La entrada a la atmósfera (a veces catalogada como impacto V o entrada V ) es el movimiento de un objeto desde el espacio exterior hacia y a través de los gases de una atmósfera de un planeta , planeta enano o satélite natural . Existen dos tipos principales de entrada atmosférica: la 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 atmosférico controlado de naves espaciales se denominan colectivamente EDL .
Los objetos que entran en una atmósfera experimentan resistencia atmosférica , lo que ejerce tensión mecánica sobre el objeto, y calentamiento aerodinámico , causado principalmente por la compresión del aire frente al objeto, pero también por resistencia. Estas fuerzas pueden provocar la pérdida de masa ( ablación ) o incluso la desintegración completa de objetos más pequeños, y los objetos con menor resistencia a la compresión pueden explotar.
La reentrada se ha logrado con velocidades que van desde 7,8 km/s para la órbita terrestre baja hasta alrededor de 12,5 km/s para la sonda Stardust . [1] Los vehículos espaciales tripulados deben reducirse a velocidades subsónicas antes de que se puedan desplegar paracaídas o frenos de aire. Estos vehículos tienen una energía cinética elevada y la única forma de aprovecharla es disipándola en la atmósfera, ya que es muy poco práctico utilizar retrocohetes durante todo el proceso de reentrada.
Las ojivas balísticas y los vehículos desechables no requieren desaceleración en el reingreso y, de hecho, están aerodinámicos para mantener su velocidad. Además, los retornos a baja velocidad a la Tierra desde el espacio cercano, como los saltos en paracaídas a gran altitud desde globos, no requieren protección térmica porque la aceleración gravitacional de un objeto que comienza en reposo relativo desde el interior de la propia atmósfera (o no muy por encima de ella) no puede crear suficiente velocidad para causar un calentamiento atmosférico significativo.
Para la Tierra, la entrada atmosférica ocurre por convención en la línea de Kármán a una altitud de 100 km (62 millas; 54 millas náuticas) sobre la superficie, mientras que en Venus la entrada atmosférica ocurre a 250 km (160 mi; 130 millas náuticas) y en Marte la entrada atmosférica ocurre a 250 km (160 millas; 130 millas náuticas). entrada a unos 80 km (50 mi; 43 nmi). Los objetos no controlados alcanzan altas velocidades mientras aceleran a través del espacio hacia la Tierra bajo la influencia de la gravedad terrestre , y son frenados por la fricción al encontrar la atmósfera terrestre. Los meteoros también suelen viajar 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 entran a velocidades hipersónicas debido a sus trayectorias suborbitales (por ejemplo, vehículos de reentrada de misiles balísticos intercontinentales ), orbitales (por ejemplo, la Soyuz ) o ilimitadas (por ejemplo, meteoros ). Se han desarrollado varias tecnologías avanzadas para permitir la reentrada en la atmósfera y el vuelo a velocidades extremas. Un método alternativo de entrada atmosférica controlada es la flotabilidad [2] , 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 . [3]
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 a velocidades de hasta 48 km por segundo, el interior del meteoro permanece frío, y la erosión se debe, en gran medida, al desconchado o agrietamiento de la superficie calentada repentinamente. Por esta razón, si la superficie exterior del aparato estuviera compuesta por capas de una sustancia dura muy infusible con capas de un mal conductor de calor entre medio, la superficie no se erosionaría en un grado considerable, especialmente porque la velocidad del aparato no sería tan grande como la del meteorito promedio." [4]
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 rompieron durante el reingreso), pero el calentamiento no fue un problema grave. Los misiles de alcance medio como el R-5 soviético , con un alcance de 1.200 kilómetros (650 millas náuticas), requerían un blindaje térmico compuesto de cerámica en vehículos de reentrada separables (ya no era posible que toda la estructura del cohete sobreviviera a la reentrada). Los primeros misiles balísticos intercontinentales , con alcances de 8.000 a 12.000 km (4.300 a 6.500 millas náuticas), sólo fueron posibles con el desarrollo de modernos escudos térmicos ablativos y vehículos de forma roma.
En los Estados Unidos, esta tecnología fue iniciada por H. Julian Allen y AJ Eggers Jr. del Comité Asesor Nacional de Aeronáutica (NACA) en el Centro de Investigación Ames . [5] En 1951, hicieron el descubrimiento contrario a la intuición de que una forma roma (alta resistencia) constituía el escudo térmico más eficaz. [6] 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 aerodinámica ; es decir, cuanto mayor es la resistencia, menor es la carga térmica. Si el vehículo de reentrada se vuelve desafilado, el aire no puede "quitarse del camino" lo suficientemente rápido y actúa como un colchón de aire para empujar la onda de choque y la capa de choque calentada hacia adelante (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, finalmente se publicó en 1958. [7]
Cuando la entrada a la atmósfera es parte del aterrizaje o recuperación de una nave espacial, particularmente en un cuerpo planetario distinto de la Tierra, la entrada es parte de una fase denominada entrada, descenso y aterrizaje , o EDL. [8] Cuando la entrada atmosférica regresa al mismo cuerpo desde el que se había lanzado el vehículo, el evento se denomina reentrada (casi siempre refiriéndose a la entrada a la Tierra).
El objetivo fundamental del diseño 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 desaceleren y aterricen cerca de un destino específico en la superficie en velocidad cero manteniendo la tensión sobre la nave espacial y los pasajeros dentro de límites aceptables. [9] Esto puede lograrse mediante medios propulsores o aerodinámicos (características del vehículo o paracaídas ), o mediante alguna combinación.
Hay varias formas básicas que se utilizan en el diseño de vehículos de entrada:
La forma axisimétrica más simple es la esfera o sección esférica. [10] 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 del impacto newtoniana. Asimismo, el flujo de calor de la sección esférica se puede modelar con precisión con la ecuación de Fay-Riddell. [11] La estabilidad estática de una sección esférica está garantizada 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 alcance cruzado y amplía su corredor 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 estaba en estado embrionario. 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 basaban en la sección esférica.
