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By NASA
This article is from the 2024 Technical Update.
The NESC evaluated material compatibility of some common aerospace metals in monomethylhydrazine (MMH) and nitrogen tetroxide (MON-3). Previous work had identified a lack of quantitative compatibility data for nickel alloy 718, 300 series stainless steel, and titanium Ti-6Al-4V in MMH and MON-3 to support the use of zero-failure-tolerant, thin-walled pressure barriers in these propellants. Static (i.e., not flowing) general corrosion and electrochemistry testing was conducted, evaluating varied processing forms and heat treatment of the metals, water content of propellant, and exposure duration. Corrosion-rate data for all tested product forms, fluids, and durations were on the order of 1 x 10–6 inch per year rather than the previously documented “less than 1 x 10–3 inch per year”. The majority of the corrosion products were seen in the first 20 days of exposure, with an overall corrosion rate decreasing with time due to the increased divisor (time). It is therefore recommended that corrosion testing be performed at multiple short-term durations to inform the need for longer-duration testing.
Background
Nickel alloy 718, 300 series stainless steel, and Ti-6Al-4V are commonly used in storable propulsion systems (i.e., MMH/MON-3), but a concern was raised regarding what quantitative compatibility data were available for proposed zero-failure-tolerant, thin-walled (~0.005 to 0.010 inch thickness) pressure barrier designs. A literature search found that limited and conflicting data were available for commonly used aerospace metals in MMH and MON-3. For example, corrosion behavior was listed qualitatively (e.g., “A” rating), data on materials and fluids tested were imprecise, fluids were identified as contaminated without describing how they were contaminated, no compatibility data were found on relevant geometry specimens (i.e., very thin-walled or convoluted), and limited data were available to quantify differences between tested materials and flight components. When corrosion data were quantified, documented sensitivity was “1 x 10–3 inch per year or less”, which is insufficient for assessing long-duration, thin-walled, flight-weight applications.
Discussion
General corrosion testing was performed with a static/non-flowing configuration based on NASA-STD-6001, Test 15 [1]. Design of experiments methods were used to develop a test matrix varying material, propellant, propellant water content, and tested duration. Materials tested were nickel alloy 718 (solution annealed sheet, aged sheet, aged/welded sheet, and hydroformed bellows), 300 series stainless steel (low carbon sheet, titanium stabilized sheet, and hydroformed bellows), and Ti 6Al-4V sheet. Samples were tested in sealed test tubes in MMH and MON-3 with water content ranging from as-received (“dry”) up to specification allowable limits [2,3]. Tested durations ranged from 20 to 365 days. Measurements included inductively coupled plasma mass spectrometry (ICPMS) to identify corrosion products and their concentrations in test fluid, gravimetric (i.e., scale) measurements pre- and post-exposure, and visual inspection. Bimetallic pairs (titanium stabilized 300 series stainless steel: Ti 6Al-4V and nickel alloy 718: Ti 6Al-4V) were tested for up to 65 days in both MMH and MON-3. The test setup incorporated important features of the test standard (e.g., electrode spacing and finish) and adapted the configuration for MMH/MON-3 operation. Measurements included potential difference and current flow between samples. Figure 1 shows images of the general corrosion and bimetallic pair test setups.
Test Results
For all tested materials and product forms, corrosion rates were on the order of 1 x 10–6 inch per year in MMH or MON-3, three orders of magnitude lower than historically reported. Corrosion products were generated in the first 20 days of exposure, and corrosion rate decreased with time due to the increase in divisor (i.e., time). Corrosion products increased as the water content of the propellants increased but remained in the same order of magnitude between the as-received dry propellant and propellant containing the maximum water content allowed by specification. Figure 2 illustrates test results for corrosion rate, mass loss with duration, and mass loss with water content. It is important to note that water has been demonstrated to contribute to flow decay even when water is within the specification allowable limit, and previous NASA-STD-6001 Test 15 data have demonstrated susceptibility of some nickel alloys to crevice-type corrosion attack [4]. Therefore, these results do not reduce the importance of considering the system impact of water content and evaluating for crevice corrosion behavior. Finally, in the bimetallic pair testing, tested materials did not measurably corrode in MON-3 and MMH within specification-allowable water content, as evidenced by no visual indications of corrosion and very low electrical interaction (i.e., corrosion rates derived to be less than 1 microinch per year from electrical interaction).
