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[[Datei:MSL HeatShield.jpg|miniaturmini|Der abtrennbare Hitzeschild des [[Mars Science Laboratory]]; für die Größenrelation beachte man den Arbeiter hinten rechts]]
[[Datei:Thermal protection system inspections from ISS - Shuttle bottom.jpg|mini|Hitzeschutzkacheln und Nase aus RCC auf der Unterseite der Discovery]]
[[Datei:Apollo cm.jpg|mini|Künstlerische Darstellung des Wiedereintritts einer [[Apollo (Raumschiff)|Apollo-Kapsel]] mit ablativem Hitzeschild]]
[[Datei:Apollo 12 heat shield.JPG|mini|Ablativer Hitzeschild des Kommandomoduls (CM) von [[Apollo 12]] nach dem Wiedereintritt]]
[[Datei:X-15A2 NB-52B 3.jpg|mini|[[North American X-15|X-15A2]] mit ablativem Hitzeschutz und Zusatztanks]]
[[Datei:SHEFEX II - assembled.jpg|mini|[[SHEFEX II|SHEFEX-II]]-Spitze mit flachen Hitzeschutzkacheln]]
Der '''Hitzeschild''' ist in der [[Raumfahrt]] dieeine Schicht einesan einem [[Raumflugkörper]]s, welche diesen vor der entstehenden Hitze beim Eintritt in eine [[Atmosphäre (Astronomie)|Atmosphäre]]<ref>[http://www.theteacherscorner.net/lesson-plans/science/experiments/shuttle.htm Free Science Experiment – Combustion – Air Pressure, Friction, Speed and Heat] (englisch).</ref> schützen soll. Die Grundlagenentwicklung fand zu Beginn des [[Kalter Krieg|Kalten Krieges]] statt – die nuklearen Sprengsätze sollten den [[Wiedereintritt]] überstehen. Sehr stark beschleunigende Raketen, wie die US-amerikanische [[Raketenabwehr|Raketen-Abwehrrakete]] [[Sprint (Rakete)|Sprint]] und [[Hyperschallgeschwindigkeit|Hyperschall]]<nowiki />flugkörper benötigen ebenfalls einen Hitzeschild.
== Grundlagen ==
Beim [[Wiedereintritt|Atmosphäreneintritt]] wird der Raumflugkörper durch die umgebende Atmosphäre stark abgebremst. Dabei heizt sich die LuftAtmosphäre in der [[Stoßwelle|Schockfront]] vor dem Fahrzeug durch Kompression sehr stark auf und damit auch das Raumfahrzeug. OhneZwar Hitzeschildwurde würdein dasden Raumfahrzeug1950er-Jahren dadurchentdeckt, ganzdass oderein teilweisestumpfer Körper und die von ihm erzeugte Welle die entstehende Hitze besser ableitet als ein aerodynamisch geformter;<ref>J. Hansen: [https://history.nasa.gov/SP-4305/ch12.htm ''Engineer in Charge: A History of the Langley Aeronautical Laboratory, 1917–1958.''] (=''The NASA History Series.'' Bd. sp-4305) United States Government Printing Office, 1987, ISBN 0-318-23455-6, Chapter 12: Hypersonics and the Transition to Space.</ref> dennoch würde ein solches Raumfahrzeug ohne Hitzeschild [[verglühen]]. In der Regel sind die Landekapseln bemannter [[Raumschiff]]e, [[Raumfähre]]n und [[Raumsonde]]n, die auf einem [[Planet]]en oder [[Satellit (Astronomie)|Mond]] mit dichter Atmosphäre landen, zum Schutz mit einem Hitzeschild ausgestattet.
An das Material des Hitzeschildes werden enorme Anforderungen gestellt, da er Temperaturen bis zu mehreren tausend [[Grad Celsius]] aushalten muss. Der Hitzeschild soll einerseits die aus der Schockfront aufgenommene Wärme möglichst effektivwirkungsvoll an die Umgebung abgeben und andererseits durch geringe [[Wärmeleitfähigkeit]] das Raumschiff und seine Nutzlast, z. B B. Raumfahrer und Geräte, vor der Hitze schützen.
