الدخول الجوي

الدخول إلى الغلاف الجوي (يُدرج أحيانًا باسم V _impact أو V _entry ) هو حركة جسم من الفضاء الخارجي إلى داخل ومن خلال غازات الغلاف الجوي لكوكب أو كوكب قزم أو قمر طبيعي . هناك نوعان رئيسيان من الدخول إلى الغلاف الجوي: الدخول غير المتحكم فيه ، مثل دخول الأجسام الفلكية أو الحطام الفضائي أو النيازك ؛ والدخول المتحكم فيه (أو إعادة الدخول ) لمركبة فضائية قادرة على الملاحة أو اتباع مسار محدد مسبقًا. تُسمى التقنيات والإجراءات التي تسمح بالدخول المتحكم فيه إلى الغلاف الجوي والنزول والهبوط للمركبة الفضائية بشكل جماعي باسم EDL .

تتعرض الأجسام التي تدخل الغلاف الجوي لسحب جوي ، مما يفرض ضغطًا ميكانيكيًا على الجسم، وتسخينًا هوائيًا - يحدث في الغالب بسبب ضغط الهواء أمام الجسم، ولكن أيضًا بسبب السحب. يمكن أن تتسبب هذه القوى في فقدان الكتلة ( التآكل ) أو حتى التفكك الكامل للأجسام الأصغر حجمًا، ويمكن أن تنفجر الأجسام ذات قوة الضغط المنخفضة.

تم تحقيق إعادة الدخول بسرعات تتراوح من 7.8 كم/ثانية للمدار الأرضي المنخفض إلى حوالي 12.5 كم/ثانية لمسبار ستارداست . ^[1] يجب إبطاء المركبات الفضائية المأهولة إلى سرعات دون سرعة الصوت قبل نشر المظلات أو المكابح الهوائية. تتمتع هذه المركبات بطاقة حركية عالية، والتبديد الجوي هو الطريقة الوحيدة لإنفاقها، حيث أنه من غير العملي للغاية استخدام الصواريخ الرجعية لإجراء إعادة الدخول بالكامل.

إن الرؤوس الحربية الباليستية والمركبات القابلة للتصرف لا تتطلب التباطؤ عند العودة إلى الغلاف الجوي، بل إنها في الواقع مصممة بحيث تحافظ على سرعتها. وعلاوة على ذلك، فإن العودة البطيئة إلى الأرض من الفضاء القريب، مثل القفز بالمظلات من ارتفاعات عالية من البالونات، لا تتطلب الحماية من الحرارة لأن التسارع الجاذبي لجسم يبدأ في حالة سكون نسبي من داخل الغلاف الجوي نفسه (أو ليس بعيدًا عنه) لا يمكنه خلق سرعة كافية للتسبب في تسخين الغلاف الجوي بشكل كبير.

بالنسبة للأرض، يحدث دخول الغلاف الجوي حسب الاتفاقية عند خط كارمان على ارتفاع 100 كم (62 ميلاً؛ 54 ميلاً بحريًا) فوق السطح، بينما يحدث دخول الغلاف الجوي في كوكب الزهرة على ارتفاع 250 كم (160 ميلاً؛ 130 ميلاً بحريًا) وعند دخول الغلاف الجوي للمريخ على ارتفاع حوالي 80 كم (50 ميلاً؛ 43 ميلاً بحريًا). تصل الأجسام غير المتحكم فيها إلى سرعات عالية أثناء تسارعها عبر الفضاء نحو الأرض تحت تأثير جاذبية الأرض ، وتتباطأ بسبب الاحتكاك عند مواجهة الغلاف الجوي للأرض. غالبًا ما تسافر النيازك أيضًا بسرعة كبيرة بالنسبة للأرض ببساطة لأن مسارها المداري يختلف عن مسار الأرض قبل أن تواجه بئر جاذبية الأرض . تدخل معظم الأجسام بسرعات تفوق سرعة الصوت بسبب مساراتها دون المدارية (على سبيل المثال، مركبات إعادة دخول الصواريخ الباليستية العابرة للقارات )، أو المدارية (على سبيل المثال، سويوز )، أو غير المحدودة (على سبيل المثال، النيازك ). تم تطوير تقنيات متقدمة مختلفة لتمكين إعادة الدخول إلى الغلاف الجوي والطيران بسرعات قصوى. هناك طريقة بديلة للدخول إلى الغلاف الجوي المتحكم فيه وهي الطفو ^{[2] وهي مناسبة للدخول إلى الكواكب حيث تعقد} الأجواء السميكة أو الجاذبية القوية أو كلا العاملين الدخول الزائد عالي السرعة، مثل أجواء كوكب الزهرة وتيتان والكواكب العملاقة . ^[3]

وقد وصف روبرت جودارد مفهوم الدرع الحراري الطارد للغبار في وقت مبكر يعود إلى عام 1920 : "في حالة النيازك التي تدخل الغلاف الجوي بسرعات تصل إلى 30 ميلاً (48 كم) في الثانية، يظل الجزء الداخلي من النيازك باردًا، ويعود التآكل إلى حد كبير إلى تفتت أو تشقق السطح الساخن فجأة. ولهذا السبب، إذا كان السطح الخارجي للجهاز يتكون من طبقات من مادة صلبة غير قابلة للذوبان مع طبقات من موصلات حرارية رديئة بينها، فلن يتآكل السطح إلى حد كبير، خاصة وأن سرعة الجهاز لن تكون كبيرة مثل سرعة النيزك العادي." ^[4]

بدأ التطوير العملي لأنظمة إعادة الدخول مع زيادة مدى وسرعة إعادة دخول الصواريخ الباليستية . بالنسبة للصواريخ قصيرة المدى المبكرة، مثل V-2 ، كانت الاستقرار والضغط الديناميكي الهوائي قضايا مهمة (تحطمت العديد من صواريخ V-2 أثناء إعادة الدخول)، لكن التسخين لم يكن مشكلة خطيرة. الصواريخ متوسطة المدى مثل R-5 السوفيتية ، بمدى 1200 كيلومتر (650 ميلًا بحريًا)، تتطلب درعًا حراريًا مركبًا من السيراميك على مركبات إعادة الدخول القابلة للفصل (لم يعد من الممكن لهيكل الصاروخ بالكامل أن ينجو من إعادة الدخول). لم يكن من الممكن إنتاج الصواريخ الباليستية العابرة للقارات الأولى ، بمدى يتراوح من 8000 إلى 12000 كيلومتر (4300 إلى 6500 ميل بحري)، إلا مع تطوير الدروع الحرارية الحديثة والمركبات ذات الشكل غير الحاد.

في الولايات المتحدة، كان إتش جوليان ألين وأيه جيه إيجرز الابن من اللجنة الاستشارية الوطنية للملاحة الجوية (NACA) في مركز أبحاث إيمز رائدين في هذه التكنولوجيا . ^[5] في عام 1951، توصلوا إلى اكتشاف غير بديهي مفاده أن الشكل الحاد (السحب العالي) يشكل الدرع الحراري الأكثر فعالية. ^[6] من مبادئ الهندسة البسيطة، أظهر ألين وإيجرز أن الحمل الحراري الذي تتعرض له مركبة الدخول يتناسب عكسياً مع معامل السحب ؛ أي أنه كلما زاد السحب، قل الحمل الحراري. إذا تم جعل مركبة إعادة الدخول حادة، فلن يتمكن الهواء من "الخروج من الطريق" بسرعة كافية، ويعمل كوسادة هوائية لدفع موجة الصدمة وطبقة الصدمة الساخنة إلى الأمام (بعيدًا عن المركبة). نظرًا لأن معظم الغازات الساخنة لم تعد على اتصال مباشر بالمركبة، فإن طاقة الحرارة ستبقى في الغاز المصدوم وتتحرك ببساطة حول المركبة لتتبدد لاحقًا في الغلاف الجوي.

على الرغم من أن اكتشاف ألين وإيجرز كان يُعتبر في البداية سرًا عسكريًا، إلا أنه تم نشره في النهاية في عام 1958. ^[7]

عندما يكون الدخول إلى الغلاف الجوي جزءًا من هبوط المركبة الفضائية أو استعادتها، وخاصةً على جسم كوكبي غير الأرض، يكون الدخول جزءًا من مرحلة يشار إليها بالدخول والنزول والهبوط ، أو EDL. ^[8] عندما يعود الدخول إلى الغلاف الجوي إلى نفس الجسم الذي انطلقت منه المركبة، يشار إلى الحدث باسم إعادة الدخول (يشير دائمًا تقريبًا إلى دخول الأرض).

الهدف الأساسي للتصميم في دخول المركبة الفضائية إلى الغلاف الجوي هو تبديد طاقة المركبة الفضائية التي تسافر بسرعة تفوق سرعة الصوت أثناء دخولها الغلاف الجوي بحيث يتم إبطاء المعدات والبضائع وأي ركاب وتهبط بالقرب من وجهة محددة على السطح بسرعة صفرية مع الحفاظ على الضغوط على المركبة الفضائية وأي ركاب ضمن الحدود المقبولة. [ ^9] يمكن تحقيق ذلك بوسائل الدفع أو الديناميكية الهوائية (خصائص المركبة أو المظلة )، أو عن طريق بعض التركيبات.

هناك العديد من الأشكال الأساسية المستخدمة في تصميم المركبات الداخلة:

أبسط شكل محوري متماثل هو الكرة أو المقطع الكروي. ^[10] يمكن أن يكون هذا إما كرة كاملة أو مقطع كروي للجسم الأمامي مع جسم خلفي مخروطي متقارب. من السهل نمذجة الديناميكا الهوائية للكرة أو المقطع الكروي تحليليًا باستخدام نظرية التأثير النيوتونية. وبالمثل، يمكن نمذجة تدفق الحرارة للمقطع الكروي بدقة باستخدام معادلة فاي ريدل . ^[11] يتم ضمان الاستقرار الثابت للمقطع الكروي إذا كان مركز كتلة السيارة أعلى من مركز الانحناء (الاستقرار الديناميكي أكثر إشكالية). لا تحتوي الكرات النقية على رفع. ومع ذلك، من خلال الطيران بزاوية هجوم ، فإن المقطع الكروي له رفع ديناميكي هوائي متواضع وبالتالي يوفر بعض القدرة على النطاق المتقاطع وتوسيع ممر دخوله. في أواخر الخمسينيات وأوائل الستينيات، لم تكن أجهزة الكمبيوتر عالية السرعة متاحة بعد وكانت ديناميكيات السوائل الحسابية لا تزال في بدايتها. ولأن المقطع الكروي كان قابلاً للتحليل على أساس الشكل المغلق، فقد أصبح هذا الشكل الهندسي هو الشكل الافتراضي للتصميم المحافظ. ونتيجة لهذا، كانت الكبسولات المأهولة في ذلك العصر تعتمد على المقطع الكروي.

