Payamvdn/NorthPersian_fa_wiki huggingface dataset:
شی (pitching moment) یک وسیله نقلیه ورودی می تواند به طور قابل توجهی تحت تأثیر اثرات گاز واقعی قرار گیرد. هم مدول فرماندهی آپولو و هم شاتل فضایی با استفاده از گشتاورهای پیچشی نادرستی طراحی شدند که از طریق مدل سازی غیردقیق گاز واقعی تعیین شده بودند. زاویه حمله تعادلی (trim-angle angle of attack) مدول فرماندهی آپولو بالاتر از مقدار تخمین زده شده اولیه بود که منجر به یک کریدور ورودی باریک تر برای بازگشت از ماه شد. مرکز آیرودینامیکی واقعی "کلمبیا" به دلیل اثرات گاز واقعی، جلوتر از مقدار محاسبه شده قرار داشت. در اولین پرواز "کلمبیا" (اس تی اس-۱)، فضانوردان جان یانگ و رابرت کریپن در حین بازورود لحظات پر اضطرابی را سپری کردند، زیرا نگرانی از دست دادن کنترل وسیله نقلیه وجود داشت. یک مدل گاز واقعی تعادلی فرض می کند که گاز از نظر شیمیایی واکنش پذیر است، اما همچنین فرض می کند که تمام واکنش های شیمیایی زمان کافی برای کامل شدن داشته اند و تمام اجزای گاز دمای یکسانی دارند (این حالت "تعادل ترمودینامیکی" نامیده می شود). هنگامی که هوا توسط یک موج ضربه ای پردازش می شود، در اثر فشرده سازی به شدت داغ شده و از طریق واکنش های مختل
ف، تفکیک شیمیایی می شود. اصطکاک مستقیم بر روی جسم بازورودی دلیل اصلی گرمایش لایه شوک نیست. این گرمایش عمدتاً از گرمایش بی دررو مولکول های هوا در داخل موج فشرده سازی ناشی می شود. افزایش آنتروپی مولکول ها در داخل موج به دلیل اصطکاک نیز بخشی از گرمایش را تشکیل می دهد. فاصله از موج ضربه ای تا نقطه سکون در لبه جلویی وسیله نقلیه ورودی، "فاصله جدایی موج ضربه ای" (shock wave stand off) نامیده می شود. یک قاعده سرانگشتی تقریبی برای فاصله جدایی موج ضربه ای، ۰٫۱۴ برابر شعاع دماغه است. می توان زمان حرکت یک مولکول گاز از موج ضربه ای تا نقطه سکون را با فرض سرعت جریان آزاد ۷٫۸ کیلومتر بر ثانیه و شعاع دماغه ۱ متر تخمین زد، یعنی زمان حرکت حدود ۱۸ میکروثانیه است. این تقریباً زمانی است که برای نزدیک شدن تفکیک شیمیایی ناشی از موج ضربه ای به تعادل شیمیایی در یک لایه شوک برای ورود با سرعت ۷٫۸ کیلومتر بر ثانیه به هوا در هنگام اوج شار حرارتی، لازم است. در نتیجه، هنگامی که هوا به نقطه سکون وسیله نقلیه ورودی نزدیک می شود، به طور مؤثری به تعادل شیمیایی می رسد و این امکان را فراهم می کند که از یک مدل تعادلی استفاده شود. برای این حالت، بی
شتر لایه شوک بین موج ضربه ای و لبه جلویی وسیله نقلیه ورودی در حال واکنش شیمیایی است و در حالت تعادل "نیست". معادله فی-ریدل که برای مدل سازی شار حرارتی از اهمیت فوق العاده ای برخوردار است، اعتبار خود را مدیون قرار داشتن نقطه سکون در تعادل شیمیایی است. زمان لازم برای رسیدن گاز لایه شوک به تعادل به شدت به فشار لایه شوک بستگی دارد. به عنوان مثال، در مورد ورود کاوشگر "گالیله" به جو مشتری، لایه شوک در هنگام اوج شار حرارتی به دلیل فشارهای بسیار بالا عمدتاً در حالت تعادل بود (این موضوع با توجه به اینکه سرعت جریان آزاد در اوج شار حرارتی ۳۹ کیلومتر بر ثانیه بود، غیرمنتظره به نظر می رسد). تعیین حالت ترمودینامیکی نقطه سکون تحت یک مدل گاز تعادلی دشوارتر از مدل گاز کامل است. تحت یک مدل گاز کامل، "نسبت گرمای ویژه" (که "نمای بی دررو"، شاخص آدیاباتیک، "گاما" یا "کاپا" نیز نامیده می شود) همراه با ثابت گاز، ثابت فرض می شود. برای یک گاز واقعی، نسبت گرمای ویژه می تواند به عنوان تابعی از دما به شدت نوسان کند. تحت یک مدل گاز کامل، مجموعه معادلات زیبایی برای تعیین حالت ترمودینامیکی در امتداد یک خط جریان با آنتروپی ثابت به نام "زنجیر
