Atmosphärischer Zugang ist die Bewegung Mensch-gemachter oder natürlicher Gegenstände, weil sie in die Atmosphäre eines Himmelskörpers vom Weltraum — im Fall von der Erde von einer Höhe über der Kármán Linie, (100 km) eingehen. Dieser Artikel richtet in erster Linie den Prozess des kontrollierten Wiedereintritts von Fahrzeugen, die beabsichtigt sind, um die planetarische Oberfläche intakt zu erreichen, aber das Thema schließt auch nicht kontrolliert (oder minimal kontrolliert) Fälle, solcher als absichtlich oder ausführlich das Auftreten, zerstörender deorbiting von Satelliten und dem Zurückweichen zum Planeten von "Raumtrödel" wegen des Augenhöhlenzerfalls ein.

Die meisten Gegenstände, die in die Atmosphäre eingehen, werden vom Rest gerade darüber nicht veröffentlicht, aber gehen eher mit Hyperschallgeschwindigkeiten herein, weil sie auf dem Subaugenhöhlen-(z.B Interkontinentalrakete-Wiedereintritt-Fahrzeuge), Augenhöhlen-(z.B Raumfähre), oder unbegrenzt (z.B Meteore) Schussbahnen sind. Deshalb verlangt kontrollierter atmosphärischer Zugang häufig spezielle Methoden, gegen die strenge aerodynamische Heizung zu schützen. Verschiedene fortgeschrittene Technologien sind entwickelt worden, um atmosphärischen Wiedereintritt und Flug an äußersten Geschwindigkeiten zu ermöglichen.

Geschichte

Das Konzept des Ablativhitzeschildes wurde schon in 1920 von Robert Goddard beschrieben: "Im Fall von Meteoren, die in die Atmosphäre mit Geschwindigkeiten nicht weniger als 30 Meilen pro Sekunde eingehen, bleibt das Interieur der Meteore kalt, und die Erosion, ist weit gehend, zum Schnitzel oder Knacken der plötzlich erhitzten Oberfläche erwartet. Deshalb, wenn die Außenoberfläche des Apparats aus Schichten sehr infusible harte Substanz mit Schichten eines armen Hitzeleiters dazwischen bestehen sollte, würde die Oberfläche in keinem beträchtlichen Ausmaß weggefressen, besonders wenn die Geschwindigkeit des Apparats fast nicht so groß sein würde wie dieser des durchschnittlichen Meteors."

Die praktische Entwicklung von Wiedereintritt-Systemen hat als die Reihe und Wiedereintritt-Geschwindigkeit von vergrößerten ballistischen Raketen begonnen. Für frühe Raketen für kurze Strecken, wie der v-2, waren Stabilisierung und aerodynamische Betonung wichtige Probleme (viele V-2s sind während des Wiedereintritts auseinander gebrochen), aber Heizung war nicht ein ernstes Problem. Mittelstreckenraketen wie der sowjetische r-5, mit 1200 erstrecken sich km, erforderliche keramische zerlegbare Hitzeabschirmung auf trennbaren Wiedereintritt-Fahrzeugen (es war für die komplette Rakete-Struktur nicht mehr möglich, Wiedereintritt zu überleben). Die ersten Interkontinentalraketen, mit Reihen 8000 bis 12,000 km, waren nur mit der Entwicklung von modernen Ablativhitzeschildern und Fahrzeugen in der stumpfen Form möglich. In den USA wurde für diese Technologie von H. Julian Allen bei der Forschung von Ames den Weg gebahnt.

Fachsprache, Definitionen und Jargon

Im Laufe der Jahrzehnte seit den 1950er Jahren ist ein reicher technischer Jargon um die Technik von Fahrzeugen gewachsen, die entworfen sind, um in planetarische Atmosphären einzugehen. Es wird empfohlen, dass der Leser das Jargon-Wörterverzeichnis vor dem Weitergehen mit diesem Artikel über den atmosphärischen Wiedereintritt nachprüft.

Stumpfe Körperzugang-Fahrzeuge

Diese vier shadowgraph Images vertreten frühe Konzepte des Wiedereintritt-Fahrzeugs. Ein shadowgraph ist ein Prozess, der sichtbar die Störungen macht, die in einer Flüssigkeitsströmung an der hohen Geschwindigkeit vorkommen, in der Licht, das eine fließende Flüssigkeit durchführt, durch die Dichte-Anstiege in der Flüssigkeit gebrochen wird, die auf helle und dunkle Gebiete auf einem hinter der Flüssigkeit gelegten Schirm hinausläuft.

In den Vereinigten Staaten, H. Julian Allen und A. J. Eggers der Jüngere. des Nationalen Beratungsausschusses für die Luftfahrt (NACA) hat die gegenintuitive Entdeckung 1951 gemacht, dass eine stumpfe Gestalt (hohe Schinderei) das wirksamste Hitzeschild gemacht hat. Von einfachen Technikgrundsätzen haben Allen und Eggers gezeigt, dass die durch ein Zugang-Fahrzeug erfahrene Hitzelast zum Schinderei-Koeffizienten, d. h. je größer die Schinderei, desto weniger die Hitzelast umgekehrt proportional war. Durch das Bilden des stumpfen Wiedereintritt-Fahrzeugs kann Luft nicht aus dem Weg" schnell genug und den Taten als ein Luftkissen "herauskommen, um die Stoß-Welle und geheizte Stoß-Schicht vorwärts (weg vom Fahrzeug) zu stoßen. Da der grösste Teil des heißen Benzins nicht mehr im direkten Kontakt mit dem Fahrzeug ist, würde die Hitzeenergie im erschütterten Benzin bleiben und einfach das Fahrzeug bewegen, um sich später in die Atmosphäre zu zerstreuen.

Die Entdeckung von Allen und Eggers, obwohl am Anfang behandelt, als ein militärisches Geheimnis, wurde schließlich 1958 veröffentlicht.

Zugang-Fahrzeuggestalten

Es gibt mehrere grundlegende im Entwerfen von Zugang-Fahrzeugen verwendete Gestalten:

Bereich oder kugelförmige Abteilung

Die einfachste Axisymmetric-Gestalt ist der Bereich oder die kugelförmige Abteilung. Das kann entweder ein ganzer Bereich oder eine kugelförmige Abteilung forebody mit einem konvergierenden konischen afterbody sein. Die Aerodynamiken eines Bereichs oder kugelförmiger Abteilung sind leicht, analytisch verwendende Newtonische Einfluss-Theorie zu modellieren. Ebenfalls kann der Hitzefluss der kugelförmigen Abteilung mit der Gleichung von Fay-Riddell genau modelliert werden. Die statische Stabilität einer kugelförmigen Abteilung wird gesichert, ob das Zentrum des Fahrzeugs der Masse stromaufwärts vom Zentrum der Krümmung ist (dynamische Stabilität ist problematischer). Reine Bereiche haben kein Heben. Jedoch, durch das Fliegen in einem Winkel des Angriffs, hat eine kugelförmige Abteilung bescheidenes aerodynamisches Heben, das so etwas Quer-Reihe-Fähigkeit zur Verfügung stellt und seinen Zugang-Gang breiter macht. Gegen Ende der 1950er Jahre und Anfang der 1960er Jahre waren Hochleistungscomputer noch nicht verfügbare und rechenbetonte flüssige Dynamik war noch embryonisch. Weil die kugelförmige Abteilung der Analyse der geschlossenen Form zugänglich war, ist diese Geometrie der Verzug für das konservative Design geworden. Folglich haben besetzte Kapseln dieses Zeitalters auf die kugelförmige Abteilung basiert.

Reine kugelförmige Zugang-Fahrzeuge wurden in frühem sowjetischem Vostok und Voskhod und in sowjetischem Mars und Abfallfahrzeugen von Venera verwendet. Das Modul des Befehls/Dienstes von Apollo hat eine kugelförmige Abteilung forebody heatshield mit einem konvergierenden konischen afterbody verwendet. Es ist ein sich hebender Zugang mit einem ordentlichen Hyperschallwinkel des Angriffs von 27 ° geflogen (0 ° ist stumpfes Ende zuerst), einen durchschnittlichen L/D (Verhältnis des Hebens zur Schinderei) 0.368 nachzugeben. Dieser Winkel des Angriffs wurde durch den genauen Versatz des Zentrums des Fahrzeugs der Masse von seiner Achse der Symmetrie erreicht. Andere Beispiele der kugelförmigen Abteilungsgeometrie in besetzten Kapseln sind Soyuz/Zond, Zwillinge und Quecksilber. Sogar diese kleinen Beträge des Hebens erlauben Schussbahnen, die sehr bedeutende Effekten auf die MaximalG-Kraft haben (G-Kraft vom 8-9g für einen rein ballistischen (verlangsamt nur durch die Schinderei) Schussbahn zum 4-5g) reduzierend sowie außerordentlich die Maximalwiedereintritt-Hitze reduzierend.