Das ablative Verhalten von [[Graphit]] wurde bei der Entwicklung der hitzebeständigen [[Strahlruder]] im Triebwerk des [[Aggregat 4]] beobachtet. Deutsche Raketenspezialisten aus [[Helmut Gröttrup]]s Team schlugen 1948 die Verwendung von imprägniertem [[Sperrholz]] mit einer Schichtdicke von 20 mm als Hitzeschild für den [[Sprengkopf|Gefechtskopf]] anstelle von [[Stahl]] und [[Mineralwolle|Glaswolle]] (wie beim Aggregat 4) vor, um den Übergang von Wärme zu reduzieren und die Schutzwirkung durch fortdauernde Rußbildung auf der Oberfläche zu verlängern.<ref>{{Internetquelle |url=https://www.cia.gov/readingroom/docs/CIA-RDP80-00810A001400010001-4.pdf |titel=R-10 Guided Missile Project at Gorodomlya Island |werk=CIA |datum=1953-06-19 |seiten=10–14 |format=PDF |sprache=en |abruf=2024-02-17 |kommentar=basierend auf dem Verhör eines deutschen Rückkehrers aus Gorodomlja}}</ref>
== Wiederverwendbare Hitzeschilde ==
Wiederverwendbare Hitzeschilde wie die [[Hitzeschutzkachel]]n der [[Space Shuttle]]s bestehen meist aus durch [[Sintern]] gebundenen, hochporösen [[Glasfaser]]werkstoffen mit einer dichten, [[Sprödigkeit|spröden]], temperaturbeständigen dünnen Deckschicht ([[Borosilikatglas|Borsilikat]]).
Besonders beanspruchte Teile des Space-Shuttle-Hitzeschilds, wie die Flügelvorderkante, bestanden aus Kohlenstoff-[[VerbundwerkstoffKohlenstofffaserverstärkter Kohlenstoff|kohlenstofffaserverstärktem Kohlenstoff]]en (CFC).
== Nicht wiederverwendbare Hitzeschilde ==
Zu dieser Kategorie gehören die '''ablativen Hitzeschilde'''<ref>{{Internetquelle |autor=Ryan Grabow |hrsg= |url=http://courses.ucsd.edu/rherz/mae221a/reports/Grabow_221A_F06.pdf |sprache=englisch |titel=Ablative Heat Shielding for Spacecraft Re-Entry |datum=2006-12-07 |zugriffformat=PDF |sprache=en |offline=1 |abruf=2011-11-06 |format=PDF}}</ref> oder auch ablatives TPS ({{enS|Thermal Protection System}}). Ablative Hitzeschilde[[Ablation (von [[LateinPhysik)|lat.Ablative]] ''ablatus'' ‚weggenommen‘)Hitzeschilde besitzenhaben zwei Aufgaben: Zum einen sollen sie die Systeme vor den hohen Temperaturen beim WiedereintrittAtmosphäreneintritt schützen, zum anderen soll durch das durch die Strömung weggetragene aufgeschmolzene und verdampfte Material eine Kühlung erreicht werden. Bei dieser Art der (ablativen) Kühlung wird der physikalische Effekt des [[Phasenübergang]]s ausgenutzt, bei dem durch den Phasenwechsel des Materials Energie absorbiert wird. Der ablative Hitzeschild wurde zunächst für die Wiedereintrittsköpfe von [[Interkontinentalrakete]]n entwickelt.
