Sistema de proteção térmica do ônibus espacial -Space Shuttle thermal protection system

O Kuiper Airborne Observatory tirou uma imagem infravermelha da parte inferior do Columbia durante a reentrada do STS-3 para estudar as temperaturas. O orbitador tinha 56 quilômetros (184.000 pés) de altura e viajava a Mach 15,6.

Space Shuttle Discovery ao se aproximar da Estação Espacial Internacional durante o STS-114 em 28 de julho de 2005.

O sistema de proteção térmica do ônibus espacial (TPS) é a barreira que protegeu o Space Shuttle Orbiter durante o calor escaldante de 1.650 °C (3.000 °F ) da reentrada atmosférica . Um objetivo secundário era proteger do calor e do frio do espaço enquanto estava em órbita.

Materiais

Sistema de proteção térmica para o orbitador 103 e orbitadores subsequentes

Endeavour no museu California Science Center, mostrando azulejos perto da porta

O TPS cobria essencialmente toda a superfície do orbitador e consistia em sete materiais diferentes em locais variados com base na quantidade de proteção térmica necessária:

Carbono-carbono reforçado (RCC), usado na tampa do nariz, na área do queixo entre a tampa do nariz e as portas do trem de pouso do nariz, a ponta de flecha atrás da porta do trem de pouso do nariz e os bordos de ataque das asas. Usado onde a temperatura de reentrada excedeu 1.260 °C (2.300 °F).
Ladrilhos de isolamento de superfície reutilizável de alta temperatura (HRSI), usados na parte inferior do orbitador. Feito de cerâmica de sílica LI-900 revestida. Usado onde a temperatura de reentrada estava abaixo de 1.260 °C.
Telhas de isolamento composto refratário fibroso (FRCI), usadas para fornecer maior resistência, durabilidade, resistência a rachaduras no revestimento e redução de peso. Alguns ladrilhos HRSI foram substituídos por este tipo.
Cobertores de isolamento flexível (FIB), um isolamento de superfície acolchoado e flexível semelhante a um cobertor. Usado onde a temperatura de reentrada estava abaixo de 649 °C (1.200 °F).
Ladrilhos de isolamento de superfície reutilizável de baixa temperatura (LRSI), anteriormente usados na fuselagem superior, mas foram substituídos principalmente por FIB. Usado em faixas de temperatura aproximadamente semelhantes ao FIB.
Ladrilhos de isolamento fibroso de peça única endurecida (TUFI), um ladrilho mais forte e resistente que entrou em uso em 1996. Usado em áreas de alta e baixa temperatura.
Isolamento de superfície reutilizável de feltro (FRSI). Mantas brancas de feltro Nomex nas portas superiores do compartimento de carga, partes da fuselagem central e laterais da fuselagem traseira, partes da superfície superior da asa e uma parte dos pods OMS/RCS . Usado onde as temperaturas ficaram abaixo de 371 °C (700 °F).

Cada tipo de TPS tinha características específicas de proteção térmica, resistência ao impacto e peso, o que determinava os locais onde era usado e a quantidade usada.

O ônibus espacial TPS tinha três características principais que o distinguiam do TPS usado em espaçonaves anteriores:

reutilizável: As espaçonaves anteriores geralmente usavam escudos térmicos ablativos que queimavam durante a reentrada e, portanto, não podiam ser reutilizados. Esse isolamento era robusto e confiável, e a natureza de uso único era apropriada para um veículo de uso único. Por outro lado, o ônibus reutilizável exigia um sistema de proteção térmica reutilizável.
Leve: Escudos de calor ablativos anteriores eram muito pesados. Por exemplo, o escudo térmico ablativo no Módulo de Comando Apollo compreendia cerca de 15% do peso do veículo. O ônibus alado tinha muito mais área de superfície do que a espaçonave anterior, então um TPS leve era crucial.
Frágil: A única tecnologia conhecida no início dos anos 1970 com as características térmicas e de peso necessárias também era tão frágil, devido à densidade muito baixa, que era possível esmagar facilmente um ladrilho TPS com a mão.

Propósito

As superfícies sob as asas do Discovery são protegidas por milhares de ladrilhos de isolamento reutilizáveis de alta temperatura.