ه بی دررو" (isentropic chain) وجود دارد. برای یک گاز واقعی، زنجیره بی دررو قابل استفاده نیست و به جای آن برای محاسبه دستی از یک "نمودار مولیر" استفاده می شود. با این حال، حل گرافیکی با نمودار مولیر اکنون منسوخ شده است و طراحان مدرن سپر حرارتی از برنامه های کامپیوتری مبتنی بر یک جدول جستجوی دیجیتال (شکل دیگری از نمودار مولیر) یا یک برنامه ترمودینامیک مبتنی بر شیمی استفاده می کنند. ترکیب شیمیایی یک گاز در حالت تعادل با فشار و دمای ثابت را می توان از طریق "روش انرژی آزاد گیبس" تعیین کرد. انرژی آزاد گیبس به سادگی آنتالپی کل گاز منهای آنتروپی کل آن ضربدر دما است. یک برنامه تعادل شیمیایی معمولاً به فرمول های شیمیایی یا معادلات سرعت واکنش نیاز ندارد. برنامه با حفظ فراوانی عناصر اولیه مشخص شده برای گاز و تغییر ترکیب های مولکولی مختلف عناصر از طریق تکرار عددی کار می کند تا زمانی که کمترین انرژی آزاد گیبس ممکن محاسبه شود (روش نیوتن-رافسون طرح عددی معمول است). پایگاه داده برای یک برنامه انرژی آزاد گیبس از داده های طیف سنجی مورد استفاده در تعریف توابع پارش به دست می آید. از جمله بهترین کدهای تعادلی موجود، برنامه "تعادل ش
یمیایی با کاربردها" (CEA) است که توسط بانی جی. مک براید و سنفورد گوردون در ناسا لوئیس (که اکنون «مرکز تحقیقات گلن ناسا» نامیده می شود) نوشته شده است. نام های دیگر CEA، «کد گوردون و مک براید» و «کد لوئیس» هستند. CEA تا دمای ۱۰٬۰۰۰ کلوین برای گازهای جو سیاره ای کاملاً دقیق است، اما فراتر از ۲۰٬۰۰۰ کلوین غیرقابل استفاده است (یونش مضاعف مدل سازی نشده است). CEA را می توان از اینترنت به همراه مستندات کامل دانلود کرد و تحت کامپایلر G77 Fortran در لینوکس کامپایل می شود. مدل گاز واقعی (غیرتعادلی). یک مدل گاز واقعی غیرتعادلی، دقیق ترین مدل از فیزیک گاز لایه شوک است، اما حل آن دشوارتر از مدل تعادلی است. ساده ترین مدل غیرتعادلی، "مدل لایت هیل-فریمن" است که در سال ۱۹۵۸ توسعه یافت. مدل لایت هیل-فریمن در ابتدا گازی را فرض می کند که از یک گونه دواتمی واحد تشکیل شده و تنها مستعد یک فرمول شیمیایی و معکوس آن است؛ به عنوان مثال، $N_2 = N + N$ و $N + N = N_2$ (تفکیک و بازترکیب). به دلیل سادگی، مدل لایت هیل-فریمن یک ابزار آموزشی مفید است، اما برای مدل سازی هوای غیرتعادلی بیش از حد ساده است. معمولاً فرض می شود که هوا دارای ترکیب کس
ری مولی ۰٫۷۸۱۲ نیتروژن مولکولی، ۰٫۲۰۹۵ اکسیژن مولکولی و ۰٫۰۰۹۳ آرگون است. ساده ترین مدل گاز واقعی برای هوا، "مدل پنج-گونه" (five species model) است که بر اساس $N_2$، $O_2$، $NO$، $N$ و $O$ است. مدل پنج-گونه، یونیزاسیون را در نظر نمی گیرد و گونه های جزئی مانند دی اکسید کربن را نادیده می گیرد. هنگام اجرای یک برنامه تعادل انرژی آزاد گیبس، ممکن است به یکی از موارد زیر اشاره داشته باشد: فرایند تکراری از ترکیب مولکولی اولیه مشخص شده تا ترکیب تعادلی نهایی محاسبه شده، اساساً تصادفی است و از نظر زمانی دقیق نیست. در یک برنامه غیرتعادلی، فرایند محاسبه از نظر زمانی دقیق است و یک مسیر حل را دنبال می کند که توسط فرمول های شیمیایی و سرعت واکنش دیکته می شود. مدل پنج-گونه دارای ۱۷ فرمول شیمیایی است (۳۴ فرمول با احتساب فرمول های معکوس). مدل لایت هیل-فریمن بر اساس یک معادله دیفرانسیل معمولی و یک معادله جبری است. مدل پنج-گونه بر اساس ۵ معادله دیفرانسیل معمولی و ۱۷ معادله جبری است. از آنجا که ۵ معادله دیفرانسیل معمولی به شدت به هم مرتبط (coupled) هستند، سیستم از نظر عددی «سفت» (stiff) است و حل آن دشوار است. مدل پنج-گونه فقط برای
