TEXTO TRADUCIDO(maso) he interesante,gracias.
El artículo 2714 del net.space :
Relay -Version: versión 2.10.3 B 4.3BSD -beta 6.6.85 ; sitio hadron.UUCP
Ruta de acceso: ¡¡¡ ¡¡¡ ¡¡¡ hadrones rlgvax seismo lll - CRG styx nike ucbcad ucbvax ti- eg.CSNET LINNIG
De: [email protected] (MIKE LINNIG )
Grupos de noticias: net.space
Asunto: Informe de la Comisión Presidentes (forma corta , 50 kbytes )
Message-ID : < 8606261011.AA06326 @ s1- b.arpa >
Fecha: 26 de junio 86 10:15:25 GMT
Fecha - Recibido: 27 de junio 86 02:59:34 GMT
Remitente: [email protected]
Organización : La ARPA Internet
Líneas: 1065
El "Informe de un vistazo" , preparado por la Comisión Presidencial
WASHINGTON ( AP ) - Aquí está el "Informe de un vistazo" , preparado por el
Comisión Presidencial para el transbordador espacial Challenger accidente . No lo hace
resumir todos los capítulos del informe completo , sólo los elegidos para el resumen
tratamiento por la comisión.
prefacio
El accidente del transbordador espacial Challenger , la misión 51 -L , interrumpiendo por un
tiempo uno de los más productivos de ingeniería , científicas y de exploración
programas de la historia , evocan una amplia gama de respuestas públicas sentidas . allí
era el dolor y la tristeza por la pérdida de siete valientes miembros de la tripulación; empresa
resolver nacional que aquellos hombres y mujeres se consagran para siempre en los anales de
Héroes de América , y la determinación , en base a esa resolución y en su
memoria, para fortalecer el programa del transbordador espacial para que este trágico suceso se
convertido en un hito en el camino hacia el logro de todo el potencial que ofrece el espacio
a la humanidad.
El presidente, que se movía y preocupado por este accidente en una muy personal
Así, nombró una comisión independiente integrada por personas ajenas a
la misión de investigar él. El mandato de la comisión era :
1 . Revise las circunstancias que rodearon el accidente para establecer el
probable causa o las causas del accidente , y
2 . Desarrollar recomendaciones para la corrección u otra acción sobre la base de la
conclusiones y determinaciones de la Comisión.
Inmediatamente después de su nombramiento, la Comisión siguió adelante con su
investigación y, con el pleno apoyo de la Casa Blanca , que se celebró pública
audiencias frente a los hechos que condujeron al accidente. En una sociedad cerrada
hay otras opciones disponibles , en una sociedad abierta - siempre que los asuntos de anuncios
están involucrados - otras opciones no están , ya sea como cuestión de derecho o como
cuestión práctica .
En este caso, una investigación a fondo y la divulgación completa de los hechos eran
necesario . La manera de hacer frente a un fallo de esta magnitud es dar a conocer todas las
los hechos plena y abiertamente , a tomar medidas inmediatas para corregir los errores que
llevado al fracaso , y continuar el programa con renovada confianza y
determinación.
La comisión interpretado su mandato un poco amplio para incluir
recomendaciones sobre la seguridad de las cuestiones no necesariamente implicados en este accidente , pero
que requieren atención para futuros vuelos más seguros. La atención cuidadosa fue
dado a las preocupaciones expresadas por los astronautas debido a que el programa del transbordador espacial
sólo tendrá éxito si los hombres y mujeres altamente cualificados que volar el transbordador
tener confianza en el sistema .
Sin embargo , la comisión no interpretar su mandato de requerir una detallada
investigación de todos los aspectos del programa del transbordador espacial , revisar presupuestaria
asuntos , o para interferir o sustituir el Congreso en modo alguno en la
desempeño de sus funciones. Por el contrario, la Comisión centró su atención en la
aspectos de seguridad de los vuelos futuros basados en las lecciones aprendidas de la
investigación con el objetivo de volver a la seguridad del vuelo .
El Congreso reconoció la conveniencia , en primera instancia , de tener un
sola investigación de esta tragedia nacional. Es mucha responsabilidad acordó
esperar las conclusiones de la comisión antes de decidir lo que podría ser otra acción
necesaria para llevar a cabo sus responsabilidades.
Durante los primeros días después del accidente - posiblemente debido a la
trauma debido a un accidente - NASA parecía estar retención
información sobre el accidente del público. Después comenzó la comisión de su
trabajar , y en su propuesta , la NASA comenzó a lanzar una gran cantidad de información
que ayudó a tranquilizar a la opinión pública que se estaban todos los aspectos del accidente
investigado y que la historia se está contando en forma ordenada y exhaustiva
manera .
Siguiendo la sugerencia de la comisión , la NASA estableció varios equipos de
personas que no participan en la misión 51 -L proceso de puesta en marcha para apoyar la
Comisión y de sus paneles. Estos equipos de la NASA han colaborado con la comisión
en todos los aspectos de su labor. El resultado ha sido una amplia y completa
investigación.
La comisión considera que la investigación y el informe han sido
en respuesta a la petición del presidente y espera que sirvan al
mejores intereses de la nación para restaurar el programa espacial de los Estados Unidos de
su posición preeminente en el mundo .
El accidente
Justo después del despegue en 0,678 segundos después del despegue , los datos fotográficos muestran una
gran nube de humo gris brotaba de las proximidades de la articulación de popa
en el Rocket Booster derecho sólido . Las dos cámaras 39B que tendrían
registrada la ubicación precisa de la bocanada eran inoperantes . gráfico por ordenador
el análisis de la película de otras cámaras indicado el humo inicial provino del
Sector de 270 a 310 grados de la circunferencia de la unión de popa de la
Solid Rocket Booster derecha . Esta área de la dosis de refuerzo sólido se enfrenta a la externa
Tank. El material vaporizado fluye de la junta indicó que no había
acción de sellado completo dentro de la articulación .
Se registraron ocho caladas más distintivos de humo cada vez más negro
entre 0,836 y 2,500 segundos . El humo parecía soplar hacia arriba desde la
conjunta . Mientras que cada bocanada de humo se está quedando atrás en el vuelo ascendente de la
lanzadera, la siguiente bocanada fresca podría verse cerca del nivel de la articulación . la
varias bocanadas de humo en esta secuencia se produjo en cerca de cuatro veces por segundo ,
se aproxima a la frecuencia de la dinámica de carga y estructurales conjuntas resultante
flexión . Gráficos de ordenador aplicados a fotos de la NASA de una variedad de cámaras en
esta secuencia de nuevo coloca el origen de los soplos de humo " en el 270 a 310 grados
sector del chorro de humo originales.
A medida que el traslado ha aumentado su velocidad ascendente , que voló más allá de la emergente y
expansión de bocanadas de humo . La última humo fue visto por encima de la articulación de campo en 2.733
segundos .
El color negro y densa composición de las bocanadas de humo sugieren que el
Se están quemando grasa, aislamiento del empalme y las juntas tóricas de goma en el sello de la junta
y erosionado por los gases propelentes calientes.
En aproximadamente 37 segundos Challenger encontró el primero de varios
condiciones de cizalladura del viento a gran altitud , que se prolongó hasta cerca de 64 segundos . la
cizalladura del viento creó fuerzas sobre el vehículo con fluctuaciones relativamente grandes .
Estos fueron inmediatamente detectados y contrapone la orientación , navegación y
sistema de control.
El sistema de dirección (control de confianza vector) del Solid Rocket Booster
respondido a todos los comandos y los efectos de cizalladura del viento . La cizalladura del viento causó la
sistema de dirección para ser más activo que en cualquier vuelo anterior .
Tanto los motores principales de transporte y los cohetes sólidos operados a reducirse
empuje se aproxima y pasa por la zona de presión dinámica máxima de
720 libras por pie cuadrado. Los motores principales se habían estrangulado hasta 104 por ciento
empuje y los cohetes de combustible sólido fueron aumentando su empuje cuando el
primero parpadeante llama apareció en el derecho Rocket Booster sólido en la zona
de la articulación de popa . Esta primera muy pequeña llama se detectó en la imagen
mayor película en 58,788 segundos después del despegue . Parecía que se originan en
alrededor de 305 grados alrededor de la circunferencia de refuerzo en o cerca del campo de popa
conjunta .
Un fotograma de la película después de la misma cámara , la llama era visible sin
mejora de la imagen . Se convirtió en una columna continua, bien definido en 59.262
segundos . Casi al mismo tiempo ( 60 segundos) , la telemetría mostró una presión
diferencial entre las presiones de la cámara en los boosters derecho e izquierdo. la
derecho de la cámara de presión de refuerzo fue menor , lo que confirma la creciente fuga en el
área de la articulación de campo.
Como el penacho de llama aumenta de tamaño, fue desviado hacia atrás por el
estela aerodinámica y circunferencialmente por la estructura que sobresale de la
anillo superior unir el refuerzo a la tanque externo . Estas desviaciones
dirigido el penacho de la llama sobre la superficie del tanque externo . Esta secuencia
propagación de la llama se confirma mediante el análisis de los restos recuperados . la
creciente llama también incidió en el puntal de fijar el Solid Rocket Booster para
el tanque externo .
La primera indicación visual de que la llama girando desde la derecha Solid Rocket
Booster violó el tanque externo se encontraba en 64,660 segundos , cuando se produjo un
cambio abrupto en la forma y el color de la pluma . Esto indicó que era
mezcla con fugas de hidrógeno del tanque externo . Cambios en la telemetría
la presurización del tanque de hidrógeno confirmó la fuga . Dentro de los 45 milisegundos de la
incumplimiento del tanque externo , un resplandor brillante sostenido desarrollado sobre la
inferior negro de azulejos del Challenger entre éste y el tanque externo .
A partir de unos 72 segundos , una serie de acontecimientos se produjo muy rápidamente
que puso fin el vuelo. Los datos de telemetría indican una amplia variedad de vuelo
las acciones del sistema que apoyan la evidencia visual de las fotos como el servicio de transporte
luchado inútilmente contra las fuerzas que estaban destruyendo .
Alrededor de 72,20 segundos la barra inferior que une el Rocket Booster Sólidos y
el tanque externo se rompió o se alejó del tanque de hidrógeno débil
permitir la correcta Rocket Booster sólido para girar en torno a la fijación superior
puntal. Esta rotación se indica mediante guiñada divergentes y las tasas de paso entre el
cohetes de combustible sólido izquierda y derecha.
En 73,124 segundos , se observó un patrón circunferencial vapor blanco
floración desde el lado de la cúpula del fondo del tanque externo . Este fue el comienzo
de la falla estructural del tanque de hidrógeno que culminó con la totalidad
popa cúpula caída de distancia . Esto liberó grandes cantidades de hidrógeno líquido de
el tanque y ha creado un impulso hacia adelante repentina de unos 2,8 millones de libras,
empujando el tanque de hidrógeno hacia arriba en la estructura intertanque . Más o menos al
mismo tiempo, el giro a la derecha Solid Rocket Booster impactó el tanque intermedio
estructura y la parte inferior del tanque de oxígeno líquido . Estas estructuras fallaron
en 73,137 segundos como lo demuestran los vapores blancos que aparecen en el tanque intermedio
región .
En cuestión de milisegundos no fue masiva , casi explosivo , la quema de la
streaming de hidrógeno a partir de la parte inferior del tanque fallado y el incumplimiento de oxígeno líquido en
el área del tanque intermedio .
En este punto de su trayectoria , mientras viajaba en un número de Mach 1.92 en
una altitud de 46.000 pies, el Challenger estaba totalmente envuelto en el
quemadura explosivo . Sistema de control de reacción del Challenger se rompió y un
quemadura hypergolic de sus propulsores se produjo a medida que salía el oxígeno - hidrógeno
llamas . Los colores marrones rojizos de la quema de combustible hypergolic son visibles en la
borde de la bola de fuego principal. El Orbiter , bajo cargas aerodinámicas graves , rompió
en varias secciones grandes que surgieron de la bola de fuego . secciones separadas
que se pueden identificar en la película incluyen la sección principal del motor / de la cola con el
motores aún ardiendo , un ala del Orbiter y el fuselaje delantero
arrastrando una masa de líneas umbilicales se soltó de la bodega de carga .
La causa del accidente
El consenso de la comisión y los organismos de investigación participantes es
que la pérdida del transbordador espacial Challenger fue causado por un fallo en el
conjunto entre los dos segmentos inferiores de la derecha Motor Solid Rocket . la
falla específica fue la destrucción de los sellos que están destinados a prevenir
gases calientes de escape a través de la articulación durante el propulsor de combustión del
motor cohete. La evidencia reunida por la Comisión indica que no hay otra
elemento del sistema del transbordador espacial ha contribuido a este fracaso.
Para llegar a esta conclusión, la Comisión examinó en detalle todas las
datos disponibles, los informes y registros , dirigidos y supervisados numerosas pruebas ,
análisis y experimentos de la NASA , contratistas civiles y las diferentes administraciones
agencias , y entonces los escenarios de fallo específicos desarrollados y el rango de la mayoría
factores causales probables .
resultados
1 . Una fuga de gas de combustión a través del Motor Cohete popa conjunta campo Solid derecho
iniciado en o poco después de la ignición eventualmente debilitado y / o penetrado
el tanque externo iniciar vehículo ruptura estructural y la pérdida del espacio
Shuttle Challenger durante la misión STS 51 -L.
2 . La evidencia muestra que no hay otras STS 51-L del elemento de transporte o la carga útil
contribuido a las causas del Motor Cohete popa conjunta campo Solid derecho
fuga de gas de combustión . El sabotaje no era un factor.
3 . Los antecedentes examinados en la revisión de material del transbordador espacial , la industria manufacturera ,
montaje, control de calidad, y la tramitación de los informes de no conformidad no encontraron
hardware de vuelo enviado al lugar de lanzamiento que cayó fuera de los límites de
especificaciones de diseño de transporte .
4 . Iniciar las actividades del sitio , incluyendo el montaje y preparación , desde la recepción
del equipo de vuelo para lanzar fueron en general de acuerdo con lo establecido
procedimientos y no se consideraron un factor en el accidente.
