Entrada atmosférica -Atmospheric entry

Mars Exploration Rover (MER) aeroshell , representação artística

A entrada atmosférica é o movimento de um objeto do espaço sideral para dentro e através dos gases da atmosfera de um planeta , planeta anão ou satélite natural . Existem dois tipos principais de entrada atmosférica: entrada descontrolada , como a entrada de objetos astronômicos , detritos espaciais ou bólidos ; e entrada controlada (ou reentrada ) de uma espaçonave capaz de ser navegada ou seguir um curso predeterminado. As tecnologias e procedimentos que permitem a entrada, descida e aterrissagem atmosférica controladas de espaçonaves são denominados coletivamente como EDL .

Ilustração animada de diferentes fases conforme um meteoroide entra na atmosfera da Terra para se tornar visível como um meteoro e pousar como um meteorito

Os objetos que entram na atmosfera experimentam o arrasto atmosférico , que coloca estresse mecânico no objeto e aquecimento aerodinâmico - causado principalmente pela compressão do ar na frente do objeto, mas também pelo arrasto. Essas forças podem causar perda de massa ( ablação ) ou até mesmo a desintegração completa de objetos menores, e objetos com menor resistência à compressão podem explodir.

A reentrada foi alcançada com velocidades variando de 7,8 km/s para a órbita baixa da Terra a cerca de 12,5 km/s para a sonda Stardust . Veículos espaciais tripulados devem ser desacelerados para velocidades subsônicas antes que pára-quedas ou freios a ar possam ser acionados. Esses veículos têm altas energias cinéticas e a dissipação atmosférica é a única maneira de gastá-las. Portanto, é altamente impraticável usar retrofoguetes para todo o procedimento de reentrada.

Ogivas balísticas e veículos descartáveis ​​não requerem desaceleração na reentrada e, de fato, são aerodinâmicos para manter sua velocidade. Além disso, retornos de baixa velocidade para a Terra a partir do espaço próximo, como saltos de pára-quedas de balões , não requerem proteção térmica porque a aceleração gravitacional de um objeto começando em repouso relativo de dentro da própria atmosfera (ou não muito acima dela) não pode criar velocidade suficiente. causar aquecimento atmosférico significativo.

Para a Terra, a entrada atmosférica ocorre por convenção na linha de Kármán a uma altitude de 100 km (62 milhas; 54 milhas náuticas) acima da superfície, enquanto em Vênus a entrada atmosférica ocorre a 250 km (160 mi; 130 milhas náuticas) e em Marte a entrada atmosférica entrada a cerca de 80 km (50 mi; 43 milhas náuticas). Objetos não controlados atingem altas velocidades enquanto aceleram pelo espaço em direção à Terra sob a influência da gravidade da Terra e são retardados pelo atrito ao encontrar a atmosfera da Terra. Os meteoros também costumam viajar muito rápido em relação à Terra, simplesmente porque seu próprio caminho orbital é diferente do da Terra antes de encontrarem a gravidade da Terra . A maioria dos objetos entra em velocidades hipersônicas devido às suas trajetórias suborbitais (por exemplo, veículos de reentrada de mísseis balísticos intercontinentais ), orbitais ( por exemplo, a Soyuz ) ou ilimitadas (por exemplo, meteoros ). Várias tecnologias avançadas foram desenvolvidas para permitir a reentrada atmosférica e o voo em velocidades extremas. Um método alternativo de entrada atmosférica controlada é a flutuabilidade , que é adequada para entrada planetária onde atmosferas espessas, gravidade forte ou ambos os fatores complicam a entrada hiperbólica de alta velocidade, como as atmosferas de Vênus , Titã e os gigantes gasosos .

História

Conceitos iniciais de veículos de reentrada visualizados em shadowgraphs de testes de túneis de vento de alta velocidade

O conceito do escudo térmico ablativo foi descrito já em 1920 por Robert Goddard : "No caso de meteoros, que entram na atmosfera com velocidades de até 30 milhas (48 km) por segundo, o interior dos meteoros permanece frio, e a erosão é devida, em grande parte, ao lascamento ou rachadura da superfície repentinamente aquecida. Por esta razão, se a superfície externa do aparelho consistisse em camadas de uma substância dura muito infusível com camadas de um mau condutor de calor entre eles, a superfície não seria erodida de forma considerável, especialmente porque a velocidade do aparelho não seria tão grande quanto a do meteoro médio."

O desenvolvimento prático de sistemas de reentrada começou quando o alcance e a velocidade de reentrada dos mísseis balísticos aumentaram. Para os primeiros mísseis de curto alcance, como o V-2 , a estabilização e o estresse aerodinâmico eram questões importantes (muitos V-2s se quebraram durante a reentrada), mas o aquecimento não era um problema sério. Mísseis de médio alcance como o R-5 soviético , com um alcance de 1.200 quilômetros (650 milhas náuticas), exigiam blindagem térmica composta de cerâmica em veículos de reentrada separáveis ​​(não era mais possível que toda a estrutura do foguete sobrevivesse à reentrada). Os primeiros ICBMs , com alcance de 8.000 a 12.000 km (4.300 a 6.500 milhas náuticas), só foram possíveis com o desenvolvimento de modernos escudos térmicos ablativos e veículos de formato rombudo.

Nos Estados Unidos, esta tecnologia foi pioneira por H. Julian Allen e AJ Eggers Jr. do Comitê Consultivo Nacional para Aeronáutica (NACA) no Ames Research Center . Em 1951, eles fizeram a descoberta contra-intuitiva de que uma forma romba (alto arrasto) era o escudo térmico mais eficaz. A partir de princípios simples de engenharia, Allen e Eggers mostraram que a carga de calor experimentada por um veículo de entrada era inversamente proporcional ao coeficiente de arrasto ; ou seja, quanto maior o arrasto, menor a carga de calor. Se o veículo de reentrada ficar cego, o ar não pode "sair do caminho" com rapidez suficiente e age como uma almofada de ar para empurrar a onda de choque e a camada de choque aquecida para frente (para longe do veículo). Como a maioria dos gases quentes não está mais em contato direto com o veículo, a energia térmica ficaria no gás de choque e simplesmente se moveria ao redor do veículo para depois se dissipar na atmosfera.

A descoberta de Allen e Eggers, embora inicialmente tratada como um segredo militar, acabou sendo publicada em 1958.

Terminologia, definições e jargões

Quando a entrada atmosférica faz parte de um pouso ou recuperação de uma espaçonave, particularmente em um corpo planetário que não seja a Terra, a entrada faz parte de uma fase conhecida como entrada, descida e pouso , ou EDL. Quando a entrada atmosférica retorna para o mesmo corpo de onde o veículo foi lançado, o evento é referido como reentrada (quase sempre referindo-se à entrada na Terra).

O objetivo fundamental do projeto na entrada atmosférica de uma espaçonave é dissipar a energia de uma espaçonave que está viajando em velocidade hipersônica ao entrar em uma atmosfera de tal forma que equipamentos, carga e quaisquer passageiros sejam desacelerados e pousem perto de um destino específico na superfície em velocidade zero, mantendo as tensões na espaçonave e em quaisquer passageiros dentro dos limites aceitáveis. Isso pode ser realizado por meios propulsivos ou aerodinâmicos (características do veículo ou pára- quedas ), ou por alguma combinação.

Formas de veículo de entrada

Existem várias formas básicas usadas na concepção de veículos de entrada:

Esfera ou seção esférica

Módulo de comando Apollo voando com a extremidade romba do escudo térmico em um ângulo de ataque diferente de zero para estabelecer uma entrada de elevação e controlar o local de pouso (interpretação artística)

A forma axissimétrica mais simples é a esfera ou seção esférica. Isso pode ser uma esfera completa ou um corpo anterior de seção esférica com um corpo posterior cônico convergente. A aerodinâmica de uma esfera ou seção esférica é fácil de modelar analiticamente usando a teoria de impacto newtoniana. Da mesma forma, o fluxo de calor da seção esférica pode ser modelado com precisão com a equação de Fay-Riddell. A estabilidade estática de uma seção esférica é garantida se o centro de massa do veículo estiver a montante do centro de curvatura (a estabilidade dinâmica é mais problemática). As esferas puras não têm sustentação. No entanto, ao voar em um ângulo de ataque , uma seção esférica tem sustentação aerodinâmica modesta, fornecendo assim alguma capacidade de alcance cruzado e ampliando seu corredor de entrada. No final dos anos 1950 e início dos anos 1960, os computadores de alta velocidade ainda não estavam disponíveis e a dinâmica de fluidos computacional ainda era embrionária. Como a seção esférica era passível de análise de forma fechada, essa geometria tornou-se o padrão para projetos conservadores. Consequentemente, as cápsulas tripuladas daquela época eram baseadas na seção esférica.

