Thành viên:Ngocduc8912/thử

Bách khoa toàn thư mở Wikipedia
"Atmospheric entry" đổi hướng tới đây. Đối với các định nghĩa khác, xem Atmospheric entry (định hướng).
Vỏ bọc cách nhiệt của Mars Exploration Rover (MER) theo hình dung của họa sĩ

Xâm nhập khí quyển là chuyển động của một vật thể ngoài không gian đi vào và xuyên qua lớp khí quyển của một hành tinh, hành tinh lùn hoặc một vệ tinh tự nhiên. Có hai dạng hồi quyển:

  • Hồi quyển không điều khiển ví dụ như sự hồi quyển của các thiên thạch, mảnh vụn vũ trụ, hoặc cầu lửa
  • Hồi quyển có điều khiển của tàu vũ trụ được điều hướng và có đường bay được tính toán trước. Các công nghệ mà theo đó cho phép điều khiển một phương tiện bay thâm nhập khí quyển, giảm độ cao và hạ cánh được gọi chung là EDL.
Animated illustration of different phases as a meteoroid enters the Earth's atmosphere to become visible as a meteor and land as a meteorite

Vật thể khi đi vào khí quyển sẽ phải chịu lực cản khí quyển, mà sẽ gây ra ứng suất lên các cơ cấu cơ khí của vật thể, cùng với đó là nhiệt khí động-gây ra bởi phần lớn là từ áp suất không khí phía trước của vật thể và do cả lực kéo. Những lực này sẽ gây ra sự mất mát khối lượng (do bốc hơi/bào mòn khi bay qua lớp không khí dày) hoặc thậm chí là sự bốc hơi hoàn toàn của những vật thể có kích thước nhỏ, những vật thể có cường độ nén thấp hơn có thể bị nổ.

Một tàu vũ trụ có người lái bắt buộc phải giảm tốc độ bay xuống dưới tốc độ âm thanh trước khi triển khai dù hoặc phanh khí động. Những phương tiện bay dạng này có động năng thường là giữa 50 và 1.800 MJ, và cách duy nhất để làm tiêu hao động năng là tỏa nhiệt vào khí quyển. Lượng nhiên liệu tên lửa cần thiết để làm chậm tàu vũ trụ sẽ gần bằng lượng được sử dụng để tăng tốc ban đầu, và do đó, việc sử dụng động cơ tên lửa hãm trên toàn bộ quá trình quay lại Trái đất là không thực tế. Trong khi nhiệt độ cao tạo ra ở bề mặt tấm chắn nhiệt là do nén đoạn nhiệt, động năng của tàu vũ trụ cuối cùng bị mất do ma sát với không khí (độ nhớt) khi tàu vũ trụ bay trong tầng khí quyển. Các tổn thất năng lượng nhỏ khác bao gồm bức xạ vật đen trực tiếp từ các khí nóng và phản ứng hóa học giữa các khí bị ion hóa.

Đầu đạn của tên lửa đạn đạo và của các thiết bị bay dùng một lần không yêu cầu phải giảm tốc độ khi hồi quyển, thực tế, chúng được thiết kế cấu hình sao cho có thể duy trì được vận tốc tối đa. Ngoài ra, sự quay trở lại Trái đất ở vận tốc thấp từ vùng không gian gần ví dụ như nhảy dù từ khinh khí cầu không yêu cầu phải có vỏ bọc cách nhiệt bởi vì gia tốc trọng trường của vật thể bắt đầu ở trạng thái nghỉ từ bên trong bầu khí quyển (hoặc vùng không gian gần) không thể tạo ra đủ vận tốc để gây ra ma sát sinh nhiệt nguy hiểm.

Đối với Trái đất, bầu khí quyển được giới hạn bởi đường Kármán ở độ cao 100 km (62 dặm; 54 hải lý) bên trên bề mặt, giới hạn này đối với bầu khí quyển của sao Kim là 250 km (160 mi; 130 nmi) và ở sao Hỏa là 80 km (50 mi; 43 nmi). Các vật thể không điều khiển có vận tốc lớn và tăng tốc do bị hút về phía Trái đất dưới tác động của lực hấp dẫn, sau đó nó bị chậm lại do ma sát khi đi vào bầu khí quyển. Các thiên thạch cũng thường di chuyển khá nhanh so với Trái đất đơn giản vì quỹ đạo của chúng khác với quỹ đạo của Trái đất trước khi chúng rơi vào trường hấp dẫn của Trái đất. Các phương tiện thâm nhập khí quyển đạt vận tốc siêu vượt âm nhờ việc chúng bay dưới quỹ đạo (ví dụ như khoang mang đầu đạn hồi quyển của tên lửa đạn đạo liên lục địa), theo quỹ đạo (như tàu Soyuz), hoặc quỹ đạo không giới hạn (ví dụ thiên thạch). Đã có nhiều công nghệ tiên tiến khác nhau được phát triển để cho phép quay lại khí quyển và bay với vận tốc cực lớn. Đối với một hành tinh khí khổng lồ có bầu khí quyển dầy và lực hấp dẫn lớn, để có thể kiểm soát việc thâm nhập khí quyển các hành tinh này thì phương pháp nhập quyển là sử dụng lực đẩy Archimedes[1], ví dụ đối với bẩu khí quyển của sao Kim, Titan và các hành tinh khí khổng lồ.[2]

Lịch sử[sửa | sửa mã nguồn]

Các cấu hình thời kỳ đầu của các phương tiện hồi quyển, thử nghiệm trong hầm gió.

Cấu hình của vỏ cách nhiệt đã được mô tả từ sớm vào năm 1920 bởi Robert Goddard: "Đối với thiên thạch lao vào bầu khí quyển với vận tốc cao lên tới 30 dặm (48 km) mỗi giây, phần lõi của thiên thạch vẫn giữ trạng thái lạnh, và việc bào mòn ở mức độ lớn là do sứt mẻ hoặc nứt bề mặt do bị nung nóng đột ngột. Vì lý do này, nếu bề mặt bên ngoài của thiết bị hồi quyển được bọc bằng các lớp chất cứng không bị nóng chảy với các lớp dẫn nhiệt kém ở giữa, thì bề mặt sẽ giảm bị bào mòn đáng kể, đặc biệt là khi vận tốc của thiết bị hồi quyển sẽ không lớn như vận tốc của thiên thạch thông thường."[3]

Những phát triển thực tiễn về phương tiện hồi quyển bắt đầu từ khi tầm, và tốc độ hồi quyển của tên lửa đạn đạo ngày một tăng dần lên. Đối với những tên lửa tầm ngắn, như tên lửa V-2, vấn đề về sự ổn định và ứng suất khí động học là những vấn đề quan trọng (Nhiều tên lửa V-2s đã vỡ vụn trong quá trình hồi quyển), nhưng sự tăng nhiệt độ vẫn chưa phải là một vấn đề lớn. Các tên lửa tầm trung như tên lửa R-5 của Liên Xô, có tầm bắn 1.200 kilômét (650 hải lý), đòi hỏi phải sử dụng lớp gốm composite làm tấm chắn nhiệt cho đầu đạn hồi quyển độc lập. Những tên lửa đạn đạo liên lục địa đầu tiên, có tầm bắn từ 8.000 đến 12.000 km (4.300 đến 6.500 nmi), bắt buộc phải có tấm chắn nhiệt và phương tiện hồi quyển dạng cùn.

Tại Mỹ, kỹ thuật trong lĩnh vực này đã được khám phá bởi H. Julian Allen và A. J. Eggers Jr. tại trung tâm nghiên cứu Ames thuộc National Advisory Committee for Aeronautics (NACA).[4] Năm 1951, họ đã phát hiện ra một tấm chắn nhiệt có hình dạng cùn (lực cản cao) là tấm chắn nhiệt hiệu quả nhất.[5] Từ các nguyên tắc kỹ thuật cơ bản, Allen và Eggers đã chỉ ra rằng tải nhiệt mà tàu vũ trụ phải chịu khi hồi quyển tỷ lệ nghịch với hệ số cản; tức là lực cản càng lớn thì tải nhiệt càng ít. Nếu tàu vũ trụ có dạng cùn, không khí sẽ không thể "tránh khỏi quỹ đạo bay" đủ nhanh và khi đó không khí sẽ tạo thành một tấm đệm khí để đẩy sóng xung kích và lớp xung kích nóng về phía trước. Vì hầu hết các khí nóng không còn tiếp xúc trực tiếp với tàu vũ trụ, nên nhiệt năng sẽ ở lại trong đệm khí và chỉ đơn giản là di chuyển xung quanh tàu vũ trụ rồi sau đó sẽ tiêu tán vào khí quyển.