5 . Registros lugar de lanzamiento demuestran que los segmentos de motores de cohetes sólidos adecuados son
asembled utilizando procedimientos aprobados. Sin embargo , la mayor de todo el año
condiciones existido entre los dos segmentos unidos por la derecha Solid Rocket
Motor popa conjunta de campo ( la articulación que no) .
un . Mientras que las condiciones de montaje tenían el potencial de la generación de residuos o
daño que podría causar fallos en el sellado O- ring, estos no se consideraron factores
en este accidente .
b . Los diámetros de los dos segmentos de motores de cohetes sólidos habían crecido a un resultado
antes de uso .
c . El crecimiento resultó en una condición en el momento de lanzamiento en el que el máximo
brecha entre la espiga y la horquilla en la región de las juntas tóricas de la junta había
más de 0,008 pulgadas y la brecha promedio habría sido 0.004 pulgadas.
d. Con una brecha tang- a - horquilla de 0,004 pulgadas , la junta tórica en la articulación sería
comprimido en la medida en que se presiona contra las tres paredes de la junta tórica
canal de retención .
e . La falta de redondez de los segmentos era tal que la más pequeña
tang -a- horquilla aclaramiento se produjo en el inicio de la operación de montaje
en las posiciones de 120 grados y 300 grados alrededor de la circunferencia de la popa
conjunta de campo. No está claro si esta condición apretada y la mayor resultante
la compresión de las juntas tóricas en estos puntos persistió hasta el momento del lanzamiento .
6 . La temperatura ambiente en el momento del lanzamiento era de 36 grados Fahrenheit o 15
grados más baja que la próxima puesta en marcha anterior más frío .
un . La temperatura en la posición de 300 grados en la articulación de popa derecha
circunferencia se estimó en 28 grados más / menos 5 grados centígrados.
Este fue el punto más frío de la articulación .
b . Temperatura en el lado opuesto del cohete de combustible sólido derecho Booster frente
el sol se estimó en alrededor de 50 grados Fahrenheit.
7 . Otras articulaciones en los cohetes de combustible sólido izquierdo y derecho con experiencia
combinaciones similares de liquidación brecha tang a la horquilla y la temperatura. No es
sabe si estas articulaciones experimentan malestar durante el vuelo del 51 -L
8 . La evidencia experimental indica que, debido a varios efectos asociados
con el encendido del Solid Rocket Booster y presiones de combustión y
movimientos de vehículos asociados , la brecha entre la espiga y la horquilla se abren
tanto como 0,017 y 0,029 pulgadas en las juntas tóricas secundaria y primaria ,
respectivamente .
un . Esta apertura comienza el encendido , alcanza su velocidad máxima de oppening a
alrededor de 200-300 milisegundos , y se completa esencialmente en 600 milisegundos
cuando el Rocket Booster Solid llega a su presión de trabajo.
b . El tanque externo y derecha Solid Rocket Booster están conectadas por varias
puntales , entre ellos uno a 310 grados cerca de la articulación de popa que fracasó . este
efecto de puntal en la dinámica de conjunto es para mejorar la apertura de la brecha
entre la espiga y la horquilla en alrededor de 10-20 por ciento en la región de 300-320
grados .
9 . O- anillo de la resistencia está directamente relacionada con su temperatura .
un . Una junta tórica caliente que ha sido comprimido volverá a su forma original
mucho más rápido que hará una junta tórica de frío cuando se alivia la compresión. Por lo tanto , una cálida
Junta tórica seguirá la apertura de la brecha tang -a- horquilla. Una junta tórica frío no.
b . Una junta tórica comprimido a 75 grados Fahrenheit es cinco veces más sensibles
en volver a su forma no comprimida de una junta tórica de frío a 30 grados
Fahrenheit .
c . Como resultado, es probable que las juntas tóricas en la derecha sólido de refuerzo de popa
conjunta sobre el terreno no estaban siguiendo la apertura de la brecha entre la espiga y
horquilla en el momento de la ignición .
10 . Los experimentos indican que el principal mecanismo que acciona la junta tórica
de sellado es la aplicación de presión de gas a la ( alta presión ) lado de aguas arriba
de la junta tórica como itsits en su ranura o canal .
un . Por esta presión de accionamiento para funcionar de forma óptima , un espacio entre el
O- ring y la pared del canal aguas arriba deben existir durante la presurización .
b . Una brecha tang -a- horquilla de 0.004 pulgadas , como probablemente existió en el fallido
conjunta , habría comprimido inicialmente la junta tórica en la medida en que no
aclaramiento existía entre la junta tórica y su pared del canal aguas arriba y el
otras dos superficies de la canal .
c . A la temperatura de puesta en marcha en frío experimentado , la junta tórica sería muy lento
en volver a su forma redondeada normal. No seguiría la apertura de
la brecha tang -a- horquilla. Sería permanecer en su posición comprimida en la
Canal de junta tórica y no proporcionar un espacio entre el mismo y el canal ascendente
pared. Por lo tanto , es probable que la junta tórica no sería de presión de accionamiento para sellar
la brecha en el tiempo para evitar fallos en el acoplamiento debido al golpe por la erosión de caliente
los gases de combustión .
11 . Las características de sellado del cohete anillos sólidos son
mejorado mediante la aplicación puntual de la presión del motor .
un . Idealmente , la presión del motor se debe aplicar para accionar la junta tórica y la junta
la articulación antes de la apertura significativa de la brecha tang- a - horquilla ( 100 a 200
milisegundos después de la ignición del motor ).
b . La evidencia experimental indica que la temperatura , la humedad y otras
variables en el compuesto de masilla usados para sellar la unión pueden retrasar la presión
aplicación al conjunto de 500 milisegundos o más.
c . este retraso en la presión podría ser un factor en el fallo de la junta inicial .
12 . De 21 lanzamientos con una temperatura ambiente de 61 grados Fahrenheit o
mayor , sólo cuatro mostraron signos de sufrimiento térmica O -ring , es decir , la erosión o
blow-by y hollín . Cada uno de los lanzamientos más abajo 61 grados Fahrenheit se tradujo en
uno o más anillos que muestran signos de sufrimiento térmica.
un . De estas acciones de sellado de juntas inadecuadas , la mitad se produjo en la popa
juntas de campo , 20 por ciento en las articulaciones centerfield , y 30 por ciento en la parte superior
articulaciones de campo . la división entre Boosters Rockter sólidos izquierdo y derecho fue
más o menos igual .
b . Cada instancia de térmica distgress junta tórica fue acompañado por un camino de fuga
en la masilla aislante. El camino de fuga conecta la cámara de combustión del cohete
con la región de la junta tórica de la espiga y la horquilla . Las articulaciones que accionarse sin
incidente también puede haber tenido estas vías de fuga .
13 . Hay una posibilidad de que no había agua en la horquilla de la STS 51 - L
articulaciones ya que el agua se encontró en la misión STS- 9 articulaciones durante una operación destack
después de la exposición a la menor incidencia de lluvias STS 51 -L. Al momento del lanzamiento, que estaba fría
lo suficiente para que el agua presente en la articulación se congelaría . Las pruebas muestran que el hielo en el
articulación puede inhibir el desempeño de sello secundario adecuado.
14 . Una serie de nubes de humo se observaron emana de la 51 -L popa
campo de área de la articulación del derecho Rocket Booster sólido entre 0.678 y 2.500
segundos después de la ignición de los motores de cohete sólidos traslado .
un . Los soplos aparecieron a una frecuencia de alrededor de tres inhalaciones por segundo . este
más o menos coincide con la frecuencia natural de la estructura de los sólidos en el levante y
se refleja en ligeros cambios cíclicos de la abertura del espacio tang -a- horquilla.
b . Las inhalaciones se observaron estar moviéndose hacia arriba a lo largo de la superficie de la dosis de refuerzo
por encima de la articulación de popa .
c . El humo se estimó que se originan en una posición circunferencial de
entre 270 grados y 315 grados en la popa conjunta campo de refuerzo , las nuevas
desde la parte superior de la articulación .
15 . El humo de la articulación de popa al transbordador despegue fue la primera
signo del fracaso de los Rocket Booster juntas tóricas sólidos en STS 51 -L.
16 . La fuga fue de nuevo claramente evidente como una llama en aproximadamente 58 segundos
en el vuelo . Es posible que la fuga era continua pero no observable
o inexistente en las porciones del período de intervención . Es posible , ya sea en
caso de que empuje vectorial y la respuesta normal del vehículo , para cerrar cizalla , así como
maniobras previstas reinició o magnificado la fuga de un sello degradado en
el período anterior a las llamas observadas. La posición estimada de la llama ,
centrada en un punto 307 grados alrededor de la circunferencia del campo de popa
conjunta , fue confirmada por la recuperación de dos fragmentos de la derecha Solid Rocket
Booster .
un . Una pequeña fuga podría haber estado presente que puede haber llegado a romper el
conjunta en llamas a la vez en el orden de 58 a 60 segundos después de despegar.
b . Alternativamente , la brecha de la junta tórica podría haber sido vuelto a cerrar por la deposición de un
frágil acumulación de óxido de aluminio y otros residuos de combustión . Este resellada
sección de la articulación podría haber sido perturbado por empuje vectorial . espacio
Movimiento de traslado y carga de vuelo inducidos por el cambio vientos en altura .
c . Los vientos en altura provocaron acciones de control en el intervalo de tiempo de 32 segundos
a 62 segundos de iniciado el vuelo que eran típicas de los valores más grandes
experimentado en misiones anteriores .
conclusión
En vista de las conclusiones , la comisión concluyó que la causa de la
Challenger accidente fue el hecho de que el sello de presión en la articulación de popa
del derecho Rocket Motor Solid . El fracaso se debió a un diseño defectuoso
inaceptablemente sensible a un número de factores . Estos factores fueron los efectos
de la temperatura , las dimensiones físicas , el carácter de los materiales , los efectos de los
reutilización , el procesamiento , y la reacción de la articulación de la carga dinámica .
La causa contribuyente del accidente
La decisión de lanzar el Challenger era defectuoso . Los que hicieron que
decisión no tenían conocimiento de la historia reciente de los problemas sobre las juntas tóricas
y la articulación y no tenían conocimiento de la recomendación del escrito inicial de la
contratista desaconsejando el lanzamiento a temperaturas inferiores a 53 grados
Fahrenheit y la continua oposición de los ingenieros de Thiokol después de la
gestión revirtió su posición. que no tenían una idea clara de
La preocupación de Rockwell que no era seguro para poner en marcha debido al hielo en la plataforma . si
los tomadores de decisiones se conocían todos los hechos , es muy poco probable que
habría decidido poner en marcha 51 -L , el 28 de enero de 1986.
resultados
1 . La comisión llegó a la conclusión de que había una grave falla en la decisión
proceso que condujo a la puesta en marcha del vuelo 51 -L de decisiones. Un bien estructurado y
sistema de gestión de seguridad enfatizando habría marcado el aumento de las dudas sobre
el Rocket Booster sello conjunto sólido . Si estos asuntos han indicado con claridad y
destacado en el proceso de preparación del vuelo en términos que reflejan los puntos de vista de
la mayor parte de los ingenieros de Thiokol y al menos algunos de los ingenieros de Marshall , se
Parece probable que la puesta en marcha de 51 -L no podría haber ocurrido cuando lo hizo.
2 . La renuncia a las limitaciones de lanzamiento parece haber sido a expensas de la
seguridad de vuelo. No había un sistema que hace que sea imperativo que el lanzamiento
restricciones y renuncias de lanzamiento contraints ser considerados por todos los niveles de
gestión .
3 . La Comisión observa con preocupación lo que parece ser una tendencia de
gestión a Marshall que contiene problemas potencialmente graves e intentar
para resolverlos internamente en lugar de comunicar hacia adelante. Esta tendencia
es totalmente en desacuerdo con la necesidad de Marshall para funcionar como parte de un
sistema de trabajo hacia misiones de vuelo con éxito , la interconexión y la comunicación
con las otras partes del sistema que trabajan para el mismo fin.
4 . La comisión llegó a la conclusión de que la Administración de Thiokol revirtió su posición
y recomendó la puesta en marcha de 51 -L, ante la insistencia de Marshall y en contra de
los puntos de vista de sus ingenieros con el fin de alojar a un cliente importante .
resultados
La Comisión está preocupada por tres aspectos de la cuestión del hielo -on-the -pad .
1 . El análisis de todos los testimonios y entrevistas establece que
Recomendación de Rockwell en el lanzamiento era ambigua . La comisión considera que es
difícil, como lo hizo el Sr. Aldrich, a la conclusión de que no era un no- lanzamiento
recomendación . Además , todos los participantes se les preguntó específicamente para ponerse en contacto con
Aldrich o Moore sobre las objeciones de lanzamiento debido al mal tiempo. Rockwell hizo ningún teléfono
llamadas o más objeciones a Aldrich u otros funcionarios de la NASA después de la 09:00
Misión reunión del equipo de gestión y con posterioridad a la reanudación del
cuenta atrás.
2 . La comisión también está preocupado por la respuesta de la NASA a la Rockwell
posición en la reunión a.m. 9:00 . Si bien se entiende que las decisiones tienen
que se hará en el lanzamiento de un servicio de transporte , la Comisión no está convencida de que los niveles y
II debidamente considerada preocupación de Rockwell sobre el hielo. Sin embargo ambigua
La posición de Rockwell era , está claro que la NASA dijeron que el hielo era
una condición desconocida. Dada la extensión del hielo en la plataforma de la admitidos
efecto desconocido del cohete sólido del motor y de los motores principales del transbordador espacial
ignición en el hielo , así como el hecho de que los desechos golpear el orbitador era un
potencial peligro para la seguridad de vuelo , la Comisión considera que la decisión de poner en marcha
cuestionable en esas circunstancias. En esta situación , la NASA parecía estar
que requiere un contratista para demostrar que no era seguro para poner en marcha , en lugar de
demostrando que era seguro . No obstante , la Comisión ha determinado que el hielo
no era una de las causas del accidente de 51 L y no la conclusión de que la decisión de la NASA
lanzar anuló expresamente una recomendación no- lanzamiento por un elemento
contratista.