Veículos de entrada esférica pura foram usados ​​nas primeiras cápsulas soviéticas Vostok e Voskhod e nos veículos soviéticos de descida de Marte e Venera . O módulo de comando Apollo usava um escudo térmico de seção esférica com um corpo posterior cônico convergente. Ele voou uma entrada de elevação com um ângulo de ataque hipersônico de −27° (0° é a extremidade romba primeiro) para produzir uma média L/D (relação sustentação-arrasto) de 0,368. A sustentação resultante alcançou uma medida de controle de alcance cruzado ao deslocar o centro de massa do veículo de seu eixo de simetria, permitindo que a força de sustentação fosse direcionada para a esquerda ou para a direita rolando a cápsula em seu eixo longitudinal . Outros exemplos de geometria de seção esférica em cápsulas tripuladas são Soyuz / Zond , Gemini e Mercury . Mesmo essas pequenas quantidades de sustentação permitem trajetórias que têm efeitos muito significativos no pico da força g , reduzindo-a de 8 a 9 g para uma trajetória puramente balística (desacelerada apenas pelo arrasto) para 4 a 5 g, além de reduzir bastante o pico calor de reentrada.

Esfera-cone

A esfera-cone é uma seção esférica com um tronco ou cone rombudo anexado. A estabilidade dinâmica da esfera-cone é tipicamente melhor do que a de uma seção esférica. O veículo entra primeiro na esfera. Com um meio-ângulo suficientemente pequeno e um centro de massa posicionado corretamente, uma esfera-cone pode fornecer estabilidade aerodinâmica desde a entrada Kepleriana até o impacto na superfície. (O meio-ângulo é o ângulo entre o eixo de simetria rotacional do cone e sua superfície externa e, portanto, metade do ângulo formado pelas arestas da superfície do cone.)

Protótipo do Mk-2 Reentry Vehicle (RV), baseado na teoria do corpo rombudo.

O aeroshell americano original era o Mk-2 RV (veículo de reentrada), que foi desenvolvido em 1955 pela General Electric Corp. TPS) baseado em um escudo térmico metálico (os diferentes tipos de TPS são descritos posteriormente neste artigo). O Mk-2 tinha defeitos significativos como sistema de entrega de armas, ou seja, demorava muito na atmosfera superior devido ao seu coeficiente balístico mais baixo e também arrastava um fluxo de metal vaporizado tornando-o muito visível ao radar . Esses defeitos tornaram o Mk-2 excessivamente suscetível a sistemas de mísseis antibalísticos (ABM). Consequentemente, um RV esfera-cone alternativo ao Mk-2 foi desenvolvido pela General Electric.

Mk-6 RV, arma da Guerra Fria e ancestral da maioria dos veículos de entrada de mísseis dos EUA.

Este novo RV era o Mk-6 que usava um TPS ablativo não metálico, um nylon fenólico. Este novo TPS foi tão eficaz como um escudo térmico de reentrada que reduziu significativamente o embotamento. No entanto, o Mk-6 era um enorme RV com uma massa de entrada de 3.360 kg, um comprimento de 3,1 m e um meio-ângulo de 12,5°. Avanços subsequentes em armas nucleares e design de TPS ablativo permitiram que os RVs se tornassem significativamente menores com uma taxa de embotamento ainda mais reduzida em comparação com o Mk-6. Desde a década de 1960, a esfera-cone tornou-se a geometria preferida para ICBM RVs modernos, com semi-ângulos típicos entre 10° e 11°.

Filme de satélite de reconhecimento tipo "Discoverer" Veículo de Recuperação (RV)
Sonda Galileo durante a montagem final

Os RVs por satélite de reconhecimento (veículos de recuperação) também usavam uma forma de esfera-cone e foram o primeiro exemplo americano de um veículo de entrada sem munição ( Discoverer-I , lançado em 28 de fevereiro de 1959). A esfera-cone foi posteriormente utilizada para missões de exploração espacial a outros corpos celestes ou para retorno do espaço aberto; por exemplo, sonda Stardust . Ao contrário dos RVs militares, a vantagem da menor massa TPS do corpo contundente permaneceu com veículos de entrada de exploração espacial como o Galileo Probe com um meio-ângulo de 45° ou o aeroshell Viking com um meio-ângulo de 70°. Os veículos de entrada esfera-cone de exploração espacial pousaram na superfície ou entraram nas atmosferas de Marte , Vênus , Júpiter e Titã .

bicônico

O DC-X, mostrado durante seu primeiro voo, era um protótipo de veículo orbital de estágio único e usava uma forma bicônica semelhante ao AMaRV.

O bicônico é uma esfera-cone com um tronco adicional anexado. O bicônico oferece uma relação L/D significativamente melhorada. Um bicônico projetado para a captura aérea de Marte normalmente tem um L/D de aproximadamente 1,0 em comparação com um L/D de 0,368 para o Apollo-CM. O L/D mais alto cria uma forma bicônica mais adequada para o transporte de pessoas a Marte devido ao menor pico de desaceleração. Indiscutivelmente, o bicônico mais significativo já voado foi o Advanced Manobrable Reentry Vehicle (AMaRV). Quatro AMaRVs foram fabricados pela McDonnell Douglas Corp. e representaram um salto significativo na sofisticação dos RVs. Três AMaRVs foram lançados por ICBMs Minuteman-1 em 20 de dezembro de 1979, 8 de outubro de 1980 e 4 de outubro de 1981. O AMaRV tinha uma massa de entrada de aproximadamente 470 kg, um raio de nariz de 2,34 cm, um meio-ângulo de tronco dianteiro de 10,4°, um raio inter-tronco de 14,6 cm, meio-ângulo de 6° a ré-tronco e um comprimento axial de 2,079 metros. Nenhum diagrama ou imagem precisa do AMaRV apareceu na literatura aberta. No entanto, foi publicado um esboço esquemático de um veículo semelhante ao AMaRV, juntamente com gráficos de trajetória mostrando curvas fechadas.

A atitude do AMaRV era controlada por meio de um flap de corpo dividido (também chamado de flap de barlavento dividido ) junto com dois flaps de guinada montados nas laterais do veículo. Acionamento hidráulico foi usado para controlar os flaps. O AMaRV foi guiado por um sistema de navegação totalmente autônomo projetado para evitar a interceptação de mísseis antibalísticos (ABM). O McDonnell Douglas DC-X (também bicônico) era essencialmente uma versão ampliada do AMaRV. O AMaRV e o DC-X também serviram de base para uma proposta malsucedida do que acabou se tornando o Lockheed Martin X-33 .

Formas não axissimétricas

Formas não axissimétricas têm sido usadas para veículos com entrada tripulada. Um exemplo é o veículo orbital alado que usa uma asa delta para manobrar durante a descida, como um planador convencional. Essa abordagem foi usada pelo Ônibus Espacial Americano e pelo Buran Soviético . A carroceria elevatória é outra geometria de veículo de entrada e foi usada com o veículo X-23 PRIME (Recuperação de precisão incluindo entrada de manobra).

aquecimento de entrada

Vista da trilha de plasma da reentrada de Gemini 2

Objetos que entram na atmosfera vindos do espaço em altas velocidades em relação à atmosfera causarão níveis muito altos de aquecimento . O aquecimento atmosférico de entrada vem principalmente de duas fontes:

À medida que a velocidade aumenta, tanto o aquecimento convectivo quanto o radiativo aumentam, mas em taxas diferentes. Em velocidades muito altas, o aquecimento radiativo dominará os fluxos de calor convectivo, pois o aquecimento radiativo é proporcional à oitava potência da velocidade, enquanto o aquecimento convectivo é proporcional à terceira potência da velocidade. O aquecimento radiativo, portanto, predomina no início da entrada atmosférica, enquanto a convecção predomina nas fases posteriores.

Durante certa intensidade de ionização, é produzido um blecaute de rádio com a espaçonave.

Enquanto a interface de entrada da Terra é considerada na linha de Kármán 100 quilômetros (330.000 pés), o aquecimento principal durante a entrada controlada ocorre em altitudes de 65 a 35 quilômetros (213.000 a 115.000 pés), com pico de 58 quilômetros (190.000 pés) .

Física do gás da camada de choque

Em temperaturas típicas de reentrada, o ar na camada de choque é ionizado e dissociado . Esta dissociação química requer vários modelos físicos para descrever as propriedades térmicas e químicas da camada de choque. Existem quatro modelos físicos básicos de um gás que são importantes para engenheiros aeronáuticos que projetam escudos térmicos:

Modelo de gás perfeito

Quase todos os engenheiros aeronáuticos aprendem o modelo de gás perfeito (ideal) durante a graduação. A maioria das equações de gases perfeitos importantes junto com suas tabelas e gráficos correspondentes são mostradas no NACA Report 1135. Trechos do NACA Report 1135 freqüentemente aparecem nos apêndices de livros de termodinâmica e são familiares para a maioria dos engenheiros aeronáuticos que projetam aeronaves supersônicas.

