Romfergen termisk beskyttelsessystem -Space Shuttle thermal protection system

Kuiper Airborne Observatory tok et infrarødt bilde av undersiden av Columbia under reentringen av STS-3 for å studere temperaturer. Orbiteren var 56 kilometer (184 000 fot) høy og reiste på Mach 15,6.

Space Shuttle Discovery når den nærmer seg den internasjonale romstasjonen under STS-114 28. juli 2005.

Space Shuttle termisk beskyttelsessystem (TPS) er barrieren som beskyttet Space Shuttle Orbiter under den brennende 1650  °C (3000  °F ) varmen fra atmosfærisk gjeninntrengning . Et sekundært mål var å beskytte mot varmen og kulden i rommet mens den var i bane.

Materialer

Termisk beskyttelsessystem for orbiter 103 og påfølgende orbitere

Endeavour i California Science Center-museet, som viser fliser nær døren

TPS dekket i det vesentlige hele orbiteroverflaten, og besto av syv forskjellige materialer på forskjellige steder basert på mengden nødvendig varmebeskyttelse:

• Forsterket karbon-karbon (RCC), brukt i nesehetten, hakeområdet mellom nesehetten og neselandingsdørene, pilspissen akter for neselandingsdøren og vingeforkantene. Brukes der reentry-temperaturen oversteg 1260 °C (2300 °F).
• Høytemperatur gjenbrukbar overflateisolasjon (HRSI) fliser, brukt på orbiterens underside. Laget av belagt LI-900 silikakeramikk. Brukes der returtemperaturen var under 1260 °C.
• Fibrøse ildfaste komposittisolasjonsfliser (FRCI), brukt for å gi forbedret styrke, holdbarhet, motstand mot sprekker i belegg og vektreduksjon. Noen HRSI-fliser ble erstattet av denne typen.
• Flexible Insulation Blankets (FIB), en vattert, fleksibel teppelignende overflateisolasjon. Brukes der returtemperaturen var under 649 °C (1200 °F).
• Lavtemperatur gjenbrukbar overflateisolasjon (LRSI) fliser, tidligere brukt på den øvre flykroppen, men ble stort sett erstattet av FIB. Brukes i temperaturområder som omtrent ligner FIB.
• Toughened unipiece fibrous isolation (TUFI) fliser, en sterkere, seigere flis som ble tatt i bruk i 1996. Brukt i områder med høy og lav temperatur.
• Gjenbrukbar overflateisolasjon av filt (FRSI). Hvite Nomex -filttepper på de øvre nyttelastdørene, deler av midten av flykroppen og baksiden av flykroppen, deler av den øvre vingeoverflaten og en del av OMS/RCS - kapslene. Brukes der temperaturene holdt seg under 371 °C (700 °F).

Hver type TPS hadde spesifikk varmebeskyttelse, slagfasthet og vektegenskaper, som bestemte plasseringene der den ble brukt og mengden som ble brukt.

Romfergen TPS hadde tre nøkkelegenskaper som skilte den fra TPS som ble brukt på tidligere romfartøy:

Gjenbrukbare

Tidligere romfartøyer brukte generelt ablative varmeskjold som brant av under gjeninntreden og derfor ikke kunne gjenbrukes. Denne isolasjonen var robust og pålitelig, og engangstypen var passende for et engangskjøretøy. Derimot krevde den gjenbrukbare skyttelen et gjenbrukbart termisk beskyttelsessystem.

Lett

Tidligere ablative varmeskjold var veldig tunge. For eksempel utgjorde det ablative varmeskjoldet på Apollo Command Module omtrent 15 % av kjøretøyets vekt. Den bevingede skyttelen hadde mye mer overflate enn tidligere romfartøy, så en lett TPS var avgjørende.

Skjør

Den eneste kjente teknologien på begynnelsen av 1970-tallet med de nødvendige termiske og vektegenskaper var også så skjør, på grunn av den svært lave tettheten, at man enkelt kunne knuse en TPS-flis for hånd.