ورود از مدار پایینی زمین که در آن سرعت ورود تقریباً است، قابل استفاده است. برای بازورود از ماه با سرعت ۱۱ کیلومتر بر ثانیه، لایه شوک حاوی مقدار قابل توجهی نیتروژن و اکسیژن یونیزه شده است. مدل پنج-گونه دیگر دقیق نیست و به جای آن باید از یک مدل دوازده-گونه استفاده شود. سرعت های واسط ورودی به جو در یک مسیر مداری مریخ-زمین در حدود است. مدل سازی ورود به جو مریخ با سرعت بالا—که شامل جوی از دی اکسید کربن، نیتروژن و آرگون است—حتی پیچیده تر بوده و نیازمند یک مدل نوزده-گونه است. یک جنبه مهم در مدل سازی اثرات گاز واقعی غیرتعادلی، شار حرارتی تابشی است. اگر یک وسیله نقلیه با سرعت بسیار بالا (مسیر هذلولی، بازگشت از ماه) وارد جو شود و شعاع دماغه بزرگی داشته باشد، شار حرارتی تابشی می تواند بر گرمایش TPS غالب شود. شار حرارتی تابشی در هنگام ورود به جوی از هوا یا دی اکسید کربن معمولاً از مولکول های دواتمی نامتقارن ناشی می شود؛ به عنوان مثال، سیانوژن (CN)، کربن مونوکسید، نیتریک اکسید (NO)، نیتروژن مولکولی تک-یونیزه و غیره. این مولکول ها با تفکیک گاز جو محیط توسط موج ضربه ای و سپس بازترکیب در لایه شوک به گونه های مولکولی جدید، تش
کیل می شوند. مولکول های دواتمی تازه تشکیل شده در ابتدا دمای ارتعاشی بسیار بالایی دارند که به طور مؤثری انرژی ارتعاشی را به انرژی تابشی تبدیل می کند؛ یعنی شار حرارتی تابشی. کل این فرایند در کمتر از یک میلی ثانیه رخ می دهد که مدل سازی آن را به یک چالش تبدیل می کند. اندازه گیری تجربی شار حرارتی تابشی (که معمولاً با شوک تیوب انجام می شود) به همراه محاسبه نظری از طریق معادله شرودینگر غیرپایا، از جمله جنبه های بسیار تخصصی مهندسی هوافضا هستند. بیشتر کارهای تحقیقاتی هوافضا مرتبط با درک شار حرارتی تابشی در دهه ۱۹۶۰ انجام شد، اما پس از پایان برنامه آپولو تا حد زیادی متوقف شد. شار حرارتی تابشی در هوا تنها به اندازه ای درک شد که موفقیت آپولو را تضمین کند. با این حال، شار حرارتی تابشی در دی اکسید کربن (ورود به مریخ) هنوز به سختی درک شده است و نیازمند تحقیقات عمده خواهد بود. مدل گاز منجمد. مدل گاز منجمد (Frozen gas model) یک مورد خاص از گازی را توصیف می کند که در حالت تعادل نیست. نام «گاز منجمد» می تواند گمراه کننده باشد. یک گاز منجمد مانند یخ که آب منجمد شده است، «یخ زده» نیست. بلکه یک گاز منجمد در زمان «منجمد» شده است (ف
رض می شود تمام واکنش های شیمیایی متوقف شده اند). واکنش های شیمیایی به طور معمول توسط برخورد بین مولکول ها هدایت می شوند. اگر فشار گاز به آرامی کاهش یابد به طوری که واکنش های شیمیایی بتوانند ادامه پیدا کنند، گاز می تواند در حالت تعادل باقی بماند. با این حال، ممکن است فشار گاز به قدری ناگهانی کاهش یابد که تقریباً تمام واکنش های شیمیایی متوقف شوند. در آن وضعیت، گاز منجمد در نظر گرفته می شود. تمایز بین تعادل و انجماد مهم است زیرا ممکن است یک گاز مانند هوا خواص بسیار متفاوتی (سرعت صوت، گرانروی و غیره) برای یک حالت ترمودینامیکی یکسان داشته باشد؛ به عنوان مثال، فشار و دما. گاز منجمد می تواند یک مسئله مهم در دنباله (wake) پشت یک وسیله نقلیه ورودی باشد. در حین بازورود، هوای جریان آزاد توسط موج ضربه ای وسیله نقلیه ورودی به دما و فشار بالا فشرده می شود. هوای غیرتعادلی در لایه شوک سپس از کنار لبه جلویی وسیله نقلیه به منطقه ای با جریان به سرعت در حال انبساط منتقل می شود که باعث انجماد می گردد. هوای منجمد سپس می تواند در یک گردابه دنباله در پشت وسیله نقلیه ورودی محبوس شود. مدل سازی صحیح جریان در دنباله یک وسیله نقلیه ورودی
