Estudio de caso:
El
accidente del transbordador espacial Challenger
Un logro ejemplar de la
ingeniería
El transbordador espacial Atlantis sube a toda velocidad hacia el cielo el 8 de septiembre de 2000. Durante la misión de 11 días en la Estación Espacial Internacional, la tripulación de siete personas realizó tareas de apoyo en órbita, transfirió bastimentos y preparó las habitaciones para el Módulo de Servicio Zvezda recién llegado. (Cortesía de la National Aeronautics and Space Administration.)
Se examinan aquí las circunstancias y los eventos que condujeron a una
de las fallas de ingeniería más dramáticas del siglo XX: el accidente
del transbordador espacial Challenger. El material se resumió
principalmente del Report of the Presidential Commission on the Space
Shuttle Challenger Accident. (1) También se basa en dos documentos
de la NASA: NASA, The First 25 Years, 1958-1983, (2) y The
Space Shuttle at Work. (3)
9.1 ANTECEDENTES
En 1958 se estableció una dependencia federal única: la National Aeronautics and Space Administration (NASA) (Administración Nacional de Aeronáutica y del Espacio). Se le encargó a la NASA "planificar, dirigir y conducir actividades aeronáuticas y del espacio". La NASA no era una organización totalmente nueva. Tenía como núcleo al National Advisory Committee for Aeronautics (NACA), una organización que había propiciado el liderazgo en la investigación aeronáutica desde 1915.
La NASA fue creada a raíz del lanzamiento en órbita con éxito del satélite espacial ruso Sputnik el 4 de octubre de 1957. Se organizó como una agencia civil "dedicada a programas pacíficos en beneficio de la humanidad". La NASA se convirtió en una red de centros e instalaciones de investigación y desarrollo a lo largo de Estados Unidos con su sede en Washington. DC.
Desde 1958. la NASA ha alcanzado una extraordinaria gama de avances en aeronáutica y vuelos espaciales. Los satélites de aplicación de la dependencia han mejorado la predicción del clima, revolucionado las comunicaciones y suministrado información sobre recursos de la Tierra para una amplia gama de intereses, incluyendo el uso de la tierra y la gestión de recursos hidráulicos, agricultura, geología, silvicultura y levantamiento de mapas y cartas. El origen de éstos y otros beneficios puede seguirse hasta el trabajo de la NASA en el desarrollo de vehículos de lanzamiento para vencer la fuerza gravitacional y en los vuelos espaciales.
En 1961, el presidente John F. Kennedy declaró el compromiso nacional para enviar a un hombre a la Luna y regresarlo a la Tierra a salvo. La NASA alcanzó este objetivo con tres proyectos: Mercurio, Géminis y Apolo.
Los vuelos individuales del proyecto Mercurio demostraron la capacidad para poner en órbita una nave espacial tripulada alrededor de la Tierra y constataron que los humanos podían operar en el espacio y regresar a la Tierra a salvo.
El proyecto Géminis mostró la capacidad para realizar vuelos espaciales de hasta dos semanas de duración. Este proyecto demostró también que era posible que una nave espacial se encontrara con otros vehículos en órbita y que ingresara a la atmósfera y aterrizara en un punto previamente seleccionado en la Tierra con precisión y seguridad. El programa Géminis ejecutó 10 vuelos con tripulaciones de dos hombres.
El proyecto Apolo consiguió el objetivo nacional de hacer llegar a estadounidenses a la Luna y regresarlos a la Tierra a salvo. Además, desarrolló un programa de exploraciones científicas de la Luna y la capacidad del hombre para trabajar en el ambiente lunar. El programa Apolo utilizó tripulaciones de tres hombres y una nave espacial de tres secciones. En el proyecto Apolo se realizaron 11 vuelos, incluyendo seis alunizajes.
9.2 EL TRANSBORDADOR ESPACIAL
El concepto del transbordador espacial tuvo su génesis en la década de 1960, cuando la nave espacial de alunizaje Apolo estaba en pleno desarrollo pero aún no volaba. Desde los primeros días del programa espacial, parecía lógico que la meta de un acceso económico y frecuente al espacio podría alcanzarse de la mejor manera con un sistema de lanzamiento reutilizable.
El primer diseño del transbordador espacial se basó en el concepto de "volar de regreso", en el cual dos etapas, cada una de ellas tripulada, volaría de regreso a un aterrizaje horizontal, como el de un avión. La primera etapa era un vehículo enorme, con alas, impulsado por cohetes que transportaría a la segunda etapa más pequeña; el transportador suministraría el empuje para el despegue y el vuelo a través de la atmósfera y luego soltaría a su pasajero —el vehículo orbitador— y regresaría a la Tierra. El orbitador, con su tripulación y su carga útil, continuaría hacia el espacio con la potencia de su propio cohete, terminaría su misión y volaría de regreso a la Tierra.
El concepto de "volar de regreso" se descartó en 1971, cuando los estudios del gobierno y la industria buscaban economías de desarrollo en la configuración. Un cambio importante de diseño incluía la eliminación de los tanques internos del orbitador y la colocación del propulsante en un tanque exterior individual desechable. Para el sistema de lanzamiento, la NASA examinó varias posibilidades, pero escogió cohetes reforzadores de combustible sólido debido a su bajo costo de desarrollo.
Figura 9.1 El dibujo de un artista
ilustra al transbordador espacial estacado para el lanzamiento con
vistas del lado dorsal del orbitador (izquierda] y del lado izquierdo
del conjunto. (Fuente: Referencia 1.)
Lo que surgió de estas decisiones de diseño fue un sistema compuesto de tres elementos del orbitador: un tanque de combustible exterior desechable que lleva los propulsantes líquidos para los motores del orbitador y dos cohetes reforzadores de combustible sólido recuperables (véase la figura 9.1). El costo sería aproximadamente la mitad de lo que se gastaría con el diseño de dos etapas de "volar de regreso". Para conseguir esta reducción, la NASA tuvo que aceptar costos de operación del sistema ligeramente más elevados y sacrificar la reutilización completa. El diseño de avenencia retuvo la recuperabilidad y el reuso de dos de los tres elementos y seguía prometiendo recortar sustancialmente el costo de poner en órbita una carga útil.
La configuración final se seleccionó en marzo de 1972.
En un ambiente presupuestal cada vez más austero, la NASA se abocó al desarrollo del transbordador en la década de 1970. La flota planeada de cinco orbitadores se redujo a cuatro. Las dificultades en el presupuesto se complicaron con problemas de ingeniería y. de manera inevitable en un sistema nuevo importante cuyo desarrollo ensancha las fronteras de la tecnología, hubo un aumento de costos. Esta combinación de factores indujo a un cambio de calendario. Los vuelos iniciales de prueba de orbitación se aplazaron más de dos años.
Los primeros vuelos de prueba del transbordador se realizaron en la Instalación de Investigación de Vuelos de Dryden, California, en 1977. El vehículo de prueba era el orbitador Enterprise, un vehículo de tamaño natural al que le faltaban motores y otros sistemas necesarios para el vuelo orbital. El propósito de estas pruebas era verificar las características aerodinámicas y de control del orbitador en vuelo en la atmósfera. Montado encima de un Boeing 747 modificado, el Enterprise fue llevado a cierta altitud y liberado para una operación de planeador y aterrizaje en el centro de pruebas del desierto de Mojave. Se realizaron cinco de estos vuelos.
Los vuelos de prueba del Enterprise fueron seguidos por exhaustivas pruebas en tierra de los sistemas del transbordador, incluyendo pruebas de vibración del ensamblaje completo en el Centro de Vuelos Espaciales Marshall, Huntsville, Alabama (en lo sucesivo llamado Marshall). Se realizaron encendidos de prueba del motor principal en los Laboratorios Nacionales de Tecnología del Espacio en Bay St. Louis, Mississippi, y en la base de lanzamiento en el Centro Espacial Kennedy, isla de Merritt, Florida (en lo sucesivo llamado Kennedy).
Al inicio de 1981, el transbordador espacial estaba listo para un programa de pruebas de vuelos en órbita. El programa consistía en cuatro vuelos con más de 1.000 pruebas y procedimientos de recolección de datos.
