Войти
Марсоход Mars Exploration Rover (MER) аэрооболочка, художественное исполнение Вход в атмосферу - это движение объекта из космического пространства в газы атмосферы и через них планета, карликовая планета или естественный спутник. Существует два основных типа попадания в атмосферу: неконтролируемое попадание, такое как попадание астрономических объектов, космического мусора или болидов ; и контролируемый вход (или вход) космического корабля, способного управлять или следовать заданному курсу. Технологии и процедуры, позволяющие управлять входом в атмосферу, спуском и посадкой космических аппаратов, в совокупности называются EDL .
Анимированные изображения различных фаз, когда метеороид входит в атмосферу Земли, чтобы видимым как метеор. и приземляется как метеорит . Объекты, попадающие в атмосферу, испытывают атмосферное сопротивление, создающее механическое напряжение на объект, и аэродинамический нагрев, вызываемый в основном сжатием воздуха перед объектом, но перетаскиванием. Эти силы могут вызвать потерю массы (абляция ) или даже полный распад более мелких объектов, а объекты с более низкой прочностью на сжатие могут взорваться.
Космические аппараты с экипажем должны быть замедлены до дозвуковых скоростей, прежде чем можно будет задействовать парашюты или воздушные тормоза. Такие средства обычно имеют кинетическую энергию от 50 до 1800 мегаджоулей, атмосферное рассеяние - единственный способ расходовать кинетическую энергию. Количество ракетного топлива, необходимого для замедления транспортных средств, будет почти равно количеству, используемому для его первоначального ускорения, и таким образом крайне непрактично использовать ретро-ракеты для всей процедуры входа на Землю. Несмотря на высокую температуру, создаваемую на поверхности теплозащитного экрана, возникает из-за адиабатического сжатия, кинетическая энергия транспортных средств в конечном итоге теряется из-за трения (вязкости) газа после того, как транспортное средство средство проезжает мимо. Другие меньшие потери энергии включают излучение черного тела непосредственно из горячих газов и химические реакции между ионизированными газами.
Баллистические боеголовки и расходные материалы не требуют замедления при входе в атмосферу, по сути, сделанных обтекаемыми, чтобы поддерживать их скорость. Кроме того, медленные возвращения на Землю из ближнего космоса, такие как прыжки с парашютом с воздушным шаров, не требуют тепловой защиты, потому что гравитационное ускорение объекта, начинающегося в относительном покое изнутри самой атмосферы.) не может создать достаточную скорость, чтобы вызвать значительный атмосферный воздух.
Для Земли вход в атмосферу по соглашению происходит на линии Кармана на высоте 100 км (62 мили; 54 морских мили) над поверхностью, а на входе в атмосферу Венеры происходит на расстоянии 250 км (160 миль; 130 морских миль) и в точке входа в атмосферу Марса на расстоянии около 80 км (50 миль; 43 морских миль). Неконтролируемые объекты достигают высоких скоростей при ускорении в космосе гравитации Земли и замедления движения при столкновении с атмосферой Земли. Моры также часто движутся довольно быстро относительно Земли, потому что их собственная орбитальная траектория отличается от орбитальной траектории Земли до того, как они встретятся с гравитационным колодцем Земли. Большинство управляемых объектов относятся к гиперзвуковых скоростях из-за их суборбитальных (например, межконтинентальных баллистических ракет спускаемых аппаратов), орбитальных (например, Союз ) или неограниченных (например, метеоров ) траекторий. Были разработаны различные передовые технологии, обеспечивающие возможность входа в атмосферу на экстремальных скоростях. Альтернативным низкоскоростным методом контролируемого входа в атмосферу является плавучесть, который подходит для входа на планету, когда плотная атмосфера, сильная гравитация или оба фактора затрудняют высокоскоростной гиперболический вход, например, атмосферы Венеры., Титан и газовые гиганты.
Ранние концепции космических аппаратов, визуализированные на теневых изображенийх испытания в высокоскоростной аэродинамической трубе Концепция абляционного теплового экрана была описана еще в 1920 году, автор Роберт Годдард : «В случае метеоров, которые входят в атмосферу со скоростью до 30 миль (48 км) в секунду, внутренняя часть метеоров остается холодной, и происходит эрозия. в степени из-за сколов или трещин на внезапно нагретой поверхности. По этой причине, если внешняя поверхность устройства состояла из слоев очень неплавкого твердого вещества со слоями с плохой теплопроводностью между ними, поверхность не подверглась эрозии в какой-либо степени, тем более что скорость устройства не должна быть такой большой, как у среднего метеора. "
Практическая разработка систем входа в атмосферу началась по мере увеличения дальности и скорости входа баллистических ракет. Для ранних ракет малой дальности, например V-2, стабилизация и аэродинамическое Ракеты средней дальности, такие как советский R-5 с дальностью действия 1200 км (650 морских миль) требовала, были важными факторами (многие V-2 развалились при входе в атмосферу). Первые межконтинентальные баллистические ракеты, с дальностью от 8000 до 12000 км (от 4300 до 6500 морских миль), были только только из керамического композитного материала на разделяемых спускаемых аппаратах (вся конструкция ракеты уже не могла выдержать повторный вход).
В США пионером этой технологии стал Х. Джулиан Аллен и А. Дж. Эггерс мл. из национального консультативного комитета по аэронавтике (NACA) в Исследовательском центре Эймса. В 1951 году они сделали нелогичное открытие, что тупая форма (высокое сопротивление) обеспечивает эффективный тепловой экран. Исходя из простых инженерных принципов, Аллен и Эггерс показали, что тепловая нагрузка, испытываемым транспортным средством начального уровня, обратно пропорциональна коэффициенту сопротивления ; т.е. чем больше сопротивление, тем меньше тепловая нагрузка. Если возвращаемый корабль может действовать как воздушная подушка, выталкивая ударную волну и нагретый ударный слой вперед (в сторону от транспортных средств). Большая часть горячих газов больше не находится в прямом контакте с транспортным средством, тепловая энергия будет оставаться в шоковом газе и просто перемещаться по транспортному средству.
Открытие Аллена и Эггерс, хотя использовалось считалось военной тайной, в конечном итоге было опубликовано в 1958 году.
За десятилетие, прошедшие с 1950-х годов, богатый технический жаргон вырос вокруг разработки транспортных средств, предназначенных для входа в планетные атмосферы. Рекомендуется, чтобы читатель прочитал глоссарийгонов, прежде чем продолжить эту статью о возвращении в атмосферу.
Вход в атмосферу - это вход в космическое пространство, вход в космическое пространство, вход в атмосферу, вход в атмосферу, вход в атмосферу, вход в атмосферу, или EDL. Когда вход в атмосферу возвращается к тому же телу, из которого был запущен аппарат, событие включается как повторный вход (почти всегда относится к входу на Землю).
Основная цель проекта при входе космического корабля в атмосферу - рассеять энергия космический корабль, который движется с гиперзвуковой скоростью, когда он входит в атмосфера, так что оборудование, груз и все пассажиры замедляются и приземляются рядом с определенным местом назначения на поверхности с нулевой скоростью, сохраняя при этом грузе на космический корабль и любых в допустимых пределах. Это может быть выполнено с помощью пропульсивного или аэродинамического (характеристики транспортных средств или парашюта ) или некоторой комбинации.