Hensikt

Discoverys overflater under vingene er beskyttet av tusenvis av gjenbrukbare isolasjonsfliser med høy temperatur.

Orbiterens aluminiumsstruktur kunne ikke motstå temperaturer over 175 °C (347 °F) uten strukturell feil. Aerodynamisk oppvarming under reentry ville presse temperaturen godt over dette nivået i områder, så en effektiv isolator var nødvendig.

Reentry oppvarming

Et nærmere syn på flisene under den fremre flykroppen og forenden av venstre vinge. Hjørnet på nesehjulsdøren kan sees nederst til venstre. De mørke solide sorte flisene er nye som ennå ikke har gått gjennom en reentry. (Øverst er den hvite gjenstanden den åpne venstre lasteromsdøren.)

Reentry-oppvarming skiller seg fra normal atmosfærisk oppvarming knyttet til jetfly, og dette styrte TPS-design og egenskaper. Huden på høyhastighets jetfly kan også bli varm, men dette er fra friksjonsoppvarming på grunn av atmosfærisk friksjon , som ligner på å varme hendene ved å gni dem sammen. Orbiteren kom inn i atmosfæren igjen som en sløv kropp ved å ha en veldig høy (40°) angrepsvinkel , med den brede nedre overflaten vendt mot flyretningen. Over 80 % av oppvarmingen orbiteren opplever under reentry er forårsaket av komprimering av luften foran det hypersoniske kjøretøyet, i samsvar med det grunnleggende termodynamiske forholdet mellom trykk og temperatur . En varm sjokkbølge ble skapt foran kjøretøyet, som avledet mesteparten av varmen og hindret orbiterens overflate i å komme i direkte kontakt med toppvarmen. Derfor var reentry-oppvarming i stor grad konvektiv varmeoverføring mellom sjokkbølgen og orbiterens hud gjennom overopphetet plasma . Nøkkelen til et gjenbrukbart skjold mot denne typen oppvarming er materiale med svært lav tetthet, lik hvordan en termosflaske hemmer konvektiv varmeoverføring.

Noen høytemperaturmetallegeringer tåler varme ved gjeninnføring; de blir ganske enkelt varme og gjenstråler den absorberte varmen. Denne teknikken, kalt varmeavleder termisk beskyttelse, ble planlagt for X-20 Dyna-Soar bevingede romfartøy. Mengden høytemperaturmetall som kreves for å beskytte et stort kjøretøy som Space Shuttle Orbiter ville imidlertid ha vært veldig tung og innebar en alvorlig straff for kjøretøyets ytelse. Tilsvarende vil ablativ TPS være tung, muligens forstyrre kjøretøyets aerodynamikk ettersom den brant av under reentry, og kreve betydelig vedlikehold for å påføres på nytt etter hvert oppdrag. (Dessverre måtte TPS-fliser, som opprinnelig ble spesifisert til å aldri ta ruskslag under oppskytingen, i praksis også inspiseres nøye og repareres etter hver landing, på grunn av skader som alltid oppsto under oppstigning, selv før nye inspeksjonspolitikker i bane ble etablert etter tapet av romfergen Columbia .)

Detaljert beskrivelse

Silica fliser fra Atlantis

TPS var et system med forskjellige beskyttelsestyper, ikke bare silikafliser. De er i to grunnleggende kategorier: flis-TPS og ikke-flis-TPS. Hovedutvelgelseskriteriene brukte den letteste vektbeskyttelsen som var i stand til å håndtere varmen i et gitt område. I noen tilfeller ble det imidlertid brukt en tyngre type hvis det var nødvendig med ekstra slagfasthet. FIB-teppene ble først og fremst brukt for redusert vedlikehold, ikke av termiske eller vektmessige årsaker.

