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大気圏突入（VインパクトまたはVエントリーと表記されることもある）とは、物体が宇宙空間から惑星、準惑星、または自然衛星の大気圏ガスの中へ突入し、その中を通過する動きのことである。大気圏突入は、天体、宇宙デブリ、火球などの突入のように制御されない場合もあれば、航行可能であったり、あらかじめ定められたコースをたどったりできる宇宙船の制御された突入（または再突入）の場合もある。宇宙船の制御された大気圏突入、降下、着陸の方法は、まとめてEDLと呼ばれる。
大気圏に突入する物体は、大気抵抗を受け、それによって物体に機械的な応力がかかります。また、空気力学的加熱も受けます。これは主に物体の前方の空気の圧縮によって引き起こされますが、空気抵抗によっても発生します。これらの力は、質量の損失（アブレーション）や、小さな物体の完全な崩壊を引き起こす可能性があり、圧縮強度の低い物体は爆発する可能性があります。
物体は、低地球軌道では7.8 km/s、スターダスト探査機では約12.5 km/sの速度で大気圏に再突入している。[ 1 ] 物体は高い運動エネルギーを持っており、大気圏散逸がこれを消費する唯一の方法である。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だからである。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る。
弾道弾頭や使い捨ての輸送機は、大気圏再突入時に減速する必要がなく、実際には速度を維持するために流線型に設計されています。さらに、気球からの高高度パラシュート降下など、近宇宙から地球へ低速で帰還する場合、大気圏内（またはそのすぐ上）で相対静止状態から出発する物体の重力加速度では、大気を著しく加熱するほどの速度は生み出されないため、耐熱シールドは必要ありません。
地球の場合、大気圏突入は慣例として地表から高度100 km (62 マイル、54 海里)のカーマン線で行われますが、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) で大気圏突入が行われます。制御されていない物体は、地球の重力の影響を受けて宇宙空間を加速しながら地球に向かって高速に達し、地球の大気圏に遭遇すると摩擦によって減速します。流星は、地球の重力井戸に遭遇する前に地球とは異なる軌道を描いているため、地球に対して非常に速く移動していることがよくあります。ほとんどの物体は、準軌道(大陸間弾道ミサイルの再突入体など)、軌道(ソユーズなど)、または無限軌道(流星など)のため、極超音速で突入します。大気圏再突入や極めて高速での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ました。制御された大気圏突入の代替方法として浮力[ 2 ]があり、これは、厚い大気、強い重力、またはその両方の要因によって高速双曲線突入が困難になる惑星への突入に適しています。例えば、金星、タイタン、巨大惑星の大気などです。[ 3 ]
アブレーション式耐熱シールドの概念は、1920年にロバート・ゴダードによって既に説明されていました。「秒速30マイル（48km ）もの速度で大気圏に突入する流星の場合、流星の内部は低温のままであり、侵食は主に急激に加熱された表面の欠けやひび割れによるものです。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、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、表面はそれほど侵食されないでしょう。」[ 4 ]
弾道ミサイルの射程と再突入速度が増加するにつれて、再突入システムの実際的な開発が始まった。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（多くのV-2は再突入中に分解した）が、加熱は深刻な問題ではなかった。ソ連のR-5のような中距離ミサイルは、射程が1,200キロメートル（650海里）であったため、分離可能な再突入体にはセラミック複合材の耐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）。射程が8,000～12,000キロメートル（4,300～6,500海里）の最初のICBMは、現代的なアブレーション耐熱シールドと鈍角形状の機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エガーズ・ジュニアによって開拓されました。[ 5 ] 1951年、彼らは鈍い形状（抗力が大きい）が最も効果的な耐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 ]アレンとエガーズは、単純な工学原理から、再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。再突入機を鈍い形状にすると、空気は十分に速く「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。高温ガスの大部分はもはや機体と直接接触していないため、熱エネルギーは衝撃を受けたガスに留まり、単に機体の周りを移動して、後に大気中に散逸します。
アレンとエガーズの発見は、当初は軍事機密として扱われたが、最終的に1958年に公表された。[ 7 ]
宇宙船の着陸または回収、特に地球以外の惑星での大気圏突入が、大気圏突入の一部である場合、突入は突入、降下、着陸、またはEDLと呼ばれる段階の一部となります。[ 8 ]大気圏突入が、宇宙船が打ち上げられたのと同じ天体に戻る場合、その事象は再突入（ほぼ常に地球への突入を指す）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、極超音速で大気圏に突入する宇宙船のエネルギーを散逸させ、機器、貨物、および乗客を減速させ、宇宙船と乗客にかかる応力を許容範囲内に抑えながら、地表の特定の目的地付近に速度ゼロで着陸させることである。[ 9 ]これは、推進手段、空力手段（機体特性またはパラシュート）、あるいはそれらの組み合わせによって達成できる。
エントリー車両の設計には、いくつかの基本的な形状が用いられます。
最も単純な軸対称形状は球体または球形断面です。[ 10 ]これは完全な球体、または球形断面の前部と収束円錐形の後部のいずれかになります。球体または球形断面の空力特性は、ニュートン衝突理論を使用して解析的に簡単にモデル化できます。同様に、球形断面の熱流束は、Fay–Riddell 方程式を使用して正確にモデル化できます。[ 11 ]球形断面の静的安定性は、機体の重心が曲率中心より上流にある場合に保証されます (動的安定性はより問題があります)。純粋な球体には揚力がありません。しかし、迎角で飛行することにより、球形断面は適度な空力揚力を持ち、ある程度の横方向の能力を提供し、進入経路を広げます。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、計算流体力学はまだ黎明期でした。球形断面は閉形式解析に適しているため、その形状は保守的な設計のデフォルトになりました。そのため、当時の有人カプセルは球形断面を基本としていた。
