대기권 진입
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1. 개요
대기권 진입은 우주에서 지구 대기권으로 물체가 진입하는 기술로, 극심한 열과 압력을 견디는 것이 핵심이다. 1920년대 로버트 고다드에 의해 개념이 제시되었으며, 탄도 미사일 개발과 우주 개발 경쟁을 거치며 발전했다. 대기권 진입 시에는 단열 압축, 충격파, 복사열로 인해 주변 기체가 고온의 플라스마 상태가 되며, 통신 두절이 발생하기도 한다. 열 보호 시스템(TPS)은 열 흡수, 내화 단열재, 수동 냉각, 능동 냉각, 절삭형 등 다양한 방식으로 구성되며, 진입체 형상은 구형, 구면 원뿔, 쌍원뿔, 비대칭 형상 등이 사용된다. 팽창형 열 차폐 기술은 감속 효과를 높이는 데 기여하며, 진입체 설계 시에는 최대 열 유속, 열 부하, 최대 감속, 최대 동압 등을 고려해야 한다. 제어되지 않는 대기권 진입은 우주 쓰레기 문제를 야기하며, 환경에도 영향을 미친다. 한국은 누리호 개발을 통해 대기권 진입 기술을 발전시키고 있다.
로버트 고다드가 1920년대에 열 차폐막의 개념을 처음 제시했다.[113] 대기권 진입 기술은 탄도유도탄 개발과 함께 본격적으로 연구되기 시작했다. 초기의 V-2 로켓과 같은 단거리 탄도유도탄은 기체가 받는 충격과 안정성이 중요했지만, 소련 R-5와 같은 중거리 탄도유도탄은 세라믹 복합 열 차폐가 필요했다. 현대의 대륙간탄도유도탄(ICBM)은 열 차폐막이 필수적이다.
대기권 진입 시에는 공력 가열(단열 압축) 현상이 발생하여 물체 표면 온도가 급격히 상승한다.[97] 표준 대기에서 마하 3의 진입 속도인 경우, 이론상 정체점 온도는 350°C를 초과한다. 이때 궤도 이탈 타이밍과 기체의 각도가 조금이라도 어긋나면 착륙 지점이 크게 달라지므로, 정확한 제어가 필수적이다.
대부분의 대기권 진입 물체는 공기 저항으로 감속하고, 지상에 접근하면 낙하산 등으로 속도를 더 늦춰 착륙 또는 착수한다. 태평양과 대서양에 접해 있는 미국은 주로 아폴로 우주선이나 머큐리 우주선처럼 착수를 하고, 북극해와 주로 접해 있는 러시아 (및 소련)는 소유스와 같이 지표면 근처에서 역분사 로켓으로 크게 감속하여 착륙한다. 유리 가가린이 탑승한 보스토크는 역분사 로켓을 갖추지 않고 낙하산으로 감속한 후, 전투기처럼 승무원을 좌석과 함께 선외로 사출했다.[58]
대기권 진입과 관련된 사고는 우주 탐사 역사에서 여러 차례 발생했으며, 인명 피해나 임무 실패로 이어지기도 했다.
2. 역사
미국에서는 국립 항공 자문 위원회(NACA)의 H. 줄리안 앨런과 A. J. 에거스 주니어가 에임스 연구 센터에서 이 기술을 개척했다.[4] 1951년, 그들은 무딘 모양(높은 항력)이 가장 효과적인 열 차폐를 만든다는 사실을 발견했다.[5] 앨런과 에거스는 진입 차량이 경험하는 열 부하가 항력 계수에 반비례한다는 것을 보여주었다. 즉, 항력이 클수록 열 부하는 작아진다. 재진입 차량이 무딘 모양이면 공기가 빠르게 "비켜갈" 수 없어, 충격파와 가열된 충격층을 앞으로 밀어내는 에어 쿠션 역할을 한다. 대부분의 뜨거운 가스는 차량과 직접 접촉하지 않고 충격받은 가스에 남아 있다가 대기 중으로 분산된다.
앨런과 에거스의 발견은 처음에는 군사 기밀이었지만, 1958년에 공개되었다.[6]
이 기술은 로켓·탄도 미사일 개발과 함께 발전했다. 냉전 초기, 미국과 소련을 중심으로 우주 개발 경쟁·탄도 미사일 개발 경쟁이 이루어졌다. 특히 대륙간 탄도 미사일 개발에서 대기권 재진입은 필수적인 기술이었다.
