Entrada atmosférica

"Reingreso" vuelve a dirigir aquí. Para otros usos, consulte Reentrada (desambiguación) .

Paso de un objeto a través de los gases de una atmósfera desde el espacio exterior.

Mars Exploration Rover (MER) aeroshell , interpretación artística

La entrada atmosférica es el movimiento de un objeto desde el espacio exterior hacia y a través de los gases de la atmósfera de un planeta , planeta enano o satélite natural . Hay dos tipos principales de entrada atmosférica: entrada incontrolada, como la entrada de objetos astronómicos , desechos espaciales o bólidos ; y entrada (o reentrada) controlada de una nave espacial capaz de navegar o seguir un rumbo predeterminado. Las tecnologías y procedimientos que permiten la entrada, el descenso y el aterrizaje atmosféricos controlados de naves espaciales se denominan colectivamente EDL .

Ilustración animada de diferentes fases cuando un meteoroide ingresa a la atmósfera de la Tierra para hacerse visible como un meteorito y la tierra como un meteorito.

Los objetos que entran en una atmósfera experimentan un arrastre atmosférico , que ejerce presión mecánica sobre el objeto y un calentamiento aerodinámico, causado principalmente por la compresión del aire frente al objeto, pero también por el arrastre. Estas fuerzas pueden causar pérdida de masa ( ablación ) o incluso la desintegración completa de objetos más pequeños, y los objetos con menor resistencia a la compresión pueden explotar.

Los vehículos espaciales con tripulación deben reducir la velocidad a velocidades subsónicas antes de que se puedan desplegar los paracaídas o los frenos de aire. Dichos vehículos tienen energías cinéticas típicamente entre 50 y 1800 megajulios, y la disipación atmosférica es la única forma de gastar la energía cinética. La cantidad de combustible para cohetes necesaria para reducir la velocidad del vehículo sería casi igual a la cantidad utilizada para acelerarlo inicialmente y, por lo tanto, es muy poco práctico utilizar retrocohetes para todo el procedimiento de reentrada a la Tierra. Si bien la alta temperatura generada en la superficie del escudo térmico se debe a la compresión adiabática , la energía cinética del vehículo se pierde finalmente por la fricción del gas (viscosidad) después de que el vehículo ha pasado. Otras pérdidas de energía menores incluyen la radiación de cuerpo negro. directamente de los gases calientes y reacciones químicas entre gases ionizados.

Las ojivas balísticas y los vehículos prescindibles no necesitan reducir la velocidad al volver a entrar y, de hecho, se hacen aerodinámicos para mantener su velocidad. Además, los retornos de baja velocidad a la Tierra desde el espacio cercano, como los saltos en paracaídas desde globos , no requieren protección térmica porque la aceleración gravitacional de un objeto que comienza en reposo relativo desde dentro de la atmósfera misma (o no muy por encima de ella) no puede generar suficiente velocidad. para causar un calentamiento atmosférico significativo.

Para la Tierra, la entrada atmosférica ocurre por convención en la línea Kármán a una altitud de 100 km (62 millas; 54 millas náuticas) sobre la superficie, mientras que en Venus la entrada atmosférica ocurre a 250 km (160 millas; 130 millas náuticas) y en Marte la entrada atmosférica entrada a unos 80 km (50 millas; 43 millas náuticas). Los objetos incontrolados alcanzan altas velocidades mientras aceleran a través del espacio hacia la Tierra bajo la influencia de la gravedad de la Tierra , y se ralentizan por la fricción al encontrar la atmósfera terrestre. Los meteoritos también viajan a menudo bastante rápido en relación con la Tierra simplemente porque su propia trayectoria orbital es diferente a la de la Tierra antes de encontrar el pozo de gravedad de la Tierra . La mayoría de los objetos controlados entran en hipersónicovelocidades debido a sus trayectorias suborbitales (por ejemplo, vehículos de reentrada de misiles balísticos intercontinentales ), orbitales (por ejemplo, Soyuz ) o ilimitadas (por ejemplo, meteoros ). Se han desarrollado varias tecnologías avanzadas para permitir la reentrada atmosférica y el vuelo a velocidades extremas. Un método alternativo de entrada atmosférica controlada a baja velocidad es la flotabilidad ^[1], que es adecuada para la entrada planetaria donde atmósferas espesas, gravedad fuerte o ambos factores complican la entrada hiperbólica de alta velocidad, como las atmósferas de Venus , Titán y los gigantes gaseosos. . ^[2]

Historia

Conceptos iniciales de vehículos de reentrada visualizados en gráficos de sombras de pruebas en túnel de viento de alta velocidad

El concepto de escudo térmico ablativo fue descrito ya en 1920 por Robert Goddard : "En el caso de los meteoros, que entran en la atmósfera con velocidades de hasta 48 km (30 millas) por segundo, el interior de los meteoros permanece frío, y la erosión se debe, en gran medida, al desconchado o agrietamiento de la superficie repentinamente calentada. Por esta razón, si la superficie exterior del aparato estuviera formada por capas de una sustancia dura muy infusible con capas de un mal conductor de calor en el medio, la superficie no se erosionaría en un grado considerable, especialmente porque la velocidad del aparato no sería tan grande como la de un meteoro promedio ". ^[3]

El desarrollo práctico de los sistemas de reentrada comenzó a medida que aumentaba el alcance y la velocidad de reentrada de los misiles balísticos . Para los primeros misiles de corto alcance, como el V-2 , la estabilización y el estrés aerodinámico eran cuestiones importantes (muchos V-2 se rompían durante la reentrada), pero el calentamiento no era un problema grave. Los misiles de mediano alcance como el R-5 soviético , con un alcance de 1.200 kilómetros (650 millas náuticas), requerían protección térmica compuesta de cerámica en vehículos de reentrada separables (ya no era posible que toda la estructura del cohete sobreviviera al reentrada). Los primeros misiles balísticos intercontinentales , con alcances de 8.000 a 12.000 km (4.300 a 6.500 nmi), solo fueron posibles con el desarrollo de modernos escudos térmicos ablativos y vehículos de forma roma.

En los Estados Unidos, esta tecnología fue iniciado por el H. Julian Allen y AJ Eggers Jr. del Comité Consultivo Nacional de Aeronáutica (NACA) en el Centro de Investigación Ames . ^[4] En 1951, hicieron el descubrimiento contradictorio de que una forma roma (alta resistencia) era el escudo térmico más eficaz. ^[5] A partir de principios de ingeniería simples, Allen y Eggers demostraron que la carga de calor experimentada por un vehículo de entrada era inversamente proporcional al coeficiente de resistencia.; es decir, cuanto mayor es la resistencia, menor es la carga térmica. Si el vehículo de reentrada se embota, el aire no puede "salir del camino" lo suficientemente rápido y actúa como un colchón de aire para empujar la onda de choque y la capa de choque calentado hacia adelante (lejos del vehículo). Dado que la mayoría de los gases calientes ya no están en contacto directo con el vehículo, la energía térmica permanecería en el gas impactado y simplemente se movería alrededor del vehículo para luego disiparse en la atmósfera.

El descubrimiento de Allen y Eggers, aunque inicialmente tratado como un secreto militar, fue finalmente publicado en 1958. ^[6]

Terminología, definiciones y jerga

Durante las décadas transcurridas desde la década de 1950, ha crecido una rica jerga técnica en torno a la ingeniería de vehículos diseñados para entrar en atmósferas planetarias. Se recomienda que el lector revise el glosario de jerga antes de continuar con este artículo sobre reentrada atmosférica.

Cuando la entrada atmosférica es parte del aterrizaje o la recuperación de una nave espacial, particularmente en un cuerpo planetario que no sea la Tierra, la entrada es parte de una fase denominada entrada, descenso y aterrizaje o EDL. ^[7] Cuando la entrada atmosférica regresa al mismo cuerpo desde el que se había lanzado el vehículo, el evento se denomina reentrada (casi siempre se refiere a la entrada a la Tierra).

El objetivo de diseño fundamental en la entrada atmosférica de una nave espacial es disipar la energía de una nave espacial que viaja a velocidad hipersónica cuando ingresa a una atmósfera, de modo que el equipo, la carga y los pasajeros se ralentizan y aterrizan cerca de un destino específico en la superficie en velocidad cero mientras se mantienen las tensiones en la nave espacial y los pasajeros dentro de límites aceptables. ^[8] Esto puede lograrse mediante medios de propulsión o aerodinámicos (características del vehículo o paracaídas ), o mediante alguna combinación.