純粋な球形突入機は、初期のソ連のボストークおよびボスホートカプセル、ソ連の火星およびベネラ降下機で使用されました。アポロ司令船は、球形セクションの前部耐熱シールドと収束円錐形の後部を使用しました。極超音速トリム迎角-27°（0°は鈍端が先）で揚力突入を行い、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、機体の重心を対称軸からずらすことで、ある程度の横方向制御を実現し、カプセルを縦軸を中心に回転させることで揚力を左右に向けることができました。有人カプセルにおける球形セクション形状の他の例としては、ソユーズ/ゾンド、ジェミニ、マーキュリーなどがあります。こうしたわずかな揚力でも、ピークGフォース 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（抗力によってのみ減速される）の場合の8～9gから4～5gに減少し 、ピーク再突入熱も大幅に減少します。[ 13 ]
球円錐は、球状の断面に円錐台または鈍角円錐を取り付けた形状です。球円錐の動的安定性は、一般的に球状の断面よりも優れています。機体は球面側から進入します。半角が十分に小さく、重心が適切な位置にある場合、球円錐はケプラー効果による進入から地表への衝突まで、空力的な安定性を提供できます。（半角とは、円錐の回転対称軸と外面との間の角度であり、円錐の表面の縁がなす角度の半分です。）
アメリカ初の球状円錐形エアロシェルは、1955年にゼネラル・エレクトリック社によって開発された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、金属製の耐熱シールドをベースとした放射冷却式熱防護システム（TPS）を採用していました（TPSの種類については後述します）。Mk-2は兵器運搬システムとして重大な欠陥を抱えていました。弾道係数が低いため上層大気圏に長く滞留し、蒸発した金属の筋を尾を引くためレーダーに非常に見えやすかったのです。これらの欠陥により、Mk-2は弾道ミサイル迎撃システム（ABM）に対して非常に脆弱でした。そのため、ゼネラル・エレクトリック社はMk-2に代わる球状円錐形RVを開発しました。
この新しい再突入体（RV）はMk-6で、ナイロンフェノール樹脂製の非金属製アブレーション式熱防護システム（TPS）を採用していました。この新しいTPSは再突入時の熱シールドとして非常に効果的で、鈍角を大幅に低減することが可能でした。しかし、Mk-6は突入質量3,360kg 、長さ3.1m、半角12.5°という巨大なRVでした。その後、核兵器とアブレーション式TPSの設計が進歩したことで、RVはMk-6に比べて大幅に小型化され、鈍角比もさらに低減されました。1960年代以降、球状円錐形が現代のICBM RVの好ましい形状となり、典型的な半角は10°から11°の間となっています。
偵察衛星のRV（回収機）も球円錐形を使用しており、非弾薬型突入機の最初のアメリカの例となった（ディスカバラー1号、1959年2月28日打ち上げ）。球円錐形はその後、他の天体への宇宙探査ミッションや宇宙空間からの帰還に使用された。例えば、スターダスト探査機。軍用RVとは異なり、鈍体によるTPS質量の低減という利点は、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残っていた。宇宙探査用の球円錐形突入機は、火星、金星、木星、タイタンの表面に着陸したり、大気圏に突入したりしている。
バイコニックは、球と円錐に円錐台を追加した形状です。バイコニックは、L/D比を大幅に向上させます。火星への空中捕獲用に設計されたバイコニックのL/Dは、アポロCMのL/Dが0.368であるのに対し、通常約1.0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員輸送に適しています。おそらく、これまで飛行したバイコニックの中で最も重要なものは、先進機動再突入機（AMaRV）でしょう。マクドネル・ダグラス社が4機のAMaRVを製造し、再突入機の高度化において大きな飛躍を遂げました。 3 機の 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 によって発射された。AMaRV の突入質量は約 470 kg、ノーズ半径は 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°、軸方向長さは 2.079 メートルであった。AMaRV の正確な図や写真は、これまで公開文献には掲載されていない。しかし、AMaRV に似た機体の概略図と、ヘアピン ターンを示す軌道図は公開されている。[ 14 ]
AMaRVの姿勢制御は、機体側面に取り付けられた2つのヨーフラップと、分割式ボディフラップ（分割式ウィンドワードフラップとも呼ばれる）によって行われた。フラップの制御には油圧作動が用いられた。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た。マクドネル・ダグラスDC-X （これも双円錐形機）は、基本的にAMaRVのスケールアップ版であった。AMaRVとDC-Xは、最終的にロッキード・マーティンX-33となったものの、実現しなかった提案の基礎ともなった。
非軸対称形状は、有人宇宙船の突入機に用いられてきた。一例として、従来のグライダーのように降下中に操縦するためにデルタ翼を用いる翼付き軌道機が挙げられる。この方式は、アメリカのスペースシャトル、ソ連のブラン、そして開発中のスターシップで採用されている。リフティングボディも突入機の形状の一つであり、 X-23 PRIME （精密回収・操縦突入）機で用いられた。
宇宙から大気圏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つの要因から生じます。
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。非常に高速の場合、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、後期の段階では対流が優勢になります。[ 15 ]
電離の強度によっては、宇宙船との無線通信が途絶えることがある。 [ 16 ]
NASAの地球突入インターフェースは400,000フィート（122 km）ですが、制御された突入中の主な加熱は65～35キロメートル（213,000～115,000フィート）の高度で発生し、58キロメートル（190,000フィート）でピークに達します。[ 17 ]
典型的な再突入温度では、衝撃層内の空気は電離と解離の両方の状態にある。[ 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。耐熱シールドを設計する航空技術者にとって重要な気体の基本的な物理モデルは4つある。
航空工学の学生は通常、理想気体モデルを教えられます。理想気体方程式とそれに対応する表やグラフは、NACA レポート 1135「圧縮性流れの方程式、表、および図表」に記載されています。[ 19 ]このレポートの抜粋は、多くの熱力学の教科書の付録に掲載されており、超音速航空機の設計者にはよく知られています。
理想気体理論は航空機の設計解析に役立ちますが、気体が化学的に不活性であるという前提に基づいています。これは、 1気圧で550 K（277 °C、530 °F）以下の温度の場合に当てはまります。理想気体モデルは550 Kで妥当性を失い始め、 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、耐熱シールドの設計者は実在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誤った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迎角は当初の推定よりも高く、その結果、月面帰還時の突入経路が狭くなった。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、機体の制御を失うことを懸念して、再突入中に不安な瞬間を経験した。[ 20 ]