Bereich-Kegel

Der Bereich-Kegel ist eine kugelförmige Abteilung mit einem frustum oder abgestumpftem beigefügtem Kegel. Die dynamische Stabilität des Bereich-Kegels ist normalerweise besser als diese einer kugelförmigen Abteilung. Mit einem genug kleinen Halbwinkel und richtig gelegtem Zentrum der Masse kann ein Bereich-Kegel aerodynamische Stabilität vom Zugang von Keplerian bis Oberflächeneinfluss zur Verfügung stellen. (Der "Halbwinkel" ist der Winkel zwischen der Achse des Kegels der Rotationssymmetrie und seiner Außenoberfläche, und so Hälfte des durch die Oberflächenränder des Kegels gemachten Winkels.)

Der ursprüngliche amerikanische Bereich-Kegel aeroshell war der Mk-2 RV (Wiedereintritt-Fahrzeug), der 1955 von General Electric Corp. entwickelt wurde, wurde das Design des Mk-2 aus Theorie des stumpfen Körpers abgeleitet und hat ein Strahlungs-abgekühltes Thermalschutzsystem (TPS) verwendet, das auf einem metallischen Hitzeschild gestützt ist (die verschiedenen Typen TPS werden später in diesem Artikel beschrieben). Der Mk-2 hatte bedeutende Defekte als ein Waffenliefersystem, d. h. er hat zu lange in der oberen Atmosphäre wegen seines niedrigeren ballistischen Koeffizienten gebummelt und hat auch einen Strom von verdunstetem Metall geschleppt, das es sehr sichtbar zum Radar macht. Diese Defekte haben das Mk-2 allzu empfindliche gegen Systeme der antiballistischen Rakete (ABM) gemacht. Folglich wurde ein alternativer Bereich-Kegel RV zum Mk-2 von General Electric entwickelt. Dieser neue RV war der Mk-6, der einen nichtmetallischen Ablativ-TPS (Nylonstrümpfe phenolic) verwendet hat. Dieser neue TPS war so wirksam wie ein Wiedereintritt-Hitzeschild, das bedeutsam abgenommen ist, war Stumpfheit möglich. Jedoch war der Mk-6 ein riesiger RV mit einer Zugang-Masse von 3360 Kg, einer Länge von 3.1 Metern und einem Halbwinkel von 12.5 °. Nachfolgende Fortschritte in der Kernwaffe und dem TPS Ablativdesign haben RVs erlaubt, bedeutsam kleiner mit einem weiteren reduzierten Stumpfheitsverhältnis im Vergleich zum Mk-6 zu werden. Seit den 1960er Jahren ist der Bereich-Kegel die bevorzugte Geometrie für die moderne Interkontinentalrakete RVs mit typischen Halbwinkeln geworden, die zwischen 10 ° zu 11 ° sind.

Aufklärungssatellit haben RVs (Wiederherstellungsfahrzeuge) auch eine Gestalt des Bereich-Kegels verwendet und waren das erste amerikanische Beispiel eines Nichtmunitionszugang-Fahrzeugs (Entdecker-I, gestartet am 28. Februar 1959). Der Bereich-Kegel war später für Raumerforschungsmissionen an andere Himmelskörper oder für die Rückkehr von der Lichtung gewöhnt; z.B, Untersuchung von Stardust. Unterschiedlich mit militärischem RVs, dem Vorteil des stumpfen Körpers tiefer ist TPS Masse mit Raumerforschungszugang-Fahrzeugen wie die Untersuchung von Galileo mit einem halben Winkel von 45 ° oder dem Wikinger aeroshell mit einem halben Winkel von 70 ° geblieben. Raumerforschungszugang-Fahrzeuge des Bereich-Kegels sind auf der Oberfläche gelandet oder in die Atmosphären von Mars, Venus, Jupiter und Koloss eingegangen.

Biconic

Der biconic ist ein Bereich-Kegel mit einem zusätzlichen beigefügten frustum. Die biconic Angebote a haben bedeutsam L/D Verhältnis verbessert. Ein biconic, der für Mars aerocapture normalerweise entworfen ist, hat einen L/D von etwa 1.0 im Vergleich zu einem L/D 0.368 für den APOLLO-CM. Der höher L/D lässt sich einen biconic besser angepasst formen, um Leute zu Mars wegen der niedrigeren Maximalverlangsamung zu transportieren. Wohl war der bedeutendste jemals gewehte biconic das Fortgeschrittene Manövrierfähige Wiedereintritt-Fahrzeug (AMaRV). Vier AMaRVs wurden von McDonnell-Douglas Corp. gemacht und haben einen bedeutenden Sprung in der RV Kultiviertheit vertreten. Drei von AMaRVs wurden vom Freiwilligen im amerikanischen Unabhängigkeitskrieg 1 Interkontinentalraketen am 20. Dezember 1979 am 8. Oktober 1980 und am 4. Oktober 1981 gestartet. AMaRV hatte eine Zugang-Masse von etwa 470 Kg, einen Nase-Radius von 2.34 Cm, einen frustum Vorwärtshalbwinkel von 10.4 °, einen inter-frustum Radius von 14.6 Cm, achtern frustum Hälfte des Winkels von 6 ° und einer axialen Länge von 2.079 Metern. Kein genaues Diagramm oder Bild von AMaRV sind jemals in der offenen Literatur erschienen. Jedoch ist eine schematische Skizze eines AMaRV ähnlichen Fahrzeugs zusammen mit Schussbahn-Anschlägen, Haarnadelkurven zeigend, veröffentlicht worden.

Die Einstellung von AMaRV wurde durch einen Spalt-Körperschlag kontrolliert (auch hat einen "Schlag mit dem Spalt windwärts" genannt) zusammen mit zwei auf den Seiten des Fahrzeugs bestiegenen Gieren-Schlägen. Hydraulische Betätigung wurde verwendet, für die Schläge zu kontrollieren. AMaRV wurde durch ein völlig autonomes Navigationssystem geführt, das entworfen ist, um Auffangen der antiballistischen Rakete (ABM) auszuweichen. Der Gleichstrom-X von McDonnell Douglas (auch ein biconic) war im Wesentlichen eine hoch geschraubte Version von AMaRV. AMaRV und der Gleichstrom-X haben auch als die Basis für einen erfolglosen Vorschlag dafür gedient, was schließlich der Lockheed Martin X-33 geworden ist. Unter Raumfahrtingenieuren hat AMaRV legendären Status neben solchen Wundern wie die SR-71 Amsel und der Saturn V Rakete erreicht.

Non-axisymmetric Gestalten

Non-axisymmetric Gestalten sind für besetzte Zugang-Fahrzeuge verwendet worden. Ein Beispiel ist das geflügelte Bahn-Fahrzeug, das einen Delta-Flügel verwendet, um während des Abstiegs viel wie ein herkömmliches Segelflugzeug zu manövrieren. Diese Annäherung ist durch amerikanische Raumfähre und den sowjetischen Buran verwendet worden. Der sich hebende Körper ist eine andere Zugang-Fahrzeuggeometrie und wurde mit der X-23 BLÜTE (Präzisionswiederherstellung Einschließlich des Manövrierenden Zugangs) Fahrzeug verwendet.

Das ERSTE (Herstellung von Aufblasbaren Wiedereintritt-Strukturen für den Test) System war ein Vorschlag von Aerojet für eine aufgeblähte Spiere Flügel von Rogallo, der von Leitungsstoff von Inconel zusammengesetzt ist, der mit Silikon-Gummi und Silikonkarbid-Staub gesättigt ist. ZUERST wurde sowohl in Einzel-als auch in sechs Mann-Versionen vorgeschlagen, hat für die Notflucht und den Wiedereintritt von gestrandeten Raumstationsmannschaften verwendet, und hat auf einem früheren unbemannten Testprogramm basiert, das auf einen teilweise erfolgreichen Wiedereintritt-Flug vom Raum hinausgelaufen ist (die Abschussvorrichtungsraketenspitze-Triebwerksverkleidung hat auf dem Material eingehängt, es zu niedrig und schnell für den TPS schleppend, aber sonst scheint es, dass das Konzept gearbeitet hätte; sogar mit der Triebwerksverkleidung, die es schleppt, ist der Testartikel stabil auf dem Wiedereintritt bis zu Brandwunde - durch geflogen).

Das vorgeschlagene ELCH-System hätte eine ballistische aufblasbare Einzelkapsel als ein Notastronaut-Zugang-Fahrzeug verwendet. Dieses Konzept wurde weiter durch das Projekt von Douglas Paracone getragen. Während diese Konzepte ungewöhnlich waren, war die aufgeblähte Gestalt auf dem Wiedereintritt tatsächlich axisymmetric.

