Entrada atmosférica
Entrada atmosférica es el movimiento de un objeto desde el espacio exterior hacia ya través de los gases de la atmósfera de un planeta, planeta enano o satélite natural. Hay dos tipos principales de entrada atmosférica: entrada no controlada, como la entrada de objetos astronómicos, basura espacial o bólidos; y entrada controlada (o reentrada) de una nave espacial capaz de ser navegada o seguir un curso predeterminado. Las tecnologías y procedimientos que permiten la entrada, descenso y aterrizaje atmosférico controlado de naves espaciales se denominan colectivamente como EDL.
Los objetos que ingresan a una atmósfera experimentan resistencia atmosférica, lo que ejerce tensión mecánica sobre el objeto y calentamiento aerodinámico, causado principalmente por la compresión del aire frente al objeto, pero también por la resistencia. Estas fuerzas pueden provocar la pérdida de masa (ablación) o incluso la desintegración completa de objetos más pequeños, y los objetos con menor resistencia a la compresión pueden explotar.
La reentrada se ha logrado con velocidades que van desde los 7,8 km/s para la órbita terrestre baja hasta alrededor de los doce y medio km/s para la sonda Stardust. Los vehículos espaciales tripulados deben reducirse a velocidades subsónicas antes de que se puedan desplegar los paracaídas o los frenos de aire. Dichos vehículos tienen altas energías cinéticas y la disipación atmosférica es la única forma de gastarlas. Por tanto, es muy poco práctico utilizar retrocohetes para todo el procedimiento de reentrada.
Las ojivas balísticas y los vehículos consumibles no requieren reducir la velocidad al volver a entrar y, de hecho, se hacen aerodinámicos para mantener su velocidad. Además, los retornos a la Tierra a baja velocidad desde el espacio cercano, como los saltos en paracaídas desde globos, no requieren protección térmica porque la aceleración gravitacional de un objeto que comienza en reposo relativo desde el interior de la atmósfera (o no muy por encima de ella) no puede crear suficiente velocidad. causar un calentamiento atmosférico significativo.
Para la Tierra, la entrada atmosférica ocurre por convención en la línea Kármán a una altitud de 100 km (62 millas; 54 millas náuticas) sobre la superficie, mientras que en Venus la entrada atmosférica ocurre a 250 km (160 mi; 130 nmi) y en la entrada atmosférica de Marte a unos 80 km (50 mi; 43 nmi). Los objetos no controlados alcanzan altas velocidades mientras aceleran a través del espacio hacia la Tierra bajo la influencia de la gravedad de la Tierra, y son frenados por la fricción al encontrarse con la atmósfera de la Tierra. Los meteoritos también viajan a menudo bastante rápido en relación con la Tierra simplemente porque su propio camino orbital es diferente al de la Tierra antes de encontrar el pozo de gravedad de la Tierra. La mayoría de los objetos ingresan a velocidades hipersónicas debido a sus trayectorias suborbitales (p. ej., vehículos de reentrada de misiles balísticos intercontinentales), orbitales (p. ej., Soyuz) o ilimitadas (p. ej., meteoritos). Se han desarrollado varias tecnologías avanzadas para permitir el reingreso a la atmósfera y el vuelo a velocidades extremas. Un método alternativo de entrada atmosférica controlada es la flotabilidad, que es adecuada para la entrada planetaria donde las atmósferas espesas, la fuerte gravedad o ambos factores complican la entrada hiperbólica de alta velocidad, como las atmósferas de Venus, Titán y los gigantes gaseosos.
Historia
El concepto del escudo térmico ablativo fue descrito ya en 1920 por Robert Goddard: "En el caso de los meteoros, que entran en la atmósfera a velocidades de hasta 48 km (30 millas) por segundo, el interior de los meteoros permanece frío, y la erosión se debe, en gran medida, al astillado o agrietamiento de la superficie repentinamente calentada. Por esta razón, si la superficie exterior del aparato consistiera en capas de una sustancia dura muy infusible con capas de un mal conductor de calor entre ellas, la superficie no se erosionaría en forma considerable, especialmente porque la velocidad del aparato disminuiría. no ser tan grande como el del meteorito promedio."
El desarrollo práctico de los sistemas de reentrada comenzó a medida que aumentaba el alcance y la velocidad de reentrada de los misiles balísticos. Para los primeros misiles de corto alcance, como el V-2, la estabilización y el estrés aerodinámico eran cuestiones importantes (muchos V-2 se rompían durante el reingreso), pero el calentamiento no era un problema grave. Los misiles de mediano alcance como el R-5 soviético, con un alcance de 1.200 kilómetros (650 millas náuticas), requerían protección térmica compuesta de cerámica en vehículos de reentrada separables (ya no era posible que toda la estructura del cohete sobreviviera a la reentrada). Los primeros misiles balísticos intercontinentales, con rangos de 8000 a 12 000 km (4300 a 6500 nmi), solo fueron posibles con el desarrollo de modernos escudos térmicos ablativos y vehículos de forma roma.
En los Estados Unidos, esta tecnología fue iniciada por H. Julian Allen y A. J. Eggers Jr. del Comité Asesor Nacional para la Aeronáutica (NACA) en el Centro de Investigación Ames. En 1951, hicieron el descubrimiento contrario a la intuición de que una forma roma (alta resistencia) era el escudo térmico más efectivo. A partir de principios de ingeniería simples, Allen y Eggers demostraron que la carga de calor experimentada por un vehículo de entrada era inversamente proporcional al coeficiente de arrastre; es decir, cuanto mayor es el arrastre, menor es la carga de calor. Si el vehículo de reingreso se vuelve desafilado, el aire no puede "salir del camino" lo suficientemente rápido y actúa como un colchón de aire para empujar la onda de choque y la capa de choque calentada hacia adelante (alejándose del vehículo). Dado que la mayoría de los gases calientes ya no están en contacto directo con el vehículo, la energía térmica permanecería en el gas impactado y simplemente se movería alrededor del vehículo para luego disiparse en la atmósfera.
El descubrimiento de Allen y Eggers, aunque inicialmente se trató como un secreto militar, finalmente se publicó en 1958.
Terminología, definiciones y jerga
Cuando la entrada a la atmósfera es parte del aterrizaje o recuperación de una nave espacial, particularmente en un cuerpo planetario que no sea la Tierra, la entrada es parte de una fase denominada entrada, descenso y aterrizaje, o EDL. Cuando la entrada atmosférica vuelve al mismo cuerpo desde el que se había lanzado el vehículo, el evento se denomina reentrada (casi siempre se refiere a la entrada a la Tierra).
El objetivo de diseño fundamental en la entrada a la atmósfera de una nave espacial es disipar la energía de una nave espacial que viaja a una velocidad hipersónica a medida que ingresa a una atmósfera tal que el equipo, la carga y los pasajeros se ralentizan y aterrizan cerca de un destino específico en la superficie a velocidad cero mientras se mantienen las tensiones sobre la nave espacial y los pasajeros dentro de límites aceptables. Esto puede lograrse por medios de propulsión o aerodinámicos (características del vehículo o paracaídas), o por alguna combinación.
Formas de vehículos de entrada
Hay varias formas básicas utilizadas en el diseño de vehículos de entrada:
Esfera o sección esférica
La forma axisimétrica más simple es la esfera o sección esférica. Puede ser una esfera completa o un cuerpo delantero de sección esférica con un cuerpo posterior cónico convergente. La aerodinámica de una esfera o sección esférica es fácil de modelar analíticamente utilizando la teoría del impacto de Newton. Asimismo, el flujo de calor de la sección esférica se puede modelar con precisión con la ecuación de Fay-Riddell. La estabilidad estática de una sección esférica está asegurada si el centro de masa del vehículo está aguas arriba del centro de curvatura (la estabilidad dinámica es más problemática). Las esferas puras no tienen sustentación. Sin embargo, al volar en un ángulo de ataque, una sección esférica tiene una sustentación aerodinámica modesta, lo que proporciona cierta capacidad de rango cruzado y amplía su corredor de entrada. A fines de la década de 1950 y principios de la de 1960, las computadoras de alta velocidad aún no estaban disponibles y la dinámica de fluidos computacional aún era un embrión. Debido a que la sección esférica se prestaba al análisis de forma cerrada, esa geometría se convirtió en la predeterminada para el diseño conservador. En consecuencia, las cápsulas tripuladas de esa época se basaban en la sección esférica.
