大気圏突入

大気圏突入（V_衝突または V_突入とも呼ばれる）は、物体が宇宙空間から惑星、準惑星、または天然衛星の大気圏に進入し、その中を通過することです。大気圏突入には、天体、宇宙ゴミ、火球などの制御されていない突入と、航行または所定のコースをたどることができる宇宙船の制御された突入（または再突入）の 2 つの主な種類があります。宇宙船の制御された大気圏突入、降下、着陸を可能にする技術と手順は、総称してEDLと呼ばれます。

大気圏に突入する物体は、物体に機械的ストレスを与える大気抵抗と、主に物体の前面の空気の圧縮によって生じる空力加熱を受けますが、抗力によっても加熱されます。これらの力により、質量の減少 (アブレーション) や、小さな物体の完全な崩壊が発生する可能性があり、圧縮強度が低い物体は爆発することもあります。

再突入は、低地球軌道の 7.8 km/s からスターダスト探査機の約 12.5 km/s までの速度で達成されています。^[1]有人宇宙船は、パラシュートやエアブレーキを展開する前に亜音速まで減速する必要があります。このような乗り物は高い運動エネルギーを持っており、大気の消散がこれを消費する唯一の方法であり、再突入手順全体に逆噴射ロケットを使用することは非常に非現実的です。

弾道弾頭や使い捨ての乗り物は再突入時に減速する必要がなく、実際、速度を維持するために流線型に作られています。さらに、高高度の気球からのパラシュート降下など、近宇宙から地球への低速帰還には熱シールドは必要ありません。これは、大気圏内（またはそれほど遠くない場所）で相対的に静止した物体の重力加速では、大気の著しい加熱を引き起こすのに十分な速度を生み出せないためです。

地球の場合、大気圏への突入は慣例により地表から高度 100 km (62 マイル、54 海里) のカルマン ラインで起こるが、金星では250 km (160 マイル、130 海里)、火星では約 80 km (50 マイル、43 海里) で起こる。制御されていない物体は、地球の重力の影響下で地球に向かって宇宙空間を加速しながら高速に達し、地球の大気圏に遭遇すると摩擦によって減速される。流星もまた、地球の重力井戸に遭遇する前の軌道が地球の軌道と異なるというだけの理由で、地球に対してかなり高速で移動していることがよくある。ほとんどの物体は、亜軌道(大陸間弾道ミサイル再突入体など)、軌道(ソユーズなど)、または無制限(流星など) の軌道をとるため、極超音速で大気圏に突入する。大気圏への再突入や超高速飛行を可能にするために、さまざまな先進技術が開発されてきた。制御された大気圏突入の代替手段として浮力^{[2]がある。これは、厚い大気や強い重力、あるいはその両方が高速双曲面突入を困難にする}金星、タイタン、巨大惑星の大気圏突入に適している。^[3]

アブレーション熱シールドの概念は、1920 年にロバート ゴダードによって説明されました。「流星は毎秒 30 マイル (48 km) もの速度で大気圏に突入しますが、流星の内部は冷たいままで、侵食は主に、急激に加熱された表面の欠けやひび割れが原因です。このため、装置の外面が、非常に融解しにくい硬い物質の層と、その間に熱伝導率の低い物質の層で構成されていれば、表面が著しく侵食されることはありません。特に、装置の速度は平均的な流星の速度ほど大きくないためです。」^[4]

再突入システムの実用的な開発は、弾道ミサイルの射程距離と再突入速度の増大とともに始まった。V -2のような初期の短距離ミサイルでは、安定性と空力応力が重要な課題であったが（多くのV-2は再突入時に分解した）、加熱は深刻な問題ではなかった。射程距離が1,200キロメートル（650海里）のソ連のR-5のような中距離ミサイルでは、分離可能な再突入体上にセラミック複合材の熱シールドが必要であった（ロケット構造全体が再突入に耐えることはもはや不可能であった）。射程距離が8,000～12,000キロメートル（4,300～6,500海里）の最初のICBMは、近代的なアブレーション熱シールドと鈍角形状の体の開発によってのみ可能となった。

米国では、この技術はエイムズ研究センターの国家航空諮問委員会(NACA)のH. ジュリアン アレンとAJ エッガース ジュニアによって開発されました。^[5] 1951 年に、彼らは、鈍い形状 (高抗力) が最も効果的な熱シールドになるという直感に反する発見をしました。^{[6]単純な工学原理から、アレンとエッガースは、突入機が受ける熱負荷は}抗力係数に反比例することを示しました。つまり、抗力が大きいほど、熱負荷は小さくなります。再突入機が鈍角に作られている場合、空気は十分な速さで「逃げる」ことができず、衝撃波と加熱された衝撃層を前方 (機体から遠ざける) に押し出すエアクッションとして機能します。ほとんどの高温ガスは機体と直接接触しなくなるため、熱エネルギーは衝撃を受けたガスにとどまり、機体の周りを移動して後で大気中に消散します。

アレンとエッガースの発見は当初軍事機密として扱われていたが、最終的には1958年に公表された。^[7]

大気圏突入が宇宙船の着陸または回収の一部である場合、特に地球以外の惑星の場合、突入は「突入、降下、着陸」（EDL）と呼ばれる段階の一部です。^[8]大気圏突入が宇宙船の打ち上げ元と同じ天体に戻る場合、その出来事は「再突入」（ほとんどの場合、地球突入を指す）と呼ばれます。

宇宙船の大気圏突入における基本的な設計目標は、極超音速で飛行する宇宙船が大気圏に突入する際にそのエネルギーを消散させ、機器、貨物、乗客を減速させ、宇宙船と乗客にかかるストレスを許容範囲内に抑えながら、ゼロ速度で地表の特定の目的地の近くに着陸させることである。^{[9]これは、}推進力や空気力学（機体特性やパラシュート）の手段、あるいはそれらの組み合わせによって達成される。

エントリー車両の設計に使用される基本的な形状はいくつかあります。

最も単純な軸対称形状は、球形または球状断面である。^[10]これは、完全な球形または球状断面の前部胴体と収束する円錐形の後部胴体のいずれかである。球形または球状断面の空気力学は、ニュートンの衝突理論を使用して解析的にモデル化するのが簡単である。同様に、球状断面の熱流束は、フェイ・リデル方程式を使用して正確にモデル化できる。^[11]球状断面の静的安定性は、車両の質量中心が曲率中心より上流にある場合に保証される（動的安定性はより問題となる）。純粋な球体には揚力がない。しかし、迎え角で飛行することにより、球状断面は適度な空力揚力を持ち、それによってある程度の横断能力が提供され、その進入経路が広がる。1950年代後半から1960年代前半には、高速コンピュータはまだ利用できず、数値流体力学はまだ初期段階でした。球状断面は閉形式解析に適していたため、その形状は保守的な設計のデフォルトとなった。その結果、当時の有人カプセルは球形断面をベースとしていました。

純粋な球形の突入体は、初期のソ連のボストークおよびボスホート 宇宙船、およびソ連の火星およびベネラ降下用宇宙船で使用されました。アポロ司令船は、球形の前部胴体熱シールドと収束する円錐形の後部胴体を使用しました。極超音速トリム迎え角 -27° (0° は鈍端が先) で揚力突入し、平均 L/D (揚抗比) 0.368 を達成しました。^{[12]結果として得られた揚力は、宇宙船の重心を対称軸からオフセットすることでクロスレンジ制御を実現し、カプセルをその}縦軸上で回転させることにより揚力を左または右に向けることができました。有人カプセルで球形断面形状を採用した他の例としては、ソユーズ/ゾンド、ジェミニ、マーキュリーなどがあります。このような小さな揚力でも、ピーク重力加速度に非常に大きな影響を与える軌道が可能になり、純粋な弾道軌道（抗力のみで減速）の8～9gから4～5gに減少し、再突入時のピーク熱も大幅に減少します。^[13]

