Вход в атмосферу (иногда называемый V- ударом или V- входом ) — это движение объекта из космического пространства в газы атмосферы планеты , карликовой планеты или естественного спутника и сквозь них . Существует два основных типа входа в атмосферу: неконтролируемый вход , например, вход астрономических объектов , космического мусора или болидов ; и контролируемый вход (или вход в атмосферу ) космического корабля, способного управляться или следовать заданным курсом. Технологии и процедуры, позволяющие контролируемый вход в атмосферу, спуск и посадку космических кораблей, вместе называются EDL .
Объекты, попадающие 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 полное разрушение более мелких объектов, а объекты с более низкой прочностью на сжатие могут взорваться.
Вход в атмосферу был достигнут со скоростью от 7,8 км/с для низкой околоземной орбиты до примерно 12,5 км/с для зонда Stardust . [1] Пилотируемые космические аппараты должны быть замедлены до дозвуковой скорости, прежде чем можно будет использовать парашюты или воздушные тормоза. Такие аппараты обладают высокой кинетической энергией, и рассеяние в атмосфере - единственный способ ее расходования, поскольку использовать тормозные ракеты для всей процедуры входа в атмосферу крайне непрактично.
Баллистические боеголовки и одноразовые носители не требуют замедления при входе в атмосферу и фактически имеют обтекаемую форму, позволяющую сохранять скорость. Кроме того, медленное возвращение на Землю из ближнего космоса, такое как высотные прыжки с парашютом с воздушных шаров, не требует тепловой защиты, поскольку гравитационное ускорение объекта, находящегося в относительном покое из самой атмосферы (или недалеко от нее), не может создать достаточную скорость, 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, тогда как на Венере вход в атмосферу происходит на высоте 250 км (160 миль; 130 морских миль), а на Марсе - в атмосфере. вход примерно на 80 км (50 миль; 43 миль). Неуправляемые объекты достигают высоких скоростей, ускоряясь в космосе к Земле под действием земной гравитации , и замедляются из-за трения при столкновении с земной атмосферой. Метеоры также часто движутся довольно быстро относительно Земли просто потому, что их собственная орбитальная траектория отличается от траектории Земли до того, как они столкнутся с гравитацией Земли . Большинство объектов входят на гиперзвуковые скорости из-за их суборбитальных (например, спускаемые аппараты межконтинентальных баллистических ракет ), орбитальных (например, « Союз» ) или неограниченных (например, метеоры ) траекторий. Были разработаны различные передовые технологии, обеспечивающие возможность входа в атмосферу и полета на экстремальных скоростях. Альтернативным методом контролируемого входа в атмосферу является плавучесть [2] , которая подходит для входа на планеты, где плотная атмосфера, сильная гравитация или оба фактора усложняют высокоскоростной гиперболический вход, например, в атмосферах Венеры , Титана и газовых гигантов . [3]
Идея 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, а эрозия в значительной степени обусловлена сколами или растрескиванием внезапно нагретой поверхности.По этой причине, если внешняя поверхность аппарата будет состоять из слоев очень тугоплавкого твердого вещества со слоями плохого проводника тепла между ними поверхность не подвергнется сколько-нибудь значительной эрозии, тем более что скорость аппарата не будет такой большой, как скорость среднего метеора». [4]
Практическая разработка систем спуска началась по мере увеличения дальности и скорости спуска баллистических ракет . Для первых ракет малой дальности, таких как Фау-2 , стабилизация и аэродинамическое напряжение были важными проблемами (многие Фау-2 разваливались при входе в атмосферу), но нагрев не был серьезной проблемой. Ракеты средней дальности, такие как советская Р-5 , с дальностью полета 1200 километров (650 морских миль), требовали керамической композитной теплозащиты на отделяемых боеголовках (вся конструкция ракеты уже не могла выжить при входе в атмосферу). Первые межконтинентальные баллистические ракеты с дальностью действия от 8 000 до 12 000 км (от 4 300 до 6 500 морских миль) стали возможны только благодаря разработке современных абляционных теплозащитных экранов и транспортных средств тупой формы.
В Соединенных Штатах эту технологию впервые применили Х. Джулиан Аллен и Эй Джей Эггерс-младший из Национального консультативного комитета по аэронавтике (NACA) в Исследовательском центре Эймса . [5] В 1951 году они сделали противоречивое открытие, что тупая форма (высокое сопротивление) обеспечивает наиболее эффективный тепловой экран. [6] Основываясь на простых инженерных принципах, Аллен и Эггерс показали, что тепловая нагрузка, испытываемая въезжающим транспортным средством, обратно пропорциональна коэффициенту лобового сопротивления ; т.е. чем больше сопротивление, тем меньше тепловая нагрузка. Если спускаемый аппарат сделать тупым, воздух не сможет «уйти с дороги» достаточно быстро и будет действовать как воздушная подушка, толкая ударную волну и нагретый ударный слой вперед (от аппарата). Поскольку большая часть горячих газов больше не находится в прямом контакте с транспортным средством, тепловая энергия останется в шокированном газе и просто будет перемещаться вокруг транспортного средства, чтобы позже рассеяться в атмосферу.
Открытие Аллена и Эггерса, хотя первоначально считалось военной тайной, в конечном итоге было опубликовано в 1958 году. [7]
Когда вход в атмосферу является частью приземления или восстановления космического корабля, особенно на планетарном теле, отличном от Земли, вход является частью фазы, называемой входом, спуском и посадкой , или EDL. [8] Когда вход в атмосферу возвращается в то же тело, из которого стартовал аппарат, это событие называется входом в атмосферу (почти всегда относится к входу в атмосферу Земли).
Основная цель проектирования космического корабля при входе в атмосферу состоит в том, чтобы рассеять энергию космического корабля, движущегося с гиперзвуковой скоростью , при входе в атмосферу , при этом оборудование, груз и любые пассажиры замедляются и приземляются вблизи определенного пункта назначения на поверхности. нулевую скорость, сохраняя при этом нагрузки на космический корабль и всех пассажиров в приемлемых пределах. [9] Это может быть достигнуто с помощью двигательных или аэродинамических (характеристики транспортного средства или парашюта ) средств или их комбинации.
При проектировании въездных автомобилей используются несколько основных форм:
Простейшей осесимметричной формой является сфера или сферическое сечение. [10] Это может быть либо полная сфера, либо носовая часть сферического сечения со сходящейся конической кормовой частью. Аэродинамику сферы или сферического сечения легко смоделировать аналитически, используя теорию удара Ньютона. 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 центра кривизны (динамическая устойчивость более проблематична). Чистые сферы не имеют подъемной силы. Однако при полете под углом атаки сферическая часть имеет умеренную аэродинамическую подъемную силу, что обеспечивает некоторую дальность полета и расширяет 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. Следовательно, пилотируемые капсулы той эпохи основывались на сферическом сечении.
