Obsah > Základy kosmonautiky > Kosmická technika > Tepelná ochrana (článek z L+K 16/1978)

TEPELNÁ OCHRANA KOSMICKÝCH LODÍ PŘI LETU ATMOSFÉROU

Pro kosmickou loď, vstupující do hustých vrstev atmosféry, je nutný tepelný štít, který chrání loď před účinky tepelného toku o vysoké teplotě. Tepelný štít musí při své minimální hmotnosti udržet teplotu vnitřní konstrukce lodě pod definovanou kritickou teplotou, při jejímž překročení by došlo k narušení bezpečnosti letu. Kritická teplota hliníku je ~160°C, titanu 400°C a 450°C pro berylium.

V časopise L+K byla problematika tepelné ochrany kosmických lodí již několikráte zmíněna, např. v seriálu Kurs kosmonautiky (L+K 44, 1968, č. 17, s. 733) nebo v popisu kosmické lodě Apollo (L+K 51, 1975, č. 12, s. 463) a v poslední době i v popisu kosmického raketoplánu (L+K 52, 1976, č. 12, s. 14, a č. 13, s. 13).

V tomto článku bychom se chtěli touto problematikou zabývat poněkud detailněji, zvláště v částech věnovaných tepelné ochraně nejmodernějšího typu kosmického dopravního prostředku - kosmickému raketoplánu.

Tepelné režimy, kterým je vystaven povrch kosmické lodě, závisí na tom, jakým způsobem loď vstupuje do atmosféry. Při méně strmých úhlech vstupu jsou tepelné toky menší, ale jak se současně prodlužuje doba letu, zvětšuje se i celkové množství tepla. Podle předpokládaného způsobu průletu atmosférou lze volit vhodný systém tepelné ochrany a tedy i vhodný materiál. A.N. Ponomarev v knize "Roky kosmické éry" (Moskva 1974) rozlišuje tři typy tepelné ochrany:

a) Systémy teplo vyzařující. V tomto případě volíme materiály s vysokou teplotou tání, schopné vydržet za letu vysoký tepelný tok, kterému jsou vystaveny. Stačí obvykle relativně tenká vrstva materiálu, neboť efektivnost systému závisí na dopadajícím tepelném toku a na vyzařovací schopnosti povrchu. Pro zhotovení štítu je možné použít z kovů např. molybden nebo slitiny niklu (např. u raketoplánu X-15) s povrchem chráněným kysličníky. Z dalších materiálů může být použito těžkotavitelných kysličníků, např. oxidu zirkoničitého (ZrO2), keramických materiálů nebo grafitu. Maximální pracovní teplota ZrO2 je 2500°C, grafit sublimuje dokonce až při 3350°C. Výhodou grafitu jsou třicetkrát až čtyřicetkrát vyšší maximální přípustné tepelné toky než u molybdenových slitin. Nevýhodou je naopak jeho křehkost a nutnost chránit jeho povrch před oxidačním účinkem atmosférického kyslíku.

b) Systémy teplo pohlcující. V některých případech je možné použít materiálů, které částečně teplo vyzařují a částečně je akumulují. Je-li použito silné vrstvy tohoto materiálu, část tepla, které se nevyzáří, bude převedena do objemu materiálu. Materiály, schopné teplo pohlcovat, musí mít vysokou tepelnou kapacitu, vodivost i teplotu tání, aby tak bylo možné nahromadit co nejvíce tepla do teploty tání. Vzhledem ke značné tepelné vodivosti těchto materiálů je nezbytné izolovat vlastní konstrukci kosmické lodě vrstvou materiálu s malou tepelnou vodivostí, např. plstí ze skelných vláken. Ze známých materiálů bylo v systémech pohlcujících teplo použito mědi a berylia a to na hlavicích prvních amerických mezikontinentálních raket.

c) Ablativní systémy. Použije-li se v systémech pohlcujících teplo materiálu s malou tepelnou vodivostí, nebude teplo z povrchu materiálu prakticky odváděno do jeho objemu. V materiálu vzniknou velké tepelné gradienty a teplota povrchu může převýšit teplotu tání či sublimace materiálu. Jestliže vnitřní část materiálu zůstane dostatečně chladná a vydrží pnutí, spojená s teplotním gradientem, vrchní roztavená vrstva materiálu pod vlivem vnějších třecích smykových napětí přejde do okolního proudu vzduchu, tj. dojde k ablaci materiálu. To znamená, že část dopadající tepelné energie je odváděna spolu s odtavenou hmotou. Ablativní systémy jsou velmi efektivní tam, kde je kosmická loď vystavena velkým tepelným tokům.