استُخدمت مركبات دخول كروية نقية في كبسولات فوستوك وفوسخود السوفييتية المبكرة وفي مركبات الهبوط السوفييتية مارس وفينيرا . استخدمت وحدة قيادة أبولو درعًا حراريًا أماميًا كرويًا مع جسم خلفي مخروطي متقارب. طارت بمدخل رافع بزاوية هجوم تقليم تفوق سرعة الصوت تبلغ -27 درجة (0 درجة هي النهاية الحادة أولاً) لإنتاج متوسط ​​L / D (نسبة الرفع إلى السحب) 0.368. ^[12] حقق الرفع الناتج مقياسًا للتحكم في النطاق المتقاطع من خلال تعويض مركز كتلة المركبة عن محور تناسقها، مما يسمح بتوجيه قوة الرفع إلى اليسار أو اليمين عن طريق تدوير الكبسولة على محورها الطولي . ومن الأمثلة الأخرى على هندسة المقطع الكروي في الكبسولات المأهولة Soyuz / Zond و Gemini و Mercury . حتى هذه الكميات الصغيرة من الرفع تسمح بمسارات لها تأثيرات كبيرة جدًا على قوة الجاذبية القصوى ، مما يقللها من 8-9 جي لمسار باليستي بحت (يتباطأ فقط بسبب السحب) إلى 4-5 جي، بالإضافة إلى تقليل حرارة إعادة الدخول القصوى بشكل كبير. ^[13]

المخروط الكروي هو مقطع كروي متصل به مخروط ناقص أو مخروط غير حاد. عادة ما يكون الاستقرار الديناميكي للمخروط الكروي أفضل من الاستقرار الديناميكي للمقطع الكروي. تدخل المركبة الكرة أولاً. مع وجود نصف زاوية صغير بدرجة كافية ومركز كتلة موضوع بشكل صحيح، يمكن للمخروط الكروي توفير الاستقرار الديناميكي الهوائي من دخول كيبلر إلى الاصطدام بالسطح. (نصف الزاوية هي الزاوية بين محور التماثل الدوراني للمخروط وسطحه الخارجي، وبالتالي نصف الزاوية التي تكونها حواف سطح المخروط.)

كان الغلاف الجوي الأمريكي الأصلي ذو الشكل المخروطي الكروي هو Mk-2 RV (مركبة إعادة الدخول)، والذي تم تطويره في عام 1955 بواسطة شركة جنرال إلكتريك. تم استخلاص تصميم Mk-2 من نظرية الجسم غير الحاد واستخدم نظام حماية حراري مبرد إشعاعيًا (TPS) يعتمد على درع حراري معدني (يتم وصف أنواع TPS المختلفة لاحقًا في هذه المقالة). كان لدى Mk-2 عيوب كبيرة كنظام لتوصيل الأسلحة، أي أنها كانت تتسكع لفترة طويلة في الغلاف الجوي العلوي بسبب معاملها الباليستي المنخفض كما أنها كانت تتبع تيارًا من المعدن المتبخر مما يجعلها مرئية جدًا للرادار . جعلت هذه العيوب Mk-2 عرضة بشكل مفرط لأنظمة الصواريخ المضادة للصواريخ الباليستية (ABM). وبالتالي، طورت شركة جنرال إلكتريك RV مخروطيًا كرويًا بديلاً لـ Mk-2. ^{[ بحاجة لمصدر ]}

كان هذا الصاروخ الجديد هو Mk-6 الذي استخدم TPS غير معدني، وهو عبارة عن فينول نايلون. كان هذا TPS الجديد فعالاً للغاية كدرع حراري لإعادة الدخول مما أدى إلى تقليل حدة الانحناء بشكل كبير. ^{[ بحاجة لمصدر ]} ومع ذلك، كان Mk-6 صاروخًا ضخمًا بكتلة دخول تبلغ 3360 كجم وطول 3.1 متر ونصف زاوية 12.5 درجة. سمحت التطورات اللاحقة في الأسلحة النووية وتصميم TPS بأن تصبح الصواريخ أصغر بكثير مع نسبة حدة أقل مقارنةً بـ Mk-6. منذ ستينيات القرن العشرين، أصبح المخروط الكروي هو الهندسة المفضلة للصواريخ الباليستية العابرة للقارات الحديثة مع أنصاف الزوايا النموذجية تتراوح بين 10 درجات و11 درجة. ^{[ بحاجة لمصدر ]}

استخدمت مركبات الاستطلاع الفضائية (مركبات الاسترداد) أيضًا شكل مخروطي كروي وكانت أول مثال أمريكي لمركبة دخول غير محملة بالذخيرة ( Discoverer-I ، التي أطلقت في 28 فبراير 1959). استُخدم المخروط الكروي لاحقًا في مهام استكشاف الفضاء إلى الأجرام السماوية الأخرى أو للعودة من الفضاء المفتوح؛ على سبيل المثال، مسبار ستارداست . على عكس مركبات الاستطلاع العسكرية، ظلت ميزة كتلة TPS المنخفضة للجسم الحاد موجودة مع مركبات دخول استكشاف الفضاء مثل مسبار جاليليو بزاوية نصف 45 درجة أو غلاف فايكنج الجوي بزاوية نصف 70 درجة . هبطت مركبات دخول استكشاف الفضاء المخروطية على السطح أو دخلت الغلاف الجوي للمريخ والزهرة والمشتري وتيتان .

إن المخروط ثنائي الشكل عبارة عن كرة مخروطية الشكل مع جزء ناقص إضافي متصل بها. يوفر المخروط ثنائي الشكل نسبة L/D محسنة بشكل كبير. عادةً ما يكون للمخروط ثنائي الشكل المصمم لالتقاط المريخ نسبة L/D تبلغ حوالي 1.0 مقارنة بنسبة L/D التي تبلغ 0.368 لمركبة أبولو-CM. تجعل نسبة L/D الأعلى الشكل ثنائي الشكل أكثر ملاءمة لنقل الأشخاص إلى المريخ بسبب تباطؤ الذروة المنخفض. يمكن القول إن أهم مركبة ثنائية الشكل تم إطلاقها على الإطلاق كانت مركبة إعادة الدخول المتقدمة القابلة للمناورة (AMaRV). تم تصنيع أربع مركبات AMaRV بواسطة شركة McDonnell Douglas Corp. ومثلت قفزة كبيرة في تطور المركبات الترفيهية. تم إطلاق ثلاثة صواريخ AMaRV بواسطة صواريخ باليستية عابرة للقارات من طراز Minuteman-1 في 20 ديسمبر 1979 و8 أكتوبر 1980 و4 أكتوبر 1981. كانت كتلة دخول AMaRV حوالي 470 كجم، ونصف قطر أنفها 2.34 سم، ونصف زاوية مخروط أمامي 10.4 درجة، ونصف قطر مخروط بيني 14.6 سم، ونصف زاوية مخروط خلفي 6 درجات، وطول محوري 2.079 متر. لم يظهر أي رسم تخطيطي أو صورة دقيقة لـ AMaRV في الأدبيات المفتوحة. ومع ذلك، تم نشر رسم تخطيطي لمركبة تشبه AMaRV إلى جانب مخططات مسار تُظهر منعطفات حادة. ^[14]

تم التحكم في موقف AMaRV من خلال رفرف الجسم المنقسم (يُسمى أيضًا الرفرف المنقسم للريح ) إلى جانب رفرفين انحراف مثبتين على جانبي السيارة. تم استخدام التشغيل الهيدروليكي للتحكم في الرفارف. تم توجيه AMaRV بواسطة نظام ملاحة مستقل تمامًا مصمم للتهرب من اعتراض الصواريخ المضادة للصواريخ الباليستية (ABM). كانت McDonnell Douglas DC-X (أيضًا ثنائية المخروط) في الأساس نسخة موسعة من AMaRV. كما خدمت AMaRV و DC-X أيضًا كأساس لاقتراح غير ناجح لما أصبح في النهاية Lockheed Martin X-33 .

تم استخدام الأشكال غير المحورية المتماثلة للمركبات المأهولة. أحد الأمثلة على ذلك هو المركبة المدارية المجنحة التي تستخدم جناح دلتا للمناورة أثناء الهبوط مثل الطائرة الشراعية التقليدية. تم استخدام هذا النهج من قبل مكوك الفضاء الأمريكي وبوران السوفيتي . جسم الرفع هو هندسة مركبة دخول أخرى وتم استخدامه مع مركبة X-23 PRIME (الاسترداد الدقيق بما في ذلك الدخول المناورة). ^{[ بحاجة لمصدر ]}

إن الأجسام التي تدخل الغلاف الجوي من الفضاء بسرعات عالية بالنسبة للغلاف الجوي ستسبب مستويات عالية جدًا من التسخين . يأتي التسخين الناتج عن دخول الغلاف الجوي بشكل أساسي من مصدرين:

• الحمل الحراري لتدفق الغاز الساخن عبر سطح الجسم وتفاعلات إعادة التركيب الكيميائي التحفيزي بين السطح والغازات الجوية؛ و
• الإشعاع من طبقة الصدمة النشطة التي تتكون في مقدمة وجوانب الجسم ^[15]

مع زيادة السرعة، تزداد كل من التسخين الحملي والإشعاعي، ولكن بمعدلات مختلفة. عند السرعات العالية جدًا، يهيمن التسخين الإشعاعي على تدفقات الحرارة الحملية، حيث يتناسب التسخين الإشعاعي مع القوة الثامنة للسرعة، بينما يتناسب التسخين الحملي مع القوة الثالثة للسرعة. وبالتالي، يهيمن التسخين الإشعاعي في وقت مبكر من دخول الغلاف الجوي، بينما يهيمن الحمل الحراري في المراحل اللاحقة. ^[15]

أثناء شدة معينة من التأين، يتم إنتاج انقطاع راديوي للمركبة الفضائية. ^[16]

في حين أن واجهة دخول الأرض لوكالة ناسا تقع على ارتفاع 400000 قدم (122 كم)، فإن التسخين الرئيسي أثناء الدخول المتحكم فيه يحدث على ارتفاعات تتراوح من 65 إلى 35 كيلومترًا (213000 إلى 115000 قدم)، ويبلغ ذروته عند 58 كيلومترًا (190000 قدم). ^[17]

في درجات حرارة إعادة الدخول النموذجية ، يكون الهواء في طبقة الصدمة متأينًا ومتفككًا . ^{[ بحاجة لمصدر ] [18]} يتطلب هذا التفكك الكيميائي نماذج فيزيائية مختلفة لوصف الخصائص الحرارية والكيميائية لطبقة الصدمة. هناك أربعة نماذج فيزيائية أساسية للغاز مهمة لمهندسي الطيران الذين يصممون الدروع الحرارية:

يتم تعليم جميع مهندسي الطيران تقريبًا نموذج الغاز المثالي أثناء تعليمهم الجامعي. تظهر معظم معادلات الغاز المثالي المهمة جنبًا إلى جنب مع الجداول والرسوم البيانية المقابلة لها في تقرير NACA رقم 1135. ^[19] غالبًا ما تظهر مقتطفات من تقرير NACA رقم 1135 في ملاحق كتب الديناميكا الحرارية وهي مألوفة لمعظم مهندسي الطيران الذين يصممون الطائرات الأسرع من الصوت.

نظرية الغاز المثالي أنيقة ومفيدة للغاية لتصميم الطائرات ولكنها تفترض أن الغاز خامل كيميائيًا. من وجهة نظر تصميم الطائرات، يمكن افتراض أن الهواء خامل عند درجات حرارة أقل من 550 كلفن (277 درجة مئوية؛ 530 درجة فهرنهايت) عند ضغط جوي واحد. تبدأ نظرية الغاز المثالي في الانهيار عند 550 كلفن ولا يمكن استخدامها عند درجات حرارة أعلى من 2000 كلفن (1730 درجة مئوية؛ 3140 درجة فهرنهايت). بالنسبة لدرجات الحرارة الأعلى من 2000 كلفن، يجب على مصمم الدرع الحراري استخدام نموذج غاز حقيقي .

