columbia uzay mekiği, 1 şubat 2003 tarihinde atmosfer girişinde parçalandı ve kazanın sonucunda 7 mürettebat hayatını kaybetti. bu kazanın sebebi ise yakıt tankerlerinde bulunan ısı transferini minimize etmek için kullanılan dış köpük parçasının kopup, tps yani termal koruma sisteminde bulunan karbon-karbon kompozitlere hasar vermesiyle yapısal parçalar savunmasız kalmıştı ve aerodinamik ısınma sebebiyle sıcak gazlar yapıyı deldi ve felaket yaşandı.

space shuttle kalkışı sırasında yakıt tankının üzerindeki poliüretan izolasyon köpüğünden yaklaşık 0.76 kg’lık büyük bir parça yerinden kopuyor. bu parçacık, mekiğin sol kanadının ön kenarında bulunan rcc (reinforced carbon–carbon) panellerine, orta kanat bölgesinde yüksek hızla çarpıyor. bu darbe, kanatta kritik bir yapısal zayıflık yaratıyor ve araç dünya atmosferine yeniden giriş sırasında (re-entry) yaklaşık 1650 °c’ye ulaşan aşırı ısınmış hava akışına dayanamayarak parçalanıyor. sonuç olarak, içindeki yedi astronot yaşamını yitiriyor.

kazadan sonra yayımlanan teknik bir çalışma, yakıt tankının ısı koruma sisteminde kullanılan malzemeler üzerinde gerçekleştirilen termal analizleri detaylı şekilde ele alıyordu. bu çalışmalar köpüğün kürlenme reaksiyonlarını ve tank yüzeyine yapışmasını içeriyordu. incelenen malzemeler arasında bx-250 (güncel adıyla bx-265) sert poliüretan köpük ve sla-561 super lightweight ablator (yüksek dolgulu silikon esaslı ablasyon malzemesi) yer alıyordu. columbia’daki kopan köpük parçasının, yakıt tankının sol tarafındaki bipod rampa bölgesinden geldiği anlaşıldı. bu bölgedeki köpük uygulaması, sla kaplaması ve bağlantı elemanları üzerine elle püskürtülerek yapılıyor, daha sonra kürlenmeye bırakılıyor ve manuel olarak tıraşlanıp rampa formuna sokuluyordu. columbia kazası sonrasında başlatılan (return to flight) sürecinde, bu rampa köpüklerinin tamamen kaldırılmasına karar verildi.

bu süreçte bx-265 köpük üzerinde dsc (diferansiyel taramalı kalorimetri) ve dma (dinamik mekanik analiz) yöntemleriyle ek termal analiz çalışmaları gerçekleştirildi. testler için yaklaşık 5 cm kalınlığında köpük panelleri alüminyum alaşımlı tank yüzeyine püskürtülerek üretildi. dsc sonuçları kritik bir gerçeği ortaya koydu: metal yüzeye en yakın kalan köpük tabakası, köpüğün hacim ortasında kalan bölgeye göre daha yavaş kürleniyordu. metalin ısıyı hızla iletmesi nedeniyle tabandaki kürleşme gecikiyor ve malzeme içinde istenmeyen bir kürleşme heterojenliği oluşuyordu. yapılan değerlendirmeler sonucunda, external tank üzerinde kullanılan tüm köpüklerin tam kürleşme süresinin yaklaşık 21 gün olduğu belirlendi.

şimdi bu felaketin sebebi olan aerodinamik ısınma ve sürtünme yüklerinden konuşursak.

hipersonik hızlarda ortaya çıkan, havayla temas eden yüzeylerin aşırı derecede ısınmasına yol açan olaydır. hız çok yükseldiğinde (örneğin mach 5 ve üstü), sürtünme ve sıkıştırma etkisiyle hava öyle bir enerjiye sahip olur ki aracın yüzeyi adeta fırının içine girmiş gibi ısınır. bu yüzden hipersonik araçların tasarımında en kritik meselelerden biridir. spacex starship için de bu konularda yoğun bir şekilde çalışıyor.

bu durum öyle vahimdir ki, araçların burun ve kanat uçlarının keskin değil küt yapılması gerekir; aksi halde yüzey erir veya yapısal bütünlük kaybolur. bu sıcaklıklar çeliği bile delecek sıcaklıklardır bu yüzden düşük yoğunluklu ve darbeye dayanıklı malzemelerle ilerlenmelidir. bu konuda ise imdadımıza karbon ve seramik matrisli kompozitler koşuyor.

felakette hasar gören karbon/karbon kompozitler düşük yoğunlukları, oksijen yokluğunda 2000 derecenin üstünde sıcaklıklara dayanmaları ve anlık darbelere dayanmaları ile bilinir. yüksek sıcaklıklarda bile mekanik özelliklerini koruyabilen, uzay ve havacılık dünyasının en elit malzemelerinden biri. kısaca karbon fiberlerin karbon matris içinde gömülü hali. tabii bu malzemelerde kaplama ve matris katkıları da eklenmektedir ki oksidasyona (kütle kaybına) karşı dayansın.

güçlendirilmiş karbon-karbon kompozitler ve ısınma yüzeyleri