Der Space Shuttle Hitzeschutzschild – Teil 2

Wer es noch nicht getan hat, dem rate ich erst mal den ersten Teil zu lesen. Nachdem man nun vier Technologien für den Hitzeschutzschild zur Auswahl hatte, für welche sollte man sich entscheiden? 1969 gab es die erste Ausschreibung für das, woraus sich später das Space Shuttle entwickeln sollten. Auch wenn das damalige System nicht gebaut werden sollte, so benötigte es doch einen Hitzeschutzschild. Alle drei Hauptbewerber hatten einige Gemeinsamkeiten. Die tragende Struktur sollte aus Titan bestehen, auch die thermisch nicht so stark beanspruchten Teile, wie die Flügeloberseiten, waren in allen Entwürfen aus Titan, nun als „Hot Structure“ ausgelegt. Gemeinsam war auch das alle thermisch hochbelasteten Teile aus Reinforced Carbon Carbon (RCC) bestanden, das war z.B. die Nasenspitze.

Dann gab es Unterschiede. Grumman und North American bevorzugten RCC auch für die Flügelkanten, McDonnell dagegen Niob. North American wählte Keramikkacheln aus Mullit für die Unterseite und Seitenteile des Orbiters. McDonnell Douglas dagegen die Nickellegierung Hastelalloy-x. Grumman nahm Rene 41 für die Seiten und Haynes 188 für die Flügelunterseite.

Zwei von drei Entwürfen setzten also auf „heiße Strukturen“, nur einer auf RSI. In den nächsten Jahren wurden die Konzepte weiter studiert, auch weil es keine Zusagen von Nixon für eine Finanzierung gab. Weiterhin waren sie alle dem Präsidenten zu teuer. Die NASA nutzte die Zeit indem sie 4 Millionen Dollar investierte. NASA Zentralen wurden aufgerüstet um Fragestellungen und Probleme zu klären die es im Zusammenhang mit dem Projekt gab wie Aerodynamik, Materialien etc.

425.000 Dollar wurde ausgegeben um Ablationsschilde weiter zu erforschen. Es wurde untersucht ob man diese nicht verschrauben könnte und man sie damit schneller auswechseln konnte, Nylon in Phenolharz sollte leichtgewichtiger sein als bisherigen Ablativschilde und die Dichte von RSI erreichen.

525.000 Dollar gab es für die Forschung an Hot Structures, hauptsächlich Superlegierungen aus Eisenmetallen wie Nickel, Chrom und Kobalt sowie Microquarz zu Isolation der Paneele. Bislang gab es nur wenig Erkenntnisse über die Legierungen vor allem nicht beim großflächigen Einsatz.

Mitte 1971 wechselten alle drei Raumfahrtfirmen auf Aluminium als Material für den Orbiter und verwarfen auch die Hot Structures. Stattdessen war für eine Zwischenzeit ein ablativer Hitzeschutzschild vorgesehen, der später von RSI abgelöst werden sollte. Der Grund war sehr einfach. Alle drei Anbieter übernahmen ein Konzept von Max Faget, dem führenden Designer der NASA, der seit Mercury an jedem bemannten Raumfahrzeug maßgeblich beteiligt war. Er hatte in den vergangenen zwei Jahren das Konzept immer weiter verbessert. Sein letztes, MSC-040A sah nun einen Orbiter ohne Treibstofftanks vor, dieser Tank war eine eigene Stufe, dazu gab es eine zweite normale Raketenstufe als erste Stufe. Das Konzept lies noch offen ob parallel oder seriell gestuft wurde, aber es brachte den Durchbruch in den Kosten. Damit war ein Shuttle unter den Randbedingungen zu entwickeln, die bisher immer eine Hürde für die bisherigen Konzepte darstellten : die Peakfinanzierung musste unter 1 Milliarde Dollar im Wert von 1970 liegen.

Der Entwurf MSC-040 verwandte Aluminium für die Orbiterstruktur und RSI für die Isolation. Max Faget erklärte dies vor allem mit seinem konservativem Ansatz. Titan als Material für ein Flugzeug wurde bisher nur einmal verwendet – für die SR-71, die von Lockheed gebaut wurde. Bei Superlegierungen war die Situation noch schlimmer. Hochtemperaturfeste Legierungen gab es, doch die Werkstücke waren klein, wie Turbinenblätter für Düsenflugzeuge. Er sah das Risiko das die Kosten aus dem Ruder liefen, und das bei einem sehr engen Kostenplan.