球状円錐は、円錐台または鈍角円錐が取り付けられた球状部分です。球状円錐の動的安定性は、通常、球状部分よりも優れています。車両は球状から先に突入します。半角が十分に小さく、質量の中心が適切に配置されていれば、球状円錐はケプラーの進入から地表衝突まで空気力学的安定性を提供できます。(半角は、円錐の回転対称軸と外面の間の角度であり、円錐の表面エッジによって作られる角度の半分です。)

アメリカの球状円錐エアロシェルの元祖は、1955年にゼネラル・エレクトリック社が開発したMk-2 RV（再突入体）でした。Mk-2の設計は鈍体理論に基づいており、金属製の熱シールドをベースにした放射冷却熱防御システム（TPS）を使用していました（TPSのさまざまなタイプについては、この記事で後述します）。Mk-2には兵器運搬システムとしては重大な欠陥がありました。つまり、弾道係数が低いため上層大気圏に長く滞留しすぎ、蒸発した金属の流れを引きずってレーダーに非常によく映りました。これらの欠陥により、Mk-2は弾道ミサイル防衛（ABM）システムに対して過度に脆弱になりました。その結果、ゼネラル・エレクトリック社はMk-2の代替となる球状円錐RVを開発したのです。^[要出典]

この新しい再突入弾頭は、非金属のアブレーティブ TPS であるナイロンフェノールを使用した Mk-6 でした。この新しい TPS は再突入熱シールドとして非常に効果的であったため、鈍角を大幅に低減することができました。^{[引用が必要]}しかし、Mk-6 は、突入質量 3,360 kg、長さ 3.1 m、半角 12.5° の巨大な再突入弾頭でした。その後、核兵器とアブレーティブ TPS 設計が進歩したため、再突入弾頭は Mk-6 と比較して大幅に小型化され、鈍角比がさらに低減されました。1960 年代以降、球面円錐は現代の ICBM 再突入弾頭の好ましい形状となり、典型的な半角は 10° から 11° です。^{[引用が必要]}

偵察衛星RV（回収機）も球円錐形を採用し、非軍需品を積まない突入機のアメリカ初の例となった（ディスカバラーI、1959年2月28日打ち上げ）。球円錐は後に、他の天体への宇宙探査ミッションや、スターダスト探査機などの宇宙空間からの帰還にも使用された。軍用RVとは異なり、鈍体のTPS質量が低いという利点は、半角45°のガリレオ探査機や半角70°のバイキングエアロシェルなどの宇宙探査突入機にも引き継がれた。宇宙探査球円錐型突入機は、火星、金星、木星、タイタンの表面に着陸するか、大気圏に突入している。

バイコニックは、球面円錐に円錐台が 1 つ付いたものです。バイコニックは L/D 比が大幅に向上しています。火星のエアロキャプチャ用に設計されたバイコニックの L/D は通常約 1.0 ですが、アポロ CM の L/D は 0.368 です。L/D が高いほどピーク減速が低くなるため、バイコニック形状は火星への人の輸送に適しています。おそらく、これまでに飛行したバイコニックの中で最も重要なものは、先進機動性再突入機(AMaRV) です。マクドネル ダグラス社によって 4 機の AMaRV が製造され、RV の高度化における大きな飛躍を示しました。 3 基の AMaRV は、 1979 年 12 月 20 日、1980 年 10 月 8 日、1981 年 10 月 4 日にミニットマン 1 ICBMによって打ち上げられました。AMaRV の進入質量は約 470 kg、先端半径は 2.34 cm、前方円錐台半角は 10.4°、円錐台間半径は 14.6 cm、後方円錐台半角は 6°、軸長は 2.079 メートルでした。AMaRV の正確な図や写真は、公開文献には掲載されていません。ただし、AMaRV のような車両の概略図とヘアピンカーブを示す軌道図は公開されています。^[14]

AMaRV の姿勢は、スプリット ボディ フラップ (スプリット ウィンドワード フラップとも呼ばれる) と機体側面に取り付けられた 2 つのヨー フラップによって制御されました。フラップの制御には油圧作動が使用されました。AMaRV は、弾道ミサイル迎撃 (ABM) を回避するために設計された完全自律航法システムによって誘導されました。マクドネル ダグラス DC-X (これもバイコニック) は、基本的に AMaRV の拡大版でした。AMaRV と DC-X は、最終的にロッキード マーティン X-33となった失敗に終わった提案の基礎にもなりました。

非軸対称形状は、有人突入機に使用されている。一例を挙げると、従来のグライダーのように降下中の操縦にデルタ翼を使用する有翼軌道機である。このアプローチは、米国のスペースシャトルやソ連のブランで使用されている。リフティングボディは別の突入機の形状であり、 X-23 PRIME (Precision Recovery Including Maneuvering Entry) 機で使用された。 ^[要出典]

宇宙から大気圏に相対的に高速で突入する物体は、非常に高いレベルの加熱を引き起こします。大気圏突入時の加熱は、主に次の 2 つの原因で発生します。

• 物体の表面を通過する高温ガス流の対流と、表面と大気ガス間の触媒 化学再結合反応。
• 体の前面と側面に形成される高エネルギー衝撃層からの放射^[15]

速度が増加すると、対流加熱と放射加熱の両方が増加しますが、その割合は異なります。非常に高速では、放射加熱は速度の8乗に比例し、対流加熱は速度の3乗に比例するため、放射加熱が対流熱流束を支配します。したがって、大気圏突入の初期段階では放射加熱が優勢であり、後期段階では対流が優勢です。^[15]

一定の電離強度に達すると、宇宙船との通信が遮断される。 ^[16]

NASAの地球突入インターフェースは高度40万フィート（122キロメートル）にあるが、制御された突入中の主な加熱は高度65〜35キロメートル（213,000〜115,000フィート）で起こり、58キロメートル（190,000フィート）でピークに達する。^[17]

典型的な再突入温度では、衝撃層の空気はイオン化され、解離している。^{[要出典] [18]}この化学的解離により、衝撃層の熱的および化学的特性を記述するためのさまざまな物理モデルが必要となる。熱シールドを設計する航空技術者にとって重要なガスの基本的な物理モデルは4つある。

ほぼすべての航空技術者は、学部教育中に完全（理想）気体モデルについて教えられます。重要な完全気体方程式のほとんどが、対応する表やグラフとともにNACAレポート1135に掲載されています。^[19] NACAレポート1135からの抜粋は、熱力学の教科書の付録によく掲載されており、超音速航空機を設計するほとんどの航空技術者には馴染みのあるものです。

完全気体理論は簡潔で、航空機の設計に非常に役立ちますが、気体が化学的に不活性であると仮定しています。航空機設計の観点からは、1 気圧で 550 K (277 °C、530 °F) 未満の温度では空気は不活性であると想定できます。完全気体理論は 550 K で破綻し始め、2,000 K (1,730 °C、3,140 °F) を超える温度では使用できません。2,000 K を超える温度では、熱シールド設計者は実際の気体モデルを使用する必要があります。

突入機のピッチングモーメントは実在気体の影響を大きく受ける可能性がある。アポロ司令船とスペースシャトルはどちらも、不正確な実在気体モデルによって決定された不正確なピッチングモーメントを使用して設計された。アポロ司令船のトリム角の迎え角は当初の見積もりよりも高かったため、月への帰還突入経路は狭くなった。コロンビア号の実際の空力中心は実在気体の影響により計算値よりも上流にあった。コロンビア号の初飛行（STS-1）では、宇宙飛行士のジョン・ヤングとロバート・クリッペンは再突入中に機体の制御を失うのではないかと不安な瞬間を経験した。^[20]