Los vehículos de entrada esférica pura se utilizaron en las primeras cápsulas soviéticas Vostok y Voskhod y en los vehículos de descenso soviéticos Mars y Venera. El módulo de comando de Apolo usó un escudo térmico de cuerpo delantero de sección esférica con un cuerpo posterior cónico convergente. Voló una entrada de elevación con un ángulo de ataque hipersónico de −27 ° (0 ° es el extremo romo primero) para producir una L / D promedio (relación de elevación a arrastre) de 0.368. La elevación resultante logró una medida de control de rango cruzado al desplazar el centro de masa del vehículo de su eje de simetría, lo que permitió que la fuerza de elevación se dirigiera hacia la izquierda o hacia la derecha haciendo rodar la cápsula sobre su eje longitudinal. Otros ejemplos de geometría de sección esférica en cápsulas tripuladas son Soyuz/Zond, Gemini y Mercury. Incluso estas pequeñas cantidades de sustentación permiten trayectorias que tienen efectos muy significativos en la fuerza g máxima, reduciéndola de 8 a 9 g para una trayectoria puramente balística (desacelerada solo por la resistencia) a 4 a 5 g, además de reducir en gran medida el pico. calor de reingreso.
Esfera-cono
La esfera-cono es una sección esférica con un tronco o cono romo adjunto. La estabilidad dinámica del cono-esfera suele ser mejor que la de una sección esférica. El vehículo entra primero en la esfera. Con un medio ángulo lo suficientemente pequeño y un centro de masa correctamente colocado, un cono de esfera puede proporcionar estabilidad aerodinámica desde la entrada Kepleriana hasta el impacto en la superficie. (El medio ángulo es el ángulo entre el eje de simetría de rotación del cono y su superficie exterior y, por lo tanto, la mitad del ángulo formado por los bordes de la superficie del cono).
El aeroshell de cono esférico estadounidense original fue el Mk-2 RV (vehículo de reentrada), que fue desarrollado en 1955 por General Electric Corp. El diseño del Mk-2 se derivó de la teoría del cuerpo romo y se usó un sistema de protección térmica enfriado por radiación (TPS) basado en un escudo térmico metálico (los diferentes tipos de TPS se describen más adelante en este artículo). El Mk-2 tenía defectos significativos como sistema de entrega de armas, es decir, merodeaba demasiado tiempo en la atmósfera superior debido a su menor coeficiente balístico y también arrastraba una corriente de metal vaporizado que lo hacía muy visible al radar. Estos defectos hicieron que el Mk-2 fuera demasiado susceptible a los sistemas de misiles antibalísticos (ABM). En consecuencia, General Electric desarrolló un RV de cono de esfera alternativo al Mk-2.
Este nuevo RV era el Mk-6 que usaba un TPS ablativo no metálico, un fenólico de nailon. Este nuevo TPS fue tan efectivo como un escudo térmico de reentrada que fue posible reducir significativamente la brusquedad. Sin embargo, el Mk-6 era un RV enorme con una masa de entrada de 3360 kg, una longitud de 3,1 m y un ángulo medio de 12,5°. Los avances posteriores en el diseño de armas nucleares y TPS ablativo permitieron que los vehículos recreativos se volvieran significativamente más pequeños con una relación de franqueza aún más reducida en comparación con el Mk-6. Desde la década de 1960, la esfera-cono se ha convertido en la geometría preferida para los vehículos recreativos ICBM modernos, con semiángulos típicos de entre 10° y 11°.
Los vehículos recreativos de satélites de reconocimiento (vehículos de recuperación) también usaban una forma de cono esférico y fueron el primer ejemplo estadounidense de un vehículo de entrada sin municiones (Discoverer-I, lanzado el 28 de febrero de 1959). El cono-esfera se usó más tarde para misiones de exploración espacial a otros cuerpos celestes o para regresar del espacio abierto; por ejemplo, sonda Stardust. A diferencia de los vehículos recreativos militares, la ventaja de la masa TPS más baja del cuerpo romo se mantuvo con los vehículos de entrada a la exploración espacial como el Galileo Probe con un ángulo medio de 45 ° o el Aeroshell Viking con un ángulo medio de 70 °. Los vehículos de entrada de cono de esfera de exploración espacial han aterrizado en la superficie o han entrado en las atmósferas de Marte, Venus, Júpiter y Titán.
Bicónico
El bicónico es un cono esférico con un tronco adicional adjunto. El biconic ofrece una relación L/D significativamente mejorada. Un bicónico diseñado para la captura aérea de Marte normalmente tiene una L/D de aproximadamente 1,0 en comparación con una L/D de 0,368 para el Apollo-CM. La L/D más alta hace que la forma bicónica sea más adecuada para transportar personas a Marte debido a la desaceleración máxima más baja. Podría decirse que el bicónico más significativo jamás volado fue el Vehículo de reentrada maniobrable avanzado (AMaRV). McDonnell Douglas Corp. fabricó cuatro AMaRV y representaron un salto significativo en la sofisticación de los vehículos recreativos. Tres AMaRV fueron lanzados por misiles balísticos intercontinentales Minuteman-1 el 20 de diciembre de 1979, el 8 de octubre de 1980 y el 4 de octubre de 1981. El AMaRV tenía una masa de entrada de aproximadamente 470 kg, un radio de punta de 2,34 cm, un medio ángulo de tronco hacia adelante de 10,4 °, un radio inter-frustum de 14,6 cm, semiángulo popa-frustum de 6° y una longitud axial de 2,079 metros. Ningún diagrama o imagen precisa de AMaRV ha aparecido nunca en la literatura abierta. Sin embargo, se ha publicado un boceto esquemático de un vehículo similar a AMaRV junto con gráficos de trayectoria que muestran giros cerrados.
La actitud del AMaRV se controlaba a través de un flap de cuerpo dividido (también llamado flag de barlovento dividido) junto con dos flaps de guiñada montados en los costados del vehículo. Se utilizó accionamiento hidráulico para controlar los flaps. AMaRV fue guiado por un sistema de navegación totalmente autónomo diseñado para evadir la intercepción de misiles antibalísticos (ABM). El McDonnell Douglas DC-X (también bicónico) era esencialmente una versión ampliada de AMaRV. AMaRV y el DC-X también sirvieron como base para una propuesta fallida para lo que finalmente se convirtió en el Lockheed Martin X-33.
Formas no axisimétricas
Se han utilizado formas no axisimétricas para vehículos de entrada con tripulación. Un ejemplo es el vehículo de órbita alada que utiliza un ala delta para maniobrar durante el descenso como un planeador convencional. Este enfoque ha sido utilizado por el transbordador espacial estadounidense y el Buran soviético. El cuerpo de elevación es otra geometría de vehículo de entrada y se usó con el vehículo X-23 PRIME (recuperación de precisión que incluye entrada de maniobra).
Calefacción de entrada
Los objetos que ingresan a la atmósfera desde el espacio a altas velocidades en relación con la atmósfera provocarán niveles muy altos de calentamiento. El calentamiento atmosférico de entrada proviene principalmente de dos fuentes:
- convección del flujo de gas caliente por la superficie del cuerpo y reacciones catalíticas de recombinación química entre la superficie y los gases atmosféricos; y
- radiación de la capa de choque energética que se forma en el frente y los lados del cuerpo
A medida que aumenta la velocidad, aumentan el calentamiento tanto por convección como por radiación, pero a ritmos diferentes. A velocidades muy altas, el calentamiento por radiación dominará los flujos de calor por convección, ya que el calentamiento por radiación es proporcional a la octava potencia de la velocidad, mientras que el calentamiento por convección es proporcional a la tercera potencia de la velocidad. Por lo tanto, el calentamiento por radiación predomina temprano en la entrada a la atmósfera, mientras que la convección predomina en las fases posteriores.
Durante cierta intensidad de ionización, se produce un apagón de radio con la nave espacial.
Si bien se considera que la interfaz de entrada a la Tierra tiene lugar en la línea Kármán a 100 kilómetros (330 000 pies), el calentamiento principal durante la entrada controlada tiene lugar a altitudes de 65 a 35 kilómetros (213 000 a 115 000 pies), con un máximo de 58 kilómetros (190 000 pies).
Física de los gases de la capa de choque
A las temperaturas típicas de reentrada, el aire en la capa de choque se ioniza y se disocia. Esta disociación química requiere varios modelos físicos para describir las propiedades térmicas y químicas de la capa de choque. Hay cuatro modelos físicos básicos de un gas que son importantes para los ingenieros aeronáuticos que diseñan escudos térmicos:
Modelo de gasolina perfecto
A casi todos los ingenieros aeronáuticos se les enseña el modelo de gas perfecto (ideal) durante su educación universitaria. La mayoría de las ecuaciones de gases perfectos importantes junto con sus tablas y gráficos correspondientes se muestran en el Informe NACA 1135. Los extractos del Informe NACA 1135 a menudo aparecen en los apéndices de los libros de texto de termodinámica y son familiares para la mayoría de los ingenieros aeronáuticos que diseñan aviones supersónicos.