يمكن أن تتأثر لحظة انحدار مركبة الدخول بشكل كبير بتأثيرات الغاز الحقيقي. تم تصميم كل من وحدة قيادة أبولو ومكوك الفضاء باستخدام لحظات انحدار غير صحيحة تم تحديدها من خلال نمذجة الغاز الحقيقي غير الدقيقة. كانت زاوية هجوم تقليم وحدة قيادة أبولو أعلى من التقدير الأصلي، مما أدى إلى ممر دخول أضيق للعودة إلى القمر. كان المركز الديناميكي الهوائي الفعلي لكولومبيا أعلى من القيمة المحسوبة بسبب تأثيرات الغاز الحقيقي. في رحلة كولومبيا الأولى ( STS-1 )، واجه رواد الفضاء جون يونج وروبرت كريبن بعض اللحظات المقلقة أثناء إعادة الدخول عندما كان هناك قلق بشأن فقدان السيطرة على المركبة. ^[20]

يفترض نموذج الغاز الحقيقي المتوازن أن الغاز يتفاعل كيميائيًا، ولكنه يفترض أيضًا أن جميع التفاعلات الكيميائية كان لها الوقت الكافي لإكمالها وأن جميع مكونات الغاز لها نفس درجة الحرارة (وهذا ما يسمى بالتوازن الديناميكي الحراري ). عندما تتم معالجة الهواء بواسطة موجة صدمة، فإنه يسخن بشكل مفرط بسبب الضغط ويتفكك كيميائيًا من خلال العديد من التفاعلات المختلفة. الاحتكاك المباشر على جسم إعادة الدخول ليس السبب الرئيسي لتسخين طبقة الصدمة. يحدث بشكل أساسي من التسخين الأيزنتروبي لجزيئات الهواء داخل موجة الضغط. كما أن الزيادات القائمة على الاحتكاك في الإنتروبيا للجزيئات داخل الموجة مسؤولة أيضًا عن بعض التسخين. ^{[ بحث أصلي؟ ]} تسمى المسافة من موجة الصدمة إلى نقطة الركود على الحافة الأمامية لمركبة الدخول بمسافة تباعد موجة الصدمة . القاعدة التقريبية لمسافة تباعد موجة الصدمة هي 0.14 مرة نصف قطر الأنف. يمكن للمرء تقدير وقت السفر لجزيء غاز من موجة الصدمة إلى نقطة الركود بافتراض سرعة تيار حر تبلغ 7.8 كم/ثانية ونصف قطر أنف يبلغ مترًا واحدًا، أي أن وقت السفر حوالي 18 ميكروثانية. هذا هو الوقت المطلوب تقريبًا للتفكك الكيميائي الذي بدأته موجة الصدمة للاقتراب من التوازن الكيميائي في طبقة الصدمة لدخول 7.8 كم/ثانية في الهواء أثناء تدفق الحرارة القصوى. وبالتالي، عندما يقترب الهواء من نقطة ركود مركبة الدخول، يصل الهواء فعليًا إلى التوازن الكيميائي مما يتيح إمكانية استخدام نموذج التوازن. في هذه الحالة، تتفاعل معظم طبقة الصدمة بين موجة الصدمة والحافة الأمامية لمركبة الدخول كيميائيًا وليست في حالة توازن. معادلة فاي-ريدل، ^[11] والتي لها أهمية بالغة في نمذجة تدفق الحرارة، تدين بصلاحيتها لكون نقطة الركود في حالة توازن كيميائي. إن الوقت اللازم لوصول غاز طبقة الصدمة إلى حالة التوازن يعتمد بشكل كبير على ضغط طبقة الصدمة. على سبيل المثال، في حالة دخول مسبار جاليليو إلى الغلاف الجوي للمشتري، كانت طبقة الصدمة في حالة توازن في الغالب أثناء ذروة تدفق الحرارة بسبب الضغوط العالية جدًا التي تعرضت لها (وهذا يتعارض مع البديهية نظرًا لأن سرعة التيار الحر كانت 39 كم/ثانية أثناء ذروة تدفق الحرارة).

إن تحديد الحالة الديناميكية الحرارية لنقطة الركود أكثر صعوبة في ظل نموذج الغاز المتوازن منه في ظل نموذج الغاز المثالي. ففي ظل نموذج الغاز المثالي، يُفترض أن تكون نسبة الحرارة النوعية (وتسمى أيضًا الأس الأيزنتروبي أو المؤشر الأدياباتي أو جاما أو كابا ) ثابتة إلى جانب ثابت الغاز . وبالنسبة للغاز الحقيقي، يمكن أن تتذبذب نسبة الحرارة النوعية بشكل كبير كدالة لدرجة الحرارة. وفي ظل نموذج الغاز المثالي، توجد مجموعة أنيقة من المعادلات لتحديد الحالة الديناميكية الحرارية على طول خط تدفق ثابت للإنتروبيا يسمى السلسلة الأيزنتروبي . وبالنسبة للغاز الحقيقي، فإن السلسلة الأيزنتروبي غير قابلة للاستخدام وسيتم استخدام مخطط مولييه بدلاً من ذلك للحساب اليدوي. ومع ذلك، يُعتبر الحل الرسومي باستخدام مخطط مولييه الآن عتيقًا مع مصممي الدروع الحرارية الحديثة الذين يستخدمون برامج الكمبيوتر القائمة على جدول بحث رقمي (شكل آخر من مخطط مولييه) أو برنامج ترموديناميكي قائم على الكيمياء. يمكن تحديد التركيب الكيميائي للغاز في حالة توازن مع ضغط ثابت ودرجة حرارة ثابتة من خلال طريقة طاقة جيبس ​​الحرة . طاقة جيبس ​​الحرة هي ببساطة إجمالي المحتوى الحراري للغاز ناقص إجمالي إنتروبيته مضروبًا في درجة الحرارة. لا يتطلب برنامج التوازن الكيميائي عادةً صيغًا كيميائية أو معادلات معدل التفاعل. يعمل البرنامج عن طريق الحفاظ على الوفرة الأولية الأصلية المحددة للغاز وتغيير التركيبات الجزيئية المختلفة للعناصر من خلال التكرار العددي حتى يتم حساب أقل طاقة جيبس ​​حرة ممكنة ( طريقة نيوتن-رافسون هي المخطط العددي المعتاد). تأتي قاعدة البيانات لبرنامج طاقة جيبس ​​الحرة من البيانات الطيفية المستخدمة في تحديد وظائف التقسيم . من بين أفضل أكواد التوازن الموجودة هو برنامج التوازن الكيميائي مع التطبيقات (CEA) الذي كتبه بوني جيه ماكبرايد وسانفورد جوردون في وكالة ناسا لويس (أعيدت تسميته الآن "مركز أبحاث ناسا جلين"). هناك أسماء أخرى لـ CEA مثل "شفرة جوردون وماكبرايد" و"شفرة لويس". CEA دقيقة للغاية حتى 10000 كلفن للغازات الجوية الكوكبية، ولكنها غير قابلة للاستخدام بعد 20000 كلفن ( لا يتم نمذجة التأين المزدوج ). يمكن تنزيل CEA من الإنترنت مع الوثائق الكاملة وسيتم تجميعها على Linux تحت مُجمِّع G77 Fortran .

نموذج الغاز الحقيقي غير المتوازن هو النموذج الأكثر دقة لفيزياء الغاز في طبقة الصدمة، ولكن من الصعب حله أكثر من نموذج التوازن. أبسط نموذج غير متوازن هو نموذج Lighthill-Freeman الذي تم تطويره في عام 1958. ^{[21] [22]} يفترض نموذج Lighthill-Freeman في البداية أن الغاز يتكون من نوع ثنائي الذرة قابل لصيغة كيميائية واحدة فقط وعكسها؛ على سبيل المثال، N ₂ = N + N و N + N = N ₂ (التفكك وإعادة التركيب). نظرًا لبساطته، فإن نموذج Lighthill-Freeman هو أداة تعليمية مفيدة، ولكنه بسيط للغاية لنمذجة الهواء غير المتوازن. يُفترض عادةً أن الهواء يحتوي على تركيبة جزء مولي تبلغ 0.7812 نيتروجين جزيئي و0.2095 أكسجين جزيئي و0.0093 أرجون. أبسط نموذج للغاز الحقيقي للهواء هو نموذج الأنواع الخمسة ، والذي يعتمد على N ₂ وO ₂ وNO وN وO. يفترض نموذج الأنواع الخمسة عدم وجود أيون ويتجاهل الأنواع النزرة مثل ثاني أكسيد الكربون.

عند تشغيل برنامج توازن الطاقة الحرة لجيبس، ^{[ بحاجة لتوضيح ]} تكون العملية التكرارية من التركيب الجزيئي المحدد في الأصل إلى التركيب المتوازن المحسوب النهائي عشوائية بشكل أساسي وليست دقيقة زمنيًا. مع برنامج غير متوازن، تكون عملية الحساب دقيقة زمنيًا وتتبع مسار الحل الذي تمليه الصيغ الكيميائية ومعدل التفاعل. يحتوي نموذج الأنواع الخمسة على 17 صيغة كيميائية (34 عند حساب الصيغ العكسية). يعتمد نموذج Lighthill-Freeman على معادلة تفاضلية عادية واحدة ومعادلة جبرية واحدة. يعتمد نموذج الأنواع الخمسة على 5 معادلات تفاضلية عادية و17 معادلة جبرية. ^{[ بحاجة لمصدر ]} نظرًا لأن المعادلات التفاضلية العادية الخمس مقترنة بإحكام، فإن النظام "متصلب" عدديًا ويصعب حله. لا يمكن استخدام نموذج الأنواع الخمسة إلا للدخول من مدار أرضي منخفض حيث تبلغ سرعة الدخول حوالي 7.8 كم / ثانية (28000 كم / ساعة؛ 17000 ميل في الساعة). بالنسبة لدخول العودة إلى القمر بسرعة 11 كم/ثانية، ^[23] تحتوي طبقة الصدمة على كمية كبيرة من النيتروجين والأكسجين المؤين. لم يعد نموذج الأنواع الخمسة دقيقًا ويجب استخدام نموذج من اثني عشر نوعًا بدلاً من ذلك. تبلغ سرعات واجهة دخول الغلاف الجوي على مسار المريخ-الأرض حوالي 12 كم/ثانية (43000 كم/ساعة؛ 27000 ميل في الساعة). ^[24] إن نمذجة دخول الغلاف الجوي للمريخ بسرعة عالية - والذي يتضمن جوًا من ثاني أكسيد الكربون والنيتروجين والأرجون - أكثر تعقيدًا ويتطلب نموذجًا من 19 نوعًا. ^{[ بحاجة لمصدر ]}

يعد التدفق الحراري الإشعاعي أحد الجوانب المهمة في نمذجة تأثيرات الغاز الحقيقي غير المتوازن. إذا دخلت مركبة الغلاف الجوي بسرعة عالية جدًا (مسار زائدي، عودة قمرية) وكان نصف قطر أنفها كبيرًا، فيمكن أن يهيمن التدفق الحراري الإشعاعي على تسخين TPS. يأتي التدفق الحراري الإشعاعي أثناء الدخول إلى الغلاف الجوي أو ثاني أكسيد الكربون عادةً من جزيئات ثنائية الذرة غير المتماثلة؛ على سبيل المثال، السيانوجين (CN)، وأول أكسيد الكربون ، وأكسيد النيتريك (NO)، والنيتروجين الجزيئي المؤين الفردي وما إلى ذلك. تتشكل هذه الجزيئات عن طريق تفكك موجة الصدمة للغاز الجوي المحيط متبوعًا بإعادة التركيب داخل طبقة الصدمة إلى أنواع جزيئية جديدة. تتمتع الجزيئات ثنائية الذرة المشكلة حديثًا في البداية بدرجة حرارة اهتزازية عالية جدًا تحول الطاقة الاهتزازية بكفاءة إلى طاقة إشعاعية ؛ أي التدفق الحراري الإشعاعي. تتم العملية برمتها في أقل من جزء من الألف من الثانية مما يجعل النمذجة تحديًا. إن القياس التجريبي لتدفق الحرارة الإشعاعية (الذي يتم عادة باستخدام أنابيب الصدمة) إلى جانب الحساب النظري من خلال معادلة شرودنجر غير المستقرة من بين الجوانب الأكثر غموضًا في هندسة الطيران والفضاء. تم إجراء معظم أعمال البحث في مجال الطيران والفضاء المتعلقة بفهم تدفق الحرارة الإشعاعية في ستينيات القرن العشرين، ولكنها توقفت إلى حد كبير بعد انتهاء برنامج أبولو. لم يكن تدفق الحرارة الإشعاعية في الهواء مفهومًا بما يكفي لضمان نجاح أبولو. ومع ذلك، فإن تدفق الحرارة الإشعاعية في ثاني أكسيد الكربون (دخول المريخ) لا يزال غير مفهوم تقريبًا وسيتطلب بحثًا كبيرًا. ^{[ بحاجة لمصدر ]}