El programa de pruebas en órbita terminó en julio de 1982, con 95 por ciento de sus objetivos alcanzados. La NASA declaró al transbordador espacial "operable" y comenzó la "fase operativa" del programa del transbordador espacial.
Se lanzaron 21 misiones del transbordador en total desde las postrimerías de 1982 hasta enero de 1986. Así, incluyendo las pruebas iniciales de orbitación, el transbordador espacial voló 24 misiones con éxito en un periodo de 57 meses. El Columbio realizó siete viajes al espacio, el Discovery seis y el Atlantis dos. El Challenger tuvo la mayor frecuencia de vuelo: nueve veces, antes de su ominoso último vuelo.
En esos 24 vuelos, el transbordador demostró su capacidad para transportar una gran variedad de cargas útiles y servir como laboratorio en órbita, así como su utilidad como plataforma para el montaje de estructuras grandes y su uso para la recuperación y reparación de satélites en órbita.
9.3 DE LA TIERRA A LA ÓRBITA
La colocación del orbitador en el espacio sigue un patrón familiar probado en vuelos tripulados anteriores y en cientos de vuelos sin tripulación: simplemente desprenderse de partes del vehículo, a medida que se les agota el combustible, mientras que el resto continúa en órbita.
Los primeros en salir son los cohetes reforzadores de combustible sólido (véase la figura 9.2). Con una longitud de 45 metros desde la tobera hasta la nariz y 3.65 metros de diámetro, los cohetes reforzadores están unidos cerca de sus extremos al tanque exterior, que es ligeramente más alto y tiene el doble de grueso, el cual a su vez está unido al orbitador. Un cohete reforzador para transbordador es el cohete de combustible sólido más grande que jamás haya volado, el primero que se construyó para usarse en una nave espacial tripulada y el primero diseñado para reutilizarse. Se ensambla con segmentos sin costura de acero de media pulgada, revestidos con aislante pesado, que se llenan con un propulsante en el sitio de fabricación en Utah, y que se transportan en carros plataforma de ferrocarril a Kennedy para su ensamblado o, para los vuelos de sur a norte, a la base Vandenberg de la Fuerza Aérea al norte de Los Ángeles.
Figura 9.2 El lanzamiento del
transbordador espacial. (Fuente: Referencia 3.)
El propulsante tiene la apariencia y se siente como el caucho duro de una goma para borrar. Es una mezcla de polvo de aluminio como combustible, polvo de perclorato de aluminio como oxidante, una pequeña cantidad de óxido de hierro como catalizador para acelerar la velocidad de ignición y un aglomerante polimérico que también sirve como combustible. No es sensible a la ignición por estática, fricción o impacto; y no se detona durante el almacenaje.
Para el lanzamiento, el propulsante —500 mil kilogramos en cada cohete reforzador— se enciende mediante un pequeño motor cohete. Las flamas se extienden sobre la cara expuesta del propulsante en aproximadamente 0,15 segundos y el motor alcanza la presión de operación total en menos de medio segundo. A medida que el propulsante arde, a una temperatura de aproximadamente 3.200 °C, enormes cantidades de gases calientes escapan por la tobera, la cual restringe su flujo y aumenta la presión, produciendo un empuje a medida que son arrojados por el cono de salida. El empuje de los dos cohetes reforzadores de 2.360.000 kilogramos se suma al empuje de 510.000 kilogramos de los tres motores principales del orbitador durante los primeros dos minutos de ascenso.
Después de agotarse, los cohetes reforzadores de combustible sólido se desprenden del tanque exterior por dispositivos explosivos encendidos eléctricamente y son alejados de la nave por pequeños motores cohete de separación, cuatro cerca de la nariz de cada uno y cuatro en la popa, encendidos a control remoto desde el orbitador. Los cohetes reforzadores descartados se deslizan por inercia hacia arriba y luego caen hacia la Tierra durante casi cuatro minutos, alcanzando una velocidad de 4.666 km/h antes de ser frenados por la resistencia de la atmósfera. Cuando están a unos 5 kilómetros, cada uno pierde velocidad por una sucesión de paracaídas, hasta amarizar a cerca de 95 km/h.
Puesto que el cohete vacío entra al agua con la tobera hacia abajo, se acumula aire en el extremo superior que lo hace flotar hasta que una de dos embarcaciones de recuperación, guiada por un radiofaro y una luz intermitente, le amarra unas líneas para remolcarlo de regreso al centro de lanzamiento. Ahí el cohete reforzador es desarmado y los segmentos del cohete se envían a la fábrica en Utah, donde se limpian, se inspecciona si no hay grietas, se prueban a presión, se vuelven a revestir, se recargan y se vuelven a enviar al sitio. Ahí el cohete reforzador se reacondiciona y se vuelve a armar para que vuele nuevamente.
El segundo elemento del transbordador que se desecha durante el ascenso a la órbita, y la única parte importante que no se usa nuevamente, es el tanque exterior. Con una altura igual a la de un edificio de 15 pisos (47 metros) y tan grande como un silo de granja (8 metros de diámetro), el tanque contiene el hidrógeno y el oxígeno líquidos que constituyen el combustible de los tres motores principales del transbordador instalados en la popa del orbitador. El tanque exterior forma la espina dorsal del vehículo completo durante el lanzamiento.
Fabricado con una aleación de aluminio de hasta 5 centímetros de espesor, el tanque exterior es en realidad dos tanques de propulsante conectados por un collarín cilíndrico que aloja equipo de control. La nariz se curva hasta una punta que remata en una barra pararrayos. El tanque delantero está cargado con 530.000 litros de oxígeno líquido, enfriado a menos 147,2 °C, con un peso de 604.000 kilogramos. El que forma la sección de popa, dos y media veces mayor, contiene 144.000 litros de hidrógeno líquido a menos 250 °C. Éste pesa solamente 100.000 kilogramos debido a que el hidrógeno líquido es 16 veces más ligero que el oxígeno líquido.
Después de que los cohetes reforzadores de combustible sólido se separan a 50 kilómetros de altitud, el orbitador, con los motores principales todavía encendidos, lleva al tanque exterior casi hasta la velocidad de orbitación aproximadamente a 110 kilómetros arriba de la Tierra. Ahí, ocho minutos después del despegue, el tanque, que ahora está vacío, se separa y cae siguiendo una trayectoria planeada hasta el océano
Índico para las misiones que parten de Kennedy, o el
Pacífico sur para los vuelos que parten de la base Vandenberg de la
Fuerza Aérea en California.
9.4 EVENTOS QUE CONDUJERON A LA MISIÓN DEL CHALLENGER
Los preparativos para el lanzamiento del Challenger (conocido como la misión 51-L) no fueron inusuales, aunque tuvieron complicaciones por los cambios en el calendario de lanzamiento. La secuencia de pasos complejos e interrelacionados que intervienen en la elaboración del calendario detallado y que sustentan la logística necesaria para una misión exitosa requiere siempre de un esfuerzo intenso y una coordinación estrecha.
El vuelo 51-L del Challenger fue programado originalmente para julio de 1985, pero tuvo que ser reprogramado para fines de enero de 1986.
La carga del Challenger incluía dos satélites en el compartimiento de carga y equipo en el compartimiento de la tripulación para los experimentos que se desarrollarían durante la misión. La carga útil que voló en la misión 51-L fue:
Satélite-B de rastreo y relevador de datos.
Satélite Spartan-Halley.
Programa de monitoreo activo del cometa Halley.
Experimento de dinámica de fluidos.
Experimento de partición de fases.
Proyecto maestro en el espacio.
Programa de participación estudiantil en el transbordador.
Experimento de monitoreo de radiación.
El 27 de enero de 1985, un año antes del lanzamiento,
la NASA anunció los nombres de los astronautas asignados a la misión
51-L:
Comandante Francis R. Scobee
Piloto Michael J. Smith
Especialista de misión uno Ellison S. Onizuka
Especialista de misión dos Judith A. Resnik
Especialista de misión tres Ronald E. McNair
Los especialistas en carga útil son miembros de una
tripulación del transbordador espacial que no son astronautas de
carrera. Dos de estos especialistas, Christa McAuliffe y Gregory B.
