Hitzemauer: Unterschied zwischen den Versionen
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Im [[Flugzeugbau]] steht der Begriff der '''Hitzemauer''' ({{enS|heat barrier}}) für die technischen Probleme, die durch die starke Erwärmung des Flugzeugkörpers auftreten. Der Begriff ist eine Analogbildung zu [[Schallmauer]], steht allerdings im Gegensatz zu dieser nicht für eine fixe Anströmgeschwindigkeit, sondern für einen Geschwindigkeitsbereich. | Im [[Flugzeugbau]] steht der Begriff der '''Hitzemauer''' ({{enS|heat barrier}}) für die technischen Probleme, die durch die starke Erwärmung des Flugzeugkörpers auftreten. Der Begriff ist eine Analogbildung zu [[Schallmauer]], steht allerdings im Gegensatz zu dieser nicht für eine fixe Anströmgeschwindigkeit, sondern für einen Geschwindigkeitsbereich. | ||
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* Heppenheimer, T. A. [ | * Heppenheimer, T. A. [https://history.nasa.gov/sp4232-part1.pdf ''Facing the Heat Barrier: A History of Hypersonics'' Part 1] (PDF; 1,0 MB) und [https://history.nasa.gov/sp4232-part2.pdf Part 2.] (PDF; 496 kB) NASA History Series, 2006. | ||
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Aktuelle Version vom 7. Juni 2021, 17:51 Uhr
Im Flugzeugbau steht der Begriff der Hitzemauer (englisch heat barrier) für die technischen Probleme, die durch die starke Erwärmung des Flugzeugkörpers auftreten. Der Begriff ist eine Analogbildung zu Schallmauer, steht allerdings im Gegensatz zu dieser nicht für eine fixe Anströmgeschwindigkeit, sondern für einen Geschwindigkeitsbereich.
Die Lösung des Erwärmungsproblems wird das bestimmende Element bei Konstruktionen für den Bereich oberhalb Mach 2 (typisch Mach 2,6–2,8). Die Temperatur der Hülle bei der jeweiligen Geschwindigkeit hängt wesentlich von der Form des Flugkörpers ab. Zu den konstruktiven Maßnahmen zur Überwindung der „Hitzemauer“ zählt die Verwendung druck- und hitzefester Materialien wie Titan oder Niob. Weitere Möglichkeiten sind die Verwendung von hitzefesten Kunststoffen und insbesondere die aktive Kühlung, etwa durch den Treibstoff so wie bei der mit Mach 3,3 fliegenden SR-71.
Im idealen Gas mit konstanter spezifischer Wärmekapazität $ c_{p} $ erhöht sich die Gastemperatur am Anströmpunkt, an dem das Gas von der Anströmgeschwindigkeit c auf $ c=0 $ adiabat verzögert wird, um $ {\tfrac {c^{2}}{2c_{p}}} $. Die Temperaturerhöhung wächst also beim Aufstau an festen Konturen quadratisch mit der Anströmgeschwindigkeit. Bei Mach > 3 treten allerdings Realgaseffekte ein, wobei sich die Wärmekapazität $ c_{p} $ verändert. Dadurch wächst die Temperaturerhöhung jenseits von Mach 3 nicht mehr quadratisch mit der Anströmgeschwindigkeit.[1]
Literatur
- Heppenheimer, T. A. Facing the Heat Barrier: A History of Hypersonics Part 1 (PDF; 1,0 MB) und Part 2. (PDF; 496 kB) NASA History Series, 2006.
- Flugzeug in: Microsoft Encarta
Einzelnachweise
- ↑ Wolfgang Kümmel: Technische Strömungsmechanik. Theorie und Praxis. 3., überarbeitete und ergänzte Auflage. Teubner, Wiesbaden 2007, ISBN 978-3-8351-0141-8, S. 154–157.