Вход в атмосферу

Аэрооболочка Mars Exploration Rover (MER) , художественное исполнение

Атмосферный запись является движением объекта из космического пространства в и через газы атмосферы в виде планеты , карликовой планеты или естественного спутник . Существует два основных типа попадания в атмосферу: неконтролируемое проникновение, такое как попадание астрономических объектов , космического мусора или болидов ; и контролируемый вход (или вход) космического корабля, способного управлять или следовать заданному курсу. Технологии и процедуры, позволяющие контролировать вход в атмосферу , спуск и посадку космических аппаратов, в совокупности называются EDL .

Анимированная иллюстрация различных фаз, когда метеороид входит в атмосферу Земли, чтобы стать видимым как метеор и приземлиться как метеорит.

Объекты, входящие в атмосферу, испытывают атмосферное сопротивление , которое оказывает механическое воздействие на объект, и аэродинамический нагрев, вызванный в основном сжатием воздуха перед объектом, но также и сопротивлением. Эти силы могут вызвать потерю массы ( абляцию ) или даже полный распад более мелких объектов, а объекты с более низкой прочностью на сжатие могут взорваться.

Перед запуском парашютов или воздушных тормозов пилотируемые космические аппараты должны быть замедлены до дозвуковых скоростей. Такие транспортные средства обычно имеют кинетическую энергию от 50 до 1800 мегаджоулей, и атмосферное рассеяние - единственный способ расходовать кинетическую энергию. Количество ракетного топлива, необходимого для замедления транспортного средства, будет почти равно количеству, используемому для его первоначального ускорения, и, таким образом, крайне непрактично использовать ретро-ракеты для всей процедуры возврата к Земле. В то время как высокая температура, создаваемая на поверхности теплозащитного экрана, возникает из-за адиабатического сжатия , кинетическая энергия транспортного средства в конечном итоге теряется на трение (вязкость) газа после того, как транспортное средство проезжает мимо. Другие меньшие потери энергии включают излучение черного тела. непосредственно от горячих газов и химических реакций между ионизированными газами.

Баллистические боеголовки и одноразовые транспортные средства не требуют замедления при входе в атмосферу и, по сути, сделаны обтекаемыми, чтобы поддерживать их скорость. Кроме того, медленные возвращения на Землю из ближнего космоса, такие как прыжки с парашютом с воздушных шаров , не требуют тепловой защиты, потому что гравитационное ускорение объекта, начинающееся в относительном покое изнутри самой атмосферы (или не намного выше ее), не может создать достаточную скорость. вызвать значительное нагревание атмосферы.

Для Земли вход в атмосферу происходит по соглашению на линии Кармана на высоте 100 км (62 мили; 54 морских мили) над поверхностью, в то время как на Венере вход в атмосферу происходит на 250 км (160 миль; 130 морских миль), а на Марсе - атмосферный. вход примерно на 80 км (50 миль; 43 морских миль). Неконтролируемые объекты достигают высоких скоростей при ускорении в космосе к Земле под действием силы тяжести Земли и замедляются трением при столкновении с атмосферой Земли. Метеоры также часто движутся довольно быстро относительно Земли просто потому, что их собственная орбитальная траектория отличается от орбитальной траектории Земли до того, как они столкнутся с гравитационным колодцем Земли . Наиболее контролируемые объекты входят в гиперзвуковойскорости из-за их суборбитальных (например, спускаемых аппаратов межконтинентальных баллистических ракет ), орбитальных (например, Союз ) или неограниченных (например, метеоров ) траекторий. Были разработаны различные передовые технологии, обеспечивающие возможность входа в атмосферу и полета на экстремальных скоростях. Альтернативным низкоскоростным методом контролируемого входа в атмосферу является плавучесть ^[1], которая подходит для входа на планету, где плотная атмосфера, сильная гравитация или оба фактора затрудняют вход в высокоскоростной гиперболический слой, например, атмосферы Венеры , Титана и газовых гигантов. . ^[2]

История [ править ]

Концепция абляционного теплового экрана была описана еще в 1920 году Робертом Годдардом : «В случае метеоров, которые входят в атмосферу со скоростью до 30 миль (48 км) в секунду, внутренняя часть метеоров остается холодной, и эрозия происходит в значительной степени из-за сколов или трещин на внезапно нагретой поверхности. По этой причине, если бы внешняя поверхность устройства состояла из слоев очень плавкого твердого вещества со слоями с плохой теплопроводностью между ними поверхность не будет подвергаться значительной эрозии, тем более что скорость аппарата не будет такой большой, как у среднего метеора ». ^[3]

Практическая разработка систем входа в атмосферу началась по мере увеличения дальности и скорости входа баллистических ракет . Для первых ракет малой дальности, таких как Фау-2 , стабилизация и аэродинамическое напряжение были важными проблемами (многие Фау-2 ломались при входе в атмосферу), но нагрев не представлял серьезной проблемы. Ракеты средней дальности, такие как советская Р-5 , с дальностью 1200 километров (650 морских миль), требовали керамической композитной теплозащиты на разделяемых спускаемых аппаратах (для всей конструкции ракеты больше не было возможности выдерживать вход). Первые межконтинентальные баллистические ракеты с дальностью полета от 8000 до 12000 км (от 4300 до 6500 морских миль) были возможны только с развитием современных абляционных тепловых экранов и транспортных средств тупой формы.

В Соединенных Штатах эта технология была впервые предложена Х. Джулианом Алленом и А.Дж. Эггерсом-младшим из Национального консультативного комитета по аэронавтике (NACA) исследовательского центра Эймса . ^[4] В 1951 году они сделали нелогичное открытие, что тупая форма (высокое сопротивление) является наиболее эффективным тепловым экраном. ^[5] Исходя из простых инженерных принципов, Аллен и Эггерс показали, что тепловая нагрузка, испытываемая входящим транспортным средством, обратно пропорциональна коэффициенту лобового сопротивления.; т.е. чем больше сопротивление, тем меньше тепловая нагрузка. Если возвращаемый корабль сделать затупленным, воздух не сможет «уйти с дороги» достаточно быстро и будет действовать как воздушная подушка, выталкивая ударную волну и нагретый ударный слой вперед (в сторону от транспортного средства). Поскольку большая часть горячих газов больше не находится в прямом контакте с транспортным средством, тепловая энергия останется в шоковом газе и просто перемещается по транспортному средству, чтобы позже рассеиваться в атмосфере.

Открытие Аллена и Эггерса, хотя первоначально считалось военной тайной, в конечном итоге было опубликовано в 1958 году ^[6].

Терминология, определения и жаргон [ править ]

За десятилетия, прошедшие с 1950-х годов, вокруг разработки транспортных средств, предназначенных для входа в планетные атмосферы, вырос богатый технический жаргон. Рекомендуется, чтобы читатель просмотрел глоссарий жаргонов, прежде чем продолжить эту статью о возвращении в атмосферу.

Когда вход в атмосферу является частью посадки или выхода космического корабля, особенно на планетном теле, отличном от Земли, вход является частью фазы, называемой входом, спуском и посадкой или EDL. ^[7] Когда при входе в атмосферу возвращается в том же самом теле , что транспортное средство было запущенного с, событие называют спускаемого (почти всегда обращаясь к входу Земли).

Цель фундаментального дизайна в плотных слоях атмосферы космического аппарата, чтобы рассеивать на энергию космического аппарата , который перемещается со сверхзвуковой скоростью , как оно поступает в атмосфере такого , что оборудование, груз, и любые пассажиры замедлились и земли в районе конкретного назначения на поверхности при нулевая скорость при сохранении нагрузок на космический корабль и пассажиров в допустимых пределах. ^[8] Это может быть достигнуто с помощью силовых или аэродинамических (характеристики транспортного средства или парашюта ) средств или некоторой их комбинации.