Jarvis, fueron agregados a la tripulación de la misión 51-L. McAuliffe
fue seleccionada como Maestra en el Espacio y asignada a la tripulación
del 51-L en julio de 1985. Jarvis, un ingeniero electricista, fue
asignado a la tripulación del 51-L en octubre de 1985, como
representante de la compañía Hughes Aircraft.
Los objetivos de la misión 51-L eran
1. Colocar en órbita un satélite de rastreo y relevador de datos.
2. Desplegar y recuperar el satélite Spartan, que habría hecho observaciones del cometa Halley.
3. Realizar seis experimentos.
La tripulación comenzó a entrenarse 37 semanas antes
del lanzamiento y el proceso de entrenamiento fue rutinario. Todos los
miembros de la tripulación de la NASA sobrepasaron el número de horas de
entrenamiento requeridas y fueron certificados como capacitados para
todas las tareas de la misión. Los dos especialistas de carga útil
cumplieron también sus requerimientos de entrenamiento.
El Repaso de Destreza de Vuelo de Nivel I para la misión 51-L tuvo lugar el 15 de enero de 1986. El Repaso de Destreza de Vuelo debe encarar todos los aspectos de preparación de vuelo acerca de los cuales pudiera surgir cualquier pregunta. Además, los asistentes confirman que todo el equipo y los planes de operación han sido certificados por el administrador responsable dentro de la NASA. Las juntas de los cohetes reforzadores de combustible sólido no se mencionaron durante el repaso del 15 de enero.
9.5 RETRASOS EN EL LANZAMIENTO
El lanzamiento de la misión 51-L se pospuso tres veces y fue cancelado una vez en la fecha planeada del 22 de enero de 1986. El primer aplazamiento se anunció el 23 de diciembre de 1985. Ese cambio estableció la fecha de lanzamiento para el 23 de enero de 1986, con objeto de acomodar el calendario final de la simulación integrada que resultó de la postergación de la fecha de lanzamiento de la misión 61-C.
El 22 de enero de 1986, la Junta de Cambio de Requerimientos de Programa aplazó por primera vez el lanzamiento del 23 al 25 de enero. Más tarde, esa fecha se cambió al 26 de enero de 1986, debido principalmente a los requerimientos de trabajo de Kennedy derivados de la posposición del lanzamiento tardío de la misión 61-C.
El tercer aplazamiento de la fecha de lanzamiento ocurrió durante una conferencia de gestión en la tarde del 25 de enero de 1986, para revisar el pronóstico del tiempo en el área de Kennedy. Debido a que el pronóstico era en el sentido de tiempo inaceptable en la totalidad de la ventana de lanzamiento del 26 de enero, las actividades iniciales de la cuenta regresiva que ya habían iniciado fueron canceladas.
El intento de lanzamiento del 27 de enero comenzó el día anterior cuando se inició la compleja secuencia de eventos que conducían al despegue. La alimentación de combustible del tanque exterior comenzó a las 12:30 A.M., de acuerdo con la hora estándar del este (HEE). La tripulación fue despertada a las 05:07 A.M., y los eventos prosiguieron normalmente hasta que la tripulación se colocó los cinturones de seguridad dentro del transbordador a las 07:56 A.M. Sin embargo, a las 09:10 se detuvo la cuenta regresiva cuando la tripulación de tierra informó de un problema con la manija exterior de una escotilla. Cuando se resolvió el problema a las 10:30 A.M., los vientos en la pista de despegue Kennedy, diseñada para abortar su regreso al sitio de lanzamiento, habían aumentado y sobrepasado la velocidad permisible para los vientos cruzados. El intento de lanzamiento del 27 de enero se canceló a las 12:35 P.M. (HEE); la cuenta regresiva del Challenger se reprogramó para el 28 de enero.
Se pronosticó que el tiempo iba a estar despejado y muy frío, con temperaturas bajo cero por la noche. El equipo de gestión indicó a los ingenieros que evaluaran los posibles efectos de la temperatura sobre el lanzamiento. No se informó de aspectos críticos a los funcionarios de gestión, y mientras que la evaluación continuaba, se decidió proseguir con la cuenta regresiva y con la alimentación de combustible al tanque exterior.
Se había acumulado hielo en el área de la plataforma de lanzamiento durante la noche, situación que causó gran preocupación en el equipo de lanzamiento. Como respuesta, se mandó al equipo de inspección de hielo a la plataforma de lanzamiento a la 01:35 A.M., el 28 de enero, el cual regresó al Centro de Control de Lanzamiento a las 03:00 A.M. Después de una reunión para considerar el informe del equipo, el administrador del programa del transbordador espacial decidió continuar la cuenta regresiva. Se programó otra inspección de hielo tres horas antes del lanzamiento.
También durante la noche, antes de la alimentación de combustible, se desarrolló un problema con un detector de fuego en el tanque de almacenamiento de tierra de hidrógeno líquido. Aunque finalmente se rastreó hasta una falla de hardware y se corrigió, la alimentación de combustible se demoró por dos horas y media. Sin embargo, después de rebasar una pausa planificada a menos de tres horas del lanzamiento, el aplazamiento de éste se redujo a una hora. Se reprogramó despertar a la tripulación a las 06:18 A.M., del 28 de enero, pero a esa hora la tripulación ya estaba levantada.
Debido al pronóstico de lluvia y visibilidad escasa en Casablanca, el sitio de aborto alternativo, ese lugar fue declarado como "no adecuado" a las 07:30 A.M. Sin embargo, el cambio no tuvo impacto en la misión, debido a que el tiempo era aceptable en el sitio de aterrizaje transatlántico principal de aborto en Dakar, Senegal. El sitio de aborto después de una vuelta era la base Edwards de la Fuerza Aérea en California.
Con una hora adicional, la tripulación tenía tiempo más que suficiente para desayunar, asistir a un resumen de las condiciones climatológicas y ponerse el equipo de vuelo. En el resumen del clima se habló sobre la temperatura y el hielo en la plataforma, pero ni en ese momento ni en anteriores discusiones sobre el tema se le comentó a la tripulación alguna preocupación por los efectos de la baja temperatura sobre los sistemas del transbordador. Los siete miembros de la tripulación abandonaron el alojamiento para tripulantes y se dirigieron en la camioneta para astronautas a la plataforma de lanzamiento B, llegando a las 08:03. Estaban en sus asientos en el Challenger a las 08:36 A.M.
A las 08:44 A.M., el equipo a cargo del hielo terminó su segunda inspección. Después de oír el informe del equipo, el administrador del programa decidió conceder un tiempo adicional para que el hielo se derritiera en la plataforma. También decidió mandar al equipo responsable a realizar una evaluación final del hielo 20 minutos antes de la hora del lanzamiento. Cuando se reanudó la cuenta, el lanzamiento había sido aplazado otra hora con respecto a la hora original de despegue de las 09:38 A.M. (HEE).
A las 11:15 se terminó la inspección del hielo, y
durante la parada nueve minutos antes de la hora del lanzamiento, la
tripulación de la misión 51-L y todos los miembros del equipo de
lanzamiento dieron su "aprobación" para el lanzamiento. El vuelo final
del Challenger comenzó a las 11:38:00.010 A.M. (HEE) el 28 de
enero de 1986.
Desde el despegue hasta que se perdió la señal del transbordador, ningún controlador de vuelo observó ningún síntoma de algún problema. Los motores principales del transbordador alimentaron menos combustible para limitar la presión dinámica máxima y luego alimentaron más combustible hasta un empuje completo como se esperaba. Las comunicaciones de voz con la tripulación eran normales. La tripulación llamó para indicar que había comenzado a girar para mantener un rumbo franco hacia el este y para establecer la comunicación después del lanzamiento. Cincuenta y siete segundos después, el Control de la Misión informó a la tripulación que los motores habían acelerado con éxito y que todos los demás sistemas eran satisfactorios. El reconocimiento del comandante de esta llamada fue la última comunicación de voz proveniente del Challenger.
