¿Cuál es el procedimiento de reacondicionamiento del escudo térmico para una cápsula Dragon de la tripulación?

Descargos de responsabilidad: esta respuesta proporciona más detalles sobre el problema de ingeniería de tratar de reutilizar un escudo térmico ablativo. Podría decirse que esta discusión/análisis podría ser más adecuada para la pregunta ¿ Cuáles son los principales desafíos que se enfrentan al diseñar un escudo térmico reutilizable? pero creo que la redacción de esa pregunta y las respuestas existentes excluyen los escudos térmicos ablativos. El análisis anterior también es específico de Crew Dragon/Dragon 2.

En segundo lugar, debe tenerse en cuenta que SpaceX aún no ha hecho esto (reutilice el escudo térmico de la parte delantera para Crew Dragon/Dragon 2). Del reciente artículo de United Press International :

La NASA dio una actualización detallada esta semana sobre la renovación de la cápsula para un segundo vuelo tripulado. [...]

El proceso de la NASA para recertificar una cápsula volada anteriormente, junto con las actualizaciones realizadas por SpaceX, le da confianza a la agencia espacial, dijo el lunes Steve Stich, gerente del programa de tripulación comercial de la NASA , durante una conferencia de prensa.

La cápsula renovada incluye algunos componentes nuevos, dijo Stich, como paracaídas y un escudo térmico.

Y de este artículo reciente de WCCF Tech :

durante una conferencia de prensa sobre la descripción general de la misión celebrada [el 2 de octubre] 6, 2021], la directora de gestión de la misión Dragon de SpaceX, la Sra. Sarah Walker [...]

Cuando se le preguntó sobre los planes de su compañía para reutilizar el escudo térmico de la nave espacial Dragon, [...]

Su [...] respuesta a la pregunta fue como sigue:

[...] miramos todos nuestros componentes y lo que se puede reutilizar, lo que podríamos hacer nuevo. Entonces, el escudo térmico realmente lo consideramos como dos componentes. Está la carcasa trasera o el laminado y luego están las tejas de protección térmica, las tejas PICA que van [en la parte delantera]. Entonces, sí, analizamos la reutilización de ambos elementos. Creo que nuestra misión más reciente, nuevamente problemas para pensar en público, creo que nuestra misión más reciente tenía un laminado de protección térmica reutilizado. Pero sí, ambos elementos de hardware están en proceso de evaluación para su reutilización.

Tercero, dado que el material PICA-X del escudo térmico para la parte delantera es a) patentado yb) derivado del "PICA de la NASA" desarrollado por NASA Ames en los años 90, utilizaré el "PICA de la NASA" con su desempeño bien caracterizado (y público) como análogo a PICA-X. Solo tenga en cuenta que PICA-X tiene un mejor rendimiento (no cuantificado) que PICA.

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Comenzaré caracterizando el calentamiento que experimenta la cápsula Crew Dragon/Dragon 2. Esto está informado por la trayectoria de entrada que sigue, ¿ve mi respuesta al perfil de vuelo de reingreso de Dragon? para la trayectoria de línea de base para lo que sigue.

NASA Aerothermodynamics Course Lecture Notes tiene todas las ecuaciones que usé para modelar el calentamiento del punto de estancamiento:

• Calentamiento por convección de Sutton-Graves:$\dot{q}_{conv}=k(\frac{\rho}{R_n})^\frac{1}{2}V^3$dónde$k=1.7415 \cdot 10^{-4}$para la Tierra.
• Calefacción Radiativa Martin:$\dot{q}_{rad}=\rho^{1.6}R_n^{1.0}V^{8.5}$(típicamente pequeño/insignificante para devoluciones LEO)
• Tasa de calentamiento total,$\dot{q}_{tot}$, es la suma de convectivo y radiativo. Suponiendo equilibrio radiativo: $$\dot{q}_{rerad}=\dot{q}_{conv}+\dot{q}_{rad}=\epsilon\sigma (T_{w}-T_{\infty})^4, \sigma=5.67 \cdot 10^{-8} \frac{W}{m^2 \cdot K^4}$$ dónde$T_{w}$es el equilibrio radiativo o temperatura de "pared" y$T_{\infty}$es la temperatura de 'flujo libre' circundante. la emisividad,$\epsilon$, es de alrededor de 0,9 para PICA (figura 28 de Tran, Huy K. et al., 1997 ).

Tenga en cuenta que la suposición de equilibrio radiativo significa que estamos despreciando la energía transferida al material del escudo térmico en este punto (consulte la diapositiva 28 de la lección Aerotermodinámica para obtener una justificación).

Para la trayectoria de referencia de Crew Dragon/Dragon 2, esto se ve así:

donde las curvas coloreadas son tasas de calentamiento, eje derecho, y las curvas negras son temperaturas, eje izquierdo. Ignore el calentamiento inicial y final elevado, esto es un 'error'/incompatibilidad no deseado entre los modelos de calentamiento atmosférico y convectivo (pero hace que el modelado sea más conservador).

