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LE RAPPORT ROGERS
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RECOMMANDATION N° 1 La conception des boosters à poudre SRB doit être revue. Le nouveau concept devra faire l' objet d' essais reflétant les conditions réelles d' utilisation opérationnelle. La Conseil National de la sécurité, NCR doit former un comité technique chargé de suivre l' évolution de ces travaux. Suivant cette recommandation les boosters sont redessinés, et deviennent les RSRM Redesign Solid Rocket Motor. La première chose à faire est de réaliser un booster pour un vol sur. La seconde est de minimiser l' impact sur le programme en utilisant le matériel existant sans pour autant compromettre la sécurité. Un plan RSRM est mis en place pour le moteur, son nouveau dessin et sa nouvelle qualification. Tous les aspects du SRB sont mis à plat et les éléments devant subir des modifications sont changés tel que l' étanchéité entre les segments, le joint entre la tuyère et le corps du moteur, la fabrication des joints, la forme des grains dans le propergols du moteur et les système au sol. Le propergol en lui même n' est pas modifié de m^me que les autres systèmes, l' allumeur et les lignes de contrôle et de destruction en vol. des dessins sont réalisés pour chaque composant en assurant toujours la sécurité. La première revue d' évaluation du design se tient le 10 juillet 1986. La revue d' équipement préliminaire elle a lieu le 19 septembre. Le 10 octobre, la revue préliminaire du design la PDR permet de définir les besoins. Le dessin final est approuvé le 4 février 1988 lors de la revue critique CDR. La fabrication du matériel RSRM pour les tests et du matériel pour les essais de mise à feu commence avant la revue CDR et se poursuit parallèlement avec la certification du matériel.
Deux simulateurs à échelle réelle, courte durée
sont construit : _ le Nozzle Joint Environnement Simulator, NJES testé 8 fois entre le 8 février 1987 et le 14 août 1988 permettant de tester le joint de la tuyère ; Le Transient Pressure Test Article, TPTA permet d' évaluer les performances de chaque joint, aussi bien entre les segments qu' au niveau de la tuyère grâce à des essais de charge. Il est testé 6 fois entre le 3 octobre 1987 et le 1 septembre 1988. Le Structural test Article STA est un booster entier construit et testé entre le 18 décembre 1987 et le 1 avril 1988 pour évaluer les marges structurelles du nouveau matériel.
Enfin un booster ETM, Engineering Test Motor 1A utilisant les matériel du vol 51 L est mis à feu le 27 mai 1987. Les deux joints avant sont des joint originaux avec un renforcement externe en graphique. Les joints arrière sont en Vitton et en silicone. Tous les trois joints sont équipés du système de réchauffage électrique qui les maintient à 23° C. En plus de l' évaluation des nouveaux joints O ring sur le matériel anciens le booster a utilisé pour teste un annaux externe en graphite destiné à empêcher la rotation du joint. Le premier test de mise à feu du booster modifié a lieu le 30 août 1987 avec le tir Demonstration Motor DM8. Le second test DM 9 a lieu le 23 décembre 1987 avec une température ambiante de moins 6°C. Le premier test de qualification QM 6 a lieu le 20 avril 1988 en vue de re-certifier le booster pour les vols habités. Le QM 7 est mis à feu le 14 juin 1988. Enfin le Production Verification Motor 1 est mis à feu le 18 août 1988 en tant que test final avant le vol STS 26R. Tous ces tests ont eu lieu à l' horizontale, construire un nouveau banc d' essais vertical aurait retardé le programme trop longtemps et pendant la durée nominale de 122 secondes.
