Caso Challenger

Hallazgos En seguida se citan los hallazgos de la Comisión acerca de la causa del accidente del Challenger.

1. Una fuga del gas de combustión a través de la junta del campo de popa del motor del cohete de combustible sólido de la derecha comenzó en o poco después del encendido, debilitando finalmente el tanque exterior y/o penetrando en éste e iniciando la desintegración estructural del vehículo y la pérdida del transbordador espacial Challenger durante la Misión STS 51-L.

2. La evidencia muestra que ningún otro elemento del transbordador STS 51-L ni la carga útil contribuyeron a las causas de la fuga de gas de combustión por la junta del campo de popa del motor del cohete de combustible sólido de la derecha. El sabotaje no fue un factor.

3. La evidencia examinada en la revisión del material, la fabricación, el ensamblado, el control de calidad y el procesamiento de los reportes de no conformidad del transbordador espacial no mostró hardware de vuelo que hubiera sido embarcado al sitio de lanzamiento que se saliera de los límites de las especificaciones de diseño del transbordador.

4. Las actividades del sitio de lanzamiento, incluyendo el ensamblado y la preparación, desde la recepción del hardware de vuelo hasta el lanzamiento, estuvieron en general de acuerdo con los procedimientos establecidos y no se consideraron un factor en el accidente.

5. Los registros del sitio de lanzamiento muestran que los segmentos del motor del cohete de combustible sólido de la derecha se ensamblaron usando procedimientos aprobados. Sin embargo, existían condiciones importantes de pérdida de redondez entre los dos segmentos unidos en la junta del campo de popa del motor del cohete de combustible sólido de la derecha (la junta que falló).

a. Aun cuando las condiciones de ensamblado tenían el potencial de generar desechos o daño que pudiera causar la falla del sello del O-ring, éstas no se consideraron como factores en este accidente.

b. El diámetro de los dos segmentos del motor del cohete de combustible sólido había aumentado como resultado del uso anterior.

c. Este aumento condujo a una condición en el momento del lanzamiento en la cual el espacio máximo entre la espiga y la horquilla en la región de los O-rings de la junta no era mayor que 0,008 pulgadas, cuando el espacio promedio habría sido de 0,004 pulgadas.

d. Con un espacio de 0,004 pulgadas entre espiga y horquilla, el O-ring habría sido comprimido hasta el punto en el cual presionara contra las tres paredes del canal de retención del O-ring.

e. La falta de redondez de los elementos era tal, que el espacio más pequeño entre espiga y horquilla se presentó al inicio de la operación de ensamblado, en las posiciones de 120 grados y 300 grados en la circunferencia de la junta del campo de popa. Es incierto si esta condición apretada y la compresión resultante mayor de los O-rings en estos puntos persistieron en el momento del lanzamiento.

6. La temperatura ambiente en el momento del lanzamiento era de 36 grados Fahrenheit (2,2 °C), es decir, 15 grados Fahrenheit (8,33 °C) más baja que en el último lanzamiento con más frío.

a. La temperatura en la posición de 300 grados en la circunferencia de la junta del campo de popa de la derecha se estimó en 28 ± 5 grados Fahrenheit (-2,22 ± 2,8 °C). Éste fue el punto más frío en la junta.

b. La temperatura en el lado opuesto del cohete reforzador de combustible sólido de la derecha, que daba hacia el sol, se estimó en aproximadamente 50 grados Fahrenheit (10 °C).

7. Otras juntas en los cohetes reforzadores de combustible sólido de la izquierda y la derecha experimentaron combinaciones similares de abertura del espacio entre espiga y horquilla y de temperatura. No se sabe si estas juntas experimentaron algún daño durante el vuelo del 51-L.

8. La evidencia experimental indica que debido a los diversos efectos asociados con las presiones de encendido y combustión del cohete reforzador de combustible sólido y aquellos asociados con los movimientos del vehículo, el espacio entre la espiga y la horquilla se abrirá hasta 0,017 y 0,029 pulgadas en los O-rings secundarios y primarios, respectivamente.

a. Esta abertura comienza con el encendido, alcanza su tasa máxima de abertura entre 200 y 300 milisegundos y está completa esencialmente a los 600 milisegundos, cuando el cohete reforzador de combustible sólido alcanza la presión de operación.

b. El tanque exterior y el cohete reforzador de combustible sólido de la derecha están conectados por varios puntales, incluyendo uno a 310 grados cerca de la junta del campo de popa que falló. El efecto de este montante sobre la dinámica de la junta es agrandar la abertura del espacio entre la espiga y la horquilla aproximadamente de 10 a 20 por ciento en la región de 300-320 grados.

9. La resiliencia del O-ring se relaciona directamente con su temperatura.

a. Un O-ring que esté caliente y que haya sido comprimido regresará a su forma original mucho más rápidamente que un O-ring que esté frío cuando cesa la compresión. Por tanto, un O-ring que esté caliente se amoldará a la abertura del espacio entre la espiga y la horquilla. Un O-ring que esté frío no se amoldará.

b. Un O-ring sujeto a compresión a 75 grados Fahrenheit (23,89 °C) responde cinco veces más rápido para regresar a su forma libre de compresión que un O-ring que esté frío a 30 grados Fahrenheit (-1,1 °C).

c. Como resultado, es probable que los O-rings en la junta del campo de popa del cohete reforzador de combustible sólido de la derecha no se amoldaran a la abertura del espacio entre la espiga y la horquilla en el momento del encendido.

10. Los experimentos indican que el mecanismo primario que acciona el sellado del O-ring es la aplicación de la presión

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