Mye av skyttelen var dekket med LI-900 silikafliser , laget av i hovedsak veldig ren kvartssand. Isolasjonen forhindret varmeoverføring til den underliggende orbiterens aluminiumshud og struktur. Disse flisene var så dårlige varmeledere at man kunne holde en i kantene mens den fortsatt var rødglødende. Det var rundt 24 300 unike fliser individuelt montert på kjøretøyet, som orbiteren har blitt kalt "the flying brickyard". Forskere ved University of Minnesota og Pennsylvania State University utfører atomistiske simuleringer for å oppnå nøyaktig beskrivelse av interaksjoner mellom atomært og molekylært oksygen med silikaoverflater for å utvikle bedre høytemperatur-oksidasjonsbeskyttelsessystemer for ledende kanter på hypersoniske kjøretøyer.

Flisene var ikke mekanisk festet til kjøretøyet, men limt. Siden de sprø flisene ikke kunne bøye seg med den underliggende kjøretøyshuden, ble de limt til Nomex filt Strain Isolation Pads (SIPs) med romtemperatur vulkaniserende (RTV) silikonlim, som igjen ble limt til orbiterens hud. Disse isolerte flisene fra orbiterens strukturelle avbøyninger og utvidelser. Liming på de 24 300 flisene krevde nesten to årsverk for hver flytur, blant annet på grunn av at limet tørket raskt og nye partier måtte produseres etter hvert par fliser. Et ad-hoc-middel som innebar at teknikere spyttet inn limet for å bremse tørkeprosessen, var vanlig praksis frem til 1988, da en studie av flisfare avslørte at spytt svekket limets bindestyrke.

Flistyper

Gjenbrukbar overflateisolasjon med høy temperatur (HRSI)

En HRSI-flis. Legg merke til de gule markeringene, som angir dens nøyaktige plassering på orbiteren.

De svarte HRSI-flisene ga beskyttelse mot temperaturer opp til 1260 °C (2300 °F). Det var 20 548 HRSI-fliser som dekket landingsutstyrsdørene, eksterne tanknavlestrengsforbindelsesdører og resten av orbiterens underflater. De ble også brukt i områder på den øvre fremre flykroppen, deler av det orbitale manøvreringssystemet , den vertikale stabilisatorens forkant, elevons bakkanter og klaffflaten på overkroppen. De varierte i tykkelse fra 1 til 5 tommer (2,5 til 12,7 cm), avhengig av varmebelastningen som oppstår under reentry. Med unntak av lukkeområder, var disse flisene normalt 15 x 15 cm kvadratiske. HRSI-flisen var sammensatt av silikafibre med høy renhet. Nitti prosent av volumet til flisen var tom plass, noe som ga den en svært lav tetthet (9 lb/cu ft eller 140 kg/m ³ ) som gjør den lett nok for romflyvning. De ubelagte flisene var knallhvite i utseende og så mer ut som en solid keramikk enn det skumlignende materialet de var.

Det svarte belegget på flisene var Reaction Cured Glass (RCG) hvorav tetraboronsilisid og borosilikatglass var noen av flere ingredienser. RCG ble påført på alle unntatt én side av flisen for å beskytte den porøse silikaen og for å øke varmeavlederegenskapene. Belegget var fraværende fra en liten kant på sidene ved siden av den ubelagte (bunnen). For å vanntette flisen ble dimetyletoksysilan sprøytet inn i flisene med sprøyte. Fortetting av flisen med tetraetylortosilikat (TEOS) bidro også til å beskytte silikaen og ga ekstra vanntetting.

En ubestrøket HRSI-flis som holdes i hånden føles som et veldig lett skum, mindre tett enn styrofoam , og det delikate, sprø materialet må håndteres med ekstrem forsiktighet for å forhindre skade. Belegget føles som et tynt, hardt skall og innkapsler den hvite isolerende keramikken for å løse dens sprøhet, bortsett fra på den ubelagte siden. Selv en belagt flis føles veldig lett, lettere enn en blokk med styrofoam i samme størrelse. Som forventet for silika er de luktfrie og inerte.

HRSI ble først og fremst designet for å tåle overgang fra områder med ekstremt lav temperatur (tomrommet i rommet, omtrent -270 °C eller -454 °F) til de høye temperaturene ved gjeninntreden (forårsaket av interaksjon, for det meste kompresjon ved hypersonisk sjokk, mellom gassene i den øvre atmosfæren og skroget til romfergen, typisk rundt 1600 °C eller 2910 °F).