Es gab allerdings auch gute Gründe, die gegen die Hot Structures sprachen. Sie waren nicht auf Aluminium zu befestigen, Aluminium wäre schon bei geringen Temperaturen zu weich geworden. Aluminium hatte aber den Vorteil, das es eloxiert werden konnte, man erhielt eine raue Oberfläche, die sehr gut geeignet war einen Schild „anzukleben“. Das war mit Titan nicht möglich. Die Oxidschicht war hier sehr dünn. Aluminium war zudem das Standardmetall im Flugzeugbau, alle Firmen waren damit vertraut (der Bau der Orbiter unterschied sich auch kaum von dem eines jeden anderen Flugzeugs).

Weiterhin gab es ein Problem: die Metalllegierungen waren nur sicher, wenn sie vor Oxidation geschützt waren. Dazu wurden sie mit einer dünnen Schutzschicht belegt. Sie schützte sie vor Oxidation. Kein Problem bei einem einmal startenden Raumschiff, doch wenn diese Schicht z.b. aus Siliziumcarbid einen Kratzer erhielt, konnte ein Paneel verbrennen. Das war ein Problem das bei einem wiederverwendeten Raumfahrzeug leicht vorkommen konnte. Darüber hinaus mussten die Metallpaneele in Form gebogen werden und diese auch behalten, obwohl sich die Metalllegierungen bei den auftretenden Temperaturen von über 1000 Grads Celsius ausdehnten.

Die Entscheidung war daher zuerst einen ablativen Schild zu verwenden und in der Zwischenzeit dann die RSI Technologie zur Einsatzreife zu entwickeln, obwohl es bisher nur die Kacheln selbst gab, was noch kein Hitzeschutzschild ist. Doch im Januar 1972 bestimmte Nixon, das Space Shuttle sollte von Anfang an in der Konfiguration erstellt werden, in der er eingesetzt werden sollte, damit waren ablative Schilde erst einmal abgeschrieben. Die Entscheidung für RSI war die meiner Ansicht nach mutigste im ganzen Programm. Die Haupttriebwerke waren auch neu, doch die Änderung betraf nur das Verfahren wie der Treibstoff gefördert wurde. Das Shuttle war erstmals abhängig von Computern und Software, doch waren zum einen diese Systeme redundant abgesichert und es gab Forschungen der Landung mit unbenannten Gleitern und der X-15.

Die Ausschreibung gewann North American und ihr Entwurf sah RCC an den Spitzenbelastungen vor, RCI auf der Unterseite und großen Teilen der Oberfläche. Doch welches Material sollte man nehmen? Im August bis November 1972 wurden Tests im Ames und Kennedy Sapce Center durchgeführt. Getestet wurden die Lockheed Kacheln LI-1500 und Li-0900 (so benannt nach der Dichte von 15 bzw. 9 Pfund pro Kubikfuß) und Kacheln aus Mullerit von General Electric. Sehr bald stellten sich die Lockheed Kacheln als überlegen heraus. Mullerit gab eine zu hohe Wärmeübertragung an die Struktur weiter, die mit jeder simulierten Mission zunahm. Es bildeten sich auch bald Risse. Die Entscheidung kam als ein 24 Kachel-Array einen Akustiktest von zwanzig simulierten Starts durchlief. Nur die Lockheed Kacheln blieben intakt.

Etwa ein Jahr lang behielt die NASA noch ablative Schilde als Backupoption. Es gäbe Neuentwicklungen die zum einen die Kosten reduzieren sollten, die Schilde rasch auswechselbar machen würden und das Gewicht reduzieren sollten. Doch lange konnte man sich diese Option nicht offen lassen.