Аппараты с чистым сферическим входом использовались в первых советских капсулах «Восток» и «Восход» , а также в советских спускаемых аппаратах на Марс и Венеру . В командном модуле «Аполлон» использовалась тепловая защита носовой части сферического сечения и сужающаяся кормовая часть конической формы. Он совершил подъемный вход с гиперзвуковым дифферентным углом атаки -27 ° (0 ° - сначала тупой конец), что дало среднее L / D (отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению) 0,368. [12] Результирующая подъемная сила обеспечивала определенный контроль поперечного диапазона за счет смещения центра масс транспортного средства от его оси симметрии, что позволяло направлять подъемную силу влево или вправо путем вращения капсулы по ее продольной оси . Другими примерами геометрии сферического сечения в пилотируемых капсулах являются «Союз / Зонд» , «Близнецы » и «Меркурий» . Даже эти небольшие значения подъемной силы позволяют использовать траектории, которые оказывают очень существенное влияние на пиковую перегрузку , уменьшая ее с 8–9 г для чисто баллистической (замедляющейся только за счет сопротивления) траектории до 4–5 г, а также значительно уменьшая пиковую силу. возвратное тепло. [13]
Сфера-конус представляет собой сферическое сечение с прикрепленным к нему усеченным или притупленным конусом. Динамическая устойчивость сферы-конуса обычно лучше, чем у сферического сечения. Транспортное средство входит в сферу первым. При достаточно малом полуугле и правильно расположенном центре масс сфера-конус может обеспечить аэродинамическую устойчивость от кеплеровского входа до удара о поверхность. ( Полуугол — это угол между осью вращательной симметрии конуса и его внешней поверхностью и, следовательно, половина угла, образуемого краями поверхности конуса.)
Первоначальным американским аэродинамическим снарядом со сферическим конусом был Mk-2 RV (головная машина), который был разработан в 1955 году корпорацией General Electric. Конструкция Mk-2 была основана на теории тупого тела и использовала систему тепловой защиты с радиационным охлаждением ( TPS) на основе металлического теплозащитного экрана (различные типы TPS описаны далее в этой статье). У Мк-2 были существенные недостатки как системы доставки оружия, то есть она слишком долго находилась в верхних слоях атмосферы из-за своего более низкого баллистического коэффициента , а также тянула за собой поток испаренного металла, что делало ее очень заметной для радаров . Эти дефекты сделали Mk-2 чрезмерно уязвимым для систем противоракетной обороны (ПРО). Следовательно, компания General Electric разработала альтернативный вариант Мк-2 со сферическим конусом. [ нужна цитата ]
Этим новым автодомом был Mk-6, в котором использовался неметаллический абляционный TPS, фенольный нейлон. Этот новый TPS был настолько эффективным в качестве теплового экрана при входе в атмосферу, что стало возможным значительно уменьшить притупление. [ нужна цитата ] Однако Мк-6 представлял собой огромную летающую машину со стартовой массой 3360 кг, длиной 3,1 м и углом полураствора 12,5°. Последующие достижения в области ядерного оружия и конструкции аблятивного TPS позволили возвращаемым аппаратам стать значительно меньшими по сравнению с Mk-6 и еще более уменьшить степень притупления. С 1960-х годов сфера-конус стала предпочтительной геометрией для современных управляемых межконтинентальных баллистических ракет с типичными полууглами от 10 ° до 11 °. [ нужна цитата ]
Разведывательные спутники RV (эвакуационные машины) также использовали форму сферы-конуса и были первым американским примером машины входа без боеприпасов ( Discoverer-I , запущенный 28 февраля 1959 года). Позже сфера-конус использовалась для космических полетов к другим небесным телам или для возвращения из открытого космоса; например, зонд «Звездная пыль» . В отличие от военных автодомов, преимущество меньшей массы TPS тупого корпуса сохранилось у космических аппаратов входа в космос, таких как зонд « Галилео» с полууголом 45 ° или аэрооболочка «Викинг» с полууголом 70 °. Космические аппараты со сферо-конусным входом приземлились на поверхность или вошли в атмосферы Марса , Венеры , Юпитера и Титана .
Биконус представляет собой сферу-конус с прикрепленным дополнительным усеченным усеченным конусом . Биконический вариант предлагает значительно улучшенное соотношение L/D. Биконическая система, предназначенная для аэрозахвата Марса, обычно имеет L/D примерно 1,0 по сравнению с L/D 0,368 для Apollo-CM. Более высокое значение L/D делает биконическую форму более подходящей для перевозки людей на Марс из-за меньшего пикового замедления. Пожалуй, самым значимым биконическим самолетом, когда-либо летавшим в космос, была усовершенствованная маневренная возвращаемая машина (AMaRV). Четыре AMaRV были произведены корпорацией McDonnell Douglas Corp. и представляли собой значительный скачок в развитии сложности автодомов. Три AMaRV были запущены межконтинентальными баллистическими ракетами Minuteman-1 20 декабря 1979 г., 8 октября 1980 г. и 4 октября 1981 г. AMaRV имел стартовую массу около 470 кг, радиус носовой части 2,34 см, полуугол переднего усеченного конуса 10,4 °, радиус между усеченными конусами 14,6 см, полуугол задней усеченной пирамиды 6 ° и осевая длина 2,079 метра. Никакой точной схемы или изображения AMaRV в открытой литературе никогда не появлялось. Однако был опубликован схематический эскиз транспортного средства, подобного AMaRV, а также графики траектории, показывающие крутые повороты. [14]
Положение AMaRV контролировалось с помощью разделенного закрылка кузова (также называемого разделенным наветренным закрылком ), а также двух закрылков по рысканью, установленных по бокам машины. Для управления закрылками использовался гидравлический привод . AMaRV управлялась полностью автономной навигационной системой, предназначенной для уклонения от перехвата противоракетной обороны (ПРО). McDonnell Douglas DC-X (также биконический) по сути был увеличенной версией AMaRV. AMaRV и DC-X также послужили основой для неудачного предложения по созданию того, что в конечном итоге стало Lockheed Martin X-33 .
Для транспортных средств с экипажем использовались неосесимметричные формы . Одним из примеров является крылатый орбитальный аппарат, который использует треугольное крыло для маневрирования во время спуска, подобно обычному планеру. Этот подход использовался американским космическим кораблем "Шаттл" и советским "Бураном" . Подъемный кузов представляет собой еще одну геометрию входного транспортного средства и использовался с автомобилем X-23 PRIME (точное восстановление, включая маневренный вход). [ нужна цитата ]
Объекты, входящие в атмосферу из космоса на высоких скоростях относительно атмосферы, вызывают очень высокий уровень нагрева . Нагрев входа в атмосферу происходит в основном из двух источников:
По мере увеличения скорости увеличивается как конвективный, так и радиационный нагрев, но с разной скоростью. На очень высоких скоростях радиационный нагрев будет доминировать над конвективными тепловыми потоками, поскольку радиационный нагрев пропорционален восьмой степени скорости, а конвективный нагрев пропорционален третьей степени скорости. Таким образом, на ранних стадиях входа в атмосферу преобладает радиационный нагрев, а на более поздних стадиях – конвекция. [15]
При определенной интенсивности ионизации происходит радиозатмение космического корабля. [16]
Хотя считается, что интерфейс входа в Землю происходит на линии Кармана на расстоянии 100 километров (330 000 футов), основной нагрев во время контролируемого входа происходит на высоте от 65 до 35 километров (от 213 000 до 115 000 футов), достигая максимума на высоте 58 километров (190 000 футов). . [17]
При типичных температурах входа в атмосферу воздух в ударном слое одновременно ионизирован и диссоциирован . [ нужна цитата ] [18] Эта химическая диссоциация требует различных физических моделей для описания термических и химических свойств ударного слоя. Существует четыре основные физические модели газа, которые важны для авиационных инженеров, проектирующих тепловые экраны:
Почти все авиационные инженеры изучают модель идеального (идеального) газа во время учебы в бакалавриате. Большинство важных уравнений идеального газа вместе с соответствующими таблицами и графиками показаны в отчете NACA 1135. [19] Выдержки из отчета NACA 1135 часто появляются в приложениях к учебникам по термодинамике и знакомы большинству авиационных инженеров, проектирующих сверхзвуковые самолеты.
