대기진입

Atmospheric entry
화성탐사로버(MER) 에어로쉘, 예술적 연출

대기권 진입우주 공간으로부터 행성, 왜행성, 또는 자연 위성의 대기의 가스로 물체가 들어가고 통과하는 것입니다.대기권 진입에는 크게 두 가지 유형이 있습니다: 천문학적인 물체, 우주 파편, 또는 폭발물의 진입과 같은 통제되지 않은 진입; 그리고 탐색되거나 정해진 경로를 따를 수 있는 우주선의 통제된 진입(또는 재진입).우주선의 대기 진입, 하강, 착륙을 제어할 수 있는 기술과 절차를 통칭하여 EDL이라고 합니다.

유성체가 지구 대기권에 진입해 유성체로 보이고 육지가 운석으로 보이는 다양한 모습을 애니메이션으로 표현

대기권에 진입한 물체는 물체에 기계적 응력을 가하는 대기 항력과 공기역학적 가열을 경험합니다. 공기역학적 가열은 대부분 물체 앞 공기의 압축뿐만 아니라 항력에 의해서도 발생합니다.이러한 힘은 질량의 손실(완화)이나 심지어 더 작은 물체의 완전한 붕괴를 야기할 수 있으며, 더 낮은 압축 강도를 가진 물체는 폭발할 수 있습니다.

지구 저궤도의 경우 7.8km/s에서 스타더스트 탐사선의 경우 약 12.5km/s의 속도로 재진입이 가능합니다.[1]승무원이 탑승한 우주 차량은 낙하산이나 에어 브레이크를 전개하기 전에 아음속으로 감속시켜야 합니다.이러한 차량은 높은 운동 에너지를 가지고 있으며 대기 소멸만이 이를 확장할 수 있는 유일한 방법입니다. 재진입 절차 전체에서 레트로 로켓을 사용하는 것은 매우 비현실적이기 때문입니다.

탄도탄과 소모성 차량은 재진입 시 속도를 낮출 필요가 없으며, 실제로 속도를 유지할 수 있도록 유선형으로 제작되었습니다.또한 풍선에서 고공낙하산 점프와 같은 근거리 공간에서 지구로 천천히 돌아오는 것은 열차단을 필요로 하지 않습니다. 왜냐하면 대기 내부에서 (또는 그보다 훨씬 위에 있지 않은) 상대적인 정지 상태에서 시작하는 물체의 중력 가속도는 상당한 대기 가열을 일으킬 수 있는 충분한 속도를 만들어 낼 수 없기 때문입니다.

지구의 경우, 대기권 진입은 지표면에서 100km (62마일)의 고도에서 카르만 선에서 관습적으로 일어나는 반면, 금성의 대기권 진입은 250km (160mi)에서, 화성의 대기권 진입은 약 80km (50mi)에서 일어납니다.통제되지 않는 물체는 지구 중력의 영향으로 우주를 통해 지구를 향해 가속하는 동안 높은 속도에 도달하고, 지구 대기와 마주치면 마찰에 의해 느려집니다.유성들은 또한 지구의 중력과 마주치기 전에 지구의 궤도 경로와 다르다는 이유로 지구에 대해 매우 빠르게 이동하는 경우가 많습니다.대부분의 물체는 부궤도(예: 대륙간 탄도 미사일 재진입 차량), 궤도(예: 소유스) 또는 무한궤도(: 유성) 궤도로 인해 극초음속으로 진입합니다.대기권 재진입과 극도의 속도로 비행이 가능하도록 다양한 첨단 기술이 개발되고 있습니다.대기 진입을 제어하는 대안적인 방법은 두꺼운 대기, 강한 중력 또는 두 가지 요인이 금성, 타이탄가스 거인의 대기와 같은 고속 쌍곡 진입을 복잡하게 만드는 행성 진입에 적합한 부력입니다[2].[3]

역사

고속풍동시험 음영 그래프로 시각화된 초기 재진입차량 개념

차단 장치의 개념은 일찍이 1920년 로버트 고다드(Robert Goddard)에 의해 기술되었습니다: "초속 48km (30마일)의 속도로 대기에 진입하는 유성들의 경우, 유성들의 내부는 여전히 차갑고 침식은 많은 부분에서 갑자기 가열된 표면이 갈라지거나 갈라지기 때문입니다.이러한 이유로, 만약 기구의 외부 표면이 불용성의 단단한 물질의 층들과 열전도자의 층들 사이에 있다면, 표면은 상당한 정도로 침식되지 않을 것이고, 특히 기구의 속도가 평균적인 유성의 속도만큼 크지 않을 것이기 때문입니다."[4]

탄도 미사일의 사거리와 재진입 속도가 증가하면서 재진입 시스템의 실질적인 개발이 시작되었습니다.V-2와 같은 초기 단거리 미사일의 경우 안정화와 공기역학적 응력이 중요한 문제였지만, 가열은 심각한 문제가 아니었습니다.소련의 R-5와 같은 사거리가 1,200 km인 중거리 미사일은 분리 가능한 재진입체에 세라믹 복합 열차단이 필요했습니다. (전체 로켓 구조가 재진입체에서 살아남는 것은 더 이상 불가능했습니다.)8,000에서 12,000 km (4,300에서 6,500 nmi) 범위의 최초의 ICBM은 현대적인 열 차단 장치와 무딘 형태의 차량의 개발에 의해서만 가능했습니다.

미국에서, 이 기술은 에임스 연구 센터의 항공 자문 위원회(NACA)의 H. Julian AllenA. J. Eggers Jr.에 의해 개척되었습니다.[5]1951년, 그들은 무딘 모양(높은 항력)이 가장 효과적인 방열판을 만들었다는 반직관적인 발견을 했습니다.[6]Allen과 Eggers는 간단한 공학적 원리로부터 진입 차량이 경험하는 열부하가 항력 계수에 반비례한다는 것을 보여주었습니다. 즉, 항력이 클수록 열부하가 감소한다는 것을 보여주었습니다.재진입 차량이 무딘 상태로 만들어지면 공기가 충분히 빠르게 "비껴가지" 못하고 에어쿠션 역할을 하여 충격파와 가열된 충격층을 전방으로 밀어냅니다(차량에서).대부분의 고온 가스는 더 이상 차량과 직접적으로 접촉하지 않기 때문에 열 에너지는 충격을 받은 가스 안에 그대로 있다가 나중에 대기 중으로 사라집니다.

처음에는 군사 기밀로 취급되었지만, Allen and Eggers의 발견은 결국 1958년에 출판되었습니다.[7]

용어, 정의 및 전문용어

대기권 진입이 우주선 착륙 또는 회복의 일부일 때, 특히 지구 이외의 행성체에 있을 때, 진입은 진입, 하강 착륙, 또는 EDL이라고 하는 단계의 일부입니다.[8]대기 엔트리가 차량에서 출발한 차체와 동일한 차체로 돌아오면 이벤트는 재진입(거의 항상 지구 엔트리를 참조함)이라고 합니다.

우주선의 대기 진입에 있어서의 기본적인 설계 목적은 장비, 화물, 그리고 같은 대기에 진입하면서 극초음속으로 이동하는 우주선에너지를 소멸시키는 것입니다.그리고 모든 승객들은 속도를 늦추고 우주선과 모든 승객들에게 허용 가능한 한계 내에서 스트레스를 유지하면서 0의 속도로 표면의 특정 목적지 근처에 착륙합니다.[9]이는 추진성 또는 공기역학적(차량 특성 또는 낙하산) 수단을 사용하거나 어떤 조합을 사용하여 이루어질 수 있습니다.

진입 차량 형상

엔트리 차량을 설계하는 데 사용되는 기본적인 형상은 다음과 같습니다.

구면 또는 구면구간

승강 진입 설정 및 착륙 지점 제어를 위해 열차단막의 둔부를 0이 아닌 각도로 비행하는 아폴로 지휘 모듈(예술적 연출)

가장 단순한 축대칭 형상은 구면 또는 구면입니다.[10]이것은 완전한 구 또는 수렴하는 원뿔형 애프터바디를 가진 구면체일 수 있습니다.구면이나 구면의 공기역학은 뉴턴 충돌 이론을 사용하여 해석적으로 모델링하기 쉽습니다.마찬가지로 구형 단면의 열유속도 Fay-Riddell 방정식으로 정확하게 모델링할 수 있습니다.[11]구면 구간의 정적 안정성은 차량의 질량 중심이 곡률 중심에서 상류에 있는 경우(동적 안정성이 더 문제가 있음) 보장됩니다.순수한 구에는 양력이 없습니다.그러나 구형 섹션은 공격 각도로 비행함으로써 약간의 공기역학적 양력을 제공하므로 어느 정도의 교차 범위 능력을 제공하고 진입 통로를 넓힐 수 있습니다.1950년대 후반과 1960년대 초반에 고속 컴퓨터는 아직 이용할 수 없었고 컴퓨터 유체 역학은 여전히 초기 단계였습니다.구형 단면이 폐쇄형 분석에 적용 가능했기 때문에 형상이 보존적 설계의 기본값이 되었습니다.결과적으로, 그 시대의 승무원 캡슐은 구형 단면에 기초했습니다.

순수 구형 진입 차량은 초기 소련의 보스토크보스코드 캡슐, 그리고 소련의 화성과 베네라의 하강 차량에 사용되었습니다.아폴로 명령 모듈은 원뿔 형태의 차체 열 차단 장치를 사용했습니다.극초음속 트림 공격각이 -27°(0°는 무딘 끝이 먼저임)인 리프팅 엔트리를 비행하여 평균 L/D(리프트 대 드래그 비율) 0.368을 산출했습니다.[12]결과적인 양력은 차량의 질량 중심을 대칭축에서 상쇄시켜, 캡슐을 세로축에서 굴림으로써 양력이 왼쪽 또는 오른쪽으로 향할 수 있게 함으로써 교차 범위 제어의 척도를 달성했습니다.승무원 캡슐의 구형 단면 형상의 다른 예로는 소유즈/존드, 제미니수성이 있습니다.이러한 작은 양의 양력으로도 피크 G-힘에 매우 큰 영향을 미치는 궤적을 허용하여 순수 탄도(드래그로만 속도를 낮추는) 궤적의 경우 8-9g에서 4-5g으로 감소시킬 뿐만 아니라 피크 재진입열을 크게 감소시킬 수 있습니다.[13]

스피어콘

구면 원뿔은 구면이며, 구면 원뿔이나 뭉툭한 원뿔이 부착되어 있습니다.구-콘의 동적 안정성은 일반적으로 구-구형 단면의 동적 안정성보다 우수합니다.차량이 가장 먼저 구에 들어갑니다.반각이 충분히 작고 무게 중심이 적절히 배치된 구 원뿔은 케플러의 진입에서 표면 충돌까지 공기역학적 안정성을 제공할 수 있습니다. (반각은 원뿔의 회전 대칭축과 바깥 표면 사이의 각도이며, 따라서 원뿔의 표면 가장자리가 이루는 각도의 절반입니다.)

