Вход в атмосферу (иногда обозначается как V- удар или V- вход) — это движение объекта из внешнего пространства в атмосферу планеты , карликовой планеты или естественного спутника и через нее . Существует два основных типа входа в атмосферу: неконтролируемый вход , такой как вход астрономических объектов , космического мусора или болидов ; и контролируемый вход (или возвращение ) космического корабля, способного управляться или следовать по заранее определенному курсу. Технологии и процедуры, позволяющие осуществлять контролируемый вход в атмосферу, спуск и посадку космических кораблей, в совокупности называются EDL .
Объекты, входящие в атмосферу, испытывают атмосферное сопротивление , которое создает механическое напряжение на объекте, 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 меньшей прочностью на сжатие могут взорваться.
Возвращение было достигнуто со скоростями от 7,8 км/с для низкой околоземной орбиты до около 12,5 км/с для зонда Stardust . [1] Пилотируемые космические аппараты должны быть замедлены до дозвуковых скоростей, прежде чем парашюты или воздушные тормоза могут быть развернуты. Такие аппараты имеют высокую кинетическую энергию, и рассеивание в атмосфере является единственным способом ее расходования, поскольку крайне непрактично использовать тормозные ракеты для всей процедуры возвращения.
Баллистические боеголовки и одноразовые транспортные средства не требуют замедления при входе в атмосферу и фактически сделаны обтекаемыми, чтобы поддерживать свою скорость. Кроме того, медленное возвращение на Землю из ближнего космоса, такое как прыжки с парашютом на большой высоте с воздушных шаров, не требует тепловой защиты, поскольку гравитационное ускорение объекта, стартующего в относительном покое изнутри самой атмосферы (или недалеко над ней), не может создать достаточной скорости, чтобы вызвать значительный нагрев 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 высоте 250 км (160 миль; 130 морских миль), а на Марсе вход в атмосферу — примерно на высоте 80 км (50 миль; 43 морских мили). Неуправляемые объекты достигают высоких скоростей, ускоряясь в космосе по направлению к Земле под влиянием земного притяжения , и замедляются трением при столкновении с земной атмосферой. Метеоры также часто движутся довольно быстро относительно Земли просто потому, что их собственный орбитальный путь отличается от пути Земли до того, как они встретятся с земным гравитационным колодцем . Большинство объектов входят на гиперзвуковых скоростях из-за их суборбитальных (например, головные части межконтинентальных баллистических ракет ), орбитальных (например, Союз ) или неограниченных (например, метеоры ) траекторий. Различные передовые технологии были разработаны для обеспечения входа в атмосферу и полета на экстремальных скоростях. Альтернативным методом контролируемого входа в атмосферу является плавучесть [2] , которая подходит для входа в планету, где плотная атмосфера, сильная гравитация или оба фактора усложняют высокоскоростной гиперболический вход, например, в атмосфере Венеры , Титана и планет-гигантов . [3]
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 в значительной степени обусловлена сколами или трещинами внезапно нагретой поверхности. По этой причине, если бы внешняя поверхность аппарата состояла из слоев очень тугоплавкого твердого вещества со слоями плохого проводника тепла между ними, поверхность не была бы эродирована в какой-либо значительной степени, тем более, что скорость аппарата не была бы столь же большой, как у среднего метеора». [4]
Практическая разработка систем возврата началась с увеличением дальности и скорости входа баллистических ракет . Для ранних ракет малой дальности, таких как V-2 , стабилизация и аэродинамическое напряжение были важными проблемами (многие V-2 разваливались при входе в атмосферу), но нагрев не был серьезной проблемой. Ракеты средней дальности, такие как советская Р-5 , с дальностью полета 1200 км (650 морских миль), требовали керамической композитной теплозащиты на разделяемых боеголовках (вся конструкция ракеты больше не могла выдержать вход в атмосферу). Первые МБР с дальностью полета от 8000 до 12000 км (от 4300 до 6500 морских миль) стали возможны только с разработкой современных абляционных теплозащитных экранов и тупоконечных носителей.
В Соединенных Штатах эта технология была впервые предложена Х. Джулианом Алленом и А. Дж. Эггерсом-младшим из Национального консультативного комитета по аэронавтике (NACA) в Исследовательском центре Эймса . [5] В 1951 году они сделали противоречащее здравому смыслу открытие, что тупая форма (высокое сопротивление) делает наиболее эффективным тепловым экраном. [6] Исходя из простых инженерных принципов, Аллен и Эггерс показали, что тепловая нагрузка, испытываемая входящим аппаратом, обратно пропорциональна коэффициенту сопротивления ; т. е. чем больше сопротивление, тем меньше тепловая нагрузка. Если возвращаемый аппарат сделать тупым, воздух не сможет «уйти с пути» достаточно быстро и будет действовать как воздушная подушка, чтобы протолкнуть ударную волну и нагретый ударный слой вперед (от аппарата). Поскольку большая часть горячих газов больше не находится в прямом контакте с аппаратом, тепловая энергия останется в ударном газе и просто будет перемещаться вокруг аппарата, чтобы позже рассеяться в атмосфере.
Открытие Аллена и Эггерса, хотя изначально и считалось военной тайной, в конечном итоге было опубликовано в 1958 году. [7]
Когда вход в атмосферу является частью посадки или возвращения космического корабля, особенно на планетарное тело, отличное от Земли, вход является частью фазы, называемой входом, спуском и посадкой , или EDL. [8] Когда вход в атмосферу возвращается к тому же телу, с которого был запущен корабль, событие называется повторным входом в атмосферу (почти всегда относится к входу в атмосферу Земли).
Основная цель проектирования при входе космического корабля в атмосферу — рассеивание энергии космического корабля, движущегося с гиперзвуковой скоростью при входе в атмосферу, таким образом, чтобы оборудование, груз и все пассажиры замедлялись и приземлялись вблизи определенного места назначения на поверхности с нулевой скоростью, при этом сохраняя нагрузки на космический корабль и всех пассажиров в приемлемых пределах. [9] Это может быть достигнуто с помощью тяговых или аэродинамических (характеристики корабля или парашюта ) средств или их комбинацией.
При проектировании въездных транспортных средств используются несколько основных форм:
Простейшей осесимметричной формой является сфера или сферическое сечение. [10] Это может быть либо полная сфера, либо сферическое сечение носовой части со сходящейся конической кормовой частью. Аэродинамику сферы или сферического сечения легко моделировать аналитически с использованием ньютоновской теории удара. Аналогично, тепловой поток сферического сечения можно точно смоделировать с помощью уравнения Фэя–Ридделла . [11] Статическая устойчивость сферического сечения обеспечивается, если центр масс транспортного средства находится выше по потоку от центра кривизны (динамическая устойчивость более проблематична). Чистые сферы не имеют подъемной силы. Однако, летя под углом атаки , сферическое сечение имеет скромную аэродинамическую подъемную силу, таким образом обеспечивая некоторую поперечную дальность полета и расширяя свой коридор входа. В конце 1950-х и начале 1960-х годов высокоскоростные компьютеры еще не были доступны, а вычислительная гидродинамика все еще находилась в зачаточном состоянии. Поскольку сферическое сечение поддавалось анализу в замкнутой форме, эта геометрия стала стандартной для консервативного проектирования. Соответственно, пилотируемые капсулы той эпохи имели в своей основе сферическую форму.