유인 우주선 개발에서도 1920년대에 로버트 고다드가 열 차폐의 필요성을 지적했고, 1940년대에 로켓 엔진이 개발되면서 음속 이상의 초고속으로 이동하는 물체가 고온으로 가열되는 현상이 연구되었다.
3. 대기권 진입 시 발생하는 현상
고온으로 인해 주변 기체는 플라스마 상태가 되어,[98] 전파 통신에 장애를 일으킨다. 이를 ''전파 두절''이라고 한다.[15]
초음속으로 이동하는 물체 전방에는 충격파가 형성되어 압축된 공기가 고온으로 가열된다.
3. 1. 가열
우주에서 대기권으로 진입하는 물체는 대기에 대해 매우 빠른 속도를 가지므로 엄청난 가열을 겪는다. 대기권 진입 시 가열은 주로 다음 두 가지 요인에 의해 발생한다.
속도가 증가함에 따라 대류 가열과 복사 가열 모두 증가하지만, 증가율은 다르다. 매우 빠른 속도에서는 복사 가열이 대류 열유속보다 우위를 점하게 되는데, 복사 가열은 속도의 8제곱에 비례하는 반면 대류 가열은 속도의 3제곱에 비례하기 때문이다. 따라서 복사 가열은 대기권 진입 초기에 우위를 점하고, 대류는 후반 단계에서 우위를 점한다.[14]
유성이 밝게 빛나는 것처럼, 우주선도 밝게 빛난다. 이는 기체가 수천 도에 달하는 고온으로 가열되기 때문인데, 공기와의 마찰열을 원인으로 설명하는 것은 오류이며, 열원의 대부분은 우주선 전방의 공기가 단열 압축되기 때문이다. 그 고온으로 주변의 기체는 원자, 이온, 플라스마 상태가 되며,[98] 전파 통신에 큰 장애가 된다.
초음속으로 이동하는 물체의 전방에서는, 기체가 물체에 의해 옆으로 밀려나는 것을 따라가지 못하고 전방으로 압축된다.
우주 공간을 떠도는 물체는 제1우주 속도인 7.9 km/s (28,400 km/h, 마하 23) 이상의 대지 속도를 가지며, 대부분 인위적으로 감속되지 않고 지구 대기권에 진입하기 때문에 수천 ℃의 고온에 노출된다.[99]
우주왕복선의 경우, 재진입 시작 시 속도는 약 마하 25 (30000 km/h)이며, 하야부사 2의 귀환 캡슐의 경우 12km/s (43200km/h)로 대기권에 진입하여 주변 온도는 10000°C, 캡슐 표면은 3000°C 정도로 추정된다.
3. 2. 통신
아폴로 우주선 시대부터 초기 우주왕복선까지는 우주선이 플라스마에 둘러싸여 지상과 무선 통신이 불가능했다. 데이터 중계 위성 정비 후, 우주 왕복선에서도 플라스마가 희박한 기체 상단의 안테나를 사용하여 정지 궤도의 데이터 중계 위성을 통해 무선 통신이 가능해졌다.
2020년대 들어 저궤도 통신 위성 컨스텔레이션인 스타링크가 정비되면서, 텔레메트리 데이터와 음성 데이터뿐만 아니라 영상 데이터 전송도 가능해졌다. 스페이스X(SpaceX)는 스타쉽이 재진입할 때 플라스마에 휩싸이는 모습을 생중계하기도 했다.
4. 착륙 및 착수 기술
5. 대기권 진입 관련 사고
5. 1. 사망 사고
5. 2. 기타 사고
6. 대기권 진입 성공 기관
달 궤도 이원(以遠)에서 귀환하여 대기권에 재돌입한 무인 우주선의 첫 사례는 2004년 9월 제네시스이다. 이후 2006년 1월 스타더스트(샘플 반환용 캡슐), 2010년 6월 하야부사(본체 및 샘플 반환용 캡슐)가 뒤를 이었다.
1970년-1976년 루나 계획의 샘플 반환선(16, 20, 24호)도 달 궤도에서 지구로 귀환했다. 창어 5호 T1은 착륙선은 아니지만 달 궤도 비행 후 지구로 귀환했다. MUSES 시리즈의 원조인 히텐은 1991년 달 이원 궤도에서 상공 120km 지구 대기[101][102]에서 공력 제동에 성공, 궤도를 변경했다.