Los vehículos de entrada esférica pura se utilizaron en las primeras cápsulas soviéticas Vostok y Voskhod y en los vehículos de descenso soviéticos Mars y Venera . El módulo de comando Apollo utilizaba un escudo térmico en la parte delantera de sección esférica con una parte posterior cónica convergente. Voló una entrada de elevación con un ángulo de ataque de compensación hipersónico de -27° (0° es el extremo romo primero) para producir un L/D (relación elevación-arrastre) promedio de 0,368. [12] El levantamiento resultante logró una medida de control de rango transversal al desplazar el centro de masa del vehículo de su eje de simetría, permitiendo que la fuerza de levantamiento se dirija hacia la izquierda o hacia la derecha haciendo rodar la cápsula sobre su eje longitudinal . Otros ejemplos de geometría de sección esférica en cápsulas tripuladas son Soyuz / Zond , Gemini y Mercury . Incluso estas pequeñas cantidades de sustentación permiten trayectorias que tienen efectos muy significativos en la fuerza g máxima , reduciéndola de 8 a 9 g para una trayectoria puramente balística (ralentizada sólo por arrastre) a 4 a 5 g, además de reducir en gran medida la fuerza máxima. calor de reentrada. [13]
El cono esférico es una sección esférica con un tronco o cono romo adherido. La estabilidad dinámica del cono esférico suele ser mejor que la de una sección esférica. El vehículo entra primero en la esfera. 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. (El semiángulo es el ángulo entre el eje de simetría rotacional del cono y su superficie exterior y, por tanto, la mitad del ángulo formado por los bordes de la superficie del cono).
El aeroshell estadounidense original de cono de esfera fue el Mk-2 RV (vehículo de reentrada), que fue desarrollado en 1955 por General Electric Corp. El diseño del Mk-2 se derivó de la teoría del cuerpo romo y utilizó un sistema de protección térmica enfriado por radiación ( TPS) basado en un escudo térmico metálico (los diferentes tipos de TPS se describen más adelante en este artículo). El Mk-2 tenía defectos importantes como sistema de lanzamiento de armas, es decir, permaneció demasiado tiempo en la atmósfera superior debido a su menor coeficiente balístico y también arrastraba una corriente de metal vaporizado que lo hacía muy visible 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 necesaria ]
Este nuevo RV era el Mk-6 que utilizaba un TPS ablativo no metálico, un nailon fenólico. Este nuevo TPS fue tan eficaz como escudo térmico de reentrada que fue posible reducir significativamente la brusquedad. [ cita necesaria ] Sin embargo, el Mk-6 era un vehículo recreativo enorme con una masa de entrada de 3360 kg, una longitud de 3,1 my un semiángulo de 12,5 °. Los avances posteriores en el diseño de armas nucleares y TPS ablativos permitieron que los vehículos recreativos se volvieran significativamente más pequeños con una relación de embotamiento 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 RV de misiles balísticos intercontinentales modernos, con semiángulos típicos de entre 10° y 11°. [ cita necesaria ]
Los RV (vehículos de recuperación) satelitales de reconocimiento también utilizaban 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). La esfera-cono se utilizó posteriormente para misiones de exploración espacial a otros cuerpos celestes o para regresar del espacio abierto; por ejemplo, sonda Stardust . A diferencia de los vehículos recreativos militares, la ventaja de la menor masa TPS del cuerpo romo se mantuvo en los vehículos de entrada a la exploración espacial como la sonda Galileo con un semiángulo de 45° o el aeroshell Viking con un semiángulo de 70°. Los vehículos de exploración espacial con entrada de conos de esfera han aterrizado en la superficie o han entrado en las atmósferas de Marte , Venus , Júpiter y Titán .
El bicónico es un cono esférico con un tronco adicional adjunto. El biconic ofrece una relación L/D significativamente mejorada. Un bicónico diseñado para la aerocaptura de Marte normalmente tiene un L/D de aproximadamente 1,0 en comparación con un L/D de 0,368 para el Apollo-CM. El mayor L/D hace que la forma bicónica sea más adecuada para transportar personas a Marte debido a la menor desaceleración máxima. 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 AMaRV el 20 de diciembre de 1979, el 8 de octubre de 1980 y el 4 de octubre de 1981. El AMaRV tenía una masa de entrada de aproximadamente 470 kg, un radio de morro de 2,34 cm, un semiángulo hacia adelante-fructum de 10,4°, un radio inter-fructum de 14,6 cm, semiángulo popa-frutustum de 6° y una longitud axial de 2.079 metros. Nunca ha aparecido en la literatura abierta ningún diagrama o imagen precisa de AMaRV. Sin embargo, se ha publicado un boceto esquemático de un vehículo similar a AMaRV junto con trazados de trayectoria que muestran curvas cerradas. [14]
La actitud del AMaRV se controlaba a través de un flap de carrocería dividido (también llamado flap de barlovento dividido ) junto con dos flaps de guiñada montados en los costados del vehículo. Se utilizó accionamiento hidráulico para controlar los flaps. AMaRV fue guiado por un sistema de navegación totalmente autónomo diseñado para evadir la interceptación de misiles antibalísticos (ABM). El McDonnell Douglas DC-X (también bicónico) era esencialmente una versión ampliada del AMaRV. AMaRV y el DC-X también sirvieron de base para una propuesta fallida de lo que finalmente se convirtió en el Lockheed Martin X-33 .
Se han utilizado formas no simétricas en el eje para los vehículos de entrada con tripulación. Un ejemplo es el vehículo orbital alado que utiliza un ala delta para maniobrar durante el descenso, de forma muy parecida 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 utilizó con el vehículo X-23 PRIME (Recuperación de precisión que incluye entrada con maniobra). [ cita necesaria ]
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 entrada atmosférico proviene principalmente de dos fuentes:
A medida que aumenta la velocidad, aumentan tanto el calentamiento por convección como por radiación, pero a diferentes velocidades. A velocidades muy altas, el calentamiento radiativo dominará los flujos de calor convectivo, ya que el calentamiento radiativo es proporcional a la octava potencia de la velocidad, mientras que el calentamiento convectivo es proporcional a la tercera potencia de la velocidad. Por tanto, el calentamiento radiativo predomina en las primeras fases de la entrada atmosférica, mientras que la convección predomina en las fases posteriores. [15]
Durante cierta intensidad de ionización se produce un apagón de radio con la nave espacial. [dieciséis]
Si bien se considera que la interfaz de entrada a la Tierra tiene lugar en la línea Kármán a 100 kilómetros (330.000 pies), el calentamiento principal durante la entrada controlada tiene lugar en altitudes de 65 a 35 kilómetros (213.000 a 115.000 pies), con un máximo de 58 kilómetros (190.000 pies). . [17]
A temperaturas típicas de reentrada, el aire en la capa de choque está ionizado y disociado . [ cita necesaria ] [18] Esta disociación química necesita varios modelos físicos para describir las propiedades térmicas y químicas de la capa de choque. Hay cuatro modelos físicos básicos de un gas que son importantes para los ingenieros aeronáuticos que diseñan escudos térmicos:
A casi todos los ingenieros aeronáuticos se les enseña el modelo de gas perfecto (ideal) durante su educación universitaria. La mayoría de las ecuaciones importantes de gases perfectos junto con sus tablas y gráficos correspondientes se muestran en el Informe 1135 de la NACA. [19] Extractos del Informe 1135 de la NACA aparecen a menudo 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 supone 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 de una atmósfera. La teoría del gas perfecto comienza a descomponerse a 550 K y no es utilizable a temperaturas superiores a 2000 K. Para temperaturas superiores a 2000 K, un diseñador de escudo térmico debe utilizar un modelo de gas real .
