte superior del cuerpo. Si bien eran más resistentes a los impactos que otras placas, las versiones blancas conducían más calor, lo que limitaba su uso al alerón superior del cuerpo del orbitador y al área del motor principal. Las versiones negras tenían suficiente aislamiento térmico para la parte inferior del orbitador, pero eran más pesadas. Estos factores restringían su uso a áreas específicas. [1]
De color blanco, cubrían el ala superior cerca del borde de ataque. También se usaron en áreas seleccionadas del fuselaje delantero, medio y trasero, la cola vertical y las cápsulas OMS/RCS. Estas placas protegían áreas donde las temperaturas de reentrada son inferiores a 1200 °F (649 °C). Las placas LRSI se fabricaron de la misma manera que las placas HRSI, excepto que las placas tenían un tamaño de 8 por 8 pulgadas (20 por 20 cm) cuadrados y tenían un revestimiento RCG blanco hecho de compuestos de sílice con óxido de aluminio brillante. [1] El color blanco era intencional y ayudaba a controlar el calor en órbita cuando el orbitador estaba expuesto a la luz solar directa.
Estas placas se podían reutilizar hasta en 100 misiones con una renovación (100 misiones también era la vida útil prevista de cada orbitador). Se inspeccionaban cuidadosamente en la Instalación de Procesamiento de Orbitadores después de cada misión, y las placas dañadas o desgastadas se reemplazaban inmediatamente antes de la siguiente misión. También se insertaban láminas de tela conocidas como rellenos de huecos entre las placas cuando era necesario. Esto permitía un ajuste perfecto entre las placas, evitando que el exceso de plasma penetrara entre ellas, pero permitiendo la expansión térmica y la flexión del revestimiento subyacente del vehículo.
Antes de la introducción de las mantas FIB, las placas LRSI ocupaban todas las áreas que ahora están cubiertas por las mantas, incluido el fuselaje superior y toda la superficie de las cápsulas OMS. Esta configuración de TPS solo se utilizó en Columbia y Challenger .
Desarrollado después de la entrega inicial de Columbia y utilizado por primera vez en las cápsulas OMS del Challenger . [10] Este material de relleno de sílice fibroso de baja densidad blanco tenía una apariencia similar a una colcha y reemplazó a la gran mayoría de las baldosas LRSI. Requerían mucho menos mantenimiento que las baldosas 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 baldosas LRSI en Columbia después de la pérdida del Challenger .
El material gris claro, que soportó temperaturas de reentrada de hasta 1.510 °C (2.750 °F), protegía los bordes de ataque de las alas y la tapa del morro. Cada una de las alas de los orbitadores tenía 22 paneles RCC de entre 1 ⁄ 4 y 1 ⁄ 2 pulgada (6,4 a 12,7 mm) de espesor. Los sellos en T entre cada panel permitían la expansión térmica y el movimiento lateral entre estos paneles y el ala.
El 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, se curó y se pirolizó nuevamente para convertir el alcohol furfural en carbono. Este proceso se repitió tres veces hasta que se lograron las propiedades carbono-carbono deseadas.
Para proporcionar resistencia a la oxidación para la capacidad de reutilización, las capas externas del RCC fueron recubiertas con carburo de silicio. El recubrimiento de carburo de silicio protegió el 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 placas y también se utilizó alrededor del zócalo del punto de unión delantero del orbitador al tanque externo para soportar las cargas de choque de la detonación del perno explosivo. El RCC fue el único material del TPS que también sirvió como soporte estructural para parte de la forma aerodinámica del orbitador: los bordes de ataque del ala y la tapa del morro. Todos los demás componentes del TPS (placas y mantas) se montaron sobre materiales estructurales que los sostenían, principalmente el marco de aluminio y el revestimiento del orbitador.
Esta tela blanca y flexible ofrecía protección hasta a 371 °C (700 °F). El FRSI cubría las superficies superiores de las alas del orbitador, las puertas de la bodega de carga superior, partes de las cápsulas OMS/RCS y el fuselaje trasero.
Se colocaron rellenos de huecos en las puertas y superficies móviles para minimizar el calentamiento al evitar la formación de vórtices. Las puertas y las superficies móviles creaban huecos abiertos en el sistema de protección térmica que debían protegerse del calor. Algunos de estos huecos eran seguros, pero había algunas áreas en el escudo térmico donde los gradientes de presión superficial causaban un flujo cruzado de aire de la capa límite en esos huecos.
Los materiales de relleno estaban hechos de fibras blancas AB312 o de cubiertas de tela negras AB312 (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 elevones, el estabilizador vertical, el timón/freno de velocidad, el alerón de la carrocería y el escudo térmico de los motores principales del transbordador.
En la misión STS-114 , parte de este material se desprendió y se determinó que representaba un riesgo potencial para la seguridad. Era posible que el relleno de huecos pudiera causar un flujo de aire turbulento más abajo en el fuselaje, lo que provocaría un calentamiento mucho mayor y podría dañar el orbitador. La tela se retiró durante una caminata espacial durante la misión.