平衡実在気体モデルは、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であるとも仮定します（これは熱力学的平衡と呼ばれます）。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、さまざまな反応によって化学的に解離します。再突入物体に対する直接摩擦は、衝撃層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、加熱の一因となります。衝撃波から突入機の先端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、ノーズ半径の 0.14 倍です。自由流速を 7.8 km/s、ノーズ半径を 1 メートルと仮定すると、衝撃波からよどみ点までのガス分子の移動時間は推定でき、すなわち移動時間は約 18 マイクロ秒である。これは、ピーク熱流束時に 7.8 km/s で空気に突入する場合、衝撃波によって開始された化学解離が衝撃層で化学平衡に達するのに必要な時間とほぼ同じである。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、平衡モデルが使用可能になる。この場合、衝撃波と突入機の先端の間の衝撃層の大部分は化学反応を起こしており、平衡状態にはない。熱流束のモデリングに極めて重要なFay–Riddell 方程式[ 11 ]は、よどみ点が化学平衡状態にあることを前提として妥当である。衝撃層のガスが平衡状態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。例えば、ガリレオ探査機が木星の大気圏に突入した際、衝撃層はピーク時の熱流束時にほぼ平衡状態に達していました。これは、非常に高い圧力にさらされたためです（ピーク時の自由流速が39 km/sであったことを考えると、これは直感に反する結果です）。
平衡気体モデルでは、完全気体モデルよりも停滞点の熱力学的状態を決定するのが難しい。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、カッパとも呼ばれる）は気体定数とともに一定であると仮定される。実在気体では、比熱比は温度の関数として大きく変動する可能性がある。完全気体モデルでは、等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洗練された方程式群、等エントロピー連鎖が存在する。実在気体では、等エントロピー連鎖は使用できず、代わりにモリエ図を用いて手動で計算を行う。しかし、モリエ図を用いた図解法は、デジタルルックアップテーブル（モリエ図の別の形式）に基づくコンピュータプログラムや化学に基づく熱力学プログラムを使用する現代の遮熱板設計者にとっては、もはや時代遅れとみなされている。一定の圧力と温度で平衡状態にある気体の化学組成は、ギブズ自由エネルギー法によって決定できます。ギブズ自由エネルギーは、気体の全エンタルピーから全エントロピーと温度の積を引いたものです。化学平衡プログラムは通常、化学式や反応速度式を必要としません。このプログラムは、気体に対して指定された元の元素存在量を維持し、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ズ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・ラフソン法が一般的な数値計算手法です）。ギブズ自由エネルギープログラムのデータベースは、分配関数を定義するために使用される分光データから得られます。現在存在する最高の平衡コードの一つに、NASAルイス研究所（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」とも呼ばれています。 CEAは惑星大気ガスに関して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（二重電離がモデル化されていないため）。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、Linux上でG77 Fortranコンパイラを使用してコンパイルできます。
非平衡実在気体モデルは、衝撃層の気体物理を最も正確にモデル化していますが、平衡モデルよりも解くのが難しいです。最も単純な非平衡モデルは、1958 年に開発されたLighthill–Freeman モデルです。 [ 21 ] [ 22 ] Lighthill–Freeman モデルは、最初は単一の二原子分子種から構成され、1 つの化学式とその逆反応のみを起こせる気体を仮定しています。たとえば、N 2 = N + N および N + N = N 2 (解離と再結合) です。Lighthill–Freeman モデルは単純であるため、教育ツールとして有用ですが、非平衡空気のモデル化には単純すぎます。空気は通常、分子窒素 0.7812、分子酸素 0.2095、アルゴン 0.0093 のモル分率組成を持つと仮定されます。空気の最も単純な実在気体モデルは、N₂、O₂、NO、N、Oの5成分に基づく5成分モデルです。この5成分モデルはイオン化を仮定せず、二酸化炭素などの微量成分を無視します。
ギブス自由エネルギー平衡プログラムを実行すると、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規定される解の経路に従います。5 種モデルには 17 の化学式 (逆式を数えると 34 ) があります。ライトヒル-フリーマンモデルは、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。5つの常微分方程式は密接に結合しているため、システムは数値的に「硬く」、解くのが困難です。5 種モデルは、突入速度が約7.8 km/s (28,000 km/h; 17,000 mph)である低地球軌道からの突入にのみ使用できます。月への帰還時の11 km/sの突入速度では、[ 23 ]衝撃層にはかなりの量の電離窒素と酸素が含まれています。5種モデルはもはや正確ではなく、代わりに12種モデルを使用する必要があります。火星-地球軌道上の大気突入界面速度は、 12 km/s (43,000 km/h; 27,000 mph)のオーダーです。[ 24 ] 二酸化炭素、窒素、アルゴンの大気を含む高速火星大気突入のモデリングはさらに複雑で、19種モデルが必要です。
非平衡実在気体効果のモデリングにおいて重要な側面の一つは、放射熱流束です。機体が非常に高速で大気圏に突入し（双曲線軌道、月面帰還など）、機首半径が大きい場合、放射熱流束がTPS加熱を支配する可能性があります。空気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（例：シアン（CN）、一酸化炭素、一酸化窒素（NO）、一価イオン化窒素分子など）から発生します。これらの分子は、衝撃波が周囲の大気ガスを解離し、衝撃層内で再結合して新しい分子種に生成されることによって形成されます。新しく生成された二原子分子は、初期状態では非常に高い振動温度を持ち、振動エネルギーを効率的に放射エネルギー、すなわち放射熱流束に変換します。このプロセス全体は1ミリ秒未満で発生するため、モデリングは困難です。放射熱流束の実験的測定（通常は衝撃波管を用いて行われる）と、非定常シュレーディンガー方程式による理論計算は、航空宇宙工学の中でも特に難解な分野である。放射熱流束の理解に関する航空宇宙研究のほとんどは1960年代に行われたが、アポロ計画の終了後、ほぼ中止された。空気中の放射熱流束は、アポロ計画の成功を確実にするのに十分な程度には理解されていた。しかし、二酸化炭素（火星突入）中の放射熱流束は依然としてほとんど理解されておらず、大規模な研究が必要となるだろう。