Формы въездных транспортных средств [ править ]

При проектировании въездных транспортных средств используются несколько основных форм:

Сфера или сферическое сечение [ править ]

Самая простая осесимметричная форма - сфера или сферическое сечение. ^[9] Это может быть полная сфера или носовая часть сферического сечения со сужающимся коническим коромыслом. Аэродинамику сферы или сферического сечения легко смоделировать аналитически, используя теорию удара Ньютона. Точно так же тепловой поток сферического сечения можно точно смоделировать с помощью уравнения Фея-Ридделла. ^[10] Статическая устойчивость сферической секции обеспечивается, если центр масс транспортного средства находится выше по потоку от центра кривизны (динамическая устойчивость более проблематична). В чистых сферах нет лифта. Однако, летя под углом атаки, сферическая секция имеет умеренную аэродинамическую подъемную силу, что обеспечивает некоторую проходимость и расширяет входной коридор. В конце 1950-х - начале 1960-х годов высокоскоростные компьютеры еще не были доступны, а вычислительная гидродинамика все еще находилась в зачаточном состоянии. Поскольку сферическое сечение поддается анализу в закрытой форме, эта геометрия стала стандартной для консервативного проектирования. Следовательно, пилотируемые капсулы той эпохи основывались на сферическом сечении.

Чисто сферические аппараты входа использовались в первых советских капсулах " Восток" и " Восход", а также в советских спускаемых аппаратах " Марс" и " Венера" . В командном модуле Apollo использовался тепловой экран носовой части сферической формы с конусообразной кормовой частью. Он летел подъемным входом с гиперзвуковым дифферентным углом атаки -27 ° (0 ° сначала тупым концом), чтобы получить среднее L / D (отношение подъемной силы к аэродинамическому сопротивлению) 0,368. ^[11] Результирующая подъемная сила достигала меры контроля поперечного диапазона за счет смещения центра масс транспортного средства относительно его оси симметрии, позволяя направлять подъемную силу влево или вправо за счет качения капсулы по ее продольной оси.. Другими примерами геометрии сферического сечения пилотируемых капсул являются " Союз / Зонд" , " Близнецы" и " Меркурий" . Даже такая небольшая подъемная сила позволяет использовать траектории, которые имеют очень значительное влияние на пиковую перегрузку , уменьшая ее с 8–9 g для чисто баллистической (замедляемой только за счет сопротивления) траектории до 4–5 g, а также значительно уменьшая пиковую силу. возврат тепла. ^[12]

Сфера-конус [ править ]

Сфера-конус представляет собой сферическое сечение с прикрепленным усеченным или затупленным конусом. Динамическая устойчивость сферического конуса обычно лучше, чем у сферического сечения. Транспортное средство входит в первую сферу. При достаточно малом полуугле и правильно расположенном центре масс сфера-конус может обеспечить аэродинамическую устойчивость от кеплеровского входа до столкновения с поверхностью. ( Половина угла - это угол между осью симметрии вращения конуса и его внешней поверхностью, и, следовательно, половина угла, образованного краями поверхности конуса.)

Первоначальной американской аэрооболочкой сферического конуса был Mk-2 RV (возвращаемый корабль), который был разработан в 1955 году компанией General Electric Corp. Конструкция Mk-2 была основана на теории тупого тела и использовала систему тепловой защиты с радиационным охлаждением ( TPS) на основе металлического теплозащитного экрана (различные типы TPS описаны ниже в этой статье). Mk-2 имел значительные недостатки в качестве системы доставки оружия, то есть он слишком долго пребывал в верхних слоях атмосферы из-за своего более низкого баллистического коэффициента, а также тянул за собой поток испаренного металла, что делало его очень заметным для радаров . Эти дефекты сделали Mk-2 слишком уязвимым для систем противоракетной обороны. Следовательно, компания General Electric разработала альтернативу Mk-2.^{[ необходима цитата ]}

Этот новый RV был Mk-6, в котором использовался неметаллический абляционный TPS, фенольный нейлон. Этот новый TPS оказался настолько эффективным в качестве теплозащитного экрана, что позволило значительно снизить затупление. ^{[ необходима цитата ]} Однако Mk-6 был огромным RV с начальной массой 3360 кг, длиной 3,1 м и углом полураспада 12,5 °. Последующие достижения в области ядерного оружия и конструкции абляционного TPS позволили RV стать значительно меньше с еще более низким коэффициентом затупления по сравнению с Mk-6. С 1960-х годов сфера-конус стала предпочтительной геометрией для современных межконтинентальных баллистических ракет с типичными половинными углами от 10 ° до 11 °. ^{[ необходима цитата ]}

Разведывательные спутники RV (поисковые машины) также имели форму сферического конуса и были первым американским примером транспортного средства без боеприпасов ( Discoverer-I , запущено 28 февраля 1959 года). Позднее сфера-конус использовалась для космических полетов к другим небесным телам или для возвращения из открытого космоса; например, зонд " Звездная пыль" . В отличие от военных RV, преимущество более низкой массы TPS с тупым корпусом сохранялось у космических аппаратов входа в космос, таких как Galileo Probe с половинным углом 45 ° или аэрооболочек Viking с половинным углом 70 °. Космические аппараты входа в сферический конус приземлялись на поверхность или вошли в атмосферы Марса , Венеры ,Юпитер и Титан .

Биконический [ править ]

Biconic сфера-конус с дополнительным усеченным прилагаются. Biconic предлагает значительно улучшенное соотношение L / D. Биконус, разработанный для аэрозахвата Марса, обычно имеет L / D примерно 1,0 по сравнению с L / D 0,368 для Apollo-CM. Более высокое L / D делает биконическую форму более подходящей для перевозки людей на Марс из-за более низкого пикового замедления. Возможно, самым значительным из когда-либо совершенных биконических самолетов был усовершенствованный маневренный возвращаемый аппарат (AMaRV). Четыре AMaRV были изготовлены McDonnell Douglas Corp. и представляли собой значительный скачок в усовершенствовании жилых автофургонов . Три AMaRV были запущены межконтинентальными баллистическими ракетами Minuteman-120 декабря 1979 г., 8 октября 1980 г. и 4 октября 1981 г. AMaRV имел входную массу около 470 кг, радиус носа 2,34 см, полуугол передней усеченной вершины 10,4 °, радиус между усеченной вершиной 14,6 см, полуугол усеченной кормы 6 ° и осевая длина 2,079 метра. В открытой литературе никогда не появлялось точных диаграмм или изображений AMaRV. Однако был опубликован схематический эскиз AMaRV-подобного транспортного средства вместе с графиками траектории, показывающими крутые повороты. ^[13]

Положение AMaRV контролировалось с помощью разделенного закрылка кузова (также называемого разделенным наветренным закрылком ) вместе с двумя закрылками, установленными по бокам автомобиля. Для управления закрылками использовался гидравлический привод . AMaRV управлялась полностью автономной навигационной системой, предназначенной для уклонения от перехвата систем противоракетной обороны (ПРО). McDonnell Douglas DC-X (также biconic) был по существу в увеличенном масштабе версия AMaRV. AMaRV и DC-X также послужили основой для неудачного предложения о том, что в конечном итоге стало Lockheed Martin X-33 .

Неосесимметричные формы [ править ]

ОТСУТСТВИЯ осесимметричных формы были использованы для пилотируемых кораблей входа. Одним из примеров является крылатый орбитальный аппарат, в котором используется треугольное крыло для маневрирования во время снижения, как в обычном планере. Этот подход использовался американскими космическими кораблями "Шаттл" и советским " Бураном" . Подъема тело является еще одной геометрией входа транспортного средства и было использовано с Й-23 PRIME (Точность восстановление , включая Маневрирование запись) транспортное средство. ^{[ необходима цитата ]}

Нагревание при входе [ править ]

Объекты, входящие в атмосферу из космоса с высокой скоростью относительно атмосферы, вызывают очень высокий уровень нагрева . Возвратный обогрев происходит в основном из двух источников: ^[14]

• конвективное отопление , двух видов:
  • поток горячего газа обтекает поверхность тела и
  • каталитические химические реакции рекомбинации между поверхностью объекта и атмосферными газами
• радиационный нагрев от энергетического ударного слоя , образующегося спереди и по бокам объекта

С увеличением скорости увеличивается как конвективный, так и радиационный нагрев. На очень высоких скоростях радиационный нагрев быстро станет преобладать над конвективными тепловыми потоками, поскольку конвективный нагрев пропорционален кубу скорости, а радиационный нагрев пропорционален восьмой степени скорости. Таким образом, радиационный нагрев, который сильно зависит от длины волны, преобладает на ранних этапах входа в атмосферу, в то время как конвекция преобладает на более поздних этапах. ^[14]

Физика газа в ударном слое [ править ]

При типичных температурах на входе воздух в ударном слое ионизируется и диссоциирует . ^{[ необходима цитата ]} Эта химическая диссоциация требует различных физических моделей для описания термических и химических свойств ударного слоя. Существует четыре основных физических модели газа, которые важны для авиационных инженеров, разрабатывающих тепловые экраны:

Модель идеального газа [ править ]

Почти всех авиационных инженеров обучают идеальной (идеальной) газовой модели во время учебы в бакалавриате. Большинство важных уравнений идеального газа вместе с соответствующими таблицами и графиками показаны в отчете NACA 1135. ^[15] Выдержки из отчета 1135 NACA часто появляются в приложениях к учебникам по термодинамике и знакомы большинству авиационных инженеров, проектирующих сверхзвуковые самолеты.

