Atmosphärischer Eintritt -Atmospheric entry

Mars Exploration Rover (MER) Aeroshell , künstlerische Wiedergabe

Atmosphärischer Eintritt ist die Bewegung eines Objekts aus dem Weltraum in und durch die Gase einer Atmosphäre eines Planeten , Zwergplaneten oder natürlichen Satelliten . Es gibt zwei Haupttypen des atmosphärischen Eintritts: unkontrollierter Eintritt , wie der Eintritt von astronomischen Objekten , Weltraumschrott oder Boliden ; und kontrollierter Eintritt (oder Wiedereintritt ) eines Raumfahrzeugs, das navigiert werden kann oder einem vorbestimmten Kurs folgt. Technologien und Verfahren, die den kontrollierten atmosphärischen Eintritt, Abstieg und die Landung von Raumfahrzeugen ermöglichen, werden zusammenfassend als EDL bezeichnet .

Animierte Illustration verschiedener Phasen, in denen ein Meteorit in die Erdatmosphäre eintritt, um als Meteor sichtbar zu werden und als Meteorit zu landen

Objekte, die in eine Atmosphäre eintreten, erfahren einen atmosphärischen Luftwiderstand , der das Objekt mechanisch belastet, und eine aerodynamische Erwärmung , die hauptsächlich durch die Kompression der Luft vor dem Objekt, aber auch durch Luftwiderstand verursacht wird. Diese Kräfte können zu Massenverlust ( Ablation ) oder sogar zur vollständigen Auflösung kleinerer Objekte führen, und Objekte mit geringerer Druckfestigkeit können explodieren.

Der Wiedereintritt wurde mit Geschwindigkeiten erreicht, die von 7,8 km/s für die niedrige Erdumlaufbahn bis zu etwa 12,5 km/s für die Stardust -Sonde reichen. Raumfahrzeuge mit Besatzung müssen auf Unterschallgeschwindigkeit abgebremst werden, bevor Fallschirme oder Druckluftbremsen eingesetzt werden können. Solche Fahrzeuge haben hohe kinetische Energien und die atmosphärische Dissipation ist die einzige Möglichkeit, diese aufzuwenden. Es ist daher höchst unpraktisch, Retroraketen für die gesamte Wiedereintrittsprozedur zu verwenden.

Ballistische Sprengköpfe und Verbrauchsfahrzeuge müssen beim Wiedereintritt nicht verlangsamt werden und werden tatsächlich stromlinienförmig gemacht, um ihre Geschwindigkeit beizubehalten. Darüber hinaus erfordern langsame Rückkehr zur Erde aus dem nahen Weltraum wie Fallschirmsprünge aus Ballons keine Hitzeabschirmung, da die Gravitationsbeschleunigung eines Objekts, das in relativer Ruhe aus der Atmosphäre selbst (oder nicht weit darüber) beginnt, nicht genug Geschwindigkeit erzeugen kann erhebliche atmosphärische Erwärmung zu verursachen.

Für die Erde erfolgt der atmosphärische Eintritt per Konvention an der Kármán-Linie in einer Höhe von 100 km (62 Meilen; 54 Seemeilen) über der Oberfläche, während der atmosphärische Eintritt auf der Venus in 250 km (160 mi; 130 nmi) und auf dem Mars atmosphärisch erfolgt Eintrag bei etwa 80 km (50 mi; 43 nmi). Unkontrollierte Objekte erreichen hohe Geschwindigkeiten, während sie unter dem Einfluss der Erdanziehungskraft durch den Weltraum auf die Erde zu beschleunigen , und werden beim Auftreffen auf die Erdatmosphäre durch Reibung verlangsamt. Meteore bewegen sich auch oft relativ schnell relativ zur Erde, einfach weil ihre eigene Umlaufbahn sich von der der Erde unterscheidet, bevor sie der Erdanziehungskraft gut begegnen . Die meisten Objekte treten aufgrund ihrer suborbitalen (z. B. Interkontinentalraketen- Wiedereintrittsfahrzeuge), orbitalen (z. B. Sojus ) oder unbegrenzten (z. B. Meteore ) Bahnen mit Überschallgeschwindigkeit ein. Verschiedene fortschrittliche Technologien wurden entwickelt, um den Wiedereintritt in die Atmosphäre und den Flug mit extremen Geschwindigkeiten zu ermöglichen. Eine alternative Methode des kontrollierten atmosphärischen Eintritts ist der Auftrieb , der für den Planeteneintritt geeignet ist, wo dicke Atmosphären, starke Schwerkraft oder beide Faktoren den hyperbolischen Eintritt mit hoher Geschwindigkeit erschweren, wie z. B. die Atmosphären von Venus , Titan und den Gasriesen .

Geschichte

Frühe Wiedereintrittsfahrzeugkonzepte, visualisiert in Schattenbildern von Hochgeschwindigkeits- Windkanaltests

Das Konzept des ablativen Hitzeschildes wurde bereits 1920 von Robert Goddard beschrieben : „Bei Meteoren, die mit Geschwindigkeiten von bis zu 30 Meilen (48 km) pro Sekunde in die Atmosphäre eintreten, bleibt das Innere der Meteore kalt, und die Erosion ist zu einem großen Teil auf Absplittern oder Reißen der plötzlich erhitzten Oberfläche zurückzuführen.Aus diesem Grund würde die äußere Oberfläche der Vorrichtung aus Schichteneiner sehr unschmelzbaren harten Substanz mit Schichten eines schlechten Wärmeleitersbestehen dazwischen würde die Oberfläche nicht in nennenswertem Ausmaß erodiert werden, zumal die Geschwindigkeit des Apparats nicht annähernd so groß wäre wie die eines durchschnittlichen Meteors.

Die praktische Entwicklung von Wiedereintrittssystemen begann mit zunehmender Reichweite und Wiedereintrittsgeschwindigkeit ballistischer Raketen . Für frühe Kurzstreckenraketen wie die V-2 waren Stabilisierung und aerodynamische Belastung wichtige Themen (viele V-2 brachen beim Wiedereintritt auseinander), aber die Erwärmung war kein ernsthaftes Problem. Mittelstreckenraketen wie die sowjetische R-5 mit einer Reichweite von 1.200 Kilometern (650 Seemeilen) erforderten bei trennbaren Wiedereintrittsfahrzeugen eine Wärmeabschirmung aus keramischem Verbundwerkstoff (es war nicht mehr möglich, dass die gesamte Raketenstruktur den Wiedereintritt überlebte). Die ersten Interkontinentalraketen mit Reichweiten von 8.000 bis 12.000 km (4.300 bis 6.500 Seemeilen) waren nur durch die Entwicklung moderner ablativer Hitzeschilde und stumpfer Fahrzeuge möglich.

In den Vereinigten Staaten wurde diese Technologie von H. Julian Allen und AJ Eggers Jr. vom National Advisory Committee for Aeronautics (NACA) am Ames Research Center entwickelt . 1951 machten sie die kontraintuitive Entdeckung, dass eine stumpfe Form (hoher Luftwiderstand) den effektivsten Hitzeschild darstellt. Aus einfachen technischen Prinzipien haben Allen und Eggers gezeigt, dass die Wärmebelastung, die ein Einstiegsfahrzeug erfährt, umgekehrt proportional zum Luftwiderstandsbeiwert ist ; dh je größer der Luftwiderstand, desto geringer die Wärmebelastung. Wenn das Wiedereintrittsfahrzeug stumpf gemacht wird, kann Luft nicht schnell genug "aus dem Weg gehen" und wirkt als Luftkissen, um die Stoßwelle und die erhitzte Stoßschicht nach vorne (vom Fahrzeug weg) zu drücken. Da die meisten heißen Gase nicht mehr in direktem Kontakt mit dem Fahrzeug stehen, würde die Wärmeenergie im geschockten Gas verbleiben und sich einfach um das Fahrzeug herum bewegen, um später in die Atmosphäre abgeführt zu werden.

Die Entdeckung von Allen und Eggers wurde, obwohl sie ursprünglich als militärisches Geheimnis behandelt wurde, schließlich 1958 veröffentlicht.

Terminologie, Definitionen und Jargon

Wenn der atmosphärische Eintritt Teil einer Landung oder Bergung eines Raumfahrzeugs ist, insbesondere auf einem anderen Planetenkörper als der Erde, ist der Eintritt Teil einer Phase, die als Eintritt, Abstieg und Landung oder EDL bezeichnet wird. Wenn der atmosphärische Eintritt zu demselben Körper zurückkehrt, von dem aus das Fahrzeug gestartet war, wird das Ereignis als Wiedereintritt bezeichnet (bezieht sich fast immer auf den Eintritt in die Erde).

Das grundlegende Designziel beim atmosphärischen Eintritt eines Raumfahrzeugs besteht darin, die Energie eines Raumfahrzeugs, das sich mit Überschallgeschwindigkeit bewegt , beim Eintritt in eine Atmosphäre abzuleiten , so dass Ausrüstung, Fracht und alle Passagiere verlangsamt werden und in der Nähe eines bestimmten Ziels auf der Oberfläche landen Nullgeschwindigkeit, während die Belastungen für das Raumfahrzeug und alle Passagiere innerhalb akzeptabler Grenzen gehalten werden. Dies kann durch treibende oder aerodynamische (Fahrzeugeigenschaften oder Fallschirm ) Mittel oder durch irgendeine Kombination erreicht werden.

Einstiegsfahrzeugformen

Es gibt mehrere grundlegende Formen, die beim Entwerfen von Einstiegsfahrzeugen verwendet werden:

Kugel oder Kugelabschnitt

Apollo-Kommandomodul , das mit dem stumpfen Ende des Hitzeschilds in einem Anstellwinkel ungleich Null fliegt , um einen Auftriebseingang herzustellen und den Landeplatz zu kontrollieren (künstlerische Wiedergabe)

Die einfachste axialsymmetrische Form ist die Kugel oder der Kugelabschnitt. Dies kann entweder eine vollständige Kugel oder ein Vorkörper mit einem kugelförmigen Abschnitt mit einem konvergierenden konischen Nachkörper sein. Die Aerodynamik einer Kugel oder eines Kugelabschnitts lässt sich mit der Newtonschen Impakttheorie leicht analytisch modellieren. Ebenso kann der Wärmefluss des Kugelabschnitts mit der Fay-Riddell-Gleichung genau modelliert werden. Die statische Stabilität eines Kugelabschnitts ist gewährleistet, wenn der Schwerpunkt des Fahrzeugs stromaufwärts vom Krümmungsmittelpunkt liegt (schwieriger ist die dynamische Stabilität). Reine Kugeln haben keinen Auftrieb. Durch das Fliegen in einem Anstellwinkel hat ein kugelförmiger Abschnitt jedoch einen bescheidenen aerodynamischen Auftrieb, wodurch eine gewisse Cross-Range-Fähigkeit bereitgestellt und sein Eintrittskorridor erweitert wird. In den späten 1950er und frühen 1960er Jahren waren Hochgeschwindigkeitscomputer noch nicht verfügbar und die Computational Fluid Dynamics steckte noch in den Kinderschuhen. Da der kugelförmige Abschnitt für eine geschlossene Formanalyse geeignet war, wurde diese Geometrie zum Standard für konservatives Design. Folglich basierten bemannte Kapseln dieser Zeit auf dem sphärischen Abschnitt.