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記述します。「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、氷が水を凍らせるように「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」しているのです（すべての化学反応が停止していると仮定されます）。化学反応は通常、分子間の衝突によって起こります。[ 25 ]ガス圧がゆっくりと低下し、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。しかし、ガス圧が非常に急激に低下し、ほとんどすべての化学反応が停止する可能性もあります。そのような状況では、ガスは凍結しているとみなされます。[ 26 ]
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、圧力や温度などの同じ熱力学的状態であっても、特性（音速、粘度など）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。衝撃層の非平衡空気は、突入機の前方側を通過して、急速に膨張する流れの領域に運ばれ、そこで凍結します。凍結した空気は、突入機の後方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。機体後部の熱防護シールド（TPS）の加熱は通常それほど高くありませんが[ 27 ]、機体の航跡の形状と不安定性は、空力特性（ピッチングモーメント）や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。[ 28 ] [ 29 ]
熱防護システム（TPS）とは、大気圏再突入時の灼熱から宇宙船を保護する障壁のことです。宇宙船の熱防護には、アブレーション式遮熱板、パッシブ冷却、アクティブ冷却など、さまざまな手法が用いられています。これらは大きく分けて、アブレーション式TPSと再利用可能なTPSの2種類に分類できます。
宇宙船が減速する前に比較的低い高度に達する場合、アブレーション式熱防護システム（TPS）が必要となります。スペースシャトルなどの宇宙船は、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（スペースシャトルの熱防護システムを参照）。
熱保護システムは、高エンタルピー地上試験、または誘導プラズマもしくは直流プラズマを用いて高エンタルピーと高よどみ圧力の組み合わせを再現するプラズマ風洞で試験される。
アブレーション式ヒートシールドは、高温の衝撃層ガスをヒートシールドの外壁から持ち上げることで機能します（より低温の境界層を形成します）。境界層は、ヒートシールド材料からの気体反応生成物の吹き出しによって形成され、あらゆる形態の熱流束に対する保護を提供します。境界層を介してヒートシールドの外壁が受ける熱流束を低減する全体的なプロセスは、遮断と呼ばれます。アブレーションは、アブレーション式TPSでは2つのレベルで発生します。TPS材料の外面は炭化、溶融、昇華し、TPS材料の大部分は熱分解を起こして生成ガスを放出します。熱分解によって生成されたガスが吹き出しを駆動し、対流および触媒熱流束の遮断を引き起こします。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。[ 30 ]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、放射熱流束に対する遮断も提供できます。放射熱流束の遮断は、ガリレオ探査機のTPS材料（カーボンフェノール樹脂）における主要な熱保護機構であった。
米国におけるアブレーション技術の初期の研究は、カリフォルニア州モフェットフィールドにあるNASAエイムズ研究センターを中心に行われた。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、理想的な場所であった。初期の実験では、通常、分析対象のアブレーション材料の模型を極超音速風洞内に設置した。[ 31 ]アブレーション材料の試験は、エイムズアークジェット複合施設で行われている。アポロ、スペースシャトル、オリオンの耐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試験されている。[ 32 ]
カーボンフェノールは、元々はロケットノズル喉部材料（スペースシャトル固体ロケットブースターで使用）および再突入機のノーズチップ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。[ 33 ]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、望ましくない高密度も持ち合わせています。
NASAのガリレオ探査機は、TPS材料としてカーボンフェノール樹脂を使用した。[ 34 ]
突入車両が受ける熱流束が熱分解を引き起こすのに不十分な場合、TPS材料の熱伝導率によって熱流束がTPS接着層材料に伝導され、TPSの破損につながる可能性があります。したがって、熱流束が低い突入軌道の場合、カーボンフェノール樹脂は不適切な場合があり、以下のような低密度のTPS材料の方が設計上より良い選択肢となる可能性があります。
SLA-561VのSLAは、超軽量アブレーション材を意味します。SLA-561V は、ロッキード・マーティン社が製造する独自のアブレーション材で、火星科学研究所(MSL)を除く、NASA が火星に送った 70° 球状円錐形突入機のすべてで主要な TPS 材料として使用されています。SLA-561V は、約 110 W/cm 2 の熱流束で顕著な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破損します。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の場合、TPS は炭化した断熱材として機能し、顕著なアブレーションは発生しませんでした。バイキング 1は最初の火星着陸機で、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は、底部の直径が3.54 メートル（火星科学研究所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予め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で適用され、大きな耐熱シールドの構築を可能にしています。[ 35 ]
フェノール含浸炭素アブレーション材（PICA）は、フェノール樹脂を含浸させた炭素繊維プリフォームです。[ 36 ]低密度（炭素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という利点があります。サンプルリターンミッションや月面帰還ミッションで見られるような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、従来の炭素フェノールなどの他の高熱流束アブレーション材料よりも低くなっています。