Ninguna alarma sonó en la cabina. Aparentemente la tripulación no tuvo indicio de algún problema antes de la rápida desintegración del sistema del transbordador espacial. La primera evidencia del accidente vino de la cobertura en vivo de un video. Entonces el radar comenzó a rastrear objetos múltiples. El oficial de dinámica de vuelo en Houston confirmó al director de vuelo que el "OSR [oficial de seguridad de recorrido] reporta que el vehículo explotó," y 30 segundos después añadió que el oficial de seguridad de recorrido había mandado la señal de destrucción a los cohetes reforzadores de combustible sólido.
Durante el periodo de vuelo, cuando los cohetes reforzadores de combustible sólido estaban acelerando, no había opción de abortar con posibilidad de supervivencia. No había nada que la tripulación o los controladores de tierra pudieran haber hecho para evitar la catástrofe.
9.6 LA COMISIÓN PRESIDENCIAL Y SUS ACTIVIDADES
El presidente Ronald Reagan, buscando asegurar una investigación completa y objetiva del accidente del Challenger, anunció la formación de la Comisión sobre el Accidente del Transbordador Espacial Challenger el 3 de febrero de 1986. (En la tabla 9.1 se lista a los miembros de la Comisión.) El mandato dado por el presidente, contenido en la orden ejecutiva 12.546, requería que los miembros de la Comisión:
1. Revisaran las circunstancias relacionadas con el accidente para establecer la causa o causas probables del mismo.
2. Desarrollaran las recomendaciones para una acción correctiva o alguna otra basándose en los hallazgos y las determinaciones de la Comisión.
Después de la ceremonia de juramento realizada por el
titular Rogers el 6 de febrero, los miembros de la Comisión iniciaron de
inmediato una serie de audiencias, durante las cuales los funcionarios
de la NASA describieron los procedimientos de la agencia que cubrían el
programa del transbordador y el estado de la investigación del accidente
por parte de la NASA.
Poco después, el 10 de febrero, el Dr. Alton G. Keel, Jr., Director Asociado de la Oficina de Gestión y Presupuesto, fue designado Director Ejecutivo. El Dr. Keel comenzó por reunir un equipo de 15 investigadores experimentados, provenientes de diferentes dependencias del gobierno y de los servicios militares y personal administrativo, para apoyar las actividades de la Comisión.
Durante una sesión a puerta cerrada el 10 de febrero de 1986, la Comisión comenzó a enterarse de la agitada historia de la junta y de los sellos del motor del cohete de combustible sólido. Además, se descubrió el primer indicio de que el contratista1 recomendó inicialmente que no se hiciera el lanzamiento el 27 de enero de 1986, la noche anterior al lanzamiento del 51-L, debido a preocupaciones relacionadas con los efectos de las bajas temperaturas sobre la junta y el sello. Para investigar este inquietante desarrollo, se programaron sesiones adicionales a puerta cerrada los días 13 y 14 de febrero en Kennedy. El 13 de febrero de 1986, la sesión fue una extensa presentación de película, video y datos de telemetría relacionados con el accidente del Challenger. Esto suministró a la Comisión la primera evidencia de que la junta y el sello del motor del cohete de combustible sólido pudieron haber fallado, iniciando el accidente.
La sesión del 14 de febrero incluyó a los participantes de la NASA y de la compañía contratista que intervinieron en la discusión del 27 de enero de 1986 para que no se lanzara el 51-L. Después de que se recibieron testimonios, se convocó a una sesión ejecutiva de la Comisión. Posteriormente, el presidente emitió la siguiente declaración el 15 de febrero de 1986, que refleja las conclusiones y el punto de vista de la Comisión:
En días recientes, la Comisión ha estado investigando todos los aspectos del proceso de toma de decisiones que condujo al lanzamiento del Challenger y ha encontrado que el proceso pudo haber estado viciado. Se ha informado al Presidente de lo anterior.
Se ha solicitado al Dr. William Graham, Administrador Interino de la NASA, que no incluya en los equipos internos de investigación a personas de la NASA que hayan participado en ese proceso.
Por supuesto que la Comisión continuará su investigación y elaborará un informe completo para el Presidente en menos de 120 días.
El papel de los comisionados cambió entonces del de
supervisores al de investigadores y analistas activos de los datos
presentados por la NASA y sus contratistas.
1Se empleó a varios contratistas para el desarrollo y la operación del sistema del transbordador espacial. En este capítulo, el término contratista designará al desarrollador del motor del cohete de combustible sólido. No se usa el nombre de la compañía.
TABLA 9.1 Miembros de la
Comisión Presidencial para el accidente del transbordador espacial
Challenger
Nombre Afiliación/Especialidad
William P. Rogers, Presidente Ex Secretario de Estado con el presidente Nixon, Procurador General con el presidente Eisenhower y abogado postulante en el despacho de abogados Rogers and Wells
Neil A. Armstrong, Vicepresidente Ex astronauta. Titular del Consejo de Tecnologías de Computación para la Aviación, Inc.
David C. Acheson Ex vicepresidente de más alta jerarquía y Consejero General, Communications Satellite Corporation, socio del despacho de abogados Drinker. Biddle & Reath
Dr. Eugene E. Covert Profesor y Jefe, Departamento de Aeronáutica y Astronáutica. Instituto Tecnológico de Massachusetts
Dr. Richard P. Feynman Profesor de Física Teórica en el Instituto Tecnológico de California
Robert B. Holz Ex editor en jefe, Aviation Week & Space Technology
Mayor Gen. Donald J. Kutyna Director de Sistemas y Mando, Control, Comunicaciones del Espacio, Fuerza Aérea de Estados Unidos
Dra. Sally K. Ride Astronauta, física, la primera mujer estadounidense en el espacio
Nombre Afiliación/Especialidad
William P. Rogers, Presidente Ex Secretario de Estado con el presidente Nixon, Procurador General con el presidente Eisenhower y abogado postulante en el despacho de abogados Rogers and Wells
Neil A. Armstrong, Vicepresidente Ex astronauta. Titular del Consejo de Tecnologías de Computación para la Aviación, Inc.
David C. Acheson Ex vicepresidente de más alta jerarquía y Consejero General, Communications Satellite Corporation, socio del despacho de abogados Drinker. Biddle & Reath
Dr. Eugene E. Covert Profesor y Jefe, Departamento de Aeronáutica y Astronáutica. Instituto Tecnológico de Massachusetts
Dr. Richard P. Feynman Profesor de Física Teórica en el Instituto Tecnológico de California
Robert B. Holz Ex editor en jefe, Aviation Week & Space Technology
Mayor Gen. Donald J. Kutyna Director de Sistemas y Mando, Control, Comunicaciones del Espacio, Fuerza Aérea de Estados Unidos
Dra. Sally K. Ride Astronauta, física, la primera mujer estadounidense en el espacio
Robert W. Rummel Ex vicepresidente de
Trans World Airways, Presidente de Robert W. Rummel, Inc.
Joseph F. Sutter Ingeniero aeronáutico,
vicepresidente ejecutivo de la compañía de aviones comerciales Boeing
Dr. Arthur B.C. Walker, Jr. Profesor de física aplicada, Universidad de Stanford
Dr. Arthur B.C. Walker, Jr. Profesor de física aplicada, Universidad de Stanford
Dr. Albert D. Wheelon Físico,
vicepresidente ejecutivo, Compañía de aviones Hughes
Brig. Gen. Charles Yeager USAF (retirado) Ex piloto de pruebas, la primera persona en romper la barrera del sonido, y el primero en volar a una velocidad mayor que 2.570 km/h
Dr. Alton G. Keel, Jr. Director Asignado a la Comisión desde su posición ejecutiva de Director Asociado de Seguridad Nacional y Asuntos Internacionales, Oficina de Gestión y Presupuesto
Brig. Gen. Charles Yeager USAF (retirado) Ex piloto de pruebas, la primera persona en romper la barrera del sonido, y el primero en volar a una velocidad mayor que 2.570 km/h
Dr. Alton G. Keel, Jr. Director Asignado a la Comisión desde su posición ejecutiva de Director Asociado de Seguridad Nacional y Asuntos Internacionales, Oficina de Gestión y Presupuesto
9.7 EL ACCIDENTE
El vuelo del transbordador espacial Challenger en la misión 51-L comenzó a las 11:38 A.M. (HEE) del 28 de enero de 1986. Terminó 73 segundos más tarde en una combustión explosiva de propulsantes de hidrógeno y oxígeno, la cual destruyó el tanque exterior y expuso al orbitador a severas cargas aerodinámicas que causaron una ruptura estructural completa. Los siete miembros de la tripulación perecieron. Los dos cohetes reforzadores de combustible sólido fueron despedidos fuera de la bola de fuego y fueron destruidos por el oficial de seguridad de recorrido de la Fuerza Aérea 110 segundos después del lanzamiento.
