Un aeroshell es una carcasa rígida protegida contra el calor que ayuda a desacelerar y protege a una nave espacial de la presión, el calor y los posibles desechos creados por la resistencia durante la entrada atmosférica . Sus componentes principales consisten en un escudo térmico (el cuerpo delantero) y una carcasa trasera. El escudo térmico absorbe el calor causado por la compresión del aire frente a la nave espacial durante su entrada atmosférica. [1] La carcasa trasera transporta la carga que se entrega, junto con componentes importantes como un paracaídas , motores de cohetes y electrónica de monitoreo como una unidad de medición inercial que monitorea la orientación de la carcasa durante el descenso ralentizado por paracaídas.
Su propósito es utilizarla durante el proceso de entrada, descenso y aterrizaje (EDL, por sus siglas en inglés) del vuelo de una nave espacial. En primer lugar, la cubierta aerodinámica desacelera la nave espacial a medida que penetra en la atmósfera del planeta y necesariamente debe disipar la energía cinética de la altísima velocidad orbital. El escudo térmico absorbe parte de esta energía, mientras que gran parte también se disipa en los gases atmosféricos, principalmente por radiación . Durante las últimas etapas del descenso, normalmente se despliega un paracaídas y se desprende cualquier escudo térmico. Los cohetes pueden estar ubicados en la cubierta trasera para ayudar en el control o para desacelerar el descenso de forma retropropulsiva . También se pueden inflar bolsas de aire para amortiguar el impacto con el suelo, en cuyo caso la nave espacial podría rebotar en la superficie del planeta después del primer impacto. En muchos casos, la comunicación durante todo el proceso se retransmite o graba para su posterior transferencia. [2]
Las cubiertas aerodinámicas son un componente clave de las sondas espaciales que deben aterrizar intactas en la superficie de cualquier objeto con atmósfera . Se han utilizado en la mayoría de las misiones de retorno de cargas útiles a la Tierra. También se utilizan en todas las misiones de aterrizaje a Marte, Venus, Titán y (en el caso más extremo) la sonda Galileo a Júpiter. [3] [4] El tamaño y la geometría de una cubierta aerodinámica dependen de los requisitos de la fase EDL de su misión, ya que estos parámetros influyen en gran medida en su rendimiento. [5]
El aeroshell consta de dos componentes principales: el escudo térmico , o cuerpo delantero, que se encuentra en la parte delantera del aeroshell, y la carcasa trasera, que se encuentra en la parte trasera del aeroshell. [6] El escudo térmico del aeroshell se orienta en la dirección del ariete (hacia adelante) durante la entrada atmosférica de una nave espacial, lo que le permite absorber el alto calor causado por la compresión del aire frente a la nave. La carcasa trasera actúa como un finalizador para la encapsulación de la carga útil. La carcasa trasera generalmente contiene un paracaídas , dispositivos pirotécnicos junto con su electrónica y baterías, una unidad de medición inercial y otro hardware necesario para la secuencia de entrada, descenso y aterrizaje de la misión específica. [6] El paracaídas está ubicado en el vértice de la carcasa trasera y desacelera la nave espacial durante EDL. El sistema de control pirotécnico libera dispositivos como tuercas, cohetes y el mortero del paracaídas. La unidad de medición inercial informa la orientación de la carcasa trasera mientras se balancea debajo del paracaídas. Los retrocohetes, si están equipados, pueden ayudar en el descenso terminal y el aterrizaje del vehículo espacial; alternativamente o adicionalmente, un módulo de aterrizaje puede tener retrocohetes montados en su propio cuerpo para uso en el descenso terminal y el aterrizaje (después de que se haya desechado la carcasa posterior). Otros cohetes pueden estar equipados para proporcionar fuerza horizontal a la carcasa posterior, ayudando a orientarla a una posición más vertical durante la combustión principal del retrocohete. [7]