Formas de vehículos de entrada

Artículo principal: Aeroshell

Ver también: Diseño de cono de nariz

Hay varias formas básicas que se utilizan en el diseño de vehículos de entrada:

Esfera o sección esférica

Módulo de comando Apolo volando con el extremo romo del escudo térmico en un ángulo de ataque distinto de cero para establecer una entrada de elevación y controlar el lugar de aterrizaje (interpretación artística)

La forma axisimétrica más simple es la esfera o sección esférica. ^[9] Esto puede ser una esfera completa o un cuerpo anterior de sección esférica con un cuerpo posterior cónico convergente. La aerodinámica de una esfera o sección esférica es fácil de modelar analíticamente utilizando la teoría de impacto newtoniana. Asimismo, el flujo de calor de la sección esférica se puede modelar con precisión con la ecuación de Fay-Riddell. ^[10] La estabilidad estática de una sección esférica está asegurada si el centro de masa del vehículo está aguas arriba del centro de curvatura (la estabilidad dinámica es más problemática). Las esferas puras no tienen sustentación. Sin embargo, al volar en un ángulo de ataque, una sección esférica tiene una sustentación aerodinámica modesta, lo que proporciona cierta capacidad de rango transversal y ensancha su pasillo de entrada. A finales de la década de 1950 y principios de la de 1960, las computadoras de alta velocidad aún no estaban disponibles y la dinámica de fluidos computacional aún era embrionaria. Debido a que la sección esférica era susceptible de análisis de forma cerrada, esa geometría se convirtió en la predeterminada para el diseño conservador. En consecuencia, las cápsulas tripuladas de esa época se basaron en la sección esférica.

Los vehículos de entrada esférica pura se utilizaron en las primeras cápsulas soviéticas Vostok y Voskhod y en los vehículos de descenso soviéticos de Marte y Venera . El módulo de comando del Apolo utilizaba un escudo térmico de sección esférica en el cuerpo delantero con un cuerpo posterior cónico convergente. Voló una entrada de elevación con un ángulo de ataque hipersónico de -27 ° (0 ° es el extremo romo primero) para producir un L / D promedio (relación de elevación a arrastre) de 0.368. ^[11] La elevación resultante logró una medida de control de rango transversal al desviar el centro de masa del vehículo de su eje de simetría, permitiendo que la fuerza de elevación se dirija hacia la izquierda o hacia la derecha haciendo rodar la cápsula sobre su eje longitudinal.. Otros ejemplos de la geometría de la sección esférica en cápsulas tripuladas son Soyuz / Zond , Gemini y Mercury . Incluso estas pequeñas cantidades de sustentación permiten trayectorias que tienen efectos muy significativos en la fuerza g máxima , reduciéndola de 8 a 9 g para una trayectoria puramente balística (ralentizada solo por arrastre) a 4 a 5 g, además de reducir en gran medida el pico. calor de reentrada. ^[12]

Cono de esfera

El cono esférico es una sección esférica con un cono truncado o desafilado adjunto. La estabilidad dinámica del cono esférico suele ser mejor que la de una sección esférica. El vehículo entra en la esfera primero. Con un semiángulo suficientemente pequeño y un centro de masa correctamente colocado, un cono esférico puede proporcionar estabilidad aerodinámica desde la entrada kepleriana hasta el impacto en la superficie. (La mitad del ángulo es el ángulo entre el eje de simetría rotacional del cono y su superficie exterior y, por lo tanto, la mitad del ángulo formado por los bordes de la superficie del cono).

Prototipo del vehículo de reentrada (RV) Mk-2, basado en la teoría del cuerpo contundente.

El aeroshell de cono esférico estadounidense original fue el Mk-2 RV (vehículo de reentrada), que fue desarrollado en 1955 por General Electric Corp. El diseño del Mk-2 se derivó de la teoría del cuerpo contundente y utilizó un sistema de protección térmica refrigerado por radiación ( TPS) basado en un escudo térmico metálico (los diferentes tipos de TPS se describen más adelante en este artículo). El Mk-2 tenía defectos significativos como sistema de lanzamiento de armas, es decir, merodeaba demasiado tiempo en la atmósfera superior debido a su coeficiente balístico más bajo y también arrastraba una corriente de metal vaporizado haciéndolo muy visible para el radar . Estos defectos hicieron que el Mk-2 fuera demasiado susceptible a los sistemas de misiles antibalísticos (ABM). En consecuencia, General Electric desarrolló un RV de cono esférico alternativo al Mk-2.^{[ cita requerida ]}

Mk-6 RV, arma de la Guerra Fría y antepasado de la mayoría de los vehículos de entrada de misiles de EE. UU.

Este nuevo RV fue el Mk-6 que utilizó un TPS ablativo no metálico, un fenólico de nailon. Este nuevo TPS fue tan efectivo como un escudo térmico de reentrada que redujo significativamente la brusquedad. ^{[ cita requerida ]} Sin embargo, el Mk-6 era un enorme RV con una masa de entrada de 3360 kg, una longitud de 3,1 my un medio ángulo de 12,5 °. Los avances posteriores en el diseño de armas nucleares y TPS ablativo permitieron que los vehículos recreativos se volvieran significativamente más pequeños con una relación de contundencia aún más reducida en comparación con el Mk-6. Desde la década de 1960, el cono esférico se ha convertido en la geometría preferida para los RVs de misiles balísticos intercontinentales modernos, con semiangulares típicos que oscilan entre 10 ° y 11 °. ^{[ cita requerida ]}

Vehículo de recuperación (RV) de película satelital de reconocimiento tipo "Discoverer"

Sonda Galileo durante el montaje final

Los vehículos recreativos (vehículos de recuperación) satelitales de reconocimiento también usaban una forma de cono esférico y fueron el primer ejemplo estadounidense de un vehículo de entrada sin municiones ( Discoverer-I , lanzado el 28 de febrero de 1959). El cono esférico se utilizó más tarde para misiones de exploración espacial a otros cuerpos celestes o para regresar desde el espacio abierto; por ejemplo, sonda Stardust . A diferencia de los vehículos recreativos militares, la ventaja de la masa TPS más baja del cuerpo contundente se mantuvo con los vehículos de entrada de exploración espacial como la sonda Galileo con un medio ángulo de 45 ° o el aeroshell Viking con un medio ángulo de 70 °. Los vehículos de exploración espacial de entrada de cono de esfera han aterrizado en la superficie o han entrado en las atmósferas de Marte , Venus ,Júpiter y Titán .

Biconic

El DC-X, mostrado durante su primer vuelo, era un prototipo de una sola etapa para orbitar un vehículo, y usaba una forma bicónica similar a AMaRV.

El bicónico es un cono esférico con un tronco de árbol adicional adjunto. El biconic ofrece una relación L / D significativamente mejorada. Un bicónico diseñado para la aerocaptura de Marte generalmente tiene un L / D de aproximadamente 1.0 en comparación con un L / D de 0.368 para el Apollo-CM. La L / D más alta hace que una forma bicónica sea más adecuada para transportar personas a Marte debido a la desaceleración máxima más baja. Podría decirse que el bicónico más importante jamás volado fue el Vehículo de reentrada maniobrable avanzado (AMaRV). McDonnell Douglas Corp. fabricó cuatro AMaRV y representaron un salto significativo en la sofisticación de los vehículos recreativos. Los misiles balísticos intercontinentales Minuteman-1 lanzaron tres AMaRVel 20 de diciembre de 1979, el 8 de octubre de 1980 y el 4 de octubre de 1981. El AMaRV tenía una masa de entrada de aproximadamente 470 kg, un radio de morro de 2,34 cm, un semiangulo delantero y tronco de 10,4 °, un radio entre troncos de 14,6 cm, medio ángulo de popa-tronco de 6 °, y una longitud axial de 2.079 metros. Ningún diagrama o imagen precisa de AMaRV ha aparecido nunca en la literatura abierta. Sin embargo, se ha publicado un boceto esquemático de un vehículo similar a AMaRV junto con diagramas de trayectoria que muestran curvas cerradas. ^[13]

La actitud de AMaRV se controló a través de una aleta de cuerpo dividida (también llamada aleta de barlovento dividida ) junto con dos aletas de guiñada montadas en los lados del vehículo. Se utilizó accionamiento hidráulico para controlar las aletas. AMaRV fue guiado por un sistema de navegación totalmente autónomo diseñado para evadir la interceptación de misiles antibalísticos (ABM). El McDonnell Douglas DC-X (también bicónico) era esencialmente una versión ampliada de AMaRV. AMaRV y el DC-X también sirvieron como base para una propuesta infructuosa de lo que finalmente se convirtió en el Lockheed Martin X-33 .

Formas no simétricas

Se han utilizado formas no simétricas para los vehículos de entrada tripulados. Un ejemplo es el vehículo en órbita alada que utiliza un ala delta para maniobrar durante el descenso de forma muy similar a un planeador convencional. Este enfoque ha sido utilizado por el transbordador espacial estadounidense y el Buran soviético . El cuerpo de elevación es otra geometría de vehículo de entrada y se usó con el vehículo X-23 PRIME (recuperación de precisión que incluye entrada de maniobra). ^{[ cita requerida ]}

Calefacción de reentrada

Vista de cabina del transbordador espacial durante el reingreso a STS-42 . Debido a la compresión y fricción del aire, las moléculas generan un plasma muy caliente que brilla en el espectro rojo-naranja.