3 . La comisión llegó a la conclusión de que el plan de protección contra la congelación de la plataforma de lanzamiento
39B era inadecuada. La comisión considera que el frío intenso y la presencia
de tanto hielo en la estructura de servicio fija hacía desaconsejable lanzar el
la mañana del 28 de enero , y que los márgenes de seguridad trío se redujo también
lejos .
Además , el acceso a los Energency cestas de alambre de diapositivas tripulación era peligroso
debido a las condiciones de hielo. Hubiera sido necesario evacuar a la tripulación a la órbita de
la plataforma de lanzamiento , que habría estado corriendo sobre una superficie helada . La comisión
cree que el equipo debería haber tenido conocimiento de la situación, y en base a
la gravedad de la condición , una mayor consideración debería haber dado
para retrasar el lanzamiento .
Un accidente arraigada en la historia
Diseño temprano
Solid Rocket Booster problema del transbordador espacial comenzó con el diseño defectuoso
de su empresa y el aumento como la NASA y la gestión de contratistas fallado primero
para reconocerlo como un problema, entonces no se pudo corregir y finalmente tratado como
un riesgo de fuga aceptable.
Morton Thiokol , Inc. , el contratista , no aceptó la implicación de las pruebas
al principio del programa que el diseño tenía un grave defecto y no anticipados . NASA
no aceptar el juicio de sus ingenieros que el diseño era inaceptable ,
y como los problemas en las articulaciones crecieron en número y la gravedad NASA los minimizado en
sesiones de información de gestión e informes. Posición expresada por Thiokol fue que " la
condición no es deseable, pero es aceptable " .
Ni Thiokol ni NASA espera que la goma de las juntas tóricas de sellado de las juntas sean
afectado por los gases calientes del motor encendido , y mucho menos para ser quemado parcialmente .
Sin embargo , como las pruebas y, a continuación vuelos confirmaron daños a los anillos de obturación , la
reacción por la NASA y Thiokol era aumentar la cantidad de daño
considera " aceptable". En ningún momento la gestión ya sea recomendar un rediseño
de la articulación o petición de puesta a tierra de la nave hasta que se solucionó el problema.
resultados
La génesis del accidente del Challenger - el fracaso de la articulación de la
derecho Solid Rocket Motor - comenzó con las decisiones tomadas en el diseño de la
conjunta y en el fracaso tanto por Thiokol y Solid Rocket Booster de la NASA
oficina de proyectos de entender y responder a los hechos obtenidos durante las pruebas.
La Comisión ha llegado a la conclusión de que ni la NASA ni Thiokol respondieron
adecuadamente a las advertencias internas sobre el diseño del sello defectuoso. Por otra parte ,
Thiokol y la NASA no hicieron un esfuerzo oportuno para desarrollar y verificar una nueva junta
después de que el diseño inicial se demostró que era deficiente . Ninguna organización
desarrollado una solución para las situaciones inesperadas de la erosión del O- ring y
blow-by , aunque este problema se ha experimentado con frecuencia durante el transporte
historial de vuelos . En su lugar , Thiokol y dirección de la NASA llegaron a aceptar la erosión y
blow-by como inevitable y un riesgo de fuga aceptable. Específicamente , la
comisión ha encontrado que :
1 . La prueba conjunta y un programa de certificación fue inadecuado . No hubo
requisito para configurar el motor de prueba de cualificación como lo sería en
vuelo , y los motores eran estática a prueba en una posición horizontal , no en la
vertical, posición de vuelo .
2 . Antes del accidente, ni la NASA ni Thiokol entienden plenamente la
mecanismo por el cual la acción de sellado de juntas se llevó a cabo .
3 . NASA y Thiokol aceptadas creciente riesgo de parecer porque " llegaron
con la suya la última vez. " Como observó Comisionado Feynman , tomar la decisión
fue:
" una especie de ruleta rusa .... ( La lanzadera ) moscas ( con la erosión O -ring )
y no pasa nada . A continuación, se sugiere , por lo tanto , que el riesgo no es
ya tan alto durante los próximos vuelos . Podemos bajar el listón un poco
porque nos salimos con la última vez. . . . Se salió con la suya , pero
no se debe hacer una y otra vez como ese " .
4 . Sistema de NASAS de anomalías de seguimiento para vuelos Preparación Opiniones falló
en que , a pesar de una historia de la persistente erosión de la junta tórica y blow-by , el vuelo fue
todavía permitido. Se volvió a fallar en la secuencia extraña de seis años consecutivos
lanzar exenciones de restricciones antes de 51 -L , que le permite volar sin
registro de una renuncia , o incluso de una restricción explícita. El seguimiento y la continuación
sólo las anomalías que están " fuera de la base de datos" de vuelo antes de permitir mayor
problemas para ser retirados de , y perdieron por el sistema de información .
5 . La historia de la erosión junta tórica presentado al Nivel I de la NASA en
08 1985 fue lo suficientemente detallado como para requerir una acción correctiva antes de la
próximo vuelo .
6 . Un análisis cuidadoso de la historia de vuelo de rendimiento tórica tendría
puesto de manifiesto la correlación de los daños O -ring y baja temperatura . Ni la NASA ni
Thiokol realizado dicho análisis y, en consecuencia , no estaban preparados para
evaluar adecuadamente los riesgos de poner en marcha la misión 51 -L en las condiciones más
extrema de lo que habían visto antes .
El Programa de Seguridad Silenciosa
La comisión se sorprendió al darse cuenta después de muchas horas de testimonio que
El personal de seguridad de la NASA nunca fue mencionado . Ningún testigo relató la aprobación o
desaprobación de los ingenieros de confiabilidad , y ninguno expresó la satisfacción
o insatisfacción del personal de control de calidad. No se le ocurrió invitar a un
representante de seguridad o un ingeniero de fiabilidad y aseguramiento de la calidad a la
27 de enero 1986 , teleconferencia entre Marshall y Thiokol . Del mismo modo , hay
no era representativa de la seguridad en el equipo directivo de la misión que realizó clave
decisiones tomadas durante la cuenta atrás , el 28 de enero de 1986. Preocupa a la Comisión
acerca de los síntomas que se ve.
La incesante presión para satisfacer las exigencias de un vuelo acelerado
programa podría haber sido manejado adecuadamente por la NASA si hubiera insistido en la
procedimientos exactingly completas que fueron su sello distintivo durante el Apollo
programa . Un programa amplio y redundantes de seguridad que comprende interdependientes
funciones de garantía de la seguridad, la fiabilidad y la calidad existieron durante y después
el programa lunar descubrir problemas potenciales de seguridad . Entre ese
período y 1986 , sin embargo , el programa se convirtió en ineficaz . esta pérdida de
eficacia degradado seriamente los controles y equilibrios esenciales para
mantenimiento de la seguridad de vuelo .
El 3 de abril de 1986, Arnold Aldrich, el director del programa del transbordador espacial , apareció
ante la comisión en una audiencia pública en Washington, DC El describió cinco
diferentes fallos comunication u organización que afectan a la puesta en marcha
decisión el 28 de enero de 1986. Cuatro de esas fallas se relacionan directamente con fallas
dentro del programa de seguridad. estas fallas incluyen la falta de informe de problemas
requisitos , inadecuado análisis de tendencias , la tergiversación de la criticidad y
la falta de participación en los debates críticos. Un personal adecuado , con el apoyo y
organización de la seguridad robusta podría haber evitado estas fallas y así
eliminado los fallos de comunicación .
La NASA tiene un programa de seguridad para asegurar que los fallos de comunicación a la que
Sr. Aldrich refiere no ocurren . En el caso de la misión 51 - L , que programa
se quedó corto .
resultados
1 . Las reducciones en la seguridad , la fiabilidad y la calidad de la fuerza de trabajo de control en
Marshall y la NASA Sede han limitado seriamente la capacidad de los vitales
funciones .
2 . Las estructuras organizativas de Kennedy y Marshall han puesto de seguridad ,
fiabilidad y oficinas de aseguramiento de la calidad bajo la supervisión de la propia
organizaciones y actividades cuyos esfuerzos se van a comprobar .
3 . Requisitos de presentación de informes de problemas no son concisos y no pueden conseguir crítica
información a los niveles adecuados de gestión .
4 . Análisis Poco o nada de tendencia se realizó en la erosión del O- ring y blow-by
problemas .
5 . A medida que la velocidad de vuelo aumenta , la seguridad Marshall , la fiabilidad y la calidad
fuerza de trabajo de control fue disminuyendo, lo que afectó negativamente a la seguridad de la misión.
6 . Cinco semanas después del accidente 51 -L, la criticidad del cohete sólido
Motor conjunta sobre el terreno aún no se documentó adecuadamente en el informe de problemas
sistema en Marshall.
Las presiones sobre el sistema
Con la finalización de 1982 de la serie de ensayos en vuelo orbital , la NASA comenzó a
la aceleración prevista del traslado programa de lanzamiento espacial . Uno de los planes a principios
contempla una tasa final de una misión de una semana , pero el realismo obligó varias
revisiones a la baja . En 1985 , la NASA publicó una proyección pide un año
velocidad de 24 vuelos en 1990. Mucho antes de que el accidente del Challenger , sin embargo, se
fue cada vez más obvio que incluso la meta modificada de dos vuelos al mes fue
demasiado ambicioso .
Al establecer el calendario , la NASA no había proporcionado los recursos necesarios para
su consecución. Como resultado de ello , las capacidades del sistema se tensaron por
la tasa de nueve misión modesta de 1985 , y la evidencia sugiere que la NASA
no han sido capaces de lograr los 15 vuelos programados para 1986 . Estos son
las principales conclusiones de un examen de la comisión de las presiones y problemas
asistente en el programa de lanzamiento acelerado.
resultados
1 . Las capacidades del sistema fueron exigidos al máximo para apoyar el
tasa de vuelo de invierno 1985/1986 . Proyecciones en la primavera y el verano de 1986
mostró una tendencia clara: el sistema, tal y como era , habría sido incapaz de
entregar software formación de la tripulación de los vuelos programados en las fechas designadas.
El resultado habría sido una compresión inaceptable del tiempo disponible
para los equipos para llevar a cabo su formación requerida.
2 . Piezas de recambio están en oferta críticamente corta. El programa del transbordador hizo un
decisión consciente de posponer las compras de piezas de repuesto en favor del presupuesto
artículos de percepción de mayor prioridad . La falta de piezas de repuesto probablemente tendría
limitadas las operaciones de vuelo en 1986 .
3 . Políticas que se manifiestan declarados no se hacen cumplir . Manifiestan tarde Numerosas
cambios ( después de la revisión de integración de carga) se han realizado tanto a las principales
cargas y cargas menores durante todo el programa de transbordadores .
- Cambios de última hora a las principales cargas o los requisitos del programa pueden requerir
gran cantidad de recursos (dinero, mano de obra e instalaciones) para poner en práctica .
- Si se producen muchos cambios de última hora a las cargas útiles "menores" , los recursos son rápidamente
absorbida .
- Los especialistas de carga útil con frecuencia se añaden a un vuelo y después anunció
plazos.
- Cambios de última hora a una misión afectan negativamente a la formación y desarrollo de
procedimientos para misiones posteriores.
4 . La tasa vuelo regular no reflejaba con exactitud las capacidades y
recursos .
- La tasa de vuelo no se redujo para dar cabida a los períodos de ajuste en
la capacidad de la fuerza de trabajo. No había margen en el sistema para
cabida a problemas de hardware imprevistos.
- Los recursos se orientaron principalmente hacia el apoyo a los vuelos y por lo tanto
no fueron suficientes disponibles para mejorar y ampliar las instalaciones necesarias para apoyar una
mayor velocidad de vuelo .
5 . Simuladores de entrenamiento pueden ser el factor limitante de la velocidad de vuelo : los dos
simuladores actuales no pueden entrenar a las tripulaciones de más de 12 a 15 vuelos al año .
6 . Cuando baratos vienen en rápida sucesión , los requisitos actuales no garantizan
que las anomalías críticos que ocurren durante un vuelo se identifican y se
abordado adecuadamente antes del próximo vuelo .
WASHN : próximo vuelo .
Otras consideraciones de seguridad
En el curso de su investigación, la Comisión tuvo conocimiento de una serie
de asuntos que no han participado en la misión accidente 51 -L , pero sin embargo
tener un potencial para los problemas de seguridad en el futuro .
Algunas de estas cuestiones , las relacionadas con problemas operacionales , fueron llevados
directamente a la atención de la comisión por la oficina de astronauta de la NASA . eran
el tema de una audiencia especial .
Otras áreas de preocupación salieron a la luz como la comisión siguió varias líneas
de la investigación en su intento de aislar la causa del accidente. estos
investigaciones examinan aspectos tales como el desarrollo y el funcionamiento de cada uno de los
elementos del transbordador espacial - la nave , sus principales motores y los externos
Tank , los procedimientos empleados en la elaboración y montaje de 51 -L , y
lanzar daños.
Este capítulo examina los riesgos potenciales en dos áreas generales. La primera
abarca aspectos críticos de un vuelo del transbordador , por ejemplo , las consideraciones
relacionado con una posible terminación prematura de la misión durante la fase de ascenso y
los factores de riesgo relacionados con el enfoque exigente y fase de aterrizaje . la
otra se centra en las pruebas , el procesamiento y montaje de los diversos elementos de la
lanzadera.
Ascenso : una fase crítica
Los acontecimientos del vuelo 51 -L ilustran dramáticamente los peligros de la primera
etapa de un ascenso del transbordador espacial . El accidente también se centró la atención en la
cuestiones de Orbiter capacidades cortos y equipo de escape . De particular interés para los
la comisión son las capacidades actuales abortar , opciones para mejorar los
las capacidades, las opciones para la tripulación de escape y el rendimiento de la gama sfety
sistema .