El objetivo de la misión de una nave espacial determina qué requisitos de vuelo son necesarios para garantizar el éxito de la misión. Estos requisitos de vuelo son la desaceleración , el calentamiento y la precisión del impacto y el aterrizaje. Una nave espacial debe tener un valor máximo de desaceleración lo suficientemente bajo como para mantener intactos los puntos más débiles de su vehículo, pero lo suficientemente alto como para penetrar la atmósfera sin rebotar. La estructura de la nave espacial y la masa de la carga útil afectan la cantidad máxima de desaceleración que puede soportar. Esta fuerza está representada por "g", o la aceleración gravitacional de la Tierra . Si su estructura está lo suficientemente bien diseñada y está hecha de material robusto (como acero), entonces puede soportar una mayor cantidad de g. Sin embargo, debe tenerse en cuenta la carga útil. El hecho de que la estructura de la nave espacial pueda soportar altas g no significa que su carga útil pueda. Por ejemplo, una carga útil de astronautas solo puede soportar aproximadamente 9 g, o 9 veces su peso. Los valores que son más que esta línea de base aumentan el riesgo de lesión cerebral o muerte. [8] También debe ser capaz de soportar altas temperaturas causadas por la inmensa fricción resultante de ingresar a la atmósfera a velocidad hipersónica. Por último, debe ser capaz de penetrar en la atmósfera y aterrizar en un terreno con precisión, sin perder su objetivo. Una zona de aterrizaje más restringida requiere una precisión más estricta. En tales casos, una nave espacial será más aerodinámica y poseerá un ángulo de trayectoria de reentrada más pronunciado. Estos factores se combinan para afectar el corredor de reentrada, el área en la que una nave espacial debe viajar para evitar quemarse o rebotar fuera de una atmósfera. Todos estos requisitos anteriores se cumplen mediante la consideración, el diseño y el ajuste de la estructura y la trayectoria de una nave espacial. Sin embargo, las misiones futuras están haciendo uso del rebote atmosférico, lo que permite que las cápsulas de reentrada viajen más lejos durante su descenso y aterricen en lugares más convenientes. [9]
La dinámica general de los aeroshells está influenciada por las fuerzas de inercia y de arrastre, como se define en esta ecuación: ß=m/CdA donde m se define como la masa del aeroshell y sus respectivas cargas y CdA se define como la cantidad de fuerza de arrastre que un aeroshell puede generar durante una condición de corriente libre. En general, β se define como la masa dividida por la fuerza de arrastre (mas por unidad de área de arrastre). [10] Una mayor masa por unidad de área de arrastre hace que la entrada, el descenso y el aterrizaje del aeroshell ocurran en puntos bajos y densos de la atmósfera y también reduce la capacidad de elevación y el margen de tiempo para el aterrizaje. Esto se debe a que una mayor masa/área de arrastre significa que la nave espacial no tiene suficiente arrastre para reducir la velocidad al principio de su descenso, dependiendo de la atmósfera más espesa que se encuentra a altitudes más bajas para la mayor parte de su desaceleración. [1] Además, mayores relaciones masa/arrastre significan que se puede asignar menos masa a la carga útil de la nave espacial, lo que tendrá impactos secundarios en la financiación y los objetivos científicos de la misión. [10] Los factores que aumentan durante la EDL incluyen la carga y la velocidad de calentamiento, lo que hace que el sistema se adapte forzosamente al aumento de las cargas térmicas. [11] Esta situación reduce la capacidad de masa útil en tierra para la entrada, el descenso y el aterrizaje porque un aumento de la carga térmica conduce a una estructura de soporte y un sistema de protección térmica (TPS) más pesados del aerocasco. También es necesario tener en cuenta la estabilidad estática, ya que es necesaria para mantener una altitud de alta resistencia. Por eso se requiere un cuerpo delantero del aerocasco en flecha en lugar de uno romo; la forma anterior garantiza la existencia de este factor, pero también reduce el área de resistencia. Por lo tanto, existe un equilibrio resultante entre resistencia y estabilidad que afecta al diseño de la forma de un aerocasco. La relación sustentación-resistencia también es otro factor que debe tenerse en cuenta. El nivel ideal para una relación sustentación-resistencia es distinto de cero. Mantener una relación L/D distinta de cero permite una mayor altitud de despliegue del paracaídas y cargas reducidas durante la desaceleración. [12] [10]
El paracaídas de entrada planetaria (PEPP) de la NASA , probado en 1966, fue creado para probar los paracaídas del programa de aterrizaje de la Voyager en Marte. Para simular la delgada atmósfera marciana, el paracaídas debía utilizarse a una altitud de más de 160.000 pies (49.000 m) sobre la Tierra. Se utilizó un globo lanzado desde Roswell, Nuevo México, para levantar inicialmente el paracaídas. Luego, el globo se desplazó hacia el oeste hasta el campo de misiles White Sands , donde se dejó caer el vehículo y los motores debajo del mismo lo impulsaron a la altitud requerida , donde se desplegó el paracaídas .