При проектировании транспортных средств для использования нескольких основных форм:
Командный модуль Apollo, летящий тупым концом теплозащитного экрана с ненулевым углом атаки для создания подъемного входа и управления местом приземления (художественная обработка) Простейшей осесимметричной формы является сфера или сферическое сечение. Это может быть полная сфера или носовая часть сферического сечения с конусообразной задней части. Аэродинамику сферы или сферического сечения легко смоделировать аналитически, используя теорию удара Ньютона. Точно так же тепловой поток сферического сечения можно точно смоделировать с помощью уравнения Фея-Ридделла. Статическая устойчивость сферической секции производится, если центр массовых транспортных средств расположен выше центра кривизны (динамическая устойчивость выше проблематична). Чистые сферы не имеют лифта. При полете под углом атаки сферическая секция имеет умеренную аэродинамическую подъемную силу, что обеспечивает некоторую способность преодолевать дальность полета и расширяет входной коридор. В конце 1950-х - начале 1960-х годов высокоскоростные компьютеры еще не были доступны, и вычислительная гидродинамика все еще находилась в зачаточном состоянии. Эта сферическое сечение поддается анализу в замкнутой форме, эта геометрия стала стандартной для консервативного проектирования. Следовательно, пилотируемые капсулы той эпохи основывались на сферическом сечении.
Чисто сферические машины входа использовались в первых советских капсулах Восток и Восход , а также в советских капсулах «Марс» и Венера спускаемые аппараты. В командном модуле Apollo использовался тепловой экран носовой части сферического сечения со сужающимся коническим кормом. Он летел подъемным входом с гиперзвуковым дифферентным углом сначала -27 ° (0 ° тупым концом), чтобы получить среднее L / D (отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению) 0,368. Результирующая подъемная сила обеспечивает некоторую управляемость в поперечном направлении за счет усилия центра масс транспортного средства относительно его оси симметрии, что позволяет подъемную силу влево или вправо за счет качения капсулы по ее продольной оси. Другими примерами геометрии сферического сечения в пилотируемых капсулах являются Союз / Зонд, Джемини и Меркурий. Даже такая небольшая подъемная сила позволяет использовать траектории, которые имеют очень значительное влияние на пиковую g-силу, уменьшая ее с 8–9 g для чисто баллистической (замедленной только за счет сопротивления) траектории до 4–5 g, поскольку
Сфера-конус представляет собой сферическое сечение с прикрепленным усеченным или затупленным конусом. Динамическая устойчивость сферического конуса обычно лучше, чем у сферического сечения. Транспортное средство входит в первую сферу. При достаточно малом полуугле и правильно расположенном центре масс сфера-конус может обеспечить аэродинамическую стабильность от кеплеровского входа до столкновения с поверхностью. (Половина угла - это угол между осью симметрии конуса и его внешней поверхности, таким образом, половина угла, образованного краями поверхности конуса.)
Прототип ракеты-носителя (RV) Mk-2, основанный на теории тупого тела. Первоначальной американской аэрооболочкой сферического конуса был Mk-2 RV (космический корабль), который был разработан в 1955 году компанией General Electric Corp. Конструкция Mk-2 была основана на теории тупого тела и использовала систему защиты с радиационным охлаждением (TPS) на основе металлического теплозащитного экрана (различные типы TPS ниже в этой статье). Mk-2 имел значительные дефекты в качестве системы доставки оружия, он слишком долго оставался в верхних слоях атмосферы из-за его более низкого баллистического коэффициента , а также тянул за собой поток испаренного металла, что делало его очень видимым для радар. Эти дефекты сделали Mk-2 слишком восприимчивым к системам противоракетной обороны (ПРО). Следовательно, компания General Electric разработала альтернативу Mk-2 RV со сферическим конусом.
Mk-6 RV, оружие времен холодной войны и предок американских американских ракетоносцев. Этот новый RV был Mk-6, в котором использовался неметаллический абляционный TPS, фенольный нейлон. Этот новый TPS был эффективен в качестве теплозащитного экрана, что позволяет снизить затупление. Однако Mk-6 был огромным RV с начальной массой 3360 кг, длиной 3,1 м и углом полураспада 12,5 °. Последующие достижения в области ядерного оружия и конструкции абляционных TPS позволили RV значительно уменьшить более низкие коэффициенты затупления по сравнению с Mk-6. С 1960-х годов сфера-конус предпочтительной геометрией для современных межконтинентальных баллистических ракет с типичными половинными углами от 10 ° до 11 °.
Разведывательный спутник типа "Discoverer" с пленочной спасательной машиной (RV) 
Galileo Probe во время окончательной сборки разведывательный спутник RV (эвакуационные машины) также имели форму сферического конуса и были американскими первым американским образцом транспортных средств без боеприпасов (Discoverer-I, спущен на воду 28 февраля 1959 г.). Позднее сфера-конус использовалась для космических полетов к другим небесным телам или для возвращения из открытого космоса; например, зонд Звездная пыль. В отличие от военных RV, преимущество более низкой массы TPS с тупым корпусом сохранялось у космических аппаратов входа в космос, таких как Galileo Probe с половинным углом 45 ° или аэрооболочка Viking с полуугол 70 °. Космические аппараты для входа в сферический конус приземлялись на поверхность или вошли в атмосферу Марса, Венеры, Юпитера и Титана.
DC -X, показанный во время первого полета, был прототипом одноступенчатого летательного аппарата для вывода на орбиту и имел биконическую форму, аналогичную AMaRV. биконический - это сфера-конус с дополнительной усеченной вершиной. Biconic предлагает значительно улучшенное соотношение L / D. Биконус, например для аэрозахвата Марса, обычно имеет L / D приблизительно 1,0 по сравнению с L / D 0,368 для Apollo-CM. Более высокое L / D делает биконическую форму лучше подходящей для перевозки людей на Марс из-за более низкого пикового замедления. Возможно, самым значительным из когда-либо совершенных биконических самолетов был усовершенствованный маневренный возвращаемый аппарат (AMaRV). Четыре AMaRV были изготовлены McDonnell Douglas Corp. и представлял собой значительный скачок в совершенстве RV. Три AMaRV были запущены межконтинентальными баллистическими ракетами Minuteman-1 20 декабря 1979 г., 8 октября 1980 г. и 4 октября 1981 г. AMaRV имел начальную массу около 470 кг, радиус носа 2,34 см, половину передней части усеченного конуса. -угол 10,4 °, радиус усеченной кромки 14,6 см, полуугол усеченной кромки 6 ° и осевая длина 2,079 м. В открытой литературе никогда не появлялось точной диаграммы или изображения AMaRV. Тем не менее, был опубликован схематический эскиз AMaRV-подобного транспортного средства вместе с графиками траектории, показывающими крутые повороты.