A teoria do gás perfeito é elegante e extremamente útil para projetar aeronaves, mas assume que o gás é quimicamente inerte. Do ponto de vista do projeto de aeronaves, o ar pode ser considerado inerte para temperaturas inferiores a 550 K à pressão de uma atmosfera. A teoria do gás perfeito começa a quebrar a 550 K e não é utilizável em temperaturas superiores a 2.000 K. Para temperaturas superiores a 2.000 K, um projetista de escudo térmico deve usar um modelo de gás real .

Modelo de gás real (equilíbrio)

O momento de arfagem de um veículo de entrada pode ser significativamente influenciado por efeitos de gás real. Tanto o módulo de comando Apollo quanto o ônibus espacial foram projetados usando momentos de lançamento incorretos determinados por meio de modelagem de gás real imprecisa. O ângulo de ataque do ângulo de compensação do Apollo-CM foi maior do que o originalmente estimado, resultando em um corredor de entrada de retorno lunar mais estreito. O centro aerodinâmico real do Columbia estava a montante do valor calculado devido aos efeitos do gás real. No voo inaugural do Columbia ( STS-1 ), os astronautas John Young e Robert Crippen tiveram alguns momentos de ansiedade durante a reentrada, quando houve a preocupação de perder o controle do veículo.

Um modelo de gás real em equilíbrio assume que um gás é quimicamente reativo, mas também assume que todas as reações químicas tiveram tempo para se completar e todos os componentes do gás têm a mesma temperatura (isso é chamado de equilíbrio termodinâmico ). Quando o ar é processado por uma onda de choque, ele é superaquecido por compressão e dissocia-se quimicamente através de muitas reações diferentes. A fricção direta sobre o objeto de reentrada não é a principal causa do aquecimento da camada de choque. É causada principalmente pelo aquecimento isentrópico das moléculas de ar dentro da onda de compressão. Os aumentos de entropia baseados em fricção das moléculas dentro da onda também são responsáveis ​​por algum aquecimento. A distância da onda de choque até o ponto de estagnação no bordo de ataque do veículo de entrada é chamada de afastamento da onda de choque . Uma regra prática aproximada para a distância de afastamento da onda de choque é 0,14 vezes o raio do nariz. Pode-se estimar o tempo de viagem de uma molécula de gás desde a onda de choque até o ponto de estagnação assumindo uma velocidade de fluxo livre de 7,8 km/s e um raio de nariz de 1 metro, ou seja, o tempo de viagem é de cerca de 18 microssegundos. Este é aproximadamente o tempo necessário para a dissociação química iniciada pela onda de choque se aproximar do equilíbrio químico em uma camada de choque para uma entrada de 7,8 km/s no ar durante o pico do fluxo de calor. Consequentemente, à medida que o ar se aproxima do ponto de estagnação do veículo de entrada, o ar atinge efetivamente o equilíbrio químico, permitindo assim que um modelo de equilíbrio seja utilizável. Para este caso, a maior parte da camada de choque entre a onda de choque e o bordo de ataque de um veículo de entrada está reagindo quimicamente e não em estado de equilíbrio. A equação de Fay-Riddell , que é de extrema importância para a modelagem do fluxo de calor, deve sua validade ao ponto de estagnação estar em equilíbrio químico. O tempo necessário para o gás da camada de choque atingir o equilíbrio depende fortemente da pressão da camada de choque. Por exemplo, no caso da entrada da sonda Galileo na atmosfera de Júpiter, a camada de choque estava principalmente em equilíbrio durante o pico de fluxo de calor devido às pressões muito altas experimentadas (isso é contra-intuitivo, dado que a velocidade do fluxo livre era de 39 km/s durante o pico de calor fluxo).

Determinar o estado termodinâmico do ponto de estagnação é mais difícil em um modelo de gás em equilíbrio do que em um modelo de gás perfeito. Sob um modelo de gás perfeito, a proporção de calores específicos (também chamada de expoente isentrópico , índice adiabático , gama ou kappa ) é considerada constante junto com a constante do gás . Para um gás real, a proporção de calores específicos pode oscilar fortemente em função da temperatura. Sob um modelo de gás perfeito, há um elegante conjunto de equações para determinar o estado termodinâmico ao longo de uma linha de corrente de entropia constante chamada cadeia isentrópica . Para um gás real, a cadeia isentrópica é inutilizável e um diagrama de Mollier seria usado para cálculos manuais. No entanto, a solução gráfica com um diagrama de Mollier agora é considerada obsoleta com os designers modernos de proteção térmica usando programas de computador baseados em uma tabela de consulta digital (outra forma de diagrama de Mollier) ou um programa termodinâmico baseado em química. A composição química de um gás em equilíbrio com pressão e temperatura fixas pode ser determinada pelo método da energia livre de Gibbs . A energia livre de Gibbs é simplesmente a entalpia total do gás menos sua entropia total vezes a temperatura. Um programa de equilíbrio químico normalmente não requer fórmulas químicas ou equações de velocidade de reação. O programa funciona preservando as abundâncias elementares originais especificadas para o gás e variando as diferentes combinações moleculares dos elementos por meio de iteração numérica até que a energia livre de Gibbs mais baixa possível seja calculada (um método de Newton-Raphson é o esquema numérico usual). A base de dados para um programa de energia livre de Gibbs vem de dados espectroscópicos usados ​​na definição de funções de partição . Entre os melhores códigos de equilíbrio existentes está o programa Chemical Equilibrium with Applications (CEA), que foi escrito por Bonnie J. McBride e Sanford Gordon na NASA Lewis (agora renomeado "NASA Glenn Research Center"). Outros nomes para CEA são o "Código Gordon e McBride" e o "Código Lewis". O CEA é bastante preciso até 10.000 K para gases atmosféricos planetários, mas inutilizável além de 20.000 K ( a ionização dupla não é modelada). O CEA pode ser baixado da Internet junto com a documentação completa e será compilado no Linux sob o compilador G77 Fortran .

Modelo de gás real (não-equilíbrio)

Um modelo de gás real fora do equilíbrio é o modelo mais preciso da física do gás de uma camada de choque, mas é mais difícil de resolver do que um modelo de equilíbrio. O modelo de não-equilíbrio mais simples é o modelo Lighthill-Freeman desenvolvido em 1958. O modelo Lighthill-Freeman assume inicialmente um gás composto de uma única espécie diatômica suscetível a apenas uma fórmula química e seu reverso; por exemplo, N 2  ? N + N e N + N ? N 2 (dissociação e recombinação). Devido à sua simplicidade, o modelo Lighthill-Freeman é uma ferramenta pedagógica útil, mas infelizmente é muito simples para modelar o ar fora do equilíbrio. Normalmente, assume-se que o ar tem uma composição de fração molar de 0,7812 nitrogênio molecular, 0,2095 oxigênio molecular e 0,0093 argônio. O modelo de gás real mais simples para o ar é o modelo de cinco espécies , que é baseado em N 2 , O 2 , NO, N e O. O modelo de cinco espécies não assume nenhuma ionização e ignora espécies de traços como dióxido de carbono.

Ao executar um programa de equilíbrio de energia livre de Gibbs, o processo iterativo da composição molecular originalmente especificada para a composição de equilíbrio calculada final é essencialmente aleatório e não tem precisão de tempo. Com um programa de não-equilíbrio, o processo de computação é preciso no tempo e segue um caminho de solução ditado por fórmulas químicas e de taxa de reação. O modelo de cinco espécies tem 17 fórmulas químicas (34 ao contar fórmulas reversas). O modelo Lighthill-Freeman é baseado em uma única equação diferencial ordinária e uma equação algébrica. O modelo de cinco espécies é baseado em 5 equações diferenciais ordinárias e 17 equações algébricas. Como as 5 equações diferenciais ordinárias estão fortemente acopladas, o sistema é numericamente "rígido" e difícil de resolver. O modelo de cinco espécies só é utilizável para entrada da órbita baixa da Terra, onde a velocidade de entrada é de aproximadamente 7,8 km/s (28.000 km/h; 17.000 mph). Para entrada de retorno lunar de 11 km/s, a camada de choque contém uma quantidade significativa de nitrogênio ionizado e oxigênio. O modelo de cinco espécies não é mais preciso e um modelo de doze espécies deve ser usado em seu lugar. As velocidades da interface de entrada atmosférica em uma trajetória Marte-Terra são da ordem de 12 km/s (43.000 km/h; 27.000 mph). A modelagem da entrada atmosférica de Marte em alta velocidade – que envolve uma atmosfera de dióxido de carbono, nitrogênio e argônio – é ainda mais complexa, exigindo um modelo de 19 espécies.