Si bien el carbono-carbono reforzado tenía las mejores características de protección térmica, también era mucho más pesado que las baldosas de sílice y los paneles de fibra de vidrio, por lo que se limitó a áreas relativamente pequeñas. En general, el objetivo era utilizar el aislamiento más liviano compatible con la protección térmica requerida. Densidad de cada tipo de TPS:
Área total y peso de cada tipo de TPS (utilizado en Orbiter 102, antes de 1996):
Las piezas se caían con frecuencia y causaron gran parte del retraso en el lanzamiento de la 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 el incompleto Columbia , con 7.800 de las 31.000 piezas faltantes, 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 colocadores de Rockwell no les gustaba Florida y pronto regresaron a California, y la Instalación de Procesamiento del Orbitador no estaba diseñada para la fabricación y era demasiado pequeña para sus 400 trabajadores. [12]
Cada pieza de cemento requería 16 horas para endurecerse . Después de fijar la pieza al cemento, un gato la mantenía en su lugar durante otras 16 horas. En marzo de 1979, cada trabajador necesitaba 40 horas para instalar una pieza; al utilizar estudiantes universitarios jóvenes y eficientes durante el verano, el ritmo se aceleró a 1,8 piezas por trabajador por semana. Miles de piezas no superaron las pruebas de resistencia y tuvieron que ser reemplazadas. En otoño, la NASA se dio cuenta de que la velocidad de colocación de las piezas determinaría la fecha de lanzamiento. Las piezas eran tan problemáticas que los funcionarios habrían cambiado a cualquier otro método de protección térmica, pero no existía otro. [12]
Como el transbordador tuvo que ser transportado sin todas las piezas, los huecos se rellenaron con material para mantener la aerodinámica del transbordador durante el tránsito. [13]
El sistema de protección térmica de las placas fue un tema de preocupación durante el desarrollo del transbordador, principalmente en lo que respecta a la fiabilidad de la adherencia. Algunos ingenieros pensaron que podría existir un modo de fallo por el cual una placa podría desprenderse y la presión aerodinámica resultante crearía un "efecto cremallera" que desprendiera las otras placas. Ya sea durante el ascenso o el reingreso, el resultado sería desastroso.
Otro problema era el hielo u otros escombros que impactaban las placas durante el ascenso. Esto nunca se había solucionado por completo, ya que los escombros nunca se habían eliminado y las placas seguían siendo susceptibles a sufrir daños. La estrategia final de la NASA para mitigar este problema fue inspeccionar, evaluar y abordar agresivamente cualquier daño que pudiera ocurrir, mientras estaba en órbita y antes del reingreso, además de en tierra entre vuelos.
Estas preocupaciones eran lo suficientemente grandes como para que la NASA trabajara mucho en el desarrollo de un kit de reparación de baldosas para uso de emergencia que la tripulación del STS-1 pudiera utilizar antes de desorbitar. En diciembre de 1979, se completaron los prototipos y los primeros procedimientos, la mayoría de los cuales implicaban equipar a los astronautas con un kit especial de reparación en el espacio y un propulsor llamado Unidad de Maniobra Tripulada (MMU), desarrollado por Martin Marietta.
Otro elemento era una plataforma de trabajo maniobrable que aseguraría a un astronauta que caminara por el espacio propulsado por una unidad de movimiento múltiple a las frágiles baldosas debajo del orbitador. El concepto utilizaba copas adhesivas controladas eléctricamente que bloquearían la plataforma de trabajo en su posición sobre la superficie de baldosas sin características. Aproximadamente un año antes del lanzamiento de la 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. [14] Había problemas sin resolver con las herramientas y técnicas de reparación; también pruebas posteriores indicaron que era poco probable que las baldosas se desprendieran. La primera misión del transbordador sufrió varias pérdidas de baldosas, pero estaban en áreas no críticas y no se produjo ningún "efecto cremallera".
El 1 de febrero de 2003, el transbordador espacial Columbia se destruyó al reingresar a la atmósfera debido a un fallo del sistema de protección térmica. El equipo de investigación determinó e informó que la causa probable del accidente fue que, durante el lanzamiento, un trozo de espuma de desecho 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 provocó la pérdida de control y la rotura 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, como preparación para los lanzamientos de misiones posteriores al espacio.
En la misión STS-114 de 2005 , en la que Discovery realizó el primer vuelo tras el accidente del Columbia , la NASA tomó una serie de medidas para verificar que el TPS no estuviera dañado. El sistema de sensores del brazo orbital de 15 m (50 pies) de largo , una nueva extensión del sistema de manipulación remota , se utilizó para realizar imágenes láser del TPS para inspeccionar si había daños. Antes de acoplarse a la Estación Espacial Internacional , Discovery realizó una maniobra de cabeceo de encuentro , simplemente un giro de 360° hacia atrás, que permitió fotografiar todas las áreas del vehículo desde la ISS. Dos rellenos 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 calor 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 reingresar.
Debido a que el orbitador no tenía asideros en su parte inferior (ya que causarían muchos más problemas con el calentamiento de reentrada que los rellenos de huecos que sobresalen), el astronauta Stephen K. Robinson trabajó desde el brazo robótico de la ISS, Canadarm2 . Debido a que las baldosas del TPS eran bastante frágiles, había preocupación de que cualquiera que trabajara debajo del vehículo pudiera causar más daño al vehículo del que ya estaba allí, pero los funcionarios de la NASA consideraron que dejar los rellenos de huecos solos era un riesgo mayor. En el caso, Robinson pudo liberar los rellenos de huecos con la mano y no causó ningún daño al TPS en el Discovery .
A partir de 2010 [actualizar], con el inminente retiro del transbordador espacial , la NASA estaba donando fichas TPS a escuelas, universidades y museos por el costo de envío: US$23,40 cada una. [15] Aproximadamente 7000 fichas estaban disponibles por orden de llegada , pero limitadas a una por institución. [15]
Las baldosas de aislamiento de superficie reutilizables de baja temperatura del sistema de maniobras orbitales/sistema de control de reacción (LRSI) se sustituyeron por un aislamiento de superficie reutilizable flexible avanzado (AFRSI) que consiste en una manta de tela acolchada compuesta cosida con el mismo material de baldosas de sílice intercalado entre la manta exterior y la interior.