Теория идеального газа изящна и чрезвычайно полезна для проектирования самолетов, но предполагает, что газ химически инертен. С точки зрения конструкции летательных аппаратов воздух можно считать инертным при температуре менее 550 К при давлении в одну атмосферу. Теория идеального газа начинает разрушаться при 550 К и непригодна для использования при температурах выше 2000 К. Для температур выше 2000 К разработчик теплозащитного экрана должен использовать модель реального газа .
На момент тангажа въезжающего транспортного средства могут существенно влиять эффекты реального газа. И командный модуль Аполлона, и космический шаттл были спроектированы с использованием неправильных моментов тангажа, определенных в результате неточного моделирования в реальном газе. Угол атаки «Аполлона-CM» был выше, чем первоначально предполагалось, что привело к более узкому коридору входа на Луну. Фактический аэродинамический центр «Колумбии » находился выше расчетного значения из-за эффектов реального газа. Во время первого полета «Колумбии» ( STS - 1 ) астронавты Джон Янг и Роберт Криппен пережили несколько тревожных моментов во время входа в атмосферу, когда возникло беспокойство по поводу потери контроля над кораблем. [20]
Равновесная модель 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 в результате множества различных реакций. Прямое трение о возвращаемый объект не является основной причиной нагрева ударного слоя. Это вызвано главным образом изоэнтропическим нагревом молекул воздуха внутри волны сжатия. Увеличение энтропии молекул внутри волны, вызванное трением, также приводит к некоторому нагреву. [ оригинальное исследование? ] Расстояние от ударной волны до точки застоя на передней кромке въезжающего транспортного средства называется задержкой ударной волны . Приблизительное эмпирическое правило для расстояния противостояния ударной волны составляет 0,14 радиуса носа. Оценить время прохождения молекулы газа от ударной волны до критической точки можно, приняв скорость набегающего потока 7,8 км/с и радиус носа 1 метр, т. е. время прохождения составляет около 18 микросекунд. Это примерно время, необходимое для того, чтобы химическая диссоциация, инициированная ударной волной, достигла химического равновесия в ударном слое при входе в воздух со скоростью 7,8 км / с во время пикового теплового потока. Следовательно, когда воздух приближается к критической точке въездного транспортного средства, он эффективно достигает химического равновесия, что позволяет использовать модель равновесия. В этом случае большая часть ударного слоя между ударной волной и передней кромкой приближающегося транспортного средства находится в химической реакции и не находится в состоянии равновесия. Уравнение Фэя-Ридделла [11] , имеющее чрезвычайно важное значение для моделирования теплового потока, обязано своей справедливостью тому, что критическая точка находится в химическом равновесии. Время, необходимое для достижения равновесия газом ударного слоя, сильно зависит от давления в ударном слое. Например, в случае входа зонда Галилео в атмосферу Юпитера ударный слой находился в основном в равновесии во время пикового теплового потока из-за испытываемого очень высокого давления (это противоречит здравому смыслу, учитывая, что скорость набегающего потока во время пика тепла составляла 39 км/с). поток).
Определение термодинамического состояния критической точки в рамках модели равновесного газа сложнее, чем в модели идеального газа. В модели идеального газа соотношение удельных теплоемкостей (также называемое показателем изэнтропы , индексом адиабаты , гамма или каппа ) предполагается постоянным наряду с газовой постоянной . Для реального газа соотношение теплоемкостей может сильно колебаться в зависимости от температуры. В модели идеального газа существует элегантный набор уравнений для определения термодинамического состояния вдоль линии тока с постоянной энтропией, называемой изэнтропической цепью . Для реального газа изэнтропическая цепь непригодна, и вместо нее для ручных расчетов будет использоваться диаграмма Молье . Однако графическое решение с диаграммой Молье в настоящее время считается устаревшим, поскольку современные проектировщики тепловых экранов используют компьютерные программы, основанные на цифровой справочной таблице (еще одна форма диаграммы Молье) или программе термодинамики, основанной на химии. Химический состав газа, находящегося в равновесии при фиксированных давлении и температуре, можно определить с помощью метода свободной энергии Гиббса . Свободная энергия Гиббса — это просто полная энтальпия газа минус его полная энтропия , умноженная на температуру. Программа химического равновесия обычно не требует химических формул или уравнений скорости реакций. Программа работает, сохраняя исходное содержание элементов, указанное для газа, и изменяя различные молекулярные комбинации элементов посредством числовых итераций до тех пор, пока не будет рассчитана минимально возможная свободная энергия Гиббса (метод Ньютона-Рафсона является обычной численной схемой). База данных для программы свободной энергии Гиббса основана на спектроскопических данных, используемых при определении статистических сумм . Среди лучших существующих кодов равновесия — программа «Химическое равновесие с приложениями» (CEA), написанная Бонни Дж. Макбрайд и Сэнфордом Гордоном из НАСА Льюиса (теперь переименованного в «Исследовательский центр Гленна НАСА»). Другие названия CEA — «Кодекс Гордона и Макбрайда» и «Кодекс Льюиса». CEA достаточно точен до 10 000 К для атмосферных газов планет, но непригоден для использования при температурах выше 20 000 К ( двойная ионизация не моделируется). CEA можно загрузить из Интернета вместе с полной документацией, и он компилируется в Linux с помощью компилятора G77 Fortran .
Неравновесная модель реального газа является наиболее точной моделью физики газа 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 первоначально предполагает, что газ состоит из одного двухатомного вещества, подверженного только одной химической формуле и ее обратной форме; например, N 2 = N + N и N + N = N 2 (диссоциация и рекомбинация). Из-за своей простоты модель Лайтхилла-Фримена является полезным педагогическим инструментом, но она слишком проста для моделирования неравновесного воздуха. Обычно предполагается, что воздух имеет мольную долю состава 0,7812 молекулярного азота, 0,2095 молекулярного кислорода и 0,0093 аргона. Простейшей моделью реального газа для воздуха является модель пяти видов , которая основана на N 2 , O 2 , NO, N и O. Модель пяти видов предполагает отсутствие ионизации и игнорирует следы таких веществ, как углекислый газ.