El momento de cabeceo de un vehículo de entrada puede verse influenciado significativamente por los efectos del gas real. Tanto el módulo de comando Apollo como el transbordador espacial fueron diseñados utilizando momentos de cabeceo incorrectos determinados mediante modelos inexactos de gas real. El ángulo de ataque del Apollo-CM fue mayor de lo estimado originalmente, lo que resultó en un corredor de entrada de retorno lunar más estrecho. El centro aerodinámico real del Columbia estaba aguas arriba del valor calculado debido a los efectos del gas real. En el vuelo inaugural del Columbia ( STS-1 ), los astronautas John Young y Robert Crippen tuvieron algunos momentos de ansiedad durante el reingreso cuando temían perder el control del vehículo. [20]
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 causa principal 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 de las moléculas dentro de la onda basados en la fricción también explican algo de calentamiento. [ ¿ investigacion original? ] La distancia desde la onda de choque hasta el punto de estancamiento en el borde de ataque del vehículo de entrada se llama distancia de la onda de choque . Una regla general aproximada para la distancia de separación de las ondas de choque es 0,14 veces el radio de la nariz. Se puede estimar el tiempo de viaje de una molécula de gas desde la onda de choque hasta el punto de estancamiento suponiendo una velocidad de corriente libre de 7,8 km/s y 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 al aire de 7,8 km/s durante el flujo de calor máximo. En consecuencia, a medida que el aire se acerca al punto de estancamiento del vehículo de entrada, el aire alcanza efectivamente el equilibrio químico, permitiendo así que se pueda utilizar un modelo de equilibrio. En 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 reacciona químicamente y no está en un estado de equilibrio. La ecuación de Fay-Riddell, [11] que es de extrema importancia para modelar el flujo de calor, debe su validez a que el punto de estancamiento 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 la entrada de la sonda Galileo en la atmósfera de Júpiter, la capa de choque estuvo mayoritariamente en equilibrio durante el pico de flujo de calor debido a las muy altas presiones experimentadas (esto es contradictorio dado que la velocidad de la corriente libre fue de 39 km/s durante el pico de calor). flujo).
Determinar el estado termodinámico del punto de estancamiento es más difícil en un modelo de gas en equilibrio que en un modelo de gas perfecto. En un modelo de gas perfecto, se supone que la relación de calores específicos (también llamado 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, en su lugar, se utilizaría un diagrama de Mollier para el cálculo manual. Sin embargo, la solución gráfica con un diagrama de Mollier ahora se considera obsoleta y los diseñadores modernos de escudos térmicos utilizan programas informáticos basados en una tabla de búsqueda digital (otra forma de diagrama de Mollier) o un programa de termodinámica basado en 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 multiplicada por la temperatura. Un programa de equilibrio químico normalmente no requiere fórmulas químicas ni 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 (el esquema numérico habitual es un método de Newton-Raphson ). La base de datos para un programa de energía libre de Gibbs proviene de datos espectroscópicos utilizados para definir funciones de partición . Entre los mejores códigos de equilibrio que existen se encuentra el programa Chemical Equilibrium with Applications (CEA), que fue escrito por Bonnie J. McBride y Sanford Gordon en NASA Lewis (ahora rebautizado como "NASA Glenn Research Center"). Otros nombres para CEA son "Código Gordon y McBride" y "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 con el compilador G77 Fortran .
Un modelo de gas real sin 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. [21] [22] El modelo Lighthill-Freeman inicialmente supone un gas formado por una única 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 de Lighthill-Freeman es una herramienta pedagógica útil, pero 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 supone 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, [ se necesita aclaración ] el proceso iterativo desde la composición molecular especificada originalmente hasta la composición de equilibrio final calculada es esencialmente aleatorio y no tiene precisión 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 si se cuentan las 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 necesaria ] 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 sólo 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, [23] 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 a la atmósfera en una trayectoria Marte-Tierra son del orden de 12 km/s (43.000 km/h; 27.000 mph). [24] Modelar la entrada atmosférica de alta velocidad a Marte, que involucra una atmósfera de dióxido de carbono, nitrógeno y argón, es aún más complejo y requiere un modelo de 19 especies. [ cita necesaria ]
Un aspecto importante del modelado de los efectos de los gases reales en desequilibrio es el flujo de calor radiativo. Si un vehículo ingresa a la atmósfera a muy alta velocidad (trayectoria hiperbólica, retorno lunar) y tiene un radio de morro grande, entonces el flujo de calor radiativo puede dominar el calentamiento del TPS. El flujo de calor radiativo durante la entrada a una atmósfera de aire o dióxido de carbono generalmente proviene de moléculas diatómicas asimétricas; por ejemplo, cianógeno (CN), monóxido de carbono , óxido nítrico (NO), nitrógeno molecular ionizado único, 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. Las moléculas diatómicas recién formadas inicialmente tienen una temperatura vibratoria muy alta que transforma eficientemente la energía vibratoria en energía radiante ; es decir, flujo de calor radiativo. Todo el proceso se lleva a cabo en menos de un milisegundo, lo que hace que el modelado sea un desafío. La medición experimental del flujo de calor radiativo (normalmente realizada con tubos de choque) junto con el cálculo teórico mediante 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. Se comprendió lo suficiente el flujo de calor radiativo en el aire para garantizar el éxito de Apolo. Sin embargo, el flujo de calor radiativo en el dióxido de carbono (entrada a Marte) todavía apenas se comprende y requerirá una investigación importante. [ cita necesaria ]
El modelo del 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 lo está el 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 manera 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 necesaria ]