Khám phá của Allen và Eggers, mặc dù ban đầu được coi là bí mật quân sự, cuối cùng đã được công bố vào năm 1958.[6]

Thuật ngữ và định nghĩa[sửa | sửa mã nguồn]

Thâm nhập khí quyển là một phần của pha quỹ đạo thường được nhắc đến là thâm nhập, giảm độ cao, và hạ cánh (entry, descent, and landing-EDL).[7] Khi việc hồi quyển diễn ra đối với một phương tiện bay mà trước đó nó cũng đã rời khỏi bầu khí quyển đó, thì sự kiện này còn được gọi là hồi quyển và đa số là nói về việc hồi quyển Trái đất.

Nguyên lý cơ bản của thiết kế một vật thể bay hồi quyển là việc phải tiêu tán năng lượng của tàu vũ trụ đang di chuyển ở tốc độ siêu vượt âm, làm chậm quá trình rơi của thiết bị/hàng hóa/khoang chứa nhà du hành/hành khách và hạ cánh trong khi vẫn phải đảm bảo các ứng suất tác động lên tàu ở một giới hạn cho phép.[8] Điều này có thể thực hiện bằng các động cơ hãm hoặc hình dạng khí động (cấu hình của tàu vũ trụ hoặc dù).

Cấu hình phương tiện thâm nhập khí quyển[sửa | sửa mã nguồn]

Có một vài hình dạng cơ bản được sử dụng trong thiết kế phương tiện thâm nhập khí quyển

Dạng mặt cầu[sửa | sửa mã nguồn]

Module chỉ huy tàu Apollo đang bay với phần đáy tù hướng về phía trước ở một góc tấn khác 0 ngầm mục đích tạo ra lực nâng khi hồi quyển và khả năng điều chỉnh vị trí hạ cánh.

Mặt cầu hoặc mặt cắt cầu là dạng đối xứng trục đơn giản nhất.[9] Đây có thể là một hình cầu hoàn chỉnh hoặc một phần trước hình cầu với phần sau hình nón hội tụ. Khí động học của một hình cầu hoặc mặt cắt hình cầu dễ dàng phân tích một cách mô hình hóa bằng cách sử dụng lý thuyết va chạm Newton. Tương tự, thông lượng nhiệt của mặt cắt hình cầu có thể được mô hình hóa chính xác bằng phương trình Fay-Riddell.[10] Độ ổn định tĩnh của mặt cắt hình cầu được đảm bảo nếu trọng tâm của phương tiện bay ngược dòng so với tâm cong (ổn định động là vấn đề khó khăn hơn). Quả cầu thuần túy không có lực nâng. Tuy nhiên, bằng cách bay ở một góc tấn, một phần hình cầu sẽ có lực nâng khí động học khiêm tốn, mang đến một số khả năng xuyên qua và mở rộng hành lang thâm nhập khí quyển của nó. Vào cuối những năm 1950 và đầu những năm 1960, máy tính tốc độ cao vẫn chưa ra đời và động lực học chất lỏng tính toán vẫn còn sơ khai. Bởi vì dạng mặt cắt cầu có thể phù hợp để phân tích dạng đóng, thiết kế hình dạng này đã trở thành mặc định cho thiết kế phương tiện thâm nhập khí quyển thời kỳ đầu. Do đó, các khoang chở phi hành gia của thời đó dựa trên thiết kế hình cầu.

Dạng cầu thuần túy đã được sử dụng trong các thiết kế tàu vũ trụ đầu tiên của Liên Xô như Vostok và Voskhod và trong các tàu thăm dò hạ cánh lên sao Hỏa và sao Kim. Module chỉ huy của tàu Apollo sử dụng thiết kế mặt cầu trên tấm chắn nhiệt với phần thân sau dạng nón hội tụ. Nó thâm nhập khí quyển Tráu đất ở tốc độ siêu vượt âm với góc tấn −27° để đạt được tỉ lệ lực nâng/lực cản là 0,368.[11] Tổng lực nâng cho phép thay đổi phạm vi của tàu vũ trụ nhờ điều chỉnh di dời trọng tâm của module Apollo khỏi trục đối xứng, cho phép lực nâng có thể được hướng sang trái hoặc phải bằng cách xoay tàu theo trục dọc. Một ví dụ khác của việc thiết kế theo dạng cầu là ở trên các module hạ cánh Soyuz/Zond, Gemini, và Mercury. Lực nâng tác động lên tàu trên quỹ đạo dù nhỏ nhưng có tác động đáng kể lên trọng lực tối đa tác động lên tàu, giảm từ 8–9 g đối với quỹ đạo đạn đạo thuần túy (giảm tốc chỉ nhờ lực cản) đến 4–5 g, ngoài ra cũng giảm đáng kể nhiệt lượng tối đa khi thâm nhập khí quyển.[12]

Mặt cầu-côn[sửa | sửa mã nguồn]

Dạng mặt cầu-côn là dạng mặt cắt hình cầu kết hợp với hình nón cụt hay nón tù. Tính ổn định động của mặt cắt hình nón-cầu thường tốt hơn của mặt cắt hình cầu. Phương tiện bay đi vào khí quyển với mặt trước là mặt cầu. Với một nửa góc đủ nhỏ và tâm khối lượng được đặt hợp lý, hình nón cầu có khả năng ổn định khí động học từ khi thâm nhập khí quyển đến khi chạm đến bề mặt. (Nửa góc là góc giữa trục đối xứng quay của hình nón và mặt ngoài của nó, và do đó một nửa góc tạo bởi các cạnh bề mặt của hình nón).

Phiên bản khoang đầu đạn hồi quyển Mk-2, thiết kế theo dạng thân tù.

Vỏ khí động đầu tiên của Mỹ áp dụng dạng mặt cầu là Mk-2 RV (Khoang đầu đạn hồi quyển), được phát triển vào năm 1955 bởi General Electric Corp. Thiết kế của Mk-2 bắt nguồn từ lý thuyết thân cùn và sử dụng hệ thống cách nhiệt làm mát bằng bức xạ (thermal protection system-TPS), dựa trên một tấm cách nhiệt kim loại (các loại TPS khác nhau được mô tả sau trong bài viết này). Mk-2 có những khiếm khuyết đáng kể, nó bay quá lâu trong tầng khí quyển do hệ số đạn đạo thấp hơn và cũng kéo theo một luồng kim loại bốc hơi khiến radar rất dễ nhìn thấy. Những khiếm khuyết này khiến Mk-2 quá nhạy cảm với các hệ thống chống tên lửa đạn đạo (ABM). Do đó, một khoang chứa đầu đạn hình nón-cầu thay thế cho Mk-2 đã được General Electric phát triển.[cần dẫn nguồn]

Khoang chứa đầu đạn hồi quyển Mk-6, phát triển từ thời chiến tranh Lạnh và là thiết kế khởi nguồn của phần lớn các thiết kế khoang hồi quyển trên các tên lửa ICBM hiện nay của Mỹ

Khoang chứa đầu đạn mới có tên là Mk-6 sử dụng vỏ cách nhiệt TPS mài mòn phi kim loại bằng phenol nylon. Vỏ cách nhiệt mới rất hiệu quả trong việc cách nhiệt trong khi hồi quyển và từ đó người ta có thể thiết kế giảm độ tù của khoang.[cần dẫn nguồn] Tuy nhiên, Mk-6 là một khoang chứa đầu đạn có kích thước lớn, với khối lượng khi hồi quyển là 3.360 kg, chiều dài 3,1 m và có bán góc là 12,5°. Các nâng cấp tiếp theo của vũ khí hạt nhân và thiết kế hệ thống cách nhiệt TPS đã cho phép giảm kích thước các khoang đầu đạn hồi quyển và giảm độ tù của khoang so với khoang Mk-6. Kể từ những năm 1960s, thiết kế dạng côn-cầu đã trở thành thiết kế phổ biến trên các ICBM nhiều đầu đạn hiện đại, với bán góc thông thường là từ 10° đến 11°.[cần dẫn nguồn]