Reine kugelförmige Einstiegsfahrzeuge wurden in den frühen sowjetischen Vostok- und Voskhod- Kapseln sowie in sowjetischen Mars- und Venera- Abstiegsfahrzeugen verwendet. Das Apollo-Befehlsmodul verwendete einen Hitzeschild mit kugelförmigem Abschnitt des Vorderkörpers mit einem konvergierenden konischen Hinterkörper. Es flog einen Auftriebseintrag mit einem Hyperschalltrimm-Anstellwinkel von –27 ° (0 ° ist zuerst das stumpfe Ende), um ein durchschnittliches L / D (Verhältnis von Auftrieb zu Luftwiderstand) von 0,368 zu erzielen. Der resultierende Auftrieb erzielte ein Maß an Cross-Range-Steuerung, indem er den Massenmittelpunkt des Fahrzeugs von seiner Symmetrieachse versetzte, wodurch die Auftriebskraft durch Rollen der Kapsel auf ihrer Längsachse nach links oder rechts gelenkt werden konnte . Andere Beispiele für sphärische Schnittgeometrien in bemannten Kapseln sind Soyuz / Zond , Gemini und Mercury . Selbst diese kleinen Auftriebsmengen ermöglichen Flugbahnen, die sehr signifikante Auswirkungen auf die Spitzen -g-Kraft haben, indem sie sie von 8–9 g für eine rein ballistische Flugbahn (nur durch Luftwiderstand verlangsamt) auf 4–5 g reduzieren und den Spitzenwert stark reduzieren Wiedereintrittswärme.

Kugelkegel

Der Kugelkegel ist ein kugelförmiger Abschnitt mit einem daran befestigten Kegelstumpf oder abgestumpften Kegel. Die dynamische Stabilität des Kugelkegels ist typischerweise besser als die eines Kugelabschnitts. Das Fahrzeug tritt zuerst in die Sphäre ein. Mit einem ausreichend kleinen Halbwinkel und einem richtig platzierten Massenschwerpunkt kann ein Kugelkegel aerodynamische Stabilität vom Kepler-Eintritt bis zum Aufprall auf die Oberfläche bieten. (Der halbe Winkel ist der Winkel zwischen der Rotationssymmetrieachse des Kegels und seiner Außenfläche und somit der halbe Winkel, den die Oberflächenkanten des Kegels bilden.)

Prototyp des Mk-2 Reentry Vehicle (RV), basierend auf der Blunt-Body-Theorie.

Die ursprüngliche amerikanische Kugelkegel-Aeroshell war das Mk-2 RV (Wiedereintrittsfahrzeug), das 1955 von der General Electric Corp. entwickelt wurde. Das Design des Mk-2 wurde von der Blunt-Body-Theorie abgeleitet und verwendete ein strahlungsgekühltes Wärmeschutzsystem ( TPS) basierend auf einem metallischen Hitzeschild (die verschiedenen TPS-Typen werden später in diesem Artikel beschrieben). Das Mk-2 hatte erhebliche Mängel als Waffenträgersystem, dh es verweilte aufgrund seines niedrigeren ballistischen Koeffizienten zu lange in der oberen Atmosphäre und zog auch einen Strom aus verdampftem Metall hinter sich her, wodurch es für das Radar sehr gut sichtbar war . Diese Mängel machten den Mk-2 übermäßig anfällig für Anti-Ballistic-Missile-Systeme (ABM). Folglich wurde von General Electric ein alternatives Kugelkegel-RV zum Mk-2 entwickelt.

Mk-6 RV, Waffe des Kalten Krieges und Vorfahre der meisten US-Raketeneintrittsfahrzeuge.

Dieses neue Wohnmobil war der Mk-6, der ein nichtmetallisches ablatives TPS, ein Nylonphenol, verwendete. Dieses neue TPS war als Wiedereintrittshitzeschild so effektiv, dass eine deutlich reduzierte Stumpfheit möglich war. Der Mk-6 war jedoch ein riesiges Wohnmobil mit einer Einstiegsmasse von 3.360 kg, einer Länge von 3,1 m und einem Halbwinkel von 12,5 °. Nachfolgende Fortschritte bei der Konstruktion von Atomwaffen und ablativen TPS ermöglichten es, dass RVs im Vergleich zum Mk-6 mit einem weiter reduzierten Stumpfheitsverhältnis erheblich kleiner wurden. Seit den 1960er Jahren ist der Kugelkegel die bevorzugte Geometrie für moderne ICBM-RVs mit typischen Halbwinkeln zwischen 10 ° und 11 °.

Aufklärungssatellitenfilm vom Typ „Discoverer“ Bergungsfahrzeug (RV)
Galileo Probe während der Endmontage

Aufklärungssatelliten -RVs (Bergungsfahrzeuge) verwendeten ebenfalls eine Kugelkegelform und waren das erste amerikanische Beispiel für ein munitionsfreies Einstiegsfahrzeug ( Discoverer-I , gestartet am 28. Februar 1959). Der Kugelkegel wurde später für Weltraumerkundungsmissionen zu anderen Himmelskörpern oder für die Rückkehr aus dem offenen Weltraum verwendet; zB Stardust -Sonde. Anders als bei militärischen Wohnmobilen blieb der Vorteil der geringeren TPS-Masse des stumpfen Körpers bei Weltraumforschungsfahrzeugen wie der Galileo -Sonde mit einem Halbwinkel von 45 ° oder der Viking-Aeroshell mit einem Halbwinkel von 70 °. Weltraumforschungs-Kugelkegel-Eintrittsfahrzeuge sind auf der Oberfläche gelandet oder in die Atmosphären von Mars , Venus , Jupiter und Titan eingedrungen .

Bikonisch

Der DC-X, der während seines Erstflugs gezeigt wurde, war ein Prototyp eines einstufigen Fahrzeugs in die Umlaufbahn und verwendete eine doppelkonische Form ähnlich dem AMaRV.

Der Doppelkegel ist ein Kugelkegel mit einem zusätzlichen angesetzten Kegelstumpf. Das Bikonik bietet ein deutlich verbessertes L/D-Verhältnis. Ein Bicone, das für die Mars-Lufterfassung ausgelegt ist, hat typischerweise ein L/D von ungefähr 1,0 im Vergleich zu einem L/D von 0,368 für das Apollo-CM. Das höhere L/D macht eine doppelkonische Form aufgrund der geringeren Spitzenverzögerung besser für den Transport von Menschen zum Mars geeignet. Der wohl bedeutendste Doppelkonus, der jemals geflogen wurde, war das Advanced Maneuverable Reentry Vehicle (AMaRV). Vier AMaRVs wurden von der McDonnell Douglas Corp. hergestellt und stellten einen bedeutenden Sprung in der Entwicklung von Wohnmobilen dar. Drei AMaRVs wurden am 20. Dezember 1979, 8. Oktober 1980 und 4. Oktober 1981 von Minuteman-1-ICBMs gestartet . AMaRV hatte eine Eintrittsmasse von ungefähr 470 kg, einen Nasenradius von 2,34 cm, einen Halbwinkel des Vorwärtskegelstumpfs von 10,4 °, einen Radius zwischen den Kegelstümpfen von 14,6 cm, einen Halbwinkel des hinteren Kegelstumpfs von 6° und eine axiale Länge von 2,079 Metern. Kein genaues Diagramm oder Bild von AMaRV ist jemals in der offenen Literatur erschienen. Es wurde jedoch eine schematische Skizze eines AMaRV-ähnlichen Fahrzeugs zusammen mit Trajektoriendiagrammen veröffentlicht, die Haarnadelkurven zeigen.

Die Fluglage des AMaRV wurde durch eine Split-Body-Klappe (auch Split-Luv-Klappe genannt ) zusammen mit zwei Gierklappen gesteuert, die an den Seiten des Fahrzeugs angebracht waren. Zur Steuerung der Klappen wurde eine hydraulische Betätigung verwendet. AMaRV wurde von einem vollständig autonomen Navigationssystem geführt, das dafür ausgelegt ist, dem Abfangen von Antiballistikraketen (ABM) auszuweichen. Der McDonnell Douglas DC-X (ebenfalls ein Doppelkegel) war im Wesentlichen eine vergrößerte Version von AMaRV. AMaRV und DC-X dienten auch als Grundlage für einen erfolglosen Vorschlag für das, was schließlich zum Lockheed Martin X-33 wurde .

Nicht axialsymmetrische Formen

Nicht achsensymmetrische Formen wurden für bemannte Einstiegsfahrzeuge verwendet. Ein Beispiel ist das geflügelte Orbit-Fahrzeug, das ähnlich wie ein herkömmliches Segelflugzeug einen Deltaflügel zum Manövrieren während des Abstiegs verwendet. Dieser Ansatz wurde vom amerikanischen Space Shuttle und dem sowjetischen Buran verwendet . Der Hebekörper ist eine weitere Einstiegsfahrzeuggeometrie und wurde mit dem Fahrzeug X-23 PRIME (Precision Recovery Incl. Maneuvering Entry) verwendet.

Eingangsheizung

Blick auf die Plasmaspur des Wiedereintritts von Gemini 2

Objekte, die mit hohen Geschwindigkeiten relativ zur Atmosphäre aus dem Weltraum in eine Atmosphäre eintreten , verursachen eine sehr hohe Erwärmung . Die atmosphärische Eintrittserwärmung kommt hauptsächlich aus zwei Quellen:

Mit zunehmender Geschwindigkeit nehmen sowohl die Konvektions- als auch die Strahlungserwärmung zu, jedoch mit unterschiedlichen Raten. Bei sehr hohen Geschwindigkeiten dominiert die Strahlungserwärmung die konvektiven Wärmeflüsse, da die Strahlungserwärmung proportional zur achten Potenz der Geschwindigkeit ist, während die konvektive Erwärmung proportional zur dritten Potenz der Geschwindigkeit ist. Die Strahlungserwärmung überwiegt daher früh beim atmosphärischen Eintritt, während die Konvektion in den späteren Phasen vorherrscht.

Während einer bestimmten Intensität der Ionisierung wird ein Funkausfall mit dem Raumfahrzeug erzeugt.

Während davon ausgegangen wird, dass die Erdeintrittsschnittstelle an der Kármán-Linie 100 Kilometer (330.000 Fuß) stattfindet, erfolgt die Haupterwärmung während des kontrollierten Eintritts in Höhen von 65 bis 35 Kilometern (213.000 bis 115.000 Fuß) mit einem Höhepunkt bei 58 Kilometern (190.000 Fuß). .