Ablative Hitzeschilde wurden bei Raumflugkörpern wie den amerikanischen [[Apollo (Raumschiff)|Apollo-]] und werden bei den russischen [[Sojus (Raumschiff)|Sojus-Raumschiffen]], bei [[Lander]]n, bei Hyperschallflugzeugen wie dem [[North American X-15|X-15]] oder aber auch bei [[Interkontinentalrakete]]n eingesetzt. In der [[Sowjetunion]] wurde ein Hitzeschild unter dem Namen {{lang|ru|жертва}} entwickelt, was so viel wie ''Opfer'' bedeutet. ▼
▲Ablative Hitzeschilde wurden bei Raumflugkörpern wie den amerikanischen [[Apollo (Raumschiff)|Apollo-]] und werden bei den russischen [[Sojus (Raumschiff)|Sojus-Raumschiffen]], bei [[Lander]]n, bei Hyperschallflugzeugen wie dem [[North American X-15|X-15]] oder aber auch bei [[Interkontinentalrakete]]n eingesetzt .<!--siehe Disk. In der [[Sowjetunion]] wurde ein Hitzeschild unter dem Namen {{lang|ru|жертва}} entwickelt, was so viel wie ''Opfer'' bedeutet. -->
Ein solcher Hitzeschild besteht aus leichten, brennbaren Kacheln aus [[Kork]]- oder Glasfaser-Verbundwerkstoffen und/oder Kunststoffschaum ([[Polystyrol]]) auf einer Stützstruktur (meist eine [[Aluminiumlegierung]]). Auch gibt es ablative Hitzeschilde, die aus einem schwer schmelz- und verdampfbaren Kunstharz bestehen. Diese Ummantelung [[Pyrolyse|pyrolysiert]] und [[Sublimation (Physik)|sublimiert]] beim Wiedereintritt in das umströmende [[Plasma (Physik)|Plasma]]. Die mit [[Ruß]] beladene [[Fluiddynamische Grenzschicht|Grenzschicht]] behindert den Strahlungstransport von Wärme aus dem Plasma der Stoßfront zur Oberfläche des Hitzeschildes. Dessen poröse, verkohlte Kruste stellt eine weitere Barriere dar. Zudem wird eindringende Wärme teils durch [[endotherme Reaktion]]en (Spaltung chemischer Bindungen, Verdampfung) verbraucht, teils mit dem Gas wieder nach außen transportiert ('''ablative Kühlung'''). Wärme, die dennoch durch den Hitzeschild dringt, wird durch das gut wärmeleitende Strukturmaterial so verteilt, dass keine schädlich hohen Temperaturen auftreten. ▼
▲Ein solcher Hitzeschild besteht aus leichten, brennbaren Kacheln aus [[Kork]]- oder Glasfaser-Verbundwerkstoffen und/oder Kunststoffschaum ([[Polystyrol]]) auf einer Stützstruktur (meist eine [[Aluminiumlegierung]]). Auch gibt es ablative Hitzeschilde, die aus einem schwer schmelz- und verdampfbaren Kunstharz bestehen. Diese Ummantelung [[Pyrolyse|pyrolysiert]] und [[Sublimation (Physik)|sublimiert]] beim WiedereintrittAtmosphäreneintritt in das umströmende [[Plasma (Physik)|Plasma]]. Die mit [[Ruß]] beladene [[Fluiddynamische Grenzschicht|Grenzschicht]] behindert den Strahlungstransport von Wärme aus dem Plasma der Stoßfront zur Oberfläche des Hitzeschildes. Dessen poröse, verkohlte Kruste stellt eine weitere Barriere dar. Zudem wird eindringende Wärme teils durch [[endotherme Reaktion]]en (Spaltung chemischer Bindungen, Verdampfung) verbraucht, teils mit dem Gas wieder nach außen transportiert ('''ablative Kühlung'''). Wärme, die dennoch durch den Hitzeschild dringt, wird durch das gut wärmeleitende Strukturmaterial so verteilt, dass keine schädlich hohen Temperaturen auftreten.
Die Idee zum ablativen Hitzeschild entstand bei der Entwicklung von Steuerflächen im Strahl von [[Raketentriebwerk]]en. Auch heute noch wird bei den Düsen von preiswerten oder kleineren Raketentriebwerken die ablative Kühlung eingesetzt. Dazu wird die innere Oberfläche der [[Brennkammer]] bzw. [[Düse]] des Triebwerkes mit einer Schicht eines erst bei hohen Temperaturen verdampfenden Materials (z. B. [[Graphit]], [[Wolfram]], [[Molybdän]] oder [[Niob]]) ausgekleidet. Dieses passive Kühlungsverfahren wird zum Beispiel beim [[Merlin (Raketentriebwerk)|Merlin-Triebwerk]] der [[Falcon 1|Falcon-1]]-Rakete, beim [[RS-68]] Erststufentriebwerk der [[Delta IV]], beim AJ-118 der [[Delta II|Delta-II]]-Oberstufe und beim [[RD-58]] des [[Block D]]/DM der [[Proton (Rakete)|Proton]] verwendet.<ref>Bernd Leitenberger: [http://www.bernd-leitenberger.de/triebwerke.shtml Raketentriebwerke]</ref> ▼