بسیار دشوار است. گرمایش سپر حفاظت حرارتی (TPS) در قسمت انتهایی وسیله نقلیه معمولاً خیلی زیاد نیست، اما هندسه و ناپایداری دنباله وسیله نقلیه می تواند به طور قابل توجهی بر آیرودینامیک (گشتاور پیچشی) و به ویژه پایداری دینامیکی تأثیر بگذارد. سیستم های حفاظت حرارتی. یک سیستم حفاظت حرارتی یا TPS، مانعی است که یک فضاپیما را در طول گرمای سوزان بازورود به جو محافظت می کند. رویکردهای متعددی برای حفاظت حرارتی فضاپیماها استفاده می شود، از جمله سپرهای حرارتی فرسایشی، خنک سازی غیرفعال، و خنک سازی فعال سطوح فضاپیما. به طور کلی می توان آنها را به دو دسته تقسیم کرد: TPS فرسایشی و TPS قابل استفاده مجدد. TPSهای فرسایشی زمانی مورد نیاز هستند که فضاپیما قبل از کاهش سرعت به ارتفاع نسبتاً پایینی می رسد. فضاپیماهایی مانند شاتل فضایی طوری طراحی شده اند که در ارتفاع بالا سرعت خود را کم کنند تا بتوانند از TPS قابل استفاده مجدد استفاده کنند. (نگاه کنید به: سیستم حفاظت حرارتی شاتل فضایی). سیستم های حفاظت حرارتی در آزمایش های زمینی با آنتالپی بالا یا تونل های باد پلاسما آزمایش می شوند که ترکیبی از آنتالپی بالا و فشار سکون بالا را با استف
اده از پلاسمای القایی یا پلاسمای DC بازتولید می کنند. فرسایشی. سپر حرارتی فرسایشی با دور کردن گاز داغ لایه شوک از دیواره بیرونی سپر حرارتی (ایجاد یک لایه مرزی خنک تر) عمل می کند. این لایه مرزی از "دمش" (blowing) محصولات گازی واکنش از ماده سپر حرارتی ناشی می شود و در برابر همه انواع شار حرارتی محافظت ایجاد می کند. فرایند کلی کاهش شار حرارتی که توسط دیواره بیرونی سپر حرارتی از طریق یک لایه مرزی تجربه می شود، "انسداد" (blockage) نام دارد. فرسایش در دو سطح در یک TPS فرسایشی رخ می دهد: سطح بیرونی ماده TPS دچار زغال شدگی (chars)، ذوب (melts) و تصعید (sublimes) می شود، در حالی که بخش عمده ماده TPS تحت پیرولیز قرار گرفته و گازهای حاصل را خارج می کند. گاز تولید شده توسط پیرولیز همان چیزی است که دمش را به حرکت درمی آورد و باعث انسداد شار حرارتی همرفتی و کاتالیزوری می شود. پیرولیز را می توان با استفاده از گرماسنجی وزنی (thermogravimetric analysis) به صورت آنی اندازه گیری کرد تا بتوان عملکرد فرسایشی را ارزیابی نمود. فرسایش همچنین می تواند با وارد کردن کربن به لایه شوک و در نتیجه کدر کردن آن از نظر نوری، در برابر شار حرار
تی تابشی نیز انسداد ایجاد کند. انسداد شار حرارتی تابشی، مکانیسم اصلی حفاظت حرارتی ماده TPS کاوشگر کاوشگر گالیله (کربن فنولیک) بود. تحقیقات اولیه در زمینه فناوری فرسایش در ایالات متحده در مرکز تحقیقات ایمز ناسا واقع در مافت فیلد، کالیفرنیا متمرکز بود. مرکز تحقیقات ایمز ایده آل بود، زیرا دارای تونل های باد متعددی بود که قادر به تولید سرعت های مختلف باد بودند. آزمایش های اولیه معمولاً شامل نصب یک مدل از ماده فرسایشی برای تجزیه و تحلیل در یک تونل باد ابرصوت بود. آزمایش مواد فرسایشی در