Aeroshell

Una aerocubierta es una cubierta rígida con protección térmica que ayuda a desacelerar y protege una nave espacial de la presión, el calor y los posibles escombros generados por la resistencia durante la entrada atmosférica . Sus componentes principales consisten en un escudo térmico (el cuerpo delantero) y una cubierta trasera. El escudo térmico absorbe el calor causado por la compresión del aire delante de la nave espacial durante su entrada atmosférica. ^{[ 1 ]} La cubierta trasera soporta la carga que se transporta, junto con componentes importantes como un paracaídas , motores de cohete y electrónica de monitoreo como una unidad de medición inercial que monitorea la orientación de la cubierta durante el descenso frenado por el paracaídas.

Su propósito se utiliza durante el proceso EDL ( Entrada, Descenso y Aterrizaje ) del vuelo de una nave espacial. Primero, la cubierta aerodinámica desacelera la nave espacial al penetrar la atmósfera del planeta y debe disipar la energía cinética de la alta velocidad orbital . El escudo térmico absorbe parte de esta energía, mientras que gran parte se disipa en los gases atmosféricos, principalmente por radiación . Durante las últimas etapas del descenso, se despliega un paracaídas y se desprende el escudo térmico. Se pueden ubicar cohetes en la cubierta trasera para ayudar en el control o para frenar el descenso mediante retropropulsión . También se pueden inflar bolsas de aire para amortiguar el impacto con el suelo, en cuyo caso la nave espacial podría rebotar en la superficie del planeta después del primer impacto. En muchos casos, la comunicación durante todo el proceso se transmite o graba para su posterior transferencia. ^{[ 2 ]}

Las aerocápsulas son un componente clave de las sondas espaciales que deben aterrizar intactas en la superficie de cualquier objeto con atmósfera . Se han utilizado en la mayoría de las misiones que traen cargas útiles de regreso a la Tierra. También se utilizan para todas las misiones de aterrizaje a Marte , Venus , Titán y (en el caso más extremo) la sonda Galileo a Júpiter . ^{[ 3 ] [ 4 ]} El tamaño y la geometría de una aerocápsula vienen determinados por los requisitos de la fase EDL de su misión, ya que estos parámetros influyen considerablemente en su rendimiento. ^{[ 5 ]}

La aerocubierta consta de dos componentes principales: el escudo térmico , o cuerpo delantero, que se encuentra en la parte frontal de la aerocubierta, y la cubierta trasera, que se encuentra en la parte posterior de la aerocubierta. ^{[ 6 ]} El escudo térmico de la aerocubierta se orienta en la dirección del impacto (hacia adelante) durante la entrada atmosférica de una nave espacial, lo que le permite absorber el alto calor causado por la compresión del aire delante de la nave. La cubierta trasera actúa como finalizador para la encapsulación de la carga útil. La cubierta trasera normalmente contiene un paracaídas , dispositivos pirotécnicos junto con su electrónica y baterías, una unidad de medición inercial y otros equipos necesarios para la secuencia específica de entrada, descenso y aterrizaje de la misión. ^{[ 6 ]} El paracaídas se encuentra en el vértice de la cubierta trasera y frena la nave espacial durante el EDL. El sistema de control pirotécnico libera dispositivos como tuercas, cohetes y el mortero del paracaídas. La unidad de medición inercial informa sobre la orientación de la cubierta trasera mientras oscila debajo del paracaídas. Los retrocohetes, si están equipados, pueden ayudar en el descenso final y el aterrizaje de la nave espacial; alternativamente o adicionalmente, un módulo de aterrizaje puede tener retrocohetes montados en su propio cuerpo para su uso en el descenso final y el aterrizaje (después de que se haya desechado la cubierta trasera). Se pueden equipar otros cohetes para proporcionar fuerza horizontal a la cubierta trasera, ayudando a orientarla a una posición más vertical durante el encendido principal de los retrocohetes. ^{[ 7 ]}