Чисто сферические входные аппараты использовались в ранних советских капсулах Восток и Восход , а также в советских спускаемых аппаратах Марс и Венера . Командный модуль Аполлон использовал сферический тепловой экран носовой части с сходящейся конической кормовой частью. Он летел с подъемным входом с гиперзвуковым углом атаки балансировки −27° (0° соответствует тупому концу вперед), что давало среднее L/D (качество подъемной силы) 0,368. [12] Результирующая подъемная сила достигала меры поперечного управления дальностью полета за счет смещения центра масс аппарата от его оси симметрии, что позволяло направлять подъемную силу влево или вправо путем вращения капсулы вокруг ее продольной оси . Другими примерами геометрии сферического сечения в пилотируемых капсулах являются Союз / Зонд , Джемини и Меркурий . Даже эти небольшие величины подъемной силы допускают траектории, которые оказывают очень существенное влияние на пиковую перегрузку , снижая ее с 8–9 g для чисто баллистической (замедленной только сопротивлением) траектории до 4–5 g, а также значительно снижая пиковое тепло при входе в атмосферу. [13]
Сфера-конус представляет собой сферическую секцию с прикрепленным усеченным или притупленным конусом. Динамическая устойчивость сферы-конуса обычно лучше, чем у сферической секции. Транспортное средство входит сферой вперед. При достаточно малом половинном угле и правильно размещенном центре масс сфера-конус может обеспечить аэродинамическую устойчивость от кеплеровского входа до удара о поверхность. ( Половинный угол — это угол между осью симметрии вращения конуса и его внешней поверхностью, и, таким образом, половина угла, образованного краями поверхности конуса.)
Первой американской сферо-конической аэроболочкой была боевая часть Mk-2 RV (возвращаемый аппарат), разработанная в 1955 году корпорацией General Electric . Конструкция Mk-2 была основана на теории тупого тела и использовала систему тепловой защиты (TPS) с радиационным охлаждением, основанную на металлическом тепловом экране (различные типы TPS описаны далее в этой статье). Mk-2 имела существенные недостатки как система доставки оружия, то есть она слишком долго зависала в верхних слоях атмосферы из-за своего более низкого баллистического коэффициента , а также оставляла за собой струю испаренного металла, что делало ее очень заметной для радаров . Эти недостатки сделали Mk-2 чрезмерно восприимчивой к системам противоракетной обороны (ПРО). Следовательно, альтернативная Mk-2 сферо-коническая боевая часть была разработана компанией General Electric. [ необходима цитата ]
Эта новая боевая часть была Mk-6, которая использовала неметаллическую абляционную TPS, нейлоновую фенольную. Эта новая TPS была настолько эффективна в качестве теплового экрана при входе в атмосферу, что стало возможным значительное снижение затупления. [ требуется цитата ] Однако Mk-6 была огромной боевой частью с массой входа 3360 кг, длиной 3,1 м и углом полураспада 12,5°. Последующие достижения в области ядерного оружия и абляционной конструкции TPS позволили боевым частям стать значительно меньше с еще более сниженным коэффициентом затупления по сравнению с Mk-6. С 1960-х годов сферо-конусная геометрия стала предпочтительной геометрией для современных боеголовок МБР с типичными углами полураспада от 10° до 11°. [ требуется цитата ]
Разведывательные спутниковые RV (аппараты для восстановления) также использовали сферо-коническую форму и были первым американским примером аппарата для входа без боеприпасов ( Discoverer-I , запущен 28 февраля 1959 года). Сферо-конус позже использовался для миссий по исследованию космоса к другим небесным телам или для возвращения из открытого космоса; например, зонд Stardust . В отличие от военных RV, преимущество более низкой массы TPS тупого корпуса сохранялось у аппаратов для входа в космос, таких как зонд Galileo с полууглом 45° или аэрооболочка Viking с полууглом 70°. Аппараты для входа в космос со сферо-конусом приземлялись на поверхности или входили в атмосферу Марса , Венеры , Юпитера и Титана .
Биконический представляет собой сферический конус с прикрепленным дополнительным усеченным конусом. Биконический обеспечивает значительно улучшенное отношение L/D. Биконический, разработанный для аэрозахвата Марса, обычно имеет L/D приблизительно 1,0 по сравнению с L/D 0,368 для Apollo-CM. Более высокое отношение L/D делает биконическую форму более подходящей для транспортировки людей на Марс из-за более низкого пикового замедления. Вероятно, самым значительным биконическим аппаратом, когда-либо летавшим, был усовершенствованный маневренный возвращаемый аппарат (AMaRV). Четыре AMaRV были изготовлены McDonnell Douglas Corp. и представляли собой значительный скачок в совершенствовании RV. Три AMaRV были запущены с помощью МБР Minuteman-1 20 декабря 1979 года, 8 октября 1980 года и 4 октября 1981 года. AMaRV имел входную массу приблизительно 470 кг, радиус носа 2,34 см, полуугол переднего усеченного конуса 10,4°, радиус между усеченными конусами 14,6 см, полуугол заднего усеченного конуса 6° и осевую длину 2,079 метра. Никакой точной схемы или изображения AMaRV никогда не появлялось в открытой литературе. Тем не менее, был опубликован схематический эскиз транспортного средства, похожего на AMaRV, вместе с траекторными графиками, показывающими крутые повороты. [14]
Положение AMaRV контролировалось с помощью раздельного закрылка корпуса (также называемого раздельным закрылком наветренного направления ) вместе с двумя закрылками рыскания, установленными по бокам транспортного средства. Для управления закрылками использовался гидравлический привод . AMaRV управлялся полностью автономной навигационной системой, разработанной для уклонения от перехвата противоракетной обороны (ПРО). McDonnell Douglas DC-X (также биконический) был по сути увеличенной версией AMaRV. AMaRV и DC-X также послужили основой для неудачного предложения о том, что в конечном итоге стало Lockheed Martin X-33 .
Неосесимметричные формы использовались для пилотируемых входных аппаратов. Одним из примеров является крылатый орбитальный аппарат, который использует треугольное крыло для маневрирования во время спуска, как и обычный планер. Этот подход использовался американским космическим челноком и советским «Бураном» . Подъемный корпус является другой геометрией входного аппарата и использовался с аппаратом X-23 PRIME (Precision Recovery Including Maneuvering Entry). [ необходима цитата ]
Объекты, входящие в атмосферу из космоса на высоких скоростях относительно атмосферы, вызовут очень высокий уровень нагрева . Нагрев при входе в атмосферу происходит в основном из двух источников:
С увеличением скорости увеличивается как конвективный, так и лучистый нагрев, но с разной скоростью. На очень высоких скоростях лучистый нагрев будет доминировать над конвективными тепловыми потоками, поскольку лучистый нагрев пропорционален восьмой степени скорости, в то время как конвективный нагрев пропорционален третьей степени скорости. Таким образом, лучистый нагрев преобладает на ранних стадиях входа в атмосферу, в то время как конвекция преобладает на более поздних стадиях. [15]
При определенной интенсивности ионизации происходит отключение радиосвязи с космическим аппаратом. [16]
В то время как интерфейс входа в атмосферу Земли по данным НАСА находится на высоте 400 000 футов (122 км), основной нагрев во время контролируемого входа происходит на высоте от 65 до 35 километров (от 213 000 до 115 000 футов), достигая пика на высоте 58 километров (190 000 футов). [17]
При типичных температурах входа в атмосферу воздух в ударном слое одновременно ионизирован и диссоциирован . [ требуется ссылка ] [18] Эта химическая диссоциация требует различных физических моделей для описания термических и химических свойств ударного слоя. Существуют четыре основные физические модели газа, которые важны для инженеров-авиаконструкторов, проектирующих тепловые экраны:
Почти все авиационные инженеры изучают модель идеального газа во время обучения в бакалавриате. Большинство важных уравнений идеального газа вместе с соответствующими таблицами и графиками приведены в отчете NACA 1135. [19] Выдержки из отчета NACA 1135 часто появляются в приложениях к учебникам по термодинамике и знакомы большинству авиационных инженеров, которые проектируют сверхзвуковые самолеты.