PICAは1990年代にNASAエイムズ研究センターによって特許取得され、スターダストエアロシェルの主要なTPS材料でした。[ 37 ]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、人類が作った物体としては最速でした 。これはアポロ計画のカプセルよりも速く、スペースシャトルよりも70%速かったのです。[ 1 ] PICAは、2006年に地球に帰還したスターダスト計画の実現可能性にとって極めて重要でした。スターダストの耐熱シールド（底部直径0.81m ）は、公称ピーク加熱率1.2kW /cm2に 耐えられるサイズのモノリシックな一枚板でできていました。火星科学研究所の火星大気圏突入にもPICA耐熱シールドが使用されました。[ 38 ]
改良され製造が容易になったPICA-Xと呼ばれるバージョンは、2006年から2010年にかけてSpaceXによってドラゴン宇宙カプセル用に開発されました[ 38 ] [ 39 ]。PICA -X耐熱シールドの最初の再突入試験は、2010年12月8日のドラゴンC1ミッションで行われました[ 40 ]。PICA -X耐熱シールドは、12人のエンジニアと技術者からなる小規模チームによって4年足らずで設計、開発、完全な認定を受けました[ 38 ] 。PICA -Xは、NASAのPICA耐熱シールド材料よりも製造コストが10分の1です[ 41 ] 。
PICAの改良版であるPICA-3は、2010年代半ばにSpaceX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でクルードラゴン宇宙船に初めて搭載され、2020年に同宇宙船で定期運用が開始されました。[ 42 ]
PICA およびその他のほとんどのアブレーション TPS 材料は、専有情報または機密情報であり、その配合と製造プロセスは公開文献には開示されていません。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ます。そこで、シュトゥットガルト大学の高エンタルピー流診断グループ (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、公開カーボンフェノールアブレーション材料を開発しました。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、エチレングリコール中のレゾールフェノール樹脂とポリビニルピロリドンの溶液を含浸させ、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作られます。得られた材料は硬化され、所望の形状に機械加工されます。[ 43 ] [ 44 ]
シリコーン含浸再利用可能セラミックアブレーション材（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マーズ・エクスプロレーション・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（後部カバー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）の接合点に位置していました。SIRCAは、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）火星衝突プローブの主要な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する一体型の断熱材です。カスタム形状に加工して宇宙船に直接適用できる唯一のTPS材料です。スペースシャトルのタイルとは異なり、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。 SIRCAは精密な形状に加工できるため、タイル、先端部、ノーズキャップ全体、または様々なカスタム形状やサイズで適用できます。1996年現在 SIRCAはバックシェルインターフェース用途で実証されているが、前部TPS材料としてはまだ実証されていない。[ 45 ]
AVCOATはエポキシノボラック樹脂中のシリカ繊維で構成されています。これはいくつかのアブレーション型遮熱板の設計に使用されています。[ 46 ]
NASAは1960年代にアポロ司令船にこの素材を初めて使用し、その後、次世代の低軌道を超えたオリオン乗員モジュールにこの素材を使用しました。オリオンは2014年12月に最初の試験飛行を行い、2022年11月に運用を開始しました。[ 47 ]オリオンで使用されるアブコートは、アポロ計画終了後に制定された環境法規制に適合するように再配合されています。[ 48 ] [ 49 ]
熱浸透は、ほぼすべての熱防護システム（TPS）の構成要素です。例えば、アブレーション式遮熱板は、外壁温度が熱分解に必要な最低温度を下回ると、熱防護効果の大部分を失います。その時点から熱パルス終了までの間、衝撃層からの熱が遮熱板の外壁に対流し、最終的にはペイロードに伝導します。この事態は、熱が内壁に伝導する前に遮熱板（熱浸透状態）を射出することで防ぐことができます。
耐火断熱材は、宇宙船表面の最外層に熱を保持し、そこで空気によって熱が伝導される。[ 50 ]表面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、非常に低い熱伝導率を示す必要がある。このような特性を持つ材料は、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、一般的には比較的小さなタイルとして製造され、宇宙船の構造スキンに取り付けられる。靭性と熱伝導率の間にはトレードオフがあり、伝導率の低い材料は一般的に脆い。スペースシャトルは複数の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。
断熱材は完全ではないため、断熱材と下地材に熱エネルギーが蓄積され（「熱浸透」）、宇宙船が高温飛行領域を抜けた後に放散されなければなりません。この熱の一部は表面を通して再放射されるか、対流によって表面から運び去られますが、一部は宇宙船の構造と内部を加熱するため、着陸後に能動冷却が必要になる場合があります。[ 50 ]
一般的なスペースシャトルのTPSタイル（LI-900）は、優れた耐熱性を備えています。LI-900タイルは、片面が1,000 Kの温度にさらされても、もう片面は触ってもほんのり温かい程度です。しかし、比較的脆く、簡単に割れてしまうため、飛行中の雨には耐えられません。[ 51 ]
初期の弾道ミサイルのロケットエンジン（例えば、Mk-2や準軌道宇宙船マーキュリーなど）では、放射冷却式の熱防護システム（TPS ）が使用され、熱パルス発生時に熱流束を吸収し、その後、熱パルス終了後に蓄積された熱を放射・対流によって大気中に放出していた。しかし、この技術の初期バージョンでは、相当量の金属製TPS（例えば、チタン、ベリリウム、銅など）が必要だった。現代の設計者は、この追加質量を避けるために、アブレーション式および熱吸収式のTPSを使用することを好む。
放射率を利用した熱保護システムは、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、下層の多孔質セラミック層が構造物を高温表面から保護します。このようなシステムの機能性には、高い熱安定性放射率と低い熱伝導率が不可欠です。[ 52 ]