Теория идеального газа элегантна и чрезвычайно полезна для проектирования самолетов, но предполагает, что газ химически инертен. С точки зрения конструкции самолета воздух можно считать инертным при температурах менее 550 К при давлении в одну атмосферу. Теория идеального газа начинает разрушаться при 550 K и не может использоваться при температурах выше 2000 K. Для температур выше 2000 K разработчик теплозащитного экрана должен использовать модель реального газа .

Модель реального (равновесного) газа [ править ]

На тангажный момент входящего транспортного средства может значительно влиять газовая смесь. И командный модуль Apollo, и космический шаттл были спроектированы с использованием неверных моментов тангажа, определенных путем неточного моделирования в реальном газе. Угол атаки «Аполлона-СМ» был выше, чем первоначально предполагалось, что привело к сужению коридора входа на Луну. Фактический аэродинамический центр Колумбии находился выше расчетного значения из-за эффектов реального газа. В Колумбии " первый полет s ( STS-1 ), астронавты Джон У. Янг и Роберт Crippen были некоторые тревожные моменты во время входа в атмосферу , когда было беспокойство по поводу потери контроля над автомобилем. ^[16]

Модель равновесного реального газа предполагает, что газ является химически реактивным, но также предполагает, что все химические реакции успели завершиться и все компоненты газа имеют одинаковую температуру (это называется термодинамическим равновесием ). Когда воздух обрабатывается ударной волной, он перегревается за счет сжатия и химически диссоциирует через множество различных реакций. Прямое трение о возвращаемый объект не является основной причиной нагрева ударного слоя. Это вызвано в основном изоэнтропическим нагревом молекул воздуха в волне сжатия. Увеличение энтропии молекул внутри волны на основе трения также объясняет некоторый нагрев. ^{[ оригинальное исследование? ]} Расстояние от ударной волны до точки торможенияна передней кромке входящего транспортного средства называется ударной волной . Приблизительное эмпирическое правило для расстояния отвода ударной волны составляет 0,14 радиуса носа. Можно оценить время прохождения молекулы газа от ударной волны до точки торможения, приняв скорость набегающего потока 7,8 км / с и радиус носа 1 метр, т. Е. Время прохождения составляет около 18 микросекунд. Это примерно время, необходимое для того, чтобы химическая диссоциация, инициированная ударной волной, достигла химического равновесия.в ударном слое при входе в воздух со скоростью 7,8 км / с во время пикового теплового потока. Следовательно, когда воздух приближается к точке застоя входящего транспортного средства, воздух эффективно достигает химического равновесия, что позволяет использовать модель равновесия. В этом случае большая часть ударного слоя между ударной волной и передней кромкой входящего транспортного средства вступает в химическую реакцию и не находится в состоянии равновесия. Уравнение Fay-Riddell , ^[10] , который имеет крайне важное значение в отношении моделирования теплового потока, обязано его действительность к критической точке , находящейся в химическом равновесии. Время, необходимое для достижения равновесия газа в ударном слое, сильно зависит от давления в ударном слое. Например, в случае с GalileoПри входе зонда в атмосферу Юпитера, ударный слой находился в основном в равновесии во время пикового теплового потока из-за очень высокого давления (это нелогично, учитывая, что скорость набегающего потока составляла 39 км / с во время пикового теплового потока).

Определение термодинамического состояния точки торможения в модели равновесного газа сложнее, чем в модели идеального газа. В модели идеального газа отношение удельной теплоемкости (также называемое показателем изоэнтропы , индексом адиабаты , гамма или каппа ) предполагается постоянным вместе с газовой постоянной . Для реального газа отношение удельной теплоемкости может сильно колебаться в зависимости от температуры. В модели идеального газа существует элегантная система уравнений для определения термодинамического состояния вдоль линии потока постоянной энтропии, называемой изэнтропической цепью . Для реального газа изоэнтропическая цепь непригодна и диаграмма Мольебудет использоваться вместо этого для ручного расчета. Однако графическое решение с диаграммой Молье в настоящее время считается устаревшим, поскольку современные конструкторы теплового экрана используют компьютерные программы, основанные на цифровой справочной таблице (другая форма диаграммы Молье) или программе термодинамики на основе химии. Химический состав газа, находящегося в равновесии с фиксированными давлением и температурой, можно определить с помощью метода свободной энергии Гиббса . Свободная энергия Гиббса - это просто полная энтальпия газа за вычетом его полной энтропии.раз температуру. Программа химического равновесия обычно не требует химических формул или уравнений скорости реакции. Программа работает, сохраняя исходное содержание элементов, указанное для газа, и изменяя различные молекулярные комбинации элементов посредством численной итерации до тех пор, пока не будет вычислена минимально возможная свободная энергия Гиббса ( обычная численная схема - это метод Ньютона-Рафсона ). База данных для программы свободной энергии Гиббса основана на спектроскопических данных, используемых при определении статистических сумм . Среди лучших существующих кодов равновесия - программа « Химическое равновесие с приложениями».(CEA), который был написан Бонни Дж. Макбрайдом и Сэнфордом Гордоном из НАСА Льюиса (теперь переименованного в «Исследовательский центр НАСА Гленна»). Другие названия CEA - «Код Гордона и Макбрайда» и «Код Льюиса». CEA достаточно точен до 10 000 K для атмосферных газов планет, но непригоден для использования за пределами 20 000 K ( двойная ионизация не моделируется). CEA можно загрузить из Интернета вместе с полной документацией, и он будет компилироваться в Linux с помощью компилятора G77 Fortran .

Модель реального (неравновесного) газа [ править ]

Неравновесная модель реального газа является наиболее точной моделью газовой физики ударного слоя, но ее сложнее решить, чем модель равновесия. С 1958 ^{[Обновить]}г. простейшей неравновесной моделью была модель Лайтхилла-Фримена . ^{[17] [18]} Модель Лайтхилла-Фримена изначально предполагает, что газ состоит из одного двухатомного вещества, восприимчивого только к одной химической формуле и наоборот; например, N ₂  ? N + N и N + N? № ₂(диссоциация и рекомбинация). Из-за своей простоты модель Лайтхилла-Фримена является полезным педагогическим инструментом, но, к сожалению, слишком проста для моделирования неравновесного воздуха. Обычно предполагается, что воздух имеет мольную долю состава 0,7812 молекулярного азота, 0,2095 молекулярного кислорода и 0,0093 аргона. Простейшей моделью реального газа для воздуха является пятикомпонентная модель , основанная на N ₂ , O ₂ , NO, N и O. Пятикомпонентная модель предполагает отсутствие ионизации и игнорирует следовые частицы, такие как двуокись углерода.

При запуске программы равновесия свободной энергии Гиббса ^{[ требуется пояснение ]} итерационный процесс от первоначально заданного молекулярного состава до окончательного расчетного равновесного состава является по существу случайным и не точным по времени. В случае неравновесной программы процесс вычислений является точным по времени и следует пути решения, продиктованному химическими формулами и формулами скорости реакции. Пятивидовая модель имеет 17 химических формул (34 при подсчете обратных формул). Модель Лайтхилла-Фримена основана на одном обыкновенном дифференциальном уравнении и одном алгебраическом уравнении. Пятивидовая модель основана на 5 обыкновенных дифференциальных уравнениях и 17 алгебраических уравнениях. ^{[ необходима цитата ]}Поскольку 5 обыкновенных дифференциальных уравнений тесно связаны, система численно "жесткая" и ее трудно решить. Модель пяти видов применима только для входа с низкой околоземной орбиты, где скорость входа составляет примерно 7,8 км / с (28 000 км / ч; 17 000 миль в час). При обратном входе в Луну со скоростью 11 км / с ^[19] ударный слой содержит значительное количество ионизированного азота и кислорода. Модель с пятью видами больше не является точной, и вместо нее следует использовать модель с двенадцатью видами. На входе в атмосферу ^{[ требуется пояснение ]} скорости на траектории Марс – Земля порядка 12 км / с (43 000 км / ч; 27 000 миль в час). ^[20]Моделирование высокоскоростного входа в атмосферу Марса, включающего атмосферу углекислого газа, азота и аргона, является еще более сложным и требует модели из 19 видов. ^{[ необходима цитата ]}

