Aeroshell - Aeroshell

Viking 1 Aeroshell

Ein Aeroshell ist eine starre wärmt geschirmten Hülle, die durch Verzögerungs- und schützt ein Raumfahrzeug Fahrzeug von Druck, Wärme und möglichen Ablagerungen geschaffen hilft drag bei Wiedereintritt (siehe stumpfen Körper Theorie ). Seine Hauptkomponenten bestehen aus einem Hitzeschild (dem Vorderkörper) und einer Rückenschale. Der Hitzeschild absorbiert Wärme, die durch die Luftkompression vor dem Raumfahrzeug beim Eintritt in die Atmosphäre entsteht. Die hintere Schale trägt die angelieferte Last, zusammen mit wichtigen Komponenten wie einem Fallschirm , Raketentriebwerken und einer Überwachungselektronik wie einer Trägheitsmesseinheit , die die Ausrichtung der Schale während des Fallschirm-verlangsamten Abstiegs überwacht.

Sein Zweck wird während des EDL- oder Entry-, Descent- und Landing- Prozesses der Mission eines Raumfahrzeugs verwendet. Erstens bremst die Aeroshell das Raumfahrzeug ab, wenn es in die Atmosphäre des Planeten eindringt. Der Hitzeschild absorbiert die entstehende Reibung. Beim Abstieg wird der Fallschirm ausgefahren und der Hitzeschild abgenommen. Raketen, die sich an der hinteren Schale befinden, werden gezündet, um den Abstieg des Raumfahrzeugs zu verringern. Airbags werden auch aufgeblasen, um den Aufprall abzufedern. Das Raumschiff prallt direkt nach dem ersten Aufprall auf der Oberfläche des Planeten ab. Die Landerblätter des Raumfahrzeugs werden entfaltet, nachdem die Airbags entleert und eingezogen wurden. Die Kommunikation während dieses gesamten Prozesses wird von der Missionssteuerung und dem eigentlichen Raumfahrzeug durch Antennen mit geringer Verstärkung, die an der Rückschale und an sich selbst angebracht sind, hin und her übertragen. Während der Einfahrt, des Abstiegs und der Anlegestelle werden Töne zurück zur Erde gesendet, um den Erfolg oder Misserfolg jedes dieser kritischen Schritte mitzuteilen.

Aeroshells sind eine Schlüsselkomponente von Raumsonden, die intakt auf der Oberfläche eines Objekts mit Atmosphäre landen müssen . Sie wurden bei allen Missionen verwendet, die Nutzlasten zur Erde zurückbringen (wenn man das Wärmeschutzsystem des Space Shuttle als Aeroshell zählt). Sie werden auch für alle Landemissionen zu Mars, Venus, Titan und (im extremsten Fall) der Galileo-Sonde zum Jupiter verwendet.

Komponenten

Die Aeroshell besteht aus zwei Hauptkomponenten: dem Hitzeschild , oder Forebody, der sich an der Vorderseite der Aeroshell befindet, und der Back Shell, die sich an der Rückseite der Aeroshell befindet. Der Hitzeschild der Aeroshell ist während des atmosphärischen Eintritts eines Raumfahrzeugs in die Ram-Richtung (vorwärts) gerichtet und ermöglicht es ihm, die hohe Hitze zu absorbieren, die durch die Kompression der Luft vor dem Raumfahrzeug entsteht. Die Backshell fungiert als Finalizer für die Kapselung der Nutzlast. Die Backshell enthält typischerweise einen Fallschirm , pyrotechnische Vorrichtungen zusammen mit ihrer Elektronik und Batterien, eine Trägheitsmesseinheit und andere Hardware, die für den Eintritt, den Abstieg und die Landesequenz der jeweiligen Mission benötigt wird. Der Fallschirm befindet sich an der Spitze der Rückenschale und verlangsamt das Raumfahrzeug während der EDL. Das pyrotechnische Kontrollsystem löst Geräte wie Nüsse, Raketen und den Fallschirmmörser aus. Die Trägheitsmesseinheit meldet die Ausrichtung der Rückenschale, während sie unter dem Fallschirm schwingt. Retroraketen, falls ausgerüstet, können den endgültigen Abstieg und die Landung des Raumfahrzeugs unterstützen; alternativ oder zusätzlich kann ein Lander Retroraketen haben, die auf seinem eigenen Körper für den Endabstieg und die Landung montiert sind (nachdem die Backshell abgeworfen wurde). Andere Raketen können so ausgestattet sein, dass sie der hinteren Schale eine horizontale Kraft verleihen, was dazu beiträgt, sie während des Hauptfeuers der Retrorakete in eine vertikalere Position auszurichten.