El objetivo de la misión de una nave espacial determina los requisitos de vuelo necesarios para garantizar el éxito de la misión. Estos requisitos de vuelo son la desaceleración , el calentamiento y la precisión del impacto y el aterrizaje. Una nave espacial debe tener un valor máximo de desaceleración lo suficientemente bajo como para mantener intactos los puntos más débiles de su vehículo, pero lo suficientemente alto como para penetrar la atmósfera sin rebotar. La estructura de la nave espacial y la masa de la carga útil afectan la cantidad máxima de desaceleración que puede soportar. Esta fuerza se representa mediante las "g", o aceleración gravitacional de la Tierra . Si su estructura está bien diseñada y hecha de un material robusto (como el acero), entonces puede soportar una mayor cantidad de g. Sin embargo, es necesario considerar la carga útil. El hecho de que la estructura de la nave espacial pueda soportar altas g no significa que su carga útil pueda hacerlo. Por ejemplo, una carga útil de astronautas solo puede soportar aproximadamente 9 g, o 9 veces su peso. Valores que superan este límite aumentan el riesgo de daño cerebral o muerte. ^{[ 8 ]} También debe ser capaz de soportar altas temperaturas causadas por la inmensa fricción resultante de entrar en la atmósfera a velocidad hipersónica . Finalmente, debe ser capaz de penetrar la atmósfera y aterrizar con precisión en el terreno, sin desviarse de su objetivo. Un área de aterrizaje más restringida exige una mayor precisión. En tales casos, la nave espacial tendrá una forma más aerodinámica y un ángulo de trayectoria de reentrada más pronunciado. Estos factores se combinan para afectar el corredor de reentrada, el área que la nave espacial debe recorrer para evitar desintegrarse o rebotar fuera de la atmósfera. Todos estos requisitos se cumplen mediante la consideración, el diseño y el ajuste de la estructura y la trayectoria de la nave espacial. Sin embargo, las misiones futuras están aprovechando el rebote atmosférico, lo que permite que las cápsulas de reentrada viajen más lejos durante su descenso y aterricen en lugares más convenientes. ^{[ 9 ]}

La dinámica general de las aerocapas está influenciada por las fuerzas de inercia y arrastre, definidas en esta ecuación: β = m/CdA, donde m se define como la masa de la aerocapa y sus respectivas cargas, y CdA se define como la cantidad de fuerza de arrastre que una aerocapa puede generar durante una condición de flujo libre. En general, β se define como la masa dividida por la fuerza de arrastre (masa por unidad de área de arrastre). ^{[ 10 ]} Una mayor masa por unidad de área de arrastre hace que la entrada, el descenso y el aterrizaje de la aerocapa ocurran en puntos bajos y densos de la atmósfera y también reduce la capacidad de elevación y el margen de tiempo para el aterrizaje. Esto se debe a que una mayor masa/área de arrastre significa que la nave espacial no tiene suficiente arrastre para desacelerar al principio de su descenso, dependiendo de la atmósfera más densa que se encuentra a altitudes más bajas para la mayor parte de su desaceleración. ^{[ 1 ]} Además, mayores relaciones masa/arrastre significan que se puede asignar menos masa a la carga útil de la nave espacial, lo que tendrá impactos secundarios en la financiación y los objetivos científicos de la misión. ^{[ 10 ]} Los factores que aumentan durante la entrada, descenso y aterrizaje incluyen la carga térmica y la tasa, lo que hace que el sistema se adapte forzosamente al aumento de las cargas térmicas. ^{[ 11 ]} Esta situación reduce la capacidad de masa útil de aterrizaje de la entrada, descenso y aterrizaje porque un aumento en la carga térmica conduce a una estructura de soporte y un sistema de protección térmica (TPS) más pesados ​​de la aerocubierta. También se debe tener en cuenta la estabilidad estática, ya que es necesario mantener una altitud de alta resistencia. Por eso se requiere un cuerpo delantero de aerocubierta en flecha en lugar de uno romo; la forma anterior asegura la existencia de este factor pero también reduce el área de resistencia. Por lo tanto, hay una compensación resultante entre resistencia y estabilidad que afecta el diseño de la forma de una aerocubierta. La relación sustentación-resistencia también es otro factor que se debe considerar. El nivel ideal para una relación sustentación-resistencia es distinto de cero. Mantener una relación L/D distinta de cero permite una mayor altitud de despliegue del paracaídas y cargas reducidas durante la desaceleración. ^{[ 12 ] [ 10 ]}

