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Dieser Artikel über den Hitzeschutzschild des Space Shuttles (TPS), Thermal Protection System behandelt vor allem die Entwicklung und deren Probleme. Zum besseren Verständnis aber zuerst eine Einfühung in die Technologie des Schildes.
Der gesamte Orbiter ist von Hitzeschutzkacheln umgeben. In der Gesamtheit wird es Thermal Protection System, TPS genannt. Es wurde für das Shuttle völlig neu konzipiert. Dabei gab es eine Reihe von Anforderungen, die schwer miteinander vereinbar waren:
Der Schutz musste leicht sein. Alleine die Unterseite des Shuttles, also die Zone, an denen klassische Hitzeschutzschilde angebracht sind, hat eine Fläche von über 450 m². Würde man ihn mit ablativ abschmelzenden Hitzeschutzschilden oder hochtemperaturfesten Metallen belegen, so wäre der Schutz so schwer, dass das Shuttle fast keine Nutzlast mehr hätte.
Der Schutz musste wiederverwendbar sein. Das waren die bisherigen Ablativschutzschilde nicht. Metallverkleidungen, die man in der Frühzeit der Raumfahrt erprobt hatte, nutzen sich ab und hätten nach wenigen Einsätzen ersetzt werden müssen. Neben der Hitze, die beim Wiedereintritt auftritt, ist auch wichtig, dass das TPS nicht die Rekombination der der Hitze auftretenden Radikale katalysiert. Dabei wird Energie frei und dies direkt an der Oberfläche, die dadurch an die Struktur übertragen wird.
Daneben muss das TPS dem Schock bei der Abtrennung des ET und einer niedrigen Temperatur in der Umlaufbahn (von bis zu -156°C) widerstehen.
Die Aufgabe des TPS ist es, die Struktur vor Temperaturen über 176°C zu schützen. Da die Temperatur an verschiedenen Punkten unterschiedlich ist, hat man die Oberfläche in vier Zonen eingeteilt. Die niedrigsten Temperaturen gibt es auf der Flügeloberseite und im Nutzlastraum, die höchsten an den Flügelkanten und der Nase. Für jede Temperaturzone wird ein anderes Material verwendet.
Basis war die Entwicklung von keramischen Materialien durch Lockheed in den sechziger Jahren. Es handelt sich um sehr leichte Keramiken, aus gesinterten Slikatfasern. Zwei Typen wurden entwickelt: Li-900 mit einer Dichte von 0,144 g/cm³ und Li-2200 mit einer Dichte von 0.357 g/cm³. Trotz eines sehr geringen Wärmeausdehnungskoeffizienten war es nicht möglich größere Kacheln zu verwenden, sie wären durch die thermischen Spannungen zerbrochen. So besteht vor allem die Unterseite aus Tausenden kleiner Kacheln. Der Zwischenraum zwischen den Kacheln machte ebenfalls Probleme, denn er verändert die aufgrund der Oberflächenform entstehende laminare Strömung zumindest teilweise in eine turbulente mit einer erhöhten Energieübertragung. Daher mussten die Lücken zwischen den Kacheln möglichst klein sein und auch diese mit einem Material ausgefüllt werden, was die Anforderungen an den Hitzeschutzschild weiter in die Höhe trieb. Die Ausdehnung der Kacheln erfordert Lücken von 0.43 mm zwischen den Kacheln, damit diese sich durch die Aufheizung ausdehnen können. Andererseits dürfen die Lücken nicht breiter als 0.76 mm sein, da sonst durch turbulente Strömungen zu viel Energie aufgenommen wird.
Bei Indienststellung bestand die Isolation aus folgenden Komponenten:
FRSI: (fibrous refractory composite insulation): Für Temperaturen unter 370° Celsius. Dies sind 0.9 × 1.2 m große Platten aus dem Kunststoff Nomex (ähnlich Nylon) in Filzstruktur. Sie befinden sich vor allem an der Seite des Orbiters, der Flügeloberseite und der Nutzlastbucht. Sie machen 304.2 m², das entspricht 29% der Fläche aus. Sie sind die leichtesten Bestandteile des TPS und wiegen nur 357 kg.
LRSI: (low-temperature reusable surface insulation): Für Temperaturen von 350 ° bis 650° Celsius. Dies sind 7.000 quadratische Fliesen (20x20 cm) aus Quarzfaser von 0.5 bis 2.5 cm Dicke. Sie bedecken den Großteil des Rumpfes und einen Teil der Flügel. Die Kacheln haben ein spezifisches Gewicht von nur 0.14 g/cm³ und bestehen zum größten Teil aus Hohlräumen und leiten Wärme daher sehr schlecht. Insgesamt bedecken diese Kacheln 281.7 m² mit einem Gesamtgewicht von 845 kg.
HRSI: high-temperature reusable surface insulation): Für den Temperaturbereich von 650 ° bis 1225 ° Celsius. Dies sind Quarzfaserziegel wie die LRSI, jedoch mit einer dunklen Pigmentzumischung und einer speziellen Oberflächenbehandlung, um wenig Wärme aufzunehmen. Die Kacheln sind quadratisch mit 15 cm Kantenlänge und sie haben eine Dicke von 1.75 bis 6.25 cm. Etwa 20.000 davon befinden sich auf der gesamten Unterseite des Orbiters. Sie decken den Großteil der unteren Oberfläche (475.4 m²) ab. Sie wiegen 4.500 kg (geplant 3.812 kg). Die äußere Schutzschicht der Fliesen ist ein Borsilikatglas. Es minimiert vor allem die Aufnahme von Wasser in die porösen Ziegel.
RCC (Reinforced Carbon-Carbon): Temperaturbereich von 1125 ° bis 1650° Celsius. Dies sind Panels aus Graphitfasern in einer Matrix aus Graphit und Siliziumcarbid mit einem 0.5 bis 1 mm dicken Borsilikatglas Überzug. Sie sind an den exponiertesten Stellen wie den Flügelvorderkanten und dem Nasenkonus untergebracht. Die Dicke liegt zwischen 2.5 und 7.5 cm. Nur 3% (37.9 m²) der Oberfläche wird so heiß. Die RCC-Panels sind temperaturfest bis 1600 Grad, ohne sich zu verformen, und leiten wie die Kacheln die Wärme nur äußerst schlecht. Eine Zerstörung eines T-förmigen RCC-Panels führte beim Wiedereintritt der Columbia zu deren Auseinanderbrechen. Dabei galten die RCC-Panels als die robustesten Teile der Verkleidung. Die Columbia hatte noch 17 ihrer 22 RCC-Panels des Erstfluges. Die RCC-Panels wiegen insgesamt 1.371 kg.
Der Schild wurde wie andere besonders belastete Teile während des Einsatzes durch moderne Konstruktionen ersetzt. Die letzte Generalüberholung im Jahre 1998 sparte eine halbe Tonne Gewicht ein.
Die LRSI und HRSI Kacheln bestehen aus Silikatfasern in einer
dreidimensionalen Matrix. Ihre Dichte ist zwanzigmal kleiner als die von Wasser, da sie große Hohlräume einschließen. Dadurch ist die
Wärmeleitfähigkeit extrem schlecht. Die Kacheln sind wenige Sekunden nach dem Herausnehmen aus dem Sinterofen bei 1200°C mit bloßen
Händen anfassbar, da eine dünne Schicht an der Oberfläche auskühlt (und zwar besonders schnell durch die vielen dünnen Fasern
° hohe Abstrahlungsfläche) während die Wärme im Inneren nicht nach außen geleitet wird und die Kacheln innen noch
rotglühend leuchten. Die HRSI unterscheiden sich durch zugemischte Pigmente von den LRSI, da eine dunkle Oberfläche mehr Energie abstrahlt als
eine helle. Zusätzlich sind HRSI oxidationshemmend beschichtet und mit einer dünnen Glasschicht überzogen um die Aufnahme von Wasser durch
Regen zu verhindern.
Geplant war die Kacheln später durch metallische Werkstoffe zu ersetzen. Das Problem der Kacheln liegt zum einen in der Anbringung: Sie müssen auf der Aluminiumschale des Orbiters haften, die einen wesentlich höheren thermischen Ausdehnungskoeffizienten besitzt. Dazu wurde eine spezielle elastische Zwischenschicht eingebracht, auf der man aber die Kacheln zuerst nicht so festkleben konnte, dass sie auch die Belastungen beim Start aushielten. Die Kacheln sind neben der Temperatur beim Start einem Druck von 0.38 bar und Schallpegeln von 165 db ausgesetzt.