Los objetos que ingresan a la atmósfera desde el espacio a altas velocidades en relación con la atmósfera causarán niveles muy altos de calentamiento . El calentamiento de reentrada proviene principalmente de dos fuentes: ^[14]

• calefacción por convección , de dos tipos:
  • El flujo de gas caliente pasa por la superficie del cuerpo y
  • Reacciones de recombinación química catalítica entre la superficie del objeto y los gases atmosféricos.
• Calentamiento radiativo , desde la capa de choque energético que se forma al frente y a los lados del objeto.

A medida que aumenta la velocidad, aumentan tanto el calentamiento convectivo como el radiativo. A velocidades muy altas, el calentamiento radiativo llegará a dominar rápidamente los flujos de calor convectivo, ya que el calentamiento convectivo es proporcional a la velocidad al cubo, mientras que el calentamiento radiativo es proporcional a la octava potencia de velocidad. El calentamiento radiativo, que depende en gran medida de la longitud de onda , predomina muy temprano en la entrada atmosférica, mientras que la convección predomina en las últimas fases. ^[14]

Física del gas de la capa de choque

A temperaturas de reentrada típicas, el aire en la capa de choque está ionizado y disociado . ^{[ cita requerida ] [15]} Esta disociación química necesita varios modelos físicos para describir las propiedades químicas y térmicas de la capa de choque. Hay cuatro modelos físicos básicos de un gas que son importantes para los ingenieros aeronáuticos que diseñan escudos térmicos:

Modelo de gas perfecto

A casi todos los ingenieros aeronáuticos se les enseña el modelo de gas perfecto (ideal) durante su educación universitaria. La mayoría de las ecuaciones de gases perfectos importantes junto con sus tablas y gráficos correspondientes se muestran en el Informe NACA 1135. ^{[16] Los} extractos del Informe NACA 1135 a menudo aparecen en los apéndices de los libros de texto de termodinámica y son familiares para la mayoría de los ingenieros aeronáuticos que diseñan aviones supersónicos.

La teoría del gas perfecto es elegante y extremadamente útil para diseñar aviones, pero asume que el gas es químicamente inerte. Desde el punto de vista del diseño de aeronaves, se puede suponer que el aire es inerte a temperaturas inferiores a 550 K a una presión atmosférica. La teoría del gas perfecto comienza a descomponerse a 550 K y no se puede utilizar a temperaturas superiores a 2000 K. Para temperaturas superiores a 2000 K, un diseñador de protección térmica debe utilizar un modelo de gas real .

Modelo de gas real (de equilibrio)

El momento de cabeceo de un vehículo de entrada puede verse significativamente influenciado por los efectos del gas real. Tanto el módulo de comando Apollo como el transbordador espacial se diseñaron utilizando momentos de cabeceo incorrectos determinados a través de un modelado inexacto de gas real. El ángulo de ataque del ángulo de compensación del Apollo-CM fue más alto de lo estimado originalmente, lo que resultó en un corredor de entrada de retorno lunar más estrecho. El centro aerodinámico real del Columbia estaba aguas arriba del valor calculado debido a los efectos del gas real. En Columbia ' vuelo inaugural s ( STS-1 ), los astronautas John W. Young y Robert Crippen tenían algunos momentos de ansiedad durante la reentrada, cuando existía la preocupación por la pérdida de control del vehículo. ^[17]

Un modelo de equilibrio de gas real supone que un gas es químicamente reactivo, pero también supone que todas las reacciones químicas han tenido tiempo de completarse y que todos los componentes del gas tienen la misma temperatura (esto se llama equilibrio termodinámico ). Cuando el aire es procesado por una onda de choque, se sobrecalienta por compresión y se disocia químicamente a través de muchas reacciones diferentes. La fricción directa sobre el objeto de reentrada no es la principal causa del calentamiento de la capa de choque. Se debe principalmente al calentamiento isentrópico de las moléculas de aire dentro de la onda de compresión. Los aumentos de entropía basados ​​en la fricción de las moléculas dentro de la onda también explican algo de calentamiento. ^{[ investigación original? ]} La distancia desde la onda de choque hasta el punto de estancamientoen el borde de ataque del vehículo de entrada se denomina separación de ondas de choque . Una regla general aproximada para la distancia de separación de la onda de choque es 0,14 veces el radio de la punta. Se puede estimar el tiempo de viaje de una molécula de gas desde la onda de choque hasta el punto de estancamiento asumiendo una velocidad de flujo libre de 7.8 km / sy un radio de punta de 1 metro, es decir, el tiempo de viaje es de aproximadamente 18 microsegundos. Este es aproximadamente el tiempo necesario para que la disociación química iniciada por ondas de choque se acerque al equilibrio químico.en una capa de choque para una entrada de 7,8 km / s en el aire durante el pico de flujo de calor. En consecuencia, a medida que el aire se acerca al punto de estancamiento del vehículo de entrada, el aire alcanza efectivamente el equilibrio químico, lo que permite utilizar un modelo de equilibrio. Para este caso, la mayor parte de la capa de choque entre la onda de choque y el borde de ataque de un vehículo de entrada está reaccionando químicamente y no en un estado de equilibrio. La ecuación de Fay-Riddell , ^[10] que es de extrema importancia para modelar el flujo de calor, debe su validez al punto de estancamiento que se encuentra en equilibrio químico. El tiempo necesario para que el gas de la capa de choque alcance el equilibrio depende en gran medida de la presión de la capa de choque. Por ejemplo, en el caso de GalileoEn la entrada de la sonda a la atmósfera de Júpiter, la capa de choque estuvo mayormente en equilibrio durante el pico de flujo de calor debido a las muy altas presiones experimentadas (esto es contrario a la intuición dado que la velocidad de la corriente libre fue de 39 km / s durante el pico de flujo de calor).

Determinar el estado termodinámico del punto de estancamiento es más difícil en un modelo de gas de equilibrio que en un modelo de gas perfecto. En un modelo de gas perfecto, se supone que la relación de calores específicos (también denominada exponente isentrópico , índice adiabático , gamma o kappa ) es constante junto con la constante del gas . Para un gas real, la proporción de calores específicos puede oscilar enormemente en función de la temperatura. Bajo un modelo de gas perfecto, existe un elegante conjunto de ecuaciones para determinar el estado termodinámico a lo largo de una línea de corriente de entropía constante llamada cadena isentrópica . Para un gas real, la cadena isentrópica no se puede utilizar y un diagrama de Mollierse utilizaría en su lugar para el cálculo manual. Sin embargo, la solución gráfica con un diagrama de Mollier ahora se considera obsoleta con los diseñadores modernos de escudos térmicos que utilizan programas de computadora basados ​​en una tabla de búsqueda digital (otra forma de diagrama de Mollier) o un programa de termodinámica basado en la química. La composición química de un gas en equilibrio con presión y temperatura fijas se puede determinar mediante el método de energía libre de Gibbs . La energía libre de Gibbs es simplemente la entalpía total del gas menos su entropía total.veces la temperatura. Un programa de equilibrio químico normalmente no requiere fórmulas químicas o ecuaciones de velocidad de reacción. El programa funciona preservando las abundancias elementales originales especificadas para el gas y variando las diferentes combinaciones moleculares de los elementos mediante iteración numérica hasta que se calcula la energía libre de Gibbs más baja posible (un método de Newton-Raphson es el esquema numérico habitual). La base de datos para un programa de energía libre de Gibbs proviene de datos espectroscópicos utilizados para definir funciones de partición . Entre los mejores códigos de equilibrio que existen se encuentra el programa Equilibrio químico con aplicaciones(CEA) que fue escrito por Bonnie J. McBride y Sanford Gordon en NASA Lewis (ahora rebautizado como "Centro de Investigación Glenn de la NASA"). Otros nombres de CEA son el "Código Gordon y McBride" y el "Código Lewis". CEA es bastante preciso hasta 10,000 K para gases atmosféricos planetarios, pero inutilizable más allá de 20,000 K ( no se modela la doble ionización ). CEA se puede descargar de Internet junto con la documentación completa y se compilará en Linux bajo el compilador G77 Fortran .

Modelo de gas real (sin equilibrio)

Un modelo de gas real de no equilibrio es el modelo más preciso de la física del gas de una capa de choque, pero es más difícil de resolver que un modelo de equilibrio. El modelo de no equilibrio más simple es el modelo Lighthill-Freeman desarrollado en 1958. ^{[18] [19]} El modelo Lighthill-Freeman inicialmente asume un gas compuesto por una sola especie diatómica susceptible a una sola fórmula química y su inversa; por ejemplo, N ₂  ? N + N y N + N? N ₂(disociación y recombinación). Debido a su simplicidad, el modelo Lighthill-Freeman es una herramienta pedagógica útil, pero desafortunadamente es demasiado simple para modelar el aire en desequilibrio. Normalmente se supone que el aire tiene una composición de fracción molar de 0,7812 nitrógeno molecular, 0,2095 oxígeno molecular y 0,0093 argón. El modelo de gas real más simple para el aire es el modelo de cinco especies , que se basa en N ₂ , O ₂ , NO, N y O. El modelo de cinco especies asume que no hay ionización e ignora trazas de especies como el dióxido de carbono.

