Was ist das Hitzeschild-Überholungsverfahren für eine Crew-Dragon-Kapsel?

Haftungsausschlüsse: Diese Antwort enthält einige weitere Details zum technischen Problem des Versuchs, einen ablativen Hitzeschild wiederzuverwenden. Diese Diskussion/Analyse könnte wohl besser für die Frage geeignet sein, was sind die größten Herausforderungen bei der Entwicklung eines wiederverwendbaren Hitzeschilds? Aber ich denke, der Wortlaut dieser Frage und die vorhandenen Antworten schließen ablative Hitzeschilde aus. Die weiterführende Analyse ist auch spezifisch für Crew Dragon/Dragon 2.

Zweitens sollte beachtet werden, dass SpaceX dies noch nicht getan hat (wiederverwenden des Vorderkörper-Hitzeschilds für Crew Dragon/Dragon 2). Aus dem letzten Artikel von United Press International :

Die NASA gab diese Woche ein detailliertes Update über die Renovierung der Kapsel für einen zweiten bemannten Flug. [...]

Der Prozess der NASA zur Rezertifizierung einer zuvor geflogenen Kapsel zusammen mit den von SpaceX durchgeführten Upgrades gibt der Weltraumbehörde Vertrauen, sagte Steve Stich, Manager des kommerziellen Crew-Programms der NASA , am Montag während einer Pressekonferenz.

Die überholte Kapsel enthält einige neue Komponenten, sagte Stich, wie Fallschirme und einen Hitzeschild.

Und aus diesem kürzlich erschienenen WCCF Tech-Artikel :

während einer Missionsübersichts-Pressekonferenz vom [Okt. 6, 2021], SpaceX's Director Dragon Mission Management Ms. Sarah Walker [...]

Auf die Frage nach den Plänen ihres Unternehmens zur Wiederverwendung des Hitzeschildes des Dragon-Raumschiffs [...]

war ihre [...] Antwort auf die Frage wie folgt folgt:

[...] schauen wir uns alle unsere Komponenten an und was wiederverwendet werden kann, was wir vielleicht neu machen. Wir betrachten den Hitzeschild also wirklich als zwei Komponenten. Es gibt die Rückschale oder das Laminat und dann gibt es die Wärmeschutzkacheln, die PICA-Kacheln, die auf [den Vorderkörper] gehen. Also ja, wir betrachten die Wiederverwendung für beide Artikel. Ich glaube, unsere jüngste Mission, wieder Probleme in der Öffentlichkeit zu denken, ich glaube, unsere letzte Mission hatte ein wiederverwendetes Hitzeschildlaminat. Aber ja, beide Hardware-Elemente werden derzeit zur Wiederverwendung evaluiert.

Drittens, da das Vorderkörper-Hitzeschildmaterial PICA-X a) proprietär ist und b) von "NASA's PICA" abgeleitet ist, das von NASA Ames in den 90er Jahren entwickelt wurde, werde ich "NASA's PICA" mit seiner gut charakterisierten (und öffentlichen) Leistung als verwenden analog zu PICA-X. Denken Sie nur daran, dass PICA-X eine (nicht quantifizierte) bessere Leistung als PICA hat.

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Ich beginne damit, die Erwärmung zu charakterisieren, die die Crew Dragon/Dragon 2-Kapsel erfährt. Dies wird durch die Eintrittsflugbahn, der es folgt, informiert, siehe meine Antwort auf das Drachen-Wiedereintrittsflugprofil? für die Basislinie für das Folgende.