Stoßschichtgasphysik

Bei typischen Wiedereintrittstemperaturen ist die Luft in der Schockschicht sowohl ionisiert als auch dissoziiert . Diese chemische Dissoziation erfordert verschiedene physikalische Modelle, um die thermischen und chemischen Eigenschaften der Schockschicht zu beschreiben. Es gibt vier grundlegende physikalische Modelle eines Gases, die für Luftfahrtingenieure wichtig sind, die Hitzeschilde entwerfen:

Perfektes Gasmodell

Fast allen Luftfahrtingenieuren wird während ihrer Grundausbildung das perfekte (ideale) Gasmodell beigebracht. Die meisten wichtigen Gleichungen für perfekte Gase zusammen mit ihren entsprechenden Tabellen und Grafiken sind im NACA-Bericht 1135 dargestellt. Auszüge aus dem NACA-Bericht 1135 erscheinen oft in den Anhängen von Thermodynamik-Lehrbüchern und sind den meisten Luftfahrtingenieuren, die Überschallflugzeuge konstruieren, vertraut.

Die Theorie des perfekten Gases ist elegant und äußerst nützlich für die Konstruktion von Flugzeugen, geht jedoch davon aus, dass das Gas chemisch inert ist. Vom Standpunkt des Flugzeugdesigns aus kann angenommen werden, dass Luft bei Temperaturen von weniger als 550 K bei einer Atmosphäre Druck inert ist. Die Theorie des perfekten Gases beginnt bei 550 K zusammenzubrechen und ist bei Temperaturen über 2.000 K nicht anwendbar. Bei Temperaturen über 2.000 K muss ein Hitzeschildkonstrukteur ein Echtgasmodell verwenden .

Reales (Gleichgewichts-)Gasmodell

Das Nickmoment eines Einstiegsfahrzeugs kann maßgeblich durch Realgaseffekte beeinflusst werden. Sowohl das Apollo-Kommandomodul als auch das Space Shuttle wurden unter Verwendung falscher Nickmomente konstruiert, die durch ungenaue Realgasmodellierung bestimmt wurden. Der Anstellwinkel des Trimmwinkels des Apollo-CM war höher als ursprünglich geschätzt, was zu einem schmaleren Rückflugkorridor zum Mond führte. Das eigentliche aerodynamische Zentrum der Columbia lag aufgrund von Echtgaseffekten oberhalb des berechneten Wertes. Auf Columbias Jungfernflug ( STS-1 ) hatten die Astronauten John Young und Robert Crippen beim Wiedereintritt einige ängstliche Momente, als sie befürchteten, die Kontrolle über das Fahrzeug zu verlieren.

Ein Gleichgewichts-Realgasmodell geht davon aus, dass ein Gas chemisch reaktiv ist, nimmt aber auch an, dass alle chemischen Reaktionen Zeit hatten, abgeschlossen zu sein, und dass alle Komponenten des Gases die gleiche Temperatur haben (dies wird als thermodynamisches Gleichgewicht bezeichnet ). Wenn Luft durch eine Stoßwelle verarbeitet wird, wird sie durch Kompression überhitzt und durch viele verschiedene Reaktionen chemisch dissoziiert. Direkte Reibung am Wiedereintrittsobjekt ist nicht die Hauptursache für die Erwärmung der Schockschicht. Sie wird hauptsächlich durch die isentropische Erwärmung der Luftmoleküle innerhalb der Kompressionswelle verursacht. Reibungsbasierte Entropieerhöhungen der Moleküle innerhalb der Welle tragen ebenfalls zu einer gewissen Erwärmung bei. Der Abstand von der Stoßwelle zum Staupunkt an der Vorderkante des Einfahrfahrzeugs wird als Stoßwellenabstand bezeichnet . Eine ungefähre Faustregel für den Stoßwellen-Abstand ist das 0,14-fache des Nasenradius. Man kann die Laufzeit eines Gasmoleküls von der Stoßwelle bis zum Staupunkt abschätzen, indem man eine freie Strömungsgeschwindigkeit von 7,8 km/s und einen Nasenradius von 1 Meter annimmt, dh die Laufzeit beträgt etwa 18 Mikrosekunden. Dies ist ungefähr die Zeit, die eine durch Stoßwellen ausgelöste chemische Dissoziation benötigt, um sich dem chemischen Gleichgewicht in einer Stoßschicht für einen Eintritt von 7,8 km/s in die Luft während eines Spitzenwärmeflusses zu nähern. Folglich erreicht die Luft, wenn sie sich dem Staupunkt des Eintrittsfahrzeugs nähert, effektiv ein chemisches Gleichgewicht, wodurch ein verwendbares Gleichgewichtsmodell ermöglicht wird. Für diesen Fall ist der größte Teil der Schockschicht zwischen der Schockwelle und der Vorderkante eines Eintrittsfahrzeugs chemisch reagierend und nicht in einem Gleichgewichtszustand. Die Fay-Riddell-Gleichung , die für die Modellierung des Wärmestroms von großer Bedeutung ist, verdankt ihre Gültigkeit dem chemischen Gleichgewicht des Staupunkts. Die Zeit, die das Stoßschichtgas benötigt, um ein Gleichgewicht zu erreichen, hängt stark vom Druck der Stoßschicht ab. Im Fall des Eintritts der Galileo -Sonde in die Atmosphäre des Jupiters befand sich die Schockschicht beispielsweise während des maximalen Wärmeflusses aufgrund der sehr hohen Drücke größtenteils im Gleichgewicht (dies ist kontraintuitiv, da die Geschwindigkeit des freien Stroms während der maximalen Hitze 39 km / s betrug). Fluss).

Die Bestimmung des thermodynamischen Zustands des Staupunkts ist bei einem Gleichgewichtsgasmodell schwieriger als bei einem perfekten Gasmodell. Bei einem perfekten Gasmodell wird angenommen, dass das Verhältnis der spezifischen Wärmen (auch Isentropenexponent , Adiabatenindex , Gamma oder Kappa genannt ) zusammen mit der Gaskonstante konstant ist . Bei einem realen Gas kann das Verhältnis der spezifischen Wärmen als Funktion der Temperatur stark schwanken. Unter einem perfekten Gasmodell gibt es einen eleganten Satz von Gleichungen zur Bestimmung des thermodynamischen Zustands entlang einer konstanten Entropiestromlinie, die als isentropische Kette bezeichnet wird . Für ein reales Gas ist die Isentropenkette unbrauchbar und für die manuelle Berechnung würde stattdessen ein Mollier-Diagramm verwendet werden. Eine grafische Lösung mit einem Mollier-Diagramm wird jedoch bei modernen Hitzeschilddesignern, die Computerprogramme verwenden, die auf einer digitalen Nachschlagetabelle (einer anderen Form eines Mollier-Diagramms) oder einem auf Chemie basierenden Thermodynamikprogramm basieren, als veraltet angesehen. Die chemische Zusammensetzung eines Gases im Gleichgewicht mit festem Druck und fester Temperatur kann durch die Methode der freien Energie von Gibbs bestimmt werden . Gibbs freie Energie ist einfach die Gesamtenthalpie des Gases minus seiner Gesamtentropie mal Temperatur. Ein chemisches Gleichgewichtsprogramm erfordert normalerweise keine chemischen Formeln oder Reaktionsgeschwindigkeitsgleichungen. Das Programm funktioniert, indem es die für das Gas spezifizierten ursprünglichen Elementhäufigkeiten beibehält und die verschiedenen molekularen Kombinationen der Elemente durch numerische Iteration variiert, bis die niedrigstmögliche freie Gibbs-Energie berechnet ist (eine Newton-Raphson-Methode ist das übliche numerische Schema). Die Datenbasis für ein Gibbs-Programm für freie Energie stammt aus spektroskopischen Daten, die bei der Definition von Partitionsfunktionen verwendet werden . Zu den besten existierenden Gleichgewichtscodes gehört das Programm Chemical Equilibrium with Applications (CEA), das von Bonnie J. McBride und Sanford Gordon bei der NASA Lewis (jetzt umbenannt in „NASA Glenn Research Center“) geschrieben wurde. Andere Namen für CEA sind der „Gordon and McBride Code“ und der „Lewis Code“. CEA ist für planetare atmosphärische Gase bis 10.000 K ziemlich genau, aber über 20.000 K unbrauchbar ( doppelte Ionisation ist nicht modelliert). CEA kann zusammen mit der vollständigen Dokumentation aus dem Internet heruntergeladen werden und wird unter Linux unter dem G77-Fortran- Compiler kompiliert.

Reales (Nichtgleichgewichts-)Gasmodell

Ein Nicht-Gleichgewichts-Realgasmodell ist das genaueste Modell der Gasphysik einer Schockschicht, aber schwieriger zu lösen als ein Gleichgewichtsmodell. Das einfachste Nichtgleichgewichtsmodell ist das 1958 entwickelte Lighthill-Freeman-Modell . Das Lighthill-Freeman-Modell geht zunächst von einem Gas aus, das aus einer einzigen zweiatomigen Spezies besteht, die nur für eine chemische Formel und ihre Umkehrung anfällig ist; zB N 2  ? N + N und N + N ? N 2 (Dissoziation und Rekombination). Aufgrund seiner Einfachheit ist das Lighthill-Freeman-Modell ein nützliches pädagogisches Werkzeug, aber leider zu einfach, um Luft im Nichtgleichgewicht zu modellieren. Es wird typischerweise angenommen, dass Luft eine Molfraktionszusammensetzung von 0,7812 molekularem Stickstoff, 0,2095 molekularem Sauerstoff und 0,0093 Argon hat. Das einfachste Realgasmodell für Luft ist das Fünf-Spezies-Modell , das auf N 2 , O 2 , NO, N und O basiert. Das Fünf-Spezies-Modell geht von keiner Ionisierung aus und ignoriert Spurenspezies wie Kohlendioxid.

Beim Ausführen eines Gibbs-Freie-Energie-Gleichgewichtsprogramms ist der iterative Prozess von der ursprünglich spezifizierten molekularen Zusammensetzung bis zur endgültig berechneten Gleichgewichtszusammensetzung im Wesentlichen zufällig und nicht zeitgenau. Bei einem Nicht-Gleichgewichtsprogramm ist der Berechnungsprozess zeitgenau und folgt einem Lösungsweg, der durch chemische Formeln und Reaktionsgeschwindigkeitsformeln vorgegeben wird. Das Fünf-Spezies-Modell hat 17 chemische Formeln (34, wenn man umgekehrte Formeln mitzählt). Das Lighthill-Freeman-Modell basiert auf einer einzigen gewöhnlichen Differentialgleichung und einer algebraischen Gleichung. Das Fünf-Spezies-Modell basiert auf 5 gewöhnlichen Differentialgleichungen und 17 algebraischen Gleichungen. Da die 5 gewöhnlichen Differentialgleichungen eng gekoppelt sind, ist das System numerisch „steif“ und schwer zu lösen. Das Fünf-Arten-Modell ist nur für den Eintritt aus einer niedrigen Erdumlaufbahn verwendbar, bei der die Eintrittsgeschwindigkeit ungefähr 7,8 km / s (28.000 km / h; 17.000 mph) beträgt. Bei einem Rückflug zum Mond von 11 km/s enthält die Schockschicht eine beträchtliche Menge an ionisiertem Stickstoff und Sauerstoff. Das Fünf-Arten-Modell ist nicht mehr genau und stattdessen muss ein Zwölf-Arten-Modell verwendet werden. Die Geschwindigkeiten der atmosphärischen Eintrittsschnittstelle auf einer Mars-Erde- Flugbahn liegen in der Größenordnung von 12 km / s (43.000 km / h; 27.000 mph). Die Modellierung des schnellen atmosphärischen Eintritts in den Mars – der eine Kohlendioxid-, Stickstoff- und Argonatmosphäre umfasst – ist sogar noch komplexer und erfordert ein 19-Spezies-Modell.