No es la intención de la Comisión de adivinar el diseño del transbordador espacial o
tratar de representar disposiciones escape que podrían haber salvado a la tripulación 51 -L. De hecho ,
los acontecimientos que llevaron a la destrucción del Challenger avanzó muy rápidamente
y sin previo aviso . En estas circunstancias , la Comisión considera que es
muy poco probable que cualquiera de los sistemas discuten a continuación , o cualquier combinación de los
esos sistemas, habrían salvado a la tripulación de vuelo 51 -L.
resultados
1 . El transbordador espacial wa sistema no está diseñado para sobrevivir a un fallo del sólido
Cohetes . No hay acciones correctivas que se tomen cn si el
aumentadores de presión no funcionan correctamente después de la ignición , es decir , no hay capacidad de
separar un orbitador de forma segura desde empujando aumentadores de presión y ninguna capacidad para la tripulación
para escapar del vehículo durante el ascenso de la primera etapa .
- Ni el equipo de control de la misión ni la tripulación 51 -L tenían ninguna advertencia de
desastre inminente.
- Incluso si hubiera habido advertencia , no hubo acciones disponibles para la
tripulación y el equipo de control de la misión de evitar el desastre.
Aterrizando Otra fase crítica
Las consecuencias del mal desempeño en cualquier vuelo dinámico y exigente
medio ambiente puede ser catastrófico . La Comisión temía que una
margen de seguridad suficiente puede haber existido en ámbitos distintos de lanzadera ascenso.
La entrada y el aterrizaje de la lanzadera son anbd dinámica exigente con todos los riesgos
y las complicaciones inherentes a volar un planeador de peso pesado con un muy elevado
trayectoria de planeo . Dado que la tripulación del transbordador no puede desviar a cualquier lugar de aterrizaje alternativo
después de la entrada , la decisión de aterrizaje debe ser oportuna y precisa. en
Además, el tren de aterrizaje , lo que incluye las ruedas, los neumáticos y los frenos , debe
funcionar correctamente .
En resumen , aunque hay razones de programación válidos a la tierra de forma rutinaria
en Kennedy , existe la preocupación de que sugieren que esto no es aconsejable bajo la
las circunstancias actuales . Mientras aterrizajes previstos en Edwards llevan un costo en
dólares y el día , la realidad de tiempo no puede ser ignorada. programa de la lanzadera
funcionarios deben reconocer que Edwards es una parte esencial permanente de la
programa . El costo asociado con regular, aterrizaje programado y vuelta
operaciones de Edwards es, pues, un costo del programa es necesario.
Las decisiones que rigen las operaciones del transbordador espacial ha de ser coherente con la
la filosofía de que los riesgos innecesarios deben ser eliminados. Estas decisiones no pueden
hacerse sin una comprensión clara de los márgenes de sfety en cada parte de la
sistema .
Por desgracia , los márgenes de seguridad no se puede asegurar si el rendimiento
características no se conocen a fondo, ni pueden deducirse de un
"éxito . " del vuelo anterior
El programa del transbordador no puede permitirse el lujo de operar fuera de su experiencia en la
áreas de los neumáticos , los frenos y el clima, con las capacidades de sistema ther
hoy en día . En espera de una comprensión clara de todos los sistemas de aterrizaje y desaceleración ,
y una resolución de los problemas encontrados hasta la fecha en los desembarques de transporte , el
supuesto más conservador se debe seguir con el fin de minimizar el riesgo durante este
fase dinámica de vuelo .
Elementos de traslado
Los equipos de traslado en motor principal del espacio de Marshall y Ricketdyne han desarrollado
motores que han alcanzado sus metas de rendimiento y se han realizado muy
así . Sin embargo, los motores principales siguen siendo altamente compleja y crítica
componentes del servicio de transporte que involucran un elemento de riesgo debido principalmente a
importnt componentes de los motores se degradan más rápidamente con el uso de vuelo
previsto. Tanto la NASA como Rocketdyne han tomado medidas para contener ese riesgo. un
aspecto importante del programa principal motor ha sido la extensa " fuego caliente "
pruebas en tierra . Por desgracia , la vitalidad del programa de prueba se ha reducido
debido a las limitaciones presupuestarias.
El número de disparos de prueba del motor por mes ha disminuido en los últimos dos
año . Sin embargo, este programa de prueba aún no ha demostrado los límites del motor
parámetros de operación o pruebas incluidos más de la envolvente de operación completa para mostrar
capacidad del motor. Además, las pruebas aún no han sido deliberadamente
llevado a cabo hasta el punto de fallo para determinar los márgenes reales de funcionamiento del motor .
Recomendaciones
La Comisión ha llevado a cabo una extensa investigación del Challenger
accidente para determinar la causa probable y las acciones correctivas necesarias.
Basándose en las conclusiones y determinaciones de su investigación, la Comisión
ha aprobado por unanimidad las recomendaciones para ayudar a asegurar el retorno a salvo
vuelo .
La Comisión insiste en que el administrador de la NASA de enviar, un año después de
Ahora , un informe al presidente sobre los avances que la NASA ha hecho en efectuar
recomendaciones de la Comisión se establecen a continuación :
ONE
Diseño . El Solid Rocket Motor conjunta y el sello defectuoso se deben cambiar . este
podría ser un nuevo diseño de la eliminación de la articulación o un rediseño de la actual coyuntura
y el sello. No hay opciones de diseño deben ser excluidos prematuramente debido a
calendario, coste o dependencia en el hardware existente. Todas las juntas de motores de cohetes sólidos
deberá cumplir los siguientes requisitos:
- Las juntas deben ser plenamente comprendido , probados y verificados .
- La integridad de la estructura y de los sellos de todas las juntas debe ser
no menor que la de las paredes de la caja en toda la envolvente de diseño .
- La integridad de las articulaciones debe ser insensible a :
- Tolerancias dimensionales .
- Transporte y manipulación.
- Procedimientos de montaje .
- Procedimientos de inspección y prueba.
- Efectos ambientales.
- Presión caso interno .
- Recuperación y reutilización efectos .
- Vuelo y cargas de impacto del agua.
- La certificación del nuevo diseño debe incluir:
- Las pruebas que duplican la configuración real de lanzamiento lo más cerca
posible .
- Plena consideración se debe dar a la realización de despidos estadísti del
exacta configuración de vuelo en una posición vertical .
Supervisión Independiente . El Administrador de la NASA debería solicitar a la nacional
Consejo de Investigación para formar un motor cohete de combustible sólido de supervisión independiente de diseño
comité para aplicar las recomendaciones de diseño de la comisión y supervisar la
esfuerzo de diseño . Este comité debe:
- Revisar y evaluar los requisitos de certificación .
- Proporcionar la supervisión técnica del diseño , programa de pruebas y certificación.
- Informar al Administrador de la NASA , sobre la adecuación del diseño y hacer
recomendaciones apropiadas .
DOS
Estructura de la Administración de traslado . La estructura del programa de traslado debe ser
opinión . los responsables del proyecto para los diferentes elementos del programa de transbordadores
sentía más responsable de su gestión del centro que con el programa de transbordadores
organización. Financiación de traslado elemento de definición del paquete de trabajo, y vital
información del programa con frecuencia pasar por alto el Programa Nacional de STS (Shuttle )
Manager.
Una redefinición de la responsabilidad del Administrador de programas es esencial. este
redefinición debe dar el Administrador de programas la autoridad necesaria para todos
STS curso de operaciones. Los fondos del programa y todo el trabajo en el programa de la lanzadera
centros deben colocarse claramente bajo la autoridad del Administrador de programas.
Los astronautas en la gestión. La Comisión observa que no parece haber una
salida de la filosofía de la década de 1960 y 1970 relativos a la utilización de
astronautas en puestos de dirección . Estos individuos pongan en
posiciones de experiencia de vuelo y una aguda apreciación de las operaciones y los vuelos
la seguridad .
- La NASA debería fomentar la trqansition de astronautas calificados a la agencia
puestos de dirección .
- La función del equipo de vuelo del director de operaciones debe ser elevado en
la estructura de la organización NASA.
Panel de seguridad de traslado . NASA debería establecer un grupo asesor de seguridad STS
informar al Gerente del Programa STS . La carta de este panel debe incluir
cuestiones operativas de transporte , inicie cometer criterios, reglas de vuelo , vuelo
preparación y gestión de riesgos. El panel debe incluir la representación de la
organización de la seguridad , operaciones de la misión , y la oficina de astronautas.
TRES
Criticidad Opina y Análisis de Riesgos . La NASA y la nave principal
contratistas deben revisar toda la criticidad 1 , 1R, 2 , y los artículos 2R y el riesgo
análisis . Este examen debe identificar los elementos que deben ser mejorados antes
al vuelo para asegurar éxito de la misión y la seguridad de los vuelos . Un Panel de Auditoría,
designado por el Consejo Nacional de Investigación, debe verificar la idoneidad de la
esfuerzo y reportará directamente al Administrador de la NASA.
CUATRO
Organización de Seguridad . NASA debería establecer una Oficina de Seguridad , Confiabilidad
y garantía de calidad que se eaded por un Administrador Asociado , informando
directamente al administrador de la NASA . Tendría autoridad directa para la seguridad,
fiabilidad y garantía de calidad en toda la agencia. La oficina debe estar
asignado a la fuerza laboral para garantizar una supervisión adecuada de sus funciones y
debe ser independiente de otras responsabilidades funcionales y el programa de la NASA.
Las responsabilidades de esta oficina deben incluir:
- La seguridad, la fiabilidad y las funciones de aseguramiento de la calidad en que se refieren a
todas las actividades y programas de la NASA .
- Sentido de informes y documentación de problemas, resolución de problemas
y las tendencias asociadas a la seguridad de vuelo .
CINCO
Mejora de las comunicaciones . La comisión encontró que Marshall para Vuelos Espaciales,
Directores de proyectos del Centro , debido a una tendencia a Marshall a la gestión
aislamiento, no dio plena y oportuna información relativa a los sfety
de vuelo de 51 L a otros elementos fundamentales de la gestión del programa de transbordadores .
- La NASA debe tomar medidas enérgicas para eliminar la tendencia a Marshall
Space Flight Center, ya sea por cambios de personal , organización,
adoctrinamiento o los tres.
- Una política debe desarrollarse que regula la imposición y supresión de
lanzamiento del transbordador limitaciones .
- Opiniones de vuelo de Preparación y reuniones del equipo directivo de la misión deben ser
registrada .
- El comandante de la tripulación de vuelo , o un representante designado , deben asistir
la revisión de la preparación de vuelo , participan en la aceptación del vehículo para
vuelo , y certificar que el equipo está bien preparado para el vuelo.
SEIS
Seguridad Landing. NASA debe tomar medidas para mejorar la seguridad en el aterrizaje.
- Los sistemas de dirección neumáticos, los frenos y la rueda de nariz se deben mejorar . estos
sistemas no tienen margen de seguridad suficiente , sobre todo en el aterrizaje abortar
sitios .
- Las condiciones específicas en las que los desembarques previstos en Kennedy serían
aceptable debe determinarse . Deben fijarse los criterios para los neumáticos , frenos
y la dirección rueda delantera . Hasta que los sistemas cumplen los criterios de alta fidelidad
las pruebas que se verifica en Edwards , el aterrizaje en Kennedy no debe ser planificada .
- Comprometerse a un sitio de destino específica requiere que el área de tiempo de aterrizaje
puede pronosticar más de una hora de antelación. Durante los períodos de tiempo impredecibles
en Kennedy , los funcionarios del programa deben planear en aterrizajes Edwards . aumentado
aterrizajes en Edwards pueden requerir una capacidad de ferry dual.
SEVEN
Lanzamiento Abortar Evasión Crew. La gestión del programa de transbordadores considerado
Opciones abortar la primera etapa y las opciones de evacuación del personal en varias ocasiones durante el
historia del programa , pero a causa de utilidad limitada , técnicos
inviabilidad o programa de costos y el calendario , no se implementaron sistemas. la
comisión recomienda que la NASA :
- Hacer todo lo posible para proporcionar un sistema de escape de la tripulación para su uso durante controlada
Parapente en vuelo .
- Hacer todo lo posible para aumentar el alcance de las condiciones de vuelo en las que
una pista de aterrizaje de emergencia puede llevarse a cabo con éxito en el caso de que dos
o tres motores principales fallan temprano en ascenso.
OCHO
Cambio de vuelo . La confianza de la nación en el transbordador como su principal espacio
capacidad de lanzamiento crea una presión implacable de la NASA para aumentar el vuelo
tasa . Tal dependencia de una sola capacidad de lanzamiento se debe evitar en la
futuro .
La NASA debe establecer una tasa de vuelo que es coherente con sus recursos . la
Se debe establecer la política de asignación de carga de la empresa . La política debe incluir
controles rigurosos sobre los cambios manifiestos de carga para limitar las presiones de estos cambios
ejercer sobre horarios y entrenamiento de la tripulación .
NUEVE
Garantías de Mantenimiento . Procedimientos de instalación, pruebas y mantenimiento deben
ser especialmente rigurosa para los artículos del transbordador espacial designados criticidad 1 . NASA
debe establecer un sistema de análisis y notificación de tendencias de rendimiento de tales
artículos .
Los procedimientos de mantenimiento para estos artículos deberán ser especificados en la Crítica
Items List, especialmente para aquellos que, como los principales motores de combustible líquido , que
requerir incansable mantenimiento y revisión .
Con respecto a los orbitadores , la NASA debería:
- Desarrollar y ejecutar un plan integral de inspección de mantenimiento .
- Realizar inspecciones estructurales periódicas según lo programado y no permitirles
ser renunciado .
- Restaurar y apoyar los programas de mantenimiento y repuestos, y detener el
práctica de la eliminación de partes de un orbitador que le proporcione otro .
CONCLUSIÓN PENSAMIENTO
La Comisión insta a que la NASA siguen recibiendo el apoyo de la
Administración y de la nación . La agencia constituye un recurso nacional que
juega un papel crítico en la exploración y el desarrollo del espacio. También proporciona una
símbolo de orgullo nacional y el liderazgo tecnológico .
La Comisión aplaude los logros espectaculares de la NASA del pasado y
anticipa impresionantes logros en el futuro. las conclusiones y recomendaciones
presentada en este informe tienen por objeto contribuir a la futura NASA
éxitos que la nación tanto espera y requiere que el siglo 21
enfoques .