이들 탐사선은 모두 고속 재진입이 특징이다. 지구 중력권 한계나 달 궤도에서 돌입한 탐사선은 약 11km/s, 행성 궤도에서 귀환한 하야부사[97]와 스타더스트는 12km/s 이상의 재진입 속도를 기록했다.
6. 1. 유인 우주선
달 궤도 이원(以遠)에서 귀환하여 대기권에 재돌입한 무인 우주선의 첫 사례는 2004년 9월의 제네시스이며, 그 후 2006년 1월의 스타더스트(둘 다 샘플 반환용 캡슐만), 2010년 6월의 하야부사(하야부사 본체 및 샘플 반환용 캡슐)가 있다.1970년-1976년에 실시된 루나 계획의 샘플 반환선(16, 20, 24호)도 달 궤도에서 지구로 귀환하여 대기권에 재돌입한 사례로 언급할 수 있다. 착륙선이 아닌 경우, 창어 5호 T1도 달 궤도 비행 후 지구로 귀환했다. 히텐은 MUSES 시리즈의 원조로, 1991년 달 이원의 궤도에서 상공 120km의 지구 대기[101][102]에서 공력 제동을 성공시켜 궤도를 변경했다.
이들 탐사선은 모두 고속으로 재돌입한다는 특징이 있다. 지구 중력권의 한계나 달 궤도에서 돌입한 탐사선은 약 11km/s, 행성 궤도에서 귀환한 하야부사[97]와 스타더스트는 12km/s를 넘는 재돌입 속도를 기록했다.
6. 2. 무인 우주선
달 궤도 이원(以遠)에서 귀환하여 대기권에 재진입한 무인 우주선의 첫 사례는 2004년 9월 제네시스이다. 그 후 2006년 1월 스타더스트 (둘 다 샘플 반환용 캡슐만), 2010년 6월 하야부사 (하야부사 본체 및 샘플 반환용 캡슐)가 뒤를 이었다.[17]1970년–1976년에 실시된 루나 계획의 샘플 반환선(16, 20, 24호)은 달 궤도에서 귀환했다. 착륙선이 아닌 경우, 창어 5호 T1도 달 궤도 비행 후 지구로 귀환했다. 히텐은 MUSES 시리즈의 원조로, 1991년 달 이원의 궤도에서 상공 120km의 지구 대기[101][102]에서 공력 제동을 성공시켜 궤도를 변경했다.
이들은 모두 고속으로 재진입한다는 특징이 있다. 지구 중력권의 한계나 달 궤도에서 돌입한 탐사선은 약 11km/s, 행성 궤도에서 귀환한 하야부사[97]와 스타더스트는 12km/s를 넘는 재진입 속도를 기록했다.
7. 열 보호 시스템 (Thermal Protection System, TPS)
열 보호 시스템(Thermal Protection System, TPS)은 대기권 재진입 시 발생하는 극심한 열로부터 우주선을 보호하는 장벽이다. 우주선의 열 보호를 위해 열 흡수 방열판, 수동 냉각, 우주선 표면의 능동 냉각 등 다양한 방식이 사용된다. 일반적으로 열 보호 시스템은 열 흡수 TPS와 재사용 가능한 TPS의 두 가지로 나눌 수 있다.
열 흡수 TPS는 우주선이 속도를 늦추기 전 비교적 낮은 고도에 도달할 때 필요하다. 우주 왕복선과 같은 우주선은 높은 고도에서 속도를 줄이도록 설계되어 재사용 가능한 TPS를 사용할 수 있다.
열 보호 시스템은 유도 플라즈마 또는 DC 플라즈마를 사용하여 높은 엔탈피와 높은 정체 압력의 조합을 재현하는 고 엔탈피 지상 시험 또는 플라즈마 풍동에서 테스트된다.
열 차폐막의 개념은 1920년대에 로버트 고다드가 처음으로 제시했다.[113] 대기권 진입 기술은 탄도 미사일 개발과 함께 발전했다. 특히 대륙간 탄도 미사일 개발에 있어서 대기권 재진입은 필수적인 기술이었다.