Khoang thu hồi của vệ tinh gián điệp "Discoverer"
Vệ tinh Galileo sau khi được lắp ráp

Các khoang thu hồi của vệ tinh trinh sát cũng được thiết kế với dạng cầu-côn và được Mỹ áp dụng lần đầu tiên trên Discoverer-I phóng lên quỹ đạo ngày 28/2/1959. Dạng thiết kế côn-cầu sau này cũng được sử dụng trên các sứ mệnh thám hiểm các hành tinh khác hoặc trên các tàu trở lại bầu khí quyển từ không gian vũ trụ ví dụ như vệ tinh Stardust. Không giống như các phương tiện hồi quyển dùng trong quân sự, ưu điểm của một hệ thống chắn nhiệt TPS nhẹ hơn trong một thiết kế thân tù vẫn còn được áp dụng trên các tàu thám hiểm như vệ tinh Galileo với bán góc là 45° hoặc với vỏ chắn nhiệt của tàu Viking với bán góc là 70°. Những tàu thám hiểm với thiết kế vỏ chắn nhiệt dạng côn-cầu đã hạ cánh xuống hoặc thâm nhập bầu khí quyển của các hành tinh như sao Hỏa, sao Kim, sao Mộc và mặt trăng Titan của sao Thổ.

Mặt côn kép[sửa | sửa mã nguồn]

DC-X, trong chuyến bay thử lần đầu tiên. Nó là nguyên mẫu cho phương tiện bay một tầng lên quỹ đạo, và áp dụng cấu hình nón kép giống AMaRV.

Là dạng mặt côn-cầu bổ sung thêm một nón cụt. Thiết kế này cải thiện đáng kể tỉ lệ lực nâng/lực cản L/D. Thiết kế này được áp dụng trên các tàu thám hiểm sao Hỏa với tỉ lệ L/D xấp xỉ 1 so với tỉ lệ L/D=0,368 đối với khoang hồi quyển Apollo. Tỉ lệ L/D lớn hơn, thì việc áp dụng thiết kế côn kép sẽ tốt hơn nhất là nó phù hợp cho việc đổ bộ lên sao Hỏa vì độ giảm tốc cực đại thấp hơn. Có thể cho rằng, phương tiện bay hồi quyển đáng chú ý nhất là Khoang hồi quyển cơ động tiên tiến (AMaRV). Bốn phương tiện hồi quyển AMaRVs đã được chế tạo bởi McDonnell Douglas Corp. và thể hiện một bước nhảy vọt đáng kể về độ tinh vi trong thiết kế phương tiện hồi quyển. Ba AMaRV được phóng bằng tên lửa đạn đạo Minuteman-1 ICBMs vào ngày 20/12/1979, và 8/10/1981. AMaRV có khối lượng khi hồi quyển khoảng 470 kg, bán kính mũi 2,34 cm, bán góc của mặt côn trước 10,4°, bán kính đáy cụt là 14,6 cm, bán góc sau của mặt côn sau 6°, và chiều dài trục là 2,079 mét. Không có tài liệu nào cung cấp hình ảnh chính xác hoặc sơ đồ của AMaRV. Tuy nhiên, một bản phác thảo sơ đồ của một phương tiện hồi quyển giống với AMaRV cùng với các biểu đồ quỹ đạo đã được công bố.[13]

Tư thế bay của AMaRV được điều khiển thông qua cánh tà với hai cánh tà sau gắn trên các mặt của AMaRV. Các cánh tà này được điều khiển bằng thủy lực. AMaRV được dẫn đường tự động bằng hệ thống dẫn đường quán tính thiết kế để lẩn tránh hệ thống phòng thủ tên lửa đạn đạo. Mẫu thiết kế McDonnell Douglas DC-X (cũng sử dụng cấu hính nón kép) về cơ bản là một phiên bản thu nhỏ của AMaRV. AMaRV và DC-X cũng là cơ sở cho một thiết kế không thành công mà về sau được biết đến là Lockheed Martin X-33.

Dạng bất đối xứng[sửa | sửa mã nguồn]

Dạng bất đối xứng được áp dụng cho các phương tiện thâm nhập khí quyển không người lái. Một ví dụ là trên các phương tiện bay có cánh trên quỹ đạo, sử dụng cánh delta để cơ động trong suốt quá trình hạ cánh như một tàu lượn quy ước. Đây là cấu hình sử dụng trên tàu con thoi của Mỹ và tàu Buran của Liên Xô. Thân tạo lực nâng là một dạng khác của phương tiện thâm nhập khí quyển và được áp dụng trên X-23 PRIME.[cần dẫn nguồn]

Nhiệt lượng trong quá trình hồi quyển[sửa | sửa mã nguồn]

Quang cảnh bên trong khoang lái của tàu con thoi khi đang quay lại bầu khí quyển trong sứ mệnh STS-42. Do không khí bị nén và ma sát với thân tàu, các phân tử khí tạo ra quầng plasma ở nhiệt độ cao có quang phổ màu đỏ-cam.

Các vật thể không gian khi thâm nhập bầu khí quyển ở tốc độ cao sẽ dẫn đến chịu một lượng nhiệt lớn. Lượng nhiệt khi hồi quyển chủ yếu đến từ hai nguồn sau:[14]

  • Nhiệt do đối lưu, chia làm 2 loại:
    • khí nóng trượt qua bề mặt thân tàu và
    • phản ứng xúc tác kết hợp hóa học giữa bề mặt vật thể và lớp khí xung quanh.
  • Nhiệt do bức xạ, từ sốc âm thanh hình thành ở trước và cạnh vật thể thâm nhập khí quyển khi vật thể di chuyển siêu vượt âm.

Khi vận tốc tàu tăng lên, cả hai loại nhiệt này đều tăng lên. Ở một tốc độ rất lớn, nhiệt do bức xạ sẽ nhanh chóng chiếm ưu thế hơn nhiệt do đối lưu, vì nhiệt do đối lưu tỷ lệ với lập phương vận tốc, trong khi nhiệt do bức xạ tỷ lệ với lũy thừa mũ tám của vận tốc. Sự gia nhiệt do bức xạ phụ thuộc vào bước sóng dài— do đó chiếm ưu thế giai đoạn đầu trong quá trình xâm nhập khí quyển trong khi sự gia tăng nhiệt do đối lưu chiếm ưu thế trong giai đoạn sau.[14]

Hệ thống bảo vệ nhiệt[sửa | sửa mã nguồn]

Hệ thống bảo vệ nhiệt giúp bảo vệ tàu vũ trụ khi nhiệt lượng tăng cao do ma sát với khí quyển trong quá trình thâm nhập bầu khí quyển. Hệ thống này cũng giúp bảo vệ tàu khỏi môi trường nhiệt độ ngoài không gian. Có nhiều cách để bảo vệ nhiệt cho tàu vũ trụ như sử dụng các tấm vật liệu cách nhiệt, làm mát thụ động/chủ động bề mặt tàu vũ trụ

Tấm cách nhiệt mài mòn[sửa | sửa mã nguồn]

Tấm chắn nhiệt bị bào mòn sau khi tàu Apollo 12 hạ cánh.

Nguyên lý của tấm cách nhiệt tự bào mòn là tách lớp khí ở nhiệt độ cao ra khỏi lớp chắn nhiệt bên ngoài (tạo ra một lớp biên ở nhiệt độ thấp hơn). Lớp biên được hình thành từ khí sản phẩm của phản ứng nhiệt phân từ vật liệu tấm chắn cách nhiệt bên ngoài và bảo vệ chống lại tất cả các dạng thông lượng nhiệt. Quá trình chặn thông lượng nhiệt bằng việc tạo ra lớp biên này được gọi là sự tắc nghẽn. Trong đó lớp biên gây tắc nghẽn và cản trở dòng khí đối lưu và xúc tác. Cơ chế chặn thông lượng nhiệt bức xạ bằng hình thành lớp biên là cơ chế chính của vật liệu được sử dụng làm tấm chắn nhiệt của vệ tinh Galileo. Tấm chắn nhiệt của Galileo sử dụng vật liệu chế tạo là carbon phenolic. Đây cũng là vật liệu được sử dụng trong miệng xả của tên lửa đẩy phụ trợ nhiên liệu rắn của tàu con thoi, và sử dụng trong mũi khí động của các phương tiện hồi quyển.