Cuando se ejecuta un programa de equilibrio de energía libre de Gibbs, ^{[ aclaración necesaria ]} el proceso iterativo desde la composición molecular originalmente especificada hasta la composición de equilibrio calculada final es esencialmente aleatorio y no preciso en el tiempo. Con un programa de no equilibrio, el proceso de cálculo es preciso en el tiempo y sigue una ruta de solución dictada por fórmulas químicas y de velocidad de reacción. El modelo de cinco especies tiene 17 fórmulas químicas (34 cuando se cuentan fórmulas inversas). El modelo de Lighthill-Freeman se basa en una única ecuación diferencial ordinaria y una ecuación algebraica. El modelo de cinco especies se basa en 5 ecuaciones diferenciales ordinarias y 17 ecuaciones algebraicas. ^{[ cita requerida ]}Debido a que las 5 ecuaciones diferenciales ordinarias están estrechamente acopladas, el sistema es numéricamente "rígido" y difícil de resolver. El modelo de cinco especies solo se puede utilizar para la entrada desde la órbita terrestre baja, donde la velocidad de entrada es de aproximadamente 7,8 km / s (28.000 km / h; 17.000 mph). Para una entrada de retorno lunar de 11 km / s, ^[20] la capa de choque contiene una cantidad significativa de nitrógeno y oxígeno ionizados. El modelo de cinco especies ya no es exacto y en su lugar se debe utilizar un modelo de doce especies. Las velocidades de la interfaz de entrada atmosférica ^{[se necesita aclaración ]} en una trayectoria Marte-Tierra son del orden de 12 km / s (43.000 km / h; 27.000 mph). ^[21]Modelar la entrada atmosférica de Marte a alta velocidad, que involucra una atmósfera de dióxido de carbono, nitrógeno y argón, es aún más complejo y requiere un modelo de 19 especies. ^{[ cita requerida ]}

Un aspecto importante de la modelización de los efectos de los gases reales que no están en equilibrio es el flujo de calor radiativo. Si un vehículo está entrando en una atmósfera a una velocidad muy alta (trayectoria hiperbólica, retorno lunar) y tiene un radio de nariz grande, el flujo de calor radiativo puede dominar el calentamiento del TPS. El flujo de calor radiativo durante la entrada a una atmósfera de aire o dióxido de carbono proviene típicamente de moléculas diatómicas asimétricas; por ejemplo, cianógeno (CN), monóxido de carbono , óxido nítrico (NO), nitrógeno molecular ionizado simple, etc. Estas moléculas se forman mediante la onda de choque que disocia el gas atmosférico ambiental seguido de la recombinación dentro de la capa de choque en nuevas especies moleculares. El diatómico recién formadolas moléculas tienen inicialmente una temperatura vibratoria muy alta que transforma eficientemente la energía vibratoria en energía radiante; es decir, flujo de calor radiativo. Todo el proceso se lleva a cabo en menos de un milisegundo, lo que hace que el modelado sea un desafío. La medición experimental del flujo de calor radiativo (generalmente realizada con tubos de choque) junto con el cálculo teórico a través de la ecuación inestable de Schrödinger.se encuentran entre los aspectos más esotéricos de la ingeniería aeroespacial. La mayor parte del trabajo de investigación aeroespacial relacionado con la comprensión del flujo de calor radiativo se realizó en la década de 1960, pero se interrumpió en gran medida después de la conclusión del Programa Apolo. El flujo de calor radiativo en el aire se comprendió lo suficiente como para asegurar el éxito de Apolo. Sin embargo, el flujo de calor radiativo en el dióxido de carbono (entrada a Marte) aún no se comprende y requerirá una mayor investigación. ^{[ cita requerida ]}

Modelo de gas congelado

El modelo de gas congelado describe un caso especial de un gas que no está en equilibrio. El nombre "gas congelado" puede inducir a error. Un gas congelado no está "congelado" como el hielo es agua congelada. Más bien, un gas congelado se "congela" en el tiempo (se supone que todas las reacciones químicas se han detenido). Las reacciones químicas normalmente son impulsadas por colisiones entre moléculas. Si la presión del gas se reduce lentamente de modo que las reacciones químicas puedan continuar, entonces el gas puede permanecer en equilibrio. Sin embargo, es posible que la presión del gas se reduzca tan repentinamente que casi todas las reacciones químicas se detengan. Para esa situación, el gas se considera congelado. ^{[ cita requerida ]}

La distinción entre equilibrio y congelado es importante porque es posible que un gas como el aire tenga propiedades significativamente diferentes (velocidad del sonido, viscosidad , etc.) para el mismo estado termodinámico; por ejemplo, presión y temperatura. El gas congelado puede ser un problema importante detrás de un vehículo de entrada. Durante la reentrada, la onda de choque del vehículo de entrada comprime el aire de flujo libre a alta temperatura y presión. El aire que no está en equilibrio en la capa de choque se transporta más allá del lado delantero del vehículo de entrada hacia una región de flujo en rápida expansión que causa congelación. El aire congelado se puede arrastrar hacia un vórtice detrás del vehículo de entrada. Modelar correctamente el flujo a raíz de un vehículo de entrada es muy difícil. Escudo de protección térmica(TPS) el calentamiento de la popa del vehículo no suele ser muy alto, pero la geometría y la inestabilidad de la estela del vehículo pueden influir significativamente en la aerodinámica (momento de cabeceo) y, en particular, en la estabilidad dinámica. ^{[ cita requerida ]}

Sistemas de protección térmica

Artículo principal: Escudo térmico § Nave espacial

Se ha sugerido que esta sección se divida en otro artículo titulado Sistema de protección térmica (vehículo de reentrada) . ( Discutir ) (noviembre de 2020)

Un sistema de protección térmica , o TPS, es la barrera que protege una nave espacial durante el calor abrasador de la reentrada atmosférica. Un objetivo secundario puede ser proteger la nave espacial del calor y el frío del espacio mientras está en órbita. Se utilizan múltiples enfoques para la protección térmica de las naves espaciales, entre ellos los escudos térmicos ablativos, el enfriamiento pasivo y el enfriamiento activo de las superficies de las naves espaciales.

Ablativo

Escudo térmico ablativo (después de su uso) en la cápsula del Apolo 12

El escudo térmico ablativo funciona levantando el gas de la capa de choque caliente lejos de la pared exterior del escudo térmico (creando una capa límite más fría ). La capa límite proviene del soplado de productos de reacción gaseosos del material de protección térmica y proporciona protección contra todas las formas de flujo de calor. El proceso general de reducción del flujo de calor experimentado por la pared exterior del escudo térmico mediante una capa límite se denomina bloqueo . La ablación se produce en dos niveles en un TPS ablativo: la superficie exterior del material TPS se carboniza, se funde y se sublima , mientras que la mayor parte del material TPS se somete a pirólisis.y expulsa los gases del producto. El gas producido por pirólisis es lo que impulsa el soplado y causa el bloqueo del flujo de calor convectivo y catalítico. La pirólisis se puede medir en tiempo real mediante análisis termogravimétrico , de modo que se pueda evaluar el rendimiento ablativo. ^{[22] La} ablación también puede proporcionar un bloqueo contra el flujo de calor radiativo al introducir carbón en la capa de choque, haciéndola ópticamente opaca. El bloqueo del flujo de calor radiativo fue el principal mecanismo de protección térmica del material Galileo Probe TPS (carbono fenólico). El fenólico de carbono se desarrolló originalmente como un material para la garganta de la boquilla de un cohete (utilizado en el Space Shuttle Solid Rocket Booster ) y para la punta de la nariz de los vehículos de reentrada.

Las primeras investigaciones sobre tecnología de ablación en el EE.UU. se centró en la NASA 's Centro de Investigación Ames ubicado en Moffett Field , California. El Centro de Investigación Ames era ideal, ya que tenía numerosos túneles de viento capaces de generar velocidades de viento variables. Los experimentos iniciales típicamente montaban una maqueta del material ablativo para ser analizado dentro de un túnel de viento hipersónico . ^{[23] Las} pruebas de materiales ablativos se realizan en el Complejo Ames Arc Jet. En esta instalación se han probado muchos sistemas de protección térmica de naves espaciales, incluidos los materiales de protección térmica Apollo, el transbordador espacial y Orion. ^[24]

Mars Pathfinder durante el ensamblaje final que muestra el aeroshell, el anillo de crucero y el motor de cohete sólido

La conductividad térmica de un material TPS en particular suele ser proporcional a la densidad del material. ^{[25] El} carbono fenólico es un material ablativo muy eficaz, pero también tiene una alta densidad, lo que no es deseable. Si el flujo de calor experimentado por un vehículo de entrada es insuficiente para causar pirólisis, entonces la conductividad del material de TPS podría permitir la conducción del flujo de calor hacia el material de la línea de unión de TPS, lo que provocaría la falla del TPS. En consecuencia, para las trayectorias de entrada que causan un flujo de calor más bajo, el fenólico de carbono a veces es inapropiado y los materiales TPS de menor densidad, como los siguientes ejemplos, pueden ser mejores opciones de diseño:

Ablator superligero

SLA en SLA-561V significa ablator superligero . SLA-561V es un ablativo patentado fabricado por Lockheed Martin que se ha utilizado como material de TPS principal en todos los vehículos de entrada de cono de esfera de 70 ° enviados por la NASA a Marte que no sea el Mars Science Laboratory (MSL). SLA-561V comienza una ablación significativa con un flujo de calor de aproximadamente 110 W / cm ² , pero fallará para flujos de calor superiores a 300 W / cm ² . El MSL aeroshell TPS está diseñado actualmente para soportar un flujo de calor máximo de 234 W / cm ² . El flujo de calor máximo experimentado por el aeroshell Viking 1 que aterrizó en Marte fue de 21 W / cm ² . ParaViking 1 , el TPS actuó como un aislante térmico carbonizado y nunca experimentó una ablación significativa. Viking 1 fue el primer módulo de aterrizaje de Marte y se basó en un diseño muy conservador. El aeroshell Viking tenía un diámetro base de 3,54 metros (el más grande utilizado en Marte hasta el Mars Science Laboratory). SLA-561V se aplica empaquetando el material ablativo en un núcleo de panal que está pre-adherido a la estructura del aeroshell, lo que permite la construcción de un gran escudo térmico. ^[26]

Ablador de carbono impregnado con fenólico

La cápsula de retorno de muestras Stardust de la NASA aterrizó con éxito en la Cordillera de Utah de la USAF.

El ablador de carbono impregnado con fenólico (PICA), una preforma de fibra de carbono impregnada en resina fenólica , ^[27] es un material TPS moderno y tiene las ventajas de baja densidad (mucho más ligero que el fenólico de carbono) junto con una capacidad ablativa eficiente a alto flujo de calor. Es una buena opción para aplicaciones ablativas, como condiciones de calentamiento de pico alto que se encuentran en misiones de retorno de muestras o misiones de retorno de la luna. La conductividad térmica de PICA es más baja que la de otros materiales ablativos de alto flujo de calor, como los fenólicos de carbono convencionales. ^{[ cita requerida ]}

PICA fue patentado por el Centro de Investigación Ames de la NASA en la década de 1990 y fue el material TPS principal para el aeroshell Stardust . ^[28] La cápsula de retorno de muestras de Stardust fue el objeto creado por el hombre más rápido en volver a entrar en la atmósfera de la Tierra (12,4 km / s (28 000 mph) a 135 km de altitud). Esto fue más rápido que las cápsulas de la misión Apolo y un 70% más rápido que el Transbordador. ^[29] PICA fue fundamental para la viabilidad de la misión Stardust, que regresó a la Tierra en 2006. El escudo térmico de Stardust (0,81 m de diámetro de la base) estaba hecho de una pieza monolítica de tamaño para soportar una tasa de calentamiento máxima nominal de 1,2 kW / cm ² . También se utilizó un escudo térmico PICA para la entrada del Laboratorio Científico de Marte en elAtmósfera marciana . ^[30]

PICA-X

SpaceX desarrolló una versión mejorada y más fácil de producir llamada PICA-X en 2006-2010 ^[30] para la cápsula espacial Dragon . ^[31] La primera prueba de reentrada de un escudo térmico PICA-X fue en la misión Dragon C1 el 8 de diciembre de 2010. ^[32] El escudo térmico PICA-X fue diseñado, desarrollado y completamente calificado por un pequeño equipo de una docena de ingenieros y técnicos en menos de cuatro años. ^[30] PICA-X es diez veces menos costoso de fabricar que el material de protección térmica PICA de la NASA. ^[33]

PICA-3

SpaceX desarrolló una segunda versión mejorada de PICA, llamada PICA-3, a mediados de la década de 2010. Fue probado por primera vez en la nave espacial Crew Dragon en 2019 durante la misión de demostración de vuelo , en abril de 2019, y se puso en servicio regular en esa nave espacial en 2020. ^[34]

SIRCA

Aeroshell impactador Deep Space 2 , un cono esférico clásico de 45 ° con cuerpo posterior de sección esférica que permite la estabilidad aerodinámica desde la entrada atmosférica hasta el impacto en la superficie

El ablador de cerámica reutilizable impregnado de silicona (SIRCA) también se desarrolló en el Centro de Investigación Ames de la NASA y se usó en la placa de interfaz de la carcasa trasera (BIP) de los aerosoles Mars Pathfinder y Mars Exploration Rover (MER). El BIP estaba en los puntos de unión entre la carcasa trasera del aeroshell (también llamada cuerpo de popa o cubierta de popa) y el anillo de crucero (también llamado etapa de crucero). SIRCA también fue el material TPS principal para el impactador de Marte Deep Space 2 (DS / 2) fallido.sondas con sus aerosoles de 0,35 metros de diámetro base (1,1 pies). SIRCA es un material aislante monolítico que puede proporcionar protección térmica mediante ablación. Es el único material TPS que se puede mecanizar a formas personalizadas y luego aplicarse directamente a la nave espacial. No se requiere procesamiento posterior, tratamiento térmico ni recubrimientos adicionales (a diferencia de las baldosas del transbordador espacial). Dado que SIRCA se puede mecanizar para obtener formas precisas, se puede aplicar como baldosas, secciones de borde de ataque, tapas de punta completa o en cualquier cantidad de formas o tamaños personalizados. A partir de 1996 ^[actualizar], SIRCA se había demostrado en aplicaciones de interfaz backshell, pero aún no como material TPS de forebody. ^[35]

AVCOAT

AVCOAT es una NASA -specified escudo térmico ablativo, un relleno de vidrio epoxi - novolaca sistema. ^[36]

La NASA lo usó originalmente para la cápsula Apolo en la década de 1960, y luego utilizó el material para su próxima generación más allá de la nave espacial Orion de órbita terrestre baja , programada para volar a principios de la década de 2020. ^[37] El Avcoat que se utilizará en Orion ha sido reformulado para cumplir con la legislación medioambiental aprobada desde el final de Apolo. ^{[38] [39]}

Remojo termal

El astronauta Andrew SW Thomas observa de cerca los mosaicos de TPS debajo del transbordador espacial Atlantis .

En el transbordador espacial se utilizaron placas rígidas negras LI-900 .

El remojo térmico es parte de casi todos los esquemas de TPS. Por ejemplo, un escudo térmico ablativo pierde la mayor parte de su eficacia de protección térmica cuando la temperatura de la pared exterior cae por debajo del mínimo necesario para la pirólisis. Desde ese momento hasta el final del pulso de calor, el calor de la capa de choque se convence hacia la pared exterior del escudo térmico y eventualmente se conduciría a la carga útil. ^{[ cita requerida ]} Este resultado se evita expulsando el escudo térmico (con su remojo térmico) antes de que el calor conduzca a la pared interior.

Los mosaicos TPS típicos del transbordador espacial ( LI-900 ) tienen propiedades de protección térmica notables. Una loseta LI-900 expuesta a una temperatura de 1000 K en un lado permanecerá simplemente caliente al tacto en el otro lado. Sin embargo, son relativamente frágiles y se rompen fácilmente, y no pueden sobrevivir a la lluvia durante el vuelo.

Refrigerado pasivamente

En algunos RVs de misiles balísticos tempranos (p. Ej., El Mk-2 y la nave espacial suborbital Mercury ), se usaban TPS refrigerados radiativamente para absorber inicialmente el flujo de calor durante el pulso de calor y, luego, después del pulso de calor, irradiar y convectar el el calor almacenado de vuelta a la atmósfera. Sin embargo, la versión anterior de esta técnica requería una cantidad considerable de TPS metálico (por ejemplo, titanio , berilio , cobre , etc.). Los diseñadores modernos prefieren evitar esta masa adicional utilizando en su lugar TPS ablativo y de remojo térmico.

El diseño de la cápsula Mercury (que se muestra aquí con su torre de escape ) originalmente usaba un TPS refrigerado por radiación, pero luego se convirtió en un TPS ablativo.

Los sistemas de protección térmica que se basan en la emisividad utilizan recubrimientos de alta emisividad (HEC) para facilitar el enfriamiento radiativo , mientras que una capa de cerámica porosa subyacente sirve para proteger la estructura de las altas temperaturas de la superficie. Los altos valores de emisividad térmicamente estables junto con una baja conductividad térmica son clave para la funcionalidad de tales sistemas. ^[40]

El TPS enfriado por radiación se puede encontrar en los vehículos de entrada modernos, pero normalmente se usa carbono-carbono reforzado (RCC) (también llamado carbono-carbono ) en lugar de metal. RCC era el material TPS en el cono de la nariz del transbordador espacial y los bordes de ataque del ala, y también se propuso como material de borde de ataque para el X-33 . El carbono es el material más refractario conocido, con una temperatura de sublimación de una atmósfera de 3.825 ° C (6.917 ° F) para el grafito. Esta alta temperatura hizo del carbono una opción obvia como material TPS refrigerado por radiación. Las desventajas del RCC son que actualmente es caro de fabricar, es pesado y carece de una fuerte resistencia al impacto. ^[41]

Algunos aviones de alta velocidad , como el SR-71 Blackbird y el Concorde , se ocupan de un calentamiento similar al experimentado por las naves espaciales, pero a una intensidad mucho menor y durante horas. Los estudios de la piel de titanio del SR-71 revelaron que la estructura de metal se restauró a su resistencia original a través del recocido debido al calentamiento aerodinámico. En el caso del Concorde, se permitió que la punta de aluminio alcanzara una temperatura máxima de funcionamiento de 127 ° C (261 ° F) (aproximadamente 180 ° C (324 ° F) más caliente que el aire ambiente normalmente bajo cero); las implicaciones metalúrgicas (pérdida de temperamento) que se asociarían con una temperatura máxima más alta fueron los factores más importantes que determinaron la velocidad máxima de la aeronave.

