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Administración Nacional de Aeronáutica y del Espacio

Caso práctico de la NASAGSFC-1041C-1 Rev. 11/27/2015

Lecciones de la decisión de lanzamiento del Challenger1 El Vuelo del Trasbordador Espacial Challenger en la Misión 51-L comenzó a las 11:38 a.m. Hora del Este (EST) el 28 de enero de 1986 frente a la costa de Cabo Cañaveral, Florida. Terminó 73 segundos más tarde en una quema explosiva de propulsores de hidrógeno y oxígeno que destruyeron el tanque externo y expusieron al Orbiter a severas cargas aerodinámicas que causaron una rotura estructural completa. Los siete miembros de la tripulación perecieron. Los dos Solid Rocket Boosters (SRB)2 salieron volando de Figura 1: Tripulación del Challenger (de izquierda a la bola de fuego y fueron destruidos derecha): Ellison Onizuka, Michael Smith, Christa McAuliffe, por el oficial de seguridad del campo Dick Scobee, Gregory Jarvis, Ronald McNair y Judith Resnik. de tiro de la Fuerza Aérea 110 Fuente: Imagen de la NASA. segundos después del lanzamiento. Vea la Figura 1 para una imagen de la tripulación del transbordador espacial Challenger. 1

Este caso se basa principalmente en extractos tomados directamente del testimonio y el Informe final de la Comisión Rogers y ha sido editado para facilitar la lectura, la brevedad y la claridad. Para el registro completo y el testimonio, ver el informe completo en línea en: http://history.nasa.gov/rogersrep/genindex.htm. Véase el Apéndice 1 para una lista de referencias de casos. 2 En el Apéndice 2 figura una lista completa de siglas de casos.

Copyright © 2011 por el Gobierno de los Estados Unidos representado por el Administrador de la NASA. Todos los derechos reservados. Este caso

ha sido aprobado para su publicación bajo los términos y condiciones de la Creative Commons Attribution - No Derivatives 4.0 International Public License. Las opiniones expresadas en este documento no reflejan la política o posición oficial de la NASA o del Gobierno de los Estados Unidos. Fue desarrollado con el propósito de ser discutido y entrenado por la Oficina del Oficial Jefe de Conocimiento del Centro de Vuelo Espacial Goddard. Este material se extrae de fuentes públicas y de entrevistas personales con el personal clave de la misión. No se trata de un informe exhaustivo de la misión y no debe citarse como fuente primaria. Puede enviar sus comentarios al Dr. Ed Rogers, Director de Conocimientos, a [email protected] o al (301) 286-4467. Colección de casos disponibles: http://gsfcir.gsfc.nasa.gov/casestudies.

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Eventos de lanzamiento La temperatura ambiente en el momento del lanzamiento era de 36 grados Fahrenheit. Esta temperatura era 15 grados más fría que la de cualquier otro lanzamiento anterior. Vea la Figura 2. A los 6,6 segundos del lanzamiento, los motores principales del Challenger de combustible líquido se encendieron en secuencia y alcanzaron su máximo empuje, mientras que toda la estructura del Shuttle estaba atornillada a la plataforma de lanzamiento. El empuje de los motores principales dobla el conjunto de la lanzadera hacia adelante desde los pernos que lo sujetan a la plataforma. Cuando el conjunto de la lanzadera regresa a la vertical, los pernos de sujeción de los SRBs se sueltan de manera explosiva. Durante este movimiento de prelanzamiento "twang", las cargas estructurales se almacenan en la estructura montada. Estas cargas se liberan durante los primeros segundos de vuelo en un modo de vibración estructural a una frecuencia de aproximadamente 3 ciclos por segundo. Las cargas Figura de 2: Hielo en la Torre de Lanzamiento estructurales máximas en las articulaciones de popa Horas antes del Lanzamiento. Fuente: Imagen de la de las SRBs se producen durante el "twang", NASA. superando incluso las del período máximo de presión dinámica experimentado posteriormente en vuelo. Justo después de despegar a los 0.678 segundos de vuelo, los datos fotográficos (Figura 3) muestran que una fuerte nube de humo gris brotaba desde la vecindad de la unión de campo de popa a la derecha SRB. El análisis gráfico computarizado de la película de las cámaras indicaba que el humo inicial provenía del sector de 270 a 310 grados de la circunferencia de la articulación del campo de popa de la SRB derecha. Esta área del elevador de presión sólido está orientada hacia el tanque externo. El material vaporizado que sale de la junta indicaba que no había una acción de Figura 3: Humo Gris Emitido por la SRB sellado completa dentro de la junta. Derecha en el Transbordador Espacial porros. Challenger. Fuente: Imagen de la NASA.

