نظام الحماية الحرارية لمكوك الفضاء

كان نظام الحماية الحرارية لمكوك الفضاء بمثابة الحاجز الذي يحمي المركبة المدارية أثناء دخولها الغلاف الجوي في درجات حرارة شديدة تصل إلى 1650 درجة مئوية (3000 درجة فهرنهايت ) . وكان من أهدافه الثانوية حمايتها من حرارة وبرودة الفضاء أثناء وجودها في المدار. ^{[ 1 ]}  

غطى نظام الحماية الحرارية سطح المركبة المدارية بالكامل تقريبًا، ويتكون من سبعة مواد مختلفة في مواقع متفاوتة بناءً على كمية الحماية الحرارية المطلوبة:

• ألياف الكربون المقواة (RCC)، المستخدمة في غطاء مقدمة الطائرة، والمنطقة السفلية بين غطاء المقدمة وأبواب جهاز الهبوط الأمامي، والجزء الأمامي المدبب خلف باب جهاز الهبوط الأمامي، والحواف الأمامية للجناح. تُستخدم هذه الألياف عندما تتجاوز درجة حرارة إعادة الدخول 1260 درجة مئوية (2300 درجة فهرنهايت) .  
• بلاطات عازلة للأسطح قابلة لإعادة الاستخدام ومقاومة لدرجات الحرارة العالية (HRSI)، تُستخدم على الجانب السفلي للمركبة المدارية. مصنوعة من سيراميك السيليكا LI-900 المطلي . تُستخدم في الأماكن التي كانت فيها درجة حرارة العودة إلى الغلاف الجوي أقل من 1260  درجة مئوية.
• بلاطات العزل المركبة المقاومة للحرارة الليفية (FRCI)، تُستخدم لتحسين القوة والمتانة ومقاومة تشقق الطلاء وتقليل الوزن. وقد تم استبدال بعض بلاطات العزل الحراري عالي المقاومة (HRSI) بهذا النوع.
• بطانيات العزل المرنة (FIB)، وهي عبارة عن عازل سطحي مرن يشبه البطانية ومبطن. تُستخدم عندما تكون درجة حرارة إعادة الدخول أقل من 649 درجة مئوية (1200 درجة فهرنهايت) .  
• بلاطات العزل السطحي القابلة لإعادة الاستخدام في درجات الحرارة المنخفضة (LRSI)، والتي كانت تُستخدم سابقًا على الجزء العلوي من جسم الطائرة، ولكن تم استبدالها في الغالب ببلاطات العزل الحراري المرن (FIB). تُستخدم في نطاقات درجات حرارة مماثلة تقريبًا لتلك المستخدمة في بلاطات العزل الحراري المرن (FIB).
• بلاط العزل الليفي المقوى أحادي القطعة (TUFI)، وهو بلاط أقوى وأكثر صلابة دخل حيز الاستخدام في عام 1996. يستخدم في المناطق ذات درجات الحرارة المرتفعة والمنخفضة.
• عازل سطحي قابل لإعادة الاستخدام مصنوع من اللباد (FRSI). بطانيات من لباد نومكس الأبيض على أبواب حجرة الحمولة العلوية، وأجزاء من منتصف جسم الطائرة وجوانبه الخلفية، وأجزاء من سطح الجناح العلوي، وجزء من حاويات نظام إدارة الحركة/نظام التحكم في رد الفعل . يُستخدم في الأماكن التي تبقى فيها درجات الحرارة أقل من 371 درجة مئوية (700 درجة فهرنهايت) .  

كان لكل نوع من أنواع أنظمة الحماية الحرارية خصائص محددة للحماية من الحرارة ومقاومة الصدمات والوزن، مما حدد المواقع التي تم استخدامها فيها والكمية المستخدمة.