Положение AMaRV контролировалось с помощью раздельного створки кузова (также называемого раздельно-наветренным закрылком) и двух рысканья. закрылки, установленные по бокам автомобиля. Гидравлический привод использовался для управления закрылками. AMaRV управлялась полностью автономной навигационной системой, предназначенной для уклонения от перехвата противоракетной системы (ПРО). McDonnell Douglas DC-X (также биконический) был по существу увеличенной версией AMaRV. AMaRV и DC-X также послужили основой для неудачного предложения о том, что в конечном итоге стало Lockheed Martin X-33.
Не осесимметричные формы были использованы для пилотируемых входных транспортных средств. Одним из примеров является крылатый орбитальный аппарат, в котором используется треугольное крыло для маневрирования во время снижения, как в обычном планере. Такой подход был использован на американском космическом шаттле и советском Буране. Подъемный кузов имеет другую геометрию входного транспортного средства и использовался с транспортным средством X-23 PRIME (точное восстановление, включая вход при маневрировании).
кабины вид Спейс Шаттл во время возвращения STS-42. Из-за сжатия и трения воздуха молекулы создают очень горячую плазму, которая светится в красно-оранжевом спектре. Объекты, входящие в атмосферу из космоса на высоких скоростях относительно атмосферы, вызывают очень высокие уровни нагрева. Возвратный нагрев происходит в основном из двух источников:
По мере увеличения скорости оба увеличивается конвективный и радиационный нагрев. На очень высоких скоростях радиационный нагрев быстро станет преобладать над конвективными тепловыми потоками, поскольку конвективный нагрев пропорционален кубу скорости, а радиационный нагрев пропорционален скорости, возведенной в степень в восьмой степени. Радиационный нагрев, который сильно зависит от длины волны, таким образом, преобладает очень рано при входе в атмосферу, тогда как конвекция преобладает на более поздних этапах.
При типичных температурах на входе, воздух в ударном слое является как ионизированным,так и диссоциированным. Эта химическая диссоциация требует различных моделей для описания, термических и химических свойств ударного слоя. Существуют четыре основных физических модели газа, которые важны для авиационных инженеров, которые важны тепловые экраны:
Почти всех авиационных инженеров обучают идеальному (идеальному) газу. модель во время учебы в бакалавриате. Большинство важных системного газа вместе с таблицей и графиками показаны в отчете NACA 1135. Выдержки из отчета NACA 1135 часто появляются в приложениях идеального учебникам по термодинамике и знакомы большинству авиационных инженеров, проектирующих сверхзвуковые самолеты.
Теория идеального газа элегантного и полезного для проектирования самолетов, но предполагает, что газ химически инертен. С точки зрения конструкции самолета, воздух можно считать инертным при температуре менее 550 К при давлении в одну атмосферу. Теория идеального газа Начинает разрушаться при 550 К и не может раскручивать при температурех выше 2000 К. Для температуры выше 2000 К разработчик теплозащитного экрана должен использовать модель реального газа.
На тангажный момент входящего транспортного средства может существенно влиять эффект реального газа. И командный модуль Apollo, и космический шаттл были спроектированы с использованием неверных моментов тангажа, путем неточного моделирования в реальном газе. Угол атаки «Аполлона-СМ» был выше, чем использовалось предполагаемое, что привело к сужению коридора входа на Луну. Фактический аэродинамический центр Колумбия находился выше расчетного значения из-за реального реального газа. Во время первого полета Колумбии (STS-1 ) у астронавтов Джона У. Янга и Роберта Криппена были некоторые тревожные моменты во время возвращения в атмосферу, когда возникло беспокойство по поводу потерь
Равновесная модель реального газа предполагает, что газ химически реактивным, но также предполагает, что все химические механизмы успели завершиться и все компоненты газа имеют одинаковую температуру (это называется термодинамическое равновесие ). Когда воздух обрабатывается ударной волной, он перегревается за счет сжатия и химически диссоциирует через различные методы. Прямое трение о возвращаемый объект. Это вызвано главным образом изэнтропическим нагревом молекул воздуха в полном сжатии. Увеличение энтропии молекулы внутри волны на основе т также объясняет некоторый нагрев. Расстояние от ударной волны до точки торможения на передней кромке входящего транспортного средства называется выдержкой ударной волны. Приблизительное эмпирическое правило для расстояния отвода ударной волны 0,14 радиуса носа. Можно оценить время прохождения молекулы газа от ударной волны до точки торможения, приняв скорость набегающего потока 7,8 км / с радиусом носа 1 метр, то есть время прохождения составляет около 18 микросекунд. Это примерно время, необходимое для того, чтобы инициированная ударная волной химическая диссоциация приблизилась к химическому равновесию в ударном слое для входа в воздух со скоростью 7,8 км / с во время пикового теплового потока. Следовательно, когда воздух приближается к точке застоя входящего транспортного средства, воздух эффективно достигает химического равновесия, что позволяет использовать модель равновесия. В этом случае большая часть ударного слоя между ударной волной и передней кромкой входящего транспортного средства вступает в химическую реакцию и не находится в состоянии равновесия. Уравнение Фея-Ридделла, которое имеет очень важное значение для моделирования теплового потока, обязано своей достоверностью, что точка застоя находится в химическом равновесии. Время, необходимое для достижения равновесия газа в ударном слое, сильно зависит от давления в ударном слое. Например, в случае входа зонда Galileo в атмосфере Юпитера, ударный слой находился в основном в равновесии во время пикового теплового потока из-за очень высокого давления (это нелогично, учитывая, что скорость набегающего потока составляющая 39 км / с) во время пикового теплового потока).
Определение термодинамического состояния точки за сложнее в рамках модели равновесного газа, чем модели идеального газа. В модели идеального газа отношение удельной теплоемкости (также называемое изоэнтропы, показателем адиабаты, гамма или каппа) основным постоянным вместе с газовой постоянной. Для реального газа отношение удельной теплоемкости может сильно колебаться в зависимости от температуры. В модели совершенного газа существует элегантная система определения термодинамического состояния вдоль линии постоянной энтропии, называемой изэнтропической цепью. Для настоящего газа изоэнтропическая цепь непригодна, и вместо этого для ручного раскрутки романтика Молье. Тем не менее, современное решение с современной устаревшей системой использует компьютерные программы, основанные на цифровой справочной таблице (другая форма диаграммы Молье) или программе термодинамики на основе химии. Химический состав газа, находящегося в равновесии с фиксированными давлением и температурой, можно определить с помощью метода свободной энергии Гиббса. Свободная энергия Гиббса - это просто полная энтальпия газа минус его общая энтропия, умноженная на температуру. Программа химического равновесия обычно не требует химических формул или уравнений скорости. Программа работает, сохраняя исходное содержание элементов, указанное для газа, и изменяя различные комбинации элементов посредством численной итерации до тех пор, пока не будет вычислена минимально возможная свободная энергия Гиббса (метод Ньютона-Рафсона - это обычный численный метод. схема). База данных для программы свободной энергии Гиббса на основе спектроскопических данных, используемых при определении статистической суммы. Среди лучших кодов равновесия - программа «Химическое равновесие с приложениями» (CEA), написанная Бонни Дж. Макбрайдом и Сэнфордом Гордоном из НАСА Льюиса (теперь переименованного в «Исследовательский центр Гленна НАСА»). Другие названия CEA - «Код Гордона и Макбрайда» и «Код Льюиса». CEA достаточно точен до 10 000 K для атмосферных газов планет, но непригоден для использования за пределами 20 000 K (двойная ионизация не моделируется). CEA можно загрузить из Интернета вместе с полной документацией, и он будет компилироваться в Linux с помощью компилятора G77 Fortran.