Designfaktoren

Das Missionsziel eines Raumfahrzeugs bestimmt, welche Fluganforderungen erforderlich sind, um den Missionserfolg sicherzustellen. Diese Fluganforderungen sind Verzögerung , Erwärmung sowie Aufprall- und Landegenauigkeit. Ein Raumfahrzeug muss einen maximalen Verzögerungswert haben, der niedrig genug ist, um die schwächsten Punkte seines Fahrzeugs intakt zu halten, aber hoch genug, um die Atmosphäre ohne Rückprall zu durchdringen. Die Struktur und die Nutzlastmasse des Raumfahrzeugs beeinflussen, wie viel maximale Verzögerung es aushalten kann. Diese Kraft wird durch "g's" oder die Gravitationsbeschleunigung der Erde dargestellt . Wenn seine Struktur ausreichend durchdacht und aus robustem Material (z. B. Stahl) besteht, kann es einer höheren Anzahl von g standhalten. Allerdings muss die Nutzlast berücksichtigt werden. Nur weil die Struktur des Raumfahrzeugs hohen gs standhalten kann, heißt das nicht, dass seine Nutzlast dies kann. Zum Beispiel kann eine Nutzlast von Astronauten nur 12 g oder das 12-fache ihres Gewichts aushalten. Werte, die über dieser Grundlinie liegen, führen zum Tod. Es muss auch hohen Temperaturen standhalten können, die durch die immense Reibung verursacht werden, die beim Eintritt in die Atmosphäre mit Hyperschallgeschwindigkeit entsteht. Schließlich muss es in der Lage sein, eine Atmosphäre zu durchdringen und auf einem Gelände genau zu landen, ohne sein Ziel zu verfehlen. Ein engerer Landebereich erfordert eine strengere Genauigkeit. In solchen Fällen ist ein Raumfahrzeug stromlinienförmiger und besitzt einen steileren Wiedereintrittsflugbahnwinkel. Diese Faktoren wirken sich zusammen auf den Wiedereintrittskorridor aus, den Bereich, in dem ein Raumfahrzeug reisen muss, um ein Verbrennen oder ein Zurückprallen aus einer Atmosphäre zu vermeiden. Alle diese obigen Anforderungen werden durch die Berücksichtigung, Gestaltung und Anpassung der Struktur und Flugbahn eines Raumfahrzeugs erfüllt.

Die Gesamtdynamik von Aeroschalen wird durch Trägheits- und Widerstandskräfte beeinflusst, wie in dieser Gleichung definiert: ß=m/CdA wobei m als die Masse der Aeroschale und ihre jeweiligen Lasten und CdA als der Betrag der Widerstandskraft einer Aeroschale definiert ist während einer Freestream-Bedingung generieren kann. Insgesamt ist β definiert als Masse geteilt durch Widerstandskraft (Mas pro Einheitswiderstandsfläche). Eine höhere Masse pro Luftwiderstandsfläche bewirkt, dass der Eintritt, der Abstieg und die Landung der Aeroschale an niedrigen und dichten Punkten der Atmosphäre stattfindet und verringert auch die Höhenfähigkeit und den Zeitlinienspielraum für die Landung. Zu den Faktoren, die während der EDL zunehmen, gehören Wärmelast und -rate, was bewirkt, dass sich das System zwangsweise an die Zunahme der Wärmelasten anpasst. Diese Situation verringert die nutzbare Landemassefähigkeit beim Eintreten, Absteigen und Landen, da eine Erhöhung der thermischen Belastung zu einer schwereren Stützstruktur und einem schwereren thermischen Schutzsystem (TPS) der Aeroschale führt. Auch die statische Stabilität muss berücksichtigt werden, da eine hohe Luftwiderstandshöhe eingehalten werden muss. Aus diesem Grund ist ein gepfeilter Aeroshell-Vorderkörper im Gegensatz zu einem stumpfen erforderlich; die vorherige Form stellt die Existenz dieses Faktors sicher, reduziert aber auch die Widerstandsfläche. Somit ergibt sich ein Kompromiss zwischen Widerstand und Stabilität, der sich auf die Gestaltung der Form einer Aeroschale auswirkt. Das Verhältnis von Auftrieb zu Luftwiderstand ist auch ein weiterer Faktor, der berücksichtigt werden muss. Der ideale Wert für ein Hub-zu-Widerstand-Verhältnis liegt ungleich Null.

Planetary Entry Fallschirmprogramm

USAF Aeroshell "Fliegende Untertasse" auf der öffentlichen Anzeige im Missile Park in White Sands Missile Range .

Die 1966 getestete Aeroshell des Planetary Entry Parachute Program (PEPP) der NASA wurde entwickelt, um Fallschirme für das Landeprogramm Voyager Mars zu testen . Um die dünne Marsatmosphäre zu simulieren, musste der Fallschirm in einer Höhe von mehr als 49.000 m über der Erde eingesetzt werden. Ein Ballon, der von Roswell, New Mexico, gestartet wurde , wurde verwendet, um die Aeroshell zunächst anzuheben. Der Ballon driftete dann nach Westen zur White Sands Missile Range , wo das Fahrzeug abgeworfen wurde und die Motoren unter dem Fahrzeug es auf die erforderliche Höhe brachten , wo der Fallschirm eingesetzt wurde.