Stoß-Schicht-Gasphysik

Eine ungefähre durch die Hitze verwendete Faustregel beschirmt Entwerfer, um einzuschätzen, dass Maximalstoß-Schicht-Temperatur die Lufttemperatur in kelvins annehmen soll, der Zugang-Geschwindigkeit bei Metern pro Sekunde — ein mathematischer Zufall gleich zu sein. Zum Beispiel würde ein Raumfahrzeug, das in die Atmosphäre an 7.8 km/s eingeht, eine Maximalstoß-Schicht-Temperatur von 7800 K erfahren. Das ist seit den kinetischen Energiezunahmen mit dem Quadrat der Geschwindigkeit unerwartet, und kann nur vorkommen, weil die spezifische Hitze des Benzins außerordentlich mit der Temperatur (verschieden von der fast unveränderlichen spezifischen Hitze zunimmt, die für Festkörper unter gewöhnlichen Bedingungen angenommen ist).

Bei typischen Wiedereintritt-Temperaturen wird die Luft in der Stoß-Schicht sowohl ionisiert und abgesondert. Diese chemische Trennung macht verschiedene physische Modelle nötig, um die thermischen und chemischen Eigenschaften der Schicht des Stoßes zu beschreiben. Es gibt vier grundlegende physische Modelle eines Benzins, die für aeronautische Ingenieure wichtig sind, die Hitzeschilder entwerfen:

Vollkommenes Gasmodell

Fast alle aeronautischen Ingenieure werden das vollkommene (ideale) Gasmodell während ihrer Studentenausbildung unterrichtet. Die meisten wichtigen vollkommenen Gasgleichungen zusammen mit ihren entsprechenden Tischen und Graphen werden im NACA Bericht 1135 gezeigt. Exzerpte aus dem NACA Bericht 1135 erscheinen häufig in den Anhängen von Thermodynamik-Lehrbüchern und sind für die meisten aeronautischen Ingenieure vertraut, die Überschall-Luftfahrzeug entwerfen.

Die vollkommene Gastheorie ist elegant und äußerst nützlich, um Flugzeug zu entwerfen, aber nimmt an, dass das Benzin chemisch träge ist. Von der Einstellung des Flugzeugsdesigns, wie man annehmen kann, ist Luft für Temperaturen weniger als 550 K an einem Atmosphäre-Druck träge. Die vollkommene Gastheorie beginnt, an 550 K zusammenzubrechen, und ist bei Temperaturen nicht verwendbar, die größer sind als 2000 K. Für Temperaturen, die größer sind als 2000 K, muss ein Hitzeschild-Entwerfer ein echtes Gasmodell verwenden.

Echt (Gleichgewicht) Gasmodell

Ein hinstürzender Zugang-Fahrzeugmoment kann bedeutsam unter Einfluss Wiederalge-Effekten sein. Sowohl der APOLLO-CM als auch Raumfähre wurden mit falschen hinstürzenden durch das ungenaue Wiederalge-Modellieren bestimmten Momenten entworfen. Der Winkel des ordentlichen Winkels des Apollo-Cm des Angriffs war höher als ursprünglich geschätzt, auf einen schmaleren Mondrückzugang-Gang hinauslaufend. Das wirkliche aerodynamische Zentrum Columbias war stromaufwärts vom berechneten Wert wegen Wiederalge-Effekten. Auf Columbias Jungfrau-Flug (STS-1) hatten Astronauten John W. Young und Robert Crippen einige besorgte Momente während des Wiedereintritts, als es Sorge darüber gab, über das Fahrzeug Kontrolle zu verlieren.

Ein Gleichgewicht-Wiederalge-Modell nimmt an, dass ein Benzin chemisch reaktiv ist, sondern auch annimmt, dass alle chemischen Reaktionen Zeit gehabt haben, um zu vollenden, und alle Bestandteile des Benzins dieselbe Temperatur haben (das wird thermodynamisches Gleichgewicht genannt). Wenn Luft durch eine Stoß-Welle bearbeitet wird, wird sie durch die Kompression überhitzt und trennt sich chemisch durch viele verschiedene Reaktionen ab (Die direkte Reibung auf den Wiedereintritt-Gegenstand ist nicht die Hauptursache der Heizung der Stoß-Schicht. Es wird hauptsächlich von der Isentropic-Heizung der Luftmoleküle innerhalb der Kompressionswelle verursacht. Reibung hat Wärmegewicht-Zunahmen der Moleküle innerhalb der Welle gestützt auch sind für etwas Heizung verantwortlich.) . Die Entfernung von der Stoß-Welle bis den Stagnationspunkt auf dem Zugang-Fahrzeugblei wird genannt Stoß-Welle halten Abstand. Eine ungefähre Faustregel für die Stoß-Welle-Entfernung des toten Punkts ist 0.14mal der Nase-Radius. Man kann die Zeit des Reisens für ein Gasmolekül von der Stoß-Welle bis den Stagnationspunkt schätzen, indem man eine freie Strom-Geschwindigkeit von 7.8 km/s und einen Nase-Radius von 1 Meter annimmt, d. h. die Zeit des Reisens ist ungefähr 18 Mikrosekunden. Das ist grob die für mit dem Stoß Welle-eingeführte chemische Trennung erforderliche Zeit, sich chemischem Gleichgewicht in einer Stoß-Schicht für einen 7.8 km/s Zugang in Luft während des Maximalhitzeflusses zu nähern. Folglich, weil sich Luft dem Zugang-Fahrzeugstagnationspunkt nähert, erreicht die Luft effektiv chemisches Gleichgewicht, das so ein Gleichgewicht-Modell ermöglicht, verwendbar zu sein. Für diesen Fall reagiert der grösste Teil der Stoß-Schicht zwischen der Stoß-Welle und dem Blei eines Zugang-Fahrzeugs chemisch und nicht in einem Staat des Gleichgewichts. Der von äußerster Wichtigkeit zum Modellieren des Hitzeflusses ist, schuldet seine Gültigkeit zum Stagnationspunkt, der im chemischen Gleichgewicht ist. Die für das Stoß-Schicht-Benzin erforderliche Zeit, Gleichgewicht zu erreichen, ist auf den Stoß-Schicht-Druck stark abhängig. Zum Beispiel, im Fall vom Zugang von Galileo Probe in die Atmosphäre von Jupiter, war die Stoß-Schicht größtenteils im Gleichgewicht während des Maximalhitzeflusses wegen des sehr hohen Drucks erfahren (das ist gegeben die freie Strom-Geschwindigkeit gegenintuitiv war 39 km/s während des Maximalhitzeflusses).

Die Bestimmung des thermodynamischen Staates des Stagnationspunkts ist unter einem Gleichgewicht-Gasmodell schwieriger als ein vollkommenes Gasmodell. Unter einem vollkommenen Gasmodell, wie man annimmt, ist das Verhältnis der spezifischen Hitze (auch genannt "isentropic Hochzahl", adiabatischer Index, "Gamma" oder "kappa") zusammen mit der Gaskonstante unveränderlich. Für ein echtes Benzin kann das Verhältnis der spezifischen Hitze als eine Funktion der Temperatur wild schwingen. Unter einem vollkommenen Gasmodell gibt es einen eleganten Satz von Gleichungen, um zu beschließen, dass der thermodynamische Staat entlang einer unveränderlichen Wärmegewicht-Strom-Linie die isentropic Kette genannt hat. Für ein echtes Benzin ist die isentropic Kette unbrauchbar, und ein Diagramm von Mollier würde stattdessen für die manuelle Berechnung verwendet. Jedoch wird die grafische Lösung mit einem Diagramm von Mollier jetzt veraltet mit modernen Hitzeschild-Entwerfern betrachtet, die auf einer Digitalnachschlagetabelle gestützte Computerprogramme verwenden (eine andere Form des Diagramms von Mollier), oder eine Chemie hat Thermodynamik-Programm gestützt. Die chemische Zusammensetzung eines Benzins im Gleichgewicht mit dem festen Druck und der Temperatur kann durch den Gibbs freie Energiemethode bestimmt werden. Gibbs freie Energie ist einfach der ganze enthalpy des Benzins minus seine Gesamtwärmegewicht-Zeittemperatur. Ein chemisches Gleichgewicht-Programm verlangt normalerweise chemische Formeln oder Reaktionsrate-Gleichungen nicht. Die Programm-Arbeiten durch die Bewahrung des ursprünglichen elementaren Überflusses, der für das Benzin und das Verändern der verschiedenen molekularen Kombinationen der Elemente durch die numerische Wiederholung bis zum niedrigstmöglichen Gibbs angegeben ist, freie Energie wird berechnet (ist eine Methode des Newtons-Raphson das übliche numerische Schema). Die Datenbasis für einen Gibbs freies Energieprogramm kommt aus spektroskopischen im Definieren von Teilungsfunktionen verwendeten Daten. Unter den besten Gleichgewicht-Codes in der Existenz ist das Programm Chemisches Gleichgewicht mit Anwendungen (CEA), der von Bonnie J. McBride und Sanford Gordon an NASA Lewis (jetzt umbenannte "NASA Forschungszentrum von Glenn") geschrieben wurde. Andere Namen für CEA sind der "Code von Gordon und McBride" und der "Code von Lewis". CEA ist bis zu 10,000 K für planetarisches atmosphärisches Benzin ziemlich genau, aber außer 20,000 K unbrauchbar (doppelte Ionisation wird nicht modelliert). CEA kann vom Internet zusammen mit der vollen Dokumentation heruntergeladen werden und wird auf Linux unter dem G77 Fortran Bearbeiter kompilieren.