Um aspecto importante da modelagem de efeitos de gases reais fora do equilíbrio é o fluxo de calor radiativo. Se um veículo estiver entrando em uma atmosfera em velocidade muito alta (trajetória hiperbólica, retorno lunar) e tiver um grande raio de nariz, o fluxo de calor radiativo pode dominar o aquecimento do TPS. O fluxo de calor radiativo durante a entrada em uma atmosfera de ar ou dióxido de carbono geralmente vem de moléculas diatômicas assimétricas; por exemplo, cianogênio (CN), monóxido de carbono , óxido nítrico (NO), nitrogênio molecular ionizado simples, etc. As moléculas diatômicas recém-formadas inicialmente têm uma temperatura vibracional muito alta que transforma eficientemente a energia vibracional em energia radiante ; ou seja, fluxo de calor radiativo. Todo o processo ocorre em menos de um milissegundo, o que torna a modelagem um desafio. A medição experimental do fluxo de calor radiativo (normalmente feito com tubos de choque), juntamente com o cálculo teórico através da equação instável de Schrödinger, estão entre os aspectos mais esotéricos da engenharia aeroespacial. A maior parte do trabalho de pesquisa aeroespacial relacionado à compreensão do fluxo de calor radiativo foi feito na década de 1960, mas em grande parte interrompido após a conclusão do Programa Apollo. O fluxo de calor radiativo no ar foi suficientemente compreendido para garantir o sucesso da Apollo. No entanto, o fluxo de calor radiativo no dióxido de carbono (entrada em Marte) ainda é pouco compreendido e exigirá pesquisas importantes.

Modelo de gás congelado

O modelo de gás congelado descreve um caso especial de um gás que não está em equilíbrio. O nome "gás congelado" pode ser enganoso. Um gás congelado não é "congelado" como gelo é água congelada. Em vez disso, um gás congelado é "congelado" no tempo (considera-se que todas as reações químicas pararam). As reações químicas são normalmente conduzidas por colisões entre moléculas. Se a pressão do gás for lentamente reduzida de modo que as reações químicas possam continuar, o gás pode permanecer em equilíbrio. No entanto, é possível que a pressão do gás seja tão repentinamente reduzida que quase todas as reações químicas param. Para essa situação o gás é considerado congelado.

A distinção entre equilíbrio e congelamento é importante porque é possível que um gás como o ar tenha propriedades significativamente diferentes (velocidade do som, viscosidade etc.) para o mesmo estado termodinâmico; por exemplo, pressão e temperatura. Gás congelado pode ser um problema significativo na esteira atrás de um veículo de entrada. Durante a reentrada, o fluxo de ar livre é comprimido a alta temperatura e pressão pela onda de choque do veículo de entrada. O ar não equilibrado na camada de choque é então transportado para além do lado dianteiro do veículo de entrada para uma região de fluxo em rápida expansão que causa o congelamento. O ar congelado pode então ser arrastado para um vórtice atrás do veículo de entrada. Modelar corretamente o fluxo na esteira de um veículo de entrada é muito difícil. O aquecimento do escudo de proteção térmica (TPS) na parte posterior do veículo geralmente não é muito alto, mas a geometria e a instabilidade da esteira do veículo podem influenciar significativamente a aerodinâmica (momento de inclinação) e particularmente a estabilidade dinâmica.

Sistemas de proteção térmica

Um sistema de proteção térmica , ou TPS, é a barreira que protege uma espaçonave durante o calor escaldante da reentrada atmosférica. Um objetivo secundário pode ser proteger a espaçonave do calor e do frio do espaço enquanto estiver em órbita. Várias abordagens para a proteção térmica de espaçonaves estão em uso, entre elas escudos térmicos ablativos, resfriamento passivo e resfriamento ativo de superfícies de espaçonaves.

Ablativo

Escudo térmico ablativo (após o uso) na cápsula Apollo 12

O escudo térmico ablativo funciona levantando o gás da camada de choque quente para longe da parede externa do escudo térmico (criando uma camada limite mais fria ). A camada limite vem do sopro de produtos de reação gasosos do material de proteção térmica e fornece proteção contra todas as formas de fluxo de calor. O processo geral de redução do fluxo de calor experimentado pela parede externa do escudo térmico por meio de uma camada limite é chamado de bloqueio . A ablação ocorre em dois níveis em um TPS ablativo: a superfície externa do material TPS carboniza, derrete e sublima , enquanto a maior parte do material TPS sofre pirólise e expele os gases do produto. O gás produzido pela pirólise é o que impulsiona o sopro e causa o bloqueio do fluxo de calor convectivo e catalítico. A pirólise pode ser medida em tempo real usando análise termogravimétrica , para que o desempenho ablativo possa ser avaliado. A ablação também pode fornecer bloqueio contra o fluxo de calor radiativo, introduzindo carbono na camada de choque, tornando-a opticamente opaca. O bloqueio do fluxo de calor radiativo foi o principal mecanismo de proteção térmica do material Galileo Probe TPS (carbono fenólico). O carbono fenólico foi originalmente desenvolvido como um material de bocal de foguete (usado no Space Shuttle Solid Rocket Booster ) e para pontas de nariz de veículos de reentrada.

As primeiras pesquisas sobre tecnologia de ablação nos EUA foram centradas no Ames Research Center da NASA , localizado em Moffett Field , Califórnia. O Ames Research Center era ideal, pois tinha vários túneis de vento capazes de gerar velocidades de vento variadas. Os experimentos iniciais geralmente montavam uma maquete do material ablativo a ser analisado dentro de um túnel de vento hipersônico . O teste de materiais ablativos ocorre no Ames Arc Jet Complex. Muitos sistemas de proteção térmica de espaçonaves foram testados nesta instalação, incluindo o Apollo, o ônibus espacial e os materiais de proteção térmica Orion.

Mars Pathfinder durante a montagem final mostrando o aeroshell, anel de cruzeiro e motor de foguete sólido

A condutividade térmica de um determinado material TPS é geralmente proporcional à densidade do material. O carbono fenólico é um material ablativo muito eficaz, mas também possui alta densidade, o que é indesejável. Se o fluxo de calor experimentado por um veículo de entrada for insuficiente para causar pirólise, a condutividade do material TPS pode permitir a condução do fluxo de calor no material da linha de ligação TPS, levando à falha do TPS. Consequentemente, para trajetórias de entrada que causam menor fluxo de calor, o carbono fenólico às vezes é inapropriado e materiais TPS de baixa densidade, como os exemplos a seguir, podem ser melhores escolhas de projeto:

Ablator super leve

SLA em SLA-561V significa ablator superleve . SLA-561V é um ablativo proprietário feito pela Lockheed Martin que tem sido usado como material TPS primário em todos os veículos de entrada esfera-cone de 70° enviados pela NASA para Marte, exceto o Mars Science Laboratory (MSL). O SLA-561V inicia uma ablação significativa com um fluxo de calor de aproximadamente 110 W/cm 2 , mas falhará para fluxos de calor superiores a 300 W/cm 2 . O MSL aeroshell TPS é atualmente projetado para suportar um pico de fluxo de calor de 234 W/cm 2 . O pico de fluxo de calor experimentado pelo aeroshell Viking 1 que pousou em Marte foi de 21 W/cm 2 . Para o Viking 1 , o TPS atuou como um isolante térmico carbonizado e nunca sofreu ablação significativa. Viking 1 foi o primeiro módulo de pouso em Marte e baseado em um design muito conservador. O aeroshell Viking tinha um diâmetro de base de 3,54 metros (o maior usado em Marte até o Mars Science Laboratory). O SLA-561V é aplicado empacotando o material ablativo em um núcleo de favo de mel que é pré-ligado à estrutura do aeroshell, permitindo assim a construção de um grande escudo térmico.

Ablação de carbono impregnado com fenólicos

A cápsula de retorno de amostra Stardust da NASA pousou com sucesso na USAF Utah Range.

O ablator de carbono impregnado com fenólico (PICA), uma pré-forma de fibra de carbono impregnada em resina fenólica , é um material TPS moderno e tem as vantagens de baixa densidade (muito mais leve que o carbono fenólico) juntamente com capacidade ablativa eficiente em alto fluxo de calor. É uma boa escolha para aplicações ablativas, como condições de alto pico de aquecimento encontradas em missões de retorno de amostra ou missões de retorno lunar. A condutividade térmica do PICA é menor do que outros materiais ablativos de alto fluxo de calor, como fenólicos de carbono convencionais.

O PICA foi patenteado pelo NASA Ames Research Center na década de 1990 e foi o principal material TPS para o aeroshell Stardust . A cápsula de retorno de amostra Stardust foi o objeto feito pelo homem mais rápido a reentrar na atmosfera da Terra, a 28.000 mph (cerca de 12,5 km/s) a 135 km de altitude. Isso foi mais rápido que as cápsulas da missão Apollo e 70% mais rápido que o Shuttle. O PICA foi crítico para a viabilidade da missão Stardust, que retornou à Terra em 2006. O escudo térmico da Stardust (0,81 m de diâmetro de base) foi feito de uma peça monolítica dimensionada para suportar uma taxa nominal de pico de aquecimento de 1,2 kW/cm 2 . Um escudo térmico PICA também foi usado para a entrada do Mars Science Laboratory na atmosfera marciana .