Se registraron ocho inhalaciones más distintivas de humo cada vez más negro entre Oficina del Oficial Principal de Página Centro de Vuelo Espacial Conocimientos 2 representado por el Administrador de Goddard Copyright © 2011 por el Gobierno de los Estados Unidos la NASA. Todos los derechos reservados.

0,836 segundos. El humo parecía soplar Decisióny de2,500 lanzamiento de GSFC-1041C-1 Challenger hacia arriba desde la articulación. A medida que el transbordador aumentaba su velocidad ascendente, volaba más allá de las bocanadas de humo emergentes y en expansión. El último humo se vio sobre la articulación del campo a los 2.733 segundos. Los motores principales habían sido estrangulados hasta un 104% de su empuje y los SRBs estaban aumentando su empuje cuando la primera llama parpadeante apareció en el SRB derecho en el área de la articulación del campo de popa. Este

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La primera llama muy pequeña fue detectada en la película de imagen mejorada a los 58.788 segundos de vuelo. Parecía originarse a unos 305 grados alrededor de la circunferencia del amplificador en o cerca de la articulación del campo de popa. Aproximadamente al mismo tiempo (60 segundos), la telemetría mostró una diferencia de presión entre las presiones de la cámara en los impulsores derecho e izquierdo. La presión de la cámara de refuerzo derecha fue más baja, lo que confirma la creciente fuga en el área de la articulación del campo. A medida que el penacho de llama aumentaba de tamaño, era desviado hacia atrás por la corriente aerodinámica y circunferencialmente por la estructura protuberante del anillo superior que sujetaba el elevador de presión al tanque externo. Estos dirigieron la pluma hacia la superficie del tanque externo. La llama creciente también afectó al puntal que sujetaba el SRB al tanque externo. La primera indicación visual de que la llama arremolinada de la SRB derecha rompió el tanque externo fue a los 64.660 segundos, cuando se produjo un cambio brusco en la forma y color de la pluma. Esto indicaba que se estaba mezclando con hidrógeno filtrado del tanque externo. Los cambios telemétricos en la presurización del tanque de hidrógeno confirmaron la fuga. Aproximadamente a los 72,20 segundos, el puntal inferior que une el SRB y el tanque externo fue separado o alejado del debilitado tanque de hidrógeno, permitiendo que el SRB derecho gire alrededor del puntal superior del aditamento. A los 73.124 segundos, se observó un patrón de vapor blanco circunferencial floreciendo desde el lado de la cúpula externa del fondo del tanque (ver Figura 4). Este fue el comienzo de la falla estructural del tanque de hidrógeno que culminó con la caída de toda la cúpula de popa. Esto liberó cantidades masivas de hidrógeno líquido del tanque y creó un repentino empuje hacia adelante de aproximadamente 2.~3 millones de libras, empujando el tanque de hidrógeno hacia arriba dentro de la estructura del intertanque. Aproximadamente al mismo tiempo, el SRB derecho giratorio impactó en la estructura del intertanque y en la parte inferior del tanque de oxígeno líquido.

Figura 4: Ruptura del tanque de oxígeno líquido, que se produjo Oficina del Oficial Principal de Página Centro de Vuelo Espacial Conocimientos 4 representado por el Administrador de Goddard Copyright © 2011 por el Gobierno de los Estados Unidos la NASA. Todos los derechos reservados.

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Challenger por encima del elevador de presión/accesorio delantero del tanque y creció en milisegundos hasta el tamaño máximo indicado en el dibujo de la computadora. Fuente: Imagen de la NASA.

