Återinträde

Återinträde av rymdfarkosten Hayabusa över Australien (2010)

I rymdteknik hänvisar återinträde till den kritiska fasen av en missils inträde i atmosfären på planeten från vilken den tog fart. Trädde i atmosfären i en annan himlakropp i allmänhet inte kallas åter posten, men kallas atmosfär posten . I det följande är återinträde relaterad till jorden.

När den återkommer saktar atmosfären ner missilen från dess typiskt höga omloppshastighet och mycket kinetisk energi omvandlas till värme på kort tid . Föremål utan värmesköld kommer att förstöras. Den heta plasma som skapas genom kompression av luften framför objektet och friktionsvärme avbryter också en radioanslutning ( mörkläggning ). På grund av deras dimensioner och den relativt plana entrén var rymdfärjorna inte helt omslutna av plasma, vilket innebär att sedan 1988 har en kontinuerlig radiolänk via TDRS varit möjlig för dem med S-bandet . Enligt raketekvationen skulle tidigare bromsning till en mindre kritisk hastighet kräva en stor mängd energi och därmed stora bränslemassor. Hittills har detta uteslutit ett sådant förfarande.

Termen används inte bara för bemannade rymdfarkoster utan också för rymdprober , stridsspetsar av ICBM , kapslar med provmaterial, liksom för föremål som kan eller bör brinna upp , såsom utbrända raketsteg eller nedlagda satelliter. Ofta är objektet i omlopp i förväg och nedstigningen börjar med antändning av bromsen mot flygriktningen. Återinträde inkluderar inte de senare faserna av nedstigningen, där den termiska belastningen är låg. Av samma anledning används termen inte för objekt som bara har nått en liten bråkdel av omloppshastigheten.

Exempel

Vid bemannad rymdresa är det returkapslar ( Apollo , Soyuz , Shenzhou ) eller återanvändbara rymdfärjor (t.ex. rymdfärjor ) som måste överleva återinträde utan skador för att inte äventyra astronauterna. Med MOOSE har ett särskilt litet och lätt återinföringssystem utvecklats för att rädda astronauter i en nödsituation.

Varje lansering av en flerstegsraket lämnar utbrända övre steg bakom, som, efter att uppgiften har slutförts, går in i atmosfären och delvis brinner upp. Likaledes, (övertaliga) satelliter är helt eller till stor del förstörs i en kontrollerad krasch för att undvika ytterligare utrymme skräp. Inträdesvägen väljs så att stora delar som kan överleva återinträde faller i havet. Ett spektakulärt exempel på en sådan operation var den ryska Mir - Space Station . Det Hubble rymdteleskop kan också föras till en kontrollerad krasch efter slutet av sin livslängd, eftersom dess återhämtning visas inte längre i NASA : s planer på grund av kraschen av rymdfärjan Columbia och det skulle bli för dyrt på annat sätt.

När det gäller sonder som inte kommer in i samma atmosfär som i början, talar vi inte om en återinträde utan om en atmosfärsinmatning. Dessa inkluderar landningar av planetprober ( Cassini-Huygens , Mars-Rover ) och den så kallade atmosfärbromsningen eller atmosfärupptagningen .

Stridsspetsarna på interkontinentala ballistiska missiler (ICBM) eller ballistiska missiler som skjutits upp av ubåtar (SLBM) , som rör sig över stora områden i rymden och sedan - skyddas av ett återinträdesfordon - går in i atmosfären med hög hastighet, återkommer också .

Villkor för säker återinträde

Som infallsvinkel i vilken är rymden , hänvisas till vinkeln, bland vilken ett rymdfarkost i förhållande till det horisontella i de tätare lagren av atmosfären i en himmelkropp förekommer. Höjden på denna punkt bestäms godtyckligt. Till exempel anger NASA en höjd av 400 000 fot (cirka 122 km) för inträde i jordens atmosfär (inträdesgränssnitt).

Vid återinträde ställs höga krav på materialet som används och strukturen i rymdskeppscellen. Temperaturen på värmesköldarna når mer än tusen grader Celsius när den kommer in i jordens atmosfär och lufthastigheten minskas snabbt så att allvarliga förseningar uppstår.

Om missilen ska motstå värmebelastningen oskadad används vanligtvis värmebeständiga material med låg värmeledningsförmåga såsom keramik i värmeskyddsplattor i återanvändbara rymdskepp , vilket garanterar tillräcklig isolering. Dessutom måste värmen strålas ut igen; Keramiska material är lika lämpliga för detta som metalliska material. Genom att använda material med låg smältpunkt är det möjligt att använda en ablativ värmesköld för kylning . Det material som används i värmeskyddet sublimeras eller pyrolyses . Det resulterande relativt svala gränsskiktet isolerar skikten nedan och transporterar bort en stor del av värmen. En ablativ värmesköld är tekniskt enklare och billigare än en återanvändbar värmesköld; Med en lämplig design är (även) högre ingångshastigheter (mer kinetisk energi som måste omvandlas) möjliga. Om en ablativ värmesköld ska användas på ett återanvändbart rymdskepp måste den bytas ut efter varje flygning.

Missilens ingångsvinkel och hastighet måste beräknas exakt om en kontrollerad, säker nedstigning och landning i det avsedda landningsområdet ska garanteras. Ingångsvinkeln är vanligtvis mellan 6 ° och 7 °. Om ingången är för grund, lämnar rymdfarkosten atmosfären igen (efter varje ytterligare inträde i atmosfären skulle den bromsas ytterligare, men målområdet skulle missas), om ingången är för brant, kommer den termiska belastningen och retardationen av rymdfarkosten är för stor. När Apollo- rymdfarkosten åter gick in efter att ha återvänt från månen var ingångsvinkeln idealiskt 6,5 °, med en tolerans på plus / minus 0,5 °.