Неравновесная модель реального газа наиболее точной моделью физики газа в ударном слое, но ее сложнее решить, чем равновесие. С 1958 г. простейшей неравновесной моделью была модель Лайтхилла-Фримена. Модель Лайтхилла-Фримена предполагает, что газ состоит из одного двухатомного вещества, восприимчивого только к одной химической формуле и наоборот; 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, к сожалению, слишком проста для моделирования неравного воздуха. Обычно, что воздух имеет мольную состав 0,7812 молекулярного азота, 0,2095 молекулярного кислорода и 0,0093 аргона. Простейшей моделью реального газа для воздуха является модель пяти видов, основанная на N 2, O 2, NO, N и O. Модель с пятью частями не предполагает ионизации и игнорирует такие следы, как диоксид углерода.
При выполнении программы равновесия свободной энергии Гиббса итерационный процесс от использования заданного молекулярного состава до окончательного равновесного состава по существу случайным и не точным по времени. В случае неравновесной программы процесс вычислений является точным по времени и следует пути решения, продиктованным химическими формулами и формулами скорости реакции. Пятивидовая модель имеет 17 химическая формул (34 при подсчете обратных формул). Модель Лайтхилла-Фримена на одном обыкновенном дифференциальном уравнении и одном алгебраическом уравнении. Пятивидовая модель основ на 5 обыкновенных дифференциальных уравнениях и 17 алгебраических уравнениях. Система "жесткая" система "жесткой системы" и ее трудно решить, см. Раздел "Оперативно-монтажные системы". Модель пяти видов применима только для входа с низкой околоземной орбиты, где скорость входа составляет примерно 7,8 км / с (28000 км / ч; 17000 миль в час). При обратном входе в Луну со скоростью 11 км / с ударный слой обеспечивает значительное количество ионизированного азота и кислорода. Модель с пятью видами больше не точна, и вместо нее следует использовать модель с двенадцатью видами. Скорости на входе в атмосферу на траектории Марс-Земля порядка 12 км / с (43000 км / ч; 27000 миль / ч). Моделирование высокосточного входа в атмосферу Марса, среда включает двуокиси углерода, азота и аргона, еще более сложно, требуя модели из 19 видов.
Важным аспектом моделирования эффектов реального реального газа является тепловое излучение. поток. Тепловой поток может преобладать над нагревом TPS. Лучистый тепловой поток при входе в атмосферу или двуокиси углерода обычно исходит от асимметричных двухатомных молекул; например, цианоген (CN), оксид углерода, оксид азота (NO), однократно ионизированный молекулярный азот и т. д. Эти молекулы образуются ударной волной, диссоциирующей из окружающей среды. атмосферный газ с рекомбинацией в ударном слое образование новых молекулярных частиц. Вновь образованные двухзвенные молекулы изначально имеют очень высокую колебательную температуру, которая эффективно преобразует колебательную энергию в лучистую энергию; т.е. лучистый тепловой поток. Весь процесс занимает менее миллисекунды, что затрудняет моделирование. Экспериментальное измерение радиационного теплового потока (обычно выполняемые с помощью ударных труб) наряду с теоретическими расчетами с помощью нестационарного уравнения Шредингера являются одними из наиболее эзотерических проблем аэрокосмической техники. Большая часть аэрокосмических исследований, связанных с пониманием радиационного теплового потока, была проведена в 1960-х годах, но в степени прекращения программы Аполлон. Излучательный тепловой поток в воздухе был достаточно изучен, чтобы обеспечить успех «Аполлона». Однако радиационный тепловой поток в углекислом газе (вход на Марс) еще мало изучен и потребует серьезных исследований.
Модель замороженного газа, который является не в равновесии. Название «замороженный газ» может достичь в заблуждение. Замороженный газ не «заморожен», как лед - замороженная вода. Скорее, замороженный газ «замораживается» во времени (закон, что все химические реакции остановились). Химические реакции обычно запускаются столкновениями между молекулами. Давление газа медленно снижается, так что химические реакции замедляются, газ может оставаться в равновесии. Однако возможно такое внезапное снижение давления газа, что почти все химические реакции прекратятся. В этой ситуации газ считается замороженным.
Различие между равновесным и замороженным важно, потому что газ, такой как воздух, может иметь разные свойства (скорость звука, вязкость и т. Д.) Для того же термодинамического состояния; например, давление и температура. Замороженный газ может стать серьезной проблемой после въезда в машину. При входе в атмосферу набегающий поток воздуха сжимается до высокой температуры и давления ударной волной входного транспортного средства. Затем неравный воздух в ударном слое переносится мимо передней стороны входящего транспортного средства в область быстро расширяющегося потока, вызывающего замерзание. Затем замороженный воздух может быть увлечен вихревым потоком позади входящего транспортного средства. Правильно смоделировать поток за въездом в машину очень сложно. Тепловой защитный экран (TPS) нагревается в задней части кузова транспортных средств, но, в частности, на динамическую устойчивость.
A Система тепловой защиты, или TPS, - это барьер, который защищает космический корабль во время палящего тепла при входе в атмосферу. Вторичной целью может быть защита космического корабля от жара и холода космоса на орбите. Используются различные подходы к тепловой защите космических аппаратов, в том числе абляционные тепловые экраны, пассивное охлаждение и активное охлаждение поверхностей космических аппаратов.
Абляционный тепловой экран (после использования) на Apollo 12 капсуле Абляционный теплозащитный экран действует, отводя газ из горячего ударного слоя от наружная стенка теплозащитного экрана (создающая более холодный пограничный слой ). Пограничный слой образуется в результате выдувания газообразных продуктов реакции из материала теплозащитного экрана и обеспечивает защиту от всех форм теплового потока. Общий процесс уменьшения теплового потока, испытываемого внешней стенкой теплозащитного экрана через пограничный слой, называется засорением. Абляция происходит на двух уровнях в абляционной TPS: внешняя поверхность материала TPS обугливается, плавится и сублимируется, в то время как основная часть материала TPS подвергается пиролизу и удаляет газообразные продукты. Газ, образующийся при пиролизе, вызывает продувку и блокирует конвективный и каталитический тепловой поток. Пиролиз можно измерить в режиме реального времени с использованием термогравиметрического анализа, чтобы можно было оценить абляционные характеристики. Абляция также может препятствовать лучистому тепловому потоку за счет углерода в ударный слой, что делает его оптически непрозрачным. Блокировка радиационного теплового потока был основным механизмом защиты материала Galileo Probe TPS (фенолуглерод). Фенолуглерод был использован в качестве материала горловины сопла ракетного (использованного в твердотопливном ракетном ускорителе космического корабля ) и для носовых частей носовых частей космических кораблей.