A estrutura de alumínio do orbitador não resistiu a temperaturas acima de 175 °C (347 °F) sem falha estrutural. O aquecimento aerodinâmico durante a reentrada empurraria a temperatura bem acima desse nível em algumas áreas, de modo que um isolante eficaz era necessário.

Aquecimento de reentrada

Uma visão mais próxima das telhas sob a fuselagem dianteira e a extremidade dianteira da asa esquerda. O canto da porta do nariz pode ser visto no canto inferior esquerdo. Os ladrilhos pretos sólidos escuros são novos que ainda não passaram por uma reentrada. (No topo, o objeto branco é a porta aberta do compartimento de carga esquerdo.)

O aquecimento de reentrada difere do aquecimento atmosférico normal associado a aeronaves a jato, e isso rege o projeto e as características do TPS. A pele de aeronaves a jato de alta velocidade também pode ficar quente, mas isso ocorre devido ao aquecimento por atrito devido ao atrito atmosférico , semelhante ao aquecimento das mãos ao esfregá-las. O orbitador reentrou na atmosfera como um corpo rombudo por ter um ângulo de ataque muito alto (40°) , com sua ampla superfície inferior voltada para a direção do vôo. Mais de 80% do aquecimento que o orbitador experimenta durante a reentrada é causado pela compressão do ar à frente do veículo hipersônico, de acordo com a relação termodinâmica básica entre pressão e temperatura . Uma onda de choque quente foi criada na frente do veículo, que desviou a maior parte do calor e impediu que a superfície do orbitador entrasse em contato direto com o pico de calor. Portanto, o aquecimento de reentrada foi em grande parte a transferência de calor por convecção entre a onda de choque e a superfície do orbitador através do plasma superaquecido . A chave para um escudo reutilizável contra esse tipo de aquecimento é um material de densidade muito baixa, semelhante a como uma garrafa térmica inibe a transferência de calor por convecção.

Algumas ligas metálicas de alta temperatura podem resistir ao calor de reentrada; eles simplesmente esquentam e irradiam novamente o calor absorvido. Essa técnica, chamada de proteção térmica do dissipador de calor , foi planejada para o veículo espacial alado X-20 Dyna-Soar . No entanto, a quantidade de metal de alta temperatura necessária para proteger um veículo grande como o Space Shuttle Orbiter teria sido muito pesada e acarretaria uma penalidade severa para o desempenho do veículo. Da mesma forma, o TPS ablativo seria pesado, possivelmente perturbaria a aerodinâmica do veículo ao queimar durante a reentrada e exigiria manutenção significativa para reaplicar após cada missão. (Infelizmente, o bloco TPS, que foi originalmente especificado para nunca receber choques de detritos durante o lançamento, na prática também precisava ser inspecionado e reparado de perto após cada pouso, devido a danos invariavelmente ocorridos durante a subida, mesmo antes de novas políticas de inspeção em órbita serem estabelecidas após a perda do ônibus espacial Columbia .)

Descrição detalhada

Telha de sílica da Atlantis

O TPS era um sistema de diferentes tipos de proteção, não apenas telhas de sílica. Eles estão em duas categorias básicas: TPS de ladrilhos e TPS sem ladrilhos. Os principais critérios de seleção usaram a proteção mais leve capaz de lidar com o calor em uma determinada área. No entanto, em alguns casos, um tipo mais pesado foi usado se fosse necessária resistência adicional ao impacto. As mantas FIB foram adotadas principalmente para manutenção reduzida, não por motivos térmicos ou de peso.

Grande parte da nave foi coberta com telhas de sílica LI-900 , feitas essencialmente de areia de quartzo muito pura. O isolamento impediu a transferência de calor para a pele e estrutura de alumínio do orbitador subjacente. Esses ladrilhos eram condutores de calor tão ruins que era possível segurar um pelas bordas enquanto ainda estava em brasa. Havia cerca de 24.300 ladrilhos únicos montados individualmente no veículo, para o qual o orbitador foi chamado de "oleiro voador". Pesquisadores da Universidade de Minnesota e da Universidade Estadual da Pensilvânia estão realizando simulações atomísticas para obter uma descrição precisa das interações entre oxigênio atômico e molecular com superfícies de sílica para desenvolver melhores sistemas de proteção contra oxidação em alta temperatura para bordas de ataque em veículos hipersônicos.

