Wärmeschutzsystem des Space Shuttles -Space Shuttle thermal protection system

Das Kuiper Airborne Observatory machte während des Wiedereintritts von STS-3 ein Infrarotbild der Unterseite von Columbia , um die Temperaturen zu untersuchen. Der Orbiter war 56 Kilometer hoch und flog mit Mach 15,6.

Das Space Shuttle Discovery bei der Annäherung an die Internationale Raumstation während der STS-114 am 28. Juli 2005.

Das Space Shuttle Thermal Protection System (TPS) ist die Barriere , die den Space Shuttle Orbiter während der sengenden Hitze von 1.650  °C (3.000  °F ) beim Wiedereintritt in die Atmosphäre schützte . Ein sekundäres Ziel war es, im Orbit vor der Hitze und Kälte des Weltraums zu schützen.

Materialien

Wärmeschutzsystem für Orbiter 103 und nachfolgende Orbiter

Bemühen Sie sich im California Science Center Museum und zeigen Sie Kacheln in der Nähe der Tür

Das TPS bedeckte im Wesentlichen die gesamte Oberfläche des Orbiters und bestand aus sieben verschiedenen Materialien an unterschiedlichen Stellen, je nach erforderlichem Hitzeschutz:

• Verstärkter Kohlenstoff-Kohlenstoff (RCC), der in der Nasenkappe, dem Kinnbereich zwischen der Nasenkappe und den Türen des Nasenfahrwerks, der Pfeilspitze hinter der Tür des Nasenfahrwerks und den Flügelvorderkanten verwendet wird. Wird verwendet, wenn die Wiedereintrittstemperatur 1.260 °C (2.300 °F) übersteigt.
• Wiederverwendbare Hochtemperatur-Oberflächenisolierungskacheln (HRSI), die auf der Unterseite des Orbiters verwendet werden. Hergestellt aus beschichteter LI-900 Silica-Keramik. Wird verwendet, wenn die Wiedereintrittstemperatur unter 1.260 °C lag.
• Fliesen aus feuerfestem Faserverbundwerkstoff (FRCI), die verwendet werden, um eine verbesserte Festigkeit, Haltbarkeit, Beständigkeit gegen Beschichtungsrisse und Gewichtsreduzierung bereitzustellen. Einige HRSI-Kacheln wurden durch diesen Typ ersetzt.
• Flexible Insulation Blankets (FIB), eine gesteppte, flexible, deckenartige Oberflächenisolierung. Wird verwendet, wenn die Wiedereintrittstemperatur unter 649 °C (1.200 °F) lag.
• Wiederverwendbare Niedertemperatur-Oberflächenisolierungsplatten (LRSI), die früher am oberen Rumpf verwendet wurden, aber größtenteils durch FIB ersetzt wurden. Wird in ungefähr ähnlichen Temperaturbereichen wie FIB verwendet.
• Toughened Unipiece Fibrous Insulation (TUFI)-Fliesen, eine stärkere, widerstandsfähigere Fliese, die 1996 zum Einsatz kam. Wird in Hoch- und Niedertemperaturbereichen verwendet.
• Wiederverwendbare Oberflächenisolierung aus Filz (FRSI). Weiße Nomex -Filzdecken auf den oberen Nutzlastbuchttüren, Teilen der Rumpfmitte und den hinteren Rumpfseiten, Teilen der oberen Flügeloberfläche und einem Teil der OMS/RCS - Pods. Wird verwendet, wenn die Temperaturen unter 371 °C (700 °F) blieben.

Jeder TPS-Typ hatte spezifische Hitzeschutz-, Stoßfestigkeits- und Gewichtseigenschaften, die die Orte, an denen er verwendet wurde, und die verwendete Menge bestimmten.

Das Shuttle-TPS hatte drei Hauptmerkmale, die es von dem TPS unterschied, das bei früheren Raumfahrzeugen verwendet wurde:

Wiederverwendbar

Frühere Raumfahrzeuge verwendeten im Allgemeinen ablative Hitzeschilde , die beim Wiedereintritt abbrannten und daher nicht wiederverwendet werden konnten. Diese Isolierung war robust und zuverlässig, und die Einwegnatur war für ein Einwegfahrzeug geeignet. Im Gegensatz dazu erforderte das wiederverwendbare Shuttle ein wiederverwendbares thermisches Schutzsystem.