كان لنظام الحماية الحرارية للمكوك الفضائي ثلاث خصائص رئيسية تميزه عن أنظمة الحماية الحرارية المستخدمة في المركبات الفضائية السابقة:

قابلة لإعادة الاستخدام

كانت المركبات الفضائية السابقة تستخدم عمومًا دروعًا حرارية قابلة للاحتراق ، والتي كانت تحترق أثناء دخول الغلاف الجوي، وبالتالي لا يمكن إعادة استخدامها. كان هذا العزل قويًا وموثوقًا، وكانت طبيعته أحادية الاستخدام مناسبة لمركبة مصممة للاستخدام لمرة واحدة. على النقيض من ذلك، تطلب المكوك الفضائي القابل لإعادة الاستخدام نظام حماية حرارية قابلًا لإعادة الاستخدام.

خفيف الوزن

كانت الدروع الحرارية السابقة شديدة الثقل. فعلى سبيل المثال، شكّل الدرع الحراري في وحدة قيادة أبولو حوالي 15% من وزن المركبة. ولأن المكوك المجنح كان يتمتع بمساحة سطح أكبر بكثير من المركبات الفضائية السابقة، كان من الضروري وجود نظام حماية حراري خفيف الوزن.

قابل للكسر

كانت التقنية الوحيدة المعروفة في أوائل السبعينيات والتي تتمتع بالخصائص الحرارية والوزنية المطلوبة هشة للغاية، بسبب كثافتها المنخفضة جدًا، لدرجة أنه يمكن للمرء أن يسحق بلاطة TPS بسهولة باليد.

لم يكن هيكل المركبة المدارية المصنوع من الألومنيوم قادراً على تحمل درجات حرارة تتجاوز 175 درجة مئوية (347 درجة فهرنهايت) دون حدوث انهيار هيكلي. ^{[ 2 ]} وكان التسخين الديناميكي الهوائي أثناء العودة إلى الغلاف الجوي سيرفع درجة الحرارة إلى مستويات أعلى بكثير من هذا المستوى في بعض المناطق، لذا كان من الضروري استخدام عازل فعال.  

التدفئة عند إعادة الدخول

يختلف التسخين الناتج عن دخول الغلاف الجوي عن التسخين الجوي المعتاد المصاحب للطائرات النفاثة، وهذا ما حدد تصميم وخصائص نظام الحماية الحرارية. قد يسخن سطح الطائرات النفاثة عالية السرعة أيضًا، ولكن هذا التسخين ناتج عن الاحتكاك بالغلاف الجوي ، تمامًا كما يحدث عند تدفئة اليدين بفركهما. دخلت المركبة المدارية الغلاف الجوي كجسم غير انسيابي بزاوية هجوم عالية جدًا (40 درجة) ، مع توجيه سطحها السفلي العريض نحو اتجاه الطيران. أكثر من 80% من التسخين الذي تتعرض له المركبة المدارية أثناء دخولها الغلاف الجوي ناتج عن انضغاط الهواء أمامها، وفقًا للعلاقة الديناميكية الحرارية الأساسية بين الضغط ودرجة الحرارة . تشكلت موجة صدمية ساخنة أمام المركبة، مما أدى إلى انحراف معظم الحرارة ومنع سطحها من ملامسة ذروة الحرارة مباشرةً. لذلك، كان التسخين الناتج عن دخول الغلاف الجوي في معظمه عبارة عن انتقال حراري بالحمل بين الموجة الصدمية وسطح المركبة المدارية عبر البلازما فائقة التسخين . ^{[ 1 ]} يكمن مفتاح الدرع القابل لإعادة الاستخدام ضد هذا النوع من التسخين في مادة منخفضة الكثافة للغاية، على غرار الطريقة التي تمنع بها زجاجة الترمس انتقال الحرارة بالحمل الحراري.