Recommendations
It is recommended that corrosion testing be performed at multiple shortterm durations to inform the need for longer-duration testing.
References
NASA-STD-6001 Flammability, Odor, Offgassing, and Compatibility Requirements
and Test Procedures for Materials In Environments that Support Combustion MIL-PRF-27404 Performance Specification: Propellant, Monomethylhydrazine MIL-PRF-26539 Performance Specification: Propellants, Dinitrogen Tetroxide WSTF Test 15 Report 12-45708 and WSTF Test 15 Report 13-46207 View the full article
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By NASA
El 28 de junio de 2024, la nave espacial Orion de Artemis II es retirada de la Celda de Ensamblaje Final y Pruebas del Sistema (FAST, por sus siglas en inglés) y colocada en la cámara de altitud oeste dentro del Edificio de Operaciones y Revisión del Centro Espacial Kennedy de la NASA en Florida. Dentro de la cámara de altitud, la nave espacial se sometió a una serie de pruebas que simulaban las condiciones de vacío del espacio profundo.Crédito de la foto: NASA / Rad Sinyak Read this story in English here.
Tras extensos análisis y pruebas, la NASA ha identificado la causa técnica de la pérdida imprevista de material carbonizado en el escudo térmico de la nave espacial Orion de Artemis I.
Los ingenieros determinaron que, cuando Orion regresaba de su misión sin tripulación alrededor de la Luna, los gases generados dentro del material ablativo exterior del escudo térmico, denominado Avcoat, no pudieron ventilarse y disiparse como estaba previsto. Esto permitió que se acumulara presión y se produjeran grietas, lo que causó que parte del material carbonizado se desprendiera en varios lugares.
“Nuestros primeros vuelos de Artemis son una campaña de prueba, y el vuelo de prueba de Artemis I nos dio la oportunidad de comprobar nuestros sistemas en el entorno del espacio profundo antes de incorporar a la tripulación en futuras misiones”, dijo Amit Kshatriya, administrador asociado adjunto de la Oficina del programa De la Luna a Marte, en la sede de la NASA en Washington. “La investigación sobre el escudo térmico ayudó a garantizar que comprendiéramos completamente la causa y la naturaleza del problema, así como el riesgo que les pedimos a nuestras tripulaciones que asuman cuando emprendan su viaje a la Luna”.
Los hallazgos
Los equipos técnicos adoptaron un enfoque metódico para comprender e identificar el origen del problema de pérdida de material carbonizado, incluyendo el muestreo detallado del escudo térmico de Artemis I, la revisión de las imágenes y los datos de los sensores de la nave espacial, y pruebas y análisis exhaustivos en tierra.
Durante Artemis I, los ingenieros utilizaron la técnica de guiamiento de reentrada atmosférica doble para el regreso de Orion a la Tierra. Esta técnica ofrece más flexibilidad ya que amplía el alcance del vuelo de Orion después del punto de reentrada para llevarlo hasta un lugar de amerizaje en el océano Pacífico. Con esta maniobra, Orion se sumergió en la parte superior de la atmósfera de la Tierra y utilizó la resistencia atmosférica para reducir su velocidad. A continuación, Orion utilizó la sustentación aerodinámica de la cápsula para rebotar y salir de nuevo de la atmósfera, para luego volver a entrar en el descenso final con paracaídas para su amerizaje.
Utilizando los datos de la respuesta del material Avcoat de Artemis I, el equipo de investigación pudo simular el entorno de la trayectoria de entrada de Artemis I —una parte clave para comprender la causa del problema— dentro de la instalación de chorro en arco del Centro de Investigación Ames de la NASA en California. Observaron que, durante el período entre las inmersiones en la atmósfera, las tasas de calentamiento disminuyeron y la energía térmica se acumuló dentro del material Avcoat del escudo térmico. Esto condujo a la acumulación de gases que forman parte del proceso de ablación (desgaste) previsto. Debido a que el Avcoat no tenía “permeabilidad”, la presión interna se acumuló y produjo el agrietamiento y el desprendimiento desigual de la capa exterior.