Những nghiên cứu về lớp bảo vệ nhiệt được thực hiện tại trung tâm nghiên cứu Ames của NASA. Trung tâm Ames có nhiều đường hầm gió với khả năng tạo ra gió ở nhiều tốc độ khác nhau. Ban đầu việc thử nghiệm được tiến hành với mô hình tấm chắn nhiệt bào mòn được phân tích trong đường hầm gió siêu vượt âm.[15] Các thử nghiệm về vật liệu mài mòn được thực hiện tại tổ hợp Ames Arc Jet. Đã có rất nhiều hệ thống bảo vệ nhiệt cho tàu vũ trụ được thử nghiệm tại đây bao gồm các tấm chắn nhiệt sử dụng trên tàu Apollo, tàu con thoi, và tàu Orion.[16]

Mars Pathfinder đang hoàn thiện công đoạn lắp ráp cuối cùng, ở đây ta thấy vỏ chắn nhiệt của nó, cùng với động cơ nhiên liệu rắn

Độ dẫn nhiệt của một vật liệu TPS cụ thể thường tỷ lệ với mật độ của vật liệu.[17] Cacbon phenolic là một vật liệu mài mòn rất hiệu quả, nhưng cũng có mật độ cao không mong muốn. Nếu thông lượng nhiệt gây ra bởi một phương tiện hồi quyển không đủ để gây ra nhiệt phân thì độ dẫn điện của vật liệu TPS có thể cho phép nhiệt lượng dẫn vào đường vật liệu liên kết TPS, do đó dẫn đến hỏng TPS. Do đó, đối với các quỹ đạo hồi quyển gây ra thông lượng nhiệt thấp hơn thì việc sử dụng vật liệu carbon phenolic đôi khi không phù hợp và người ta cần có vật liệu mài mòn khác nhẹ hơn

Tấm chắn nhiệt mài mòn siêu nhẹ[sửa | sửa mã nguồn]

Chữ SLA trong SLA-561V nghĩa là super light-weight ablator hay vật liệu mài mòn siêu nhẹ. SLA-561V là loại vật liệu mài mòn độc quyền của Lockheed Martin đã được sử dụng như là loại vật liệu mài mòn chủ yếu trên các loại phương tiện hồi quyển dạng côn-cầu với góc mũi là 70° trong các sứ mệnh thăm dò sao Hỏa của NASA, ngoại trừ Mars Science Laboratory (MSL). SLA-561V bắt đầu bị mài mòn đáng kể ở thông lượng xấp xỉ 110 W/cm2, nhưng không chịu được thông lượng quá 300 W/cm2. Lớp bảo vệ MSL hiện là thiết kế TPS có hiệu năng tốt nhất, nó có khả năng chịu được thông lượng nhiệt 234 W/cm2. Thông lượng nhiệt cực đại mà Viking 1 chịu đựng khi hạ cánh trên sao Hỏa là 21 W/cm2. Với Viking 1, lớp vỏ chắn nhiệt không phải chịu sự mài mòn đáng kể nào. Viking 1 là tàu đổ bộ đầu tiên hạ cánh xuống sao Hỏa và có thiết kế cổ điển. Vỏ khí cầu của tàu Viking có đường kính cơ bản là 3,54 mét (lớn nhất được sử dụng trên sao Hỏa cho đến Phòng thí nghiệm Khoa học Sao Hỏa).[18]

Vật liệu mài mòn cabon thấm phenol[sửa | sửa mã nguồn]

NASA's Stardust sample return capsule successfully landed at the USAF Utah Range.

Phenolic-impregnated carbon ablator (PICA), là vật liệu làm từ sợi carbon được thấm phenol.[19] Đây là loại vật liệu mới được sử dụng cho hệ thống cách nhiệt TPS và có mật độ nhỏ hơn nhiều so với carbon phenolic) cùng với khả năng mài mòn hiệu quả ở thông lượng nhiệt cao. Độ dẫn nhiệt của vật liệu PICA thấp hơn so với các vật liệu mài mòn thông lượng nhiệt cao thông thường khác như carbon phenol.[cần dẫn nguồn]

PICA được phát minh bởi trung tâm nghiên cứu Ames của NASA vào những năm 90 và là vật liệu cách nhiệt chính được sử dụng trên tàu Stardust.[20] Tàu vũ trụ Stardust cùng với mẫu khi trở về bầu khí quyển Trái đất đã đạt vận tốc hồi quyển kỷ lục là (12,4 km/s (28.000 mph) ở độ cao 135 km). Đây là vận tốc cao hơn vận tốc hồi quyển của tàu Apollo và cao hơn 70% so với tốc độ của tàu con thoi.[21] PICA đóng vai trò quan trọng giúp tàu Stardust hoàn thành nhiệm vụ khi trở về Trái đất vào năm 2006. Tấm chắn nhiệt của Stardust (đường kính cơ bản 0,81 m) được làm bằng một mảnh nguyên khối chịu được tốc độ gia nhiệt danh nghĩa tối đa là 1.2 kW/cm2. Tấm chắn nhiệt sử dụng vật liệu PICA cũng được sử dụng trên phòng thí nghiệm khoa học sao Hỏa khi nó thâm nhập vào khí quyển sao Hỏa.[22]

PICA-X[sửa | sửa mã nguồn]

Một loại vật liệu cải tiến và dễ sản xuất hơn có tên PICA-X đã được SpaceX phát triển trong giai đoạn in 2006–2010[22] để sử dụng trên tàu Dragon.[23] Tấm chắn nhiệt bằng PICA-X được sử dụng lần đầu tiên là trong sứ mệnh Dragon C1 ngày 8 tháng 11 năm 2010.[24] Tấm chắn nhiệt PICA-X được thiết kế, phát triển và chứng nhận đầy đủ bởi một nhóm nhỏ gồm 12 kỹ sư và nhà khoa học trong vòng chưa đầy 4 năm.[22] Tấm chắn nhiệt sử dụng PICA-X cũng rẻ hơn so với tấm chắn nhiệt PICA của NASA.[25]

PICA-3[sửa | sửa mã nguồn]

Phiên bản sau khi cải tiến PICA-3—được phát triển bởi SpaceX từ giữa những năm 2010s và được sử dụng lần đầu trên tàu Dragon có người lái trong sứ mệnh bay trình diễn vào tháng 4 năm 2019 và được đưa vào sử dụng trên các tàu vũ trụ Dragon kể từ năm 2020.[26]

SIRCA[sửa | sửa mã nguồn]

Deep Space 2 impactor aeroshell, a classic 45° sphere-cone with spherical section afterbody enabling aerodynamic stability from atmospheric entry to surface impact

Tấm mài mòn bằng sứ tái sử dụng thấm silicon (SIRCA) cũng được phát triển tại Trung tâm Nghiên cứu Ames của NASA. Nó được sử dụng trên Mars Pathfinder và xe tự hành Mars Exploration Rover. SIRCA cũng là vật liệu cách nhiệt sử dụng trên sứ mệnh tàu thăm dò sao Hỏa Deep Space 2 (không thành công) với tấm chắn nhiệt đường kính 0,35 m. Đây là vật liệu TPS duy nhất có thể được gia công thành các hình dạng tùy chỉnh và sau đó được lắp đặt trực tiếp vào tàu vũ trụ. Không cần xử lý sau, xử lý nhiệt hoặc phủ thêm (không giống như gạch cách nhiệt trên tàu con thoi). Nó có thể được ứng dụng làm gạch cách nhiệt, các phần cạnh, mũi chịu nhiệt.

AVCOAT[sửa | sửa mã nguồn]

AVCOAT là tấm cách nhiệt mài mòn phát triển bởi NASA, là một hệ thống thủy tinh phủ epoxy-novolac.[27]NASA đã sử dụng tấm chắn nhiệt này trên tàu Apollo vào những năm 60, và sau đó ở trên các thế hệ tàu vũ trụ tiếp theo như tàu Orion dự kiến đưa lên quỹ đạo vào cuối những năm 2010s.[28]

Gạch cách nhiệt[sửa | sửa mã nguồn]

Phi hành gia Andrew S. W. Thomas đang quan sát các tấm gạch cách nhiệt của tàu con thoi Atlantis.
Một viên gạch sử dụng trên tàu con thoi làm bằng chất liệu LI-900 .