تستطيع بعض سبائك المعادن المقاومة للحرارة العالية تحمل حرارة العودة إلى الغلاف الجوي؛ إذ تسخن ببساطة وتعيد إشعاع الحرارة الممتصة. هذه التقنية، المسماة بالحماية الحرارية باستخدام مشتتات الحرارة ، كانت مُخططًا لها لمركبة الفضاء المجنحة X-20 Dyna-Soar . ^{[ 1 ]} مع ذلك، فإن كمية المعدن المقاوم للحرارة العالية اللازمة لحماية مركبة كبيرة مثل مكوك الفضاء كانت ستكون ثقيلة جدًا، مما سيؤثر سلبًا على أداء المركبة. وبالمثل، فإن نظام الحماية الحرارية القابل للاحتراق سيكون ثقيلًا، وقد يُخل بديناميكية المركبة الهوائية أثناء احتراقه خلال العودة إلى الغلاف الجوي، كما سيتطلب صيانة دورية مكثفة لإعادة تركيبه بعد كل مهمة. لسوء الحظ، فإن بلاطات نظام الحماية الحرارية، التي صُممت في الأصل بحيث لا تتعرض لضربات الحطام أثناء الإطلاق، كانت في الواقع تحتاج أيضًا إلى فحص دقيق وإصلاح بعد كل هبوط، نظرًا للأضرار التي قد تحدث أثناء الصعود، حتى قبل وضع سياسات جديدة للفحص في المدار عقب كارثة مكوك الفضاء كولومبيا . ومع ذلك، ظل معدل الاستبدال المتوسط ​​منخفضًا، فعلى سبيل المثال، كان لدى جهاز ديسكفري حوالي 18000 من أصل 24000 بلاطة أصلية في نهاية مسيرته. ^{[ 3 ]}

كان نظام الحماية الحرارية (TPS) نظامًا متعدد الأنواع، لا يقتصر على بلاطات السيليكا فقط. وينقسم إلى فئتين أساسيتين: أنظمة الحماية الحرارية القائمة على البلاطات، وأنظمة الحماية الحرارية غير القائمة على البلاطات. ^{[ 1 ]} اعتمد معيار الاختيار الرئيسي على أخف أنواع الحماية وزنًا والقادرة على تحمل الحرارة في منطقة محددة. مع ذلك، في بعض الحالات، استُخدم نوع أثقل وزنًا إذا دعت الحاجة إلى مقاومة إضافية للصدمات. وقد اعتُمدت أغطية الألياف الأيونية المركزة (FIB) في المقام الأول لتقليل الصيانة، وليس لأسباب حرارية أو متعلقة بالوزن.

كان جزء كبير من المكوك مغطى ببلاطات السيليكا LI-900 ، المصنوعة أساسًا من رمل الكوارتز النقي جدًا. ^{[ 1 ]} وقد منع هذا العزل انتقال الحرارة إلى الغلاف والهيكل المصنوعين من الألومنيوم الموجودين أسفل المكوك . كانت هذه البلاطات موصلات حرارية رديئة للغاية لدرجة أنه كان بالإمكان الإمساك بها من حوافها وهي لا تزال متوهجة. ^{[ 4 ]} وُجد حوالي 24300 بلاطة فريدة مُركّبة بشكل فردي على المركبة، ^{[ 5 ]} ولذلك أُطلق على المكوك اسم "مصنع الطوب الطائر". ^{[ 6 ] [ 7 ]} يُجري باحثون في جامعة مينيسوتا وجامعة ولاية بنسلفانيا عمليات محاكاة ذرية للحصول على وصف دقيق للتفاعلات بين الأكسجين الذري والجزيئي مع أسطح السيليكا، وذلك لتطوير أنظمة حماية أفضل من الأكسدة في درجات الحرارة العالية للحواف الأمامية للمركبات فائقة السرعة. ^{[ 8 ]}