放射冷却式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）（炭素-炭素とも呼ばれる）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の前縁のTPS材料であり、 X-33の前縁材料としても提案された。炭素は既知の材料の中で最も耐火性が高く、グラファイトの1気圧昇華温度は3,825 ℃（6,917 °F）である。この高温により、炭素は放射冷却式TPS材料として当然の選択肢となった。RCCの欠点は、現在製造コストが高く、重く、耐衝撃性に欠けることである。[ 53 ]
SR-71ブラックバードやコンコルドなどの高速航空機は、宇宙船が経験するような加熱に対処しますが、その強度ははるかに低く、一度に数時間続きます。SR-71のチタン製外板の研究により、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回復することが明らかになりました。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 ℃ （261 °F）（通常の氷点下の外気よりも約180 ℃（324 °F）高い）に達することが許容されていました。より高い最高温度に関連する冶金学的影響（焼き戻しの喪失）が、航空機の最高速度を決定する最も重要な要因でした。
突入機用の放射冷却式TPSは、しばしばホットメタルTPSと呼ばれます。スペースシャトルの初期のTPS設計では、ニッケル超合金（René 41と呼ばれる）とチタンタイルをベースとしたホットメタルTPSが求められていました。 [ 54 ]このシャトルTPSのコンセプトは、シリカタイルベースのTPSの方が開発および製造コストが低いと考えられたため却下されました。ニッケル超合金タイルTPSは、失敗に終わったX-33単段軌道投入機（SSTO）プロトタイプにも再び提案されました。[ 55 ]
近年、放射冷却式TPS材料として、RCCよりも優れた新しい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の材料は、プロトタイプ機である細長超高速空力熱力学研究プローブ（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（30,000m ）でのマッハ11の飛行、および連続極超音速飛行用に設計された機体の大幅な性能向上を可能にする性能向上を示唆しています。SHARP TPS材料は、鋭利な前縁とノーズコーンを可能にし、空気吸入式複合サイクル推進宇宙機およびリフティングボディの抗力を大幅に低減します。SHARP材料は、0℃から2,000 ℃（3,630 °F）を超える温度範囲で効果的なTPS特性を示し、融点は3,500 ℃（6,330 °F）を超えています。 SHARP 材料は 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および間に追加の TPS を必要としません。NASA は当初、2001年にモンタナ大学を通じて試験車両で SHARP 材料をテストするための多段階の R&D プログラムに資金を提供しましたが、中止しました。[ 56 ] [ 57 ]
様々な先進的な再利用型宇宙船や極超音速航空機の設計案では、耐熱金属合金製の耐熱シールドを採用し、その中に冷媒や極低温燃料を循環させる方式が提案されている。
このようなTPS（熱防護システム）のコンセプトは、1980年代半ばにX-30国家航空宇宙機（NASP）向けに提案された。NASPはスクラムジェットエンジンを搭載した極超音速機となるはずだったが、開発は失敗に終わった。
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、能動冷却式船体を持つ無人リフティングボディ機が2機打ち上げられた。
2019年初頭、SpaceXは、再突入する宇宙船の熱保護システムの一部として、透過冷却式の外装設計を採用したStarship宇宙船用の能動冷却式耐熱シールドを開発していた。 [ 58 ] [ 59 ]しかし、SpaceXは2019年後半にこのアプローチを放棄し、耐熱シールドタイルの最新版を採用した。[ 60 ] [ 61 ]
2023年10月に発表され、まだ飛行していないストーク・スペース・ノヴァ第2段は、再生冷却（液体水素による）耐熱シールドを使用している。[ 62 ]
1960年代初頭、衝撃層に水やその他の冷却液を噴霧したり、ヒートシールド内のチャネルを通して流したりする様々なTPSシステムが提案された。利点としては、開発コストが安く、より堅牢で、機密扱いの未知の技術を必要としない、よりオールメタルな設計が可能になることが挙げられる。欠点は、重量と複雑さが増し、信頼性が低下することである。このコンセプトは実際に飛行したことはなかったが、類似の技術（プラグノズル[ 54 ]）は広範な地上試験を受けた。
燃料が許せば、逆噴射によるエンジン噴射で大気圏に突入することは可能です。この噴射は、大気抵抗だけの場合よりもはるかに速く機体を減速させると同時に、圧縮された高温の空気を機体から遠ざけるという二重の効果があります。SpaceXのファルコン9ロケットの第1段は、再突入時に、初期の極超音速から急速に減速するために、突入噴射を行います。
2004年、航空機設計者のバート・ルータンは、準軌道飛行機スペースシップワンを用いて、再突入時に形状変化する翼型の実現可能性を実証した。この機体の翼は上方に回転して羽根のような形状になり、シャトルコックのような効果を生み出す。これにより、スペースシップワンは再突入時に大きな熱負荷を受けることなく、はるかに大きな空気抵抗を実現できる。
この構成では、機体の流線型が小さくなり、通常よりも高い高度でより多くの大気ガス粒子が宇宙船に衝突するため、抗力が増加します。そのため、航空機はより高い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、航空機はこの状態で自動的に高抗力姿勢に向きを変えます。[ 63 ]
しかし、スペースシップワンが再突入前に到達する速度は軌道上の宇宙船の速度よりもはるかに低く、ルータン氏を含む技術者たちは、フェザリング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る。
2011年5月4日、ホワイトナイトツーからの分離後、滑空飛行中にスペースシップツーにおけるフェザリング機構の最初の試験が行われた。フェザリングシステムの早期展開が、2014年のVSSエンタープライズ墜落事故の原因となり、機体は分解し、副操縦士が死亡した。
羽根状の再突入は、 1958年にNACAのディーン・チャップマンによって初めて記述された。[ 64 ]複合機の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た。
いくつかの利点を得るために、揚力式と非揚力式の進入方式を組み合わせることが望ましい場合がある。着陸時の操縦性に関しては、揚力式機体を使用する方が明らかに有利である。しかし、揚力式機体が吸収する総熱量は、非揚力式機体よりもはるかに高い。非揚力式機体は、例えば大型で軽量な抗力装置を用いることで、より容易に製造できる。装置が大きいほど、加熱率は小さくなる。
シャトルコックのような安定性を備えた非昇降式車両は、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ある。
... 揚力軌道と非揚力軌道の望ましい特徴を組み合わせた明らかな複合型進入方法としては、まず揚力なしで抗力装置を使用して進入し、その後、速度が一定の値まで低下したときに装置を投棄または格納し、残りの降下中は揚力装置を使用するという方法がある。