Die RCC-Panels bestehen aus Graphitfasern, die in Resinkunststoff eingegossen werden und vor dem Aushärten in Form gebogen wurden. Dann werden sie mit Furanol imprägniert und bei hoher Temperatur mehrmals pyrolisiert, also der Kunststoff in reinen Kohlenstoff umgewandelt. Kohlenstoff sublimiert direkt bei 3642 °C. Damit die Panels aber nicht durch atomaren Sauerstoff oxidiert (zu Kohlenmonoxid verbrannt) werden, bestreicht man sie noch mit Tetraethyl-ortosilikat, dass auch feine Risse ausfüllt. Es oxidiert in der Luft zu Siliziumdioxid und schützt den Kohlenstoff vor Oxidation. Das Panel schützt zwar sehr gut vor der Hitze, doch die aufgenommene Energie leitet es sehr gut weiter. Daher musste man hinter die RCC-Panels noch eine Wärmebarriere anbringen. Das TPS reduziert die Wärmeaufnahme drastisch. Bei der großen Fläche ist es trotzdem noch viel Energie. Direkt nach der Landung werden daher Kühlsysteme angeschlossen um die Restwärme zu entfernen, sonst würde der Orbiter durch die noch verbliebene Resthitze innerhalb von wenigen Stunden sich soweit erhitzen, dass seine Struktur irreparabel beschädigt wäre.
Nach STS-6 ersetzte man zumindest die LRSI-Kacheln durch ARSI (Advanced flexible reusable surface insulation). Sie bestehen aus Silikatfasern in einem Gewebe aus CFK-Werkstoffen und sind widerstandsfähiger als die LRSI, billiger, schneller zu fertigen und zu montieren.
Nach dem Erstflug mussten 1.827 Kacheln ersetzt werden. Nach dem Flug STS-3 weitere 1.100 Stück. Dies entsprach den Vorhersagen, wonach man anfangs etwa 1.5% der Kacheln pro Flug austauschen muss und sich diese Zahl mit zunehmender Flugerfahrung senkt. Die Lebensdauer aller Kacheln beträgt mit Ausnahme der RCC 100 Flüge. RCC sind nur für 67 Flüge spezifiziert.
Danach gab es weniger Probleme mit den Kacheln, bis sie nach der Beschädigung eines RCC Panels bei STS-107 man schmerzhaft daran erinnert wurde, wie empfindlich die Kacheln gegen Stöße sind. Die Änderungen nach dem Verlust der Columbia bestand aus einem Reparaturkit bestehend aus standardisierten Kacheln und einem Kleber für die Unterseite, 44 Sensoren in den Flügeln die Beschädigungen detektieren sollen und vor allem einer Inspektion: der Orbiter macht 182 m von der ISS entfernt eine langsame Rolle und wird dabei von der Besatzung der ISS fotografiert. Ebenso gab es mehr Kameras an den SRB und dem ET. Zusammen mit einer verbesserten Isolation des ET sanken die Beschädigungen von Kacheln rapide ab. Vorher waren es 50 bis 100 von mindestens 2,5 cm Durchmesser pro Flug, beim Letzten Flug, STS-135 nur noch vier dieser Größe.
Als 1969 das Space Shuttle Konzept entwickelt wurde, gab zuerst einmal eine Grundsatzfrage zu lösen, nämlich welche Technologie man einsetzen will. Als 1972 die Entscheidung für das heutige Konzept fiel, auch wenn es noch modifiziert wurde, gab es insgesamt vier Technologien für Hitzeschutzschilde, die ich in unterschiedlichen Stadien der Erprobung / des Einsatzes waren.
Die erste Technologie war die des "Heat Sinks", etwas schwer ins Deutsch zu übersetzen, weil die Bezeichnung "Kühlkörper" die man sonst wählt, ins Irre führt. Hitzeabfluss oder Wärmesenke trifft es eher. Eine temperaturresistente, aber gut wärmeleitende Legierung nahm die Reibungshitze beim Wiedereintritt auf und leitete sie ins Innere, so konnte das Material nicht verdampfen. Diese Technologie konnte man anwenden, wenn die Wiedereintrittsgeschwindigkeit gering war. Die X-15, die mit maximal 2 km/s auf die Atmosphäre auftraf setzte X-750, einen Nickelstahl ein, die Thor-Mittelstreckenrakete massives Kupfer. Beides waren Heat Sinks.
Für den Wiedereintritt aus dem Orbit war diese Methode nicht anwendbar. Die Wärmemenge ist viel größer, der Schutzschild würde zu schwer. Für die ICBM, speziell für die Atlas, wurde die Technologie der ablativen Hitzeschutzschilde entwickelt. Das Grundprinzip: Ein Material mit geringer Wärmeleitfähigkeit wird erhitzt, verdampft dabei zum Teil und der entstehende Dampf schützt, bis er von der Strömung weggerissen wird, die Oberfläche vor weiteren ionisierten Gasen, die Wärme übertragen.
Die größte Erfahrung lag mit diesen ablativen Hitzeschutzschilden vor. Sie bestanden aus einer Basis mit einer Wabenstruktur, die mit einem Phenolharzkunststoff ausgefüllt wurde, der versetzt mit Silikaten und/oder Kork war. Kork verdampft bei hohen Temperaturen und hat eine schlechte Wärmeleitfähigkeit Silikate verdampfen bei noch höheren Temperaturen und nehmen so viel Wärme auf. Sie verhindern so, dass der Hitzeschutzschild zu schnell abbrennt. Bei einer Erdorbitmission verbrennen typischerweise weniger als 10% der Masse des Raumfahrtzeugs, der Hitzeschutzschild muss aber deutlich schwerer sein, da nicht vollständig verbraucht werden darf.
Diese Technologie war erprobt. Kapseln der US Spionagesatelliten setzten sie ein, alle bisherigen bemannten Programme nutzten Hitzeschutzschilde aus ablativen Werkstoffen.
Für das Space Shuttle war problematisch, dass zum einen der Hitzeschutzschild vor jeder Mission erneuert werden sollte, was die Wartung verlängern würde, und die Kosten steigern. Zum anderen war er wegen der großen Fläche von über 300 m² sehr schwer. Weiterhin musste der Schild frei von Hohlräumen oder Gasblasen sein, was bisher sehr aufwendig war.
Die anfangs favorisierte Lösung waren "Hot Structures", eine Variation des Prinzips der Wärmesenke. Auch hier wurden hochtemperaturfeste Legierungen eingesetzt, die jedoch noch höheren Temperaturen ausgesetzt waren. Sie erhitzten sich bei dem Wiedereintritt, bis ein Gleichgewicht erreicht war zwischen Energieabgabe durch Strahlung und Aufheizung durch die Reibung. Den Namen bekamen sie, weil sie erheblich heißer wurden als die Wärmesenken, die die Wärme nach innen ableiteten. Das war bei den Hot Structures nicht so, es handelte sich um eine dünne Verkleidung der Oberfläche, die von der tragenden Struktur thermisch isoliert war. Diese konnte daher aus nicht so temperaturresistenten Materialen wie Titan oder Aluminium bestehen. Verwendet werden dann Metalle wie Niob, Molybdän oder Tantal. Für das Dyna Soar Programm wurden die ersten heißen Strukturen entwickelt. Ein Großteil der Außenhaut bestand aus Rene 41, einer Legierung, die für Düsentriebwerke entwickelt wurde und auch im Gemini Programm für die Außenhaut eingesetzt wird. Rene 41, eine Nickel-Chrom-Legierung konnte auf bis zu 1000 Grad Celsius erhitzt werden. Molybdän an den Flügelkanten war auf über 1650°C erhitzbar, und an der Nasenspitze wurde Zirkonia (Zirkoniumdioxid, das gleiche Material, aus dem "künstlichen Diamanten" bestehen) verwendet. Es war auf über 2350 °C erhitzbar.
Erfahrungen gab es mit diesen Werkstoffen. Sie wurden für Raketendüsen und ungekühlte Brennkammern eingesetzt und werden bis heute für diesen Zweck eingesetzt. Heiße Strukturen werden bis heute erforscht, die NASA wollte sie z.B. für das X-37 einsetzen. Ein Problem der Metalle ist, dass bei den Temperaturen die beim Wiedereintritt auftreten sie durch den Sauerstoff verbrennen. Daher wird dieser Schutzschild mit einer dünnen Schicht eines nicht metallischen Werkstoffs überzogen eingesetzt wird z.b. Siliziumcarbid.