Echt (Nichtgleichgewicht) Gasmodell

Ein Nichtgleichgewicht ist echtes Gasmodell das genaueste Modell einer Gasphysik einer Schicht des Stoßes, aber ist schwieriger zu lösen als ein Gleichgewicht-Modell. Das einfachste Nichtgleichgewicht-Modell ist das Lighthill-Ehrenbürger-Modell. Das Lighthill-Ehrenbürger-Modell nimmt am Anfang ein Benzin an, das aus einer einzelnen diatomic Art zusammengesetzt ist, die gegen nur eine chemische Formel und seine Rückseite empfindlich ist; z.B, N  N + N und N + N  N (Trennung und Wiederkombination). Wegen seiner Einfachheit ist das Lighthill-Ehrenbürger-Modell ein nützliches pädagogisches Werkzeug, aber ist leider zu einfach, um Nichtgleichgewicht-Luft zu modellieren. Wie man normalerweise annimmt, hat Luft eine Maulwurf-Bruchteil-Zusammensetzung von 0.7812 molekularem Stickstoff, 0.2095 molekularem Sauerstoff und 0.0093 Argon. Das einfachste echte Gasmodell für Luft ist das fünf Art-Modell, das auf N, O, Nein, N und O basiert. Das fünf Art-Modell nimmt keine Ionisation an und ignoriert Spur-Arten wie Kohlendioxyd.

er einen Gibbs freies Energiegleichgewicht-Programm führt, ist der wiederholende Prozess von der ursprünglich angegebenen molekularen Zusammensetzung bis die berechnete Endgleichgewicht-Zusammensetzung im Wesentlichen zufällig und nicht genaue Zeit. Mit einem Nichtgleichgewicht-Programm ist der Berechnungsprozess Zeit genau und folgt einem Lösungspfad, der durch den chemischen und die Reaktionsrate-Formeln diktiert ist. Das fünf Art-Modell hat 17 chemische Formeln (34, wenn es Rückformeln aufzählt). Das Lighthill-Ehrenbürger-Modell basiert auf eine einzelne gewöhnliche Differenzialgleichung und eine algebraische Gleichung. Das fünf Art-Modell basiert auf 5 gewöhnliche Differenzialgleichungen und 17 algebraische Gleichungen. Weil die 5 gewöhnlichen Differenzialgleichungen lose verbunden werden, ist das System numerisch "steif" und schwierig zu lösen. Das fünf Art-Modell ist nur für den Zugang aus der niedrigen Erdbahn verwendbar, wo Zugang-Geschwindigkeit etwa 7.8 km/s ist. Für den Mondrückzugang von 11 km/s enthält die Stoß-Schicht einen bedeutenden Betrag des ionisierten Stickstoffs und Sauerstoffes. Das fünf Art-Modell ist nicht mehr genau, und ein zwölf Art-Modell muss stattdessen verwendet werden. Hohe Geschwindigkeit Zugang von Mars, der mit einem Kohlendioxyd, Stickstoff und Argon-Atmosphäre verbunden ist, ist das noch kompliziertere Verlangen eines 19 Art-Modells.

Ein wichtiger Aspekt des Modellierens des Nichtgleichgewichts echte Gaseffekten ist Strahlungshitzefluss. Wenn ein Fahrzeug in eine Atmosphäre mit der sehr hohen Geschwindigkeit (Hyperbelschussbahn, Mondrückkehr) eingeht und einen großen Nase-Radius dann hat, kann Strahlungshitzefluss TPS-Heizung beherrschen. Der Strahlungshitzefluss während des Zugangs in eine Luft oder Kohlendioxyd-Atmosphäre kommt normalerweise aus unsymmetrischen diatomic Molekülen; z.B, cyanogen (CN), Kohlenmonoxid, Stickstoffoxyd (NO), einzelner ionisierter molekularer Stickstoff, und so weiter. Diese Moleküle werden durch die Stoß-Welle gebildet, die umgebendes atmosphärisches Benzin absondert, das von der Wiederkombination innerhalb der Stoß-Schicht in neue molekulare Arten gefolgt ist. Die kürzlich gebildeten diatomic Moleküle haben am Anfang eine sehr hohe Schwingtemperatur, die effizient die Schwingenergie in die Strahlungsenergie umgestaltet; d. h., Strahlungshitzefluss. Der ganze Prozess findet in weniger als einer Millisekunde statt, die das Modellieren einer Herausforderung macht. Das experimentelle Maß des Strahlungshitzeflusses (normalerweise getan mit Stoß-Tuben) zusammen mit der theoretischen Berechnung durch die unsichere Gleichung von Schrödinger ist unter den esoterischeren Aspekten der Raumfahrttechnik. Der grösste Teil der mit dem Verstehen des Strahlungshitzeflusses verbundenen Raumfahrtforschungsarbeit wurde in den 1960er Jahren getan, aber hat größtenteils nach dem Beschluss des Programms von Apollo aufgehört. Wie man gerade genug verstand, hat der Strahlungshitzefluss in Luft den Erfolg von Apollo gesichert. Jedoch wird der Strahlungshitzefluss im Kohlendioxyd (Zugang von Mars) noch kaum verstanden und wird Hauptforschung verlangen.

Eingefrorenes Gasmodell

Das eingefrorene Gasmodell beschreibt einen speziellen Fall eines Benzins, das nicht im Gleichgewicht ist. Der Name "eingefrorenes Benzin" kann irreführend sein. Ein eingefrorenes Benzin wird wie Eis nicht "eingefroren" wird Wasser eingefroren. Eher wird ein eingefrorenes Benzin rechtzeitig "eingefroren" (wie man annimmt, haben alle chemischen Reaktionen angehalten). Chemische Reaktionen werden normalerweise durch Kollisionen zwischen Molekülen gesteuert. Wenn Gasdruck solch langsam reduziert wird, dass chemische Reaktionen dann weitergehen können, kann das Benzin im Gleichgewicht bleiben. Jedoch ist es für den Gasdruck möglich, so plötzlich reduziert zu werden, dass fast alle chemischen Reaktionen anhalten. Für diese Situation wird das Benzin eingefroren betrachtet.

Die Unterscheidung zwischen dem Gleichgewicht und eingefroren ist wichtig, weil es für ein Benzin wie Luft möglich ist, bedeutsam verschiedene Eigenschaften (Geschwindigkeit des Tons, Viskosität, und so weiter) für denselben thermodynamischen Staat zu haben; z.B, Druck und Temperatur. Eingefrorenes Benzin kann ein bedeutendes Problem im Kielwasser hinter einem Zugang-Fahrzeug sein. Während des Wiedereintritts wird freie Strom-Luft zur hohen Temperatur und dem Druck durch die Zugang-Fahrzeugstoß-Welle zusammengepresst. Die Nichtgleichgewicht-Luft in der Stoß-Schicht wird dann vorbei an der Hauptseite des Fahrzeugs des Zugangs in ein Gebiet des schnell dehnbaren Flusses transportiert, der das Einfrieren verursacht. Die eingefrorene Luft kann dann in einen schleifenden Wirbelwind hinter dem Zugang-Fahrzeug verladen werden. Richtig ist das Modellieren des Flusses im Gefolge eines Zugang-Fahrzeugs sehr schwierig. Die Heizung des Thermalschutzschildes (TPS) im afterbody des Fahrzeugs ist gewöhnlich nicht sehr hoch, aber die Geometrie und der Wankelmut des Kielwassers des Fahrzeugs können Aerodynamik bedeutsam beeinflussen (Moment aufstellend), und besonders dynamische Stabilität.

Thermalschutzsysteme

Ablativ

Die Ablativhitze beschirmt Funktionen durch das Heben des heißen Stoß-Schicht-Benzins weg von der Außenwand des Schildes der Hitze (eine kühlere Grenzschicht schaffend), durch den Schlag der Versorgung des besten Schutzes gegen den hohen Hitzefluss. Der gesamte Prozess, den durch die Außenwand des Schildes der Hitze erfahrenen Hitzefluss zu reduzieren, wird Verstopfung genannt. Ablation veranlasst die TPS Schicht, zu verkohlen, und erhaben durch den Prozess von pyrolysis zu schmelzen. Das durch pyrolysis erzeugte Benzin ist, was Schlag steuert und Verstopfung von convective und katalytischem Hitzefluss verursacht. Pyrolysis kann in Realtime mit der thermogravimetrischen Analyse gemessen werden, so dass die Ablativleistung bewertet werden kann. Ablation kann auch Verstopfung gegen den Strahlungshitzefluss durch das Einführen von Kohlenstoff in die Stoß-Schicht zur Verfügung stellen, die es so optisch undurchsichtig macht. Strahlungshitzefluss-Verstopfung war der primäre Thermalschutzmechanismus der Untersuchung von Galileo TPS Material (Kohlenstoff phenolic). Kohlenstoff phenolic wurde als ein Rakete-Schnauze-Hals-Material (verwendet in Raumfähre Feste Rakete-Boosterrakete) und für Wiedereintritt-Fahrzeugnase-Tipps ursprünglich entwickelt. Thermalschutz kann auch in einigen TPS Materialien durch das Verkoken erhöht werden.