La distinción entre equilibrio y congelación 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 que ingresa. Durante el reingreso, la onda de choque del vehículo de entrada comprime la corriente de aire libre a alta temperatura y presión. Luego, el aire que no está en equilibrio en la capa de choque es transportado más allá del lado delantero del vehículo de entrada hacia una región de flujo en rápida expansión que causa congelación. Luego, el aire helado puede ser arrastrado hacia un vórtice que se arrastra detrás del vehículo de entrada. Modelar correctamente el flujo tras la entrada de un vehículo es muy difícil. El calentamiento del escudo de protección térmica (TPS) en la parte posterior del vehículo no suele ser muy elevado, pero la geometría y la inestabilidad de la estela del vehículo pueden influir significativamente en la aerodinámica (momento de cabeceo) y, especialmente, en la estabilidad dinámica. [ cita necesaria ]
Un sistema de protección térmica , o TPS, es la barrera que protege una nave espacial durante el calor abrasador del reingreso a la atmósfera. Se utilizan múltiples enfoques para la protección térmica de las naves espaciales, entre ellos escudos térmicos ablativos, enfriamiento pasivo y enfriamiento activo de las superficies de las naves espaciales. En general se pueden dividir en dos categorías: TPS ablativo y TPS reutilizable. Se requieren TPS ablativos cuando las naves espaciales alcanzan una altitud relativamente baja antes de reducir la velocidad. Las naves espaciales como el transbordador espacial están diseñadas para reducir la velocidad a gran altura para poder utilizar TPS reutilizables. (ver: Sistema de protección térmica del transbordador espacial ). Los sistemas de protección térmica se prueban en pruebas terrestres de alta entalpía o túneles de viento de plasma que reproducen la combinación de alta entalpía y alta presión de estancamiento utilizando plasma de inducción o plasma DC.
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 reducir el flujo de calor experimentado por la pared exterior del escudo térmico a través de una capa límite se llama bloqueo . La ablación se produce en dos niveles en un TPS ablativo: la superficie exterior del material del TPS se carboniza, se funde y se sublima , mientras que la mayor parte del material del TPS sufre pirólisis y expulsa los gases del producto. El gas producido por la pirólisis es lo que impulsa el soplado y bloquea el 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. [25] La ablación también puede bloquear el flujo de calor radiativo introduciendo carbono 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 carbono fenólico se desarrolló originalmente como material para la garganta de las boquillas de los cohetes (utilizado en el propulsor de cohetes sólidos del transbordador espacial ) y para las puntas de la nariz de los vehículos de reentrada.
Las primeras investigaciones sobre tecnología de ablación en Estados Unidos se centraron en el Centro de Investigación Ames de la NASA ubicado en Moffett Field , California. El Centro de Investigación Ames era ideal, ya que tenía numerosos túneles de viento capaces de generar diferentes velocidades de viento. Los experimentos iniciales generalmente montaban una maqueta del material ablativo para analizarlo dentro de un túnel de viento hipersónico . [26] Las pruebas de materiales ablativos se realizan en el Ames Arc Jet Complex. En esta instalación se han probado muchos sistemas de protección térmica de naves espaciales, incluidos los materiales de protección térmica del Apolo, el transbordador espacial y el Orión. [27]
La conductividad térmica de un material TPS en particular suele ser proporcional a la densidad del material. [28] 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 TPS podría permitir la conducción del flujo de calor hacia el material de la línea de unión del TPS, lo que provocaría una falla del TPS. En consecuencia, para trayectorias de entrada que causan un menor flujo de calor, el carbono fenólico a veces es inapropiado y los materiales TPS de menor densidad, como los siguientes ejemplos, pueden ser mejores opciones de diseño:
SLA en SLA-561V significa ablador súper liviano . SLA-561V es un ablativo patentado fabricado por Lockheed Martin que se ha utilizado como material TPS primario en todos los vehículos de entrada de cono de esfera de 70° enviados por la NASA a Marte, excepto el Mars Science Laboratory (MSL). SLA-561V comienza una ablación significativa con un flujo de calor de aproximadamente 110 W/cm 2 , pero fallará con flujos de calor superiores a 300 W/cm 2 . El MSL aeroshell TPS está actualmente diseñado para soportar un flujo de calor máximo de 234 W/cm 2 . El flujo de calor máximo experimentado por el aeroproyectil Viking 1 que aterrizó en Marte fue de 21 W/cm 2 . Para Viking 1 , el TPS actuó como un aislante térmico carbonizado y nunca experimentó una ablación significativa. Viking 1 fue el primer módulo de aterrizaje en Marte y se basó en un diseño muy conservador. El aeroshell Viking tenía un diámetro de base de 3,54 metros (el más grande utilizado en Marte hasta el Mars Science Laboratory). SLA-561V se aplica empacando el material ablativo en un núcleo de panal que está pre-unido a la estructura del aeroshell, permitiendo así la construcción de un gran escudo térmico. [29]
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El ablador de carbono impregnado de fenólico (PICA), una preforma de fibra de carbono impregnada en resina fenólica , [30] es un material TPS moderno y tiene las ventajas de una baja densidad (mucho más ligera que el carbono fenólico) junto con una capacidad ablativa eficiente con un alto flujo de calor. Es una buena opción para aplicaciones ablativas, como condiciones de calentamiento máximo que se encuentran en misiones de retorno de muestras o misiones de retorno lunar. La conductividad térmica de PICA es menor que la de otros materiales ablativos de alto flujo de calor, como los fenólicos de carbono convencionales. [ cita necesaria ]
PICA fue patentado por el Centro de Investigación Ames de la NASA en la década de 1990 y fue el principal material TPS para el aeroshell Stardust . [31] La cápsula de retorno de muestras Stardust fue el objeto creado por el hombre más rápido que jamás haya vuelto a entrar en la atmósfera de la Tierra, a 28.000 mph (aprox. 12,5 km/s) a 135 km de altitud. Era más rápido que las cápsulas de la misión Apolo y un 70% más rápido que el Shuttle. [1] 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 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 Mars Science Laboratory en la atmósfera marciana . [32]
SpaceX desarrolló una versión mejorada y más fácil de producir llamada PICA-X en 2006-2010 [32] para la cápsula espacial Dragon . [33] La primera prueba de reentrada de un escudo térmico PICA-X se realizó en la misión Dragon C1 el 8 de diciembre de 2010. [34] 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. [32] PICA-X es diez veces menos costoso de fabricar que el material de escudo térmico PICA de la NASA. [35]