Zwischen den Hot Structures und den, beim Shuttle eingesetzten, keramischen Werkstoffen war die Technologie von Carbon-Carbon einzuordnen. Kohlenstoff ist eines der am höchsten erhitzbaren Elemente. Er schmilzt nicht, sondern geht bei 3642°C gleich in die Gasphase über. Feststofftriebwerksdüsen wurden schon damals mit Graphit belegt, das verdampft und so das Metall vor Erhitzung schützte. Das Problem ist nur, das normaler Kohlenstoff in Form von Graphit nur schwache Kräfte zwischen den Atomen ausbildet. Grafitminen kennt jeder von den Bleistiften, das Material lässt sich schon durch die Reibung an durch Papier ablösen. Für die Belastungen, die es beim Aufstieg und Abstieg durch die aerodynamischen Kräfte gab, war es so nicht brauchbar.
Man entwickelte die Technologie von Carbon-Carbon. Dafür wurde eine textile Faser wie Rayon, eine Cellulosefaser verwendet. Sie wurde in einem Ofen unter Sauerstoffabschluss bei 1000°C pyrolisiert, man erhielt Kohlefasern. Die Kohlefasern bildeten die Stützstruktur. Sie wurden in Epoxidkunststoff eingebettet und dieser in einem Autoklav gehärtet, man erhielt kohlefaserverstärkten Kunststoff, wie er heute noch in der Luft & Raumfahrttechnik eingesetzt wird. Danach wurde der CFK-Werkstoff dieser unter Sauerstoffabschluss pyrolisiert. Dies geschah, indem die auf 1000°C geheizten Öfen mit Kohle gefüllt wurden. Man erhielt einen porösen Kohlenstoffblock. Er war aber noch nicht belastbar genug. Nun wurde der Kohlenstoffblock mit Furanol getränkt und auch dieser Alkohol pyrolisiert. Dieser Schritt wurde so oft wiederholt, bis alle Hohlräume durch Kohlenstoff (aus dem Furanol) gefüllt waren. Man erholt einen reinen Kohlenstoffblock mit der geforderten Härte. Durch diese Prozedur wurde der Kohlenstoff verstärkt, weshalb diese Technologe auch Reinforced Carbon-Carbon (RCC) heißt. RCC sollte in den Flügelkanten des späteren Shuttles eingesetzt werden, war aber auch schon für das Dyna Soar Programm vorgesehen.
Die neueste Technologie waren Werkstoffe aus Keramikfasern. Sie wurden aus hochreinem Quarzsand hergestellt. Aus diesem wurden (wie ist leider nicht bekannt) die Fasern aus dem Rest des Sandes gewonnen. Die Fasern waren im Durchschnitt 1,5 Mikrometer dick. Sie wurden aufgeschlämmt, das Wasser abgelassen und ein Binder aus Silikaten hinzugegeben. So wurden Blöcke von 15 cm Dicke und 50 x 50 cm Größe geformt und im Mikrowellenofen wurden die Blöcke getrocknet und durchliefen dann einen Sinterofen, bei dem bei 1300°C der Binder sich mit den Fasern verband. Was man erhielt, war eine hochporöse Masse, deren Dichte anfangs bei etwa einem Drittel der von Wasser lag. Silikatfasern haben eine sehr hohe Schmelztemperatur, sie leiten Wärme äußerst schlecht und die dünnen Fasern haben eine sehr große Oberfläche, das führt dazu, das viel Energie durch Strahlung abgegeben wurde. Die Fasern würden so Wärme nur langsam ins Innere leiten und viel wieder abstrahlen. Weiterhin ist der thermale Ausdehnungskoeffizient um mindestens eine Größenordnung kleiner als die von Metallen.
Lockheed hatte diese Typen in den sechziger Jahren entwickelt, zuerst LI-1500 mit einer Dichte von 0,24 und später LI-0900 mit einer dichte von 0,144, welches dann im Space Shuttle eingesetzt wurde. Die Firma schlug damals auch einen überschallschnellen Transkontinentalflieger namens Dyna Clipper vor, welchen diesen Hitzeschutz hatte.
Ein Problem, das man anfangs hatte, war, dass schon geringe Verunreinigungen der Fasern durch andere Mineralien, vor allem Alkaimetalle dazu führten, dass die Kristalle bei der Erhitzung ihre Kristallstruktur änderten. Silikate haben drei mögliche Kristallgitter: Quarz, Kristobalit und Tridymitstruktur. Durch Verunreinigungen können die Quarzkristalle beim Erwärmen in einen anderen Kristallzustand übergehen und das ist verhängnisvoll, denn beim Übergang in den Kristobalitzustand vergrößert sich das Volumen. Das Material musste zu 99,9% rein sein, Alkalimetalle dürften nicht mehr als 6 ppm ausmachen. Andere Firmen entwickelten ähnliche Fasern General Electric stellte Kacheln auf der Basis von Mullit, einem Aluminiumoxid, und Zirkonium her, erforschte aber auch Silikatfasern. Nur waren diese nicht hochrein, sondern enthielten zu 0,3% Verunreinigungen. Durch Einbringen eines Binders aus Silikon von 99,98% Reinheit, das zu Silikat oxidiert wurde, verhinderte man die Phasenänderung. Diese Kacheln wurden Reusable Surface Isolation (RSCI) getauft, abgeleitet von der Lockheed Bezeichnung SI für Surface Insolation.
Das war die Ausgangsbasis, als 1969 die Ausschreibungen für das Space Shuttle begannen. Es gab die ablativen Schilde, mit großen Erfahrungen und Praxiseinsatz. Es folgten die Hot Struktures die zumindest gut erforscht waren, aber bei der es wenig Erfahrungen mit der Aufbringung auf die Trägerstruktur gab. Nur Lockheed konnte welche durch den bau der SRS-71 vorweisen. Dann gab es noch die keramischen Faserwerkstoffe, die einige Vorteile hatten, wie leichte Bearbeitung und geringes Gewicht, aber das Labor noch nicht verlassen hatten.
Nachdem man nun vier Technologien für den Hitzeschutzschild zur Auswahl hatte, für welche sollte man sich entscheiden? 1969 gab es die erste Ausschreibung für das, woraus sich später das Space Shuttle entwickeln sollten. Auch wenn das damalige System nicht gebaut werden sollte, so benötigte es doch einen Hitzeschutzschild. Alle drei Hauptbewerber hatten einige Gemeinsamkeiten. Die tragende Struktur sollte aus Titan bestehen, auch die thermisch nicht so stark beanspruchten Teile, wie die Flügeloberseiten, waren in allen Entwürfen aus Titan, nun als "Hot Structure" ausgelegt. Gemeinsam war auch das alle thermisch hochbelasteten Teile aus Reinforced Carbon Carbon (RCC) bestanden, das war z.B. die Nasenspitze.
Dann gab es Unterschiede. Grumman und North American bevorzugten RCC auch für die Flügelkanten, McDonnell dagegen Niob. North American wählte Keramikkacheln aus Mullit für die Unterseite und Seitenteile des Orbiters. McDonnell Douglas dagegen die Nickellegierung Hastelalloy-x. Grumman nahm Rene 41 für die Seiten und Haynes 188 für die Flügelunterseite.
Zwei von drei Entwürfen setzten also auf "heiße Strukturen", nur einer auf RSI. In den nächsten Jahren wurden die Konzepte weiter studiert, auch weil es keine Zusagen von Nixon für eine Finanzierung gab. Weiterhin waren sie alle dem Präsidenten zu teuer. Die NASA nutzte die Zeit indem sie 4 Millionen Dollar investierte. NASA Zentralen wurden aufgerüstet um Fragestellungen und Probleme zu klären die es im Zusammenhang mit dem Projekt gab wie Aerodynamik, Materialien etc.
425.000 Dollar wurde ausgegeben um Ablationsschilde weiter zu erforschen. Es wurde untersucht ob man diese nicht verschrauben könnte und man sie damit schneller auswechseln konnte, Nylon in Phenolharz sollte leichtgewichtiger sein als bisherigen Ablativschilde und die Dichte von RSI erreichen.
525.000 Dollar gab es für die Forschung an Hot Structures, hauptsächlich Superlegierungen aus Eisenmetallen wie Nickel, Chrom und Kobalt sowie Microquarz zu Isolation der Paneele. Bislang gab es nur wenig Erkenntnisse über die Legierungen vor allem nicht beim großflächigen Einsatz.