NASA Aerothermodynamics Course Lecture Notes enthält alle Gleichungen, die ich zur Modellierung der Stagnationspunkterwärmung verwendet habe:

• Sutton-Graves Konvektionsheizung:$\dot{q}_{conv}=k(\frac{\rho}{R_n})^\frac{1}{2}V^3$Wo$k=1.7415 \cdot 10^{-4}$für die Erde.
• Martin Strahlungsheizung:$\dot{q}_{rad}=\rho^{1.6}R_n^{1.0}V^{8.5}$(normalerweise klein/vernachlässigbar für LEO-Rückgaben)
• Gesamtheizrate,$\dot{q}_{tot}$, ist die Summe aus Konvektion und Strahlung. Bei angenommenem Strahlungsgleichgewicht: $$\dot{q}_{rerad}=\dot{q}_{conv}+\dot{q}_{rad}=\epsilon\sigma (T_{w}-T_{\infty})^4, \sigma=5.67 \cdot 10^{-8} \frac{W}{m^2 \cdot K^4}$$ Wo$T_{w}$ist das Strahlungsgleichgewicht oder die "Wand"-Temperatur und$T_{\infty}$ist die umgebende "Freistrom"-Temperatur. Der Emissionsgrad,$\epsilon$, beträgt etwa 0,9 für PICA (Abbildung 28 von Tran, Huy K. et al., 1997 ).

Beachten Sie, dass die Annahme des Strahlungsgleichgewichts bedeutet, dass wir an dieser Stelle die auf das Hitzeschildmaterial übertragene Energie vernachlässigen (zur Begründung siehe Folie 28 der Vorlesung Aerothermodynamik).

Für die Referenzflugbahn von Crew Dragon/Dragon 2 sieht das so aus:

wobei die farbigen Kurven Heizraten sind, rechte Achse, und die schwarzen Kurven Temperaturen sind, linke Achse. Ignorieren Sie die erhöhte anfängliche und endgültige Erwärmung, dies ist ein unbeabsichtigter „Fehler“/eine Inkompatibilität zwischen den atmosphärischen und konvektiven Erwärmungsmodellen (macht die Modellierung jedoch konservativer).

Ich habe den Nasenradius verwendet,$R_n$, als Fudge-Faktor, um die maximale Temperatur der „kalten Wand“ auf etwa 2200 K oder 3500 ° F zu bringen, wie im Demo-2 Splashdown-Livestream und in diesem NASA-Raumflugartikel angegeben .

Die Leistung eines Hitzeschildmaterials wird durch seine mechanischen (aerodynamischer Druck/Lasten) und thermischen (Wärmestrom) Beschränkungen eingeschränkt. Eine bequeme Möglichkeit, die „Schwierigkeit“ eines atmosphärischen Eintrags zu visualisieren, besteht darin, diese Parameter gegeneinander aufzutragen (mit der Leistungshüllkurve von PICA von Agrawal, P. et al. 2016 ):

Diese Handlung führt definitiv zu etwas Optimismus in Bezug auf die Wiederverwendbarkeit des ablativen Hitzeschilds, da PICA (geschweige denn PICA-X) nicht annähernd an seine Grenzen für eine Rückkehrmission in eine erdnahe Umlaufbahn belastet wird.

Leider ist das aus mehreren Gründen ungefähr so ​​​​rosig wie die Aussichten für die Wiederverwendbarkeit werden:

Abtragung

Es versteht sich von selbst, dass ein ablatives Hitzeschild ablatiert . Genauer gesagt im Fall von PICA; Das Phenolharz wird einer Pyrolyse unterzogen, die eine verkohlte Kohlenstoffsubstratoberfläche hinterlässt, die sich auch in Richtung der Verbindungslinie/Grenzfläche zwischen Hitzeschild und Kapsel zurückzieht. Diese Rezessionsrate hängt im Allgemeinen von der Heiz- und Druckumgebung des Fahrzeugs ab (dh obiges Diagramm). Ich habe ein technisches Modell erstellt, das ich die Ablationsebene nenne; eine lineare Oberflächenanpassung der Rezessionsratendaten von Milos, F. et al., 2012 :

das ist eine ziemlich gute Passform, wenn man es in Ebene(n) betrachtet :

Für die Referenzbahn; dies ergibt einen nominellen Rezessionsabstand von 2,2 cm ohne Spielraum, zu dem ein Sicherheitsspielraum von mehr als 50 % gesetzt werden könnte, obwohl dieser variiert. Bei wiederholter Verwendung würde ein ohnehin nur Zentimeter dicker Hitzeschild schnell abgetragen werden , wobei die primäre Funktion der unversenkten Dicke außer Acht gelassen würde: die Isolierung.