يصف نموذج الغاز المتجمد حالة خاصة من الغاز غير المتوازن. قد يكون اسم "الغاز المتجمد" مضللاً. فالغاز المتجمد ليس "متجمدًا" مثل الجليد وهو ماء متجمد. بل إن الغاز المتجمد "متجمد" بمرور الوقت (يُفترض أن جميع التفاعلات الكيميائية قد توقفت). وعادةً ما تكون التفاعلات الكيميائية مدفوعة بالتصادمات بين الجزيئات. وإذا انخفض ضغط الغاز ببطء بحيث يمكن للتفاعلات الكيميائية أن تستمر، فيمكن للغاز أن يظل في حالة توازن. ومع ذلك، فمن الممكن أن ينخفض ​​ضغط الغاز فجأة لدرجة أن جميع التفاعلات الكيميائية تقريبًا تتوقف. وفي هذه الحالة يُعتبر الغاز متجمدًا. ^{[ بحاجة لمصدر ]}

إن التمييز بين التوازن والتجمد مهم لأنه من الممكن أن يكون للغاز مثل الهواء خصائص مختلفة بشكل كبير (سرعة الصوت، اللزوجة ، إلخ) لنفس الحالة الديناميكية الحرارية؛ على سبيل المثال، الضغط ودرجة الحرارة. يمكن أن يكون الغاز المتجمد مشكلة كبيرة في أعقاب المركبة الداخلة. أثناء إعادة الدخول، يتم ضغط الهواء الحر إلى درجة حرارة وضغط مرتفعين بواسطة موجة الصدمة للمركبة الداخلة. ثم يتم نقل الهواء غير المتوازن في طبقة الصدمة عبر الجانب الأمامي للمركبة الداخلة إلى منطقة من التدفق المتوسع بسرعة مما يسبب التجمد. يمكن بعد ذلك جر الهواء المتجمد إلى دوامة خلفية خلف المركبة الداخلة. إن النمذجة الصحيحة للتدفق في أعقاب المركبة الداخلة أمر صعب للغاية. عادة ما لا يكون تسخين درع الحماية الحرارية (TPS) في جسم المركبة الخلفي مرتفعًا جدًا، ولكن هندسة وعدم ثبات أعقاب المركبة يمكن أن يؤثر بشكل كبير على الديناميكا الهوائية (عزم الانحدار) وخاصة الاستقرار الديناميكي. ^{[ بحاجة لمصدر ]}

نظام الحماية الحرارية ، أو TPS، هو الحاجز الذي يحمي المركبة الفضائية أثناء الحرارة الشديدة الناجمة عن إعادة الدخول إلى الغلاف الجوي. هناك طرق متعددة للحماية الحرارية للمركبات الفضائية قيد الاستخدام، من بينها الدروع الحرارية الاستئصالية، والتبريد السلبي، والتبريد النشط لأسطح المركبات الفضائية. بشكل عام، يمكن تقسيمها إلى فئتين: TPS الاستئصالي وTPS القابل لإعادة الاستخدام. يلزم TPS الاستئصالي عندما تصل المركبات الفضائية إلى ارتفاع منخفض نسبيًا قبل التباطؤ. تم تصميم المركبات الفضائية مثل مكوك الفضاء للتباطؤ على ارتفاعات عالية حتى تتمكن من استخدام TPS القابل لإعادة الاستخدام. (انظر: نظام الحماية الحرارية للمكوك الفضائي ). يتم اختبار أنظمة الحماية الحرارية في اختبارات أرضية عالية المحتوى الحراري أو أنفاق الرياح البلازمية التي تعيد إنتاج مزيج المحتوى الحراري العالي وضغط الركود العالي باستخدام بلازما الحث أو بلازما التيار المستمر.

تعمل درع الحرارة الاستئصالية عن طريق رفع غاز طبقة الصدمة الساخنة بعيدًا عن الجدار الخارجي للدرع الحراري (مما يخلق طبقة حدودية أكثر برودة ). تأتي الطبقة الحدودية من نفخ منتجات التفاعل الغازية من مادة درع الحرارة وتوفر الحماية ضد جميع أشكال تدفق الحرارة. تسمى العملية الإجمالية لتقليل تدفق الحرارة الذي يتعرض له الجدار الخارجي للدرع الحراري من خلال طبقة حدودية بالانسداد . يحدث الاستئصال على مستويين في TPS الاستئصالي: يتفحم السطح الخارجي لمادة TPS ويذوب ويتسامى ، بينما يخضع الجزء الأكبر من مادة TPS للتحلل الحراري ويطرد غازات المنتج. الغاز الناتج عن التحلل الحراري هو ما يدفع النفخ ويسبب انسداد تدفق الحرارة الحملية والحفزية. يمكن قياس التحلل الحراري في الوقت الفعلي باستخدام التحليل الوزني الحراري ، بحيث يمكن تقييم أداء الاستئصال. ^[25] يمكن أن يوفر الاستئصال أيضًا حجبًا ضد تدفق الحرارة الإشعاعية عن طريق إدخال الكربون في طبقة الصدمة مما يجعلها معتمة بصريًا. كان حجب تدفق الحرارة الإشعاعية هو آلية الحماية الحرارية الأساسية لمادة Galileo Probe TPS (الفينول الكربوني). تم تطوير الفينول الكربوني في الأصل كمواد لحلقة فوهة الصاروخ (تستخدم في معزز الصواريخ الصلبة للمكوك الفضائي ) ولأطراف أنف مركبة إعادة الدخول.

تركزت الأبحاث المبكرة حول تقنية الاستئصال في الولايات المتحدة الأمريكية في مركز أبحاث أميس التابع لوكالة ناسا الواقع في موفيت فيلد ، كاليفورنيا. كان مركز أبحاث أميس مثاليًا، لأنه كان يحتوي على العديد من أنفاق الرياح القادرة على توليد سرعات رياح متفاوتة. عادةً ما كانت التجارب الأولية تتضمن نموذجًا مجسمًا للمادة الاستئصالية التي سيتم تحليلها داخل نفق رياح تفوق سرعة الصوت . ^[26] يتم اختبار المواد الاستئصالية في مجمع Ames Arc Jet. تم اختبار العديد من أنظمة الحماية الحرارية للمركبات الفضائية في هذه المنشأة، بما في ذلك مواد درع الحرارة الخاصة بأبولو ومكوك الفضاء وأوريون. ^[27]

عادةً ما تكون الموصلية الحرارية لمادة TPS معينة متناسبة مع كثافة المادة. ^[28] يُعد الكربون الفينولي مادة تآكل فعالة للغاية، ولكنه يتمتع أيضًا بكثافة عالية وهو أمر غير مرغوب فيه. إذا كان التدفق الحراري الذي تتعرض له مركبة الدخول غير كافٍ للتسبب في التحلل الحراري، فقد تسمح موصلية مادة TPS بتوصيل التدفق الحراري إلى مادة خط ربط TPS مما يؤدي إلى فشل TPS. وبالتالي، بالنسبة لمسارات الدخول التي تسبب تدفقًا حراريًا أقل، يكون الكربون الفينولي غير مناسب في بعض الأحيان ويمكن أن تكون مواد TPS ذات الكثافة المنخفضة مثل الأمثلة التالية خيارات تصميم أفضل:

SLA في SLA-561V تعني مادة إزالة فائقة الخفة . SLA-561V هي مادة إزالة خاصة من صنع شركة لوكهيد مارتن تم استخدامها كمادة أساسية لمادة TPS في جميع مركبات الدخول المخروطية بزاوية 70 درجة التي أرسلتها وكالة ناسا إلى المريخ بخلاف مختبر علوم المريخ (MSL). يبدأ SLA-561V عملية إزالة كبيرة عند تدفق حراري يبلغ حوالي 110 واط / سم ² ، ولكنه سيفشل عند تدفقات حرارية أكبر من 300 واط / سم ^2. تم تصميم غلاف TPS الخاص بـ MSL حاليًا لتحمل تدفق حراري أقصى يبلغ 234 واط / سم ^2. كان تدفق الحرارة الأقصى الذي تعرض له غلاف فايكنج 1 الذي هبط على المريخ 21 واط / سم ^2. بالنسبة لفايكنج 1 ، عمل TPS كعازل حراري محترق ولم يتعرض أبدًا لتآكل كبير. كانت فايكنج 1 أول مركبة هبوط على المريخ واستندت إلى تصميم محافظ للغاية. كان قطر قاعدة الغلاف الهوائي لفايكنج 3.54 متر (وهو الأكبر حجمًا الذي تم استخدامه على المريخ حتى مختبر علوم المريخ). يتم تطبيق SLA-561V عن طريق تعبئة المادة الماصة في قلب قرص العسل الملتصق مسبقًا بهيكل الغلاف الهوائي مما يتيح بناء درع حراري كبير. ^[29]

إن مادة PICA، وهي عبارة عن قالب مسبق من ألياف الكربون مشبع براتينج فينولي ، ^[30] عبارة عن مادة TPS حديثة وتتميز بخصائص الكثافة المنخفضة (أخف بكثير من الفينول الكربوني) إلى جانب القدرة الفعالة على التآكل عند تدفق حراري مرتفع. إنها خيار جيد لتطبيقات التآكل مثل ظروف التسخين العالية الذروة الموجودة في مهام إعادة العينات أو مهام العودة إلى القمر. الموصلية الحرارية لمادة PICA أقل من المواد الأخرى عالية الحرارة التآكلية، مثل الفينول الكربوني التقليدي. ^{[ بحاجة لمصدر ]}

تم تسجيل براءة اختراع PICA بواسطة مركز أبحاث ناسا إيمز في التسعينيات وكانت المادة الأساسية لنظام نقل الحرارة الحراري لقشرة ستارداست الجوية. ^[31] كانت كبسولة إعادة العينات ستارداست أسرع جسم من صنع الإنسان على الإطلاق يعود إلى الغلاف الجوي للأرض، بسرعة 28000 ميل في الساعة (حوالي 12.5 كم / ثانية) على ارتفاع 135 كم. كان هذا أسرع من كبسولات مهمة أبولو وأسرع بنسبة 70٪ من المكوك. ^[1] كانت PICA بالغة الأهمية لجدوى مهمة ستارداست، التي عادت إلى الأرض في عام 2006. كان الدرع الحراري لستاردست (قطر القاعدة 0.81 م) مصنوعًا من قطعة واحدة متجانسة بحجم يتحمل معدل تسخين اسمي يبلغ 1.2 كيلو واط / سم ^2. كما تم استخدام درع حراري PICA لدخول مختبر علوم المريخ إلى الغلاف الجوي للمريخ . ^[32]

تم تطوير نسخة محسنة وأسهل في الإنتاج تسمى PICA-X بواسطة SpaceX في الفترة من 2006 إلى 2010 ^[32] لكبسولة الفضاء Dragon . ^[33] تم إجراء أول اختبار إعادة دخول للدرع الحراري PICA-X في مهمة Dragon C1 في 8 ديسمبر 2010. ^[34] تم تصميم الدرع الحراري PICA-X وتطويره وتأهيله بالكامل من قبل فريق صغير مكون من اثني عشر مهندسًا وفنيًا في أقل من أربع سنوات. ^[32] تكلفة تصنيع PICA-X أقل بعشر مرات من مادة الدرع الحراري PICA التابعة لوكالة ناسا. ^[35]

تم تطوير نسخة محسنة ثانية من PICA - تسمى PICA-3 - بواسطة SpaceX خلال منتصف العقد الأول من القرن الحادي والعشرين. تم اختباره لأول مرة على متن مركبة الفضاء Crew Dragon في عام 2019 خلال مهمة عرض الطيران ، في أبريل 2019، وتم وضعه في الخدمة المنتظمة على تلك المركبة الفضائية في عام 2020. ^[36]

