Scut termic

De la Wikipedia, enciclopedia liberă.
Salt la navigare Salt la căutare

Ecranul termic sau sistemul de protecție termică (în engleză Thermal Protection System sau TPS) este o parte esențială a unei nave spațiale care trebuie să efectueze o reintrare atmosferică sau un vehicul care se deplasează cu viteză mare în atmosfera unei planete. Scopul său este de a proteja vehiculul de căldura care se dezvoltă atunci când se deplasează cu viteză mare într-o atmosferă . Există două tipuri principale de scuturi termice [1] :

  • reutilizabile, materiale care nu își modifică masa și proprietățile după expunerea la mediul de reintrare
  • ablativ, materiale care elimină sarcinile termice prin schimbări de fază și pierderi de masă

Sisteme de protecție termică

Ablative

Tipul de scut termic care protejează cel mai bine împotriva fluxurilor de căldură este scutul termic ablativ . Acest scut ridică stratul de șoc de la peretele exterior al scutului termic prin procesul de ablație . Aceasta implică arderea, topirea și sublimarea prin piroliza straturilor de scut. Gazele produse prin piroliză îndepărtează fluxul fierbinte de gaz și pot, de asemenea, bloca fluxul de căldură radiativă, deoarece prin introducerea carbonului în stratul de șoc devine opac din punct de vedere optic. Principalul mecanism de protecție termică al sondei Galileo a fost blocarea fluxului de căldură radiativă. Prin analiza termogravimetrică este posibilă evaluarea performanței pirolizei și, prin urmare, a procesului ablativ . [2]

Unul dintre materialele utilizate pentru scuturile ablative este carbonul fenolic . Conductivitatea termică a unui material este proporțională cu densitatea acestuia, iar carbonul fenolic este foarte eficient ca material ablativ, dar are și dezavantajul unei densități mari. Dacă fluxul de căldură prezent în timpul reintrării vehiculului este insuficient pentru a declanșa piroliza, conductivitatea ridicată a materialului poate permite fluxului de căldură să intre în contact cu piesa care trebuie protejată, cu consecința defectării sistemului de protecție. În consecință, carbonul fenolic nu este un material adecvat pentru traiectorii care au fluxuri de căldură scăzute. în aceste cazuri este preferabil să se utilizeze materiale cu densitate mai mică, cum ar fi următoarele:

SLA-561V

Acronimul SLA înseamnă Super Light Weight Ablator . Este un material proprietar Lockheed Martin folosit ca material primar în scuturile termice ale tuturor sondelor NASA trimise pe Marte . Procesul ablativ al acestui material începe atunci când fluxul de căldură atinge 75 W / cm 2, dar nu mai este eficient atunci când căldura depășește 300 W / cm 2 . În timp ce scutul Mars Science Laboratory este conceput pentru a primi un flux de căldură de 234 W / cm 2 , căldura cu care se confruntă scutul sondei Viking 1 era de 21 W / cm 2 . În cazul Vikingului, materialul ablativ a servit exclusiv ca izolator termic și nu a suferit niciodată un proces ablativ.

Capsula de reintrare a navei spațiale Stardust a aterizat cu succes la baza USAF din Utah.

PICA

PICA înseamnă Ablator de carbon impregnat fenolic și este un material dezvoltat de centrul de cercetare NASA Ames [1] . A fost folosit în sonda Stardust [3] , a cărei capsulă pentru reintrarea probelor pe Pământ este încă artefactul artificial care a atins cea mai mare viteză de reintrare (aproximativ 12,4 km / s la o înălțime de 135 km) . PICA este un material modern de protecție termică cu densitate redusă (mult mai mic decât carbonul fenolic) și care posedă o capacitate ablativă foarte eficientă pentru fluxuri de căldură ridicate. Scutul termic al sondei Stardust a fost , de fapt , capabil să reziste la un debit de vârf de 1200 W / cm2, și face PICA un material excelent pentru misiuni proba-retur. Conductivitatea termică este mai mică decât cea a altor materiale ablative pentru fluxuri de căldură ridicate.

