La entrada atmosférica (a veces denominada impacto en V o entrada en V ) es el movimiento de un objeto desde el espacio exterior hacia y a través de los gases de la atmósfera de un planeta , planeta enano o satélite natural . Hay dos tipos principales de entrada atmosférica: entrada no controlada , como la entrada de objetos astronómicos , desechos espaciales o bólidos ; y entrada controlada (o reentrada ) de una nave espacial capaz de navegar o seguir un curso predeterminado. Las tecnologías y procedimientos que permiten la entrada, el descenso y el aterrizaje atmosférico controlados de naves espaciales se denominan colectivamente EDL .
Los objetos que entran en la atmósfera experimentan una resistencia atmosférica , que ejerce una tensión mecánica sobre el objeto, y un calentamiento aerodinámico , provocado principalmente por la compresión del aire que hay delante del objeto, pero también por la 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.
Se ha logrado el reingreso a velocidades que van desde los 7,8 km/s en la órbita baja terrestre hasta los 12,5 km/s en la sonda Stardust . [1] Los vehículos espaciales tripulados deben reducir su velocidad a velocidades subsónicas antes de poder desplegar los paracaídas o los frenos de aire. Estos vehículos tienen energías cinéticas elevadas y la disipación atmosférica es la única forma de aprovecharla, ya que resulta muy poco práctico utilizar retrocohetes para todo el procedimiento de reingreso.
Las ojivas balísticas y los vehículos desechables no necesitan reducir la velocidad al reingresar y, de hecho, están diseñados de manera aerodinámica 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 aerostáticos, no requieren protección térmica porque la aceleración gravitacional de un objeto que parte en reposo relativo desde dentro de la propia atmósfera (o no muy por encima de ella) no puede crear suficiente velocidad para causar un calentamiento atmosférico significativo.
En 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 nmi) y en Marte 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 se ralentizan por la fricción al encontrar la atmósfera terrestre. Los meteoritos también viajan a menudo bastante rápido en relación con la Tierra simplemente porque su propia trayectoria orbital es diferente a la de la Tierra antes de encontrar el pozo de gravedad terrestre . La mayoría de los objetos ingresan a velocidades hipersónicas debido a sus trayectorias suborbitales (por ejemplo, los vehículos de reentrada de misiles balísticos intercontinentales ), orbitales (por ejemplo, la Soyuz ) o ilimitadas (por ejemplo, los meteoritos ). Se han desarrollado varias tecnologías avanzadas para permitir la reentrada atmosférica 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 planetas gigantes . [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 kilómetros por segundo, el interior de los meteoros permanece frío y la erosión se debe, en gran medida, al astillado o agrietamiento de la superficie calentada repentinamente. Por esta razón, si la superficie exterior del aparato estuviera formada por capas de una sustancia dura muy infusible con capas de un mal conductor de calor entre ellas, la superficie no se erosionaría en gran medida, especialmente porque la velocidad del aparato no sería tan grande como la del meteoro 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 la tensión aerodinámica eran cuestiones importantes (muchos V-2 se rompían durante la reentrada), pero el calentamiento no era 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 ICBM , con alcances de 8.000 a 12.000 km (4.300 a 6.500 millas náuticas), solo fueron posibles con el desarrollo de los modernos escudos térmicos ablativos y los vehículos de forma roma.
En los Estados Unidos, esta tecnología fue iniciada por H. Julian Allen y AJ Eggers Jr. del Comité Asesor Nacional para la Aeronáutica (NACA) en el Centro de Investigación Ames . [5] En 1951, hicieron el descubrimiento contraintuitivo 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 térmica experimentada por un vehículo de entrada era inversamente proporcional al coeficiente de resistencia ; es decir, cuanto mayor es la resistencia, menor es la carga térmica. Si el vehículo de reentrada se hace roma, el aire no puede "salir del camino" lo suficientemente rápido, y actúa como un colchón de aire para empujar la onda de choque y la capa de choque 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 fue tratado como un secreto militar, finalmente se publicó en 1958. [7]
Cuando la entrada atmosférica 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 conocida como 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 conoce como 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 a medida que ingresa a una atmósfera de tal manera que el equipo, la carga y los pasajeros se desaceleren y aterricen cerca de un destino específico en la superficie a velocidad cero mientras se mantienen las tensiones en la nave espacial y los pasajeros dentro de límites aceptables. [9] Esto se puede lograr por medios propulsivos o aerodinámicos (características del vehículo o paracaídas ), o por alguna combinación.
Existen 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] Esta puede ser una esfera completa o una sección esférica de carrocería delantera con una carrocería trasera cónica convergente. La aerodinámica de una esfera o sección esférica es fácil de modelar analíticamente utilizando la teoría de impacto newtoniana. Asimismo, el flujo de calor de la sección esférica se puede modelar con precisión con la ecuación de Fay-Riddell . [11] La estabilidad estática de una sección esférica está asegurada si el centro de masa del vehículo está aguas arriba del centro de curvatura (la estabilidad dinámica es más problemática). Las esferas puras no tienen sustentación. Sin embargo, al volar en un ángulo de ataque , una sección esférica tiene una sustentación aerodinámica modesta, lo que proporciona cierta capacidad de rango cruzado y amplía su corredor de entrada. A fines 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 todavía estaba en estado embrionario. Debido a que la sección esférica era susceptible al análisis de forma cerrada, esa geometría se convirtió en la predeterminada para el diseño conservador. Por lo tanto, las cápsulas tripuladas de esa época se basaban en la sección esférica.
Los vehículos de entrada puramente esféricos se utilizaron en las primeras cápsulas soviéticas Vostok y Voskhod y en los vehículos soviéticos de descenso Marte y Venera . El módulo de mando Apolo utilizó un escudo térmico de sección esférica en la parte delantera del fuselaje con una parte trasera cónica convergente. Voló una entrada de sustentación con un ángulo de ataque de compensación hipersónica de −27° (0° es el extremo romo primero) para producir una L/D (relación sustentación-arrastre) promedio de 0,368. [12] La sustentación resultante logró una medida de control de rango transversal al desplazar el centro de masa del vehículo de su eje de simetría, lo que permitió que la fuerza de sustentación se dirigiera hacia la izquierda o la derecha haciendo girar la cápsula sobre su eje longitudinal . Otros ejemplos de la 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 8-9 g para una trayectoria puramente balística (desacelerada solo por la resistencia) a 4-5 g, además de reducir en gran medida el calor máximo de reentrada. [13]
El cono esférico es una sección esférica con un cono truncado o romo unido a él. La estabilidad dinámica del cono esférico es normalmente mejor que la de una sección esférica. El vehículo entra primero en el espacio. Con un semiángulo suficientemente pequeño y un centro de masas colocado correctamente, 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 lo tanto la mitad del ángulo formado por los bordes de la superficie del cono).