무뚝뚝한 차체 이론을 기반으로 한 Mk-2 재진입체(RV) 시제품

1955년 제너럴 일렉트릭 사가 개발한 Mk-2 RV(재진입 차량)가 최초의 미국 구형 콘 에어로쉘입니다.Mk-2의 설계는 무뚝뚝한 차체 이론에서 도출되었으며 금속 방열판을 기반으로 한 복사 냉각 열 보호 시스템(TPS)을 사용했습니다(TPS 유형은 이 기사에서 나중에 설명함).Mk-2는 무기 운반 시스템으로서 중대한 결함이 있었습니다. 즉, 낮은 탄도 계수로 인해 대기 상층에서 너무 오래 맴돌았고 또한 기화된 금속 흐름을 추적하여 레이더에 매우 잘 보입니다.이러한 결함은 Mk-2를 탄도탄 요격 미사일(ABM) 체계에 지나치게 취약하게 만들었습니다.결과적으로 General Electric에 의해 Mk-2의 대체 구-콘 RV가 개발되었습니다.[citation needed]

Mk-6 RV, 냉전 무기 및 대부분의 미국 미사일 진입 차량의 조상

이 새로운 RV는 Nylon 페놀인 비금속 흡수제 TPS를 사용한 Mk-6입니다.이 새로운 TPS는 무뚝뚝함을 현저히 줄일 수 있는 재진입 히트 실드로서 매우 효과적이었습니다.[citation needed]그러나 Mk-6는 입구 질량이 3,360 kg, 길이가 3.1 m, 반각이 12.5°인 거대한 RV였습니다.이후 핵무기와 TPS 설계의 발전으로 RV는 Mk-6에 비해 무뚝뚝한 비가 줄어 상당히 작아졌습니다.1960년대 이후 구 원뿔은 10°에서 11°[citation needed] 사이의 전형적인 반각을 가진 현대 ICBM RV에서 선호되는 기하학적 구조가 되었습니다.

'디스커버리'형 정찰위성필름 회수차량(RV)
최종 조립 중인 갈릴레오 프로브

정찰 위성 RV(복구 차량) 또한 구형 원뿔 모양을 사용하였으며, 미국 최초의 비탄성 진입 차량(Discover-I, 1959년 2월 28일 발사)이었습니다.구 원뿔은 나중에 다른 천체에 대한 우주 탐사 임무나 우주 공간으로부터의 귀환을 위해 사용되었습니다. 예를 들어, 스타더스트 탐사선.군용 RV와는 달리, 무딘 차체의 낮은 TPS 질량의 장점은 45°의 반각을 가진 갈릴레오 프로브나 70°의 바이킹 에어로셸과 같은 우주 탐사 진입 차량에 남아 있었습니다.화성, 금성, 목성, 타이탄의 대기권에 진입하거나 표면에 착륙한 우주 탐사구 원뿔 진입체.

바이코닉

첫 비행에서 보여진 DC-X는 원형의 단-단-궤도 차량이었고, AMaRV와 유사한 바이코닉 형상을 사용했습니다.

바이코닉은 추가적인 패스텀이 부착된 구 원뿔입니다.바이코닉은 상당히 향상된 L/D 비율을 제공합니다.화성 항공 포획용으로 설계된 바이코닉은 일반적으로 Apollo-CM의 경우 L/D가 0.368인 것에 비해 약 1.0의 L/D를 가집니다.L/D가 높을수록 피크 감속도가 낮아 사람을 화성으로 이송하는 데 더 적합한 바이코닉 형상입니다.논쟁의 여지는 있지만, 지금까지 비행한 가장 중요한 이코노믹은 첨단 기동 재진입 차량(AMaRV)이었습니다.4대의 AMaRV는 맥도넬 더글러스사(McDonnell Douglas Corp.)에 의해 만들어졌으며 RV 기술의 현저한 발전을 나타냈습니다.1979년 12월 20일, 1980년 10월 8일, 1981년 10월 4일 미니트맨-1 ICBM에 의해 3발의 AMaRV가 발사되었습니다.AMaRV의 입구 질량은 약 470 kg, 코 반지름은 2.34 cm, 전방-마름모 반각 10.4°, 전방-마름모 반각 14.6 cm, 후방-마름모 반각 6°, 축 방향 길이 2.079 m였습니다.AMaRV의 정확한 도표나 그림은 공개 문헌에 나타난 적이 없습니다.그러나 AMaRV와 같은 차량의 개략적인 스케치와 함께 머리핀 회전을 보여주는 궤적도가 발표되었습니다.[14]

AMaRV의 자세는 차량 측면에 장착된 2개의 요 플랩과 함께 스플릿 바디 플랩(스플릿 윈드워드 플랩이라고도 함)을 통해 제어되었습니다.플랩을 제어하기 위해 유압 작동이 사용되었습니다.AMaRV는 탄도탄 요격을 피하기 위해 설계된 완전 자율 항법 시스템에 의해 유도되었습니다.맥도넬 더글러스 DC-X는 AMaRV의 확장 버전이었습니다.AMaRV와 DC-X는 록히드 마틴 X-33의 성공적이지 못한 제안의 기초가 되기도 했습니다.

비축대칭형상

비축대칭 형상은 승무원 진입 차량에 사용되었습니다.한 가지 예로, 기존의 글라이더와 같이 하강 시 조종을 위해 델타 윙을 사용하는 날개 달린 궤도 차량을 들 수 있습니다.이 접근법은 미국 우주왕복선과 소련 부란이 사용해 왔습니다.리프팅 바디는 또 다른 진입 차량 형상이며 X-23 PRIME(조종 엔트리를 포함한 정밀 회수) 차량과 함께 사용되었습니다.[citation needed]

진입난방

제미니 2호 재진입 플라즈마 흔적도

대기와 상대적으로 빠른 속도로 우주에서 대기로 진입하는 물체는 매우 높은 수준의 가열을 유발합니다.대기 유입 난방은 주로 두 가지 공급원에서 발생합니다.

속도가 증가함에 따라 대류 가열과 복사 가열이 모두 증가하지만 속도는 다릅니다.매우 빠른 속도에서는 복사 가열이 대류 열 흐름을 지배하게 되는데, 복사 가열은 속도의 8분의 1에 비례하고 대류 가열은 속도의 3분의 1에 비례하기 때문입니다.따라서 대기 유입 초기에는 복사 가열이 우세하고 후기에는 대류가 우세합니다.[15]

특정한 이온화 강도 동안 우주선과 함께 전파 블랙아웃이 발생합니다.[16]

지구 진입 인터페이스는 카르만선 100km (330,000ft)에서 발생하는 것으로 간주되지만, 통제된 진입 동안의 주 가열은 58km (190,000ft)에서 정점에 이르는 65~35km (213,000~115,000ft) 고도에서 발생합니다.[17]

충격층 가스 물리학

일반적인 재진입 온도에서는 충격층의 공기가 이온화되고 해리됩니다.[citation needed][18]이러한 화학적 해리는 충격층의 열적 화학적 특성을 설명하기 위해 다양한 물리적 모델을 필요로 합니다.방열판을 설계하는 항공 엔지니어에게 중요한 기체의 기본적인 물리적 모델은 다음과 같습니다.

퍼펙트 가스 모델

거의 모든 항공 엔지니어들은 학부 과정에서 완벽한 (이상적인) 가스 모델을 배웁니다.대부분의 중요한 완전 기체 방정식과 그에 대응하는 표 및 그래프는 NACA Report 1135에 나와 있습니다.[19]NACA Report 1135에서 발췌한 내용은 종종 열역학 교과서의 부록에 등장하며 초음속 항공기를 설계하는 대부분의 항공 기술자들에게 친숙합니다.

완벽한 가스 이론은 우아하고 항공기를 설계하는 데 매우 유용하지만 가스가 화학적으로 비활성이라고 가정합니다.항공기 설계의 관점에서 공기는 한 대기압에서 550 K 미만의 온도에 대해 비활성 상태라고 가정할 수 있습니다.완전기체 이론은 550 K에서 분해되기 시작하며 2,000 K 이상의 온도에서는 사용할 수 없습니다.온도가 2,000 K를 초과하는 경우, 방열 설계자는 실제 가스 모델을 사용해야 합니다.

실제(평형) 가스 모형

진입 차량의 피칭 모멘트는 실제 가스 효과에 크게 영향을 받을 수 있습니다.아폴로 명령 모듈과 우주왕복선은 모두 부정확한 실제 가스 모델링을 통해 결정된 부정확한 피칭 모멘트를 사용하여 설계되었습니다.아폴로-CM의 트림 앵글 공격 각도가 당초 예상보다 높아져 달 귀환 진입 통로가 좁아졌습니다.실제 콜롬비아의 공기역학적 중심은 실제 가스 효과로 인해 계산된 값으로부터 상류에 있었습니다.콜롬비아 첫 비행기(STS-1)에서 우주비행사 존로버트 크리펜은 재진입 과정에서 차량 통제력 상실에 대한 우려로 불안한 순간을 겪었습니다.[20]

평형 실제 기체 모델은 기체가 화학적으로 반응한다고 가정하지만, 또한 모든 화학 반응이 완료될 시간이 있고 기체의 모든 성분이 동일한 온도를 갖는다고 가정합니다(이것을 열역학적 평형이라고 합니다).공기가 충격파에 의해 처리될 때, 공기는 압축에 의해 과열되고 여러 가지 다른 반응을 통해 화학적으로 해리됩니다.재진입 물체에 대한 직접적인 마찰은 충격층 가열의 주요 원인이 아닙니다.이는 주로 압축파 내의 공기 분자의 등향성 가열로 인해 발생합니다.파동 내 분자들의 마찰 기반 엔트로피 증가 또한 일부 가열을 설명합니다.[original research?]충격파에서 엔트리 차량의 선두 에지의 정체 지점까지의 거리를 충격파 스탠드 오프라고 합니다.충격파 대치 거리의 대략적인 경험 법칙은 코 반경의 0.14배입니다.7.8km/s의 자유류 속도와 1m의 노즈 반경, 즉 이동 시간이 약 18마이크로초라고 가정하면 충격파에서 정체점까지의 기체 분자의 이동 시간을 추정할 수 있습니다.이 시간은 최대 열유속 동안 공기 중으로 7.8km/s의 진입을 위해 충격파로 시작된 화학 해리가 충격층에서 화학 평형에 접근하는 데 대략적으로 필요한 시간입니다.따라서, 공기가 진입 차량의 정체점에 접근하면, 공기가 화학적 평형에 효과적으로 도달하여 평형 모델을 사용할 수 있게 됩니다.이 경우, 진입 차량의 충격파와 리딩 엣지 사이의 충격층은 대부분 화학적으로 반응하고 평형 상태가 아닙니다.열유속 모델링에 매우 중요한 [11]Fay-Riddell 방정식은 화학적 평형에 있는 정체점 때문에 그 타당성이 있습니다.충격층 가스가 평형에 도달하는 데 걸리는 시간은 충격층의 압력에 크게 의존합니다.예를 들어 갈릴레오 탐사선이 목성 대기권에 진입한 경우, 충격층은 경험한 매우 높은 압력으로 인해 피크 열 유속 동안 대부분 평형 상태에 있었습니다(피크 열 유속 동안 자유 흐름 속도가 39km/s임을 감안하면 직관에 반함).

평형 가스 모델에서는 완전한 가스 모델보다 정체점의 열역학적 상태를 결정하는 것이 더 어렵습니다.완전 가스 모델에서는 특정 열(등방성 지수, 단열 지수, 감마 또는 카파라고도 함)의 비율이 가스 상수와 함께 일정하다고 가정합니다.실제 가스의 경우 특정 열의 비율은 온도의 함수로 진동할 수 있습니다.완전한 기체 모델 아래에는 등방성 사슬이라고 불리는 일정한 엔트로피 흐름을 따라 열역학 상태를 결정하는 우아한 방정식들이 있습니다.실제 가스의 경우 등방성 체인을 사용할 수 없으며 수동 계산을 위해 대신 Mollier 다이어그램을 사용합니다.그러나 몰리어 다이어그램을 사용한 그래픽 솔루션은 디지털 룩업 테이블(몰리어 다이어그램의 또 다른 형태) 또는 화학 기반 열역학 프로그램을 기반으로 한 컴퓨터 프로그램을 사용하는 현대의 방열 설계자들에게는 이제 더 이상 쓸모가 없는 것으로 여겨집니다.압력과 온도가 고정된 평형상태에 있는 기체의 화학적 조성은 깁스 자유에너지법을 통해 결정될 수 있습니다.깁스 자유 에너지는 단순히 기체의 총 엔탈피에서 총 엔트로피 시간 온도를 뺀 것입니다.화학 평형 프로그램은 일반적으로 화학 공식이나 반응 속도 방정식을 필요로 하지 않습니다.이 프로그램은 기체에 대해 지정된 원래의 원소 함량을 보존하고 가능한 가장 낮은 깁스 자유 에너지가 계산될 때까지 수치 반복을 통해 원소의 다른 분자 조합을 변경함으로써 작동합니다(뉴턴-라프슨 방법은 일반적인 수치 체계입니다).깁스 자유 에너지 프로그램의 데이터베이스는 분할 함수를 정의하는 데 사용되는 분광 데이터에서 비롯됩니다.현존하는 최고의 평형 코드 중 하나는 NASA 루이스(현재 "NASA 글렌 연구 센터"로 개명)의 Bonnie J. McBride와 Sanford Gordon이 작성한 CEA(Chemical Equilibrium with Applications) 프로그램입니다.CEA의 다른 이름은 "고든 앤 맥브라이드 코드"와 "루이스 코드"입니다.CEA는 행성 대기 가스의 경우 10,000K까지 매우 정확하지만 20,000K 이상은 사용할 수 없습니다(이중 이온화는 모델링되지 않음).CEA는 인터넷에서 전체 문서와 함께 다운로드할 수 있으며 G77 Fortran 컴파일러 아래 Linux에서 컴파일됩니다.