大気圏再突入時の減速、特に高速火星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」が有利となる。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。[ 65 ]膨張式エアロシェルは、低質量設計で抗力面積を拡大する1つの選択肢を提供する。
このような膨張式シールド/エアロブレーキは、火星96ミッションの貫通体用に設計されました。このミッションは打ち上げ機の不具合により失敗したため、NPOラヴォーチキンとDASA/ESAは地球周回軌道ミッションを設計しました。膨張式再突入降下技術（IRDT）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ました。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ました。シールドの第2段階の膨張は失敗しましたが、実証機は軌道再突入を生き延び、回収されました。[ 66 ] [ 67 ]その後、ボルナロケットで行われたミッションは、打ち上げ機の不具合により失敗しました。[ 68 ]
NASAは2009年8月17日、膨張式再突入機実験（IRVE）の最初の試験飛行に成功し、膨張式耐熱シールド実験宇宙船を打ち上げた。耐熱シールドは直径15インチ（38cm ）のペイロードシュラウドに真空パックされ、バージニア州ウォロップス島のNASAウォロップス飛行施設からブラックブラント9観測ロケットで打ち上げられた。「窒素によって、シリコンコーティングされた[ケブラー]生地の何層にも重ねられた直径10フィート（3.0m ）の耐熱シールドが、打ち上げから数分後に宇宙空間でキノコ型に膨らんだ。」[ 65 ]ロケットの最高高度は131マイル（211km ）で、そこで超音速まで降下を開始した。1分も経たないうちにシールドはカバーから解放され、 124マイル（200km ）の高度で膨張した。シールドの膨張には90秒もかからなかった。[ 65 ]
初期の IRVE 実験の成功を受けて、NASA はこの概念をより野心的な極超音速膨張式空力減速装置 (HIAD) に発展させた。現在の設計は浅い円錐形をしており、構造は徐々に大径が大きくなる円形膨張チューブの積み重ねとして構築されている。円錐の前方 (凸面) 面は、大気圏突入 (または再突入) の応力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。[ 69 ] [ 70 ]
2012年、HIADは準軌道観測ロケットを用いた膨張式再突入機実験3（IRVE-3）として試験され、正常に作動した。[ 71 ]： 8
低密度超音速減速装置（Low-Density Supersonic Decelerator）も参照のこと。これはNASAのプロジェクトで、2014年と2015年に直径6mのSIAD-Rの試験が行われた。
6メートル（20フィート）の膨張式再突入機である膨張式減速機の低軌道飛行試験（LOFTID）[ 72 ]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日に回収に成功した。
大気圏突入用の乗り物を設計する際には、4つの重要なパラメータが考慮されます。[ 73 ]
ピーク熱流束と動圧によってTPS材料が選ばれます。熱負荷によってTPS材料スタックの厚さが選ばれます。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）からの有人地球帰還または月帰還の上限は10 gです。[ 74 ]長時間無重力に曝された後の火星大気圏突入の上限は4 gです。[ 74 ]破砕が問題となる場合、ピーク動圧は最外層の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によって評価できます。 [ 75 ]
保守的な設計の原則から出発して、エンジニアは通常、最悪のケースの軌道であるアンダーシュート軌道とオーバーシュート軌道の2つを考慮します。オーバーシュート軌道は通常、大気圏に突入する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最も高い熱負荷を持ち、TPSの厚さを決定します。アンダーシュート軌道は、最も急な許容軌道として定義されます。有人ミッションの場合、最も急な突入角は最大減速によって制限されます。アンダーシュート軌道は、最も高いピーク熱流束と動圧も持ちます。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」なTPS材料はありません。高い熱流束に最適なTPS材料は、長時間の熱負荷に対しては熱伝導率が高すぎる（密度が高すぎる）可能性があります。低密度のTPS材料は、動圧が高すぎる場合に剥離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、壁面圧力が大幅に上昇すると、同じピーク熱流束でも壊滅的な故障を起こす可能性があります (NASA の R-4 試験宇宙船で実際に発生しました)。[ 74 ]古い TPS 材料は、現代の材料に比べて製造に手間がかかり、コストも高くなる傾向があります。しかし、現代の TPS 材料は、古い材料のような飛行履歴がないことがよくあります (リスク回避型の設計者にとって重要な考慮事項です)。
アレンとエガーズの発見に基づくと、エアロシェルの鈍角を最大にする（抗力を最大にする）と、TPSの質量が最小になります。鈍角を最大にする（弾道係数を最小にする）と、最高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ですが、軍用RVにとっては不利です）。ただし、衝撃波の剥離に基づく空力安定性の考慮により、鈍角には上限があります。鋭い円錐の半角が臨界値より小さい場合、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、理想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以下で発生します）。窒素大気（地球またはタイタン）の場合、許容される最大半角は約60°です。二酸化炭素大気（火星または金星）の場合、許容される最大半角は約70°です。衝撃波が剥離した後、突入機は前縁のよどみ点（亜音速キャップ）の周囲に、衝撃層ガスをかなり多く運ぶ必要があります。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（窒素大気中のホイヘンス探査機）用に設計されたエアロシェル設計を火星突入（二酸化炭素大気中のビーグル2号）に再利用するのは誤りです。放棄される前に、ソ連の火星着陸機計画は、3回の突入試みのうち2回目（他の2回は火星2号と火星6号）で1回の着陸に成功しました（火星3号） 。ソ連の火星着陸機は、60°の半角エアロシェル設計に基づいていました。
大気圏探査機（地表着陸を目的としない探査機）では、熱防護システム（TPS）の質量が最小化されていないにもかかわらず、通常45°の半角球状円錐が使用される。45°の半角を採用する理由は、突入から衝突までの空力安定性を確保するため（耐熱シールドは投棄されない）、または短時間で鋭い熱パルスを発生させた後、速やかに耐熱シールドを投棄するためである。45°の球状円錐設計は、火星探査機DS/2と金星探査機パイオニアで使用された。
大気圏再突入のすべてが完全に成功したわけではない。