El aerocasco esférico-cónico original estadounidense 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 (TPS) enfriado radiativamente basado en un escudo térmico metálico (los diferentes tipos de TPS se describen más adelante en este artículo). El Mk-2 tenía defectos significativos como sistema de lanzamiento de armas, es decir, permanecía demasiado tiempo en la atmósfera superior debido a su coeficiente balístico más bajo y también dejaba una estela de metal vaporizado que lo hacía muy visible al 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 esférico-cónico alternativo al Mk-2. [ cita requerida ]
Este nuevo RV fue el Mk-6, que utilizaba un TPS ablativo no metálico, un fenólico de nailon. Este nuevo TPS era tan eficaz como escudo térmico de reentrada que era posible reducir significativamente la contusión. [ cita requerida ] Sin embargo, el Mk-6 era un RV enorme con una masa de entrada de 3.360 kg, una longitud de 3,1 m y un semiángulo de 12,5°. Los avances posteriores en el diseño de armas nucleares y TPS ablativos permitieron que los RV se volvieran significativamente más pequeños con una relación de contusión aún más reducida en comparación con el Mk-6. Desde la década de 1960, la geometría de cono esférico se ha convertido en la preferida para los RV de ICBM modernos, con semiángulos típicos de entre 10° y 11°. [ cita requerida ]
Los vehículos de recuperación de satélites de reconocimiento también utilizaban una forma de cono esférico y fueron el primer ejemplo estadounidense de un vehículo de entrada sin munición ( Discoverer-I , lanzado el 28 de febrero de 1959). El cono esférico se utilizó más tarde para misiones de exploración espacial a otros cuerpos celestes o para regresar del espacio abierto; por ejemplo, la sonda Stardust . A diferencia de los vehículos de recuperación militares, la ventaja de la menor masa TPS del cuerpo romo se mantuvo con los vehículos de entrada de exploración espacial como la sonda Galileo con un semiángulo de 45° o el aeroshell Viking con un semiángulo de 70°. Los vehículos de entrada de exploración espacial con forma de cono esférico han aterrizado en la superficie o han entrado en las atmósferas de Marte , Venus , Júpiter y Titán .
El bicónico es una esfera cónica con un tronco de cono adicional adjunto. El bicónico ofrece una relación L/D significativamente mejorada. Un bicónico diseñado para la aerocaptura de Marte normalmente tiene una relación L/D de aproximadamente 1,0 en comparación con una relación L/D de 0,368 para el Apollo-CM. La relación L/D más alta hace que una forma bicónica sea más adecuada para transportar personas a Marte debido a la desaceleración máxima más baja. Podría decirse que el bicónico más importante que se haya volado fue el Advanced Maneuverable Reentry Vehicle (AMaRV). McDonnell Douglas Corp. fabricó cuatro AMaRV y representó un salto significativo en la sofisticación de los vehículos de reentrada. Tres AMaRV fueron lanzados por misiles balísticos intercontinentales Minuteman-1 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 de cono delantero de 10,4°, un radio entre conos de 14,6 cm, un semiángulo de cono trasero de 6° y una longitud axial de 2,079 metros. Nunca ha aparecido en la literatura abierta un diagrama o imagen precisa del AMaRV. Sin embargo, se ha publicado un boceto esquemático de un vehículo similar al AMaRV junto con gráficos de trayectoria que muestran curvas cerradas. [14]
La actitud del AMaRV se controlaba mediante un flap de carrocería dividido (también llamado flap de barlovento dividido ) junto con dos flaps de guiñada montados en los lados del vehículo. Se utilizó un accionamiento hidráulico para controlar los flaps. El AMaRV estaba guiado por un sistema de navegación completamente autónomo diseñado para evadir la intercepción de misiles antibalísticos (ABM). El McDonnell Douglas DC-X (también un bicónico) era esencialmente una versión a mayor escala del AMaRV. El AMaRV y el DC-X también sirvieron como base para una propuesta fallida de lo que finalmente se convirtió en el Lockheed Martin X-33 .
Se han utilizado formas no axisimétricas para vehículos de entrada tripulados. Un ejemplo es el vehículo orbital alado que utiliza un ala delta para maniobrar durante el descenso de forma muy similar a un planeador convencional. Este enfoque ha sido utilizado por el transbordador espacial estadounidense y el Buran soviético . El cuerpo sustentador es otra geometría de vehículo de entrada y se utilizó con el vehículo X-23 PRIME (Precision Recovery Including Maneuvering Entry). [ cita requerida ]
Los objetos que entran en la atmósfera desde el espacio a velocidades elevadas en relación con la atmósfera provocarán niveles muy elevados de calentamiento . El calentamiento atmosférico al entrar en la atmósfera proviene principalmente de dos fuentes:
A medida que aumenta la velocidad, aumentan tanto el calentamiento convectivo como el radiativo, 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 lo tanto, el calentamiento radiativo predomina al principio de la entrada atmosférica, mientras que la convección predomina en las fases posteriores. [15]
Durante cierta intensidad de ionización, se produce un apagón radioeléctrico con la nave espacial. [16]
Si bien la interfaz de entrada a la Tierra de la NASA está a 400.000 pies (122 km), el calentamiento principal durante la entrada controlada tiene lugar a altitudes de 65 a 35 kilómetros (213.000 a 115.000 pies), con un pico a 58 kilómetros (190.000 pies). [17]
A temperaturas de reentrada típicas, el aire en la capa de choque está ionizado y disociado . [ cita requerida ] [18] Esta disociación química requiere 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 de gas perfecto más importantes, junto con sus tablas y gráficos correspondientes, se muestran en el Informe 1135 de la NACA. [19] Los 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 aeronaves, 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 para temperaturas inferiores a 550 K (277 °C; 530 °F) a una presión de una atmósfera. La teoría del gas perfecto comienza a fallar a 550 K y no se puede utilizar a temperaturas superiores a 2000 K (1730 °C; 3140 °F). Para temperaturas superiores a 2000 K, un diseñador de escudos térmicos debe utilizar un modelo de gas real .