실제(비평형) 가스 모형

비평형 실제 가스 모델은 충격층의 가스 물리학의 가장 정확한 모델이지만 평형 모델보다 풀기가 더 어렵습니다.가장 단순한 비평형 모델은 1958년에 개발된 라이트힐-프리먼 모델입니다.[21][22]라이트힐-프리먼 모델은 처음에 하나의 화학식에만 민감한 단일 이원자 종으로 구성된 기체와 그 역을 가정합니다. 예를 들어, N = N + N 및 N + N = N (dissoc 및 재조합).라이트힐-프리먼 모델은 그 단순성 때문에 유용한 교육학적 도구이지만 비평형 공기를 모델링하기에는 너무 간단합니다.공기는 일반적으로 0.7812 분자 질소, 0.2095 분자 산소 및 0.0093 아르곤의 몰 분율 조성을 갖는 것으로 가정됩니다.공기에 대한 가장 간단한 실제 가스 모델은 N2, O2, NO, N, O에 기초한 5종 모델입니다.5종 모델은 이온화가 없다고 가정하고 이산화탄소와 같은 미량종을 무시합니다.

깁스 자유 에너지 평형 프로그램을 실행할 때,[clarification needed] 원래 지정된 분자 조성에서 최종 계산된 평형 조성까지의 반복 과정은 본질적으로 무작위이며 시간적으로 정확하지 않습니다.비평형 프로그램을 사용하면 계산 과정이 시간적으로 정확하며 화학 및 반응 속도 공식에 따라 결정되는 용액 경로를 따릅니다.다섯 종의 모델에는 17개의 화학식이 있습니다(역수를 셀 때는 34개).라이트힐-프리먼 모델은 하나의 보통 미분 방정식과 하나의 대수 방정식을 기반으로 합니다.5종 모델은 5개의 일반 미분 방정식과 17개의 대수 방정식을 기반으로 합니다.[citation needed]5개의 일반적인 미분 방정식들이 단단히 결합되어 있기 때문에, 이 시스템은 수치적으로 "엄격"하고 풀기 어렵습니다.5종 모델은 진입 속도가 약 7.8km/s(28,000km/h; 17,000mph)인 낮은 지구 궤도에서만 진입할 수 있습니다.11km/s의 달 귀환 진입을 위해 충격층에는 상당한 양의 이온화된 질소와 산소가 포함되어 있습니다.[23]5종 모델은 더 이상 정확하지 않고 대신 12종 모델을 사용해야 합니다.화성-지구 궤도의 대기 진입 계면 속도는 초속 12km(시속 43,000km; 27,000mph) 수준입니다.[24]이산화탄소, 질소, 아르곤 대기를 포함하는 고속 화성 대기 진입을 모델링하는 것은 19종의 모델이 필요한 훨씬 더 복잡합니다.[citation needed]

비평형 실제 가스 효과 모델링의 중요한 측면은 복사 열 유속입니다.차량이 대기권에 매우 빠른 속도로 진입하고 있고(극소 궤도, 달의 귀환), 노즈 반경이 큰 경우 복사열 흐름이 TPS 난방을 지배할 수 있습니다.대기 또는 이산화탄소 대기로 진입하는 동안의 복사 열 흐름은 일반적으로 비대칭 이원자 분자(예: 시안젠(CN), 일산화탄소, 산화질소(NO), 단일 이온화된 분자 질소 등)에서 발생합니다.이 분자들은 충격파가 주변 대기 가스를 해리시키고 충격층 내에서 새로운 분자 종으로 재결합함으로써 형성됩니다.새로 형성된 이원자 분자는 처음에는 진동 에너지를 복사 에너지, 즉 복사 열 유속으로 효율적으로 변환시키는 매우 높은 진동 온도를 갖습니다.전체 프로세스는 1밀리초 미만으로 진행되기 때문에 모델링 작업이 어려워집니다.불안정한 슈뢰딩거 방정식을 통한 이론적 계산과 함께 복사 열 유속의 실험적 측정은 항공우주 공학의 가장 난해한 측면 중 하나입니다.복사열 흐름을 이해하는 것과 관련된 항공우주 연구의 대부분은 1960년대에 이루어졌지만, 아폴로 계획이 끝난 후 대부분 중단되었습니다.공기 중의 복사열 흐름은 아폴로의 성공을 보장하기에 충분했습니다.그러나 이산화탄소의 복사열 흐름(화성 진입)은 여전히 거의 이해되지 않고 있으며, 주요 연구가 필요할 것입니다.[citation needed]

냉동가스 모형

냉동 가스 모형은 평형 상태에 있지 않은 가스의 특수한 경우를 설명합니다."냉동 가스"라는 이름은 오해의 소지가 있습니다.얼음이 얼은 물인 것처럼 얼은 가스는 얼지 않습니다.오히려 냉동된 가스는 시간에 맞춰 "냉동"됩니다(모든 화학 반응은 멈춘 것으로 가정됩니다).화학 반응은 일반적으로 분자 간의 충돌에 의해 이루어집니다.가스 압력이 천천히 감소하여 화학 반응이 계속될 수 있다면 가스는 평형 상태를 유지할 수 있습니다.그러나 가스 압력이 너무 갑자기 감소하여 거의 모든 화학 반응이 중단될 가능성이 있습니다.그 상황에서 가스는 냉동된 것으로 간주됩니다.[citation needed]

평형과 냉동의 구분은 공기와 같은 기체가 압력과 온도와 같은 동일한 열역학 상태에 대해 상당히 다른 특성(음속, 점도 등)을 갖는 것이 가능하기 때문에 중요합니다.냉동 가스는 진입 차량 뒤에서 심각한 문제가 될 수 있습니다.재진입 시 자유 스트림 공기는 진입 차량의 충격파에 의해 고온 및 압력으로 압축됩니다.그러면 충격층의 비평형 공기가 진입 차량의 선두 측을 지나 냉동을 야기하는 급속 팽창 유동 영역으로 운반됩니다.그러면 냉동된 공기가 진입 차량 뒤의 후행 소용돌이에 휘말릴 수 있습니다.진입 차량의 흐름을 정확하게 모델링하는 것은 매우 어렵습니다.일반적으로 차량의 애프터 바디에서 열 보호 실드(TPS) 가열은 그다지 높지 않지만, 차량의 웨이크(wake)의 형상 및 불안정은 공기 역학(피칭 모멘트) 및 특히 동적 안정성에 상당한 영향을 미칠 수 있습니다.[citation needed]

열방호시스템

열 보호 시스템 또는 TPS는 대기권 재진입의 뜨거운 열기 동안 우주선을 보호하는 장벽입니다.두 번째 목표는 궤도에 있는 동안 우주의 열과 추위로부터 우주선을 보호하는 것일 수도 있습니다.우주선의 열 보호를 위한 다양한 접근법들이 사용되고 있는데, 그 중에서도 우주선 표면의 열 보호, 수동 냉각, 능동 냉각이 있습니다.

애블레이티브

아폴로 12호 캡슐에 있는 열 차단제(사용 후)

차단제는 열 차단제의 외벽으로부터 뜨거운 충격층 가스를 들어 올려(더 차가운 경계층을 생성) 작동합니다.경계층은 열 차단 물질에서 나오는 가스 반응 생성물의 송풍으로 발생하며 모든 형태의 열 유속으로부터 보호합니다.차열막의 외벽이 경계층을 통해 경험하는 열유속을 감소시키는 전체적인 과정을 차단(blocking)이라고 합니다.절제는 TPS 물질의 외부 표면이 충전, 용융, 서브라임의 두 가지 레벨에서 발생하며, TPS 물질의 대부분은 열분해를 거쳐 생성 가스를 배출합니다.열분해에 의해 생성된 가스는 송풍을 촉진시키고 대류 및 촉매 열유속을 막히게 합니다.열분해열중량 분석을 이용하여 실시간으로 측정할 수 있어 열분해 성능을 평가할 수 있습니다.[25]절제는 탄소를 충격층에 유입시켜 광학적으로 불투명하게 만들어 복사열 흐름을 차단할 수도 있습니다.Galileo Probe TPS 재료(탄소 페놀)의 주요 열보호 메커니즘은 복사 열유속 차단이었습니다.탄소 페놀은 원래 우주왕복선 고체 로켓 부스터(Space Shuttle Solid Rocket Booster)에 사용되는 로켓 노즐 목구멍 재료로 개발되었으며, 재진입 차량 코끝을 위한 것입니다.

미국의 절제 기술에 대한 초기 연구는 캘리포니아 모페트 필드에 위치한 나사에임스 연구 센터를 중심으로 이루어졌습니다.에임스 연구 센터는 다양한 풍속을 발생시킬 수 있는 수많은 풍동이 있었기 때문에 이상적이었습니다.초기 실험에서는 일반적으로 극초음속 풍동 내에서 분석할 수 있는 방수재 모형을 장착했습니다.[26]애임스 아크 제트 콤플렉스에서 방수재 테스트가 진행됩니다.아폴로, 우주왕복선, 오리온 열방패 물질 등 많은 우주선 열방호 시스템이 이 시설에서 테스트되었습니다.[27]

에어로셸, 순항 링 및 고체 로켓 모터를 보여주는 최종 조립 중의 Mars Pathfinder

특정 TPS 재료의 열전도율은 보통 재료의 밀도에 비례합니다.[28]카본 페놀은 매우 효과적인 흡수성 물질이지만 밀도 또한 높아 바람직하지 않습니다.진입 차량에서 발생하는 열유속이 열분해를 일으킬 정도로 충분하지 않으면 TPS 재료의 전도성으로 인해 열유속이 TPS 본드라인 재료로 전도되어 TPS 고장으로 이어질 수 있습니다.따라서 열유속 감소를 초래하는 진입 궤적의 경우 탄소 페놀계는 때때로 부적절하며 다음과 같은 저밀도 TPS 소재가 더 나은 설계 선택이 될 수 있습니다.

초경량 애블레이터

SLA-561VSLA초경량 애블레이터를 의미합니다.SLA-561V는 Lockheed Martin이 만든 독자적인 흡수제로, NASA가 화성 과학 연구소(MSL)를 제외한 모든 70° 구 원뿔 진입 차량에서 1차 TPS 재료로 사용되어 왔습니다. SLA-561V는 약 110 W/cm의2 열유속에서 상당한 흡수를 시작하지만 300 W/cm2 이상의 열유속에서는 실패합니다.MSL 에어로셸 TPS는 현재 234W/cm의2 최대 열 유속을 견딜 수 있도록 설계되었습니다.화성에 착륙한 바이킹 1 에어로셸이 경험한 최고 열유속은 21 W/cm였습니다2.바이킹 1호의 경우, TPS는 검게 그을린 열 절연체의 역할을 했고, 상당한 절제를 경험한 적이 없었습니다.바이킹 1호는 최초의 화성 착륙선이었으며 매우 보수적인 디자인을 바탕으로 했습니다.바이킹 에어로셸의 밑면 지름은 3.54 미터였습니다. (화성 과학 연구소까지 화성에서 사용된 것 중 가장 큽니다.)SLA-561V는 에어로셸의 구조에 미리 결합된 허니콤 코어에 애벌타이트 물질을 포장하여 적용하므로 대형 방열판의 시공이 가능합니다.[29]

페놀함몰카본애블레이터

나사의 스타더스트 샘플 반송 캡슐이 미 공군 유타주 사거리에 성공적으로 착륙했습니다.