Теория идеального газа элегантна и чрезвычайно полезна для проектирования самолетов, но предполагает, что газ химически инертен. С точки зрения проектирования самолетов воздух можно считать инертным при температурах ниже 550 К (277 °C; 530 °F) при давлении в одну атмосферу. Теория идеального газа начинает разрушаться при 550 К и неприменима при температурах выше 2000 К (1730 °C; 3140 °F). Для температур выше 2000 К проектировщик теплозащитного экрана должен использовать реальную газовую модель .
На момент тангажа входного аппарата могут существенно влиять эффекты реального газа. Как командный модуль Apollo, так и Space Shuttle были спроектированы с использованием неправильных моментов тангажа, определенных с помощью неточного моделирования реального газа. Угол атаки угла дифферента Apollo-CM был выше, чем первоначально предполагалось, что привело к более узкому коридору входа в лунную среду. Фактический аэродинамический центр Columbia находился выше расчетного значения из-за эффектов реального газа. Во время первого полета Columbia ( STS-1 ) астронавты Джон Янг и Роберт Криппен испытали некоторые тревожные моменты во время входа в атмосферу, когда возникли опасения потерять контроль над аппаратом. [20]
Модель равновесия реального газа предполагает, что газ химически активен, 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 при сжатии и химически диссоциирует посредством множества различных реакций. Прямое трение об объект входа в атмосферу не является основной причиной нагрева ударного слоя. Он вызван в основном изэнтропическим нагревом молекул воздуха внутри волны сжатия. Увеличение энтропии молекул внутри волны, вызванное трением, также объясняет некоторый нагрев. [ оригинальное исследование? ] Расстояние от ударной волны до точки торможения на передней кромке входного аппарата называется расстоянием отступа ударной волны . Приблизительное практическое правило для расстояния отступа ударной волны составляет 0,14 радиуса носа. Можно оценить время перемещения молекулы газа от ударной волны до точки торможения, предположив, что скорость свободного потока составляет 7,8 км/с, а радиус носа — 1 метр, т. е. время перемещения составляет около 18 микросекунд. Это примерно время, необходимое для химической диссоциации, инициированной ударной волной, для достижения 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 торможения входного аппарата, воздух эффективно достигает химического равновесия, что позволяет использовать равновесную модель. В этом случае большая часть ударного слоя между ударной волной и передней кромкой входного аппарата химически реагирует и не находится в состоянии равновесия. Уравнение Фэя–Ридделла [11] , которое имеет чрезвычайно важное значение для моделирования теплового потока, обязано своей справедливостью тому, что точка торможения находится в химическом равновесии. Время, необходимое для того, чтобы газ ударного слоя достиг равновесия, сильно зависит от давления ударного слоя. Например, в случае входа зонда «Галилео» в атмосферу Юпитера ударный слой находился в основном в равновесии во время пикового теплового потока из-за очень высокого давления (это противоречит здравому смыслу, учитывая, что скорость свободного потока во время пикового теплового потока составляла 39 км/с).
Определение термодинамического состояния точки застоя сложнее в модели равновесного газа, чем в модели идеального газа. В модели идеального газа отношение удельных теплоемкостей (также называемое показателем адиабаты , показателем изэнтропы , гаммой или каппой ) предполагается постоянным вместе с газовой постоянной . Для реального газа отношение удельных теплоемкостей может сильно колебаться в зависимости от температуры. В модели идеального газа существует элегантный набор уравнений для определения термодинамического состояния вдоль линии тока постоянной энтропии, называемый изэнтропической цепью . Для реального газа изэнтропическая цепь непригодна, и вместо нее для ручного расчета будет использоваться диаграмма Молье . Однако графическое решение с диаграммой Молье в настоящее время считается устаревшим, поскольку современные проектировщики теплозащитных экранов используют компьютерные программы, основанные на цифровой таблице поиска (другая форма диаграммы Молье) или термодинамическую программу на основе химии. Химический состав газа в равновесии с фиксированным давлением и температурой можно определить с помощью метода свободной энергии Гиббса . Свободная энергия Гиббса — это просто полная энтальпия газа за вычетом его полной энтропии, умноженной на температуру. Программа химического равновесия обычно не требует химических формул или уравнений скорости реакции. Программа работает, сохраняя исходное содержание элементов, указанное для газа, и варьируя различные молекулярные комбинации элементов посредством числовой итерации до тех пор, пока не будет рассчитана минимально возможная свободная энергия Гиббса ( метод Ньютона–Рафсона — обычная численная схема). База данных для программы свободной энергии Гиббса поступает из спектроскопических данных, используемых при определении функций распределения . Среди лучших существующих кодов равновесия — программа Chemical Equilibrium with Applications (CEA), которая была написана Бонни Дж. Макбрайд и Сэнфордом Гордоном в NASA Lewis (теперь переименована в «NASA Glenn Research Center»). Другие названия CEA — «Код Гордона и Макбрайда» и «Код Льюиса». CEA достаточно точен до 10 000 К для планетарных атмосферных газов, но непригоден для использования при температурах свыше 20 000 К ( двойная ионизация не моделируется). CEA можно загрузить из Интернета вместе с полной документацией, и он будет скомпилирован на Linux с помощью компилятора G77 Fortran .
Неравновесная модель реального газа является наиболее точной моделью газовой физики ударного слоя, но ее сложнее решить, чем равновесную модель. Простейшей неравновесной моделью является модель Лайтхилла-Фримена, разработанная в 1958 году. [21] [22] Модель Лайтхилла-Фримена изначально предполагает, что газ состоит из одного двухатомного вида, восприимчивого только к одной химической формуле и ее обратной; например, N 2 = N + N и N + N = N 2 (диссоциация и рекомбинация). Благодаря своей простоте модель Лайтхилла-Фримена является полезным педагогическим инструментом, но она слишком проста для моделирования неравновесного воздуха. Обычно предполагается, что воздух имеет молярную долю состава 0,7812 молекулярного азота, 0,2095 молекулярного кислорода и 0,0093 аргона. Простейшей реальной газовой моделью для воздуха является пятикомпонентная модель , которая основана на N2 , O2 , NO, N и O. Пятикомпонентная модель предполагает отсутствие ионизации и игнорирует следовые количества таких веществ, как углекислый газ.