Mitte 1971 wechselten alle drei Raumfahrtfirmen auf Aluminium als Material für den Orbiter und verwarfen auch die Hot Structures. Stattdessen war für eine Zwischenzeit ein ablativer Hitzeschutzschild vorgesehen, der später von RSI abgelöst werden sollte. Der Grund war sehr einfach. Alle drei Anbieter übernahmen ein Konzept von Max Faget, dem führenden Designer der NASA, der seit Mercury an jedem bemannten Raumfahrzeug maßgeblich beteiligt war. Er hatte in den vergangenen zwei Jahren das Konzept immer weiter verbessert. Sein letztes, MSC-040A sah nun einen Orbiter ohne Treibstofftanks vor, dieser Tank war eine eigene Stufe, dazu gab es eine zweite normale Raketenstufe als erste Stufe. Das Konzept lies noch offen ob parallel oder seriell gestuft wurde, aber es brachte den Durchbruch in den Kosten. Damit war ein Shuttle unter den Randbedingungen zu entwickeln, die bisher immer eine Hürde für die bisherigen Konzepte darstellten : die Peakfinanzierung musste unter 1 Milliarde Dollar im Wert von 1970 liegen.
Der Entwurf MSC-040 verwandte Aluminium für die Orbiterstruktur und RSI für die Isolation. Max Faget erklärte dies vor allem mit seinem konservativem Ansatz. Titan als Material für ein Flugzeug wurde bisher nur einmal verwendet - für die SR-71, die von Lockheed gebaut wurde. Bei Superlegierungen war die Situation noch schlimmer. Hochtemperaturfeste Legierungen gab es, doch die Werkstücke waren klein, wie Turbinenblätter für Düsenflugzeuge. Er sah das Risiko das die Kosten aus dem Ruder liefen, und das bei einem sehr engen Kostenplan.
Es gab allerdings auch gute Gründe, die gegen die Hot Structures sprachen. Sie waren nicht auf Aluminium zu befestigen, Aluminium wäre schon bei geringen Temperaturen zu weich geworden. Aluminium hatte aber den Vorteil, das es eloxiert werden konnte, man erhielt eine raue Oberfläche, die sehr gut geeignet war einen Schild "anzukleben". Das war mit Titan nicht möglich. Die Oxidschicht war hier sehr dünn. Aluminium war zudem das Standardmetall im Flugzeugbau, alle Firmen waren damit vertraut (der Bau der Orbiter unterschied sich auch kaum von dem eines jeden anderen Flugzeugs).
Weiterhin gab es ein Problem: die Metalllegierungen waren nur sicher, wenn sie vor Oxidation geschützt waren. Dazu wurden sie mit einer dünnen Schutzschicht belegt. Sie schützte sie vor Oxidation. Kein Problem bei einem einmal startenden Raumschiff, doch wenn diese Schicht z.b. aus Siliziumcarbid einen Kratzer erhielt, konnte ein Paneel verbrennen. Das war ein Problem das bei einem wiederverwendeten Raumfahrzeug leicht vorkommen konnte. Darüber hinaus mussten die Metallpaneele in Form gebogen werden und diese auch behalten, obwohl sich die Metalllegierungen bei den auftretenden Temperaturen von über 1000 Grads Celsius ausdehnten.
Die Entscheidung war daher zuerst einen ablativen Schild zu verwenden und in der Zwischenzeit dann die RSI Technologie zur Einsatzreife zu entwickeln, obwohl es bisher nur die Kacheln selbst gab, was noch kein Hitzeschutzschild ist. Doch im Januar 1972 bestimmte Nixon, das Space Shuttle sollte von Anfang an in der Konfiguration erstellt werden, in der er eingesetzt werden sollte, damit waren ablative Schilde erst einmal abgeschrieben. Die Entscheidung für RSI war die meiner Ansicht nach mutigste im ganzen Programm. Die Haupttriebwerke waren auch neu, doch die Änderung betraf nur das Verfahren wie der Treibstoff gefördert wurde. Das Shuttle war erstmals abhängig von Computern und Software, doch waren zum einen diese Systeme redundant abgesichert und es gab Forschungen der Landung mit unbenannten Gleitern und der X-15.
Die Ausschreibung gewann North American und ihr Entwurf sah RCC an den Spitzenbelastungen vor, RCI auf der Unterseite und großen Teilen der Oberfläche. Doch welches Material sollte man nehmen? Im August bis November 1972 wurden Tests im Ames und Kennedy Space Center durchgeführt. Getestet wurden die Lockheed Kacheln LI-1500 und Li-0900 (so benannt nach der Dichte von 15 bzw. 9 Pfund pro Kubikfuß) und Kacheln aus Mullerit von General Electric. Sehr bald stellten sich die Lockheed Kacheln als überlegen heraus. Mullerit gab eine zu hohe Wärmeübertragung an die Struktur weiter, die mit jeder simulierten Mission zunahm. Es bildeten sich auch bald Risse. Die Entscheidung kam als ein 24 Kachel-Array einen Akustiktest von zwanzig simulierten Starts durchlief. Nur die Lockheed Kacheln blieben intakt.
Etwa ein Jahr lang behielt die NASA noch ablative Schilde als Backupoption. Es gäbe Neuentwicklungen die zum einen die Kosten reduzieren sollten, die Schilde rasch auswechselbar machen würden und das Gewicht reduzieren sollten. Doch lange konnte man sich diese Option nicht offen lassen.
Zwischen den LI-0900 Kacheln und einem Hitzeschutzschild gab es aber noch einen bedeutenden Sprung. Aber das sollte sich noch bei der Entwicklung zeigen. Die erste Herausforderung war, dass es nicht eine Kachel gab, sondern 34.000 verschiedene. Hätte man die Oberfläche mit einer Standardkachel belegt, so wäre sie wegen der Krümmung uneben gewesen. Das hätte eine turbulente Strömung verursacht, welche die Wärmeübertragung auf die Kacheln stark erhöht hätte, weitaus mehr als die Kacheln aushalten konnte, Es zeigte sich, das schon die Fugen von den Kacheln genügend turbulente Strömung verursachen und ihre Breite minimiert werden musste. So wurde jede einzelne Kachel computergesteuert aus einer Rohform herausgeschnitten. Die Einführung von CNC-gesteuerten Maschinen machte dies erst möglich. Vorher erwog man standardisierte Kacheln die sich nur in der Dicke unterschiede. Doch ergab eine Untersuchung, dass dieser Schutzschild zu schwer war. Indem jede Kachel in ihrer Form der Oberflächenform folgte, konnte entscheidendes Gewicht gespart werden. Aber es gab einen Nachteil: Es war praktisch nicht möglich Vorratshaltung zu betreiben. Bei 100 identischen Kacheln konnte man 20 weitere fertigen und hatte Ersatz. Bei 34000 Kacheln wäre nur eine Ersatzfließe pro Exemplar gleichbedeutend mit einer doppelt so hohen Produktion. Dabei hatte man noch Glück, denn um weiteres Gewicht zu sparen, hatte man schon die Flügelfläche von 320 auf 250 m² verkleinert. Die großen Flügel hatte das Shuttle weil das Militär an einer hohen Querreichweite interessiert war, die später nie gebraucht wurde. Die NASA Entwürfe hatten Stümmelflügel, so wie heute das X-37B.
Zusammen mit dem Ames Forschungszentrum wurde erst einmal die geeignete Glasur gesucht. Die Kacheln alleine waren zu porös. Sie hätten Wasser wie ein Schwamm aufgesaugt und waren dadurch auch kratzempfindlich. Sie mussten glasiert werden. Die vorhandene Glasur von Lockheed LI-0050 war nicht brauchbar. Nach zwanzig simulierten Weidereintritten zeigten sich Kratzer auf der Oberfläche. Auch wenn die Kachel hielt und nicht beschädigt wurde, konnte nun Wasser eindringen. Die Glasur musste wie die Kacheln 100 Einsätze überstehen. Man fand einen neuen Überzug bestehend aus Borsilikat, zu 90% aus Silikat und 10% aus Borat bestehend. Neu war ein Zusatz von SiB4, der beim Brennen zu Borsilikat oxidierte und den Boranteil erhöhte, damit glich sich der thermische Ausdehnungskoeffizient an den des Silikates der Kacheln an. Nicht umgesetztes SiB4 würde, wenn es eine Beschädigung der Oberfläche gab, beim Wiedereintritt zu Borsilikat oxidieren und so Mikrorisse ausfüllen.