El momento de cabeceo de un vehículo de entrada puede verse significativamente influenciado por los efectos del gas real. Tanto el módulo de mando del Apolo como el transbordador espacial fueron diseñados utilizando momentos de cabeceo incorrectos determinados a través de un modelado inexacto del gas real. El ángulo de ataque del Apolo-CM era mayor que el estimado originalmente, lo que dio como resultado 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 les preocupaba perder el control del vehículo. [20]
Un modelo de gas real en equilibrio 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. Es causada principalmente por el calentamiento isentrópico de las moléculas de aire dentro de la onda de compresión. Los aumentos de entropía basados en la fricción de las moléculas dentro de la onda también explican parte del calentamiento. [ investigación original? ] La distancia desde la onda de choque hasta el punto de estancamiento en el borde delantero del vehículo de entrada se llama separación de la onda de choque . Una regla general aproximada para la distancia de separación de la onda 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 nariz de 1 metro, es decir, el tiempo de viaje es de unos 18 microsegundos. Este es aproximadamente el tiempo necesario para que la disociación química iniciada por la onda de choque se acerque al equilibrio químico en una capa de choque para una entrada de 7,8 km/s en el aire durante el 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, lo que permite utilizar un modelo de equilibrio. Para este caso, la mayor parte de la capa de choque entre la onda de choque y el borde delantero de un vehículo de entrada está reaccionando químicamente y no 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 está 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 a la atmósfera de Júpiter, la capa de choque estaba en gran parte en equilibrio durante el flujo de calor máximo debido a las altísimas presiones experimentadas (esto es contraintuitivo dado que la velocidad de la corriente libre fue de 39 km/s durante el flujo de calor máximo).
Determinar el estado termodinámico del punto de estancamiento es más difícil bajo un modelo de gas en equilibrio que un modelo de gas perfecto. Bajo 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 relación de calores específicos puede oscilar enormemente en función de la temperatura. Bajo un modelo de gas perfecto hay 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 es inutilizable y se utilizaría un diagrama de Mollier en su lugar para el cálculo manual. Sin embargo, la solución gráfica con un diagrama de Mollier ahora se considera obsoleta con los diseñadores de escudos térmicos modernos que utilizan programas de computadora basados en una tabla de búsqueda digital (otra forma de diagrama de Mollier) o un programa de termodinámica basado en la química. La composición química de un gas en equilibrio con presión y temperatura fijas se puede determinar a través del 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 método de Newton-Raphson es el esquema numérico habitual). La base de datos para un programa de energía libre de Gibbs proviene de datos espectroscópicos utilizados para definir funciones de partición . Entre los mejores códigos de equilibrio que existen se encuentra el programa 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 ( la doble ionización no está modelada). CEA se puede descargar de Internet junto con la documentación completa y se compilará en Linux bajo el compilador Fortran G77 .
Un modelo de gas real de no equilibrio es el modelo más preciso de la física de gases 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 de Lighthill-Freeman desarrollado en 1958. [21] [22] El modelo de 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 de no equilibrio. Por lo general, se supone que el aire tiene una composición de fracción molar de 0,7812 de nitrógeno molecular, 0,2095 de oxígeno molecular y 0,0093 de 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 especies traza como el dióxido de carbono.
Al ejecutar un programa de equilibrio de energía libre de Gibbs, [ aclaración necesaria ] el proceso iterativo desde la composición molecular especificada originalmente hasta la composición de equilibrio calculada final es esencialmente aleatorio y no preciso en el tiempo. Con un programa que no está en 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 requerida ] Debido a que las 5 ecuaciones diferenciales ordinarias están estrechamente acopladas, el sistema es numéricamente "rígido" y difícil de resolver. El modelo de cinco especies solo se puede utilizar para la entrada desde la órbita terrestre baja , donde la velocidad de entrada es de aproximadamente 7,8 km/s (28 000 km/h; 17 000 mph). Para una entrada 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 preciso y se debe utilizar en su lugar un modelo de doce especies. Las velocidades de interfaz de entrada atmosférica en una trayectoria Marte-Tierra son del orden de 12 km/s (43.000 km/h; 27.000 mph). [24] Modelar la entrada atmosférica a Marte a alta velocidad, que implica una atmósfera de dióxido de carbono, nitrógeno y argón, es aún más complejo y requiere un modelo de 19 especies. [ cita requerida ]
Un aspecto importante del modelado de los efectos reales de los gases fuera de equilibrio es el flujo de calor radiativo. Si un vehículo entra en una atmósfera a una velocidad muy alta (trayectoria hiperbólica, retorno lunar) y tiene un gran radio de morro, entonces el flujo de calor radiativo puede dominar el calentamiento del TPS. El flujo de calor radiativo durante la entrada en una atmósfera de aire o dióxido de carbono normalmente proviene de moléculas diatómicas asimétricas; por ejemplo, cianógeno (CN), monóxido de carbono , óxido nítrico (NO), nitrógeno molecular ionizado único, etc. Estas moléculas se forman por 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 tienen inicialmente una temperatura vibracional muy alta que transforma eficientemente la energía vibracional en energía radiante ; es decir, flujo de calor radiativo. Todo el proceso tiene lugar 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 a través de la ecuación de Schrödinger inestable se encuentran entre los aspectos más esotéricos de la ingeniería aeroespacial. La mayor parte de la investigación aeroespacial relacionada con la comprensión del flujo de calor radiativo se realizó en la década de 1960, pero se interrumpió en gran medida después de la conclusión del Programa Apolo. El flujo de calor radiativo en el aire se entendía lo suficiente como para garantizar el éxito del Apolo. Sin embargo, el flujo de calor radiativo en el dióxido de carbono (entrada a Marte) aún se entiende poco y requerirá una investigación importante. [ cita requerida ]