平衡実在気体モデルでは、気体が化学的に反応性があると仮定しますが、すべての化学反応が完了する時間があり、気体のすべての成分が同じ温度になっていることも仮定します（これを熱力学的平衡と呼びます）。空気が衝撃波によって処理されると、圧縮によって過熱され、さまざまな反応を通じて化学的に解離します。再突入物体との直接摩擦は、衝撃層の加熱の主な原因ではありません。これは主に、圧縮波内の空気分子の等エントロピー加熱によって引き起こされます。波内の分子の摩擦に基づくエントロピー増加も、いくらかの加熱の原因となります。^{[独自の研究? ]}衝撃波から突入機の前縁のよどみ点までの距離は、衝撃波スタンドオフと呼ばれます。衝撃波スタンドオフ距離のおおよその経験則は、先端半径の 0.14 倍です。衝撃波からよどみ点までの気体分子の移動時間は、自由流の速度を 7.8 km/s、先端の半径を 1 メートルと仮定すると、約 18 マイクロ秒と見積もることができます。これは、ピーク熱流束時に 7.8 km/s で空気中に突入した場合、衝撃波によって引き起こされる化学分解が衝撃層内で化学平衡に近づくのに必要な時間とほぼ同じです。したがって、空気が突入機のよどみ点に近づくと、空気は実質的に化学平衡に達し、平衡モデルを使用できるようになります。この場合、衝撃波と突入機の前縁との間の衝撃層の大部分は化学反応を起こしており、平衡状態にはありません。熱流束のモデル化に極めて重要な Fay–Riddell 方程式^[11]は、よどみ点が化学平衡にあることによって有効になります。衝撃層のガスが平衡に達するのに必要な時間は、衝撃層の圧力に大きく依存します。たとえば、ガリレオ探査機が木星の大気圏に突入した際、非常に高い圧力を経験したため、衝撃層はピーク熱流束の間はほぼ平衡状態でした (ピーク熱流束の間の自由流速度が 39 km/s であったことを考えると、これは直感に反します)。

平衡気体モデルでは、完全気体モデルよりも、よどみ点の熱力学的状態を決定することがより困難です。完全気体モデルでは、比熱比（等エントロピー指数、断熱指数、ガンマ、またはカッパとも呼ばれる）は、ガス定数とともに一定であると想定されます。実際の気体の場合、比熱比は温度の関数として大きく変動する可能性があります。完全気体モデルでは、等エントロピー連鎖と呼ばれる一定エントロピー流線に沿った熱力学的状態を決定するための優れた方程式のセットがあります。実際の気体の場合、等エントロピー連鎖は使用できず、代わりにモリエル線図が手動計算に使用されます。ただし、モリエル線図を使用したグラフィカルなソリューションは、デジタルルックアップテーブル（モリエル線図の別の形式）に基づくコンピュータープログラムまたは化学ベースの熱力学プログラムを使用する現代のヒートシールド設計者にとって、現在では時代遅れと見なされています。圧力と温度が一定で平衡状態にあるガスの化学組成は、ギブスの自由エネルギー法で決定できます。ギブスの自由エネルギーは、ガスの全エンタルピーから全エントロピーを引いた値に温度を掛けた値です。化学平衡プログラムは通常、化学式や反応速度方程式を必要としません。プログラムは、ガスに指定された元の元素存在比を維持し、数値反復によって元素のさまざまな分子の組み合わせを変化させ、可能な限り低いギブスの自由エネルギーが計算されるまで動作します (ニュートン・ラプソン法が通常の数値スキームです)。ギブスの自由エネルギー プログラムのデータベースは、分配関数の定義に使用される分光データから得られます。現在存在する最も優れた平衡コードの 1 つに、NASA ルイス (現在は「NASA​​ グレン研究センター」に改名) のボニー J. マクブライドとサンフォード ゴードンによって作成されたプログラムChemical Equilibrium with Applications (CEA) があります。CEA は、「ゴードン アンド マクブライド コード」や「ルイス コード」とも呼ばれます。 CEA は、惑星の大気ガスに対して 10,000 K までは非常に正確ですが、20,000 K を超えると使用できません (二重イオン化はモデル化されていません)。CEA は、完全なドキュメントとともにインターネットからダウンロードでき、G77 Fortranコンパイラを使用して Linux 上でコンパイルできます。

非平衡実在気体モデルは、衝撃層の気体物理の最も正確なモデルですが、平衡モデルよりも解くのが困難です。最も単純な非平衡モデルは、1958年に開発されたライトヒル・フリーマンモデルです。 ^{[21] [22]}ライトヒル・フリーマンモデルは、まず、1つの化学式とその逆（例えば、N ₂ = N + NおよびN + N = N ₂（解離および再結合））のみに反応する単一の二原子種からなる気体を想定します。その単純さのため、ライトヒル・フリーマンモデルは便利な教育ツールですが、非平衡空気をモデル化するには単純すぎます。空気のモル分率組成は通常、窒素分子が0.7812、酸素分子が0.2095、アルゴンが0.0093と想定されています。空気の最も単純な実在気体モデルは、N ₂、O ₂ 、NO、N、およびOに基づく5種モデルです。5種モデルでは、イオン化は想定されず、二酸化炭素などの微量種は無視されます。

ギブスの自由エネルギー平衡プログラムを実行する場合、^{[明確化が必要]}最初に指定された分子組成から最終的に計算された平衡組成までの反復プロセスは、本質的にランダムであり、時間的に正確ではありません。非平衡プログラムでは、計算プロセスは時間的に正確であり、化学式と反応速度式によって決定される解の経路に従います。 5 種のモデルには 17 の化学式があります (逆式を数えると 34 になります)。Lighthill-Freeman モデルは、1 つの常微分方程式と 1 つの代数方程式に基づいています。 5 種のモデルは、5 つの常微分方程式と 17 の代数方程式に基づいています。^{[引用が必要]} 5 つの常微分方程式は密接に結合されているため、システムは数値的に「固く」、解決が困難です。 5 種のモデルは、進入速度が約 7.8 km/s (28,000 km/h、17,000 mph) の低地球軌道からの進入にのみ使用できます。月への帰還時の 11 km/s の突入では、^[23]衝撃層にかなりの量のイオン化窒素と酸素が含まれています。5 種のモデルはもはや正確ではなく、代わりに 12 種のモデルを使用する必要があります。火星 - 地球軌道上の大気圏突入界面速度は、12 km/s (43,000 km/h、27,000 mph) 程度です。^[24] 二酸化炭素、窒素、アルゴンの大気を含む高速火星大気圏突入のモデル化はさらに複雑で、19 種のモデルが必要です。^[要出典]

非平衡実在気体効果のモデル化の重要な側面は、放射熱流束です。宇宙船が非常に高速で（双曲線軌道、月への帰還）大気圏に突入し、機首の半径が大きい場合、放射熱流束が TPS 加熱を支配する可能性があります。大気圏または二酸化炭素大気圏への突入時の放射熱流束は、通常、非対称二原子分子（シアン（CN）、一酸化炭素、一酸化窒素（NO）、単一イオン化分子窒素など）から発生します。これらの分子は、衝撃波によって周囲の大気ガスが解離し、衝撃層内で新しい分子種に再結合することによって形成されます。新しく形成された二原子分子は、最初は振動温度が非常に高く、振動エネルギーを放射エネルギー（つまり、放射熱流束）に効率的に変換します。このプロセス全体が 1 ミリ秒未満で行われるため、モデル化が困難になります。放射熱流束の実験的測定（通常は衝撃管で行われる）と非定常シュレーディンガー方程式による理論計算は、航空宇宙工学のより難解な側面の 1 つです。放射熱流束の理解に関連する航空宇宙研究のほとんどは 1960 年代に行われましたが、アポロ計画の終了後はほぼ中止されました。空気中の放射熱流束は、アポロの成功を確実にするのに十分な程度に理解されていました。しかし、二酸化炭素中の放射熱流束（火星突入）はまだほとんど理解されておらず、大規模な研究が必要です。^[要出典]

凍結ガスモデルは、平衡状態にないガスの特殊なケースを表します。「凍結ガス」という名前は誤解を招く可能性があります。凍結ガスは、氷が凍った水のように「凍結」しているわけではありません。むしろ、凍結ガスは時間的に「凍結」しています (すべての化学反応が停止していると想定されます)。化学反応は通常、分子間の衝突によって起こります。ガス圧がゆっくりと低下して化学反応が継続できる場合、ガスは平衡状態を維持できます。ただし、ガス圧が急激に低下して、ほぼすべての化学反応が停止する可能性もあります。その場合、ガスは凍結していると見なされます。^{[引用が必要]}