Ранние исследования технологии абляции в США были сосредоточены в НАСА Исследовательском центре Эймса, расположенном в Моффетт Филд, Калифорния. Исследовательский центр Эймса был идеальным, так как в нем было множество аэродинамических труб, способных генерировать различные скорости ветра. Первоначальные эксперименты обычно устанавливают макет абляционного материала для анализа в гиперзвуковой аэродинамической трубе. Испытания абляционных материалов включает в себя Ames Arc Jet. На этом этапе были испытаны многие системы защиты космических аппаратов, в том числе материалы для Apollo, Space Shuttle и Orion.
Mars Pathfinder во время окончательной сборки, демонстрируя аэрооболочку, маршевый круг и твердотопливный ракетный двигатель теплопроводность конкретного материала TPS, обычно масса материала. Фенолуглерод - очень эффективный абляционный материал, но он также имеет высокую плотность, что нежелательно. TPS может вызвать тепловым потоком, что приводит к отказу TPS. Следовательно, для входных траекторий, вызывающих более низкий тепловой поток, фенолуглерод не подходит, и материалы TPS с меньшей плотностью, такие как следующие примеры, могут быть лучшим выбором конструкции:
SLA в SLA-561V обозначает сверхлегкий аблятор. SLA-561V - это патентованный аблатив, произведенный Lockheed Martin, который использовался в качестве основного материала TPS на всех космических аппаратах с углом обзора 70 °, отправленных НАСА на Марс, за исключением корабля Mars Science. Лаборатория (МСЛ). SLA-561V начинает значительную абляцию при тепловом потоке приблизительно 110 Вт / см, но не работает при тепловых потоках более 300 Вт / см. Аэродческий корпус MSL TPS в настоящее время рассчитан на максимальный тепловой поток 234 Вт / см. Пиковая величина теплового потока, испытываемая аэросистемой Viking 1, приземлившейся на Марс, составила 21 Вт / см. Для Viking 1 TPS действовал как обугленный теплоизолятор и никогда не подвергался абляции. «Викинг-1» был первым спускаемым аппаратом на Марс, построенным по очень консервативной конструкции. Аэрооболочка Viking диаметром основания 3,54 метра (самый большой из использовавшихся на Марсе до Марсианской научной лаборатории). SLA-561V наносится путем упаковки абляционного материала в сотовый сердечник, который приклеен к структуре аэрооболочки, что позволяет создать большой тепловой экран.
Возвращение образца NASA Stardust капсула успешно приземлилась на полигоне ВВС США в штат Юта. Углеродный аблятор с фенольной пропиткой (PICA), преформа из углеродного волокна, пропитанная фенольная смолой, является современным оборудованием TPS и имеет преимущества низкой плотности (намного легче, чем фенолуглерод) в Эффективная абляционная способность при высоком тепловом потоке. Это хороший выбор для абляционных приложений, как условия с высокими пиковым нагревом, характерные для миссий по возврату образцов или полетов по возвращению на Луну. Теплопроводность PICA ниже, чем у других абляционных материалов с высоким тепловым потоком, таких как обычные фенолы.
PICA был запатентован Исследовательским центром Эймса НАСА в 1990-х годах и был основным TPS материал для аэрозольной оболочки Stardust. Капсула для возврата пробым самым быстрым искусственным объектом, когда-либо входившим в атмосферу Земли (12,4 км / с (28000 миль в час) на высоте 135 км). Это было быстрее, чем капсулы миссии «Аполлон», и на 70% быстрее, чем «Шаттл». PICA решающее значение для жизнеспособности миссии Stardust, которая вернулась на Землю в 2006 году. Тепловой экран Stardust (диаметр основания 0,81 м) был сделан из одной монолитной части, размер которой выдерживает номинальную пиковую систему 1,2 кВт / см. Тепловой экран PICA также использовался для входа Марсианской научной лаборатории в марсианскую атмосферу.
Усовершенствованная и более простая в производстве версия под названием PICA-X была разработана SpaceX в 2006–2010 гг. для космической капсулы Dragon . Первое повторное испытание теплозащитного экрана PICA-X состоялось 8 декабря 2010 г. в рамках миссии Дракон C1. Тепловой экран PICA-X был спроектирован, разработан и полностью квалифицирован небольшой командой из десятка четыре инженеров и техники чем за года. PICA-X в десять раз дешевле в производстве, чем материал теплозащитного экрана NASA PICA.
Вторая улучшенная версия PICA, называемая PICA-3, была лишена SpaceX во время середина 2010-х гг. Впервые он был испытан в полете на космическом корабле Crew Dragon в 2019 году во время демонстрационного полета в апреле 2019 года и введен в регулярную эксплуатацию на космическом корабле в 2020 году.
Deep Space 2 ударный элемент аэрооболочка, классический сферический конус 45 ° со сферическим сечением задней части корпуса, обеспечивающий аэродинамическую стабильность от попадания в атмосферу до ударов поверхности Пропитанный силиконом многоразовый керамический аблятор (SIRCA) был разработан в Исследовательском центре NASA Ames Research Center и использовался на плате интерфейса Backshell (BIP) аэрооболочек Mars Pathfinder и Mars Exploration Rover (MER). BIP находился в точках крепления между задней частью корпуса (также называемым кормовой частью или кормовым покрытием) и круизным кольцом (также называемым крейсерским этапом). SIRCA также был основным инструментом TPS для неудачных зондов Deep Space 2 (DS / 2) Mars ударного типа с их аэрооболочками диаметром 0,35 метра (1,1 фута). SIRCA - это монолитный изоляционный материал, обеспечивающий тепловую защиту при абляции. Это единственный материал TPS, которому можно придать индивидуальные формы, а затем нанести его непосредственно на космический корабль. Не требуется дополнительной обработки, термообработки или дополнительных покрытий (отличие от плиток Space Shuttle). SIRCA может быть обработан для получения точных форм, его можно наносить в виде плиток, секций передней кромки, полных колпачков или в любом количестве нестандартных форм или размеров. По состоянию на 1996 год SIRCA был в приложениих интерфейса задней оболочки, но еще не был в качестве материала TPS для передней части корпуса.
AVCOAT - это абляционный тепловой экран, определенный для НАСА., стеклонаполненная система эпокси –новолак.
НАСА использовало ее для капсулы Аполлона в 1960-х годах, а использовалось материал для космического корабля следующего поколения, выходящего за пределы низкого околоземной орбиты Orion, запуск которого запланирован на конец 2010-х годов. Avcoat, который будет работать на Орионе, был изменен в соответствии с экологическим законодательством, принятым после окончания Apollo.
Астронавт Эндрю С.В. Томас внимательно изучает Плитки TPS под Space Shuttle Atlantis.
Жесткие черные плитки LI-900 использовались на Space Shuttle.. Тепловая выдержка является частью почти всех схем TPS. Например, абляционный тепловой экран теряет большую часть тепловой защиты ниже минимума. С этого момента и до конца теплового импульса тепло от ударного слоя конвектируется во внешнюю стенку теплозащитного экрана и в итоге переходит к полезной нагрузке. Этого результата можно избежать, выбрасывая теплозащитный экран (с его пропиткой) до того, как тепло будет передано внутренней стены.