El modelo de gas congelado describe un caso especial de un gas que no está en equilibrio. El nombre "gas congelado" puede ser engañoso. Un gas congelado no está "congelado" como el hielo es agua congelada. Más bien, un gas congelado está "congelado" en el tiempo (se supone que todas las reacciones químicas se han detenido). Las reacciones químicas normalmente son impulsadas por colisiones entre moléculas. Si la presión del gas se reduce lentamente de modo que las reacciones químicas puedan continuar, entonces el gas puede permanecer en equilibrio. Sin embargo, es posible que la presión del gas se reduzca tan repentinamente que casi todas las reacciones químicas se detengan. En esa situación, el gas se considera congelado. [ cita requerida ]
La distinción entre equilibrio y congelamiento 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 en la estela detrás de un vehículo que entra. Durante el reingreso, el aire de corriente libre se comprime a alta temperatura y presión por la onda de choque del vehículo que entra. El aire que no está en equilibrio en la capa de choque luego es transportado más allá del lado delantero del vehículo que entra hacia una región de flujo en rápida expansión que causa congelamiento. El aire congelado luego puede ser arrastrado hacia un vórtice de retaguardia detrás del vehículo que entra. Modelar correctamente el flujo en la estela de un vehículo que entra es muy difícil. El calentamiento del escudo de protección térmica (TPS) en la parte posterior de la carrocería del vehículo generalmente no es muy alto, pero la geometría y la inestabilidad de la estela del vehículo pueden influir significativamente en la aerodinámica (momento de cabeceo) y, en particular, en la estabilidad dinámica. [ cita requerida ]
Un sistema de protección térmica , o TPS, es la barrera que protege a una nave espacial durante el calor abrasador de la reentrada atmosférica. Se utilizan múltiples enfoques para la protección térmica de las naves espaciales, entre ellos los escudos térmicos ablativos, el enfriamiento pasivo y el enfriamiento activo de las superficies de las naves espaciales. En general, se pueden dividir en dos categorías: TPS ablativos y TPS reutilizables. Los TPS ablativos son necesarios 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 altitud 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 de CC.
El escudo térmico ablativo funciona levantando el gas caliente de la capa de choque 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 del escudo térmico y proporciona protección contra todas las formas de flujo de calor. El proceso general de reducción del flujo de calor experimentado por la pared exterior del escudo térmico a través de una capa límite se llama bloqueo . La ablación ocurre 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 gases del producto. El gas producido por la pirólisis es lo que impulsa el soplado y causa el bloqueo del flujo de calor convectivo y catalítico. La pirólisis se puede medir en tiempo real utilizando análisis termogravimétrico , de modo que se pueda evaluar el rendimiento ablativo. [25] La ablación también puede proporcionar bloqueo contra el flujo de calor radiativo al introducir carbono en la capa de choque, lo que la vuelve ópticamente opaca. El bloqueo del flujo de calor radiativo fue el principal mecanismo de protección térmica del material TPS de la sonda Galileo (carbono fenólico). El carbono fenólico se desarrolló originalmente como material para la garganta de la tobera de un cohete (utilizado en el cohete propulsor sólido del transbordador espacial ) y para las puntas de los morros de los vehículos de reentrada.
Las primeras investigaciones sobre tecnología de ablación en los EE. UU. 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 velocidades de viento variables. 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 Complejo de chorro de arco Ames. Muchos sistemas de protección térmica de naves espaciales se han probado en esta instalación, incluidos los materiales de escudo térmico del Apolo, el transbordador espacial y Orión. [27]
La conductividad térmica de un material TPS 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 provocar pirólisis, 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 las trayectorias de entrada que provocan un flujo de calor menor, el carbono fenólico a veces es inadecuado y los materiales TPS de menor densidad, como los siguientes ejemplos, pueden ser mejores opciones de diseño:
SLA en SLA-561V significa ablador superligero . SLA-561V es un ablativo patentado fabricado por Lockheed Martin que se ha utilizado como material TPS principal en todos los vehículos de entrada de cono esférico de 70° enviados por la NASA a Marte, excepto el Laboratorio Científico de Marte (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 TPS de la cubierta aerodinámica MSL está diseñado actualmente para soportar un flujo de calor máximo de 234 W/cm 2 . El flujo de calor máximo experimentado por la cubierta aerodinámica 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 de Viking tenía un diámetro de base de 3,54 metros (el más grande utilizado en Marte hasta el Laboratorio Científico de Marte). El SLA-561V se aplica empaquetando el material ablativo en un núcleo de panal que está preadherido a la estructura del aeroshell, lo que permite la construcción de un gran escudo térmico. [29]
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El ablador de carbono impregnado con fenol (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 ligero que el fenólico de carbono) junto con una capacidad ablativa eficiente en condiciones de alto flujo de calor. Es una buena opción para aplicaciones ablativas, como las condiciones de calentamiento de pico alto que se encuentran en misiones de retorno de muestras o misiones de retorno lunar. La conductividad térmica del PICA es menor que la de otros materiales ablativos de alto flujo de calor, como los fenólicos de carbono convencionales. [ cita requerida ]
PICA fue patentado por el Centro de Investigación Ames de la NASA en la década de 1990 y fue el material principal de TPS para la cubierta aerodinámica Stardust . [31] La cápsula de retorno de muestras Stardust fue el objeto creado por el hombre más rápido en reingresar a la atmósfera de la Tierra, a 28.000 mph (aproximadamente 12,5 km/s) a 135 km de altitud. Esto fue más rápido que las cápsulas de la misión Apolo y un 70% más rápido que el transbordador. [1] PICA fue fundamental para la viabilidad de la misión Stardust, que regresó a la Tierra en 2006. El escudo térmico de Stardust (diámetro de base de 0,81 m) estaba hecho de una pieza monolítica dimensionada para soportar una tasa de calentamiento pico nominal de 1,2 kW/cm 2 . También se utilizó un escudo térmico PICA para la entrada del Laboratorio Científico de Marte en la atmósfera marciana . [32]
SpaceX desarrolló una versión mejorada y más fácil de producir llamada PICA-X entre 2006 y 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 más económico de fabricar que el material del 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. Se probó 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 PICA y la mayoría de los demás materiales TPS ablativos son patentados o clasificados, con formulaciones y procesos de fabricación que no se divulgan en la literatura abierta. Esto limita la capacidad de los investigadores para estudiar estos materiales y dificulta el desarrollo de sistemas de protección térmica. Por lo tanto, el Grupo de Diagnóstico de Flujo de Alta Entalpía (HEFDiG) de la Universidad de Stuttgart ha desarrollado un material ablativo carbono-fenólico abierto, llamado Material Experimental de Laboratorio de Investigación de Ablación HEFDiG (HARLEM), a partir de materiales disponibles comercialmente. HARLEM se prepara impregnando una preforma de un monolito poroso de fibra de carbono (como el aislamiento de carbono rígido Calcarb) con una solución de resina fenólica resol y polivinilpirrolidona en etilenglicol , calentando para polimerizar la resina y luego eliminando el solvente al vacío. El material resultante se cura y se mecaniza hasta obtener la forma deseada. [37] [38]