مجموعه آرک جت ایمز (Ames Arc Jet Complex) انجام می شود. بسیاری از سیستم های حفاظت حرارتی فضاپیماها در این تأسیسات آزمایش شده اند، از جمله مواد سپر حرارتی آپولو، شاتل فضایی و اوریون. کربن فنولیک. کربن فنولیک در اصل به عنوان ماده گلویی نازل موشک (مورد استفاده در بوستر سوخت جامد شاتل فضایی) و برای نوک دماغه وسایل نقلیه بازورود توسعه داده شد. رسانندگی گرمایی یک ماده TPS خاص معمولاً با چگالی آن ماده متناسب است. کربن فنولیک یک ماده فرسایشی بسیار مؤثر است، اما چگالی بالایی نیز دارد که نامطلوب است. کاوشگر گالیله ناسا از کربن فنولیک برای ماد
ه TPS خود استفاده کرد. اگر شار حرارتی که یک وسیله نقلیه ورودی تجربه می کند برای ایجاد پیرولیز کافی نباشد، رسانندگی ماده TPS می تواند اجازه دهد شار حرارتی به ماده خط اتصال TPS نفوذ کند و منجر به خرابی TPS شود. در نتیجه، برای مسیرهای ورودی که شار حرارتی کمتری ایجاد می کنند، کربن فنولیک گاهی اوقات نامناسب است و مواد TPS با چگالی کمتر مانند نمونه های زیر می توانند انتخاب های طراحی بهتری باشند: فرساینده فوق سبک. "SLA" در "SLA-561V" مخفف "فرساینده فوق سبک" (super light-weight ablator) است. SLA-561V یک فرساینده انحصاری ساخت لاکهید مارتین است که به عنوان ماده اصلی TPS در تمام وسایل نقلیه ورودی با شکل کره-مخروط ۷۰ درجه که توسط ناسا به مریخ فرستاده شده اند، به جز آزمایشگاه علمی مریخ (MSL)، استفاده شده است. SLA-561V فرسایش قابل توجهی را در شار حرارتی تقریباً ۱۱۰ W/cm۲ آغاز می کند، اما برای شار حرارتی بیشتر از ۳۰۰ W/cm۲ دچار خرابی می شود. TPS پوسته آیرودینامیکی MSL در حال حاضر برای تحمل حداکثر شار حرارتی ۲۳۴ W/cm۲ طراحی شده است. حداکثر شار حرارتی که پوسته آیرودینامیکی "وایکینگ ۱" هنگام فرود بر مریخ تجربه کرد، ۲۱ W/cm۲ بو
د. برای "وایکینگ ۱"، TPS به عنوان یک عایق حرارتی زغال شده عمل کرد و هرگز فرسایش قابل توجهی را تجربه نکرد. "وایکینگ ۱" اولین فرودگر مریخ بود و بر اساس یک طراحی بسیار محافظه کارانه ساخته شده بود. پوسته آیرودینامیکی وایکینگ قطری برابر با ۳٫۵۴ متر داشت (بزرگ ترین قطر مورد استفاده در مریخ تا زمان آزمایشگاه علمی مریخ). SLA-561V با فشرده کردن ماده فرسایشی در یک هسته لانه زنبوری که از قبل به ساختار پوسته آیرودینامیکی متصل شده است، اعمال می شود و بدین ترتیب امکان ساخت یک سپر حرارتی بزرگ را فراهم می کند. فرساینده کربنی آغشته به فنولیک. "فرساینده کربنی آغشته به فنولیک" (PICA)، یک پیش فرم (preform) از الیاف کربن است که در رزین فنولیک آغشته شده است. این ماده یک ماده TPS مدرن است و دارای مزایای چگالی کم (بسیار سبک تر از کربن فنولیک) همراه با قابلیت فرسایشی کارآمد در شار حرارتی بالا است. این ماده انتخاب خوبی برای کاربردهای فرسایشی مانند شرایط گرمایش اوج بالا است که در مأموریت های بازگردانی نمونه یا مأموریت های بازگشت از ماه یافت می شود. رسانندگی گرمایی PICA پایین تر از سایر مواد فرسایشی با شار حرارتی بالا، مانند کربن فنولیک