Nejobvyklejšími ablativními materiály jsou kompozitní materiály, tvořené grafitovými či křemennými vlákny spojenými fenolovými pryskyřicemi. Mechanizmus ablace těchto materiálů je dosti složitý. Zpočátku se výměna tepla děje vedením. Když dosáhne telota povrchu teploty pyrolýzy pryskyřice, pryskyřice začne uhelnatět a plyny vzniklé rozkladem odnášejí teplo z tepelného štítu. Zuhelnatělá část je značně pórovitá, její pevnost je zvyšována vlákny, jimiž je kompozitní systém tvořen. Při pokračujícím zahřívání čelo pyrolýzy postupuje do hloubky. Plynné produkty difundují pórovitým zuhelnatěným povrchem do okolního proudu vzduchu kolem lodi. V mezní vrstvě proudu vzduchu pak může dojít i k hoření zuhelnatělého povrchu pláště, což je závislé na proniknutí kyslíku z ovzduší k jeho povrchu. Pokud loď vstupuje do atmosféry chudé na kyslík, např. na Marsu, efektivnost ablativního materiálu se zvyšuje.

Ablativní tepelné štíty nalezly široké uplatnění jak u sovětských tak u amerických pilotovaných kosmických lodí pro jedno použití. U těchto lodí, které přistávají po značně strmé dráze, bylo využito vlastností ablativních materiálů chránit kosmickou loď před značně vysokými tepelnými toky (podobně jako u systémů teplo pohlcujících je však třeba tepelný štít izolovat od konstrukce kosmické lodi vrstvou materiálu o malé tepelné vodivosti.

Jako příklad konstrukce ablativního tepelného štítu může sloužit tepelný štít velitelské sekce kosmické lodi Apollo. Tepelný štít zde byl tvořen ablativním materiálem AVCOAT 5026-39 o tloušťce 8,5 - 39 mm. Ablativní materiál vyplňovat voštinu ze skelné tkaniny, jež byla připevněna k nosné konstrukci tepelného štítu z ocelového plechu. Mezi tepelný štít a kabinu byly vloženy dvě vrstvy izolace z křemenných vláken.

Kromě zmíněných kompozitních ablativních materiálů, které uhelnatí, existuje ještě jiný typ ablativních materiálů. Tyto materiály - jejichž představitelem je teflon - při zahřátí neuhelnatí ale sublimací uvolňují plyn přímo z pevné fáze. Nevýhodou takových ablativních materiálů je, že se musí používat v silnější vrstvě než ablativní materiály, které uhelnatí. Ovšem použití takových materiálů je nezbytné např. při ochraně antén, jelikož elektricky vodivá uhlíková vrstva značně zeslabuje průchod rádiových signálů. Další příklady materiálů, používaných k tepelné ochraně lze nalézt v časopise Voprosy raketnoj těchniky 1974, č. 1, s. 74.

Každý z uvedených tří systémů tepelné ochrany má svou oblast použití. Volba konkrétní varianty tepelné ochrany pak záleží na konstrukci kosmické lodě a úkolech, které má kosmická loď plnit. Na příkladu raketoplánu si můžeme ukázat základní koncepci řešení tepelné ochrany kosmických lodí s vícenásobným použitím.