Le programme de vérification a démontré que les boosters redessinés RSRM satisfaisaient les dessins et les performances exigées en éliminant tous les risques d' échecs par de minutieux contrôles. Le programme de vérification comprenait le développement, la certification, l' acceptation, contrôle pré-vol et post vol. La certification des boosters redessinés RSRM est basée sur des documents résultant des tests moteurs, de leur qualification et autres analyses. Les tests de certification ont été conduits sous contrôle stricts d' environnement, comprenant des charges thermiques et structurelles ; assemblage, inspection et procédures tests ; assurance de la sécurité, la qualité, la maniabilité ; pour vérifier que le matériel de vol répond aux exigence du dessin. Le " plan de développement et de contrôle " définit les tests qui suivront les étapes de la construction a la certification. Les tests comprennent des tests en laboratoires des composants (propriétés et caractéristiques), des tests sur modèles réduits (condition dynamique et thermique des composants et sous systèmes) et des simulations grandeur nature (modèle analytique du matériel simulateur, caractéristiques des joints, comportement thermique, charges en vol) et des mise à feu l' échelle réelle des moteurs. 14 assemblages de joint pour des tests de montage démontage avec 8 autres pour des essais de remise a neuf sont terminés au début des études du nouveau dessin. Des assemblages chargés sont attendus pour des tests après trois test dans l' eau. Des segments centraux et arrières en configuration de vol ont été fabriqués, chargés avec du propergol réel et utilisés pour des tests de démonstration de montage au KSC. Ces tests sont des répétitions pour l' assemblage du matériel de vol qui utilisera des nouveaux équipements au sol. Dans les tests de longue durée, des segments à l' échelle avec propergol réel ont été monté verticalement avec un segment à joint en " J " et soumis à des variations de température.
La certification des RSRM comprend de tester l' actuelle configuration de vol grandeur réelle. Le simulateur JES, le TPTA et le NJES ont tous utilisé du matériel à l' échelle pour des tests de pression et température pendant les tests d' allumage. En plus le TPTA est désigné pour des tests de charge à l' allumage et au décollage. 4 TPTA ont été testés et 6 JES sur 7. JES 1 a subit deux tests sur la base des conditions de vol du 51 L avec et sans joint fautif. JES 2 a subit deux tests avec lui aussi une configuration 51 L mais avec le nouveau joint " U " au lieu du " J " du début. JES 3 a subit trois tests avec la même configuration de vol. 4 des 5 NJES ont été testés avec succès. Les tests sous l' eau avec le matériel 51 L confirma les mouvement du joint de la tuyère. Les autres trois tests ont utilisé le nouveau matériel RSRM. 7 essais de mise à feu ont eu lieu à l' échelle pour vérifier l' intégrité du RSRM. Un second banc d' essais horizontal est construit par Morton le T 97 Large Motor Static Test Facility
RECOMMANDATION N° 2 La structure de management du programme Shuttle doit être revue. Des astronautes doivent être encouragés à accéder à des postes de direction, et une commission de sécurité en vol doit être formée. L' administrateur de la NASA nomme le général Samuel Philips afin d' étudier comment l' agence peut manager ses programmes, comprenant les relations entre les différents centres et le quartier général et aussi augmenter le management de la structure du programme. Le 25 juin Robert Crippen est mandaté pour aménager la structure du programme Shuttle. Son rapport est remis le 15 août suivant et les décisions prises pour octobre. Le groupe de travail de Crippen propose aussi des solutions pour que les astronautes prennent par aux décision clef. L' administrateur adjoint des vols spatiaux nomme un groupe le Shuttle Safety Panel le 1 septembre avec accès direct sur le management du Shuttle.