Gạch cách nhiệt sử dụng trên hệ thống bảo vệ nhiệt TPS trên tàu con thoi làm bằng vật liệu LI-900 có một số đặc tính cách nhiệt đáng chú ý. Một viên gạch LI-900 được tiếp xúc trực tiếp với nhiệt độ 1.000 K ở một mặt thì ở mặt còn lại sẽ chỉ thấy ấm nếu chạm tay vào. Tuy nhiên chúng tương đối giòn, dễ vỡ và sẽ bị hỏng nếu trời mưa.

Làm lạnh bị động[sửa | sửa mã nguồn]

Ở một số loại phương tiện hồi quyển thời kỳ đầu, như khoang đầu đạn Mk-2 hoặc chương trình Mecury, hệ thống bảo vệ nhiệt vận hành bằng cách làm mát bằng bức xạ. Ban đầu hệ thống hấp thụ thông lượng nhiệt trong xung nhiệt rồi giải phóng ra môi trường bên ngoài dưới dạng bức xạ nhiệt.

Các hệ thống bảo vệ nhiệt dựa trên bức xạ sử dụng các lớp phủ có độ phát xạ cao (HEC) để tạo điều kiện làm mát bằng bức xạ, trong khi một lớp gốm xốp bên dưới dùng để bảo vệ cấu trúc khỏi nhiệt độ bề mặt cao. Giá trị phát xạ nhiệt cao duy trì ổn định cùng với độ dẫn nhiệt thấp là yếu tố then chốt của các hệ thống chắn nhiệt bằng bức xạ.

TPS làm mát bằng bức xạ vẫn còn được áp dụng trên một số phương tiện bay hồi quyển. Vật liệu được sử dụng là carbon gia cố bằng sợi carbon (RCC) thay cho kim loại. RCC là vật liệu TPS trên mũi và mép cánh của Tàu con thoi, và cũng được đề xuất làm vật liệu cách nhiệt sử dụng trên X-33. Nhược điểm của RCC là nó có giá thành sản xuất rất cao, nặng và thiếu khả năng chống va đập mạnh.

Các máy bay hoạt động ở vận tốc lớn như SR-71 Blackbird và Concorde, cũng chịu ma sát với khí quyển và tăng nhiệt, nhưng với cường độ thấp hơn nhiều và thời gian cũng lâu hơn. Các nghiên cứu cho thấy cấu trúc kim loại Titan của SR-71 khôi phục lại độ bền ban đầu thông qua quá trình ủ do bị gia nhiệt khí động học. Đối với máy bay Concorde, mũi nhôm của nó cho phép nhiệt độ hoạt động (là nhiệt độ tại đó các kết cấu cơ khí và các thiết bị điện tử vẫn hoạt động bình thường) tối đa là 127°C (261°F) (ấm hơn khoảng 180°C (324°F) so với không khí xung quanh thông thường.

TPS làm mát bằng bức xạ cho các phương tiện bay hồi quyển còn gọi là TPS kim loại nóng. Các thiết kế TPS ban đầu cho tàu con thoi dựa trên siêu hợp kim Niken (gọi là René 41) và lớp phủ titan. Thiết kế này sau đó bị bác bỏ do người ta tin rằng TPS dựa trên ngói silica sẽ có chi phí phát triển và chế tạo thấp hơn. TPS siêu hợp kim Niken cũng được đề xuất cho X-33 những cũng không được chấp nhận.

Thiết kế ban đầu của tàu Mercury (với tháp thoát hiểm) sử dụng cấu hình TPS bức xạ nhiệt, nhưng sau đó chuyển sang sử dụng cấu hình TPS mài mòn.

Gần đây hệ thống TPS làm mát bằng bức xạ bắt đầu sử dụng loại vật liệu mới có tên vật liệu gốm tổng hợp ma trận nhiệt độ siêu cao, dựa trên Zirconi điborua và Hafnium diboride. TPS sử dụng loại vật liệu này thể hiện tốt trong dải nhiệt độ từ 0 đến hơn 2.000°C (3.630°F), với điểm nóng chảy trên 3.500°C (6.330°F). Chúng bền hơn về mặt cấu trúc so với vật liệu RCC nên không yêu cầu gia cố cấu trúc bằng các vật liệu như Inconel. Nó cũng cực kỳ hiệu quả trong việc bức xạ lại nhiệt hấp thụ nên không cần bổ sung thêm lớp lót cách nhiệt bên trong.

Làm lạnh chủ động[sửa | sửa mã nguồn]

Ở trong hệ thống cách nhiệt này người ta sử dụng các tấm cách nhiệt làm từ hợp kim chịu nhiệt độ cao cùng với các chất làm lạnh lưu thông qua tấm chịu nhiệt.

Cấu hình hệ thống TPS này đã được đề xuất sử dụng trên Rockwell X-30 (NASP). NASP được thiết kế là một máy bay động cơ scramjet siêu vượt âm, nhưng chương trình phát triển đã bị hủy bỏ.

SpaceX hiện đang phát triển một lá chắn nhiệt được làm mát tích cực cho tàu vũ trụ Starship.[29][30]

Vào đầu những năm 1960, các hệ thống TPS khác nhau được đề xuất sử dụng nước hoặc chất lỏng làm mát khác phun vào lớp xung kích, hoặc đi qua các kênh dẫn trong tấm chắn nhiệt. Nhờ đó chúng có thể được thiết kế hoàn toàn bằng kim loại, việc phát triển sẽ rẻ hơn, tấm chắn nhiệt sẽ bền hơn, nhưng cũng có nhược điểm là trọng lượng tăng lên, độ phức tạp tăng lên và độ tin cậy thấp.

Hồi quyển dạng lông vũ[sửa | sửa mã nguồn]

Vỏ chắn nhiệt dạng bơm hơi[sửa | sửa mã nguồn]

Việc giảm tốc khi tiến vào khí quyển, đặc biệt đối với nhiệm vụ trở về từ sao Hỏa, hưởng lợi từ việc tối đa được "diện tích chịu cản của hệ thống xâm nhập khí quyển. Một vỏ khí động càng lớn thì tải trọng mang theo cũng sẽ càng lớn."[31]

Liên Xô[sửa | sửa mã nguồn]

Một tấm chắn/phanh khí bơm hơi như vậy được thiết kế cho tàu xâm nhập khí quyển của sứ mệnh Sao Hỏa 96. Tuy nhiên sứ mệnh thất bại do sự cố, NPO Lavochkin và DASA/ESA đã hợp tác trong một sứ mệnh đưa tàu không gian lên quỹ đạo Trái đất. Công nghệ bơm hơi và đổ bộ (IRDT) được đưa lên quỹ đạo bằng tên lửa đẩy Soyuz-Fregat vào ngày 8 tháng 2 năm 2000. Tấm chắn nhiệt bơm hơi được thiết kế như một hình nón với hai giai đoạn bơm hơi. Mặc dù giai đoạn thứ hai của tấm chắn không thể bung ra, nhưng nó vẫn đi vào bầu khí quyển Trái đất và được thu hồi.[32][33] Các sứ mệnh tiếp theo cũng thất bại khi phóng tàu lên quỹ đạo bằng tên lửa đẩy Volna .[34]

NASA đang tiến hành kiểm tra IRVE.

NASA IRVE[sửa | sửa mã nguồn]

NASA phóng tàu trang bị vỏ chắn nhiệt dạng bơm hơi thử nghiệm lên quỹ đạo vào 17/8/2009 sau chuyến bay thử thành công của Phương tiện hồi quyển bơm hơi thử nghiệm (Inflatable Re-entry Vehicle Experiment) (IRVE). Lá chắn nhiệt là một túi hút chân không có đường kích 38 cm và được phóng lên bằng tên lửa Black Brant 9 từ đảo Wallops, Virginia. "Khí Nitơ sẽ được bơm vào túi khí chắn nhiệt có đường kính 3 m, tạo thành từ nhiều lớp silicon phủ sợi Kevlar, tạo thành một bóng hơi có hình nấm vài phút sau khi được phóng khỏi mặt đất"[31] Tên lửa đạt độ cao tối đa là 131 dặm (211 km) trước khi rơi xuống với tốc độ siêu âm. Chưa đầy một phút sau, lá chắn đã được giải phóng và được bơm hơi ở độ cao 124 dặm (200 km). Quá trình bơm hơi diễn ra trong chưa đầy 90 giây.[31]

NASA HIAD[sửa | sửa mã nguồn]

Following the success of the initial IRVE experiments, NASA developed the concept into the more ambitious Hypersonic Inflatable Aerodynamic Decelerator (HIAD). The current design is shaped like a shallow cone, with the structure built up as a stack of circular inflated tubes of gradually increasing major diameter. The forward (convex) face of the cone is covered with a flexible thermal protection system robust enough to withstand the stresses of atmospheric entry (or reentry).[35][36]

In 2012, a HIAD was tested as Inflatable Reentry Vehicle Experiment 3 (IRVE-3) using a sub-orbital sounding rocket, and worked.[37]:8

In 2020 there were plans to launch in 2022 a 6 m inflatable as Low-Earth Orbit Flight Test of an Inflatable Decelerator (LOFTID).[38]

See also Low-Density Supersonic Decelerator, a NASA project with tests in 2014 & 2015.