La teoría del gas perfecto es elegante y extremadamente útil para diseñar aeronaves, pero asume que el gas es químicamente inerte. Desde el punto de vista del diseño de aeronaves, se puede suponer que el aire es inerte para temperaturas inferiores a 550 K a una atmósfera de presión. La teoría del gas perfecto comienza a descomponerse a los 550 K y no se puede utilizar a temperaturas superiores a los 2000 K. Para temperaturas superiores a los 2000 K, el diseñador de un escudo térmico debe utilizar un modelo de gas real.
Modelo de gas real (equilibrio)
El momento de cabeceo de un vehículo de entrada puede verse significativamente influenciado por los efectos del gas real. Tanto el módulo de mando de Apolo como el transbordador espacial se diseñaron utilizando momentos de cabeceo incorrectos determinados a través de modelos de gas real inexactos. El ángulo de ataque del ángulo de corte del Apollo-CM fue más alto de lo estimado originalmente, lo que resultó en un corredor de entrada de retorno lunar más estrecho. El centro aerodinámico real del Columbia estaba aguas arriba del valor calculado debido a los efectos del gas real. En el vuelo inaugural de Columbia' (STS-1), los astronautas John Young y Robert Crippen tuvo algunos momentos de ansiedad durante el reingreso cuando le preocupaba perder el control del vehículo.
Un modelo de gas real en equilibrio asume que un gas es químicamente reactivo, pero también asume que todas las reacciones químicas han tenido tiempo de completarse y que todos los componentes del gas tienen la misma temperatura (esto se denomina equilibrio termodinámico). Cuando el aire es procesado por una onda de choque, se sobrecalienta por compresión y se disocia químicamente a través de muchas reacciones diferentes. La fricción directa sobre el objeto de reentrada no es la causa principal del calentamiento de la capa de choque. Se debe principalmente al calentamiento isoentrópico de las moléculas de aire dentro de la onda de compresión. Los aumentos de entropía basados en la fricción de las moléculas dentro de la onda también explican algo del calentamiento. La distancia desde la onda de choque hasta el punto de estancamiento en el borde de ataque del vehículo de entrada se denomina distancia de la onda de choque. Una regla general aproximada para la distancia de separación de las ondas de choque es 0,14 veces el radio de la nariz. Se puede estimar el tiempo de viaje de una molécula de gas desde la onda de choque hasta el punto de estancamiento suponiendo una velocidad de flujo libre de 7,8 km/s y un radio de nariz de 1 metro, es decir, el tiempo de viaje es de unos 18 microsegundos. Este es aproximadamente el tiempo requerido para que la disociación química iniciada por ondas de choque alcance el equilibrio químico en una capa de choque para una entrada al aire de 7,8 km/s durante el flujo de calor máximo. En consecuencia, a medida que el aire se acerca al punto de estancamiento del vehículo de entrada, el aire alcanza efectivamente el equilibrio químico, lo que permite utilizar un modelo de equilibrio. Para este caso, la mayor parte de la capa de choque entre la onda de choque y el borde de ataque de un vehículo de entrada está reaccionando químicamente y no en un estado de equilibrio. La ecuación de Fay-Riddell, que es de suma importancia para modelar el flujo de calor, debe su validez a que el punto de estancamiento se encuentra en equilibrio químico. El tiempo requerido para que el gas de la capa de choque alcance el equilibrio depende en gran medida de la presión de la capa de choque. Por ejemplo, en el caso de la entrada de la sonda Galileo en la atmósfera de Júpiter, la capa de choque estaba mayormente en equilibrio durante el pico de flujo de calor debido a las presiones muy altas experimentadas (esto es contradictorio dada la velocidad de la corriente libre). fue de 39 km/s durante el pico de flujo de calor).
Determinar el estado termodinámico del punto de estancamiento es más difícil en un modelo de gas en equilibrio que en un modelo de gas perfecto. Bajo un modelo de gas perfecto, la relación de calores específicos (también llamada exponente isentrópico, índice adiabático, gamma o kappa) se supone que es constante junto con la constante de los gases. Para un gas real, la proporción de calores específicos puede oscilar enormemente en función de la temperatura. Bajo un modelo de gas perfecto, hay un conjunto elegante de ecuaciones para determinar el estado termodinámico a lo largo de una línea de corriente de entropía constante llamada cadena isentrópica. Para un gas real, la cadena isoentrópica es inutilizable y en su lugar se usaría un diagrama de Mollier para el cálculo manual. Sin embargo, la solución gráfica con un diagrama de Mollier ahora se considera obsoleta con los diseñadores modernos de escudos térmicos que utilizan programas informáticos basados en una tabla de búsqueda digital (otra forma de diagrama de Mollier) o un programa de termodinámica basado en la química. La composición química de un gas en equilibrio con presión y temperatura fijas se puede determinar mediante el método de energía libre de Gibbs. La energía libre de Gibbs es simplemente la entalpía total del gas menos su entropía total por la temperatura. Un programa de equilibrio químico normalmente no requiere fórmulas químicas o ecuaciones de velocidad de reacción. El programa funciona preservando las abundancias elementales originales especificadas para el gas y variando las diferentes combinaciones moleculares de los elementos a través de la iteración numérica hasta que se calcula la energía libre de Gibbs más baja posible (un método de Newton-Raphson es el esquema numérico habitual). La base de datos para un programa de energía libre de Gibbs proviene de datos espectroscópicos utilizados para definir funciones de partición. Entre los mejores códigos de equilibrio que existen se encuentra el programa Chemical Equilibrium with Applications (CEA), que fue escrito por Bonnie J. McBride y Sanford Gordon en NASA Lewis (ahora rebautizado como "NASA Glenn Research Center&# 34;). Otros nombres para CEA son "Código Gordon y McBride" y el "Código Lewis". CEA es bastante preciso hasta 10 000 K para gases atmosféricos planetarios, pero no se puede utilizar más allá de 20 000 K (no se modela la doble ionización). CEA se puede descargar de Internet junto con la documentación completa y se compilará en Linux bajo el compilador G77 Fortran.
Modelo de gas real (no en equilibrio)
Un modelo de gas real sin equilibrio es el modelo más preciso de la física de gas de una capa de choque, pero es más difícil de resolver que un modelo de equilibrio. El modelo de no equilibrio más simple es el modelo de Lighthill-Freeman desarrollado en 1958. El modelo de Lighthill-Freeman asume inicialmente un gas compuesto por una sola especie diatómica susceptible a una sola fórmula química y su inversa; por ejemplo, N2 ? N+N y N+N ? N2 (disociación y recombinación). Debido a su simplicidad, el modelo de Lighthill-Freeman es una herramienta pedagógica útil, pero desafortunadamente es demasiado simple para modelar el aire fuera del equilibrio. Normalmente se supone que el aire tiene una composición de fracción molar de 0,7812 de nitrógeno molecular, 0,2095 de oxígeno molecular y 0,0093 de argón. El modelo de gas real más simple para el aire es el modelo de cinco especies, que se basa en N2, O2, NO, N y O El modelo de cinco especies no asume ionización e ignora trazas de especies como el dióxido de carbono.
Cuando se ejecuta un programa de equilibrio de energía libre de Gibbs, el proceso iterativo desde la composición molecular especificada originalmente hasta la composición de equilibrio final calculada es esencialmente aleatorio y no precisa en el tiempo. Con un programa de no equilibrio, el proceso de cálculo es preciso en el tiempo y sigue una ruta de solución dictada por fórmulas químicas y de velocidad de reacción. El modelo de cinco especies tiene 17 fórmulas químicas (34 al contar las fórmulas inversas). El modelo de Lighthill-Freeman se basa en una sola ecuación diferencial ordinaria y una ecuación algebraica. El modelo de cinco especies se basa en 5 ecuaciones diferenciales ordinarias y 17 ecuaciones algebraicas. Debido a que las 5 ecuaciones diferenciales ordinarias están estrechamente acopladas, el sistema es numéricamente "rígido" y difícil de resolver. El modelo de cinco especies solo se puede utilizar para la entrada desde la órbita terrestre baja, donde la velocidad de entrada es de aproximadamente 7,8 km/s (28 000 km/h; 17 000 mph). Para una entrada de retorno lunar de 11 km/s, la capa de choque contiene una cantidad significativa de nitrógeno y oxígeno ionizados. El modelo de cinco especies ya no es exacto y en su lugar se debe usar un modelo de doce especies. Las velocidades de la interfaz de entrada atmosférica en una trayectoria Marte-Tierra son del orden de 12 km/s (43 000 km/h; 27 000 mph). Modelar la entrada atmosférica de Marte a alta velocidad, que involucra una atmósfera de dióxido de carbono, nitrógeno y argón, es aún más complejo y requiere un modelo de 19 especies.