Das Voyager-Programm wurde später abgebrochen und einige Jahre später durch das viel kleinere Viking-Programm ersetzt . Die NASA verwendete den Namen Voyager für die Sonden Voyager 1 und Voyager 2 zu den äußeren Planeten, die nichts mit dem Mars- Voyager- Programm zu tun hatten .

Überschallverzögerer mit geringer Dichte

Der Low-Density Supersonic Decelerator oder LDSD ist ein Raumfahrzeug, das entwickelt wurde, um atmosphärischen Widerstand zu erzeugen, um beim Eintritt durch die Atmosphäre eines Planeten abzubremsen. Es ist im Wesentlichen ein scheibenförmiges Fahrzeug, das außen einen aufblasbaren, donutförmigen Ballon enthält. Die Verwendung dieser Art von System kann eine Erhöhung der Nutzlast ermöglichen.

Es soll einem Raumschiff beim Abbremsen helfen, bevor es auf dem Mars landet . Dies geschieht durch Aufblasen des Ballons um das Fahrzeug herum, um die Oberfläche zu vergrößern und einen atmosphärischen Widerstand zu erzeugen . Nach ausreichender Verzögerung entfaltet sich ein Fallschirm an einem langen Halteseil, um das Fahrzeug weiter zu verlangsamen.

Das Fahrzeug wird vom Jet Propulsion Laboratory der NASA entwickelt und getestet . Mark Adler ist der Projektleiter.

Juni 2014 Testflug

Video vom Testflug 2014

Der Testflug fand am 28. Juni 2014 statt, wobei das Testfahrzeug um 18:45 UTC (08:45 Uhr Ortszeit) von der Pacific Missile Range Facility der United States Navy in Kauaʻi , Hawaii, startete. Ein Heliumballon in großer Höhe, der voll aufgeblasen ein Volumen von 1.120.000 Kubikmetern (39.570.000 cu ft) hat, hob das Fahrzeug auf rund 37.000 Meter. Das Fahrzeug löste sich um 21:05 UTC (11:05 Uhr Ortszeit) und vier kleine Feststoffraketenmotoren drehten das Fahrzeug, um für Stabilität zu sorgen.

Eine halbe Sekunde nach dem Hochfahren zündete der Star 48B- Feststoffmotor des Fahrzeugs und trieb das Fahrzeug auf Mach 4 und eine Höhe von ungefähr 55.000 Metern (180.000 Fuß) an. Unmittelbar nach dem Ausbrennen der Rakete entschleudern vier weitere Raketenmotoren das Fahrzeug. Beim Verlangsamen auf Mach 3,8 entfaltete sich der 6 Meter (20 ft) lange röhrenförmige aufblasbare aerodynamische Überschall-Verzögerer (SIAD-R-Konfiguration). SIAD soll den atmosphärischen Luftwiderstand des Fahrzeugs erhöhen, indem es die Oberfläche seiner vorderen Seite vergrößert und somit die Verzögerungsrate erhöht.

Nach der Verlangsamung auf Mach 2,5 (etwa 107 Sekunden nach dem Einsatz des SIAD) wurde der Supersonic Disk Sail (SSDS)-Fallschirm ausgefahren, um das Fahrzeug weiter zu verlangsamen. Dieser Fallschirm misst 33,5 Meter (110 Fuß) im Durchmesser, fast doppelt so groß wie der Fallschirm, der für die Mission des Mars Science Laboratory verwendet wurde . Es begann jedoch nach dem Einsatz zu zerreißen, und das Fahrzeug prallte um 21:35 UTC (11:35 Uhr Ortszeit) mit einer Geschwindigkeit von 32 bis 48 Stundenkilometern (20 bis 30 mph) auf dem Pazifischen Ozean auf. Alle Hardware und Datenrekorder wurden wiederhergestellt. Trotz des Fallschirmvorfalls wurde die Mission als Erfolg erklärt; Primäres Ziel war der Nachweis der Flugtauglichkeit des Testfahrzeugs, während SIAD und SSDS Sekundärexperimente waren.

Testflüge 2015

Zwei weitere Testflüge von LDSD werden Mitte 2015 in der Pacific Missile Range Facility stattfinden. Diese werden sich auf die 8-Meter (26 ft) SIAD-E- und SSDS-Technologien konzentrieren und die Erfahrungen aus dem Test 2014 einbeziehen. Zu den geplanten Änderungen des Fallschirms gehören eine rundere Form und strukturelle Verstärkung. Kurz nach dem Wiedereintritt wurde der Fallschirm abgerissen.

Galerie

Verweise

„Um Treibstoff im Weltraum zu sparen, verschreiben NASA-Ingenieure Aerocapture“ . Nasa . 2006-08-17 . Abgerufen 2007-02-17 .