Fibrøse ildfaste komposittisolasjonsfliser (FRCI)

De svarte FRCI-flisene ga forbedret holdbarhet, motstand mot sprekker i belegget og vektreduksjon. Noen HRSI-fliser ble erstattet av denne typen.

Toughened unipiece fibrous isolation (TUFI)

En sterkere, tøffere flis som ble tatt i bruk i 1996. TUFI-fliser kom i høytemperatursvarte versjoner for bruk i orbiterens underside, og lavere temperatur hvite versjoner for bruk på overkroppen. Mens de var mer slagfaste enn andre fliser, ledet hvite versjoner mer varme som begrenset bruken til orbiterens overkroppsklaff og hovedmotorområdet. Svarte versjoner hadde tilstrekkelig varmeisolasjon for orbiterens underside, men hadde større vekt. Disse faktorene begrenset bruken til bestemte områder.

Gjenbrukbar overflateisolasjon ved lav temperatur (LRSI)

Hvit i fargen, disse dekket den øvre vingen nær forkanten. De ble også brukt i utvalgte områder av den fremre, midtre og aktre flykroppen, vertikal hale og OMS/RCS-belgene. Disse flisene beskyttet områder der returtemperaturen er under 1200 °F (649 °C). LRSI-flisene ble produsert på samme måte som HRSI-flisene, bortsett fra at flisene var 8 x 8 tommer (20 x 20 cm) kvadratiske og hadde et hvitt RCG-belegg laget av silikaforbindelser med skinnende aluminiumoksid. Den hvite fargen var av design og hjalp til med å håndtere varme i bane når banebanen ble utsatt for direkte sollys.

Disse flisene var gjenbrukbare for opptil 100 oppdrag med oppussing (100 oppdrag var også designlevetiden til hver orbiter). De ble nøye inspisert i Orbiter Processing Facility etter hvert oppdrag, og skadede eller slitte fliser ble umiddelbart erstattet før neste oppdrag. Stoffark kjent som gap fillers ble også satt inn mellom fliser der det var nødvendig. Disse muliggjorde en tettsittende passform mellom flisene, og forhindret overflødig plasma i å trenge inn mellom dem, men tillot likevel termisk ekspansjon og bøying av den underliggende kjøretøyshuden.

Før introduksjonen av FIB-tepper, okkuperte LRSI-fliser alle områdene som nå dekkes av teppene, inkludert den øvre flykroppen og hele overflaten til OMS-bekkene. Denne TPS-konfigurasjonen ble bare brukt på Columbia og Challenger .

TPS uten fliser

Fleksible isolasjonstepper/avansert fleksibel gjenbrukbar isolasjon (FIB/AFRSI)

Utviklet etter den første leveringen av Columbia og først brukt på OMS-putene til Challenger . Dette hvite lavdensitetsfibrøse silikavattmaterialet hadde et quiltlignende utseende, og erstattet det store flertallet av LRSI-flisene. De krevde mye mindre vedlikehold enn LRSI-fliser, men hadde omtrent de samme termiske egenskapene. Etter deres begrensede bruk på Challenger , ble de brukt mye mer omfattende fra og med Discovery og erstattet mange av LRSI-flisene på Columbia etter tapet av Challenger .

Forsterket karbon-karbon (RCC)

Det lysegrå materialet som tålte reentry-temperaturer opp til 1510 °C (2750 °F) beskyttet vingeforkantene og nesehetten. Hver av orbiternes vinger hadde 22 RCC - paneler med en tykkelse på omtrent 1 ⁄ 4 til 1 ⁄ 2 tomme (6,4 til 12,7 mm). T-tetninger mellom hvert panel tillot termisk ekspansjon og sideveis bevegelse mellom disse panelene og vingen.