Die Kacheln auf der Oberseite waren weiß und erhielten nur diese Glasierung. Die auf der Unterseite mussten dunkler sein, weil ein schwarzer Körper mehr Energie abgibt und sie höher erhitzt wurden. Dazu wurde dem Glas dunkle Pigmente zugemischt. Nur bei ihnen war auch SiB4 Bestandteil der Mixtur, die anderen Kacheln wären maximal 650 Grad Celsius heiß geworden, da gab es noch keine Risse. Die beiden Kacheltypen waren auch unterschiedlich groß. Schwarze maßen im Durchschnitt 12 x 12 cm groß und 1,3 bis 8 cm dick, weisse dagegen 9,5 bis 2 cm dick und 20 x 20 cm groß. Für den Teil des Orbiters, der nicht heißer als 275°C wurde konnte man hochtemperaturfeste Textilmatten nehmen, die dann schon Quadratmeter groß waren. Die am höchsten thermisch belasteten Teile wie Flügelvorderkanten und Nasenspitze Žbestanden aus RCC.
Auch das RCC brauchte einen Schutz, ohne ihn würde der Kohlenstoff bei der Temperatur von über 1600 Grad Celsius verbrennen. Es wurde mit einer Mixtur von Siliziumcarbid, Silikat und Aluminium gepackt und bei 1650 Grad Celsius in einer Argonatmosphäre "gebacken". Das oxidierte das Aluminium zu Aluminiumoxid und reduzierte das Silizium zu Siliziumcarbid. Als Resultat war es von einer festen Schicht von Siliziumcarbid überzogen.
Die Jahre nach 1972 bestanden zuerst darin das Design festzulegen. Das war nicht nur eine theoretische Arbeit, sondern es gab in dieser Zeit zahlreiche Versuche. Die NASA führte mit dem Space Shuttle bis Ende 1979 über 35.000 Versuche im Windtunnel durch, das entsprach 40% aller Stunden in den USA. Mehrere Anlagen wurden parallel für verschiedenste Fragestellungen genutzt. Um turbulente Strömung zu untersuchen, gab es z.B. zwei Anlagen mit einem 60 bzw. 20 MW starken Lichtbogen der eine lokale Erhitzung und damit turbulente Strömung erzeugen konnte. 1974 und 1975 erprobte man einen neuen Typ LI-2200 mit etwas höherer Dichte, aber höherer Festigkeit. Es wurde in der Nasenkappe wo der Atmosphäre Staudruck sehr hoch war, eingesetzt. Es stellte sich auch auf, dass man bestimmten Stellen auf der Flügeloberseite lokal sehr hohe Temperaturen entstehen konnten. Den Hitzeschutz wollte man nicht vollständig überarbeiten, so brachte man an diesen exponierten Kanten einen ablativen Schutz an. Extensiv wurden Temperaturempfindlichkeit, Lebensdauer über 100 Missionen, Belastungsfähigkeit durch Akustik oder hohe Luftfeuchtigkeit oder Regen untersucht. Es stellte sich heraus, dass die Kacheln von anderen Materialen darin abwich, dass sie nicht fest spezifizierte Werte hatte. Vielmehr schwankten die Daten rund um einen Grenzwert. Sie gehorchten einer statistischen Verteilung, das bedeutet einige Kacheln würden viel höhere Belastungen aushalten, andere würden schon bei den Normbelastungen (die natürlich unter der Minimalbelastung liegen) versagen. Vorehrsagen welche Kachel es sein wird war nicht möglich. Die Entwicklung des Designs umfasste 360 Tests mit den unterschiedlichsten Fragestellungen. Es gab auch spezielle Fragestellungen zu untersuchen. So musste man die Verkleidung des Landefahrwerks prüfen, es dürften beim Öffnen keine Kacheln abgetrennt werden. RCS Düsen entliehen ihr Abgas nahe der Kacheln und am Nutzlastraum musste es Dichtungen geben um ihn öffnen zu können. Es wurden Methoden entwickelt um die die Kacheln untersuchen zu können und auch zu prüfen ob sie korrekt platziert waren, was bei einer geforderten Genauigkeit im Submilimterbereich nicht ganz einfach war.
Es schloss sich die Design Verifikation an, die noch 50 Tests umfasste, nun aber ganze Subsysteme des Orbiters umfassten, wie die Spitze eines Flügels mit zwei RCC Paneelen. Als Ergebnis der Tests wurde einiges geändert, so das Layout der weisen RSI und Nylonplatten. Für den äußeren Beobachter war die Verkürzung der Flügeloberfläche von 320 auf 250 m², der Übergang zu einem Vorflügel und der Wegfall der Rettungsraketen das auffälligste was sich nach 1972 am Shuttle änderte. Untersucht wurde auch ob die RCC einem Mikrometeoritenaufprall standhalten konnten. Beschossen wurden sie mit Metallkugeln mit einer Geschwindigkeit bis zu 6,6 km/s und einer Energie von 74 Joule. Ähnliche Versuche gab es auch bei den Kacheln. Es zeigte sich aber, das selbst einzelne Kacheln ausfallen konnten.
Sehr früh hatte man sich entschlossen die Kacheln nicht direkt auf der Aluminiumhaut anzubringen, sondern eine Zwischenschicht einzubringen. Die Keramiken hatten einen so geringen Ausdehnungskoeffizient, dass sie durch die viel geringere Erwärmung des Aluminiums reißen würden. Es wurde eine Zwischenschicht, genannt Strain Isolator Pad (SIP) einbracht, die aus der elastischen Textfaser Nomex bestand. Im nächsten Teil geht es dann um die Entwicklung des Hitzeschutzschildes.
Als problematisch entpuppte sich sehr spät die Belastung beim Start, der Schalldruck durch die beiden SRB könnte die Kacheln zum Abfallen bringen. Viele Tests, vor allem der Anbringung und ob diese halten würde folgten. Es zeigte sich das nur 3.400 der über 21.000 Kacheln auf der Unterseite einem Druck von 2 psi (0,14 bar) ausgesetzt werden, für diesen waren sie ausgelegt. 6300 waren Belastungen von 2 bis 6,5 psi, 3000 von 6,5 bis 8,5, 5500 von 8,5 bis 13 und 247 über 13 ausgesetzt. Die Lösung war das Einbringen von Kolloidalen Silikatpartikeln in die Unterseite der Kachel (die am Orbiter befestigte Seite). Danach wurde sie 3 Stunden bei 1926 °C "ausgebacken", wodurch die Silikatpartikeln mit den Fasern verschmolzen. Das verstärkte eine 3 mm starke Zone und machte eine 15 x 15 cm große Kachel nur um 27 g schwerer. Man kam darauf, weil die LI-2200 Kacheln die man für besonders exponierte Stellen diese Probleme nicht hatten. Sie waren dichter. So wurde eine Zone an der Befestigung nachträglich "verdichtet". Das Problem: Das erkannte man erst als die Kacheln schon montiert wurden, im Jahre 1979. Die Ursache war eine Behandlung des Gewebes der SIP. Damit es seine vertikale Stärke besser wurde und due Dichte anstieg, behandelte man es mit einer Metallnadel die mehrere tausendmal pro Quadratzoll das Gewebe durchbohrte. Dadurch wurden Fasern von der horizontalen ind die Vertikale gedreht. Das brachte für das Gewebe den erwünschten Effekt, bedeutete aber auch unzählige kleine "Hot Spots" bei denen die Kacheln die absolut keine Elastizität hatten nicht die übertragenen Kräfte folgen konnten.
Die NASA entschied den ganzen Hitzeschutzschild für 11,7 psi zu qualifizieren. Doch da dies erst während der Produktion passierte, bedeutete dies das etliche der Kacheln ausgewechselt werden mussten.
So, nun zum vorletzten Teil des Artikels über den Hitzeschutzschild des Orbiters. Man kam nach der Entwicklung kam zu der letzten Phase: der Produktion. Sie sollte zur größten Herausforderung werden. Dabei hatte man eigentlich mehr Zeit als ursprünglich vorgesehen. Schon früh gab es eine unzureichende Finanzierung, welche den Jungfernflug von Herbst 1977 auf Frühjahr 1978 verschob. Zahlreiche Probleme bei der Triebwerksentwicklung inklusive der Zerstörung einiger Turbopumpen und ganzer Triebwerke verschoben den Jungfernflug zuerst auf Frühjahr 1979 und dann Ende 1979. Die Columbia wurde als erster Orbiter ab 1978 zusammengebaut und bald zeigte sich dass man die Zeit die man brauchte um die Kacheln zu montieren gewaltig unterschätzt hatte.