Beräkning av flygvägen

Sedan början av rymdresan har det varit en viktig uppgift att på ett tillförlitligt sätt beräkna återinträde och i synnerhet att bestämma tid och plats för förbränning eller landningsplats. Beroende på hur det kommer till återinträde uppstår olika svårigheter eller inträffar. De Apollo rymdkapslar hade inget bränsle att bromsa innan återinträda en låg omloppsbana , som då skulle ha exakt uppmätt. Korrigeringar i omloppsbanor måste göras på ett långt avstånd innan kapseln för kommandomodulen avskärdes och måste utföras med mycket hög precision för förhållandena vid den tiden.

När fallande från en låg omloppsbana, måste det vara möjligt att exakt mätaren den broms antändning . Till exempel använde den amerikanska rymdfärjan de svaga OMS-motorerna för att minska omloppshastigheten med 1% inom tre minuter. Detta delta v på endast 90 m / s är tillräckligt för att komma in i atmosfären på en elliptisk bana på andra sidan jorden - återigen roterad i flygriktningen. Rymsglidarens form och attackvinkel genererar lyft som plattar den ursprungligen brantare nedstigningen innan den största belastningen inträffar . Kraftfördelningen blir mer kompakt när det gäller tid vilket minskar värmeabsorptionen.

Särskilda svårigheter vid beräkning av mycket plana vägar är / var bland annat:

  • otillräcklig kunskap om den aktuella lufttätheten längs banan. Problemet var fortfarande helt olöst runt 1960 och har lett till prognosfel på upp till två dagar. Den jonosfären också varierar regionalt med solens aktivitet .
  • förändrad luftmotstånd hos den tumlande och roterande missilen - inte helt löst till denna dag
  • Modellering av missilens upplösning (mindre delar bromsas hårdare)

För tunga eller regelbundet formade kroppar är beräkningarna mer tillförlitliga än för lätta satelliter med olika armar. Enskilda krascher kunde beräknas till inom några minuter och banan till inom några kilometer.

Rymdfarkoster som säkert ska landa en nyttolast igen formas därför. Returkapseln antar således ett aerodynamiskt stabilt läge under flygning, så att missilen med värmeskölden först sjunker ner i atmosfären ( Soyuz-rymdskepp , Mercury-rymdskepp ).

Fram till 1970-talet fanns det ett separat nätverk av visuella observatörer som heter Moonwatch , som övervakades av US Smithsonian Astrophysical Observatory (SAO) och omfattade flera hundra volontärlag över hela världen. Stödet från satellitkamerorna (särskilt Baker / Nunn- stationerna) av relativt enkelt utrustade amatörastronomer var nödvändigt eftersom kamerorna, trots den tekniska ansträngningen, inte riktar mycket under vissa förhållanden där visuella observatörer kan reagera mycket mer flexibelt.

Sådana problemområden är bland andra

  • Mätningar i skymningen (missiler endast i solljus, men långa exponeringstider omöjliga)
  • mycket djupa banor
  • Felaktigheten i prognosen strax före återinträde, vilket gör det svårt att programmera kamerorna.

Risker

I allmänhet är start och landning av ett (raketdrivet) rymdskepp de kritiska faserna för flygningen för vilka det finns en ökad risk för olyckor.

När det gäller den amerikanska rymdfärjan är det känt att det använda värmeskyddssystemet (som huvudsakligen består av förstärkta kol-kolpaneler och keramiska plattor) tål mycket höga temperaturer, men är mycket känsligt för mekanisk påverkan. I februari 2003 brann NASA: s Columbia Space Shuttle delvis upp när den återkom in i slutet av STS-107- uppdraget eftersom åtminstone en av de mest belastade delarna av värmeskyddssystemet på vänstervingens framkant skadades av en bit av skumma storleken på en portfölj. Eftersom denna skada inte upptäcktes under uppdraget (vissa varningar från NASA-anställda ignorerades eller trivialiserades av flygkontrollen), kan plasma som tränger igenom vingen påverka dess aluminiumstruktur i en sådan utsträckning att den vänstra ytan och sedan hela skytteln förstördes.

Landningar på Mars är svårare att genomföra på grund av Mars-atmosfärens låga densitet, så att landningssonder ibland kan träffa ytan med för hög hastighet och skadas. Av samma anledning finns det begränsningar i landningshöjderna på Mars-ytan, så för närvarande kan sonder endast landas på höjder under 2 km, vilket innebär att några av de intressanta Mars-regionerna inte kan nås. Däremot är landningarna på Venus eller på Titan mycket lättare att genomföra på grund av den täta atmosfären, men det höga trycket och den höga temperaturen i Venus-atmosfären utgör en ytterligare fara för landningsfordonen.

Se även

litteratur

webb-länkar

Commons : re-entry  - samling av bilder, videor och ljudfiler

Individuella bevis

  1. ^ David J. Shayler: Bort från jorden . I: Space Rescue. Säkerställa säkerheten för bemannad rymdflygning. Springer Praxis , Berlin / Heidelberg / New York 2009, ISBN 978-0-387-69905-9 , pp. 261-262 , doi : 10.1007 / 978-0-387-73996-0_7 .