¿Razón de los diferentes "ángulos de cono" de diferentes cápsulas espaciales?

Como es habitual en este tipo de cosas, no existe una única respuesta óptima porque la cápsula tiene que hacer algunas cosas diferentes, por lo que la forma tiene que equilibrar diferentes requisitos.

Un ángulo de cono estrecho proporciona menos arrastre en el ascenso. Se requiere una base grande y ancha para la desaceleración en el reingreso. Un cilindro en cuclillas brinda un espacio interior utilizable más conveniente.

Creo que el cono rechoncho de Apollo/Orion/CST proporciona una buena estabilidad aerodinámica pasiva en la reentrada; Dragon está más cerca de la forma "bicónica", lo que podría ofrecer más sustentación en el reingreso (por lo tanto, potencialmente una entrada menos profunda con una carga G más baja para la tripulación). Wikipedia tiene información sobre formas para vehículos de reingreso.

Esta es una pregunta tan amplia que es difícil de responder sin escribir un ensayo completo. La respuesta se reduce al proceso de ingeniería de sistemas y los requisitos de la misión . Como en todas las misiones de vuelos espaciales, la carga útil debe protegerse, especialmente cuando un ser humanoes la carga útil. La forma se derivará en gran medida de la carga útil, además de sus pasajeros, los materiales y la trayectoria de entrada (incluida la velocidad, etc.). Una vez que conozca el "estadio de béisbol" para su corredor de entrada según lo determinado por su misión, puede modificar su trayectoria o incluso el diseño de su vehículo. Dependiendo de su misión, es posible que deba realizar cambios importantes en el diseño y, en algunos casos, es posible que deba cambiar su plan de vuelo. Hay un corredor de reingreso muy específico para cada embarcación. Demasiado poco arrastre da como resultado un exceso y demasiado hace que su nave espacial no alcance.

Entonces, ahora que conocemos el proceso para llegar a la forma del vehículo (en términos generales), podemos hablar sobre por qué tienen una forma diferente. Todo esto se reduce al coeficiente balístico (BC) del vehículo, que determina la cantidad de sustentación. Un vehículo de cono desafilado generalmente tendrá un BC más bajo que un cono normal. El BC también afectará el calor, la onda de choque, la tasa de desaceleración y algunos otros aspectos del reingreso. La forma también afectará la precisión. Cuanto menos tiempo pase en el aire, menos posibilidades de que su vehículo se desvíe del objetivo.

No existe una solución única y mágica para la forma de una nave espacial. Los "ángulos de cono" son un resultado directo de la misión y sus requisitos.

Si está interesado en leer una explicación más detallada, hay un libro que cubre a la ligera muchos aspectos de la exploración espacial. Se titula Comprensión del espacio, 4.ª edición , de Sellers, Astore, Giffen y Larson.

El texto de Hicks sobre el reingreso proporciona una muy buena visión de las derivaciones del problema del reingreso y toca los impactos de las opciones de diseño de alto nivel. Por ejemplo, aunque depende del perfil de entrada real, la transferencia de calor total suele tener la siguiente forma:

$$\begin{equation} \bar{Q}_{f} \approx \left(\frac{c_{f}A}{C_{D}S}\right)f(V,\vec{p}) \end{equation}$$ dónde $c_{f}$es la fricción superficie/piel, $A$es la superficie total del vehículo, $C_{D}$es el coeficiente de arrastre, $S$es el área mojada, y $f(V,\vec{p})$indica una función no lineal de la velocidad y otros parámetros ambientales y del vehículo $\vec{p}$. Si se examina el flujo de calor en el vacío, se vería que la transferencia de calor se minimiza para valores más pequeños de fricción superficial y área mojada, o aumenta la cantidad de arrastre $C_{D}S$. Esto es el equivalente a decir que un vehículo contundente minimiza el calor total absorbido.