Die Prozedur für die Installation einer Kachel war folgende:
Zuerst wurde das SIP in die benötigte Form geschnitten. Sie war für jede Kachel anders. Die Kachel selbst wurde von Lockheed in 36-Stück Packungen geliefert, jede mit einer eigenen Seriennummer. Zuerst wurde die Aluminiumstruktur mit einem grünen Epoxidharz belegt. Es diente als Korrosionsinhibitor. Dann wurde eine Blaupause aufgelegt, gedruckt auf transparentem Mylar, individuell gedruckt für jede Kachel. Sie zeigte die Position jedes SIP und eines Füllstreifens zwischen jedem SIP an. Ein Füllstreifen hatte eine Breite von 1,9 cm und bestand aus Nomex. Zwischen Füllstreifen und SIP gab es Lücken. Sie mussten sein, um dem Material Raum zum Ausdehnen zu geben, sie dürften aber auch nicht zu breit sein, um die Wärmeübertragung auf die Orbiterstruktur zu minimieren. Die Lücken hatten eine Breite von 0,762 mm. Die Kacheln mussten sogar noch genauer platziert werden Hier betrug die Genauigkeit sogar nur 0,0524 mm. Das betraf nicht nur die Positionierung in der Horizontalen. Auch in der Höhe musste eine Kachel zwischen 0,9 und 1,9 mm in der Höhe relativ zur Kante der benachbarten platziert werden. (da sie in der Mitte höher waren als außen, gab es diese Differenz).
Dazu wurde auf die Oberfläche ein Gerät namens Komparator angebracht, das sich mit einer Vakuumdichtung dort fest ansaugte. Ein Techniker konnte mit Lichtindikatoren dann prüfen ob die Kacheln passen würde. Wenn dies nicht der Fall war, wurden die Ränder abgeschmirgelt.
Paste sie, so wurden nun die Füllstreifen auf dem Aluminium angeklebt und die Kachel kam in einen separaten Raum, wo auf ihrer Unterseite das SIP Pad angebracht wurde. Sie wurde gewogen um festzustellen ob die Klebermenge ausreichend war, aber auch nicht zu hoch und dann konnte der Kleber über einige Stunden aushärten.
Nun wurde der Kleber auf der Vertiefung zwischen den Nomex-Streifen eingebracht, die Dicke geprüft (0,13 bis 0.18 mm) und dann die Kachel aufgebracht. Werkezuge hielten die Kachel mechanisch und durch ein Vakuum für vier Tage fixiert. Dann gab es einen Zugtest ob sie auch hielt und die Lücken zwischen jeder Kachel wurden ausgemessen. Jeder Schritt wurde von einem eigenen Rockwell Mitarbeiter beobachtet und protokolliert.
Diese Prozedur war nicht serialisierbar und auch nicht auf verschiedene Arbeiter aufteilbar (jeder macht nur einen Schritt), da wegen der geringen Fertigungstoleranzen man bald darauf kam, die Kacheln nicht direkt hintereinander anzubringen, sondern die erste und die dritte einer reihe, danach wurde die Lücke dazwischen vermessen und bei Lockheed eine Kachel gefertigt die genau dazwischen passte. So wurde das Anbringen eine zeitaufwendige Angelegenheit. Maximal konnte ein Arbeiter in drei Wochen vier Kacheln montieren. 150 Personen waren die ursprüngliche Belegschaft für das Anbringen der Kacheln. Sie waren, wie in den USA üblich, für diese Arbeit angeheuerte Arbeiter, die eine Schulung erhielten. Sie bestand aus je zwei Wochen im Klassenzimmer und zwei Wochen beim Training bei der Arbeit. Miteingeschlossen waren Kurse in denen sie etwas über Thermalprotektion, Behandlung der Kacheln und das Anbringen des Klebers ohne Beschädigung der Kacheln lernten.
Doch ein Arbeiter schaffte im Durchschnitt nur eine Kachel pro Woche. So würde es mehr als zwei Jahre dauern bis alle 21.000 Kacheln an der Unterseite angebracht waren, die am kritischsten waren. Da traf es sich gut, das das Shuttle woanders auch Probleme hatte. Die Entwicklung der Haupttriebwerke hatten deutliche Verzögerungen. Als man sich schon kurz vor dem Abschluss der Entwicklung wähnte, explodierte im Dezember 1978 ein Triebwerk, und ein Erstflug vor 1980 schien unmöglich. Damit waren 1100 Arbeiter von Rockwell im Kennedy Space Center, die dort die Wartung und Flugvorbereitung der Columbia durchführen sollten, für mindestens ein dreiviertel Jahr arbeitslos. Rockwell beschloss die Fähre auf die Boeing 747 der NASA für die Gleittests zu packen und zum KSC zu überführen. Die dortige Belegschaft sollte die Kacheln anbringen und durch ihre größere Personenzahl sollte es schneller gehen. Bis dahin (März 1979) waren erst 7.000 der Kacheln angebracht worden. Der Rest waren provisorische Kacheln aus Stoff, die mit Doppelklebeband angebracht waren. Was passiert wurde zum PR-Fiasko. Schon nach dem Start der Fähre mit der B-747 fand man auf der Landebahn Bruchstücke von Kacheln. Als die Columba vor den Fernsehkameras im Kennedy Space Center ankam, konnte man sehen das Kacheln fehlten. Etwa 40 Stück waren abgefallen. Leider machten weder Rockwell, noch die NASA damals in der Pressekonferenz klar, das es sich vor allem diese temporären Kacheln aus Plastik waren, die abfielen. Das Doppelklebeband hatte sich an einer Kachel abgelöst und der Zug sowie die von ihm verursachten Wirbel an der Oberfläche führten zum Ablösen auch weiterer Kacheln. So steht der Flug auch noch heute in den Annalen, dass dabei viele echte Kacheln abgelöst wurden, darunter auch bis zur Recherche zu diesem Artikel auf meiner Website, dafür ein Sorry. Es waren aber 5 der normalen Kacheln auch abgegangen, obwohl der Flug auf der B-747 keine Belastungen darstellte die vergleichbar mit denen beim Start waren und eine Inspektion zeigte, dass viele andere Kacheln zwar nicht abgefallen waren aber sich die Verbindung gelockert hatte und sie beim Start verloren gegangen wären. Das zeigte, dass die Kachelprobleme noch nicht gelöst waren.
Rockwell hatte 260 Personen mit der Anbringung der Kacheln im KSC beauftragt, Doch bis sie eingearbeitet waren schafften sie nur wenige Kacheln. In den ersten drei Wochen waren es nur 200. Im April war die Zahl der installierten Kacheln von 7000 im März auf 8000 angestiegen, im Mai war man bei 10.800 angekommen. Rockwell heuerte nun hunderte von Arbeitern aus der Umgebung an, vor allem College Studenten in den Sommerferien. Die Anzahl stieg zuerst auf 300 installierte Kacheln pro Woche und erreichte schließlich 500 pro Woche. Rockwell brachte 22 mobile Container nahe dem OPF (Orbiter Processing Facility) unter, worin Ruheräume und das Cathering untergerbacht waren. Die Belegschaft arbeitete im Dreischichtbetrieb, den eines war inzwischen klar: der Orbiter könnte starten, tja wenn er nur seine Hitzeschutzkacheln schon montiert hätte.
Als wäre das nicht schlimm genug, kam 1979 auch noch das Problem auf, das ich bei der Entwicklung beschrieben hatte: die Kacheln waren erheblich höheren Belastungen durch akustischen Lärm ausgesetzt als geplant. Man musste bei einer Reihe von Ihnen die Rückseite verstärken. Es zeigte sich das das SIP alleine nicht ausreichten um zwischen dem Aluminium der Orbiterstruktur und den Kacheln zu vermitteln. Es musste verstärkt werden. Man überlegte eine weitere Zwischenschicht zwischen Kachel und SIP einzubringen. Zuerst dachte man an eine Aluminiumfolie die man gut auf beide Seiten würde kleben können, doch der thermische Ausdehnungskoeffizient war zu hoch. Es hätte unerwünschte Kräfte auf die Kachel abgegeben. Folien aus Kohlenstoff-Polyimid hatten den richtigen thermischen Ausdehnungskoeffizienten, mit der Einführung der LI-2200 Kacheln sah man im Oktober 1979 eine Lösung: anstatt eine weitere Schicht einzubringen würde man mit kolloidalem Slikat (Ludox von Du Pont) die untere Schicht der Kacheln verstärken und damit hielten die Kacheln mehr aus (siehe bei der Entwicklung). Damit waren auch die Probleme mit der akustischen Belastung weitgehend gelöst. Sie erreichten nun eine Belastungsgrenze von 11,7 psi.