大気圏再突入の中には、重大な災害を引き起こした事例もある。
再突入する人工衛星のうち、その質量の約10～40%が地球表面に到達する可能性がある。[ 78 ] 2014年時点で、平均して1日に約1個のカタログ化された天体が再突入している。[ 79 ]
地球の表面は大部分が水で覆われているため、再突入を生き延びた物体のほとんどは世界の海洋のいずれかに着水します。ある人が生涯のうちに衝突されて負傷する確率は、およそ1兆分の1と推定されています。[ 80 ]
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]）が大気圏に再突入し、カナダ北西準州のグレートスレーブ湖付近に墜落した。この衛星は原子力で動いており、墜落地点付近に放射性デブリを残した。[ 81 ]
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]）が大気圏に再突入し、破片がオーストラリアのアウトバック一帯に飛散した。[ 82 ]再突入はコスモス954号の事故が大きなメディアの注目を集めたが、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なかった。NASAは当初、スペースシャトルミッションを利用して寿命を延ばすか、制御された再突入を可能にすることを望んでいたが、シャトル計画の遅延と予想外に高い太陽活動により、これは不可能となった。[ 83 ] [ 84 ]
1991年2月7日、コスモス1686モジュール（20,000キログラム）を取り付けたソ連のサリュート7宇宙ステーション（19,820キログラム）が大気圏に再突入し、アルゼンチンのカピタン・ベルムデス市に破片を撒き散らした。[ 85 ] [ 54 ] [ 86 ]このステーションは1994年まで維持するために1986年8月に高軌道に打ち上げられたが、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中止され、太陽活動の活発化により予想よりも早く落下した。
2011年9月7日、NASAは、高層大気研究衛星（6,540キログラム[14,420ポンド]）の制御不能な再突入が差し迫っていることを発表し、一般市民へのリスクは小さいと指摘した。[ 87 ]運用を終えた衛星は2011年9月24日に大気圏に再突入し、一部の破片は南太平洋に落下し、500マイル（800km ）の長さの破片地帯を形成したと推定されている。[ 88 ]
2018年4月1日、中国の宇宙ステーション「天宮1号」（ 8,510キログラム）がオーストラリアと南米の中間地点の太平洋上空で大気圏に再突入した。[ 89 ]中国有人宇宙工学弁公室は再突入を制御する予定だったが、 2017年3月にテレメトリーと制御を失った。 [ 90 ]
2020年5月11日、重量約20,000キログラム（44,000ポンド）の中国の長征5Bロケット（COSPAR ID 2020-027C）のコアステージが、西アフリカ沿岸付近の大西洋上で制御不能な再突入を起こした。[ 91 ] [ 92 ]ロケットの破片は再突入後もわずかに残っており、コートジボワールの少なくとも2つの村に落下したと報告されている。[ 93 ] [ 94 ]
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5Bロケット（COSPAR ID 2021-0035B）のコアステージが、インド洋のモルディブのすぐ西（東経約72.47度、北緯約2.65度）で制御不能な再突入を起こした。[ 95 ]目撃者によると、ロケットの破片は遠くアラビア半島まで飛散したという。[ 96 ]
世界初の宇宙ステーションであるサリュート1号は、ソユーズ11号の事故を受けて、1971年に意図的に太平洋に落下させられた。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離脱させられた。
2000年6月4日、コンプトンガンマ線観測衛星は、搭載されていたジャイロスコープの一つが故障したため、意図的に軌道から離脱させられた。燃え尽きなかった残骸は太平洋に無害に落下した。観測衛星自体はまだ稼働していたが、もう一つのジャイロスコープが故障した場合、軌道離脱ははるかに困難で危険なものになっていただろう。NASAは、公共の安全を考慮し、宇宙船が無作為に落下するよりも、制御された墜落の方が望ましいと判断したが、これには多少の議論があった。
2001年、ロシアの宇宙ステーション「ミール」は意図的に軌道から離脱させられ、大気圏再突入時に管制センターの想定通りに分解した。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ミサイルにより、高度約246キロメートル（153マイル）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、機能停止していた。軌道が急速に悪化していたため、1か月以内に制御不能な再突入となる運命にあった。米国防総省は、毒性の高いヒドラジンを含む1,000ポンド（450キログラム）の燃料タンクが再突入に耐え、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、ベラルーシを含む複数の政府は、この行動を米国の対衛星能力を露骨に示すデモンストレーションだと抗議した。[ 97 ]中国は、2007年に対衛星ミサイルを実験した際に、すでに国際的な事件を引き起こしていた。
大気圏突入は、地球の大気、特に成層圏に測定可能な影響を与える。
2019年には、宇宙船による大気圏突入質量は流星による突入質量の3%を占めていましたが、提案されている衛星インターネットコンステレーションが大量に実現するシナリオでは、人工的な突入は流星による突入の40%を占めることになります。[ 98 ] [ 99 ]人工的な大気圏突入時に宇宙船が大気中で燃え尽きる影響は、宇宙船の一般的なサイズが大きく、組成も異なるため、流星とは異なります。人工的な大気圏燃焼によって生成された大気汚染物質は、大気中で追跡され、大気の組成、特にオゾン層に反応し、おそらく悪影響を及ぼすことが確認されています。[ 98 ] [ 100 ]
再突入時の大気への影響に関する宇宙の持続可能性の検討は、2022年時点では発展途上であり[ 101 ]、2024年には「大気盲目」に陥り、地球規模の環境不公正を引き起こしていると認識されている[ 102 ]。これは、制御された再突入のステーションキーピング慣行を優先する現在の宇宙船の寿命末期管理の結果であると認識されている[ 102 ]。これは主に、制御されていない大気圏突入や宇宙デブリによる危険を防ぐために行われている[ 102 ]。
代替案としては、汚染の少ない材料の使用、軌道上でのサービス、そして将来的には宇宙空間でのリサイクルが提案されている。[ 101 ] [ 102 ]
アポロ大気圏突入マニューバの目的は、地球の大気圏を高速で飛行する宇宙船のエネルギーを散逸させ、飛行クルー、その装備、および貨物を地球表面のあらかじめ選択された場所に安全に帰還させることです。この目的は、宇宙船と飛行クルーの両方にかかるストレスが許容範囲内に維持される中で達成されなければなりません。
は再突入用耐熱シールドの設計と製造を引き受け、そのスピードと効率性により、耐熱シールドの設計、開発、認定を4年未満で完了させた。
のPICA-Xと呼ばれる素材は、オリジナルの[NASAのPICA素材]よりも10分の1の価格で、より優れている。... 1枚のPICA-X耐熱シールドは、地球低軌道からの数百回の帰還に耐えることができ、月や火星からのはるかに高いエネルギーの再突入にも対応できる。