Типичная плитка TPS Space Shuttle (LI-900 ) обладает замечательными термозащитными свойствами. Плитка LI-900, подвергнутая воздействию 1000 K с одной стороны, останется просто теплой на ощупь с другой стороны. Однако они относительно хрупкие, легко ломаются и не выдерживают дождя в полете.
В некоторых ранних БРП с баллистическими ракетами (например, Mk-2 и суборбитальных космических кораблей Меркурий ) с радиационным охлаждением TPS использовались для генерации теплового потока во время теплового импульса, а затем, после теплового импульса, для излучения и генерации накопленного тепла обратно в атмосферу. Однако более ранняя версия этого метода требовала большого количества металлических материалов TPS (например, титана, бериллия, меди и т. Д.). Современные конструкторы используют используемую дополнительную массу, абляционные и термоусадочные TPS.
Конструкция капсулы Mercury (показанная здесь с ее аварийной вышкой ) использовала TPS с радиационным охлаждением, но позже была преобразована система термозащиты, основанных на излучательной способности, используются используемые позже преобразована покрытия с высокой излучательной способностью (HEC) для облегчения радиационного охлаждения, в то время как нижележащий пористый керамический слой служит для защиты конструкции от высоких температур поверхности. Высокие термически стабильные значения излучательной способности в сочетании с низкой теплопроводностью являются ключом к функциональности таких систем.
TPS с радиационным охлаждением можно найти на современного автомобилях начального уровня, но армированный углерод-углерод (RCC) (также используется называемый углерод-углерод) обычно вместо металла. RCC был разработан TPS на носовом обтекателе и передней кромке крыла космического челнока, а также был предложен в качестве материала передней кромки для X-33. Углерод - самый тугоплавкий из известных материалов, с температурой сублимации в одной атмосфере для графита 3825 ° C (6917 ° F). Эта высокая температура сделала очевидным выбором в качестве материала TPS с радиационным охлаждением. Недостатки RCC состоят в том, что в настоящее время он дорог в производстве, тяжел и не обладает высокой ударопрочностью.
Некоторые высокоскоростные самолеты, такие как SR-71 Blackbird и Конкорд, имеют дело с нагревом, аналогичным, который испытывают космические корабли, но с гораздо меньшей интенсивностью и в течение нескольких часов. Исследования титановой обшивки SR-71 показали, что металлическая структура была восстановлена до своей первоначальной прочности посредством отжига из-за аэродинамического механизма. В случае Concorde, алюминиевый носок был допущен к достижению максимальной рабочей температуры 127 ° C (261 ° F) (примерно на 180 ° C (324 ° F) выше). чем обычно отрицательный, окружающий воздух); металлургические последствия (потеря состояния ), которые были бы связаны с более высокой пиковой температурой, были наиболее значимыми факторами, определяющими максимальную скорость самолета.
TPS с радиационным охлаждением для входного транспортного средства часто называют TPS с горячим металлом. Ранние конструкции TPS для космического челнока предполагали создание TPS из горячего металла на основе никелевого суперсплава (получившего название René 41 ) и титановой черепицы. Эта концепция Shuttle TPS была отклонена, поскольку считалось, что TPS на основе кремнеземной плитки потребует более низких затрат на работу и производство. Никелевый суперсплав -слойная ТПС снова был предложен для неудачного прототипа X-33 одноступенчатого вывода на орбиту (SSTO).
Недавно были разработаны новые TPS-материалы с радиационным охлаждением, которые могут превосходить RCC. Известные как сверхвысокотемпературная керамика, они были разработаны для прототипа транспортных средств Slender Hypervelocity Aerothermodynamic Research Probe (SHARP). Эти материалы TPS основаны на дибориде циркония и дибориде гафния. Компания SHARP TPS предложила улучшения характеристик, позволяющие устойчивый полет на уровне Маха 7 на море, 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 увеличивают сопротивление дыхательных путей космических самолетов и подъемных тел с комбинированным циклом. Материалы SHARP обеспечивают эффективные характеристики TPS от нуля до более чем 2000 ° C (3630 ° F) с температурой плавления более 3500 ° C (6330 ° F). Они конструктивно прочнее, чем RCC, и, следовательно, не требуют структурного усиления такими материалами, как Inconel. Материалы SHARP очень эффективны при повторном поглощении поглощенного тепла, что устраняет необходимость в дополнительных TPS позади и между материалами SHARP и традиционной конструкцией автомобиля. Первоначально НАСА финансировало (и прекратило) многоэтапную НИОКР через Университет Монтаны в 2001 году для тестирования материалов SHARP на испытательных транспортных средствах.
Различные передовые конструкции многоразовых космических аппаратов и гиперзвуковых летательных аппаратов были предложены тепловые экраны, изготовленные из термостойких металлических сплавов, которые содержат циркулирующий через них хладагент или криогенное В настоящее время существует одна такая конструкция космического аппарата.
Такая концепция TPS была предложена для национального аэрокосмического самолета X-30 (NASP). Предполагалось, что NASP будет гиперзвуковым самолетом с двигателем ГПВР, но его разработка провалилась.
SpaceX в настоящее время представляет теплоизоляционный экран с активным охлаждением для своего космического корабля Starship, в котором система тепловой защиты будет транспирационно охлаждаемая внешняя оболочка для повторного входа в космический корабль.
В начале 1960-х годов были предложены различные системы TPS, в которых использовалась вода или другая охлаждающая жидкость, распыляемая в ударный слой или проходящая через каналы в тепловом экране. К преимуществам относится возможность создания большего количества цельнометаллических конструкций, которые будут дешевле в разработке, более прочными и устраненными необходимостью в секретных технологиях. К недостаткам можно отнести повышенный вес и сложность, а также меньшую надежность. Этот концепт никогда не использовался, но аналогичная технология прошла наземные наземные испытания.
В 2004 году авиаконструктор Берт Рутан возможность создания изменяющего форму крылового профиля для входа в атмосферу с суборбитальным SpaceShipOne. Крылья этого летательного аппарата вращаются вверх в форме пера, что обеспечивает эффект ана. Таким образом, SpaceShipOne вызывает гораздо больше аэродинамического сопротивления при входе в атмосферу, не испытывая при этом значительных тепловых нагрузок.
Конфигурация увеличивает лобовое сопротивление, поскольку корабль теперь меньше обтекаемый, и в результате больше атмосферных частиц газ попадает в космический корабль на больших высотах, чем в случае. Таким образом, самолет больше замедляется в более высоких слоях атмосферы, что является ключом к эффективному входу в атмосферу. Во-втором, в этом состоянии самолет автоматически ориентируется в положение с высоким сопротивлением.
Однако скорость, достигаемая SpaceShipOne до входа в атмосферу, намного ниже, чем у орбитального космического корабля, и инженеры, включая Рутана, признает метод пернатого входа не подходит для возврата с орбиты.
4 мая 2011 года было проведено первое испытание механизма оперения на SpaceShipTwo во время полета на глиссаде после высадки с «Белого рыцаря-2». Преждевременное развертывание системы оперения привело к крушению VSS Enterprise в 2014 году, когда самолет распался, погиб второй пилот.