La temperatura ambiente del aire durante el lanzamiento era de 2,2 °C, medida al nivel del terreno aproximadamente a 300 metros de la plataforma de lanzamiento 39B de la misión 51-L. Esta temperatura era 8,33 grados más baja que la de cualquier lanzamiento previo.
La siguiente descripción de los eventos del vuelo se basa en un examen visual y en la ampliación de las imágenes de la película de las cámaras operadas por la NASA, así como en los datos de telemetría transmitidos desde el transbordador espacial a las estaciones terrestres. Los últimos datos de telemetría del Challenger se recibieron 73,618 segundos después del lanzamiento.
A los 6,6 segundos después del lanzamiento, los motores principales de combustible líquido del Challenger se encendieron secuencialmente y aceleraron a toda su potencia de empuje, mientras que la estructura completa del transbordador estaba sujeta con pernos a la plataforma de lanzamiento. El empuje de los motores principales dobló el ensamblaje del transbordador hacia adelante en relación con los pernos que lo anclaban a la plataforma. Cuando el ensamblaje del transbordador regresó a la vertical, los pernos de sujeción de los cohetes reforzadores de combustible sólido se rompieron explosivamente. Durante este movimiento de "tirón" de preliberación, se almacenaron cargas estructurales en la estructura ensamblada. Estas cargas se liberaron durante los primeros segundos escasos de vuelo en un modo de vibración estructural, produciendo una frecuencia de aproximadamente 3 ciclos por segundo. Las cargas estructurales máximas en las juntas del campo de popa de los cohetes reforzadores de combustible sólido se presentaron durante el "tirón", sobrepasando incluso las del periodo de presión dinámica máxima que se experimentaron posteriormente en vuelo.
Justo después del despegue, a los 0,678 segundos de vuelo, los datos fotográficos muestran una densa nube de humo gris que salía en chorro de la cercanía de la junta del campo de popa en el cohete reforzador de combustible sólido de la derecha (véase la figura 9.3). Las dos cámaras de la plataforma 39B que habrían registrado la ubicación precisa de la nube estaban fuera de operación. El análisis gráfico por computadora de la película de otras cámaras indicó que el humo inicial provenía del sector de 270 a 310 grados de la circunferencia de la junta del campo de popa del cohete reforzador de combustible sólido de la derecha. Esta área del cohete reforzador de combustible sólido estaba orientada hacia el tanque exterior. El material vaporizado que fluía de la junta indicaba que no había una acción de sellado completa dentro de la junta.
Figura 9.3 El transbordador espacial
Challenger justo antes del lanzamiento. La flecha indica la nube de
humo proveniente del cohete reforzador de combustible sólido de la
derecha. (Fuente: Referencia 1.)
Se registraron otras ocho nubes características de humo cada vez más negro entre los 0,836 y los 2,500 segundos. Se veía que el humo salía de la junta en un chorro hacia arriba. Mientras que cada nube de humo era rebasada por el vuelo hacia arriba del transbordador, se podía ver la siguiente nube nueva cerca del nivel de la junta. Las nubes múltiples de humo en esta secuencia se presentaban aproximadamente cuatro veces por segundo, aproximándose a la frecuencia de la dinámica estructural de la carga y a la flexión resultante de la junta. Las gráficas por computadora aplicadas a las fotografías de la NASA desde varias cámaras en esta secuencia, ubicaron nuevamente el origen de las nubes de humo en el sector de 270 a 310 grados de la fuga original de humo.
Se registraron otras ocho nubes características de humo cada vez más negro entre los 0,836 y los 2,500 segundos. Se veía que el humo salía de la junta en un chorro hacia arriba. Mientras que cada nube de humo era rebasada por el vuelo hacia arriba del transbordador, se podía ver la siguiente nube nueva cerca del nivel de la junta. Las nubes múltiples de humo en esta secuencia se presentaban aproximadamente cuatro veces por segundo, aproximándose a la frecuencia de la dinámica estructural de la carga y a la flexión resultante de la junta. Las gráficas por computadora aplicadas a las fotografías de la NASA desde varias cámaras en esta secuencia, ubicaron nuevamente el origen de las nubes de humo en el sector de 270 a 310 grados de la fuga original de humo.
A medida que aumentaba la velocidad hacia arriba del transbordador, éste rebasaba las nubes de humo emergentes que se expandían. El último humo se vio arriba de la junta del campo a los 2,733 segundos. A los 3,375 segundos, el último humo era visible debajo de los cohetes reforzadores de combustible sólido y se hacía indistinguible a medida que se mezclaba con las estelas de los cohetes y con la atmósfera circundante.
El color negro y la composición densa de las nubes de humo sugieren que la grasa, el aislante de la junta y los anillos O-rings de caucho en el sello de la junta se estaban quemando y se erosionaban por los gases calientes del propulsante.
Se examinaron en detalle las películas de la secuencia del lanzamiento de misiones anteriores, para determinar si había indicios previos de humo del color y de la composición que se apreciaron durante los primeros segundos de la misión 51-L. No se encontró nada. Se determinó que los otros vapores en esta área eran escarcha derretida que provenía del fondo del tanque exterior o vapor del escape de los cohetes en las charolas de agua de supresión de sonido.
Los motores principales del transbordador se aceleraron hasta 104 por ciento de su nivel nominal de aceleración; el Challenger ejecutó una maniobra programada de giro y los motores desaceleraron al 94 por ciento.
Aproximadamente a los 37 segundos, el Challenger encontró la primera de varias condiciones de esfuerzo cortante por el viento a gran altura, que duró hasta aproximadamente los 64 segundos. El esfuerzo cortante del viento creaba fuerzas sobre el vehículo con fluctuaciones relativamente grandes. Éstas fueron registradas y contrarrestadas de inmediato por el sistema de guía, navegación y control. Aunque las cargas de vuelo del 51-L sobrepasaban la experiencia previa en los planos de desvío y cabeceo en ciertos momentos, los máximos habían sido alcanzados en vuelos anteriores y estaban dentro de los límites de diseño.
El sistema de timoneo (control del vector de empuje) del cohete reforzador de combustible sólido respondía a todas las órdenes y a los efectos del esfuerzo cortante del viento. El esfuerzo cortante del viento hacía que el sistema de timoneo fuera más activo que en cualquier vuelo anterior.
A los 45 segundos de vuelo aparecieron tres destellos brillantes en la parte inferior del ala derecha del Challenger. Cada destello duraba menos de un treintavo de segundo. Se han visto destellos similares en otros vuelos. Otra aparición de un punto brillante aislado se diagnosticó por el análisis de la película como un reflejo del escape del motor principal en las canaletas del sistema de maniobra en órbita ubicadas en la sección trasera superior del orbitador. Los destellos no tenían relación con la aparición posterior de la estela de la flama en el cohete reforzador de combustible sólido de la derecha.
Los motores principales del transbordador y los cohetes de combustible sólido operaban a un empuje reducido que se aproximaba y llegaba al área de presión dinámica máxima de 3.518 kilogramos por metro cuadrado.