___________________________-
? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ?
____________________
El artículo 2714 del net.space :
Relay -Version: versión 2.10.3 B 4.3BSD -beta 6.6.85 ; sitio hadron.UUCP
Ruta de acceso: ¡¡¡ ¡¡¡ ¡¡¡ hadrones rlgvax seismo lll - CRG styx nike ucbcad ucbvax ti- eg.CSNET LINNIG
De: [email protected] (MIKE LINNIG )
Grupos de noticias: net.space
Asunto: Informe de la Comisión Presidentes (forma corta , 50 kbytes )
Message-ID : < 8606261011.AA06326 @ s1- b.arpa >
Fecha: 26 de junio 86 10:15:25 GMT
Fecha - Recibido: 27 de junio 86 02:59:34 GMT
Remitente: [email protected]
Organización : La ARPA Internet
Líneas: 1065
El "Informe de un vistazo" , preparado por la Comisión Presidencial
WASHINGTON ( AP ) - Aquí está el "Informe de un vistazo" , preparado por el
Comisión Presidencial para el transbordador espacial Challenger accidente . No lo hace
resumir todos los capítulos del informe completo , sólo los elegidos para el resumen
tratamiento por la comisión.
prefacio
El accidente del transbordador espacial Challenger , la misión 51 -L , interrumpiendo por un
tiempo uno de los más productivos de ingeniería , científicas y de exploración
programas de la historia , evocan una amplia gama de respuestas públicas sentidas . allí
era el dolor y la tristeza por la pérdida de siete valientes miembros de la tripulación; empresa
resolver nacional que aquellos hombres y mujeres se consagran para siempre en los anales de
Héroes de América , y la determinación , en base a esa resolución y en su
memoria, para fortalecer el programa del transbordador espacial para que este trágico suceso se
convertido en un hito en el camino hacia el logro de todo el potencial que ofrece el espacio
a la humanidad.
El presidente, que se movía y preocupado por este accidente en una muy personal
Así, nombró una comisión independiente integrada por personas ajenas a
la misión de investigar él. El mandato de la comisión era :
1 . Revise las circunstancias que rodearon el accidente para establecer el
probable causa o las causas del accidente , y
2 . Desarrollar recomendaciones para la corrección u otra acción sobre la base de la
conclusiones y determinaciones de la Comisión.
Inmediatamente después de su nombramiento, la Comisión siguió adelante con su
investigación y, con el pleno apoyo de la Casa Blanca , que se celebró pública
audiencias frente a los hechos que condujeron al accidente. En una sociedad cerrada
hay otras opciones disponibles , en una sociedad abierta - siempre que los asuntos de anuncios
están involucrados - otras opciones no están , ya sea como cuestión de derecho o como
cuestión práctica .
En este caso, una investigación a fondo y la divulgación completa de los hechos eran
necesario . La manera de hacer frente a un fallo de esta magnitud es dar a conocer todas las
los hechos plena y abiertamente , a tomar medidas inmediatas para corregir los errores que
llevado al fracaso , y continuar el programa con renovada confianza y
determinación.
La comisión interpretado su mandato un poco amplio para incluir
recomendaciones sobre la seguridad de las cuestiones no necesariamente implicados en este accidente , pero
que requieren atención para futuros vuelos más seguros. La atención cuidadosa fue
dado a las preocupaciones expresadas por los astronautas debido a que el programa del transbordador espacial
sólo tendrá éxito si los hombres y mujeres altamente cualificados que volar el transbordador
tener confianza en el sistema .
Sin embargo , la comisión no interpretar su mandato de requerir una detallada
investigación de todos los aspectos del programa del transbordador espacial , revisar presupuestaria
asuntos , o para interferir o sustituir el Congreso en modo alguno en la
desempeño de sus funciones. Por el contrario, la Comisión centró su atención en la
aspectos de seguridad de los vuelos futuros basados en las lecciones aprendidas de la
investigación con el objetivo de volver a la seguridad del vuelo .
El Congreso reconoció la conveniencia , en primera instancia , de tener un
sola investigación de esta tragedia nacional. Es mucha responsabilidad acordó
esperar las conclusiones de la comisión antes de decidir lo que podría ser otra acción
necesaria para llevar a cabo sus responsabilidades.
Durante los primeros días después del accidente - posiblemente debido a la
trauma debido a un accidente - NASA parecía estar retención
información sobre el accidente del público. Después comenzó la comisión de su
trabajar , y en su propuesta , la NASA comenzó a lanzar una gran cantidad de información
que ayudó a tranquilizar a la opinión pública que se estaban todos los aspectos del accidente
investigado y que la historia se está contando en forma ordenada y exhaustiva
manera .
Siguiendo la sugerencia de la comisión , la NASA estableció varios equipos de
personas que no participan en la misión 51 -L proceso de puesta en marcha para apoyar la
Comisión y de sus paneles. Estos equipos de la NASA han colaborado con la comisión
en todos los aspectos de su labor. El resultado ha sido una amplia y completa
investigación.
La comisión considera que la investigación y el informe han sido
en respuesta a la petición del presidente y espera que sirvan al
mejores intereses de la nación para restaurar el programa espacial de los Estados Unidos de
su posición preeminente en el mundo .
El accidente
Justo después del despegue en 0,678 segundos después del despegue , los datos fotográficos muestran una
gran nube de humo gris brotaba de las proximidades de la articulación de popa
en el Rocket Booster derecho sólido . Las dos cámaras 39B que tendrían
registrada la ubicación precisa de la bocanada eran inoperantes . gráfico por ordenador
el análisis de la película de otras cámaras indicado el humo inicial provino del
Sector de 270 a 310 grados de la circunferencia de la unión de popa de la
Solid Rocket Booster derecha . Esta área de la dosis de refuerzo sólido se enfrenta a la externa
Tank. El material vaporizado fluye de la junta indicó que no había
acción de sellado completo dentro de la articulación .
Se registraron ocho caladas más distintivos de humo cada vez más negro
entre 0,836 y 2,500 segundos . El humo parecía soplar hacia arriba desde la
conjunta . Mientras que cada bocanada de humo se está quedando atrás en el vuelo ascendente de la
lanzadera, la siguiente bocanada fresca podría verse cerca del nivel de la articulación . la
varias bocanadas de humo en esta secuencia se produjo en cerca de cuatro veces por segundo ,
se aproxima a la frecuencia de la dinámica de carga y estructurales conjuntas resultante
flexión . Gráficos de ordenador aplicados a fotos de la NASA de una variedad de cámaras en
esta secuencia de nuevo coloca el origen de los soplos de humo " en el 270 a 310 grados
sector del chorro de humo originales.
A medida que el traslado ha aumentado su velocidad ascendente , que voló más allá de la emergente y
expansión de bocanadas de humo . La última humo fue visto por encima de la articulación de campo en 2.733
segundos .
El color negro y densa composición de las bocanadas de humo sugieren que el
Se están quemando grasa, aislamiento del empalme y las juntas tóricas de goma en el sello de la junta
y erosionado por los gases propelentes calientes.
En aproximadamente 37 segundos Challenger encontró el primero de varios
condiciones de cizalladura del viento a gran altitud , que se prolongó hasta cerca de 64 segundos . la
cizalladura del viento creó fuerzas sobre el vehículo con fluctuaciones relativamente grandes .
Estos fueron inmediatamente detectados y contrapone la orientación , navegación y
sistema de control.
El sistema de dirección (control de confianza vector) del Solid Rocket Booster
respondido a todos los comandos y los efectos de cizalladura del viento . La cizalladura del viento causó la
sistema de dirección para ser más activo que en cualquier vuelo anterior .
Tanto los motores principales de transporte y los cohetes sólidos operados a reducirse
empuje se aproxima y pasa por la zona de presión dinámica máxima de
720 libras por pie cuadrado. Los motores principales se habían estrangulado hasta 104 por ciento
empuje y los cohetes de combustible sólido fueron aumentando su empuje cuando el
primero parpadeante llama apareció en el derecho Rocket Booster sólido en la zona
de la articulación de popa . Esta primera muy pequeña llama se detectó en la imagen
mayor película en 58,788 segundos después del despegue . Parecía que se originan en
alrededor de 305 grados alrededor de la circunferencia de refuerzo en o cerca del campo de popa
conjunta .
Un fotograma de la película después de la misma cámara , la llama era visible sin
mejora de la imagen . Se convirtió en una columna continua, bien definido en 59.262
segundos . Casi al mismo tiempo ( 60 segundos) , la telemetría mostró una presión
diferencial entre las presiones de la cámara en los boosters derecho e izquierdo. la
derecho de la cámara de presión de refuerzo fue menor , lo que confirma la creciente fuga en el
área de la articulación de campo.
Como el penacho de llama aumenta de tamaño, fue desviado hacia atrás por el
estela aerodinámica y circunferencialmente por la estructura que sobresale de la
anillo superior unir el refuerzo a la tanque externo . Estas desviaciones
dirigido el penacho de la llama sobre la superficie del tanque externo . Esta secuencia
propagación de la llama se confirma mediante el análisis de los restos recuperados . la
creciente llama también incidió en el puntal de fijar el Solid Rocket Booster para
el tanque externo .
La primera indicación visual de que la llama girando desde la derecha Solid Rocket
Booster violó el tanque externo se encontraba en 64,660 segundos , cuando se produjo un
cambio abrupto en la forma y el color de la pluma . Esto indicó que era
mezcla con fugas de hidrógeno del tanque externo . Cambios en la telemetría
la presurización del tanque de hidrógeno confirmó la fuga . Dentro de los 45 milisegundos de la
incumplimiento del tanque externo , un resplandor brillante sostenido desarrollado sobre la
inferior negro de azulejos del Challenger entre éste y el tanque externo .
A partir de unos 72 segundos , una serie de acontecimientos se produjo muy rápidamente
que puso fin el vuelo. Los datos de telemetría indican una amplia variedad de vuelo
las acciones del sistema que apoyan la evidencia visual de las fotos como el servicio de transporte
luchado inútilmente contra las fuerzas que estaban destruyendo .
Alrededor de 72,20 segundos la barra inferior que une el Rocket Booster Sólidos y
el tanque externo se rompió o se alejó del tanque de hidrógeno débil
permitir la correcta Rocket Booster sólido para girar en torno a la fijación superior
puntal. Esta rotación se indica mediante guiñada divergentes y las tasas de paso entre el
cohetes de combustible sólido izquierda y derecha.
En 73,124 segundos , se observó un patrón circunferencial vapor blanco
floración desde el lado de la cúpula del fondo del tanque externo . Este fue el comienzo
de la falla estructural del tanque de hidrógeno que culminó con la totalidad
popa cúpula caída de distancia . Esto liberó grandes cantidades de hidrógeno líquido de
el tanque y ha creado un impulso hacia adelante repentina de unos 2,8 millones de libras,
empujando el tanque de hidrógeno hacia arriba en la estructura intertanque . Más o menos al
mismo tiempo, el giro a la derecha Solid Rocket Booster impactó el tanque intermedio
estructura y la parte inferior del tanque de oxígeno líquido . Estas estructuras fallaron
en 73,137 segundos como lo demuestran los vapores blancos que aparecen en el tanque intermedio
región .
En cuestión de milisegundos no fue masiva , casi explosivo , la quema de la
streaming de hidrógeno a partir de la parte inferior del tanque fallado y el incumplimiento de oxígeno líquido en
el área del tanque intermedio .
En este punto de su trayectoria , mientras viajaba en un número de Mach 1.92 en
una altitud de 46.000 pies, el Challenger estaba totalmente envuelto en el
quemadura explosivo . Sistema de control de reacción del Challenger se rompió y un
quemadura hypergolic de sus propulsores se produjo a medida que salía el oxígeno - hidrógeno
llamas . Los colores marrones rojizos de la quema de combustible hypergolic son visibles en la
borde de la bola de fuego principal. El Orbiter , bajo cargas aerodinámicas graves , rompió
en varias secciones grandes que surgieron de la bola de fuego . secciones separadas
que se pueden identificar en la película incluyen la sección principal del motor / de la cola con el
motores aún ardiendo , un ala del Orbiter y el fuselaje delantero
arrastrando una masa de líneas umbilicales se soltó de la bodega de carga .
La causa del accidente
El consenso de la comisión y los organismos de investigación participantes es
que la pérdida del transbordador espacial Challenger fue causado por un fallo en el
conjunto entre los dos segmentos inferiores de la derecha Motor Solid Rocket . la
falla específica fue la destrucción de los sellos que están destinados a prevenir
gases calientes de escape a través de la articulación durante el propulsor de combustión del
motor cohete. La evidencia reunida por la Comisión indica que no hay otra
elemento del sistema del transbordador espacial ha contribuido a este fracaso.
Para llegar a esta conclusión, la Comisión examinó en detalle todas las
datos disponibles, los informes y registros , dirigidos y supervisados numerosas pruebas ,
análisis y experimentos de la NASA , contratistas civiles y las diferentes administraciones
agencias , y entonces los escenarios de fallo específicos desarrollados y el rango de la mayoría
factores causales probables .
resultados
1 . Una fuga de gas de combustión a través del Motor Cohete popa conjunta campo Solid derecho
iniciado en o poco después de la ignición eventualmente debilitado y / o penetrado
el tanque externo iniciar vehículo ruptura estructural y la pérdida del espacio
Shuttle Challenger durante la misión STS 51 -L.
2 . La evidencia muestra que no hay otras STS 51-L del elemento de transporte o la carga útil
contribuido a las causas del Motor Cohete popa conjunta campo Solid derecho
fuga de gas de combustión . El sabotaje no era un factor.
3 . Los antecedentes examinados en la revisión de material del transbordador espacial , la industria manufacturera ,
montaje, control de calidad, y la tramitación de los informes de no conformidad no encontraron
hardware de vuelo enviado al lugar de lanzamiento que cayó fuera de los límites de
especificaciones de diseño de transporte .
4 . Iniciar las actividades del sitio , incluyendo el montaje y preparación , desde la recepción
del equipo de vuelo para lanzar fueron en general de acuerdo con lo establecido
procedimientos y no se consideraron un factor en el accidente.