平衡状態と凍結状態の区別は重要です。なぜなら、空気などの気体は、同じ熱力学的状態（圧力や温度など）でも、音速や粘性など、特性が大きく異なる可能性があるからです。凍結した気体は、突入機の後方の航跡で重大な問題となる可能性があります。再突入中、自由流の空気は突入機の衝撃波によって高温高圧に圧縮されます。その後、衝撃層内の非平衡空気は突入機の先端側を通過し、急速に膨張する流れの領域に運ばれ、凍結を引き起こします。その後、凍結した空気は突入機の後ろの後流渦に巻き込まれる可能性があります。突入機の航跡の流れを正しくモデル化することは非常に困難です。機体の後部胴体における熱保護シールド（TPS）の加熱は通常それほど高くありませんが、機体の航跡の形状と不安定性は、空気力学（ピッチングモーメント）と特に動的安定性に大きな影響を与える可能性があります。^[要出典]

熱防護システム（TPS）は、大気圏再突入時の灼熱から宇宙船を守るバリアです。宇宙船の熱防護には、アブレーション熱シールド、受動冷却、宇宙船表面の能動冷却など、複数のアプローチが使用されています。一般的に、これらはアブレーション TPS と再利用可能 TPS の 2 つのカテゴリに分類できます。

アブレーション TPS は、宇宙船が減速する前に比較的低い高度に到達するときに必要です。^{[疑わしい–議論する]}スペースシャトルのような宇宙船は、再利用可能な TPS を使用できるように、高高度で減速するように設計されています。(参照:スペースシャトルの熱保護システム)。

熱保護システムは、誘導プラズマまたは DC プラズマを使用して高エンタルピーと高よどみ圧の組み合わせを再現する高エンタルピー地上テストまたはプラズマ風洞でテストされます。

アブレーション熱シールドは、高温の衝撃層ガスを熱シールドの外壁から持ち上げる（より低温の境界層を作る）ことによって機能します。境界層は、熱シールド材料からガス状の反応生成物が吹き出されることによって形成され、あらゆる形態の熱流束に対する保護を提供します。境界層によって熱シールドの外壁が受ける熱流束を減らす全体的なプロセスは、ブロッキングと呼ばれます。アブレーションは、アブレーションTPSの2つのレベルで発生します。TPS材料の外表面が焦げ、溶け、昇華する一方で、TPS材料の大部分は熱分解を起こし、生成ガスを排出します。熱分解によって生成されたガスが吹き出しを促し、対流熱流束と触媒熱流束を遮断します。熱分解は熱重量分析を使用してリアルタイムで測定できるため、アブレーション性能を評価できます。^[25]アブレーションは、衝撃層に炭素を導入して光学的に不透明にすることで、放射熱流束を遮断することもできます。放射熱流の遮断は、ガリレオ探査機の TPS 材料 (炭素フェノール) の主な熱保護メカニズムでした。

米国におけるアブレーション技術に関する初期の研究は、カリフォルニア州モフェットフィールドにあるNASAのエイムズ研究センターを中心に行われました。エイムズ研究センターは、さまざまな風速を生成できる多数の風洞を備えていたため、理想的な場所でした。初期の実験では通常、アブレーション材料のモックアップを取り付け、極超音速風洞内で分析しました。^[26]アブレーション材料のテストはエイムズアークジェットコンプレックスで行われています。アポロ、スペースシャトル、オリオンの熱シールド材料など、多くの宇宙船の熱保護システムがこの施設でテストされています。^[27]

カーボンフェノールはもともとロケットノズルのスロート材（スペースシャトル固体ロケットブースターに使用）や再突入機の先端部用に開発されました。特定のTPS材料の熱伝導率は通常、材料の密度に比例します。^[28]カーボンフェノールは非常に効果的なアブレーション材料ですが、密度が高く、これは望ましくありません。

NASAのガリレオ探査機はTPS材料として炭素フェノールを使用しました。^[29]

突入機が受ける熱流が熱分解を引き起こすのに不十分な場合、TPS 材料の伝導性により熱流が TPS ボンドライン材料に伝導し、TPS の破損につながる可能性があります。その結果、熱流が低い突入軌道の場合、炭素フェノールは不適切である場合があり、次の例のような低密度 TPS 材料の方が設計上はより適した選択肢となります。

SLA-561VのSLAは、超軽量アブレータの略です。SLA-561V は、ロッキード マーティン社が独自に製造したアブレータで、NASA が火星に送った、マーズ サイエンス ラボラトリー(MSL)以外のすべての 70° 球状円錐型火星突入ビークルの主要 TPS 素材として使用されています。SLA-561V は、約 110 W/cm ²の熱流束で著しいアブレーションが始まりますが、300 W/cm ²を超える熱流束では機能しなくなります。MSL エアロシェル TPS は現在、234 W/cm ²のピーク熱流束に耐えられるように設計されています。火星に着陸したバイキング 1 号の^{エアロシェルが経験したピーク熱流束は 21 W/cm 2}でした。バイキング 1 号では、TPS は焦げた断熱材として機能し、著しいアブレーションは発生しませんでした。バイキング 1 号は最初の火星着陸船であり、非常に保守的な設計に基づいていました。バイキングのエアロシェルのベース直径は3.54メートル（マーズ・サイエンス・ラボラトリーが建設されるまで火星で使用された最大のもの）でした。SLA-561Vは、エアロシェルの構造に事前に接着されたハニカムコアにアブレーション材料を詰め込むことによって適用され、これにより大型の熱シールドの構築が可能になりました。^[30]

フェノール含浸カーボンアブレータ（PICA）は、フェノール樹脂に含浸させた炭素繊維プリフォームであり、^[31]は最新のTPS材料であり、低密度（カーボンフェノールよりもはるかに軽量）と高熱流束での効率的なアブレーション能力の利点を兼ね備えています。サンプルリターンミッションや月帰還ミッションで見られる高ピーク加熱条件などのアブレーション用途に適しています。PICAの熱伝導率は、従来のカーボンフェノールなどの他の高熱流アブレーション材料よりも低いです。^[要出典]

PICAは1990年代にNASAエイムズ研究センターで特許を取得し、スターダストエアロシェルの主なTPS素材でした。^[32]スターダストサンプルリターンカプセルは、高度135kmで時速28,000マイル（約12.5km/秒）で地球の大気圏に再突入した史上最速の人工物でした。これはアポロミッションカプセルよりも速く、シャトルよりも70％速かったです。^[1] PICAは、2006年に地球に帰還したスターダストミッションの実行可能性に不可欠でした。スターダストの熱シールド（ベース直径0.81m）は、公称ピーク加熱率1.2kW/cm2に耐えられるように設計された1つのモノリシックピースで作られていました^{。PICA熱シールドは、火星}の大気圏へのマーズサイエンスラボラトリーの突入にも使用されました。^[33]

PICA-Xと呼ばれる改良型で製造が容易なバージョンが、2006年から2010年にかけてスペースX社によって開発されました^[33]。これはドラゴン 宇宙カプセル用です^[34]。PICA -X熱シールドの最初の再突入テストは、2010年12月8日のドラゴンC1ミッションで行われました^[35] 。PICA -X熱シールドは、4年足らずで12人のエンジニアと技術者の小さなチームによって設計、開発され、完全に認定されました^[33] 。PICA -Xは、NASAのPICA熱シールド材料よりも製造コストが10倍安価です^{[36] 。}

PICAの2番目の強化版であるPICA-3は、2010年代半ばにスペースXによって開発されました。2019年4月の飛行実証ミッション中にクルードラゴン宇宙船で最初の飛行試験が行われ、2020年にその宇宙船で通常運用されました。^[37]

PICA および他のほとんどのアブレーション TPS 材料は、公開文献に配合および製造プロセスが開示されていないため、独占的または機密扱いとなっている。このため、研究者がこれらの材料を研究する能力が制限され、熱保護システムの開発が妨げられている。そこで、シュトゥットガルト大学の高エンタルピーフロー診断グループ (HEFDiG)は、市販の材料から、HEFDiG アブレーション研究実験室実験材料 (HARLEM) と呼ばれるオープンカーボンフェノールアブレーション材料を開発した。HARLEM は、炭素繊維多孔質モノリス (Calcarb 硬質炭素断熱材など) のプリフォームにレゾールフェノール樹脂とポリビニルピロリドンのエチレングリコール溶液を含浸させ、加熱して樹脂を重合させ、真空下で溶媒を除去することによって製造される。得られた材料は硬化され、目的の形状に機械加工される。^{[38] [39]}