Leicht

Frühere ablative Hitzeschilde waren sehr schwer. Beispielsweise machte der ablative Hitzeschild des Apollo Command Module etwa 15 % des Fahrzeuggewichts aus. Das geflügelte Shuttle hatte viel mehr Oberfläche als frühere Raumfahrzeuge, daher war ein leichtes TPS von entscheidender Bedeutung.

Zerbrechlich

Die einzige bekannte Technologie in den frühen 1970er Jahren mit den erforderlichen thermischen und Gewichtseigenschaften war außerdem aufgrund der sehr geringen Dichte so zerbrechlich, dass man eine TPS-Fliese leicht von Hand zerdrücken konnte.

Zweck

Die Unterflügelflächen des Discovery sind durch Tausende von wiederverwendbaren Hochtemperatur-Isolierkacheln geschützt.

Die Aluminiumstruktur des Orbiters konnte Temperaturen über 175 ° C (347 ° F) nicht ohne strukturelles Versagen standhalten. Die aerodynamische Erwärmung während des Wiedereintritts würde die Temperatur in bestimmten Bereichen deutlich über dieses Niveau bringen, sodass ein wirksamer Isolator benötigt wurde.

Wiedereintrittsheizung

Eine nähere Ansicht der Kacheln unter dem vorderen Rumpf und dem vorderen Ende des linken Flügels. Die Ecke der Bugfahrwerkstür ist unten links zu sehen. Die dunklen, soliden schwarzen Kacheln sind neu, die noch einen Wiedereintritt durchlaufen müssen. (Das weiße Objekt oben ist die offene linke Frachtraumtür.)

Die Wiedereintrittsheizung unterscheidet sich von der normalen atmosphärischen Erwärmung, die mit Düsenflugzeugen verbunden ist, und dies bestimmte das TPS-Design und die Eigenschaften. Die Haut von Hochgeschwindigkeits-Düsenflugzeugen kann ebenfalls heiß werden, aber dies kommt von Reibungswärme aufgrund atmosphärischer Reibung , ähnlich wie das Erwärmen der Hände durch Aneinanderreiben. Der Orbiter trat als stumpfer Körper wieder in die Atmosphäre ein, indem er einen sehr hohen Anstellwinkel (40 °) aufwies , wobei seine breite untere Oberfläche in Flugrichtung zeigte. Über 80 % der Erwärmung, die der Orbiter beim Wiedereintritt erfährt, wird gemäß der grundlegenden thermodynamischen Beziehung zwischen Druck und Temperatur durch die Kompression der Luft vor dem Hyperschallfahrzeug verursacht . Vor dem Fahrzeug wurde eine Hitzeschockwelle erzeugt , die den größten Teil der Hitze ablenkte und verhinderte, dass die Oberfläche des Orbiters direkt mit der Spitzenhitze in Kontakt kam. Daher war die Wiedereintrittserwärmung größtenteils eine konvektive Wärmeübertragung zwischen der Stoßwelle und der Haut des Orbiters durch überhitztes Plasma . Der Schlüssel zu einem wiederverwendbaren Schild gegen diese Art der Erwärmung ist ein Material mit sehr geringer Dichte, ähnlich wie eine Thermosflasche die konvektive Wärmeübertragung hemmt.

Einige Hochtemperatur-Metalllegierungen können der Wiedereintrittswärme standhalten; sie werden einfach heiß und geben die absorbierte Wärme wieder ab. Diese als Kühlkörper -Wärmeschutz bezeichnete Technik war für das geflügelte Raumfahrzeug X-20 Dyna-Soar geplant. Die zum Schutz eines großen Fahrzeugs wie dem Space Shuttle Orbiter erforderliche Menge an Hochtemperaturmetall wäre jedoch sehr schwer gewesen und hätte die Leistung des Fahrzeugs stark beeinträchtigt. In ähnlicher Weise wäre ablatives TPS schwer, könnte möglicherweise die Aerodynamik des Fahrzeugs stören, da es beim Wiedereintritt abbrennt, und eine erhebliche Wartung erfordern, um es nach jeder Mission erneut anzuwenden. (Leider mussten TPS-Fliesen, die ursprünglich so spezifiziert waren, dass sie während des Starts niemals Trümmerschläge erleiden, in der Praxis auch nach jeder Landung genau inspiziert und repariert werden, da es während des Aufstiegs immer zu Schäden kam, noch bevor neue Inspektionsrichtlinien für die Umlaufbahn festgelegt wurden nach dem Verlust des Space Shuttle Columbia .)

