DE10007372C2

DE10007372C2 - Thermalschutzsystem für Raumfahrzeuge

Info

Publication number: DE10007372C2
Application number: DE10007372A
Authority: DE
Inventors: Detlev Konigorski
Original assignee: Astrium GmbH
Current assignee: Airbus Defence and Space GmbH
Priority date: 2000-02-18
Filing date: 2000-02-18
Publication date: 2002-04-18
Anticipated expiration: 2020-02-19
Also published as: DE10007372A1

Abstract

Ein Thermalschutzsystem für Raumfahrzeuge besteht aus einem im Inneren des Raumfahrzeuges angeordneten Feldgenerator, mit dessen Hilfe im Bereich des hitzebaufschlagten Teiles der äußeren Oberfläche des Raumfahrzeuges ein elektrodynamisches Feld erzeugt wird. Der Feldgenerator kann dabei als Hochspannungsgenerator zur Erzeugung eines elektrostatischen Feldes, als stromdurchflossene Spule zur Erzeugung eines magnetischen Feldes oder aber als von einem zeitlich veränderlichen Strom beaufschlagten Dipol zur Erzeugung eines elektromagnetischen Feldes ausgebildet sein. Die metallische Außenhülle des Raumfahrzeuges kann als Elektrode ausgebildet sein. Beim Wiedereintritt des Raumfahrzeuges in die Erdatmosphäre wird das durch die diesem vorauseilende Schockfront erzeugte Plasma mit Hilfe der auf diese Weise erzeugten stationären oder zeitlich veränderlichen magnetischen, elektrischen oder elektromagnetischen Felder beeinflußt und dadurch eine unerwünschte Erhitzung der Oberfläche des Raumfahrzeuges vermieden.

Description

Die Erfindung betrifft ein Thermalschutzsystem für Raumfahrzeuge.

Beim Wiedereintritt von Flugkörpern in die Erdatmosphäre kommt es zu einer starken Erhitzung der Außenhaut. An den besonders kritischen Stellen treten dabei Temperaturen zwischen 1000 und 3000 Grad Celsius auf. Die Ursachen für diese Erwärmung sind zum einen die Umwandlung von kinetischer Energie in Wärme, verursacht durch den Aufprall von Gasmolekülen, Atomen und Ionen auf die Oberfläche des Flugkörpers, und zum anderen die Freisetzung von Energie als Folge einer Rekombination von Atomen und Molekülen. Letztere wurden zuvor in einer dem Flugkörper vorauseilenden Schockfront dissoziiert und/oder ionisiert und rekombinieren anschließend an der Oberfläche des Flugkörpers wieder.

Es stellt in diesem Zusammenhang eine im Bereich der Raumfahrttechnik bereits bekannte Maßnahme dar, Raumflugkörper, die einen Wiedereintritt in die Erdatmoshäre überstehen sollen, mit einem geeigneten Hitzeschutzschild auszustatten. Dieser Hitzeschutz besteht in der Regel aus speziellen Materialien, die mit teilweise hohem Forschungsaufwand entwickelt werden müssen. So ist es bereits bekannt, faserkeramische Verbundwerkstoffe, beispielsweise auf der Basis von Kohlenstoff/Karbid (C/C) oder Kohlenstoff/Siliziumkarbid (C/SiC), als Hitzeschutzschild zu verwenden. Hinzu kommt, daß das Gewicht einer derartigen Schutzschicht die Masse der in einem solchermassen geschützten Flugkörper zu transportierenden Nutzlast entsprechend reduziert.

Es ist bereits aus der JP 09012000 A bekannt, einen kühlenden Gasstrom über ein Ventil an belastete Raumfahrzeugoberflächen zu leiten. Diese Ausbildung ist sehr aufwendig und beinhaltet nur eine nachträgliche Thermalbeeinflussung.

Aufgabe der Erfindung ist es, ein Thermalschutzsystem für Raumfahrzeuge bereitzustellen, das ein möglichst geringes Maß an massereichen zusätzlichen Beschichtungen der Außenhaut erfordert und das zugleich äußerst kostengünstig herzustellen ist.

Die Erfindung löst diese Aufgabe durch ein aktives elektrodynamisches Thermalschutzsystem gemäß dem Kennzeichen des Patentanspruchs 1, das unmittelbar die Ursachen der Wärmeentwicklung bekämpft und das dabei eine Erwärmung von vornherein vermeidet oder zumindest stark reduziert. Vorteilhafte Weiterbildungen des erfindungsgemäßen Thermalschutzsystems sind in den weiteren Ansprüchen angegeben. Die Erzielung des Wärmeschutzes gemäß der Erfindung kann dabei sowohl mittels eines elektrostatischen, eines magnetostatischen oder aber auch eines elektromagnetischen Feldes erreicht werden. Ferner sind im Rahmen der Erfindung auch Kombinationen dieser Felder möglich.