페놀 수지에 함침된 탄소섬유 프리폼인 페놀 함침 카본 애블레이터(PICA)는 [30]현대적인 TPS 소재로서 높은 열유속에서 효율적인 애블레이터 능력과 결합된 저밀도(카본 페놀보다 훨씬 가벼운)의 장점을 가지고 있습니다.샘플 반송 미션 또는 달 반송 미션에서 발견되는 피크가 높은 가열 조건과 같은 베이블한 용도에 적합합니다.PICA의 열전도율은 기존의 탄소 페닉스와 같은 다른 고열류성 물질보다 낮습니다.[citation needed]

PICA는 1990년대 NASA Ames Research Center에 의해 특허를 받았으며 스타더스트 에어로쉘의 주요 TPS 재료였습니다.[31]스타더스트 샘플 리턴 캡슐은 135km 고도에서 시속 28,000마일(약 12.5km/s)로 지구 대기권에 재진입한 인간이 만든 가장 빠른 물체였습니다.이것은 아폴로 임무 캡슐보다 더 빨랐고 셔틀보다 70% 더 빨랐습니다.[1]PICA는 2006년 지구로 돌아온 스타더스트 탐사의 실행 가능성에 매우 중요했습니다.Stardust의 히트 실드(0.81 m 베이스 직경)는 1.2 kW/cm의2 명목 피크 가열 속도를 견딜 수 있는 크기의 단일 피스로 만들어졌습니다.PICA 방열판은 화성 대기권진입하기 위해 사용되기도 했습니다.[32]

PICA-X

PICA-X라고 불리는 개선되고 생산하기[32] 쉬운 버전은 2006년부터 2010년까지 스페이스X가 드래곤 우주 캡슐용으로 개발했습니다.[33]PICA-X 열차단기의 첫 재진입 시험은 2010년 12월 8일 드래곤 C1 임무에서 이루어졌습니다.[34]PICA-X 방열판은 12명의 엔지니어와 기술자로 구성된 소규모 팀이 4년도 채 되지 않아 설계, 개발 및 완전한 자격을 갖추었습니다.[32]PICA-X는 나사 PICA 방열 소재보다 제조 비용이 10배나 저렴합니다.[35]

PICA-3

PICA-3이라고 불리는 PICA의 두 번째 향상된 버전은 2010년대 중반에 스페이스X에 의해 개발되었습니다.2019년 4월 크루 드래곤 우주선에서 첫 비행 시험을 하였고, 2020년 정기적으로 그 우주선에 투입되었습니다.[36]

SIRCA

Deep Space 2 impactor 에어로쉘, 대기권 진입부터 지표면 충격까지 공기역학적 안정성을 가능하게 하는 구형 단면을 가진 고전적인 45° 구면 콘

실리콘이 주입된 재사용 가능 세라믹 애블레이터(SIRCA)도 NASA Ames Research Center에서 개발되었으며 Mars Pathfinder의 Backshell Interface Plate(BIP)와 MER(Mars Exploration Rover) 에어로쉘에 사용되었습니다.BIP는 에어로셸의 백쉘(애프터바디 또는 애프터커버라고도 함)과 크루즈 링(크루즈 스테이지라고도 함) 사이의 부착 지점에 있었습니다.SIRCA는 또한 0.35미터 베이스 직경(1.1피트)의 에어로셸을 가진 성공적이지 않은 딥 스페이스 2(DS/2) 화성 임팩터 탐사선의 주요 TPS 재료였습니다.SIRCA는 절제를 통해 열을 보호할 수 있는 단일 절연 물질입니다.맞춤형 모양으로 가공한 후 우주선에 직접 적용할 수 있는 유일한 TPS 소재입니다.스페이스 셔틀 타일과 달리 후처리, 열처리 또는 추가 코팅이 필요하지 않습니다.SIRCA는 정밀한 모양으로 가공할 수 있기 때문에 타일, 리딩 에지 섹션, 풀 노즈 캡 또는 사용자 지정 모양이나 크기에 상관없이 적용할 수 있습니다.1996년 현재 SIRCA는 백쉘 인터페이스 응용 분야에서 입증되었으나 아직 포바디 TPS 재료로는 입증되지 않았습니다.[37]

AVCOAT

AVCOAT는 나사가 지정한 가연성 열 차단 장치로, 유리로 채워진 에폭시-노볼락 시스템입니다.[38]

NASA는 원래 1960년대에 아폴로 명령 모듈에 사용한 후, 지구 저궤도 오리온 승무원 모듈을 넘어 차세대에 이 물질을 사용했습니다. 오리온 승무원 모듈은 2014년 12월 시험 비행을 시작으로 2022년 11월에 작동했습니다.[39]오리온에 사용될 에이브코트는 아폴로 종말 이후 통과된 환경 법규에 맞게 개조되었습니다.[40][41]

보온병

열 소크는 거의 모든 TPS 계획의 일부입니다.예를 들어, 열분해에 필요한 최소값 이하로 외벽의 온도가 떨어지면 열방열차는 대부분의 열보호 효과를 상실합니다.이때부터 열 펄스가 끝날 때까지 충격층의 열은 열 차폐체의 외벽으로 대류하여 최종적으로 페이로드로 전달됩니다.[citation needed]이러한 결과는 열이 내부 벽으로 전도되기 전에 히트 실드를 배출(열 흡수)함으로써 방지할 수 있습니다.

내화 단열재

우주비행사 Andrew S.W. Thomas우주왕복선 아틀란티스 아래에 있는 TPS 타일을 자세히 살펴봅니다.
우주왕복선에는 단단한 검은색 LI-900 타일이 사용되었습니다.

내화 단열재는 열을 우주선 표면의 가장 바깥쪽 층에 유지시켜 주고, 열은 공기에 의해 멀리 전도됩니다.[42]표면의 온도는 백열 수준까지 올라가므로 재료의 융점이 매우 높아야 하며, 재료의 열전도율도 매우 낮아야 합니다.이러한 성질을 가진 재료는 부서지기 쉽고 섬세하며 큰 크기로 제작되기 어려운 경향이 있으므로 일반적으로 비교적 작은 타일로 제작되어 우주선의 구조적인 피부에 부착됩니다.인성과 열전도성 사이에는 균형이 있습니다. 전도성이 적은 재료는 일반적으로 더 부서지기 쉽습니다.우주왕복선은 여러 종류의 타일을 사용했습니다.또한 타일은 보잉 X-37드림 체이서스페이스X 스타쉽 디자인에도 사용됩니다.

단열이 완벽할 수 없기 때문에 일부 열 에너지는 단열재와 기초 물질("열 담금")에 저장되며 우주선이 고온 비행 영역을 벗어난 후에 소멸되어야 합니다.이 열 중 일부는 표면을 통해 재방사하거나 대류에 의해 표면에서 운반되지만 일부는 우주선 구조물과 내부를 가열하기 때문에 착륙 후 능동적인 냉각이 필요할 수 있습니다.[42]

일반적인 스페이스 셔틀 TPS 타일(LI-900)은 뛰어난 열 보호 기능을 가지고 있습니다.한쪽에서 1,000K의 온도에 노출된 LI-900 타일은 다른 쪽에서 터치하면 단지 따뜻할 뿐입니다.하지만, 그들은 상대적으로 잘 부서지고 쉽게 부서지며, 기내의 비를 견뎌낼 수 없습니다.

수동 냉각

수성 캡슐 디자인(여기 탈출 타워와 함께 보여짐)은 원래 복사 냉각 TPS를 사용했지만 나중에 흡수성 TPS로 전환되었습니다.

일부 초기 탄도 미사일 RV(예: Mk-2 및 궤도 아래 수성 우주선)에서는 복사 냉각된 TPS를 사용하여 열 펄스 동안 열 흐름을 초기에 흡수한 다음 열 펄스 후 저장된 열을 복사하여 대기로 다시 대류합니다.그러나, 이 기술의 이전 버전은 상당한 양의 금속 TPS(예를 들어, 티타늄, 베릴륨, 구리 등)를 필요로 했습니다.현대의 디자이너들은 이 추가된 질량을 피하기 위해 대신 열에 젖은 TPS를 사용합니다.

방사율에 의존하는 열 보호 시스템은 방사율이 높은 코팅(HEC)을 사용하여 복사 냉각을 용이하게 하고, 하부 다공성 세라믹 층은 높은 표면 온도로부터 구조물을 보호하는 역할을 합니다.높은 열적으로 안정한 방사율 값과 낮은 열전도율이 결합된 것이 이러한 시스템의 기능성의 핵심입니다.[43]

현대식 엔트리 차량에서는 복사 냉각 TPS를 사용할 수 있지만, 일반적으로 금속 대신 강화 탄소-탄소(RCC)(탄소-탄소라고도 함)가 사용됩니다.RCC는 우주왕복선의 노즈콘과 날개 가장자리에 있는 TPS 재료였으며, X-33의 최첨단 재료로도 제안되었습니다.탄소는 흑연의 1기압 승화온도가 3,825 °C(6,917 °F)로 알려진 가장 내화성이 강한 물질입니다.이 높은 온도는 탄소를 복사 냉각된 TPS 재료로 선택할 수 있게 만들었습니다.RCC의 단점은 현재 제조 비용이 비싸고 무겁으며 견고한 내충격성이 부족하다는 것입니다.[44]

SR-71 블랙버드콩코드와 같은 일부 고속 항공기는 우주선이 경험하는 것과 유사하지만 훨씬 더 낮은 강도로 한 번에 몇 시간 동안 난방을 처리합니다.SR-71의 티타늄 피부를 분석한 결과 공기역학적 가열로 인해 어닐링을 통해 금속 구조물이 원래의 강도로 복원되었음을 알 수 있었습니다.콩코드의 경우 알루미늄 노즈는 통상 영하의 온도보다 최대 작동 온도 127°C(261°F)(약 180°C(324°F) 더 높은 온도에 도달할 수 있도록 허용되었습니다.주변 공기); 더 높은 최고 온도와 관련된 야금학적 영향(온도 손실)은 항공기의 최고 속도를 결정하는 가장 중요한 요소였습니다.