El ablador cerámico reutilizable impregnado de silicona (SIRCA) también fue desarrollado en el Centro de Investigación Ames de la NASA y se utilizó en la placa de interfaz de la carcasa trasera (BIP) de las carcasas aerodinámicas del Mars Pathfinder y el Mars Exploration Rover (MER). La BIP estaba en los puntos de unión entre la carcasa trasera de la carcasa aerodinámica (también llamada cuerpo posterior o cubierta trasera) y el anillo de crucero (también llamado etapa de crucero). SIRCA también fue el material principal de TPS para las sondas de impacto de Marte Deep Space 2 (DS/2) que no tuvieron éxito con sus carcasas aerodinámicas de 0,35 metros de diámetro de base (1,1 pies). SIRCA es un material monolítico y aislante que puede proporcionar protección térmica a través de la ablación. Es el único material de TPS que se puede mecanizar en formas personalizadas y luego aplicar directamente a la nave espacial. No se requiere posprocesamiento, tratamiento térmico ni recubrimientos adicionales (a diferencia de las placas del transbordador espacial). Dado que el SIRCA se puede mecanizar en formas precisas, se puede aplicar como baldosas, secciones de borde de ataque, tapas de punta completas o en cualquier cantidad de formas o tamaños personalizados. En 1996 , el SIRCA se había demostrado en aplicaciones de interfaz de carcasa trasera, pero todavía no como material TPS de carrocería delantera. [39][update]
AVCOAT es un escudo térmico ablativo especificado por la NASA , un sistema de novolaca y epoxi relleno de vidrio. [40]
La NASA lo utilizó originalmente para el módulo de comando Apolo en la década de 1960, y luego utilizó el material para su módulo de tripulación Orión de próxima generación más allá de la órbita baja de la Tierra , que voló por primera vez en una prueba en diciembre de 2014 y luego estuvo operativo en noviembre de 2022. [41] El Avcoat que se utilizará en Orión ha sido reformulado para cumplir con la legislación ambiental que se ha aprobado desde el final de Apolo. [42] [43]
La absorción térmica es parte de casi todos los esquemas de TPS. Por ejemplo, un escudo térmico ablativo pierde la mayor parte de su efectividad 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 transmite por convección hacia la pared exterior del escudo térmico y, finalmente, se conduce a la carga útil. [ cita requerida ] Este resultado se puede evitar expulsando el escudo térmico (con su absorción térmica) antes de que el calor se 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, donde es conducido por el aire. [44] La temperatura de la superficie aumenta a niveles incandescentes, por lo que el material debe tener un punto de fusión muy alto y también debe exhibir una conductividad térmica muy baja. Los materiales con estas propiedades tienden a ser frágiles, delicados y difíciles de fabricar en tamaños grandes, por lo que generalmente se fabrican como baldosas relativamente pequeñas que luego se adhieren a la piel estructural de la nave espacial. Existe una compensación entre dureza y conductividad térmica: los materiales menos conductores son generalmente más frágiles. El transbordador espacial utilizó varios tipos de baldosas. Las baldosas también se utilizan en el Boeing X-37 , Dream Chaser y la etapa superior de Starship .
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 salga del régimen de vuelo de alta temperatura. Parte de este calor se irradiará nuevamente a través de la superficie o se eliminará 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. [44]
Las placas TPS típicas del transbordador espacial ( LI-900 ) tienen propiedades de protección térmica notables. Una placa LI-900 expuesta a una temperatura de 1000 K en un lado permanecerá apenas caliente al tacto en el otro lado. Sin embargo, son relativamente frágiles y se rompen fácilmente, y no pueden sobrevivir a la lluvia durante el vuelo.
En algunos de los primeros vehículos de lanzamiento de misiles balísticos (por ejemplo, el Mk-2 y la nave espacial suborbital Mercury ), se utilizaron TPS enfriados radiativamente para absorber inicialmente el flujo de calor durante el pulso de calor y, luego, después del pulso de calor, irradiar y conveccionar el calor almacenado de regreso a la atmósfera. Sin embargo, la versión anterior de esta técnica requería una cantidad considerable de TPS metálico (por ejemplo, titanio , berilio , cobre , etc.). Los diseñadores modernos prefieren evitar esta masa adicional utilizando TPS ablativos y de absorción térmica en su lugar.
Los sistemas de protección térmica basados en la emisividad utilizan recubrimientos de alta emisividad (HEC) para facilitar el enfriamiento radiativo , mientras que una capa de cerámica porosa subyacente sirve para proteger la estructura de las altas temperaturas de la superficie. Los altos valores de emisividad térmicamente estables junto con una baja conductividad térmica son clave para la funcionalidad de dichos sistemas. [45]
El TPS enfriado radiativamente se puede encontrar en los vehículos de entrada modernos, pero normalmente se utiliza carbono-carbono reforzado (RCC) (también llamado carbono-carbono ) en lugar de metal. El RCC fue el material del TPS en el cono de la nariz y los bordes de ataque de las alas del transbordador espacial, y también se propuso como material del borde de ataque para el X-33 . El carbono es el material más refractario conocido, con una temperatura de sublimación de una atmósfera de 3825 °C (6917 °F) para el grafito. Esta alta temperatura hizo que el carbono fuera una opción obvia como material del TPS enfriado radiativamente. Las desventajas del RCC son que actualmente es caro de fabricar, es pesado y carece de una resistencia al impacto robusta. [46]
Algunas aeronaves de alta velocidad , como el SR-71 Blackbird y el Concorde , se enfrentan a un calentamiento similar al que experimentan las naves espaciales, pero a una intensidad mucho menor y durante horas seguidas. Los estudios del revestimiento de titanio del SR-71 revelaron que la estructura metálica recuperó su resistencia original mediante un recocido debido al calentamiento aerodinámico. En el caso del Concorde, se permitió que el morro de aluminio alcanzara una temperatura operativa máxima de 127 °C (261 °F) (aproximadamente 180 °C (324 °F) más caliente que el aire ambiente, normalmente bajo cero); las implicaciones metalúrgicas (pérdida de temple ) que se asociarían con una temperatura máxima más alta fueron los factores más significativos que determinaron la velocidad máxima de la aeronave.