Cuando los motores principales se habían acelerado hasta
104 por ciento del empuje y los cohetes reforzadores de combustible
sólido estaban aumentando su empuje, apareció la primera flama oscilante
en el cohete reforzador de combustible sólido de la derecha, en el área
de la junta de campo de popa. Esta primera flama muy pequeña se detectó
en una imagen de la película amplificada a los 58,788 segundos de vuelo.
Parece que se originó a aproximadamente 305 grados alrededor de la
circunferencia del cohete reforzador en o cerca de la junta del campo de
popa.
En el siguiente cuadro de la película de la misma cámara, la flama era visible sin amplificar la imagen. Se extendió hasta convertirse en una estela continua bien definida a los 59,262 segundos. Aproximadamente en el mismo instante (a los 60 segundos), la telemetría mostró un diferencial de presiones entre las presiones de la cámara en los cohetes reforzadores de la derecha y la izquierda. La presión en la cámara del cohete reforzador de la derecha era más baja, confirmando la creciente fuga en el área de la junta del campo.
A medida que aumentaba el tamaño de la estela de la flama, era desviada hacia atrás por la estela aerodinámica y en el sentido de una circunferencia por la estructura sobresaliente del anillo superior que unía el cohete reforzador con el tanque exterior. Esta secuencia de la expansión de la flama se confirma por el análisis de los restos recuperados. La flama en aumento incidió también sobre el puntal que unía al cohete reforzador de combustible sólido al tanque exterior.
Aproximadamente a los 62 segundos de vuelo, el sistema de control comenzó a reaccionar para contrarrestar las fuerzas causadas por la estela y sus efectos. El control vectorial de empuje del cohete reforzador de combustible sólido de la izquierda se movió para contrarrestar la desviación causada por el empuje reducido proveniente del cohete reforzador de combustible sólido de la derecha que tenía la fuga. Durante los siguientes 9 segundos, los sistemas de control del transbordador espacial trabajaron para corregir las anomalías en las tasas de desvío y cabeceo.
La primera indicación visual de que una flama turbulenta proveniente del cohete reforzador de combustible sólido de la derecha había irrumpido en el tanque exterior fue a los 64,660 segundos, cuando se presentó un cambio abrupto en la forma y el color de la estela. Esto indicaba que se estaba mezclando con el hidrógeno que se fugaba del tanque exterior. Los cambios en la telemetría de la presurización del tanque de hidrógeno confirmaron la fuga. A menos de 45 milisegundos de la irrupción en el tanque exterior, se desarrolló un brillante resplandor sostenido en el lado de abajo con losetas negras del Challenger entre éste y el tanque exterior.
Comenzando aproximadamente a los 72 segundos, ocurrió una serie de eventos con mucha rapidez que terminaron el vuelo. Los datos de telemetría indicaron una amplia variedad de acciones del sistema de vuelo que sustentan la evidencia visual de las fotografías, mientras que el transbordador luchaba inútilmente contra las fuerzas que lo estaban destruyendo.
Aproximadamente a los 72,20 segundos, el puntal inferior que enlazaba el cohete reforzador de combustible sólido con el tanque exterior fue cortado o arrancado del tanque de hidrógeno debilitado, permitiendo que el cohete reforzador de combustible sólido de la derecha girara alrededor del puntal superior de unión. Esta rotación se indica por las tasas divergentes de desviación y cabeceo entre los cohetes reforzadores de combustible sólido de la derecha y la izquierda.
A los 73,124 segundos se observó un patrón en forma de
circunferencia de vapor blanco proveniente del lado del domo inferior
del tanque exterior. Esto era el inicio de la falla estructural del
tanque de hidrógeno que culminó con la separación completa del domo de
popa. Esto liberó grandes cantidades de hidrógeno líquido del tanque y
creó un empuje repentino hacia adelante de unos 1,3 millones de
kilogramos, empujando hacia arriba el tanque de hidrógeno, hacia la
estructura entre los tanques. Aproximadamente al mismo tiempo, el cohete
reforzador de combustible sólido de la derecha que estaba girando se
impactó en la estructura entre los tanques y en la parte inferior del
tanque de oxígeno líquido. Estas estructuras fallaron a los 73,137
segundos, como es evidente por los vapores blancos que aparecieron en la
región entre los tanques.
En cuestión de milisegundos había una combustión masiva y casi explosiva del hidrógeno que fluía de la parte inferior dañada del tanque y de la irrupción de oxígeno líquido en el área entre los tanques.
En este punto de la trayectoria, mientras viajaba a una velocidad Mach 1,92 y a una altitud de 14.000 metros, el Challenger fue envuelto totalmente por la combustión explosiva. El sistema de control de reacción del Challenger se rompió y se presentó una combustión hipergólica de sus propulsantes a medida que salía de las flamas de oxígeno-hidrógeno. Los colores café rojizos de la combustión hipergólica del combustible son visibles en la orla de la bola de fuego principal. El orbitador, bajo cargas aerodinámicas severas, se rompió en varias secciones grandes, que salieron de la bola de fuego. Las secciones individuales que pueden identificarse en la película incluyen la sección del motor principal/cola con los motores todavía ardiendo, una ala del orbitador y el fuselaje delantero que arrastraba una masa de líneas umbilicales que se habían soltado del compartimiento de carga útil.
La evidencia en los restos recuperados del hardware de la misión 51-L sustenta esta secuencia final de eventos.
9.8 LA CAUSA DEL ACCIDENTE
La Comisión revisó con detalle todos los datos, informes y registros disponibles; dirigió y supervisó numerosas pruebas, análisis y experimentos de la NASA, de los contratistas civiles y de diferentes dependencias de gobierno; y luego desarrolló escenarios específicos de falla y el alcance de los factores causales más probables. Las áreas de indagación incluyeron:
1. Los sistemas de la plataforma de lanzamiento.
2. El tanque exterior.
3. Los motores principales del transbordador espacial.
4. Los subsistemas del orbitador (propulsante y potencia, aviónica, control térmico y ambiental, sustento de la vida y sistemas mecánicos y de interfase).
5. Carga útil.
6. Cohete reforzador de combustible sólido de la izquierda.
La Comisión encontró que ninguno de estos elementos del equipo o de los sistemas contribuyó o causó el accidente del Challenger. Además, la Comisión examinó la posibilidad de sabotaje, pero no encontró evidencia que sugiriera que se había cometido un sabotaje ya sea en la plataforma de lanzamiento o durante los otros procesos antes de o durante el lanzamiento. Entonces, a medida que prosiguió la investigación, se eliminaron de consideración ulterior los elementos evaluados como participantes improbables en el accidente. Este proceso de eliminación centró la atención en el cohete reforzador de combustible sólido de la derecha, específicamente en su motor. (En la figura 9.4 se muestra un corte del cohete reforzador.) Como resultado, cuatro áreas relacionadas con la función de ese motor fueron objeto de un análisis detallado para determinar su intervención en el accidente:
1. Evaluación de la carga estructural.
2. Falla de la pared externa (la pared de acero de media pulgada de espesor del cohete entre las juntas).
3. Anomalías en el propulsante.
4. Pérdida del sello a presión en la junta externa.
Figura 9.4 Corte del cohete reforzador
de combustible sólido que muestra el propelente del motor del cohete de
combustible sólido y la junta del campo de popa. (Fuente: Referencia 1.)
Figura 9.5 Sistema de coordenadas
angulares para los cohetes reforzadores de combustible sólido y los
motores. (Fuente: Referencia 1.)
Basándose en una evaluación detallada de estos mecanismos
posibles de falla, descartó las tres primeras como contribuyentes o
causas del accidente, y examinó más a fondo la posible falla del sello a
presión en la junta externa.
Falla del sello de la junta El posicionamiento amplificado de las fotografías y las gráficas de computadora determinó que la flama proveniente del cohete reforzador de combustible sólido de la derecha cerca del campo de popa surgió de la posición de 305 grados aproximadamente en la circunferencia. (La figura 9.5 muestra el sistema de coordenadas angulares que se empleó para los cohetes reforzadores y los motores.) El humo en el lanzamiento apareció en la misma ubicación general. Así, el sello de la junta del campo de popa del cohete reforzador de combustible sólido de la derecha se convirtió en la principal causa posible de la falla al principio de la investigación. Esta suposición se confirmó cuando el Equipo de Recuperación recobró partes de ambos lados de la junta de popa que tenían orificios grandes que se extendían desde los 291 hasta los 318 grados. Varias causas posibles pudieron haber producido esta falla, las cuales se tratan en los siguientes párrafos.