진입 차량을 위한 복사 냉각 TPS를 종종 핫 메탈 TPS라고 합니다.우주왕복선의 초기 TPS 설계는 니켈 초합금(더빙 르네 41)과 티타늄 대상포를 기반으로 한 핫메탈 TPS를 요구했습니다.[45]이 Shuttle TPS 개념은 실리카 타일 기반의 TPS가 더 낮은 개발 및 제조 비용을 수반할 것이라고 믿었기 때문에 거부되었습니다.[citation needed]성공적이지 못한 X-33 SSTO(single-stage-to-orbit) 프로토타입을 위해 니켈 초합금-싱글 TPS가 다시 제안되었습니다.[46]

최근에는 RCC보다 우수할 수 있는 새로운 복사냉각 TPS 소재가 개발되었습니다.초고온 세라믹(Ultra-High Temperature Ceramics)으로 알려진 이 세라믹은 시제 차량인 Slender Hypervelocity Aerothermodynamic Research Probe(SHARP)용으로 개발되었습니다.이러한 TPS 물질은 지르코늄 디보라이드하프늄 디보라이드를 기반으로 합니다.SHARP TPS는 해수면에서 마하 7 비행을 지속할 수 있는 성능 개선과 100,000피트(30,000m) 고도에서 마하 11 비행을 할 수 있는 성능 개선 및 지속적인 극초음속 비행을 위해 설계된 차량에 대한 상당한 개선을 제안했습니다.SHARP TPS 소재를 사용하면 날카로운 첨단 가장자리와 노즈콘을 사용하여 공기 호흡 복합 추진 우주 비행기와 리프팅 바디의 항력을 크게 줄일 수 있습니다.SHARP 재료는 0에서 2,000 °C(3,630 °F) 이상의 효과적인 TPS 특성을 나타냈으며, 융점은 3,500 °C(6,330 °F) 이상입니다.이들은 RCC보다 구조적으로 강하므로 Inconel과 같은 재료로 구조적인 보강이 필요하지 않습니다.SHARP 소재는 흡수된 열을 재방사하는 데 매우 효율적이므로, SHARP 소재와 기존 차량 구조 사이에 추가적인 TPS가 필요 없습니다.NASA는 2001년 몬태나 대학을 통해 테스트 차량에 SHARP 재료를 테스트하기 위해 다상 연구 개발 프로그램에 자금을 지원(단종단했습니다.[47][48]

능동냉각

냉매 또는 이를 순환하는 극저온 연료를 포함하는 내열금속합금으로 제조된 히트실드를 사용하기 위해 다양한 진보된 재사용 가능한 우주선 및 극저온 항공기 설계가 제안되고 있습니다.

그러한 TPS 개념은 80년대 중반 X-30 국가 항공 우주 비행기(NASP)에 제안되었습니다.[49]NASP는 스크램제트 동력 극초음속 항공기였을 것으로 추정되었으나 개발에 실패했습니다.

2005년과 2012년에 독일의 SHEFEX(Sharp Edge Flight Experiment)의 일환으로 능동적으로 냉각된 선체를 가진 두 대의 무인 리프팅 바디크래프트가 출시되었습니다.

2019년 초, 스페이스X스타쉽 우주선을 위한 능동적으로 냉각된 방열판을 개발하고 있었습니다. 여기서 열 보호 시스템의 일부는 우주선에 재진입하기 위한 증산 냉각된 외피 디자인이 될 것입니다.[50][51]그러나 스페이스X는 2019년 후반에 현대 버전의 방열 타일을 선호하면서 이 접근 방식을 포기했습니다.[52][53]

1960년대 초에는 충격층에 분사된 물이나 다른 냉각액을 사용하거나 열차단막의 채널을 통과하는 다양한 TPS 시스템이 제안되었습니다.개발 비용이 저렴하고 견고하며, 기밀 및 미지의 기술을 필요로 하지 않는 올 메탈 디자인을 더 많이 사용할 수 있다는 장점이 있었습니다.단점은 무게와 복잡성이 증가하고 신뢰성이 낮다는 것입니다.이 개념은 한번도 비행한 적이 없지만, 유사한 기술(플러그 노즐[45])이 광범위한 지상 시험을 거쳤습니다.

추진진입

연료가 허용되는 경우, 어떤 것도 후진 엔진 연소로 차량이 대기권에 진입하는 것을 방해하지 않습니다. 이는 대기의 항력만으로 차량의 속도를 훨씬 더 빠르게 늦추고 압축된 뜨거운 공기를 차량의 차체에서 멀어지게 하는 이중 효과를 가지고 있습니다.SpaceX Falcon 9의 첫 번째 단계는 재진입하는 동안 초기 극초음속에서 빠르게 감속하기 위한 진입 연소를 수행합니다.[citation needed]

깃털기재

2004년, 항공기 설계자 버트 루탄(Burt Rutan)은 궤도 아래 스페이스쉽 원(SpaceShip One)으로 재진입을 위한 형상 변화 에어포일(airfoil)의 실현 가능성을 보여주었습니다.이 비행체의 날개는 위쪽으로 회전하여 셔틀콕 효과를 제공하는 깃털 모양의 구성으로 이동합니다.따라서 SpaceShipOne은 상당한 열 부하를 겪지 않으면서 훨씬 더 많은 공기역학적 드래그를 재진입할 수 있습니다.

이 구성은 우주선이 유선형이 덜 되고 대기 가스 입자가 우주선에 충돌하는 경우가 그렇지 않은 경우보다 더 높아지기 때문에 항력을 증가시킵니다.따라서 항공기는 효율적인 재진입의 핵심인 대기층이 높은 곳에서 속도가 더 느려집니다.둘째, 항공기는 이 상태에서 높은 항력 자세로 자동으로 방향을 잡게 됩니다.[54]

그러나 재진입 전에 SpaceShipOne에 의해 도달되는 속도는 궤도 우주선의 속도보다 훨씬 낮으며, Rutan을 포함한 엔지니어들은 깃털이 달린 재진입 기술이 궤도에서 돌아오는 데 적합하지 않다고 인식합니다.

2011년 5월 4일, 화이트나이트 2호에서 발사된 후, 활주로 비행 중에 페더링 메커니즘의 SpaceShipTwo에 대한 첫 번째 테스트가 이루어졌습니다.2014년 VSS Enterprise 추락 사고는 항공기가 분해되어 부조종사가 사망한 사고의 원인이 된 것입니다.

깃털 재진입은 1958년 NACA의 딘 채프먼에 의해 처음 기술되었습니다.[55]복합 엔트리에 대한 보고서의 섹션에서 채프먼은 고드래그 장치를 사용하여 문제를 해결하는 방법에 대해 설명했습니다.

몇 가지 이점을 달성하기 위해서는 리프팅과 비리프팅 엔트리를 결합하는 것이 바람직할 수 있습니다.착륙 기동성을 위해서는 리프팅 차량을 사용하는 것이 유리합니다.하지만 리프팅 차량이 흡수하는 총열은 리프팅이 아닌 차량보다 훨씬 높습니다.리프팅이 되지 않는 차량은 보다 쉽게 제작할 수 있습니다.예를 들어, 크고 가벼운 드래그 장치를 사용함으로써...기기가 클수록 난방 속도가 작습니다.

셔틀콕 안정성을 갖춘 논리프팅 차량은 진입 시 최소 제어 요구 사항의 관점에서도 유리합니다.

... 들뜸과 들뜸 궤도의 바람직한 특징들 중 일부를 결합하는 명백한 복합적인 진입 유형은 들뜸 없이 먼저 들어가고, 그리고 나서 속도가 특정 값으로 줄어들면...장치가 분사 또는 후퇴되고 리프팅 차량이 남습니다...남은 하강 기간 동안

팽창식 열차단 엔트리

대기권 재진입을 위한 감속, 특히 고속 화성 귀환 임무를 위한 감속은 "진입 시스템의 항력 영역"을 극대화함으로써 이점을 얻을 수 있습니다.에어로셸의 직경이 클수록 탑재체의 크기가 커질 수 있습니다."[56]팽창식 에어로쉘은 낮은 질량의 디자인으로 드래그 영역을 확장할 수 있는 한 가지 대안을 제공합니다.

러시아

그러한 팽창식 실드/에어로브레이크는 화성 96 임무의 관통자들을 위해 고안된 것입니다.발사기 오작동으로 임무가 실패한 이후, NPO 라보친과 DASA/ESA는 지구 궤도를 위한 임무를 설계했습니다.IRDT(Inflatable Reentry and Descent Technology) 시연기는 2000년 2월 8일 소유스 프레가트에서 발사되었습니다.부풀려진 방패는 두 단계의 팽창을 가진 원뿔로 설계되었습니다.방패 2단이 팽창하지는 못했지만, 시위대는 궤도 재진입에서 살아남아 회수되었습니다.[57][58]이후 볼나 로켓을 타고 비행한 임무는 발사기 고장으로 실패했습니다.[59]

나사 엔지니어들이 IRVE를 확인합니다.

나사 IRVE

2009년 8월 17일, NASA는 IRVE(Inflatable Re-entry Vehicle Experiment)의 첫 시험 비행을 성공적으로 수행하면서 팽창식 열차단 실험 우주선을 발사했습니다.이 방열판은 지름 38cm의 탄피로 진공 포장되어 버지니아주 월롭스 섬에 있는 나사의 월롭스 비행 시설에서 블랙 브랜트 9 발사 로켓에 실려 발사되었습니다."질소는 실리콘으로 코팅된 [케블라] 천을 여러 겹 쌓아 만든 지름 10피트(3.0m)의 방열판을 발사 몇 분 만에 공간에서 버섯 모양으로 부풀렸습니다."[56]그 로켓은 초음속으로 하강을 시작했던 고도 131마일 (211 km)에 있었습니다.1분도 지나지 않아 방패가 덮개에서 풀려 124마일(200km)의 고도로 부풀어 올랐습니다.방패의 팽창은 90초도 걸리지 않았습니다.[56]

나사 HIAD

초기 IRVE 실험의 성공에 따라 NASA는 이 개념을 보다 야심적인 극초음속 공기역학 감속기(HIAD)로 발전시켰습니다.현재의 설계는 얕은 원뿔 모양으로 되어 있으며, 구조물은 점차 주경이 증가하는 원형 팽창관의 스택으로 구축되어 있습니다.원뿔의 전방(볼록) 표면은 대기 진입(또는 재진입)의 응력을 충분히 견딜 수 있는 유연한 열 보호 시스템으로 덮여 있습니다.[60][61]

2012년, HIAD는 부궤도 사운딩 로켓을 사용하여 IRVE-3 (Inflatable Reentry Vehicle Experiment 3)로 시험되었고 작동되었습니다.[62]: 8

직경 6m의 SIAD-R을 2014년과 2015년에 시험한 NASA 프로젝트인 저밀도 초음속 감속기도 참조하십시오.

로프트ID

6미터(20피트) 팽창식 재진입체인 LOFTID([63]Low Earth Orbit Flight Test of inflatable Delucator)는 2022년 11월에 발사되어 궤도를 팽창시키고 마하 25보다 빠르게 재진입하여 11월 10일에 성공적으로 회수되었습니다.

엔트리 차량 설계 고려 사항

대기 진입을 위한 차량을 설계할 때 고려되는 중요한 매개 변수는 다음 네 가지입니다.[citation needed]

  1. 최고 열유속
  2. 열부하
  3. 최고감속
  4. 피크 동압

최대 열 유속과 동적 압력으로 TPS 재료가 선택됩니다.열 부하는 TPS 재료 스택의 두께를 선택합니다.최대 감속은 승무원 임무에서 매우 중요합니다.지구 저궤도(LEO) 또는 달 궤도(Lunar Return)에서 지구로 귀환하는 승무원의 상한은 10g입니다.[64]무중력 상태에 장시간 노출된 후 화성 대기권 진입의 경우 상한은 4g입니다.[64]균열이 문제가 될 경우 피크 동적 압력도 가장 바깥쪽에 있는 TPS 재료를 선택하는 데 영향을 미칠 수 있습니다.

엔지니어는 일반적으로 보수적 설계 원리에서 출발하여 두 가지 최악의 경우 궤적인 언더슈트(undershoot)와 오버슈트(overshoot) 궤적을 고려합니다.오버슈트 궤적은 일반적으로 대기 스킵오프 전에 가장 얕게 허용되는 진입 속도 각도로 정의됩니다.오버슈트 궤적은 가장 높은 열 부하를 가지며 TPS 두께를 설정합니다.언더슈트 궤적은 가장 가파른 허용 궤적에 의해 정의됩니다.승무원 임무의 경우 가장 가파른 진입 각도는 최대 감속에 의해 제한됩니다.언더슈트 궤적은 피크 열 유속과 동적 압력도 가장 높습니다.따라서 언더슈트 궤적은 TPS 재료를 선택하는 기준이 됩니다."모든 것에 딱 맞는" TPS 소재는 없습니다.높은 열 유속에 이상적인 TPS 재료는 장기간 열 부하에 비해 전도성이 너무 높을 수 있습니다(너무 밀도가 높을 수 있습니다).밀도가 낮은 TPS 소재는 동압이 너무 높으면 인장 강도가 떨어져 스펄레이션에 견딜 수 없습니다.TPS 재료는 특정 피크 열 흐름에 대해 우수한 성능을 발휘할 수 있지만 벽 압력이 크게 증가하면 동일한 피크 열 흐름에 대해 치명적으로 실패합니다([64]NASA의 R-4 테스트 우주선에서 발생).구형 TPS 소재는 현대 소재에 비해 노동집약적이고 제조 비용이 많이 드는 경향이 있습니다.그러나 현대의 TPS 재료는 종종 오래된 재료의 비행 이력이 부족합니다(위험 회피 설계자에게 중요한 고려 사항).