Ein wichtiger Aspekt bei der Modellierung von Realgaseffekten im Nichtgleichgewicht ist der Strahlungswärmefluss. Wenn ein Fahrzeug mit sehr hoher Geschwindigkeit (hyperbolische Flugbahn, Mondrückkehr) in eine Atmosphäre eintritt und einen großen Nasenradius hat, kann der Strahlungswärmefluss die TPS-Erwärmung dominieren. Der Strahlungswärmefluss beim Eintritt in eine Luft- oder Kohlendioxidatmosphäre stammt typischerweise von asymmetrischen zweiatomigen Molekülen; B. Dicyan (CN), Kohlenmonoxid , Stickoxid (NO), einzelner ionisierter molekularer Stickstoff usw. Diese Moleküle werden durch die Schockwelle gebildet, die atmosphärisches Umgebungsgas dissoziiert, gefolgt von einer Rekombination innerhalb der Schockschicht zu neuen Molekülspezies. Die neu gebildeten zweiatomigen Moleküle haben zunächst eine sehr hohe Schwingungstemperatur, die die Schwingungsenergie effizient in Strahlungsenergie umwandelt ; dh Strahlungswärmefluss. Der gesamte Prozess findet in weniger als einer Millisekunde statt, was die Modellierung zu einer Herausforderung macht. Die experimentelle Messung des Strahlungswärmeflusses (typischerweise mit Stoßrohren durchgeführt) zusammen mit der theoretischen Berechnung durch die instationäre Schrödinger-Gleichung gehören zu den eher esoterischen Aspekten der Luft- und Raumfahrttechnik. Die meisten Forschungsarbeiten in der Luft- und Raumfahrt im Zusammenhang mit dem Verständnis des Strahlungswärmeflusses wurden in den 1960er Jahren durchgeführt, aber nach Abschluss des Apollo-Programms weitgehend eingestellt. Der Strahlungswärmefluss in der Luft wurde gerade ausreichend verstanden, um den Erfolg von Apollo sicherzustellen. Der Strahlungswärmefluss in Kohlendioxid (Marseintritt) ist jedoch noch kaum verstanden und erfordert umfangreiche Forschung.

Gefrorenes Gasmodell

Das Frozen-Gas-Modell beschreibt einen Sonderfall eines Gases, das sich nicht im Gleichgewicht befindet. Der Name „gefrorenes Gas“ kann irreführend sein. Ein gefrorenes Gas ist nicht „eingefroren“ wie Eis gefrorenes Wasser ist. Vielmehr wird ein gefrorenes Gas zeitlich „eingefroren“ (es wird angenommen, dass alle chemischen Reaktionen gestoppt sind). Chemische Reaktionen werden normalerweise durch Kollisionen zwischen Molekülen angetrieben. Wenn der Gasdruck langsam reduziert wird, sodass chemische Reaktionen fortgesetzt werden können, kann das Gas im Gleichgewicht bleiben. Es ist jedoch möglich, dass der Gasdruck so plötzlich abfällt, dass fast alle chemischen Reaktionen zum Erliegen kommen. Für diese Situation gilt das Gas als gefroren.

Die Unterscheidung zwischen Gleichgewicht und gefroren ist wichtig, da ein Gas wie Luft für denselben thermodynamischen Zustand erheblich unterschiedliche Eigenschaften (Schallgeschwindigkeit, Viskosität usw.) haben kann; zB Druck und Temperatur. Gefrorenes Gas kann im Kielwasser hinter einem Einstiegsfahrzeug ein erhebliches Problem darstellen. Während des Wiedereintritts wird die freiströmende Luft durch die Stoßwelle des Eintrittsfahrzeugs auf hohe Temperatur und hohen Druck komprimiert. Nicht im Gleichgewicht befindliche Luft in der Stoßschicht wird dann an der Vorderseite des Eintrittsfahrzeugs vorbei in einen Bereich mit schnell expandierender Strömung transportiert, der ein Gefrieren verursacht. Die gefrorene Luft kann dann in einen nachlaufenden Wirbel hinter dem Eintrittsfahrzeug mitgerissen werden. Die Strömung im Kielwasser eines einfahrenden Fahrzeugs richtig zu modellieren ist sehr schwierig. Die Erwärmung des Wärmeschutzschildes (TPS) im Fahrzeugheck ist normalerweise nicht sehr hoch, aber die Geometrie und Unstetigkeit des Fahrzeugnachlaufs kann die Aerodynamik (Nickmoment) und insbesondere die dynamische Stabilität erheblich beeinflussen.

Wärmeschutzsysteme

Ein Wärmeschutzsystem oder TPS ist die Barriere, die ein Raumschiff während der sengenden Hitze des atmosphärischen Wiedereintritts schützt. Ein sekundäres Ziel kann darin bestehen, das Raumfahrzeug im Orbit vor der Hitze und Kälte des Weltraums zu schützen. Mehrere Ansätze für den thermischen Schutz von Raumfahrzeugen werden verwendet, darunter ablative Hitzeschilde, passive Kühlung und aktive Kühlung von Raumfahrzeugoberflächen.

Ablativ

Ablatives Hitzeschild (nach Gebrauch) an Apollo 12 - Kapsel

Der ablative Hitzeschild funktioniert, indem er das Gas der heißen Schockschicht von der Außenwand des Hitzeschilds weghebt (wodurch eine kühlere Grenzschicht erzeugt wird ). Die Grenzschicht entsteht durch Ausblasen gasförmiger Reaktionsprodukte aus dem Hitzeschildmaterial und bietet Schutz vor allen Formen von Wärmefluss. Der gesamte Prozess der Reduzierung des Wärmestroms, den die Außenwand des Hitzeschilds über eine Grenzschicht erfährt, wird als Verblockung bezeichnet . Die Ablation erfolgt in einem ablativen TPS auf zwei Ebenen: Die äußere Oberfläche des TPS-Materials verkohlt, schmilzt und sublimiert , während der Großteil des TPS-Materials einer Pyrolyse unterzogen wird und Produktgase ausstößt. Das durch die Pyrolyse erzeugte Gas treibt das Blasen an und verursacht eine Blockierung des konvektiven und katalytischen Wärmeflusses. Die Pyrolyse kann mittels thermogravimetrischer Analyse in Echtzeit gemessen werden , sodass die Abtragsleistung bewertet werden kann. Die Ablation kann auch eine Blockierung gegen Strahlungswärmefluss bereitstellen, indem Kohlenstoff in die Stoßschicht eingebracht wird, wodurch sie optisch undurchsichtig wird. Die Blockierung des Strahlungswärmeflusses war der primäre Wärmeschutzmechanismus des Galileo Probe TPS-Materials (Phenolkohlenstoff). Kohlenstoff-Phenol wurde ursprünglich als Halsmaterial für Raketendüsen (verwendet im Space Shuttle Solid Rocket Booster ) und für Nasenspitzen von Wiedereintrittsfahrzeugen entwickelt.

Die frühe Forschung zur Ablationstechnologie in den USA konzentrierte sich auf das Ames Research Center der NASA in Moffett Field , Kalifornien. Das Ames Research Center war ideal, da es über zahlreiche Windkanäle verfügte , die unterschiedliche Windgeschwindigkeiten erzeugen konnten. Anfängliche Experimente montierten typischerweise ein Mock-up des zu analysierenden ablativen Materials in einem Hyperschall -Windkanal. Das Testen von ablativen Materialien erfolgt im Ames Arc Jet Complex. Viele Wärmeschutzsysteme für Raumfahrzeuge wurden in dieser Einrichtung getestet, einschließlich Hitzeschildmaterialien für Apollo, Space Shuttle und Orion.

Mars Pathfinder während der Endmontage mit Aeroshell, Cruise Ring und Feststoffraketenmotor

Die Wärmeleitfähigkeit eines bestimmten TPS-Materials ist normalerweise proportional zur Dichte des Materials. Kohlenstoff-Phenol ist ein sehr wirksames ablatives Material, hat aber auch eine hohe Dichte, was unerwünscht ist. Wenn der von einem Einstiegsfahrzeug erfahrene Wärmefluss nicht ausreicht, um eine Pyrolyse zu bewirken, dann könnte die Leitfähigkeit des TPS-Materials eine Wärmeflussleitung in das TPS-Klebematerial ermöglichen, was zu einem Versagen des TPS führen würde. Folglich ist Kohlenstoffphenol für Eintrittsbahnen, die einen geringeren Wärmefluss verursachen, manchmal ungeeignet, und TPS-Materialien mit geringerer Dichte, wie die folgenden Beispiele, können eine bessere Designwahl sein:

Superleichter Ablator

SLA in SLA-561V steht für superleichten Ablator . SLA-561V ist ein proprietärer Ablativ von Lockheed Martin , der als primäres TPS-Material für alle 70°-Kugelkegel-Eintrittsfahrzeuge verwendet wurde, die von der NASA mit Ausnahme des Mars Science Laboratory (MSL) zum Mars geschickt wurden. SLA-561V beginnt mit einer signifikanten Ablation bei einem Wärmestrom von etwa 110 W/cm 2 , versagt jedoch bei Wärmeströmen über 300 W/cm 2 . Das MSL-Aeroshell-TPS ist derzeit so ausgelegt, dass es einem Spitzenwärmefluss von 234 W/cm 2 standhält . Der Spitzenwärmefluss, den die Aeroshell Viking 1 bei der Landung auf dem Mars erfuhr, betrug 21 W/cm 2 . Bei Viking 1 fungierte das TPS als verkohlter Wärmeisolator und erfuhr nie eine signifikante Ablation. Viking 1 war der erste Mars-Lander und basierte auf einem sehr konservativen Design. Die Viking-Aeroshell hatte einen Basisdurchmesser von 3,54 Metern (der größte, der bis zum Mars Science Laboratory auf dem Mars verwendet wurde). SLA-561V wird aufgebracht, indem das ablative Material in einen Wabenkern gepackt wird, der vorab mit der Aeroshell-Struktur verbunden wird, wodurch der Bau eines großen Hitzeschilds ermöglicht wird.

Phenolimprägnierter Kohlenstoffablator

Die Stardust-Probenrückgabekapsel der NASA landete erfolgreich auf der USAF Utah Range.

