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.