Un TPS refrigerado por radiación para un vehículo de entrada a menudo se denomina TPS de metal caliente . Los primeros diseños de TPS para el transbordador espacial requerían un TPS de metal caliente basado en una superaleación de níquel (denominada René 41 ) y tejas de titanio. ^[42] Este concepto de Shuttle TPS fue rechazado porque se creía que un TPS basado en baldosas de sílice implicaría menores costos de desarrollo y fabricación. ^{[ citación necesitada ]} Se propuso de nuevo un TPS de tejas de superaleación de níquel para el prototipo fallido X-33 de una sola etapa a órbita (SSTO). ^[43]

Recientemente, se han desarrollado nuevos materiales TPS refrigerados por radiación que podrían ser superiores al RCC. Conocidas como cerámicas de temperatura ultra alta , fueron desarrolladas para el vehículo prototipo Slender Hypervelocity Aerothermodynamic Research Probe (SHARP). Estos materiales TPS se basan en diboruro de circonio y diboruro de hafnio . SHARP TPS ha sugerido mejoras de rendimiento que permiten Mach sostenido7 vuelo a nivel del mar, vuelo Mach 11 a altitudes de 100.000 pies (30.000 m) y mejoras significativas para vehículos diseñados para vuelo hipersónico continuo. Los materiales SHARP TPS permiten bordes de ataque afilados y conos de punta para reducir en gran medida la resistencia de los cuerpos de elevación y aviones espaciales propulsados ​​por ciclo combinado con respiración de aire. Los materiales SHARP han exhibido características de TPS efectivas desde cero hasta más de 2,000 ° C (3,630 ° F), con puntos de fusión por encima de 3,500 ° C (6,330 ° F). Son estructuralmente más resistentes que los RCC y, por lo tanto, no requieren refuerzo estructural con materiales como Inconel. Los materiales SHARP son extremadamente eficientes para volver a irradiar el calor absorbido, eliminando así la necesidad de TPS adicional detrás y entre los materiales SHARP y la estructura convencional del vehículo. La NASA inicialmente financió (y descontinuó) una investigación y desarrollo de múltiples fasesPrograma D a través delUniversidad de Montana en 2001 para probar materiales SHARP en vehículos de prueba. ^{[44] [45]}

Activamente enfriado

Se han propuesto varios diseños avanzados de naves espaciales reutilizables y aviones hipersónicos para emplear escudos térmicos hechos de aleaciones metálicas resistentes a la temperatura que incorporan un refrigerante o combustible criogénico que circula a través de ellos, y uno de esos diseños de naves espaciales está actualmente en desarrollo.

Se propuso tal concepto de TPS ^{[ ¿cuándo? ]} para el avión aeroespacial nacional X-30 (NASP). ^{[ cita requerida ]} Se suponía que el NASP era un avión hipersónico propulsado por scramjet , pero fracasó en su desarrollo.

SpaceX está desarrollando actualmente un escudo térmico enfriado activamente para su nave espacial Starship, donde una parte del sistema de protección térmica será un diseño de piel exterior refrigerado por transpiración para la nave espacial que reentra. ^{[46] [47]}

A principios de la década de 1960, se propusieron varios sistemas TPS para usar agua u otro líquido refrigerante rociado en la capa de choque, o pasados ​​a través de canales en el escudo térmico. Las ventajas incluían la posibilidad de más diseños totalmente metálicos que serían más baratos de desarrollar, más resistentes y eliminarían la necesidad de tecnología clasificada. Las desventajas son un mayor peso y complejidad, y una menor confiabilidad. El concepto nunca se ha volado, pero una tecnología similar (la boquilla obturadora ^[48] ) se sometió a extensas pruebas en tierra.

Reentrada emplumada

En 2004, el diseñador de aviones Burt Rutan demostró la viabilidad de un perfil aerodinámico que cambia de forma para la reentrada con el SpaceShipOne suborbital . Las alas de esta nave giran hacia arriba en la configuración emplumada que proporciona un efecto de volante . Por lo tanto, SpaceShipOne logra mucha más resistencia aerodinámica en la reentrada sin experimentar cargas térmicas significativas.

La configuración aumenta la resistencia, ya que la nave ahora es menos aerodinámica y da como resultado que más partículas de gas atmosférico golpeen la nave espacial a altitudes más altas que de otra manera. Por lo tanto, la aeronave se ralentiza más en las capas atmosféricas más altas, lo que es la clave para un reentrada eficiente. En segundo lugar, la aeronave se orientará automáticamente en este estado a una actitud de alta resistencia. ^[49]

Sin embargo, la velocidad alcanzada por SpaceShipOne antes de la reentrada es mucho menor que la de una nave espacial orbital, y los ingenieros, incluido Rutan, reconocen que una técnica de reentrada emplumada no es adecuada para regresar de la órbita.

El 4 de mayo de 2011, se realizó la primera prueba en el SpaceShipTwo del mecanismo de desvanecimiento durante un vuelo en planeo después del lanzamiento del White Knight Two. El despliegue prematuro del sistema de plumas fue responsable del accidente del VSS Enterprise de 2014 , en el que la aeronave se desintegró y mató al copiloto.

La reentrada emplumada fue descrita por primera vez por Dean Chapman de NACA en 1958. ^[50] En la sección de su informe sobre Entrada compuesta , Chapman describió una solución al problema utilizando un dispositivo de alta resistencia:

Puede ser deseable combinar la entrada de elevación y no elevación para lograr algunas ventajas ... Para la maniobrabilidad de aterrizaje, obviamente es ventajoso emplear un vehículo de elevación. Sin embargo, el calor total absorbido por un vehículo elevador es mucho mayor que el de un vehículo no elevador ... Los vehículos no elevadores se pueden construir más fácilmente ... empleando, por ejemplo, un dispositivo de arrastre grande y liviano ... Cuanto más grande sea el dispositivo, menor es la velocidad de calentamiento.

Los vehículos no elevadores con estabilidad de volante también son ventajosos desde el punto de vista de los requisitos mínimos de control durante la entrada.

... un tipo de entrada compuesto evidente, que combina algunas de las características deseables de las trayectorias de elevación y no elevación, sería entrar primero sin ascensor pero con un ... dispositivo de arrastre; luego, cuando la velocidad se reduce a un cierto valor ... el dispositivo se arroja o se retrae, dejando un vehículo elevador ... para el resto del descenso.

El X-15 norteamericano utilizó un mecanismo similar. ^{[ cita requerida ]}

Reentrada con escudo térmico inflable

La desaceleración para la reentrada atmosférica, especialmente para misiones de retorno a Marte de mayor velocidad, se beneficia de maximizar "el área de arrastre del sistema de entrada. Cuanto mayor sea el diámetro del aeroshell, mayor puede ser la carga útil". ^[51] Un aeroshell inflable proporciona una alternativa para ampliar el área de arrastre con un diseño de masa baja.

Fuera de EE UU.

Tal escudo / aerofreno inflable fue diseñado para los penetradores de la misión Mars 96 . Dado que la misión falló debido al mal funcionamiento del lanzador, la NPO Lavochkin y DASA / ESA han diseñado una misión para la órbita terrestre. El demostrador Inflatable Reentry and Descent Technology (IRDT) se lanzó en Soyuz-Fregat el 8 de febrero de 2000. El escudo inflable se diseñó como un cono con dos etapas de inflación. Aunque la segunda etapa del escudo no se infló, el demostrador sobrevivió a la reentrada orbital y fue recuperado. ^{[52] [53]} Las misiones posteriores voladas en el cohete Volna fallaron debido a una falla del lanzador. ^[54]

Los ingenieros de la NASA revisan IRVE.