Пернатое возвращение было впервые представлено Дином Чепменом из NACA <40263>в 1958 году. В разделе своего отчета о композитном входе Чепмен описал решение проблемы с использованием устройства с большим лобовым сопротивлением:
Может быть желательно объединить подъемный и неподъемный вход для достижения некоторых преимуществ... Очевидно, что для маневренности при посадке выгодно использовать подъемное транспортное средство. Однако общее количество тепла, поглощаемое подъемным транспортным средством, намного выше, чем для не подъемного транспортного средства... Неподъемные транспортные средства легче сконструировать... путем, например, большого тормозного устройства... устройства, тем меньше скорость перемещения.
Неподъемные транспортные средства с устойчивостью волана имеют преимущество также с точки зрения минимальных требований к управлению при входе.
... очевидный составной тип входа, который сочетает в себе некоторые из желательных характеристик траекторий подъема и без подъема, - вход первым без подъемника, но с... сопротивлением; затем, когда скорость снижается до определенного значения... устройство сбрасывается или убирается, оставляя подъемную машину... на оставшуюся часть спуска.
В Североамериканский X-15 использовался аналогичный механизм.
Замедление при входе в атмосферу, особенно для высокоскоростных миссий по возвращению на Марс., выигрывает от увеличения «площади лобового сопротивления входной системы. Чем больше диаметр аэрооболочки, тем больше может быть полезная нагрузка ». Надувной аэродинамический корпус представляет собой альтернативу для увеличения площади лобового сопротивления за счет малой массы.
Такой надувной щит / аэротормоз был разработан для пенетраторов миссии Марс 96. Поскольку миссия провалилась из-за неисправности пусковой установки, НПО им. Лавочкина и DASA / ESA разработали миссию на околоземную орбиту. Демонстрационный образец надувной системы входа и спуска (ИРДТ) был запущен на корабле «Союз-Фрегат» 8 февраля 2000 года. Надувной щит выполнен в виде конуса с двумя ступенями надувания. Хотя вторая ступень щита не взорвалась, демонстратор пережил орбитальный вход и был восстановлен. Последующие полеты на ракете Волна потерпели неудачу из-за отказа пусковой установки.
Инженеры НАСА проверяют IRVE. 17 августа НАСА запустило экспериментальный космический корабль с надувным тепловым экраном. 2009 год с успешным первым испытательным полетом экспериментального надувного возвращающегося транспортного средства (IRVE). Тепловой экран был упакован в вакуум в кожух полезной нагрузки диаметром 15 дюймов (38 см) и запущен на зондирующей ракете Black Brant 9 из НАСА. Полетный комплекс Уоллопса на острове Уоллопс, Вирджиния. «Азот надул теплозащитный экран диаметром 10 футов (3,0 м), сделанный из нескольких слоев ткани [кевлар ], покрытой силиконом, до грибовидной формы в космосе через несколько минут после взлет ". Апогей ракеты находился на высоте 131 мили (211 км), где она начала снижаться до сверхзвуковой скорости. Менее чем через минуту щит высвободился из укрытия и надулся на высоте 124 мили (200 км). Надувание щита заняло менее 90 секунд.
После успеха первых экспериментов IRVE, NASA разработало концепцию более амбициозного Hypersonic Inflatable Aerodynamic Decelerator (HIAD). Нынешняя конструкция имеет форму неглубокого конуса, при этом конструкция представляет собой набор круглых надутых трубок с постепенно увеличивающимся большим диаметром. Передняя (выпуклая) поверхность конуса покрыта гибкой системой термозащиты, достаточно прочной, чтобы выдерживать нагрузки при входе в атмосферу (или входе в атмосферу).
В 2012 году HIAD был испытан как экс перимент 3 надувного корабля. (IRVE-3) с использованием ракеты для суборбитального зондирования и работал.
В 2020 году планировалось запустить в 2022 году 6-метровую надувную лодку для летных испытаний на низкой околоземной орбите надувного замедлителя (LOFTID).
При проектировании транспортного средства для входа в атмосферу учитываются четыре критических параметра:
Пиковый тепловой поток и динамическое давление выбирает материал TPS. Тепловая нагрузка определяет толщину стопки материала TPS. Пиковое замедление имеет большое значение для пилотируемых полетов. Верхний предел для пилотируемого возвращения на Землю с низкой околоземной орбиты (НОО) или возвращения на Луну составляет 10g. Для входа в атмосферу Марса после длительного пребывания в невесомости верхний предел составляет 4g. Пиковое динамическое давление также может повлиять на выбор самого внешнего материала TPS, если растрескивание является проблемой.
Исходя из принципа консервативного проектирования, инженер обычно рассматривает две траектории наихудшего случая, траектории недостижения и перерегулирования. Траектория выброса обычно определяется как минимально допустимый угол входной скорости до атмосферного пропуска. Траектория перерегулирования имеет наибольшую тепловую нагрузку и задает толщину TPS. Траектория недолетов определяется наивысшей допустимой траекторией. Для пилотируемых миссий самый крутой угол входа ограничен пиковым замедлением. Траектория недолет также имеет самые высокие пиковый тепловой поток и динамическое давление. Следовательно, траектория недолет является основой для выбора материала TPS. Не существует универсального материала TPS. Материал TPS, который идеально подходит для высокого теплового потока, может быть слишком проводящим (слишком плотным) для длительной тепловой нагрузки. Материал TPS с низкой плотностью может не обладать прочностью на разрыв, чтобы противостоять растрескиванию, если динамическое давление слишком велико. Материал TPS может хорошо работать при определенном пиковом тепловом потоке, но катастрофически отказывать при таком же максимальном тепловом потоке, если давление на стенку значительно увеличивается (это произошло с испытательным космическим кораблем НАСА R-4). Более старые материалы TPS, как правило, более трудоемки и дороги в производстве по сравнению с современными материалами. Однако современным материалам TPS часто не хватает летной истории старых материалов (важное соображение для конструктора, не склонного к риску).
На основании открытия Аллена и Эггерса максимальная тупость (максимальное сопротивление) обеспечивает минимальную массу TPS. Максимальная затупленность (минимальный баллистический коэффициент) также дает минимальную конечную скорость на максимальной высоте (очень важно для марсианского EDL, но вредно для военных RV). Однако существует верхний предел затупления, налагаемый соображениями аэродинамической устойчивости, основанными на отрыве ударной волны. Ударная волна останется прикрепленной к вершине острого конуса, если полуугол конуса ниже критического значения. Этот критический полуугол можно оценить с помощью теории идеального газа (эта специфическая аэродинамическая неустойчивость возникает ниже гиперзвуковых скоростей). Для азотной атмосферы (Земля или Титан) максимально допустимый полуугол составляет примерно 60 °. Для атмосферы из углекислого газа (Марс или Венера) максимально допустимый полуугол составляет примерно 70 °. После отрыва ударной волны входной аппарат должен нести значительно больше газа ударного слоя вокруг точки торможения передней кромки (дозвуковой капсюля). Следовательно, аэродинамический центр перемещается вверх по потоку, вызывая аэродинамическую нестабильность. Неправильно повторно применять конструкцию аэрозольной оболочки, предназначенную для входа на Титан (зонд Huygens в атмосфере азота) для входа на Марс (Beagle 2 в атмосфере двуокиси углерода). До отказа от программы советских посадочных модулей на Марс была достигнута одна успешная посадка (Марс 3 ) при второй из трех попыток входа (другие были Марс 2 и Марс 6 ). Советские посадочные аппараты на Марс основывались на конструкции аэрооболочки с полуугловым углом 60 °.