Obr. 1. Maximální teploty povrchu raketoplánuSnaha po snížení finančních nákladů potřebných pro vynesení 1 kg užitečného zatížení na oběžnou dráhu vede k vyvíjení kosmických lodí vícenásobného použití. Představitelem takového kosmického dopravního prostředku je kosmický raketoplán. Požadavek přistání raketoplánu na pevnině klasickým způsobem vede k tomu, že je raketoplán koncipován jako těleso s velkým vztlakem a nízkým odporem. Při návrzích tepelné ochrany raketoplánu je třeba vycházet jednak z požadavku vícenásobného použití a dále z množství tepla, jemuž bude raketoplán vystaven. Množství tepla je pak dáno délkou průletu atmosférou a typem proudění kolem raketoplánu. Jelikož turbulentní proudění zahřívá tělesa zhruba třikrát více než proudění laminární, přesnost předpovědi podmínek přechodu laminárního proudění v turbulentní ovlivňuje na jedné straně hmotnost systému tepelné ochrany, na druhé straně bezpečnost raketoplánu. Podmínky přechodu proudění u tělesa s tak složitým tvarem jako má raketoplán bylo tedy třeba určit na základě zkoušek v aerodynamickém tunelu. Zkoušky ukázaly, že na mnoha místech na hřbetě a horní straně křídel raketoplánu nepřesáhne teplota 400°C, což dovoluje širší výběr tepelně izolačních materiálů. Ovšem většina spodní plochy je vystavena teplotám v rozmezí od 900°C do 1400°C, náběžné hrany a nosová část raketoplánu teplotám až 1600°C (obr. 1). Tyto podmínky výběr vhodných materiálů silně ovlivňují.

Pro teplotní oblast 900-1400°C připadaly v úvahu např. kovové povrchové panely, oddělené od trupu raketoplánu pružnou izolací, ablativní systémy na jedno použití nebo vícenásobně použitelná povrchová izolace na bázi křemíku. V oblasti teplot 1400-1600°C lze zvolit buď ablativní tepelnou ochranu s jednorázovým použitím, nebo vícenásobně použitelnou povrchovou izolaci na bázi kompozitního materiálu, tvořeného uhlíkovými vlákny v uhlíkové matrici.

Technologické programy přípravy nových materiálů, které byly zahájeny v počátcích 70. let, však dovolily levně vyrábět vícenásobně použitelné teplo vyzařující izolační materiály na bázi křemene a uhlíku, které se tak staly výchozími v koncepci konstrukčního návrhu tepelné ochrany raketoplánu. Podle Strouhala a Tilliana (Aeronautics & Astronautics 14 (1976), č.1, s. 57) koncepce tepelné ochrany raketoplánu počítá se čtyřmi typy materiálů:

1. Kompozitní materiál tvořený uhlíkovými vlákny v uhlíkové matrici RCC (Reinforced Carbon -Carbon), chráněný vrstvou karbidu křemíku před oxidací. Tohoto materiálu je použito v místech, kde je raketoplán vystaven teplotám vyšším než 1300°C, tj. na nosové části raketoplánu a náběžné hraně křídla.

2. Vícenásobně použitelná izolace na bázi křemene HRSI (High-temperature Reusable Surface Insulation) pro oblasti s teplotami 700-1300°C.

3. Vícenásobně použitelná izolace na bázi na bázi křemene LRSI (Low-temperature Reusable Surface Insulation) pro oblasti s teplotami 400-700°C.

4. Pružná vícenásobně použitelná povrchová izolace FRSI (Flexible Reusable Surface Insulation) pro teploty do 400°C.

Obr. 2. Systém tepelné ochrany raketoplánuOblasti použití uvedených typů materiálů jsou ukázány na obr. 2.

Základem izolačního kompozitního materiálu na bázi uhlíku RCC je příze připravená z vláken amorfního uhlíku. Vrstvy této příze jsou lepeny fenolovou pryskyřicí a vytvarovány do konečné podoby izolačního prvku. Pyrolýzou v inertní atmosféře se fenolová pryskyřice rozloží a vytvoří uhlíkovou matrici, spojující uhlíková vlákna. Uhlíková matrice je dále impregnována furfurylalkoholem a dalšími pyrolýzami zahušťována a zesilována. Při konečné úpravě je povrch materiálu za vysoké teploty a v inertní atmosféře pokryt vrstvičkou karbidu křemíku, která ochrání čistý uhlík před oxidací po dobu trvání 100 letů. RCC má zajímavé tepelné a mechanické vlastnosti. Jeho tepelná vodivost je natolik nízká, že zabezpečuje podstatný tepelný rozdíl mezi povrchem materiálu a trupem raketoplánu. Pevnost RCC se s růstem teploty spíše zvyšuje. Při 1500°C je pevnost v tahu o 20% vyšší než při pokojové teplotě, kdy dosahuje 24 N/mm2. Koeficient tepelné roztažnosti je 10× menší než u kovů, tato vlastnost podstatně snižuje tepelná pnutí. Nosová část raketoplánu, jejíž teplota může dosahovat až 1600°C, je vytvarovaná právě z RCC. K trupu raketoplánu je připevněna 16 úchytkami, přechod mezi nosovou izolací z RCC a HRSI izolací trupu je zajištěn dvěma prstencovými těsněními, umožňujícími tepelnou dilataci. Úchytky z nerezavějící oceli, kterými je nosová část připevněna k trupu a hliníková přepážka mezi nosovou částí a trupem jsou ještě chráněny HRSI.