Важным аспектом моделирования неравновесных эффектов реального газа является лучистый тепловой поток. Если транспортное средство входит в атмосферу на очень высокой скорости (гиперболическая траектория, возвращение к Луне) и имеет большой радиус носа, то радиационный тепловой поток может преобладать над нагревом TPS. Излучательный тепловой поток при входе в атмосферу воздуха или углекислого газа обычно исходит от асимметричных двухатомных молекул; например, цианоген (CN), монооксид углерода , оксид азота (NO), одиночный ионизированный молекулярный азот и т. д. Эти молекулы образуются ударной волной, диссоциирующей окружающий атмосферный газ с последующей рекомбинацией внутри ударного слоя с образованием новых молекулярных частиц. Новообразованный двухатомныймолекулы изначально имеют очень высокую колебательную температуру, которая эффективно преобразует колебательную энергию в лучистую энергию; т.е. лучистый тепловой поток. Весь процесс занимает менее миллисекунды, что затрудняет моделирование. Экспериментальное измерение радиационного теплового потока (обычно выполняется с помощью ударных труб) наряду с теоретическим расчетом по нестационарному уравнению Шредингераявляются одними из наиболее эзотерических аспектов аэрокосмической техники. Большая часть аэрокосмических исследований, связанных с пониманием радиационного теплового потока, была проведена в 1960-х годах, но по большей части прекращена после завершения программы «Аполлон». Излучение теплового потока в воздухе было достаточно изучено, чтобы обеспечить успех «Аполлона». Однако радиационный тепловой поток в углекислом газе (вход на Марс) еще почти не изучен и потребует серьезных исследований. ^{[ необходима цитата ]}

Модель замороженного газа [ править ]

Модель замороженного газа описывает частный случай газа, который не находится в равновесии. Название «замороженный газ» может ввести в заблуждение. Замороженный газ не «заморожен», как лед - замороженная вода. Скорее, замороженный газ «замораживается» во времени (предполагается, что все химические реакции остановились). Химические реакции обычно запускаются столкновениями между молекулами. Если давление газа медленно снижается, так что химические реакции могут продолжаться, газ может оставаться в равновесии. Однако давление газа может снизиться настолько внезапно, что почти все химические реакции прекратятся. В этой ситуации газ считается замороженным. ^{[ необходима цитата ]}

Различие между равновесным и замороженным важно, потому что газ, такой как воздух, может иметь существенно разные свойства (скорость звука, вязкость и т. Д.) Для одного и того же термодинамического состояния; например, давление и температура. Замороженный газ может стать серьезной проблемой после въезда в машину. При входе в атмосферу набегающий поток воздуха сжимается до высокой температуры и давления ударной волной входящего транспортного средства. Затем неравновесный воздух в ударном слое переносится мимо передней стороны входящего транспортного средства в область быстро расширяющегося потока, вызывающего замерзание. Затем замороженный воздух может быть увлечен вихревым потоком позади входящего транспортного средства. Правильно смоделировать поток за въезжающим транспортным средством очень сложно. Щит тепловой защиты(TPS) нагрев кормовой части автомобиля обычно не очень высокий, но геометрия и неустойчивость следа автомобиля могут значительно повлиять на аэродинамику (момент тангажа) и, в частности, на динамическую устойчивость. ^{[ необходима цитата ]}

Системы тепловой защиты [ править ]

Предлагалось разделить этот раздел на другую статью под названием « Система тепловой защиты (космический корабль)» . ( Обсудить ) (ноябрь 2020 г.)

Система тепловой защиты или TPS - это барьер, который защищает космический корабль от палящего тепла при входе в атмосферу. Вторичной целью может быть защита космического корабля от жары и холода космоса во время нахождения на орбите. Используются различные подходы к тепловой защите космических аппаратов, в том числе абляционные тепловые экраны, пассивное охлаждение и активное охлаждение поверхностей космических аппаратов.

Аблатив [ править ]

В абляционном теплозащитном экране функционирует путем подъема газа горячего ударного слоя от наружной стенки теплового щита (создавая более холодный пограничный слой ). Пограничный слой образуется в результате выдувания газообразных продуктов реакции из материала теплозащитного экрана и обеспечивает защиту от всех форм теплового потока. Общий процесс уменьшения теплового потока, испытываемого внешней стенкой теплозащитного экрана через пограничный слой, называется засорением . Абляция происходит на двух уровнях в абляционной TPS: внешняя поверхность материала TPS обугливается, плавится и сублимируется , в то время как основная часть материала TPS подвергается пиролизу.и удаляет газы продукта. Газ, образующийся при пиролизе, вызывает продувку и блокирует конвективный и каталитический тепловой поток. Пиролиз можно измерить в реальном времени с помощью термогравиметрического анализа , чтобы можно было оценить абляционные характеристики. ^[21] Абляция также может обеспечить блокировку лучистого теплового потока за счет введения углерода в ударный слой, что делает его оптически непрозрачным. Блокировка радиационного теплового потока была основным механизмом тепловой защиты материала Galileo Probe TPS (фенолуглерод). Фенолуглерод был первоначально разработан как материал горловины сопла ракеты (используемый в твердотопливном ракетном ускорителе космического корабля "Шаттл" ) и для носовых частей носовых частей космических аппаратов.

Ранние исследования по абляции технологии в США было сосредоточено в НАСА «s Research Center Эймса , расположенного в Моффетфильде , штат Калифорния. Исследовательский центр Эймса был идеальным местом, так как в нем было множество аэродинамических труб, способных генерировать различные скорости ветра. Первоначальные эксперименты обычно устанавливали макет абляционного материала для анализа в гиперзвуковой аэродинамической трубе. ^[22] Испытания абляционных материалов происходят в комплексе Ames Arc Jet. На этом объекте были испытаны многие системы тепловой защиты космических аппаратов, в том числе материалы для теплозащитных экранов "Аполлон", "Шаттл" и "Орион". ^[23]

Теплопроводность конкретного TPS материала, как правило , пропорциональна плотности материала. ^[24] Фенолуглерод - очень эффективный абляционный материал, но он также имеет высокую плотность, что нежелательно. Если тепловой поток, испытываемый входящим транспортным средством, недостаточен для того, чтобы вызвать пиролиз, то проводимость материала TPS может позволить тепловому потоку проникать в материал связки TPS, что приводит к отказу TPS. Следовательно, для входных траекторий, вызывающих более низкий тепловой поток, фенолуглерод иногда не подходит, и материалы TPS с более низкой плотностью, такие как следующие примеры, могут быть лучшим выбором конструкции:

Сверхлегкий аблятор [ править ]

SLA в SLA-561V означает супер облегченные абла ционного . SLA-561V - это патентованный аблатив, изготовленный Lockheed Martin , который использовался в качестве основного материала TPS на всех транспортных средствах с входом в виде сферического конуса 70 °, отправленных НАСА на Марс, за исключением Марсианской научной лаборатории (MSL). SLA-561V начинает значительную абляцию при тепловом потоке приблизительно 110 Вт / см ² , но не работает при тепловых потоках более 300 Вт / см ² . Аэродинамический корпус MSL TPS в настоящее время рассчитан на максимальный тепловой поток 234 Вт / см ² . Пиковая мощность теплового потока, которую испытывал приземлившийся на Марс аэросамок « Викинг-1», составлял 21 Вт / см ² . ЗаViking 1 , TPS действовал как обугленный теплоизолятор и никогда не подвергался значительной абляции. "Викинг-1" был первым спускаемым аппаратом на Марс, имевшим очень консервативный дизайн. Аэрооболочка Viking имела базовый диаметр 3,54 метра (самый большой из применявшихся на Марсе до Марсианской научной лаборатории). SLA-561V наносится путем упаковки абляционного материала в сотовый сердечник, который предварительно приклеивается к структуре аэрооболочки, что позволяет создать большой тепловой экран. ^[25]

Угольный аблятор с фенольной пропиткой [ править ]