Allen과 Eggers의 발견에 따르면, 최대 에어로셸 무뚝뚝함(최대 항력)은 최소 TPS 질량을 산출합니다.또한 최대 무뚝뚝함(최소 탄도 계수)은 최대 고도에서 최소 종단 속도를 산출합니다(Mars EDL에는 매우 중요하지만 군사용 RV에는 해롭습니다)그러나 충격파 박리에 기초한 공기역학적 안정성 고려에 의해 부과되는 둔기에 대한 상한이 있습니다.원뿔의 반각이 임계 값 이하일 경우 충격파가 날카로운 원뿔 끝에 부착된 상태로 유지됩니다.이 임계 반각은 완벽한 가스 이론을 사용하여 추정할 수 있습니다(이 특정한 공기역학적 불안정성은 극초음속 이하에서 발생합니다).질소 대기(지구 또는 타이탄)의 경우 최대 허용 반각은 약 60°입니다.이산화탄소 대기(화성 또는 금성)의 경우 최대 허용 반각은 약 70°입니다.충격파 분리 후, 진입 차량은 전단 정체 지점(아음속 캡) 주변에 훨씬 더 많은 충격층 가스를 운반해야 합니다.따라서 공기역학적 중심이 상류로 이동하여 공기역학적 불안정을 야기합니다.화성 진입(이산화탄소 대기의 비글 2)을 위해 타이탄 진입(질소 대기의 호이겐스 탐사선)을 위한 에어로셸 설계를 다시 적용하는 것은 잘못된 것입니다.[citation needed][original research?]소련의 화성 착륙선 프로그램은 포기되기 전에 세 번의 진입 시도 중 두 번째 시도에서 한 번의 성공적인 착륙(화성 3)을 달성했습니다.소련의 화성 착륙선은 60° 반각 에어로셸 설계에 기초했습니다.

TPS 질량이 최소화되지 않더라도 대기 프로브(표면 착륙을 의도하지 않음)에 일반적으로 45° 반각 구형 원뿔이 사용됩니다.45° 반각의 이론적 근거는 진입 충격에서 공기역학적 안정성을 확보하는 것입니다(열 차단 장치는 분사되지 않음). 또는 짧고 날카로운 열 펄스가 발생한 후 신속한 열 차단 장치 분사가 뒤따르는 것입니다.DS/2 화성 임팩터파이오니어 금성 탐사선과 함께 45° 구원뿔형 설계가 사용되었습니다.

주목할 만한 대기 진입 사고

재진입창
  1. 공기와의 마찰
  2. 비행중
  3. 축출하각
  4. 진입점과 수직인 방향
  5. 과도한 마찰력 6.9~90°
  6. 반발력 5.5°이하
  7. 폭발마찰
  8. 진입점에 대해 접선 평면

일부 대기권 재진입이 완전히 성공한 것은 아닙니다.

  • Voskhod 2 – 서비스 모듈이 한동안 분리되지 못했지만 승무원은 살아남았습니다.
  • 소유스 5 – 서비스 모듈이 분리되지 못했지만 승무원은 살아남았습니다.
  • 아폴로 15호 - 우주선이 과도한 제어 연료를 분출하면서 손상되었을 가능성이 있는 세 개의 링세일 낙하산 중 하나가 바다에 착륙하는 동안 실패했습니다.이 우주선은 단 두 개의 낙하산만으로 안전하게 착륙할 수 있도록 설계되었으며, 승무원들은 다치지 않았습니다.
  • 화성 극지 착륙선 – EDL 중 실패.그 장애는 소프트웨어 오류의 결과로 생각됩니다.정확한 원인은 실시간 원격 측정이 부족한 것으로 알려져 있지 않습니다.
  • 우주왕복선 컬럼비아 STS-1 – 발사 손상, 돌출된 틈 충전재, 타일 설치 오류로 인해 궤도선이 심각한 손상을 입었고, 승무원들은 일부만 알고 있었습니다.만약 승무원들이 재진입을 시도하기 전에 피해의 정확한 정도를 알았다면, 그들은 셔틀을 안전한 고도로 비행시킨 후 구조했을 것입니다.그럼에도 불구하고, 재진입은 성공적이었고, 궤도선은 정상 착륙으로 진행되었습니다.
  • 우주왕복선 아틀란티스 STS-27 – 발사 도중 우현 고체 로켓 부스터 노즈 캡의 단열재가 궤도선에 부딪혀 타일이 크게 손상되었습니다.이것은 TACAN 안테나용 알루미늄 마운팅 플레이트 위에 타일 하나를 완전히 떼어냈습니다.안테나는 극심한 열 손상을 입었지만 뜨거운 가스가 차체에 침투하는 것을 막았습니다.
충돌 후 제네시스 진입 차량
  • Genesis – G-스위치가 거꾸로 설치되어 낙하산이 전개되지 못했습니다(Galileo Probe의 경우 유사한 오류로 낙하산 전개가 지연됨).그 결과 제네시스 진입 차량은 사막 바닥으로 추락했습니다.페이로드는 손상되었지만 대부분의 과학적 데이터는 복구가 가능했습니다.
  • 소유즈 TMA-11 – 소유즈 추진 모듈이 제대로 분리되지 못했고, 폴백 탄도 재진입이 수행되어 승무원들은 약 8개의 표준 중력(78 m/s2)의 가속도를 받았습니다.[65]승무원들은 살아남았습니다.

일부 재진입으로 인해 중대한 재해가 발생했습니다.

  • 소유스 1 – 궤도에 있는 동안 자세 제어 시스템이 고장 났고 나중에 비상 착륙 순서 (진입, 하강, 착륙) 중에 낙하산이 엉켰습니다.외로운 우주비행사 블라디미르 미하일로비치 코마로프가 사망했습니다.
  • 소유스 11 – 트라이 모듈 분리 과정에서 충격으로 밸브 씰이 열려 하강 모듈이 감압되었습니다. 3명으로 구성된 승무원은 재진입 몇 분 전에 우주 공간에서 질식했습니다.
  • 우주왕복선 콜롬비아호 STS-107 – 발사 시 파편 충격으로 인해 날개 가장자리에 있는 강화 탄소-탄소 패널의 고장으로 인해 재진입 중인 궤도선이 파손되어 승무원 7명 전원이 사망했습니다.

통제되지 않고 보호되지 않는 항목

재진입하는 위성 중 약 10~40% 정도의 질량이 지구 표면에 도달할 가능성이 있습니다.[66]평균적으로 하루에 약 한 개의 카탈로그 개체가 다시 들어옵니다.[67]

지구의 표면이 주로 물이기 때문에, 생존한 대부분의 물체들은 세계의 바다 중 하나에 착륙합니다.주어진 사람이 일생 동안 맞고 다칠 확률은 1조 분의 1 정도라고 추정됩니다.[68]

1978년 1월 24일, 소련코스모스 954호(3,800kg[8,400lb])가 캐나다 북서부 지역의 그레이트 슬레이브 레이크 근처에 재진입하여 추락했습니다.이 위성은 원자력을 이용한 것으로, 충돌 지점 근처에 방사능 잔해를 남겼습니다.[69]

1979년 7월 11일, 미국의 스카이랩 우주 정거장(77,100 킬로그램[170,000 lb])이 호주 오지에 재진입하여 잔해를 퍼뜨렸습니다.[70]재진입은 주로 코스모스 954호 사건으로 인한 주요 언론 사건이었지만 유독한 핵이나 히드라진 연료를 운반하지 않았기 때문에 잠재적인 재앙으로 보지는 않았습니다.NASA는 원래 수명을 연장하거나 통제된 재진입을 가능하게 하기 위해 우주왕복선 임무를 사용하기를 원했지만, 우주왕복선 계획의 지연과 예상치 못한 높은 태양 활동으로 인해 이것은 불가능했습니다.[71][72]

1991년 2월 7일, 소련의 살류트 7호 우주정거장(19,820 kg [43,700 lb])이 코스모스 1686 모듈(20,000 kg [44,000 lb])을 부착하고, 재진입하여 아르헨티나의 카피탄 버뮤데즈 마을에 파편을 흩뿌렸다.[73][45][74]1986년 8월, 1994년까지 우주 정거장을 유지하기 위해 더 높은 궤도로 끌어올렸지만, 스카이랩과 유사한 시나리오에서 계획된 부란 우주왕복선이 취소되었고 높은 태양 활동으로 인해 예상보다 빨리 내려왔습니다.

2011년 9월 7일, NASA는 상층 대기 연구 위성(6,540 kg[[75]14,420 lb])의 통제되지 않은 재진입이 임박했다고 발표하고 대중에게 작은 위험이 있다고 언급했습니다.해체된 위성은 2011년 9월 24일 대기권에 재진입했고, 일부 조각들은 500마일(800km) 길이의 잔해 더미 위에서 남태평양에 추락한 것으로 추정됩니다.[76]

2018년 4월 1일, 중국의 톈궁 1호 우주 정거장(8,510 kg[18,760 lb])이 호주와 남아메리카의 중간 지점인 태평양 상공에 재진입했습니다.[77]중국 유인 우주 공학 사무소는 재진입을 통제할 의도였지만, 2017년 3월 원격 측정과 통제를 잃었습니다.[78]

2020년 5월 11일, 중국 장정 5B (COSPAR ID 2020-027C)의 핵심 단계인 약 20,000 kg [44,000 lb]가 서아프리카 해안 근처 대서양에서 통제되지 않는 재진입을 했습니다.[79][80]보도에 따르면 로켓 파편 조각 몇 개가 재진입에서 살아남아 코트디부아르의 최소 두 마을 위로 떨어졌다고 합니다.[81][82]

2021년 5월 8일, 인도양 몰디브 서쪽(경도 약 72.47°N, 위도 2.65°N)에서 무게 23,000kg의 중국 장정 5B(COSPAR ID 2021-0035B)의 핵심 단계가 통제되지 않은 재진입을 했습니다.[83]목격자들은 멀리 아라비아 반도까지 로켓 파편이 떨어졌다고 보고했습니다.[84]

궤도이탈처분

세계 최초의 우주 정거장인 살류트 1호는 1971년 소유즈 11호 사고 이후 태평양으로 의도적으로 궤도를 이탈했습니다.그 후속 모델인 살류트 6호도 통제된 방식으로 궤도를 이탈했습니다.

2000년 6월 4일 콤프턴 감마선 관측소는 자이로스코프 중 하나가 고장난 후 의도적으로 궤도를 이탈했습니다.불에 타지 않은 잔해들이 해롭지 않게 태평양으로 떨어졌습니다.관측소는 여전히 가동 중이었지만, 다른 자이로스코프의 실패는 궤도 이탈을 훨씬 더 어렵고 위험하게 만들었을 것입니다.약간의 논란이 있는 가운데, 나사는 공공 안전을 위해 통제된 충돌 사고가 우주선이 임의로 내려오게 하는 것보다 더 낫다고 결정했습니다.

2001년, 러시아 미르 우주 정거장은 의도적으로 궤도를 이탈했고, 대기권 재진입 동안 사령부가 예상했던 방식으로 부서졌습니다.미르는 2001년 3월 23일 피지 나디 근처에서 지구 대기권에 진입해 남태평양에 떨어졌습니다.

