Tepelny ?tit
(obecn?ji
tepelna ochrana
) je ochranna vrstva
um?leho kosmickeho t?lesa
(nap?iklad
kosmicke lodi
) nebo
balisticke st?ely
, chranici p?ed u?inky aerodynamickeho oh?evu p?i sestupu atmosferou
Zem?
nebo jine planety.
[1]
[2]
[3]
Vyu?iva se v
letectvi
a
kosmonautice
p?i brzd?ni navratovych nebo p?istavacich pouzder. P?i navratu z nizke ob??ne drahy se typicky ?pi?kovy tepelny tok v
razove vln?
pohybuje kolem 500 kW/m
2
, u meziplanetarnich let? je to n?kolik MW/m
2
.
[4]
[5]
Ulohou tepelneho ?titu je zabranit p?estupu tepla z razove vlny na kosmicke t?leso.
Systemy tepelne ochrany lze rozd?lit nap?iklad na:
[6]
- pasivni
(tepelny rezervoar, radiativni, izola?ni, ablativni) ? jedine dnes pou?ivane pro kosmicke lod?
- poloaktivni a aktivni
(chlazeni tepelnymi trubicemi, vyparnikove chlazeni, cirkula?ni chlazeni, aerodynamicke chlazeni mezni vrstvy) ? navr?eno zejmena pro
scramjety
, chlazeni mezni vrstvou se pou?iva pro chlazeni st?n spalovaci komory a trysky
raketovych motor?
.
Pracuje na principu vytvo?eni chladn?j?i mezivrstvy proudicich par mezi
razovou vlnou
a povrchem ?titu.
Ablativni tepelny ?tit je vyroben z materialu s nizkou
tepelnou vodivosti
a vysokym m?rnym vyparnym teplem. P?i pr?chodu atmosferou za vysoke
hypersonicke
rychlosti se povrchova vrstva ?titu ?aste?n? tavi a odpa?uje a teplo vznikajici v razove vln? je tak odneseno proudem
plyn?
, jimi? se t?leso pohybuje. Lze je navrhnout i pro velmi vysoke tepelne zat??e, v?t?inou na jedno pou?iti. Paradoxn?, p?i p?ili? nizkych tepelnych zat??ich (kdy nedojde k odpa?ovani a ?tit pak pracuje jen jako izolace) m??e ochranna funkce selhat.
P?iklady ablativnich material?:
[7]
- prysky?ice (hl. fenolove) ? nejstar?i tepelne ?tity, nap?. u lodi
Vostok
- FM5055 ? fenolova prysky?ice s uhlikovym plnivem, pou?ita nap?. u atmosferickeho pouzdra sondy
Galileo
(rekordni vstupni rychlost ? 47 km/s, rekordni tepelny tok ? a? 300 MW/m
2
[8]
[4]
)
- AVCOAT ? epoxidove a fenol-formaldehydove prysky?ice se sklen?nym plnivem, pou?it u lodi
Apollo
- SLA561-V ? lehka tepelna ochrana pro vy??i tepelnou zat??, poprve pou?ita na sondach
Viking
- SIRCA ? keramicky ablator impregnovany silikonem, strojov? dob?e obrobitelny
- PICA/PICA-X ? uhlikova vlakna ve fenolove prysky?ici, pou?ito nap?. u sondy
Stardust
nebo
MSL
. Varianta PICA-X m??e byt pro navrat z nizke ob??ne drahy Zem? pou?ita i opakovan? (nap?. u lodi
Dragon
).
Tepelny rezervoar (kapacitni tepelna ochrana)
[
editovat
|
editovat zdroj
]
Principem tohoto typu tepelne ochrany je pohlceni p?ichoziho tepla v materialu ?titu tak, aby se nedostalo ve ?kodlive mi?e k nosnym strukturam kosmicke lod?. Tato funkce je obsa?ena ve v?ech typech tepelnych ?tit?, v "?iste" podob? byla pou?ita jen v programu suborbitalnich let?
Mercury-Redstone
(
beryliova
"houba") nebo u n?kterych jadernych hlavic (nap?. americke Mk.2 s
m?d?nym
rezervoarem).
[9]
Problemem t?chto tepelnych ?tit? je p?edev?im velka hmotnost.