RCC var et laminert komposittmateriale laget av karbonfibre impregnert med en fenolharpiks . Etter herding ved høy temperatur i en autoklav ble laminatet pyrolisert for å omdanne harpiksen til rent karbon. Denne ble deretter impregnert med furfuralalkohol i et vakuumkammer, deretter herdet og pyrolisert igjen for å omdanne furfuralalkoholen til karbon. Denne prosessen ble gjentatt tre ganger inntil de ønskede karbon-karbon-egenskapene ble oppnådd.

For å gi oksidasjonsmotstand for gjenbruksevne, ble de ytre lagene av RCC belagt med silisiumkarbid. Silisiumkarbidbelegget beskyttet karbon-karbon mot oksidasjon. RCC var svært motstandsdyktig mot tretthetsbelastning som ble opplevd under oppstigning og innstigning. Den var sterkere enn flisene og ble også brukt rundt sokkelen til det fremre festepunktet til orbiteren til den eksterne tanken for å imøtekomme sjokkbelastningene fra den eksplosive boltdetonasjonen. RCC var det eneste TPS-materialet som også fungerte som strukturell støtte for en del av orbiterens aerodynamiske form: vingeforkantene og nesehetten. Alle andre TPS-komponenter (fliser og tepper) ble montert på strukturelle materialer som støttet dem, hovedsakelig aluminiumsrammen og huden til orbiteren.

Nomex felt gjenbrukbar overflateisolasjon (FRSI)

Dette hvite, fleksible stoffet ga beskyttelse ved opptil 371 °C (700 °F). FRSI dekket orbiterens øvre vingeflater, øvre nyttelastdører, deler av OMS/RCS-kapslene og akterkroppen.

Gap fyllere

Spaltefyllere ble plassert ved dører og bevegelige overflater for å minimere oppvarming ved å forhindre dannelse av virvler. Dører og bevegelige flater skapte åpne hull i varmebeskyttelsessystemet som måtte beskyttes mot varme. Noen av disse hullene var trygge, men det var noen områder på varmeskjoldet der overflatetrykkgradienter forårsaket en kryssstrøm av grenselagsluft i disse hullene.

Fyllmaterialene var laget av enten hvite AB312-fibre eller svarte AB312-dukdeksler (som inneholder alumina-fibre). Disse materialene ble brukt rundt forkanten av nesehetten, frontruter, sideluke, vinge, bakkant av elevoner, vertikal stabilisator, ror/hastighetsbrems, karosseriklaff og varmeskjold til skyttelens hovedmotorer.

På STS-114 ble noe av dette materialet løsnet og fastslått å utgjøre en potensiell sikkerhetsrisiko. Det var mulig at spaltefylleren kunne forårsake turbulent luftstrøm lenger ned i flykroppen, noe som ville resultere i mye høyere oppvarming, og potensielt skade orbiteren. Kluten ble fjernet under en romvandring under oppdraget.

Vekthensyn

Mens forsterket karbon-karbon hadde de beste varmebeskyttelsesegenskapene, var det også mye tyngre enn silikafliser og FIB-er, så det var begrenset til relativt små områder. Generelt var målet å bruke den letteste isolasjonen i samsvar med den nødvendige termiske beskyttelsen. Tetthet for hver TPS-type:

Totalt areal og vekt for hver TPS-type (brukt på Orbiter 102, før 1996):

Tidlige TPS-problemer

Sakte påføring av fliser

Columbia i Orbiter Processing Facility etter ankomsten til Kennedy Space Center 25. mars 1979, med mange manglende fliser. 7.800 av 31.000 fliser skulle fortsatt festes.

Fliser falt ofte av og forårsaket mye av forsinkelsen i lanseringen av STS-1 , det første skytteloppdraget, som opprinnelig var planlagt til 1979, men som ikke skjedde før i april 1981. NASA var uvant til lange forsinkelser i sine programmer, og var under stort press fra regjeringen og militæret for å lansere snart. I mars 1979 flyttet den det ufullstendige Columbia , med 7.800 av de 31.000 flisene som manglet, fra Rockwell International - anlegget i Palmdale, California til Kennedy Space Center i Florida . I tillegg til å virke som fremgang i programmet, håpet NASA at flisleggingen kunne fullføres mens resten av orbiteren ble klargjort. Dette var en feil; noen av Rockwell flisleggerne mislikte Florida og returnerte snart til California, og Orbiter Processing Facility var ikke designet for produksjon og var for lite for sine 400 arbeidere.