Detaillierte Beschreibung

Silikatfliese von Atlantis

Das TPS war ein System verschiedener Schutztypen, nicht nur Silica-Kacheln. Sie lassen sich in zwei grundlegende Kategorien einteilen: TPS mit Kacheln und TPS ohne Kacheln. Das Hauptauswahlkriterium war der leichteste Schutz, der die Hitze in einem bestimmten Bereich bewältigen kann. In einigen Fällen wurde jedoch ein schwererer Typ verwendet, wenn zusätzliche Schlagfestigkeit erforderlich war. Die FIB-Decken wurden hauptsächlich aus Gründen der reduzierten Wartung übernommen, nicht aus thermischen oder Gewichtsgründen.

Ein Großteil des Shuttles war mit LI-900- Silikakacheln bedeckt , die im Wesentlichen aus sehr reinem Quarzsand hergestellt wurden. Die Isolierung verhinderte eine Wärmeübertragung auf die darunter liegende Aluminiumhaut und -struktur des Orbiters. Diese Fliesen waren so schlechte Wärmeleiter, dass man sie an den Rändern halten konnte, während sie noch glühend heiß waren. Es wurden etwa 24.300 einzigartige Kacheln einzeln auf dem Fahrzeug angebracht, für die der Orbiter "die fliegende Ziegelei" genannt wurde. Forscher der University of Minnesota und der Pennsylvania State University führen die atomistischen Simulationen durch, um eine genaue Beschreibung der Wechselwirkungen zwischen atomarem und molekularem Sauerstoff mit Silica-Oberflächen zu erhalten und bessere Hochtemperatur-Oxidationsschutzsysteme für Vorderkanten von Hyperschallfahrzeugen zu entwickeln.

Die Fliesen wurden nicht mechanisch am Fahrzeug befestigt, sondern geklebt. Da sich die spröden Kacheln nicht mit der darunter liegenden Fahrzeughaut verbiegen konnten, wurden sie mit bei Raumtemperatur vulkanisierendem (RTV) Silikonkleber auf Nomex - Filz-Strain-Isolation-Pads (SIPs) geklebt, die wiederum auf die Orbiterhaut geklebt wurden. Diese isolierten die Kacheln von den strukturellen Durchbiegungen und Ausdehnungen des Orbiters. Das Aufkleben der 24.300 Fliesen erforderte fast zwei Mannjahre Arbeit für jeden Flug, auch weil der Kleber schnell trocknete und nach jeweils zwei Fliesen neue Chargen produziert werden mussten. Eine Ad-hoc-Lösung, bei der Techniker in den Kleber spuckten, um den Trocknungsprozess zu verlangsamen, war bis 1988 gängige Praxis, als eine Gefahrenstudie für Fliesen ergab, dass Spucke die Haftfestigkeit des Klebers schwächte.

Fliesenarten

Wiederverwendbare Hochtemperatur-Oberflächenisolierung (HRSI)

Eine HRSI-Kachel. Beachten Sie die gelben Markierungen, die seine genaue Position auf dem Orbiter angeben.

Die schwarzen HRSI-Kacheln boten Schutz vor Temperaturen bis zu 1.260 °C (2.300 °F). Es gab 20.548 HRSI-Kacheln, die die Fahrwerkstüren, die Verbindungstüren der externen Tankversorgung und den Rest der Unterseite des Orbiters bedeckten. Sie wurden auch in Bereichen des oberen vorderen Rumpfes, Teilen der Pods des orbitalen Manövriersystems , der Vorderkante des vertikalen Stabilisators, der Hinterkanten des Höhenruders und der Oberfläche der Klappen des Oberkörpers verwendet. Sie variierten in der Dicke von 2,5 bis 12,7 cm (1 bis 5 Zoll), abhängig von der beim Wiedereintritt auftretenden Wärmebelastung. Mit Ausnahme der Ausschlussbereiche waren diese Fliesen normalerweise 6 x 6 Zoll (15 x 15 cm) groß. Die HRSI-Fliese bestand aus hochreinen Silikafasern. Neunzig Prozent des Volumens der Fliese waren leerer Raum, was ihr eine sehr geringe Dichte (9 lb/cu ft oder 140 kg/m ³ ) verleiht, wodurch sie leicht genug für die Raumfahrt ist. Die unbeschichteten Fliesen hatten ein strahlend weißes Aussehen und sahen eher wie eine feste Keramik aus als das schaumartige Material, das sie waren.