As telhas não foram fixadas mecanicamente ao veículo, mas sim coladas. Uma vez que os ladrilhos quebradiços não podiam se flexionar com a superfície subjacente do veículo, eles foram colados aos Strain Isolation Pads (SIPs) de feltro Nomex com adesivo de silicone de vulcanização à temperatura ambiente (RTV), que por sua vez foram colados à superfície do orbitador. Isso isolou os ladrilhos das deflexões e expansões estruturais do orbitador. A colagem dos 24.300 ladrilhos exigiu quase dois anos de trabalho para cada vôo, em parte devido ao fato de que a cola secava rapidamente e novos lotes precisavam ser produzidos após cada par de ladrilhos. Um remédio ad hoc que envolvia técnicos cuspindo na cola para retardar o processo de secagem era uma prática comum até 1988, quando um estudo de risco de ladrilhos revelou que o cuspe enfraquecia a força de adesão do adesivo.

Tipos de blocos

Isolamento de superfície reutilizável de alta temperatura (HRSI)

Uma telha HRSI. Observe as marcações amarelas, que indicam sua localização exata no orbitador.

Os ladrilhos HRSI pretos forneceram proteção contra temperaturas de até 1.260 °C (2.300 °F). Havia 20.548 ladrilhos HRSI que cobriam as portas do trem de pouso, as portas de conexão umbilical do tanque externo e o restante das superfícies inferiores do orbitador. Eles também foram usados em áreas na fuselagem frontal superior, partes dos pods do sistema de manobra orbital , bordo de ataque do estabilizador vertical, bordo de fuga de onze e superfície do flap do corpo superior. Eles variaram em espessura de 1 a 5 polegadas (2,5 a 12,7 cm), dependendo da carga de calor encontrada durante a reentrada. Com exceção das áreas de fechamento, esses ladrilhos normalmente tinham 6 por 6 polegadas (15 por 15 cm) quadrados. A telha HRSI foi composta por fibras de sílica de alta pureza. Noventa por cento do volume do ladrilho era espaço vazio, dando-lhe uma densidade muito baixa (9 lb/cu ft ou 140 kg/m ³ ), tornando-o leve o suficiente para voos espaciais. Os ladrilhos não revestidos tinham uma aparência branca brilhante e pareciam mais uma cerâmica sólida do que o material semelhante a espuma que eram.

O revestimento preto nos ladrilhos era Reaction Cured Glass (RCG), do qual o siliceto de tetraboro e o vidro de borosilicato eram alguns dos vários ingredientes. O RCG foi aplicado a todos, exceto um lado do ladrilho, para proteger a sílica porosa e aumentar as propriedades do dissipador de calor. O revestimento estava ausente de uma pequena margem dos lados adjacentes ao lado não revestido (inferior). Para impermeabilizar a telha, dimetiletoxissilano foi injetado nas telhas por meio de seringa. Adensamento do ladrilho com ortosilicato de tetraetila (TEOS) também ajudou a proteger a sílica e adicionou impermeabilização adicional.

Um ladrilho HRSI não revestido na mão parece uma espuma muito leve, menos densa que o isopor , e o material delicado e friável deve ser manuseado com extremo cuidado para evitar danos. O revestimento parece uma casca fina e dura e encapsula a cerâmica isolante branca para resolver sua friabilidade, exceto no lado não revestido. Mesmo um ladrilho revestido parece muito leve, mais leve que um bloco de isopor do mesmo tamanho. Como esperado para a sílica, eles são inodoros e inertes.

O HRSI foi projetado principalmente para suportar a transição de áreas de temperatura extremamente baixa (o vazio do espaço, cerca de -270 ° C ou -454 ° F) para altas temperaturas de reentrada (causadas por interação, principalmente compressão no choque hipersônico, entre os gases da atmosfera superior e o casco do ônibus espacial, normalmente em torno de 1.600 ° C ou 2.910 ° F).