2008년 2월 21일, 장애가 있는 미국 정찰 위성 USA-193하와이 연안의 미 해군 순양함 이리 에서 발사된 SM-3 미사일과 함께 약 246킬로미터 고도에서 타격을 받았습니다.이 위성은 2006년에 발사되었을 때 의도한 궤도에 도달하지 못해 작동하지 않았습니다.궤도가 급격히 나빠졌기 때문에 한 달 안에 통제되지 않고 재진입할 예정이었습니다.미 국방부는 독성이 강한 히드라진이 들어있는 1,000 파운드 (450 kg) 연료 탱크가 지구 표면에 온전한 상태로 도달하기 위해 재진입할 때까지 살아남을지도 모른다고 우려했습니다.러시아, 중국, 벨라루스 등 여러 나라 정부는 미국의 대(對)위성 능력을 반 노골적으로 보여주는 행위라고 반발했습니다.[85]중국은 지난 2007년 대위성 미사일 시험발사 때 국제적인 사건을 일으킨 바 있습니다.

갤러리

참고 항목

참고문헌

  1. ^ a b "Stardust – Cool Facts". stardust.jpl.nasa.gov. Archived from the original on January 12, 2010. Retrieved January 9, 2010.
  2. ^ "ATO: Airship To Orbit" (PDF). JP Aerospace. Archived (PDF) from the original on October 13, 2013. Retrieved December 14, 2013.
  3. ^ Gross, F. (1965). "Buoyant Probes into the Venus Atmosphere". Unmanned Spacecraft Meeting 1965. American Institute of Aeronautics and Astronautics. doi:10.2514/6.1965-1407.
  4. ^ Goddard, Robert H. (March 1920). "Report Concerning Further Developments". The Smithsonian Institution Archives. Archived from the original on June 26, 2009. Retrieved June 29, 2009.
  5. ^ 보리스 체르토크, "로켓과 사람들", 나사 역사 시리즈, 2006
  6. ^ Hansen, James R. (June 1987). "Chapter 12: Hypersonics and the Transition to Space". Engineer in Charge: A History of the Langley Aeronautical Laboratory, 1917–1958. The NASA History Series. Vol. sp-4305. United States Government Printing. ISBN 978-0-318-23455-7. Archived from the original on July 14, 2019. Retrieved July 12, 2017.
  7. ^ Allen, H. Julian; Eggers, A. J. Jr. (1958). "A Study of the Motion and Aerodynamic Heating of Ballistic Missiles Entering the Earth's Atmosphere at High Supersonic Speeds" (PDF). NACA Annual Report. NASA Technical Reports. 44.2 (NACA-TR-1381): 1125–1140. Archived from the original (PDF) on October 13, 2015.
  8. ^ "NASA.gov" (PDF). Archived (PDF) from the original on February 20, 2017. Retrieved April 9, 2015.
  9. ^ Graves, Claude A.; Harpold, Jon C. (March 1972). Apollo Experience Report – Mission Planning for Apollo Entry (PDF). NASA Technical Note (TN) D-6725. Archived (PDF) from the original on October 25, 2019. Retrieved October 25, 2019. The purpose of the Apollo entry maneuver is to dissipate the energy of a spacecraft traveling at high speed through the atmosphere of the earth so that the flight crew, their equipment, and their cargo are returned safely to a preselected location on the surface of the earth. This purpose must be accomplished while stresses on both the spacecraft and the flight crew are maintained within acceptable limits.
  10. ^ Przadka, W.; Miedzik, J.; Goujon-Durand, S.; Wesfreid, J.E. "The wake behind the sphere; analysis of vortices during transition from steadiness to unsteadiness" (PDF). Polish french cooperation in fluid research. Archive of Mechanics., 60, 6, pp. 467–474, Warszawa 2008. Received May 29, 2008; revised version November 13, 2008. Archived (PDF) from the original on December 21, 2016. Retrieved April 3, 2015.
  11. ^ a b Fay, J. A.; Riddell, F. R. (February 1958). "Theory of Stagnation Point Heat Transfer in Dissociated Air" (PDF). Journal of the Aeronautical Sciences. 25 (2): 73–85. doi:10.2514/8.7517. Archived from the original (PDF Reprint) on January 7, 2005. Retrieved June 29, 2009.
  12. ^ "Hillje, Ernest R., "Entry Aerodynamics at Lunar Return Conditions Obtained from the Flight of Apollo 4 (AS-501)," NASA TN D-5399, (1969)" (PDF). Archived (PDF) from the original on September 16, 2020. Retrieved July 7, 2017.
  13. ^ Whittington, Kurt Thomas (April 11, 2011). A Tool to Extrapolate Thermal Reentry Atmosphere Parameters Along a Body in Trajectory Space (PDF). NCSU Libraries Technical Reports Repository (Report). A thesis submitted to the Graduate Faculty of North Carolina State University in partial fulfillment of the requirements for the degree of Master of Science Aerospace Engineering Raleigh, North Carolina 2011, pp.5. Archived (PDF) from the original on April 11, 2015. Retrieved April 5, 2015.
  14. ^ Regan, Frank J. and Anadakrishnan, Satya M., "대기권 재진입의 역학", AIAA Education Series, American Institute of Aeronautics, Inc., New York, ISBN 1-56347-048-9, (1993).
  15. ^ a b Johnson, Sylvia M.; Squire, Thomas H.; Lawson, John W.; Gusman, Michael; Lau, K-H; Sanjuro, Angel (January 30, 2014). Biologically-Derived Photonic Materials for Thermal Protection Systems (PDF). 38th Annual Conference on Composites, Materials, and Structures January 27–30, 2014. Archived (PDF) from the original on December 1, 2019. Retrieved December 29, 2018.
  16. ^ Poddar, Shashi; Sharma, Deewakar (2015). "Blackout mitigation during space vehicle re-entry". Optik. Elsevier BV. 126 (24): 5899–5902. Bibcode:2015Optik.126.5899P. doi:10.1016/j.ijleo.2015.09.141. ISSN 0030-4026.
  17. ^ Di Fiore, Francesco; Maggiore, Paolo; Mainini, Laura (October 4, 2021). "Multifidelity domain-aware learning for the design of re-entry vehicles". Structural and Multidisciplinary Optimization. Springer Science and Business Media LLC. 64 (5): 3017–3035. doi:10.1007/s00158-021-03037-4. ISSN 1615-147X. S2CID 244179568.
  18. ^ "Ionization And Dissociation Effects On Hypersonic Boundary-Layer Stability" (PDF). Archived (PDF) from the original on October 1, 2021. Retrieved May 13, 2021.
  19. ^ "Equations, tables, and charts for compressible flow" (PDF). NACA Annual Report. NASA Technical Reports. 39 (NACA-TR-1135): 613–681. 1953. Archived (PDF) from the original on September 4, 2015. Retrieved June 17, 2015.
  20. ^ Kenneth Iliff and Mary Shafer, 우주왕복선 극초음속 공기역학공기역학 비행 연구지상 시험 결과와의 비교, pp. 5-6[ISBN missing]
  21. ^ Lighthill, M.J. (January 1957). "Dynamics of a Dissociating Gas. Part I. Equilibrium Flow". Journal of Fluid Mechanics. 2 (1): 1–32. Bibcode:1957JFM.....2....1L. doi:10.1017/S0022112057000713. S2CID 120442951.
  22. ^ Freeman, N.C. (August 1958). "Non-equilibrium Flow of an Ideal Dissociating Gas". Journal of Fluid Mechanics. 4 (04): 407–425. Bibcode:1958JFM.....4..407F. doi:10.1017/S0022112058000549. S2CID 122671767.
  23. ^ 아폴로 4호의 비행에서 얻은귀환 조건에서의 진입 공기역학 2019년 4월 11일 웨이백 머신, 어니스트 R.힐제, NASA, TN: D-5399, 2018년 12월 29일 접속.
  24. ^ 화성 샘플 귀환 지구 진입 차량 개요 2019년 12월 1일 NASA 웨이백 머신에서 2018년 12월 29일 접근.
  25. ^ 파커, 존 그리고 C.Michael Hogan, "Ababilative Materials의 풍동 평가를 위한 기술", NASA Ames 연구 센터, 기술 출판, 1965년 8월.
  26. ^ 호건, C.NASA Ames Research Center의 Michael, Parker, John and Winkler, Ernest, "열중량 측정으로부터 차 형성용 애블레이티브 재료의 열중량동역학을 얻기 위한 분석 방법", AIAA/ASME 제7회 구조 및 재료 회의, 1966년 4월
  27. ^ "Arc Jet Complex". www.nasa.gov. NASA. Archived from the original on October 5, 2015. Retrieved September 5, 2015.
  28. ^ Di Benedetto, A.T.; Nicolais, L.; Watanabe, R. (1992). Composite materials : proceedings of Symposium A4 on Composite Materials of the International Conference on Advanced Materials – ICAM 91, Strasbourg, France, 27–29 May 1991. Amsterdam: North-Holland. p. 111. ISBN 978-0444893567.
  29. ^ Tran, Huy; Michael Tauber; William Henline; Duoc Tran; Alan Cartledge; Frank Hui; Norm Zimmerman (1996). Ames Research Center Shear Tests of SLA-561V Heat Shield Material for Mars-Pathfinder (PDF) (Technical report). NASA Ames Research Center. NASA Technical Memorandum 110402. Archived (PDF) from the original on September 25, 2020. Retrieved July 7, 2017.
  30. ^ Lachaud, Jean; N. Mansour, Nagi (June 2010). A pyrolysis and ablation toolbox based on OpenFOAM (PDF). 5th OpenFOAM Workshop. Gothenburg, Sweden. p. 1. Archived (PDF) from the original on September 12, 2012. Retrieved August 9, 2012.
  31. ^ 트랜, Huy K, 등, "스타더스트 샘플 리턴 캡슐의 전신 열 차폐체의 자격", AIAA, 열물리학 컨퍼런스, 32회, 조지아주 애틀랜타; 1997년 6월 23-25일.
  32. ^ a b c Chambers, Andrew; Dan Rasky (November 14, 2010). "NASA + SpaceX Work Together". NASA. Archived from the original on April 16, 2011. Retrieved February 16, 2011. SpaceX undertook the design and manufacture of the reentry heat shield; it brought speed and efficiency that allowed the heat shield to be designed, developed, and qualified in less than four years.'
  33. ^ "SpaceX Manufactured Heat Shield Material Passes High Temperature Tests Simulating Reentry Heating Conditions of Dragon Spacecraft". www.spaceref.com. February 23, 2009.
  34. ^ Dragon은 다음에 우주 정거장을 방문할 수 있습니다. msnbc.com , 2010-12-08, 2010-12-09에 접속할 수 있습니다.
  35. ^ Chaikin, Andrew (January 2012). "1 visionary + 3 launchers + 1,500 employees = ? : Is SpaceX changing the rocket equation?". Air & Space Smithsonian. Archived from the original on September 7, 2018. Retrieved June 3, 2016. SpaceX's material, called PICA-X, is one-tenth as expensive than the original [NASA PICA material and is better], ... a single PICA-X heat shield could withstand hundreds of returns from low Earth orbit; it can also handle the much higher energy reentries from the Moon or Mars.
  36. ^ 2020년 8월 2일 미국 항공우주국 웨이백 머신에서 ISS에서 크루 드래곤 데모-2 임무 출발을 위한 미국 항공우주국 TV 방송.
  37. ^ 트랜, Huy K. 등, "화성 후속 임무를 위한 실리콘 함침 재사용 세라믹 애블레이터", AIAA-1996-1819, 열물리학 컨퍼런스, 31th, 뉴올리언스, 1996년 6월 17-20일.
  38. ^ 페이스메이커 차량 시스템을 이용한 아폴로 열차단재의 비행-시험 분석 2020년 9월 25일 웨이백 머신 NASA 기술노트 D-4713, 페이지 8, 1968–08, 2010-12-26에 접근했습니다. "Avcoat 5026-39/HC-G는 섬유유리 허니콤 매트릭스에 특수 첨가제를 첨가한 에폭시 노볼락 수지입니다. 제조 시, 빈 벌집은 1차 구조에 결합되고 수지는 각각의 세포에 개별적으로 발사됩니다. 재료의 전체 밀도는 32lb/ft3(512kg/m3)입니다. 재료의 차는 주로 실리카와 탄소로 구성되어 있습니다. 절제 분석에서 실리카는 비활성이지만 탄소는 산소와 발열 반응을 하는 것으로 간주되기 때문에 촤의 각각의 양을 알아야 합니다. 2160OR (12,000 K)에서 처녀 물질의 54%는 휘발되고 46%는 촤로 남아 있습니다. 처녀 물질에서 25 중량%는 실리카이며, 실리카는 불활성으로 간주되기 때문에 차층 조성물은 탄소 6.7 lb/ft3 (107.4 kg/m3), 실리카 8 lb/ft3 (128.1 kg/m3)이 됩니다."
  39. ^ NASA.gov NASA, 오리온 우주선 방열판 재료 선정 2010년 11월 24일 웨이백 머신에서 보관, 2009-04-07, 2011-01-02에 액세스
  40. ^ "Flightglobal.com NASA's Orion heat shield decision expected this month 2009-10-03, accessed 2011-01-02". Archived from the original on March 24, 2009. Retrieved January 2, 2011.
  41. ^ "Company Watch – NASA. – Free Online Library". www.thefreelibrary.com. Archived from the original on October 22, 2012. Retrieved January 2, 2011.
  42. ^ a b Johnson, Sylvia M. (January 25, 2015). Thermal Protection Systems: Past, Present and Future. International Conference and Exposition on Advanced Ceramics and Composites (Daytona Beach, FL). ARC-E-DAA-TN29151. Archived from the original on September 5, 2021. Retrieved September 5, 2021.
  43. ^ Shao, Gaofeng; et al. (2019). "Improved oxidation resistance of high emissivity coatings on fibrous ceramic for reusable space systems". Corrosion Science. 146: 233–246. arXiv:1902.03943. doi:10.1016/j.corsci.2018.11.006. S2CID 118927116.
  44. ^ "Columbia Accident Investigation Board". history.nasa.gov. Archived from the original on December 25, 2017. Retrieved July 12, 2017.
  45. ^ a b c "Space Shuttle". www.astronautix.com. Archived from the original on March 18, 2022. Retrieved April 22, 2022.
  46. ^ "X-33 Heat Shield Development report" (PDF). Archived (PDF) from the original on January 26, 2021. Retrieved July 7, 2017.
  47. ^ "SHARP Reentry Vehicle Prototype" (PDF). Archived from the original (PDF) on December 15, 2005. Retrieved April 9, 2006.
  48. ^ "sharp structure homepage w left". Archived from the original on October 16, 2015.
  49. ^ "X-30 National Aerospace Plane (NASP)". globalsecurity.org. Retrieved August 29, 2022.
  50. ^ 일론 머스크가 스페이스X의 우주선 화성 로켓을 위해 스테인리스 스틸로 변신한 이유 2019년 2월 3일 웨이백 머신에서 보관된 마이크 월, space.com , 2019년 1월 23일 2019년 3월 23일 접속.
  51. ^ 스페이스X 최고경영자 일론 머스크가 Q&A에서 스타쉽의 "트랜스퍼링" 강철 방열판에 대해 설명합니다. 2019년 1월 24일 웨이백 머신에서 보관, 2019년 1월 23일 테슬라라티 뉴스 에릭 랄프, 2019년 3월 23일 접속
  52. ^ Musk, Elon [@elonmusk] (September 24, 2019). "@OranMaliphant @Erdayastronaut Could do it, but we developed low cost reusable tiles that are much lighter than transpiration cooling & quite robust" (Tweet). Archived from the original on April 27, 2021. Retrieved May 9, 2021 – via Twitter.
  53. ^ Musk, Elon [@elonmusk] (July 24, 2019). "@Erdayastronaut @goathobbit Thin tiles on windward side of ship & nothing on leeward or anywhere on booster looks like lightest option" (Tweet). Archived from the original on April 27, 2021. Retrieved May 9, 2021 – via Twitter.
  54. ^ "How SpaceShipOne Works". June 20, 2004. Archived from the original on January 12, 2012. Retrieved April 23, 2011.
  55. ^ Chapman, Dean R. (May 1958). "An approximate analytical method for studying reentry into planetary atmospheres" (PDF). NACA Technical Note 4276: 38. Archived from the original (PDF) on January 27, 2005. Retrieved February 3, 2006.
  56. ^ a b c 나사, 신기술 출시: 2010년 12월 19일 Wayback Machine, NASA Mission News, 2009-08-17에서 2011-01-02에 액세스한 팽창식차단 장치.
  57. ^ "Inflatable Re-Entry Technologies: Flight Demonstration and Future Prospects" (PDF). Archived (PDF) from the original on January 29, 2012. Retrieved April 22, 2011.
  58. ^ IRDT(Inflatable Reentry and Descent Technology) 2015-12-31 Wayback Machine Factsheet, ESA, 2005년 9월 보관
  59. ^ "502 Bad Gateway nginx openresty 208.80.154.81". www.2r2s.com. Archived from the original on December 7, 2016.
  60. ^ Hughes, Stephen J. "Hypersonic Inflatable Aerodynamic Decelerator (HIAD) Technology Development Overview" (PDF). www.nasa.gov. NASA. Archived from the original (PDF) on January 26, 2017. Retrieved March 28, 2017.
  61. ^ Cheatwood, Neil (June 29, 2016). "Hypersonic Inflatable Aerodynamic Decelerator (HIAD) Technology" (PDF). www.nasa.gov. NASA. Archived (PDF) from the original on February 24, 2017. Retrieved March 28, 2017.
  62. ^ "Launch Vehicle Recovery and Reuse " (PDF). Archived (PDF) from the original on July 6, 2016. Retrieved January 10, 2018.
  63. ^ Foust, Jeff (March 10, 2020). "NOAA finalizes secondary payload for JPSS-2 launch". SpaceNews. Archived from the original on October 1, 2021. Retrieved March 14, 2020.
  64. ^ a b c "Pavlosky, James E., St. Leger, Leslie G., "Apollo Experience Report - Thermal Protection Subsystem," NASA TN D-7564, (1974)" (PDF). Archived (PDF) from the original on October 1, 2020. Retrieved July 7, 2017.
  65. ^ William Harwood (2008). "Whitson describes rough Soyuz entry and landing". Spaceflight Now. Archived from the original on December 19, 2008. Retrieved July 12, 2008.
  66. ^ "Spacecraft Reentry FAQ: How much material from a satellite will survive reentry?". Archived from the original on March 2, 2014.
  67. ^ "NASA - Frequently Asked Questions: Orbital Debris". www.nasa.gov. Archived from the original on March 11, 2014.
  68. ^ "Animation52-desktop". www.aerospace.org. Archived from the original on March 2, 2014. Retrieved March 4, 2013.
  69. ^ "3-2-2-1 Settlement of Claim between Canada and the Union of Soviet Socialist Republics for Damage Caused by "Cosmos 954" (Released on April 2, 1981)". www.jaxa.jp. Archived from the original on September 30, 2019. Retrieved December 28, 2010.
  70. ^ Hanslmeier, Arnold (2002). The sun and space weather. Dordrecht; Boston: Kluwer Academic Publishers. p. 269. ISBN 9781402056048.
  71. ^ Lamprecht, Jan (1998). Hollow planets : a feasibility study of possible hollow worlds. Austin, Texas: World Wide Pub. p. 326. ISBN 9780620219631.
  72. ^ Elkins-Tanton, Linda (2006). The Sun, Mercury, and Venus. New York: Chelsea House. p. 56. ISBN 9780816051939.
  73. ^ "aero.org, Spacecraft Reentry FAQ:". Archived from the original on May 13, 2012.
  74. ^ "살류트 7, 소련 우주 정거장, 9년의 궤도 끝에 지구로 떨어지다" 2016년 11월 18일 웨이백 머신 뉴욕 타임즈보관.
  75. ^ David, Leonard (September 7, 2011). "Huge Defunct Satellite to Plunge to Earth Soon, NASA Says". Space.com. Archived from the original on May 6, 2021. Retrieved September 10, 2011.
  76. ^ "Final Update: NASA's UARS Re-enters Earth's Atmosphere". Archived from the original on February 25, 2018. Retrieved September 27, 2011.
  77. ^ "aerospace.org Tiangong-1 Reentry". Archived from the original on April 4, 2018. Retrieved April 2, 2018.
  78. ^ Jones, Morris (March 30, 2016). "Has Tiangong 1 gone rogue". Space Daily. Archived from the original on September 13, 2017. Retrieved September 22, 2016.
  79. ^ 18 Space Control Squadron [@18SPCS] (May 11, 2020). "#18SPCS has confirmed the reentry of the CZ-5B R/B (#45601, 2020-027C) at 08:33 PDT on 11 May, over the Atlantic Ocean. The #CZ5B launched China's test crew capsule on 5 May 2020. #spaceflightsafety" (Tweet). Retrieved May 11, 2020 – via Twitter.
  80. ^ Clark, Stephen. "China's massive Long March 5B's rocket falls out of orbit over Atlantic Ocean – Spaceflight Now". Archived from the original on May 14, 2020. Retrieved May 12, 2020.
  81. ^ "Bridenstine Criticizes Uncontrolled Long March 5B Stage Reentry – Parabolic Arc". May 15, 2020. Archived from the original on May 21, 2020. Retrieved May 16, 2020.
  82. ^ O'Callaghan, Jonathan. "Chinese Rocket Debris May Have Fallen On Several African Villages After An Uncontrolled Re-Entry". Forbes. Archived from the original on May 12, 2020. Retrieved May 13, 2020.
  83. ^ "Huge Chinese rocket booster falls to Earth over Arabian Peninsula - Space.com". Archived from the original on July 23, 2021. Retrieved May 9, 2021.
  84. ^ Wall, Mike (May 9, 2021). "Huge Chinese rocket booster falls to Earth over Arabian Peninsula - Space.com". Space.com. Archived from the original on July 23, 2021. Retrieved May 9, 2021.
  85. ^ Gray, Andrew (February 21, 2008). "U.S. has high confidence it hit satellite fuel tank". Reuters. Archived from the original on February 25, 2008. Retrieved February 23, 2008.