Сфера-конус с полуугловым углом 45 ° обычно используется для атмосферныхзондов (приземление на поверхность не предназначено), даже если масса TPS не минимизирована. Обоснование полуугла в 45 ° состоит в том, чтобы иметь либо аэродинамическую стабильность от входа до удара (тепловой экран не сбрасывается), либо короткий и резкий тепловой импульс с последующим немедленным сбросом теплозащитного экрана. Конструкция сферического конуса под 45 ° использовалась с зондами DS / 2 Mars imactor и Pioneer Venus.
Окно входа Не все повторные входы в атмосферу были успешными, и некоторые из них привели к серьезным бедствиям.
Входная машина Genesis после крушения Из спутников, которые повторно входят, примерно 10-40% массы объекта, вероятно, достигнет поверхности Земли. В среднем, около одного занесенного в каталог объекта повторно входит в день.
Поскольку поверхность Земли состоит в основном из воды, большинство объектов, которые выживают, повторно входят в атмосферу в одном из мировых океанов. Расчетная вероятность того, что конкретный человек получит удар и травму в течение своей жизни, составляет около 1 из триллиона.
24 января 1978 г. Советский Космос 954 (3800 кг [8 400 фунтов]) вернулся и разбился возле Большого Невольничьего озера в Северо-Западных территориях Канады. Спутник был оснащен ядерным двигателем и оставил радиоактивные обломки рядом с местом падения.
11 июля 1979 года американская космическая станция Skylab (77 100 кг [170 000 фунтов]) повторно вошла и разбросала обломки. через австралийскую глубинку. Возвращение в атмосферу было главным событием для СМИ, в основном из-за инцидента с Космосом 954, но его не рассматривали как потенциальную катастрофу, поскольку он не нес токсичное ядерное гидразин топливо. Изначально НАСА надеялось использовать миссию Space Shuttle, чтобы продлить его жизнь или обеспечить контролируемый вход в атмосферу, но задержки в программе Shuttle плюс неожиданно высокая солнечная активность сделали это невозможным.
7 февраля 1991 года советская космическая станция Салют 7 (19 820 кг [43 700 фунтов]) с присоединенным модулем Космос 1686 (20 000 кг [44 000 фунтов]) повторно вошла и разбросанные обломки над городом Капитан Бермудес, Аргентина. Станция была переведена на более высокую орбиту в августе 1986 года в попытке удержать ее до 1994 года, но в сценарии, аналогичном Skylab, запланированный шаттл «Буран» был отменен, и высокая солнечная активность вызвала его прибытие. вниз раньше, чем ожидалось.
7 сентября 2011 года НАСА объявило о надвигающемся неконтролируемом входе в атмосферу спутника для исследования верхних слоев атмосферы (6 540 кг [14 420 фунтов]) и отметило, что существует небольшой риск для населения. Списанный спутник повторно вошел в атмосферу 24 сентября 2011 года, и предполагается, что некоторые его части упали в южную часть Тихого океана над полем обломков длиной 500 миль (800 км).
На 1 апреля 2018 года китайская космическая станция Tiangong-1 (8 510 кг [18 760 фунтов]) повторно вошла в Тихий океан, на полпути между Австралией и Южной Америкой. Китайское управление пилотируемой космической техники намеревалось контролировать вход в атмосферу, но в марте 2017 года потеряло телеметрию и контроль.
11 мая 2020 года начался основной этап операции. Китаец Long March 5B (COSPAR ID 2020-027C) весом около 20 000 килограммов [44 000 фунтов]) совершил неконтролируемый повторный вход через Атлантический океан у побережья Западной Африки. По сообщениям, несколько обломков ракет уцелели при возвращении в атмосферу и упали как минимум на две деревни в Кот-д'Ивуаре.
Салют-1, первая космическая станция в мире, была намеренно сброшена с орбиты в Тихий океан. в 1971 году после аварии корабля "Союз-11 ". Его преемник, "Салют-6 ", также был выведен с орбиты контролируемым образом.
4 июня 2000 года Гамма-обсерватория Комптона была намеренно выведена с орбиты после того, как один из гироскопов вышел из строя. Не сгоревший мусор безвредно упал в Тихий океан. Обсерватория все еще работала, но отказ другого гироскопа сделал бы спуск с орбиты намного более трудным и опасным. С некоторыми противоречиями, в интересах общественной безопасности НАСА решило, что управляемая авария предпочтительнее, чем позволить кораблю упасть наугад.
В 2001 году российская космическая станция Мир была намеренно выведена с орбиты и развалилась в соответствии с ожиданиями командного центра во время входа в атмосферу. "Мир" вошел в атмосферу Земли 23 марта 2001 г. около Нади, Фиджи и упал в южную часть Тихого океана.
21 февраля 2008 г. выведенный из строя спутник-шпион США , USA-193 был сбит на высоте примерно 246 километров (153 мили) с помощью Ракета SM-3 выпущена с крейсера ВМС США озера Эри у побережья Гавайев. Спутник не работал, так как не смог достичь намеченной орбиты при запуске в 2006 году. Из-за стремительного ухудшения орбиты он был предназначен для неконтролируемого входа в атмосферу в течение месяца. США Министерство обороны выразило обеспокоенность по поводу того, что топливный бак весом 1000 фунтов (450 кг), содержащий высокотоксичный гидразин, может выжить при входе в атмосферу и достичь земной поверхности в целости и сохранности. Несколько правительств, в том числе России, Китая и Беларуси, выразили протест против этой акции, как тонко завуалированной демонстрации противоспутниковых возможностей США. Ранее Китай стал причиной международного инцидента, когда испытал противоспутниковую ракету в 2007 году.
Крупный план Gemini 2 тепловой экран
Поперечное сечение теплового экрана Gemini 2
Пилотируемые орбитальные входы в разбивку по странам / правительственным учреждениям
Китай - Шэньчжоу 
Советский Союз / 
Россия - Восток, Восход, Союз 
США - Меркурий, Близнецы, Аполлон, Шаттл Пилотируемый орбитальный возвращение, осуществленное коммерческой организацией
Беспилотный вход на орбиту, страной / государственным учреждением
IXV после приземления Китай
Европейское космическое агентство 
Индия / Индийская организация космических исследований 
ЯпонияСоветский Союз / РоссияСоединенные ШтатыБеспилотный выход на орбиту коммерческой организацией
В этот список включены некоторые известные атмосферные записи, в который космический корабль не предназначен для восстановления, но был уничтожен в атмосфере.
| Космический корабль | Вход в атмосферу. год |
|---|---|
| Фобос-Грунт | 2012 |
| РОСАТ | 2011 |
| УАРС | 2011 |
| Мир | 2001 |
| Skylab | 1979 |
Портал космических полетов  | Найдите Приложение: Глоссарий по возвращению в атмосферу в Викисловаре, бесплатный словарь. |
 | Викискладе есть носители, связанные с Атмосферная запись. |