Un aspecto importante del modelado de efectos de gases reales fuera del equilibrio es el flujo de calor radiativo. Si un vehículo ingresa a una atmósfera a muy alta velocidad (trayectoria hiperbólica, retorno lunar) y tiene un radio de morro grande, entonces el flujo de calor radiativo puede dominar el calentamiento TPS. El flujo de calor radiativo durante la entrada en una atmósfera de aire o dióxido de carbono generalmente proviene de moléculas diatómicas asimétricas; por ejemplo, cianógeno (CN), monóxido de carbono, óxido nítrico (NO), nitrógeno molecular ionizado simple, etc. Estas moléculas están formadas por la onda de choque que disocia el gas atmosférico ambiental seguido de la recombinación dentro de la capa de choque en nuevas especies moleculares. Las moléculas diatómicas recién formadas tienen inicialmente una temperatura vibratoria muy alta que transforma eficientemente la energía vibratoria en energía radiante; es decir, flujo de calor radiativo. Todo el proceso se lleva a cabo en menos de un milisegundo, lo que hace que el modelado sea un desafío. La medición experimental del flujo de calor radiativo (normalmente realizado con tubos de choque) junto con el cálculo teórico a través de la ecuación inestable de Schrödinger se encuentran entre los aspectos más esotéricos de la ingeniería aeroespacial. La mayor parte del trabajo de investigación aeroespacial relacionado con la comprensión del flujo de calor radiativo se realizó en la década de 1960, pero se interrumpió en gran medida después de la conclusión del Programa Apolo. El flujo de calor radiativo en el aire se entendió lo suficiente como para asegurar el éxito de Apolo. Sin embargo, el flujo de calor radiativo en el dióxido de carbono (entrada en Marte) todavía es poco conocido y requerirá una mayor investigación.
Modelo de gas congelado
El modelo de gas congelado describe un caso especial de un gas que no está en equilibrio. El nombre "gas congelado" puede ser engañoso. Un gas congelado no está "congelado" como el hielo es agua congelada. Más bien, un gas congelado está "congelado" en el tiempo (se supone que todas las reacciones químicas se han detenido). Las reacciones químicas normalmente son impulsadas por colisiones entre moléculas. Si la presión del gas se reduce lentamente de modo que las reacciones químicas puedan continuar, entonces el gas puede permanecer en equilibrio. Sin embargo, es posible que la presión del gas se reduzca tan repentinamente que casi todas las reacciones químicas se detengan. Para esa situación el gas se considera congelado.
La distinción entre equilibrio y congelado es importante porque es posible que un gas como el aire tenga propiedades significativamente diferentes (velocidad del sonido, viscosidad, etc.) para el mismo estado termodinámico; por ejemplo, presión y temperatura. El gas congelado puede ser un problema importante detrás de un vehículo de entrada. Durante el reingreso, la onda de choque del vehículo de entrada comprime el flujo de aire libre a alta temperatura y presión. El aire que no está en equilibrio en la capa de choque luego se transporta más allá del lado delantero del vehículo de entrada hacia una región de flujo que se expande rápidamente y provoca la congelación. Luego, el aire congelado puede ser arrastrado hacia un vórtice detrás del vehículo de entrada. Modelar correctamente el flujo en la estela de un vehículo de entrada es muy difícil. El calentamiento del escudo de protección térmica (TPS) en la parte posterior del vehículo no suele ser muy alto, pero la geometría y la inestabilidad de la estela del vehículo pueden influir significativamente en la aerodinámica (momento de cabeceo) y, en particular, en la estabilidad dinámica.
Sistemas de protección térmica
Un sistema de protección térmica, o TPS, es la barrera que protege una nave espacial durante el calor abrasador del reingreso atmosférico. Un objetivo secundario puede ser proteger la nave espacial del calor y el frío del espacio mientras está en órbita. Se utilizan múltiples enfoques para la protección térmica de las naves espaciales, entre ellos los escudos térmicos ablativos, el enfriamiento pasivo y el enfriamiento activo de las superficies de las naves espaciales.
Ablativo
El escudo térmico ablativo funciona levantando el gas de la capa de choque caliente lejos de la pared exterior del escudo térmico (creando una capa límite más fría). La capa límite proviene del soplado de productos de reacción gaseosos del material del escudo térmico y brinda protección contra todas las formas de flujo de calor. El proceso general de reducción del flujo de calor experimentado por la pared exterior del escudo térmico a través de una capa límite se denomina bloqueo. La ablación se produce en dos niveles en un TPS ablativo: la superficie exterior del material TPS se carboniza, funde y sublima, mientras que la mayor parte del material TPS se somete a pirólisis y expulsa los gases del producto. El gas producido por la pirólisis es lo que impulsa el soplado y provoca el bloqueo del flujo de calor convectivo y catalítico. La pirólisis se puede medir en tiempo real mediante análisis termogravimétrico, de modo que se puede evaluar el rendimiento ablativo. La ablación también puede proporcionar un bloqueo contra el flujo de calor radiativo al introducir carbono en la capa de choque, haciéndola así ópticamente opaca. El bloqueo del flujo de calor radiativo fue el principal mecanismo de protección térmica del material TPS de la sonda Galileo (carbono fenólico). El carbono fenólico se desarrolló originalmente como un material para la garganta de las toberas de los cohetes (utilizado en el propulsor de cohetes sólidos del transbordador espacial) y para las puntas de los morros de los vehículos de reentrada.
Las primeras investigaciones sobre la tecnología de ablación en los EE. UU. se centraron en el Centro de Investigación Ames de la NASA, ubicado en Moffett Field, California. El Centro de Investigación Ames era ideal, ya que tenía numerosos túneles de viento capaces de generar diferentes velocidades de viento. Los experimentos iniciales generalmente montaban una maqueta del material ablativo para analizarlo dentro de un túnel de viento hipersónico. Las pruebas de materiales ablativos se realizan en Ames Arc Jet Complex. En esta instalación se han probado muchos sistemas de protección térmica de naves espaciales, incluidos los materiales de protección térmica Apollo, transbordador espacial y Orion.
La conductividad térmica de un material TPS en particular suele ser proporcional a la densidad del material. El carbono fenólico es un material ablativo muy efectivo, pero también tiene una alta densidad que es indeseable. Si el flujo de calor experimentado por un vehículo de entrada es insuficiente para causar la pirólisis, la conductividad del material TPS podría permitir la conducción del flujo de calor hacia el material de la línea de unión del TPS, lo que provocaría la falla del TPS. En consecuencia, para las trayectorias de entrada que provocan un menor flujo de calor, el carbono fenólico a veces es inapropiado y los materiales TPS de menor densidad, como los siguientes ejemplos, pueden ser mejores opciones de diseño:
Ablación superligera
SLA en SLA-561V significa ablación súper ligera. SLA-561V es un ablativo patentado fabricado por Lockheed Martin que se ha utilizado como material principal de TPS en todos los vehículos de entrada de cono esférico de 70° enviados por la NASA a Marte, aparte del Laboratorio de Ciencias de Marte (MSL). SLA-561V comienza una ablación significativa con un flujo de calor de aproximadamente 110 W/cm2, pero fallará con flujos de calor superiores a 300 W/cm2. Actualmente, el MSL aeroshell TPS está diseñado para soportar un flujo de calor máximo de 234 W/cm2. El flujo de calor máximo experimentado por el aeroshell Viking 1 que aterrizó en Marte fue de 21 W/cm2. Para Viking 1, el TPS actuó como un aislante térmico carbonizado y nunca experimentó una ablación significativa. Viking 1 fue el primer módulo de aterrizaje en Marte y se basó en un diseño muy conservador. El aeroshell Viking tenía un diámetro de base de 3,54 metros (el más grande utilizado en Marte hasta el Laboratorio de Ciencias de Marte). SLA-561V se aplica empaquetando el material ablativo en un núcleo de nido de abeja que está preadherido a la estructura del aeroshell, lo que permite la construcción de un gran escudo térmico.
Ablador de carbón impregnado de fenólico
Ablador de carbono impregnado con fenólico (PICA), una preforma de fibra de carbono impregnada en resina fenólica, es un material TPS moderno y tiene las ventajas de una baja densidad (mucho más ligera que el carbono fenólico) junto con una eficiencia capacidad ablativa a alto flujo de calor. Es una buena opción para aplicaciones ablativas, como las condiciones de calor pico alto que se encuentran en las misiones de retorno de muestras o misiones de retorno lunar. La conductividad térmica de PICA es más baja que la de otros materiales ablativos de alto flujo de calor, como los compuestos fenólicos de carbono convencionales.