При запуске программы равновесия свободной энергии Гиббса [ необходимы пояснения ] итерационный процесс от первоначально заданного молекулярного состава до окончательного рассчитанного равновесного состава является по существу случайным и неточным по времени. В неравновесной программе процесс вычислений является точным по времени и следует пути решения, определяемому химическими формулами и формулами скорости реакции. Пятивидовая модель имеет 17 химических формул (34, если считать обратные формулы). 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. [ нужна цитата ] Поскольку 5 обыкновенных дифференциальных уравнений тесно связаны, система численно «жесткая» и ее трудно решить. Модель пяти видов можно использовать только для выхода с низкой околоземной орбиты , где скорость входа составляет примерно 7,8 км/с (28 000 км/ч; 17 000 миль в час). При возвращении к Луне со скоростью 11 км/с [23] ударный слой содержит значительное количество ионизированного азота и кислорода. Модель пяти видов больше не является точной, и вместо нее необходимо использовать модель двенадцати видов. Скорость входа в атмосферу на траектории Марс-Земля составляет порядка 12 км/с (43 000 км/ч; 27 000 миль в час). [24] Моделирование высокоскоростного входа в атмосферу Марса, которое включает в себя атмосферу углекислого газа, азота и аргона, еще более сложно и требует модели из 19 видов. [ нужна цитата ]
Важным аспектом моделирования неравновесных эффектов реального газа является радиационный тепловой поток. Если транспортное средство входит в атмосферу на очень высокой скорости (гиперболическая траектория, возвращение к Луне) и имеет большой радиус носовой части, то радиационный тепловой поток может преобладать над нагревом TPS. Радиационный тепловой поток при входе в атмосферу воздуха или углекислого газа обычно исходит от асимметричных двухатомных молекул; например, циан (CN), окись углерода , оксид азота (NO), одиночный ионизированный молекулярный азот и т. д. Эти молекулы образуются ударной волной, диссоциирующей окружающий атмосферный газ с последующей рекомбинацией внутри ударного слоя в новые молекулярные виды. Вновь образованные двухатомные молекулы изначально имеют очень высокую колебательную температуру, которая эффективно преобразует колебательную энергию в лучистую энергию ; т.е. радиационный тепловой поток. Весь процесс занимает менее миллисекунды, что усложняет моделирование. Экспериментальное измерение радиационного теплового потока (обычно выполняемое с помощью ударных трубок) наряду с теоретическими расчетами с помощью нестационарного уравнения Шредингера являются одними из наиболее эзотерических аспектов аэрокосмической техники. Большая часть аэрокосмических исследований, связанных с пониманием радиационного теплового потока, была проведена в 1960-х годах, но в значительной степени прекращена после завершения программы «Аполлон». Радиационный тепловой поток в воздухе был изучен ровно настолько, чтобы обеспечить успех Аполлона. Однако радиационный тепловой поток в углекислом газе (вход на Марс) до сих пор почти не изучен и потребует серьезных исследований. [ нужна цитата ]
Модель замороженного газа описывает частный случай газа, который не находится в равновесии. Название «замороженный газ» может ввести в заблуждение. Замороженный газ не «заморожен», как лед — замороженная вода. Скорее, замороженный газ «заморожен» во времени (предполагается, что все химические реакции прекратились). Химические реакции обычно происходят в результате столкновений между молекулами. Если давление газа медленно снижается так, что химические реакции могут продолжаться, газ может оставаться в равновесии. Однако давление газа может упасть настолько внезапно, что почти все химические реакции прекратятся. В этой ситуации газ считается замороженным. [ нужна цитата ]
Различие между равновесием и замороженным состоянием 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. Замерзший газ может стать серьезной проблемой при следовании за въезжающим транспортным средством. При входе в атмосферу свободный поток воздуха сжимается до высокой температуры и давления ударной волной въезжающего транспортного средства. Неравновесный воздух в ударном слое затем переносится за переднюю часть въезжающего транспортного средства в область быстро расширяющегося потока, вызывающего замерзание. Замерзший воздух затем может быть вовлечен в вихрь, движущийся за въезжающим транспортным средством. Правильно смоделировать поток вслед за въезжающим транспортным средством очень сложно. Нагрев теплозащитного экрана (ТЗЭ) в кормовой части автомобиля обычно не очень высок, но геометрия и неустойчивость следа автомобиля могут существенно влиять на аэродинамику (момент тангажа) и особенно на динамическую устойчивость. [ нужна цитата ]
Система тепловой защиты , или TPS, — это барьер, который защищает космический корабль во время жгучей жары при входе в атмосферу. Второстепенной целью может быть защита космического корабля от жары и холода космоса на орбите. Используются различные подходы к тепловой защите космических аппаратов, в том числе аблятивные тепловые экраны, пассивное охлаждение и активное охлаждение поверхностей космических аппаратов.
Абляционный тепловой экран работает, поднимая газ горячего ударного слоя от внешней стенки теплового 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 тепловых потоков. Общий процесс уменьшения теплового потока, испытываемого внешней стенкой теплового экрана с помощью пограничного слоя, называется блокировкой . В абляционном TPS абляция происходит на двух уровнях: внешняя поверхность материала TPS обугливается, плавится и сублимируется , в то время как основная часть материала TPS подвергается пиролизу и выводит газообразные продукты. Газ, образующийся в результате пиролиза, вызывает выдувание и блокирует конвективный и каталитический тепловой поток. Пиролиз можно измерить в реальном времени с помощью термогравиметрического анализа , чтобы можно было оценить эффективность абляции. [25] Абляция также может обеспечить блокировку радиационного теплового потока за счет введения углерода в ударный слой, что делает его оптически непрозрачным. Блокировка радиационного теплового потока была основным механизмом тепловой защиты материала Galileo Probe TPS (фенольный углерод). Углеродный фенол первоначально был разработан в качестве материала для горловины сопла ракеты (используемого в твердотопливном ракетном ускорителе космического корабля "Шаттл" ) и для носовых наконечников спускаемых аппаратов.
Ранние исследования технологии абляции в США проводились в Исследовательском центре Эймса НАСА , расположенном в Моффетт-Филд , Калифорния. Исследовательский центр Эймса был идеальным, поскольку в нем было множество аэродинамических труб , способных генерировать ветер различной скорости. Первоначальные эксперименты обычно устанавливали макет абляционного материала для анализа в гиперзвуковой аэродинамической трубе. [26] Испытания абляционных материалов проводятся в комплексе Ames Arc Jet. На этом объекте были испытаны многие системы тепловой защиты космических кораблей, в том числе материалы теплозащиты «Аполлона», космического челнока и «Ориона». [27]
Теплопроводность конкретного материала TPS обычно пропорциональна плотности материала. [28] Фенольный углерод является очень эффективным абляционным материалом, но также имеет высокую плотность, что нежелательно. Если тепловой поток, испытываемый въезжающим транспортным средством, недостаточен, чтобы вызвать пиролиз, то проводимость материала TPS может привести к передаче теплового потока в материал соединительной линии TPS, что приведет к выходу из строя TPS. Следовательно, для траекторий входа, вызывающих меньший тепловой поток, фенольный углерод иногда не подходит, а 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 запатентованный абляционный материал, произведенный Lockheed Martin , который использовался в качестве основного материала TPS на всех 70-градусных аппаратах со сферическим конусом, отправленных НАСА на Марс, за исключением Марсианской научной лаборатории (MSL). SLA-561V начинает значительную абляцию при тепловом потоке около 110 Вт/см 2 , но не работает при тепловых потоках более 300 Вт/см 2 . В настоящее время MSL aeroshell TPS рассчитан на пиковый тепловой поток 234 Вт/см 2 . Пиковый тепловой поток, испытанный аэрооболочкой «Викинг-1» , приземлившейся на Марс, составил 21 Вт/см 2 . Для «Викинга-1 » TPS действовал как обугленный теплоизолятор и никогда не подвергался значительной абляции. «Викинг-1» был первым посадочным модулем на Марс, построенным по очень консервативной конструкции. Аэрооболочка «Викинг» имела диаметр основания 3,54 метра (самый большой из использовавшихся на Марсе до Марсианской научной лаборатории). SLA-561V применяется путем упаковки абляционного материала в сотовый сердечник, который предварительно прикрепляется к структуре аэрооболочки, что позволяет создать большой тепловой экран. [29]