Die frühe Forschung über die ablation Technologie in den USA wurde am Forschungszentrum von Ames der NASA in den Mittelpunkt gestellt, das am Moffett Feld, Kalifornien gelegen ist. Forschungszentrum von Ames war ideal, seitdem es zahlreiche Windkanäle hatte, die dazu fähig sind, unterschiedliche Windgeschwindigkeiten zu erzeugen. Anfängliche Experimente haben normalerweise ein Modell des innerhalb eines Hyperschallwindkanals zu analysierenden Ablativmaterials bestiegen.

Das Thermalleitvermögen eines TPS Materials ist zur Dichte des Materials proportional. Kohlenstoff phenolic ist ein sehr wirksames Ablativmaterial, sondern auch hat hohe Speicherdichte, die unerwünscht ist. Wenn der durch ein Zugang-Fahrzeug erfahrene Hitzefluss ungenügend ist, um pyrolysis dann zu verursachen, konnte das Leitvermögen des TPS Materials Hitzefluss-Leitung in den TPS bondline Material erlauben, das so zu TPS Misserfolg führt. Folglich für Zugang-Schussbahnen, die tiefer verursachen, heizen Fluss, Kohlenstoff phenolic ist manchmal unpassende und niedrigere Dichte TPS Materialien wie die folgenden Beispiele können bessere Designwahlen sein:

SLA-561V

"SLA" in SLA-561V tritt "Für super Leichtes Gewicht Ablator" ein. SLA-561V ist ein Eigentumsablativ, der von Lockheed Martin gemacht ist, der als das primäre TPS Material auf allen 70 Grad-Zugang-Fahrzeugen des Bereich-Kegels verwendet worden ist, die von NASA an Mars gesandt sind. SLA-561V beginnt bedeutenden ablation an einem Hitzefluss von etwa 110 W/cm ², aber wird für Hitzeflüsse scheitern, die größer sind als 300 W/cm ². Mars Science Laboratory (MSL) aeroshell TPS wird zurzeit entworfen, um einem Maximalhitzefluss von 234 W/cm ² zu widerstehen. Der Maximalhitzefluss, der vom Wikinger 1 aeroshell erfahren ist, der auf Mars gelandet ist, war 21 W/cm ². Für den Wikinger 1 hat der TPS als ein verkohlter Thermalisolator gehandelt und hat nie bedeutenden ablation erfahren. Wikinger 1 war der erste Mars lander und hat auf einem sehr konservativen Design gestützt. Der Wikinger aeroshell hatte ein Grunddiameter von 3.54 Metern (das größte, das noch auf Mars verwendet ist). SLA-561V wird durch die Verpackung des Ablativmaterials in einen Waffelkern angewandt, der zur Struktur des aeroshell vorverpfändet wird, die so Aufbau eines großen Hitzeschildes ermöglicht.

PICA

Phenolic Impregnated Carbon Ablator (PICA) wurde von NASA Forschungszentrum von Ames in den 1990er Jahren entwickelt und war das primäre TPS Material für Stardust aeroshell. Die Stardust Beispielrückkehr-Kapsel war der schnellste künstliche Gegenstand jemals, um in die Atmosphäre der Erde wiedereinzugehen (12.4 km/s oder 28,000 Meilen pro Stunde an 135 km Höhe) Das war schneller als die Missionskapseln von Apollo und um 70 % schneller als Pendelbus. PICA war für die Lebensfähigkeit der Mission von Stardust kritisch, die zur Erde 2006 zurückgekehrt ist. Ein PICA-Hitzeschild wird auch für den Wissenschaftslaborzugang von Mars in die Marsatmosphäre verwendet.

PICA ist ein modernes TPS Material und ist im Vorteil der niedrigen Dichte (viel leichter als Kohlenstoff phenolic) verbunden mit der effizienten Ablativfähigkeit am hohen Hitzefluss. Das Hitzeschild von Stardust (0.81-M-Grunddiameter) wurde von einem einzelnen monolithischen Stück verfertigt, das nach Größen geordnet ist, um einer nominellen Maximalheizungsrate von 1200 W/cm zu widerstehen. PICA ist eine gute Wahl für Ablativanwendungen wie Bedingungen der hohen Maximalheizung, die auf Beispielrückkehr-Missionen oder Mondrückkehr-Missionen gefunden sind. Das Thermalleitvermögen der PICA ist niedriger als andere Ablativmaterialien des hohen Hitzeflusses, wie herkömmlicher Kohlenstoff phenolics.

PICA-X

Ein verbesserter und leichteres, um Version genannt die PICA-X zu verfertigen, wurden von SpaceX in 2006-2010 für die Drache-Raumkapsel entwickelt

Eine PICA-X heatshield ist seit "Hunderten von Zeiten für den Erdbahn-Wiedereintritt mit nur der geringen Degradierung jedes Mal potenziell wiederverwendbar."

Der erste rentry Test einer PICA-X heatshield war auf dem Drachen C1 Mission am 8. Dezember 2010.

Das Hitzeschild der PICA-X wurde entworfen, entwickelt und völlig von einer kleinen Mannschaft von nur einem Dutzend Ingenieuren und Technikern in weniger als vier Jahren qualifiziert.

PICA-X ist zehnmal weniger teuer, um zu verfertigen, als die PICA-Hitze von NASA Material beschirmt.

SIRCA

Silicone Impregnated Reusable Ceramic Ablator (SIRCA) wurde auch an NASA Forschungszentrum von Ames entwickelt und wurde auf Backshell Interface Plate (BIP) des Bahnbrechers von Mars und Mars Exploration Rover (MER) aeroshells verwendet. Der BIP war an den Verhaftungspunkten zwischen dem backshell des aeroshell (auch hat den "afterbody" genannt, oder "bedecken achtern"), und der Vergnügungsreise-Ring (hat auch die "Vergnügungsreise-Bühne" genannt). SIRCA war auch das primäre TPS Material für den erfolglosen Tiefen Raum 2 (DS/2) Mars impactor Untersuchungen mit ihrem 0.35-M-Grunddiameter aeroshells. SIRCA ist ein monolithischer, insulative Material, das Thermalschutz durch ablation zur Verfügung stellen kann. Es ist das einzige TPS Material, das zu kundenspezifischen Gestalten maschinell hergestellt und dann direkt auf das Raumfahrzeug angewandt werden kann. Es gibt keine Postverarbeitung, das Hitzebehandeln oder die zusätzlichen Überzüge erforderlich (verschieden von aktuellen Raumfähre-Ziegeln). Da SIRCA zu genauen Gestalten maschinell hergestellt werden kann, kann er als Ziegel, Spitzenabteilungen, volle Nase-Kappen, oder in jeder Zahl von kundenspezifischen Gestalten oder Größen angewandt werden., SIRCA war in Backshell-Schnittstelle-Anwendungen, aber noch nicht als ein forebody TPS Material demonstriert worden.

AVCOAT

AVCOAT ist ein von der NASA angegebenes Ablativhitzeschild, ein glasgefülltes System des Epoxydharzes-novolac.

NASA hat es ursprünglich für die Kapsel von Apollo verwendet und hat dann das Material für seine folgende Generation außer der niedrigen Erdbahn Orion Raumfahrzeug verwertet.. Der auf Orion zu verwendende Avcoat war wiederformuliert worden, um Umweltgesetzgebung zu entsprechen, die seit dem Ende von Apollo passiert worden ist.

Thermaleinweichen

Thermaleinweichen ist ein Teil fast aller TPS Schemas. Zum Beispiel verliert ein Ablativhitzeschild den grössten Teil seiner Thermalschutzwirksamkeit, wenn die Außenwandtemperatur unter dem für pyrolysis notwendigen Minimum fällt. Von dieser Zeit bis zum Ende des Hitzepulses, der Hitze von der Stoß-Schicht convects in die Außenwand des Schildes der Hitze und würde schließlich zur Nutzlast führen. Dieses Ergebnis wird durch das Ausstoßen des Hitzeschildes (mit seinem Hitzeeinweichen) vor dem Hitzeleiten zur inneren Wand verhindert.