5 . Registros lugar de lanzamiento demuestran que los segmentos de motores de cohetes sólidos adecuados son
asembled utilizando procedimientos aprobados. Sin embargo , la mayor de todo el año
condiciones existido entre los dos segmentos unidos por la derecha Solid Rocket
Motor popa conjunta de campo ( la articulación que no) .
un . Mientras que las condiciones de montaje tenían el potencial de la generación de residuos o
daño que podría causar fallos en el sellado O- ring, estos no se consideraron factores
en este accidente .
b . Los diámetros de los dos segmentos de motores de cohetes sólidos habían crecido a un resultado
antes de uso .
c . El crecimiento resultó en una condición en el momento de lanzamiento en el que el máximo
brecha entre la espiga y la horquilla en la región de las juntas tóricas de la junta había
más de 0,008 pulgadas y la brecha promedio habría sido 0.004 pulgadas.
d. Con una brecha tang- a - horquilla de 0,004 pulgadas , la junta tórica en la articulación sería
comprimido en la medida en que se presiona contra las tres paredes de la junta tórica
canal de retención .
e . La falta de redondez de los segmentos era tal que la más pequeña
tang -a- horquilla aclaramiento se produjo en el inicio de la operación de montaje
en las posiciones de 120 grados y 300 grados alrededor de la circunferencia de la popa
conjunta de campo. No está claro si esta condición apretada y la mayor resultante
la compresión de las juntas tóricas en estos puntos persistió hasta el momento del lanzamiento .
6 . La temperatura ambiente en el momento del lanzamiento era de 36 grados Fahrenheit o 15
grados más baja que la próxima puesta en marcha anterior más frío .
un . La temperatura en la posición de 300 grados en la articulación de popa derecha
circunferencia se estimó en 28 grados más / menos 5 grados centígrados.
Este fue el punto más frío de la articulación .
b . Temperatura en el lado opuesto del cohete de combustible sólido derecho Booster frente
el sol se estimó en alrededor de 50 grados Fahrenheit.
7 . Otras articulaciones en los cohetes de combustible sólido izquierdo y derecho con experiencia
combinaciones similares de liquidación brecha tang a la horquilla y la temperatura. No es
sabe si estas articulaciones experimentan malestar durante el vuelo del 51 -L
8 . La evidencia experimental indica que, debido a varios efectos asociados
con el encendido del Solid Rocket Booster y presiones de combustión y
movimientos de vehículos asociados , la brecha entre la espiga y la horquilla se abren
tanto como 0,017 y 0,029 pulgadas en las juntas tóricas secundaria y primaria ,
respectivamente .
un . Esta apertura comienza el encendido , alcanza su velocidad máxima de oppening a
alrededor de 200-300 milisegundos , y se completa esencialmente en 600 milisegundos
cuando el Rocket Booster Solid llega a su presión de trabajo.
b . El tanque externo y derecha Solid Rocket Booster están conectadas por varias
puntales , entre ellos uno a 310 grados cerca de la articulación de popa que fracasó . este
efecto de puntal en la dinámica de conjunto es para mejorar la apertura de la brecha
entre la espiga y la horquilla en alrededor de 10-20 por ciento en la región de 300-320
grados .
9 . O- anillo de la resistencia está directamente relacionada con su temperatura .
un . Una junta tórica caliente que ha sido comprimido volverá a su forma original
mucho más rápido que hará una junta tórica de frío cuando se alivia la compresión. Por lo tanto , una cálida
Junta tórica seguirá la apertura de la brecha tang -a- horquilla. Una junta tórica frío no.
b . Una junta tórica comprimido a 75 grados Fahrenheit es cinco veces más sensibles
en volver a su forma no comprimida de una junta tórica de frío a 30 grados
Fahrenheit .
c . Como resultado, es probable que las juntas tóricas en la derecha sólido de refuerzo de popa
conjunta sobre el terreno no estaban siguiendo la apertura de la brecha entre la espiga y
horquilla en el momento de la ignición .
10 . Los experimentos indican que el principal mecanismo que acciona la junta tórica
de sellado es la aplicación de presión de gas a la ( alta presión ) lado de aguas arriba
de la junta tórica como itsits en su ranura o canal .
un . Por esta presión de accionamiento para funcionar de forma óptima , un espacio entre el
O- ring y la pared del canal aguas arriba deben existir durante la presurización .
b . Una brecha tang -a- horquilla de 0.004 pulgadas , como probablemente existió en el fallido
conjunta , habría comprimido inicialmente la junta tórica en la medida en que no
aclaramiento existía entre la junta tórica y su pared del canal aguas arriba y el
otras dos superficies de la canal .
c . A la temperatura de puesta en marcha en frío experimentado , la junta tórica sería muy lento
en volver a su forma redondeada normal. No seguiría la apertura de
la brecha tang -a- horquilla. Sería permanecer en su posición comprimida en la
Canal de junta tórica y no proporcionar un espacio entre el mismo y el canal ascendente
pared. Por lo tanto , es probable que la junta tórica no sería de presión de accionamiento para sellar
la brecha en el tiempo para evitar fallos en el acoplamiento debido al golpe por la erosión de caliente
los gases de combustión .
11 . Las características de sellado del cohete anillos sólidos son
mejorado mediante la aplicación puntual de la presión del motor .
un . Idealmente , la presión del motor se debe aplicar para accionar la junta tórica y la junta
la articulación antes de la apertura significativa de la brecha tang- a - horquilla ( 100 a 200
milisegundos después de la ignición del motor ).
b . La evidencia experimental indica que la temperatura , la humedad y otras
variables en el compuesto de masilla usados para sellar la unión pueden retrasar la presión
aplicación al conjunto de 500 milisegundos o más.
c . este retraso en la presión podría ser un factor en el fallo de la junta inicial .
12 . De 21 lanzamientos con una temperatura ambiente de 61 grados Fahrenheit o
mayor , sólo cuatro mostraron signos de sufrimiento térmica O -ring , es decir , la erosión o
blow-by y hollín . Cada uno de los lanzamientos más abajo 61 grados Fahrenheit se tradujo en
uno o más anillos que muestran signos de sufrimiento térmica.
un . De estas acciones de sellado de juntas inadecuadas , la mitad se produjo en la popa
juntas de campo , 20 por ciento en las articulaciones centerfield , y 30 por ciento en la parte superior
articulaciones de campo . la división entre Boosters Rockter sólidos izquierdo y derecho fue
más o menos igual .
b . Cada instancia de térmica distgress junta tórica fue acompañado por un camino de fuga
en la masilla aislante. El camino de fuga conecta la cámara de combustión del cohete
con la región de la junta tórica de la espiga y la horquilla . Las articulaciones que accionarse sin
incidente también puede haber tenido estas vías de fuga .
13 . Hay una posibilidad de que no había agua en la horquilla de la STS 51 - L
articulaciones ya que el agua se encontró en la misión STS- 9 articulaciones durante una operación destack
después de la exposición a la menor incidencia de lluvias STS 51 -L. Al momento del lanzamiento, que estaba fría
lo suficiente para que el agua presente en la articulación se congelaría . Las pruebas muestran que el hielo en el
articulación puede inhibir el desempeño de sello secundario adecuado.
14 . Una serie de nubes de humo se observaron emana de la 51 -L popa
campo de área de la articulación del derecho Rocket Booster sólido entre 0.678 y 2.500
segundos después de la ignición de los motores de cohete sólidos traslado .
un . Los soplos aparecieron a una frecuencia de alrededor de tres inhalaciones por segundo . este
más o menos coincide con la frecuencia natural de la estructura de los sólidos en el levante y
se refleja en ligeros cambios cíclicos de la abertura del espacio tang -a- horquilla.
b . Las inhalaciones se observaron estar moviéndose hacia arriba a lo largo de la superficie de la dosis de refuerzo
por encima de la articulación de popa .
c . El humo se estimó que se originan en una posición circunferencial de
entre 270 grados y 315 grados en la popa conjunta campo de refuerzo , las nuevas
desde la parte superior de la articulación .
15 . El humo de la articulación de popa al transbordador despegue fue la primera
signo del fracaso de los Rocket Booster juntas tóricas sólidos en STS 51 -L.
16 . La fuga fue de nuevo claramente evidente como una llama en aproximadamente 58 segundos
en el vuelo . Es posible que la fuga era continua pero no observable
o inexistente en las porciones del período de intervención . Es posible , ya sea en
caso de que empuje vectorial y la respuesta normal del vehículo , para cerrar cizalla , así como
maniobras previstas reinició o magnificado la fuga de un sello degradado en
el período anterior a las llamas observadas. La posición estimada de la llama ,
centrada en un punto 307 grados alrededor de la circunferencia del campo de popa
conjunta , fue confirmada por la recuperación de dos fragmentos de la derecha Solid Rocket
Booster .
un . Una pequeña fuga podría haber estado presente que puede haber llegado a romper el
conjunta en llamas a la vez en el orden de 58 a 60 segundos después de despegar.
b . Alternativamente , la brecha de la junta tórica podría haber sido vuelto a cerrar por la deposición de un
frágil acumulación de óxido de aluminio y otros residuos de combustión . Este resellada
sección de la articulación podría haber sido perturbado por empuje vectorial . espacio
Movimiento de traslado y carga de vuelo inducidos por el cambio vientos en altura .
c . Los vientos en altura provocaron acciones de control en el intervalo de tiempo de 32 segundos
a 62 segundos de iniciado el vuelo que eran típicas de los valores más grandes
experimentado en misiones anteriores .
conclusión
En vista de las conclusiones , la comisión concluyó que la causa de la
Challenger accidente fue el hecho de que el sello de presión en la articulación de popa
del derecho Rocket Motor Solid . El fracaso se debió a un diseño defectuoso
inaceptablemente sensible a un número de factores . Estos factores fueron los efectos
de la temperatura , las dimensiones físicas , el carácter de los materiales , los efectos de los
reutilización , el procesamiento , y la reacción de la articulación de la carga dinámica .
La causa contribuyente del accidente
La decisión de lanzar el Challenger era defectuoso . Los que hicieron que
decisión no tenían conocimiento de la historia reciente de los problemas sobre las juntas tóricas
y la articulación y no tenían conocimiento de la recomendación del escrito inicial de la
contratista desaconsejando el lanzamiento a temperaturas inferiores a 53 grados
Fahrenheit y la continua oposición de los ingenieros de Thiokol después de la
gestión revirtió su posición. que no tenían una idea clara de
La preocupación de Rockwell que no era seguro para poner en marcha debido al hielo en la plataforma . si
los tomadores de decisiones se conocían todos los hechos , es muy poco probable que
habría decidido poner en marcha 51 -L , el 28 de enero de 1986.
resultados
1 . La comisión llegó a la conclusión de que había una grave falla en la decisión
proceso que condujo a la puesta en marcha del vuelo 51 -L de decisiones. Un bien estructurado y
sistema de gestión de seguridad enfatizando habría marcado el aumento de las dudas sobre
el Rocket Booster sello conjunto sólido . Si estos asuntos han indicado con claridad y
destacado en el proceso de preparación del vuelo en términos que reflejan los puntos de vista de
la mayor parte de los ingenieros de Thiokol y al menos algunos de los ingenieros de Marshall , se
Parece probable que la puesta en marcha de 51 -L no podría haber ocurrido cuando lo hizo.
2 . La renuncia a las limitaciones de lanzamiento parece haber sido a expensas de la
seguridad de vuelo. No había un sistema que hace que sea imperativo que el lanzamiento
restricciones y renuncias de lanzamiento contraints ser considerados por todos los niveles de
gestión .
3 . La Comisión observa con preocupación lo que parece ser una tendencia de
gestión a Marshall que contiene problemas potencialmente graves e intentar
para resolverlos internamente en lugar de comunicar hacia adelante. Esta tendencia
es totalmente en desacuerdo con la necesidad de Marshall para funcionar como parte de un
sistema de trabajo hacia misiones de vuelo con éxito , la interconexión y la comunicación
con las otras partes del sistema que trabajan para el mismo fin.
4 . La comisión llegó a la conclusión de que la Administración de Thiokol revirtió su posición
y recomendó la puesta en marcha de 51 -L, ante la insistencia de Marshall y en contra de
los puntos de vista de sus ingenieros con el fin de alojar a un cliente importante .
resultados
La Comisión está preocupada por tres aspectos de la cuestión del hielo -on-the -pad .
1 . El análisis de todos los testimonios y entrevistas establece que
Recomendación de Rockwell en el lanzamiento era ambigua . La comisión considera que es
difícil, como lo hizo el Sr. Aldrich, a la conclusión de que no era un no- lanzamiento
recomendación . Además , todos los participantes se les preguntó específicamente para ponerse en contacto con
Aldrich o Moore sobre las objeciones de lanzamiento debido al mal tiempo. Rockwell hizo ningún teléfono
llamadas o más objeciones a Aldrich u otros funcionarios de la NASA después de la 09:00
Misión reunión del equipo de gestión y con posterioridad a la reanudación del
cuenta atrás.
2 . La comisión también está preocupado por la respuesta de la NASA a la Rockwell
posición en la reunión a.m. 9:00 . Si bien se entiende que las decisiones tienen
que se hará en el lanzamiento de un servicio de transporte , la Comisión no está convencida de que los niveles y
II debidamente considerada preocupación de Rockwell sobre el hielo. Sin embargo ambigua
La posición de Rockwell era , está claro que la NASA dijeron que el hielo era
una condición desconocida. Dada la extensión del hielo en la plataforma de la admitidos
efecto desconocido del cohete sólido del motor y de los motores principales del transbordador espacial
ignición en el hielo , así como el hecho de que los desechos golpear el orbitador era un
potencial peligro para la seguridad de vuelo , la Comisión considera que la decisión de poner en marcha
cuestionable en esas circunstancias. En esta situación , la NASA parecía estar
que requiere un contratista para demostrar que no era seguro para poner en marcha , en lugar de
demostrando que era seguro . No obstante , la Comisión ha determinado que el hielo
no era una de las causas del accidente de 51 L y no la conclusión de que la decisión de la NASA
lanzar anuló expresamente una recomendación no- lanzamiento por un elemento
contratista.