La cápsula del Programa de Paracaídas de Entrada Planetaria (PEPP) de la NASA , probada en 1966, se creó para probar los paracaídas del programa de aterrizaje de la Voyager en Marte. Para simular la tenue atmósfera marciana, el paracaídas debía utilizarse a una altitud superior a los 49 000 metros (160 000 pies ) sobre la Tierra. Un globo lanzado desde Roswell, Nuevo México, se utilizó inicialmente para elevar la cápsula. El globo se desplazó hacia el oeste hasta el Campo de Pruebas de Misiles de White Sands , donde se soltó el vehículo y los motores situados bajo él lo impulsaron hasta la altitud requerida, donde se desplegó el paracaídas . 

El programa Voyager fue cancelado posteriormente y reemplazado años después por el programa Viking, mucho más pequeño. La NASA reutilizó el nombre Voyager para las sondas Voyager 1 y Voyager 2 , que viajaron a los planetas exteriores, las cuales no tenían ninguna relación con el programa Voyager de Marte .

El Decelerador Supersónico de Baja Densidad ( LDSD, por sus siglas en inglés) es un vehículo espacial diseñado para generar resistencia atmosférica y así desacelerar durante la entrada a la atmósfera de un planeta. ^{[ 13 ]} Esencialmente, se trata de un vehículo con forma de disco que contiene un globo inflable con forma de rosquilla en su exterior. El uso de este tipo de sistema podría permitir un aumento en la carga útil.

Su propósito es ayudar a una nave espacial a desacelerar antes de aterrizar en Marte . Esto se logra inflando un globo alrededor del vehículo para aumentar la superficie y generar resistencia atmosférica . Tras una desaceleración suficiente, se despliega un paracaídas sujeto a un cable largo para frenar aún más el vehículo.

El vehículo está siendo desarrollado y probado por el Laboratorio de Propulsión a Chorro de la NASA . ^{[ 14 ]} Mark Adler es el director del proyecto. ^{[ 15 ]}

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  Ilustración artística del orbitador Viking liberando el módulo de aterrizaje revestido con una cubierta aerodinámica ( Don Davis ).
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  Escudo térmico gigante del Laboratorio Científico de Marte .
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  Detalle del escudo térmico del Apolo 12 expuesto en el Museo del Aire y el Espacio de Virginia .
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  Paracaídas de vela anular supersónico de 33,5 metros
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  SIAD-R de 6 metros
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  SIAD-E de 8 metros

• "Lockheed Martin diseñará la cubierta aerodinámica del laboratorio científico de Marte" . Mars Daily . 30 de marzo de 2006. Consultado el 17 de febrero de 2007 .
• "Para la conservación de combustible en el espacio, los ingenieros de la NASA recomiendan la aerocaptura" . NASA . 17 de agosto de 2006. Archivado del original el 2 de mayo de 2022. Consultado el 17 de febrero de 2007 .
• Guía de viajes espaciales
• Vehículos de reentrada temprana: Cuerpos romos y ablativos
• Axdahl, Erik; Cruz, Juan R.; Schoenenberger, Mark; Wilhite, Alan (4 de mayo de 2009). "Dinámica de vuelo de una aeroestructura con un desacelerador aerodinámico inflable acoplado" (PDF) . NASA.gov . Instituto Americano de Aeronáutica y Astronáutica . Consultado el 12 de abril de 2015 .