При запуске программы равновесия свободной энергии Гиббса [ необходимо разъяснение ] итерационный процесс от изначально указанного молекулярного состава до окончательного рассчитанного равновесного состава по сути случаен и неточен по времени. В неравновесной программе процесс вычисления точен по времени и следует пути решения, продиктованному химическими формулами и формулами скорости реакции. Модель пяти видов имеет 17 химических формул (34 при подсчете обратных формул). Модель Лайтхилла-Фримена основана на одном обыкновенном дифференциальном уравнении и одном алгебраическом уравнении. Модель пяти видов основана на 5 обыкновенных дифференциальных уравнениях и 17 алгебраических уравнениях. [ необходимо цитирование ] Поскольку 5 обыкновенных дифференциальных уравнений тесно связаны, система численно «жесткая» и ее трудно решить. Модель пяти видов пригодна только для входа с низкой околоземной орбиты , где скорость входа составляет приблизительно 7,8 км/с (28 000 км/ч; 17 000 миль/ч). Для входа в атмосферу Луны со скоростью 11 км/с [23] 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. Скорости входа в атмосферу на траектории Марс-Земля составляют порядка 12 км/с (43 000 км/ч; 27 000 миль/ч). [24] Моделирование высокоскоростного входа в атмосферу Марса, включающего атмосферу из углекислого газа, азота и аргона, еще более сложно, требуя модели с 19 видами. [ требуется ссылка ]
Важным аспектом моделирования неравновесных реальных газовых эффектов является лучистый тепловой поток. Если транспортное средство входит в атмосферу на очень высокой скорости (гиперболическая траектория, возвращение на Луну) и имеет большой радиус носа, то лучистый тепловой поток может доминировать в нагреве TPS. Лучистый тепловой поток при входе в атмосферу воздуха или углекислого газа обычно исходит от асимметричных двухатомных молекул; например, цианогена (CN), оксида углерода , оксида азота (NO), одиночного ионизированного молекулярного азота и т. д. Эти молекулы образуются ударной волной, диссоциирующей окружающий атмосферный газ, с последующей рекомбинацией внутри ударного слоя в новые молекулярные виды. Вновь образованные двухатомные молекулы изначально имеют очень высокую колебательную температуру, которая эффективно преобразует колебательную энергию в лучистую энергию ; т. е. лучистый тепловой поток. Весь процесс происходит менее чем за миллисекунду, что делает моделирование сложной задачей. Экспериментальное измерение потока лучистого тепла (обычно проводимое с помощью ударных труб) наряду с теоретическими расчетами с помощью нестационарного уравнения Шредингера относятся к наиболее эзотерическим аспектам аэрокосмической техники. Большая часть аэрокосмических исследовательских работ, связанных с пониманием потока лучистого тепла, была выполнена в 1960-х годах, но в значительной степени прекращена после завершения программы «Аполлон». Поток лучистого тепла в воздухе был изучен лишь в достаточной степени, чтобы обеспечить успех программы «Аполлон». Однако поток лучистого тепла в углекислом газе (вход на Марс) до сих пор едва изучен и потребует серьезных исследований. [ необходима цитата ]
Модель замороженного газа описывает особый 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 «заморожен» во времени (предполагается, что все химические реакции прекратились). Химические реакции обычно происходят за счет столкновений между молекулами. Если давление газа медленно уменьшается так, что химические реакции могут продолжаться, то газ может оставаться в равновесии. Однако возможно, что давление газа уменьшится настолько внезапно, что почти все химические реакции прекратятся. В этой ситуации газ считается замороженным. [ необходима цитата ]
Различие между равновесным и замороженным важно, поскольку 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 быть существенной проблемой в следе за входящим аппаратом. Во время входа в атмосферу свободный поток воздуха сжимается до высокой температуры и давления ударной волной входящего аппарата. Затем неравновесный воздух в ударном слое переносится мимо передней стороны входящего аппарата в область быстро расширяющегося потока, который вызывает замораживание. Затем замороженный воздух может быть вовлечен в хвостовой вихрь за входящим аппаратом. Правильное моделирование потока в следе за входящим аппаратом очень сложно. Нагрев теплозащитного экрана (TPS) в кормовой части аппарата обычно не очень высок, но геометрия и неустойчивость следа аппарата могут существенно влиять на аэродинамику (момент тангажа) и, в частности, на динамическую устойчивость. [ необходима цитата ]
Система тепловой защиты , или TPS, представляет собой барьер, который защищает космический корабль во время обжигающей жары при входе в атмосферу. Используется множество подходов к тепловой защите космических кораблей, среди которых абляционные тепловые экраны, пассивное охлаждение и активное охлаждение поверхностей космических кораблей. В целом их можно разделить на две категории: абляционные TPS и многоразовые TPS. Абляционные TPS требуются, когда космические корабли достигают относительно низкой высоты перед замедлением. Космические корабли, такие как шаттл, спроектированы так, чтобы замедляться на большой высоте, чтобы они могли использовать многоразовые TPS. (см.: Система тепловой защиты космического челнока ). Системы тепловой защиты испытываются в наземных испытаниях с высокой энтальпией или в плазменных аэродинамических трубах, которые воспроизводят комбинацию высокой энтальпии и высокого давления торможения с использованием индукционной плазмы или плазмы постоянного тока.
Абляционный тепловой экран функционирует , поднимая горячий газ ударного слоя от внешней стенки теплозащитного экрана (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 посредством пограничного слоя, называется блокировкой . Абляция происходит на двух уровнях в абляционном TPS: внешняя поверхность материала TPS обугливается, плавится и возгоняется , в то время как основная часть материала TPS подвергается пиролизу и выбрасывает газообразные продукты. Газ, полученный в результате пиролиза, является тем, что приводит в действие выдувание и вызывает блокировку конвективного и каталитического теплового потока. Пиролиз можно измерить в реальном времени с помощью термогравиметрического анализа , так что можно оценить абляционную производительность. [25] Абляция также может обеспечить блокировку радиационного теплового потока путем введения углерода в ударный слой, таким образом делая его оптически непрозрачным. Блокировка потока излучения тепла была основным механизмом тепловой защиты материала TPS зонда Галилео (углерод-фенол). Углерод-фенол изначально был разработан как материал для сопла ракеты (использовался в твердотопливном ракетном ускорителе космического челнока ) и для носовых частей возвращаемых аппаратов.
Ранние исследования технологии абляции в США были сосредоточены в исследовательском центре Эймса NASA , расположенном в Моффетт-Филд , Калифорния. Исследовательский центр Эймса был идеальным, поскольку в нем было множество аэродинамических труб, способных генерировать различные скорости ветра. Первоначальные эксперименты обычно устанавливали макет абляционного материала для анализа в гиперзвуковой аэродинамической трубе. [26] Испытания абляционных материалов проводятся в комплексе Ames Arc Jet. Многие системы тепловой защиты космических аппаратов были испытаны в этом центре, включая теплозащитные материалы Apollo, Space Shuttle и Orion. [27]
Теплопроводность конкретного материала TPS обычно пропорциональна плотности материала. [28] Углеродный фенол является очень эффективным абляционным материалом, но также имеет высокую плотность, что нежелательно. Если тепловой поток, испытываемый входящим транспортным средством, недостаточен для того, чтобы вызвать пиролиз, то проводимость материала TPS может допустить проведение теплового потока в материал линии связи TPS, что приведет к отказу TPS. Следовательно, для траекторий входа, вызывающих более низкий тепловой поток, углеродный фенол иногда не подходит, и материалы TPS с более низкой плотностью, такие как следующие примеры, могут быть лучшим выбором для проектирования:
SLA в SLA-561V означает сверхлегкий аблятор . SLA-561V — это фирменный аблятор, произведенный Lockheed Martin , который использовался в качестве основного материала TPS на всех 70° сферических конусных аппаратах, отправленных NASA на Марс, за исключением Mars Science Laboratory (MSL). SLA-561V начинает значительную абляцию при тепловом потоке приблизительно 110 Вт/см 2 , но выйдет из строя при тепловом потоке более 300 Вт/см 2 . TPS аэрооболочки MSL в настоящее время рассчитан на то, чтобы выдерживать пиковый тепловой поток 234 Вт/см 2 . Пиковый тепловой поток, испытанный аэрооболочкой Viking 1 , приземлившейся на Марс, составил 21 Вт/см 2 . Для Viking 1 TPS действовал как обугленный теплоизолятор и никогда не испытывал значительной абляции. Viking 1 был первым марсианским посадочным модулем и имел очень консервативную конструкцию. Аэрооболочка Viking имела диаметр основания 3,54 метра (самый большой из использовавшихся на Марсе до Mars Science Laboratory). SLA-561V применяется путем упаковки абляционного материала в сотовое ядро, которое предварительно прикрепляется к структуре аэрооболочки, что позволяет построить большой тепловой экран. [29]
.jpg/1280px-OSIRIS-REx_Sample_Return_(NHQ202309240002).jpg)
Фенольно-пропитанный углеродный аблятор (PICA), заготовка из углеродного волокна, пропитанная фенольной смолой , [30] является современным материалом TPS и имеет преимущества низкой плотности (намного легче, чем углеродно-фенольная смола) в сочетании с эффективной абляционной способностью при высоком тепловом потоке. Это хороший выбор для абляционных приложений, таких как условия высокого пикового нагрева, встречающиеся в миссиях по возврату образцов или лунных миссиях. Теплопроводность PICA ниже, чем у других материалов с высоким тепловым потоком-абляционных материалов, таких как обычные углеродно-фенольные смолы. [ необходима цитата ]
PICA была запатентована Исследовательским центром Эймса НАСА в 1990-х годах и была основным материалом TPS для аэрооболочки Stardust . [31] Капсула возврата образцов Stardust была самым быстрым искусственным объектом, когда-либо входившим в атмосферу Земли, со скоростью 28 000 миль в час (около 12,5 км/с) на высоте 135 км. Это было быстрее, чем капсулы миссии Apollo и на 70% быстрее, чем Shuttle. [1] PICA имела решающее значение для жизнеспособности миссии Stardust, которая вернулась на Землю в 2006 году. Тепловой экран Stardust (диаметр основания 0,81 м) был изготовлен из одной монолитной детали, рассчитанной на номинальную пиковую скорость нагрева 1,2 кВт/см2 . Тепловой экран PICA также использовался для входа Mars Science Laboratory в атмосферу Марса . [32]
Улучшенная и более простая в производстве версия под названием PICA-X была разработана SpaceX в 2006–2010 годах [32] для космической капсулы Dragon . [33] Первое испытание теплозащитного экрана PICA-X при возвращении в атмосферу было проведено на миссии Dragon C1 8 декабря 2010 года. [34] Теплозащитный экран PICA-X был спроектирован, разработан и полностью аттестован небольшой группой из дюжины инженеров и техников менее чем за четыре года. [32] PICA-X в десять раз дешевле в производстве, чем материал теплозащитного экрана NASA PICA. [35]
Вторая улучшенная версия PICA — названная PICA-3 — была разработана SpaceX в середине 2010-х годов. Она была впервые испытана в полете на космическом корабле Crew Dragon в 2019 году во время демонстрационной миссии полета в апреле 2019 года и введена в постоянную эксплуатацию на этом космическом корабле в 2020 году. [36]
PICA и большинство других абляционных материалов TPS являются либо запатентованными, либо засекреченными, а их формулы и производственные процессы не раскрываются в открытой литературе. Это ограничивает возможности исследователей изучать эти материалы и затрудняет разработку систем тепловой защиты. Таким образом, Группа диагностики потоков высокой энтальпии (HEFDiG) в Университете Штутгарта разработала открытый углеродно-фенольный абляционный материал, названный экспериментальным лабораторным материалом для исследований абляции HEFDiG (HARLEM), из коммерчески доступных материалов. HARLEM изготавливается путем пропитки заготовки пористого монолита из углеродного волокна (например, жесткой углеродной изоляции Calcarb) раствором резольной фенольной смолы и поливинилпирролидона в этиленгликоле , нагревания для полимеризации смолы и последующего удаления растворителя в вакууме. Полученный материал отверждается и обрабатывается до желаемой формы. [37] [38]
Пропитанный силиконом многоразовый керамический аблятор (SIRCA) также был разработан в Исследовательском центре имени Эймса в НАСА и использовался на пластине интерфейса задней оболочки (BIP) аэрооболочек Mars Pathfinder и Mars Exploration Rover (MER). BIP находился в точках крепления между задней оболочкой аэрооболочки (также называемой кормовой частью или крышкой) и кольцом круиза (также называемым ступенью круиза). SIRCA также был основным материалом TPS для неудачных марсианских импакторных зондов Deep Space 2 (DS/2) с их аэрооболочками диаметром основания 0,35 метра (1,1 фута). SIRCA — это монолитный изоляционный материал, который может обеспечивать тепловую защиту посредством абляции. Это единственный материал TPS, который можно обрабатывать до индивидуальных форм, а затем наносить непосредственно на космический корабль. Не требуется никакой последующей обработки, термообработки или дополнительных покрытий (в отличие от плиток Space Shuttle). Поскольку SIRCA может быть обработан до точных форм, его можно применять в виде плиток, секций передней кромки, полных носовых колпачков или в любом количестве пользовательских форм или размеров. По состоянию на 1996 год SIRCA был продемонстрирован в приложениях интерфейса задней оболочки, но еще не как материал TPS носовой части. [39][обновлять]
AVCOAT — это абляционный теплозащитный экран, разработанный NASA , стеклонаполненная эпоксидно - новолачная система. [40]
Первоначально NASA использовало его для командного модуля Apollo в 1960-х годах, а затем использовало этот материал для своего следующего поколения модуля экипажа Orion за пределами низкой околоземной орбиты , который впервые совершил испытательный полет в декабре 2014 года, а затем был введен в эксплуатацию в ноябре 2022 года. [41] Avcoat, который будет использоваться на Orion, был переработан для соответствия экологическому законодательству, принятому после окончания программы Apollo. [42] [43]
Тепловое поглощение является частью почти всех схем TPS. Например, абляционный тепловой экран теряет большую часть своей эффективности тепловой защиты, когда температура внешней стенки падает ниже минимально необходимого для пиролиза значения. С этого момента и до конца теплового импульса тепло из ударного слоя конвектируется во внешнюю стенку теплового экрана и в конечном итоге будет передаваться полезной нагрузке. [ необходима цитата ] Этот результат можно предотвратить, выбросив тепловой экран (с его тепловым поглощением) до того, как тепло перейдет во внутреннюю стенку.
_tile,_c_1980._(9663807484).jpg/1280px-Silica_Space_Shuttle_thermal_protection_(TPS)_tile,_c_1980._(9663807484).jpg)
Огнеупорная изоляция удерживает тепло в самом внешнем слое поверхности космического корабля, откуда оно отводится воздухом. [44] Температура поверхности поднимается до раскаленных уровней, поэтому материал должен иметь очень высокую температуру плавления, а также обладать очень низкой теплопроводностью. Материалы с такими свойствами, как правило, хрупкие, нежные и их трудно изготавливать в больших размерах, поэтому их обычно изготавливают в виде относительно небольших плиток, которые затем прикрепляют к структурной обшивке космического корабля. Существует компромисс между прочностью и теплопроводностью: менее проводящие материалы, как правило, более хрупкие. В космическом шаттле использовались несколько типов плиток. Плитки также используются на Boeing X-37 , Dream Chaser и верхней ступени Starship .
Поскольку изоляция не может быть идеальной, часть тепловой энергии сохраняется в изоляции и в подстилающем материале («термическое впитывание») и должна рассеиваться после того, как космический корабль выйдет из высокотемпературного режима полета. Часть этого тепла будет повторно излучаться через поверхность или будет уноситься с поверхности конвекцией, но часть будет нагревать структуру и интерьер космического корабля, что может потребовать активного охлаждения после посадки. [44]
Типичные плитки Space Shuttle TPS ( LI-900 ) обладают замечательными свойствами термозащиты. Плитка LI-900, подвергнутая воздействию температуры 1000 К с одной стороны, останется лишь теплой на ощупь с другой стороны. Однако они относительно хрупкие и легко ломаются, а также не выдерживают дождя во время полета.