シリコン含浸再利用可能セラミックアブレータ（SIRCA）もNASAエイムズ研究センターで開発され、マーズ・パスファインダーと火星探査ローバー（MER）のエアロシェルのバックシェル・インターフェース・プレート（BIP）に使用されました。BIPは、エアロシェルのバックシェル（アフターボディまたは後部カバーとも呼ばれる）とクルーズリング（クルーズステージとも呼ばれる）の間の接続ポイントにありました。SIRCAは、ベース直径0.35メートル（1.1フィート）のエアロシェルを備えた、失敗に終わったディープ・スペース2（DS/2）火星衝突探査機の主要なTPS材料でもありました。SIRCAは、アブレーションによって熱保護を提供できるモノリシックな絶縁材料です。これは、カスタム形状に機械加工してから宇宙船に直接適用できる唯一のTPS材料です。後処理、熱処理、または追加のコーティングは必要ありません（スペースシャトルのタイルとは異なります）。 SIRCAは精密な形状に機械加工できるため、タイル、前縁部、フルノーズキャップ、または任意の数のカスタム形状やサイズで適用できます。1996年の時点で^{[アップデート]}、SIRCAはバックシェルインターフェースアプリケーションで実証されていましたが、前部機体TPS材料としてはまだ実証されていませんでした。^[40]

AVCOATはNASA指定のアブレーション熱シールドで、ガラス充填エポキシ-ノボラックシステムです。^[41]

NASAは1960年代にアポロ司令船にこの素材を使用し、その後、次世代の低軌道超えオリオン乗組員船にこの素材を活用しました。オリオンは2014年12月に試験飛行を行い、2022年11月に運用を開始しました。^[42]オリオンで使用されるアヴコートは、アポロ計画終了以降に制定された環境法規制を満たすように再配合されています。^{[43] [44]}

熱浸漬は、ほぼすべての TPS スキームの一部です。たとえば、アブレーション熱シールドは、外壁温度が熱分解に必要な最低温度を下回ると、熱保護効果のほとんどを失います。その時点から熱パルスの終了まで、衝撃層からの熱は熱シールドの外壁に対流し、最終的にペイロードに伝導します。^[要出典]この結果は、熱が内壁に伝導する前に熱浸漬された熱シールドを排出することで防止できます。

耐火断熱材は熱を宇宙船表面の最外層に留め、そこで熱は空気によって伝導される。^[45]表面の温度は白熱レベルまで上昇するため、材料は非常に高い融点を持ち、また非常に低い熱伝導率を示さなければならない。これらの特性を持つ材料は脆く、繊細で、大きなサイズで製造するのが難しい傾向があるため、通常は比較的小さなタイルとして製造され、その後宇宙船の構造外板に取り付けられる。靭性と熱伝導率の間にはトレードオフの関係があり、伝導率の低い材料は一般に脆くなる。スペースシャトルは複数種類のタイルを使用した。タイルはボーイングX-37、ドリームチェイサー、スターシップの上段にも使用されている。

断熱は完璧ではないため、断熱材とその下の素材に熱エネルギーが蓄えられ（「熱吸収」）、宇宙船が高温飛行状態から抜けた後に放散されなければならない。この熱の一部は表面から再放射されるか、対流によって表面から運び去られるが、一部は宇宙船の構造と内部を加熱するため、着陸後に積極的な冷却が必要になる可能性がある。^[45]

典型的なスペースシャトルTPSタイル（LI-900）は、優れた耐熱性を持っています。LI-900タイルの片面を1,000Kの温度にさらしても、反対側は触ると温かい程度です。しかし、比較的脆く、簡単に壊れ、飛行中の雨には耐えられません。^[46]

初期の弾道ミサイルRV（Mk-2や弾道飛行型 マーキュリー宇宙船など）では、放射冷却TPSを使用して、最初に熱パルス中に熱流を吸収し、次に熱パルス後に蓄積された熱を放射して対流させ、大気中に戻していました。ただし、この技術の初期のバージョンでは、かなりの量の金属TPS（チタン、ベリリウム、銅など）が必要でした。現代の設計者は、代わりにアブレーションTPSと熱吸収TPSを使用して、この追加質量を回避することを好みます。

放射率に依存する熱保護システムは、放射冷却を促進するために高放射率コーティング（HEC）を使用し、その下の多孔質セラミック層は構造物を高い表面温度から保護する役割を果たします。このようなシステムの機能性の鍵となるのは、熱的に安定した高い放射率と低い熱伝導率です。^[47]

放射冷却TPSは現代の突入機に見られるが、通常は金属の代わりに強化炭素炭素（RCC）（カーボンカーボンとも呼ばれる）が使用される。RCCはスペースシャトルのノーズコーンと翼前縁のTPS材料であり、 X-33の前縁材料としても提案された。炭素は最も耐火性の高い材料として知られており、グラファイトの1気圧昇華温度は3,825℃（6,917℉）である。この高温により、炭素は放射冷却TPS材料として当然の選択肢となった。RCCの欠点は、現時点では製造コストが高く、重く、耐衝撃性が十分ではないことである。^[48]

SR-71 ブラックバードやコンコルドなどの一部の高速航空機は、宇宙船が経験するのと同様の熱にさらされるが、その強度ははるかに低く、一度に数時間続く。SR-71 のチタン外板の研究により、金属構造は空力加熱による焼きなましによって元の強度に戻ることが明らかになった。コンコルドの場合、アルミニウム製の機首は、最大動作温度127 °C (261 °F) (通常の氷点下の周囲の空気よりも約 180 °C (324 °F) 高い) に達することが許容されていた。ピーク温度の上昇に伴う冶金学的影響 (焼き入れの損失) が、航空機の最高速度を決定する最も重要な要因であった。

突入機用の放射冷却式TPSは、しばしばホットメタルTPSと呼ばれる。スペースシャトルの初期のTPS設計では、ニッケル超合金（ルネ41と呼ばれる）とチタンシングルをベースにしたホットメタルTPSが求められた。^[49]このシャトルTPSのコンセプトは、シリカタイルをベースにしたTPSの方が開発・製造コストが低いと考えられたため却下された。^[要出典]ニッケル超合金シングルTPSは、不成功に終わったX-33 単段軌道投入（SSTO）プロトタイプ用に再度提案された。^[50]

最近、RCC より優れている可能性のある新しい放射冷却 TPS 材料が開発されました。超高温セラミックスとして知られるこれらは、プロトタイプ機 Slender Hypervelocity Aerothermodynamic Research Probe (SHARP) 用に開発されました。これらの TPS 材料は、二ホウ化ジルコニウムと二ホウ化ハフニウムをベースとしています。SHARP TPS は、海面でのマッハ7の持続飛行、高度 100,000 フィート (30,000 m) でのマッハ 11 の飛行を可能にする性能向上と、継続的な極超音速飛行用に設計された機体の大幅な改善を示唆しています。SHARP TPS 材料により、鋭い前縁とノーズ コーンが実現し、空気吸入式複合サイクル推進スペースプレーンと揚力体の抗力を大幅に低減できます。SHARP 材料は、融点が 3,500 °C (6,330 °F) を超え、0 から 2,000 °C (3,630 °F) 以上まで有効な TPS 特性を示しています。これらはRCCよりも構造的に強く、そのためインコネルなどの材料による構造補強を必要としません。SHARP材料は吸収した熱を再放射するのに非常に効率的であるため、SHARP材料と従来の車両構造の背後や間に追加のTPSを必要としません。NASAは2001年にモンタナ大学を通じてSHARP材料を試験車両でテストするための多段階の研究開発プログラムに最初に資金を提供しましたが、中止しました。^{[51] [52]}