های معمولی است. PICA در دهه ۱۹۹۰ توسط مرکز تحقیقات ایمز ناسا ثبت اختراع شد و ماده اصلی TPS برای پوسته آیرودینامیکی فضاپیمای استارداست بود. کپسول بازگردانی نمونه استارداست سریع ترین جسم ساخت بشر بود که تا آن زمان با سرعت ۲۸٬۰۰۰ مایل بر ساعت (حدود ۱۲٫۵ کیلومتر بر ثانیه) در ارتفاع ۱۳۵ کیلومتری وارد جو زمین شد. این سرعت از کپسول های مأموریت آپولو سریع تر و ۷۰٪ سریع تر از شاتل بود. PICA برای موفقیت مأموریت استارداست که در سال ۲۰۰۶ به زمین بازگشت، حیاتی بود. سپر حرارتی استارداست (با قطر پایه ۰٫۸۱ متر) از یک قطعه یکپارچه ساخته شده بود که برای تحمل نرخ گرمایش اوج اسمی ۱٫۲ kW/cm۲ طراحی شده بود. یک سپر حرارتی PICA همچنین برای ورود آزمایشگاه علمی مریخ به جو مریخ استفاده شد. PICA-X. نسخه ای بهبود یافته و با تولید آسان تر به نام PICA-X توسط اسپیس اکس در سال های ۲۰۰۶–۲۰۱۰ برای کپسول فضایی دراگون توسعه یافت. اولین آزمایش بازورود یک سپر حرارتی PICA-X در مأموریت دراگون سی۱ در ۸ دسامبر ۲۰۱۰ انجام شد. سپر حرارتی PICA-X توسط یک تیم کوچک متشکل از دوازده مهندس و تکنسین در کمتر از چهار سال طراحی، توسعه و کاملاً تأیید صلاحیت شد. تو
لید PICA-X ده برابر ارزان تر از ماده سپر حرارتی PICA ناسا است. PICA-3. نسخه بهبود یافته دوم PICA — به نام PICA-3 — توسط اسپیس اکس در اواسط دهه ۲۰۱۰ توسعه یافت. این ماده برای اولین بار بر روی فضاپیمای کرو دراگون در سال ۲۰۱۹ طی مأموریت پرواز آزمایشی در آوریل ۲۰۱۹ آزمایش شد و در سال ۲۰۲۰ به صورت منظم بر روی آن فضاپیما به کار گرفته شد. HARLEM. PICA و بیشتر مواد TPS فرسایشی دیگر یا انحصاری هستند یا طبقه بندی شده، و فرمولاسیون و فرآیندهای تولید آن ها در منابع عمومی منتشر نمی شود. این موضوع توانایی محققان برای مطالعه این مواد را محدود کرده و مانع توسعه سیستم های حفاظت حرارتی می شود. از این رو، گروه تشخیص جریان با آنتالپی بالا (HEFDiG) در دانشگاه اشتوتگارت یک ماده فرسایشی کربن-فنولیک باز، به نام ماده آزمایشگاهی تحقیقاتی فرسایش HEFDiG (HARLEM) را از مواد در دسترس تجاری توسعه داده است. HARLEM با آغشته کردن یک پیش فرم از یکپارچه متخلخل الیاف کربنی (مانند عایق کربنی صلب Calcarb) با محلولی از رزین فنولیک رزول و پلی وینیل پیرولیدون در اتیلن گلیکول، حرارت دادن برای پلیمریزه کردن رزین و سپس حذف حلال تحت خلاء تهیه می شود. ماد
ه حاصل عمل آوری شده و به شکل دلخواه ماشین کاری می شود. SIRCA. فرساینده سرامیکی قابل استفاده مجدد آغشته به سیلیکون (SIRCA) نیز در مرکز تحقیقات ایمز ناسا توسعه یافت و بر روی صفحه رابط پشتی (BIP) پوسته های آیرودینامیکی "مارس پت فایندر" و مریخ نورد اکتشاف (MER) استفاده شد. BIP در نقاط اتصال بین پوسته پشتی (که بدنه پشتی یا پوشش عقبی نیز نامیده می شود) و حلقه کروز (که مرحله کروز نیز نامیده می شود) قرار داشت. SIRCA همچنین ماده اصلی TPS برای کاوشگرهای ضربه زن ناموفق دیپ اسپیس ۲ (DS/2) مریخ با پوسته های آیرودینامیکی با قطر پایه بود. SIRCA یک ماده یکپارچه و عایق است که می تواند از طریق فرسایش، حفاظت حرارتی را فراهم کند. این تنها ماده TPS است که می توان آن را به اشکال سفارشی ماشین کاری کرد و سپس مستقیماً بر روی فضاپیما اعمال کرد. هیچ پردازش نهایی، عملیات حرارتی یا پوشش اضافی مورد نیاز نیست (برخلاف کاشی های شاتل فضایی). از آنجایی که SIRCA را می توان به اشکال دقیق ماشین کاری کرد، می توان آن را به صورت کاشی، بخش های لبه جلویی، کلاهک های کامل دماغه یا در هر تعداد شکل و اندازه سفارشی دیگر به کار برد. ، SIRCA در کاربردهای راب
