Die Gesamtlasten an Flugkörpern und Raumfahrzeugen hängen sehr stark von der Flugbahn ab. Die Kombination der Flughöhe, Flugmachzahl und die Flugdauer bestimmt die aerodynamischen, mechanischen und thermischen Lasten. Die Strukturen solcher Fluggeräte müssen daher in Abhängigkeit vom Flugprofil unterschiedlichen akustischen, mechanischen, dynamischen und aerothermodynamischen Belastungen standhalten. So steigt der Staudruck am Flugkörper bei einer Flugmachzahl 6 in der Flughöhe von 1 km auf ca. 2900 kPa. Dies bedeutet, dass am Staupunkt der Spitze eines aus gut isoliertem Material bestehenden Radoms eines Flugkörpers die Oberflächentemperatur nach einigen Sekunden einen Wert über 2000 K erreicht. Durch den hohen Druck sind sowohl die Diffusionsprozesse als auch die Schubspannungen ausgeprägt. Neben der Flugbahn ist auch die Außengeometrie des Flugkörpers ein wichtiger Parameter im Hinblick auf aerodynamische und thermische Lasten. Da die Raumfahrzeuge in einem breiten Geschwindigkeitsbereich fliegen, muss man für die Auslegung einen Kompromiss zwischen den einzelnen den Entwurf beeinflussenden Parametern finden. Da die Flugkörper schlank gebaut sind, sind vorwiegend die Radomspitzen, Flügelvorderkanten und Leitwerke thermisch stark belastet. Die stumpfere Bauweise der Raumfahrzeuge führt dazu, dass im Nasenbereich im Vergleich zu Flugkörpern bei vergleichbaren Flugbedingungen mildere Aufheizung herrscht. Dagegen sehen größere Bereiche des Fahrzeuges hohe Temperaturen. Ab Oberflächentemperaturen über 1200 K sind Metalle als Hitzeschutzstruktur kaum einsetzbar. Die Oxidkeramiken können bei Oberflächentemperaturen bis 1700 K eingesetzt werden. Die hohe Oberflächenkatalyzität und der schlechte Emissionskoeffizient machen aber die Entwicklung neuer Hochtemperaturbeschichtungen besonders für Raumfahrtanwendungen unverzichtbar. Faserverstärkter SiC-Werkstoff ist bei diesen Eigenschaften deutlich überlegen und kann bei Temperaturen bis 2000 K eingesetzt werden. Allerdings setzt ab dieser Temperatur in Abhängigkeit vom Druck die aktive Oxidation und daraus folgend eine starke Erosion ein.
Qualifizierung von keramischen Hochtemperaturkomponenten für Flugkörper und Raumfahrzeuge
2004
4 Seiten, 6 Bilder, 1 Tabelle
Conference paper
German
Tema Archive | 1969
|Springer Verlag | 2022
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