لم تُثبّت البلاطات ميكانيكيًا بالمركبة، بل لُصقت بالغراء. اختير هذا الحل لتجنب انتقال الحرارة عبر نقاط التثبيت، وحماية البلاطات من التآكل الميكانيكي. ولأن البلاطات الهشة لم تكن قادرة على الانثناء مع هيكل المركبة، لُصقت بوسادات عزل الإجهاد المصنوعة من لباد نومكس (SIPs) باستخدام لاصق سيليكوني مُعالَج في درجة حرارة الغرفة (RTV)، والذي لُصق بدوره بهيكل المركبة المدارية. عزلت هذه الوسادات البلاطات عن انحرافات وتمددات هيكل المركبة المدارية. ^{[ 1 ]} تطلّب لصق جميع البلاطات البالغ عددها 24300 بلاطة ما يقارب عامين من العمل لتصنيع الدرع الحراري بالكامل، ويعود ذلك جزئيًا إلى سرعة جفاف اللاصق، والحاجة إلى إنتاج دفعات جديدة بعد كل بلاطتين. كان من الشائع حتى عام 1988 استخدام حل مؤقت يتمثل في بصق الفنيين على اللاصق لإبطاء عملية الجفاف، إلى أن كشفت دراسة لمخاطر البلاطات أن البصق يُضعف قوة التصاق اللاصق. ^{[ ٩ ]} بقيت معظم البلاطات مثبتة على المركبة بين الرحلات، ولكن كان لا بد من إزالة عدد قليل منها أحيانًا. بدأت عملية المعالجة بين الرحلات بفحص كل بلاطة بحثًا عن أي تلف. بعد ذلك، تم استبدال البلاطات التالفة أو المفقودة، والتحقق من تماسكها، وإضافة مواد حشو الفراغات إذا لزم الأمر للحفاظ على سطح متصل. ^{[ ١٠ ]}

أنواع البلاط

عزل الأسطح القابل لإعادة الاستخدام في درجات الحرارة العالية (HRSI)

وفرت بلاطات HRSI السوداء حمايةً ضد درجات حرارة تصل إلى 1260 درجة مئوية (2300 درجة فهرنهايت) . بلغ عدد بلاطات HRSI 20548 بلاطة، غطت أبواب معدات الهبوط، وأبواب وصلات خزان الوقود الخارجي ، وبقية الأسطح السفلية للمركبة المدارية. كما استُخدمت في مناطق من الجزء الأمامي العلوي لجسم المركبة، وأجزاء من حاويات نظام المناورة المدارية ، والحافة الأمامية للمثبت الرأسي، والحواف الخلفية للجنيحات ، وسطح رفرف الجزء العلوي. وتراوحت سماكتها بين 2.5 و12.7 سم (1 إلى 5 بوصات ) ، تبعًا للحمل الحراري الذي تتعرض له أثناء العودة إلى الغلاف الجوي. باستثناء مناطق الإغلاق، كانت هذه البلاطات عادةً مربعة الشكل ، أبعادها 15 × 15 سم (6 × 6 بوصات ) . وتتكون بلاطة HRSI من ألياف السيليكا عالية النقاء. كان 90% من حجم البلاطة فراغًا، مما أعطاها كثافة منخفضة جدًا ( 9 رطل/ قدم مكعب أو 140 كجم/م³ ⁾ ، ما جعلها خفيفة بما يكفي لرحلات الفضاء. ^{[ 1 ]} كانت البلاطات غير المطلية بيضاء ناصعة المظهر، وبدت أقرب إلى السيراميك الصلب منها إلى المادة الرغوية التي كانت عليها.       

كانت الطبقة السوداء على البلاطات عبارة عن زجاج معالج بالتفاعل (RCG)، والذي يُعدّ سيليسيد رباعي البورون وزجاج البوروسيليكات من بين مكوناته العديدة. ^{[ 11 ]} طُبّق زجاج RCG على جميع جوانب البلاطة باستثناء جانب واحد لحماية السيليكا المسامية وزيادة خصائص تبديد الحرارة. كانت الطبقة غائبة عن هامش صغير من الجوانب المجاورة للجانب غير المطلي (الجانب السفلي). ولعزل البلاطة ضد الماء، حُقن ثنائي ميثيل إيثوكسي سيلان في البلاطات بواسطة محقنة. كما ساعد تكثيف البلاطة باستخدام رباعي إيثيل أورثوسيليكات (TEOS) على حماية السيليكا وإضافة طبقة عازلة للماء.