Фенольный пропитанный углерод аблы ционный (PICA), A углеродного волокно заготовка пропитывала в фенольной смоле , ^[26] представляет собой современный ТПС материал и имеют преимущество низкой плотности (намного легче , чем углерод фенольный) в сочетании с эффективным абляционной способностью при высокой плотности теплового потока. Это хороший выбор для абляционных применений, таких как условия с высоким пиковым нагревом, характерные для миссий по возврату образцов или миссий по возвращению на Луну. Теплопроводность PICA ниже, чем у других абляционных материалов с высоким тепловым потоком, таких как обычные углеродные фенолы. ^{[ необходима цитата ]}

PICA был запатентован Исследовательским центром Эймса НАСА в 1990-х годах и был основным материалом TPS для аэрооболочки Stardust . ^[27] Капсула с возвращаемым образцом звездной пыли была самым быстрым искусственным объектом, когда-либо входившим в атмосферу Земли (12,4 км / с (28 000 миль в час) на высоте 135 км). Это было быстрее, чем капсулы миссии «Аполлон», и на 70% быстрее, чем «Шаттл». ^[28] PICA имел решающее значение для жизнеспособности миссии Stardust, которая вернулась на Землю в 2006 году. Тепловой экран Stardust (диаметр основания 0,81 м) был сделан из одного монолитного элемента, рассчитанного на номинальную пиковую скорость нагрева 1,2 кВт / см ² . Тепловой экран PICA также использовался для входа в Марсианскую научную лабораторию вМарсианская атмосфера . ^[29]

PICA-X [ править ]

Усовершенствованная и более простая в производстве версия под названием PICA-X была разработана SpaceX в 2006–2010 годах ^[29] для космической капсулы Dragon . ^[30] Первое повторное испытание теплозащитного экрана PICA-X было проведено в миссии Dragon C1 8 декабря 2010 года. ^[31] Тепловой экран PICA-X был спроектирован, разработан и полностью квалифицирован небольшой командой из десятка инженеров и техников менее чем за четыре года. ^[29] PICA-X в десять раз дешевле в производстве, чем материал теплозащитного экрана NASA PICA. ^[32]

PICA-3 [ править ]

Вторая усовершенствованная версия PICA - PICA-3 - была разработана SpaceX в середине 2010-х годов. Впервые он был испытан в полете на космическом корабле Crew Dragon в 2019 году во время демонстрационного полета в апреле 2019 года и запущен в регулярную эксплуатацию на этом космическом корабле в 2020 году ^[33].

SIRCA [ править ]

Пропитанный силиконом многоразовый керамический аблятор (SIRCA) также был разработан в Исследовательском центре Эймса NASA и использовался на интерфейсной плате задней оболочки (BIP ) аэрооболочек Mars Pathfinder и Mars Exploration Rover (MER). BIP находился в точках крепления между задней частью корпуса (также называемым кормовой или кормовой крышкой) и круизным кольцом (также называемым крейсерским этапом). SIRCA также был основным материалом TPS для неудачного ударного бомбардировщика Марса Deep Space 2 (DS / 2).зонды с их аэрооболочек диаметром 0,35 метра (1,1 фута). SIRCA - это монолитный изоляционный материал, обеспечивающий тепловую защиту при абляции. Это единственный материал TPS, которому можно придать индивидуальную форму, а затем нанести непосредственно на космический корабль. Не требуется дополнительной обработки, термообработки или дополнительных покрытий (в отличие от плиток Space Shuttle). Поскольку SIRCA можно обрабатывать для получения точных форм, его можно наносить в виде плиток, секций передней кромки, полных колпачков или в любом количестве нестандартных форм и размеров. По состоянию на 1996 год ^{[Обновить]}SIRCA демонстрировалась в интерфейсных приложениях задней оболочки, но еще не в качестве основного материала TPS. ^[34]

AVCOAT [ править ]

AVCOAT является НАСА -specified органосохраняющего теплозащитного экрана, стекло заполненного эпоксидного - новолачная системы. ^[35]

НАСА первоначально использовало его для капсулы Apollo в 1960-х годах, а затем использовало этот материал для своего следующего поколения, выходящего за пределы низкоорбитального космического корабля Orion , который должен был полететь в конце 2010-х годов. ^[36] Avcoat, который будет использоваться на Orion, был изменен в соответствии с экологическим законодательством, принятым после окончания Apollo. ^{[37] [38]}

Тепловое замачивание [ править ]

Термическое замачивание является частью практически всех схем TPS. Например, абляционный тепловой экран теряет большую часть своей эффективности тепловой защиты, когда температура внешней стенки падает ниже минимума, необходимого для пиролиза. С этого момента и до окончания теплового импульса тепло от ударного слоя конвектируется во внешнюю стенку теплозащитного экрана и в конечном итоге переходит к полезной нагрузке. ^{[ Необходимая цитата ]} Этого результата можно избежать, выбрасывая тепловой экран (с его тепловым поглощением) до того, как тепло будет проходить к внутренней стене.

Типичные плитки TPS Space Shuttle ( LI-900 ) обладают замечательными термозащитными свойствами. Плитка LI-900, подвергнутая воздействию температуры 1000 K с одной стороны, останется просто теплой на ощупь с другой стороны. Однако они относительно хрупкие, легко ломаются и не выдерживают дождя в полете.

Пассивно охлаждаемый [ править ]

В некоторых ранних RV с баллистическими ракетами (например, Mk-2 и суборбитальный космический корабль Меркурий ), TPS с радиационным охлаждением использовались для первоначального поглощения теплового потока во время теплового импульса, а затем, после теплового импульса, для излучения и конвекции сохраненное тепло обратно в атмосферу. Однако более ранняя версия этого метода требовала большого количества металлических TPS (например, титана , бериллия , меди и т. Д.). Современные дизайнеры предпочитают избегать этой дополнительной массы, используя вместо этого абляционные и термоусадочные термопласты.

В системах тепловой защиты, основанных на излучательной способности, используются покрытия с высокой излучательной способностью (HEC) для облегчения радиационного охлаждения , в то время как нижележащий пористый керамический слой служит для защиты конструкции от высоких температур поверхности. Высокие термически стабильные значения излучательной способности в сочетании с низкой теплопроводностью являются ключом к функциональности таких систем. ^[39]

TPS с радиационным охлаждением можно найти на современных автомобилях начального уровня, но вместо металла обычно используется усиленный углерод-углерод (RCC) (также называемый углерод-углеродом ). RCC был материалом TPS на носовом обтекателе и передней кромке крыла космического челнока, а также был предложен в качестве материала передней кромки для X-33 . Углерод является наиболее тугоплавким материалом из известных, с температурой сублимации в одну атмосферу для графита 3825 ° C (6917 ° F). Эта высокая температура сделала углерод очевидным выбором в качестве материала TPS с радиационным охлаждением. Недостатки RCC заключаются в том, что в настоящее время он дорог в производстве, тяжел и не обладает высокой ударопрочностью. ^[40]

Некоторые высокоскоростные самолеты , такие как SR-71 Blackbird и Concorde , имеют нагрев, аналогичный тому, который испытывают космические корабли, но с гораздо меньшей интенсивностью и в течение нескольких часов. Исследования титановой оболочки SR-71 показали, что металлическая структура была восстановлена ​​до своей первоначальной прочности в результате отжига из-за аэродинамического нагрева. В случае с Concorde, алюминиевый носик мог достичь максимальной рабочей температуры 127 ° C (261 ° F) (примерно на 180 ° C (324 ° F) теплее, чем обычно отрицательный, окружающий воздух); металлургические последствия (потеря самообладания), которые были бы связаны с более высокой пиковой температурой, были наиболее значимыми факторами, определяющими максимальную скорость самолета.