Entry vehicle design considerations[sửa | sửa mã nguồn]

There are four critical parametersBản mẫu:According to whom considered when designing a vehicle for atmospheric entry:[cần dẫn nguồn]

  1. Peak heat flux
  2. Heat load
  3. Peak deceleration
  4. Peak dynamic pressure

Peak heat flux and dynamic pressure selects the TPS material. Heat load selects the thickness of the TPS material stack. Peak deceleration is of major importance for manned missions. The upper limit for manned return to Earth from low Earth orbit (LEO) or lunar return is 10g.[39] For Martian atmospheric entry after long exposure to zero gravity, the upper limit is 4g.[39] Peak dynamic pressure can also influence the selection of the outermost TPS material if spallation is an issue.

Starting from the principle of conservative design, the engineer typically considers two worst-case trajectories, the undershoot and overshoot trajectories. The overshoot trajectory is typically defined as the shallowest-allowable entry velocity angle prior to atmospheric skip-off. The overshoot trajectory has the highest heat load and sets the TPS thickness. The undershoot trajectory is defined by the steepest allowable trajectory. For manned missions the steepest entry angle is limited by the peak deceleration. The undershoot trajectory also has the highest peak heat flux and dynamic pressure. Consequently, the undershoot trajectory is the basis for selecting the TPS material. There is no "one size fits all" TPS material. A TPS material that is ideal for high heat flux may be too conductive (too dense) for a long duration heat load. A low-density TPS material might lack the tensile strength to resist spallation if the dynamic pressure is too high. A TPS material can perform well for a specific peak heat flux, but fail catastrophically for the same peak heat flux if the wall pressure is significantly increased (this happened with NASA's R-4 test spacecraft).[39] Older TPS materials tend to be more labor-intensive and expensive to manufacture compared to modern materials. However, modern TPS materials often lack the flight history of the older materials (an important consideration for a risk-averse designer).

Based upon Allen and Eggers discovery, maximum aeroshell bluntness (maximum drag) yields minimum TPS mass. Maximum bluntness (minimum ballistic coefficient) also yields a minimal terminal velocity at maximum altitude (very important for Mars EDL, but detrimental for military RVs). However, there is an upper limit to bluntness imposed by aerodynamic stability considerations based upon shock wave detachment. A shock wave will remain attached to the tip of a sharp cone if the cone's half-angle is below a critical value. This critical half-angle can be estimated using perfect gas theory (this specific aerodynamic instability occurs below hypersonic speeds). For a nitrogen atmosphere (Earth or Titan), the maximum allowed half-angle is approximately 60°. For a carbon dioxide atmosphere (Mars or Venus), the maximum-allowed half-angle is approximately 70°. After shock wave detachment, an entry vehicle must carry significantly more shocklayer gas around the leading edge stagnation point (the subsonic cap). Consequently, the aerodynamic center moves upstream thus causing aerodynamic instability. It is incorrect to reapply an aeroshell design intended for Titan entry (Huygens probe in a nitrogen atmosphere) for Mars entry (Beagle 2 in a carbon dioxide atmosphere).[cần dẫn nguồn][nghiên cứu chưa công bố?] Prior to being abandoned, the Soviet Mars lander program achieved one successful landing (Mars 3), on the second of three entry attempts (the others were Mars 2 and Mars 6). The Soviet Mars landers were based upon a 60° half-angle aeroshell design.

A 45° half-angle sphere-cone is typically used for atmospheric probes (surface landing not intended) even though TPS mass is not minimized. The rationale for a 45° half-angle is to have either aerodynamic stability from entry-to-impact (the heat shield is not jettisoned) or a short-and-sharp heat pulse followed by prompt heat shield jettison. A 45° sphere-cone design was used with the DS/2 Mars impactor and Pioneer Venus probes.

Notable atmospheric entry accidents[sửa | sửa mã nguồn]

Reentry window
  1. Friction with air
  2. In air flight
  3. Expulsion lower angle
  4. Perpendicular to the entry point
  5. Excess friction 6.9° to 90°
  6. Repulsion of 5.5° or less
  7. Explosion friction
  8. Plane tangential to the entry point

Not all atmospheric reentries have been successful and some have resulted in significant disasters.

  • Voskhod 2 – The service module failed to detach for some time, but the crew survived.
  • Soyuz 1 – The attitude control system failed while still in orbit and later parachutes got entangled during the emergency landing sequence (entry, descent, and landing (EDL) failure). Lone cosmonaut Vladimir Mikhailovich Komarov died.
  • Soyuz 5 – The service module failed to detach, but the crew survived.
  • Soyuz 11 – After tri-module separation, a valve was weakened by the blast and failed on reentry. The cabin depressurized killing all three crew members.
  • Mars Polar Lander – Failed during EDL. The failure was believed to be the consequence of a software error. The precise cause is unknown for lack of real-time telemetry.
  • Space Shuttle Columbia
    • STS-1 – a combination of launch damage, protruding gap filler, and tile installation error resulted in serious damage to the orbiter, only some of which the crew was privy to. Had the crew known the true extent of the damage before attempting reentry, they would have flown the shuttle to a safe altitude and then bailed out. Nevertheless, reentry was successful, and the orbiter proceeded to a normal landing.
    • STS-107 – The failure of an RCC panel on a wing leading edge caused by debris impact at launch led to breakup of the orbiter on reentry resulting in the deaths of all seven crew members.
Genesis entry vehicle after crash
  • Genesis – The parachute failed to deploy due to a G-switch having been installed backwards (a similar error delayed parachute deployment for the Galileo Probe). Consequently, the Genesis entry vehicle crashed into the desert floor. The payload was damaged, but most scientific data were recoverable.
  • Soyuz TMA-11 – The Soyuz propulsion module failed to separate properly; fallback ballistic reentry was executed that subjected the crew to accelerations of about 8 trọng lực tiêu chuẩn (78 m/s2).[40] The crew survived.

Uncontrolled and unprotected reentries[sửa | sửa mã nguồn]

Of satellites that reenter, approximately 10–40% of the mass of the object is likely to reach the surface of the Earth.[41] On average, about one catalogued object reenters per day.[42]

Due to the Earth's surface being primarily water, most objects that survive reentry land in one of the world's oceans. The estimated chances that a given person will get hit and injured during his/her lifetime is around 1 in a trillion.[43]

On January 24, 1978, the Soviet Kosmos 954 (3.800 kilôgam [8.400 lb]) reentered and crashed near Great Slave Lake in the Northwest Territories of Canada. The satellite was nuclear-powered and left radioactive debris near its impact site.[44]

On July 11, 1979, the US Skylab space station (77.100 kilôgam [170.000 lb]) reentered and spread debris across the Australian Outback.[45] The reentry was a major media event largely due to the Kosmos 954 incident, but not viewed as much as a potential disaster since it did not carry toxic nuclear or hydrazine fuel. NASA had originally hoped to use a Space Shuttle mission to either extend its life or enable a controlled reentry, but delays in the Shuttle program, plus unexpectedly high solar activity, made this impossible.[46][47]

On February 7, 1991, the Soviet Salyut 7 space station (19.820 kilôgam [43.700 lb]), with the Kosmos 1686 module (20.000 kilôgam [44.000 lb]) attached, reentered and scattered debris over the town of Capitán Bermúdez, Argentina.[48][49][50] The station had been boosted to a higher orbit in August 1986 in an attempt to keep it up until 1994, but in a scenario similar to Skylab, the planned Buran shuttle was cancelled and high solar activity caused it to come down sooner than expected.