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En milisegundos, hubo una combustión masiva y casi explosiva del hidrógeno que fluía desde el fondo del tanque fallido y la brecha de oxígeno líquido en el área del intertanque. El Orbiter, bajo cargas aerodinámicas severas, se rompió en varias secciones grandes, que emergieron de la bola de fuego (Figura 5). Secciones separadas que pueden ser identificadas en la película incluyen la sección principal del motor y la sección de cola con los motores aún en llamas, un ala del Orbiter, y el fuselaje delantero que sigue una masa de líneas umbilicales que se desprenden de la bahía de carga útil. La cabina de tripulación con toda la tripulación dentro fue encontrada en 100 pies de agua el 8 de marzo. Todos estaban todavía atados en sus asientos. Algunos habían activado el oxígeno suplementario. Todos habrían muerto, cuando la cabaña cayó al agua a un estimado de 200 millas por hora si hubieran sobrevivido a la caída. Cómo funcionan las juntas tóricas en la SRB El posicionamiento fotográfico y gráfico computarizado mejorado determinó que la llama del Figura 5: Grandes secciones del Orbitador Emergieron de la Bola de Fuego. Fuente: SRB derecho cerca de la articulación del campo de popa emanaba aproximadamente en la posición Imagen de la NASA. circunferencial de 305 grados. El humo en el momento del despegue apareció en la misma ubicación general. Por lo tanto, al principio de la investigación, el sello correcto de la junta de campo de popa SRB se convirtió en el principal sospechoso de fallo. Este se confirmó cuando el equipo de salvamento recuperó porciones de ambos lados de la junta de popa donde se había quemado un agujero de 28 por 15 pulgadas. Varias causas posibles podrían haber resultado en este fracaso. Durante las operaciones de apilamiento en el sitio de lanzamiento, se ensamblaron cuatro segmentos para formar el motor de cohete sólido. Las juntas resultantes se denominaron juntas de campo. El sellado de la junta se realizó mediante dos juntas tóricas de goma con diámetros de 0,280 pulgadas (+0,005, -0,003), que se instalaron, tal y como se recibió de Morton Thiokol, durante el montaje del motor. La compresión estática de la junta tórica durante y después del montaje viene dictada por el ancho del espacio entre la espiga y la parte interior de la horquilla. Este espacio entre la espiga y la horquilla en cualquier lugar después del montaje estuvo influenciado por el tamaño y la forma (concentricidad) de los segmentos, así como por las cargas sobre los segmentos. La masilla de cromato de zinc se aplicó a la cara de aislamiento de caucho de composición (NBR) antes del montaje. En la configuración ensamblada, la masilla estaba destinada a actuar como barrera térmica para evitar el contacto directo de los gases de combustión con las juntas tóricas. También se pretendía que las juntas tóricas fueran accionadas Oficina del Oficial Principal de Página Centro de Vuelo Espacial Conocimientos 6 representado por el Administrador de Goddard Copyright © 2011 por el Gobierno de los Estados Unidos la NASA. Todos los derechos reservados.

yDecisión selladas por la presión de los gases de combustión desplazando la masilla en el espacio entre de lanzamiento de GSFC-1041C-1 Challenger los segmentos del motor. El desplazamiento de la masilla actuaría como un pistón y comprimiría el aire por delante de la junta tórica primaria, forzándola a entrar en el espacio entre la espiga y la horquilla. Este proceso se conocía como actuación a presión del sello de la junta tórica. Esta estanqueidad accionada por presión era necesaria para que se produjera

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muy temprano durante la ignición transitoria del motor de cohete sólido, porque la separación entre la espiga y la horquilla aumentó a medida que se aplicaban cargas de presión a la articulación durante la ignición. Si la actuación de la presión se retrasa hasta el punto en que el hueco se ha abierto considerablemente, existe la posibilidad de que los gases de combustión del cohete soplen por la junta tórica y dañen o destruyan los sellos. El principal factor que influyó en el tamaño de la abertura de la abertura fue la presión del motor; pero, la abertura de la abertura de la abertura también fue influenciada por las cargas externas y otras dinámicas de la junta. Vea la Figura 6 y la Figura 7 para ver las imágenes de la SRB. Figura 6: Vista seccionada del elevador de cohetes sólidos que muestra el propulsor del motor de cohetes sólidos y la junta de campo de popa. Fuente: Imagen de la NASA.

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Figura 7: Configuración del campo de unión del segmento de popa / segmento central del segmento de popa. Fuente: Imagen de la NASA.