إن PICA ومعظم مواد TPS الأخرى إما أن تكون مملوكة أو مصنفة، مع تركيبات وعمليات تصنيع غير معلنة في الأدبيات المفتوحة. وهذا يحد من قدرة الباحثين على دراسة هذه المواد ويعيق تطوير أنظمة الحماية الحرارية. وبالتالي، طورت مجموعة تشخيص التدفق عالي المحتوى الحراري (HEFDiG) في جامعة شتوتغارت مادة مفتوحة لاستئصال الكربون والفينول، تسمى مادة تجربة مختبر أبحاث الاستئصال HEFDiG (HARLEM)، من مواد متوفرة تجاريًا. يتم تحضير HARLEM عن طريق تشريب شكل أولي من كتلة مسامية من ألياف الكربون (مثل عزل الكربون الصلب Calcarb) بمحلول من راتنج الفينول الريزول وبولي فينيل بيروليدون في إيثيلين جليكول ، والتسخين لبلمرة الراتنج ثم إزالة المذيب تحت الفراغ. يتم معالجة المادة الناتجة وتشكيلها بالشكل المطلوب. ^{[37] [38]}

كما تم تطوير مادة SIRCA في مركز أبحاث ناسا إيمز وتم استخدامها في لوحة واجهة الغلاف الخلفي (BIP) لقشرة مركبة الفضاء Mars Pathfinder و Mars Exploration Rover (MER). كانت لوحة واجهة الغلاف الخلفي موجودة عند نقاط التثبيت بين الغلاف الخلفي للقشرة (وتسمى أيضًا الهيكل الخلفي أو الغطاء الخلفي) وحلقة الانطلاق (وتسمى أيضًا مرحلة الانطلاق). كانت مادة SIRCA أيضًا مادة TPS الأساسية لمسبارات Deep Space 2 (DS/2) غير الناجحة التي تم إطلاقها على المريخ بقشورها الهوائية التي يبلغ قطر قاعدتها 0.35 مترًا (1.1 قدمًا). مادة SIRCA هي مادة عازلة متجانسة يمكنها توفير الحماية الحرارية من خلال الانطلاق. إنها مادة TPS الوحيدة التي يمكن تشكيلها بأشكال مخصصة ثم تطبيقها مباشرة على المركبة الفضائية. لا توجد معالجة لاحقة أو معالجة حرارية أو طلاءات إضافية مطلوبة (على عكس بلاط مكوك الفضاء). نظرًا لأنه يمكن تصنيع SIRCA بأشكال دقيقة، فيمكن تطبيقها كبلاطات أو أقسام حافة أمامية أو أغطية أنف كاملة أو بأي عدد من الأشكال أو الأحجام المخصصة. اعتبارًا من عام 1996 ^[تحديث]، تم عرض SIRCA في تطبيقات واجهة الغلاف الخلفي، ولكن لم يتم استخدامها بعد كمواد TPS للجسم الأمامي. ^[39]

AVCOAT هو درع حراري مخصص من قبل وكالة ناسا ، وهو عبارة عن نظام إيبوكسي - نوفولاك مملوء بالزجاج . ^[40]

استخدمت وكالة ناسا هذه المادة في الأصل لوحدة قيادة أبولو في الستينيات، ثم استخدمتها في الجيل التالي من وحدة طاقم أوريون خارج مدار الأرض المنخفض ، والتي طارت لأول مرة في اختبار في ديسمبر 2014 ثم في التشغيل في نوفمبر 2022. ^[41] تمت إعادة صياغة أفكوت الذي سيتم استخدامه على أوريون لتلبية التشريعات البيئية التي تم تمريرها منذ نهاية أبولو. ^{[42] [43]}

يعتبر النقع الحراري جزءًا من جميع مخططات TPS تقريبًا. على سبيل المثال، يفقد درع الحرارة القابل للتآكل معظم فعالية الحماية الحرارية عندما تنخفض درجة حرارة الجدار الخارجي إلى ما دون الحد الأدنى اللازم للتحلل الحراري. من ذلك الوقت وحتى نهاية نبضة الحرارة، تنتقل الحرارة من طبقة الصدمة إلى الجدار الخارجي للدرع الحراري وسوف تنتقل في النهاية إلى الحمولة. ^{[ بحاجة لمصدر ]} يمكن منع هذه النتيجة عن طريق إخراج درع الحرارة (مع نقعه الحراري) قبل توصيل الحرارة إلى الجدار الداخلي.

تحافظ العزل الحراري على الحرارة في الطبقة الخارجية من سطح المركبة الفضائية، حيث يتم توصيلها بعيدًا عن طريق الهواء. ^[44] ترتفع درجة حرارة السطح إلى مستويات متوهجة، لذلك يجب أن يكون للمادة نقطة انصهار عالية جدًا، ويجب أن تُظهر المادة أيضًا موصلية حرارية منخفضة جدًا. تميل المواد ذات هذه الخصائص إلى أن تكون هشة وحساسة ويصعب تصنيعها بأحجام كبيرة، لذلك يتم تصنيعها عمومًا على شكل بلاط صغير نسبيًا يتم بعد ذلك ربطه بالجلد الهيكلي للمركبة الفضائية. هناك مقايضة بين الصلابة والتوصيل الحراري: المواد الأقل توصيلًا تكون أكثر هشاشة بشكل عام. استخدمت مكوك الفضاء أنواعًا متعددة من البلاط. تُستخدم البلاط أيضًا في طائرات بوينج إكس-37 ودريم تشيسر والمرحلة العلوية من ستارشيب .

نظرًا لأن العزل لا يمكن أن يكون مثاليًا، يتم تخزين بعض طاقة الحرارة في العزل وفي المادة الأساسية ("النقع الحراري") ويجب تبديدها بعد خروج المركبة الفضائية من نظام الطيران عالي الحرارة. سيعاد إشعاع بعض هذه الحرارة عبر السطح أو سيتم حملها بعيدًا عن السطح عن طريق الحمل الحراري، لكن بعضها سيسخن هيكل المركبة الفضائية وداخلها، مما قد يتطلب تبريدًا نشطًا بعد الهبوط. ^[44]

تتميز بلاطات TPS النموذجية للمكوك الفضائي ( LI-900 ) بخصائص حماية حرارية رائعة. ستظل بلاطة LI-900 المعرضة لدرجة حرارة 1000 كلفن على أحد الجانبين دافئة فقط عند لمسها على الجانب الآخر. ومع ذلك، فهي هشة نسبيًا وتنكسر بسهولة، ولا يمكنها تحمل المطر أثناء الطيران.

في بعض مركبات الإطلاق الصاروخية الباليستية المبكرة (على سبيل المثال، مركبة Mk-2 ومركبة ميركوري الفضائية شبه المدارية )، تم استخدام TPS المبردة إشعاعيًا لامتصاص تدفق الحرارة في البداية أثناء النبضة الحرارية، ثم بعد النبضة الحرارية، يتم إشعاع الحرارة المخزنة ونقلها مرة أخرى إلى الغلاف الجوي. ومع ذلك، فإن الإصدار السابق من هذه التقنية يتطلب كمية كبيرة من TPS المعدنية (على سبيل المثال، التيتانيوم ، البريليوم ، النحاس ، إلخ). يفضل المصممون المعاصرون تجنب هذه الكتلة المضافة باستخدام TPS الاستئصالية والحرارية بدلاً من ذلك.

تستخدم أنظمة الحماية الحرارية التي تعتمد على الانبعاثية طلاءات عالية الانبعاثية (HECs) لتسهيل التبريد الإشعاعي ، بينما تعمل الطبقة الخزفية المسامية الأساسية على حماية الهيكل من درجات حرارة السطح المرتفعة. تعد قيم الانبعاثية العالية المستقرة حرارياً إلى جانب الموصلية الحرارية المنخفضة مفتاحًا لوظائف مثل هذه الأنظمة. ^[45]

يمكن العثور على TPS المبردة إشعاعيًا في المركبات الحديثة، ولكن يتم استخدام الكربون المقوى بالكربون (RCC) (يُطلق عليه أيضًا الكربون-الكربون ) عادةً بدلاً من المعدن. كان RCC هو مادة TPS على مخروط أنف مكوك الفضاء والحواف الأمامية للجناح، كما تم اقتراحه أيضًا كمواد الحافة الأمامية لـ X-33 . الكربون هو المادة الأكثر مقاومة للحرارة المعروفة، مع درجة حرارة تسامي واحدة تبلغ 3825 درجة مئوية (6917 درجة فهرنهايت) للجرافيت. جعلت هذه درجة الحرارة العالية الكربون خيارًا واضحًا كمواد TPS مبردة إشعاعيًا. عيوب RCC هي أنها مكلفة التصنيع حاليًا، وثقيلة، وتفتقر إلى مقاومة قوية للصدمات. ^[46]

تتعامل بعض الطائرات عالية السرعة ، مثل SR-71 Blackbird و Concorde ، مع تسخين مماثل لما تتعرض له المركبات الفضائية، ولكن بكثافة أقل بكثير، ولساعات في كل مرة. كشفت دراسات على جلد التيتانيوم SR-71 أن الهيكل المعدني أعيد إلى قوته الأصلية من خلال التلدين بسبب التسخين الديناميكي الهوائي. في حالة Concorde، سُمح لأنف الألومنيوم بالوصول إلى درجة حرارة تشغيل قصوى تبلغ 127 درجة مئوية (261 درجة فهرنهايت) (أكثر دفئًا بحوالي 180 درجة مئوية (324 درجة فهرنهايت) من الهواء المحيط الذي يكون عادة تحت الصفر)؛ كانت الآثار المعدنية (فقدان المزاج ) المرتبطة بدرجة حرارة ذروة أعلى هي العوامل الأكثر أهمية التي تحدد السرعة القصوى للطائرة.

غالبًا ما يُطلق على نظام TPS المبرد إشعاعيًا لمركبة الدخول اسم نظام TPS المعدني الساخن . دعت تصميمات نظام TPS المبكرة لمكوك الفضاء إلى نظام TPS معدني ساخن يعتمد على سبيكة النيكل الفائقة (الملقبة بـ René 41 ) وألواح التيتانيوم. ^[47] تم رفض مفهوم نظام TPS للمكوك، لأنه كان يُعتقد أن نظام TPS القائم على بلاط السيليكا ينطوي على تكاليف تطوير وتصنيع أقل. ^{[ بحاجة لمصدر ]} تم اقتراح نظام TPS المصنوع من سبيكة النيكل الفائقة مرة أخرى للنموذج الأولي غير الناجح لمرحلة واحدة إلى المدار (SSTO) X-33 . ^[48]

في الآونة الأخيرة، تم تطوير مواد TPS الأحدث المبردة إشعاعيًا والتي يمكن أن تكون أفضل من RCC. تُعرف باسم Ultra-High Temperature Ceramics ، وقد تم تطويرها للمسبار البحثي الديناميكي الحراري فائق السرعة Slender Hypervelocity Aerothermodynamic Research Probe (SHARP) النموذجي للمركبة. تعتمد مواد TPS هذه على ثنائي بوريد الزركونيوم وثنائي بوريد الهافنيوم . اقترحت مواد TPS من SHARP تحسينات في الأداء تسمح برحلة مستدامة بسرعة 7 ماخ عند مستوى سطح البحر، ورحلة بسرعة 11 ماخ على ارتفاعات 100000 قدم (30000 متر)، وتحسينات كبيرة للمركبات المصممة للطيران الأسرع من الصوت المستمر. تمكن مواد TPS من SHARP الحواف الأمامية الحادة ومخاريط الأنف من تقليل السحب بشكل كبير للطائرات الفضائية التي تعمل بنظام الدورة المركبة التي تتنفس الهواء والأجسام الرافعة. أظهرت مواد SHARP خصائص TPS فعالة من الصفر إلى أكثر من 2000 درجة مئوية (3630 درجة فهرنهايت)، مع نقاط انصهار تزيد عن 3500 درجة مئوية (6330 درجة فهرنهايت). إنها أقوى هيكليًا من الخرسانة المسلحة بالخرسانة، وبالتالي، لا تتطلب تعزيزًا هيكليًا بمواد مثل Inconel. تتميز مواد SHARP بكفاءة عالية في إعادة إشعاع الحرارة الممتصة، وبالتالي القضاء على الحاجة إلى TPS إضافية خلف وبين مواد SHARP وهيكل المركبة التقليدي. مولت وكالة ناسا في البداية (وأوقفت) برنامجًا متعدد المراحل للبحث والتطوير من خلال جامعة مونتانا في عام 2001 لاختبار مواد SHARP على المركبات التجريبية. ^{[49] [50]}

وقد تم اقتراح العديد من التصميمات المتقدمة للمركبات الفضائية القابلة لإعادة الاستخدام والطائرات الأسرع من الصوت لاستخدام الدروع الحرارية المصنوعة من سبائك معدنية مقاومة للحرارة والتي تحتوي على مبرد أو وقود مبرد للغاية يدور من خلالها.