TPS с радиационным охлаждением для входного транспортного средства часто называют чугунолитейным TPS . Ранние конструкции TPS для Space Shuttle предусматривали создание TPS из горячего металла на основе никелевого суперсплава (получившего название René 41 ) и титановой черепицы. ^[41] Эта концепция Shuttle TPS была отклонена, поскольку считалось, что TPS на основе кремнеземной плитки потребует более низких затрат на разработку и производство. ^[ Требуется ^{цитата ]} TPS из никелевого суперсплава снова был предложен для неудачного прототипа с одноступенчатым выводом на орбиту (SSTO) X-33 . ^[42]

Недавно были разработаны новые TPS-материалы с радиационным охлаждением, которые могут превосходить RCC. Известные как сверхвысокотемпературная керамика , они были разработаны для прототипа транспортного средства Slender Hypervelocity Aerothermodynamic Research Probe (SHARP). Эти материалы TPS основаны на дибориде циркония и дибориде гафния . Компания SHARP TPS предложила улучшения производительности, позволяющие поддерживать постоянное число оборотов.7 на уровне моря, 11 Махов на высоте 100 000 футов (30 000 м), а также значительные улучшения для аппаратов, предназначенных для непрерывного гиперзвукового полета. Материалы SHARP TPS обеспечивают острые передние кромки и носовые обтекатели, что значительно снижает сопротивление дыхательных путей космических самолетов и подъемных тел с комбинированным циклом. Материалы SHARP продемонстрировали эффективные характеристики TPS от нуля до более 2000 ° C (3630 ° F) с температурой плавления более 3500 ° C (6330 ° F). Они структурно прочнее, чем RCC, и, таким образом, не требуют структурного усиления такими материалами, как Inconel. Материалы SHARP чрезвычайно эффективны при повторном излучении поглощенного тепла, что устраняет необходимость в дополнительных TPS позади и между материалами SHARP и традиционной конструкцией автомобиля. НАСА первоначально профинансировало (и прекратило) многоэтапные НИОКР.D черезУниверситет Монтаны в 2001 году для испытания материалов SHARP на тестовых автомобилях. ^{[43] [44]}

Активно охлаждается [ править ]

Были предложены различные усовершенствованные конструкции многоразовых космических аппаратов и гиперзвуковых летательных аппаратов для использования теплозащитных экранов из термостойких металлических сплавов , содержащих циркулирующий через них хладагент или криогенное топливо, и одна такая конструкция космического корабля в настоящее время находится в стадии разработки.

Такая концепция TPS была предложена ^{[ когда? ]} для национального аэрокосмического самолета X-30 (NASP). ^{[ необходима цитата ]} NASP должен был быть гиперзвуковым самолетом с прямоточным двигателем, но его разработка не удалась.

SpaceX в настоящее время разрабатывает активно охлаждаемый тепловой экран для своего космического корабля Starship, где частью системы тепловой защиты будет конструкция внешней оболочки с транспирационным охлаждением для возвращающегося космического корабля. ^{[45] [46]}

В начале 1960-х годов были предложены различные системы TPS, в которых использовалась вода или другая охлаждающая жидкость, распыляемая в ударный слой или проходящая через каналы в тепловом экране. К преимуществам относится возможность создания большего количества цельнометаллических конструкций, которые будут дешевле в разработке, будут более прочными и устранят необходимость в засекреченных технологиях. К недостаткам можно отнести повышенный вес и сложность, а также меньшую надежность. Этот концепт никогда не использовался, но аналогичная технология (заглушка ^[47] ) прошла обширные наземные испытания.

Пернатое возвращение [ править ]

В 2004 году авиаконструктор Берт Рутан продемонстрировал возможность создания изменяющего форму крыла для входа в атмосферу с помощью суборбитального космического корабля SpaceShipOne . Крылья на этом ремесле повернуть вверх в оперенной конфигурации , которая обеспечивает волан эффект. Таким образом, SpaceShipOne достигает гораздо большего аэродинамического сопротивления при входе в атмосферу, не испытывая при этом значительных тепловых нагрузок.

Конфигурация увеличивает лобовое сопротивление, так как аппарат теперь менее обтекаемый и приводит к тому, что на космический аппарат на больших высотах попадает больше частиц атмосферного газа, чем в противном случае. Таким образом, самолет больше замедляется в более высоких слоях атмосферы, что является ключом к эффективному входу в атмосферу. Во-вторых, в этом состоянии летательный аппарат автоматически ориентируется на положение с большим сопротивлением. ^[48]

Однако скорость, достигаемая SpaceShipOne до входа в атмосферу, намного ниже, чем у орбитального космического корабля, и инженеры, включая Рутана, признают, что метод повторного входа с оперением не подходит для возврата с орбиты.

4 мая 2011 года на SpaceShipTwo было проведено первое испытание механизма оперения во время полета на глиссаде после выхода с корабля White Knight Two. Преждевременное развертывание системы оперения стало причиной крушения VSS Enterprise в 2014 году , когда самолет развалился, погиб второй пилот.

Пернатый вход был впервые описан Дином Чепменом из NACA в 1958 году. ^[49] В разделе своего отчета о композитном входе Чепмен описал решение проблемы с использованием устройства с высоким сопротивлением:

Может быть желательно комбинировать подъемный и неподъемный вход для достижения некоторых преимуществ ... Очевидно, что для маневренности при посадке выгодно использовать подъемное транспортное средство. Однако общее количество тепла, поглощаемое подъемным транспортным средством, намного выше, чем для неподъемного транспортного средства ... Неподъемные транспортные средства легче сконструировать ... с использованием, например, большого легкого тормозного устройства ... устройства, тем меньше скорость нагрева.

Неподъемные транспортные средства с устойчивостью волана выгодны также с точки зрения минимальных требований к контролю при входе.

... очевидным составным типом входа, который сочетает в себе некоторые из желательных характеристик траекторий подъема и без подъема, был бы вход первым без подъемника, но с ... устройством сопротивления; затем, когда скорость снижается до определенного значения ... устройство сбрасывается или убирается, оставляя подъемную машину ... на оставшуюся часть спуска.

В North American X-15 использовался аналогичный механизм. ^{[ необходима цитата ]}

Вход в атмосферу надувного теплозащитного экрана [ править ]

Замедление при входе в атмосферу, особенно для высокоскоростных миссий по возвращению на Марс, выигрывает от максимизации «площади лобового сопротивления входной системы. Чем больше диаметр аэрооболочки, тем больше может быть полезная нагрузка». ^[50] Надувная аэродинамическая оболочка обеспечивает одну альтернативу для увеличения площади лобового сопротивления за счет малой массы.

Не из США [ править ]

Такой надувной щит / аэротормоз был разработан для пенетраторов миссии « Марс 96 ». Поскольку миссия провалилась из-за неисправности пусковой установки, НПО Лавочкина и DASA / ESA разработали миссию на околоземную орбиту. Демонстрационный образец надувной системы входа и спуска (ИРДТ) был запущен на корабле «Союз-Фрегат» 8 февраля 2000 года. Надувной щит выполнен в виде конуса с двумя ступенями надувания. Хотя вторая ступень щита не взорвалась, демонстратор пережил орбитальный вход и был восстановлен. ^{[51] [52]} Последующие полеты на ракете « Волна » не удались из-за отказа пусковой установки. ^[53]

НАСА ИРВЕ [ править ]

17 августа 2009 года НАСА запустило экспериментальный космический корабль с надувным теплозащитным экраном, совершив успешный первый испытательный полет экспериментального надувного возвращающегося транспортного средства (IRVE). Тепловой экран был помещен в вакуумную упаковку в кожух полезной нагрузки диаметром 15 дюймов (38 см) и запущен на зондирующей ракете Black Brant 9 из летной базы НАСА в Уоллопсе на острове Уоллопс, штат Вирджиния. «Азот надул теплозащитный экран диаметром 10 футов (3,0 м), сделанный из нескольких слоев [ кевларовой ] ткани с силиконовым покрытием, до грибовидной формы в космосе через несколько минут после взлета». ^[50]Апогей ракеты находился на высоте 131 мили (211 км), где она начала снижаться до сверхзвуковой скорости. Менее чем через минуту щит высвободился из укрытия и надулся на высоте 124 мили (200 км). Надувание щита заняло менее 90 секунд. ^[50]

НАСА HIAD [ править ]

После успеха первых экспериментов IRVE, НАСА разработало концепцию более амбициозного гиперзвукового надувного аэродинамического замедлителя (HIAD). Современная конструкция имеет форму неглубокого конуса, при этом конструкция представляет собой набор круглых надутых трубок с постепенно увеличивающимся большим диаметром. Передняя (выпуклая) поверхность конуса покрыта гибкой системой тепловой защиты, достаточно прочной, чтобы выдерживать нагрузки при входе в атмосферу (или втекании). ^{[54] [55]}

В 2012 году HIAD был испытан в качестве экспериментальной надувной ракеты-носителя 3 (IRVE-3) с использованием суборбитальной зондирующей ракеты и сработал. ^{[56] : 8}

В 2020 году планировалось запустить в 2022 году 6- метровую надувную лодку для летных испытаний на низкой околоземной орбите надувного замедлителя (LOFTID) . ^[57]

См. Также сверхзвуковой замедлитель низкой плотности , проект НАСА, испытания которого проводились в 2014 и 2015 годах.