PICA fue patentado por el Centro de Investigación Ames de la NASA en la década de 1990 y fue el principal material de TPS para el aeroshell Stardust. La cápsula de retorno de muestras Stardust fue el objeto hecho por el hombre más rápido en volver a entrar en la atmósfera de la Tierra, a 28.000 mph (aprox. 12,5 km/s) a 135 km de altitud. Esto fue más rápido que las cápsulas de la misión Apolo y un 70% más rápido que el transbordador. PICA fue fundamental para la viabilidad de la misión Stardust, que regresó a la Tierra en 2006. El escudo térmico de Stardust (con un diámetro de base de 0,81 m) estaba hecho de una pieza monolítica dimensionada para soportar una tasa nominal máxima de calentamiento de 1,2 kW/cm 2. También se utilizó un escudo térmico PICA para la entrada del Laboratorio de Ciencias de Marte en la atmósfera marciana.
PICA-X
SpaceX desarrolló una versión mejorada y más fácil de producir llamada PICA-X entre 2006 y 2010 para la cápsula espacial Dragon. La primera prueba de reingreso de un escudo térmico PICA-X se realizó en la misión Dragon C1 el 8 de diciembre de 2010. El escudo térmico PICA-X fue diseñado, desarrollado y completamente calificado por un pequeño equipo de una docena de ingenieros y técnicos en menos de cuatro años.. PICA-X es diez veces menos costoso de fabricar que el material de protección térmica PICA de la NASA.
PICA-3
SpaceX desarrolló una segunda versión mejorada de PICA, llamada PICA-3, a mediados de la década de 2010. Se probó por primera vez en vuelo en la nave espacial Crew Dragon en 2019 durante la misión de demostración de vuelo, en abril de 2019, y se puso en servicio regular en esa nave espacial en 2020.
SIRCA
El ablador de cerámica reutilizable impregnado de silicona (SIRCA) también se desarrolló en el Centro de Investigación Ames de la NASA y se usó en la placa de interfaz de la carcasa trasera (BIP) de los aeroshells Mars Pathfinder y Mars Exploration Rover (MER).. El BIP estaba en los puntos de unión entre la carcasa trasera del aeroshell (también llamado cuerpo de popa o cubierta de popa) y el anillo de crucero (también llamado etapa de crucero). SIRCA también fue el material TPS principal para las fallidas sondas de impacto de Marte Deep Space 2 (DS / 2) con sus aeroshells de 0,35 metros de diámetro base (1,1 pies). SIRCA es un material aislante monolítico que puede proporcionar protección térmica a través de la ablación. Es el único material TPS que puede mecanizarse en formas personalizadas y luego aplicarse directamente a la nave espacial. No se requiere procesamiento posterior, tratamiento térmico ni revestimientos adicionales (a diferencia de las baldosas del transbordador espacial). Dado que SIRCA se puede mecanizar en formas precisas, se puede aplicar como mosaicos, secciones de borde delantero, tapas de punta completa o en cualquier cantidad de formas o tamaños personalizados. A partir de 1996, SIRCA se había demostrado en aplicaciones de interfaz de carcasa trasera, pero aún no como material TPS de cuerpo delantero.
AVCOAT
AVCOAT es un escudo térmico ablativo especificado por la NASA, un sistema de epoxi-novolaca relleno de vidrio.
La NASA lo usó originalmente para el módulo de comando Apolo en la década de 1960, y luego utilizó el material para su módulo de tripulación Orion de última generación más allá de la órbita terrestre baja, que voló primero en una prueba en diciembre de 2014 y luego entró en funcionamiento en noviembre de 2022. Avcoat que se usará en Orion se reformuló para cumplir con la legislación ambiental que se aprobó desde el final de Apollo.
Remojo termal
El baño térmico es parte de casi todos los esquemas de TPS. Por ejemplo, un escudo térmico ablativo pierde la mayor parte de su eficacia de protección térmica cuando la temperatura de la pared exterior cae por debajo del mínimo necesario para la pirólisis. Desde ese momento hasta el final del pulso de calor, el calor de la capa de choque se convección hacia la pared exterior del escudo térmico y eventualmente se conduciría a la carga útil. Este resultado puede evitarse expulsando el escudo térmico (con su absorción de calor) antes de que el calor se conduzca a la pared interior.
Aislamiento refractario
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El aislamiento refractario mantiene el calor en la capa más externa de la superficie de la nave espacial, donde el aire lo expulsa. La temperatura de la superficie se eleva a niveles incandescentes, por lo que el material debe tener un punto de fusión muy alto y el material también debe exhibir una conductividad térmica muy baja. Los materiales con estas propiedades tienden a ser quebradizos, delicados y difíciles de fabricar en tamaños grandes, por lo que generalmente se fabrican como baldosas relativamente pequeñas que luego se adhieren a la piel estructural de la nave espacial. Existe un equilibrio entre la tenacidad y la conductividad térmica: los materiales menos conductores son generalmente más frágiles. El transbordador espacial usó múltiples tipos de mosaicos. Los mosaicos también se utilizan en el Boeing X-37 y en los diseños Dream Chaser y SpaceX Starship.
Debido a que el aislamiento no puede ser perfecto, parte de la energía térmica se almacena en el aislamiento y en el material subyacente ("remojo térmico") y debe disiparse una vez que la nave espacial sale del régimen de vuelo de alta temperatura. Parte de este calor se volverá a irradiar a través de la superficie o se eliminará de la superficie por convección, pero parte calentará la estructura y el interior de la nave espacial, lo que puede requerir un enfriamiento activo después del aterrizaje.
Las baldosas TPS típicas del transbordador espacial (LI-900) tienen notables propiedades de protección térmica. Una teja LI-900 expuesta a una temperatura de 1.000 K por una cara permanecerá simplemente caliente al tacto por la otra cara. Sin embargo, son relativamente frágiles y se rompen con facilidad, y no pueden sobrevivir a la lluvia en vuelo.
Refrigeración pasiva
En algunos de los primeros vehículos recreativos con misiles balísticos (p. ej., el Mk-2 y la nave espacial suborbital Mercury), se usaban TPS enfriados por radiación para absorber inicialmente el flujo de calor durante el pulso de calor y, luego,, después del pulso de calor, irradia y convección el calor almacenado de regreso a la atmósfera. Sin embargo, la versión anterior de esta técnica requería una cantidad considerable de TPS metálico (por ejemplo, titanio, berilio, cobre, etc.). Los diseñadores modernos prefieren evitar esta masa adicional mediante el uso de TPS ablativo y de remojo térmico.
Los sistemas de protección térmica que dependen de la emisividad utilizan revestimientos de alta emisividad (HEC) para facilitar el enfriamiento radiativo, mientras que una capa de cerámica porosa subyacente sirve para proteger la estructura de las altas temperaturas superficiales. Los altos valores de emisividad térmicamente estables junto con la baja conductividad térmica son clave para la funcionalidad de dichos sistemas.
El TPS enfriado por radiación se puede encontrar en los vehículos de entrada modernos, pero normalmente se usa carbono-carbono reforzado (RCC) (también llamado carbono-carbono) en lugar de metal. RCC era el material TPS en el cono de la nariz del transbordador espacial y los bordes de ataque de las alas, y también se propuso como material de borde de ataque para el X-33. El carbono es el material más refractario conocido, con una temperatura de sublimación de una atmósfera de 3825 °C (6917 °F) para el grafito. Esta alta temperatura hizo que el carbono fuera una opción obvia como material TPS enfriado por radiación. Las desventajas del RCC son que actualmente es costoso de fabricar, es pesado y carece de una resistencia robusta al impacto.
Algunos aviones de alta velocidad, como el SR-71 Blackbird y el Concorde, se enfrentan a un calentamiento similar al que experimentan las naves espaciales, pero a una intensidad mucho menor y durante horas seguidas. Los estudios de la piel de titanio del SR-71 revelaron que la estructura metálica fue restaurada a su fuerza original mediante el recocido debido al calentamiento aerodinámico. En el caso del Concorde, se permitió que la nariz de aluminio alcanzara una temperatura máxima de funcionamiento de 127 °C (261 °F) (aproximadamente 180 °C (324 °F) más caliente que el aire ambiente normalmente bajo cero); las implicaciones metalúrgicas (pérdida de los estribos) que estarían asociadas con una temperatura máxima más alta fueron los factores más significativos que determinaron la velocidad máxima de la aeronave.