El programa Voyager fue cancelado posteriormente y reemplazado por el programa Viking, mucho más pequeño , varios años después. La NASA reutilizó el nombre Voyager para las sondas Voyager 1 y Voyager 2 a los planetas exteriores, que no tenían nada que ver con el programa Voyager a Marte .
El Desacelerador Supersónico de Baja Densidad o LDSD es un vehículo espacial diseñado para crear resistencia atmosférica con el fin de desacelerar durante la entrada a través de la atmósfera de un planeta. [13] Es esencialmente un vehículo con forma de disco que contiene un globo inflable con forma de rosquilla alrededor de la parte exterior. El uso de este tipo de sistema puede permitir un aumento de la carga útil.
Su finalidad es ayudar a una nave espacial a desacelerar antes de aterrizar en Marte . Esto se hace inflando el globo alrededor del vehículo para aumentar la superficie y crear resistencia atmosférica . Después de una desaceleración suficiente, se despliega un paracaídas en una correa larga para reducir aún más la velocidad del vehículo.
El vehículo está siendo desarrollado y probado por el Laboratorio de Propulsión a Chorro de la NASA . [14] Mark Adler es el director del proyecto. [15]
El vuelo de prueba se llevó a cabo el 28 de junio de 2014, y el vehículo de prueba se lanzó desde las instalaciones del campo de misiles del Pacífico de la Armada de los Estados Unidos en Kauaʻi , Hawái, a las 18:45 UTC (08:45 hora local). [15] Un globo de helio de gran altitud, que cuando está completamente inflado tiene un volumen de 1.120.000 metros cúbicos (39.570.000 pies cúbicos), [14] elevó el vehículo a unos 37.000 metros (120.000 pies). [16] El vehículo se desprendió a las 21:05 UTC (11:05 hora local), [15] y cuatro pequeños motores de cohetes de combustible sólido hicieron girar el vehículo para proporcionar estabilidad. [16]
Medio segundo después de la aceleración, el motor de combustible sólido Star 48B del vehículo se encendió, impulsando el vehículo a Mach 4 y una altitud de aproximadamente 55.000 metros (180.000 pies). [16] Inmediatamente después de que se quemara el cohete, cuatro motores de cohete más hicieron que el vehículo dejara de girar. [14] Al reducir la velocidad a Mach 3,8, se desplegó el Desacelerador Aerodinámico Inflable Supersónico (configuración SIAD-R) en forma de tubo de 6 metros (20 pies). [16] El SIAD tiene como objetivo aumentar la resistencia atmosférica en el vehículo al aumentar el área de superficie de su lado delantero, aumentando así la tasa de desaceleración. [17]
Al reducir la velocidad a Mach 2,5 (unos 107 segundos después del despliegue del SIAD [14] ), se desplegó el paracaídas Supersonic Disk Sail (SSDS) para reducir aún más la velocidad del vehículo. [16] Este paracaídas mide 33,5 metros (110 pies) de diámetro, casi el doble del que se utilizó para la misión Mars Science Laboratory . [18] Sin embargo, empezó a romperse después del despliegue, [19] y el vehículo impactó en el Océano Pacífico a las 21:35 UTC (11:35 hora local) viajando de 32 a 48 kilómetros por hora (20 a 30 mph). [15] [20] Se recuperaron todo el hardware y las grabadoras de datos . [17] [20] A pesar del incidente del paracaídas, la misión fue declarada un éxito; el objetivo principal era demostrar la idoneidad para el vuelo del vehículo de prueba, mientras que el SIAD y el SSDS eran experimentos secundarios. [17]
A mediados de 2015 se realizaron dos vuelos de prueba más del LDSD en el Centro de Misiles del Pacífico. Se centraron en las tecnologías SIAD-E y SSDS de 8 metros (26 pies), incorporando lecciones aprendidas durante la prueba de 2014. [20] Entre los cambios planificados para el paracaídas se incluyen una forma más redondeada y un refuerzo estructural. [19] Sin embargo, poco después del reingreso, el paracaídas se desprendió. [21]
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