PICA-X

Uma versão melhorada e mais fácil de produzir chamada PICA-X foi desenvolvida pela SpaceX em 2006–2010 para a cápsula espacial Dragon . O primeiro teste de reentrada de um escudo térmico PICA-X foi na missão Dragon C1 em 8 de dezembro de 2010. O escudo térmico PICA-X foi projetado, desenvolvido e totalmente qualificado por uma pequena equipe de uma dúzia de engenheiros e técnicos em menos de quatro anos. . O PICA-X é dez vezes mais barato de fabricar do que o material de proteção térmica NASA PICA.

PICA-3

Uma segunda versão aprimorada do PICA - chamada PICA-3 - foi desenvolvida pela SpaceX em meados da década de 2010. Foi o primeiro voo testado na espaçonave Crew Dragon em 2019 durante a missão de demonstração de voo , em abril de 2019, e colocado em serviço regular nessa espaçonave em 2020.

SIRCA

Aeroshell do impactor Deep Space 2 , um clássico cone de esfera de 45° com corpo posterior de seção esférica, permitindo estabilidade aerodinâmica desde a entrada na atmosfera até o impacto na superfície

O ablator de cerâmica reutilizável impregnado de silicone (SIRCA) também foi desenvolvido no NASA Ames Research Center e foi usado no Backshell Interface Plate (BIP) dos aeroshells Mars Pathfinder e Mars Exploration Rover (MER). O BIP estava nos pontos de fixação entre o backshell do aeroshell (também chamado de afterbody ou tampa traseira) e o anel de cruzeiro (também chamado de estágio de cruzeiro). O SIRCA também foi o principal material TPS para as sondas de impacto de Marte Deep Space 2 (DS/2) malsucedidas com seus aeroshells de 0,35 metros de diâmetro de base (1,1 pés). SIRCA é um material isolante monolítico que pode fornecer proteção térmica por meio de ablação. É o único material TPS que pode ser usinado em formas personalizadas e depois aplicado diretamente na espaçonave. Não há pós-processamento, tratamento térmico ou revestimentos adicionais necessários (ao contrário dos ladrilhos do Ônibus Espacial). Como o SIRCA pode ser usinado em formas precisas, ele pode ser aplicado como ladrilhos, seções de borda de ataque, tampas de nariz completo ou em qualquer número de formas ou tamanhos personalizados. A partir de 1996, o SIRCA foi demonstrado em aplicações de interface backshell, mas ainda não como um material TPS de forebody.

AVCOAT

AVCOAT é um escudo térmico ablativo especificado pela NASA , um epóxi preenchido com vidro - sistema novolac .

A NASA o usou originalmente para o módulo de comando Apollo na década de 1960 e, em seguida, utilizou o material para sua próxima geração além do módulo de tripulação Orion da órbita baixa da Terra , que voou pela primeira vez em um teste de dezembro de 2014 e depois operacionalmente em novembro de 2022. O Avcoat será usado no Orion foi reformulado para atender a legislação ambiental aprovada desde o fim da Apollo.

Imersão térmica

A imersão térmica faz parte de quase todos os esquemas de TPS. Por exemplo, um escudo térmico ablativo perde a maior parte de sua eficácia de proteção térmica quando a temperatura da parede externa cai abaixo do mínimo necessário para a pirólise. A partir desse momento até o final do pulso de calor, o calor da camada de choque convexa na parede externa do escudo de calor e acabaria por ser conduzido para a carga útil. Este resultado pode ser evitado ejetando o protetor de calor (com sua absorção de calor) antes que o calor seja conduzido para a parede interna.

Isolamento refratário

O astronauta Andrew SW Thomas observa de perto os ladrilhos do TPS sob o ônibus espacial Atlantis .
Azulejos pretos rígidos LI-900 foram usados ​​no Ônibus Espacial .

O isolamento refratário mantém o calor na camada mais externa da superfície da espaçonave, onde é conduzido pelo ar. A temperatura da superfície sobe para níveis incandescentes, portanto o material deve ter um ponto de fusão muito alto e também deve exibir uma condutividade térmica muito baixa. Materiais com essas propriedades tendem a ser quebradiços, delicados e difíceis de fabricar em tamanhos grandes, de modo que geralmente são fabricados como ladrilhos relativamente pequenos que são fixados à pele estrutural da espaçonave. Existe uma compensação entre tenacidade e condutividade térmica: materiais menos condutores são geralmente mais frágeis. O ônibus espacial usava vários tipos de ladrilhos. As telhas também são usadas no Boeing X-37 e nos projetos Dream Chaser e SpaceX Starship .

Como o isolamento não pode ser perfeito, parte da energia térmica é armazenada no isolamento e no material subjacente ("imersão térmica") e deve ser dissipada depois que a espaçonave sai do regime de vôo de alta temperatura. Parte desse calor irradiará novamente pela superfície ou será levado para fora da superfície por convecção, mas parte aquecerá a estrutura e o interior da espaçonave, o que pode exigir resfriamento ativo após o pouso.

Típicas telhas TPS de Ônibus Espacial ( LI-900 ) têm notáveis ​​propriedades de proteção térmica. Uma placa LI-900 exposta a uma temperatura de 1.000 K de um lado permanecerá apenas quente ao toque do outro lado. No entanto, eles são relativamente quebradiços e quebram facilmente e não podem sobreviver à chuva durante o vôo.

Resfriado passivamente

O projeto da cápsula Mercury (mostrado aqui com sua torre de escape ) originalmente usava um TPS resfriado por radiação, mas foi posteriormente convertido em um TPS ablativo.

Em alguns primeiros RVs de mísseis balísticos (por exemplo, o Mk-2 e a espaçonave suborbital Mercury ) , TPS resfriados radiativamente foram usados ​​para inicialmente absorver o fluxo de calor durante o pulso de calor e, depois do pulso de calor, irradiar e convectar o calor armazenado de volta para a atmosfera. No entanto, a versão anterior dessa técnica exigia uma quantidade considerável de TPS metálico (por exemplo, titânio , berílio , cobre , etc.). Os designers modernos preferem evitar essa massa adicional usando TPS ablativo e de imersão térmica.

Os sistemas de proteção térmica que dependem da emissividade usam revestimentos de alta emissividade (HECs) para facilitar o resfriamento radiativo , enquanto uma camada de cerâmica porosa subjacente serve para proteger a estrutura das altas temperaturas da superfície. Altos valores de emissividade termicamente estáveis, juntamente com baixa condutividade térmica, são a chave para a funcionalidade de tais sistemas.

TPS refrigerado por radiação pode ser encontrado em veículos de entrada modernos, mas carbono-carbono reforçado (RCC) (também chamado de carbono-carbono ) é normalmente usado em vez de metal. O RCC era o material TPS no cone do nariz do ônibus espacial e nos bordos de ataque das asas, e também foi proposto como o material de ponta para o X-33 . O carbono é o material mais refratário conhecido, com uma temperatura de sublimação de uma atmosfera de 3.825 ° C (6.917 ° F) para o grafite. Essa alta temperatura fez do carbono uma escolha óbvia como material TPS resfriado por radiação. As desvantagens do RCC são que atualmente é caro de fabricar, é pesado e carece de resistência robusta ao impacto.

Algumas aeronaves de alta velocidade , como o SR-71 Blackbird e o Concorde , lidam com aquecimento semelhante ao experimentado por espaçonaves, mas em intensidade muito menor e por horas a fio. Estudos da pele de titânio do SR-71 revelaram que a estrutura de metal foi restaurada à sua resistência original por meio de recozimento devido ao aquecimento aerodinâmico. No caso do Concorde, o nariz de alumínio foi permitido atingir uma temperatura operacional máxima de 127 °C (261 °F) (aproximadamente 180 °C (324 °F) mais quente que o ar ambiente normalmente abaixo de zero); as implicações metalúrgicas (perda de têmpera ) que estariam associadas a uma temperatura de pico mais alta foram os fatores mais significativos na determinação da velocidade máxima da aeronave.

Um TPS refrigerado radiativamente para um veículo de entrada é freqüentemente chamado de TPS de metal quente . Os primeiros projetos de TPS para o ônibus espacial exigiam um TPS de metal quente baseado em uma superliga de níquel (apelidada de René 41 ) e telhas de titânio. Este conceito Shuttle TPS foi rejeitado, porque se acreditava que um TPS baseado em sílica envolveria menores custos de desenvolvimento e fabricação. Um TPS de superliga de níquel foi novamente proposto para o protótipo malsucedido de estágio único para órbita (SSTO) do X-33 .