В некоторых ранних баллистических ракетных боеголовках (например, Mk-2 и суборбитальном космическом аппарате Mercury ) радиационно-охлаждаемые TPS использовались для первоначального поглощения теплового потока во время теплового импульса, а затем, после теплового импульса, для излучения и конвекции накопленного тепла обратно в атмосферу. Однако ранняя версия этой технологии требовала значительного количества металлических TPS (например, титана , бериллия , меди и т. д.). Современные конструкторы предпочитают избегать этой дополнительной массы, используя вместо этого абляционные и термически выдержанные TPS.
Системы тепловой защиты, основанные на излучательной способности, используют покрытия с высокой излучательной способностью (HEC) для облегчения радиационного охлаждения , в то время как лежащий под ними пористый керамический слой служит для защиты конструкции от высоких поверхностных температур. Высокие термостабильные значения излучательной способности в сочетании с низкой теплопроводностью являются ключом к функциональности таких систем. [45]
Радиационно-охлаждаемый TPS можно найти на современных транспортных средствах, но вместо металла обычно используется армированный углерод-углерод (RCC) (также называемый углерод-углеродом ). RCC был материалом TPS на носовом обтекателе и передних кромках крыла космического челнока, а также был предложен в качестве материала передней кромки для X-33 . Углерод является самым тугоплавким из известных материалов, с температурой сублимации в одну атмосферу 3825 °C (6917 °F) для графита. Эта высокая температура сделала углерод очевидным выбором в качестве радиационно-охлаждаемого материала TPS. Недостатки RCC заключаются в том, что в настоящее время он дорог в производстве, тяжел и не обладает надежной ударопрочностью. [46]
Некоторые высокоскоростные самолеты , такие как SR-71 Blackbird и Concorde , сталкиваются с нагревом, аналогичным тому, который испытывают космические корабли, но с гораздо меньшей интенсивностью и в течение нескольких часов. Исследования титановой обшивки SR-71 показали, что металлическая структура была восстановлена до своей первоначальной прочности путем отжига из -за аэродинамического нагрева. В случае Concorde алюминиевый нос мог достигать максимальной рабочей температуры 127 °C (261 °F) (примерно на 180 °C (324 °F) теплее, чем обычно отрицательный окружающий воздух); металлургические последствия (потеря закалки ) , которые были бы связаны с более высокой пиковой температурой, были наиболее значимыми факторами, определяющими максимальную скорость самолета.
Радиационно-охлаждаемая TPS для входного аппарата часто называется TPS из горячего металла . Ранние проекты TPS для Space Shuttle предусматривали TPS из горячего металла на основе никелевого суперсплава (получившего название René 41 ) и титановой черепицы. [47] Эта концепция TPS для Shuttle была отвергнута, поскольку считалось, что TPS на основе кремниевой плитки потребует меньших затрат на разработку и производство. [ необходима цитата ] TPS из никелевого суперсплава с черепицей была снова предложена для неудачного прототипа X-33 с одноступенчатым выходом на орбиту (SSTO). [48]
Недавно были разработаны новые материалы TPS с радиационным охлаждением, которые могут превзойти 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 . SHARP TPS предложили улучшения производительности, позволяющие обеспечить устойчивый полет со скоростью 7 Махов на уровне моря, полет со скоростью 11 Махов на высоте 100 000 футов (30 000 м) и значительные улучшения для транспортных средств, предназначенных для непрерывного гиперзвукового полета. Материалы SHARP TPS позволяют создавать острые передние кромки и носовые обтекатели, что значительно снижает сопротивление для воздушно-реактивных космических самолетов с комбинированным циклом и подъемных тел. Материалы SHARP продемонстрировали эффективные характеристики TPS от нуля до более чем 2000 °C (3630 °F) с точками 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, тем самым устраняя необходимость в дополнительных TPS позади и между материалами SHARP и обычной конструкцией транспортного средства. NASA изначально финансировало (и прекратило) многофазную программу НИОКР через Университет Монтаны в 2001 году для испытания материалов SHARP на испытательных транспортных средствах. [49] [50]
Предлагалось разработать различные перспективные конструкции многоразовых космических аппаратов и гиперзвуковых самолетов, в которых будут использоваться тепловые экраны из термостойких металлических сплавов , в которых циркулирует хладагент или криогенное топливо.
Такая концепция TPS была предложена для X-30 National Aerospace Plane (NASP) в середине 80-х годов. [ необходима цитата ] NASP должен был стать гиперзвуковым самолетом с гиперзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателем, но разработка не удалась. [ необходима цитата ]
В 2005 и 2012 годах в рамках немецкого эксперимента по полету Sharp Edge (SHEFEX) были запущены два беспилотных подъемных аппарата с активно охлаждаемым корпусом . [ необходима цитата ]
В начале 2019 года SpaceX разрабатывала активно охлаждаемый тепловой экран для своего космического корабля Starship , где частью системы тепловой защиты будет охлаждаемая транспирацией внешняя обшивка для возвращающегося космического корабля. [51] [52] Однако позднее в 2019 году SpaceX отказалась от этого подхода в пользу современной версии теплозащитных плиток. [53] [54]
Вторая ступень ракеты Stoke Space Nova , анонсированная в октябре 2023 года и еще не запущенная в эксплуатацию, использует регенеративно охлаждаемый (жидким водородом) тепловой экран. [55]
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. Преимущества включали возможность создания более цельнометаллических конструкций, которые были бы дешевле в разработке, были бы более прочными и исключали необходимость в секретных и неизвестных технологиях. Недостатки — увеличенный вес и сложность, а также более низкая надежность. Концепция никогда не была запущена в полет, но похожая технология (заглушка-сопло [47] ) прошла обширные наземные испытания.
Если позволяет топливо, ничто не мешает кораблю войти в атмосферу с ретроградным двигателем, что имеет двойной эффект: замедляет корабль гораздо быстрее, чем только атмосферное сопротивление, и выталкивает сжатый горячий воздух из корпуса корабля. Во время входа в атмосферу первая ступень SpaceX Falcon 9 выполняет входной импульс, чтобы быстро замедлиться с начальной гиперзвуковой скорости. [ необходима цитата ]
В 2004 году авиаконструктор Берт Рутан продемонстрировал осуществимость изменяющего форму аэродинамического профиля для входа в атмосферу с помощью суборбитального SpaceShipOne . Крылья этого корабля поворачиваются вверх в оперенную конфигурацию , которая обеспечивает эффект волана . Таким образом, SpaceShipOne достигает гораздо большего аэродинамического сопротивления при входе в атмосферу, не испытывая при этом значительных тепловых нагрузок.
Конфигурация увеличивает сопротивление, так как корабль теперь менее обтекаемый и приводит к тому, что больше частиц атмосферного газа попадают в космический корабль на больших высотах, чем в противном случае. Таким образом, самолет замедляется больше в более высоких слоях атмосферы, что является ключом к эффективному входу в атмосферу. Во-вторых, самолет автоматически ориентируется в этом состоянии на положение с высоким сопротивлением. [56]
Однако скорость, достигаемая SpaceShipOne перед возвращением в атмосферу, намного ниже, чем у орбитального космического корабля, и инженеры, включая Рутана, признают, что метод оперенного возвращения не подходит для возвращения с орбиты.
4 мая 2011 года было проведено первое испытание механизма оперения на SpaceShipTwo во время планирующего полета после отделения от White Knight Two. Преждевременное раскрытие системы оперения стало причиной крушения VSS Enterprise в 2014 году , в результате которого самолет развалился, а второй пилот погиб.