Phenolisch imprägnierter Kohlenstoff-Ablator (PICA), eine mit Phenolharz imprägnierte Kohlenstofffaser- Vorform , ist ein modernes TPS-Material und hat die Vorteile einer geringen Dichte (viel leichter als Kohlenstoff-Phenol) gepaart mit einer effizienten Ablationsfähigkeit bei hohem Wärmefluss. Es ist eine gute Wahl für ablative Anwendungen, wie z. B. Hochspitzen-Erhitzungsbedingungen, die bei Probenrückführungsmissionen oder Mondrückführungsmissionen anzutreffen sind. Die Wärmeleitfähigkeit von PICA ist niedriger als bei anderen Materialien, die einen hohen Wärmefluss abtragen, wie z. B. herkömmliche Kohlenstoffphenole.

PICA wurde in den 1990er Jahren vom NASA Ames Research Center patentiert und war das primäre TPS-Material für die Stardust -Aeroshell. Die Stardust-Probenrückgabekapsel war mit 28.000 mph (ca. 12,5 km/s) in 135 km Höhe das schnellste von Menschenhand geschaffene Objekt, das jemals wieder in die Erdatmosphäre eingetreten ist. Dies war schneller als die Apollo-Missionskapseln und 70 % schneller als das Shuttle. PICA war entscheidend für die Realisierbarkeit der Stardust-Mission, die 2006 zur Erde zurückkehrte. Der Hitzeschild von Stardust (Basisdurchmesser 0,81 m) bestand aus einem monolithischen Stück, das so bemessen war, dass es einer nominellen Spitzenheizrate von 1,2 kW/cm 2 standhielt . Ein PICA-Hitzeschild wurde auch für den Eintritt des Mars Science Laboratory in die Marsatmosphäre verwendet .

PICA-X

Eine verbesserte und einfacher zu produzierende Version namens PICA-X wurde von SpaceX in den Jahren 2006–2010 für die Dragon -Raumkapsel entwickelt . Der erste Wiedereintrittstest eines PICA-X-Hitzeschilds fand am 8. Dezember 2010 auf der Dragon C1 -Mission statt. Das PICA-X-Hitzeschild wurde von einem kleinen Team aus einem Dutzend Ingenieuren und Technikern in weniger als vier Jahren entworfen, entwickelt und vollständig qualifiziert . PICA-X ist in der Herstellung zehnmal günstiger als das NASA-Hitzeschildmaterial PICA.

PICA-3

Mitte der 2010er Jahre wurde von SpaceX eine zweite erweiterte Version von PICA namens PICA-3 entwickelt. Es wurde erstmals 2019 während der Flugdemonstrationsmission im April 2019 auf dem Crew Dragon -Raumschiff getestet und 2020 auf diesem Raumschiff in den regulären Dienst genommen.

SIRKA

Deep Space 2 Impaktor -Aeroshell, ein klassischer 45°-Kugelkegel mit kugelförmigem Hinterkörper, der aerodynamische Stabilität vom Eintritt in die Atmosphäre bis zum Aufprall auf der Oberfläche ermöglicht

Der silikonimprägnierte wiederverwendbare Keramikablator (SIRCA) wurde ebenfalls am NASA Ames Research Center entwickelt und auf der Backshell Interface Plate (BIP) der Aeroshells Mars Pathfinder und Mars Exploration Rover (MER) verwendet. Das BIP befand sich an den Befestigungspunkten zwischen der Außenhülle der Aeroshell (auch als Achterrumpf oder hintere Abdeckung bezeichnet) und dem Cruise Ring (auch als Cruise Stage bezeichnet). SIRCA war auch das primäre TPS-Material für die erfolglosen Deep Space 2 (DS/2) Mars - Impaktorsonden mit ihren Aeroshells mit einem Basisdurchmesser von 0,35 Metern (1,1 Fuß). SIRCA ist ein monolithisches, isolierendes Material, das durch Ablation Wärmeschutz bieten kann. Es ist das einzige TPS-Material, das in kundenspezifische Formen bearbeitet und dann direkt auf das Raumfahrzeug aufgebracht werden kann. Es ist keine Nachbearbeitung, Wärmebehandlung oder zusätzliche Beschichtung erforderlich (im Gegensatz zu Space-Shuttle-Fliesen). Da SIRCA zu präzisen Formen bearbeitet werden kann, kann es als Kacheln, Vorderkantenabschnitte, vollständige Nasenkappen oder in einer beliebigen Anzahl von benutzerdefinierten Formen oder Größen angebracht werden. Ab 1996 wurde SIRCA in Backshell-Schnittstellenanwendungen demonstriert, jedoch noch nicht als TPS-Material für den Vorderkörper.

AVCOAT

AVCOAT ist ein von der NASA spezifiziertes ablatives Hitzeschild, ein glasgefülltes Epoxid - Novolac -System.

Die NASA verwendete es ursprünglich für das Apollo-Kommandomodul in den 1960er Jahren und verwendete das Material dann für ihr Orion -Crew -Modul der nächsten Generation jenseits der erdnahen Umlaufbahn , das erstmals im Dezember 2014 in einem Test geflogen und dann im November 2022 in Betrieb genommen wurde die auf Orion verwendet wurde, wurde neu formuliert, um die Umweltgesetzgebung zu erfüllen, die seit dem Ende von Apollo verabschiedet wurde.

Thermisches Bad

Thermal Soak ist ein Teil fast aller TPS-Schemata. Beispielsweise verliert ein ablativer Hitzeschild den größten Teil seiner thermischen Schutzwirkung, wenn die Außenwandtemperatur unter das für die Pyrolyse erforderliche Minimum fällt. Von diesem Zeitpunkt an bis zum Ende des Wärmeimpulses wird Wärme von der Stoßschicht in die Außenwand des Hitzeschilds konvektiert und würde schließlich zur Nutzlast geleitet. Dieses Ergebnis kann verhindert werden, indem der Hitzeschild (mit seinem Hitzesockel) vor der Wärmeleitung an die Innenwand ausgeworfen wird.

Feuerfeste Isolierung

Astronaut Andrew SW Thomas nimmt TPS-Fliesen unter dem Space Shuttle Atlantis unter die Lupe .
Beim Space Shuttle wurden starre schwarze LI-900- Kacheln verwendet .

Eine feuerfeste Isolierung hält die Wärme in der äußersten Schicht der Raumfahrzeugoberfläche, wo sie von der Luft abgeführt wird. Die Temperatur der Oberfläche steigt auf glühende Werte, daher muss das Material einen sehr hohen Schmelzpunkt haben, und das Material muss auch eine sehr niedrige Wärmeleitfähigkeit aufweisen. Materialien mit diesen Eigenschaften neigen dazu, spröde, zerbrechlich und schwierig in großen Größen herzustellen, so dass sie im Allgemeinen als relativ kleine Kacheln hergestellt werden, die dann an der Strukturhaut des Raumfahrzeugs befestigt werden. Es gibt einen Kompromiss zwischen Zähigkeit und Wärmeleitfähigkeit: Weniger leitfähige Materialien sind im Allgemeinen spröder. Das Space Shuttle verwendete mehrere Arten von Kacheln. Kacheln werden auch bei der Boeing X-37 und in den Designs Dream Chaser und SpaceX Starship verwendet .

Da die Isolierung nicht perfekt sein kann, wird ein Teil der Wärmeenergie in der Isolierung und im darunter liegenden Material gespeichert ("Thermal Soaking") und muss dissipiert werden, nachdem das Raumfahrzeug das Hochtemperatur-Flugregime verlassen hat. Ein Teil dieser Wärme strahlt durch die Oberfläche zurück oder wird durch Konvektion von der Oberfläche weggetragen, aber ein Teil erwärmt die Raumfahrzeugstruktur und das Innere, was eine aktive Kühlung nach der Landung erfordern kann.

Typische Space-Shuttle-TPS - Fliesen ( LI-900 ) haben bemerkenswerte Wärmeschutzeigenschaften. Eine LI-900-Fliese, die auf der einen Seite einer Temperatur von 1.000 K ausgesetzt wird, bleibt auf der anderen Seite lediglich handwarm. Sie sind jedoch relativ spröde und brechen leicht und können Regen während des Fluges nicht überstehen.

Passiv gekühlt

Das Mercury-Kapseldesign (hier mit seinem Fluchtturm gezeigt ) verwendete ursprünglich ein strahlungsgekühltes TPS, wurde aber später zu einem ablativen TPS umgebaut.

In einigen frühen ballistischen Raketen-RVs (z. B. der Mk-2 und dem suborbitalen Mercury-Raumschiff ) wurden strahlungsgekühlte TPS verwendet, um anfänglich den Wärmefluss während des Wärmepulses zu absorbieren und dann nach dem Wärmepuls abzustrahlen und zu konvektieren gespeicherte Wärme wieder in die Atmosphäre. Die frühere Version dieser Technik erforderte jedoch eine beträchtliche Menge an metallischem TPS (z. B. Titan , Beryllium , Kupfer usw.). Moderne Designer vermeiden diese zusätzliche Masse lieber, indem sie stattdessen ablatives und thermisches Soak TPS verwenden.

Wärmeschutzsysteme, die auf dem Emissionsvermögen beruhen , verwenden Beschichtungen mit hohem Emissionsvermögen (HECs), um die Strahlungskühlung zu erleichtern , während eine darunter liegende poröse Keramikschicht dazu dient, die Struktur vor hohen Oberflächentemperaturen zu schützen. Hohe thermisch stabile Emissionsgrade gepaart mit geringer Wärmeleitfähigkeit sind der Schlüssel zur Funktionalität solcher Systeme.

Strahlungsgekühlte TPS sind in modernen Einstiegsfahrzeugen zu finden, aber anstelle von Metall wird normalerweise verstärkter Kohlenstoff-Kohlenstoff (RCC) (auch Kohlenstoff-Kohlenstoff genannt) verwendet. RCC war das TPS-Material auf dem Nasenkegel und den Flügelvorderkanten des Space Shuttles und wurde auch als Vorderkantenmaterial für den X-33 vorgeschlagen . Kohlenstoff ist das feuerfesteste bekannte Material mit einer Sublimationstemperatur von 3.825 ° C (6.917 ° F) für Graphit bei einer Atmosphäre. Diese hohe Temperatur machte Kohlenstoff zu einer offensichtlichen Wahl als strahlungsgekühltes TPS-Material. Nachteile von RCC sind, dass es derzeit teuer in der Herstellung ist, schwer ist und keine robuste Schlagfestigkeit aufweist.

Einige Hochgeschwindigkeitsflugzeuge , wie die SR-71 Blackbird und Concorde , behandeln eine ähnliche Erwärmung wie Raumfahrzeuge, jedoch mit viel geringerer Intensität und stundenlang. Untersuchungen der Titanhaut des SR-71 ergaben, dass die Metallstruktur durch Glühen aufgrund aerodynamischer Erwärmung wieder in ihre ursprüngliche Festigkeit zurückversetzt wurde. Im Fall der Concorde durfte die Aluminiumnase eine maximale Betriebstemperatur von 127 ° C (261 ° F) erreichen (ungefähr 180 ° C (324 ° F) wärmer als die normalerweise unter Null liegende Umgebungsluft); Die metallurgischen Auswirkungen ( Temperverlust ), die mit einer höheren Spitzentemperatur verbunden wären, waren die wichtigsten Faktoren, die die Höchstgeschwindigkeit des Flugzeugs bestimmten.