So war die Columbia 1979 im Kennedy Space Center ein Chaosgefährt: Teile waren fertiggestellt mit "guten" Kacheln, andere Arbeiter demontierten an schon fertiggestellten Teilen "böse" Kacheln, die beim Zugtest die 1.25-fache Nennbelastung nicht aushielten und unter den Tragflächen waren ganze Zonen noch nicht angegangen worden. Ein erster Test ergab, das 1% der Kacheln ausgewechselt werden musste, plus welcher, an besonders exponierten Stellen die mit Sicherheit nicht den Belastungen standhielten. Dann führte man ab Februar 1980 eine zweite Inspektion mit Ultraschall ein, die vorher bei Beton und Holz erprobt wurde. Sie sollte versteckte Fehler, die noch kein Loslösen waren, aber eine Schwächung der Verbindung nach dem Zugtest nachweisen. Nun waren schon 10% der Kacheln betroffen.
Wie kam es dazu, dass dieser Punkt so übersehen
wurde? Es lag an der Konzeption des Programmes. Es folgte dem Grundsatz des "concurrent efforts". Bisherige Raumfahrtprojekte hatten isolierte Abschnitte
die vollständig durchlaufen wurden, bevor man in den nächsten Abschnitt überging. Üblich waren Design, Entwicklung, Produktion und
Einsatz. Beim Shuttle waren diese Abschnitte verzahnt. Damit konnte man das Projekt schneller fertigstellen. Nach dem ursprünglichen Plan war ja
schon im Herbst 1977 der Jungfernflug geplant, also nach gerade mal fünfeinhalb Jahren. Das Konzept wurde von der US Air Force in den sechziger
Jahren eingeführt, um Technologien schneller zur Einsatzreife zu bringen. Es erforderte aber viel Erfahrung, welche Punkte man beim Testen
zurückstellte und erst in der Produktionsphase anging. Und die Belastung der Kacheln durch Akustiklärm war eine die man als nachrangig
einstufe. Der enge Kostenrahmen erforderte aber, dass man Kompromisse einging und Tests in die Produktionsphase verschieben musste. Hätte man diese
Tests 1976 / 1977 durchgeführt, so sagte später ein NASA Bericht, man hätte wie bei der Verwendung der LI-2200 Kacheln die
Verstärkung in die Produktion einfließen lassen können. Die Columbia hätte im April 1980 zum ersten Mal starten können, ein
Jahr vor dem tatsächlichen Jungfernflug. So fanden die Tests aber erst 1979, parallel zur Installation der Kacheln statt.
Man nutzte die Zeit für weitere Tests. Neben Windtunneltests in Ames wurden die Kacheln an F-104 und F-15 Düsenjäger montiert. Sie flogen Profile die der 1,4-Fachen Nennbelastung beim Aufstieg entsprachen. Weitere Tests führten dazu, dass man die Kacheln bei den OMS-Pods mit ebenfalls hohen Belastungen kleiner machte, damit wirkte auf jede eine kleinere Kraft,.
Im Mai 1980 fasste die NASA einen Start für den März 1981 ins Auge, da kam Rockwell mit einem neuen Vorschlag: Der ganze Hitzeschutzschild sollte für 175% der Nennbelastung qualifiziert sein. Die ausgetauschten Kacheln hatten diese Sicherheitsspanne, ebenso die neuen LI-2200 Kacheln. Doch die nicht verstärkten waren nur für 125% qualifiziert. Das würde, so Rockwell, den Austausch von 9000 Kacheln bedeuten. Alan Lovelace, verantwortlicher NASA Manager für das Programm meinte das würde den Jungfernflug um ein weiteres Jahr verzögern und das Programm um 500 Millionen Dollar verteuern. Denn eines war klar: die Arbeiter die das Space Shuttle warten sollten, auf den Start vorbereiten sollten, die Angestellten der Subkontraktoren und auch von Thiokol und Martin Marietta, sie alle mussten ein Jahr lang Däumchen drehen, solange als einzige Problem der Hitzeschutzschild noch nicht fertig war.
Trotzdem lies die NASA die Situation untersuchen. Bis Juli 1980 hatte man einen genauen Überblick. 1700 Kacheln musste man austauschen, Sie hatten den Zugtest nicht bestanden. Weitere 1700 lagen in Zonen mit hoher Belastung und sollten ausgetauscht werden, auch wenn der Zugtest erfolgreich absolviert wurde. 1216 kämen nach einer Studie mit kombinieren Lasten durch Akustik, Vibration und aerodynamischen Schockwellen hinzu. Das wären weniger als 4700, also nur halb so viele wie Rockwell veranschlagte, trotzdem bedeuten sie eine Verschiebung des Jungfernflugs über mehrere Monate. Man entschloss sich zu der Maßnahme, aber begann gleichzeitig die Vorbereitung zum Start die formell am 24.11.1980 begann. So wurde an den Kacheln bis zum Schluss gearbeitet, In einer Woche im September 1980 wurden z.B. 738 Kacheln montiert. Allerdings wurden auch 308 demontiert, So betrug der "Nettogewinn" nur 438 Kacheln. Zu diesem Zeitpunkt waren 26.281 montiert, 4.741 fehlten für den Gesamtbestand von 30.922. Während der ganzen Zeit von mehr als zwei Jähren wurden niemals mehr als 41 Packungen mit je 12 Kacheln pro Woche montiert.
Insgesamt hatte der Austausch von Kacheln durch (an der Unterseite verstärkten) Kacheln den Jungfernflug der Columbia um ein Jahr verzögert.
Nach einem Startabbruch am 10.4.1981 aufgrund eines Synchronisationsproblems der Bordcomputer hob die Columbia am 12.4.1981 ab. Man war gespannt auf die ersten Bilder aus dem Orbit, denn die erste Inspektion der Startanlage zeigte, dass man die Kräfte der SRB unterschätzt hatte. Die Schockwellen und Flammen hatten das Stahlgerüst des Startturms teilweise verbogen, etliche Kabel und Leitungen waren durchgeschmort. Dagegen konnte man ein Wasserunterdrückungssystem installieren, doch was war mit den Kacheln des Hitzeschutzschildes, waren auch sie beschädigt?
Die ersten Videoaufnahmen (Digitalkameras mit
höherer Auflösung gab es ja noch nicht, und Fotis konnte man erst nach der Rückkehr entwickeln) zeigten das an den OMS Pods schon Kacheln fehlten. Zwar waren die OMS Pods etwas höher belastet
weil sie eine stark kurvige Form hatten, aber das waren Kacheln auf der Oberseite, sie sollten maximal 650°C aushalten. Wie sah es mit dem
Hitzeschutzschild auf der Unterseite aus? Einzigartig und nur einmal während des ganzen Space Shuttle Programms vorgekommen, fragte die
Missionsleistung auf dem kurzen Dienstweg beim der NRO nach, ob ein KH-11 Satellit nicht den Hitzeschutzschild fotografieren könnte. Das Shuttle
flog wie bei den meisten Missionen so, dass es die Nutzlastbucht oder das Heck der Erde zuwandte und den Schild nach außen, So konnte dieser eine
zu starke Erhitzung der Mannschaftsräume durch die Sonne verhindern. Gleichzeitig trocknete dies den Hitzeschutzschild, falls dieser vor dem Start
oder während des Aufstiegs Wasser eingeschlossen hatte, denn Feuchtigkeit war fatal wenn der Wiedereintritt begann. Das Foto wurde nie publiziert,
man weis son icht ob es scharf genug war, denn das Kamerasystem der KH-11 war auf die Aufnahme der Erde ausgerichtet und das Shuttle hatte eine ganz
andere Relativgeschwindigkeit als die Erde und auch eine andere Bewegungsrichtung, sodass die Bewegungskompensation kaum von Nutzen war. Selbst bei den
Bedenken bei der Mission STS-107 wurde keine Inspektion des Hitzeschutzschildes im All durch einen Spionagesatelliten erwogen.