Ladrilhos de isolamento composto refratário fibroso (FRCI)

As telhas FRCI pretas proporcionaram maior durabilidade, resistência a rachaduras no revestimento e redução de peso. Alguns ladrilhos HRSI foram substituídos por este tipo.

Isolamento fibroso de peça única endurecida (TUFI)

Um ladrilho mais forte e resistente que entrou em uso em 1996. Os ladrilhos TUFI vieram em versões pretas de alta temperatura para uso na parte inferior do orbitador e versões brancas de temperatura mais baixa para uso na parte superior do corpo. Embora mais resistentes a impactos do que outras telhas, as versões brancas conduziam mais calor, o que limitava seu uso à aba superior do corpo do orbitador e à área principal do motor. As versões pretas tinham isolamento térmico suficiente para a parte inferior do orbitador, mas tinham maior peso. Esses fatores restringiram seu uso a áreas específicas.

Isolamento de superfície reutilizável de baixa temperatura (LRSI)

De cor branca, cobriam a asa superior perto da borda de ataque. Eles também foram usados em áreas selecionadas da fuselagem dianteira, central e traseira, cauda vertical e pods OMS/RCS. Esses ladrilhos protegem áreas onde as temperaturas de reentrada estão abaixo de 1.200 °F (649 °C). Os ladrilhos LRSI foram fabricados da mesma maneira que os ladrilhos HRSI, exceto que os ladrilhos tinham 8 por 8 polegadas (20 por 20 cm) quadrados e tinham um revestimento RCG branco feito de compostos de sílica com óxido de alumínio brilhante. A cor branca foi projetada e ajudou a controlar o calor em órbita quando o orbitador foi exposto à luz solar direta.

Esses ladrilhos eram reutilizáveis para até 100 missões com reforma (100 missões também era o tempo de vida projetado de cada orbitador). Eles foram cuidadosamente inspecionados no Orbiter Processing Facility após cada missão, e os ladrilhos danificados ou gastos foram imediatamente substituídos antes da próxima missão. Folhas de tecido conhecidas como preenchimentos de lacunas também foram inseridas entre os ladrilhos, quando necessário. Isso permitia um encaixe perfeito entre os ladrilhos, evitando que o excesso de plasma penetrasse entre eles, mas permitindo a expansão térmica e a flexão da pele subjacente do veículo.

Antes da introdução das mantas FIB, as telhas LRSI ocupavam todas as áreas agora cobertas pelas mantas, incluindo a fuselagem superior e toda a superfície dos pods OMS. Essa configuração do TPS foi usada apenas no Columbia e no Challenger .

TPS não ladrilhado

Cobertores de isolamento flexível/isolamento reutilizável flexível avançado (FIB/AFRSI)

Desenvolvido após a entrega inicial do Columbia e usado pela primeira vez nos pods OMS do Challenger . Este material de enchimento de sílica fibrosa branca de baixa densidade tinha uma aparência de colcha e substituiu a grande maioria dos ladrilhos LRSI. Eles exigiam muito menos manutenção do que os ladrilhos LRSI, mas tinham aproximadamente as mesmas propriedades térmicas. Após seu uso limitado no Challenger , eles foram usados muito mais extensivamente começando com o Discovery e substituíram muitos dos ladrilhos LRSI no Columbia após a perda do Challenger .

Carbono-carbono reforçado (RCC)

O material cinza claro que resistiu a temperaturas de reentrada de até 1.510 ° C (2.750 ° F) protegeu os bordos de ataque da asa e a tampa do nariz. Cada uma das asas dos orbitadores tinha 22 painéis RCC com cerca de 1 ⁄ 4 a 1 ⁄ 2 polegadas (6,4 a 12,7 mm) de espessura. As vedações em T entre cada painel permitiram a expansão térmica e o movimento lateral entre esses painéis e a asa.

O RCC era um material compósito laminado feito de fibras de carbono impregnadas com uma resina fenólica . Depois de curado em alta temperatura em autoclave, o laminado foi pirolizado para converter a resina em carbono puro. Este foi então impregnado com álcool furfural em uma câmara de vácuo, depois curado e pirolizado novamente para converter o álcool furfural em carbono. Este processo foi repetido três vezes até que as propriedades carbono-carbono desejadas fossem alcançadas.