.jpg/1280px-OSIRIS-REx_Sample_Return_(NHQ202309240002).jpg)
Углеродный аблятор с фенольной пропиткой (PICA), заготовка из углеродного волокна , пропитанная фенольной смолой , [30] представляет собой современный материал TPS и обладает преимуществами низкой плотности (намного легче, чем фенольный углерод) в сочетании с эффективной абляционной способностью при высоком тепловом потоке. Это хороший выбор для абляционных применений, таких как условия высокого пикового нагрева, возникающие в миссиях по возврату образцов или миссиях по возвращению на Луну. Теплопроводность PICA ниже, чем у других абляционных материалов с высоким тепловым потоком, таких как обычные углеродные фенольные смолы. [ нужна цитата ]
PICA был запатентован Исследовательским центром Эймса НАСА в 1990-х годах и был основным материалом TPS для аэрооболочки Stardust . [31] Капсула для возврата проб «Звездная пыль» была самым быстрым искусственным объектом, когда-либо возвращавшимся в атмосферу Земли: она развивала скорость 28 000 миль в час (около 12,5 км/с) на высоте 135 км. Это было быстрее, чем капсулы миссии «Аполлон» и на 70% быстрее, чем «Шаттл». [1] PICA имел 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, размер которой позволял выдерживать номинальную пиковую скорость нагрева 1,2 кВт/см 2 . . Тепловой экран PICA также использовался для входа Марсианской научной лаборатории в марсианскую атмосферу . [32]
Усовершенствованная и более простая в производстве версия под названием PICA-X была разработана компанией SpaceX в 2006–2010 годах [32] для космической капсулы Dragon . [33] Первое испытание теплового экрана PICA-X было проведено в ходе миссии Dragon C1 8 декабря 2010 года. [34] Тепловой экран PICA-X был спроектирован, разработан и полностью аттестован небольшой командой из дюжины инженеров и специалистов. технических специалистов менее чем за четыре года. [32] Производство PICA-X в десять раз дешевле, чем материал теплозащитного экрана НАСА PICA. [35]
Вторая расширенная версия PICA, получившая название PICA-3, была разработана SpaceX в середине 2010-х годов. Впервые он был испытан на космическом корабле Crew Dragon в 2019 году во время демонстрационной миссии в апреле 2019 года и введен в регулярную эксплуатацию на этом космическом корабле в 2020 году. [36]
Керамический аблятор многоразового использования с силиконовой пропиткой (SIRCA) также был разработан в Исследовательском центре Эймса НАСА и использовался на интерфейсной пластине задней оболочки (BIP) аэрооболочек Mars Pathfinder и Mars Exploration Rover (MER). BIP находился в точках крепления между задней частью аэродинамической оболочки (также называемой кормовой частью или кормовой крышкой) и круизным кольцом (также называемым круизной ступенью). SIRCA также был основным материалом TPS для неудачных марсианских зондов-импульсов Deep Space 2 (DS/2) с их аэрооболочками с диаметром основания 0,35 метра (1,1 фута). SIRCA — это монолитный изолирующий материал, который может обеспечить тепловую защиту за счет абляции. Это единственный материал TPS, которому можно придать нестандартную форму, а затем нанести его непосредственно на космический корабль. Не требуется постобработка, термообработка или дополнительные покрытия (в отличие от плитки космического корабля). Поскольку SIRCA можно обрабатывать на станках с точными формами, его можно применять в виде плиток, секций передней кромки, полноразмерных носовых колпачков или любого количества нестандартных форм и размеров. По состоянию на 1996 год SIRCA был продемонстрирован в интерфейсах задней оболочки, но еще не в качестве материала TPS для носовой части корпуса. [37][обновлять]
AVCOAT — это абляционный теплозащитный экран, разработанный НАСА , представляющий собой стеклонаполненную эпоксидно - новолачную систему. [38]
Первоначально НАСА использовало его для командного модуля Аполлона в 1960-х годах, а затем использовало этот материал для своего модуля экипажа следующего поколения за пределами околоземной орбиты « Орион» , который сначала совершил испытательный полет в декабре 2014 года, а затем вступил в эксплуатацию в ноябре 2022 года. [ 39] Avcoat, который будет использоваться на Орионе, был переработан в соответствии с экологическим законодательством, принятым после окончания Аполлона. [40] [41]
Термическая выдержка является частью практически всех схем TPS. Например, абляционный теплозащитный экран теряет большую часть своей эффективности тепловой защиты, когда температура внешней стенки падает ниже минимума, необходимого для пиролиза. С этого момента и до окончания теплового импульса тепло от ударного слоя конвекторируется во внешнюю стенку теплового экрана и в конечном итоге передается к полезной нагрузке. [ нужна цитация ] Этот результат можно предотвратить, выталкивая тепловой экран (с его теплоизоляцией) до того, как тепло перейдет к внутренней стенке.
_tile,_c_1980._(9663807484).jpg/1280px-Silica_Space_Shuttle_thermal_protection_(TPS)_tile,_c_1980._(9663807484).jpg)
Огнеупорная изоляция удерживает тепло во внешнем слое поверхности космического корабля, откуда оно отводится воздухом. [42] Температура поверхности повышается до уровня лампы накаливания, поэтому материал должен иметь очень высокую температуру плавления, а также иметь очень низкую теплопроводность. Материалы с этими свойствами, как правило, хрупкие, деликатные, и их трудно изготовить больших размеров, поэтому их обычно изготавливают в виде относительно небольших плиток, которые затем прикрепляются к структурной обшивке космического корабля. Существует компромисс между прочностью и теплопроводностью: менее проводящие материалы обычно более хрупкие. В космическом шаттле использовалось несколько типов плиток. Плитка также используется на верхней ступени Boeing X-37 , Dream Chaser и Starships .
Поскольку изоляция не может быть идеальной, некоторая тепловая энергия сохраняется в изоляции и нижележащем материале («термическое пропитывание») и должна рассеиваться после выхода космического корабля из высокотемпературного режима полета. Некоторая часть этого тепла будет повторно излучаться через поверхность или уноситься с поверхности за счет конвекции, но некоторая часть будет нагревать конструкцию и внутреннюю часть космического корабля, что может потребовать активного охлаждения после приземления. [42]
Типичные плитки TPS для космических кораблей ( LI-900 ) обладают замечательными теплозащитными свойствами. Плитка LI-900, подвергшаяся воздействию температуры 1000 К с одной стороны, останется лишь теплой на ощупь с другой стороны. Однако они относительно хрупкие, легко ломаются и не выдерживают дождя в полете.
В некоторых ранних летательных аппаратах баллистических ракет (например, Мк-2 и суборбитальном космическом корабле «Меркурий» ) использовались ТПС с радиационным охлаждением для первоначального поглощения теплового потока во время теплового импульса, а затем, после теплового импульса, для излучения и конвекции теплового потока. накопленное тепло возвращается в атмосферу. Однако более ранняя версия этого метода требовала значительного количества металлических ТПС (например, титана , бериллия , меди и т. д.). Современные дизайнеры предпочитают избегать этой дополнительной массы, используя вместо этого абляционную и термическую пропитку TPS.