SIRCA

Aeroshell al DS / 2, sub forma unui con de sferă de 45º cu secțiune sferică

SIRCA înseamnă Ablator din ceramică reutilizabilă impregnată cu silicon și este un alt material dezvoltat de centrul de cercetare Ames. [4] A fost folosit pe placa de interfață Backshell (BIP) în sondele Mars Pathfinder și Mars Exploration Rover și ca material primar al sondei Deep Space 2 . Este un material monolitic, izolant, care poate oferi protecție termică prin procesul de ablație. Este, de asemenea, singurul material care poate fi fabricat sub orice formă și aplicat direct pe vehicul, fără tratament suplimentar (spre deosebire de plăcile navetei spațiale). Datorită acestor caracteristici poate fi aplicat direct sub formă de plăci sau în alte forme de diferite forme și dimensiuni.

Absorbție termică

Un scut termic ablativ poate pierde multă eficiență atunci când temperatura peretelui exterior scade sub valoarea necesară pentru piroliză. În acest caz, în perioada dintre scăderea temperaturii și sfârșitul fluxului termic, căldura stratului de șoc poate fi absorbită de peretele exterior al ecranului și ar putea fi transmisă vehiculului. Această posibilitate este contracarată prin expulzarea scutului (cu căldura absorbită) înainte ca căldura să poată fi transferată în interior.

Orbiterul Space Shuttle a fost proiectat cu un scut termic reutilizabil bazat pe absorbția căldurii. Reutilizarea unui scut implică, ca o latură negativă, ineficiența pentru a susține fluxuri mari de căldură (Naveta nu ar putea face față unei reîntrări lunare).

Partea inferioară a orbitatorului este acoperită cu plăci concepute pentru a rezista multor reintrări atmosferice (necesitând doar reparații minore între misiuni). Plăcile sunt separate unele de altele de separatoare numite umpluturi de spațiu , care permit expansiunea termică a plăcilor. Acest sistem de protecție termică stochează o cantitate mare de căldură și necesită ca naveta, după aterizare, să fie conectată la o unitate de răcire la sol pentru a îndepărta căldura cuprinsă în scut și orbitator.

LI-900 este numele plăcilor rigide de culoare neagră de pe partea inferioară a navetei

Plăcile Space Shuttle au proprietăți protectoare remarcabile, dar sunt destul de fragile și se rup ușor. O placă LI-900 expusă la o temperatură de 1000 K pe o parte rămâne doar ușor caldă la atingere pe cealaltă parte.

Răcire pasivă

Scuturile răcite pasiv au fost utilizate inițial pentru a absorbi vârfurile de căldură și, ulterior, a radia căldura stocată în atmosferă. Din păcate, versiunile timpurii necesitau o cantitate considerabilă de metale precum titan , beriliu , cupru etc. care a crescut semnificativ masa vehiculului. Absorbția termică și sistemele ablative au devenit preferabile.

Proiectarea capsulei Mercur (prezentată împreună cu turnul) a implicat inițial utilizarea unui sistem de protecție termică răcit pasiv, dar ulterior a fost transformat într-un scut ablativ

Cu toate acestea, în vehiculele moderne pot fi găsite, dar în locul metalului se folosește material armat carbon-carbon (denumit și RCC Carbon-carbon armat sau carbon-carbon ). Acest material constituie sistemul de protecție termică a nasului și a marginilor frontale ale Navetei Spațiale și a fost propus pentru vehiculul X-33 . Carbonul este cel mai refractar material cunoscut cu o temperatură de sublimare (pentru grafit ) de 3825 ° C. Aceste caracteristici îl fac un material deosebit de potrivit pentru răcirea pasivă, dar cu dezavantajul de a fi foarte scump și fragil.

Unele aeronave de mare viteză, cum ar fi Concorde și SR-71 Blackbird , trebuie să fie proiectate luând în considerare supraîncălzirea similară, dar mai mică, decât se produce în navele spațiale. În cazul Concorde, nasul de aluminiu a făcut posibilă atingerea unei temperaturi maxime de funcționare de 127 ° C (care este cu 180 ° C mai mare decât aerul ambiant care este sub zero); consecințele metalurgice asociate cu temperatura de vârf au fost un factor semnificativ în determinarea vitezei maxime a aeronavei.