RECOMMANDATION N°3 Entre 1981 et 1986, les 25 vols STS ont permit de faire
voler 13 moteurs, ce qui démontré leur réutilisation dans le programme. Un
seul, le SN 2012 a voler 10 fois (STS 6, 7, 8, 41 B, 41 C 41 D, 51 A, 51 C, 51
D, 51 G et 51 I en position 3), les autres ont volé entre 5 et 9 fois. deux conditions de fonctionnement anormales ont eu lieu sur le pad et en vol au cours des missions 41 D et 41 G. Deux avortements au lancement se sont produits sur le pad avant l' allumage des boosters. Les trois moteurs SSME construits par la division
Rocketdyne de Rockwell International sont situé à l' arrière de l' Orbiter
sous la dérive verticale. Ils assurent le complément de poussée nécessaire
au décollage et fonctionnent jusqu' à la mise en orbite. Chaque SSME consomme
414 kg de propergol par seconde, 355,5 de LO2 et 584 kg de LH2 dans un rapport
de 6 :1. L' oxygène et l' hydrogène liquide sont utilisés comme comburant et carburant respectivement pour l' alimentation du Main Propulsion System MPS par le réservoir externe ET. Le LO2 et le LH2 sont pressurisé par de l' hélium gazeux sur le pad qui force les liquides dans les canalisations, les connecteurs 17 pouces et la baie de propulsion. Normalement des gaz chauds assurent la pressurisation pendant l' ascension. Chaque paire de connecteurs 17 pouces (43,2 cm) possède deux valves à clapet, une sur l' Orbiter et une sur le réservoir. Chaque valve dans la paire de connecteurs est ouverte pour permettre aux propergol de circuler entre l' OV et le ET. Avant la séparation, chaque valve de chaque paire est fermée pour éviter les fuites de propergol pendant la séparation. La fermeture des valves du coté de l' Orbiter permet d' éviter la contamination du système de propulsion pendant l' atterrissage et les opérations au sol. La fermeture par inadvertance des valves pendant l' ascension arrête l' alimentation en propergol et les moteurs. Un loquet est installé pendant la pause de 1986-88 pour éviter une fermeture inopiné des valves pendant le vol propulsé. En vue de la préparation au largage du réservoir ,
chaque valve dans chaque connecteur 17 pouces est fermé par commande. Une
pression pneumatique du MPS fait tourner le loquet de 90° pour fermer la valve.
Un système de secours peut prendre le relais en cas de panne du système
pneumatique. Le programme d' amélioration démarré en 1983 et renforcé après l' accident de 1986 permet de modifier 5 composants essentiels : la turbopompe carburant HPFT, celle du comburant HPOT, le générateur de gaz, l' échangeur et la chambre de combustion principale. Rockwell définit deux approches pour incorporer ces modifications avec en premier la pompe HPOT, le nouveau générateur de gaz et l' échangeur tehrmique dans une configuration Block 1 et plus tard le Block 2 avec la pompe HPFT et la nouvelle chambre de combustion.
RECOMMANDATION N° 4 La NASA doit établir un Office de sécurité, Fiabilité, Maintenance et Contrôle de qualité, dont les attributions s' étendront à toutes les activités et tous les programmes de la NASA. L' administrateur de la NASA nomme Georges Rodney comme administrateur adjoint pour l' assurance de la sécurité, de la qualité le 8 juillet. Son premier travail est de recenser les ressources disponibles pour exécuter le programme de sécurité. Ce groupe comme le Shuttle Safety Panel fait suite aux recommandations 2 du rapport d' enquête.
RECOMMANDATION N° 5 La tendance pour les managers de décider dans l' isolement doit être éliminée. Une réglementation de lancement complète, cohérente et contraignantes doit être établie. Les réunions de revue d' aptitude de vol des composants critiques seront enregistrées. L' équipe de R Crippen (formé suite aux
recommandations 2) développe des plans et recommande la politique pour suivre
le programme : Ces recommandations sont présentées à l' administrateur adjoint le 15 août.