Un TPS enfriado por radiación para un vehículo de entrada a menudo se denomina TPS de metal caliente. Los primeros diseños de TPS para el transbordador espacial requerían un TPS de metal caliente basado en una superaleación de níquel (llamada René 41) y tejas de titanio. Este concepto de Shuttle TPS fue rechazado porque se creía que un TPS basado en baldosas de sílice implicaría menores costos de desarrollo y fabricación. Se propuso nuevamente un TPS con tejas de superaleación de níquel para el fallido prototipo X-33 de etapa única a órbita (SSTO).
Recientemente, se han desarrollado nuevos materiales TPS enfriados por radiación que podrían ser superiores al RCC. Conocidos como cerámicas de temperatura ultraalta, se desarrollaron para el vehículo prototipo Slender Hypervelocity Aerothermodynamic Research Probe (SHARP). Estos materiales TPS se basan en diboruro de circonio y diboruro de hafnio. SHARP TPS ha sugerido mejoras de rendimiento que permiten vuelos sostenidos Mach 7 al nivel del mar, vuelos Mach 11 a altitudes de 100 000 pies (30 000 m) y mejoras significativas para vehículos diseñados para vuelos hipersónicos continuos. Los materiales SHARP TPS permiten que los bordes delanteros afilados y los conos de la nariz reduzcan en gran medida la resistencia aerodinámica de los aviones espaciales propulsados por ciclo combinado y los cuerpos de elevación. Los materiales SHARP han exhibido características TPS efectivas desde cero hasta más de 2000 °C (3630 °F), con puntos de fusión superiores a 3500 °C (6330 °F). Son estructuralmente más fuertes que el RCC y, por lo tanto, no requieren refuerzo estructural con materiales como Inconel. Los materiales SHARP son extremadamente eficientes para volver a irradiar el calor absorbido, lo que elimina la necesidad de TPS adicionales detrás y entre los materiales SHARP y la estructura del vehículo convencional. La NASA inicialmente financió (y descontinuó) un programa de investigación y desarrollo de varias fases a través de la Universidad de Montana en 2001 para probar materiales SHARP en vehículos de prueba.
Refrigeración activa
Se han propuesto varios diseños avanzados de aeronaves hipersónicas y naves espaciales reutilizables para emplear escudos térmicos hechos de aleaciones metálicas resistentes a la temperatura que incorporan un refrigerante o combustible criogénico que circula a través de ellos.
Este concepto de TPS se propuso para el avión aeroespacial nacional X-30 (NASP) a mediados de los 80. Se suponía que el NASP había sido un avión hipersónico propulsado por scramjet, pero fracasó en su desarrollo.
En 2005 y 2012, se lanzaron dos naves de elevación no tripuladas con cascos refrigerados activamente como parte del experimento alemán de vuelo Sharp Edge (SHEFEX).
A principios de 2019, SpaceX estaba desarrollando un escudo térmico enfriado activamente para su nave espacial Starship, donde una parte del sistema de protección térmica será un diseño de revestimiento exterior enfriado por transpiración para la nave espacial que vuelve a entrar. Sin embargo, SpaceX abandonó este enfoque a favor de una versión moderna de mosaicos de protección térmica más adelante en 2019.
A principios de la década de 1960, se propusieron varios sistemas TPS para usar agua u otro líquido refrigerante rociado en la capa de choque o pasado a través de canales en el escudo térmico. Las ventajas incluían la posibilidad de más diseños totalmente metálicos que serían más baratos de desarrollar, más resistentes y eliminarían la necesidad de tecnología clasificada y desconocida. Las desventajas son mayor peso y complejidad, y menor confiabilidad. El concepto nunca se ha volado, pero una tecnología similar (la boquilla de bujía) se sometió a extensas pruebas en tierra.
Entrada propulsora
Si el combustible lo permite, nada impide que un vehículo ingrese a la atmósfera con un encendido retrógrado del motor, lo que tiene el doble efecto de reducir la velocidad del vehículo mucho más rápido de lo que lo haría la resistencia atmosférica por sí sola, y de alejar el aire comprimido caliente del vehículo.;s cuerpo. Durante el reingreso, la primera etapa del SpaceX Falcon 9 realiza un encendido de entrada para desacelerar rápidamente desde su velocidad hipersónica inicial.
Entrada emplumada
En 2004, el diseñador de aviones Burt Rutan demostró la viabilidad de un perfil aerodinámico que cambia de forma para el reingreso con el suborbital SpaceShipOne. Las alas de esta nave giran hacia arriba en la configuración emplumada que proporciona un efecto de volante. Por lo tanto, SpaceShipOne logra una resistencia aerodinámica mucho mayor en el reingreso sin experimentar cargas térmicas significativas.
La configuración aumenta la resistencia, ya que la nave ahora es menos aerodinámica y da como resultado que más partículas de gas atmosférico golpeen la nave espacial a altitudes más altas que de otra manera. Por lo tanto, la aeronave se ralentiza más en las capas atmosféricas más altas, lo cual es la clave para un reingreso eficiente. En segundo lugar, la aeronave automáticamente se orientará en este estado a una actitud de alta resistencia.
Sin embargo, la velocidad alcanzada por SpaceShipOne antes del reingreso es mucho más baja que la de una nave espacial orbital, y los ingenieros, incluido Rutan, reconocen que una técnica de reingreso emplumada no es adecuada para regresar de la órbita.
El 4 de mayo de 2011, se realizó la primera prueba en el SpaceShipTwo del mecanismo de bandera durante un vuelo de planeo después del lanzamiento. del Caballero Blanco Dos. El despliegue prematuro del sistema de bandera fue responsable del accidente del VSS Enterprise en 2014, en el que la aeronave se desintegró y el copiloto murió.
La reentrada emplumada fue descrita por primera vez por Dean Chapman de NACA en 1958. En la sección de su informe sobre Entrada compuesta, Chapman describió una solución al problema usando un dispositivo de alto arrastre:
Puede ser conveniente combinar el levantamiento y la entrada no elevadora para lograr algunas ventajas... Para la maniobrabilidad de aterrizaje obviamente es ventajoso emplear un vehículo elevado. El calor total absorbido por un vehículo elevado, sin embargo, es mucho más alto que para un vehículo no elevador... Los vehículos no elevadores se pueden construir más fácilmente empleando, por ejemplo, un gran dispositivo de arrastre de luz... Cuanto mayor sea el dispositivo, menor es la tasa de calefacción.
Los vehículos no elevadores con estabilidad del transbordador también son ventajosos desde el punto de vista de los requisitos mínimos de control durante la entrada.
... un tipo de entrada compuesto evidente, que combina algunas de las características deseables de las trayectorias de elevación y no elevador, sería entrar primero sin ascensor pero con un... dispositivo de arrastre; entonces, cuando la velocidad se reduce a un determinado valor... el dispositivo está encadenado o retractado, dejando un vehículo de elevación... para el resto del descenso.
Entrada de escudo térmico inflable
La desaceleración para el reingreso a la atmósfera, especialmente para misiones de retorno a Marte de mayor velocidad, se beneficia al maximizar el área de resistencia del sistema de ingreso. Cuanto mayor sea el diámetro del aeroshell, mayor puede ser la carga útil." Un aeroshell inflable ofrece una alternativa para ampliar el área de arrastre con un diseño de baja masa.
Rusia
Este escudo/aerofreno inflable fue diseñado para los penetradores de la misión Mars 96. Dado que la misión fracasó debido al mal funcionamiento del lanzador, la NPO Lavochkin y DASA/ESA han diseñado una misión para la órbita terrestre. El demostrador de tecnología de descenso y reentrada inflable (IRDT) se lanzó en Soyuz-Fregat el 8 de febrero de 2000. El escudo inflable se diseñó como un cono con dos etapas de inflación. Aunque la segunda etapa del escudo no se infló, el demostrador sobrevivió al reingreso orbital y fue recuperado. Las misiones posteriores voladas en el cohete Volna fallaron debido a una falla del lanzador.
NASA IRVE
La NASA lanzó una nave espacial experimental con escudo térmico inflable el 17 de agosto de 2009 con el exitoso primer vuelo de prueba del Experimento de vehículo de reentrada inflable (IRVE). El escudo térmico se empaquetó al vacío en una cubierta de carga útil de 15 pulgadas de diámetro (38 cm) y se lanzó en un cohete de sondeo Black Brant 9 desde las instalaciones de vuelo Wallops de la NASA en Wallops Island, Virginia. "El nitrógeno infló el escudo térmico de 10 pies de diámetro (3,0 m), hecho de varias capas de tela [Kevlar] recubierta de silicona, en forma de hongo en el espacio varios minutos después del despegue." El apogeo del cohete estaba a una altitud de 131 millas (211 km) donde comenzó su descenso a velocidad supersónica. Menos de un minuto después, el escudo se soltó de su cubierta para inflarse a una altitud de 124 millas (200 km). El inflado del escudo tomó menos de 90 segundos.