3 . La comisión llegó a la conclusión de que el plan de protección contra la congelación de la plataforma de lanzamiento
39B era inadecuada. La comisión considera que el frío intenso y la presencia
de tanto hielo en la estructura de servicio fija hacía desaconsejable lanzar el
la mañana del 28 de enero , y que los márgenes de seguridad trío se redujo también
lejos .
Además , el acceso a los Energency cestas de alambre de diapositivas tripulación era peligroso
debido a las condiciones de hielo. Hubiera sido necesario evacuar a la tripulación a la órbita de
la plataforma de lanzamiento , que habría estado corriendo sobre una superficie helada . La comisión
cree que el equipo debería haber tenido conocimiento de la situación, y en base a
la gravedad de la condición , una mayor consideración debería haber dado
para retrasar el lanzamiento .
Un accidente arraigada en la historia
Diseño temprano
Solid Rocket Booster problema del transbordador espacial comenzó con el diseño defectuoso
de su empresa y el aumento como la NASA y la gestión de contratistas fallado primero
para reconocerlo como un problema, entonces no se pudo corregir y finalmente tratado como
un riesgo de fuga aceptable.
Morton Thiokol , Inc. , el contratista , no aceptó la implicación de las pruebas
al principio del programa que el diseño tenía un grave defecto y no anticipados . NASA
no aceptar el juicio de sus ingenieros que el diseño era inaceptable ,
y como los problemas en las articulaciones crecieron en número y la gravedad NASA los minimizado en
sesiones de información de gestión e informes. Posición expresada por Thiokol fue que " la
condición no es deseable, pero es aceptable " .
Ni Thiokol ni NASA espera que la goma de las juntas tóricas de sellado de las juntas sean
afectado por los gases calientes del motor encendido , y mucho menos para ser quemado parcialmente .
Sin embargo , como las pruebas y, a continuación vuelos confirmaron daños a los anillos de obturación , la
reacción por la NASA y Thiokol era aumentar la cantidad de daño
considera " aceptable". En ningún momento la gestión ya sea recomendar un rediseño
de la articulación o petición de puesta a tierra de la nave hasta que se solucionó el problema.
resultados
La génesis del accidente del Challenger - el fracaso de la articulación de la
derecho Solid Rocket Motor - comenzó con las decisiones tomadas en el diseño de la
conjunta y en el fracaso tanto por Thiokol y Solid Rocket Booster de la NASA
oficina de proyectos de entender y responder a los hechos obtenidos durante las pruebas.
La Comisión ha llegado a la conclusión de que ni la NASA ni Thiokol respondieron
adecuadamente a las advertencias internas sobre el diseño del sello defectuoso. Por otra parte ,
Thiokol y la NASA no hicieron un esfuerzo oportuno para desarrollar y verificar una nueva junta
después de que el diseño inicial se demostró que era deficiente . Ninguna organización
desarrollado una solución para las situaciones inesperadas de la erosión del O- ring y
blow-by , aunque este problema se ha experimentado con frecuencia durante el transporte
historial de vuelos . En su lugar , Thiokol y dirección de la NASA llegaron a aceptar la erosión y
blow-by como inevitable y un riesgo de fuga aceptable. Específicamente , la
comisión ha encontrado que :
1 . La prueba conjunta y un programa de certificación fue inadecuado . No hubo
requisito para configurar el motor de prueba de cualificación como lo sería en
vuelo , y los motores eran estática a prueba en una posición horizontal , no en la
vertical, posición de vuelo .
2 . Antes del accidente, ni la NASA ni Thiokol entienden plenamente la
mecanismo por el cual la acción de sellado de juntas se llevó a cabo .
3 . NASA y Thiokol aceptadas creciente riesgo de parecer porque " llegaron
con la suya la última vez. " Como observó Comisionado Feynman , tomar la decisión
fue:
" una especie de ruleta rusa .... ( La lanzadera ) moscas ( con la erosión O -ring )
y no pasa nada . A continuación, se sugiere , por lo tanto , que el riesgo no es
ya tan alto durante los próximos vuelos . Podemos bajar el listón un poco
porque nos salimos con la última vez. . . . Se salió con la suya , pero
no se debe hacer una y otra vez como ese " .
4 . Sistema de NASAS de anomalías de seguimiento para vuelos Preparación Opiniones falló
en que , a pesar de una historia de la persistente erosión de la junta tórica y blow-by , el vuelo fue
todavía permitido. Se volvió a fallar en la secuencia extraña de seis años consecutivos
lanzar exenciones de restricciones antes de 51 -L , que le permite volar sin
registro de una renuncia , o incluso de una restricción explícita. El seguimiento y la continuación
sólo las anomalías que están " fuera de la base de datos" de vuelo antes de permitir mayor
problemas para ser retirados de , y perdieron por el sistema de información .
5 . La historia de la erosión junta tórica presentado al Nivel I de la NASA en
08 1985 fue lo suficientemente detallado como para requerir una acción correctiva antes de la
próximo vuelo .
6 . Un análisis cuidadoso de la historia de vuelo de rendimiento tórica tendría
puesto de manifiesto la correlación de los daños O -ring y baja temperatura . Ni la NASA ni
Thiokol realizado dicho análisis y, en consecuencia , no estaban preparados para
evaluar adecuadamente los riesgos de poner en marcha la misión 51 -L en las condiciones más
extrema de lo que habían visto antes .
El Programa de Seguridad Silenciosa
La comisión se sorprendió al darse cuenta después de muchas horas de testimonio que
El personal de seguridad de la NASA nunca fue mencionado . Ningún testigo relató la aprobación o
desaprobación de los ingenieros de confiabilidad , y ninguno expresó la satisfacción
o insatisfacción del personal de control de calidad. No se le ocurrió invitar a un
representante de seguridad o un ingeniero de fiabilidad y aseguramiento de la calidad a la
27 de enero 1986 , teleconferencia entre Marshall y Thiokol . Del mismo modo , hay
no era representativa de la seguridad en el equipo directivo de la misión que realizó clave
decisiones tomadas durante la cuenta atrás , el 28 de enero de 1986. Preocupa a la Comisión
acerca de los síntomas que se ve.
La incesante presión para satisfacer las exigencias de un vuelo acelerado
programa podría haber sido manejado adecuadamente por la NASA si hubiera insistido en la
procedimientos exactingly completas que fueron su sello distintivo durante el Apollo
programa . Un programa amplio y redundantes de seguridad que comprende interdependientes
funciones de garantía de la seguridad, la fiabilidad y la calidad existieron durante y después
el programa lunar descubrir problemas potenciales de seguridad . Entre ese
período y 1986 , sin embargo , el programa se convirtió en ineficaz . esta pérdida de
eficacia degradado seriamente los controles y equilibrios esenciales para
mantenimiento de la seguridad de vuelo .
El 3 de abril de 1986, Arnold Aldrich, el director del programa del transbordador espacial , apareció
ante la comisión en una audiencia pública en Washington, DC El describió cinco
diferentes fallos comunication u organización que afectan a la puesta en marcha
decisión el 28 de enero de 1986. Cuatro de esas fallas se relacionan directamente con fallas
dentro del programa de seguridad. estas fallas incluyen la falta de informe de problemas
requisitos , inadecuado análisis de tendencias , la tergiversación de la criticidad y
la falta de participación en los debates críticos. Un personal adecuado , con el apoyo y
organización de la seguridad robusta podría haber evitado estas fallas y así
eliminado los fallos de comunicación .
La NASA tiene un programa de seguridad para asegurar que los fallos de comunicación a la que
Sr. Aldrich refiere no ocurren . En el caso de la misión 51 - L , que programa
se quedó corto .
resultados
1 . Las reducciones en la seguridad , la fiabilidad y la calidad de la fuerza de trabajo de control en
Marshall y la NASA Sede han limitado seriamente la capacidad de los vitales
funciones .
2 . Las estructuras organizativas de Kennedy y Marshall han puesto de seguridad ,
fiabilidad y oficinas de aseguramiento de la calidad bajo la supervisión de la propia
organizaciones y actividades cuyos esfuerzos se van a comprobar .
3 . Requisitos de presentación de informes de problemas no son concisos y no pueden conseguir crítica
información a los niveles adecuados de gestión .
4 . Análisis Poco o nada de tendencia se realizó en la erosión del O- ring y blow-by
problemas .
5 . A medida que la velocidad de vuelo aumenta , la seguridad Marshall , la fiabilidad y la calidad
fuerza de trabajo de control fue disminuyendo, lo que afectó negativamente a la seguridad de la misión.
6 . Cinco semanas después del accidente 51 -L, la criticidad del cohete sólido
Motor conjunta sobre el terreno aún no se documentó adecuadamente en el informe de problemas
sistema en Marshall.
Las presiones sobre el sistema
Con la finalización de 1982 de la serie de ensayos en vuelo orbital , la NASA comenzó a
la aceleración prevista del traslado programa de lanzamiento espacial . Uno de los planes a principios
contempla una tasa final de una misión de una semana , pero el realismo obligó varias
revisiones a la baja . En 1985 , la NASA publicó una proyección pide un año
velocidad de 24 vuelos en 1990. Mucho antes de que el accidente del Challenger , sin embargo, se
fue cada vez más obvio que incluso la meta modificada de dos vuelos al mes fue
demasiado ambicioso .
Al establecer el calendario , la NASA no había proporcionado los recursos necesarios para
su consecución. Como resultado de ello , las capacidades del sistema se tensaron por
la tasa de nueve misión modesta de 1985 , y la evidencia sugiere que la NASA
no han sido capaces de lograr los 15 vuelos programados para 1986 . Estos son
las principales conclusiones de un examen de la comisión de las presiones y problemas
asistente en el programa de lanzamiento acelerado.
resultados
1 . Las capacidades del sistema fueron exigidos al máximo para apoyar el
tasa de vuelo de invierno 1985/1986 . Proyecciones en la primavera y el verano de 1986
mostró una tendencia clara: el sistema, tal y como era , habría sido incapaz de
entregar software formación de la tripulación de los vuelos programados en las fechas designadas.
El resultado habría sido una compresión inaceptable del tiempo disponible
para los equipos para llevar a cabo su formación requerida.
2 . Piezas de recambio están en oferta críticamente corta. El programa del transbordador hizo un
decisión consciente de posponer las compras de piezas de repuesto en favor del presupuesto
artículos de percepción de mayor prioridad . La falta de piezas de repuesto probablemente tendría
limitadas las operaciones de vuelo en 1986 .
3 . Políticas que se manifiestan declarados no se hacen cumplir . Manifiestan tarde Numerosas
cambios ( después de la revisión de integración de carga) se han realizado tanto a las principales
cargas y cargas menores durante todo el programa de transbordadores .
- Cambios de última hora a las principales cargas o los requisitos del programa pueden requerir
gran cantidad de recursos (dinero, mano de obra e instalaciones) para poner en práctica .
- Si se producen muchos cambios de última hora a las cargas útiles "menores" , los recursos son rápidamente
absorbida .
- Los especialistas de carga útil con frecuencia se añaden a un vuelo y después anunció
plazos.
- Cambios de última hora a una misión afectan negativamente a la formación y desarrollo de
procedimientos para misiones posteriores.
4 . La tasa vuelo regular no reflejaba con exactitud las capacidades y
recursos .
- La tasa de vuelo no se redujo para dar cabida a los períodos de ajuste en
la capacidad de la fuerza de trabajo. No había margen en el sistema para
cabida a problemas de hardware imprevistos.
- Los recursos se orientaron principalmente hacia el apoyo a los vuelos y por lo tanto
no fueron suficientes disponibles para mejorar y ampliar las instalaciones necesarias para apoyar una
mayor velocidad de vuelo .
5 . Simuladores de entrenamiento pueden ser el factor limitante de la velocidad de vuelo : los dos
simuladores actuales no pueden entrenar a las tripulaciones de más de 12 a 15 vuelos al año .
6 . Cuando baratos vienen en rápida sucesión , los requisitos actuales no garantizan
que las anomalías críticos que ocurren durante un vuelo se identifican y se
abordado adecuadamente antes del próximo vuelo .
WASHN : próximo vuelo .
Otras consideraciones de seguridad
En el curso de su investigación, la Comisión tuvo conocimiento de una serie
de asuntos que no han participado en la misión accidente 51 -L , pero sin embargo
tener un potencial para los problemas de seguridad en el futuro .
Algunas de estas cuestiones , las relacionadas con problemas operacionales , fueron llevados
directamente a la atención de la comisión por la oficina de astronauta de la NASA . eran
el tema de una audiencia especial .
Otras áreas de preocupación salieron a la luz como la comisión siguió varias líneas
de la investigación en su intento de aislar la causa del accidente. estos
investigaciones examinan aspectos tales como el desarrollo y el funcionamiento de cada uno de los
elementos del transbordador espacial - la nave , sus principales motores y los externos
Tank , los procedimientos empleados en la elaboración y montaje de 51 -L , y
lanzar daños.
Este capítulo examina los riesgos potenciales en dos áreas generales. La primera
abarca aspectos críticos de un vuelo del transbordador , por ejemplo , las consideraciones
relacionado con una posible terminación prematura de la misión durante la fase de ascenso y
los factores de riesgo relacionados con el enfoque exigente y fase de aterrizaje . la
otra se centra en las pruebas , el procesamiento y montaje de los diversos elementos de la
lanzadera.
Ascenso : una fase crítica
Los acontecimientos del vuelo 51 -L ilustran dramáticamente los peligros de la primera
etapa de un ascenso del transbordador espacial . El accidente también se centró la atención en la
cuestiones de Orbiter capacidades cortos y equipo de escape . De particular interés para los
la comisión son las capacidades actuales abortar , opciones para mejorar los
las capacidades, las opciones para la tripulación de escape y el rendimiento de la gama sfety
sistema .