Durante las operaciones de estacado en el sitio de lanzamiento, se ensamblan cuatro segmentos para formar el motor del cohete de combustible sólido. Las juntas resultantes se denominan juntas de campo, ubicadas como se ilustra en la figura 9.4. Los sellos de las juntas están formados por dos anillos O-rings de caucho con un diámetro de 0,280 pulgadas (+0,005, 20,003), que se instalan, tal como se reciben del contratista, durante el ensamblado del motor para el cohete reforzador de combustible sólido.
Figura 9.6 Sección transversal del motor
del cohete de combustible sólido que muestra la posición de la espiga,
la horquilla y los O-rings. La masilla recubre la junta en el lado hacia
el propelente. (Fuente: Referencia 1.)
La compresión estática del O-ring durante y después del
ensamblado está determinada por la anchura del espacio entre la espiga y
la rama interior de la horquilla. (La espiga es una lengüeta o pieza
proyectante del segmento de cohete que embona y se asegura mediante
pasadores a la horquilla en forma de U del segmento contiguo. Véase la
figura 9.6.) Este espacio entre la espiga y la horquilla en cualquier
lugar después del ensamblado está influenciado por el tamaño y la forma
(concentricidad) de los segmentos, así como por las cargas sobre los
segmentos. Se aplica masilla de cromato de zinc a la cara aislante de
caucho compuesto (NBR) antes del ensamblado. En la configuración
ensamblada se quería que la masilla se comportara como una barrera
térmica, a fin de evitar el contacto directo del gas de combustión con
los O-rings. También se quería que los O-rings fueran accionados y
sellados por la presión del gas de combustión, mediante el
desplazamiento de la masilla hacia el espacio entre los segmentos del
motor (figura 9.6). El desplazamiento de la masilla se comportaría como
un pistón y comprimiría el aire frente al O-ring primario, forzándolo
hacia el espacio entre la espiga y la horquilla. Este proceso se conoce
como el accionamiento a presión del sello O-ring. Se requiere que este
sellado accionado a presión ocurra muy al principio durante el
transitorio de encendido del motor del cohete, porque el espacio entre
la espiga y la horquilla aumenta a medida que se aplican las cargas de
presión a la junta durante el encendido. Si se demora el accionamiento a
presión hasta el punto que el espacio se abra considerablemente, existe
la posibilidad de que los gases de combustión del cohete se fuguen por
donde está el O-ring y dañen o destruyan los sellos. El principal factor
que influye en el tamaño de la abertura es la presión del motor, pero el
tamaño de la abertura también está influido por las cargas externas y
por otra dinámica de las juntas. La investigación mostró que el
comportamiento del sellado de la junta es sensible a los siguientes
factores, ya sea en forma independiente o combinada:
1. Daño a las juntas, los sellos o ambos, o generación de contaminantes cuando se ensamblan las juntas por la influencia de:
a. Tolerancias en la fabricación.
b. Pérdida de redondez debido al manejo.
c. Efectos del reuso.2. El ensanchamiento de la abertura entre la espiga y la horquilla debido a la presión del motor y a otras cargas.
3. Compresión estática sobre el anillo O-ring.
4. La temperatura de la junta, en cuanto a su efecto sobre la respuesta del O-ring bajo condiciones dinámicas (resiliencia) y por la dureza.
5. La temperatura de la junta, en cuanto a su relación con la formación de hielo proveniente de la irrupción de agua en la junta.
6. Los efectos del comportamiento de la masilla sobre:a. El cronometraje del accionamiento de la presión sobre el O-ring.
b. La erosión del O-ring.
Se investigó la sensibilidad del comportamiento del
sellado del O-ring a estos factores con pruebas y análisis completos. La
sensibilidad a cada factor se evaluó en forma independiente y en
combinaciones apropiadas, para evaluar el potencial para la causa o la
contribución a la falla de la junta del campo de popa del 51-L. La
mayoría de las pruebas se hicieron ya sea en laboratorio o en equipo a
subescala. En muchos casos, se considera que los datos provenientes de
estas pruebas son directamente aplicables al comportamiento del sello a
escala natural. Sin embargo, en algunos casos hubo incertidumbre
considerable en la extrapolación de los datos al comportamiento del
sello a escala natural. Las descripciones detalladas de estas pruebas y
análisis no se dan aquí, pero pueden encontrarse en la referencia 1.
Hallazgos En seguida se citan los hallazgos de la Comisión acerca de la causa del accidente del Challenger.
1. Una fuga del gas de combustión a través de la junta del campo de popa del motor del cohete de combustible sólido de la derecha comenzó en o poco después del encendido, debilitando finalmente el tanque exterior y/o penetrando en éste e iniciando la desintegración estructural del vehículo y la pérdida del transbordador espacial Challenger durante la Misión STS 51-L.
2. La evidencia muestra que ningún otro elemento del transbordador STS 51-L ni la carga útil contribuyeron a las causas de la fuga de gas de combustión por la junta del campo de popa del motor del cohete de combustible sólido de la derecha. El sabotaje no fue un factor.
3. La evidencia examinada en la revisión del material, la fabricación, el ensamblado, el control de calidad y el procesamiento de los reportes de no conformidad del transbordador espacial no mostró hardware de vuelo que hubiera sido embarcado al sitio de lanzamiento que se saliera de los límites de las especificaciones de diseño del transbordador.
4. Las actividades del sitio de lanzamiento, incluyendo el ensamblado y la preparación, desde la recepción del hardware de vuelo hasta el lanzamiento, estuvieron en general de acuerdo con los procedimientos establecidos y no se consideraron un factor en el accidente.
5. Los registros del sitio de lanzamiento muestran que los segmentos del motor del cohete de combustible sólido de la derecha se ensamblaron usando procedimientos aprobados. Sin embargo, existían condiciones importantes de pérdida de redondez entre los dos segmentos unidos en la junta del campo de popa del motor del cohete de combustible sólido de la derecha (la junta que falló).
a. Aun cuando las condiciones de ensamblado tenían el potencial de generar desechos o daño que pudiera causar la falla del sello del O-ring, éstas no se consideraron como factores en este accidente.
b. El diámetro de los dos segmentos del motor del cohete de combustible sólido había aumentado como resultado del uso anterior.
c. Este aumento condujo a una condición en el momento del lanzamiento en la cual el espacio máximo entre la espiga y la horquilla en la región de los O-rings de la junta no era mayor que 0,008 pulgadas, cuando el espacio promedio habría sido de 0,004 pulgadas.
d. Con un espacio de 0,004 pulgadas entre espiga y horquilla, el O-ring habría sido comprimido hasta el punto en el cual presionara contra las tres paredes del canal de retención del O-ring.
e. La falta de redondez de los elementos era tal, que el espacio más pequeño entre espiga y horquilla se presentó al inicio de la operación de ensamblado, en las posiciones de 120 grados y 300 grados en la circunferencia de la junta del campo de popa. Es incierto si esta condición apretada y la compresión resultante mayor de los O-rings en estos puntos persistieron en el momento del lanzamiento.
6. La temperatura ambiente en el momento del lanzamiento era de 36 grados Fahrenheit (2,2 °C), es decir, 15 grados Fahrenheit (8,33 °C) más baja que en el último lanzamiento con más frío.
a. La temperatura en la posición de 300 grados en la circunferencia de la junta del campo de popa de la derecha se estimó en 28 ± 5 grados Fahrenheit (-2,22 ± 2,8 °C). Éste fue el punto más frío en la junta.
b. La temperatura en el lado opuesto del cohete reforzador de combustible sólido de la derecha, que daba hacia el sol, se estimó en aproximadamente 50 grados Fahrenheit (10 °C).