HIAD DE LA NASA
Tras el éxito de los experimentos iniciales de IRVE, la NASA desarrolló el concepto en el más ambicioso desacelerador aerodinámico inflable hipersónico (HIAD). El diseño actual tiene la forma de un cono poco profundo, con la estructura construida como una pila de tubos circulares inflados de diámetro mayor que aumenta gradualmente. La cara delantera (convexa) del cono está cubierta con un sistema de protección térmica flexible lo suficientemente robusto para soportar las tensiones de la entrada (o reentrada) atmosférica.
En 2012, se probó un HIAD como Experimento de vehículo de reentrada inflable 3 (IRVE-3) con un cohete de sondeo suborbital y funcionó.
Véase también Desacelerador supersónico de baja densidad, un proyecto de la NASA con pruebas en 2014 & 2015 de un SIAD-R de 6m de diámetro.
LOFTID
En noviembre de 2022 se lanzó un vehículo de reingreso inflable de 6 metros (20 pies), Prueba de vuelo de un decelerador inflable en órbita terrestre baja (LOFTID), inflado en órbita, reingresó más rápido que Mach 25, y fue recuperado con éxito el 10 de noviembre.
Consideraciones de diseño de vehículos de entrada
Hay cuatro parámetros críticos que se tienen en cuenta al diseñar un vehículo para la entrada a la atmósfera:
- Flujo de calor de pico
- Carga de calor
- Desaceleración del pico
- Presión dinámica de pico
El flujo de calor máximo y la presión dinámica seleccionan el material TPS. La carga de calor selecciona el grosor de la pila de material TPS. La desaceleración máxima es de gran importancia para las misiones tripuladas. El límite superior para el retorno tripulado a la Tierra desde la órbita terrestre baja (LEO) o el retorno lunar es de 10g. Para la entrada a la atmósfera marciana después de una larga exposición a la gravedad cero, el límite superior es de 4g. La presión dinámica máxima también puede influir en la selección del material TPS más externo si la espalación es un problema.
A partir del principio del diseño conservador, el ingeniero normalmente considera dos trayectorias en el peor de los casos, las trayectorias de sobreimpulso y de sobreimpulso. La trayectoria de sobreimpulso se define normalmente como el ángulo de velocidad de entrada más superficial permitido antes del salto atmosférico. La trayectoria de sobreimpulso tiene la carga de calor más alta y establece el espesor de TPS. La trayectoria de subimpulso se define por la trayectoria más empinada permitida. Para misiones tripuladas, el ángulo de entrada más pronunciado está limitado por la desaceleración máxima. La trayectoria inferior también tiene el flujo de calor máximo y la presión dinámica más altos. En consecuencia, la trayectoria de subimpulso es la base para seleccionar el material TPS. No existe un "talla única" Material TPS. Un material TPS que es ideal para un alto flujo de calor puede ser demasiado conductivo (demasiado denso) para una carga de calor de larga duración. Un material TPS de baja densidad puede carecer de la resistencia a la tracción para resistir la espalación si la presión dinámica es demasiado alta. Un material TPS puede funcionar bien para un flujo de calor máximo específico, pero fallar catastróficamente para el mismo flujo de calor máximo si la presión de la pared aumenta significativamente (esto sucedió con la nave espacial de prueba R-4 de la NASA). Los materiales TPS más antiguos tienden a ser más laboriosos y costosos de fabricar en comparación con los materiales modernos. Sin embargo, los materiales TPS modernos a menudo carecen del historial de vuelo de los materiales más antiguos (una consideración importante para un diseñador reacio al riesgo).
Basado en el descubrimiento de Allen y Eggers, la máxima franqueza del aeroshell (máxima resistencia) produce una masa TPS mínima. La franqueza máxima (coeficiente balístico mínimo) también produce una velocidad terminal mínima a la altitud máxima (muy importante para Mars EDL, pero perjudicial para los vehículos recreativos militares). Sin embargo, existe un límite superior para la brusquedad impuesto por consideraciones de estabilidad aerodinámica basadas en el desprendimiento de la onda de choque. Una onda de choque permanecerá adherida a la punta de un cono afilado si el ángulo medio del cono está por debajo de un valor crítico. Este semiángulo crítico se puede estimar utilizando la teoría de los gases perfectos (esta inestabilidad aerodinámica específica se produce por debajo de las velocidades hipersónicas). Para una atmósfera de nitrógeno (Tierra o Titán), el semiángulo máximo permitido es de aproximadamente 60°. Para una atmósfera de dióxido de carbono (Marte o Venus), el semiángulo máximo permitido es de aproximadamente 70°. Después del desprendimiento de la onda de choque, un vehículo de entrada debe transportar significativamente más gas de capa de choque alrededor del punto de estancamiento del borde de ataque (el casquete subsónico). En consecuencia, el centro aerodinámico se desplaza aguas arriba provocando inestabilidad aerodinámica. Es incorrecto volver a aplicar un diseño de caparazón aéreo previsto para la entrada en Titán (sonda Huygens en una atmósfera de nitrógeno) para la entrada en Marte (Beagle 2 en una atmósfera de dióxido de carbono). Antes de ser abandonado, el programa de aterrizaje soviético en Marte logró un aterrizaje exitoso (Mars 3), en el segundo de tres intentos de entrada (los otros fueron Mars 2 y Mars 6). Los módulos de aterrizaje soviéticos en Marte se basaron en un diseño de caparazón aerodinámico de medio ángulo de 60 °.
Por lo general, se usa un cono esférico de medio ángulo de 45° para sondas atmosféricas (no se pretende aterrizar en la superficie) aunque la masa TPS no se minimice. La razón fundamental para un semiángulo de 45° es tener estabilidad aerodinámica desde la entrada hasta el impacto (el escudo térmico no se desecha) o un pulso de calor corto y agudo seguido de un pronto lanzamiento del escudo térmico. Se utilizó un diseño de esfera-cono de 45° con el impactador DS/2 Mars y las sondas Pioneer Venus.
Accidentes notables de entrada a la atmósfera
- Fricción con aire
- En vuelo aéreo
- Ángulo inferior de expulsión
- Perpendicular al punto de entrada
- Fracción excesiva 6.9° a 90°
- Repulsión de 5,5 o menos
- Fricción de explosión
- Plane tangential to the entry point
No todos los reingresos atmosféricos han sido completamente exitosos:
- Voskhod 2 – El módulo de servicio no se desprendió por algún tiempo, pero la tripulación sobrevivió.
- Soyuz 5 – El módulo de servicio no se desprendió, pero la tripulación sobrevivió.
- Apolo 15 - Uno de los tres paracaídas de salvavidas falló durante el aterrizaje oceánico, probablemente dañado a medida que la nave espacial vendió el exceso de combustible de control. La nave espacial fue diseñada para aterrizar con seguridad con sólo dos paracaídas, y la tripulación no fue herida.
- Marte Polar Lander – Failed during EDL. Se creía que el fracaso era la consecuencia de un error de software. La causa exacta es desconocida por falta de telemetría en tiempo real.
- El transbordador espacial Columbia STS-1 – una combinación de daño de lanzamiento, relleno de brechas de protrusión y error de instalación de baldosas resultó en graves daños al orbitador, sólo algunos de los cuales la tripulación era consciente. Si la tripulación hubiera sabido la verdadera extensión del daño antes de intentar reingresar, habrían volado el transbordador a una altura segura y luego se habían marchado. Sin embargo, la entrada tuvo éxito, y el orbitador procedió a un aterrizaje normal.
- Transbordador espacial Atlantis STS-27 – El aislamiento de la capa de propulsión de cohetes sólidos a estribor golpeó al orbitador durante el lanzamiento, causando daños significativos en la baldosa. Este azulejo desmontó completamente, sobre una placa de montaje de aluminio para una antena TACAN. La antena sufrió daños extremos de calor, pero impidió que el gas caliente penetrara el cuerpo del vehículo.
- Génesis – El paracaídas no se desplegó debido a que un G-switch había sido instalado hacia atrás (un error similar retrasado el despliegue de paracaídas para la sonda Galileo). En consecuencia, el vehículo de entrada de Génesis se estrelló en el piso del desierto. La carga útil fue dañada, pero la mayoría de los datos científicos fueron recuperables.
- Soyuz TMA-11 – El módulo de propulsión de Soyuz no se separa adecuadamente; la reentrada balística de retroceso fue ejecutada que sometió a la tripulación a aceleraciónes de aproximadamente 8 gravamenes estándar (78 m/s2). La tripulación sobrevivió.