Ein strahlungsgekühlter TPS für ein Einstiegsfahrzeug wird oft als Hot-Metal-TPS bezeichnet . Frühe TPS-Designs für das Space Shuttle erforderten ein Heißmetall-TPS auf der Basis einer Nickel- Superlegierung ( René 41 genannt ) und Titanschindeln. Dieses Shuttle-TPS-Konzept wurde verworfen, da angenommen wurde, dass ein TPS auf Silica-Fliesen-Basis geringere Entwicklungs- und Herstellungskosten mit sich bringen würde. Für den erfolglosen Single-Stage-to-Orbit (SSTO)-Prototyp X-33 wurde erneut ein Nickel - Superlegierungs -Schindel-TPS vorgeschlagen .

Kürzlich wurden neuere strahlungsgekühlte TPS-Materialien entwickelt, die RCC überlegen sein könnten. Sie sind als Ultrahochtemperaturkeramiken bekannt und wurden für das Prototypfahrzeug Slender Hypervelocity Aerothermodynamic Research Probe (SHARP) entwickelt. Diese TPS-Werkstoffe basieren auf Zirkondiborid und Hafniumdiborid . SHARP TPS hat Leistungsverbesserungen vorgeschlagen, die einen anhaltenden Flug mit Mach 7 auf Meereshöhe, einen Flug mit Mach 11 in 30.000 m (100.000 Fuß) Höhe und erhebliche Verbesserungen für Fahrzeuge ermöglichen, die für kontinuierlichen Hyperschallflug ausgelegt sind. SCHARFE TPS-Materialien ermöglichen scharfe Vorderkanten und Nasenkegel, um den Luftwiderstand für luftatmende Raumflugzeuge mit kombiniertem Zyklus und Auftriebskörper erheblich zu reduzieren. SHARP-Materialien haben effektive TPS-Eigenschaften von null bis über 2.000 °C (3.630 °F) mit Schmelzpunkten über 3.500 °C (6.330 °F) gezeigt. Sie sind strukturell stärker als RCC und erfordern daher keine strukturelle Verstärkung mit Materialien wie Inconel. SHARP-Materialien strahlen absorbierte Wärme äußerst effizient ab, wodurch die Notwendigkeit zusätzlicher TPS hinter und zwischen den SHARP-Materialien und der herkömmlichen Fahrzeugstruktur entfällt. Die NASA hat 2001 zunächst ein mehrphasiges F&E-Programm über die University of Montana finanziert (und eingestellt) , um SHARP-Materialien an Testfahrzeugen zu testen.

Aktiv gekühlt

Es wurden verschiedene fortschrittliche wiederverwendbare Konstruktionen von Raumfahrzeugen und Hyperschallflugzeugen vorgeschlagen, um Hitzeschilde zu verwenden, die aus temperaturbeständigen Metalllegierungen hergestellt sind , die ein durch sie zirkulierendes Kühlmittel oder kryogenen Brennstoff enthalten.

Ein solches TPS-Konzept wurde Mitte der 80er Jahre für das X-30 National Aerospace Plane (NASP) vorgeschlagen. Die NASP sollte ein Scramjet -betriebenes Hyperschallflugzeug gewesen sein, scheiterte jedoch an der Entwicklung.

In den Jahren 2005 und 2012 wurden im Rahmen des German Sharp Edge Flight Experiment (SHEFEX) zwei unbemannte Hubkörper mit aktiv gekühlten Rümpfen gestartet.

Anfang 2019 entwickelte SpaceX einen aktiv gekühlten Hitzeschild für sein Raumschiff Starship , bei dem ein Teil des Wärmeschutzsystems ein transpirationsgekühltes Außenhautdesign für das wieder eintretende Raumschiff sein wird. SpaceX hat diesen Ansatz jedoch zugunsten einer modernen Version von Hitzeschildkacheln später im Jahr 2019 aufgegeben.

In den frühen 1960er Jahren wurden verschiedene TPS-Systeme vorgeschlagen, um Wasser oder andere Kühlflüssigkeiten zu verwenden, die in die Schockschicht gesprüht oder durch Kanäle im Hitzeschild geleitet wurden. Zu den Vorteilen gehörte die Möglichkeit von mehr Ganzmetalldesigns, die billiger zu entwickeln und robuster wären und den Bedarf an klassifizierter und unbekannter Technologie eliminieren würden. Die Nachteile sind erhöhtes Gewicht und Komplexität sowie geringere Zuverlässigkeit. Das Konzept wurde noch nie geflogen, aber eine ähnliche Technologie (die Steckdüse) wurde umfangreichen Bodentests unterzogen.

Treibender Einstieg

Wenn der Kraftstoff es zulässt, hindert nichts ein Fahrzeug daran, mit einer rückläufigen Motorverbrennung in die Atmosphäre einzudringen, was den doppelten Effekt hat, dass das Fahrzeug viel schneller abgebremst wird, als es der atmosphärische Luftwiderstand allein tun würde, und die komprimierte heiße Luft von der Karosserie des Fahrzeugs weggedrückt wird. Während des Wiedereintritts führt die erste Stufe des SpaceX Falcon 9 eine Eintrittszündung durch, um schnell von ihrer anfänglichen Hyperschallgeschwindigkeit abzubremsen.

Gefiederter Eintrag

Im Jahr 2004 demonstrierte der Flugzeugkonstrukteur Burt Rutan mit dem suborbitalen SpaceShipOne die Machbarkeit eines formveränderlichen Tragflügels für den Wiedereintritt . Die Flügel dieses Flugzeugs drehen sich nach oben in die gefiederte Konfiguration , die einen Federballeffekt erzeugt. Somit erreicht SpaceShipOne beim Wiedereintritt einen wesentlich höheren aerodynamischen Widerstand, während es keine nennenswerten thermischen Belastungen erfährt.

Die Konfiguration erhöht den Luftwiderstand, da das Fahrzeug jetzt weniger stromlinienförmig ist und dazu führt, dass mehr atmosphärische Gaspartikel in höheren Höhen als sonst auf das Raumfahrzeug treffen. Das Flugzeug wird daher in höheren Atmosphärenschichten stärker abgebremst, was der Schlüssel für einen effizienten Wiedereintritt ist. Zweitens orientiert sich das Flugzeug in diesem Zustand automatisch auf eine hohe Luftwiderstandslage.

Die von SpaceShipOne vor dem Wiedereintritt erreichte Geschwindigkeit ist jedoch viel geringer als die eines orbitalen Raumfahrzeugs, und Ingenieure, einschließlich Rutan, erkennen, dass eine gefiederte Wiedereintrittstechnik nicht für die Rückkehr aus dem Orbit geeignet ist.

Am 4. Mai 2011 wurde der erste Test des Federungsmechanismus auf dem SpaceShipTwo während eines Gleitflugs nach der Freigabe von der White Knight Two durchgeführt. Der vorzeitige Einsatz des Federungssystems war für den Absturz der VSS Enterprise 2014 verantwortlich , bei dem das Flugzeug zerfiel und den Copiloten tötete.

Der gefiederte Wiedereintritt wurde erstmals 1958 von Dean Chapman von NACA beschrieben . Im Abschnitt seines Berichts über den zusammengesetzten Eintritt beschrieb Chapman eine Lösung für das Problem unter Verwendung eines Geräts mit hohem Luftwiderstand:

Es kann wünschenswert sein, den Einstieg mit Heben und ohne Heben zu kombinieren, um einige Vorteile zu erzielen ... Für die Landemanövrierbarkeit ist es offensichtlich vorteilhaft, ein Hebefahrzeug zu verwenden. Die von einem Hubfahrzeug absorbierte Gesamtwärme ist jedoch viel höher als bei einem Nicht-Hubfahrzeug ... Nicht-Hubfahrzeuge können einfacher konstruiert werden ... indem beispielsweise eine große, leichte Schleppvorrichtung verwendet wird ... Je größer die Gerät, desto kleiner ist die Heizrate.

Nicht anhebende Fahrzeuge mit Federballstabilität sind auch vom Standpunkt der minimalen Kontrollanforderungen während des Einfahrens vorteilhaft.

... eine offensichtliche zusammengesetzte Art des Einstiegs, die einige der wünschenswerten Merkmale von Flugbahnen mit und ohne Heben kombiniert, wäre der Einstieg zuerst ohne Auftrieb, aber mit einem ... Widerstandsgerät; dann, wenn die Geschwindigkeit auf einen bestimmten Wert reduziert ist ... wird das Gerät abgeworfen oder zurückgezogen und hinterlässt ein Hebefahrzeug ... für den Rest des Abstiegs.

Aufblasbarer Hitzeschildeingang

Die Verzögerung beim Wiedereintritt in die Atmosphäre, insbesondere bei Mars-Rückkehr-Missionen mit höherer Geschwindigkeit, profitiert von der Maximierung „der Luftwiderstandsfläche des Eintrittssystems. Je größer der Durchmesser der Aeroshell, desto größer kann die Nutzlast sein.“ Eine aufblasbare Aeroshell bietet eine Alternative zur Vergrößerung des Widerstandsbereichs bei massearmer Bauweise.

Russland

Ein solches aufblasbares Schild/Aerobrake wurde für die Penetratoren der Mission Mars 96 entwickelt. Da die Mission aufgrund einer Fehlfunktion der Trägerrakete fehlschlug, haben die NPO Lavochkin und DASA/ESA eine Mission für die Erdumlaufbahn entworfen. Der Demonstrator für aufblasbare Wiedereintritts- und Abstiegstechnologie (IRDT) wurde am 8. Februar 2000 auf Sojus-Fregat gestartet. Der aufblasbare Schild war als Kegel mit zwei Aufblasstufen konzipiert. Obwohl sich die zweite Stufe des Schildes nicht aufblähte, überlebte der Demonstrator den Wiedereintritt in die Umlaufbahn und wurde geborgen. Die nachfolgenden Missionen, die mit der Volna -Rakete geflogen wurden, scheiterten aufgrund eines Werferausfalls.

NASA-Ingenieure überprüfen IRVE.

NASA-IRVE

Die NASA startete am 17. August 2009 mit dem erfolgreichen ersten Testflug des Inflatable Re-entry Vehicle Experiment (IRVE) ein experimentelles Raumschiff mit aufblasbarem Hitzeschild. Der Hitzeschild war in eine Nutzlasthülle mit einem Durchmesser von 38 cm (15 Zoll) vakuumverpackt und auf einer Höhenforschungsrakete Black Brant 9 von der Wallops Flight Facility der NASA auf Wallops Island, Virginia, gestartet worden. "Stickstoff hat den Hitzeschild mit einem Durchmesser von 3,0 m (10 Fuß Durchmesser), der aus mehreren Schichten silikonbeschichtetem [ Kevlar ]-Gewebe besteht, einige Minuten nach dem Start zu einer Pilzform im Weltraum aufgeblasen." Das Raketenapogäum befand sich in einer Höhe von 211 km (131 Meilen), wo es seinen Abstieg auf Überschallgeschwindigkeit begann. Weniger als eine Minute später wurde der Schild aus seiner Hülle gelöst, um sich in einer Höhe von 200 km (124 Meilen) aufzublasen. Das Aufblasen des Schildes dauerte weniger als 90 Sekunden.