Pero hay una trampa. Para demostrarlo, considere la forma de la desaceleración máxima en términos de energía cinética$T$para un perfil de entrada poco deslizante:

$$\begin{equation} \frac{a_{decel}}{g_{0}} = \frac{1-2T}{\frac{C_{L}}{C_{D}}} \end{equation}$$ dónde $a_{decel}$es la desaceleración, $g_{0}$es un valor gravitacional de referencia utilizado para normalizar, y $C_{L}$es un coeficiente de elevación. Anteriormente vimos que una mayor cantidad de arrastre minimiza el flujo de calor, pero ahora vemos que los coeficientes de arrastre más altos aumentan la desaceleración, lo que aumenta la carga sobre el vehículo.

El ángulo del cono y la franqueza / nitidez de la nariz son opciones de diseño que intentan optimizar algún espacio de diseño para un perfil de misión en particular y al mismo tiempo cumplir con un costo, cronograma y rendimiento determinados. Y en base a estas dos relaciones simples, ya vemos que es un proceso muy complicado. La referencia de texto de Hicks anterior es una gran introducción al tema, y ​​la mayoría de los textos de introducción a la dinámica orbital también le darán algo de atención al tema.

La relación objetivo de elevación a arrastre (L/D) también juega un papel importante. Una L/D alta proporciona una mayor autoridad de control aerodinámico durante la entrada hipersónica, brindando a los ingenieros una mayor flexibilidad en términos de controlar la tasa de calentamiento máxima y la carga g máxima, así como lograr objetivos de rango cruzado y objetivos. Al principio del Programa Apolo, los diseñadores de la cápsula buscaban relaciones L/D de hasta 0,5, lo que requiere un ángulo de ataque significativo. Por lo tanto, el ángulo de la pared lateral de la cápsula Apollo se fijó en aproximadamente 32,5 grados para minimizar el impacto del flujo directo y los efectos de calentamiento asociados en la pared lateral, lo que afectaría el diseño y los materiales del sistema de protección térmica (TPS). A medida que evolucionó el diseño de la cápsula Apolo, a los ingenieros les resultó difícil lograr el objetivo L/D porque requiere un desplazamiento sustancial del centro de gravedad (cg) para lograr el ángulo de ataque requerido (AoA). Además, un centro de gravedad bajo (más cercano al escudo térmico base) mejora la estabilidad aerodinámica, pero se requiere una mayor compensación lateral para lograr el mismo AoA. Esto entra en conflicto con el hecho de que, a medida que los diseñadores empaquetan más y más equipos en una cápsula, el centro de gravedad tiende a converger hacia la línea central. El lastre se puede usar para influir en la ubicación del cg, pero cada kilogramo adicional en la cápsula Apolo fluyó e impactó la masa del módulo de servicio y la capacidad del cohete Saturno V para inyectar el CSM en la trayectoria translunar. Al final, el diseño de la cápsula representa un compromiso entre muchos factores, incluidos el volumen/dimensiones internas, el coeficiente balístico, L/D,

La cápsula Soyuz, por el contrario, tiene una pared lateral muy poco profunda (me parece recordar un valor de 7,5 grados). Su forma más cilíndrica proporciona mayor volumen para un diámetro de base dado. Pero también se vuela con un ángulo de ataque más bajo, logrando una L/D en el rango de 0,18 o algo así. La cápsula Soyuz proporciona una excelente estabilidad, pero atrae cargas g bastante altas y tiene un control limitado. Pero también es un diseño muy eficiente y ha demostrado su eficacia en una gran cantidad de misiones.

Este es un tratamiento muy breve y simplista del tema. Como se señaló en otras publicaciones, el entorno de lanzamiento y los escenarios de aborto introducen sus propias influencias de diseño en una cápsula de tripulación, al igual que el escenario de aterrizaje (p. ej., tierra contra agua). Si te gusta este tipo de ejercicio intelectual, quizás quieras considerar una carrera en ingeniería aeroespacial.