Впервые оперенный вход в атмосферу был описан Дином Чепменом из NACA в 1958 году. [57] В разделе своего отчета о композитном входе Чепмен описал решение проблемы с использованием устройства с высоким сопротивлением:
Может быть желательным объединить подъемный и неподъемный вход, чтобы достичь некоторых преимуществ... Для маневренности при посадке, очевидно, выгодно использовать подъемное транспортное средство. Однако общее количество тепла, поглощаемое подъемным транспортным средством, намного выше, чем у неподъемного транспортного средства... Неподъемные транспортные средства можно легче построить... используя, например, большое, легкое тяговое устройство... Чем больше устройство, тем меньше скорость нагрева.
Неподъемные транспортные средства с воланообразной устойчивостью также выгодны с точки зрения минимальных требований к контролю при въезде.
... очевидным составным типом входа, который сочетает в себе некоторые желательные особенности траекторий подъема и неподъема, был бы вход сначала без подъемной силы, но с... тормозным устройством; затем, когда скорость снижается до определенного значения... устройство сбрасывается или убирается, оставляя подъемное средство... для оставшейся части спуска.
Торможение при входе в атмосферу, особенно для высокоскоростных миссий по возвращению на Марс, выигрывает от максимизации «площади сопротивления системы входа. Чем больше диаметр аэрооболочки, тем больше может быть полезная нагрузка». [58] Надувная аэрооболочка является одной из альтернатив для увеличения площади сопротивления с помощью маломассивной конструкции.
Такой надувной экран/аэротормоз был разработан для пенетраторов миссии Mars 96. Поскольку миссия не удалась из-за неисправности пусковой установки, НПО Лавочкина и DASA/ESA разработали миссию для околоземной орбиты. Демонстратор технологии надувного спуска и спуска (IRDT) был запущен на корабле «Союз-Фрегат» 8 февраля 2000 года. Надувной экран был спроектирован как конус с двумя ступенями надувания. Хотя вторая ступень экрана не надулась, демонстратор пережил орбитальный спуск и был восстановлен. [59] [60] Последующие миссии, запущенные на ракете «Волна», не удались из-за неисправности пусковой установки. [61]
NASA запустило экспериментальный космический аппарат с надувным теплозащитным экраном 17 августа 2009 года с успешным первым испытательным полетом Inflatable Re-entry Vehicle Experiment (IRVE). Теплозащитный экран был вакуумно упакован в защитный кожух диаметром 15 дюймов (38 см) и запущен на ракете-зонде Black Brant 9 с испытательного комплекса NASA Wallops Flight Facility на острове Уоллопс, штат Вирджиния. «Азот раздул тепловой экран диаметром 10 футов (3,0 м), изготовленный из нескольких слоев покрытой силиконом ткани [ кевлар ], до грибовидной формы в космосе через несколько минут после старта». [58] Апогей ракеты находился на высоте 131 мили (211 км), где она начала снижаться до сверхзвуковой скорости. Менее чем через минуту экран был освобожден из чехла, чтобы надуться на высоте 124 мили (200 км). Надувание экрана заняло менее 90 секунд. [58]
После успеха первых экспериментов IRVE НАСА развило концепцию в более амбициозный гиперзвуковой надувной аэродинамический замедлитель (HIAD). Текущая конструкция имеет форму пологого конуса, а структура представляет собой стопку круглых надувных трубок постепенно увеличивающегося диаметра. Передняя (выпуклая) поверхность конуса покрыта гибкой системой тепловой защиты, достаточно прочной, чтобы выдерживать нагрузки при входе в атмосферу (или возвращении). [62] [63]
В 2012 году HIAD был испытан в качестве надувного возвращаемого аппарата-экспериментатора 3 (IRVE-3) с использованием суборбитальной зондирующей ракеты и работал. [64] : 8
См. также Low-Density Supersonic Decelerator , проект NASA, в рамках которого в 2014 и 2015 годах проводились испытания SIAD-R диаметром 6 м.
6-метровый (20 футов) надувной возвращаемый аппарат, испытательный полет надувного замедлителя на низкой околоземной орбите ( LOFTID ) [65] , был запущен в ноябре 2022 года, надулся на орбите, вернулся в атмосферу со скоростью, превышающей 25 Махов, и был успешно возвращен 10 ноября.
При проектировании транспортного средства для входа в атмосферу необходимо учитывать четыре критических параметра: [ необходима ссылка ]
Пиковый тепловой поток и динамическое давление выбирают материал TPS. Тепловая нагрузка выбирает толщину стопки материалов TPS. Пиковое замедление имеет большое значение для пилотируемых миссий. Верхний предел для возвращения экипажа на Землю с низкой околоземной орбиты (LEO) или возвращения на Луну составляет 10 g . [66] Для входа в атмосферу Марса после длительного воздействия невесомости верхний предел составляет 4 g . [66] Пиковое динамическое давление также может влиять на выбор самого внешнего материала TPS, если расщепление является проблемой. Параметры конструкции возвращаемого аппарата могут быть оценены с помощью численного моделирования, включая упрощения динамики аппарата, такие как плоские уравнения входа в атмосферу и корреляции теплового потока. [67]
Исходя из принципа консервативного проектирования , инженер обычно рассматривает две траектории наихудшего случая , траектории недолета и перелета. Траектория перелета обычно определяется как самый пологий допустимый угол скорости входа перед скачком в атмосфере . Траектория перелета имеет самую высокую тепловую нагрузку и задает толщину TPS. Траектория недолета определяется самой крутой допустимой траекторией. Для пилотируемых миссий самый крутой угол входа ограничен пиковым замедлением. Траектория недолета также имеет самый высокий пиковый тепловой поток и динамическое давление. Следовательно, траектория недолета 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 иметь прочности на растяжение, чтобы противостоять отколу, если динамическое давление слишком высокое. Материал TPS может хорошо работать при определенном пиковом тепловом потоке, но катастрофически не справляться с тем же пиковым тепловым потоком, если давление на стенку значительно увеличивается (это произошло с испытательным космическим аппаратом R-4 NASA). [66] Более старые материалы TPS, как правило, более трудоемки и дороги в производстве по сравнению с современными материалами. Однако современные материалы TPS часто не имеют летной истории более старых материалов (важное соображение для проектировщика, не склонного к риску).
На основании открытия Аллена и Эггерса, максимальная затупленность аэрооболочки (максимальное сопротивление) дает минимальную массу TPS. Максимальная затупленность (минимальный баллистический коэффициент) также дает минимальную конечную скорость на максимальной высоте (очень важно для EDL Марса, но пагубно для военных RV). Однако существует верхний предел затупления, налагаемый соображениями аэродинамической устойчивости, основанными на отрыве ударной волны . Ударная волна останется прикрепленной к кончику острого конуса, если полуугол конуса ниже критического значения. Этот критический полуугол можно оценить с помощью теории идеального газа (эта конкретная аэродинамическая неустойчивость происходит ниже гиперзвуковых скоростей). Для азотной атмосферы (Земля или Титан) максимально допустимый полуугол составляет приблизительно 60°. Для атмосферы углекислого газа (Марс или Венера) максимально допустимый полуугол составляет приблизительно 70°. После отрыва ударной волны входной аппарат должен нести значительно больше газа ударного слоя вокруг точки торможения передней кромки (дозвуковой колпак). Следовательно, аэродинамический центр перемещается вверх по потоку, что приводит к аэродинамической неустойчивости. Неправильно повторно применять конструкцию аэрооболочки, предназначенную для входа в Титан ( зонд Гюйгенс в азотной атмосфере), для входа в Марс ( Beagle 2 в атмосфере углекислого газа). [ необходима цитата ] [ оригинальное исследование? ] До того, как ее закрыли, советская программа посадки на Марс достигла одной успешной посадки ( Марс 3 ) во второй из трех попыток входа (другие были Марс 2 и Марс 6 ). Советские марсианские посадочные аппараты были основаны на конструкции аэрооболочки с полуугловым углом 60°.