Tok za?ive tepelne energie z povrchu roste se ?tvrtou mocninou teploty (
Stefan?v?Boltzmann?v zakon
). Material tepelneho ?titu tedy m??e zna?nou ?ast tepla z plynu zah?atem razovou vlnou vyza?it, a? u? okam?it? nebo postupn? (slou?i-li ?tit zarove? jako tepelny rezervoar). Tento princip chlazeni se uplat?uje zejmena nap?. na nose a nab??nych hranach
raketoplan?
z
uhlik-uhlikovych kompozit?
, kde teplota p?i navratu p?esahuje 1500 °C. Jsou vyvijeny vysokoteplotni slitiny a keramiky na bazi
zirkonia
a
hafnia
.
[10]
Material tepelneho ?titu funguje zarove? jako izolace nosne konstrukce pod nim. Zejmena na mistech, kde je teplota povrchu pon?kud ni??i, lze vyu?it material? s extremn? malou
tepelnou vodivosti
, jako jsou nap?iklad u
raketoplanu
dla?dice z
k?emennych
vlaken (do 1260 °C) nebo specialni tkanina (Nomex, do 370 °C).
[11]
I kdy? nejlep?i
hypersonicke
vlastnosti maji t?lesa s ostrymi hranami, nelze je zatim prakticky pou?it pro t?lesa vracejici se z
ob??ne drahy
. Tepelny tok do ?ela leticiho t?lesa je men?i u t?les "tupych", diky v?t?i vzdalenosti razove vlny od povrchu t?lesa (tepelny tok je nep?imo um?rny odmocnin? z polom?ru zak?iveni povrchu, teorii vypracoval roku 1953
Harry Julian Allen
).
[12]
Tepelny ?tit je obvykle pevnou sou?asti t?lesa. M??e byt bu? nanesen plo?n? p?imo na povrch dopravniho prost?edku (
Vostok
), na jeho odhazovaci ?ast (
Sojuz
) nebo skladan z men?ich ?asti (
raketoplan
). Pro ni??i rychlosti lze pou?it jako tepelnou ochranu i specialni nat?ry (
X-15
).
Testovany byly i tepelne ?tity nafukovaci.
[13]
[14]
- ↑
[1]
?lanek Dru?ice a sondy na laik.kosmo.cz
- ↑
[2]
Tepelna ochrana kosmickych lodi p?i letu atmosferou, p?epis z L+K 16/1978
- ↑
[3]
Petr Lala, Antonin Vitek, Mala encyklopedie kosmonautiky, Mlada fronta, Praha 1982
- ↑
a
b
[4]
Archivovano
6. 4. 2013 na
Wayback Machine
. Coming home:reentry and recovery from space, R.D.Launius, D.R.Jenkins, NASA, 2011
- ↑
[5]
Archivovano
19. 3. 2015 na
Wayback Machine
.Returning
from Space:Re-entry, R.Motion, FAA
- ↑
[6]
Fifty years of hypersonics: where we’ve been,
where we’re going, John J. Bertin, Russell M. Cummings, USAF Academy
- ↑
[7]
Thermal Protection System Technologies for Enabling
Future Sample Return Missions, E.Venkatapathy aj., NASA JPL, 2010
- ↑
[8]
Galileo Probe Heat Shield Ablation Experiment, F.S.Milos, Journal of Spacecraft and Rockets, Vol. 34, No. 6 (1997), pp. 705-713.
doi: 10.2514/2.3293
- ↑
[9]
"Heat Sink Versus Ablation" v "This New Ocean: A History of Project Mercury", L.S.Swenson Jr., J.M.Grimwood, C.C.Alexander, NASA, 1989
- ↑
[10]
Archivovano
12. 3. 2014 na
Wayback Machine
.Thermal Protection System (TPS) and Materials, NASA
- ↑
[11]
Archivovano
15. 7. 2009 na
Wayback Machine
.Space Shuttle Orbiter Systems: Thermal Protection System, NASA
- ↑
[12]
Hypersonics and the Transition to Space, NASA
- ↑
[13]
Inflatable Re-Entry Technologies: Flight Demonstration and Future Prospects, 2000
- ↑
[14]
NASA Launches New Technology: An Inflatable Heat Shield, 17.8.2009