Un TPS enfriado por radiación para un vehículo de entrada se denomina a menudo 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. [47] Este concepto de TPS para el transbordador fue rechazado, porque se creía que un TPS basado en tejas de sílice implicaría menores costos de desarrollo y fabricación. [ cita requerida ] Se propuso nuevamente un TPS de tejas de superaleación de níquel para el prototipo fallido de una sola etapa a órbita (SSTO) X-33 . [48]
Recientemente, se han desarrollado nuevos materiales TPS enfriados por radiación que podrían ser superiores al RCC. Conocidos como Cerámicas de Temperatura Ultra Alta , fueron desarrollados 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 a Mach 7 a nivel del mar, vuelo a Mach 11 a altitudes de 100.000 pies (30.000 m) y mejoras significativas para vehículos diseñados para vuelo hipersónico continuo. Los materiales SHARP TPS permiten bordes de ataque y conos de morro afilados para reducir en gran medida la resistencia para aviones espaciales y cuerpos sustentadores propulsados por ciclo combinado que respiran aire. Los materiales SHARP han exhibido características TPS efectivas desde cero hasta más de 2.000 °C (3.630 °F), con puntos de fusión superiores a 3.500 °C (6.330 °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 en la reirradiación del calor absorbido, eliminando así la necesidad de TPS adicionales detrás y entre los materiales SHARP y la estructura convencional del vehículo. La NASA inicialmente financió (y suspendió) un programa de I+D de varias fases a través de la Universidad de Montana en 2001 para probar los materiales SHARP en vehículos de prueba. [49] [50]
Se han propuesto varios diseños avanzados de naves espaciales reutilizables y aeronaves hipersónicas que emplean escudos térmicos hechos de aleaciones metálicas resistentes a la temperatura que incorporan un refrigerante o combustible criogénico que circula a través de ellos.
Un concepto de TPS de este tipo se propuso para el avión aeroespacial nacional X-30 (NASP) a mediados de los años 80. [ cita requerida ] Se suponía que el NASP sería un avión hipersónico propulsado por estatorreactor , pero fracasó en su desarrollo. [ cita requerida ]
En 2005 y 2012 se lanzaron dos naves no tripuladas con fuselaje elevado y cascos refrigerados activamente como parte del Experimento Alemán de Vuelo de Bordes Afilados (SHEFEX). [ cita requerida ]
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 piel exterior enfriada por transpiración para la nave espacial que reentra. [51] [52] Sin embargo, SpaceX abandonó este enfoque a favor de una versión moderna de placas de escudo térmico más adelante en 2019. [53] [54]
La segunda etapa Stoke Space Nova , anunciada en octubre de 2023 y que aún no ha volado, utiliza un escudo térmico enfriado regenerativamente (mediante hidrógeno líquido). [55]
A principios de los años 1960 se propusieron varios sistemas TPS que utilizaban agua u otro líquido refrigerante rociado en la capa de choque o que pasaba 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 probado en vuelo, pero una tecnología similar (la boquilla de tapón [47] ) sí se sometió a extensas pruebas en tierra.
Si el combustible lo permite, nada impide que un vehículo entre en la atmósfera con un encendido retrógrado del motor, lo que tiene el doble efecto de reducir la velocidad del vehículo mucho más rápido que la resistencia atmosférica por sí sola y de forzar el aire caliente comprimido a alejarse de la carrocería del vehículo. Durante el reingreso, la primera etapa del Falcon 9 de SpaceX realiza un encendido de entrada para desacelerar rápidamente desde su velocidad hipersónica inicial. [ cita requerida ]
En 2004, el diseñador de aeronaves Burt Rutan demostró la viabilidad de un perfil aerodinámico que cambia de forma para el reingreso con el SpaceShipOne suborbital . Las alas de esta nave giran hacia arriba en una configuración de plumas que proporciona un efecto de volante . De esta manera, el SpaceShipOne logra una resistencia aerodinámica mucho mayor al reingresar sin experimentar cargas térmicas significativas.
La configuración aumenta la resistencia, ya que la nave ahora es menos aerodinámica y da como resultado que más partículas de gas atmosférico golpeen la nave espacial a altitudes mayores que de otra manera. Por lo tanto, la aeronave reduce su velocidad más en capas atmosféricas más altas, lo que es la clave para una reentrada eficiente. En segundo lugar, la aeronave se orientará automáticamente en este estado a una actitud de alta resistencia. [56]
Sin embargo, la velocidad alcanzada por SpaceShipOne antes del reingreso es mucho menor que la de una nave espacial en órbita, y los ingenieros, incluido Rutan, reconocen que una técnica de reingreso con plumas no es adecuada para regresar desde la órbita.
El 4 de mayo de 2011, la SpaceShipTwo realizó la primera prueba del mecanismo de emplumado durante un vuelo de planeo después de su lanzamiento desde el White Knight Two. El despliegue prematuro del sistema de emplumado fue responsable del accidente de la VSS Enterprise en 2014 , en el que la aeronave se desintegró y murió el copiloto.
La reentrada emplumada fue descrita por primera vez por Dean Chapman de NACA en 1958. [57] En la sección de su informe sobre la entrada compuesta , Chapman describió una solución al problema utilizando un dispositivo de alta resistencia:
Puede ser conveniente combinar la entrada con elevación y sin elevación para lograr algunas ventajas... Para la maniobrabilidad del aterrizaje, obviamente es ventajoso emplear un vehículo con elevación. Sin embargo, el calor total absorbido por un vehículo con elevación es mucho mayor que el de un vehículo sin elevación... Los vehículos sin elevación se pueden construir más fácilmente... empleando, por ejemplo, un dispositivo de arrastre grande y ligero... 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 un cierto valor... el dispositivo se desecha o se retrae, dejando un vehículo de elevación... para el resto del descenso.