Die TPS Ziegel der typischen Raumfähre (LI-900) haben bemerkenswerte Thermalschutzeigenschaften, aber sind relativ spröde und brechen leicht, und können Flugregen nicht überleben. Ein LI-900 Ziegel, der zu einer Temperatur von 1000 K auf einer Seite ausgestellt ist, wird bloß warm zur Berührung auf der anderen Seite bleiben.

Passiv abgekühlt

In einer frühen ballistischen Rakete RVs, z.B, der Mk-2 und das Subaugenhöhlenquecksilberraumfahrzeug, wurden Strahlungs-abgekühlte TPS verwendet, um Hitzefluss während des Hitzepulses und dann nach dem Hitzepuls am Anfang zu absorbieren, auszustrahlen, und convect die versorgte Hitze zurück in die Atmosphäre. Jedoch hat die frühere Version dieser Technik eine beträchtliche Menge von metallenem TPS (z.B, Titan, Beryllium, Kupfer, und so weiter) verlangt. Moderne Entwerfer ziehen es vor, diese zusätzliche Masse zu vermeiden, indem sie Ablativ- und Thermaleinweichen TPS stattdessen verwenden.

Strahlungs-abgekühlter TPS kann noch auf modernen Zugang-Fahrzeugen gefunden werden, aber Verstärkter Kohlenstoff-Kohlenstoff (hat auch RCC oder Kohlenstoff-Kohlenstoff genannt), wird normalerweise statt Metalls verwendet. RCC ist das TPS Material auf der Raketenspitze und dem Blei der Flügel von Raumfähre. RCC wurde auch als das Spitzenmaterial für den X-33 vorgeschlagen. Kohlenstoff ist das widerspenstigste Material, das mit einer Atmosphäre-Sublimierungstemperatur von 3825 °C für den Grafit bekannt ist. Diese hohe Temperatur hat Kohlenstoff eine offensichtliche Wahl als ein Strahlungs-TPS abgekühltes Material gemacht. Nachteile von RCC sind, dass es zurzeit sehr teuer ist zu verfertigen und an Einfluss-Widerstand Mangel hat.

Ein Hoch-Geschwindigkeitsflugzeug, wie SR-71 Blackbird und Concorde, musste sich mit Heizung ähnlich dem befassen, das durch das Raumfahrzeug an der viel niedrigeren Intensität, aber seit Stunden auf einmal erfahren ist. Studien der Titan-Haut des SR-71 haben offenbart, dass die Metallstruktur zu seiner ursprünglichen Kraft durch das Ausglühen wegen der aerodynamischen Heizung wieder hergestellt wurde. Im Fall von Concorde wurde die Aluminiumnase erlaubt, eine maximale Betriebstemperatur von 127 °C (normalerweise 180 °C wärmere zu erreichen, als die umgebende Subnullluft); die metallurgischen Implikationen (Wutanfall), der mit einer höheren Maximaltemperatur vereinigt würde, waren der bedeutendste Faktor, der die Spitzengeschwindigkeit des Flugzeuges bestimmt.

Ein Strahlungs-abgekühlter TPS für ein Zugang-Fahrzeug wird häufig einen "heißen metallenen TPS" genannt. Frühe TPS Designs für Raumfähre haben nach einem heißen metallenen TPS verlangt, der auf der Nickel-Superlegierung (René 41) und Titan-Schindeln gestützt ist. früherer Pendelbus TPS Konzept wurde zurückgewiesen, weil ihm ein Kieselerde-Ziegel geglaubt wurde, hat angebotene weniger teure Entwicklung von TPS und Produktionskosten gestützt. Eine Nickel-Superlegierungsschindel TPS wurde wieder für den erfolglosen X-33 Prototyp des Einstufig, Um Zu umkreisen (SSTO) vorgeschlagen.

Kürzlich, neuer ist Strahlungs-kühl geworden TPS Materialien sind entwickelt worden, der als RCC höher sein konnte. Verwiesen auf durch ihr Prototyp-Fahrzeug "SCHARF" (Aerothermodynamic Schlanke Hypergeschwindigkeitsforschungsuntersuchung) haben diese TPS Materialien auf Substanzen wie Zirkonium diboride und Hafnium diboride basiert. SCHARFE TPS haben Leistungsverbesserungen angedeutet, anhaltendes Mach 7 Flug auf Meereshöhe, Mach 11 Flug an Höhen und bedeutenden Verbesserungen für für den dauernden Hyperschallflug entworfene Fahrzeuge berücksichtigend. SCHARFE TPS Materialien ermöglichen scharfes Blei, und Raketenspitzen, um Schinderei für Luft außerordentlich zu reduzieren, verbundenen Zyklus atmend, haben Raumflugzeuge angetrieben und Körper hebend. SCHARFE Materialien haben wirksame TPS Eigenschaften von der Null bis mehr als 2000 °C, mit Schmelzpunkten mehr als 3500 °C ausgestellt. Sie sind strukturell stärker als RCC so das nicht Verlangen der Strukturverstärkung mit Materialien wie Inconel. SCHARFE Materialien sind beim Wiederausstrahlen der absorbierten Hitze äußerst effizient, die so das Bedürfnis nach zusätzlichem TPS hinten und zwischen SCHARFEN Materialien und herkömmlicher Fahrzeugstruktur beseitigt. NASA hat am Anfang finanziell unterstützt (und hat aufgehört) ein mehrphasiger R&D Programm durch die Universität Montanas 2001, um SCHARFE Materialien auf Testfahrzeugen zu prüfen.

Aktiv abgekühlt

Verschiedenes fortgeschrittenes Mehrwegraumfahrzeug und Hyperschallflugzeugsdesigns sind vorgeschlagen worden, um Hitzeschilder zu verwenden, die von temperaturwiderstandsfähigen Metalllegierungen gemacht sind, die einen kühlenden oder kälteerzeugenden Brennstoff vereinigt haben, der durch sie zirkuliert. Solch ein TPS Konzept wurde für das X-30 Nationale Raumfahrtflugzeug (NASP) vorgeschlagen. Der NASP hat ein Scramjet gewesen sein sollen hat Hyperschallflugzeug angetrieben, aber hat in der Entwicklung gescheitert.

Am Anfang der 1960er Jahre wurden verschiedene TPS Systeme vorgeschlagen, um Wasser oder anderes Kühlmittel zu verwenden, das in die Stoß-Schicht oder durchgeführte Kanäle im Hitzeschild zerstäubt ist. Vorteile haben die Möglichkeit von mehr Ganzmetalldesigns eingeschlossen, die preiswerter sein würden, um sich, rauer, und das Beseitigen des Bedürfnisses nach der klassifizierten Technologie zu entwickeln. Der Nachteil ist vergrößertes Gewicht und Kompliziertheit und niedrigere Zuverlässigkeit. Das Konzept ist nie geweht worden, aber eine ähnliche Technologie (die Stecker-Schnauze) hat wirklich umfassende Boden-Prüfung erlebt.

Gefiederter Wiedereintritt

2004 hat Flugzeugsentwerfer Burt Rutan die Durchführbarkeit einer Gestalt ändernden Tragfläche für den Wiedereintritt mit SubaugenhöhlenspaceShipOne demonstriert. Die Flügel auf diesem Handwerk lassen 90 Grade aufwärts in die Feder-Konfiguration rotieren, die eine Federball-Wirkung zur Verfügung stellt. So erreicht SpaceShipOne wirklich viel mehr aerodynamische Schinderei auf dem Wiedereintritt, während er bedeutende Thermallasten nicht erfährt.

Die Konfigurationszunahme-Schinderei, weil das Handwerk jetzt weniger rationalisiert wird und auf mehr atmosphärische Gaspartikeln hinausläuft, die das Raumfahrzeug an höheren Höhen schlagen als sonst. Das Flugzeug verlangsamt sich so mehr in höheren atmosphärischen Schichten, der der wirkliche Schlüssel zum effizienten Wiedereintritt ist. Zweitens wird das Flugzeug sich in diesem Staat zu einer hohen Schinderei-Einstellung automatisch orientieren.

Jedoch ist die Geschwindigkeit, die von SpaceShipOne vor dem Wiedereintritt erreicht ist, viel niedriger als dieses eines Augenhöhlenraumfahrzeugs, und Ingenieure, einschließlich Rutan, erkennen an, dass eine gefiederte Wiedereintritt-Technik für die Rückkehr aus der Bahn nicht passend ist.

Am 4. Mai 2011 wurde der erste Test auf SpaceShipTwo des mit Federn versehenden Mechanismus während eines glideflight nach der Ausgabe gemacht

vom weißen Ritter zwei.

Der gefiederte Wiedereintritt wurde zuerst von Dean Chapman von NACA 1958 beschrieben. In der Abteilung seines Berichts über den Zerlegbaren Zugang hat Chapman eine Lösung des Problems mit einem Gerät der hohen Schinderei beschrieben:

Aufblasbarer Hitzeschild-Wiedereintritt

Verlangsamung für den atmosphärischen Wiedereintritt, besonders für Hoch-Gangmissionen der Rückkehr des Mars, Vorteil der Maximierung "des Schinderei-Gebiets des Zugang-Systems. Je größer das Diameter des aeroshell, desto größer die Nutzlast sein kann." Ein aufblasbarer aeroshell stellt eine Alternative zur Verfügung, für das Schinderei-Gebiet mit einem Design der niedrigen Masse zu vergrößern.