В системах термозащиты, основанных на излучательной способности , используются покрытия с высокой излучательной способностью (HEC) для облегчения радиационного охлаждения , а нижний пористый керамический слой служит для защиты конструкции от высоких температур поверхности. Высокие термически стабильные значения коэффициента излучения в сочетании с низкой теплопроводностью являются ключом к функциональности таких систем. [43]
ДПДЗ с радиационным охлаждением можно встретить на современных автомобилях начального уровня, но вместо металла обычно используется армированный углерод-углерод (RCC) (также называемый углерод-углерод ). RCC представлял собой материал TPS на носовом обтекателе и передних кромках крыла космического челнока, а также был предложен в качестве материала передней кромки для X -33 . Углерод - самый тугоплавкий из известных материалов: температура сублимации графита в одной атмосфере составляет 3825 ° C (6917 ° F). Эта высокая температура сделала углерод очевидным выбором в качестве материала TPS с радиационным охлаждением. Недостатки RCC заключаются в том, что в настоящее время его производство дорого, он тяжелый и не обладает достаточной ударопрочностью. [44]
Некоторые высокоскоростные самолеты , такие как SR-71 Blackbird и Concorde , имеют дело с нагревом, аналогичным тому, который испытывает космический корабль, но с гораздо меньшей интенсивностью и в течение нескольких часов. Исследования титановой обшивки SR-71 показали, что металлическая структура была восстановлена до первоначальной прочности в результате отжига за счет аэродинамического нагрева. В случае с Concorde максимальная рабочая температура алюминиевого носа составляла 127 ° C (261 ° F) (примерно на 180 ° C (324 ° F) теплее, чем обычно минусовая температура окружающего воздуха); металлургические последствия (выход из строя ), которые были бы связаны с более высокой пиковой температурой, были наиболее важными факторами, определяющими максимальную скорость самолета.
ДПДЗ с радиационным охлаждением для въездного транспортного средства часто называют ДПДЗ с горячим металлом . Ранние конструкции TPS для космического челнока предусматривали использование TPS из горячего металла на основе никелевого суперсплава (получившего название René 41 ) и титановой черепицы. [45] Эта концепция Shuttle TPS была отвергнута, поскольку считалось, что TPS на основе кварцевой плитки потребует меньших затрат на разработку и производство. [ нужна ссылка ] TPS из никелевого суперсплава снова был предложен для неудачного прототипа одноступенчатого вывода на орбиту (SSTO) X-33 . [46]
Недавно были разработаны новые материалы TPS с радиационным охлаждением, которые могут превосходить RCC. Известные как сверхвысокотемпературная керамика , они были разработаны для прототипа транспортного средства Slender Hypervelocity Aerothermodynamic Research Probe (SHARP). Эти материалы TPS основаны на дибориде циркония и дибориде гафния . SHARP TPS предложила улучшения характеристик, позволяющие обеспечить устойчивый полет со скоростью 7 Маха на уровне моря, полет со скоростью 11 Маха на высоте 100 000 футов (30 000 м), а также значительные улучшения для транспортных средств, предназначенных для непрерывного гиперзвукового полета. Материалы SHARP TPS позволяют получить острые передние кромки и носовые обтекатели, что значительно снижает сопротивление воздушно-реактивных космических самолетов с комбинированным циклом и несущих тел. Материалы SHARP продемонстрировали эффективные характеристики TPS при температуре от нуля до более 2000 °C (3630 °F) с температурой плавления более 3500 °C (6330 °F). Они структурно прочнее, чем RCC, и, следовательно, не требуют структурного усиления такими материалами, как Inconel. Материалы SHARP чрезвычайно эффективно переизлучают поглощенное тепло, что устраняет необходимость в дополнительных TPS позади и между материалами SHARP и традиционной конструкцией автомобиля. Первоначально НАСА профинансировало (и прекратило) многоэтапную программу исследований и разработок в Университете Монтаны в 2001 году по тестированию материалов SHARP на испытательных транспортных средствах. [47] [48]
В различных конструкциях современных космических кораблей многоразового использования и гиперзвуковых самолетов было предложено использовать тепловые экраны, изготовленные из термостойких металлических сплавов , в которых циркулирует хладагент или криогенное топливо.
Такая концепция TPS была предложена для национального аэрокосмического самолета X-30 (NASP) в середине 80-х годов. [ нужна цитация ] NASP должен был быть гиперзвуковым самолетом с прямоточным воздушно-реактивным двигателем , но его разработка потерпела неудачу. [ нужна цитата ]
В 2005 и 2012 годах в рамках немецкого эксперимента Sharp Edge Flight Experiment (SHEFEX) были запущены два беспилотных несущих кузова с активно охлаждаемыми корпусами . [ нужна цитата ]
В начале 2019 года SpaceX разрабатывала активно охлаждаемый тепловой экран для своего космического корабля Starship , где частью системы тепловой защиты будет конструкция внешней оболочки с транспирационным охлаждением для возвращающегося космического корабля. [49] [50] Однако позже в 2019 году SpaceX отказалась от этого подхода в пользу современной версии теплозащитных плиток. [51] [52]
В начале 1960-х годов в различных системах TPS было предложено использовать воду или другую охлаждающую жидкость, распыляемую в ударный слой или пропускаемую через каналы в тепловом экране. Преимущества включали возможность создания большего количества цельнометаллических конструкций, которые были бы дешевле в разработке, были бы более прочными и устраняли бы необходимость в секретных и неизвестных технологиях. Недостатками являются повышенный вес и сложность, а также меньшая надежность. Эта концепция никогда не подвергалась полетам, но подобная технология (пробковое сопло [45] ) прошла обширные наземные испытания.
Если позволяет топливо, ничто не мешает транспортному средству войти в атмосферу с ретроградным сгоранием двигателя, что имеет двойной эффект: замедляет транспортное средство гораздо быстрее, чем это могло бы произойти при одном только атмосферном сопротивлении, и вытесняет сжатый горячий воздух от корпуса транспортного средства. Во время входа в атмосферу первая ступень SpaceX Falcon 9 выполняет входной режим, чтобы быстро снизить скорость по сравнению с начальной гиперзвуковой скоростью. [ нужна цитата ]
В 2004 году авиаконструктор Берт Рутан продемонстрировал возможность создания изменяющего форму профиля крыла для входа в атмосферу суборбитального корабля SpaceShipOne . Крылья этого корабля вращаются вверх, образуя оперенную форму , что создает эффект волана . Таким образом, SpaceShipOne достигает гораздо большего аэродинамического сопротивления при входе в атмосферу, не испытывая при этом значительных тепловых нагрузок.
Такая конфигурация увеличивает сопротивление, поскольку корабль теперь менее обтекаемый, и в результате на космический корабль на больших высотах попадает больше частиц атмосферного газа, чем в противном случае. Таким образом, самолет замедляется сильнее в более высоких слоях атмосферы, что является ключом к эффективному входу в атмосферу. Во-вторых, в этом состоянии самолет автоматически ориентируется на положение с высоким сопротивлением. [53]
Однако скорость, достигнутая SpaceShipOne перед входом в атмосферу, намного ниже, чем у орбитального космического корабля, и инженеры, в том числе Рутан, признают, что метод входа в атмосферу с оперением не подходит для возвращения с орбиты.
4 мая 2011 года на SpaceShipTwo было проведено первое испытание механизма оперения во время планирующего полета после освобождения от White Knight Two. Преждевременное развертывание системы оперения стало причиной крушения VSS Enterprise в 2014 году , в результате которого самолет распался, в результате чего погиб второй пилот.