عند مسك بلاطة HRSI غير المطلية باليد، يبدو ملمسها كرغوة خفيفة جدًا، أقل كثافة من الستايروفوم ، ويجب التعامل مع هذه المادة الرقيقة والهشة بحذر شديد لتجنب تلفها. أما الطلاء، فيبدو كغلاف رقيق وصلب يغلف السيراميك العازل الأبيض ليمنع هشاشته، باستثناء الجانب غير المطلي. حتى البلاطة المطلية تبدو خفيفة جدًا، أخف من كتلة من الستايروفوم بنفس الحجم. وكما هو متوقع من السيليكا، فهي عديمة الرائحة وخاملة.

صُممت مركبة HRSI في الأساس لتحمل الانتقال من مناطق ذات درجات حرارة منخفضة للغاية (فراغ الفضاء، حوالي -270 درجة مئوية أو -454 درجة فهرنهايت ) إلى درجات الحرارة العالية لإعادة الدخول (الناتجة عن التفاعل، وخاصة الضغط عند الصدمة فوق الصوتية، بين غازات الغلاف الجوي العلوي وهيكل مكوك الفضاء، وعادة ما تكون حوالي 1600 درجة مئوية أو 2910 درجة فهرنهايت ). ^{[ 1 ]}    

بلاطات العزل المركبة المقاومة للحرارة الليفية (FRCI)

وفرت بلاطات FRCI السوداء متانة محسّنة، ومقاومة لتشقق الطلاء، وتقليلًا في الوزن. وقد تم استبدال بعض بلاطات HRSI بهذا النوع. ^{[ 1 ]}

عازل ليفي مقوى من قطعة واحدة (TUFI)

بلاطة أقوى وأكثر متانة دخلت حيز الاستخدام عام ١٩٩٦. توفرت بلاطات TUFI بنسخ سوداء تتحمل درجات الحرارة العالية للاستخدام في الجزء السفلي من المركبة الفضائية، ونسخ بيضاء تتحمل درجات الحرارة المنخفضة للاستخدام في الجزء العلوي. ورغم مقاومتها للصدمات أكثر من البلاطات الأخرى، إلا أن النسخ البيضاء كانت موصلة للحرارة بشكل أكبر، مما حدّ من استخدامها في غطاء الجزء العلوي من المركبة ومنطقة المحرك الرئيسي. أما النسخ السوداء، فكانت تتمتع بعزل حراري كافٍ للجزء السفلي من المركبة، ولكنها كانت أثقل وزنًا. هذه العوامل حدّت من استخدامها في مناطق محددة. ^{[ ١ ]}

عزل الأسطح القابل لإعادة الاستخدام في درجات الحرارة المنخفضة (LRSI)

كانت هذه البلاطات بيضاء اللون، وتغطي الجزء العلوي من الجناح بالقرب من الحافة الأمامية. كما استُخدمت في مناطق مختارة من مقدمة ووسط ومؤخرة جسم المركبة، والذيل العمودي، وحاويات نظام المناورة المدارية/نظام التحكم في رد الفعل. وفرت هذه البلاطات حماية للمناطق التي تقل فيها درجات حرارة إعادة الدخول عن 649 درجة مئوية (1200 درجة فهرنهايت) . صُنعت بلاطات نظام التحكم في درجة الحرارة منخفض الإشعاع بنفس طريقة تصنيع بلاطات نظام التحكم في درجة الحرارة عالي الإشعاع، باستثناء أن البلاطات كانت مربعة الشكل بأبعاد 20 × 20 سم (8 × 8 بوصات ) ومطلية بطبقة بيضاء من مادة RCG مصنوعة من مركبات السيليكا مع أكسيد الألومنيوم اللامع. ^{[ 1 ]} كان اللون الأبيض مقصودًا، وساعد في التحكم في الحرارة في المدار عندما تتعرض المركبة لأشعة الشمس المباشرة.   