Solcher aufblasbarer shield/aerobrake wurde für den penetrators des Mars 96 Mission entworfen. Seitdem die Mission erwartet gescheitert hat, hat die Abschussvorrichtungsfunktionsstörung, der NPO Lavochkin und DASA/ESA eine Mission für die Erdbahn entworfen. Die Aufblasbare Wiedereintritt- und Abfalltechnologie (IRDT) Demonstrant ist auf Soyuz-Fregat am 8. Februar 2000 losgefahren. Das aufblasbare Schild wurde als ein Kegel mit zwei Stufen der Inflation entworfen. Obwohl die zweite Bühne des Schildes gescheitert hat aufzublasen, hat der Demonstrant den Augenhöhlenwiedereintritt überlebt und wurde wieder erlangt. Die nachfolgenden auf der Rakete von Volna gewehten Missionen waren wegen des Abschussvorrichtungsmisserfolgs nicht erfolgreich.

NASA hat ein aufblasbares Hitzeschild experimentelles Raumfahrzeug am 17. August 2009 mit dem erfolgreichen ersten Probeflug von Inflatable Re-entry Vehicle Experiment (IRVE) gestartet. Der heatshield war in ein 15-zölliges Diameter-Nutzlast-Leichentuch vakuumverpackt gewesen und war auf einer Schwarzen Wildgans losgefahren, die 9 tönende Rakete von NASA Verprügelt, Verprügelt Flugmöglichkeit darauf Insel, Virginia. "Stickstoff hat die 10 Fuß (3 m) Diameter-Hitzeschild aufgeblasen, das aus mehreren Schichten von Silikon-gekleidetem Stoff von Kevlar zu einer Pilzgestalt im Raum mehrere Minuten nach dem Abschuss gemacht ist." Das Rakete-Apogäum war an einer Höhe dessen, wo es seinen Abstieg zur Überschallgeschwindigkeit begonnen hat. Weniger als eine Minute später wurde das Schild von seinem Deckel veröffentlicht, um an einer Höhe dessen aufzublasen. Die Inflation des Schildes hat weniger als 90 Sekunden genommen.

Zugang-Fahrzeugdesignrücksichten

Es gibt vier kritische betrachtete Rahmen, wenn es ein Fahrzeug für den atmosphärischen Zugang entwirft:

1. Maximalhitzefluss
2. Hitzelast
3. Maximalverlangsamung
4. Dynamischer Maximaldruck

Maximalhitzefluss und dynamischer Druck wählen das TPS Material aus. Hitzelast wählt die Dicke des TPS materiellen Stapels aus. Maximalverlangsamung ist von Hauptwichtigkeit für besetzte Missionen. Die obere Grenze für die besetzte Rückkehr zur Erde von Low Earth Orbit (LEO) oder Mondrückkehr ist 10 Gs. Für den atmosphärischen Marszugang nach der langen Aussetzung vom Nullernst ist die obere Grenze 4 Gs. Dynamischer Maximaldruck kann auch die Auswahl am äußersten TPS Material beeinflussen, wenn spallation ein Problem ist.

Vom Grundsatz des konservativen Designs anfangend, denkt der Ingenieur normalerweise zwei Grenzfall-Schussbahnen, die Unterschwingung und Überschwingen-Schussbahnen. Die Unterschwingungsschussbahn wird normalerweise als der seichteste zulässige Zugang-Geschwindigkeitswinkel vor dem atmosphärischen Hopser - davon definiert. Die Überschwingen-Schussbahn hat die höchste Hitzelast und setzt die TPS Dicke. Die Unterschwingungsschussbahn wird durch die steilste zulässige Schussbahn definiert. Für besetzte Missionen wird der steilste Zugang-Winkel durch die Maximalverlangsamung beschränkt. Die Unterschwingungsschussbahn hat auch den höchsten Maximalhitzefluss und dynamischen Druck. Folglich ist die Unterschwingungsschussbahn die Basis, für das TPS Material auszuwählen. Es gibt keine "eine Größe passt alle" TPS Material. Ein TPS Material, das für den hohen Hitzefluss ideal ist, kann (zu dicht) für eine lange Dauer-Hitzelast sein zu leitend. Ein TPS niedriges Dichte-Material könnte an der Zugbelastung Mangel haben, um spallation zu widerstehen, wenn der dynamische Druck zu hoch ist. Ein TPS Material kann für einen spezifischen Maximalhitzefluss eine gute Leistung bringen, aber katastrophal für denselben Maximalhitzefluss scheitern, wenn der Wanddruck bedeutsam vergrößert wird (das ist mit dem R-4-Testraumfahrzeug der NASA geschehen). Ältere TPS Materialien neigen dazu, mehr Arbeit intensiv und teuer zu sein, um im Vergleich zu modernen Materialien zu verfertigen. Jedoch haben moderne TPS Materialien häufig an der Fluggeschichte der älteren Materialien (eine wichtige Rücksicht für einen risikoabgeneigten Entwerfer) Mangel.

Gestützt auf der Entdeckung von Allen und Eggers gibt Maximum aeroshell Stumpfheit (maximale Schinderei) TPS minimale Masse nach. Maximale Stumpfheit (minimaler ballistischer Koeffizient) gibt auch eine minimale Endgeschwindigkeit an der maximalen Höhe (sehr wichtig für Mars EDL, aber schädlich für militärischen RVs) nach. Jedoch gibt es eine obere Grenze zur Stumpfheit, die durch aerodynamische auf dem Stoß-Welle-Abstand gestützte Stabilitätsrücksichten auferlegt ist. Eine Stoß-Welle wird beigefügt dem Tipp eines scharfen Kegels bleiben, wenn der Halbwinkel des Kegels unter einem kritischen Wert ist. Dieser kritische Halbwinkel kann mit der vollkommenen Gastheorie geschätzt werden (diese spezifische aerodynamische Instabilität kommt unter Hyperschallgeschwindigkeiten vor). Für eine Stickstoff-Atmosphäre (Erde oder Koloss) ist der maximale erlaubte Halbwinkel etwa 60 °. Für eine Kohlendioxyd-Atmosphäre (Mars oder Venus) ist der maximale erlaubte Halbwinkel etwa 70 °. Nach dem Stoß-Welle-Abstand muss ein Zugang-Fahrzeug bedeutsam mehr shocklayer Benzin um den Spitzenstagnationspunkt (die Unterschallkappe) tragen. Folglich bewegt das aerodynamische Zentrum stromaufwärts so das Verursachen der aerodynamischen Instabilität. Es ist falsch, ein aeroshell Design wiederholt anzuwenden, das für den Koloss-Zugang (Untersuchung von Huygens in einer Stickstoff-Atmosphäre) für den Zugang von Mars (Beagle 2 in einer Kohlendioxyd-Atmosphäre) beabsichtigt ist. Davor, aufgegeben zu werden, hat der sowjetische Mars lander Programm keine erfolgreichen Landungen erreicht (keine nützlichen Daten sind zurückgekehrt) nach vielfachen Versuchen. Der sowjetische Mars landers hat auf das aeroshell Design des Halbwinkels von 60 ° basiert. Am Anfang der 1960er Jahre wurde es falsch geglaubt, dass die Marsatmosphäre größtenteils Stickstoff war, (wirkliche atmosphärische Marsmaulwurf-Bruchteile sind Kohlendioxyd 0.9550, Stickstoff 0.0270 und Argon 0.0160). Die sowjetischen aeroshells waren wahrscheinlich(?) gestützt auf einem falschen atmosphärischen Marsmodell und dann nicht revidiert, als neue Daten verfügbar geworden sind.

Ein 45 Grad-Halbwinkelbereich-Kegel wird normalerweise für atmosphärische Untersuchungen verwendet (Oberflächenlandung nicht beabsichtigt), wenn auch TPS Masse nicht minimiert wird. Das Grundprinzip für einen 45 °-Halbwinkel soll jede aerodynamische Stabilität vom Zugang zum Einfluss haben (das Hitzeschild wird nicht fallen gelassen), oder ein kurzer-und-scharfer vom schnellen Hitzeschild-Seewurf gefolgter Hitzepuls. Ein 45 ° Design des Bereich-Kegels wurde mit dem DS/2 Mars impactor und Pionier Venus Probes verwendet.

Bemerkenswerte atmosphärische Zugang-Unfälle

Nicht alle atmosphärischen Wiedereintritte sind erfolgreich gewesen, und einige sind auf bedeutende Katastrophen hinausgelaufen.