On September 7, 2011, NASA announced the impending uncontrolled reentry of the Upper Atmosphere Research Satellite (6.540 kilôgam [14.420 lb]) and noted that there was a small risk to the public.[51] The decommissioned satellite reentered the atmosphere on September 24, 2011, and some pieces are presumed to have crashed into the South Pacific Ocean over a debris field 500 dặm (800 km) long.[52]

On April 1, 2018, the Chinese Tiangong-1 space station (8.510 kilôgam [18.760 lb]) reentered over the Pacific Ocean, halfway between Australia and South America.[53] The China Manned Space Engineering Office had intended to control the reentry, but lost telemetry and control in March 2017.[54]

On May 11, 2020, the core stage of Chinese Long March 5B (COSPAR ID 2020-027C) weighing roughly 20.000 kilôgam [44.000 lb]) made an uncontrolled reentry over the Atlantic Ocean, near West African coast.[55][56] Few pieces of rocket debris reportedly survived reentry and fell over at least two villages in Ivory Coast.[57][58]

It is expected that the Cruise Mass Balance Devices (CMBDs) from the Mars 2020 mission, which are ejected prior to the spacecraft entering the atmosphere, will survive re-entry and impact the surface on Thursday 18 February, 2021.[59] The CMBDs are 77 kg tungsten blocks used to adjust the spacecraft's trajectory prior to entry. The Science Team of another NASA mission, InSight, announced in early 2021 that they would attempt to detect the seismic waves from this impact event.

Deorbit disposal[sửa | sửa mã nguồn]

Salyut 1, the world's first space station, was deliberately de-orbited into the Pacific Ocean in 1971 following the Soyuz 11 accident. Its successor, Salyut 6, was de-orbited in a controlled manner as well.

On June 4, 2000 the Compton Gamma Ray Observatory was deliberately de-orbited after one of its gyroscopes failed. The debris that did not burn up fell harmlessly into the Pacific Ocean. The observatory was still operational, but the failure of another gyroscope would have made de-orbiting much more difficult and dangerous. With some controversy, NASA decided in the interest of public safety that a controlled crash was preferable to letting the craft come down at random.

In 2001, the Russian Mir space station was deliberately de-orbited, and broke apart in the fashion expected by the command center during atmospheric reentry. Mir entered the Earth's atmosphere on March 23, 2001, near Nadi, Fiji, and fell into the South Pacific Ocean.

On February 21, 2008, a disabled U.S. spy satellite, USA-193, was hit at an altitude of approximately 246 kilômét (153 mi) with an SM-3 missile fired from the U.S. Navy cruiser Lake Erie off the coast of Hawaii. The satellite was inoperative, having failed to reach its intended orbit when it was launched in 2006. Due to its rapidly deteriorating orbit it was destined for uncontrolled reentry within a month. U.S. Department of Defense expressed concern that the 1.000 pound (450 kg) fuel tank containing highly toxic hydrazine might survive reentry to reach the Earth's surface intact. Several governments including those of Russia, China, and Belarus protested the action as a thinly-veiled demonstration of US anti-satellite capabilities.[60] China had previously caused an international incident when it tested an anti-satellite missile in 2007.

  • Closeup of Gemini 2 heat shield
    Closeup of Gemini 2 heat shield
  • Cross section of Gemini 2 heat shield
    Cross section of Gemini 2 heat shield

Successful atmospheric reentries from orbital velocities[sửa | sửa mã nguồn]

Manned orbital reentry, by country/governmental entity

Manned orbital reentry, by commercial entity

Unmanned orbital reentry, by country/governmental entity

IXV once landed

Unmanned orbital reentry, by commercial entity

Selected atmospheric reentries[sửa | sửa mã nguồn]

This list includes some notable atmospheric entries in which the spacecraft was not intended to be recovered, but was destroyed in the atmosphere.

Spacecraft Reentry

year

Phobos-Grunt 2012
ROSAT 2011
UARS 2011
Mir 2001
Skylab 1979

See also[sửa | sửa mã nguồn]

Notes and references[sửa | sửa mã nguồn]