Die Reduzierung bzw. die vollständige Vermeidung einer Erwärmung beim Wiedereintritt in die Erdatmosphäre als Folge der beschriebenen Oberflächen-Wechselwirkung erfolgt gemäß der Erfindung auf elektrodynamischem Wege, wodurch die geschilderten Ursachen für eine Erwärmung ausgeschaltet werden: Da ein Raumfahrzeug während seines Wiedereintritts in die Erdatmosphäre eine diesem vorauseilende Schockfront erzeugt, durch die das neutrale Gas ionisiert, also zum Plasma wird, bietet die Erfindung die Möglichkeit, dieses Plasma mit Hilfe von stationären oder zeitlich veränderlichen magnetischen, elektrischen oder mittels einer Kombination von elektrischen und magnetischen Feldern zu beeinflussen. Zu diesem Zweck wird gemäß der Erfindung das Raumfahrzeug mit Generatoren zur Erzeugung eines geeigneten Feldes ausgerüstet. Durch das Anlegen eines elektrischen und/oder magnetischen Feldes ist es möglich, aktiv auf das beim Wiedereintritt in die Erdatmosphäre erzeugte Plasma einzuwirken. Das vom Flugkörper erzeugte Feld bewirkt aufgrund der Lorentzkraft eine Ablenkung der geladenen Teilchen aus seiner Flugbahn. Hierdurch wird eine Kollision der Gasmoleküle bzw. -atome mit dem Flugkörper vermieden oder zumindest die Anzahl solcher Kollisionen stark herabgesetzt. Die Umwandlung von kinetischer Energie in Wärme wird auf diese Weise unterdrückt und damit wird die erste der beiden genannten Ursachen für eine Erwärmung eliminiert.

Da zusätzlich durch das sich bei dem erfindungsgemäßen Thermalschutzsystem vor dem Flugkörper aufbauende Feld eine Ladungstrennung erfolgt und sich somit die positiv geladenen Ionen und Elektronen in räumlich voneinander getrennten Bereichen ansammeln, verhindert die Coulomb- Wechselwirkung sowohl deren elektronische Rekombination als auch die Rekombination einzelner Ionen zu Molekülen. Damit aber ist durch das erfindungsgemäße Thermalschutzsystem auch die zweite mögliche Ursache der Wärmeentwicklung ausgeschaltet.

Die Tatsache, daß mit Hilfe magnetischer Feldern ein Plasma von einer materiellen Oberfläche ferngehalten werden kann, ist für sich genommen unter anderem aus dem Bereich der Kernfusionsforschung bekannt, wo auf diese Weise der Wärmeeintrag auf die Wände eines Containments reduziert werden soll. Auch aus dem Bereich der Mikrowellenanwendung stellt es eine an sich bereits bekannte Maßnahme dar, ein Plasma mit Hilfe elektrischer Felder von einer Oberfläche fernzuhalten. Schließlich sind auch in der Natur Fälle magnetischer bzw. elektrischer Plasmabeeinflussung zu finden, beispielsweise bei der elektrischen Ablenkung des Sonnenwindes durch die Ionosphäre der Venus oder bei seiner magnetischen Ablenkung in der irdischen Magnetosphäre.

Die Vorteile der Erfindung bestehen nicht nur darin, daß der Wärmetransfer zum Raumfahrzeug vermindert und durch längere Einsatzintervalle zwischen den Wartungsphasen, geringeren Wartungsaufwand für die Fahrzeugoberfläche sowie durch die möglich gewordene Verwendung billigerer Materialien für die Oberfläche des Raumfahrzeuges die Kosten erheblich reduziert werden. Vielmehr können zugleich auch Verbesserungen und Weiterentwicklungen in der Elektrotechnik, wie beispielsweise die Entwicklung neuer Hochtemperatur- Supraleiter, mühelos in ein bestehendes Thermalschutzsystem integriert werden. Außerdem kann der zur Erzeugung des schützenden elektrodynamischen Feldes erforderliche Feldgenerator Teil der Struktur des Raumfahrzeuges sein, so dass er nicht als zusätzliches massebehaftetes Subsystem integriert werden muß und somit bei gleicher Funktionalität keinen Massenpenalty verursacht. Durch die Wechselwirkung zwischen dem Plasma und dem Feld werden zudem Kräfte ausgeübt, mit deren Hilfe es möglich ist, die räumliche Lage des Raumfahrzeugs während des Wiedereintritts in die Erdatmosphäre zu beeinflussen. Schließlich besteht bei dem Thermalschutzsystem nach der Erfindung keine Begrenzung hinsichtlich der maximal erlaubten Wiedereintrittsgeschwindigkeit. Vielmehr gilt, daß je höher die Wiedereintrittsgeschwindigkeit ist, desto höher auch die Ionisation und damit die angestrebte Wechselwirkung mit dem Feld ist.