كانت هذه البلاطات قابلة لإعادة الاستخدام لما يصل إلى 100 مهمة مع عمليات التجديد (وهي أيضًا العمر الافتراضي المُصمم لكل مركبة مدارية). خضعت البلاطات لفحص دقيق في منشأة معالجة المركبات المدارية بعد كل مهمة، وتم استبدال البلاطات التالفة أو البالية فورًا قبل المهمة التالية. كما تم إدخال صفائح قماشية تُعرف باسم حشوات الفجوات بين البلاطات عند الضرورة. سمحت هذه الحشوات بتركيب البلاطات بإحكام، مما منع تسرب البلازما الزائدة بينها، مع السماح في الوقت نفسه بالتمدد الحراري وانثناء غلاف المركبة الأساسي.

قبل إدخال أغطية الحماية من التسربات الحرارية، كانت بلاطات نظام تحديد المواقع بعيد المدى (LRSI) تشغل جميع المناطق التي تغطيها الأغطية حاليًا، بما في ذلك الجزء العلوي من جسم الطائرة والسطح الكامل لحاويات نظام المناورة المدارية (OMS). وقد استُخدم هذا التكوين لنظام الحماية من التسربات الحرارية فقط في حاملتي الطائرات كولومبيا وتشالنجر .

في الأول من فبراير/شباط عام 2003، تحطمت مكوك الفضاء كولومبيا أثناء دخوله الغلاف الجوي نتيجة عطل في نظام الحماية الحرارية. وخلص فريق التحقيق إلى أن السبب المحتمل للحادث هو أنه أثناء الإطلاق، اخترقت قطعة من الحطام الرغوي لوحة التحكم في الغلاف الجوي على الحافة الأمامية للجناح الأيسر، مما سمح للغازات الساخنة الناتجة عن دخول الغلاف الجوي بالدخول إلى الجناح وتفتيته من الداخل، الأمر الذي أدى في النهاية إلى فقدان السيطرة وتفكك المكوك.

خضع نظام الحماية الحرارية لمكوك الفضاء لعدد من الضوابط والتعديلات بعد الكارثة. وقد طُبقت هذه التعديلات على المكوك الثلاثة المتبقية، ديسكفري وأتلانتس وإنديفور، استعدادًا لإطلاق مهمات فضائية لاحقة.

في مهمة STS-114 عام 2005 ، التي قامت فيها ديسكفري بأول رحلة بعد حادثة كولومبيا ، اتخذت ناسا عدة خطوات للتحقق من سلامة نظام الحماية الحرارية (TPS). استُخدم نظام استشعار ذراع المكوك المداري ، الذي يبلغ طوله 15 مترًا (50 قدمًا) ، وهو امتداد جديد لنظام المناورة عن بُعد ، لإجراء تصوير ليزري لنظام الحماية الحرارية لفحصه بحثًا عن أي تلف. قبل الالتحام بمحطة الفضاء الدولية ، نفذت ديسكفري مناورة دوران الالتقاء ، وهي ببساطة دوران كامل بزاوية 360 درجة للخلف، مما سمح بتصوير جميع أجزاء المركبة من محطة الفضاء الدولية. كان هناك قطعتان لملء الفراغات بارزتان من أسفل المكوك المداري أكثر من المسافة المسموح بها، وقررت الوكالة بحذر أنه من الأفضل محاولة إزالة القطعتين أو قصهما بحيث يكون سطحهما مستويًا مع السطح بدلًا من المخاطرة بزيادة الحرارة التي قد تسببانها. على الرغم من أن بروز كل منهما كان أقل من 3 سم (1.2 بوصة) ، فقد كان يُعتقد أن تركهما قد يتسبب في زيادة الحرارة بنسبة 25% عند العودة إلى الغلاف الجوي.   