  1. ^ “ATO: Airship To Orbit” (PDF). JP Aerospace.
  2. ^ 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.
  3. ^ Goddard, Robert H. (tháng 3 năm 1920). “Report Concerning Further Developments”. The Smithsonian Institution Archives. Lưu trữ bản gốc ngày 26 tháng 6 năm 2009. Truy cập ngày 29 tháng 6 năm 2009.
  4. ^ Boris Chertok, "Rockets and People", NASA History Series, 2006
  5. ^ Hansen, James R. (tháng 6 năm 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. sp-4305. United States Government Printing. ISBN 978-0-318-23455-7.
  6. ^ 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. Bản gốc (PDF) lưu trữ ngày 13 tháng 10 năm 2015.
  7. ^ http://www.nasa.gov/pdf/501326main_TA09-EDL-DRAFT-Nov2010-A.pdf
  8. ^ Graves, Claude A.; Harpold, Jon C. (tháng 3 năm 1972). Apollo Experience Report - Mission Planning for Apollo Entry (PDF). NASA Technical Note (TN) D-6725. 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.
  9. ^ 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. Truy cập ngày 3 tháng 4 năm 2015.
  10. ^ Fay, J. A.; Riddell, F. R. (tháng 2 năm 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. Bản gốc (PDF Reprint) lưu trữ ngày 7 tháng 1 năm 2005. Truy cập ngày 29 tháng 6 năm 2009.
  11. ^ Hillje, Ernest R., "Entry Aerodynamics at Lunar Return Conditions Obtained from the Flight of Apollo 4 (AS-501)," NASA TN D-5399, (1969).
  12. ^ Whittington, Kurt Thomas. “A Tool to Extrapolate Thermal Reentry Atmosphere Parameters Along a Body in Trajectory Space” (PDF). NCSU Libraries Technical Reports Repository. 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. Truy cập ngày 5 tháng 4 năm 2015.
  13. ^ Regan, Frank J. and Anadakrishnan, Satya M., "Dynamics of Atmospheric Re-Entry", AIAA Education Series, American Institute of Aeronautics and Astronautics, Inc., New York, ISBN 1-56347-048-9, (1993).
  14. ^ a b Johnson, Sylvia M.; Squire, Thomas H.; Lawson, John W.; Gusman, Michael; Lau, K-H; Sanjuro, Angel (30 tháng 1 năm 2014). Biologically-Derived Photonic Materials for Thermal Protection Systems (PDF). 38th Annual Conference on Composites, Materials, and Structures January 27–30, 2014.
  15. ^ Hogan, C. Michael, Parker, John and Winkler, Ernest, of NASA Ames Research Center, "An Analytical Method for Obtaining the Thermogravimetric Kinetics of Char-forming Ablative Materials from Thermogravimetric Measurements", AIAA/ASME Seventh Structures and Materials Conference, April, 1966
  16. ^ “Arc Jet Complex”. www.nasa.gov. NASA. Truy cập ngày 5 tháng 9 năm 2015.
  17. ^ 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. tr. 111. ISBN 978-0444893567.
  18. ^ 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) (Bản báo cáo kỹ thuật). NASA Ames Research Center. NASA Technical Memorandum 110402.
  19. ^ Lachaud, Jean; N. Mansour, Nagi (tháng 6 năm 2010). A pyrolysis and ablation toolbox based on OpenFOAM (PDF). 5th OpenFOAM Workshop. Gothenburg, Sweden. tr. 1.
  20. ^ Tran, Huy K, et al., "Qualification of the forebody heat shield of the Stardust's Sample Return Capsule", AIAA, Thermophysics Conference, 32nd, Atlanta, GA; 23–25 June 1997.
  21. ^ “Stardust – Cool Facts”. stardust.jpl.nasa.gov.
  22. ^ a b c Chambers, Andrew; Dan Rasky (14 tháng 11 năm 2010). “NASA + SpaceX Work Together”. NASA. Bản gốc lưu trữ ngày 16 tháng 4 năm 2011. Truy cập ngày 16 tháng 2 năm 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.'
  23. ^ “SpaceX Manufactured Heat Shield Material Passes High Temperature Tests Simulating Reentry Heating Conditions of Dragon Spacecraft”. www.spaceref.com.
  24. ^ Dragon could visit space station next, msnbc.com, 2010-12-08, accessed 2010-12-09.
  25. ^ Chaikin, Andrew (tháng 1 năm 2012). “1 visionary + 3 launchers + 1,500 employees = ? : Is SpaceX changing the rocket equation?”. Air & Space Smithsonian. Truy cập ngày 3 tháng 6 năm 2016. SpaceX's material, called PICA-X, is 1/10th 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.
  26. ^ NASA TV broadcast for the Crew Dragon Demo-2 mission departure from the ISS, NASA, 1 August 2020.
  27. ^ Flight-Test Analysis Of Apollo Heat-Shield Material Using The Pacemaker Vehicle System NASA Technical Note D-4713, pp. 8, 1968–08, accessed 2010-12-26. "Avcoat 5026-39/HC-G is an epoxy novolac resin with special additives in a fiberglass honeycomb matrix. In fabrication, the empty honeycomb is bonded to the primary structure and the resin is gunned into each cell individually. ... The overall density of the material is 32 lb/ft3 (512 kg/m3). The char of the material is composed mainly of silica and carbon. It is necessary to know the amounts of each in the char because in the ablation analysis the silica is considered to be inert, but the carbon is considered to enter into exothermic reactions with oxygen. ... At 2160O R (12000 K), 54 percent by weight of the virgin material has volatilized and 46 percent has remained as char. ... In the virgin material, 25 percent by weight is silica, and since the silica is considered to be inert the char-layer composition becomes 6.7 lb/ft3 (107.4 kg/m3) of carbon and 8 lb/ft3 (128.1 kg/m3) of silica."
  28. ^ NASA.gov NASA Selects Material for Orion Spacecraft Heat Shield, 2009-04-07, accessed 2011-01-02.
  29. ^ Why Elon Musk Turned to Stainless Steel for SpaceX's Starship Mars Rocket, Mike Wall, space.com, 23 January 2019, accessed 23 March 2019.
  30. ^ SpaceX CEO Elon Musk explains Starship's "transpiring" steel heat shield in Q&A, Eric Ralph, Teslarati News, 23 January 2019, accessed 23 March 2019
  31. ^ a b c NASA Launches New Technology: An Inflatable Heat Shield, NASA Mission News, 2009-08-17, accessed 2011-01-02.
  32. ^ “Inflatable Re-Entry Technologies: Flight Demonstration and Future Prospects” (PDF).
  33. ^ Inflatable Reentry and Descent Technology (IRDT) Lưu trữ 2015-12-31 tại Wayback Machine Factsheet, ESA, September, 2005
  34. ^ IRDT demonstration missions Lưu trữ 2016-12-07 tại Wayback Machine
  35. ^ Hughes, Stephen J. “Hypersonic Inflatable Aerodynamic Decelerator (HIAD) Technology Development Overview” (PDF). www.nasa.gov. NASA. Bản gốc (PDF) lưu trữ ngày 26 tháng 1 năm 2017. Truy cập ngày 28 tháng 3 năm 2017.
  36. ^ Cheatwood, Neil (29 tháng 6 năm 2016). “Hypersonic Inflatable Aerodynamic Decelerator (HIAD) Technology” (PDF). www.nasa.gov. NASA. Truy cập ngày 28 tháng 3 năm 2017.
  37. ^ Launch Vehicle Recovery and Reuse
  38. ^ NOAA finalizes secondary payload for JPSS-2 launch
  39. ^ a b c Pavlosky, James E., St. Leger, Leslie G., "Apollo Experience Report - Thermal Protection Subsystem," NASA TN D-7564, (1974).
  40. ^ William Harwood (2008). “Whitson describes rough Soyuz entry and landing”. Spaceflight Now. Truy cập ngày 12 tháng 7 năm 2008.
  41. ^ Spacecraft Reentry FAQ: How much material from a satellite will survive reentry? Lưu trữ tháng 3 2, 2014 tại Wayback Machine
  42. ^ NASA - Frequently Asked Questions: Orbital Debris Lưu trữ tháng 3 11, 2014 tại Wayback Machine
  43. ^ “Animation52-desktop”. www.aerospace.org. Bản gốc lưu trữ ngày 2 tháng 3 năm 2014. Truy cập ngày 4 tháng 3 năm 2013.
  44. ^ “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.
  45. ^ Hanslmeier, Arnold (2002). The sun and space weather. Dordrecht; Boston: Kluwer Academic Publishers. tr. 269. ISBN 9781402056048.
  46. ^ Lamprecht, Jan (1998). Hollow planets : a feasibility study of possible hollow worlds. Austin, Texas: World Wide Pub. tr. 326. ISBN 9780620219631.
  47. ^ Elkins-Tanton, Linda (2006). The Sun, Mercury, and Venus. New York: Chelsea House. tr. 56. ISBN 9780816051939.
  48. ^ aero.org, Spacecraft Reentry FAQ: Lưu trữ tháng 5 13, 2012 tại Wayback Machine
  49. ^ Astronautix, Salyut 7.
  50. ^ "Salyut 7, Soviet Station in Space, Falls to Earth After 9-Year Orbit" New York Times
  51. ^ David, Leonard (7 tháng 9 năm 2011). “Huge Defunct Satellite to Plunge to Earth Soon, NASA Says”. Space.com. Truy cập ngày 10 tháng 9 năm 2011.
  52. ^ “Final Update: NASA's UARS Re-enters Earth's Atmosphere”. Truy cập ngày 27 tháng 9 năm 2011.
  53. ^ “aerospace.org Tiangong-1 Reentry”. Bản gốc lưu trữ ngày 4 tháng 4 năm 2018. Truy cập ngày 2 tháng 4 năm 2018.
  54. ^ Jones, Morris (30 tháng 3 năm 2016). “Has Tiangong 1 gone rogue”. Space Daily. Truy cập ngày 22 tháng 9 năm 2016.
  55. ^ 18 Space Control Squadron [@18SPCS] (11 tháng 5 năm 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) (bằng tiếng Anh). Truy cập ngày 11 tháng 5 năm 2020 – qua Twitter.
  56. ^ Clark, Stephen. “China's massive Long March 5B's rocket falls out of orbit over Atlantic Ocean – Spaceflight Now” (bằng tiếng Anh). Truy cập ngày 12 tháng 5 năm 2020.
  57. ^ “Bridenstine Criticizes Uncontrolled Long March 5B Stage Reentry – Parabolic Arc” (bằng tiếng Anh). Truy cập ngày 16 tháng 5 năm 2020.
  58. ^ O'Callaghan, Jonathan. “Chinese Rocket Debris May Have Fallen On Several African Villages After An Uncontrolled Re-Entry”. Forbes (bằng tiếng Anh). Truy cập ngày 13 tháng 5 năm 2020.
  59. ^ Fernando, Benjamin; Wojcicka, Natalia; Froment, Marouchka; Maguire, Ross; Staehler, Simon; Rolland, Lucie; Collins, Gareth; Karatekin, Ozgur; Larmat, Carene; Sansom, Eleanor; Teanby, Nicholas (2 tháng 12 năm 2020). “Listening for the Landing: Detecting Perseverance's landing with InSight” (bằng tiếng Anh). Chú thích journal cần |journal= (trợ giúp)
  60. ^ Gray, Andrew (21 tháng 2 năm 2008). “U.S. has high confidence it hit satellite fuel tank”. Reuters. Lưu trữ bản gốc ngày 25 tháng 2 năm 2008. Truy cập ngày 23 tháng 2 năm 2008.
  61. ^ “IXV flight profile”. European Space Agency.

Further reading[sửa | sửa mã nguồn]

  • Launius, Roger D.; Jenkins, Dennis R. (10 tháng 10 năm 2012). Coming Home: Reentry and Recovery from Space. NASA. ISBN 9780160910647. OCLC 802182873. Truy cập ngày 21 tháng 8 năm 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. A revised version of this classic text has been reissued as an inexpensive paperback: Hayes, Wallace D. (1966). Hypersonic Inviscid Flow. Mineola, New York: Dover Publications. ISBN 978-0-486-43281-6. reissued in 2004
  • Anderson, John D. Jr. (1989). Hypersonic and High Temperature Gas Dynamics. New York: McGraw-Hill, Inc. ISBN 978-0-07-001671-2.

External links[sửa | sửa mã nguồn]

Lấy từ “https://vi.wikipedia.org/w/index.php?title=Thành_viên:Ngocduc8912/thử&oldid=64470711”