Die schwarze Beschichtung auf den Fliesen war reaktionsgehärtetes Glas (RCG), von dem Tetraborsilizid und Borosilikatglas einige von mehreren Bestandteilen waren. RCG wurde auf alle außer einer Seite der Fliese aufgetragen, um das poröse Silica zu schützen und die Wärmeableitereigenschaften zu verbessern. Die Beschichtung fehlte an einem kleinen Rand der Seiten neben der unbeschichteten (unteren) Seite. Um die Fliese wasserdicht zu machen, wurde Dimethylethoxysilan mit einer Spritze in die Fliese injiziert. Die Verdichtung der Fliese mit Tetraethylorthosilikat (TEOS) trug ebenfalls zum Schutz der Kieselsäure bei und fügte zusätzliche Wasserdichtigkeit hinzu.

Eine unbeschichtete HRSI-Fliese, die in der Hand gehalten wird, fühlt sich an wie ein sehr leichter Schaum, weniger dicht als Styropor , und das empfindliche, bröckelige Material muss mit äußerster Sorgfalt behandelt werden, um Schäden zu vermeiden. Die Beschichtung fühlt sich wie eine dünne, harte Schale an und kapselt die weiße isolierende Keramik ein, um ihre Brüchigkeit zu beseitigen, außer auf der unbeschichteten Seite. Selbst eine beschichtete Fliese fühlt sich sehr leicht an, leichter als ein gleich großer Styroporblock. Wie für Kieselsäure zu erwarten, sind sie geruchlos und inert.

HRSI wurde in erster Linie entwickelt, um dem Übergang von Bereichen mit extrem niedriger Temperatur (der Leere des Weltraums, etwa –270 ° C oder –454 ° F) zu den hohen Temperaturen des Wiedereintritts (verursacht durch Wechselwirkung, hauptsächlich Kompression beim Hyperschallschock) zu widerstehen. zwischen den Gasen der oberen Atmosphäre und dem Rumpf des Space Shuttles, typischerweise um 1.600 °C oder 2.910 °F).

Faserige feuerfeste Verbunddämmplatten (FRCI)

Die schwarzen FRCI-Fliesen boten eine verbesserte Haltbarkeit, Beständigkeit gegen Beschichtungsrisse und Gewichtsreduzierung. Einige HRSI-Kacheln wurden durch diesen Typ ersetzt.

Gehärtete einteilige Faserisolierung (TUFI)

Eine stärkere, zähere Fliese, die 1996 zum Einsatz kam. TUFI-Fliesen gab es in schwarzen Versionen für hohe Temperaturen zur Verwendung auf der Unterseite des Orbiters und in weißen Versionen für niedrigere Temperaturen zur Verwendung auf dem Oberkörper. Weiße Versionen waren zwar schlagfester als andere Kacheln, leiteten jedoch mehr Wärme, was ihre Verwendung auf die Oberkörperklappe und den Hauptmotorbereich des Orbiters beschränkte. Schwarze Versionen hatten eine ausreichende Wärmeisolierung für die Unterseite des Orbiters, hatten jedoch ein höheres Gewicht. Diese Faktoren beschränkten ihre Verwendung auf bestimmte Bereiche.

Wiederverwendbare Niedertemperatur-Oberflächenisolierung (LRSI)

Diese waren weiß und bedeckten den oberen Flügel in der Nähe der Vorderkante. Sie wurden auch in ausgewählten Bereichen des vorderen, mittleren und hinteren Rumpfes, des vertikalen Leitwerks und der OMS/RCS-Pods verwendet. Diese Kacheln schützten Bereiche, in denen die Wiedereintrittstemperaturen unter 649 °C (1.200 °F) liegen. Die LRSI-Fliesen wurden auf die gleiche Weise wie die HRSI-Fliesen hergestellt, mit der Ausnahme, dass die Fliesen 8 x 8 Zoll (20 x 20 cm) im Quadrat waren und eine weiße RCG-Beschichtung aus Silikaverbindungen mit glänzendem Aluminiumoxid aufwiesen. Die weiße Farbe war beabsichtigt und half, die Hitze im Orbit zu bewältigen, wenn der Orbiter direktem Sonnenlicht ausgesetzt war.