El proceso de revisión de la preparación para el vuelo La Revisión de Preparación de Vuelo del Transbordador fue una actividad cuidadosamente planeada, paso a paso, establecida por la directiva de programa de la NASA SPO-PD 710.5A, diseñada para certificar la preparación de todos los componentes del ensamblaje del Transbordador Espacial. El proceso se centró en el examen de preparación para el vuelo de nivel I, que se llevó a cabo aproximadamente dos semanas antes del lanzamiento. La Revisión de Nivel I (ver Figura 8) fue una conferencia presidida por el Administrador Asociado de la NASA para Vuelo Espacial y apoyada por el Ingeniero Jefe de la NASA, el Gerente del Programa, los Directores del Centro y los Gerentes de Proyecto del Centro Espacial Johnson (JSC), el Centro Marshall de Vuelo Espacial (MSFC) y el Centro Espacial Kennedy (KSC), junto con representantes de alto nivel del Contratista.

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Figura 8: Revisión de la preparación. Fuente: NASA.

Evolución de la cultura técnica de la NASA La cultura técnica original de la NASA se caracterizó por una fuerte competencia técnica "interna" en todas las organizaciones y personal originales de la NASA. Con el programa Apollo, el aumento de la complejidad requería que los ingenieros prácticos se convirtieran en gerentes ejecutivos. Los sistemas de gestión desarrollados inicialmente en la Fuerza Aérea fueron introducidos en la NASA. Los elementos clave de este nuevo sistema de gestión incluían lo siguiente: concurrencia, control de cambios y gestión de configuración, pruebas ambientales, ingeniería de sistemas, planificación por fases y gestión de proyectos. Los fracasos de la década de 1960 sólo dieron lugar a un mayor fortalecimiento de esos métodos, a la implementación de más revisiones de proyectos y al fortalecimiento del control de la configuración. En los decenios siguientes, con una reducción de la fuerza de trabajo (tanto de los funcionarios públicos como de los contratistas) y cambios sutiles en las prácticas de ingeniería y gestión, las capacidades del Organismo se debilitaron. Los cambios en el liderazgo también tuvieron un impacto. En MSFC, el hábito de von Braun de recompensar a aquellos que traían problemas a la luz fue reemplazado por una actitud de "disparar al mensajero" con William Lucas. (Fuente: Primeros 50 años de la NASA, págs. 289-298.)

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La parte formal del proceso se inició por orden del Administrador Asociado para los vuelos espaciales. La directiva describía el calendario para la revisión de la preparación para el vuelo de nivel I y los pasos que la precedieron. El proceso se inició en el Nivel IV y los Contratistas certificaron formalmente por escrito la disponibilidad para volar de los elementos de los que eran responsables. La certificación se hizo a los Gerentes de Proyecto de Nivel III de la NASA en JSC y MSFC. Además, en MSFC la revisión fue seguida de una presentación directamente al Director del Centro. En el KSC, la Revisión de Nivel III, presidida por el Director del Centro, verificó la preparación de los elementos de apoyo al lanzamiento. El siguiente paso en el proceso fue la Certificación de Preparación para el Vuelo para el Gerente de Programa de Nivel II en JSC. En esta revisión, cada elemento del Programa del Transbordador Espacial avaló que había completado satisfactoriamente la fabricación, ensamblaje, prueba y verificación del elemento pertinente, incluyendo la certificación de los Contratistas de que el diseño y el rendimiento estaban a la altura de los estándares. El proceso de evaluación de la preparación para el vuelo culminó en la evaluación de nivel I. En la notificación inicial del examen, la directriz de nivel I estableció un equipo de gestión de la misión para la misión en cuestión. El equipo asumió la responsabilidad de la preparación de cada transbordador durante un período que comenzó 48 horas antes del lanzamiento y continuó hasta la salida de la tripulación después del aterrizaje y la seguridad del Orbiter. Durante todo el período, el Equipo de Gestión de la Misión prestó apoyo al Administrador Asociado para los vuelos espaciales y al Director del Programa. Se celebró una reunión estructurada del Equipo de Gestión de la Misión, denominada L-1, las 24 horas del día anterior a cada lanzamiento programado. Su agenda incluía el cierre de cualquier trabajo abierto, el cierre de cualquier punto de acción de la Revisión de Preparación para el Vuelo, una discusión de anomalías nuevas o continuas, y una sesión informativa actualizada sobre las condiciones meteorológicas previstas en el sitio de lanzamiento y en los sitios de aterrizaje de abortos en diferentes partes del mundo. Era práctica habitual de los funcionarios de nivel I y II fomentar la notificación de nuevos problemas o preocupaciones que pudieran haberse planteado en el intervalo entre la revisión de la capacidad de vuelo y la reunión L-1, y entre la L1 y el lanzamiento. La Revisión de Preparación para el Vuelo se llevó a cabo, como estaba programado, el 15 de enero. Al día siguiente, Aldrich publicó el calendario de las reuniones combinadas del Equipo de Administración de Nivel I/Misión; también anunció planes para que las reuniones del Equipo de Administración de la Misión continuaran durante toda la Misión e incluyó el calendario para la Revisión L-1. El 23 de enero, Moore emitió una directiva declarando que la Revisión de Preparación para Vuelo se había llevado a cabo el 15 y que 51-L estaba listo para volar hasta que se cerrara el trabajo abierto, se realizara una cuenta regresiva satisfactoria y se completaran los puntos de acción restantes de la Revisión de Preparación para Vuelo, que debían ser cerrados durante la reunión L-1. No se identificaron problemas con la OSR. Desde diciembre de 1982, las juntas tóricas han sido designadas como una característica de "Criticidad 1" del diseño SRB, un término que denota un punto de fallo -sin respaldo- que podría causar una pérdida de "vida útil o del vehículo si" el componente fallara. En julio de 1985, después de que una junta de boquilla en el STS 51-B mostrara erosión de una junta tórica secundaria, lo que indicaba que el sello primario había fallado, se impuso una restricción de Oficina del Oficial Principal de Página Centro de Vuelo Espacial Conocimientos 11 representado por el Administrador de Goddard Copyright © 2011 por el Gobierno de los Estados Unidos la NASA. Todos los derechos reservados.