Isolierung

Das unverkohlte (jungfräuliche) Hitzeschildmaterial dient dazu, die Kapsel von der Hitze zu isolieren, der die Oberfläche des Hitzeschilds ausgesetzt ist. Die typische Konstruktionsbeschränkung ist die maximale "Klebelinientemperatur" oder die maximale Temperatur, die der Klebstoff, der die PICA(-X) mit der Kapselstruktur verbindet, handhaben kann. Unter Verwendung von Methoden, die von den Folien 104-110 der Aerothermodynamik-Vorlesung modifiziert wurden, wurde eine nominelle Gesamtdicke von 10,5 cm berechnet:

was nach einmaligem Gebrauch und einem "Verlust" von 2,2 cm diese Katastrophe an der Klebefuge ergeben würde:

Salzwasserbelastung

Dieses sehr interessante Poster zeigt, dass die poröse verkohlte Region nach dem Abspritzen eine erhebliche Menge Salz (~25 Masse-%) aus dem Meerwasser absorbiert. Ich habe keine Ahnung, welche Auswirkungen dies auf die zukünftige Leistung eines Hitzeschilds haben könnte, aber ich denke, eine sichere Annahme ist, dass dies nicht vorteilhaft wäre.

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Zusammenfassung

SpaceX hat die Wiederverwendbarkeit des Hitzeschilds des Vorderkörpers nicht nachgewiesen (ca. Ende 2021). Der Weg zur Wiederverwendbarkeit wird durch die grundlegenden Mechanismen eines ablativen Hitzeschildes behindert; es wird abgetragen und erfordert eine bestimmte "nicht abgetragene" Dicke als Isolierung. Ein aufschlussreiches Zeichen dieser Realität ist die (gegenwärtige) Verwendung eines nicht-ablativen Wärmeschutzsystems durch Starship. (siehe: diese Antwort )

Um die Frage ( abschließend, wenn auch streng letzten Glanzes ) im vorliegenden Kontext zu beantworten; das Hitzeschild wird bei jedem Einsatz komplett erneuert (neu gebaut). SpaceX weiß, dass es funktionieren wird, weil es das vorherige getan hat und es für dieselbe Aufgabe auf die gleiche Weise gebaut wurde (plus ein Jahrzehnt der Ingenieursarbeit daran).

Dies kann sich natürlich ändern, da SpaceX an der Wiederverwendung des Hitzeschilds des Vorderkörpers arbeitet.

Technische Referenzen :

• Wright, M. & Dec, J. "Aerothermodynamische und thermische Schutzsystemaspekte des Einstiegssystemdesigns" (NASA Aerothermodynamics Course Lecture Notes) TFAWS 2012, 2012 ( Archiviert )
• Agrawal, P. et al. „Investigation of Performance Envelope for Phenolic Impregnated Carbon Ablator (PICA)“, 2016 (abgerufen von NTRS ID: 20160000305 )
• Milos, F. et al. „Nonequilibrium Ablation of Phenolic Impregnated Carbon Ablator“, 2012 (abgerufen von NTRS ID: 20120017464 )
• Milos, F. "Galileo Probe Heat Shield Ablation Experiment", Journal of Spacecraft and Rockets Vol. 1, No. 34 Nr. 6, 1997. doi.org/10.2514/2.3293
• Stackpoole, M. et al. „Post-Flight Evaluation of PICA and PICA-X – Comparisons of the Stardust SRC and Space-X Dragon 1 Forebody Heatshield Materials“, 2014 (abgerufen von NTRS ID: 20140005558 )