Para fornecer resistência à oxidação para capacidade de reutilização, as camadas externas do RCC foram revestidas com carboneto de silício. O revestimento de carboneto de silício protegeu o carbono-carbono da oxidação. O RCC era altamente resistente à carga de fadiga experimentada durante a subida e a entrada. Era mais forte do que os ladrilhos e também foi usado ao redor do soquete do ponto de conexão dianteiro do orbitador ao tanque externo para acomodar as cargas de choque da detonação do parafuso explosivo. O RCC foi o único material TPS que também serviu como suporte estrutural para parte da forma aerodinâmica do orbitador: os bordos de ataque da asa e a tampa do nariz. Todos os outros componentes do TPS (ladrilhos e mantas) foram montados em materiais estruturais que os sustentavam, principalmente a estrutura de alumínio e o revestimento do orbitador.

Isolamento de superfície reutilizável de feltro Nomex (FRSI)

Este tecido branco e flexível oferecia proteção até 371 °C (700 °F). O FRSI cobriu as superfícies superiores da asa do orbitador, as portas superiores do compartimento de carga útil, partes dos pods OMS/RCS e a fuselagem traseira.

Preenchedores de lacunas

Preenchedores de lacunas foram colocados em portas e superfícies móveis para minimizar o aquecimento, evitando a formação de vórtices. Portas e superfícies móveis criaram lacunas abertas no sistema de proteção térmica que precisavam ser protegidas do calor. Algumas dessas lacunas eram seguras, mas havia algumas áreas no escudo térmico onde os gradientes de pressão da superfície causavam um fluxo cruzado de ar da camada limite nessas lacunas.

Os materiais de enchimento foram feitos de fibras brancas AB312 ou capas de tecido preto AB312 (que contêm fibras de alumina). Esses materiais foram usados em torno do bordo de ataque da tampa do nariz, pára-brisas, escotilha lateral, asa, bordo de fuga dos elevons, estabilizador vertical, leme/freio de velocidade, aba do corpo e escudo térmico dos motores principais do ônibus espacial.

Na STS-114 , parte desse material foi desalojado e determinado a representar um risco potencial à segurança. Era possível que o preenchimento de lacunas pudesse causar fluxo de ar turbulento mais abaixo na fuselagem, o que resultaria em um aquecimento muito maior, potencialmente danificando o orbitador. O pano foi removido durante uma caminhada espacial durante a missão.

Considerações de peso

Embora o carbono-carbono reforçado tivesse as melhores características de proteção contra o calor, também era muito mais pesado que os ladrilhos de sílica e os FIBs, por isso era limitado a áreas relativamente pequenas. Em geral, o objetivo era usar o isolamento mais leve e consistente com a proteção térmica necessária. Densidade de cada tipo de TPS:

Material	Densidade
Material	( kg/m³ )	( lb/pé cúbico )
Carbono-carbono reforçado	1986	124
telhas LI-2200	352	22
Telhas de isolamento composto refratário fibroso	192	12
Azulejos LI-900 (preto ou branco)	144	9
Mantas de isolamento flexível	144	9

Área total e peso de cada tipo de TPS (usado no Orbiter 102, pré-1996):

tipo TPS	Cor	Área (m ² )	Densidade de área (kg/m ² )	Peso (kg)
Isolamento de superfície reutilizável em feltro	Branco	332,7	1.6	532.1
Isolamento de superfície reutilizável de baixa temperatura	Off white	254,6	3,98	1014.2
Isolamento de superfície reutilizável de alta temperatura	Preto	479,7	9.2	4412.6
Carbono-carbono reforçado	Cinza claro	38,0	44,7	1697.3
Diversos				918,5
Total	—	1105,0	—	8574.4

Problemas iniciais de TPS

Aplicação lenta de blocos

Columbia no Orbiter Processing Facility após sua chegada ao Centro Espacial Kennedy em 25 de março de 1979, mostrando muitos ladrilhos faltando. Ainda faltavam 7.800 dos 31.000 azulejos.