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51-F y en los lanzamientos subsiguientes. Esas limitaciones habían sido impuestas y renunciadas regularmente por el Gerente de Proyecto de la OSR en MSFC, Lawrence B. Mulloy. Ni Moore (Nivel I) ni Aldrich (Nivel II) ni Thomas conocían la restricción de lanzamiento, ni la razón de la misma, ni las seis exenciones consecutivas anteriores a 51-L en el momento del Vuelo.

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Proceso de revisión de preparación para 51-L. Hubo otros caminos independientes de reporte del sistema que fueron diseñados para traer información sobre las anomalías de la articulación de la OSR. Uno de ellos fue el grupo de trabajo de Thiokol Engineers y MSFC Engineers, que habían estado realizando pruebas de presión de subescala en Wasatch durante 1985. Los datos de las pruebas generaron una creciente preocupación y frustración por parte de algunos de los participantes del Thiokol y algunos de los participantes del MSFC. Estos fueron documentados, pero no reportados al Nivel II. Otra vía fue el examen en cada revisión de la preparación para el vuelo de la evidencia de anomalías de vuelos anteriores. Para el 51-L, los datos presentados en este último camino, si bien alcanzaron los niveles I y II, nunca se referían a anomalías de prueba ni a anomalías de vuelo con juntas tóricas. En las revisiones de preparación de 51-L, pareció que ni la gerencia de Thiokol ni los gerentes de proyecto de Nivel III del MSFC creían que el golpe de anillo O y el riesgo de erosión fueran críticos. Después de una maleza debido a los fuertes vientos del 27 de enero, a las 2:00 p.m. EST de ese día, el Equipo de Gestión de la Misión se reunió de nuevo. En ese momento, se esperaba que el tiempo se despejara, pero parecía que las temperaturas estarían en los 20 grados centígrados durante unas 11 horas. Se plantearon cuestiones con respecto a los efectos del clima frío en las instalaciones de lanzamiento, incluidos los desagües, el agua de lavado de ojos y de ducha, el sistema de extinción de incendios y los platos de agua a presión. Se decidió activar los calentadores en el Orbiter, pero no se expresaron preocupaciones sobre los anillos tóricos en los SRBs. La decisión fue proceder con la cuenta atrás y con el abastecimiento de combustible, pero se pidió a todos los miembros del equipo que revisaran la situación y llamaran si surgían problemas. Aproximadamente a las 2:30 p.m. EST, en la planta Wasatch de Thiokol, Robert Ebeling, después de enterarse de la baja temperatura prevista para el lanzamiento, convocó una reunión con Roger Boisjoly y con otros ingenieros de Thiokol. Ebeling estaba preocupado por las temperaturas frías previstas en KSC. Por la tarde del mismo día, el enlace de Allan McDonald-Thiokol para el proyecto SRB en KSC recibió una llamada telefónica de Ebeling, expresando su preocupación por el rendimiento de las juntas de campo SRB a bajas temperaturas. El Centro de Operaciones de Lanzamiento dijo que pensaban que llegaría a los 22 grados como mínimo en las primeras horas de la mañana, probablemente alrededor de las 6:00 en punto, y que estaban pronosticando una temperatura de unos 26 grados a la hora prevista (de lanzamiento), alrededor de las 9:38 de la mañana siguiente. En respuesta, se estableció una teleconferencia en KSC con los gerentes del MSFC (NASA), los gerentes de Morton-Thiokol y el Equipo de Operaciones de Lanzamiento. La primera fase de la teleconferencia comenzó a las 5:45 p.m., hora del Este; entre los participantes se encontraban Reinartz, Lovingood, Hardy y numerosas personas de KSC, MSFC y Thiokol-Wasatch. Morton Thiokol expresó su preocupación por el efecto de la baja temperatura en las juntas tóricas y en el sello de la junta, junto con la opinión de que el lanzamiento debería retrasarse.