Hver flis brukte sement som tok 16 timer å herde . Etter at flisen var festet til sementen, holdt en jekk den på plass i ytterligere 16 timer. I mars 1979 tok det hver arbeider 40 timer å installere én flis; ved å bruke unge, effektive høyskolestudenter om sommeren økte tempoet til 1,8 fliser per arbeider per uke. Tusenvis av fliser mislyktes i stresstester og måtte erstattes. På høsten innså NASA at flisleggingshastigheten ville bestemme lanseringsdatoen. Flisene var så problematiske at tjenestemenn ville ha byttet til en hvilken som helst annen termisk beskyttelsesmetode, men ingen annen eksisterte.

Fordi det måtte ferges uten alle fliser, ble hullene fylt med materiale for å opprettholde Shuttle's aerodynamikk under transport.

Bekymring for "glidelåseffekt"

Flisen TPS var et problemområde under skyttelutvikling, hovedsakelig angående adhesjonssikkerhet. Noen ingeniører trodde det kunne eksistere en feilmodus der en flis kunne løsne, og det resulterende aerodynamiske trykk ville skape en "glidelåseffekt" som fjerner andre fliser. Enten under oppstigning eller reentry, ville resultatet være katastrofalt.

Bekymring for rusk anfall

Et annet problem var is eller annet rusk som påvirket flisene under oppstigning. Dette hadde aldri blitt fullstendig og grundig løst, siden rusk aldri hadde blitt eliminert, og flisene forble utsatt for skade fra det. NASAs endelige strategi for å redusere dette problemet var å aggressivt inspisere for, vurdere og adressere eventuelle skader som kan oppstå, mens de er i bane og før de kommer inn igjen, i tillegg til på bakken mellom flyvningene.

Tidlige plan for reparasjon av fliser

Disse bekymringene var tilstrekkelig store til at NASA gjorde betydelig arbeid med å utvikle et nødreparasjonssett for fliser som STS-1- mannskapet kunne bruke før de gikk ut av kretsen. I desember 1979 ble prototyper og tidlige prosedyrer fullført, hvorav de fleste innebar å utstyre astronautene med et spesielt reparasjonssett i rommet og en jetpakke kalt Manned Maneuvering Unit , eller MMU, utviklet av Martin Marietta.

Et annet element var en manøvrerbar arbeidsplattform som ville sikre en MMU-drevet romgående astronaut til de skjøre flisene under orbiteren. Konseptet brukte elektrisk styrte selvklebende kopper som låste arbeidsplattformen på plass på den funksjonsløse flisoverflaten. Omtrent ett år før STS-1-oppskytningen i 1981 bestemte NASA at reparasjonsevnen ikke var verdt den ekstra risikoen og opplæringen, så utviklingen avbrøt. Det var uløste problemer med reparasjonsverktøyene og teknikkene; også ytterligere tester indikerte at flisene neppe ville løsne. Det første skytteloppdraget led flere tap av fliser, men de var i ikke-kritiske områder, og ingen "glidelåseffekt" skjedde.

Columbia- ulykke og ettervirkninger

1. februar 2003 ble romfergen Columbia ødelagt ved gjeninntreden på grunn av en feil i TPS. Etterforskningsteamet fant og rapporterte at den sannsynlige årsaken til ulykken var at et skumrester under oppskytningen punkterte et RCC -panel på venstre vingens forkant og lot varme gasser fra gjeninnføringen komme inn i vingen og desintegrerte vingen innenfra , noe som fører til eventuelt tap av kontroll og brudd på romfergen.