As telhas freqüentemente caíam e causavam grande parte do atraso no lançamento do STS-1 , a primeira missão do ônibus espacial, originalmente programada para 1979, mas não ocorreu até abril de 1981. A NASA não estava acostumada a longos atrasos em seus programas e estava sob controle. grande pressão do governo e militares para lançar em breve. Em março de 1979, transferiu o Columbia incompleto , com 7.800 dos 31.000 ladrilhos faltando, da fábrica da Rockwell International em Palmdale, Califórnia, para o Kennedy Space Center, na Flórida . Além de criar a aparência de progresso no programa, a NASA esperava que o ladrilho pudesse ser concluído enquanto o restante do orbitador era preparado. Isso foi um erro; alguns dos ladrilhadores da Rockwell não gostavam da Flórida e logo voltaram para a Califórnia, e a instalação de processamento da Orbiter não foi projetada para fabricação e era pequena demais para seus 400 trabalhadores.

Cada ladrilho usava cimento que exigia 16 horas para curar . Depois que a telha foi fixada no cimento, um macaco a manteve no lugar por mais 16 horas. Em março de 1979, cada trabalhador levava 40 horas para instalar uma telha; usando estudantes universitários jovens e eficientes durante o verão, o ritmo aumentou para 1,8 ladrilhos por trabalhador por semana. Milhares de telhas falharam nos testes de resistência e tiveram que ser substituídas. No outono, a NASA percebeu que a velocidade do ladrilho determinaria a data de lançamento. Os ladrilhos eram tão problemáticos que os funcionários teriam mudado para qualquer outro método de proteção térmica, mas nenhum outro existia.

Como tinha que ser transportado sem ladrilhos, as lacunas foram preenchidas com material para manter a aerodinâmica do ônibus durante o transporte.

Preocupação com o "efeito zíper"

O TPS do ladrilho foi uma área de preocupação durante o desenvolvimento do shuttle, principalmente no que diz respeito à confiabilidade da adesão. Alguns engenheiros pensaram que poderia existir um modo de falha em que um ladrilho poderia se desprender e a pressão aerodinâmica resultante criaria um "efeito de zíper" removendo outros ladrilhos. Seja durante a subida ou reentrada, o resultado seria desastroso.

Preocupação com greves de detritos

Outro problema foi o gelo ou outros detritos impactando os ladrilhos durante a subida. Isso nunca foi totalmente resolvido, pois os entulhos nunca foram eliminados e as telhas permaneceram suscetíveis a danos por eles. A estratégia final da NASA para mitigar esse problema foi inspecionar, avaliar e tratar agressivamente qualquer dano que possa ocorrer, enquanto estiver em órbita e antes da reentrada, além de no solo entre os voos.

Planos iniciais de reparo de azulejos

Essas preocupações eram grandes o suficiente para que a NASA fizesse um trabalho significativo desenvolvendo um kit de reparo de ladrilhos de uso emergencial que a tripulação do STS-1 poderia usar antes de sair de órbita. Em dezembro de 1979, protótipos e procedimentos iniciais foram concluídos, a maioria dos quais envolvia equipar os astronautas com um kit especial de reparo no espaço e um jet pack chamado Manned Maneuvering Unit , ou MMU, desenvolvido por Martin Marietta.

Outro elemento era uma plataforma de trabalho manobrável que prenderia um astronauta de caminhada espacial impulsionado por MMU aos frágeis ladrilhos sob o orbitador. O conceito usava copos adesivos controlados eletricamente que travariam a plataforma de trabalho na posição na superfície do ladrilho sem características. Cerca de um ano antes do lançamento do STS-1 em 1981, a NASA decidiu que a capacidade de reparo não valia o risco adicional e o treinamento, então interrompeu o desenvolvimento. Houve problemas não resolvidos com as ferramentas e técnicas de reparo; também outros testes indicaram que era improvável que os ladrilhos saíssem. A primeira missão do ônibus espacial sofreu várias perdas de peças, mas elas estavam em áreas não críticas e nenhum "efeito zíper" ocorreu.