No es la intención de la Comisión de adivinar el diseño del transbordador espacial o
tratar de representar disposiciones escape que podrían haber salvado a la tripulación 51 -L. De hecho ,
los acontecimientos que llevaron a la destrucción del Challenger avanzó muy rápidamente
y sin previo aviso . En estas circunstancias , la Comisión considera que es
muy poco probable que cualquiera de los sistemas discuten a continuación , o cualquier combinación de los
esos sistemas, habrían salvado a la tripulación de vuelo 51 -L.
resultados
1 . El transbordador espacial wa sistema no está diseñado para sobrevivir a un fallo del sólido
Cohetes . No hay acciones correctivas que se tomen cn si el
aumentadores de presión no funcionan correctamente después de la ignición , es decir , no hay capacidad de
separar un orbitador de forma segura desde empujando aumentadores de presión y ninguna capacidad para la tripulación
para escapar del vehículo durante el ascenso de la primera etapa .
- Ni el equipo de control de la misión ni la tripulación 51 -L tenían ninguna advertencia de
desastre inminente.
- Incluso si hubiera habido advertencia , no hubo acciones disponibles para la
tripulación y el equipo de control de la misión de evitar el desastre.
Aterrizando Otra fase crítica
Las consecuencias del mal desempeño en cualquier vuelo dinámico y exigente
medio ambiente puede ser catastrófico . La Comisión temía que una
margen de seguridad suficiente puede haber existido en ámbitos distintos de lanzadera ascenso.
La entrada y el aterrizaje de la lanzadera son anbd dinámica exigente con todos los riesgos
y las complicaciones inherentes a volar un planeador de peso pesado con un muy elevado
trayectoria de planeo . Dado que la tripulación del transbordador no puede desviar a cualquier lugar de aterrizaje alternativo
después de la entrada , la decisión de aterrizaje debe ser oportuna y precisa. en
Además, el tren de aterrizaje , lo que incluye las ruedas, los neumáticos y los frenos , debe
funcionar correctamente .
En resumen , aunque hay razones de programación válidos a la tierra de forma rutinaria
en Kennedy , existe la preocupación de que sugieren que esto no es aconsejable bajo la
las circunstancias actuales . Mientras aterrizajes previstos en Edwards llevan un costo en
dólares y el día , la realidad de tiempo no puede ser ignorada. programa de la lanzadera
funcionarios deben reconocer que Edwards es una parte esencial permanente de la
programa . El costo asociado con regular, aterrizaje programado y vuelta
operaciones de Edwards es, pues, un costo del programa es necesario.
Las decisiones que rigen las operaciones del transbordador espacial ha de ser coherente con la
la filosofía de que los riesgos innecesarios deben ser eliminados. Estas decisiones no pueden
hacerse sin una comprensión clara de los márgenes de sfety en cada parte de la
sistema .
Por desgracia , los márgenes de seguridad no se puede asegurar si el rendimiento
características no se conocen a fondo, ni pueden deducirse de un
"éxito . " del vuelo anterior
El programa del transbordador no puede permitirse el lujo de operar fuera de su experiencia en la
áreas de los neumáticos , los frenos y el clima, con las capacidades de sistema ther
hoy en día . En espera de una comprensión clara de todos los sistemas de aterrizaje y desaceleración ,
y una resolución de los problemas encontrados hasta la fecha en los desembarques de transporte , el
supuesto más conservador se debe seguir con el fin de minimizar el riesgo durante este
fase dinámica de vuelo .
Elementos de traslado
Los equipos de traslado en motor principal del espacio de Marshall y Ricketdyne han desarrollado
motores que han alcanzado sus metas de rendimiento y se han realizado muy
así . Sin embargo, los motores principales siguen siendo altamente compleja y crítica
componentes del servicio de transporte que involucran un elemento de riesgo debido principalmente a
importnt componentes de los motores se degradan más rápidamente con el uso de vuelo
previsto. Tanto la NASA como Rocketdyne han tomado medidas para contener ese riesgo. un
aspecto importante del programa principal motor ha sido la extensa " fuego caliente "
pruebas en tierra . Por desgracia , la vitalidad del programa de prueba se ha reducido
debido a las limitaciones presupuestarias.
El número de disparos de prueba del motor por mes ha disminuido en los últimos dos
año . Sin embargo, este programa de prueba aún no ha demostrado los límites del motor
parámetros de operación o pruebas incluidos más de la envolvente de operación completa para mostrar
capacidad del motor. Además, las pruebas aún no han sido deliberadamente
llevado a cabo hasta el punto de fallo para determinar los márgenes reales de funcionamiento del motor .
Recomendaciones
La Comisión ha llevado a cabo una extensa investigación del Challenger
accidente para determinar la causa probable y las acciones correctivas necesarias.
Basándose en las conclusiones y determinaciones de su investigación, la Comisión
ha aprobado por unanimidad las recomendaciones para ayudar a asegurar el retorno a salvo
vuelo .
La Comisión insiste en que el administrador de la NASA de enviar, un año después de
Ahora , un informe al presidente sobre los avances que la NASA ha hecho en efectuar
recomendaciones de la Comisión se establecen a continuación :
ONE
Diseño . El Solid Rocket Motor conjunta y el sello defectuoso se deben cambiar . este
podría ser un nuevo diseño de la eliminación de la articulación o un rediseño de la actual coyuntura
y el sello. No hay opciones de diseño deben ser excluidos prematuramente debido a
calendario, coste o dependencia en el hardware existente. Todas las juntas de motores de cohetes sólidos
deberá cumplir los siguientes requisitos:
- Las juntas deben ser plenamente comprendido , probados y verificados .
- La integridad de la estructura y de los sellos de todas las juntas debe ser
no menor que la de las paredes de la caja en toda la envolvente de diseño .
- La integridad de las articulaciones debe ser insensible a :
- Tolerancias dimensionales .
- Transporte y manipulación.
- Procedimientos de montaje .
- Procedimientos de inspección y prueba.
- Efectos ambientales.
- Presión caso interno .
- Recuperación y reutilización efectos .
- Vuelo y cargas de impacto del agua.
- La certificación del nuevo diseño debe incluir:
- Las pruebas que duplican la configuración real de lanzamiento lo más cerca
posible .
- Plena consideración se debe dar a la realización de despidos estadísti del
exacta configuración de vuelo en una posición vertical .
Supervisión Independiente . El Administrador de la NASA debería solicitar a la nacional
Consejo de Investigación para formar un motor cohete de combustible sólido de supervisión independiente de diseño
comité para aplicar las recomendaciones de diseño de la comisión y supervisar la
esfuerzo de diseño . Este comité debe:
- Revisar y evaluar los requisitos de certificación .
- Proporcionar la supervisión técnica del diseño , programa de pruebas y certificación.
- Informar al Administrador de la NASA , sobre la adecuación del diseño y hacer
recomendaciones apropiadas .
DOS
Estructura de la Administración de traslado . La estructura del programa de traslado debe ser
opinión . los responsables del proyecto para los diferentes elementos del programa de transbordadores
sentía más responsable de su gestión del centro que con el programa de transbordadores
organización. Financiación de traslado elemento de definición del paquete de trabajo, y vital
información del programa con frecuencia pasar por alto el Programa Nacional de STS (Shuttle )
Manager.
Una redefinición de la responsabilidad del Administrador de programas es esencial. este
redefinición debe dar el Administrador de programas la autoridad necesaria para todos
STS curso de operaciones. Los fondos del programa y todo el trabajo en el programa de la lanzadera
centros deben colocarse claramente bajo la autoridad del Administrador de programas.
Los astronautas en la gestión. La Comisión observa que no parece haber una
salida de la filosofía de la década de 1960 y 1970 relativos a la utilización de
astronautas en puestos de dirección . Estos individuos pongan en
posiciones de experiencia de vuelo y una aguda apreciación de las operaciones y los vuelos
la seguridad .
- La NASA debería fomentar la trqansition de astronautas calificados a la agencia
puestos de dirección .
- La función del equipo de vuelo del director de operaciones debe ser elevado en
la estructura de la organización NASA.
Panel de seguridad de traslado . NASA debería establecer un grupo asesor de seguridad STS
informar al Gerente del Programa STS . La carta de este panel debe incluir
cuestiones operativas de transporte , inicie cometer criterios, reglas de vuelo , vuelo
preparación y gestión de riesgos. El panel debe incluir la representación de la
organización de la seguridad , operaciones de la misión , y la oficina de astronautas.
TRES
Criticidad Opina y Análisis de Riesgos . La NASA y la nave principal
contratistas deben revisar toda la criticidad 1 , 1R, 2 , y los artículos 2R y el riesgo
análisis . Este examen debe identificar los elementos que deben ser mejorados antes
al vuelo para asegurar éxito de la misión y la seguridad de los vuelos . Un Panel de Auditoría,
designado por el Consejo Nacional de Investigación, debe verificar la idoneidad de la
esfuerzo y reportará directamente al Administrador de la NASA.
CUATRO
Organización de Seguridad . NASA debería establecer una Oficina de Seguridad , Confiabilidad
y garantía de calidad que se eaded por un Administrador Asociado , informando
directamente al administrador de la NASA . Tendría autoridad directa para la seguridad,
fiabilidad y garantía de calidad en toda la agencia. La oficina debe estar
asignado a la fuerza laboral para garantizar una supervisión adecuada de sus funciones y
debe ser independiente de otras responsabilidades funcionales y el programa de la NASA.
Las responsabilidades de esta oficina deben incluir:
- La seguridad, la fiabilidad y las funciones de aseguramiento de la calidad en que se refieren a
todas las actividades y programas de la NASA .
- Sentido de informes y documentación de problemas, resolución de problemas
y las tendencias asociadas a la seguridad de vuelo .
CINCO
Mejora de las comunicaciones . La comisión encontró que Marshall para Vuelos Espaciales,
Directores de proyectos del Centro , debido a una tendencia a Marshall a la gestión
aislamiento, no dio plena y oportuna información relativa a los sfety
de vuelo de 51 L a otros elementos fundamentales de la gestión del programa de transbordadores .
- La NASA debe tomar medidas enérgicas para eliminar la tendencia a Marshall
Space Flight Center, ya sea por cambios de personal , organización,
adoctrinamiento o los tres.
- Una política debe desarrollarse que regula la imposición y supresión de
lanzamiento del transbordador limitaciones .
- Opiniones de vuelo de Preparación y reuniones del equipo directivo de la misión deben ser
registrada .
- El comandante de la tripulación de vuelo , o un representante designado , deben asistir
la revisión de la preparación de vuelo , participan en la aceptación del vehículo para
vuelo , y certificar que el equipo está bien preparado para el vuelo.
SEIS
Seguridad Landing. NASA debe tomar medidas para mejorar la seguridad en el aterrizaje.
- Los sistemas de dirección neumáticos, los frenos y la rueda de nariz se deben mejorar . estos
sistemas no tienen margen de seguridad suficiente , sobre todo en el aterrizaje abortar
sitios .
- Las condiciones específicas en las que los desembarques previstos en Kennedy serían
aceptable debe determinarse . Deben fijarse los criterios para los neumáticos , frenos
y la dirección rueda delantera . Hasta que los sistemas cumplen los criterios de alta fidelidad
las pruebas que se verifica en Edwards , el aterrizaje en Kennedy no debe ser planificada .
- Comprometerse a un sitio de destino específica requiere que el área de tiempo de aterrizaje
puede pronosticar más de una hora de antelación. Durante los períodos de tiempo impredecibles
en Kennedy , los funcionarios del programa deben planear en aterrizajes Edwards . aumentado
aterrizajes en Edwards pueden requerir una capacidad de ferry dual.
SEVEN
Lanzamiento Abortar Evasión Crew. La gestión del programa de transbordadores considerado
Opciones abortar la primera etapa y las opciones de evacuación del personal en varias ocasiones durante el
historia del programa , pero a causa de utilidad limitada , técnicos
inviabilidad o programa de costos y el calendario , no se implementaron sistemas. la
comisión recomienda que la NASA :
- Hacer todo lo posible para proporcionar un sistema de escape de la tripulación para su uso durante controlada
Parapente en vuelo .
- Hacer todo lo posible para aumentar el alcance de las condiciones de vuelo en las que
una pista de aterrizaje de emergencia puede llevarse a cabo con éxito en el caso de que dos
o tres motores principales fallan temprano en ascenso.
OCHO
Cambio de vuelo . La confianza de la nación en el transbordador como su principal espacio
capacidad de lanzamiento crea una presión implacable de la NASA para aumentar el vuelo
tasa . Tal dependencia de una sola capacidad de lanzamiento se debe evitar en la
futuro .
La NASA debe establecer una tasa de vuelo que es coherente con sus recursos . la
Se debe establecer la política de asignación de carga de la empresa . La política debe incluir
controles rigurosos sobre los cambios manifiestos de carga para limitar las presiones de estos cambios
ejercer sobre horarios y entrenamiento de la tripulación .
NUEVE
Garantías de Mantenimiento . Procedimientos de instalación, pruebas y mantenimiento deben
ser especialmente rigurosa para los artículos del transbordador espacial designados criticidad 1 . NASA
debe establecer un sistema de análisis y notificación de tendencias de rendimiento de tales
artículos .
Los procedimientos de mantenimiento para estos artículos deberán ser especificados en la Crítica
Items List, especialmente para aquellos que, como los principales motores de combustible líquido , que
requerir incansable mantenimiento y revisión .
Con respecto a los orbitadores , la NASA debería:
- Desarrollar y ejecutar un plan integral de inspección de mantenimiento .
- Realizar inspecciones estructurales periódicas según lo programado y no permitirles
ser renunciado .
- Restaurar y apoyar los programas de mantenimiento y repuestos, y detener el
práctica de la eliminación de partes de un orbitador que le proporcione otro .
CONCLUSIÓN PENSAMIENTO
La Comisión insta a que la NASA siguen recibiendo el apoyo de la
Administración y de la nación . La agencia constituye un recurso nacional que
juega un papel crítico en la exploración y el desarrollo del espacio. También proporciona una
símbolo de orgullo nacional y el liderazgo tecnológico .
La Comisión aplaude los logros espectaculares de la NASA del pasado y
anticipa impresionantes logros en el futuro. las conclusiones y recomendaciones
presentada en este informe tienen por objeto contribuir a la futura NASA
éxitos que la nación tanto espera y requiere que el siglo 21
enfoques .
___________________________-
? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ?
____________________