SpaceX desarrolló una segunda versión mejorada de PICA, llamada PICA-3, a mediados de la década de 2010. Fue probado por primera vez en vuelo en la nave espacial Crew Dragon en 2019 durante la misión de demostración de vuelo , en abril de 2019, y se puso en servicio regular en esa nave espacial en 2020. [36]
El ablador cerámico reutilizable impregnado de silicona (SIRCA) también se desarrolló en el Centro de Investigación Ames de la NASA y se utilizó en la placa de interfaz trasera (BIP) de los aeroshells Mars Pathfinder y Mars Exploration Rover (MER). El BIP estaba en los puntos de unión entre la carcasa trasera del aeroshell (también llamada cubierta de popa o cubierta de popa) y el anillo de crucero (también llamado etapa de crucero). SIRCA también fue el material TPS principal para las fallidas sondas impactadoras de Marte Deep Space 2 (DS/2) con sus aerocarcasas de 0,35 metros de diámetro de base (1,1 pies). SIRCA es un material aislante monolítico que puede proporcionar protección térmica mediante ablación. Es el único material TPS que puede mecanizarse con formas personalizadas y luego aplicarse directamente a la nave espacial. No se requiere posprocesamiento, tratamiento térmico ni recubrimientos adicionales (a diferencia de las losetas del transbordador espacial). Dado que SIRCA se puede mecanizar para obtener formas precisas, se puede aplicar como mosaicos, secciones de borde de ataque, tapas de punta completa o en cualquier cantidad de formas o tamaños personalizados. En 1996 , SIRCA se había demostrado en aplicaciones de interfaz de carcasa trasera, pero aún no como material TPS en la parte delantera. [37][actualizar]
AVCOAT es un escudo térmico ablativo especificado por la NASA , un sistema epoxi - novolaca relleno de vidrio . [38]
La NASA lo usó originalmente para el módulo de comando Apolo en la década de 1960, y luego utilizó el material para su módulo de tripulación Orion de próxima generación más allá de la órbita terrestre baja , que voló por primera vez en una prueba en diciembre de 2014 y luego operacionalmente en noviembre de 2022. [39 ] Avcoat que se utilizará en Orion ha sido reformulado para cumplir con la legislación ambiental aprobada desde el final de Apollo. [40] [41]
El baño térmico es parte de casi todos los esquemas de TPS. Por ejemplo, un escudo térmico ablativo pierde la mayor parte de su eficacia de protección térmica cuando la temperatura de la pared exterior cae por debajo del mínimo necesario para la pirólisis. Desde ese momento hasta el final del pulso de calor, el calor de la capa de choque se convecta hacia la pared exterior del escudo térmico y eventualmente se conduciría a la carga útil. [ cita necesaria ] Este resultado se puede evitar expulsando el escudo térmico (con su absorción de calor) antes de que el calor conduzca a la pared interior.
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El aislamiento refractario mantiene el calor en la capa más externa de la superficie de la nave espacial, desde donde el aire lo conduce. [42] La temperatura de la superficie se eleva a niveles incandescentes, por lo que el material debe tener un punto de fusión muy alto y el material también debe exhibir una conductividad térmica muy baja. Los materiales con estas propiedades tienden a ser quebradizos, delicados y difíciles de fabricar en tamaños grandes, por lo que generalmente se fabrican como baldosas relativamente pequeñas que luego se unen a la piel estructural de la nave espacial. Existe un equilibrio entre dureza y conductividad térmica: los materiales menos conductores son generalmente más frágiles. El transbordador espacial utilizó varios tipos de mosaicos. Los mosaicos también se utilizan en el escenario superior del Boeing X-37 , Dream Chaser y Starships .
Como el aislamiento no puede ser perfecto, parte de la energía térmica se almacena en el aislamiento y en el material subyacente ("remojo térmico") y debe disiparse después de que la nave espacial sale del régimen de vuelo de alta temperatura. Parte de este calor volverá a irradiarse a través de la superficie o será transportado fuera de la superficie por convección, pero otra parte calentará la estructura y el interior de la nave espacial, lo que puede requerir un enfriamiento activo después del aterrizaje. [42]
Las tejas TPS típicas del transbordador espacial ( LI-900 ) tienen notables propiedades de protección térmica. Una loseta LI-900 expuesta a una temperatura de 1.000 K por un lado permanecerá simplemente caliente al tacto por el otro lado. Sin embargo, son relativamente frágiles, se rompen con facilidad y no pueden sobrevivir a la lluvia durante el vuelo.
En algunos de los primeros RV de misiles balísticos (por ejemplo, el Mk-2 y la nave espacial suborbital Mercury ), se usaban TPS enfriados por radiación para absorber inicialmente el flujo de calor durante el pulso de calor y, luego, después del pulso de calor, irradiar y convectar el el calor almacenado regresa a la atmósfera. Sin embargo, la versión anterior de esta técnica requería una cantidad considerable de TPS metálico (p. ej., titanio , berilio , cobre , etc.). Los diseñadores modernos prefieren evitar esta masa añadida utilizando en su lugar TPS ablativo y de impregnación térmica.
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 cerámica porosa subyacente sirve para proteger la estructura de las altas temperaturas superficiales. Los valores de emisividad térmicamente estables elevados junto con una conductividad térmica baja son clave para la funcionalidad de dichos sistemas. [43]
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 y los bordes de ataque del ala del transbordador espacial, 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 en una atmósfera de 3.825 °C (6.917 °F) para el grafito. Esta alta temperatura hizo del carbono una opción obvia como material TPS enfriado por radiación. Las desventajas del RCC son que actualmente es costoso de fabricar, es pesado y carece de una sólida resistencia al impacto. [44]
Algunos aviones de alta velocidad , como el SR-71 Blackbird y el Concorde , enfrentan un calentamiento similar al experimentado por las naves espaciales, pero a una intensidad mucho menor y durante horas seguidas. Los estudios de la piel de titanio del SR-71 revelaron que la estructura metálica recuperó su resistencia original mediante recocido debido al calentamiento aerodinámico. En el caso del Concorde, se permitió que el morro 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 estarían asociadas con una temperatura máxima más alta fueron los factores más importantes que determinaron la velocidad máxima del avión.