Recentemente, foram desenvolvidos novos materiais TPS resfriados por radiação que podem ser superiores ao RCC. Conhecidas como Ultra-High Temperature Ceramics , elas foram desenvolvidas para o protótipo do veículo Slender Hypervelocity Aerothermodynamic Research Probe (SHARP). Esses materiais TPS são baseados em diboreto de zircônio e diboreto de háfnio . O SHARP TPS sugeriu melhorias de desempenho que permitem vôo sustentado Mach 7 ao nível do mar, vôo Mach 11 em altitudes de 100.000 pés (30.000 m) e melhorias significativas para veículos projetados para vôo hipersônico contínuo. Os materiais SHARP TPS permitem bordas de ataque afiadas e cones de nariz para reduzir significativamente o arrasto para aviões espaciais com propulsão de ciclo combinado e corpos de elevação de respiração aérea. Os materiais SHARP exibiram características efetivas de TPS de zero a mais de 2.000 °C (3.630 °F), com pontos de fusão acima de 3.500 °C (6.330 °F). Eles são estruturalmente mais fortes que o RCC e, portanto, não requerem reforço estrutural com materiais como o Inconel. Os materiais SHARP são extremamente eficientes em reirradiar o calor absorvido, eliminando assim a necessidade de TPS adicional atrás e entre os materiais SHARP e a estrutura convencional do veículo. A NASA inicialmente financiou (e descontinuou) um programa de P&D multifásico através da Universidade de Montana em 2001 para testar materiais SHARP em veículos de teste.

Resfriado ativamente

Vários designs avançados de naves espaciais reutilizáveis ​​e aeronaves hipersônicas foram propostos para empregar escudos térmicos feitos de ligas metálicas resistentes à temperatura que incorporam um refrigerante ou combustível criogênico circulando através deles.

Tal conceito de TPS foi proposto para o X-30 National Aerospace Plane (NASP) em meados dos anos 80. O NASP deveria ter sido uma aeronave hipersônica movida a scramjet , mas falhou no desenvolvimento.

Em 2005 e 2012, duas naves elevatórias não tripuladas com cascos ativamente refrigerados foram lançadas como parte do Experimento Alemão de Voo Sharp Edge (SHEFEX).

No início de 2019, a SpaceX estava desenvolvendo um escudo térmico resfriado ativamente para sua espaçonave Starship , onde uma parte do sistema de proteção térmica será um design de revestimento externo resfriado por transpiração para a nave espacial de reentrada. No entanto, a SpaceX abandonou essa abordagem em favor de uma versão moderna de blocos de proteção térmica no final de 2019.

No início dos anos 1960, vários sistemas TPS foram propostos para usar água ou outro líquido de resfriamento pulverizado na camada de choque ou passado por canais no escudo térmico. As vantagens incluíam a possibilidade de mais designs totalmente metálicos que seriam mais baratos de desenvolver, mais robustos e eliminariam a necessidade de tecnologia classificada e desconhecida. As desvantagens são maior peso e complexidade e menor confiabilidade. O conceito nunca voou, mas uma tecnologia semelhante (o bocal plugue) passou por extensos testes de solo.

entrada propulsiva

Combustível permitido, nada impede que um veículo entre na atmosfera com uma queima retrógrada do motor, que tem o duplo efeito de desacelerar o veículo muito mais rápido do que o arrasto atmosférico sozinho, e forçar o ar quente comprimido para longe do corpo do veículo. Durante a reentrada, o primeiro estágio do SpaceX Falcon 9 realiza uma queima de entrada para desacelerar rapidamente de sua velocidade hipersônica inicial.

entrada emplumada

Em 2004, o projetista de aeronaves Burt Rutan demonstrou a viabilidade de um aerofólio que muda de forma para reentrada com o suborbital SpaceShipOne . As asas nesta embarcação giram para cima na configuração emplumada que fornece um efeito de peteca . Assim, a SpaceShipOne consegue muito mais arrasto aerodinâmico na reentrada sem experimentar cargas térmicas significativas.

A configuração aumenta o arrasto, já que a nave agora é menos aerodinâmica e resulta em mais partículas de gás atmosférico atingindo a espaçonave em altitudes mais altas do que de outra forma. A aeronave, portanto, desacelera mais em camadas atmosféricas mais altas, o que é a chave para uma reentrada eficiente. Em segundo lugar, a aeronave se orientará automaticamente nesse estado para uma atitude de alto arrasto.

No entanto, a velocidade alcançada pela SpaceShipOne antes da reentrada é muito menor do que a de uma espaçonave orbital, e os engenheiros, incluindo Rutan, reconhecem que uma técnica de reentrada com penas não é adequada para o retorno da órbita.

Em 4 de maio de 2011, o primeiro teste no SpaceShipTwo do mecanismo de embandeiramento foi feito durante um voo planado após o lançamento do White Knight Two. A implantação prematura do sistema de embandeiramento foi responsável pelo acidente do VSS Enterprise em 2014 , no qual a aeronave se desintegrou, matando o copiloto.

A reentrada emplumada foi descrita pela primeira vez por Dean Chapman da NACA em 1958. Na seção de seu relatório sobre Entrada Composta , Chapman descreveu uma solução para o problema usando um dispositivo de alto arrasto:

Pode ser desejável combinar entrada de levantamento e não levantamento para obter algumas vantagens... Para manobrabilidade de pouso, obviamente é vantajoso empregar um veículo de levantamento. O calor total absorvido por um veículo de elevação, no entanto, é muito maior do que para um veículo sem elevação... Veículos sem elevação podem ser construídos mais facilmente... empregando, por exemplo, um grande e leve dispositivo de arrasto... dispositivo, menor é a taxa de aquecimento.

Veículos sem elevação com estabilidade de peteca são vantajosos também do ponto de vista dos requisitos mínimos de controle durante a entrada.

... um tipo de entrada composto evidente, que combina algumas das características desejáveis ​​de trajetórias de elevação e não elevação, seria entrar primeiro sem elevação, mas com um... dispositivo de arrasto; então, quando a velocidade é reduzida a um certo valor... o dispositivo é alijado ou retraído, deixando um veículo de elevação... para o restante da descida.

Entrada de proteção térmica inflável

A desaceleração para reentrada atmosférica, especialmente para missões de retorno a Marte de alta velocidade, se beneficia da maximização da "área de arrasto do sistema de entrada. Quanto maior o diâmetro do aeroshell, maior pode ser a carga útil". Um aeroshell inflável fornece uma alternativa para aumentar a área de arrasto com um design de baixa massa.

Rússia

Esse escudo inflável / aerofreio foi projetado para os penetradores da missão Mars 96 . Como a missão falhou devido ao mau funcionamento do lançador, o NPO Lavochkin e a DASA/ESA projetaram uma missão para a órbita da Terra. O demonstrador Inflatable Reentry and Descent Technology (IRDT) foi lançado na Soyuz-Fregat em 8 de fevereiro de 2000. O escudo inflável foi projetado como um cone com dois estágios de inflação. Embora o segundo estágio do escudo não tenha inflado, o demonstrador sobreviveu à reentrada orbital e foi recuperado. As missões subsequentes voadas no foguete Volna falharam devido à falha do lançador.

Os engenheiros da NASA verificam o IRVE.

NASA IRVE

A NASA lançou uma espaçonave experimental com escudo térmico inflável em 17 de agosto de 2009 com o primeiro voo de teste bem-sucedido do Experimento de Veículo de Reentrada Inflável (IRVE). O escudo térmico foi embalado a vácuo em uma cobertura de carga útil de 15 polegadas de diâmetro (38 cm) e lançado em um foguete de sondagem Black Brant 9 do Wallops Flight Facility da NASA em Wallops Island, Virgínia. "O nitrogênio inflou o escudo térmico de 10 pés de diâmetro (3,0 m), feito de várias camadas de tecido [ Kevlar ] revestido de silicone , para uma forma de cogumelo no espaço vários minutos após a decolagem." O apogeu do foguete estava a uma altitude de 131 milhas (211 km), onde começou sua descida para velocidade supersônica. Menos de um minuto depois, o escudo foi liberado de sua cobertura para inflar a uma altitude de 124 milhas (200 km). A inflação do escudo levou menos de 90 segundos.

NASA HIAD

Após o sucesso dos experimentos iniciais do IRVE, a NASA desenvolveu o conceito no mais ambicioso Desacelerador Aerodinâmico Inflável Hipersônico (HIAD). O projeto atual tem a forma de um cone raso, com a estrutura construída como uma pilha de tubos inflados circulares de diâmetro maior gradualmente crescente. A face frontal (convexa) do cone é coberta por um sistema flexível de proteção térmica robusto o suficiente para suportar as tensões de entrada (ou reentrada) atmosférica.