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Aproximadamente a las 8:45 p.m. EST, comenzó la Fase 2 de la teleconferencia, porque las cartas Thiokol y los datos escritos habían llegado a KSC por fax. Los gráficos presentaban una historia de la erosión de la junta tórica y el blow-by en las juntas SRB de vuelos anteriores, los resultados de las pruebas de subescala en Thiokol y los resultados de las pruebas estáticas de los motores de cohetes sólidos. Testimonio sobre las Teleconferencias3 Sr. Roger Boisjoly: He expresado mi profunda preocupación por el lanzamiento a baja temperatura. Presenté la Tabla 2-1...... ...Aborda la mayor preocupación de la unión de campo tanto en la condición transitoria de ignición como en la condición de estado estacionario, y realmente establece la razón por la que continuamos volando. Básicamente, si la erosión penetra en el sello primario de la junta tórica, hay una mayor probabilidad de que no haya capacidad de sello secundario en la condición de estado estable.

Gráfico 2-1: Presentado por Roger Boisjoly de Thiokol Resumiendo las Preocupaciones Primarias con la Junta de Campo y sus Sellos de Anillo O en los Boosters. Fuente: NASA.

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El testimonio presentado aquí es extraído del Informe de la Comisión Presidencial sobre el Accidente del

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Decisión de lanzamiento de GSFC-1041C-1 Challenger Trasbordador Espacial Challenger (también conocido como Informe de la Comisión Rogers), Vol. 4, Testimonio del

26 de febrero de 1986. Disponible en: http://history.nasa.gov/rogersrep/v4part7.htm#4. Consultado el 21 de julio de 2014.