Diese Kacheln waren für bis zu 100 Missionen mit Renovierung wiederverwendbar (100 Missionen waren auch die Designlebensdauer jedes Orbiters). Sie wurden nach jeder Mission in der Orbiter Processing Facility sorgfältig inspiziert , und beschädigte oder abgenutzte Kacheln wurden vor der nächsten Mission sofort ersetzt. Zwischen den Fliesen wurden bei Bedarf auch sogenannte Gap-Filler-Gewebebahnen eingelegt. Diese ermöglichten eine enge Passung zwischen den Kacheln, verhinderten das Eindringen von überschüssigem Plasma zwischen ihnen, ermöglichten jedoch eine thermische Ausdehnung und Biegung der darunter liegenden Fahrzeughaut.

Vor der Einführung von FIB-Decken besetzten LRSI-Kacheln alle Bereiche, die jetzt von den Decken bedeckt sind, einschließlich des oberen Rumpfs und der gesamten Oberfläche der OMS-Pods. Diese TPS-Konfiguration wurde nur bei Columbia und Challenger verwendet .

Nicht-Kachel-TPS

Flexible Isolierdecken/erweiterte flexible wiederverwendbare Isolierung (FIB/AFRSI)

Entwickelt nach der Erstauslieferung von Columbia und erstmals verwendet auf den OMS-Pods von Challenger . Dieses weiße faserige Silicawattematerial mit niedriger Dichte hatte ein deckenartiges Aussehen und ersetzte die überwiegende Mehrheit der LRSI-Fliesen. Sie erforderten viel weniger Wartung als LRSI-Fliesen, hatten aber ungefähr die gleichen thermischen Eigenschaften. Nach ihrer begrenzten Verwendung auf Challenger wurden sie ab Discovery viel umfassender eingesetzt und ersetzten viele der LRSI-Kacheln auf Columbia nach dem Verlust von Challenger .

Verstärkter Kohlenstoff-Kohlenstoff (RCC)

Das hellgraue Material, das Wiedereintrittstemperaturen von bis zu 1.510 ° C (2.750 ° F) standhielt, schützte die Flügelvorderkanten und die Nasenkappe. Jeder der Flügel der Orbiter hatte 22 RCC - Platten mit einer Dicke von etwa 1 ⁄ 4 bis 1 ⁄ 2 Zoll (6,4 bis 12,7 mm). T-Dichtungen zwischen jedem Paneel ermöglichten eine Wärmeausdehnung und seitliche Bewegung zwischen diesen Paneelen und dem Flügel.

RCC war ein laminierter Verbundwerkstoff aus Kohlenstofffasern, die mit einem Phenolharz imprägniert waren . Nach dem Aushärten bei hoher Temperatur in einem Autoklaven wurde das Laminat pyrolysiert , um das Harz in reinen Kohlenstoff umzuwandeln. Dieses wurde dann in einer Vakuumkammer mit Furfuralalkohol imprägniert, dann gehärtet und erneut pyrolysiert, um den Furfuralalkohol in Kohlenstoff umzuwandeln. Dieser Vorgang wurde dreimal wiederholt, bis die gewünschten Kohlenstoff-Kohlenstoff-Eigenschaften erreicht waren.

Um Oxidationsbeständigkeit für die Wiederverwendungsfähigkeit bereitzustellen, wurden die äußeren Schichten des RCC mit Siliziumkarbid beschichtet. Die Siliziumkarbidbeschichtung schützte den Kohlenstoff-Kohlenstoff vor Oxidation. Der RCC war sehr widerstandsfähig gegen Ermüdungsbelastung, die während des Aufstiegs und Eintritts erfahren wurde. Es war stärker als die Kacheln und wurde auch um den Sockel des vorderen Befestigungspunkts des Orbiters am Außentank herum verwendet, um die Stoßbelastungen der Sprengbolzendetonation aufzunehmen. RCC war das einzige TPS-Material, das auch als strukturelle Unterstützung für einen Teil der aerodynamischen Form des Orbiters diente: die Flügelvorderkanten und die Nasenkappe. Alle anderen TPS-Komponenten (Kacheln und Decken) wurden auf strukturelle Materialien montiert, die sie stützten, hauptsächlich der Aluminiumrahmen und die Außenhaut des Orbiters.