La desaceleración para el reingreso atmosférico, especialmente para misiones de retorno a Marte de alta velocidad, se beneficia de maximizar "el área de arrastre del sistema de entrada. Cuanto mayor sea el diámetro de la cubierta aerodinámica, mayor puede ser la carga útil". [58] Una cubierta aerodinámica inflable proporciona una alternativa para ampliar el área de arrastre con un diseño de baja masa.
Este escudo/freno inflable 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 diseñaron una misión para la órbita terrestre. El demostrador de tecnología de reentrada y descenso inflable (IRDT) fue lanzado en Soyuz-Fregat el 8 de febrero de 2000. El escudo inflable fue diseñado como un cono con dos etapas de inflado. Aunque la segunda etapa del escudo no se infló, el demostrador sobrevivió a la reentrada orbital y fue recuperado. [59] [60] Las misiones posteriores realizadas en el cohete Volna fracasaron debido a un fallo del lanzador. [61]
El 17 de agosto de 2009, la NASA lanzó una nave espacial experimental con escudo térmico inflable, en el primer vuelo de prueba exitoso del Experimento de Vehículo de Reingreso Inflable (IRVE). El escudo térmico había sido envasado al vacío en una cubierta de carga útil de 15 pulgadas (38 cm) de diámetro y lanzado en un cohete sonda Black Brant 9 desde la Instalación de Vuelo Wallops de la NASA en la Isla Wallops, Virginia. "El nitrógeno infló el escudo térmico de 10 pies (3,0 m) de diámetro, hecho de varias capas de tela recubierta de silicona [ Kevlar ], hasta que adquirió forma de hongo en el espacio varios minutos después del despegue". [58] El apogeo del cohete se encontraba 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 124 millas (200 km). La inflación del escudo tomó menos de 90 segundos. [58]
Tras el éxito de los experimentos iniciales del 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 una estructura formada por una pila de tubos circulares inflados cuyo diámetro mayor 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. [62] [63]
En 2012, se probó un HIAD como Experimento 3 de Vehículo de Reingreso Inflable (IRVE-3) utilizando un cohete de sondeo suborbital, y funcionó. [64] : 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.
En noviembre de 2022 se lanzó un vehículo de reentrada inflable de 6 metros (20 pies), Low-Earth Orbit Flight Test of an Inflable Decelerator ( LOFTID ), [65] se infló en órbita, reingresó más rápido que Mach 25 y se recuperó con éxito el 10 de noviembre.
Hay cuatro parámetros críticos que se tienen en cuenta al diseñar un vehículo para la entrada atmosférica: [ cita requerida ]
El flujo de calor máximo y la presión dinámica seleccionan el material del TPS. La carga térmica selecciona el espesor de la pila de material del TPS. La desaceleración máxima es de gran importancia para las misiones tripuladas. El límite superior para el regreso tripulado a la Tierra desde la órbita baja terrestre (LEO) o el regreso lunar es de 10 g . [66] Para la entrada atmosférica marciana después de una larga exposición a la gravedad cero, el límite superior es de 4 g . [66] La presión dinámica máxima también puede influir en la selección del material del TPS más externo si la espalación es un problema. Los parámetros de diseño del vehículo de reentrada pueden evaluarse mediante simulación numérica, incluidas simplificaciones de la dinámica del vehículo, como las ecuaciones de reentrada plana y las correlaciones del flujo de calor. [67]
Partiendo del principio de diseño conservador , el ingeniero normalmente considera dos trayectorias de peor caso , la trayectoria de subimpulso y la trayectoria de sobreimpulso. La trayectoria de sobreimpulso se define normalmente como el ángulo de velocidad de entrada más superficial permitido antes del salto atmosférico . La trayectoria de sobreimpulso tiene la carga térmica más alta y establece el espesor del TPS. La trayectoria de subimpulso se define por la trayectoria más empinada permitida. Para misiones tripuladas, el ángulo de entrada más empinado está limitado por la desaceleración máxima. La trayectoria de subimpulso también tiene el flujo de calor máximo y la presión dinámica más altos. En consecuencia, la trayectoria de subimpulso es la base para seleccionar el material del TPS. No existe un material TPS "universal". Un material TPS que sea ideal para un flujo de calor alto puede ser demasiado conductor (demasiado denso) para una carga térmica de larga duración. Un material TPS de baja densidad puede carecer de la resistencia a la tracción para resistir la espalación si la presión dinámica es demasiado alta. Un material TPS puede funcionar bien para un flujo de calor pico específico, pero fallar catastróficamente para el mismo flujo de calor pico si la presión de la pared aumenta significativamente (esto sucedió con la nave espacial de prueba R-4 de la NASA). [66] Los materiales TPS más antiguos tienden a requerir más mano de obra y son 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 contusión aerodinámica (resistencia máxima) produce una masa TPS mínima. La máxima contusión (coeficiente balístico mínimo) también produce una velocidad terminal mínima a la altitud máxima (muy importante para la EDL de Marte, pero perjudicial para los vehículos de lanzamiento militares). Sin embargo, existe un límite superior para la contusión impuesta por consideraciones de estabilidad aerodinámica basadas en el desprendimiento de la onda 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 las 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 del desprendimiento de la onda de choque, un vehículo de entrada debe llevar significativamente más gas de la capa de choque alrededor del punto de estancamiento del borde de ataque (la tapa subsónica). En consecuencia, el centro aerodinámico se mueve hacia arriba, lo que provoca inestabilidad aerodinámica. Es incorrecto volver a aplicar un diseño de aeroshell pensado para 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 requerida ] [ 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 aterrizadores soviéticos en Marte se basaban en un diseño de aeroshell de medio ángulo de 60°.