NASA-HIAD

Nach dem Erfolg der ersten IRVE-Experimente entwickelte die NASA das Konzept zum ehrgeizigeren Hypersonic Inflatable Aerodynamic Decelerator (HIAD). Das derzeitige Design ist wie ein flacher Kegel geformt, wobei die Struktur als Stapel aus kreisförmigen, aufgeblasenen Rohren mit allmählich zunehmendem Hauptdurchmesser aufgebaut ist. Die vordere (konvexe) Fläche des Kegels ist mit einem flexiblen thermischen Schutzsystem bedeckt, das robust genug ist, um den Belastungen des atmosphärischen Eintritts (oder Wiedereintritts) standzuhalten.

Im Jahr 2012 wurde ein HIAD als Inflatable Reentry Vehicle Experiment 3 (IRVE-3) mit einer suborbitalen Höhenforschungsrakete getestet und funktionierte.

Siehe auch Low-Density Supersonic Decelerator , ein NASA-Projekt mit Tests eines SIAD-R mit 6 m Durchmesser in den Jahren 2014 und 2015.

LOFTID

Ein 6 Meter langes aufblasbares Wiedereintrittsfahrzeug, Low-Earth Orbit Flight Test of an Inflatable Decelerator ( LOFTID ), wurde im November 2022 gestartet, im Orbit aufgeblasen, schneller als Mach 25 wiederbetreten und am 10. November erfolgreich geborgen.

Überlegungen zum Design des Einstiegsfahrzeugs

Bei der Konstruktion eines Fahrzeugs für den Eintritt in die Atmosphäre müssen vier kritische Parameter berücksichtigt werden:

  1. Spitzenwärmestrom
  2. Wärmebelastung
  3. Spitzenverzögerung
  4. Dynamischer Spitzendruck

Spitzenwärmefluss und dynamischer Druck wählen das TPS-Material aus. Die Wärmelast wählt die Dicke des TPS-Materialstapels aus. Die Spitzenverzögerung ist für bemannte Missionen von großer Bedeutung. Die Obergrenze für die bemannte Rückkehr zur Erde aus einer niedrigen Erdumlaufbahn (LEO) oder Mondrückkehr beträgt 10 g . Für den Eintritt in die Marsatmosphäre nach langer Schwerelosigkeit beträgt die Obergrenze 4 g . Der dynamische Spitzendruck kann auch die Auswahl des äußersten TPS-Materials beeinflussen, wenn Spallation ein Problem ist.

Ausgehend vom Prinzip des konservativen Entwurfs betrachtet der Ingenieur typischerweise zwei Worst-Case- Trajektorien, die Undershoot- und Overshoot-Trajektorien. Die Überschwingbahn wird typischerweise als der flachste zulässige Eintrittsgeschwindigkeitswinkel vor dem atmosphärischen Abspringen definiert . Die Überschwingbahn hat die höchste Wärmebelastung und bestimmt die TPS-Dicke. Die Unterlaufbahn ist durch die steilste zulässige Bahn definiert. Bei Missionen mit Besatzung ist der steilste Eintrittswinkel durch die Spitzenverzögerung begrenzt. Die Unterschwingerbahn hat auch den höchsten Spitzenwärmestrom und dynamischen Druck. Folglich ist die Unterschwingungsbahn die Grundlage für die Auswahl des TPS-Materials. Es gibt kein TPS-Material, das für alle passt. Ein TPS-Material, das ideal für einen hohen Wärmefluss ist, kann für eine lang andauernde Wärmebelastung zu leitfähig (zu dicht) sein. Einem TPS-Material mit niedriger Dichte könnte die Zugfestigkeit fehlen, um einem Abplatzen zu widerstehen, wenn der dynamische Druck zu hoch ist. Ein TPS-Material kann für einen bestimmten Spitzenwärmefluss gut funktionieren, aber für denselben Spitzenwärmefluss katastrophal versagen, wenn der Wanddruck erheblich erhöht wird (dies geschah mit dem R-4-Testraumfahrzeug der NASA). Ältere TPS-Materialien sind im Vergleich zu modernen Materialien in der Regel arbeitsintensiver und teurer in der Herstellung. Allerdings fehlt modernen TPS-Materialien oft die Fluggeschichte der älteren Materialien (eine wichtige Überlegung für einen risikoaversen Designer).

Basierend auf der Entdeckung von Allen und Eggers ergibt eine maximale Aeroshell-Stumpfheit (maximaler Luftwiderstand) eine minimale TPS-Masse. Maximale Stumpfheit (minimaler ballistischer Koeffizient) ergibt auch eine minimale Endgeschwindigkeit bei maximaler Höhe (sehr wichtig für Mars EDL, aber schädlich für militärische Wohnmobile). Es gibt jedoch eine Obergrenze für die Stumpfheit, die durch Überlegungen zur aerodynamischen Stabilität auf der Grundlage der Stoßwellenablösung auferlegt wird . Eine Stoßwelle bleibt an der Spitze eines scharfen Kegels hängen, wenn der Halbwinkel des Kegels unter einem kritischen Wert liegt. Dieser kritische Halbwinkel kann unter Verwendung der Theorie des perfekten Gases geschätzt werden (diese spezifische aerodynamische Instabilität tritt unterhalb von Überschallgeschwindigkeiten auf). Für eine Stickstoffatmosphäre (Erde oder Titan) beträgt der maximal zulässige Halbwinkel etwa 60°. Für eine Kohlendioxidatmosphäre (Mars oder Venus) beträgt der maximal zulässige Halbwinkel etwa 70°. Nach der Stoßwellenablösung muss ein Eintrittsfahrzeug deutlich mehr Stoßschichtgas um den Staupunkt an der Vorderkante (die Unterschallkappe) transportieren. Folglich bewegt sich das aerodynamische Zentrum stromaufwärts, wodurch eine aerodynamische Instabilität verursacht wird. Es ist falsch, ein Aeroshell-Design, das für den Titan-Eintritt ( Huygens -Sonde in einer Stickstoffatmosphäre) vorgesehen ist, für den Mars-Eintritt ( Beagle 2 in einer Kohlendioxidatmosphäre) erneut anzuwenden. Vor der Aufgabe erreichte das sowjetische Mars-Landeprogramm eine erfolgreiche Landung ( Mars 3 ) beim zweiten von drei Eintrittsversuchen (die anderen waren Mars 2 und Mars 6 ). Die sowjetischen Mars-Lander basierten auf einem 60°-Halbwinkel-Aeroshell-Design.

Ein 45° Halbwinkel-Kugelkegel wird typischerweise für atmosphärische Sonden verwendet (Oberflächenlandung nicht beabsichtigt), obwohl die TPS-Masse nicht minimiert wird. Der Grund für einen halben Winkel von 45 ° besteht darin, entweder aerodynamische Stabilität vom Eintritt bis zum Aufprall zu haben (der Hitzeschild wird nicht abgeworfen) oder einen kurzen und scharfen Hitzeimpuls, gefolgt von einem sofortigen Abwurf des Hitzeschilds. Mit dem DS/2-Mars- Impaktor und den Pioneer-Venus - Sonden wurde ein 45°-Kugel-Kegel-Design verwendet.

Bemerkenswerte atmosphärische Eintrittsunfälle

Wiedereintrittsfenster
  1. Reibung mit Luft
  2. Im Luftflug
  3. Ausstoß unterer Winkel
  4. Senkrecht zum Einstiegspunkt
  5. Überschussreibung 6,9° bis 90°
  6. Abstoßung von 5,5° oder weniger
  7. Explosionsreibung
  8. Ebene tangential zum Eintrittspunkt

Nicht alle atmosphärischen Wiedereintritte waren vollständig erfolgreich:

  • Voskhod 2  – Das Servicemodul löste sich einige Zeit nicht, aber die Besatzung überlebte.
  • Sojus 5  – Das Servicemodul löste sich nicht, aber die Besatzung überlebte.
  • Apollo 15  - Einer der drei Ringsegel-Fallschirme fiel während der Landung auf dem Ozean aus und wurde wahrscheinlich beschädigt, als das Raumschiff überschüssigen Kontrolltreibstoff abließ. Das Raumschiff sollte mit nur zwei Fallschirmen sicher landen, und die Besatzung blieb unverletzt.
  • Mars Polar Lander  – Während EDL fehlgeschlagen. Es wurde angenommen, dass der Ausfall die Folge eines Softwarefehlers war. Die genaue Ursache ist mangels Echtzeit- Telemetrie unbekannt .
  • Space Shuttle Columbia STS-1  – eine Kombination aus Startschaden, hervorstehendem Lückenfüller und Flieseninstallationsfehler führte zu ernsthaften Schäden am Orbiter, von denen nur einige der Besatzung bewusst waren. Hätte die Besatzung vor dem Wiedereintrittsversuch das wahre Ausmaß des Schadens gekannt, wäre das Shuttle in eine sichere Höhe geflogen und dann abgesprungen. Trotzdem war der Wiedereintritt erfolgreich, und der Orbiter setzte seine normale Landung fort.
  • Space Shuttle Atlantis STS-27  – Die Isolierung der Steuerbord - Trägerraketen - Nasenkappe traf den Orbiter während des Starts und verursachte erhebliche Kachelschäden. Dadurch wurde eine Fliese vollständig über einer Aluminium-Montageplatte für eine TACAN-Antenne entfernt. Die Antenne erlitt extreme Hitzeschäden, verhinderte jedoch das Eindringen des heißen Gases in die Fahrzeugkarosserie.
Genesis-Einstiegsfahrzeug nach Crash
  • Genesis  – Der Fallschirm konnte nicht ausgelöst werden, weil ein G-Schalter falsch herum installiert wurde (ein ähnlicher Fehler verzögerte den Fallschirmeinsatz bei der Galileo - Sonde ). Folglich stürzte das Genesis-Einstiegsfahrzeug in den Wüstenboden. Die Nutzlast wurde beschädigt, aber die meisten wissenschaftlichen Daten konnten wiederhergestellt werden.
  • Sojus TMA-11  – Das Sojus-Antriebsmodul konnte sich nicht richtig trennen; Es wurde ein ballistischer Fallback-Wiedereintritt durchgeführt, der die Besatzung Beschleunigungen von etwa 8 Standardgravitationen (78 m/s 2 ) aussetzte. Die Besatzung überlebte.

Einige Wiedereintritte haben zu erheblichen Katastrophen geführt:

  • Sojus 1  – Das Lagekontrollsystem fiel noch im Orbit aus und spätere Fallschirme verhedderten sich während der Notlandesequenz (Entry, Descent, and Landing (EDL) Fehler). Der einsame Kosmonaut Wladimir Michailowitsch Komarow ist gestorben.
  • Sojus 11  – Während der Tri-Modul-Trennung wurde eine Ventildichtung durch den Schock geöffnet, wodurch der Druck im Abstiegsmodul abgebaut wurde, die dreiköpfige Besatzung erstickte Minuten vor dem Wiedereintritt im Weltraum.
  • STS-107  - Das Versagen einer verstärkten Kohlenstoff-Kohlenstoff- Platte an einer Flügelvorderkante, die durch den Aufprall von Trümmern beim Start verursacht wurde, führte zum Auseinanderbrechen des Orbiters beim Wiedereintritt, was zum Tod aller sieben Besatzungsmitglieder führte.