추가열람

  • Launius, Roger D.; Jenkins, Dennis R. (October 10, 2012). Coming Home: Reentry and Recovery from Space. NASA. ISBN 9780160910647. OCLC 802182873. Retrieved August 21, 2014.
  • Martin, John J. (1966). Atmospheric Entry – An Introduction to Its Science and Engineering. Old Tappan, New Jersey: Prentice-Hall.
  • Regan, Frank J. (1984). Re-Entry Vehicle Dynamics (AIAA Education Series). New York: American Institute of Aeronautics and Astronautics, Inc. ISBN 978-0-915928-78-1.
  • Etkin, Bernard (1972). Dynamics of Atmospheric Flight. New York: John Wiley & Sons, Inc. ISBN 978-0-471-24620-6.
  • Vincenti, Walter G.; Kruger Jr, Charles H. (1986). Introduction to Physical Gas Dynamics. Malabar, Florida: Robert E. Krieger Publishing Co. ISBN 978-0-88275-309-6.
  • Hansen, C. Frederick (1976). Molecular Physics of Equilibrium Gases, A Handbook for Engineers. NASA. Bibcode:1976mpeg.book.....H. NASA SP-3096.
  • Hayes, Wallace D.; Probstein, Ronald F. (1959). Hypersonic Flow Theory. New York and London: Academic Press. 이 고전 텍스트의 개정판은 저렴한 페이퍼백으로 재발행되었습니다: 2004년에 재발행되었습니다.
  • Anderson, John D. Jr. (1989). Hypersonic and High Temperature Gas Dynamics. New York: McGraw-Hill, Inc. ISBN 978-0-07-001671-2.

외부 링크