Normalmente, se utiliza un cono esférico de medio ángulo de 45° para sondas atmosféricas (no se prevé el aterrizaje en superficie), aunque no se minimice la masa del TPS. La razón de ser de un cono esférico de medio ángulo de 45° es tener estabilidad aerodinámica desde la entrada hasta el impacto (no se desprende el escudo térmico) o un pulso térmico breve y brusco seguido de un desprendimiento rápido del escudo térmico. Se utilizó un diseño de cono esférico de 45° con el impactador DS/2 Mars y las sondas Pioneer Venus .
No todas las reentradas atmosféricas han sido completamente exitosas:
Algunas reentradas han provocado desastres importantes:
De los satélites que vuelven a entrar, aproximadamente entre el 10% y el 40% de la masa del objeto puede alcanzar la superficie de la Tierra. [70] En promedio, aproximadamente un objeto catalogado volvió a entrar por día en 2014. [update][ 71]
Como la superficie de la Tierra está compuesta principalmente de agua, la mayoría de los objetos que sobreviven a la reentrada aterrizan en uno de los océanos del mundo. Se calcula que la probabilidad de que una persona determinada sufra un impacto y resulte herida durante su vida es de aproximadamente 1 en un billón. [72]
El 24 de enero de 1978, el satélite soviético Kosmos 954 (3.800 kilogramos [8.400 libras]) volvió a entrar en la atmósfera y se estrelló cerca del Gran Lago del Esclavo, en los Territorios del Noroeste de Canadá. El satélite funcionaba con energía nuclear y dejó restos radiactivos cerca del lugar del impacto. [73]
El 11 de julio de 1979, la estación espacial estadounidense Skylab (77.100 kilogramos [170.000 lb]) reingresó y esparció escombros por el interior de Australia . [74] La reentrada fue un gran evento mediático en gran parte debido al incidente del Cosmos 954, pero no se consideró tanto un desastre potencial ya que no transportaba combustible nuclear tóxico o hidracina . La NASA originalmente esperaba utilizar una misión del transbordador espacial para extender su vida o permitir una reentrada controlada, pero los retrasos en el programa del transbordador, además de una actividad solar inesperadamente alta, lo hicieron imposible. [75] [76]
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 ciudad de Capitán Bermúdez , Argentina. [77] [47] [78] La estación había sido impulsada a una órbita más alta en agosto de 1986 en un intento de mantenerla en vuelo hasta 1994, pero en un escenario similar al Skylab, el transbordador Buran planeado fue cancelado y la alta actividad solar hizo que descendiera antes de lo esperado.
El 7 de septiembre de 2011, la NASA anunció el inminente reingreso descontrolado del Satélite de Investigación de la Atmósfera Superior (6.540 kilogramos [14.420 lb]) y señaló que existía un pequeño riesgo para el público. [79] El satélite fuera de servicio reingresó a 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. [80]
El 1 de abril de 2018, la estación espacial china Tiangong-1 (8510 kilogramos [18 760 lb]) reingresó sobre el Océano Pacífico, a medio camino entre Australia y Sudamérica. [81] La Oficina de Ingeniería Espacial Tripulada de China tenía la intención de controlar el reingreso, pero perdió la telemetría y el control en marzo de 2017. [82]
El 11 de mayo de 2020, la etapa central del cohete chino Long March 5B ( COSPAR ID 2020-027C), que pesaba aproximadamente 20 000 kilogramos [44 000 lb], realizó una reentrada sin control sobre el océano Atlántico, cerca de la costa de África occidental. [83] [84] Según se informa, pocos fragmentos de restos del cohete sobrevivieron a la reentrada y cayeron sobre al menos dos aldeas en Costa de Marfil . [85] [86]
El 8 de mayo de 2021, la etapa central del cohete chino Long March 5B ( código COSPAR 2021-0035B), que pesaba 23 000 kilogramos [51 000 lb], realizó una reentrada sin control justo al oeste de las Maldivas en el océano Índico (aproximadamente 72,47° de longitud este y 2,65° de latitud norte). [87] Los testigos informaron de restos de cohetes que llegaron hasta la península arábiga. [88]
La Salyut 1 , la primera estación espacial del mundo, fue desorbitada deliberadamente hacia el océano Pacífico en 1971 tras el accidente de la Soyuz 11. Su sucesora, la Salyut 6 , también fue desorbitada de manera controlada.
El 4 de junio de 2000, el Observatorio de Rayos Gamma Compton fue desorbitado deliberadamente después de que uno de sus giroscopios fallara. Los restos que no se quemaron cayeron sin causar daño al Océano Pacífico. El observatorio seguía en funcionamiento, pero la falla de otro giroscopio habría hecho que la desorbitación fuera mucho más difícil y peligrosa. Con cierta controversia, la NASA decidió, en interés de la seguridad pública, que un choque controlado era preferible a dejar que la nave cayera al azar.
En 2001, la estación espacial rusa Mir fue desorbitada deliberadamente y se desintegró de la forma prevista por el centro de mando durante la reentrada atmosférica. La 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) por un misil SM-3 disparado desde el crucero de la Armada estadounidense Lake Erie frente a la costa de Hawái . El satélite estaba inoperativo, ya que no logró alcanzar su órbita prevista cuando fue lanzado en 2006. Debido a su órbita en rápido deterioro, estaba destinado a una reentrada sin control en el plazo de un mes. El Departamento de Defensa de los Estados Unidos expresó su preocupación de que el tanque de combustible de 1000 libras (450 kg) que contenía hidracina altamente tóxica pudiera sobrevivir a la reentrada para 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 antisatélite de los Estados Unidos. [89] China había causado previamente un incidente internacional cuando probó un misil antisatélite en 2007.
The purpose of the Apollo entry maneuver is to dissipate the energy of a spacecraft traveling at high speed through the atmosphere of the earth so that the flight crew, their equipment, and their cargo are returned safely to a preselected location on the surface of the earth. This purpose must be accomplished while stresses on both the spacecraft and the flight crew are maintained within acceptable limits.
SpaceX undertook the design and manufacture of the reentry heat shield; it brought speed and efficiency that allowed the heat shield to be designed, developed, and qualified in less than four years.'
SpaceX's material, called PICA-X, is one-tenth as expensive than the original [NASA PICA material and is better], ... a single PICA-X heat shield could withstand hundreds of returns from low Earth orbit; it can also handle the much higher energy reentries from the Moon or Mars.