Соображения по конструкции начального транспортного средства [ править ]

Есть четыре критических параметра ^{[ согласно кому? ]} учтено при проектировании транспортного средства для попадания в атмосферу: ^{[ необходима цитата ]}

1. Пиковый тепловой поток
2. Тепловая нагрузка
3. Пиковое замедление
4. Пиковое динамическое давление

Пиковый тепловой поток и динамическое давление выбирают материал TPS. Тепловая нагрузка выбирает толщину стопки материала TPS. Пиковое замедление имеет большое значение для пилотируемых полетов. Верхний предел для пилотируемого возвращения на Землю с низкой околоземной орбиты (НОО) или возвращения на Луну составляет 10 g . ^[58] Для получения входа в атмосфере Марса после длительного воздействия невесомости, верхний предел равен 4 г . ^[58] Пиковое динамическое давление также может повлиять на выбор самого внешнего материала TPS, если существует проблема отслаивания .

Исходя из принципа консервативного проектирования , инженер обычно рассматривает две траектории наихудшего случая: траектории недостижения и перерегулирования. Траектория выброса обычно определяется как минимально допустимый угол входной скорости до атмосферного пропуска.. Траектория перерегулирования имеет наибольшую тепловую нагрузку и задает толщину TPS. Траектория недолетов определяется наивысшей допустимой траекторией. Для пилотируемых полетов самый крутой угол входа ограничен пиковым замедлением. Траектория недолет также имеет самые высокие пиковый тепловой поток и динамическое давление. Следовательно, траектория недолет является основой для выбора материала TPS. Не существует универсального материала TPS. Материал TPS, который идеально подходит для высокого теплового потока, может быть слишком проводящим (слишком плотным) для длительной тепловой нагрузки. Материал TPS с низкой плотностью может не обладать прочностью на разрыв, чтобы противостоять растрескиванию, если динамическое давление слишком велико. Материал TPS может хорошо работать при удельном пиковом тепловом потоке,но катастрофически терпят неудачу из-за того же пикового теплового потока, если давление на стенку значительно увеличивается (это произошло с испытательным космическим кораблем НАСА R-4).^[58] Старые материалы TPS, как правило, более трудоемки и дороги в производстве по сравнению с современными материалами. Однако современным материалам TPS часто не хватает летной истории старых материалов (важное соображение для проектировщика, не склонного к риску).

Основываясь на открытиях Аллена и Эггерс, максимальная затупленность аэродинамической оболочки (максимальное сопротивление) дает минимальную массу TPS. Максимальная затупленность (минимальный баллистический коэффициент) также дает минимальную конечную скорость на максимальной высоте (очень важно для марсианского EDL, но вредно для военных RV). Однако существует верхний предел затупления, налагаемый соображениями аэродинамической устойчивости, основанными на отрыве ударной волны.. Ударная волна останется прикрепленной к вершине острого конуса, если полуугол конуса ниже критического значения. Этот критический полуугол можно оценить с помощью теории идеального газа (эта специфическая аэродинамическая неустойчивость возникает ниже гиперзвуковых скоростей). Для азотной атмосферы (Земля или Титан) максимально допустимый полуугол составляет примерно 60 °. Для атмосферы из углекислого газа (Марс или Венера) максимально допустимый полуугол составляет примерно 70 °. После отрыва ударной волны входной аппарат должен нести значительно больше газа ударного слоя вокруг точки торможения передней кромки (дозвуковой капсюля). Следовательно, аэродинамический центр перемещается вверх по потоку, вызывая аэродинамическую нестабильность. Неверно повторно применять дизайн аэрозольной оболочки, предназначенный для входа на Титан ( Гюйгенсзонд в атмосфере азота) для входа на Марс ( Beagle 2 в атмосфере двуокиси углерода). ^{[ необходима цитата ] [ оригинальное исследование? ]} До того, как была заброшена, советская программа посадочного модуля на Марс достигла одной успешной посадки ( Марс 3 ) при второй из трех попыток входа (другими были Марс 2 и Марс 6 ). Советские посадочные аппараты на Марс основывались на конструкции аэрооболочек с половинным углом наклона 60 °.

Сфера-конус с полуугловым углом 45 ° обычно используется для атмосферных зондов (приземление на поверхность не предусмотрено), даже если масса TPS не минимизирована. Обоснование для полуугла 45 ° состоит в том, чтобы иметь либо аэродинамическую стабильность от входа до удара (тепловой экран не сбрасывается), либо короткий и резкий тепловой импульс с последующим немедленным сбросом теплозащитного экрана. Конструкция сферического конуса 45 ° использовалась с импактором DS / 2 Mars и зондами Pioneer Venus .

Известные аварии на входе в атмосферу [ править ]

Не все повторные входы в атмосферу были успешными, а некоторые привели к серьезным бедствиям.

• «Восход-2»  - служебный модуль какое-то время не отделялся, но экипаж выжил.
• Союз 1  - система ориентации вышла из строя, пока все еще находилась на орбите, а затем парашюты запутались во время аварийной посадки (отказ входа, спуска и посадки (EDL)). Умер космонавт-одиночка Владимир Михайлович Комаров .
• Союз 5  - служебный модуль не отделился, но экипаж выжил.
• Союз 11  - после разделения трех модулей клапан был ослаблен взрывом и отказал при входе в атмосферу. В кабине разгерметизировалось давление, погибли все три члена экипажа.
• Mars Polar Lander  - Ошибка во время EDL. Сбой считался следствием ошибки программного обеспечения. Точная причина неизвестна из-за отсутствия телеметрии в реальном времени .
• Спейс Шаттл Колумбия
  • STS-1  - комбинация повреждений при запуске, выступающего заполнителя зазора и ошибки установки плитки привели к серьезным повреждениям орбитального аппарата, лишь некоторые из которых экипаж имел в виду. Если бы экипаж знал истинный масштаб повреждений до попытки вернуться в атмосферу, они бы подняли шаттл на безопасную высоту и затем покинули его. Тем не менее, возвращение в атмосферу было успешным, и орбитальный аппарат продолжил нормальную посадку.
  • STS-107  - Отказ панели ПКР на передней кромке крыла, вызванный ударами обломков при запуске, привел к поломке орбитального аппарата при входе в атмосферу, что привело к гибели всех семи членов экипажа.

• Genesis  - парашют не раскрылся из-за того, что G-переключатель был установлен в обратном направлении (аналогичная ошибка задерживает развертывание парашюта для зонда Galileo ). Следовательно, входной автомобиль Genesis врезался в дно пустыни. Полезная нагрузка была повреждена, но большинство научных данных можно было восстановить.
• "Союз ТМА-11"  - двигательный модуль "Союз" не отделился должным образом; Был выполнен запасной баллистический спуск, в результате которого экипаж подвергся ускорению примерно в 8 стандартных единиц (78 м / с ² ). ^[59] Экипаж выжил.

Неконтролируемые и незащищенные повторные попытки [ править ]

Из спутников, которые повторно входят, примерно 10–40% массы объекта, вероятно, достигнет поверхности Земли. ^[60] В среднем в день повторно входит около одного объекта из каталога. ^[61]

Поскольку поверхность Земли состоит в основном из воды, большинство выживших объектов приземляются в одном из мировых океанов. Предполагаемая вероятность того, что конкретный человек получит удар и получит травму в течение своей жизни, составляет около 1 на триллион. ^[62]

24 января 1978 года советский « Космос 954» (3800 кг [8 400 фунтов]) вернулся и разбился возле Большого Невольничьего озера в Северо-Западных территориях Канады. Спутник был оснащен ядерным двигателем и оставил радиоактивные обломки возле места падения. ^[63]

11 июля 1979 года американская космическая станция « Скайлэб » (77 100 кг [170 000 фунтов]) вошла в строй и разнесла обломки по австралийской глубинке . ^[64] Возвращение в атмосферу было главным событием для СМИ, в основном из-за инцидента с Космосом 954, но не рассматривалось как потенциальная катастрофа, поскольку на борту не было токсичного ядерного или гидразинового топлива. Изначально НАСА надеялось использовать космический шаттл, чтобы продлить его жизнь или обеспечить контролируемый вход в атмосферу, но задержки в программе шаттла плюс неожиданно высокая солнечная активность сделали это невозможным. ^{[65] [66]}

7 февраля 1991 года советская космическая станция « Салют-7 » (19 820 кг [43 700 фунтов]) с присоединенным модулем « Космос 1686 » (20 000 кг [44 000 фунтов]) повторно вошла в атмосферу и рассыпала обломки над городом Капитан Бермудес , Аргентина. ^{[67] [68] [69]} Станция была переведена на более высокую орбиту в августе 1986 года в попытке удержать ее до 1994 года, но по сценарию, подобному Скайлэбу, запланированный шаттл Буран был отменен, и высокая солнечная активность вызвала он сойдет раньше, чем ожидалось.