Los equipos técnicos realizaron extensas pruebas en tierra para simular el fenómeno de rebote en la reentrada antes de la misión Artemis I. Sin embargo, hicieron pruebas a velocidades de calentamiento mucho más altas que las que la nave espacial experimentó durante su vuelo. Las altas velocidades de calentamiento puestas a prueba en tierra permitieron que el material carbonizado permeable se formara y se desgastara como estaba previsto, liberando la presión del gas. El calentamiento menos severo observado durante la reentrada real de Artemis I desaceleró el proceso de formación de material carbonizado, al tiempo que siguió creando gases en esta capa de material. La presión del gas se acumuló hasta el punto de agrietar el Avcoat y liberar partes de la capa carbonizada. Las mejoras recientes en la instalación de chorro en arco han permitido una reproducción más precisa de los entornos de vuelo registrados por Artemis I, de modo que este comportamiento de agrietamiento pudo demostrarse en pruebas en tierra.
Si bien Artemis I no estaba tripulado, los datos del vuelo mostraron que, si la tripulación hubiera estado a bordo, habría estado a salvo. Los datos de la temperatura de los sistemas del módulo de tripulación dentro de la cabina también estaban dentro de los límites y se mantenían estables, con temperaturas alrededor de los 24 grados centígrados (75 grados Fahrenheit). El desempeño del escudo térmico superó las expectativas.
Los ingenieros comprenden tanto el fenómeno material como el entorno con el que interactúan los materiales durante la entrada a la atmósfera. Al cambiar el material o el entorno, pueden predecir cómo responderá la nave espacial. Los equipos de la NASA acordaron por unanimidad que la agencia puede desarrollar un análisis de vuelo aceptable que mantenga a la tripulación segura utilizando el actual escudo térmico de Artemis II con cambios operativos para su entrada en la atmósfera.
El proceso de investigación de la NASA
Poco después de que los ingenieros de la NASA descubrieran las condiciones del escudo térmico de Artemis I, la agencia comenzó un extenso proceso de investigación, el cual contó con un equipo multidisciplinario de expertos en sistemas de protección térmica, aerotermodinámica, pruebas y análisis térmicos, análisis de estrés (fatiga de materiales), pruebas y análisis de materiales, y muchos otros campos técnicos relacionados. El Centro de Ingeniería y Seguridad de la NASA también participó para aportar su experiencia técnica, incluyendo evaluación no destructiva, análisis térmico y estructural, análisis de árbol de fallas y otros métodos de respaldo de las pruebas.
“Nos tomamos muy en serio nuestro proceso de investigación del escudo térmico, con la seguridad de la tripulación como la fuerza impulsora que mueve esta investigación”, dijo Howard Hu, gerente del Programa Orion del Centro Espacial Johnson de la NASA en Houston. “El proceso fue extenso. Le dimos al equipo el tiempo necesario para investigar todas las causas posibles, y trabajaron incansablemente para asegurarse de que entendiéramos el fenómeno y los pasos necesarios para mitigar este problema en futuras misiones”.
El escudo térmico de Artemis I estaba muy cargado de instrumentos para este vuelo, e incluía sensores de presión, extensómetros y termopares a diferentes profundidades del material ablativo. Los datos de estos instrumentos acrecentaron el análisis de muestras físicas, lo que permitió al equipo validar modelos informáticos, crear reconstrucciones de entornos, proporcionar perfiles de temperatura interna y dar información sobre el momento de la pérdida de material carbonizado.
Alrededor de 200 muestras de Avcoat fueron extraídas del escudo térmico de Artemis I en el Centro de Vuelo Espacial Marshall de la NASA en Alabama para su análisis e inspección. El equipo llevó a cabo una evaluación no destructiva para “ver” dentro del escudo térmico.
Uno de los hallazgos más importantes que arrojó el examen de estas muestras fue que algunas superficies en la zona del Avcoat permeable, las cuales habían sido identificadas antes del vuelo, no sufrieron agrietamiento ni pérdida de material carbonizado. Dado que estas superficies eran permeables al comienzo de la entrada en la atmósfera, los gases producidos por la ablación pudieron ventilarse adecuadamente, eliminando la acumulación de la presión, el agrietamiento y la pérdida de material carbonizado.