ط پوسته پشتی به نمایش گذاشته شده بود، اما هنوز به عنوان یک ماده TPS برای بدنه جلویی استفاده نشده بود. AVCOAT. AVCOAT ماده ای توسعه یافته توسط ناسا است که در طراحی چندین سپر حرارتی فرسایشی به کار رفته است. ناسا در ابتدا از این ماده برای ماژول فرماندهی آپولو در دهه ۱۹۶۰ استفاده کرد و سپس این ماده را برای نسل بعدی ماژول سرنشین دار اوریون که فراتر از مدار پایینی زمین عمل می کند، به کار برد. اوریون اولین پرواز آزمایشی خود را در دسامبر ۲۰۱۴ و سپس پرواز عملیاتی خود را در نوامبر ۲۰۲۲ انجام داد. Avcoat مورد استفاده در اوریون برای تطابق با قوانین زیست محیطی که از زمان پایان برنامه آپولو وضع شده، مجدداً فرموله شده است. جذب حرارتی. جذب حرارتی (Thermal soak) بخشی از تقریباً تمام طرح های TPS است. به عنوان مثال، یک سپر حرارتی فرسایشی بیشتر کارایی حفاظت حرارتی خود را زمانی از دست می دهد که دمای دیواره بیرونی به زیر حداقل دمای لازم برای پیرولیز کاهش یابد. از آن زمان تا پایان پالس حرارتی، گرما از لایه شوک به دیواره بیرونی سپر حرارتی همرفت می کند و در نهایت می تواند به محموله هدایت شود. می توان با جدا کردن سپر حرارتی (به همراه
گرمای جذب شده در آن) قبل از اینکه گرما به دیواره داخلی هدایت شود، از این نتیجه جلوگیری کرد. عایق دیرگداز. عایق دیرگداز، گرما را در خارجی ترین لایه سطح فضاپیما نگه می دارد، جایی که توسط هوا هدایت و دور می شود. دمای سطح تا حد گداختگی بالا می رود، بنابراین ماده باید نقطه ذوب بسیار بالایی داشته باشد و همچنین باید رسانندگی گرمایی بسیار پایینی از خود نشان دهد. موادی با این خواص معمولاً شکننده، ظریف و ساخت آن ها در اندازه های بزرگ دشوار است، بنابراین عموماً به صورت کاشی های نسبتاً کوچک ساخته شده و سپس به پوسته ساختاری فضاپیما متصل می شوند. بین سختی و رسانندگی گرمایی یک مصالحه وجود دارد: موادی که رسانایی کمتری دارند معمولاً شکننده تر هستند. شاتل فضایی از انواع مختلفی از کاشی ها استفاده می کرد. کاشی ها همچنین در بوئینگ ایکس-۳۷، دریم چیسر و مرحله بالایی استارشیپ اسپیس اکس به کار رفته اند. از آنجا که عایق نمی تواند کامل باشد، مقداری انرژی گرمایی در عایق و در مواد زیرین ذخیره می شود («جذب حرارتی») و باید پس از خروج فضاپیما از رژیم پروازی با دمای بالا، دفع شود. مقداری از این گرما از طریق سطح بازتابیده شده یا توسط همرفت از
سطح دور می شود، اما مقداری از آن ساختار و فضای داخلی فضاپیما را گرم می کند که ممکن است پس از فرود به خنک سازی فعال نیاز داشته باشد. کاشی های معمولی سیستم حفاظت حرارتی شاتل فضایی (TPS) (LI-900) خواص حفاظت حرارتی قابل توجهی دارند. یک کاشی LI-900 که از یک طرف در معرض دمای ۱۰۰۰ کلوین قرار گیرد، در طرف دیگر فقط کمی گرم می شود. با این حال، آن ها نسبتاً شکننده هستند و به راحتی می شکنند و نمی توانند در برابر باران حین پرواز مقاومت کنند. خنک شونده غیرفعال. در برخی از وسایل نقلیه بازورود موشک های بالستیک اولیه (مانند Mk-2 و فضاپیمای زیرمداری پروژه مرکوری)، از "TPSهای خنک شونده تابشی" برای جذب اولیه شار حرارتی در طول پالس حرارتی و سپس، پس از پالس حرارتی، برای تابش و همرفت گرمای ذخیره شده به جو استفاده می شد. با این حال، نسخه اولیه این تکنیک به مقدار قابل توجهی TPS فلزی (مانند تیتانیوم، بریلیوم، مس و غیره) نیاز داشت. طراحان مدرن ترجیح می دهند با استفاده از TPSهای فرسایشی و جذب حرارتی از این جرم اضافی اجتناب کنند. سیستم های حفاظت حرارتی که بر گسیلندگی تکیه دارند، از پوشش های با گسیلندگی بالا (HECs) برای تسهیل خنک کاری تا