Wiederverwendbare Nomex-Filz-Oberflächenisolierung (FRSI)

Dieser weiße, flexible Stoff bot Schutz bei bis zu 371 °C (700 °F). FRSI bedeckte die oberen Flügelflächen des Orbiters, die oberen Nutzlastbuchttüren, Teile der OMS/RCS-Pods und den hinteren Rumpf.

Lückenfüller

Lückenfüller wurden an Türen und sich bewegenden Oberflächen platziert, um die Erwärmung zu minimieren, indem die Bildung von Wirbeln verhindert wurde. Durch Türen und bewegliche Flächen entstanden offene Spalten im Hitzeschutzsystem, die vor Hitze geschützt werden mussten. Einige dieser Lücken waren sicher, aber es gab einige Bereiche auf dem Hitzeschild, wo Oberflächendruckgradienten eine Querströmung von Grenzschichtluft in diesen Lücken verursachten.

Die Füllmaterialien wurden entweder aus weißen AB312-Fasern oder schwarzen AB312-Stoffabdeckungen (die Aluminiumoxidfasern enthalten) hergestellt. Diese Materialien wurden an der Vorderkante der Nasenkappe, den Windschutzscheiben, der Seitenluke, dem Flügel, der Hinterkante der Höhenruder, dem vertikalen Stabilisator, der Seitenruder- / Geschwindigkeitsbremse, der Körperklappe und dem Hitzeschild der Hauptmotoren des Shuttles verwendet.

Auf STS-114 wurde ein Teil dieses Materials entfernt und als potenzielles Sicherheitsrisiko eingestuft. Es war möglich, dass der Lückenfüller einen turbulenten Luftstrom weiter unten im Rumpf verursachte, was zu einer viel höheren Erwärmung führen und möglicherweise den Orbiter beschädigen würde. Das Tuch wurde während eines Weltraumspaziergangs während der Mission entfernt.

Überlegungen zum Gewicht

Verstärkter Kohlenstoff-Kohlenstoff hatte zwar die besten Hitzeschutzeigenschaften, war aber auch viel schwerer als die Silica-Kacheln und FIBs, sodass er auf relativ kleine Bereiche beschränkt war. Im Allgemeinen war das Ziel, die leichteste Isolierung zu verwenden, die mit dem erforderlichen Wärmeschutz vereinbar ist. Dichte jedes TPS-Typs:

Gesamtfläche und Gewicht jedes TPS-Typs (verwendet auf Orbiter 102, vor 1996):

Frühe TPS-Probleme

Langsame Kachelanwendung

Columbia in der Orbiter Processing Facility nach ihrer Ankunft im Kennedy Space Center am 25. März 1979 mit vielen fehlenden Kacheln. 7.800 von 31.000 Fliesen mussten noch angebracht werden.

Fliesen fielen oft ab und verursachten einen Großteil der Verzögerung beim Start von STS-1 , der ersten Shuttle-Mission, die ursprünglich für 1979 geplant war, aber erst im April 1981 stattfand. Die NASA war an lange Verzögerungen in ihren Programmen gewöhnt und war unterfordert großer Druck seitens der Regierung und des Militärs, bald zu starten. Im März 1979 verlegte es die unvollständige Columbia , bei der 7.800 der 31.000 Kacheln fehlten, vom Rockwell International - Werk in Palmdale, Kalifornien , zum Kennedy Space Center in Florida . Abgesehen davon, dass das Programm den Anschein von Fortschritten erweckte, hoffte die NASA, dass die Kacheln fertiggestellt werden könnten, während der Rest des Orbiters vorbereitet wurde. Das war ein Fehler; Einige der Fliesenleger in Rockwell mochten Florida nicht und kehrten bald nach Kalifornien zurück, und die Orbiter-Verarbeitungsanlage war nicht für die Herstellung ausgelegt und für ihre 400 Arbeiter zu klein.

Für jede Fliese wurde Zement verwendet, der 16 Stunden zum Aushärten benötigte . Nachdem die Fliese auf dem Zement befestigt war, hielt eine Hebevorrichtung sie für weitere 16 Stunden an Ort und Stelle. Im März 1979 brauchte jeder Arbeiter 40 Stunden, um eine Fliese zu installieren; Durch den Einsatz junger, effizienter College-Studenten im Sommer beschleunigte sich das Tempo auf 1,8 Kacheln pro Arbeiter und Woche. Tausende Fliesen bestanden Belastungstests nicht und mussten ersetzt werden. Im Herbst erkannte die NASA, dass die Kachelgeschwindigkeit das Startdatum bestimmen würde. Die Fliesen waren so problematisch, dass die Beamten auf jede andere Wärmeschutzmethode umgestiegen wären, aber es gab keine andere.