Los ingenieros hicieron ocho campañas separadas de pruebas térmicas posteriores al vuelo para respaldar el análisis del origen de estas condiciones, y completaron 121 pruebas individuales. Estas pruebas fueron llevadas a cabo en instalaciones en diferentes lugares de Estados Unidos que cuentan con capacidades únicas, entre ellas: la Instalación de Calentamiento Aerodinámico en el Complejo de Chorro en Arco del centro Ames, para poner a prueba perfiles de calentamiento convectivo con diversos gases de prueba; el Laboratorio de Evaluación de Materiales Endurecidos por Láser en la Base de la Fuerza Aérea Patterson-Wright en Ohio, con el fin de poner a prueba perfiles de calentamiento radiativo y proporcionar radiografías en tiempo real; y la Instalación de Calentamiento por Interacción del centro Ames, para poner a prueba perfiles combinados de calentamiento convectivo y radiativo en el aire en bloques completos, esto es, aplicando todas las pruebas en cada bloque de material.
Los expertos en aerotermia también completaron dos campañas de pruebas en el túnel de viento hipersónico del Centro de Investigación Langley de la NASA en Virginia y en las instalaciones de pruebas aerodinámicas del CUBRC en Buffalo, Nueva York, para realizar pruebas con una diversidad de configuraciones de pérdida de material carbonizado, y mejorar y validar los modelos analíticos. También se realizaron pruebas de permeabilidad en el centro Kratos en Alabama, en la Universidad de Kentucky y en el centro Ames para caracterizar aún mejor el volumen elemental y la porosidad del Avcoat. La instalación de pruebas del centro de investigaciones Advanced Light Source, una instalación para usuarios científicos del Departamento de Energía de Estados Unidos en el Laboratorio Nacional Lawrence Berkeley, también fue utilizada por los ingenieros para examinar el comportamiento del calentamiento del Avcoat a nivel microestructural.
En la primavera de 2024, la NASA creó un equipo de revisión independiente que realizó una revisión exhaustiva del proceso de investigación, los hallazgos y los resultados de la agencia. La revisión independiente fue dirigida por Paul Hill, un exdirectivo de la NASA que se desempeñó como director principal de vuelo del transbordador espacial para el programa Return to Flight (Regreso a los vuelos) después del accidente del Columbia, quien también dirigió la Dirección de Operaciones de Misiones de la NASA y es miembro actual del Panel Asesor de Seguridad Aeroespacial de la agencia. La revisión se llevó a cabo durante un período de tres meses a fin de evaluar las condiciones del escudo térmico posteriores al vuelo, los datos del entorno para la entrada a la atmósfera, la respuesta térmica del material ablativo y el avance de las investigaciones de la NASA. El equipo de revisión estuvo de acuerdo con los hallazgos de la NASA sobre la causa técnica del comportamiento físico del escudo térmico.
Avances en el escudo térmico
Al saber que la permeabilidad de Avcoat es un parámetro clave para evitar o minimizar la pérdida de material carbonizado, la NASA tiene la información correcta para garantizar la seguridad de la tripulación y mejorar el desempeño de los futuros escudos térmicos del programa Artemis. A lo largo de su historia, la NASA ha aprendido de cada uno de sus vuelos e incorporado mejoras en el hardware y las operaciones. Los datos recopilados a lo largo del vuelo de prueba de Artemis I han proporcionado a los ingenieros información valiosísima para guiar futuros diseños y refinamientos. Los datos de desempeño del vuelo de retorno lunar y un sólido programa de calificación de pruebas en tierra, mejorado después de la experiencia del vuelo de Artemis I, están respaldando las mejoras en la producción del escudo térmico de Orion. Los futuros escudos térmicos para el regreso de Orion en las misiones de alunizaje de Artemis están en producción para lograr una uniformidad y permeabilidad consistente. El programa de calificación se está completando actualmente, junto con la producción de bloques de Avcoat más permeables, en la Instalación de Ensamblaje Michoud de la NASA en Nueva Orleans.
Para obtener más información sobre las campañas Artemis de la NASA, visita el sitio web (en inglés):
https://www.nasa.gov/artemis
-fin-
Meira Bernstein / Rachel Kraft / María José Viñas
Sede, Washington
202-358-1600
meira.b.bernstein@nasa.gov / rachel.h.kraft@nasa.gov / maria-jose.vinasgarcia@nasa.gov
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By NASA
Mars: Perseverance (Mars 2020) Perseverance Home Mission Overview Rover Components Mars Rock Samples Where is Perseverance? Ingenuity Mars Helicopter Mission Updates Science Overview Objectives Instruments Highlights Exploration Goals News and Features Multimedia Perseverance Raw Images Images Videos Audio More Resources Mars Missions Mars Sample Return Mars Perseverance Rover Mars Curiosity Rover MAVEN Mars Reconnaissance Orbiter Mars Odyssey More Mars Missions The Solar System The Sun Mercury Venus Earth The Moon Mars Jupiter Saturn Uranus Neptune Pluto & Dwarf Planets Asteroids, Comets & Meteors The Kuiper Belt The Oort Cloud 2 min read
Perseverance Matters
Close-up view of Cheyava Falls natural surface on Mars where chunks of olivine (pale green) in the straight veins and leopard spots in the center are seen. NASA/JPL-Caltech/MSSS In January 2024, the SHERLOC instrument aboard NASA’s Mars 2020 Perseverance rover encountered a significant issue. A fault in the instrument’s motor caused the dust cover and autofocus mechanism to become inoperative, putting the rover’s SHERLOC Raman spectroscopy capability at risk.