بشی استفاده می کنند، در حالی که یک لایه سرامیکی متخلخل زیرین برای محافظت از ساختار در برابر دماهای بالای سطح عمل می کند. مقادیر گسیلندگی پایدار حرارتی بالا همراه با رسانندگی گرمایی پایین، کلید عملکرد چنین سیستم هایی است. TPSهای خنک شونده تابشی را می توان در وسایل نقلیه ورود مدرن یافت، اما معمولاً به جای فلز از کربن-کربن تقویت شده (RCC) (که "کربن-کربن" نیز نامیده می شود) استفاده می شود. RCC ماده TPS دماغه و لبه های جلویی بال های شاتل فضایی بود و همچنین به عنوان ماده لبه جلویی برای ایکس-۳۳ پیشنهاد شد. کربن دیرگدازترین ماده شناخته شده است، با دمای تصعید برای گرافیت در فشار یک اتمسفر. این دمای بالا، کربن را به یک انتخاب واضح به عنوان یک ماده TPS خنک شونده تابشی تبدیل کرد. معایب RCC این است که در حال حاضر تولید آن گران است، سنگین است و مقاومت قوی در برابر ضربه ندارد. برخی از هواپیماهای با سرعت بالا، مانند لاکهید اس آر-۷۱ بلک برد و کنکورد، با گرمایشی مشابه آنچه فضاپیماها تجربه می کنند، اما با شدت بسیار کمتر و برای ساعت ها، روبرو هستند. مطالعات روی پوسته تیتانیومی SR-71 نشان داد که ساختار فلزی به دلیل گرمایش آیرودین
امیکی از طریق بازپخت به استحکام اولیه خود بازمی گردد. در مورد کنکورد، به دماغه آلومینیومی اجازه داده شد تا به حداکثر دمای عملیاتی برسد (تقریباً گرم تر از هوای محیط که معمولاً زیر صفر است)؛ پیامدهای متالورژیکی (از دست دادن تمپر) که با دمای اوج بالاتر همراه بود، مهم ترین عوامل تعیین کننده سرعت بالای هواپیما بودند. یک TPS خنک شونده تابشی برای یک وسیله نقلیه ورود اغلب "TPS فلز داغ" نامیده می شود. طرح های اولیه TPS برای شاتل فضایی به یک TPS فلز داغ مبتنی بر سوپرآلیاژ نیکل (که رنه ۴۱ نامیده می شد) و شینگل های تیتانیومی نیاز داشتند. این مفهوم TPS شاتل رد شد، زیرا اعتقاد بر این بود که یک TPS مبتنی بر کاشی سیلیکایی هزینه های توسعه و ساخت کمتری خواهد داشت. یک TPS شینگل سوپرآلیاژ نیکلی دوباره برای نمونه اولیه ناموفق فضاپیمای تک مرحله ای به مدار (SSTO) ایکس-۳۳ پیشنهاد شد. اخیراً، مواد TPS خنک شونده تابشی جدیدتری توسعه یافته اند که می توانند برتر از RCC باشند. این مواد که به عنوان کامپوزیت ماتریس سرامیکی با دمای فوق العاده بالا شناخته می شوند، برای نمونه اولیه وسیله نقلیه کاوشگر تحقیقاتی آیروترمودینامیک باریک با سرعت مافو
ق صوت (SHARP) توسعه داده شدند. این مواد TPS مبتنی بر دی بورید زیرکونیوم و دی بورید هافنیوم هستند. TPSهای SHARP بهبودهای عملکردی را پیشنهاد کرده اند که امکان پرواز پایدار با عدد ماخ ۷ در سطح دریا، پرواز با ماخ ۱۱ در ارتفاعات و بهبودهای قابل توجهی برای وسایل نقلیه طراحی شده برای پرواز پیوسته مافوق صوت را فراهم می کند. مواد TPS SHARP امکان وجود لبه های جلویی و دماغه های تیز را برای کاهش شدید نیروی پسار برای هواپیماهای فضایی با پیشرانه چرخه ترکیبی هوا تنفس و بدنه های بالابر فراهم می کنند. مواد SHARP ویژگی های TPS مؤثری را از صفر تا بیش از با نقاط ذوب بیش از از خود نشان داده اند. آنها از نظر ساختاری قوی تر از RCC هستند و بنابراین به تقویت ساختاری با موادی مانند اینکونل نیاز ندارند. مواد SHARP در بازتابش گرمای جذب شده بسیار کارآمد هستند، بنابراین نیاز به TPS اضافی در پشت و بین مواد SHARP و ساختار معمولی وسیله نقلیه را از بین می برند. ناسا در ابتدا یک برنامه تحقیق و توسعه چند مرحله ای را از طریق دانشگاه مونتانا در سال ۲۰۰۱ برای آزمایش مواد SHARP بر روی وسایل نقلیه آزمایشی تأمین مالی (و متوقف) کرد. خنک شونده فعال. بر