تم اقتراح مفهوم TPS هذا للطائرة الوطنية الفضائية X-30 (NASP) في منتصف الثمانينيات. ^{[ بحاجة لمصدر ]} كان من المفترض أن تكون NASP طائرة فرط صوتية تعمل بمحرك سكرامجت ، لكنها فشلت في التطوير. ^{[ بحاجة لمصدر ]}

في عامي 2005 و2012، تم إطلاق مركبتين رفع غير مأهولتين بهيكل مبرد بنشاط كجزء من تجربة الطيران الحادة الألمانية (SHEFEX). ^{[ بحاجة لمصدر ]}

في أوائل عام 2019، كانت سبيس إكس تعمل على تطوير درع حراري مبرد بنشاط لمركبتها الفضائية ستارشيب حيث سيكون جزء من نظام الحماية الحرارية عبارة عن تصميم لطبقة خارجية مبردة بالتعرق للمركبة الفضائية المعاد دخولها. ^{[51] [52]} ومع ذلك، تخلت سبيس إكس عن هذا النهج لصالح نسخة حديثة من بلاط الدرع الحراري في وقت لاحق من عام 2019. ^{[53] [54]}

تم الإعلان عن المرحلة الثانية من صاروخ ستوك سبيس نوفا في أكتوبر 2023 ولم يتم إطلاقه بعد، وهي تستخدم درعًا حراريًا مبردًا بشكل متجدد (بالهيدروجين السائل). ^[55]

في أوائل الستينيات، تم اقتراح أنظمة TPS المختلفة لاستخدام الماء أو سائل تبريد آخر يتم رشه في طبقة الصدمة، أو تمريره عبر قنوات في درع الحرارة. تضمنت المزايا إمكانية وجود تصميمات أكثر معدنية بالكامل والتي ستكون أرخص في التطوير، وأكثر متانة، وتزيل الحاجة إلى تكنولوجيا سرية وغير معروفة. العيوب هي زيادة الوزن والتعقيد، وانخفاض الموثوقية. لم يتم تنفيذ المفهوم أبدًا، ولكن خضعت تقنية مماثلة (فوهة القابس ^{[47] ) لاختبارات أرضية مكثفة.}

إذا سمح الوقود، فلا شيء يمنع المركبة من دخول الغلاف الجوي بحرق المحرك بشكل رجعي، والذي له تأثير مزدوج يتمثل في إبطاء المركبة بشكل أسرع بكثير من السحب الجوي وحده، وإجبار الهواء الساخن المضغوط على الابتعاد عن جسم المركبة. أثناء إعادة الدخول، تقوم المرحلة الأولى من صاروخ سبيس إكس فالكون 9 بحرق دخول لإبطاء سرعته الفائقة للصوت بسرعة من سرعته الأولية. ^{[ بحاجة لمصدر ]}

في عام 2004، أثبت مصمم الطائرات بيرت روتان جدوى استخدام جناح متغير الشكل لإعادة الدخول إلى الغلاف الجوي باستخدام المركبة الفضائية سبيس شيب وان التي تدور في مدار شبه مداري . تدور الأجنحة في هذه المركبة الفضائية إلى الأعلى في شكل ريشي يوفر تأثير الريشة . وبالتالي، تحقق سبيس شيب وان مقاومة هوائية أكبر بكثير عند إعادة الدخول إلى الغلاف الجوي دون التعرض لأحمال حرارية كبيرة.

يزيد هذا التكوين من مقاومة السحب، حيث أصبحت المركبة الآن أقل انسيابية، مما يؤدي إلى اصطدام المزيد من جزيئات الغاز الجوي بالمركبة الفضائية على ارتفاعات أعلى من المعتاد. وبالتالي، تتباطأ الطائرة بشكل أكبر في طبقات الغلاف الجوي الأعلى، وهو مفتاح العودة الفعّالة إلى الغلاف الجوي. ثانيًا، ستوجه الطائرة نفسها تلقائيًا في هذه الحالة إلى موقف مقاومة سحب عالية. ^[56]

ومع ذلك، فإن السرعة التي وصلت إليها مركبة سبيس شيب وان قبل إعادة الدخول أقل بكثير من سرعة المركبة الفضائية المدارية، ويعترف المهندسون، بما في ذلك روتان، بأن تقنية إعادة الدخول بالريش ليست مناسبة للعودة من المدار.

في 4 مايو 2011، تم إجراء أول اختبار على متن سفينة الفضاء سبيس شيب تو لآلية الريش أثناء الطيران الشراعي بعد إطلاقها من وايت نايت تو. كان النشر المبكر لنظام الريش مسؤولاً عن تحطم سفينة الفضاء في إس إس إنتربرايز عام 2014 ، حيث تفككت الطائرة، مما أدى إلى مقتل مساعد الطيار.

تم وصف عملية الدخول الريشي لأول مرة بواسطة دين تشابمان من وكالة ناسا في عام 1958. ^[57] في قسم تقريره عن الدخول المركب ، وصف تشابمان حلاً للمشكلة باستخدام جهاز عالي السحب:

قد يكون من المرغوب فيه الجمع بين الدخول بالرفع والدخول بدون رفع من أجل تحقيق بعض المزايا... من الواضح أنه من المفيد استخدام مركبة رفع لتسهيل المناورة أثناء الهبوط. ومع ذلك، فإن إجمالي الحرارة التي تمتصها مركبة الرفع أعلى بكثير من تلك التي تمتصها مركبة غير رافعة... يمكن إنشاء المركبات غير الرافعة بسهولة أكبر... عن طريق استخدام، على سبيل المثال، جهاز سحب كبير وخفيف... فكلما كان الجهاز أكبر، كان معدل التسخين أقل.

تتمتع المركبات غير الرافعة ذات ثبات الريشة بميزة أيضًا من وجهة نظر متطلبات الحد الأدنى من التحكم أثناء الدخول.

... نوع مركب واضح من الدخول، والذي يجمع بين بعض الميزات المرغوبة لمسارات الرفع وغير الرفع، سيكون الدخول أولاً بدون رفع ولكن مع جهاز سحب؛ ثم، عندما يتم تقليل السرعة إلى قيمة معينة... يتم التخلص من الجهاز أو سحبه، مما يترك مركبة رفع... لبقية الهبوط.

إن التباطؤ في العودة إلى الغلاف الجوي، وخاصة في مهام العودة إلى المريخ ذات السرعة الأعلى، يستفيد من تعظيم "مساحة السحب لنظام الدخول. فكلما كان قطر الغلاف الهوائي أكبر، كلما كان من الممكن أن يكون الحمولة أكبر". ^[58] يوفر الغلاف الهوائي القابل للنفخ بديلاً واحدًا لتوسيع مساحة السحب بتصميم منخفض الكتلة.

تم تصميم مثل هذا الدرع القابل للنفخ/الفرامل الهوائية للمركبات الخارقة لمهمة المريخ 96. نظرًا لفشل المهمة بسبب عطل في منصة الإطلاق، فقد صممت منظمة NPO Lavochkin وDASA/ESA مهمة لمدار الأرض. تم إطلاق نموذج تكنولوجيا العودة والهبوط القابلة للنفخ (IRDT) على متن مركبة Soyuz-Fregat في 8 فبراير 2000. تم تصميم الدرع القابل للنفخ على شكل مخروط بمرحلتين من التضخم. على الرغم من فشل المرحلة الثانية من الدرع في التضخم، إلا أن النموذج نجا من العودة المدارية وتم استعادته. ^{[59] [60]} فشلت المهام اللاحقة التي تم إجراؤها على صاروخ فولنا بسبب فشل منصة الإطلاق. ^[61]

أطلقت وكالة ناسا مركبة فضائية تجريبية مزودة بدرع حراري قابل للنفخ في 17 أغسطس 2009 بأول رحلة تجريبية ناجحة لمركبة إعادة الدخول القابلة للنفخ (IRVE). تم تعبئة الدرع الحراري في غلاف حمولة قطره 15 بوصة (38 سم) وتم إطلاقه على صاروخ بلاك برانت 9 من منشأة والوبس للطيران التابعة لوكالة ناسا في جزيرة والوبس بولاية فيرجينيا. "نفخ النيتروجين الدرع الحراري الذي يبلغ قطره 10 أقدام (3.0 م)، والمصنوع من عدة طبقات من نسيج [ كيفلار ] المغطى بالسيليكون ، إلى شكل فطر في الفضاء بعد عدة دقائق من الإقلاع." ^[58] كان أوج الصاروخ على ارتفاع 131 ميلاً (211 كم) حيث بدأ هبوطه إلى سرعة تفوق سرعة الصوت. بعد أقل من دقيقة تم تحرير الدرع من غطائه لينتفخ على ارتفاع 124 ميلاً (200 كم). استغرق نفخ الدرع أقل من 90 ثانية. ^[58]

بعد نجاح التجارب الأولية لـ IRVE، طورت وكالة ناسا المفهوم إلى مُبطئ ديناميكي هوائي قابل للنفخ فرط صوتي (HIAD) أكثر طموحًا. التصميم الحالي على شكل مخروط ضحل، مع بناء الهيكل على شكل كومة من الأنابيب الدائرية المنتفخة ذات القطر الرئيسي المتزايد تدريجيًا. الوجه الأمامي (المحدب) للمخروط مغطى بنظام حماية حراري مرن قوي بما يكفي لتحمل ضغوط الدخول إلى الغلاف الجوي (أو إعادة الدخول). ^{[62] [63]}

في عام 2012، تم اختبار HIAD باعتباره تجربة مركبة إعادة الدخول القابلة للنفخ 3 (IRVE-3) باستخدام صاروخ استطلاع دون مداري، وقد نجح. ^{[64] : 8}

انظر أيضًا إلى مُبطئ السرعة الأسرع من الصوت منخفض الكثافة ، وهو مشروع تابع لوكالة ناسا تم اختباره في عامي 2014 و2015 باستخدام SIAD-R بقطر 6 أمتار.

تم إطلاق مركبة إعادة دخول قابلة للنفخ بطول 6 أمتار (20 قدمًا)، اختبار طيران مدار أرضي منخفض لمبطئ قابل للنفخ ( LOFTID )، ^[65] في نوفمبر 2022، منفوخة في المدار، وأعيد دخولها بسرعة أكبر من 25 ماخ، وتم استعادتها بنجاح في 10 نوفمبر.

