再入

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火星探測漫遊者(MER)的整流罩在進入火星大氣時情形的藝術想象圖

進入大氣(層),是指自然物體或人造物體從外層空間進入行星大氣層的運動過程。如果人造物體(如人造衛星飛船火箭導彈空天飛機等)離開地球大氣層,再從外太空重新進入地球大氣層的運動,稱為「再入」(reentry)大氣層。

例如,火星探測器在火星表面軟着陸,就只能稱為「進入」火星大氣層,而不能稱「再入」火星大氣層。

原理[編輯]

人造或者自然物體從宇宙空間進入天體大氣層的過程被稱作進入大氣層(Atmospheric entry),在地球的場合指的是從宇宙空間一側越過海拔為100km的卡門線的過程。從地面發射後離開大氣層的人造航天載具重新進入大氣層的過程被稱作再入大氣層(Atmospheric reentry)或再入(reentry)。進入金星大氣的高度是250km。進入火星大氣的高度是80km。

返回大氣層根據其目的和過程被分為以下類型:

目的(原因) 過程是否可控 是否破壞性
航天器安全降落到行星表面
洲際彈道導彈彈道飛行後半程
人為消滅航天器或太空垃圾 否,或任由其軌道自然衰減
太空碰撞等意外而導致的返回

返回式航天器的設計以安全可控地回到地面為目的。由於在目前的技術條件下返回大氣層時航天器的速度極高,因此非破壞性返回的過程一般需要有特殊的措施來保護航天器避免受到氣動力加熱和震動、衝擊等損害。由於載人航天一定有航天員返回地面的過程,因此這一過程也成為載人航天中風險較高的環節之一。

歷史[編輯]

這種雙層隔熱板概念在1920年由羅伯特·戈達德提出,他說:"流星進入大氣層的速度高達每秒30英里,但內部依然寒冷。因此,假如再返回物的表面覆蓋一層抗高溫(不易變質及難熔解)的物質後再用一層不太會導熱的耐高溫物質,這樣物體表面就不會受到太多的侵蝕"(節錄)

而第一次實際應用到此系統是在洲際彈道導彈的再入速度增加所導致的氣動加熱。早期的彈道導彈,如V2火箭,並沒有此問題。而中程彈道導彈,如蘇聯的R-5(有1200km)的射程,就需要陶瓷複合材料來保護。首個洲際彈道導彈(ICBM,射程達8000至12000km),則已正式進入了現代保護材料的時代。在美國,這技術是由H. Julian Allen再Ames Research率先開發。而蘇聯的Yuri A. Dunaev也曾在列寧格勒物理技術研究所開發類似的技術。

飛行器的形狀[編輯]

鈍形飛行器[編輯]

美國國家航空諮詢委員會的H. Julian Allen英語Harry Julian AllenAlfred J. Eggers英語Alfred J. Eggers在1951年發現了鈍形(高阻)防熱大底具有最佳效果。因為返回式航天器的氣動加熱與阻力係數成反比,即阻力愈大,熱負荷愈低。鈍形再入艙使得氣體不能快速離開,成為氣墊層隔開了衝擊波與加熱振動層,使得大部分熱空氣不再直接接觸再入艙,熱能保持在衝擊波氣體中並在大氣層中擴散。

艾倫和埃格斯的發現,最初被視為軍事秘密,但於1958年出版。鈍形理論的設計成為可行的隔熱板,都體現在水星、雙子星和阿波羅太空艙,使宇航員返回火熱的地球大氣層時仍生存。蘇聯的R-7洲際彈道導彈於1957年使用尖鼻的彈頭成功首次試射,但擊中目標區10公里以外,因而改為鈍鼻的彈頭。蘇聯的隔熱層由多層玻璃纖維與石棉textolite組成。

再入飛行器形狀[編輯]

球形或球形部分[編輯]

阿波羅飛船指令艙的再入形狀

1950年代到1960年代,易於從理論上用Fay-Riddell方程建模分析。[1] 當時沒有高速計算機,高速空氣動力學還處於萌芽階段。蘇聯的東方飛船上升飛船、以及火星、金星探測器的下降艙;美國的阿波羅飛船指令艙英語Apollo Command/Service Module都採用了球形防熱大底。阿波羅飛船再入時的攻角−27°,升阻比0.368[2]聯盟飛船月球取樣返回探測器雙子座飛船水星號飛船都是如此設計。即使這少量的升力也使得從彈道式再入8-9g的峰值加速度減小到4-5g,同時大大減少了峰值氣動加熱。