Un TPS enfriado por radiación para un vehículo de entrada a menudo se denomina TPS de metal caliente . Los primeros diseños de TPS para el transbordador espacial requerían un TPS de metal caliente basado en una superaleación de níquel (denominada René 41 ) y tejas de titanio. [45] Este concepto de Shuttle TPS fue rechazado porque se creía que un TPS a base de baldosas de sílice implicaría menores costos de desarrollo y fabricación. [ cita necesaria ] Se propuso nuevamente un TPS de superaleación de níquel para el prototipo fallido de etapa única a órbita (SSTO) X-33 . [46]
Recientemente, se han desarrollado nuevos materiales TPS enfriados 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 un vuelo sostenido de Mach 7 al nivel del mar, un vuelo de Mach 11 a altitudes de 100.000 pies (30.000 m) y mejoras significativas para los vehículos diseñados para vuelos hipersónicos continuos. Los materiales SHARP TPS permiten que los bordes de ataque y los conos de nariz afilados reduzcan en gran medida la resistencia de los aviones espaciales y los cuerpos elevadores propulsados por ciclo combinado que respiran aire. Los materiales SHARP han exhibido características TPS efectivas desde cero hasta más de 2000 °C (3630 °F), con puntos de fusión superiores a 3500 °C (6330 °F). Son estructuralmente más fuertes que el RCC y, por lo tanto, no requieren refuerzo estructural con materiales como Inconel. Los materiales SHARP son extremadamente eficientes para volver a irradiar el calor absorbido, eliminando así la necesidad de TPS adicionales detrás y entre los materiales SHARP y la estructura del vehículo convencional. Inicialmente, la NASA financió (y suspendió) un programa de I+D de varias fases a través de la Universidad de Montana en 2001 para probar materiales SHARP en vehículos de prueba. [47] [48]
Se han propuesto varios diseños avanzados de naves espaciales reutilizables y aviones hipersónicos que emplean escudos térmicos fabricados con aleaciones metálicas resistentes a la temperatura que incorporan un refrigerante o combustible criogénico que circula a través de ellos.
Este concepto de TPS se propuso para el avión aeroespacial nacional (NASP) X-30 a mediados de los años 80. [ cita necesaria ] Se suponía que el NASP era un avión hipersónico propulsado por scramjet , pero fracasó en su desarrollo. [ cita necesaria ]
En 2005 y 2012, se lanzaron dos naves elevadoras no tripuladas con cascos enfriados activamente como parte del Experimento alemán de vuelo Sharp Edge (SHEFEX). [ cita necesaria ]
A principios de 2019, SpaceX estaba desarrollando un escudo térmico enfriado activamente para su nave espacial Starship , donde una parte del sistema de protección térmica será un diseño de revestimiento exterior enfriado por transpiración para la nave espacial que regresa. [49] [50] Sin embargo, SpaceX abandonó este enfoque en favor de una versión moderna de placas de protección térmica más adelante en 2019. [51] [52]
A principios de la década de 1960, se propusieron varios sistemas TPS para utilizar agua u otro líquido refrigerante rociado en la capa de choque o pasado a través de canales en el escudo térmico. Las ventajas incluían la posibilidad de más diseños totalmente metálicos que serían más baratos de desarrollar, más resistentes y eliminarían la necesidad de tecnología clasificada y desconocida. Las desventajas son un mayor peso y complejidad y una menor confiabilidad. El concepto nunca se ha puesto en práctica, pero una tecnología similar (la boquilla de tapón [45] ) se sometió a extensas pruebas en tierra.
Si el combustible lo permite, nada impide que un vehículo entre a la atmósfera con un motor retrógrado, lo que tiene el doble efecto de desacelerar el vehículo mucho más rápido que lo que lo haría la resistencia atmosférica por sí sola, y expulsar el aire caliente comprimido de la carrocería del vehículo. Durante el reingreso, la primera etapa del SpaceX Falcon 9 realiza un encendido de entrada para desacelerar rápidamente desde su velocidad hipersónica inicial. [ cita necesaria ]
En 2004, el diseñador de aviones Burt Rutan demostró la viabilidad de un perfil aerodinámico que cambia de forma para el reingreso con el suborbital SpaceShipOne . Las alas de esta nave giran hacia arriba en una configuración de plumas que proporciona un efecto volante . Por lo tanto, SpaceShipOne logra una resistencia aerodinámica mucho mayor en el reingreso sin experimentar cargas térmicas significativas.
La configuración aumenta la resistencia, ya que la nave ahora es menos aerodinámica y da como resultado que más partículas de gas atmosférico golpeen la nave espacial a mayores altitudes que de otra manera. Por tanto, el avión se ralentiza más en las capas atmosféricas más altas, lo que es la clave para una reentrada eficiente. En segundo lugar, el avión se orientará automáticamente en este estado a una actitud de alta resistencia. [53]
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 del mecanismo de alineación en la SpaceShipTwo durante un vuelo en planeo después de la liberación del White Knight Two. El despliegue prematuro del sistema de alineación fue responsable del accidente del VSS Enterprise de 2014 , en el que el avión se desintegró y mató al copiloto.
La reentrada emplumada fue descrita por primera vez por Dean Chapman de NACA en 1958. [54] 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 con y sin elevación para lograr algunas ventajas... Para la maniobrabilidad del 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 será la velocidad de calentamiento.
Los vehículos sin elevación con estabilidad tipo 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 elevación pero con un... dispositivo de arrastre; luego, cuando la velocidad se reduce a cierto valor... el dispositivo se desecha o se retrae, dejando un vehículo elevador... para el resto del descenso.
La desaceleración para el reingreso a la atmósfera, especialmente para misiones de retorno a Marte a mayor velocidad, se beneficia al maximizar "el área de resistencia del sistema de entrada. Cuanto mayor sea el diámetro del aeroshell, mayor puede ser la carga útil". [55] Un aeroshell inflable proporciona una alternativa para ampliar el área de arrastre con un diseño de baja masa.