Obr. 3. Tepelná ochrana nosové části a náběžných hran křídel raketoplánu materiálem RCCNáběžná hrana křídla o délce 14 m je pokryta 22 segmenty RCC, mezery mezi segmenty vyplňuje těsnění v počtu 22 kusů. Tvar segmentů je dán tloušťkou křídla a jeho profilem. Těsnění brání zvětšování mezer mezi segmenty při tepelném rozpínání křídla. Každý segment je upevněn k horní straně náběžné hrany, zatímco po spodní může klouzat. Na obr. 3 je schematicky znázorněno konstrukční řešení ochrany nosové části a náběžných hran křídel raketoplánu.

Základní složkou HRSI a LRSI jsou vlákna velmi čistého křemene spékáním spojená křemennou keramikou. Materiál je velmi pórovitý, s nízkou hustotou (144 kg/m3) a křehký. Je zpracován převážně do tvaru desek. Povrch desek je pokryt borosilikátovým sklem tloušťky 0,46 mm, které zabraňuje otěru povrchu desky, brání pohlcování vlhkosti pórovitým materiálem a napomáhá vyzařování tepla z desky. U spodního okraje je sklovitý povrch přerušen, aby se tlak vzduchu v pórech desky mohl přizpůsobit okolí Vnikání vlhkosti do desky v těchto místech se zabraňuje impregnací povrchu silikony.

Obr. 4. Schéma upevnění desek HRSIJelikož je materiál desek velmi křehký, byla vyvinuta relativně jednoduchá metoda připevnění desek k pružné konstrukci raketoplánu. Desky se nejprve spojí silikonovým kaučukem vulkanizovaným za pokojové teploty RTV 560 (Room Temperature Vulcanized) s nylonovou plstěnou podložkou Nomex, která se pak stejným kaučukem připevní k trupu raketoplánu. Nylonová podložka (tlustá 4 mm) tu má za úkol izolovat křehkou desku od vibrací trupu raketoplánu. Schematicky je připojení desky k trupu znázorněno na obr. 4.

Důležitým faktorem konstrukce tepelného štítu z HRSI nebo LRSI je geometrické uspořádání desek a velikost mezer. Je důležité, aby přechod mezi deskami byl hladký. Není-li napojení hladké, je vyčnívající hrana desky vystavena vysoké teplotě a skok způsobuje turbulentní proudění. Pokusy v aerodynamickém tunelu dále ukázaly, že přechod od laminárního proudění k turbulentnímu může být způsoben buď širokými mezerami nebo dlouhými úzkými mezerami ve směru proudění. Proto bylo nakonec bylo zvoleno geometrické uspořádání desek znázorněné na obr. 5.

Mezery však komplikují řešení tepelné ochrany ještě tím, že dovolují radiační přenos tepla z horkého vnějšího povrchu přímo k podložce. Testy ukázaly, že tenký hranolek stejného materiálu jako nylonová podložka, umístěný na dno mezery a přichycený hranami desek je dostatečnou ochranou před pronikáním tepla. Ovšem v místech, kde by vyšší tlak měl za následek tok o vysoké teplotě do mezer - např. na koncích elevonů - je třeba zcela zaplnit mezery pružnou křemičitou ucpávkou, jak je naznačeno na obr. 4.