Nachfolgend soll die Erfindung anhand von in der Zeichnung dargestellten Ausführungsbeispielen näher erläutert werden. Es zeigen

Fig. 1 eine schematische Darstellung einer ersten Raumflugkapsel,

Fig. 2 eine zweite Raumflugkapsel und

Fig. 3 eine dritte Raumflugkapsel, jeweils in schematischer Darstellung.

Bei dem in Fig. 1 schematisch dargestellten ersten Ausführungsbeispiel besteht das Thermalschutzsystem eines Wiedereintrittsfahrzeuges 1 aus einem elektrostatischen Feld 3, das mit Hilfe eines in der Figur nicht dargestellten Hochspannungsgenerators, im Fall des hier beschriebenen Ausführungsbeispiels eines von der Graff Generators, sowie der in einer Batterie gespeicherten elektrischen Energie erzeugt wird. Als Elektrode, die die generierten Ladungen sammelt und damit das elektrische Feld aufbaut, dient die metallische Außenhülle des Fugkörpers 1, die sich unterhalb des herkömmlichen Hitzeschutzmaterials 2 befindet. Um das erzeugte elektrische Feld 3 auf diejenigen Bereiche des Flugkörpers zu konzentrieren, die beim Wiedereintritt besonders stark durch Erhitzung gefährdet sind, sind diese Bereiche zudem vom Rest des Fugkörpers 1 elektrisch isoliert. Zur Erzielung der angestrebten Schutzwirkung reicht dabei eine herkömmliche Batterie völlig aus, da die Zeitdauer der maximalen Wärmebelastung während des Wiedereintritts nur einige wenige Minuten beträgt. Anstelle eines von der Graff Generators können im Rahmen der Erfindung selbstverständlich auch andere Hochspannungsgeneratoren, wie beispielsweise Kaskadengeneratoren, eingesetzt werden.

Bei dem in Fig. 2 dargestellten zweiten Ausführungsbeispiel besteht das Thermalschutzsystem eines Wiedereintrittsfahrzeuges 11 aus einem magnetischen Feld 13. Die Realisierung dieses Feldes 13 erfolgt bei dem hier beschriebenen Ausführungsbeispiel mittels einer stromdurchflossenen Spule 12, die im Inneren des Fahrzeuges 11 eingebaut ist. Diese Spule 12 kann entweder als ein reines Subsystem realisiert sein oder aber auch in die tragende Struktur des Flugkörpers integriert sein. Letzteres ist insofern besonders vorteilhaft, als keine zusätzlichen Massen mittransportiert werden müssen, die während der restlichen Missionszeit ungenutzt sind, aber beim Start 11 als zusätzliches Gewicht zu berücksichtigen sind.

In dem in Fig. 3 dargestellten dritten Ausführungsbeispiel ist schließlich ein Thermalschutzsystem für ein Wiedereintrittsfahrzeug 21 in Form eines elektromagnetischen Feldes vorgesehen, wie dies in der Figur durch einen Dipol 22 angedeutet ist. Neben elektromagnetischer Strahlung kommt hierfür auch eine Wechselspannung in Betracht.

In all diesen Fällen wird das beim Wiedereintritt eines Raumfahrzeuges in die Erdatmosphäre durch die diesem vorauseilende Schockfront erzeugte Plasma mit Hilfe der so erzeugten stationären oder zeitlich veränderlichen magnetischen, elektrischen oder elektromagnetischen Felder beeinflußt und dadurch eine unerwünschte Erhitzung der Oberfläche des Raumfahrzeuges vermieden.

Claims

1. Thermalschutzsystem für Raumfahrzeuge, gekennzeichnet durch einen im Inneren des Raumfahrzeuges (1, 11, 21) angeordneten Generator zur Erzeugung eines elektrodynamischen Feldes (3, 13) im Bereich des hitzebeaufschlagten Teiles der äußeren Oberfläche des Raumfahrzeuges (1, 11, 21).

2. Thermalschutzsystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Feldgenerator aus einem Hochspannungsgenerator zur Erzeugung eines elektrostatischen Feldes (3) besteht.

3. Thermalschutzsystem nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die metallische Außenhülle des Raumfahrzeuges (1) als Elektrode (2) ausgebildet ist.

4. Thermalschutzsystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Feldgenerator aus einer stromdurchflossenen Spule (12) zur Erzeugung eines magnetischen Feldes (13) besteht.

5. Thermalschutzsystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Feldgenerator aus einem von einem zeitlich veränderlichen Strom beaufschlagten Dipol (22) zur Erzeugung eines elektromagnetischen Feldes besteht.