NASA IRVE

La NASA lanzó una nave espacial experimental con escudo térmico inflable el 17 de agosto de 2009 con el exitoso primer vuelo de prueba del Experimento de vehículo de reentrada inflable (IRVE). El escudo térmico había sido empaquetado al vacío en una cubierta de carga útil de 15 pulgadas de diámetro (38 cm) y lanzado en un cohete con sonda Black Brant 9 desde la Instalación de Vuelo Wallops de la NASA en la Isla Wallops, Virginia. "El nitrógeno infló el escudo térmico de 10 pies de diámetro (3,0 m), hecho de varias capas de tejido [ Kevlar ] recubierto de silicona , a una forma de hongo en el espacio varios minutos después del despegue". ^[51]El apogeo del cohete estaba a una altitud de 131 millas (211 km) donde comenzó su descenso a velocidad supersónica. Menos de un minuto después, el escudo se soltó de su cubierta para inflarse a una altitud de 124 millas (200 km). El inflado del escudo tardó menos de 90 segundos. ^[51]

NASA HIAD

Tras el éxito de los experimentos iniciales de IRVE, la NASA desarrolló el concepto en el desacelerador aerodinámico inflable hipersónico (HIAD) más ambicioso. El diseño actual tiene la forma de un cono poco profundo, con la estructura construida como una pila de tubos inflados circulares de mayor diámetro que aumenta gradualmente. La cara delantera (convexa) del cono está cubierta con un sistema de protección térmica flexible lo suficientemente robusto para soportar las tensiones de la entrada (o reentrada) atmosférica. ^{[55] [56]}

En 2012, se probó un HIAD como Experimento de vehículo de reentrada inflable 3 (IRVE-3) utilizando un cohete de sondeo suborbital, y funcionó. ^{[57] : 8}

En 2020 había planes para lanzar en 2022 un inflable de 6 m como prueba de vuelo de órbita terrestre baja de un desacelerador inflable (LOFTID) . ^[58]

Véase también Decelerador supersónico de baja densidad , un proyecto de la NASA con pruebas en 2014 y 2015.

Consideraciones de diseño de vehículos de entrada

Hay cuatro parámetros críticos ^{[¿ según quién? ]} considerado al diseñar un vehículo para la entrada a la atmósfera: ^{[ cita requerida ]}

1. Flujo de calor máximo
2. Carga de calor
3. Deceleración máxima
4. Presión dinámica máxima

El flujo de calor máximo y la presión dinámica seleccionan el material TPS. La carga de calor selecciona el grosor de la pila de material TPS. La desaceleración máxima es de gran importancia para las misiones tripuladas. El límite superior para el retorno tripulado a la Tierra desde la órbita terrestre baja (LEO) o el retorno lunar es de 10 g . ^[59] Para la entrada a la atmósfera marciana después de una exposición prolongada a la gravedad cero, el límite superior es 4 g . ^{[59] La} presión dinámica máxima también puede influir en la selección del material TPS más externo si la espalación es un problema.

Partiendo del principio de diseño conservador , el ingeniero normalmente considera dos trayectorias en el peor de los casos , las trayectorias de sobreimpulso y de subimpulso. La trayectoria de sobreimpulso se define típicamente como el ángulo de velocidad de entrada más superficial permitido antes del salto atmosférico.. La trayectoria de sobreimpulso tiene la carga térmica más alta y establece el espesor de TPS. La trayectoria de subimpulso se define por la trayectoria más empinada permitida. Para misiones tripuladas, el ángulo de entrada más pronunciado está limitado por la desaceleración máxima. La trayectoria de subimpulso también tiene el pico de flujo de calor y presión dinámica más altos. En consecuencia, la trayectoria de subimpulso es la base para seleccionar el material TPS. No existe un material TPS de "talla única". Un material TPS que es ideal para un alto flujo de calor puede ser demasiado conductor (demasiado denso) para una carga de calor de larga duración. Un material de TPS de baja densidad puede carecer de la resistencia a la tracción para resistir la espalación si la presión dinámica es demasiado alta. Un material TPS puede funcionar bien para un flujo de calor pico específico,pero fallan catastróficamente para el mismo flujo de calor máximo si la presión de la pared aumenta significativamente (esto sucedió con la nave espacial de prueba R-4 de la NASA).^[59] Los materiales de TPS más antiguos tienden a ser más laboriosos y costosos de fabricar en comparación con los materiales modernos. Sin embargo, los materiales de TPS modernos a menudo carecen del historial de vuelo de los materiales más antiguos (una consideración importante para un diseñador con aversión al riesgo).

Basado en el descubrimiento de Allen y Eggers, la máxima contundencia de la concha de aerosol (máxima resistencia) produce una masa mínima de TPS. La franqueza máxima (coeficiente balístico mínimo) también produce una velocidad terminal mínima a la altitud máxima (muy importante para Mars EDL, pero perjudicial para los vehículos recreativos militares). Sin embargo, existe un límite superior a la brusquedad impuesto por consideraciones de estabilidad aerodinámica basadas en el desprendimiento de la onda de choque.. Una onda de choque permanecerá unida a la punta de un cono afilado si la mitad del ángulo del cono está por debajo de un valor crítico. Este semángulo crítico se puede estimar utilizando la teoría de los gases perfectos (esta inestabilidad aerodinámica específica se produce por debajo de las velocidades hipersónicas). Para una atmósfera de nitrógeno (Tierra o Titán), el medio ángulo máximo permitido es de aproximadamente 60 °. Para una atmósfera de dióxido de carbono (Marte o Venus), el medio ángulo máximo permitido es de aproximadamente 70 °. Después del desprendimiento de la onda de choque, un vehículo de entrada debe transportar significativamente más gas capa de choque alrededor del punto de estancamiento del borde de ataque (la tapa subsónica). En consecuencia, el centro aerodinámico se mueve corriente arriba provocando inestabilidad aerodinámica. Es incorrecto volver a aplicar un diseño de aeroshell destinado a la entrada a Titán ( Huygenssonda en una atmósfera de nitrógeno) para la entrada a Marte ( Beagle 2 en una atmósfera de dióxido de carbono). ^{[ cita requerida ] [ investigación original? ]} Antes de ser abandonado, el programa de aterrizaje de Marte soviético logró un aterrizaje exitoso ( Marte 3 ), en el segundo de tres intentos de entrada (los otros fueron Marte 2 y Marte 6 ). Los módulos de aterrizaje soviéticos de Marte se basaron en un diseño de aeroshell de medio ángulo de 60 °.

Un cono esférico de medio ángulo de 45 ° se usa típicamente para sondas atmosféricas (no se pretende aterrizar en la superficie) aunque la masa de TPS no se minimiza. La razón fundamental para un semángulo de 45 ° es tener estabilidad aerodinámica desde la entrada hasta el impacto (el escudo térmico no se desecha) o un pulso de calor corto y agudo seguido de un rápido lanzamiento del escudo térmico. Se utilizó un diseño de cono de esfera de 45 ° con el impactador DS / 2 Mars y las sondas Pioneer Venus .

Accidentes notables de entrada a la atmósfera

Ventana de reentrada

1. Fricción con aire
2. En vuelo aéreo
3. Ángulo inferior de expulsión
4. Perpendicular al punto de entrada
5. Exceso de fricción de 6,9 ​​° a 90 °
6. Repulsión de 5,5 ° o menos
7. Fricción por explosión
8. Plano tangencial al punto de entrada

No todas las reentradas atmosféricas han tenido éxito y algunas han provocado desastres importantes.

• Voskhod 2  : el módulo de servicio no se pudo separar durante algún tiempo, pero la tripulación sobrevivió.
• Soyuz 1  : el sistema de control de actitud falló mientras aún estaba en órbita y los paracaídas posteriores se enredaron durante la secuencia de aterrizaje de emergencia (falla de entrada, descenso y aterrizaje (EDL)). Murió el cosmonauta solitario Vladimir Mikhailovich Komarov .
• Soyuz 5  : el módulo de servicio no se desprendió, pero la tripulación sobrevivió.
• Soyuz 11  : después de la separación de tres módulos, una válvula se debilitó por la explosión y falló al volver a entrar. La cabina se despresurizó matando a los tres miembros de la tripulación.
• Mars Polar Lander  - Falló durante la EDL. Se creía que el fallo era consecuencia de un error de software. Se desconoce la causa precisa por falta de telemetría en tiempo real .
• Transbordador espacial Columbia
  • STS-1  : una combinación de daño de lanzamiento, relleno de espacio saliente y error de instalación de loseta resultó en daños graves al orbitador, solo algunos de los cuales la tripulación estaba al tanto. Si la tripulación hubiera sabido el verdadero alcance del daño antes de intentar el reingreso, habrían volado el transbordador a una altitud segura y luego se habrían rescatado. Sin embargo, la reentrada fue exitosa y el orbitador procedió a un aterrizaje normal.
  • STS-107  : la falla de un panel RCC en el borde de ataque de un ala causada por el impacto de escombros en el lanzamiento provocó la ruptura del orbitador en la reentrada, lo que resultó en la muerte de los siete miembros de la tripulación.

Vehículo de entrada de Génesis después del accidente

• Génesis  : el paracaídas no se pudo desplegar debido a que se instaló un interruptor G al revés (un error similar retrasó el despliegue del paracaídas para la sonda Galileo ). En consecuencia, el vehículo de entrada del Génesis se estrelló contra el suelo del desierto. La carga útil resultó dañada, pero la mayoría de los datos científicos se pudieron recuperar.
• Soyuz TMA-11  : el módulo de propulsión de Soyuz no se separó correctamente; Se ejecutó una reentrada balística de retroceso que sometió a la tripulación a aceleraciones de aproximadamente 8 gravedades estándar (78 m / s ² ). ^[60] La tripulación sobrevivió.