Romfergens termiske beskyttelsessystem mottok en rekke kontroller og modifikasjoner etter katastrofen. De ble brukt på de tre gjenværende skyttlene, Discovery , Atlantis og Endeavour som forberedelse til påfølgende oppskytninger i verdensrommet.

På 2005s STS-114- oppdrag, der Discovery foretok den første flyturen for å følge Columbia - ulykken, tok NASA en rekke skritt for å bekrefte at TPS var uskadet. Det 50 fot lange (15 m) Orbiter Boom Sensor System , en ny utvidelse av Remote Manipulator System , ble brukt til å utføre laseravbildning av TPS for å inspisere for skade. Før dokking med den internasjonale romstasjonen , utførte Discovery en Rendezvous Pitch Maneuver , ganske enkelt en 360° bakoverrotasjon, slik at alle områder av kjøretøyet kunne fotograferes fra ISS. To gap-fyllere stakk ut fra orbiterens underside mer enn den nominelle tillatte avstanden, og byrået bestemte forsiktig at det ville være best å prøve å fjerne fyllstoffene eller kutte dem i flukt i stedet for å risikere den økte oppvarmingen de ville forårsake. Selv om hver enkelt stakk ut mindre enn 3 cm (1,2 tommer), ble det antatt at det å forlate dem kunne føre til oppvarmingsøkninger på 25 % ved gjeninntreden.

Fordi orbiteren ikke hadde noen håndtak på undersiden (da de ville forårsake mye mer problemer med reentry-oppvarming enn de utstående spaltefyllene som var bekymringsfulle), jobbet astronaut Stephen K. Robinson fra ISS sin robotarm, Canadarm2 . Fordi TPS-flisene var ganske skjøre, hadde det vært bekymring for at alle som jobbet under kjøretøyet kunne forårsake mer skade på kjøretøyet enn det som allerede var der, men NASA-tjenestemenn mente at det var en større risiko å la gapet fyllere alene. I tilfelle var Robinson i stand til å trekke hullfyllingene fri for hånd, og forårsaket ingen skade på TPS på Discovery .

Flisdonasjoner

Fra og med 2010, med den forestående romfergen-pensjonering , donerer NASA TPS-fliser til skoler, universiteter og museer for fraktkostnadene – USD 23,40 hver. Omtrent 7000 fliser var tilgjengelig etter først-til-mølla- prinsippet, men begrenset til én hver per institusjon.

Se også

• Romfergeprogram
• Romfergen Columbia - katastrofen
• Columbia Accident Investigation Board

Referanser

• "Når romfergen endelig flyr", artikkel skrevet av Rick Gore. National Geographic (s. 316–347. Vol. 159, nr. 3. mars 1981).
• Space Shuttle Operator's Manual , av Kerry Mark Joels og Greg Kennedy (Ballantine Books, 1982).
• The Voyages of Columbia: The First True Spaceship , av Richard S. Lewis (Columbia University Press, 1984).
• A Space Shuttle Chronology , av John F. Guilmartin og John Mauer (NASA Johnson Space Center, 1988).
• Space Shuttle: The Quest Continues , av George Forres (Ian Allan, 1989).
• Informasjonssammendrag: Nedtelling! NASA Launch Vehicles and Facilities , (NASA PMS 018-B (KSC), oktober 1991).
• Space Shuttle: The History of Developing the National Space Transportation System , av Dennis Jenkins (Walsworth Publishing Company, 1996).
• US Human Spaceflight: A Record of Achievement, 1961–1998 . NASA – Monographs in Aerospace History nr. 9, juli 1998.
• Romfergen termisk beskyttelsessystem av Gary Milgrom. februar 2013. Gratis iTunes e-bok nedlasting. https://itunes.apple.com/us/book/space-shuttle-thermal-protection/id591095660?mt=11

Notater

Eksterne linker

• 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 Arkivert 2009-07-15 på Wayback Machine
• https://web.archive.org/web/20160307090308/http://science.ksc.nasa.gov/shuttle/nexgen/Nexgen_Downloads/Shuttle_Gordon_TPS-PUBLIC_Appendix.pdf