RECOMMANDATION N° 7 La NASA doit tout faire pour améliorer les chances de succès d' un atterrissage d' urgence suite à un arrêt de fonctionnement d' un moteur principal ou de deux durant la phase initiale de lancement. L' équipage devra disposer d' un système lui permettant de quitter l' Orbiter en vol plané contrôlé. Entre 1973 et 1983, les différents modes d' interruptions de vol pendant le première phase de vol après l' allumage des boosters ont été grandement évalué par tous les contractants du programme sans que vraiment de solutions sérieuses soient apportées pour sauver l' Orbiter ou l' équipage. Beaucoup de méthodes d' éjection et de séparation de la cabine d' équipage ont été rejetés jugés d' utilité limité et trop lourd en terme de coûts et de poids. La NASA en concluait que les boosters étaient suffisamment sûr pour ne nécessiter aucun système d' évacuation en urgence. Si un problème survient, l' Orbiter peut facilement se séparer des boosters. Mais le temps est l' essentiel du problème : comme l' a démontré le vol 51L, si un problème se déclare il grandit très rapidement. Enfin, la trajectoire durant l' ascension est spécialement étudié pour contrôler les charges aérodynamiques sur le vaisseau. Une petite variation de la trajectoire entraîne une augmentation excessive des charges en vol, quelques secondes suffises pour endommager la structure. La séquence normale de séparation des boosters prend 18 secondes, ce qui est trop long en cas d' urgence. Une séquence " rapide " a été développé dans les logiciels de vol permettant de réaliser cette séparation en seulement trois secondes en cas de besoin. Des analyses ont montré que si cette séparation était tentée pendant la combustion des boosters, l' Orbiter serait accrocher par ses attaches, lancé violemment et peut être détruit. Ce programme a donc été rejeté en 1973. Le concept de séparation rapide a maintenant d' autres utilités. L' interruption en vol est commandé par la perte de deux ou trois moteurs SSME juste après la séparation des boosters, l' Orbiter pouvant être facilement séparé du réservoir et revenir au sol en toute sécurité. Malheureusement tous ces types d' interruption en vol aboutissent à un impact en mer ne garantissant pas la survie de l' équipage. Après la perte de Challenger, une issue de secours pour l' équipage est à nouveau réexaminée. Après rejet de sièges ou cabine éjectables deux chemins sont pris pour cet études : une glissière télescopique et un système d' extraction par fusées. Chacune de ces méthodes étant utilisable en dessous 414 km/ h et 6000 m d' altitude pendant le vol de retour contrôlé. Le système par fusées consiste en de petites fusées
fixées sur les parachutes individuels des astronautes. Il s' installe à plat
ventre sur une structure horizontale débouchant sur l' écoutille latérale et
met à feu les fusées pour être tiré hors de la cabine. Le système est
testé au sol au dessus d' un canyon puis en vol au Navalw Wapon Center de China
Lake CA où un Convair 240 dont la porte arrière gauche a été modifiée à la
forme de l' écoutille de l' Orbiter. L' autre système est une perche télescopique suspendu à travers l' écoutille latérale de l' orbiter. Il est conçu pour l' évacuation après séparation du réservoir externe pendant la phase de retour avant un éventuel impact en mer ou sur un terrain non prévu. Des études ont montré que l' équipage avait un petit chance de survivre à un amerrissage forcé avec une charge utile embarquée. Les modifications matérielles réalisé pendant la pause forcée de 1986-87 ont permit d' égaliser la pression de la cabine avec celle de l' atmosphère, d' équiper l' écoutille de boulons explosifs pour l' éjecter, et valider la sortie de la perche longue de 7 m et pesant 109 kg pour évacuer l' équipage. Un par un chaque astronaute (équipé de son parachute) s' attache à la perche par un anneau et sort de la cabine en glissant dessus selon une trajectoire passant sous l' aile de l' Orbiter. Des tests sont réalisés par les parachutistes de l' US Navy en février et mars 88 avec 66 sauts depuis un C141 B. Un responsable du JSC déclara que chacun des système était sûr pour l' équipage mais que le système de perche était plus réalisable que le système avec fusées individuelles. Il est donc choisi le 7 avril 1988. Le système est installé le 15 avril sur Discovery et opérationnel pour le vol de reprise à l' automne.