Reentradas no controladas y desprotegidas

De los satélites que vuelven a entrar, es probable que entre el 10% y el 40% de la masa del objeto alcance la superficie de la Tierra. ^[61] En promedio, alrededor de un objeto catalogado vuelve a entrar por día. ^[62]

Debido a que la superficie de la Tierra es principalmente agua, la mayoría de los objetos que sobreviven vuelven a entrar en uno de los océanos del mundo. Las posibilidades estimadas de que una persona determinada resulte golpeada y lesionada durante su vida es de alrededor de 1 en un billón. ^[63]

El 24 de enero de 1978, el Kosmos 954 soviético (3.800 kilogramos [8.400 libras]) volvió a entrar y se estrelló cerca del Gran Lago Slave en los Territorios del Noroeste de Canadá. El satélite era de propulsión nuclear y dejó restos radiactivos cerca de su lugar de impacto. ^[64]

El 11 de julio de 1979, la estación espacial estadounidense Skylab (77.100 kilogramos [170.000 libras]) volvió a entrar y esparció escombros por el interior de Australia . ^[65] La reentrada fue un evento importante en los medios de comunicación debido en gran parte al incidente del Cosmos 954, pero no se consideró tanto como un desastre potencial ya que no transportaba combustible nuclear o hidracina tóxico . La NASA había esperado originalmente usar una misión del Transbordador Espacial para extender su vida o permitir una reentrada controlada, pero los retrasos en el programa del Transbordador, además de una actividad solar inesperadamente alta, hicieron que esto fuera imposible. ^{[66] [67]}

El 7 de febrero de 1991, la estación espacial soviética Salyut 7 (19,820 kilogramos [43,700 lb]), con el módulo Kosmos 1686 (20,000 kilogramos [44,000 lb]) adherido, reingresó y esparció escombros sobre la ciudad de Capitán Bermúdez , Argentina. ^{[68] [69] [70]} La estación había sido impulsada a una órbita más alta en agosto de 1986 en un intento de mantenerla hasta 1994, pero en un escenario similar al Skylab, el transbordador Buran planeado fue cancelado y la alta actividad solar causó que baje antes de lo esperado.

El 7 de septiembre de 2011, la NASA anunció la inminente reentrada incontrolada del satélite de investigación de la atmósfera superior (6.540 kilogramos [14.420 libras]) y señaló que había un pequeño riesgo para el público. ^[71] El satélite dado de baja volvió a entrar en la atmósfera el 24 de septiembre de 2011, y se presume que algunas piezas se estrellaron contra el Océano Pacífico Sur sobre un campo de escombros de 500 millas (800 km) de largo. ^[72]

El 1 de abril de 2018, la estación espacial china Tiangong-1 (8.510 kilogramos [18.760 libras]) volvió a entrar sobre el Océano Pacífico, a medio camino entre Australia y América del Sur. ^[73] La Oficina de Ingeniería Espacial Tripulada de China tenía la intención de controlar la reentrada, pero perdió la telemetría y el control en marzo de 2017. ^[74]

El 11 de mayo de 2020, la etapa central de China Long March 5B ( ID COSPAR 2020-027C) que pesa aproximadamente 20,000 kilogramos [44,000 lb]) realizó una reentrada incontrolada sobre el Océano Atlántico, cerca de la costa de África Occidental. ^{[75] [76]} Según los informes, pocas piezas de escombros de cohetes sobrevivieron a la reentrada y cayeron sobre al menos dos aldeas en Costa de Marfil . ^{[77] [78]}

Se espera que los dispositivos de balance de masa de crucero (CMBD) de la misión Mars 2020 , que son expulsados ​​antes de que la nave espacial entre a la atmósfera, sobrevivan al reingreso e impacten en la superficie el jueves 18 de febrero de 2021. ^[79] Los CMBD son Bloques de tungsteno de 77 kg utilizados para ajustar la trayectoria de la nave espacial antes de la entrada. El equipo científico de otra misión de la NASA, InSight , anunció a principios de 2021 que intentarían detectar las ondas sísmicas de este evento de impacto.

Eliminación de órbita

Salyut 1 , la primera estación espacial del mundo, fue desorbitada deliberadamente hacia el Océano Pacífico en 1971 después del accidente de Soyuz 11 . Su sucesor, Salyut 6 , también fue desorbitado de manera controlada.

El 4 de junio de 2000, el Observatorio de Rayos Gamma de Compton fue desorbitado deliberadamente después de que fallara uno de sus giroscopios. Los escombros que no se quemaron cayeron inofensivamente al Océano Pacífico. El observatorio todavía estaba en funcionamiento, pero la falla de otro giroscopio habría hecho que la desorbitación fuera mucho más difícil y peligrosa. Con cierta controversia, la NASA decidió en interés de la seguridad pública que un choque controlado era preferible a dejar que la nave bajara al azar.

En 2001, la estación espacial rusa Mir fue deliberadamente desorbitada y se rompió en la forma esperada por el centro de comando durante la reentrada atmosférica. Mir entró en la atmósfera de la Tierra el 23 de marzo de 2001, cerca de Nadi , Fiji , y cayó al Océano Pacífico Sur.

El 21 de febrero de 2008, un satélite espía estadounidense desactivado , el USA-193 , fue alcanzado a una altitud de aproximadamente 246 kilómetros (153 millas) con un misil SM-3 disparado desde el crucero de la Marina de los EE. UU. Lake Erie frente a la costa de Hawai . El satélite no estaba operativo, ya que no pudo alcanzar su órbita prevista cuando fue lanzado en 2006. Debido a su órbita en rápido deterioro, estaba destinado a una reentrada incontrolada en un mes. El Departamento de Defensa de Estados Unidos expresó su preocupación de que el tanque de combustible de 1,000 libras (450 kg) que contiene hidracina altamente tóxica pueda sobrevivir a la reentrada para alcanzar la superficie de la Tierra intacta. Varios gobiernos, incluidos los de Rusia, China yBielorrusia protestó por la acción como una demostración apenas velada de las capacidades antisatélite de Estados Unidos. ^[80] China había causado anteriormente un incidente internacional cuando probó un misil antisatélite en 2007.

• Primer plano del escudo térmico Gemini 2

• Sección transversal del escudo térmico Gemini 2

Reentradas atmosféricas exitosas desde velocidades orbitales

Esta sección está en formato de lista , pero puede leerse mejor en prosa . Puede ayudar convirtiendo esta sección , si corresponde. La ayuda para la edición está disponible. ( Abril de 2018 )

Reentrada orbital tripulada, por país / entidad gubernamental

•  China - Shenzhou
•  Unión Soviética /  Rusia - Vostok , Voskhod , Soyuz
•  Estados Unidos: Mercurio , Géminis , Apolo , Transbordador espacial

Reentrada orbital tripulada, por entidad comercial

• SpaceX - Dragón 2

Reentrada orbital no tripulada, por país / entidad gubernamental

IXV una vez aterrizó

•  porcelana
• Agencia Espacial Europea ^[81]
•  India / Organización de Investigaciones Espaciales de la India
•  Japón
•  Unión Soviética /  Rusia
•  Estados Unidos

Reentrada orbital no tripulada, por entidad comercial

• SpaceX - Dragón

Reentradas atmosféricas seleccionadas

Esta lista incluye algunas entradas atmosféricas notables en las que la nave espacial no estaba destinada a ser recuperada, sino que fue destruida en la atmósfera.

Astronave	Año de reentrada
Fobos-Grunt	2012
ROSAT	2011
UARS	2011
Mir	2001
Skylab	1979

Ver también

• Cinturón de radiación de Van Allen  : zona de partículas cargadas de energía alrededor del planeta Tierra
• Aerocapture  - Maniobra de transferencia orbital
• Micrometeoritos desacelerados
• Apagón de ionización
• Misil balístico intercontinental: misil  balístico con un alcance de más de 5.500 kilómetros
• Lander (nave espacial)  - Tipo de nave espacial
• Huella de aterrizaje
• Lista de desechos espaciales que vuelven a entrar  - artículo de la lista de Wikipedia
• Prototipos de reentrada de la NASA
• Omitir reentrada
• Cápsula espacial  - Tipo de nave espacial
• Sistema de protección térmica del transbordador espacial  - Sistema de protección térmica del transbordador espacial
• Avión de papel lanzado desde el espacio.

Notas y referencias

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Lectura adicional

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Enlaces externos

Busque el Apéndice: Glosario de reentrada atmosférica en Wikcionario, el diccionario libre.

Wikimedia Commons tiene medios relacionados con la entrada atmosférica .

• La herramienta de análisis de misión Aerocapture (AMAT) proporciona capacidad de simulación y análisis de misión preliminar para vehículos de entrada atmosférica en varios destinos del Sistema Solar.
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• Escudo térmico de Buran
• Artículo de la Enciclopedia Astronautica sobre la historia de las naves de rescate espacial, incluidos algunos diseños de naves de reentrada.