Es werden Konzepte fuer thermische Schutz-Systeme fuer die Anwendung in der Raumfahrt beschrieben, unter Verwendung von Hochtemperatur-Verbundwerkstoffen mit keramischer Matrix. Es werden die Eigenschaften einer Hitzeschutzpaneele beschrieben. Sie besteht aus einer durch Keramikfasern verstaerkten Haut, aus Siliziumkarbid, welche durch einen keramischen, offenporigen Faserschaum ausgesteift ist. Einige vorlaeufige Test-Daten werden vorgestellt. Die Antwort fuer den thermischen Uebergang bei einer 9,8 kg/m2-Paneele wird berechnet fuer eine Flugbahn mit hoher Aufheizrate unter Verwendung von Daten der thermischen Leitfaehigkeit.
Ceramic composite thermal protection systems
Hitzeschutz-Systeme aus keramischen Verbundwerkstoffen
1985
14 Seiten, 13 Bilder, 4 Quellen
Aufsatz (Konferenz)
Englisch