Вход пернатых был впервые описан Дином Чепменом из NACA в 1958 году. [54] В разделе своего отчета о составном входе Чепмен описал решение проблемы с использованием устройства с высоким сопротивлением:
Для достижения некоторых преимуществ может быть желательно совместить подъемный и неподъемный вход. Очевидно, что для маневренности при посадке выгодно использовать подъемное транспортное средство. Однако общее количество тепла, поглощаемое подъемным транспортным средством, намного выше, чем у неподъемного транспортного средства... Неподъемные транспортные средства легче сконструировать... используя, например, большое и легкое тяговое устройство... Чем больше устройства, тем меньше скорость нагрева.
Неподъемные транспортные средства с устойчивостью волана выгодны также с точки зрения минимальных требований к контролю при въезде.
... очевидным составным типом входа, который сочетает в себе некоторые желательные особенности подъемных и неподъемных траекторий, будет вход сначала без подъемной силы, но с... тянущим устройством; затем, когда скорость снижается до определенного значения... устройство сбрасывается или убирается, оставляя подъемное средство... на оставшуюся часть спуска.
Замедление при входе в атмосферу, особенно для миссий по возвращению на Марс на более высоких скоростях, выигрывает от максимизации «площади сопротивления входной системы. Чем больше диаметр аэрооболочки, тем больше может быть полезная нагрузка». [55] Надувная аэрооболочка представляет собой альтернативу увеличению площади сопротивления при малой массе.
Такой надувной щит/аэробрейк был разработан для участников миссии «Марс 96» . Поскольку миссия провалилась из-за неисправности ракеты-носителя, НПО Лавочкина и DASA/ESA разработали миссию на околоземную орбиту. Демонстратор технологии надувного спуска и спуска (ИРДТ) был запущен на корабле «Союз-Фрегат» 8 февраля 2000 года. Надувной щит имел форму конуса с двумя ступенями надувания. Хотя вторая ступень щита не надулась, демонстратор пережил выход на орбиту и был восстановлен. [56] [57] Последующие полеты на ракете «Волна» провалились из-за отказа пусковой установки. [58]
НАСА запустило экспериментальный космический корабль с надувным тепловым экраном 17 августа 2009 года, совершив успешный первый испытательный полет в рамках эксперимента с надувным возвращаемым аппаратом (IRVE). Тепловой экран был упакован в вакууме в кожух полезной нагрузки диаметром 15 дюймов (38 см) и запущен на зондирующей ракете Black Brant 9 с летной базы НАСА Уоллопс на острове Уоллопс, штат Вирджиния. «Азот надул тепловой экран диаметром 10 футов (3,0 м), сделанный из нескольких слоев ткани с силиконовым покрытием [ кевлара ], до грибовидной формы в космосе через несколько минут после взлета». [55] Апогей ракеты находился на высоте 131 миль (211 км), где она начала снижение до сверхзвуковой скорости. Менее чем через минуту щит был освобожден от чехла и надулся на высоте 124 миль (200 км). Надувание щита заняло менее 90 секунд. [55]
После успеха первоначальных экспериментов IRVE НАСА разработало концепцию более амбициозного гиперзвукового надувного аэродинамического замедлителя (HIAD). Нынешняя конструкция имеет форму неглубокого конуса, а конструкция представляет собой стопку круглых надутых трубок с постепенно увеличивающимся большим диаметром. Передняя (выпуклая) поверхность конуса покрыта гибкой системой тепловой защиты, достаточно прочной, чтобы выдерживать нагрузки при входе (или входе в атмосферу) в атмосферу. [59] [60]
В 2012 году HIAD был испытан как эксперимент с надувной возвращаемой головкой 3 (IRVE-3) с использованием суборбитальной зондирующей ракеты и сработал. [61] : 8
См. также «Сверхзвуковой замедлитель низкой плотности» , проект НАСА, в рамках которого в 2014 и 2015 годах проводились испытания SIAD-R диаметром 6 м.
6-метровый (20 футов) надувной спускаемый аппарат «Летные испытания надувного замедлителя на низкой околоземной орбите» ( LOFTID ) [62] был запущен в ноябре 2022 года, надут на орбиту, вернулся со скоростью более 25 Маха и был успешно возвращен на орбиту. 10 ноября.
При проектировании транспортного средства для входа в атмосферу учитываются четыре критических параметра :
Пиковый тепловой поток и динамическое давление выбирают материал TPS. Тепловая нагрузка определяет толщину стопки материала TPS. Пиковое замедление имеет большое значение для миссий с экипажем. Верхний предел для возвращения экипажа на Землю с низкой околоземной орбиты (НОО) или возвращения на Луну составляет 10 g . [63] Для входа в атмосферу Марса после длительного пребывания в невесомости верхний предел составляет 4 g . [63] Пиковое динамическое давление также может повлиять на выбор самого внешнего материала TPS, если раскол является проблемой.
Исходя из принципа консервативного проектирования , инженер обычно рассматривает две траектории наихудшего случая : траектории недолета и перелета. Траектория выброса обычно определяется как минимально допустимый угол скорости входа до выхода из атмосферы . Траектория перерегулирования имеет наибольшую тепловую нагрузку и задает толщину ТПС. Траектория недолета определяется максимально крутой допустимой траекторией. Для миссий с экипажем самый крутой угол входа ограничен максимальным замедлением. Подлетающая траектория также имеет самый высокий пиковый тепловой поток и динамическое давление. Следовательно, траектория недолета является основой для выбора материала ТПС. Не существует универсального материала TPS. Материал TPS, который идеально подходит для высокого теплового потока, может оказаться слишком проводящим (слишком плотным) для длительной тепловой нагрузки. Материалу TPS с низкой плотностью может не хватить прочности на разрыв, чтобы противостоять расколу, если динамическое давление слишком велико. Материал TPS может хорошо работать при определенном пиковом тепловом потоке, но катастрофически выходит из строя при том же пиковом тепловом потоке, если давление на стенку значительно увеличивается (это произошло с испытательным космическим кораблем НАСА R-4). [63] Старые материалы TPS, как правило, более трудоемки и дороги в производстве по сравнению с современными материалами. Однако современные материалы TPS часто не имеют истории полета, как старые материалы (важный фактор для проектировщика, не склонного к риску).
Согласно открытию Аллена и Эггерса, максимальная тупость аэрооболочки (максимальное сопротивление) приводит к минимальной массе TPS. Максимальная тупость (минимальный баллистический коэффициент) также обеспечивает минимальную конечную скорость на максимальной высоте (очень важно для Mars EDL, но вредно для военных RV). Однако существует верхний предел затупления, налагаемый соображениями аэродинамической устойчивости, основанными на отрыве ударной волны . Ударная волна останется прикрепленной к вершине острого конуса, если полуугол конуса ниже критического значения. Этот критический полуугол можно оценить с помощью теории идеального газа (эта специфическая аэродинамическая неустойчивость возникает при скоростях ниже гиперзвуковых). Для азотной атмосферы (Земли или Титана) максимально допустимый полуугол составляет примерно 60°. Для атмосферы из углекислого газа (Марс или Венера) максимально допустимый полуугол составляет примерно 70°. После отрыва ударной волны вступающая машина должна нести значительно больше газа ударного слоя вокруг критической точки передней кромки (дозвуковой шапки). Следовательно, аэродинамический центр перемещается вверх по потоку, вызывая аэродинамическую неустойчивость. Некорректно повторно применять конструкцию аэрооболочки, предназначенной для входа на Титан ( зонд Гюйгенс в атмосфере азота), для входа на Марс ( Бигль-2 в атмосфере углекислого газа). [ нужна ссылка ] [ оригинальное исследование? ] До того, как ее закрыли, советская программа спуска на Марс осуществила одну успешную посадку ( Марс-3 ) во второй из трех попыток входа (остальные были Марс-2 и Марс-6 ). Советские марсианские спускаемые аппараты имели конструкцию аэрооболочки с половинным углом наклона 60°.