Algunos reingresos han resultado en desastres significativos:
- Soyuz 1 – El sistema de control de actitudes falló mientras todavía estaba en órbita y los paracaídas posteriores se enredaron durante la secuencia de aterrizaje de emergencia (entrada, descenso y aterrizaje (EDL) fracaso). Un cosmonauta solitario Vladimir Mikhailovich Komarov murió.
- Soyuz 11 – Durante la separación trimódulo, un sello de válvula fue abierto por el choque, depresurizando el módulo de descenso, la tripulación de tres asfixiados en minutos espaciales antes de reingresar.
- STS-107 – El fracaso de un panel de carbono reforzado en un borde de alas causado por el impacto de los escombros en el lanzamiento llevó a la ruptura del orbitador en la reentrada dando lugar a la muerte de los siete miembros de la tripulación.
Entradas no controladas y desprotegidas
De los satélites que vuelven a entrar, es probable que aproximadamente entre el 10 y el 40 % de la masa del objeto llegue a la superficie de la Tierra. En promedio, vuelve a entrar alrededor de un objeto catalogado por día.
Debido a que la superficie de la Tierra es principalmente agua, la mayoría de los objetos que sobreviven vuelven a aterrizar en uno de los océanos del mundo. Las posibilidades estimadas de que una persona dada sea golpeada y lesionada durante su vida es de alrededor de 1 en un billón.
El 24 de enero de 1978, el Kosmos 954 soviético (3800 kilogramos [8400 lb]) volvió a entrar y se estrelló cerca de Great Slave Lake en los Territorios del Noroeste de Canadá. El satélite era de propulsión nuclear y dejó restos radiactivos cerca del lugar del impacto.
El 11 de julio de 1979, la estación espacial estadounidense Skylab (77 100 kg [170 000 lb]) volvió a entrar y esparció escombros por el interior de Australia. El reingreso fue un evento mediático importante en gran parte debido al incidente del Cosmos 954, pero no se vio tanto como un desastre potencial ya que no transportaba combustible nuclear tóxico o hidracina. La NASA originalmente esperaba utilizar una misión del transbordador espacial para extender su vida útil o permitir un reingreso controlado, pero los retrasos en el programa del transbordador, además de una actividad solar inesperadamente alta, hicieron que esto fuera imposible.
El 7 de febrero de 1991, la estación espacial soviética Salyut 7 (19 820 kilogramos [43 700 lb]), con el módulo Kosmos 1686 (20 000 kilogramos [44 000 lb]) adjunto, volvió a entrar y esparció escombros sobre la ciudad de Capitán Bermúdez, argentino La estación había sido impulsada a una órbita más alta en agosto de 1986 en un intento de mantenerla hasta 1994, pero en un escenario similar al de Skylab, el transbordador Buran planeado fue cancelado y la alta actividad solar hizo que cayera antes de lo esperado.
El 7 de septiembre de 2011, la NASA anunció el inminente reingreso descontrolado del satélite de investigación de la atmósfera superior (6540 kilogramos [14 420 lb]) y señaló que existía un pequeño riesgo para el público. El satélite dado de baja volvió a entrar en la atmósfera el 24 de septiembre de 2011 y se presume que algunas piezas se estrellaron en el Océano Pacífico Sur sobre un campo de escombros de 500 millas (800 km) de largo.
El 1 de abril de 2018, la estación espacial china Tiangong-1 (8510 kilogramos [18 760 lb]) volvió a entrar sobre el océano Pacífico, a mitad de camino entre Australia y Sudamérica. La Oficina de Ingeniería Espacial Tripulada de China tenía la intención de controlar el reingreso, pero perdió la telemetría y el control en marzo de 2017.
El 11 de mayo de 2020, la etapa central de la Gran Marcha China 5B (COSPAR ID 2020-027C) con un peso aproximado de 20 000 kilogramos [44 000 lb]) hizo un reingreso descontrolado sobre el océano Atlántico, cerca de la costa occidental de África. Según los informes, pocos fragmentos de cohetes sobrevivieron al reingreso y cayeron sobre al menos dos aldeas en Costa de Marfil.
El 8 de mayo de 2021, la etapa central de la Gran Marcha China 5B (COSPAR ID 2021-0035B) con un peso de 23 000 kilogramos [51 000 lb]) hizo un reingreso descontrolado, justo al oeste de las Maldivas en el océano Índico (aproximadamente 72,47° longitud E y latitud 2,65°N). Los testigos informaron de restos de cohetes en lugares tan lejanos como la península arábiga.
Se espera que los dispositivos de equilibrio de masa de crucero (CMBD) de la misión Mars 2020, que se expulsan antes de que la nave espacial ingrese a la atmósfera, sobrevivan al reingreso e impacten en la superficie el jueves 18 de febrero de 2021. Los CMBD están Bloques de tungsteno de 77 kg utilizados para ajustar la trayectoria de la nave espacial antes de la entrada. El equipo científico de otra misión de la NASA, InSight, anunció a principios de 2021 que intentarían detectar las ondas sísmicas de este evento de impacto.
En 2022, se confirmó que los desechos espaciales que habían aterrizado en Nueva Gales del Sur, Australia, provenían de la sección del maletero sin presurizar de la nave espacial SpaceX Crew-1 Crew Dragon que se había lanzado a la Estación Espacial Internacional en noviembre de 2020.
Disposición fuera de órbita
Salyut 1, la primera estación espacial del mundo, fue desorbitada deliberadamente hacia el océano Pacífico en 1971 tras el accidente de la Soyuz 11. Su sucesor, Salyut 6, también fue desorbitado de manera controlada.
El 4 de junio de 2000, el Observatorio de Rayos Gamma de Compton fue desorbitado deliberadamente después de que fallara uno de sus giroscopios. Los escombros que no se quemaron cayeron inofensivamente al Océano Pacífico. El observatorio todavía estaba operativo, pero la falla de otro giroscopio habría hecho que salir de órbita fuera mucho más difícil y peligroso. Con cierta controversia, la NASA decidió en interés de la seguridad pública que era preferible un choque controlado a dejar que la nave cayera al azar.
En 2001, la estación espacial rusa Mir fue desorbitada deliberadamente y se desintegró de la manera esperada por el centro de comando durante el reingreso a la atmósfera. Mir entró en la atmósfera de la Tierra el 23 de marzo de 2001, cerca de Nadi, Fiji, y cayó en el Océano Pacífico Sur.
El 21 de febrero de 2008, un satélite espía estadounidense inhabilitado, USA-193, fue alcanzado a una altitud de aproximadamente 246 kilómetros (153 mi) con un misil SM-3 disparado desde el crucero de la Marina de los EE. UU. Lake Erie frente a la costa de Hawai. El satélite no estaba operativo, ya que no logró alcanzar su órbita prevista cuando fue lanzado en 2006. Debido a su órbita en rápido deterioro, estaba destinado a un reingreso incontrolado dentro de un mes. El Departamento de Defensa de EE. UU. expresó su preocupación de que el tanque de combustible de 450 kg (1,000 libras) que contiene hidracina altamente tóxica podría sobrevivir al reingreso para llegar intacto a la superficie de la Tierra. Varios gobiernos, incluidos los de Rusia, China y Bielorrusia, protestaron por la acción como una demostración poco disimulada de las capacidades antisatélite de EE. UU. China había causado previamente un incidente internacional cuando probó un misil antisatélite en 2007.
Cierre del escudo térmico Gemini 2
Sección transversal de Gemini 2 escudo de calor
Entradas atmosféricas exitosas desde velocidades orbitales
Reentrada orbital tripulada, por país/entidad gubernamental
China – Shenzhou
Unión Soviética/
Rusia – Vostok, Voskhod, Soyuz
Estados Unidos – Mercurio, Gemini, Apolo, Transbordador Espacial
Reentrada orbital tripulada, por entidad comercial
- United States SpaceX – Dragon 2
Reentrada orbital no tripulada, por país/entidad gubernamental
- China
European Space Agency
India / India Space Research Organisation
Japón- Unión Soviética/Rusia
- Estados Unidos
Reentrada orbital no tripulada, por entidad comercial
- SpaceX – Dragon
- Boeing - Starliner
Entradas atmosféricas seleccionadas
Esta lista incluye algunas entradas atmosféricas notables en las que la nave espacial no estaba destinada a ser recuperada, sino que fue destruida en la atmósfera.
| Spacecraft | Reentrada año |
|---|---|
| Phobos-Grunt | 2012 |
| ROSAT | 2011 |
| UARS | 2011 |
| Mir | 2001 |
| Skylab | 1979 |
Galería
Cerca del sendero de reentrada (Soyuz)
Sendero de plasma de reentrada temprana (Soyuz)
Avances durante la entrada atmosférica sobre la Tierra
Reentrada del transbordador espacial
Plume permanece después de la entrada de una Soyuz
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