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Luego presenté la Tabla 2-2 con preocupaciones adicionales relacionadas con la función de tiempo. Y básicamente en ese gráfico, empecé hablando de una temperatura más baja que la base de datos actual que resulta en el cambio de la función de tiempo de sellado de la junta tórica primaria,.... En mi opinión, tendríamos un mayor tiempo de actuación de la presión de la junta tórica, y eso es lo que presenté. Si el tiempo de acción aumenta, entonces el umbral de la capacidad de presurización del sello secundario se aproxima. Ese era mi miedo. Si se alcanza el umbral, entonces el sello secundario puede no ser capaz de ser de todo lo que se había presentado hasta ese momento. Alguien en Internet comentó que tuvimos hollín en los motores de cohetes sólidos (SRM)22[Vuelo 61-A, octubre de 1985], que fue lanzado a 75 grados. No recuerdo quién hizo el comentario, pero ahí es donde llegó el primer comentario sobre la disparidad entre mi conclusión y los datos observados porque SRM-22[vuelo 61-A, octubre de 1985] había pasado por alto esencialmente un lanzamiento a temperatura ambiente. Entonces dije que el SRM-15[Vuelo 51-C, enero de 1985] tenía mucho más indicación de golpe por golpe y que de hecho nos estaba diciendo que una temperatura más baja era un factor. Esto fue apoyado por la inspección del hardware volado por mí mismo. Me volvieron a pedir datos para apoyar mi afirmación, y dije que no tengo nada más que lo que se está presentando, y que había estado tratando de obtener datos sobre la resiliencia, tanto Arnie como yo, desde octubre pasado, y esa afirmación se mencionó en Internet. Presidente William Rogers: ¿Cuál fue la conclusión? Sr. Boisjoly: La conclusión fue que no deberíamos volar fuera de nuestra base de datos, que era de 53 grados. Esas fueron las conclusiones. Y estábamos muy contentos porque sabíamos de antemano, después de haber participado en la preparación, cuáles eran las conclusiones, y nos sentíamos muy cómodos con eso. Fue en ese momento cuando se le preguntó al Sr. George Hardy de MSFC qué pensaba sobre la recomendación del MTI[Morton Thiokol, Inc.], y dijo que estaba horrorizado por la decisión del MTI. También se le preguntó al Sr. Hardy sobre el lanzamiento, y dijo que no, que no si el Contratista recomendaba no lanzar, no iría en contra del Contratista y el lanzamiento. Oficina del Oficial Principal de Página Centro de Vuelo Espacial Conocimientos 16 representado por el Administrador de Goddard Copyright © 2011 por el Gobierno de los Estados Unidos la NASA. Todos los derechos reservados.

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La NASA le preguntó al Sr. Joe Kilminster si quería lanzar, y dijo "no", porque la recomendación de la ingeniería era no lanzar. Entonces la gerencia del MTI pidió un caucus de cinco minutos. No estoy seguro exactamente de quién pidió eso, pero se pidió de tal manera que recuerdo que se pidió, un caucus de cinco minutos, que pusimos en la línea en silencio y nos desconectamos con el resto de Internet. Sr. Boisjoly: Bien, el caucus comenzó por el Sr. Jerry Mason declarando que era necesaria una decisión de la gerencia. Los que nos opusimos al lanzamiento continuamos manifestándonos, y me refiero específicamente al Sr. Arnold Thompson y a mí mismo porque, según recuerdo, él y yo fuimos los únicos que seguimos oponiéndonos enérgicamente al lanzamiento. Intentábamos volver a revisar y tratar de dejar claro lo que estábamos tratando de transmitir, y no podíamos entender por qué se iba a revertir. Así que hablamos y tratamos de explicar una vez más los efectos de la baja temperatura. Arnie[Arnold Thompson] en realidad se levantó de su posición, que era la mesa, y subió la mesa y puso un cuarto de almohadilla frente a la mesa, frente a la gente de la gerencia, y trató de esbozar una vez más cuál era su preocupación con la articulación, y cuando se dio cuenta de que no estaba logrando pasar, simplemente se detuvo. Lo intenté una vez más con las fotos. Tomé las fotos, y subí a discutir las fotos una vez más y traté de dejar claro que era mi opinión, a partir de las observaciones reales, que la temperatura era en realidad un discriminador y que no deberíamos ignorar las pruebas físicas que habíamos observado. Y de nuevo, mencioné que el SRM- 15[Vuelo 51-C, enero de 1985] tenía un arco de grasa negra de 110 grados, mientras que el SRM-22[Vuelo 61-A, octubre de 1985] tenía una cantidad relativamente diferente, que era menor y no era tan negra. También me detuve cuando era evidente que no conseguía que nadie me escuchara. Dr. Walker: En este punto, ¿alguien más habló a favor del lanzamiento? Sr. Boisjoly: Después de que Arnie y yo tuvimos nuestra última palabra, el Sr. Mason dijo que tenemos que tomar una decisión de gestión. Se volvió hacia Bob Lund y le pidió que se quitara su sombrero de ingeniero y se pusiera su sombrero de gerente. A partir de ese momento, la dirección formuló los puntos en los que basar su decisión. Presidente Rogers: ¿Cómo explica el hecho de que pareciera que cambió de opinión cuando se cambió el sombrero? Sr. Lund: Supongo que debemos retroceder un poco más en la conversación. Hemos tratado con MSFC durante mucho tiempo y siempre hemos estado en la posición de defender nuestra posición para asegurarnos de que estábamos listos para volar, y supongo que no me di cuenta hasta después de esa reunión y después de varios días que habíamos cambiado absolutamente nuestra posición de lo que habíamos sido antes. Pero esa noche supongo que nunca había tenido ese tipo de cosas de la gente de MSFC. Teníamos que demostrarles que no estábamos preparados, así que nos pusimos a pensar que estábamos tratando de encontrar alguna manera de demostrarles que no funcionaría, y fuimos incapaces de hacerlo. No pudimos probar absolutamente que ese motor no funcionaría. Presidente Rogers: En otras palabras, ¿creyó honestamente que tenía el deber de probar que no funcionaría? Oficina del Oficial Principal de Página Centro de Vuelo Espacial Conocimientos 17 representado por el Administrador de Goddard Copyright © 2011 por el Gobierno de los Estados Unidos la NASA. Todos los derechos reservados.