هناك أربعة معايير أساسية يجب أخذها في الاعتبار عند تصميم مركبة لدخول الغلاف الجوي: ^{[ بحاجة لمصدر ]}

1. ذروة تدفق الحرارة
2. الحمل الحراري
3. تباطؤ الذروة
4. ذروة الضغط الديناميكي

يحدد تدفق الحرارة الأقصى والضغط الديناميكي مادة TPS. يحدد الحمل الحراري سمك مجموعة مواد TPS. يعد تباطؤ الذروة ذا أهمية كبيرة للمهام المأهولة. الحد الأقصى للعودة المأهولة إلى الأرض من مدار أرضي منخفض (LEO) أو العودة إلى القمر هو 10 جرام . ^[66] بالنسبة لدخول الغلاف الجوي للمريخ بعد التعرض الطويل للجاذبية الصفرية، فإن الحد الأقصى هو 4 جرام . ^[66] يمكن أن يؤثر الضغط الديناميكي الأقصى أيضًا على اختيار مادة TPS الخارجية إذا كان التفتت مشكلة. يمكن تقييم معلمات تصميم مركبة إعادة الدخول من خلال المحاكاة العددية، بما في ذلك تبسيط ديناميكيات المركبة، مثل معادلات إعادة الدخول المستوية وارتباطات تدفق الحرارة. ^[67]

انطلاقًا من مبدأ التصميم المحافظ ، يأخذ المهندس عادةً في الاعتبار مسارين أسوأ الحالات ، مسار التجاوز ومسار عدم الانطلاق. عادةً ما يتم تعريف مسار التجاوز على أنه أقل زاوية مسموح بها لسرعة الدخول قبل التخطي الجوي . يحتوي مسار التجاوز على أعلى حمل حراري ويحدد سمك TPS. يتم تحديد مسار عدم الانطلاق من خلال المسار الأكثر انحدارًا المسموح به. بالنسبة للمهام المأهولة، تكون زاوية الدخول الأكثر انحدارًا محدودة بتباطؤ الذروة. يحتوي مسار عدم الانطلاق أيضًا على أعلى تدفق حراري وضغط ديناميكي. وبالتالي، فإن مسار عدم الانطلاق هو الأساس لاختيار مادة TPS. لا توجد مادة TPS "مقاس واحد يناسب الجميع". قد تكون مادة TPS المثالية للتدفق الحراري العالي موصلة للغاية (كثيفة للغاية) لحمل حراري طويل الأمد. قد تفتقر مادة TPS منخفضة الكثافة إلى قوة الشد لمقاومة التفتت إذا كان الضغط الديناميكي مرتفعًا للغاية. يمكن أن تعمل مادة TPS بشكل جيد لتدفق حراري ذروة محدد، لكنها تفشل بشكل كارثي لنفس تدفق الحرارة الذروة إذا زاد ضغط الجدار بشكل كبير (حدث هذا مع مركبة الفضاء الاختبارية R-4 التابعة لوكالة ناسا). ^[66] تميل مواد TPS القديمة إلى أن تكون أكثر كثافة في العمالة وأكثر تكلفة في التصنيع مقارنة بالمواد الحديثة. ومع ذلك، غالبًا ما تفتقر مواد TPS الحديثة إلى تاريخ الطيران للمواد القديمة (اعتبار مهم للمصمم الذي يكره المخاطرة).

استنادًا إلى اكتشاف ألين وإيجرز، فإن الحد الأقصى لحدة الغلاف الجوي (الحد الأقصى للسحب) ينتج الحد الأدنى لكتلة TPS. كما ينتج الحد الأقصى لحدة الغلاف الجوي (الحد الأدنى لمعامل المقذوفات) الحد الأدنى للسرعة النهائية عند أقصى ارتفاع (مهم جدًا لـ Mars EDL، ولكنه ضار لمركبات الترفيه العسكرية). ومع ذلك، هناك حد أعلى لحدة الغلاف الجوي يفرضه اعتبارات الاستقرار الديناميكي الهوائي القائمة على انفصال موجة الصدمة . ستظل موجة الصدمة متصلة بطرف مخروط حاد إذا كانت نصف زاوية المخروط أقل من قيمة حرجة. يمكن تقدير نصف الزاوية الحرجة هذه باستخدام نظرية الغاز المثالي (يحدث عدم الاستقرار الديناميكي الهوائي هذا تحت السرعات الأسرع من الصوت). بالنسبة للغلاف الجوي النيتروجيني (الأرض أو تيتان)، فإن الحد الأقصى المسموح به لنصف الزاوية هو حوالي 60 درجة. بالنسبة للغلاف الجوي من ثاني أكسيد الكربون (المريخ أو الزهرة)، فإن الحد الأقصى المسموح به لنصف الزاوية هو حوالي 70 درجة. بعد انفصال موجة الصدمة، يجب أن تحمل مركبة الدخول كمية أكبر بكثير من غاز طبقة الصدمة حول نقطة ركود الحافة الأمامية (الغطاء دون الصوتي). وبالتالي، يتحرك المركز الديناميكي الهوائي في اتجاه المنبع مما يتسبب في عدم الاستقرار الديناميكي الهوائي. من غير الصحيح إعادة تطبيق تصميم الغلاف الهوائي المخصص لدخول تيتان ( مسبار هويجنز في جو من النيتروجين) لدخول المريخ ( بيجل 2 في جو من ثاني أكسيد الكربون). ^{[ بحاجة لمصدر ] [ بحث أصلي؟ ]} قبل التخلي عنه، حقق برنامج هبوط المريخ السوفييتي هبوطًا ناجحًا واحدًا ( مارس 3 )، في المحاولة الثانية من ثلاث محاولات دخول (الآخران كانا مارس 2 ومارس 6 ). استندت مركبات الهبوط السوفييتية على المريخ إلى تصميم غلاف هوائي بزاوية نصف 60 درجة.

تُستخدم عادةً كرة مخروطية نصف زاوية 45 درجة للمسبارات الجوية (لا يُقصد الهبوط على السطح) على الرغم من عدم تقليل كتلة TPS إلى الحد الأدنى. والسبب وراء نصف الزاوية 45 درجة هو تحقيق الاستقرار الديناميكي الهوائي من الدخول إلى الاصطدام (لا يتم التخلص من درع الحرارة) أو نبضة حرارية قصيرة وحادة تليها التخلص الفوري من درع الحرارة. تم استخدام تصميم كرة مخروطية 45 درجة مع مركبة DS/2 Mars ومسبارات Pioneer Venus .

لم تكن كل عمليات العودة إلى الغلاف الجوي ناجحة تمامًا:

• فوسخود 2  - فشلت وحدة الخدمة في الانفصال لبعض الوقت، لكن الطاقم نجا.
• سويوز 5  - فشلت وحدة الخدمة في الانفصال، لكن الطاقم نجا.
• أبولو 15  - فشلت إحدى المظلات الثلاث ذات الشراع الحلقي أثناء الهبوط في المحيط، ومن المرجح أنها تضررت بسبب تفريغ المركبة الفضائية للوقود الزائد. صُممت المركبة الفضائية للهبوط بأمان بمظلتين فقط، ولم يتعرض أفراد الطاقم لأذى.
• مركبة الهبوط القطبية على المريخ  – فشلت أثناء عملية الهبوط الإلكتروني. ويُعتقد أن الفشل كان نتيجة لخطأ في البرنامج. والسبب الدقيق غير معروف بسبب نقص القياس عن بعد في الوقت الفعلي .
• مكوك الفضاء كولومبيا STS-1  – أدى مزيج من الضرر الذي حدث أثناء الإطلاق، ووجود فجوة بارزة في حشوة الحشو، وخطأ في تركيب البلاط إلى أضرار جسيمة بالمكوك، ولم يكن الطاقم على علم إلا ببعض هذه الأضرار. ولو كان الطاقم على علم بمدى الضرر قبل محاولة العودة إلى الغلاف الجوي، لكانوا قد طاروا بالمكوك إلى ارتفاع آمن ثم قفزوا منه. ومع ذلك، كانت العودة إلى الغلاف الجوي ناجحة، وواصلت المركبة المدارية هبوطها بشكل طبيعي.
• مكوك الفضاء أتلانتس STS-27  – اصطدمت العوازل من غطاء مقدمة الصاروخ الصلب الأيمن بالمكوك أثناء الإطلاق، مما تسبب في تلف كبير في البلاط. أدى هذا إلى خلع بلاطة واحدة تمامًا، فوق لوحة تثبيت من الألومنيوم لهوائي TACAN. تعرض الهوائي لأضرار شديدة بسبب الحرارة، لكنه منع الغاز الساخن من اختراق جسم المركبة.

• جينيسيس  – فشلت المظلة في الفتح بسبب تركيب مفتاح جي بشكل معكوس (خطأ مماثل أدى إلى تأخير فتح المظلة لمسبار جاليليو ) . ونتيجة لذلك، تحطمت مركبة الدخول جينيسيس في أرض الصحراء. تضررت الحمولة، لكن معظم البيانات العلمية كانت قابلة للاسترداد.
• سويوز TMA-11  – فشلت وحدة الدفع في سويوز في الانفصال بشكل صحيح؛ وتم تنفيذ إعادة دخول باليستية ارتدادية مما جعل الطاقم يتعرض لتسارعات تبلغ حوالي 8 جاذبية قياسية (78 م/ث ² ). ^[68] نجا الطاقم.
• المركبة الفضائية IFT-3 : كان من المفترض أن تنتهي الرحلة التجريبية الثالثة المتكاملة لمركبة سبيس إكس الفضائية بسقوط عنيف في المحيط الهندي . ومع ذلك، بعد حوالي 48.5 دقيقة من الإطلاق، وعلى ارتفاع 65 كم، فُقد الاتصال بالمركبة الفضائية، مما يشير إلى أنها احترقت عند إعادة الدخول. وكان سبب ذلك هو التدحرج المفرط للمركبة بسبب الفتحات المسدودة بالمركبة. ^[69]

وقد أدت بعض عمليات إعادة الدخول إلى الفضاء إلى كوارث كبيرة:

• سويوز 1  - فشل نظام التحكم في الاتجاه أثناء وجوده في المدار، ثم تشابكت المظلات لاحقًا أثناء تسلسل الهبوط الاضطراري (فشل الدخول والنزول والهبوط). توفي رائد الفضاء الوحيد فلاديمير ميخائيلوفيتش كوماروف .
• سويوز 11  - أثناء انفصال الوحدة الثلاثية، تم فتح ختم الصمام بواسطة الصدمة، مما أدى إلى انخفاض الضغط في وحدة الهبوط؛ اختنق الطاقم المكون من ثلاثة أفراد في الفضاء قبل دقائق من العودة إلى الغلاف الجوي.
• مكوك الفضاء كولومبيا STS-107  - أدى فشل لوحة الكربون-الكربون المعززة على الحافة الأمامية للجناح بسبب اصطدام الحطام عند الإطلاق إلى تفكك المركبة المدارية عند إعادة الدخول مما أدى إلى وفاة جميع أفراد الطاقم السبعة.