Da es ohne alle Fliesen überführt werden musste, wurden die Lücken mit Material gefüllt, um die Aerodynamik des Shuttles während des Transports aufrechtzuerhalten.

Sorge um „Zipper-Effekt“

Die Fliese TPS war während der Shuttle-Entwicklung ein Problembereich, hauptsächlich in Bezug auf die Haftungszuverlässigkeit. Einige Ingenieure dachten, es könnte einen Fehlermodus geben, bei dem sich eine Fliese lösen könnte und der resultierende aerodynamische Druck einen "Reißverschlusseffekt" erzeugen würde, der andere Fliesen abstreift. Ob beim Aufstieg oder Wiedereintritt, das Ergebnis wäre katastrophal.

Besorgnis über Trümmerschläge

Ein weiteres Problem waren Eis oder andere Trümmer, die während des Aufstiegs auf die Fliesen aufprallten. Dies war nie vollständig und gründlich gelöst worden, da die Trümmer nie beseitigt worden waren und die Fliesen dadurch anfällig für Schäden blieben. Die endgültige Strategie der NASA zur Minderung dieses Problems bestand darin, zusätzlich zu den Flügen am Boden auch während des Flugs und vor dem Wiedereintritt aggressiv auf mögliche Schäden zu untersuchen, diese zu bewerten und anzugehen.

Frühe Reparaturpläne für Fliesen

Diese Bedenken waren so groß, dass die NASA erhebliche Anstrengungen unternahm, um ein Fliesenreparaturset für den Notfall zu entwickeln, das die STS-1- Besatzung vor dem Deorbit verwenden konnte. Bis Dezember 1979 wurden Prototypen und frühe Verfahren fertiggestellt, von denen die meisten die Ausrüstung der Astronauten mit einem speziellen Weltraum-Reparaturkit und einem Jetpack namens Manned Maneuvering Unit oder MMU beinhalteten, das von Martin Marietta entwickelt wurde.

Ein weiteres Element war eine manövrierfähige Arbeitsplattform, die einen von der MMU angetriebenen Astronauten im Weltraum an den zerbrechlichen Fliesen unter dem Orbiter befestigen würde. Das Konzept verwendete elektrisch gesteuerte Klebebecher, die die Arbeitsplattform auf der strukturlosen Fliesenoberfläche in Position halten würden. Etwa ein Jahr vor dem Start von STS-1 im Jahr 1981 entschied die NASA, dass die Reparaturfähigkeit das zusätzliche Risiko und Training nicht wert war, und stellte die Entwicklung ein. Es gab ungelöste Probleme mit den Reparaturwerkzeugen und -techniken; Auch weitere Tests zeigten, dass sich die Fliesen wahrscheinlich nicht lösen würden. Die erste Shuttle-Mission erlitt mehrere Kachelverluste, aber sie befanden sich in unkritischen Bereichen, und es trat kein "Reißverschlusseffekt" auf.

Columbia -Unfall und Folgen

Am 1. Februar 2003 wurde das Space Shuttle Columbia beim Wiedereintritt aufgrund eines Ausfalls des TPS zerstört. Das Untersuchungsteam stellte fest und berichtete, dass die wahrscheinliche Ursache des Unfalls darin bestand, dass während des Starts ein Stück Schaumstoff eine RCC - Platte an der Vorderkante des linken Flügels durchbohrte und es heißen Gasen vom Wiedereintritt ermöglichte, in den Flügel einzudringen und den Flügel von innen aufzulösen , was schließlich zum Verlust der Kontrolle und zum Auseinanderbrechen des Shuttles führt.

Das Wärmeschutzsystem des Space Shuttles erhielt nach der Katastrophe eine Reihe von Kontrollen und Modifikationen. Sie wurden auf die drei verbleibenden Shuttles Discovery , Atlantis und Endeavour angewendet, um die nachfolgenden Missionsstarts ins All vorzubereiten.