球-圓錐形[編輯]

最終組裝時的伽利略探測器

球-圓錐形是指截頭圓錐與球形部分的結合。這具有更好的動態穩定性。

LGM-30民兵洲際導彈的再入段

美國最早的該構形的再入艙是通用電氣於1955年開發的Mk-2 RV。使用了基於金屬防熱大底的輻射熱防護系統(TPS)。Mk-2作為武器投射系統具有很大缺陷,由於低彈道係數英語ballistic coefficient使得其在上層大氣中飛行時間太長,產生一股金屬蒸汽尾流,極易於被雷達發現。

Mk-6 再入艙

通用電氣研製的下一代再入艙是Mk-6,採用尼龍酚醛材質的防熱大底,其效果非常好以至於可以大大減小錐體半角到12.5°. Mk-6的再入質量3360 kg,長3.1m。隨着核武器小型化與燒蝕材料的進展,再入艙變得更輕、錐體半角減小到10°-11°.

"發現者"偵察衛星的膠片返回艙

美國日冕偵察衛星英語Corona (satellite)是第一種非武器戰鬥部的再入艙。1959年2月28日首次發射。 February 1959).

攜帶着陸器的海盜號軌道器

不同於軍事目的的返回艙,空間探測器的返回艙採取更大的錐體半角顯然可以減少對燒蝕材料的需要,降低死重。伽利略號探測器的下降艙的錐體半角達到了45°,海盜號火星着陸艙的錐體半角達到70°

星塵號彗星採樣再入艙

雙錐形[編輯]

雙錐形是在球形-錐形上又增加了一個截頭錐形。這具有非常好的升阻比,達到1.0以上。

DC-X英語McDonnell Douglas DC-X的首飛

非軸對稱形狀[編輯]

用於載人再入艙,如採用三角翼的航天飛機暴風雪號航天飛機,以及升力體X-23 PRIME英語Martin X-23A PRIME

激波層氣體物理[編輯]

防熱大底設計的經驗規則是:激波層氣體峰值溫度(開爾文為單位)等於進入速度(單位m/s)。例如,宇宙飛船以7.8 km/s進入大氣層,激波層氣體峰值溫度7800 K。因為動能增加與速度的平方成正比,而氣體的比熱容隨溫度而大幅度增加(這不同於固體在通常條件下可以假設比熱容不變)。

在典型的再入溫度,激波層大氣是被電離解離的。這種化學解離必須一些物理模型以描述激波層的熱與化學性質。對於設計防熱大底的航宇工程師有4種氣體基本物理模型:

理想氣體模型[編輯]

幾乎所有的航宇工程師在本科時學過理想氣體模型。大部分的理想氣體方程與對應的表與圖在NACA Report 1135中給出。[3] NACA Report 1135的摘要經常出現在熱動力學課本的附錄被航宇工程師熟悉。

理想氣體理論非常精巧並在設計飛機時非常有用,但它假定氣體是化學惰性的。從飛機設計角度,大氣溫度低於550 K時可以假定氣體為惰性的。氣溫550 K時理想氣體理論開始出現問題而氣溫超過2000 K將不再適用,這時防熱大底設計者必須使用真實氣體模型.

參考文獻[編輯]

  1. ^ Fay, J. A.; Riddell, F. R. Theory of Stagnation Point Heat Transfer in Dissociated Air (PDF). Journal of the Aeronautical Sciences. February 1958, 25 (2): 73–85 [2009-06-29]. doi:10.2514/8.7517. (原始內容 (PDF Reprint)存檔於2005-01-07). 
  2. ^ Hillje, Ernest R., "Entry Aerodynamics at Lunar Return Conditions Obtained from the Flight of Apollo 4 (AS-501)," NASA TN D-5399, (1969).
  3. ^ Equations, tables, and charts for compressible flow. NACA Annual Report (NASA Technical Reports). 1953, 39 (NACA-TR-1135): 611–681.