7 сентября 2011 года НАСА объявило о надвигающемся неконтролируемом входе в космос спутника исследования верхних слоев атмосферы (6 540 кг [14 420 фунтов]) и отметило, что существует небольшой риск для населения. ^[70] Списанный спутник повторно вошел в атмосферу 24 сентября 2011 года, и предполагается, что некоторые его части упали в южную часть Тихого океана над полем обломков длиной 500 миль (800 км). ^[71]

1 апреля 2018 года китайская космическая станция Tiangong -1 (8 510 кг [18 760 фунтов]) повторно вошла в Тихий океан, на полпути между Австралией и Южной Америкой. ^[72] Китай пилотируемой космической техники Офис намеревался контролировать спускаемого, но потерянный телеметрической и контроль в марте 2017 года ^[73]

11 мая 2020 года основная ступень китайского Long March 5B ( COSPAR ID 2020-027C) весом около 20 000 килограммов [44 000 фунтов]) совершила неконтролируемый вход в атмосферу через Атлантический океан у побережья Западной Африки. ^{[74] [75] По сообщениям,} несколько обломков ракет уцелели при входе в атмосферу и упали как минимум на две деревни в Кот-д'Ивуаре . ^{[76] [77]}

Ожидается, что крейсерские устройства баланса массы (CMBD) из миссии Mars 2020 , которые выбрасываются до того, как космический корабль войдет в атмосферу, выживут после повторного входа и столкнутся с поверхностью в четверг, 18 февраля 2021 года ^[78] . CMBD - это вольфрамовые блоки массой 77 кг, используемые для корректировки траектории космического корабля перед входом в атмосферу. Научная группа другой миссии НАСА, InSight , объявила в начале 2021 года, что попытается обнаружить сейсмические волны от этого столкновения.

Списание с орбиты [ править ]

Первая в мире космическая станция « Салют-1 » была намеренно выведена с орбиты в Тихий океан в 1971 году после аварии « Союз-11» . Его преемник, « Салют-6» , также был снят с орбиты контролируемым образом.

4 июня 2000 года гамма-обсерватория Комптона была намеренно выведена из орбиты после того, как один из ее гироскопов вышел из строя. Не сгоревшие обломки безвредно упали в Тихий океан. Обсерватория все еще работала, но отказ другого гироскопа сделал бы спуск с орбиты намного более трудным и опасным. С некоторыми противоречиями, в интересах общественной безопасности НАСА решило, что управляемая авария предпочтительнее, чем позволить аппарату упасть наугад.

В 2001 году российская космическая станция « Мир » была намеренно выведена с орбиты и развалилась, как ожидалось командным центром во время входа в атмосферу. "Мир" вошел в атмосферу Земли 23 марта 2001 г. недалеко от Нади , Фиджи , и упал в южную часть Тихого океана.

21 февраля 2008 года, инвалид США спутник - шпион , США-193 , был сбит на высоте около 246 километров (153 миль) с SM-3 ракеты обстреляли из ВМС США крейсера Lake Erie от побережья Гавайев . Спутник не работал, так как не смог выйти на заданную орбиту при запуске в 2006 году. Из-за стремительно ухудшающейся орбиты он был предназначен для неконтролируемого входа в атмосферу в течение месяца. Министерство обороны США выразило обеспокоенность тем, что топливный бак весом 1000 фунтов (450 кг), содержащий высокотоксичный гидразин, может выжить при входе в атмосферу и достичь земной поверхности в целости и сохранности. Несколько правительств, в том числе России, Китая иБеларусь опротестовала эту акцию как тонко завуалированную демонстрацию противоспутниковых возможностей США. ^[79] Китай ранее стал причиной международного инцидента, когда испытал противоспутниковую ракету в 2007 году.

• Тепловой щит Близнецов 2 крупным планом

• Поперечное сечение теплозащитного экрана Gemini 2

Успешное возвращение в атмосферу с орбитальной скоростью [ править ]

Этот раздел имеет формат списка , но может читаться лучше как проза . Вы можете помочь, преобразовав этот раздел , если это необходимо. Доступна помощь по редактированию . ( Апрель 2018 г. )

Пилотируемый выход на орбиту с разбивкой по странам / правительственным учреждениям

•  Китай - Шэньчжоу
•  Советский Союз /  Россия - Восток , Восход , Союз
•  США - Меркурий , Близнецы , Аполлон , Спейс Шаттл.

Пилотируемый выход на орбиту коммерческой организацией

• SpaceX - Дракон 2

Беспилотный выход на орбиту с разбивкой по странам / правительственным учреждениям

•  Китай
• Европейское космическое агентство ^[80]
•  Индия / Индийская организация космических исследований
•  Япония
•  Советский Союз /  Россия
•  Соединенные Штаты

Беспилотный выход на орбиту коммерческой организацией

• SpaceX - Дракон

Выбранные атмосферные повторные входы [ править ]

Этот список включает некоторые заметные атмосферные записи, в которых космический корабль не предназначался для восстановления, но был уничтожен в атмосфере.

См. Также [ править ]

Примечания и ссылки [ править ]

Дальнейшее чтение [ править ]

• Лауниус, Роджер Д .; Дженкинс, Деннис Р. (10 октября 2012 г.). Возвращение домой: возвращение и восстановление из космоса . НАСА. ISBN 9780160910647. OCLC  802182873 . Проверено 21 августа 2014 года .
• Мартин, Джон Дж. (1966). Вход в атмосферу - Введение в науку и технику . Старый Таппан, Нью-Джерси: Прентис-Холл.
• Реган, Фрэнк Дж. (1984). Re-Entry Vehicle Dynamics (Образовательная серия AIAA) . Нью-Йорк: Американский институт аэронавтики и астронавтики, Inc. ISBN. 978-0-915928-78-1.
• Эткин, Бернард (1972). Динамика атмосферного полета . Нью-Йорк: ISBN John Wiley & Sons, Inc. 978-0-471-24620-6.
• Винченти, Уолтер Дж .; Крюгер-младший, Чарльз Х. (1986). Введение в физическую газовую динамику . Малабар, Флорида: ISBN компании Robert E. Krieger Publishing Co. 978-0-88275-309-6.
• Хансен, К. Фредерик (1976). Молекулярная физика равновесных газов, Справочник для инженеров . НАСА. Bibcode : 1976mpeg.book ..... H . НАСА SP-3096.
• Hayes, Wallace D .; Пробштейн, Рональд Ф. (1959). Теория гиперзвукового потока . Нью-Йорк и Лондон: Academic Press.Переработанная версия этого классического текста была переиздана в недорогой мягкой обложке: Hayes, Wallace D. (1966). Гиперзвуковой невязкий поток . Минеола, Нью-Йорк: Dover Publications. ISBN 978-0-486-43281-6. переиздан в 2004 г.
• Андерсон, Джон Д. мл. (1989). Гиперзвуковая и высокотемпературная газовая динамика . Нью-Йорк: ISBN McGraw-Hill, Inc. 978-0-07-001671-2.

Внешние ссылки [ править ]

Посмотрите Приложение: Глоссарий атмосферного возвращения в Викисловарь, бесплатный словарь.

Викискладе есть медиафайлы по теме входа в атмосферу .

• Инструмент анализа миссии Aerocapture (AMAT) обеспечивает предварительный анализ миссии и возможности моделирования для транспортных средств входа в атмосферу в различных пунктах назначения Солнечной системы.
• Центр изучения космического мусора и космического мусора (Аэрокосмическая корпорация)
• Фаза входа в атмосферу Аполлона , 1968 год, Отдел планирования и анализа миссий НАСА, Проект Аполлон. видео (25:14).
• Тепловой экран Бурана
• Статья в энциклопедии Astronautica об истории космических спасательных кораблей, в том числе о некоторых конструкциях спускаемых аппаратов.