Bei der STS-114- Mission von 2005, bei der Discovery den ersten Flug nach dem Columbia - Unfall unternahm, unternahm die NASA eine Reihe von Schritten, um zu überprüfen, ob das TPS unbeschädigt war. Das 50 Fuß lange (15 m) Orbiter Boom Sensor System , eine neue Erweiterung des Remote Manipulator Systems , wurde verwendet, um eine Laserabbildung des TPS durchzuführen, um es auf Schäden zu untersuchen. Vor dem Andocken an die Internationale Raumstation führte Discovery ein Rendezvous-Pitch-Manöver durch, einfach eine Rückwärtssalto-Drehung um 360°, wodurch alle Bereiche des Fahrzeugs von der ISS aus fotografiert werden konnten. Zwei Lückenfüller ragten mehr als die nominell erlaubte Distanz aus der Unterseite des Orbiters heraus, und die Agentur entschied vorsichtig, dass es am besten wäre, zu versuchen, die Füller zu entfernen oder sie bündig abzuschneiden, anstatt die erhöhte Erwärmung zu riskieren, die sie verursachen würden. Obwohl jeder weniger als 3 cm (1,2 Zoll) herausragte, wurde angenommen, dass es beim Wiedereintritt zu einem Anstieg der Erwärmung um 25% kommen könnte, wenn man sie verlässt.

Da der Orbiter an seiner Unterseite keine Haltegriffe hatte (da sie viel mehr Probleme mit der Wiedereintrittsheizung verursachen würden als die hervorstehenden Lückenfüller), arbeitete Astronaut Stephen K. Robinson vom Roboterarm der ISS, Canadarm2 . Da die TPS-Fliesen ziemlich zerbrechlich waren, gab es Bedenken, dass jemand, der unter dem Fahrzeug arbeitet, mehr Schaden am Fahrzeug anrichten könnte, als bereits vorhanden war, aber NASA-Beamte hielten es für ein größeres Risiko, die Lückenfüller allein zu lassen. In diesem Fall konnte Robinson die Lückenfüller von Hand herausziehen und verursachte keinen Schaden am TPS von Discovery .

Fliesenspenden

Ab 2010, mit dem bevorstehenden Ausscheiden des Space Shuttles , spendet die NASA TPS-Fliesen an Schulen, Universitäten und Museen für die Versandkosten – jeweils 23,40 US-Dollar. Ungefähr 7000 Kacheln waren nach dem Prinzip „Wer zuerst kommt, mahlt zuerst “ verfügbar , jedoch auf jeweils eine Kachel pro Institution beschränkt.

Siehe auch

• Space-Shuttle-Programm
• Katastrophe der Raumfähre Columbia
• Columbia Accident Investigation Board

Verweise

• "Wenn das Space Shuttle endlich fliegt", Artikel von Rick Gore. National Geographic (S. 316–347. Vol. 159, Nr. 3, März 1981).
• Space Shuttle Operator's Manual , von Kerry Mark Joels und Greg Kennedy (Ballantine Books, 1982).
• The Voyages of Columbia: The First True Spaceship , von Richard S. Lewis (Columbia University Press, 1984).
• A Space Shuttle Chronology , von John F. Guilmartin und John Mauer (NASA Johnson Space Center, 1988).
• Space Shuttle: The Quest Continues , von George Forres (Ian Allan, 1989).
• Informationszusammenfassungen: Countdown! NASA Launch Vehicles and Facilities , (NASA PMS 018-B (KSC), Oktober 1991).
• Space Shuttle: The History of Developing the National Space Transportation System , von Dennis Jenkins (Walsworth Publishing Company, 1996).
• Bemannte US-Raumfahrt: Eine Erfolgsbilanz, 1961–1998 . NASA – Monographien zur Luft- und Raumfahrtgeschichte Nr. 9, Juli 1998.
• Space Shuttle Thermal Protection System von Gary Milgrom. Februar 2013. Kostenloser iTunes-eBook-Download. https://itunes.apple.com/us/book/space-shuttle-thermal-protection/id591095660?mt=11

Anmerkungen

Externe Links

• 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 Archiviert am 15.07.2009 auf der Wayback Machine
• https://web.archive.org/web/20160307090308/http://science.ksc.nasa.gov/shuttle/nexgen/Nexgen_Downloads/Shuttle_Gordon_TPS-PUBLIC_Appendix.pdf