Unkontrollierte und ungeschützte Einträge

Von Satelliten, die wieder eintreten, erreichen wahrscheinlich etwa 10–40 % der Masse des Objekts die Erdoberfläche. Im Durchschnitt kommt etwa ein katalogisiertes Objekt pro Tag wieder herein.

Da die Erdoberfläche hauptsächlich aus Wasser besteht, landen die meisten Objekte, die den Wiedereintritt überleben, in einem der Weltmeere. Die geschätzte Wahrscheinlichkeit, dass eine bestimmte Person im Laufe ihres Lebens getroffen und verletzt wird, liegt bei etwa 1 zu einer Billion.

Am 24. Januar 1978 trat die sowjetische Kosmos 954 (3.800 Kilogramm [8.400 lb]) wieder ein und stürzte in der Nähe des Great Slave Lake in den Nordwest-Territorien Kanadas ab. Der Satellit war nuklearbetrieben und hinterließ radioaktive Trümmer in der Nähe seiner Einschlagstelle.

Am 11. Juli 1979 trat die US - Raumstation Skylab (77.100 Kilogramm [170.000 lb]) wieder ein und verteilte Trümmer über das australische Outback . Der Wiedereintritt war ein großes Medienereignis, hauptsächlich aufgrund des Vorfalls von Cosmos 954, wurde jedoch nicht so sehr als potenzielle Katastrophe angesehen, da er keinen giftigen Kern- oder Hydrazinbrennstoff enthielt . Die NASA hatte ursprünglich gehofft, mit einer Space-Shuttle- Mission entweder ihre Lebensdauer zu verlängern oder einen kontrollierten Wiedereintritt zu ermöglichen, aber Verzögerungen im Shuttle-Programm sowie eine unerwartet hohe Sonnenaktivität machten dies unmöglich.

Am 7. Februar 1991 trat die sowjetische Raumstation Saljut 7 (19.820 kg [43.700 lb]) mit dem daran befestigten Modul Kosmos 1686 (20.000 kg [44.000 lb]) wieder ein und verstreute Trümmer über der Stadt Capitán Bermúdez in Argentinien. Die Station war im August 1986 auf eine höhere Umlaufbahn gebracht worden, um sie bis 1994 aufrechtzuerhalten, aber in einem ähnlichen Szenario wie Skylab wurde das geplante Buran-Shuttle abgesagt und die hohe Sonnenaktivität führte dazu, dass es früher als erwartet herunterkam.

Am 7. September 2011 kündigte die NASA den bevorstehenden unkontrollierten Wiedereintritt des Upper Atmosphere Research Satellite (6.540 Kilogramm [14.420 lb]) an und stellte fest, dass ein geringes Risiko für die Öffentlichkeit bestehe. Der stillgelegte Satellit trat am 24. September 2011 wieder in die Atmosphäre ein, und einige Teile sollen vermutlich über einem 800 km langen Trümmerfeld in den Südpazifik gestürzt sein.

Am 1. April 2018 trat die chinesische Raumstation Tiangong-1 (8.510 Kilogramm [18.760 lb]) über dem Pazifik auf halbem Weg zwischen Australien und Südamerika wieder ein. Das China Manned Space Engineering Office hatte beabsichtigt, den Wiedereintritt zu kontrollieren, verlor jedoch im März 2017 die Telemetrie und Kontrolle.

Am 11. Mai 2020 trat die Kernstufe des chinesischen Langen Marsches 5B ( COSPAR ID 2020-027C) mit einem Gewicht von etwa 20.000 Kilogramm (44.000 lb) unkontrolliert über dem Atlantik in der Nähe der westafrikanischen Küste wieder ein. Berichten zufolge überlebten nur wenige Raketentrümmer den Wiedereintritt und fielen über mindestens zwei Dörfer in der Elfenbeinküste .

Am 8. Mai 2021 trat die Kernstufe des chinesischen Langmarsches 5B ( COSPAR ID 2021-0035B) mit einem Gewicht von 23.000 Kilogramm (51.000 lb) unkontrolliert wieder ein, westlich der Malediven im Indischen Ozean (ungefähr 72,47° östlicher Länge und 2,65° nördlicher Breite). Zeugen berichteten von Raketentrümmern bis hin zur arabischen Halbinsel.

Es wird erwartet, dass die Cruise Mass Balance Devices (CMBDs) der Mars 2020 -Mission, die vor dem Eintritt des Raumfahrzeugs in die Atmosphäre ausgestoßen werden, den Wiedereintritt überleben und am Donnerstag, den 18. Februar 2021, auf der Oberfläche aufschlagen werden. Die CMBDs bestehen aus 77 kg Wolfram Blöcke, die verwendet werden, um die Flugbahn des Raumfahrzeugs vor dem Eintritt anzupassen. Das Wissenschaftsteam einer anderen NASA-Mission, InSight , kündigte Anfang 2021 an, dass sie versuchen würden, die seismischen Wellen dieses Aufprallereignisses zu erkennen.

Im Jahr 2022 wurde bestätigt, dass Weltraumschrott, der in New South Wales Australien gelandet war, aus dem drucklosen Rumpfabschnitt des SpaceX Crew-1 Crew Dragon -Raumfahrzeugs stammte, das im November 2020 zur Internationalen Raumstation gestartet war.

Deorbit-Entsorgung

Saljut 1 , die erste Raumstation der Welt, wurde 1971 nach dem Unfall von Sojus 11 absichtlich in den Pazifik gebracht . Sein Nachfolger, Salyut 6 , wurde ebenfalls kontrolliert aus der Umlaufbahn gebracht.

Am 4. Juni 2000 wurde das Compton Gamma Ray Observatory absichtlich aus der Umlaufbahn gebracht, nachdem eines seiner Gyroskope ausgefallen war. Die nicht verbrannten Trümmer fielen harmlos in den Pazifischen Ozean. Das Observatorium war noch in Betrieb, aber der Ausfall eines anderen Gyroskops hätte das Verlassen der Umlaufbahn viel schwieriger und gefährlicher gemacht. Mit einigen Kontroversen entschied die NASA im Interesse der öffentlichen Sicherheit, dass ein kontrollierter Absturz dem zufälligen Absturz des Raumfahrzeugs vorzuziehen sei.

Im Jahr 2001 wurde die russische Raumstation Mir absichtlich aus der Umlaufbahn gebracht und brach in der von der Kommandozentrale erwarteten Weise beim Wiedereintritt in die Atmosphäre auseinander. Mir trat am 23. März 2001 in der Nähe von Nadi , Fidschi , in die Erdatmosphäre ein und stürzte in den Südpazifik.

Am 21. Februar 2008 wurde ein deaktivierter US - Spionagesatellit , USA-193 , in einer Höhe von etwa 246 Kilometern (153 Meilen) von einer SM-3- Rakete getroffen, die vom Kreuzer der US-Marine Lake Erie vor der Küste von Hawaii abgefeuert wurde . Der Satellit war außer Betrieb, da er beim Start im Jahr 2006 seine vorgesehene Umlaufbahn nicht erreicht hatte. Aufgrund seiner sich rapide verschlechternden Umlaufbahn war er für einen unkontrollierten Wiedereintritt innerhalb eines Monats bestimmt. Das US-Verteidigungsministerium äußerte seine Besorgnis darüber, dass der 1.000 Pfund (450 kg) schwere Kraftstofftank, der hochgiftiges Hydrazin enthält , den Wiedereintritt überleben könnte, um die Erdoberfläche intakt zu erreichen. Mehrere Regierungen, darunter die von Russland, China und Weißrussland , protestierten gegen die Aktion als eine kaum verhüllte Demonstration der US-Antisatellitenfähigkeiten. China hatte zuvor einen internationalen Zwischenfall verursacht, als es 2007 eine Antisatellitenrakete testete .

Erfolgreiche atmosphärische Einträge aus Umlaufgeschwindigkeiten

Orbitaler Wiedereintritt mit Besatzung, nach Land/Regierungsbehörde

Orbitaler Wiedereintritt mit Besatzung durch eine kommerzielle Einheit

Unbemannter Wiedereintritt in die Umlaufbahn, nach Land/Regierungsbehörde

IXV einmal gelandet

Unbemannter Wiedereintritt in die Umlaufbahn durch eine kommerzielle Einheit

Ausgewählte atmosphärische Einträge

Diese Liste enthält einige bemerkenswerte atmosphärische Einträge, in denen das Raumschiff nicht geborgen werden sollte, sondern in der Atmosphäre zerstört wurde.

Raumfahrzeug Wiedereintrittsjahr
_
Phobos-Grunzen 2012
ROSAT 2011
UARS 2011
Mir 2001
Skylab 1979

Galerie

Siehe auch

Verweise

Weiterlesen

  • Launius, Roger D.; Jenkins, Dennis R. (10. Oktober 2012). Coming Home: Wiedereintritt und Bergung aus dem All . NASA. ISBN 9780160910647. OCLC  802182873 . Abgerufen am 21. August 2014 .
  • Martin, John J. (1966). Atmosphärischer Eintritt – Eine Einführung in seine Wissenschaft und Technik . Old Tappan, New Jersey: Prentice-Hall.
  • Regan, Frank J. (1984). Wiedereintrittsfahrzeugdynamik (AIAA Education Series) . New York: Amerikanisches Institut für Luft- und Raumfahrt, Inc. ISBN 978-0-915928-78-1.
  • Etkin, Bernhard (1972). Dynamik atmosphärischer Flüge . New York: John Wiley & Sons, Inc. ISBN 978-0-471-24620-6.
  • Vincenti, Walter G.; Kruger Jr., Charles H. (1986). Einführung in die physikalische Gasdynamik . Malabar, Florida: Robert E. Krieger Publishing Co. ISBN 978-0-88275-309-6.
  • Hansen, C. Frederick (1976). Molekularphysik von Gleichgewichtsgasen, ein Handbuch für Ingenieure . NASA. Bibcode : 1976mpeg.book.....H . NASA SP-3096.
  • Hayes, Wallace D.; Probstein, Ronald F. (1959). Theorie der Hyperschallströmung . New York und London: Academic Press.Eine überarbeitete Version dieses klassischen Textes wurde als preiswertes Taschenbuch neu aufgelegt: Hayes, Wallace D. (1966). Hypersonic Inviscid Flow . Mineola, New York: Dover-Veröffentlichungen. ISBN 978-0-486-43281-6.2004 neu aufgelegt
  • Anderson, John D. Jr. (1989). Hyperschall- und Hochtemperatur-Gasdynamik . New York: McGraw-Hill, Inc. ISBN 978-0-07-001671-2.

Externe Links