Usé el radio de la nariz,$R_n$, como un factor de elusión para hacer que la temperatura máxima de la 'pared fría' sea de aproximadamente 2200 K o 3500 °F, como se indica en la transmisión en vivo del amerizaje de la Demo-2 y en este artículo de NASA Spaceflight .

El rendimiento de un material de escudo térmico está limitado por sus limitaciones mecánicas (presión/cargas aerodinámicas) y térmicas (flujo de calor). Una forma conveniente de visualizar la 'dificultad' de una entrada atmosférica es graficar estos parámetros entre sí (con la envolvente de rendimiento de PICA de Agrawal, P. et al. 2016 ):

Esta trama definitivamente conduce a cierto optimismo en torno a la reutilización del escudo térmico ablativo, ya que PICA (y mucho menos PICA-X) no se está estresando ni cerca de sus límites para una misión de retorno en órbita terrestre baja.

Desafortunadamente, eso es tan optimista como la perspectiva de la reutilización por varias razones:

Ablación

No hace falta decir que un escudo térmico ablativo se ablaciona . Más específicamente en el caso de PICA; la resina fenólica se somete a pirólisis dejando una superficie de sustrato de carbón carbonizado que también retrocede hacia la línea/interfaz de unión entre el escudo térmico y la cápsula. Esta tasa de recesión depende, en general, del entorno de calefacción y presión del vehículo (es decir, el gráfico anterior). Creé un modelo de ingeniería al que denominé plano de ablación; un ajuste de superficie lineal de los datos de la tasa de recesión de Milos, F. et al., 2012 :

que es un ajuste razonablemente bueno cuando se ve en plano (s) :

Para la trayectoria de referencia; esto produce una distancia de recesión nominal, de margen cero, de 2,2 cm a la que se podría colocar un margen de seguridad superior al 50 %, aunque esto varía. El uso repetido eliminaría rápidamente un escudo térmico que, para empezar, tiene solo unos centímetros de grosor , incluso ignorando la función principal del grosor no empotrado: el aislamiento.

Aislamiento

El material del escudo térmico no carbonizado (virgen) sirve para aislar la cápsula del calor que enfrenta la superficie del escudo térmico. La restricción típica del diseño de ingeniería es la 'temperatura de la línea de unión' máxima o la temperatura máxima que puede manejar el adhesivo que conecta el PICA(-X) a la estructura de la cápsula. Usando métodos modificados de las diapositivas 104-110 de la lección de aerotermodinámica, se calculó un espesor total nominal de 10,5 cm:

que después de un uso y una 'pérdida' de 2,2 cm produciría esta catástrofe en la línea de unión:

Exposición al agua salada

Este póster muy interesante muestra que después del amerizaje, la región carbonizada porosa absorbe una cantidad significativa de sal (~25 % en masa) del agua de mar. No tengo idea de qué tipo de efecto podría tener esto en el rendimiento futuro de un escudo térmico, pero creo que una suposición segura es que no sería beneficioso.

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Resumen

SpaceX no ha demostrado la reutilización del escudo térmico del cuerpo delantero (alrededor de finales de 2021). El camino hacia la reutilización se ve obstaculizado por los mecanismos fundamentales de un escudo térmico ablativo; se elimina por ablación y requiere un cierto espesor "sin ablación" como aislamiento. Una señal reveladora de esta realidad es el uso (actual) de Starship de un sistema de protección térmica no ablativo. (ver: esta respuesta )

Para responder a la pregunta ( finalmente, aunque severamente dura ) en el presente contexto; el escudo térmico se reemplaza por completo en cada misión (recién construido). SpaceX sabe que funcionará porque el anterior funcionó y se construyó de la misma manera para la misma tarea (más una década de trabajo de ingeniería antes).

Por supuesto, esto está sujeto a cambios a medida que SpaceX trabaja para reutilizar el escudo térmico del cuerpo delantero.

Referencias Técnicas :

• Wright, M. & Dec, J. "Aspectos del sistema de protección térmica y aerotermodinámica del diseño del sistema de entrada", (notas de conferencias del curso de aerotermodinámica de la NASA) TFAWS 2012, 2012 ( archivado )
• Agrawal, P. et al. "Investigación de la envolvente de rendimiento para el ablador de carbono impregnado con fenólico (PICA)", 2016 (obtenido de NTRS ID: 20160000305 )
• Milos, F. et al. "Ablación sin equilibrio del ablador de carbono impregnado con fenólico", 2012 (obtenido de NTRS ID: 20120017464 )
• Milos, F. "Experimento de ablación del escudo térmico de la sonda Galileo", Journal of Spacecraft and Rockets vol. 34 Nº 6, 1997. doi.org/10.2514/2.3293
• Stackpoole, M. et al. "Evaluación posterior al vuelo de PICA y PICA-X: comparaciones de Stardust SRC y Space-X Dragon 1 Forebody Heatshield Materials", 2014 (obtenido de NTRS ID: 20140005558 )