Colúmbia acidente e consequências

Em 1º de fevereiro de 2003, o ônibus espacial Columbia foi destruído na reentrada devido a uma falha do TPS. A equipe de investigação descobriu e relatou que a causa provável do acidente foi que, durante o lançamento, um pedaço de detritos de espuma perfurou um painel RCC no bordo de ataque da asa esquerda e permitiu que gases quentes da reentrada entrassem na asa e a desintegrassem por dentro. , levando a eventual perda de controle e rompimento da nave.

O sistema de proteção térmica do ônibus espacial recebeu uma série de controles e modificações após o desastre. Eles foram aplicados aos três ônibus espaciais restantes, Discovery , Atlantis e Endeavour , em preparação para lançamentos de missões subsequentes no espaço.

Na missão STS-114 de 2005 , na qual o Discovery fez o primeiro voo após o acidente do Columbia , a NASA tomou uma série de medidas para verificar se o TPS não estava danificado. O Orbiter Boom Sensor System de 50 pés de comprimento (15 m) , uma nova extensão para o Remote Manipulator System , foi usado para realizar imagens a laser do TPS para inspecionar danos. Antes de atracar na Estação Espacial Internacional , o Discovery realizou uma manobra Rendezvous Pitch , simplesmente uma rotação de 360° para trás, permitindo que todas as áreas do veículo fossem fotografadas da ISS. Dois enchimentos de lacunas estavam se projetando da parte inferior do orbitador mais do que a distância nominal permitida, e a agência decidiu cautelosamente que seria melhor tentar remover os enchimentos ou cortá-los nivelados, em vez de arriscar o aumento do aquecimento que eles causariam. Embora cada um se projetasse menos de 3 cm (1,2 pol), acreditava-se que deixá-los poderia causar aumentos de aquecimento de 25% na reentrada.

Como o orbitador não tinha apoios para as mãos na parte inferior (pois eles causariam muito mais problemas com o aquecimento de reentrada do que os preenchedores de lacunas salientes), o astronauta Stephen K. Robinson trabalhou no braço robótico da ISS, Canadarm2 . Como os ladrilhos do TPS eram bastante frágeis, havia a preocupação de que qualquer pessoa que trabalhasse sob o veículo pudesse causar mais danos ao veículo do que já estava lá, mas os funcionários da NASA sentiram que deixar os preenchimentos de lacunas sozinhos era um risco maior. No evento, Robinson foi capaz de puxar os preenchimentos de folga manualmente e não causou danos ao TPS no Discovery .

Doações de azulejos

A partir de 2010, com a iminente aposentadoria do Ônibus Espacial , a NASA está doando blocos TPS para escolas, universidades e museus pelo custo de envio - US$ 23,40 cada. Cerca de 7.000 telhas estavam disponíveis por ordem de chegada , mas limitadas a uma por instituição.

Veja também

Referências

"Quando o ônibus espacial finalmente voa", artigo escrito por Rick Gore. National Geographic (pp. 316–347. Vol. 159, No. 3. Março de 1981).
Space Shuttle Operator's Manual , de Kerry Mark Joels e Greg Kennedy (Ballantine Books, 1982).
The Voyages of Columbia: The First True Spaceship , de Richard S. Lewis (Columbia University Press, 1984).
A Space Shuttle Chronology , de John F. Guilmartin e John Mauer (NASA Johnson Space Center, 1988).
Space Shuttle: The Quest Continues , de George Forres (Ian Allan, 1989).
Resumos de informações: Contagem regressiva! Veículos e instalações de lançamento da NASA , (NASA PMS 018-B (KSC), outubro de 1991).
Ônibus Espacial: A História do Desenvolvimento do Sistema Nacional de Transporte Espacial , por Dennis Jenkins (Walsworth Publishing Company, 1996).
US Human Spaceflight: A Record of Achievement, 1961–1998 . NASA – Monographs in Aerospace History No. 9, julho de 1998.
Sistema de proteção térmica do ônibus espacial por Gary Milgrom. Fevereiro de 2013. Download grátis do ebook iTunes. https://itunes.apple.com/us/book/space-shuttle-thermal-protection/id591095660?mt=11

Languages

In other projects