Em 2012, um HIAD foi testado como Inflatable Reentry Vehicle Experiment 3 (IRVE-3) usando um foguete de sondagem suborbital e funcionou.

Veja também Low-Density Supersonic Decelerator , um projeto da NASA com testes em 2014 e 2015 de um SIAD-R de 6m de diâmetro.

LOFTID

Um veículo de reentrada inflável de 6 metros (20 pés), Low-Earth Orbit Flight Test of an Inflatable Decelerator ( LOFTID ), foi lançado em novembro de 2022, inflado em órbita, reentrou mais rápido que Mach 25 e foi recuperado com sucesso em 10 de novembro.

Considerações sobre o design do veículo de entrada

Existem quatro parâmetros críticos considerados ao projetar um veículo para entrada na atmosfera:

  1. Pico do fluxo de calor
  2. Carga de calor
  3. Pico de desaceleração
  4. Pico de pressão dinâmica

O fluxo de calor máximo e a pressão dinâmica selecionam o material TPS. A carga de calor seleciona a espessura da pilha de material TPS. A desaceleração máxima é de grande importância para missões tripuladas. O limite superior para retorno tripulado à Terra a partir da órbita baixa da Terra (LEO) ou retorno lunar é de 10 g . Para a entrada na atmosfera marciana após longa exposição à gravidade zero, o limite superior é de 4 g . A pressão dinâmica de pico também pode influenciar a seleção do material TPS mais externo se a fragmentação for um problema.

Partindo do princípio do projeto conservador , o engenheiro normalmente considera duas trajetórias de pior caso , as trajetórias de ultrapassagem e ultrapassagem. A trajetória de ultrapassagem é normalmente definida como o ângulo de velocidade de entrada mais raso permitido antes do salto atmosférico . A trajetória de ultrapassagem tem a maior carga de calor e define a espessura do TPS. A trajetória de undershoot é definida pela trajetória mais íngreme permitida. Para missões tripuladas, o ângulo de entrada mais acentuado é limitado pelo pico de desaceleração. A trajetória de undershoot também tem o maior pico de fluxo de calor e pressão dinâmica. Consequentemente, a trajetória do undershoot é a base para a seleção do material TPS. Não existe um material TPS "tamanho único". Um material TPS ideal para alto fluxo de calor pode ser muito condutor (muito denso) para uma carga de calor de longa duração. Um material TPS de baixa densidade pode não ter resistência à tração para resistir à fragmentação se a pressão dinâmica for muito alta. Um material TPS pode funcionar bem para um pico de fluxo de calor específico, mas falha catastroficamente para o mesmo pico de fluxo de calor se a pressão da parede for significativamente aumentada (isso aconteceu com a espaçonave de teste R-4 da NASA). Os materiais TPS mais antigos tendem a ser mais trabalhosos e caros de fabricar em comparação com os materiais modernos. No entanto, os materiais TPS modernos geralmente carecem do histórico de voo dos materiais mais antigos (uma consideração importante para um projetista avesso ao risco).

Com base na descoberta de Allen e Eggers, o embotamento máximo do aeroshell (arrasto máximo) produz massa TPS mínima. A franqueza máxima (coeficiente balístico mínimo) também produz uma velocidade terminal mínima na altitude máxima (muito importante para Marte EDL, mas prejudicial para RVs militares). No entanto, há um limite superior para o embotamento imposto por considerações de estabilidade aerodinâmica com base no desprendimento da onda de choque . Uma onda de choque permanecerá presa à ponta de um cone agudo se o meio-ângulo do cone estiver abaixo de um valor crítico. Esse semiângulo crítico pode ser estimado usando a teoria dos gases perfeitos (essa instabilidade aerodinâmica específica ocorre abaixo das velocidades hipersônicas). Para uma atmosfera de nitrogênio (Terra ou Titã), o meio-ângulo máximo permitido é de aproximadamente 60°. Para uma atmosfera de dióxido de carbono (Marte ou Vênus), o meio-ângulo máximo permitido é de aproximadamente 70°. Após o desprendimento da onda de choque, um veículo de entrada deve transportar significativamente mais gás da camada de choque em torno do ponto de estagnação da borda de ataque (o limite subsônico). Consequentemente, o centro aerodinâmico move-se a montante, causando instabilidade aerodinâmica. É incorreto reaplicar um projeto de aeroshell destinado à entrada em Titã ( sonda Huygens em uma atmosfera de nitrogênio) para entrada em Marte ( Beagle 2 em uma atmosfera de dióxido de carbono). Antes de ser abandonado, o programa de pouso soviético em Marte conseguiu um pouso bem-sucedido ( Mars 3 ), na segunda das três tentativas de entrada (as outras foram Mars 2 e Mars 6 ). As sondas soviéticas de Marte foram baseadas em um design aeroshell de meio ângulo de 60°.

Uma esfera-cone de meio ângulo de 45° é normalmente usada para sondas atmosféricas (pouso na superfície não pretendido), mesmo que a massa do TPS não seja minimizada. A justificativa para um meio-ângulo de 45° é ter estabilidade aerodinâmica desde a entrada até o impacto (o escudo térmico não é descartado) ou um pulso de calor curto e agudo seguido de imediato descarte do escudo térmico. Um projeto esfera-cone de 45° foi usado com o impactador DS/2 Mars e as sondas Pioneer Venus .

Acidentes de entrada atmosférica notáveis

janela de reentrada
  1. Atrito com ar
  2. Em vôo aéreo
  3. Ângulo inferior de expulsão
  4. Perpendicular ao ponto de entrada
  5. Excesso de fricção 6,9° a 90°
  6. Repulsão de 5,5° ou menos
  7. Atrito de explosão
  8. Plano tangente ao ponto de entrada

Nem todas as reentradas atmosféricas foram completamente bem-sucedidas:

  • Voskhod 2  – O módulo de serviço não se desprendeu por algum tempo, mas a tripulação sobreviveu.
  • Soyuz 5  – O módulo de serviço falhou ao se desprender, mas a tripulação sobreviveu.
  • Apollo 15  - Um dos três pára-quedas de vela anelada falhou durante o pouso no oceano, provavelmente danificado quando a espaçonave liberou o excesso de combustível de controle. A espaçonave foi projetada para pousar com segurança com apenas dois pára-quedas, e a tripulação não se feriu.
  • Mars Polar Lander  – falhou durante o EDL. Acreditava-se que a falha era consequência de um erro de software. A causa precisa é desconhecida por falta de telemetria em tempo real .
  • Ônibus espacial Columbia STS-1  - uma combinação de danos de lançamento, preenchimento de lacunas salientes e erro de instalação de ladrilhos resultou em sérios danos ao orbitador, apenas alguns dos quais a tripulação estava ciente. Se a tripulação soubesse a verdadeira extensão dos danos antes de tentar a reentrada, eles teriam levado o ônibus espacial a uma altitude segura e então saltado. No entanto, a reentrada foi bem-sucedida e o orbitador procedeu a um pouso normal.
  • Ônibus Espacial Atlantis STS-27  – O isolamento da tampa do nariz do propulsor de foguete sólido de estibordo atingiu o orbitador durante o lançamento, causando danos significativos aos ladrilhos. Isso desalojou um ladrilho completamente, sobre uma placa de montagem de alumínio para uma antena TACAN. A antena sofreu danos extremos de calor, mas impediu que o gás quente penetrasse na carroceria do veículo.
Veículo de entrada do Genesis após o acidente
  • Genesis  - O pára-quedas falhou ao abrir devido a um G-switch ter sido instalado ao contrário (um erro semelhante atrasou a abertura do pára-quedas para o Galileo Probe ). Consequentemente, o veículo de entrada do Gênesis caiu no chão do deserto. A carga foi danificada, mas a maioria dos dados científicos foram recuperáveis.
  • Soyuz TMA-11  – O módulo de propulsão da Soyuz não se separou corretamente; foi executada uma reentrada balística de fallback que submeteu a tripulação a acelerações de cerca de 8 gravidades padrão (78 m/s 2 ). A tripulação sobreviveu.

Algumas reentradas resultaram em desastres significativos:

  • Soyuz 1  – O sistema de controle de atitude falhou ainda em órbita e os pára-quedas posteriores ficaram presos durante a sequência de pouso de emergência (falha de entrada, descida e pouso (EDL)). O cosmonauta solitário Vladimir Mikhailovich Komarov morreu.
  • Soyuz 11  – Durante a separação do tri-módulo, um selo de válvula foi aberto pelo choque, despressurizando o módulo de descida, a tripulação de três asfixiada no espaço minutos antes da reentrada.
  • STS-107  – A falha de um painel de carbono-carbono reforçado no bordo de ataque de uma asa causada pelo impacto de detritos no lançamento levou à quebra do orbitador na reentrada, resultando na morte de todos os sete tripulantes.