さまざまな先進的な再利用可能な宇宙船や極超音速航空機の設計では、冷媒または極低温燃料を循環させる 耐熱金属合金で作られた熱シールドを採用することが提案されています。

このような TPS コンセプトは、80 年代半ばにX-30 国家航空宇宙機(NASP) 向けに提案されました。 ^{[引用が必要]} NASP はスクラムジェットエンジンを搭載した極超音速航空機になるはずでしたが、開発に失敗しました。^{[引用が必要]}

2005年と2012年には、ドイツのシャープエッジ飛行実験（SHEFEX）の一環として、能動的に冷却される船体を備えた2機の無人揚力体機が打ち上げられた。 ^[要出典]

2019年初頭、SpaceXはスターシップ宇宙船用の能動的冷却熱シールドを開発していました。この熱保護システムの一部は、再突入宇宙船の蒸散冷却外皮設計になります。^{[53] [54]}しかし、SpaceXはこのアプローチを断念し、2019年後半に最新バージョンの熱シールドタイルを採用しました。^{[55] [56]}

2023年10月に発表されたがまだ飛行していないストーク・スペース・ノヴァの第2段は、再生冷却（液体水素による）熱シールドを使用している。^[57]

1960年代初頭、衝撃層に水やその他の冷却液を噴霧したり、熱シールドのチャネルを通過させたりして冷却するさまざまなTPSシステムが提案されました。利点としては、より安価に開発でき、より頑丈で、機密技術や未知の技術を必要としない、より金属製の設計が可能になることが挙げられます。欠点は、重量と複雑さが増し、信頼性が低下することです。このコンセプトは一度も飛行したことがありませんが、同様の技術（プラグノズル^[49]）は広範囲にわたる地上テストを受けました。

燃料が許せば、逆行エンジン燃焼で機体が大気圏に突入するのを妨げるものは何もありません。逆行エンジン燃焼には、大気抵抗のみの場合よりも機体の速度をはるかに速く低下させ、圧縮された熱い空気を機体から押し出すという二重の効果があります。再突入中、SpaceX Falcon 9の第 1 段は、初期の極超音速から急速に減速するために、突入燃焼を実行します。^{[引用が必要]}

2004 年、航空機設計者のバート・ルータンは、サブオービタルスペースシップワンで、再突入時に形状を変える翼の実現可能性を実証しました。この航空機の翼は上向きに回転して羽根のような形状になり、シャトルコック効果を生み出します。そのため、スペースシップワンは、大きな熱負荷を受けることなく、再突入時にはるかに大きな空気抵抗を実現します。

この構成では、機体の流線形が崩れ、通常よりも高い高度でより多くの大気のガス粒子が宇宙船に衝突するため、抗力が増大します。そのため、航空機は高層大気層でより減速し、これが効率的な再突入の鍵となります。第二に、この状態では航空機は自動的に高抗力姿勢に向きを変えます。^[58]

しかし、スペースシップワンが再突入前に達成する速度は軌道上の宇宙船の速度よりもはるかに低く、ルタン氏を含むエンジニアは、フェザード再突入技術は軌道からの帰還には適していないことを認識しています。

2011年5月4日、スペースシップツーのフェザリング機構の最初のテストは、ホワイトナイトツーからの放出後の滑空飛行中に行われました。フェザリングシステムの時期尚早な展開が原因で、2014年のVSSエンタープライズの墜落事故が発生し、機体が分解して副操縦士が死亡しました。

フェザード再突入は1958年にNACAのディーン・チャップマンによって初めて説明されました。 ^[59]複合再突入に関する報告書のセクションで、チャップマンは高抗力装置を使用した問題の解決策を説明しました。

いくつかの利点を得るために、揚力による進入と揚力のない進入を組み合わせることが望ましい場合があります...着陸の機動性のために揚力のある車両を使用する方が明らかに有利です。しかし、揚力のある車両によって吸収される熱の総量は、揚力のない車両よりもはるかに高くなります...揚力のない車両は、たとえば、大きくて軽い抗力装置を使用することによって、より簡単に構築できます...装置が大きいほど、加熱率は小さくなります。

シャトルコック安定性を備えた非揚力車両は、進入時の制御要件が最小限であるという観点からも有利です。

... 揚力のある軌道と揚力のない軌道のいくつかの望ましい特徴を組み合わせた明らかな複合型の突入は、最初に揚力なしで抗力装置を使用して突入し、その後、速度が特定の値まで低下すると、抗力装置を投棄または格納し、残りの降下の間、揚力のある車両を残すというものです。

大気圏再突入時の減速、特に火星への高速帰還ミッションでは、「突入システムの抗力面積を最大化することで恩恵を受ける。エアロシェルの直径が大きいほど、ペイロードを大きくすることができる。」^[60]インフレータブルエアロシェルは、低質量設計で抗力面積を拡大する1つの代替手段を提供する。

このような膨張式シールド/エアロブレーキは、火星96号ミッションの貫通体用に設計された。このミッションは発射装置の故障により失敗したため、NPO LavochkinとDASA/ESAは地球周回軌道へのミッションを設計した。膨張式再突入・降下技術（IRDT）の実証機は、2000年2月8日にソユーズ・フレガートで打ち上げられた。膨張式シールドは、2段階の膨張を備えた円錐形として設計された。シールドの2段目は膨張に失敗したが、実証機は軌道再突入を生き延び、回収された。^{[61] [62]}ヴォルナロケットで飛行したその後のミッションは、発射装置の故障により失敗した。^[63]

NASAは2009年8月17日、膨張式熱シールド実験宇宙船を打ち上げ、膨張式再突入体実験（IRVE）の初試験飛行に成功した。熱シールドは直径15インチ（38 cm）のペイロードシュラウドに真空パックされ、バージニア州ワロップス島にあるNASAのワロップス飛行施設からブラックブラント9号 観測ロケットに搭載されて打ち上げられた。「直径10フィート（3.0 m）の熱シールドは、シリコンコーティングされた[ケブラー]生地を何層も重ねて作られており、打ち上げから数分後には宇宙空間でキノコ型に窒素で膨らんだ。」^[60]ロケットの最高高度は131マイル（211 km）で、そこから超音速まで降下し始めた。1分も経たないうちにシールドはカバーから外され、高度124マイル（200 km）で膨らんだ。シールドの膨張には90秒もかかりませんでした。^[60]

初期のIRVE実験の成功に続いて、NASAはこのコンセプトをより野心的な極超音速膨張式空力減速機（HIAD）へと発展させた。現在の設計は浅い円錐形をしており、徐々に直径が大きくなる円形の膨張チューブを積み重ねた構造となっている。円錐の前面（凸面）は、大気圏突入（または再突入）のストレスに耐えられるほど頑丈な柔軟な熱保護システムで覆われている。^{[64] [65]}

2012年にHIADは、弾道探査ロケットを用いた膨張式再突入体実験3（IRVE-3）として試験され、成功した。^{[66] : 8}

2014 年と 2015 年に直径 6 m の SIAD-R をテストした NASA プロジェクトである 低密度超音速減速機も参照してください。

6メートル（20フィート）の膨張式再突入体、インフレータブル減速機の低軌道飛行試験（LOFTID）^[67]は2022年11月に打ち上げられ、軌道上で膨張し、マッハ25を超える速度で再突入し、11月10日に無事回収された。

大気圏突入用の宇宙船を設計する際には、4つの重要なパラメータを考慮する必要がある。^[要出典]

1. ピーク熱流束
2. 熱負荷
3. ピーク減速
4. ピーク動圧

ピーク熱流束と動圧によってTPS 材料が選択されます。熱負荷によって TPS 材料スタックの厚さが選択されます。ピーク減速は有人ミッションにとって非常に重要です。低地球軌道 (LEO) から有人帰還または月帰還の上限は 10 gです。^[68]無重力状態に長時間さらされた後の火星大気圏突入の場合、上限は 4 gです。^[68]ピーク動圧は、剥離が問題となる場合、最も外側の TPS 材料の選択にも影響を与える可能性があります。再突入機の設計パラメータは、平面再突入方程式や熱流束相関などの機体のダイナミクスの簡略化を含む数値シミュレーションを通じて評価できます。 ^[69]