Des changements ont aussi été réalisé sur les système d' avionique et les logiciels dans les procédures TAL et RTLS (stabilisation de l' orbiter pendant la phase d' évacuation). L' équipage peut demander une évacuation en urgence dès 18 000 m d' altitude. L' Orbiter passe alors en pilotage automatique. A 9 000 m, la vitesse est descendu à 414 km/ h. A 7 600 m, les astronautes dans le mid deck commence la procédure d' évacuation en activant la dépressurisation de la cabine avant l' éjection de l' écoutille. A 6000 m, l' angle d' attaque de l' Orbiter est ramené à 15° pendant trois minutes pour procéder à l' évacuation. L' écoutille est éjecté par trois fusées, la perche est sorti par l' écoutille et pend sur 3 m et l' équipage évacué. Il faut à peu près 90 secondes pour faire sortir un équipages de 8 astronautes à raison de un astronaute toute les 12 secondes à 3000 m d' altitude. Des systèmes dits alternatifs sont aussi étudiés et
appliqués pour des récupérations en toute sécurité :
La masse à vide des Orbiters autorisé dépassant les capacité de charge du train d' atterrissage, des améliorations sont étudiées dès 1985 avec le LSRA Landing System Research Aircraft un avion commercial modifié. Le concept initial prévoyait un avion pour simplement tester les conditions d' atterrissage des Orbiters à grande vitesse (200 noeuds). Après approbation du JSC en janvier 1989 un avion de type Convair 990 (le N710NA) ayant servit au centre Ames et envoyé au centre Dryden pour des modifications en mai 1990. Une structure est installée entre les jambes du train principal de l' avion pour pouvoir accueillir la roue d' un Orbiter qui sera tester. Des caméras, un système de protection incendie, des bouteilles d' azote et des verrins sont aussi installés pour les tests augmentant la masse de l' avion de 2 tonnes. Le 990 est prêt fin de l' automne 1992 avec une nouvelle immatriculation N810NA. 155 vols ont lieu de d' avril 1993 à août 1995 au centre Dryden, comprennant aussi 25 atterrissages à l' automne 1993 sur les 4500 m de la piste du KSC. La finalité de ces essais a permit de moderniser, améliorer et sécuriser l' ensemble du train d' atterrissage des Orbiters (pneus, freins) en plus des recommandations de la commission Rogers.
RECOMMANDATION N 8 Les USA ne doivent plus dans le futur compter sur un seul type de lanceur. La NASA doit déterminer une cadence de vols en concordance avec ses possibilités. En mars, la NASA établit un groupe de travail sur les capacités de travail pour la cadence des vol Shuttle, le Flight rate Capability Working Group qui vont étudier : _ les conditions les capacités et les
contraintes qui gouvernent le processing du Shuttle au centre kennedy ; Le groupe propose ses recommandations le 15 août tandis que la politique de lancement est revue avec les lanceurs dit consommables. Un nouveau calendrier est établit en novembre.
RECOMMANDATION N° 9 La NASA doit, d' une part, développer et exécuter un plan d' inspection des opérations de maintenance et, d' autre part, restaurer le programme des pièces de rechange. L' équipe Maintenance Safeguarde Team est crée le 30 septembre et se met ensuite au travail. Première décision du groupe, l' interdiction de vol de l' étage cryogénique Centaur dans la soute des Orbiters. Cet étage devait propulser les sondes interplanétaires. Le 3 octobre 1986, l' administrateur de la NASA James Fletcher annonce la reprise des vols en février 1988. Il propose un nouveau calendrier de vol pour les 39 prochains mois avec une cadence de tir réduite, des vols uniquement à caractère national ou en relation avec la politique extérieure des USA. 40 % des missions seront pour le DoD 47 % pour la NASA et les 12% restants pour le commercial et charges étrangères. Une priorité sera donné au réseau de télécommunication TDRS ainsi qu' aux charges du DoD et les sondes scientifiques tel que Galileo, Ulysse et le télescope Huble.
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