Die Columbia landete ohne Probleme. Das erste was Kommandant John Young nach der Landung aber machte, war dass er um den Orbiter hum und unter ihm hindurchlief um den Hitzeschutzschild zu inspizieren. Und in der Tat fehlten auch Kacheln, sogar eine ganze Menge. doch bewährte sich das Konzept. Einzelne verlorene Kacheln konnten kein Systemversagen bewirken, dazu musste eine ganze Fläche freigelegt werden. Ansonsten strömte das Plasma über die Oberfläche hinweg, aber nicht in die Vertiefung hinein. Auch bei den nächsten Flügen gingen Kacheln verloren, es wurden aber immer weniger:
| Flug | verlorene / ausgewechselte Kacheln |
| STS-1 | 400 / 1827 |
| STS-2 | 38 / 1100 |
Während die Columbia noch flog
führte man eine neue Isolation ein, gerannt AFRSI (Advanced Flexible Reusable Surface Isolator ). Sie sollten die weißen LRSI Kacheln an der
Oberseite ersetzen die zwischen 275 und 650°C erhitzt wurden. Für diese waren die Quarzkacheln eigentlich schon zu "gut". AFRSI bestanden aus
ungerichteten Quarzfasern die auf einem Gewebe von Glasfasern aufgenäht wurden. Als Garn wurde teflonbeschichtete Quarzfasern benutzt und es gab
wegen der Sprödigkeit nur wenige Sticke, 3-4 pro Zoll. AFRSUI hatte eine Dichte von 8-9 Pfund pro Kubikfuß, also noch leichter als die
LI-0900. Sei wurden direkt auf die Orbiterhülle mit einem Silkionkleber angebracht und waren zwischen 6,3 und 52 mm stark. Der Hauptvorteil war,
dass sie viel größer waren als die Kacheln, nämlich 90 x 90 cm. Man sieht vor allem den Größenunterschied der ARSI hier der Endeavour (rechts) und der LRSI der Columbia (oben)
sehr gut. Jede ARSI war so groß wie 9-12 LRSI.
Sie wurden sukzessive eingeführt. Bei STS-6 waren einige AFRSI zum Test eingeführt worden. Bei Discovery und Atlantis war schon ein Großteil der LRSI durch AFRSI ausgetauscht worden. Die Columbia folgte während das Programm nach der Challenger-Katastrophe am Boden stand. Bei ihr wurde aber niemals so viel wie bei den anderen Orbitern ausgetauscht. Die Endeavour wurde gleich mit AFRSI belegt und hatte den höchsten Anteil an diesen Fasern. Das sparte 668 kg Gewicht ein.
Die Zahl der Kacheln ist daher sehr stark abhängig vom Orbiter und der Zeit. Anfangs waren 34.000 geplant (inklusive der Nomex Matten für unter 275°C), davon 30.922 Quarzkacheln. Die Atlantis hatte bei ihrem letzten Flug 18.490 LI-0900 Kacheln, 2.846 AFRSI-Matten, 469 ATBUI-Kacheln, 234 BRI-18 Kacheln und 3.254 Matten verschiedener Typen. Pro Flug gingen typisch 20 Kacheln verloren und nach dem Flug wurden nach der Inspektion 200 Kacheln und 10 Matten ausgetauscht.
Auch die Beschädigungen durch Bruchstücke der Tankisolation nahm nach dem Verlust der Columbia bei der Mission STS-107 ab, als man diese überarbeitet hatte. Vorher gab es 50 "Löcher" mit einer Größe von mehr als 2,5 cm Durchmesser pro Flug, beim letzten Flug nur noch 4. Was allerdings als Problem blieb, war das neben anderen Dingen vor allem die Inspektion von über 20.000 Kacheln und das Austauschen dieser eine gewaltige Arbeitsbelastung bedeutete. Nach den ursprünglichen Plänen sollte ein Orbiter alle vier Wochen starten - das war ein Durchschnittswert. Wenn man berücksichtigt dass ein Orbiter für Inspektionen / Aufrüstungen für längere Zeit nicht zur Verfügung steht, von diesen 4 Wochen noch die Zeit für die Startvorbereitung und die Mission abgeht, dann war klar, dass der Hitzeschutzschild nach der Mission eigentlich kaum repariert werden konnte, anders hätte man diesen Zeitplan nicht einhalten können. Um die durchschnittlich 200 Kacheln in einer Woche auszuwechseln hätte man dann aber alleine dafür 200 Arbeiter benötigt. So war niemals diese schnelle Startfolge zu erreichen. Wie die Geschichte lehrte waren selbst 4 Starts pro Orbiter pro Jahr, die 1985 erreicht wurden (Challenger), nur möglich wenn Sicherheitsstandards sträflich vernachlässigt wurden.
T.A Heppenheimer: Development of the Space Shuttle 1972 - 1981, ISBN: 978-1-58834-009-2
NASA, verschiedene Autoren: Coming Home: Reentry and Recovery from Space: Reentry and Recovery from Space, ISBN: 978-0160910647
Wayne Hale: Wings in Orbit: Scientific and Engineering Legacies of the Space Shuttle 1971-2010, ISBN: 978-0160868467
Artikel zuletzt geändert: 4.8.2013
Es gibt von mir vier Bücher zum Thema bemannte Raumfahrt. Alle Bücher beschäftigen vor allem mit der Technik, die Missionen kommen nicht zu kurz, stehen aber nicht wie bei anderen Büchern über bemannte Raumfahrt im Vordergrund.
Das erste bemannte Raumfahrtprogramm der USA, das Mercuryprogramm begann schon vor Gründung der NASA und jährt sich 2018 zum 60-sten Mal. Das war für mich der Anlass, ein umfangreiches (368 Seiten) langes Buch zu schreiben, das alle Aspekte dieses Programms abdeckt. Der Bogen ist daher breit gestreut. Es beginnt mit der Geschichte der bemannten Raumfahrt in den USA nach dem Zweiten Weltkrieg. Es kommt dann eine ausführliche technische Beschreibung des Raumschiffs (vor 1962: Kapsel). Dem schließt sich ein analoges Kapitel über die Technik der eingesetzten Träger Redstone, Little Joe und Atlas an. Ein Blick auf Wostok und ein Vergleich Mercury bildet das dritte Kapitel. Der menschliche Faktor - die Astronautenauswahl, das Training aber auch das Schicksal nach den Mercurymissionen bildet das fünfte Kapitel. Das sechs befasst sich mit der Infrastruktur wie Mercurykontrollzentrum, Tracking-Netzwerk und Trainern. Das umfangreichste Kapitel, das fast ein Drittel des Buchs ausmacht sind natürlich die Missionsbeschreibungen. Abgeschlossen wird das Buch durch eine Nachbetrachtung und einen Vergleich mit dem laufenden CCDev Programm. Dazu kommt wie in jedem meiner Bücher ein Abkürzungsverzeichnis, Literaturverzeichnis und empfehlenswerte Literatur. Mit 368 Seiten, rund 50 Tabellen und 120 Abbildungen ist es das bisher umfangreichste Buch von mir über bemannte Raumfahrt.
Mein erstes Buch,
Das Gemini Programm: Technik und Geschichte
Mein zweites Buch,
Das ATV und die Versorgung der ISS: Die Versorgungssysteme der Raumstation
Das Buch
Die ISS: Geschichte und Technik der Internationalen Raumstation
Durch die Beschränkung auf den Technischen und geschichtlichen Aspekt ist ein Buch entstanden, das kompakt und trotzdem kompetent über die ISS informiert und einen preiswerten Einstieg in die Materie. Zusammen mit dem Buch über das ATV gewinnt der Leser einen guten Überblick über die heutige Situation der ISS vor allem im Hinblick auf die noch offene Versorgungsproblematik.
Die zweite Auflage ist rund 80 Seiten dicker als die erste und enthält eine kurze Geschichte der Raumstationen, die wesentlichen Ereignisse von 2010 bis 2015, eine eingehendere Diskussion über die Forschung und Sinn und Zweck der Raumstation sowie ein ausführliches Kapitel über die Versorgungsraumschiffe zusätzlich.
Das bisher letzte Buch
Skylab: Amerikas einzige Raumstation
Mehr über diese und andere Bücher von mir zum Thema Raumfahrt finden sie auf der Website Raumfahrtbücher.de. Dort werden sie auch über Neuerscheinungen informiert. Die Bücher kann man auch direkt beim Verlag bestellen. Der Versand ist kostenlos und wenn sie dies tun erhält der Autor auch noch eine etwas höhere Marge. Sie erhalten dort auch die jeweils aktuelle Version, Bei Amazon und Co tummeln sich auch die Vorauflagen.
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