Zwischen den LI-0900 Kacheln und einem Hitzeschutzschild gab es aber noch einen bedeutenden Sprung. Aber das sollte sich noch bei der Entwicklung zeigen. Die erste Herausforderung war, dass es nicht eine Kachel gab, sondern 34.000 verschiedene. Hätte man die Oberfläche mit einer Standardkachel belegt, so wäre sie wegen der Krümmung uneben gewesen. Das hätte eine turbulente Strömung verursacht, welche die Wärmeübertragung auf die Kacheln stark erhöht hätte, weitaus mehr als die Kacheln aushalten konnte, Es zeigte sich, das schon die Fugen von den Kacheln genügend turbulente Strömung verursachen und ihre Breite minimiert werden musste. So wurde jede einzelne Kachel computergesteuert aus einer Rohform herausgeschnitten. Die Einführung von CNC-gesteuerten Maschinen machte dies erst möglich. Vorher erwog man standardisierte Kacheln die sich nur in der Dicke unterschiede. Doch ergab eine Untersuchung, dass dieser Schutzschild zu schwer war. Indem jede Kachel in ihrer Form der Oberflächenform folgte, konnte entscheidendes Gewicht gespart werden. Aber es gab einen Nachteil: Es war praktisch nicht möglich Vorratshaltung zu betreiben. Bei 100 identischen Kacheln konnte man 20 weitere fertigen und hatte Ersatz. Bei 34000 Kacheln wäre nur eine Ersatzfließe pro Exemplar gleichbedeutend mit einer doppelt so hohen Produktion. Dabei hatte man noch Glück, denn um weiteres Gewicht zu sparen, hatte man schon die Flügelfläche von 320 auf 250 m² verkleinert. Die großen Flügel hatte das Shuttle weil das Militär an einer hohen Querreichweite interessiert war, die später nie gebraucht wurde. Die NASA Entwürfe hatten Stümmelflügel, so wie heute das X-37B.

Zusammen mit dem Ames Forschungszentrum wurde erst einmal die geeignete Glasur gesucht. Die Kacheln alleine waren zu porös. Sie hätten Wasser wie ein Schwamm aufgesaugt und waren dadurch auch kratzempfindlich. Sie mussten glasiert werden. Die vorhandene Glasur von Lockheed LI-0050 war nicht brauchbar. Nach zwanzig simulierten Weidereintritten zeigten sich Kratzer auf der Oberfläche. Auch wenn die Kachel hielt und nicht beschädigt wurde, konnte nun Wasser eindringen. Die Glasur musste wie die Kacheln 100 Einsätze überstehen. Man fand einen neuen Überzug bestehend aus Borsilikat, zu 90% aus Silikat und 10% aus Borat bestehend. Neu war ein Zusatz von SiB4, der beim Brennen zu Borsilikat oxidierte und den Boranteil erhöhte, damit glich sich der thermische Ausdehnungskoeffizient an den des Silikates der Kacheln an. Nicht umgesetztes SiB4 würde, wenn es eine Beschädigung der Oberfläche gab, beim Wiedereintritt zu Borsilikat oxidieren und so Mikrorisse ausfüllen.

Die Kacheln auf der Oberseite waren weiß und erhielten nur diese Glasierung. Die auf der Unterseite mussten dunkler sein, weil ein schwarzer Körper mehr Energie abgibt und sie höher erhitzt wurden. Dazu wurde dem Glas dunkle Pigmente zugemischt. Nur bei ihnen war auch SiB4 Bestandteil der Mixtur, die anderen Kacheln wären maximal 650 Grad Celsius heiß geworden, da gab es noch keine Risse. Die beiden Kacheltypen waren auch unterschiedlich groß. Schwarze maßen im Durchschnitt 12 x 12 cm groß und 1,3 bis 8 cm dick, weisse dagegen 9,5 bis 2 cm dick und 20 x 20 cm groß. Für den Teil des Orbiters, der nicht heißer als 275°C wurde konnte man hochtemperaturfeste Textilmatten nehmen, die dann schon Quadratmeter groß waren. Die am höchsten thermsich belasteten Teile wie Flügelvorderkanten und Nasenspitze ´bestanden aus RCC.

Auch das RCC brauchte einen Schutz, ohne ihn würde der Kohlenstoff bei der Temperatur von über 1600 Grad Celsius verbrennen. Es wurde mit einer Mixtur von Siliziumcarbid, Silikat und Aluminium gepackt und bei 1650 Grad Celsius in einer Argonatmosphäre „gebacken“. Das oxidierte das Aluminium zu Aluminiumoxid und reduzierte das Silizium zu Siliziumcarbid. Als Resultat war es von einer festen Schicht von Siliziumcarbid überzogen.