• Freundschaft 7 — Instrument-Lesungen haben gezeigt, dass das Hitzeschild und die Landung der Tasche nicht geschlossen wurden. Die Entscheidung wurde getroffen, um den Bremsrakete-Satz in der Position während des Wiedereintritts zu verlassen. Einsamer Astronaut John Glenn hat überlebt. Wie man später fand, waren die Instrument-Lesungen falsch gewesen.
• Voskhod 2 — Das Dienstmodul hat gescheitert, sich für einige Zeit, aber die überlebte Mannschaft zu lösen.
• Soyuz 1 — Das Einstellungsregelsystem hat gescheitert, während noch in der Bahn und den späteren Fallschirmen während der Notlandungsfolge (Zugang, Abstieg verfangen wurde und (EDL) Misserfolg landend). Einsamer Kosmonaut Vladimir Mikhailovich Komarov ist gestorben.
• Soyuz 5 — Das Dienstmodul hat gescheitert sich zu lösen, aber die überlebte Mannschaft.
• Soyuz 11 — Frühes Druckablassen hat zum Tod der ganzen drei Mannschaft geführt.
• Mars Polarer Lander — Gefehlt während EDL. Wie man glaubte, war der Misserfolg die Folge eines Softwarefehlers. Die genaue Ursache ist aus Mangel an der Echtzeittelemetrie unbekannt.
• Raumfähre Columbia — Der Misserfolg einer RCC Tafel auf einem Flügel-Blei hat zu Bruch des orbiter mit der Hyperschallgeschwindigkeit geführt, die auf den Tod aller sieben Besatzungsmitglieder hinausläuft.
• Entstehung — Der Fallschirm hat gescheitert, sich wegen eines G-Schalters aufzustellen, der umgekehrt worden ist installiert (ein ähnlicher Fehler hat Fallschirm-Aufstellung für die Untersuchung von Galileo verzögert). Folglich hat das Entstehungszugang-Fahrzeug gegen den Wüste-Fußboden gekracht. Die Nutzlast wurde beschädigt, aber die meisten wissenschaftlichen Daten waren wiedergutzumachend.

Nicht kontrollierte und ungeschützte Wiedereintritte

Satelliten, die wiederhereingehen, werden etwa 10-40 % der Masse des Gegenstands wahrscheinlich die Oberfläche der Erde erreichen. Durchschnittlich, über einen katalogisierten Gegenstand geht pro Tag wiederherein.

Wegen der Oberfläche der Erde, die in erster Linie Wasser, die meisten Gegenstände ist, die Wiedereintritt-Land in einem der Ozeane in der Welt überleben. Die geschätzten Chancen, dass eine gegebene Person geschlagen wird und während seiner/ihrer Lebenszeit verletzt hat, sind ungefähr 1 in einer Trillion.

1978 ist Weltall 954 nicht kontrolliert wiedereingegangen und hat nahen Großen Sklavensee in den Nordwestterritorien Kanadas zertrümmert. Weltall 954 war atombetriebener und verlassener radioaktiver Schutt in der Nähe von seiner Einfluss-Seite.

1979 ist Skylab in nicht kontrollierten, sich ausbreitenden Schutt über das australische Landesinnere wiedereingegangen, mehrere Gebäude beschädigend und eine Kuh tötend. Der Wiedereintritt war ein Hauptmediaereignis größtenteils wegen des Weltalls 954 Ereignis, aber nicht hat so viel angesehen wie eine potenzielle Katastrophe, seitdem es Kernbrennstoff nicht getragen hat. Die Stadt Esperance, das Westliche Australien, hat eine Geldstrafe ausgegeben, um in die Vereinigten Staaten zu werfen, die schließlich 30 Jahre später (nicht von NASA, aber durch einen privatelly gesammeltes Kapital von Radiozuhörern) bezahlt wurden. NASA hatte ursprünglich gehofft, eine Raumfähre-Mission zu verwenden, sein Leben entweder zu erweitern oder einen kontrollierten Wiedereintritt zu ermöglichen, aber Verzögerungen im mit der unerwartet hohen Sonnentätigkeit verbundenen Programm haben diesen Unmöglichen gemacht.

Verfügung von Deorbit

1971 war die erste Raumstation in der Welt Salyut 1 absichtlich de-orbited in den Pazifischen Ozean im Anschluss an Soyuz 11 Unfall. Seine zwei Nachfolger, Salyut 6 und Salyut 7, waren de-orbited auf eine kontrollierte Weise ebenso.

Am 4. Juni 2000 war die Gammastrahl-Sternwarte von Compton absichtlich de-orbited, nachdem eines seiner Gyroskope gescheitert hat. Der Schutt, der nicht ausgebrannt ist, ist harmlos in den Pazifischen Ozean gefallen. Die Sternwarte war noch betrieblich, aber der Misserfolg eines anderen Gyroskops hätte de-orbiting viel schwieriger und gefährlich gemacht. Mit einer Meinungsverschiedenheit hat NASA im Interesse der öffentlichen Sicherheit entschieden, dass ein kontrollierter Unfall dem Lassen das Handwerk vorzuziehend war aufs Geratewohl herunterkommen.

2001 war die russische Mir Raumstation absichtlich de-orbited, und ist während des atmosphärischen Wiedereintritts auseinander gebrochen. Die Depression war gemäß der Berechnung des Befehl-Zentrums. Mir ist in die Atmosphäre der Erde am 23. März 2001, in der Nähe von Nadi, die Fidschiinseln eingegangen, und ist in den Südlichen Pazifischen Ozean gefallen.

Am 21. Februar 2008 wurde ein arbeitsunfähiger US-Spionagesatellit, die USA 193, erfolgreich abgefangen und an einer Höhe ungefähr durch eine SM-3 Rakete zerstört, die vom amerikanischen Marinekreuzer der See Erie von der Küste der Hawaiiinseln angezündet ist. Der Satellit war unwirksam, gescheitert, seine beabsichtigte Bahn zu erreichen, als er 2006 gestartet wurde. Wegen seiner sich schnell verschlechternden Bahn wurde es für den nicht kontrollierten Wiedereintritt innerhalb eines Monats bestimmt. USA-Verteidigungsministerium hat Sorge ausgedrückt, dass der Kraftstofftank, der hoch toxischen hydrazine enthält, Wiedereintritt überleben könnte, um die intakte Oberfläche der Erde zu erreichen. Mehrere Regierungen einschließlich derjenigen Russlands, Chinas und Weißrusslands haben gegen die Handlung als eine dünn verschleierte Demonstration ihrer Antisatellitenfähigkeiten protestiert.

Am 7. September 2011 hat NASA den drohenden nicht kontrollierten Wiedereintritt des Oberen Atmosphäre-Forschungssatelliten bekannt gegeben und hat bemerkt, dass es eine kleine Gefahr zum Publikum gab. Der stillgelegte Satellit ist in die Atmosphäre am 24. September 2011 wiedereingegangen, und, wie man wagt, haben einige Stücke gegen den Südlichen Pazifischen Ozean über ein Schutt-Feld lange gekracht.

File:Closeup Zwillinge 2 heatshield.jpg|Closeup von Zwillingen 2 heatshield

File:Cross Abteilung von Zwillingen 2 heatshield.jpg|Cross Abteilung von Zwillingen 2 heatshield

Erfolgreiche atmosphärische Wiedereintritte von Augenhöhlengeschwindigkeiten

Besetzter Augenhöhlenwiedereintritt, durch die Land-Entität / Regierungsentität </br>

• - Shenzhou
• / - Vostok, Voskhod, Soyuz, Buran

• - Quecksilber, Zwillinge, Apollo, Raumfähre

Besetzter Augenhöhlenwiedereintritt, durch die kommerzielle Entität

• Niemand bis heute

Unbemannter Augenhöhlenwiedereintritt, durch die Land-Entität / Regierungsentität </br>

• Europäische Weltraumorganisation
• /

Unbemannter Augenhöhlenwiedereintritt, durch die kommerzielle Entität

• SpaceX - Drache

Ausgewählte atmosphärische Wiedereintritte

Weiterführende Literatur

• Eine revidierte Version dieses klassischen Textes ist als ein billiges Paperback neu aufgelegt worden:

Zeichen und Verweisungen

Siehe auch

• Aerocapture
• Ballistischer Wiedereintritt
• Verlangsamte Mikrometeorsteine
• Ionisationsgedächtnislücke
• Landung des Fußabdrucks
• Lassen Sie Wiedereintritt aus
• Raumfähre Thermalschutzsystem

Links

• Zentrum für den Augenhöhlen- und die Wiedereintritt-Schutt-Studien (Aerospace Corporation)
• Frühe Wiedereintritt-Fahrzeuge: Stumpfe Körper und Ablative
• Die Hitze von Buran beschirmt
• Artikel Encyclopedia Astronautica über die Geschichte von Raumrettungshandwerken, einschließlich einiger Wiedereintritt-Handwerk-Designs.
• Atmosphärischer Zugang-Artikel Citizendium
• EADS Astrium