Сферический конус с углом в 45° и половинным углом обычно используется для атмосферных зондов (посадка на поверхность не предполагается), хотя масса TPS не минимизируется. Обоснованием для полуугла в 45° является либо аэродинамическая устойчивость от входа до удара (тепловой экран не сбрасывается), либо короткий и резкий тепловой импульс с последующим быстрым сбросом теплового экрана. Конструкция сферического конуса с углом в 45° использовалась с импактором DS/2 Mars и зондами Pioneer Venus .
Не все возвращения в атмосферу были полностью успешными:
Некоторые возвращения в атмосферу привели к серьезным катастрофам:
Из спутников, которые возвращаются, приблизительно 10–40% массы объекта могут достичь поверхности Земли. [70] В среднем, около одного каталогизированного объекта возвращалось в атмосферу в день по состоянию на 2014 год [обновлять]. [71]
Поскольку поверхность Земли в основном состоит из воды, большинство объектов, которые выживают при входе в атмосферу, приземляются в одном из мировых океанов. Оценочная вероятность того, что конкретный человек будет ранен и получит травму в течение своей жизни, составляет около 1 на триллион. [72]
24 января 1978 года советский «Космос 954» (3800 килограммов [8400 фунтов]) вернулся в атмосферу и разбился около Большого Невольничьего озера на Северо-Западных территориях Канады. Спутник был оснащен ядерной энергетической установкой и оставил радиоактивные обломки около места падения. [73]
11 июля 1979 года американская космическая станция Skylab (77 100 килограммов [170 000 фунтов]) вернулась в атмосферу и разбросала мусор по австралийской глубинке . [74] Возвращение стало крупным событием в СМИ, во многом из-за инцидента с Cosmos 954, но не рассматривалось как потенциальная катастрофа, поскольку на борту не было токсичного ядерного или гидразинового топлива. Первоначально НАСА надеялось использовать миссию Space Shuttle, чтобы либо продлить срок ее службы, либо обеспечить контролируемый вход в атмосферу, но задержки в программе Shuttle, а также неожиданно высокая солнечная активность сделали это невозможным. [75] [76]
7 февраля 1991 года советская космическая станция «Салют-7» (19 820 килограммов [43 700 фунтов]) с прикрепленным модулем «Космос-1686» (20 000 килограммов [44 000 фунтов]) вернулась в атмосферу и рассеяла обломки над городом Капитан-Бермудес , Аргентина. [77] [47] [78] Станция была выведена на более высокую орбиту в августе 1986 года в попытке сохранить ее до 1994 года, но по сценарию, похожему на сценарий «Скайлэб», запланированный шаттл «Буран» был отменен, а высокая солнечная активность привела к его падению раньше, чем ожидалось.
7 сентября 2011 года НАСА объявило о предстоящем неконтролируемом возвращении в атмосферу спутника для исследования верхних слоев атмосферы (6540 килограммов [14 420 фунтов]) и отметило, что существует небольшой риск для общественности. [79] Выведенный из эксплуатации спутник снова вошел в атмосферу 24 сентября 2011 года, и некоторые его части, как предполагается, упали в южную часть Тихого океана, образовав поле обломков длиной 500 миль (800 км). [80]
1 апреля 2018 года китайская космическая станция «Тяньгун-1» (8510 килограммов [18 760 фунтов]) вернулась в атмосферу над Тихим океаном, на полпути между Австралией и Южной Америкой. [81] Китайское управление пилотируемых космических исследований намеревалось контролировать возвращение, но в марте 2017 года потеряло телеметрию и управление. [82]
11 мая 2020 года основная ступень китайской ракеты Long March 5B ( COSPAR ID 2020-027C) весом около 20 000 килограммов [44 000 фунтов] совершила неконтролируемое возвращение в атмосферу над Атлантическим океаном, недалеко от побережья Западной Африки. [83] [84] Сообщается, что несколько фрагментов ракеты пережили возвращение и упали по меньшей мере на две деревни в Кот-д'Ивуаре . [85] [86]
8 мая 2021 года основная ступень китайского ракетоносителя Long March 5B ( COSPAR ID 2021-0035B) весом 23 000 килограммов [51 000 фунтов] совершила неконтролируемый вход в атмосферу к западу от Мальдивских островов в Индийском океане (примерно 72,47° восточной долготы и 2,65° северной широты). [87] Очевидцы сообщили об обломках ракеты вплоть до Аравийского полуострова. [88]
«Салют-1» , первая в мире космическая станция, была намеренно сведена с орбиты в Тихий океан в 1971 году после аварии «Союза-11» . Ее преемник, «Салют-6» , также был сведен с орбиты контролируемым образом.
4 июня 2000 года гамма-обсерватория Комптона была намеренно сведена с орбиты после того, как один из ее гироскопов вышел из строя. Обломки, которые не сгорели, безвредно упали в Тихий океан. Обсерватория все еще работала, но отказ другого гироскопа сделал бы сход с орбиты гораздо более сложным и опасным. После некоторых споров НАСА решило в интересах общественной безопасности, что контролируемое крушение предпочтительнее, чем позволить кораблю упасть случайно.
В 2001 году российская космическая станция «Мир» была намеренно выведена с орбиты и развалилась на части так, как и ожидалось командным центром во время входа в атмосферу. «Мир» вошел в атмосферу Земли 23 марта 2001 года недалеко от Нади , Фиджи , и упал в южную часть Тихого океана.
21 февраля 2008 года выведенный из строя американский спутник - шпион USA-193 был сбит на высоте около 246 километров (153 мили) ракетой SM-3 , выпущенной с крейсера ВМС США Lake Erie у побережья Гавайев . Спутник был неработоспособен, не достигнув предполагаемой орбиты, когда он был запущен в 2006 году. Из-за его быстро ухудшающейся орбиты он был обречен на неконтролируемый возврат в атмосферу в течение месяца. Министерство обороны США выразило обеспокоенность тем, что топливный бак весом 1000 фунтов (450 кг), содержащий высокотоксичный гидразин, может пережить возврат в атмосферу и достичь поверхности Земли невредимым. Несколько правительств, включая правительства России, Китая и Беларуси, выразили протест против этих действий как тонко завуалированной демонстрации противоспутниковых возможностей США. [89] Китай ранее уже вызывал международный инцидент, когда испытывал противоспутниковую ракету в 2007 году.
маневра входа в атмосферу Apollo является рассеивание энергии космического корабля, движущегося на высокой скорости через атмосферу Земли, чтобы экипаж, его оборудование и груз безопасно вернулись в заранее выбранное место на поверхности Земли. Эта цель должна быть достигнута, пока нагрузки как на космический корабль, так и на экипаж поддерживаются в приемлемых пределах.
взяла на себя проектирование и изготовление теплового экрана для входа в атмосферу; это обеспечило скорость и эффективность, которые позволили спроектировать, разработать и аттестовать тепловой экран менее чем за четыре года.
Материал SpaceX, называемый PICA-X, в десять раз дешевле оригинала [материал NASA PICA и лучше], ... один тепловой экран PICA-X может выдержать сотни возвращений с низкой околоземной орбиты; он также может выдерживать гораздо более высокие энергии при возвращении с Луны или Марса.