Obr. 5. Geometrické uspořádání izolačních desek na trupu raketoplánuDalším faktorem v tepelném návrhu štítu je tloušťka desek. Tloušťka se mění podle lokální teploty na plášti a lokálního tlaku, který ovlivňuje tepelnou vodivost desek (při vyšším tlaku je v pórech desky větší hustota vzduchu). V oblastech vyšší teploty, kdy se používá HRSI, mají desky rozměry 150×150 mm2 a tloušťku od 20 do 72,5 mm. Jde asi o 20 000 desek, umístěných převážně na spodní ploše raketoplánu. V místech s nižší teplotou stačí desky tloušťky v rozmezí 5 - 20 mm a s rozměrem 200×200 mm2 (LRSI). Asi se 7000 deskami LRSI se počítá pro horní část křídla a boky trupu raketoplánu. Protože jsou desky křehké a mají nízkou pevnost, může dotyk sousedních desek za letu vést k lomu glazury a ke zničení desky. Jelikož je šířka mezer limitována tepelným návrhem štítu, musí být - aby nedošlo ani ke zvětšování mezer ani k dotyku desek - délka desek omezena z hlediska rozdílu prodloužení desky a trupu raketoplánu v rozmezí teplot -90°C na oběžné dráze až na 176°C při přistání. Proto mají desky HRSI a LRSI rozdílnou velikost.

Zkoušky ukázaly, že kromě vlastního dotyku desek mohou vést k lomu desek ještě dva jiné mechanizmy. Jedním je klasická dilatace uvnitř desky. Poškození v důsledku tepelné roztažnosti se předchází volbou čistého křemene jako materiálu desek, neboť křemen má velmi malou tepelnou roztažnost. Druhým možným mechanizmem je vznik trhlin uvnitř desky, v blízkosti jejího připevnění k nylonové podložce, jako důsledek kombinace smykového a tahového napětí. Volbou nylonové plstěné podložky, která je dostatečně pružná, se však vzniku těchto trhlin zabrání.

S tepelným návrhem ochranného štítu souvisí i volba barvy povrchu. Skleněná glazura HRSI obsahuje černé barvivo. Tato povrchová úprava přispívá k vyššímu vyzařování tepla v oblastech vystavených vyšší teplotě. Naopak LRSI má bílou glazuru, která snižuje absorpci slunečního záření na dráze kolem Země.

V těch místech povrchu raketoplánu, kde je teplota nižší než 400°C, postačí ochrana poskytovaná vícenásobně použitelnou izolací FRSI, která byly vyvinuta v pozdější návrhové fázi raketoplánu jako náhrada za velmi tenké desky LRSI. FRSI tvoří desky o rozměrech 910×1220 mm2 z nylonové plstě Nomex, které bylo použito jako pružné podložky pod desky HRSI a LRSI. Desky jsou pokládány bez mezer a k trupu jsou lepeny silikonovým kaučukem RTV 560. Vnější povrch desek FRSI je pokryt silikonovým elastomerem bílé barvy, který zabraňuje přístupu vlhkosti do izolační vrstvy a vytváří hladký povrch. Tloušťka desek kolísá podle působících tepelných toků mezi 5 - 10 mm. Povrchová úprava desek HRSI, LRSI a FRSI zajišťuje jejich stonásobné použití.

Řešení některých speciálních problémů tepelné ochrany raketoplánu, např. ochrana přechodu mezi křídlem a řídícími plochami, izolace kolem dveří, krytů podvozkových prostorů nebo oken přesahuje možnosti jednoho článku, ale při jejich navrhování se vychází z těch principů tepelné ochrany, které zde byly naznačeny.

Zkušenosti s vývojem materiálů sloužících k tepelné ochraně kosmických lodí lze dobře využít i v pozemských podmínkách. Polymerů a pryskyřic odolávajících vysokým teplotám může být použito nejen v ablativních tepelných štítech, ale i při výrobě nehořlavých příček výškových budov. Rodinným domkům, dokonale izolovaným materiály podobnými FRSI, bude k vyhřívání stačit energie získaná ze sluneční energie prostřednictvím slunečních článků umístěných na střeše domku.

Uvedené příklady svědčí o tom, že se aplikace kosmonautiky mohou úspěšně uplatnit i v oborech, které na první pohled nemají s kosmonautikou nic společného.

Lubor Lejček

Publikováno v časopise Letectví a kosmonautika 54 (1978), č. 16, s. 624.