Die Jahre nach 1972 bestanden zuerst darin das Design festzulegen. Das war nicht nur eine theoretische Arbeit, sondern es gab in dieser Zeit zahlreiche Versuche. Die NASA führte mit dem Space Shuttle bis Ende 1979 über 35.000 Versuche im Windtunnel durch, das entsprach 40% aller Stunden in den USA. Mehrere Anlagen wurden parallel für verschiedenste Fragestellungen genutzt. Um turbulente Strömung zu untersuchen, gab es z.B. zwei Anlagen mit einem 60 bzw. 20 MW starken Lichtbogen der eine lokale Erhitzung und damit turbulente Strömung erzeugen konnte. 1974 und 1975 erprobte man einen neuen Typ LI-2200 mit etwas höherer Dichte, aber höherer Festigkeit. Es wurde in der Nasenkappe wo der Atmosphäre Staudruck sehr hoch war, eingesetzt. Es stellte sich auch auf, dass man bestimmten Stellen auf der Flügeloberseite lokal sehr hohe Temperaturen entstehen konnten. Den Hitzeschutz wollte man nicht vollständig überarbeiten, so brachte man an diesen exponierten Kanten einen ablativen Schutz an. Extensiv wurden Temperaturempfindlichkeit, Lebensdauer über 100 Missionen, Belastungsfähigkeit durch Akustik oder hohe Luftfeuchtigkeit oder Regen untersucht. Es stellte sich heraus, dass die Kacheln von anderen Materialen darin abwich, dass sie nicht fest spezifizierte Werte hatte. Vielmehr schwankten die Daten rund um einen Grenzwert. Sie gehorchten einer statistischen Verteilung, das bedeutet einige Kacheln würden viel höhere Belastungen aushalten, andere würden schon bei den Normbelastungen (die natürlich unter der Minimalbelastung liegen) versagen. Vorehrsagen welche Kachel es sein wird war nicht möglich. Die Entwicklung des Designs umfasste 360 Tests mit den unterschiedlichsten Fragestellungen. Es gab auch spezielle Fragestellungen zu untersuchen. So musste man die Verkleidung des Landefahrwerks prüfen, es dürften beim Öffnen keine Kacheln abgetrennt werden. RCS Düsen entliehen ihr Abgas nahe der Kacheln und am Nutzlastraum musste es Dichtungen geben um ihn öffnen zu können. Es wurden Methoden entwickelt um die die Kacheln untersuchen zu können und auch zu prüfen ob sie korrekt platziert waren, was bei einer geforderten Genauigkeit im Submilimterbereich nicht ganz einfach war.

Es schloss sich die Design Verifikation an, die noch 50 Tests umfasste, nun aber ganze Subsysteme des Orbiters umfassten, wie die Spitze eines Flüges mit zwei RCC Paneelen. Als Ergebnis der Tests wurde einiges geändert, so das Layout der weisen RSI und Nylonplatten. Für den äußeren Beobachter war die Verkürzung der Flügeloberfläche von 320 auf 250 m², der Übergang zu einem Vorflügel und der Wegfall der Rettungsraketen das auffälligste was sich nach 1972 am Shuttle änderte. Untersucht wurde auch ob die RCC einem Mikrometeoritenaufprall standhalten konnten. Beschossen wurden sie mit Metallkugeln mit einer Geschwindigkeit bis zu 6,6 km/s und einer Energie von 74 Joule. Ähnliche Versuche gab es auch bei den Kacheln. Es zeigte sich aber, das selbst einzelne Kacheln ausfallen konnten. Als problematisch entpuppte sich die Belastung beim Start, der Schalldruck durch die beiden SRB könnte die Kacheln zum Abfallen bringen. Viele Tests, vor allem der Anbringung und ob diese halten würde folgten.

Sehr früh hatte man sich entschlossen die Kacheln nicht direkt auf der Aluminiumhaut anzubringen, sondern eine Zwischenschicht einzubringen. Die Keramiken hatten einen so geringen Ausdehnungskoeffizient, dass sie durch die viel geringere Erwärmung des Aluminiums reißen würden. Es wurde eine Zwischenschicht, genannt Strain Isolator Pad (SIP=) einbracht, die aus der elastischen Textfaser Nomex bestand. Im nächsten Teil geht es dann um die Entwicklung des Hitzeschutzschildes.

10 thoughts on “Der Space Shuttle Hitzeschutzschild – Teil 2

  1. Hallo Bernd da stell ich Dir gleich mal eine Frage.
    Ich habe letztens einem Kumpel von mir Kerbal Space Program gezeigt, er hat mir auch direkt eine Frage gestellt die ich nicht wirklich beantworten konnte ausser mit halt es ist halt so^^
    Die Fage lautete in etwa, warum lässt du die Landekapsel mit dem breiten Ende Richtung Erde in die Atmosphäre eintauchen und nicht mit der Spitze…
    Ich hab Ihm dann gesagt das auf der dickeren Seite das Hitzeschutzschild ist ausser halt bei Russichen Raumkapseln die eine Kugel sind. Wobei ich nicht weiß ob es bei den Russichen Kapseln nur auf einer Seite ein Hitzeschutzschild gibt oder ob es bei diesen egal ist wie sie eindringen.
    Wieso hat man sie nicht mit der Spitzeren seite eintauchen lassen? Somit wäre doch die Reibung viel weniger, oder ist es gewollt um Geschwindigkeit abzubauen? Jetzt auf Amerikanische Rückkehrkapseln bezogen.
    LG Dominik