من بين الأقمار الصناعية التي تعود إلى الأرض، قد يصل ما يقرب من 10-40% من كتلة الجسم إلى سطح الأرض. ^[70] وفي المتوسط، يعود حوالي جسم مُدرج في قائمة الأجسام إلى الأرض يوميًا اعتبارًا من عام 2014. ^[تحديث][ ^71]

نظرًا لأن سطح الأرض يتكون في الغالب من الماء، فإن معظم الأجسام التي تنجو من العودة إلى الغلاف الجوي تهبط في أحد محيطات العالم. وتقدر احتمالية تعرض شخص ما لإصابة أثناء حياته بنحو 1 في تريليون. ^[72]

في 24 يناير 1978، عادت المركبة الفضائية السوفييتية كوزموس 954 (3800 كيلوغرام [8400 رطل]) إلى الغلاف الجوي وتحطمت بالقرب من بحيرة جريت سليف في الأقاليم الشمالية الغربية من كندا. كانت المركبة تعمل بالطاقة النووية وتركت حطامًا مشعًا بالقرب من موقع اصطدامها. ^[73]

في الحادي عشر من يوليو عام 1979، عادت محطة الفضاء الأمريكية سكاي لاب (77100 كيلوجرام [170000 رطل]) إلى الغلاف الجوي ونشرت الحطام عبر المناطق النائية الأسترالية . ^[74] كانت إعادة الدخول حدثًا إعلاميًا كبيرًا إلى حد كبير بسبب حادثة كوزموس 954، ولكن لم يُنظر إليها على أنها كارثة محتملة لأنها لم تحمل وقودًا نوويًا سامًا أو وقود هيدرازين . كانت ناسا تأمل في الأصل في استخدام مهمة مكوك فضائي إما لتمديد عمرها أو تمكين إعادة دخول متحكم فيها، لكن التأخير في برنامج المكوك، بالإضافة إلى النشاط الشمسي المرتفع بشكل غير متوقع، جعل هذا مستحيلًا. ^{[75] [76]}

في 7 فبراير 1991، عادت محطة الفضاء السوفيتية ساليوت 7 (19820 كيلوغرامًا [43700 رطل])، مع وحدة كوزموس 1686 (20000 كيلوغرام [44000 رطل])، إلى الغلاف الجوي وتناثر الحطام فوق مدينة كابيتان بيرموديز ، الأرجنتين. ^{[77] [47] [78]} تم تعزيز المحطة إلى مدار أعلى في أغسطس 1986 في محاولة لإبقائها حتى عام 1994، ولكن في سيناريو مشابه لسكاي لاب، تم إلغاء مكوك بوران المخطط له وتسبب النشاط الشمسي العالي في هبوطه قبل المتوقع.

في 7 سبتمبر 2011، أعلنت وكالة ناسا عن عودة القمر الصناعي لأبحاث الغلاف الجوي العلوي (6540 كيلوجرامًا [14420 رطلاً]) إلى الغلاف الجوي دون سيطرة، وأشارت إلى وجود خطر ضئيل على الجمهور. ^[79] عاد القمر الصناعي المعطل إلى الغلاف الجوي في 24 سبتمبر 2011، ويُفترض أن بعض القطع تحطمت في المحيط الهادئ الجنوبي فوق حقل حطام يبلغ طوله 500 ميل (800 كيلومتر). ^[80]

في الأول من أبريل 2018، عادت محطة الفضاء الصينية تيانجونج-1 (8510 كيلوغرام [18760 رطلاً]) إلى الغلاف الجوي فوق المحيط الهادئ، في منتصف الطريق بين أستراليا وأمريكا الجنوبية. ^{[81] كان} مكتب هندسة الفضاء المأهول الصيني يعتزم التحكم في عملية العودة، لكنه فقد القياس عن بعد والتحكم في مارس 2017. ^[82]

في الحادي عشر من مايو 2020، دخلت المرحلة الأساسية من الصاروخ الصيني لونج مارش 5 بي ( معرف كوسبار 2020-027C) الذي يزن حوالي 20000 كيلوغرام [44000 رطل] بشكل غير منضبط فوق المحيط الأطلسي، بالقرب من ساحل غرب إفريقيا. ^{[83] [84]} وورد أن قطعًا قليلة من حطام الصاروخ نجت من الدخول وسقطت فوق قريتين على الأقل في ساحل العاج . ^{[85] [86]}

في 8 مايو 2021، دخلت المرحلة الأساسية من الصاروخ الصيني لونج مارش 5 بي ( معرف كوسبار 2021-0035B) الذي يزن 23000 كيلوغرام [51000 رطل] الغلاف الجوي بشكل غير منضبط، غرب جزر المالديف مباشرة في المحيط الهندي (حوالي 72.47 درجة شرقًا وخط عرض 2.65 درجة شمالاً). ^[87] أفاد شهود عيان بوجود حطام صاروخي في أماكن بعيدة مثل شبه الجزيرة العربية. ^[88]

تم إخراج ساليوت 1 ، أول محطة فضاء في العالم، عن مدارها عمدًا إلى المحيط الهادئ في عام 1971 بعد حادث سويوز 11. كما تم إخراج خليفتها، ساليوت 6 ، من مدارها بطريقة خاضعة للرقابة أيضًا.

في الرابع من يونيو 2000، تم إخراج مرصد كومبتون لأشعة جاما عن مداره عمدًا بعد فشل أحد جيروسكوباته. وسقطت الحطام الذي لم يحترق في المحيط الهادئ دون أن يسبب أي ضرر. كان المرصد لا يزال يعمل، لكن فشل جيروسكوب آخر كان سيجعل إخراج المركبة من مدارها أكثر صعوبة وخطورة. وبعد بعض الجدل، قررت وكالة ناسا لصالح السلامة العامة أن الاصطدام المتحكم فيه أفضل من ترك المركبة تسقط عشوائيًا.

في عام 2001، تم إخراج محطة الفضاء الروسية مير عن مدارها عمدًا، وتفككت بالطريقة التي توقعها مركز القيادة أثناء إعادة الدخول إلى الغلاف الجوي. دخلت مير الغلاف الجوي للأرض في 23 مارس 2001، بالقرب من نادي ، فيجي ، وسقطت في المحيط الهادئ الجنوبي.

في 21 فبراير 2008، أصيب قمر تجسس أمريكي معطل ، USA-193 ، على ارتفاع حوالي 246 كيلومترًا (153 ميلًا) بصاروخ SM-3 أطلق من الطراد البحري الأمريكي Lake Erie قبالة ساحل هاواي . كان القمر الصناعي معطلاً، بعد أن فشل في الوصول إلى مداره المقصود عندما تم إطلاقه في عام 2006. ونظرًا لمداره المتدهور بسرعة، فقد كان من المقرر أن يعود إلى الغلاف الجوي للأرض بشكل غير منضبط في غضون شهر. أعربت وزارة الدفاع الأمريكية عن قلقها من أن خزان الوقود الذي يبلغ وزنه 1000 رطل (450 كجم) والذي يحتوي على هيدرازين شديد السمية قد ينجو من العودة إلى الغلاف الجوي للوصول إلى سطح الأرض سليمًا. احتجت العديد من الحكومات بما في ذلك حكومات روسيا والصين وبيلاروسيا على هذا الإجراء باعتباره عرضًا رقيقًا لقدرات الولايات المتحدة المضادة للأقمار الصناعية. ^[89] كانت الصين قد تسببت سابقًا في حادث دولي عندما اختبرت صاروخًا مضادًا للأقمار الصناعية في عام 2007.

• 
  لقطة مقربة للدرع الحراري لـ Gemini 2
• 
  مقطع عرضي للدرع الحراري لـ Gemini 2

يؤثر دخول المواد إلى الغلاف الجوي بشكل ملموس على الغلاف الجوي للأرض ، وخاصة طبقة الستراتوسفير .

وصل دخول المركبات الفضائية إلى الغلاف الجوي إلى 3٪ من جميع الدخول إلى الغلاف الجوي بحلول عام 2021، ولكن في سيناريو يتضاعف فيه عدد الأقمار الصناعية من عام 2019، فإن الدخول الاصطناعي سيشكل 40٪ من الكل، ^[90] مما قد يتسبب في أن يكون الهباء الجوي صناعيًا بنسبة 94٪. ^[91] يختلف تأثير احتراق المركبات الفضائية في الغلاف الجوي أثناء الدخول الاصطناعي إلى الغلاف الجوي عن النيازك بسبب الحجم الأكبر عمومًا للمركبات الفضائية وتكوينها المختلف. تم تتبع الملوثات الجوية الناتجة عن الاحتراق الاصطناعي في الغلاف الجوي وتم تحديدها على أنها تتفاعل وربما تؤثر سلبًا على تكوين الغلاف الجوي وخاصة طبقة الأوزون . ^[90]

إن النظر في استدامة الفضاء فيما يتعلق بالتأثير الجوي لإعادة الدخول هو بحلول عام 2022 مجرد تطور ^[92] وقد تم تحديده في عام 2024 على أنه يعاني من "عمى الغلاف الجوي"، مما يتسبب في ظلم بيئي عالمي . ^[93] تم تحديد ذلك نتيجة لإدارة المركبات الفضائية الحالية في نهاية عمرها، والتي تفضل ممارسة الحفاظ على المحطة لإعادة الدخول الخاضعة للرقابة. ^[93] يتم ذلك بشكل أساسي لمنع مخاطر الدخول الجوي غير الخاضع للرقابة والحطام الفضائي . ^[93]

ومن بين البدائل المقترحة استخدام مواد أقل تلويثًا، وإجراء الصيانة في المدار، وإعادة التدوير في الفضاء. ^{[92] [93]}

• 
  عودة كوكبة الدجاجة إلى كوكبة الدجاجة، كما شوهدت من محطة الفضاء الدولية
• 
  لقطة مقربة لمسار العودة إلى الفضاء (سويوز)
• 
  مسار البلازما المبكر لإعادة الدخول (سويوز)
• 
  التقدم أثناء دخول الغلاف الجوي فوق الأرض
• 
  عودة المكوك الفضائي
• 
  منظر قمرة القيادة للمكوك الفضائي أثناء العودة إلى الغلاف الجوي

• لاونيوس، روجر د.؛ جينكينز، دينيس ر. (10 أكتوبر/تشرين الأول 2012). العودة إلى الوطن: العودة إلى الأرض والتعافي من الفضاء. وكالة ناسا. رقم ISBN 9780160910647. OCLC  802182873 . تم الاسترجاع في 21 أغسطس 2014 .
• مارتن، جون جيه. (1966). الدخول الجوي – مقدمة لعلمه وهندسته . أولد تابان، نيو جيرسي: برنتيس هول.
• ريغان، فرانك جيه. (1984). ديناميكيات المركبات العائدة (سلسلة تعليم المعهد الأمريكي للملاحة الجوية والفضائية) . نيويورك: المعهد الأمريكي للملاحة الجوية والفضائية، رقم ISBN 978-0-915928-78-1.
• إتكين، برنارد (1972). ديناميكيات الطيران الجوي . نيويورك: جون وايلي وأولاده، رقم ISBN 978-0-471-24620-6.
• فينسينتي، والتر جي.؛ كروجر جونيور، تشارلز إتش. (1986). مقدمة في ديناميكيات الغازات الفيزيائية . مالابار، فلوريدا: شركة روبرت إي كريجر للنشر. رقم ISBN 978-0-88275-309-6.
• هانسن، سي. فريدريك (1976). الفيزياء الجزيئية للغازات المتوازنة، دليل للمهندسين . ناسا. رمز المكتبة : 1976mpeg.book.....H. ناسا SP-3096.
• هايز، والاس د.؛ بروبشتاين، رونالد ف. (1959). نظرية التدفق فوق الصوتي . نيويورك ولندن: أكاديميك بريس.أعيد إصدار نسخة منقحة من هذا النص الكلاسيكي في صورة كتاب ورقي غير مكلف: Hayes, Wallace D. (1966). Hypersonic Inviscid Flow . Mineola, New York: Dover Publications. ISBN 978-0-486-43281-6.أعيد إصداره في عام 2004
• أندرسون، جون د. جونيور (1989). ديناميكيات الغازات فوق الصوتية وعالية الحرارة . نيويورك: ماكجرو هيل، إنك. رقم ISBN 978-0-07-001671-2.

• توفر أداة تحليل مهمة Aerocapture (AMAT) تحليلًا أوليًا للمهمة وقدرة المحاكاة للمركبات التي تدخل الغلاف الجوي في وجهات مختلفة في النظام الشمسي.
• مركز دراسات الحطام المداري والعائد إلى الأرض (شركة الفضاء والطيران)
• مرحلة دخول الغلاف الجوي لبرنامج أبولو، 1968، قسم تخطيط وتحليل المهام التابع لوكالة ناسا، مشروع أبولو. فيديو (25:14).
• درع الحرارة الخاص ببوران
• مقالة موسوعة أسترونوتيكا عن تاريخ مركبات الإنقاذ الفضائية، بما في ذلك بعض تصميمات مركبات إعادة الدخول.