保守設計の原則から始めて、エンジニアは通常、アンダーシュート軌道とオーバーシュート軌道という2 つの最悪のケースの軌道を考慮します。オーバーシュート軌道は通常、大気圏離脱前の最も浅い許容突入速度角として定義されます。オーバーシュート軌道は熱負荷が最も高く、TPS の厚さを設定します。アンダーシュート軌道は、最も急な許容軌道によって定義されます。有人ミッションの場合、最も急な突入角度はピーク減速によって制限されます。アンダーシュート軌道は、ピーク熱流束と動圧も最も高くなります。したがって、アンダーシュート軌道が TPS 材料を選択する基準となります。「万能」の TPS 材料はありません。高熱流束に理想的な TPS 材料は、長時間の熱負荷には伝導性が高すぎる (密度が高すぎる) 可能性があります。低密度の TPS 材料は、動圧が高すぎると、破砕に耐える引張強度が不足する可能性があります。 TPS材料は、特定のピーク熱流束に対しては良好な性能を発揮しますが、壁面圧力が大幅に増加すると、同じピーク熱流束に対して壊滅的な故障を起こします（これはNASAのR-4試験宇宙船で発生しました）。^[68]古いTPS材料は、現代の材料に比べて製造に手間がかかり、費用もかかる傾向があります。しかし、現代のTPS材料は、古い材料のような飛行履歴を持たないことが多いです（リスク回避型の設計者にとって重要な考慮事項です）。

Allen と Eggers の発見に基づくと、エアロシェルの鈍さが最大 ​​(抗力最大) になると、TPS 質量が最小になります。鈍さが最大 ​​(弾道係数最小) になると、最大高度での終端速度も最小になります(火星 EDL にとっては非常に重要だが、軍用 RV にとっては有害)。ただし、鈍さには、衝撃波の剥離に基づく空力安定性の考慮によって課せられる上限があります。鋭い円錐の半角が臨界値を下回ると、衝撃波は円錐の先端に付着したままになります。この臨界半角は、完全気体理論を使用して推定できます (この特定の空力不安定性は、極超音速未満で発生します)。窒素大気 (地球またはタイタン) の場合、最大許容半角は約 60° です。二酸化炭素大気 (火星または金星) の場合、最大許容半角は約 70° です。衝撃波の分離後、突入機は前縁のよどみ点（亜音速キャップ）の周囲にかなり多くの衝撃層ガスを運ばなければなりません。その結果、空力中心が上流に移動し、空力不安定性を引き起こします。タイタン突入（窒素雰囲気のホイヘンス探査機）用のエアロシェル設計を火星突入（二酸化炭素雰囲気のビーグル2号^{）に再適用するのは誤りです。 [要出典] [独自の研究？ ]}中止される前に、ソビエトの火星着陸機プログラムは、3回の突入試行（他の2回は火星2号と火星6号）のうち2回目で、1回の着陸（火星3号）を成功させました。ソビエトの火星着陸機は、60°半角エアロシェル設計に基づいていました。

45° 半角球状円錐は、TPS 質量が最小化されていないにもかかわらず、大気圏探査機 (地表着陸は想定されていない) で一般的に使用されます。45° 半角の根拠は、突入から衝突までの空気力学的安定性 (熱シールドは放出されない) または短く鋭い熱パルスの後に熱シールドを速やかに放出することです。45° 球状円錐設計は、DS/2 火星衝突機およびパイオニア金星探査機で使用されました。

大気圏再突入がすべて完全に成功したわけではない。

• ボスホート2号 – サービスモジュールはしばらくの間分離できなかったが、乗組員は生き残った。
• ソユーズ5号 – サービスモジュールの分離に失敗したが、乗組員は生き残った。
• アポロ 15 号 - 洋上着陸時に 3 つのリングセイル パラシュートのうち 1 つが故障しました。宇宙船が過剰な制御燃料を放出した際に損傷したと考えられます。宇宙船は 2 つのパラシュートだけで安全に着陸するように設計されており、乗組員は負傷しませんでした。
• 火星極地着陸機 – EDL 中に失敗。この失敗はソフトウェア エラーの結果であると考えられています。リアルタイムテレメトリがないため、正確な原因は不明です。
• スペースシャトルコロンビア STS-1  – 打ち上げ時の損傷、はみ出した隙間充填材、タイルの取り付けミスが重なり、オービターに重大な損傷が生じましたが、乗組員はそのうちの一部しか認識していませんでした。乗組員が再突入を試みる前に損傷の程度を知っていたら、シャトルを安全な高度まで飛ばしてから脱出していたでしょう。それでも再突入は成功し、オービターは通常の着陸に進みました。
• スペースシャトルアトランティス STS-27  – 打ち上げ中に右舷固体ロケットブースターのノーズキャップの断熱材がオービターに衝突し、タイルに大きな損傷を与えました。これにより、TACAN アンテナのアルミニウム取り付けプレート上のタイル 1 枚が完全に剥がれ落ちました。アンテナは極度の熱損傷を受けましたが、高温のガスが機体を貫通するのを防ぎました。

• ジェネシス – G スイッチが逆向きに設置されていたため、パラシュートが展開しませんでした (同様のエラーにより、ガリレオ探査機のパラシュート展開が遅れました)。その結果、ジェネシス突入機は砂漠の地面に墜落しました。ペイロードは損傷しましたが、ほとんどの科学データは回復可能でした。
• ソユーズTMA-11  – ソユーズ推進モジュールが適切に分離できなかったため、フォールバック弾道再突入が実行され、乗組員は標準重力の約8倍（78 m/s2）の加速度にさらされた^。 [ ^70]乗組員は生き残った。
• スターシップIFT-3：スペースXスターシップの3回目の統合テスト飛行は、インド洋への激しい着水で終了する予定だった。しかし、打ち上げから約48.5分後、高度65kmで宇宙船との連絡が途絶え、再突入時に燃え尽きたことがわかった。これは、宇宙船の通気口が詰まったために宇宙船が過度に揺れたことが原因であった。^[71]

いくつかの再突入は重大な災害を引き起こしました。

• ソユーズ1号 -軌道上で姿勢制御システムが故障し、その後、緊急着陸シーケンス中にパラシュートが絡まってしまいました（突入、降下、着陸（EDL）の失敗）。唯一の宇宙飛行士ウラジミール・ミハイロヴィチ・コマロフが死亡しました。
• ソユーズ11号 – 3つのモジュールの分離中に、衝撃によってバルブシールが開き、降下モジュールの圧力が低下しました。乗組員3人は再突入の数分前に宇宙空間で窒息死しました。
• スペースシャトルコロンビア号 STS-107 – 打ち上げ時の破片の衝突により翼前縁の強化カーボン カーボンパネル が破損し、再突入時にオービタが分解して乗組員 7 名全員が死亡した。

再突入する衛星のうち、物体の質量の約10～40%が地球の表面に到達する可能性がある。^[72]平均すると、2014年時点で1日あたり約1個の物体が再突入している^{[アップデート]}。^[73]

地球の表面は主に水で構成されているため、再突入を生き延びた物体のほとんどは世界の海のいずれかに着陸します。生涯で衝突して負傷する確率は、1兆分の1程度と推定されています。^[74]

1978年1月24日、ソ連の コスモス954号（3,800キログラム[8,400ポンド]）が再突入し、カナダのノースウエスト準州のグレートスレーブ湖の近くに墜落した。この衛星は原子力で動いており、衝突地点の近くに放射能の残骸を残した。^[75]

1979年7月11日、米国のスカイラブ宇宙ステーション（77,100キログラム[170,000ポンド]）が再突入し、オーストラリアのアウトバックに破片を撒き散らした。^[76]この再突入はコスモス954号の事故の影響で大きなメディアの話題となったが、有毒な核燃料やヒドラジン燃料を搭載していなかったため、潜在的な災害とは見なされていなかった。NASAは当初、スペースシャトルの寿命を延ばすか、制御された再突入を可能にするためにスペースシャトルミッションを利用することを望んでいたが、シャトルプログラムの遅れと予想外の太陽活動の高まりにより、これは不可能となった。^{[77] [78]}