Recent au fost dezvoltate materiale noi care pot fi superioare „ RCC ”. Prototipul SHARP ( S împrumut H ypervelocity A erothermodynamic R esearch P robe) se bazează pe materiale ceramice ultra- refractare, ceramică ultra-înaltă temperatură (UHTC), cum ar fi diborură de zirconiu (diborură de zirconiu, ZrB 2 ) și diborură de hafniu (diborură de hafniu) , HfB 2 ). [5] Sistemul de protecție termică bazat pe aceste materiale ar permite viteze de Mach 7 la nivelul mării, Mach 11 la 35.000 metri și îmbunătățiri semnificative pentru vehiculele proiectate pentru zboruri hipersonice . Materialele utilizate au caracteristici de protecție termică într-un interval de temperatură de la 0 ° C la peste 2000 ° C, cu un punct de topire de peste 3500 ° C. În plus, sunt mai rezistente din punct de vedere structural decât RCC, prin urmare nu necesită întăriri suplimentare și sunt foarte eficiente în retragerea căldurii absorbite. NASA a finanțat (și ulterior a oprit) un program de cercetare și dezvoltare în 2001 pentru a testa acest sistem de protecție prin Universitatea din Montana. [6] [7]

Comisia Europeană a finanțat un program de cercetare și dezvoltare Orizont 2020 în 2016 pentru următorii 4 ani pentru proiectarea, dezvoltarea, producția și testarea unei noi clase de compozite matrice ceramice ultra-refractare armate cu fibre de carbură de siliciu și fibre de carbon adecvate pentru aplicații în medii aerospațiale dure. [8]

Răcire activă

Acest sistem implică utilizarea scuturilor termice din metale rezistente la temperaturi ridicate care au un circuit de răcire pe care circulă un agent de răcire sau combustibil criogen. Acest concept a fost propus pentru vehiculul X-30 , un avion hipersonic scramjet , care însă nu a reușit să treacă prin faza de dezvoltare.

La începutul anilor 1960, au fost propuse diferite sisteme de protecție termică care pulveriza stratul de șoc cu apă sau agent de răcire. Aceste modele nu au fost dezvoltate deoarece sistemele convenționale ablative erau mai fiabile și mai eficiente.

Notă

  1. ^ B. Laub E. Venkhatapaty, Tehnologia sistemului de protecție termică și necesitățile facilității pentru viitoarele misiuni planetare exigente, 2003, Copie arhivată ( PDF ), la mrc.uidaho.edu . Adus la 12 decembrie 2006 (arhivat din original la 8 ianuarie 2007) .
  2. ^ Parker, John și C. Michael Hogan, "Tehnici pentru evaluarea tunelului eolian al materialelor ablative", Centrul de cercetare NASA Ames, publicație tehnică, august 1965.
  3. ^ Tran, Huy K, și colab., "Calificarea parbrizului termic al corpului din cap de capsulă de probă a lui Stardust", AIAA, Thermophysics Conference, 32nd, Atlanta, GA; 23-25 ​​iunie 1997.
  4. ^ Tran, Huy K., și colab., "Ablatoare ceramice reutilizabile impregnate cu silicon pentru misiuni de urmărire pe Marte", AIAA-1996-1819, Thermophysics Conference, 31st, New Orleans, LA, 17-20 iunie 1996.
  5. ^ William G. Fahrenholtz, Eric J. Wuchina, William E. Lee și Yanchun Zhou (eds), Ceramics Ultra-High Temperature: Materials for Extreme Environment Applications , DOI : 10.1002 / 9781118700853 .
  6. ^ Copie arhivată ( PDF ), la hubbard.engr.scu.edu . Adus la 9 aprilie 2006 (arhivat din original la 15 decembrie 2005) .
  7. ^ pagina principală a structurii ascuțite w left Archived 16 octombrie 2015 la Internet Archive .
  8. ^ C3HARME , pe c3harme.eu .

Elemente conexe

Alte proiecte

Controlul autorității LCCN ( EN ) sh85121400
Astronautică Portalul astronauticii : accesați intrările Wikipedia care se ocupă de astronautică
Adus de la „ https://it.wikipedia.org/w/index.php?title=Thermic_Shield&oldid=105555991 ”