Although Mars had posed an unexpected challenge, members of the SHERLOC operations team working together with the rover engineers refused to give up.
Fortunately, a motion of the arm on Sol 1077, almost exactly two months after the original issue occurred, resulted in the dust cover moving to a nearly fully open position. As a result, the team began to look for ways to focus the optics and operate SHERLOC with the dust cover in this open position. These efforts involved many trials and errors, several rounds of diagnostic examinations, analyses, and troubleshooting around the clock.
And as they say, “It does not matter how slowly you go so long as you do not stop”.
After much hard work and persistence, the team successfully brought the SHERLOC instrument back online in June 2024 with a successful observation of the rock target Walhalla Glades. It was just the start of an exciting summer for SHERLOC.
In July 2024, SHERLOC’s Raman capability, whose destiny was uncertain a month ago, performed multiple calibrations, scans, and observations on a rock named “Cheyava Falls” and the team was thrilled to discover the mission’s most compelling evidence for organics in the Jezero crater. Organic compounds can be formed through biological or non-biological processes and the organics that SHERLOC observed in Cheyava Falls would need to be studied in laboratories here on Earth for their origin to be determined. Regardless of how they formed, the Cheyava Falls organics could tell us a great deal about the Red Planet’s past and present carbon inventory, a possible early carbon cycle, and the precursor conditions to life as we know it.
It is an important and exciting juncture in Mars exploration and astrobiology. This year, the SHERLOC instrument beat the odds and made one of the most exciting discoveries of the Mars 2020 mission. As the mission encounters and overcomes problems like that experienced by SHERLOC, we find that exploring Mars can also lead to discovering the team’s persistence and Perseverance.
Written by Anushree Srivastava, Postdoctoral Fellow at Carnegie Institution. Member of Mars 2020 SHERLOC Science and Operations Team
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By HubbleSite
Finding lots of dust around stars may not sound like anything astronomers would get excited about. The universe is a dusty place. But dust around a young star can be evidence that planet formation is taking place. This isn’t a new idea. In 1755, German Philosopher Immanuel Kant first proposed that planets formed around our Sun in a debris disk of gas and dust. Astronomers imagined that this process might take place around other stars.
They had to wait until the early 1980s for the first observational evidence for a debris disk around any star to be uncovered. An edge-on debris disk was photographed around the southern star Beta Pictoris. Beta Pictoris remained the poster child for such debris systems until the late 1990s when the Hubble Space Telescope’s second-generation instruments, which had the capability of blocking out the glare of a central star, allowed many more disks to be photographed. Now, they are thought to be common around stars. About 40 such systems have been imaged to date, largely by Hubble.
In this recent image, Hubble uncovers a vast, complex dust structure, about 150 billion miles across, enveloping the young star HR 4796A. A bright, narrow inner ring of dust is already known to encircle the star, based on much earlier Hubble photographs. It may have been corralled by the gravitational pull of an unseen giant planet. This newly discovered huge dust structure around the system may have implications for what this yet-unseen planetary system looks like around the 8-million-year-old star, which is in its formative years of planet construction.
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By HubbleSite
After 45 years of peaceful bliss, the nova T Pyxidis erupted again in 2011. Astronomers took advantage of a flash of light accompanying the blast to map the ejecta from previous outbursts surrounding the double-star system. The team used NASA's Hubble Space Telescope to trace the light as it sequentially illuminated different parts of the disk, a phenomenon called a light echo. Contrary to some predictions, the astronomers were somewhat surprised to find that the ejecta stayed in the vicinity of the star and formed a disk of debris. The discovery suggests that material continues expanding outward along the system's orbital plane, but it does not escape the system.
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