▲DieBei Ideepreiswerten zumoder ablativen Hitzeschild entstand bei der Entwicklung von Steuerflächen im Strahl vonkleineren [[Raketentriebwerk]]en . Auchwerden heuteHitzeschilde noch wird bei den Düsen von preiswerten oder kleineren Raketentriebwerken diemit ablativeablativer Kühlung eingesetzt. Dazu wird die innere Oberfläche der [[Brennkammer]] bzw. [[Düse]] des Triebwerkes mit einer Schicht eines erst bei hohen Temperaturen verdampfenden Materials (z. B B. [[Graphit ]], [[Wolfram]], [[Molybdän]] oder [[Niob]]) ausgekleidet. Dieses passive Kühlungsverfahren wirdwurde zum Beispiel beim [[Merlin (Raketentriebwerk)|Merlin-Triebwerk]] der [[Falcon 1|Falcon-1]]-Rakete , und beim [[RSAJ- 68]] Erststufentriebwerk118 der [[Delta IVII|Delta-II]] ,-Oberstufe eingesetzt; beim AJ[[RS- 11868]] Erststufentriebwerk der [[Delta II|Delta-IIIV Heavy]] -Oberstufe und beim [[RD-58]] des [[Block D]]/DM der [[Proton (Rakete)|Proton]] verwendetist es weiterhin im Einsatz.<ref>Bernd Leitenberger: [http://www.bernd-leitenberger.de/triebwerke.shtml ''Raketentriebwerke .'']</ref>
Den Atmosphäreneintritt mit der bisher größten Belastung musste der ablative Hitzeschild der Atmosphärenkapsel, eine abgeworfene Tochtersonde der Raumsonde [[Galileo (Raumsonde)|Galileo]], überstehen, als sie am 7. Dezember 1995 mit ca. 170.000 km/h (47 km/s) in die Jupiteratmosphäre eintrat. Das Gas in der Schockfront erhitzte sich auf 16.000 [[Kelvin|K]] (ca. 15.700°[[Grad Celsius|C]]) und der Hitzeschild musste dabei eine [[Wärmestromdichte]] von 43 kW/cm² aushalten. Der Hitzeschild machte deshalb ca. 43 % des Gewichts der Eintauchkapsel aus und verbrannte und verdampfte beim Eintritt in die Jupiteratmosphäre zu ungefähr zwei Dritteln.<ref>{{Internetquelle |url=http://www.bernd-leitenberger.de/galileo-probe.shtml |titel=Galileos Atmosphärensonde |autor=Bernd Leitenberger |zugriff=2011-04-27}}</ref> ▼
▲Den Atmosphäreneintritt mit der bisher größten Belastung musste der ablative Hitzeschild der Atmosphärenkapsel, eine abgeworfene Tochtersonde der Raumsonde [[Galileo (Raumsonde)|Galileo]], überstehen, als sie am 7. Dezember 1995 mit ca. 170.000 km/h (47 km/s) in die Jupiteratmosphäre eintrat. Das Gas in der Schockfront erhitzte sich auf 16.000 [[Kelvin|K]] (ca. 15.700 ° [[Grad Celsius| °C]]) und der Hitzeschild musste dabei eine [[Wärmestromdichte]] von 43 kW/cm² aushalten. Der Hitzeschild machte deshalb ca. 43 % des Gewichts der Eintauchkapsel aus und verbrannte und verdampfte beim Eintritt in die Jupiteratmosphäre zu ungefähr zwei Dritteln.<ref>{{Internetquelle |autor=Bernd Leitenberger |url=http://www.bernd-leitenberger.de/galileo-probe.shtml |titel=Galileos Atmosphärensonde | autor=Bernd Leitenberger |zugriffabruf=2011-04-27}}</ref>
== Literatur ==
* Heppenheimer, T. A. Heppenheimer: [http://history.nasa.gov/sp4232-part1.pdf ''Facing the Heat Barrier: A History of Hypersonics.'' Part 1] (PDF; 1 MB). und [http://history.nasa.gov/sp4232-part2.pdf Part 2.] (PDF; 496 kB). NASA History Series, 2006.
* Frank S. Milos etu. ala.: ''Updated Ablation and Thermal Response Program for Spacecraft Heatshield Analysis.'' 17th Thermal and Fluids Analysis Workshop, Maryland 2006 ([[NASA]]): [http://tfaws.nasa.gov/TFAWS06/Proceedings/Aerothermal-Propulsion/Papers/TFAWS06-1008_Paper_Squire.pdf ''Updated Ablation and Thermal Response Program for Spacecraft Heatshield Analysis''nasa.gov]; (PDF; 4,2 MB). 17th Thermal and Fluids Analysis Workshop, Maryland, 2006.
== Weblinks ==
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