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El Sr. Robert Lund: Bueno, ese es el modo en el que nos pusimos esa noche. Parece que siempre hemos estado en el modo opuesto. Debería haberlo detectado, pero no lo hice, pero los papeles cambiaron. Véase en el Apéndice 3 una lista de las personas mencionadas en el estudio de caso.

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Apéndice 1 Referencias de casos NASA. Los primeros 50 años de la NASA: Perspectivas históricas. Ed. por Steven J. Dick, pp. 289298. NASA. Secuencia de los Grandes Acontecimientos del Accidente del Impugnante. Disponible en: http://science.ksc.nasa.gov/shuttle/missions/51-l/docs/events.txt. Consultado el 21 de julio de 2014. NASA. Rediseño del motor de un cohete sólido. Disponible en: http://www.spaceflight.nasa.gov/shuttle/reference/shutref/mods/srm/. Consultado el 21 de julio de 2014. Gobierno de los Estados Unidos. Accidente del transbordador espacial Challenger (también conocido como Informe de la Comisión Rogers), Informe de la Comisión Presidencial sobre el accidente del transbordador espacial Challenger. 6 de junio de 1986, Washington, D.C. Disponible en: http://history.nasa.gov/rogersrep/genindex.htm. Consultado el 21 de julio de 2014. Gobierno de los Estados Unidos. Accidente del transbordador espacial Challenger (también conocido como Informe de la Comisión Rogers), Informe de la Comisión Presidencial sobre el accidente del transbordador espacial Challenger. Vol. 4, Testimonio del 26 de febrero de 1986. Disponible en: http://history.nasa.gov/rogersrep/v4part7.htm#4. Consultado el 21 de julio de 2014.

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Apéndice 2 Acrónimos del caso

EST JSC KSC MSFC MTI CPE OSR MER

Hora estándar del Este Centro Espacial Johnson Centro Espacial Kennedy Centro de Vuelos Espaciales Marshall Morton Thiokol, Inc. Contratista de procesamiento de lanzaderas cohetes propulsores sólidos motores de cohetes sólidos

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Apéndice 3 Individuos Mencionados en este Caso 

Arnold D. Aldrich, Director del Programa del Transbordador Espacial



Jesse Moore, Administrador Asociado de Vuelo Espacial



James A. (Gene) Thomas, Director Adjunto de Lanzamiento y Operaciones, KSC



Stanley R. Reinartz, Gerente, Oficina de Proyectos de Shuttle



Judson A. Lovingood, Subdirector de la Oficina de Proyectos de Shuttle



George Hardy, Director Adjunto de Ciencia e Ingeniería, MSFC



Lawrence B. Mulloy, Gerente, Proyecto SRB, MSFC



Roger Boisjoly, Miembro, Seal Task Force, Morton Thiokol Wasatch Division



Robert K. Lund, Vicepresidente de Ingeniería, División Morton Thiokol Wasatch



Robert Ebeling, Gerente, Sistema de Encendido y Montaje Final, Proyecto SRB, MTI



Allan McDonald, Director, Proyecto SRM, MTI



Joe C. Kilminster, Vicepresidente, Programa de Refuerzo Espacial, MTI



Arnold Thompson, Supervisor, Casos de motores cohetes, MTI



Jerry Mason, Vicepresidente Senior de Operaciones de Wasatch, MTI



William P. Rogers, Presidente de la Comisión Presidencial sobre el Transbordador Espacial Accidente de Challenger.

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