Un escudo/aerofreno inflable de este tipo fue diseñado para los penetradores de la misión Mars 96 . Dado que la misión fracasó debido a un mal funcionamiento del lanzador, la NPO Lavochkin y DASA/ESA han diseñado una misión para la órbita terrestre. El demostrador de tecnología inflable de reingreso y descenso (IRDT) se lanzó en Soyuz-Fregat el 8 de febrero de 2000. El escudo inflable fue diseñado como un cono con dos etapas de inflación. Aunque la segunda etapa del escudo no logró inflarse, el demostrador sobrevivió al reingreso orbital y se recuperó. [56] [57] Las misiones posteriores realizadas en el cohete Volna fracasaron debido a una falla del lanzador. [58]
La NASA lanzó una nave espacial experimental con escudo térmico inflable el 17 de agosto de 2009 con el primer vuelo de prueba exitoso del Experimento de vehículo inflable de reentrada (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 sonda Black Brant 9 desde las instalaciones 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 tela recubierta de silicona [ Kevlar ], hasta darle forma de hongo en el espacio varios minutos después del despegue". [55] El apogeo del cohete fue a una altitud de 131 millas (211 km) donde comenzó su descenso a velocidad supersónica. Menos de un minuto después, el escudo se liberó de su cubierta para inflarse a una altitud de 200 km (124 millas). El inflado del escudo tardó menos de 90 segundos. [55]
Tras el éxito de los experimentos iniciales IRVE, la NASA desarrolló el concepto hasta convertirlo en el más ambicioso Desacelerador Aerodinámico Inflable Hipersónico (HIAD). El diseño actual tiene forma de cono poco profundo, con la estructura construida como una pila de tubos circulares inflados de diámetro mayor que aumenta gradualmente. La cara delantera (convexa) del cono está cubierta con un sistema de protección térmica flexible lo suficientemente robusto como para soportar las tensiones de la entrada (o reentrada) atmosférica. [59] [60]
En 2012, se probó un HIAD como Experimento 3 de vehículo de reentrada inflable (IRVE-3) utilizando un cohete de sondeo suborbital, y funcionó. [61] : 8
Véase también Desacelerador supersónico de baja densidad , un proyecto de la NASA con pruebas en 2014 y 2015 de un SIAD-R de 6 m de diámetro.
Un vehículo de reentrada inflable de 6 metros (20 pies), prueba de vuelo en órbita terrestre baja de un desacelerador inflable ( LOFTID ), [62] se lanzó en noviembre de 2022, se infló en órbita, reingresó más rápido que Mach 25 y se recuperó con éxito en 10 de noviembre.
Hay cuatro parámetros críticos considerados al diseñar un vehículo para entrada atmosférica: [ cita necesaria ]
El flujo de calor máximo y la presión dinámica seleccionan el material TPS. La carga de calor selecciona el espesor de la pila de material TPS. La desaceleración máxima es de gran importancia para las misiones tripuladas. El límite superior para el regreso con tripulación a la Tierra desde la órbita terrestre baja (LEO) o el regreso lunar es de 10 g . [63] Para la entrada a la atmósfera marciana después de una larga exposición a gravedad cero, el límite superior es 4 g . [63] La presión dinámica máxima también puede influir en la selección del material TPS más externo si la espalación es un problema.
A partir del principio de diseño conservador , el ingeniero normalmente considera dos trayectorias en el peor de los casos , la trayectoria de sobrepaso y la de sobrepaso. La trayectoria de sobrepaso generalmente se define como el ángulo de velocidad de entrada más superficial permitido antes del salto atmosférico . La trayectoria de sobreimpulso tiene la mayor carga de calor y establece el espesor del TPS. La trayectoria inferior está definida por la trayectoria más pronunciada permitida. Para misiones tripuladas, el ángulo de entrada más pronunciado está limitado por la desaceleración máxima. La trayectoria inferior también tiene el flujo de calor máximo y la presión dinámica más altos. En consecuencia, la trayectoria inferior 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 TPS de baja densidad podría carecer de la resistencia a la tracción para resistir la espalación si la presión dinámica es demasiado alta. Un material TPS puede funcionar bien para un flujo de calor máximo específico, pero falla 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). [63] Los materiales TPS más antiguos tienden a requerir más mano de obra y ser más costosos de fabricar en comparación con los materiales modernos. Sin embargo, los materiales TPS modernos a menudo carecen del historial de vuelo de los materiales más antiguos (una consideración importante para un diseñador reacio al riesgo).
Según el descubrimiento de Allen y Eggers, la máxima brusquedad del aeroshell (máxima resistencia) produce una masa mínima de TPS. La máxima brusquedad (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 ondas de choque . Una onda de choque permanecerá adherida a la punta de un cono afilado si el semiángulo del cono está por debajo de un valor crítico. Este semiángulo crítico se puede estimar utilizando la teoría de los gases perfectos (esta inestabilidad aerodinámica específica ocurre por debajo de velocidades hipersónicas). Para una atmósfera de nitrógeno (Tierra o Titán), el semiángulo máximo permitido es de aproximadamente 60°. Para una atmósfera de dióxido de carbono (Marte o Venus), el semiángulo máximo permitido es de aproximadamente 70°. Después de la separación de la onda de choque, un vehículo de entrada debe transportar significativamente más gas de la capa de choque alrededor del punto de estancamiento del borde de ataque (la capa subsónica). En consecuencia, el centro aerodinámico se mueve aguas arriba provocando inestabilidad aerodinámica. Es incorrecto volver a aplicar un diseño de aerocáscara destinado a la entrada a Titán ( sonda Huygens en una atmósfera de nitrógeno) para la entrada a Marte ( Beagle 2 en una atmósfera de dióxido de carbono). [ cita necesaria ] [ ¿ investigación original? ] Antes de ser abandonado, el programa soviético de aterrizaje en Marte logró un aterrizaje exitoso ( Mars 3 ), en el segundo de tres intentos de entrada (los otros fueron Mars 2 y Mars 6 ). Los módulos de aterrizaje soviéticos en Marte se basaron en un diseño de aerocasco de medio ángulo de 60°.