1991年2月7日、ソ連のサリュート7号宇宙ステーション（19,820キログラム[43,700ポンド]）は、コスモス1686モジュール（20,000キログラム[44,000ポンド]）を装着したまま大気圏に再突入し、アルゼンチンのカピタン・ベルムデスの町の上空に破片をまき散らした。^{[79] [49] [80]}ステーションは1986年8月により高い軌道に打ち上げられ、1994年まで維持される予定だったが、スカイラブと同様のシナリオで、計画されていたブラン・シャトルはキャンセルされ、太陽活動の活発化により予想よりも早く着陸した。

2011年9月7日、NASAは上層大気研究衛星（6,540キログラム[14,420ポンド]）が制御不能な再突入に陥る可能性を発表し、一般市民に小さなリスクがあると述べた。^[81]廃止された衛星は2011年9月24日に大気圏に再突入し、その破片の一部は長さ500マイル（800キロメートル）の破片地帯を越えて南太平洋に墜落したと推定されている。 ^[82]

2018年4月1日、中国の天宮1号宇宙ステーション（8,510キログラム[18,760ポンド]）は、オーストラリアと南米の中間地点である太平洋上に再突入した。^[83]中国有人宇宙工学事務所は再突入を制御するつもりだったが、2017年3月にテレメトリと制御を失った。 ^[84]

2020年5月11日、重量約2万キログラム（44,000ポンド）の中国の長征5号Bロケットの中核段（COSPAR ID 2020-027C）が、西アフリカ沿岸近くの大西洋上で制御不能な再突入を起こした。^{[85] [86]報告によると、ロケットの破片のいくつかは再突入を生き延び、}コートジボワールの少なくとも2つの村に落下した。^{[87] [88]}

2021年5月8日、重量23,000キログラム[51,000ポンド]の中国の長征5号Bロケットの中核部分（COSPAR ID 2021-0035B）が、インド洋のモルディブの西（東経約72.47度、北緯2.65度）で制御不能な再突入を起こした。 ^[89]目撃者は、ロケットの破片がアラビア半島まで飛来したと報告している。^[90]

世界初の宇宙ステーションであるサリュート1号は、1971年のソユーズ11号の事故を受けて、意図的に太平洋上に軌道から外された。その後継機であるサリュート6号も、同様に制御された方法で軌道から外された。

2000 年 6 月 4 日、コンプトン ガンマ線天文台は、ジャイロスコープの 1 つが故障したため、意図的に軌道から外されました。燃え尽きなかった破片は太平洋に落下しましたが、無害でした。天文台は引き続き稼働していましたが、もう 1 つのジャイロスコープが故障していたため、軌道からの離脱ははるかに困難で危険なものになっていたでしょう。多少の議論はありましたが、NASA は公共の安全のために、無作為に宇宙船を落下させるよりも、制御された衝突の方が望ましいと判断しました。

2001年、ロシアのミール宇宙ステーションは意図的に軌道から外され、大気圏再突入時に司令センターが予測した通りに分解した。ミールは2001年3月23日、フィジーのナンディ付近で地球の大気圏に突入し、南太平洋に落下した。

2008年2月21日、機能停止した米国の偵察衛星USA-193が、ハワイ沖の米海軍巡洋艦レイク・エリーから発射されたSM-3ミサイルによって高度約246キロメートルで撃墜された。この衛星は2006年の打ち上げ時に予定軌道に到達できず、動作不能状態にあった。軌道が急速に悪化したため、1ヶ月以内に制御不能な再突入に陥る運命にあった。米国防総省は、毒性の強いヒドラジンを含む1,000ポンド（450kg）の燃料タンクが再突入後も生き残り、無傷で地表に到達する可能性があると懸念を表明した。ロシア、中国、ベラルーシを含む数か国の政府は、この行動は米国の対衛星能力を暗に示し示すものだとして抗議した。^[91]中国は2007年に 対衛星ミサイルの実験を行い、国際的な事件を引き起こしていた。

• 
  ジェミニ2号の耐熱シールドのクローズアップ
• 
  ジェミニ2号の耐熱シールドの断面

大気圏への突入は地球の大気、特に成層圏に測定可能な影響を及ぼします。

宇宙船による大気圏突入は2021年までに全大気圏突入の3%に達するが、2019年から衛星の数が倍増するシナリオでは人工的な突入が全体の40%を占め、^[92]大気エアロゾルの94%が人工物となる。^[93]人工的な大気圏突入中に宇宙船が大気圏で燃え尽きることの影響は、宇宙船が一般的に大きく、組成が異なるため、流星の場合とは異なる。人工的な大気圏突入中に燃え尽きることによって生成される大気汚染物質は大気圏で追跡され、大気圏、特にオゾン層の組成に反応し、悪影響を及ぼす可能性があることが確認されている。 [ ^92]

再突入による大気圏への影響に関する宇宙の持続可能性の検討は、2022年までにようやく始まったばかりであり^[94]、2024年には「大気圏盲目」に陥り、地球規模の環境不公正を引き起こすことが判明している。^[95]これは、現在の寿命末期の宇宙船管理の結果として特定されており、制御された再突入による宇宙ステーション維持の実践が支持されている。 ^{[95]これは主に、制御されていない大気圏突入や}宇宙ゴミによる危険を防ぐために行われている。^[95]

提案されている代替案としては、汚染の少ない材料の使用と軌道上での整備、そして宇宙でのリサイクルが考えられる。^{[94] [95]}

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  国際宇宙ステーションから見た、白鳥座の再突入
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  再突入経路のクローズアップ（ソユーズ）
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  初期再突入プラズマ痕跡（ソユーズ）
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  地球の大気圏突入時の進捗
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  スペースシャトルの再突入
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  再突入時のスペースシャトルのコックピットの様子

• ラウニウス、ロジャー D.、ジェンキンス、デニス R. ( 2012 年 10 月 10 日)。Coming Home: Reentry and Recovery from Space。NASA。ISBN 9780160910647. OCLC  802182873 . 2014年8月21日閲覧。
• マーティン、ジョン J. (1966)。『大気圏突入 ― その科学と工学入門』オールドタッパン、ニュージャージー州: プレンティスホール。
• リーガン、フランク J. (1984)。再突入機のダイナミクス (AIAA 教育シリーズ)。ニューヨーク: アメリカ航空宇宙学会、ISBN 978-0-915928-78-1。
• エトキン、バーナード（1972年）。『大気飛行のダイナミクス』ニューヨーク：ジョン・ワイリー・アンド・サンズ社、ISBN 978-0-471-24620-6。
• Vincenti, Walter G.; Kruger Jr, Charles H. (1986). Introduction to Physical Gas Dynamics . マラバー、フロリダ: Robert E. Krieger Publishing Co. ISBN 978-0-88275-309-6。
• Hansen, C. Frederick (1976).平衡気体の分子物理学、エンジニア向けハンドブック。NASA。Bibcode : 1976mpeg.book .....H. NASA SP-3096。
• Hayes, Wallace D.; Probstein, Ronald F. (1959)。極超音速流理論。ニューヨークおよびロンドン: Academic Press。この古典的テキストの改訂版が、安価なペーパーバックとして再発行されました: Hayes, Wallace D. (1966). Hypersonic Inviscid Flow . Mineola, New York: Dover Publications. ISBN 978-0-486-43281-6。2004年に再発行
• アンダーソン、ジョン・D・ジュニア（1989年）。極超音速および高温ガス力学。ニューヨーク：マグロウヒル社。ISBN 978-0-07-001671-2。

• Aerocapture Mission Analysis Tool (AMAT) は、太陽系のさまざまな目的地における大気圏突入機の予備的なミッション分析およびシミュレーション機能を提供します。
• 軌道上および再突入デブリ研究センター（The Aerospace Corporation）
• アポロ大気圏突入段階、1968 年、NASA ミッション計画分析部門、アポロ計画。ビデオ (25:14)。
• ブランのヒートシールド
• いくつかの再突入機の設計を含む、宇宙救助機の歴史に関する Encyclopedia Astronautica の記事。