نظرًا لعدم وجود مقابض يدوية في الجانب السفلي للمركبة المدارية (إذ من شأنها أن تُسبب مشاكل أكبر بكثير في التسخين أثناء العودة إلى الغلاف الجوي مقارنةً بحشوات الفجوات البارزة التي كانت موضع قلق)، عمل رائد الفضاء ستيفن ك. روبنسون من الذراع الآلية لمحطة الفضاء الدولية، Canadarm2 . ولأن بلاطات نظام الحماية الحرارية كانت هشة للغاية، فقد كان هناك تخوف من أن أي شخص يعمل أسفل المركبة قد يُلحق بها ضررًا أكبر مما هو موجود بالفعل، لكن مسؤولي ناسا رأوا أن ترك حشوات الفجوات دون إزالة يُشكل خطرًا أكبر. وفي النهاية، تمكن روبنسون من سحب حشوات الفجوات يدويًا، ولم يُلحق أي ضرر بنظام الحماية الحرارية على متن ديسكفري .

اعتبارًا من عام 2010مع اقتراب موعد إيقاف برنامج مكوك الفضاء ، تبرعت وكالة ناسا ببلاطات TPS للمدارس والجامعات والمتاحف مقابل تكلفة الشحن فقط، أي 23.40 دولارًا أمريكيًا للبلاطة الواحدة. ^{[ 17 ]} توفر حوالي 7000 بلاطة وفقًا لأسبقية الطلب ، ولكن بواقع بلاطة واحدة لكل مؤسسة. ^{[ 17 ]}

• برنامج مكوك الفضاء
• كارثة مكوك الفضاء كولومبيا
• مجلس التحقيق في الحوادث في كولومبيا

• "عندما تحلق مكوك الفضاء أخيرًا"، مقال بقلم ريك غور. ناشيونال جيوغرافيك (الصفحات  316-347، المجلد 159، العدد 3، مارس 1981). http://www.datamanos2.com/columbia/natgeomar81.html
• دليل تشغيل مكوك الفضاء ، بقلم كيري مارك جويلز وجريج كينيدي (كتب بالانتين، 1982).
• رحلات كولومبيا: أول سفينة فضائية حقيقية ، بقلم ريتشارد إس. لويس (مطبعة جامعة كولومبيا، 1984).
• التسلسل الزمني لمكوك الفضاء ، بقلم جون إف. غيلمارتن وجون ماور (مركز جونسون للفضاء التابع لناسا، 1988).
• مكوك الفضاء: تستمر المهمة ، بقلم جورج فوريس (إيان ألان، 1989).
• ملخصات المعلومات: العد التنازلي! مركبات ومرافق الإطلاق التابعة لناسا ، (NASA PMS 018-B (KSC)، أكتوبر 1991).
• مكوك الفضاء: تاريخ تطوير نظام النقل الفضائي الوطني ، بقلم دينيس جينكينز (شركة والزورث للنشر، 1996).
• رحلات الفضاء البشرية الأمريكية: سجل الإنجازات، 1961-1998 . ناسا - دراسات في تاريخ الفضاء الجوي رقم 9، يوليو 1998.
• نظام الحماية الحرارية لمكوك الفضاء، بقلم غاري ميلغروم. فبراير 2013. كتاب إلكتروني مجاني للتحميل من iTunes. https://books.apple.com/us/book/space-shuttle-thermal-protection/id591095660

• https://web.archive.org/web/20060909094330/http://www-pao.ksc.nasa.gov/kscpao/nasafact/tps.htm
• https://web.archive.org/web/20110707103505/http://ww3.albint.com/about/research/Pages/protectionSystems.aspx
• http://science.ksc.nasa.gov/shuttle/technology/sts-newsref/sts_sys.html مؤرشف بتاريخ 15 يوليو 2009 في أرشيف الإنترنت (Wayback Machine)
• https://web.archive.org/web/20160307090308/http://science.ksc.nasa.gov/shuttle/nexgen/Nexgen_Downloads/Shuttle_Gordon_TPS-PUBLIC_Appendix.pdf