Entradas descontroladas e desprotegidas

Dos satélites que reentram, é provável que aproximadamente 10 a 40% da massa do objeto atinja a superfície da Terra. Em média, cerca de um objeto catalogado reentra por dia.

Devido à superfície da Terra ser principalmente água, a maioria dos objetos que sobrevivem à reentrada pousam em um dos oceanos do mundo. As chances estimadas de que uma determinada pessoa seja atingida e ferida durante sua vida é de cerca de 1 em um trilhão.

Em 24 de janeiro de 1978, o soviético Kosmos 954 (3.800 kg [8.400 lb]) reentrou e caiu perto de Great Slave Lake nos Territórios do Noroeste do Canadá. O satélite era movido a energia nuclear e deixou detritos radioativos perto de seu local de impacto.

Em 11 de julho de 1979, a estação espacial US Skylab (77.100 kg [170.000 lb]) reentrou e espalhou detritos pelo Outback australiano . A reentrada foi um grande evento de mídia em grande parte devido ao incidente do Cosmos 954, mas não visto tanto como um desastre potencial, uma vez que não carregava combustível nuclear tóxico ou hidrazina . A NASA originalmente esperava usar uma missão do Ônibus Espacial para estender sua vida ou permitir uma reentrada controlada, mas atrasos no programa do Ônibus Espacial, além de atividade solar inesperadamente alta, tornaram isso impossível.

Em 7 de fevereiro de 1991, a estação espacial soviética Salyut 7 (19.820 kg [43.700 lb]), com o módulo Kosmos 1686 (20.000 kg [44.000 lb]) anexada, reentrou e espalhou detritos sobre a cidade de Capitán Bermúdez , Argentina. A estação foi impulsionada para uma órbita mais alta em agosto de 1986 em uma tentativa de mantê-la até 1994, mas em um cenário semelhante ao Skylab, o ônibus planejado de Buran foi cancelado e a alta atividade solar fez com que caísse antes do esperado.

Em 7 de setembro de 2011, a NASA anunciou a iminente reentrada descontrolada do Satélite de Pesquisa da Atmosfera Superior (6.540 kg [14.420 lb]) e observou que havia um pequeno risco para o público. O satélite desativado voltou a entrar na atmosfera em 24 de setembro de 2011, e presume-se que alguns pedaços tenham caído no Oceano Pacífico Sul sobre um campo de destroços de 800 km de comprimento.

Em 1º de abril de 2018, a estação espacial chinesa Tiangong-1 (8.510 kg [18.760 lb]) reentrou no Oceano Pacífico, a meio caminho entre a Austrália e a América do Sul. O Escritório de Engenharia Espacial Tripulada da China pretendia controlar a reentrada, mas perdeu a telemetria e o controle em março de 2017.

Em 11 de maio de 2020, o estágio principal do Chinese Long March 5B ( COSPAR ID 2020-027C) pesando aproximadamente 20.000 kg [44.000 lb]) fez uma reentrada descontrolada sobre o Oceano Atlântico, perto da costa oeste africana. Poucos pedaços de destroços de foguetes sobreviveram à reentrada e caíram sobre pelo menos duas aldeias na Costa do Marfim .

Em 8 de maio de 2021, o estágio principal do Chinese Long March 5B ( COSPAR ID 2021-0035B) pesando 23.000 kg [51.000 lb]) fez uma reentrada descontrolada, a oeste das Maldivas, no Oceano Índico (aproximadamente 72,47 ° E de longitude e latitude 2,65°N). Testemunhas relataram destroços de foguetes tão distantes quanto a península arábica.

Espera-se que os Dispositivos de Balanço de Massa de Cruzeiro (CMBDs) da missão Mars 2020 , que são ejetados antes da espaçonave entrar na atmosfera, sobrevivam à reentrada e impactem a superfície na quinta-feira, 18 de fevereiro de 2021. Os CMBDs têm 77 kg de tungstênio blocos usados ​​para ajustar a trajetória da espaçonave antes da entrada. A equipe científica de outra missão da NASA, InSight , anunciou no início de 2021 que tentaria detectar as ondas sísmicas desse evento de impacto.

Em 2022, foi confirmado que os detritos espaciais que pousaram em New South Wales , Austrália , eram da seção despressurizada do tronco da espaçonave SpaceX Crew-1 Crew Dragon , lançada na Estação Espacial Internacional em novembro de 2020.

Eliminação de débito

A Salyut 1 , a primeira estação espacial do mundo, foi deliberadamente retirada de órbita no Oceano Pacífico em 1971 após o acidente da Soyuz 11 . Sua sucessora, a Salyut 6 , também foi retirada de órbita de maneira controlada.

Em 4 de junho de 2000, o Compton Gamma Ray Observatory foi deliberadamente retirado de órbita depois que um de seus giroscópios falhou. Os detritos que não queimaram caíram inofensivamente no Oceano Pacífico. O observatório ainda estava operacional, mas a falha de outro giroscópio tornaria a saída de órbita muito mais difícil e perigosa. Com alguma controvérsia, a NASA decidiu no interesse da segurança pública que um acidente controlado era preferível a deixar a nave cair aleatoriamente.

Em 2001, a estação espacial russa Mir foi deliberadamente retirada de órbita e se desfez da maneira esperada pelo centro de comando durante a reentrada atmosférica. Mir entrou na atmosfera da Terra em 23 de março de 2001, perto de Nadi , Fiji , e caiu no sul do Oceano Pacífico.

Em 21 de fevereiro de 2008, um satélite espião dos EUA desativado , USA-193 , foi atingido a uma altitude de aproximadamente 246 quilômetros (153 mi) por um míssil SM-3 disparado do cruzador da Marinha dos EUA , Lake Erie , na costa do Havaí . O satélite estava inoperante, não tendo conseguido atingir a órbita pretendida quando foi lançado em 2006. Devido à sua órbita em rápida deterioração, estava destinado a uma reentrada descontrolada dentro de um mês. O Departamento de Defesa dos EUA expressou preocupação de que o tanque de combustível de 1.000 libras (450 kg) contendo hidrazina altamente tóxica possa sobreviver à reentrada para atingir a superfície da Terra intacta. Vários governos, incluindo os da Rússia, China e Belarus , protestaram contra a ação como uma demonstração velada das capacidades anti-satélite dos EUA. A China já havia causado um incidente internacional quando testou um míssil anti-satélite em 2007.

Entradas atmosféricas bem-sucedidas de velocidades orbitais

Reentrada orbital tripulada, por país/entidade governamental

Reentrada orbital tripulada, por entidade comercial

Reentrada orbital não tripulada, por país/entidade governamental

IXV uma vez pousou

Reentrada orbital não tripulada, por entidade comercial

Entradas atmosféricas selecionadas

Esta lista inclui algumas entradas atmosféricas notáveis ​​nas quais a espaçonave não deveria ser recuperada, mas foi destruída na atmosfera.

nave espacial
ano de reentrada
Phobos-Grunt 2012
ROSAT 2011
UARS 2011
Mir 2001
Skylab 1979

Galeria

Veja também

Referências

Leitura adicional

  • Launius, Roger D.; Jenkins, Dennis R. (10 de outubro de 2012). Voltando para casa: reentrada e recuperação do espaço . NASA. ISBN 9780160910647. OCLC  802182873 . Acesso em 21 de agosto de 2014 .
  • Martin, John J. (1966). Entrada atmosférica – uma introdução à sua ciência e engenharia . Old Tappan, Nova Jersey: Prentice-Hall.
  • Regan, Frank J. (1984). Dinâmica de Veículos de Reentrada (Série Educacional AIAA) . Nova York: Instituto Americano de Aeronáutica e Astronáutica, Inc. ISBN 978-0-915928-78-1.
  • Etkin, Bernard (1972). Dinâmica do Voo Atmosférico . Nova York: John Wiley & Sons, Inc. ISBN 978-0-471-24620-6.
  • Vincenti, Walter G.; Kruger Jr, Charles H. (1986). Introdução à Dinâmica Física dos Gás . Malabar, Flórida: Robert E. Krieger Publishing Co. ISBN 978-0-88275-309-6.
  • Hansen, C. Frederick (1976). Física Molecular de Gases de Equilíbrio, Um Manual para Engenheiros . NASA. Código Bib : 1976mpeg.book .....H . NASA SP-3096.
  • Hayes, Wallace D.; Probstein, Ronald F. (1959). Teoria do Fluxo Hipersônico . Nova York e Londres: Academic Press.Uma versão revisada deste texto clássico foi reeditada como um livro de bolso barato: Hayes, Wallace D. (1966). Fluxo Invíscido Hipersônico . Mineola, Nova York: Dover Publications. ISBN 978-0-486-43281-6.reeditado em 2004
  • Anderson, John D. Jr. (1989). Dinâmica de Gás Hipersônico e de Alta Temperatura . Nova York: McGraw-Hill, Inc. ISBN 978-0-07-001671-2.

links externos