Normalmente se utiliza un cono esférico de medio ángulo de 45° para sondas atmosféricas (no se pretende aterrizar en la superficie), aunque no se minimiza la masa del TPS. La razón fundamental para un semiángulo de 45° es tener estabilidad aerodinámica desde la entrada hasta el impacto (el escudo térmico no se desecha) o un pulso de calor corto y agudo seguido de un rápido desecho del escudo térmico. Se utilizó un diseño de cono esférico de 45° con el impactador DS/2 de Marte y las sondas Pioneer Venus .
No todas las reentradas atmosféricas han sido completamente exitosas:
Algunas reentradas han resultado en desastres importantes:
De los satélites que reingresan, es probable que aproximadamente entre el 10% y el 40% de la masa del objeto alcance la superficie de la Tierra. [65] En promedio, aproximadamente un objeto catalogado vuelve a ingresar por día. [66]
Debido a que la superficie de la Tierra es principalmente agua, la mayoría de los objetos que sobreviven a la reentrada aterrizan en uno de los océanos del mundo. Las posibilidades estimadas de que una persona determinada resulte golpeada y lesionada durante su vida son de alrededor de 1 entre un billón. [67]
El 24 de enero de 1978, el Kosmos 954 soviético (3.800 kilogramos [8.400 lb]) 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 del lugar del impacto. [68]
El 11 de julio de 1979, la estación espacial estadounidense Skylab (77.100 kilogramos [170.000 lb]) volvió a entrar y esparció escombros por el interior de Australia . [69] El reingreso fue un evento mediático importante en gran parte debido al incidente del Cosmos 954, pero no se consideró tanto como un desastre potencial ya que no transportaba combustible nuclear tóxico ni hidracina . Originalmente, la NASA había esperado utilizar una misión del Transbordador Espacial para extender su vida o permitir un reingreso controlado, pero los retrasos en el programa del Transbordador, además de una actividad solar inesperadamente alta, hicieron esto imposible. [70] [71]
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]) acoplado, reingresó y esparció escombros sobre la localidad de Capitán Bermúdez , Argentina. [72] [45] [73] 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 una alta actividad solar causó que baje antes de lo esperado.
El 7 de septiembre de 2011, la NASA anunció el inminente reingreso incontrolado del satélite de investigación de la atmósfera superior (6.540 kilogramos [14.420 lb]) y señaló que existía un pequeño riesgo para el público. [74] El satélite fuera de servicio volvió a entrar en la atmósfera el 24 de septiembre de 2011, y se presume que algunas piezas se estrellaron en el Océano Pacífico Sur sobre un campo de escombros de 500 millas (800 km) de largo. [75]
El 1 de abril de 2018, la estación espacial china Tiangong-1 (8.510 kilogramos [18.760 lb]) reingresó sobre el Océano Pacífico, a medio camino entre Australia y América del Sur. [76] 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. [77]
El 11 de mayo de 2020, la etapa central del Gran Marcha 5B chino ( COSPAR ID 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. [78] [79] Según se informa, pocos restos de cohetes sobrevivieron al reingreso y cayeron sobre al menos dos aldeas en Costa de Marfil . [80] [81]
El 8 de mayo de 2021, la etapa central del Gran Marcha 5B chino ( COSPAR ID 2021-0035B) que pesaba 23.000 kilogramos [51.000 lb]) realizó una reentrada incontrolada, justo al oeste de las Maldivas en el Océano Índico (aproximadamente 72,47°E de longitud y 2,65°N de latitud). [82] Los testigos informaron que había restos de cohetes en lugares tan lejanos como la península arábiga. [83]
Salyut 1 , la primera estación espacial del mundo, fue desorbitada deliberadamente en el Océano Pacífico en 1971 tras el accidente de la Soyuz 11 . Su sucesor, Salyut 6 , también fue sacado de órbita de forma controlada.
El 4 de junio de 2000, el Observatorio Compton de Rayos Gamma fue deliberadamente sacado de órbita después de que uno de sus giroscopios fallara. Los escombros que no se quemaron cayeron sin causar daño al Océano Pacífico. El observatorio todavía estaba operativo, pero el fallo de otro giroscopio habría hecho que la salida de órbita fuera mucho más difícil y peligrosa. Con cierta controversia, la NASA decidió, en aras de la seguridad pública, que era preferible un choque controlado a dejar que la nave cayera al azar.
En 2001, la estación espacial rusa Mir fue sacada de órbita deliberadamente y se rompió de la manera prevista por el centro de mando durante el reingreso a la atmósfera. Mir entró en la atmósfera terrestre el 23 de marzo de 2001, cerca de Nadi , Fiji , y cayó en el Océano Pacífico Sur.
El 21 de febrero de 2008, un satélite espía estadounidense inutilizado , 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 estadounidense Lake Erie frente a la costa de Hawái . El satélite estaba inoperativo, ya que no logró alcanzar la órbita prevista cuando fue lanzado en 2006. Debido al rápido deterioro de su órbita, estaba destinado a un reingreso incontrolado al cabo de un mes. El Departamento de Defensa de Estados Unidos expresó su preocupación de que el tanque de combustible de 450 kg (1.000 libras) que contiene hidracina altamente tóxica pueda sobrevivir al reingreso y llegar intacto a la superficie de la Tierra. Varios gobiernos, incluidos los de Rusia, China y Bielorrusia , protestaron por la acción como una demostración apenas velada de las capacidades antisatélites de Estados Unidos. [84] China había causado previamente un incidente internacional cuando probó un misil antisatélite en 2007.
El propósito de la maniobra de entrada del Apolo es disipar la energía de una nave espacial que viaja a gran velocidad a través de la atmósfera terrestre para que la tripulación de vuelo, su equipo y su carga regresen de manera segura a un lugar preseleccionado en la superficie terrestre. .
Este propósito debe lograrse mientras las tensiones tanto en la nave espacial como en la tripulación de vuelo se mantengan dentro de límites aceptables.
SpaceX emprendió el diseño y fabricación del escudo térmico de reentrada;
aportó velocidad y eficiencia que permitieron diseñar, desarrollar y calificar el escudo térmico en menos de cuatro años.'
El material de SpaceX, llamado PICA-X, es una décima parte más caro que el original [material PICA de la NASA y es mejor],... un solo escudo térmico PICA-X podría soportar cientos de regresos desde la órbita terrestre baja;
también puede manejar las reentradas de energía mucho más altas desde la Luna o Marte.
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