Poznámka autora:

Foto 1: Pohled na spodní stranu raketoplánu

Foto 2: Pohled na spodní stranu raketoplánu

Foto 3

Foto 4

Foto 5: Proces polymerizace silikonového kaučuku právě nalepených dlaždic tepelného štítu raketoplánu

Tento článek z roku 1978 si kladl za cíl informovat čtenáře zejména o návrhu tepelné ochrany tehdy připravované nové kosmické lodi - kosmického raketoplánu. Detailní informace týkající se tepelného štítu raketoplánu a obsažené v článku laskavě poskytl Myron S. Malkin, v té době ředitel programu kosmického raketoplánu organizace NASA, který přednášel o programu raketoplánu na 28. Kongresu Mezinárodní Astronautické Federace IAF v Praze v roce 1977.

Čtenář si jistě všiml, že článek obsahuje pouze schémata a nikoliv fotografie. Fotografie tepelného štítu tehdy nebyly k dispozici - přibližně v tu dobu se s lepením dlaždic tepelného štítu teprve začínalo. Fotografie štítu se v odborném tisku objevily zejména až po prvním letu raketoplánu Columbia.

Dnes je situace zcela odlišná - tepelná ochrana raketoplánu je podrobněji popsána na adrese http://spaceflight.nasa.gov/shuttle/reference/shutref/orbiter/tps/ a na dalších odkazech tamtéž. Také detailních snímků desek tepelné ochrany (dnes spíše nazývaných dlaždicemi) je v současnosti možné nalézt mnoho. Jako příklad jsou zde uvedeny snímky raketoplánu Discovery při inspekci jeho tepelného štítu při misi STS 114 při letu k Mezinárodní kosmické stanici ISS. Pohled na spodní stranu raketoplánu (Foto 1) a jeho křídel (Foto 2) ukazuje geometrické uspořádání podle obr. 5a, na které pak na bocích raketoplánu navazuje uspořádání dle obr. 5b.

V průběhu provozu raketoplánů došlo k určité inovaci používaných izolačních desek. Byly vyvinuty dlaždice FRCI (Fibrous Refractory Composite Insulation) s vyšší pevností a nižší hustotou než HRSI. Jsou tvořeny křemennými (80%) a borosilikátovými (20%) vlákny. Při spékání dochází k propojení křemenných vláken prostřednictvím borosilikátových vláken díky přítomnosti bóru. Na některých místech raketoplánu se nahrazují původní HRSI desky dlaždicemi FRCI, které vydrží asi o 40°C vyšší maximální teplotu než HRSI. Některé desky dosahují tloušťky až 125 mm (oproti hodnotě uvedené v článku). Podložky z Nomexu se dnes vyrábí z aramidových vláken. Některé části povrchu raketoplánu, které nejsou tolik tepelně namáhány a které mají komplikovanější povrchovou geometrii jako jsou gondoly manévrovacích motorů v zadní části raketoplánu (Foto 3) či další části horního povrchu raketoplánu (Foto 4), byly pokryty izolační plstí FRSI.

Proces polymerizace silikonového kaučuku právě nalepených dlaždic tepelného štítu raketoplánu je zachycen na Fotu 5.

Stavu tepelného štítu po prvním letu Columbie byl věnován článek "Potíže s tepelným štítem raketoplánu" (L+K 57 (1981) č. 19, s. 743) umístěný na adrese http://mek.kosmo.cz/pil_lety/usa/sts/lk1.htm.

Z citovaného článku vyplývá, že již po prvním letu Columbie bylo známo, že dochází k odpadávání tepelné izolace palivové nádrže. Bohužel v průběhu dalších letů se této skutečnosti nevěnovala dostatečná pozornost. Předpokládalo se, že pěnová izolace z palivové nádrže nemůže nepoškodit tepelný štít raketoplánu, který je jinak křehký. To se pak stalo raketoplánu Columbia při návratu z orbitální dráhy dne 1. 2. 2003 osudným.

Poděkování: Autor děkuje D. Lazeckému za obětavý přepis článku "Potíže s tepelným štítem raketoplánu" a ing. A. Holubovi za grafickou úpravu a za laskavé umístění obou těchto článků o tepelném štítu (a i jiných autorových článků) na tyto internetové stránky.


Aktualizováno : 19.02.2006

[ Obsah | Základy | Kosmická technika ]

Pokud není uvedeno jinak, jsou použité fotografie z NASA (viz. Using NASA Imagery) a dalších volně přístupných zdrojů.