Сфера-конус с полууглом 45 ° обычно используется для атмосферных зондов (посадка на поверхность не предусмотрена), даже если масса TPS не минимизирована. Обоснование полуугла 45° заключается в том, чтобы обеспечить либо аэродинамическую устойчивость от входа до удара (тепловой экран не сбрасывается), либо короткий и резкий тепловой импульс с последующим быстрым сбросом теплового экрана. Конструкция сферы-конуса 45° использовалась с импактором Марса DS/2 и зондами Pioneer Venus .
Не все входы в атмосферу были полностью успешными:
Некоторые входы в атмосферу привели к серьезным катастрофам:
Из спутников, которые возвращаются, поверхности Земли, вероятно, достигнет примерно 10–40% массы объекта. [65] В среднем в день возвращается около одного каталогизированного объекта. [66]
Поскольку поверхность Земли состоит в основном из воды, большинство объектов, которые выживают при возвращении в атмосферу, приземляются в одном из мировых океанов. По оценкам, вероятность того, что данный человек получит удар и травму в течение своей жизни, составляет около 1 к триллиону. [67]
24 января 1978 года советский «Космос-954» (3800 кг [8400 фунтов]) снова вошел в атмосферу и разбился возле Большого Невольничьего озера на Северо-Западных территориях Канады. Спутник был оснащен ядерной установкой и оставил радиоактивные обломки вблизи места падения. [68]
11 июля 1979 года американская космическая станция «Скайлэб » (77 100 кг [170 000 фунтов]) снова вошла в атмосферу и разбросала обломки по австралийской глубинке . [69] Вход в атмосферу стал крупным событием в средствах массовой информации, во многом из-за инцидента с «Космосом-954», но не рассматривался как потенциальная катастрофа, поскольку он не нес токсичного ядерного или гидразинового топлива. Первоначально НАСА надеялось использовать миссию «Шаттл» , чтобы либо продлить срок его службы, либо обеспечить контролируемый вход в атмосферу, но задержки в программе «Шаттл» плюс неожиданно высокая солнечная активность сделали это невозможным. [70] [71]
7 февраля 1991 года советская космическая станция « Салют-7» (19 820 кг [43 700 фунтов]) с прикрепленным к ней модулем «Космос 1686» (20 000 кг [44 000 фунтов]) снова вошла в атмосферу и разбросала обломки над городом Капитан Бермудес в Аргентине. [72] [45] [73] Станция была выведена на более высокую орбиту в августе 1986 года в попытке сохранить ее до 1994 года, но по сценарию, аналогичному «Скайлэбу», запланированный запуск шаттла «Буран» был отменен, и высокая солнечная активность вызвала это произойдет раньше, чем ожидалось.
7 сентября 2011 года НАСА объявило о предстоящем неконтролируемом входе в атмосферу спутника исследования верхних слоев атмосферы (6540 кг [14 420 фунтов]) и отметило, что существует небольшой риск для населения. [74] Выведенный из эксплуатации спутник вновь вошел в атмосферу 24 сентября 2011 г., и предполагается, что некоторые его части упали в южную часть Тихого океана над полем обломков длиной 500 миль (800 км). [75]
1 апреля 2018 года китайская космическая станция «Тяньгун-1» (8510 кг [18760 фунтов]) снова вошла в атмосферу над Тихим океаном, на полпути между Австралией и Южной Америкой. [76] Китайское управление пилотируемой космической техники намеревалось контролировать вход в атмосферу, но потеряло телеметрию и контроль в марте 2017 года. [77]
11 мая 2020 года основная ступень китайского корабля Long March 5B ( COSPAR ID 2020-027C) весом примерно 20 000 килограммов [44 000 фунтов]) совершила неконтролируемый вход в атмосферу над Атлантическим океаном, недалеко от побережья Западной Африки. [78] [79] Сообщается, что несколько обломков ракеты пережили вход в атмосферу и упали как минимум на две деревни в Кот-д’Ивуаре . [80] [81]
8 мая 2021 года основная ступень китайского корабля « Великий поход 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). [82] Очевидцы сообщали об обломках ракет даже на Аравийском полуострове. [83]
«Салют-1» , первая в мире космическая станция, была намеренно выведена с орбиты в Тихий океан в 1971 году после катастрофы «Союза-11» . Его преемник, «Салют-6» , также был контролируемым образом уведен с орбиты.
4 июня 2000 года Комптонская гамма-обсерватория была намеренно снята с орбиты после того, как один из ее гироскопов вышел из строя. Не сгоревшие обломки безвредно упали в Тихий океан. Обсерватория все еще работала, но выход из строя еще одного гироскопа сделал бы сход с орбиты гораздо более трудным и опасным. Несмотря на некоторые разногласия, НАСА решило в интересах общественной безопасности, что контролируемая авария предпочтительнее, чем позволить кораблю случайно спуститься.
В 2001 году российская космическая станция «Мир» была намеренно снята с орбиты и развалилась так, как ожидал командный центр, 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 примерно 246 километров (153 мили) ракетой SM-3, выпущенной с крейсера ВМС США « Лейк-Эри» у побережья Гавайских островов . Спутник был неработоспособен, так как не смог выйти на намеченную орбиту при запуске в 2006 году. Из-за быстро ухудшающейся орбиты он был предназначен для неконтролируемого входа в атмосферу в течение месяца. Министерство обороны США выразило обеспокоенность тем, что топливный бак весом 1000 фунтов (450 кг), содержащий высокотоксичный гидразин , может пережить вход в атмосферу и достичь поверхности Земли в целости и сохранности. Правительства нескольких стран, в том числе России, Китая и Белоруссии , выразили протест против этой акции, назвав ее слабо завуалированной демонстрацией противоспутникового потенциала США. [84] Ранее Китай стал причиной международного инцидента, когда испытал противоспутниковую ракету в 2007 году.
Целью входного маневра «Аполлона» является рассеивание энергии космического корабля, движущегося на высокой скорости через атмосферу Земли, чтобы летный экипаж, их оборудование и груз были безопасно возвращены в заранее выбранное место на поверхности Земли. .
Эта цель должна быть достигнута при сохранении в допустимых пределах нагрузок как на космический корабль, так и на летный экипаж.
SpaceX взяла на себя разработку и изготовление теплозащитного экрана при входе в атмосферу;
это обеспечило скорость и эффективность, которые позволили спроектировать, разработать и протестировать теплозащитный экран менее чем за четыре года».
Материал SpaceX, называемый PICA-X, на одну десятую дороже оригинального [материал НАСА PICA и лучше] ... одиночный тепловой экран PICA-X может выдержать сотни возвращений с низкой околоземной орбиты;
он также может справиться с возвращением гораздо более высокой энергии с Луны или Марса.
{{cite web}}: CS1 maint: числовые имена: список авторов ( ссылка )