  2. Moin Dominik,

    diese Frage gabs vor ein Paar Tagen schon mal wo anders:

    heating_coeffizient = max(0,cos(angle_of_attack))/sqrt(curvature_radius)

    d.h. je spitzer die Kurven sind, desto heißer wird es dort. Mit dem spitzen Ende einer Kapsel einzutauchen würde diese Spitze extrem erhitzen, während sich beim flachen Boden die Hitze besser verteilt.

    Optimal ist eine Kugel.

    ciao,Michael

  3. Okay gut das ist einleuchtend.
    Aber, man könnte ja die Spitze in einem gewissen maße massiv ausführen.
    Aber die Erklärung ist im allgemeinen einleuchtend 🙂
    Also ist im großen und ganzen die russiche Alternative die bessere und die beste?
    Lg Dominik

  4. Hallo Bernd,
    nein das stimmt so nicht, es liegt wohl eher an der Spracherekennung in meinem Kopf, da 1. ich die Spracherkennung am Smartphone aus habe und 2. ich diese Antworten an meinem PC geschrieben habe 😛
    LG Dom

  5. Hier wo ich wohne würdest Du nicjt dem „Sch“ nicht auffallen.

    Zu der Form des Hitzeschutzschildes. Die von dir gemachten Gedanken erscheinen zuerst log, auch weil in der Atmosphäre gerade stromlinienförmige Objekte von Vorteil sind. Die A-4 die ja den Wiedereitritt überleben sollte hatte daher diese Form.

    Der Vorteil abgestumpften Formen ist der, dass sich vor dem Gefährt die Atmosphäre staut und diese auch aufgeheizt wird. Von der ganzen Energie die beim Wiedereintritt vernichtet werden muss geht nur ein Zehntel auf den Körper über un der Rest ist in der umgebenden Gashülle. Un dieses Zehntel verteilt sich noch über eine größere Oberfläche.

    Die russischen Kapseln sind ganz mit einem Hitzeschutzschild bedeckt, auch wenn der Schwerpunkt so gelegt ist, dass sie nicht wild herumtorkeln. Aber bei einer, ich glaube sogar Gagagrins, klappte die Trennung vom Servicemodul nicht vollständig und bis diese durch die Hutze durchschmolz rotierte die Kapsel, was sie ohne Hitzeschutzschild auch an den seiten nicht überlebt hätte.

  6. Hallo Bernd, ich meine mich daran erinnern zu können das nicht nur Gagarins Kapsel beim Wiedereintritt getorkelt ist, sondern auch noch andere russische Kapseln.

  7. Wenn man Fotos gelandeter russischer Kapseln betrachtet, sieht man, dass die rundgerum ziemich „verschmort“ sind, was dafür spricht, dass rundherum ein Hitzeschutz angebracht ist. Im letzten oder vorletzten Jahr gab es nach meiner Erinnerung einen Vorfall, bei dem eine solche Kapsel zunächst verkehrt in die Atmosphäre eintauchte. Es wurde sehr warm drin und die Funkkommunikation fiel aus, was wohl an den verglühten Antennen lag. Trotzdem ist die Besatzung lebend runter gekommen. Wie von Bernd beschrieben, gilt die Kegelform thermisch als ideal, wenn der Eintritt mit der stumpfen Seite erfolgt.
    Zuvor hatte man durchaus andere Vorstellungen. Ich habe ein paar ältere Zeitschriften „Hobby“ aus den späten 1940er und 1950er Jahren hier. Dort gibt es eine Beschreibung eines Wiedereintrittkörpers der mit der Spitze zuerst in die Attmosphäre eintreten sollte. Zum thermischen Schutz der Besatzung war eine Spitze aus eine Metalllegierung vorgesehen. Die war sehr massiv dimensioniert und sollte beim Wiedereintritt kontolliert abschmelzen. Das Konzept wurde aber wohl aus Gewichtsgründen verworfen.

  8. Ich dachte, die Kegelform wurde gewählt, weil sie sich so von selbst in der Ausrichtung stabilisiert beim Eintauchen? Weiß dazu jemand genaueres?

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