7. Otras juntas en los cohetes reforzadores de combustible sólido de la izquierda y la derecha experimentaron combinaciones similares de abertura del espacio entre espiga y horquilla y de temperatura. No se sabe si estas juntas experimentaron algún daño durante el vuelo del 51-L.
8. La evidencia experimental indica que debido a los diversos efectos asociados con las presiones de encendido y combustión del cohete reforzador de combustible sólido y aquellos asociados con los movimientos del vehículo, el espacio entre la espiga y la horquilla se abrirá hasta 0,017 y 0,029 pulgadas en los O-rings secundarios y primarios, respectivamente.
a. Esta abertura comienza con el encendido, alcanza su tasa máxima de abertura entre 200 y 300 milisegundos y está completa esencialmente a los 600 milisegundos, cuando el cohete reforzador de combustible sólido alcanza la presión de operación.
b. El tanque exterior y el cohete reforzador de combustible sólido de la derecha están conectados por varios puntales, incluyendo uno a 310 grados cerca de la junta del campo de popa que falló. El efecto de este montante sobre la dinámica de la junta es agrandar la abertura del espacio entre la espiga y la horquilla aproximadamente de 10 a 20 por ciento en la región de 300-320 grados.
9. La resiliencia del O-ring se relaciona directamente con su temperatura.
a. Un O-ring que esté caliente y que haya sido comprimido regresará a su forma original mucho más rápidamente que un O-ring que esté frío cuando cesa la compresión. Por tanto, un O-ring que esté caliente se amoldará a la abertura del espacio entre la espiga y la horquilla. Un O-ring que esté frío no se amoldará.
b. Un O-ring sujeto a compresión a 75 grados Fahrenheit (23,89 °C) responde cinco veces más rápido para regresar a su forma libre de compresión que un O-ring que esté frío a 30 grados Fahrenheit (-1,1 °C).
c. Como resultado, es probable que los O-rings en la junta del campo de popa del cohete reforzador de combustible sólido de la derecha no se amoldaran a la abertura del espacio entre la espiga y la horquilla en el momento del encendido.
10. Los experimentos indican que el mecanismo primario que acciona el sellado del O-ring es la aplicación de la presión de gas en la cara de arriba (de alta presión) del O-ring a medida que se asienta en su ranura o canal.
a. Para que esta acción de la presión opere de la manera más efectiva, debe existir un espacio entre el O-ring y la pared del canal corriente arriba durante la presurización.
b. Un espacio de 0,004 pulgadas entre espiga y horquilla, tal como probablemente existió en la junta fallida, habría comprimido inicialmente al O-ring hasta el punto que no hubiera abertura alguna entre el O-ring y su pared de canal superior, así como con las otras dos superficies del canal.
c. A la baja temperatura experimentada durante el lanzamiento, el O-ring tardaría mucho en regresar a su forma redonda normal. No se amoldaría a la abertura del espacio entre espiga y horquilla. Permanecería en su posición comprimida en el canal del O-ring y no habría espacio entre éste y la pared del canal superior. Entonces, es probable que el O-ring no hubiera sido accionado a presión para sellar el espacio a tiempo para evitar la falla de la junta debido al escape y la erosión de los gases calientes de combustión.
11. Las características de sellado de los O-rings del cohete reforzador de combustible sólido se amplifican por la aplicación oportuna de la presión del motor.
a. Lo ideal es que la presión del motor se aplique para accionar el O-ring y sellar la junta antes de que se abra mucho el espacio entre la espiga y la horquilla (100 a 200 milisegundos después del encendido del motor).
b. La evidencia experimenta) indica que la temperatura, la
humedad y otras variables en el compuesto de masilla que se usó para
sellar la junta pueden atrasar la aplicación de la presión a la junta
por 500 milisegundos o más.
c. Este retraso de la presión podría ser un factor en una falla inicial de la junta.
c. Este retraso de la presión podría ser un factor en una falla inicial de la junta.
12. De 21 lanzamientos con temperaturas del ambiente de 61 grados Fahrenheit (16,11 °C) o mayores, solamente cuatro mostraron signos de daño térmico en el O-ríng, es decir, erosión o escape de gases y hollín. Cada uno de los lanzamientos debajo de los 61 grados Fahrenheit (16,11 °C) condujo a que uno o más O-rings mostraran signos de daño térmico.
a. De estos accionamientos inadecuados de junta-sellado, la mitad se presentó en las juntas del campo de popa, 20 por ciento en las juntas del campo central y 30 por ciento en las juntas del campo superior. La división entre los cohetes reforzadores de combustible sólido de la izquierda y la derecha fue aproximadamente igual.
b. Cada caso de daño térmico de un O-ríng estuvo acompañado de una trayectoria de fuga en la masilla aislante. La trayectoria de fuga conecta la cámara de combustión del cohete con la región del O-ring de la espiga y la horquilla. Las juntas que funcionaron sin incidentes también pudieron haber tenido estas trayectorias de fuga.
13. Existe la posibilidad de que hubiera agua en la horquilla de la junta STS 51-L, ya que se encontró agua en las juntas STS-9 durante una operación de desestacamiento, después de una exposición a menos precipitación pluvial que el STS 51-L. En el momento del lanzamiento, hacía suficiente frío como para que el agua presente en la junta se congelara. Las pruebas muestran que el hielo en la junta puede inhibir el desempeño adecuado del sello secundario.
14. Se observó que una serie de nubes de humo emanaba del área de la junta del campo de popa del 51-L del cohete reforzador de combustible sólido de la derecha entre 0,678 y 2,500 segundos después del encendido de los motores del cohete de combustible sólido.
a. Las nubes aparecieron con una frecuencia aproximada de tres nubes por segundo. Esto coincide a grandes rasgos con la frecuencia estructural natural de los sólidos durante el despegue y se refleja en ligeros cambios cíclicos de la abertura del espacio entre espiga y horquilla.
b. Se observó que las nubes subían a lo largo de la superficie del cohete reforzador arriba de la junta del campo de popa.
c. Se estimó que el humo surgía en una posición de circunferencia de entre 270 y 315 grados en la junta del campo de popa del cohete reforzador, surgiendo de la parte superior de la junta.
15. Este humo proveniente de la junta del campo de popa durante el despegue del transbordador fue la primera señal de la falla de los sellos O-ríng del cohete reforzador de combustible sólido en el STS 51-L.
16. La fuga fue evidente de nuevo con toda claridad aproximadamente a los 58 segundos de vuelo. Es posible que la fuga fuera continua pero que no se pudiera observar o no existiera en partes del periodo en cuestión. Es posible en cualquiera de los dos casos que el vector de empuje y la respuesta normal del vehículo al esfuerzo cortante del viento, así como las maniobras planificadas, reiniciaran o ampliaran la fuga proveniente de un sello deteriorado en el periodo que precedió a las flamas observadas. La posición estimada de la flama, centrada en un punto a 307 grados en la circunferencia de la junta del campo de popa, se confirmó por la recuperación de dos fragmentos del cohete reforzador de combustible sólido de la derecha.
a. Una pequeña fuga pudo haber estado presente, la cual pudo haber aumentado hasta incendiar la junta en un tiempo del orden de 58 a 60 segundos después del despegue.
b. Alternativamente, el espacio del O-ring pudo haber sido resellado por el depósito de una acumulación frágil de óxido de aluminio y otros desechos de combustión. Esta sección resellada de la junta pudo haber sido perturbada por el vector de empuje, por el movimiento del transbordador espacial y por las cargas de vuelo inducidas por los vientos cambiantes en las alturas.
c. Los vientos causaron acciones de control en el intervalo de tiempo de los 32 a los 62 segundos de vuelo que eran características de los valores más altos experimentados en misiones anteriores.
Conclusión La Comisión concluyó que la causa del accidente del Challenger fue la falla del sello a presión en la junta del campo de popa del motor del cohete de combustible sólido de la derecha. La falla se debió a un diseño defectuoso, inadmisiblemente sensible a varios factores. Estos factores fueron los efectos de la temperatura, las dimensiones físicas, la naturaleza de los materiales, los efectos del reuso, el procesado y la reacción de la junta a la carga dinámica.