아폴로 우주선 시대부터 초기 우주 왕복선까지는 우주선이 플라즈마에 둘러싸여 있는 동안 지상과의 무선 통신이 불가능했다. 데이터 중계 위성 정비 후, 우주 왕복선은 정지 궤도의 데이터 중계 위성을 통해 무선 통신이 가능해졌다. 2020년대에는 저궤도 통신 위성 컨스텔레이션인 스타링크가 정비되면서, 스타쉽이 재진입 시 플라즈마에 휩싸이는 모습을 생중계하기도 했다.
전형적인 재진입 온도에서, 충격층의 공기는 이온화되고 분해된다.[17] 이러한 화학적 해리는 충격층의 열적 및 화학적 특성을 설명하기 위해 다양한 물리적 모델을 필요로 한다. 냉동 기체 모델은 평형 상태가 아닌 기체의 특수한 경우를 설명한다. "냉동 기체"는 시간적으로 "얼어붙은" 상태를 의미한다. 기체 압력이 서서히 감소하면 화학 반응이 계속될 수 있어 평형 상태를 유지하지만, 압력이 갑자기 감소하면 거의 모든 화학 반응이 멈추는데, 이때 기체는 냉동된 것으로 간주된다.
평형 상태와 냉동 상태의 구분은 중요하다. 공기와 같은 기체가 동일한 열역학적 상태(압력, 온도)에서 상당히 다른 특성(음속, 점성 등)을 가질 수 있기 때문이다. 냉동 기체는 진입체의 후류에서 심각한 문제가 될 수 있다. 재진입 중 자유 흐름 공기는 진입체의 충격파에 의해 고온, 고압으로 압축된다. 이후 충격층의 비평형 공기는 진입체의 선두 측면을 지나 급격히 팽창하는 흐름 영역으로 이동하여 냉동을 유발한다. 냉동된 공기는 진입체 뒤의 후류 와류로 유입될 수 있다. 진입체의 후류에서 흐름을 정확하게 모델링하는 것은 매우 어렵다. 열 보호막(TPS)은 일반적으로 차량 후방에서 가열이 높지 않지만, 차량 후류의 기하학적 구조와 불안정성은 공기역학(피칭 모멘트) 및 특히 동적 안정성에 상당한 영향을 미칠 수 있다.
7. 1. 열 흡수 (Thermal Soak)
열 흡수는 거의 모든 열 보호 시스템(TPS) 계획의 일부이다. 예를 들어, ablative 열 차폐는 외부 벽 온도가 열분해에 필요한 최소 온도 이하로 떨어지면 열 보호 효과의 대부분을 잃게 된다. 그 시점부터 열 펄스가 끝날 때까지 충격층의 열은 열 차폐의 외부 벽으로 대류하고 결국 탑재체로 전도된다.[24] 이러한 결과는 내부 벽으로 열이 전도되기 전에 열 차폐(열 흡수 포함)를 방출함으로써 예방할 수 있다.7. 2. 내화 단열재 (Refractory Insulation)
내화 단열재는 우주선 표면의 가장 바깥쪽 층에서 열을 보존하며, 이 열은 공기를 통해 전달된다.[45] 표면 온도는 백열 수준으로 상승하기 때문에, 사용되는 재료는 매우 높은 융점을 가져야 하고, 열전도율은 매우 낮아야 한다. 이러한 특성을 가진 재료들은 깨지기 쉽고 섬세하며, 큰 크기로 제작하기 어렵다. 따라서 일반적으로 비교적 작은 타일 형태로 제작된 후 우주선의 구조적 외피에 부착된다. 강인성과 열전도율 사이에는 균형이 필요하며, 열전도율이 낮은 재료는 대개 더 깨지기 쉽다. 우주왕복선은 여러 종류의 타일을 사용했으며, 보잉 X-37, 드림 체이서, 스타쉽의 상단에도 타일이 사용된다.단열은 완벽할 수 없으므로, 열 에너지의 일부는 단열재와 그 아래 재료("열 흡수")에 저장된다. 이 열은 우주선이 고온 비행 영역을 벗어난 후 소산되어야 한다. 일부 열은 표면을 통해 재방사되거나 대류에 의해 표면에서 제거되지만, 나머지는 우주선 구조와 내부를 가열하여 착륙 후 능동 냉각이 필요할 수 있다.[45]
우주왕복선 TPS 타일 (LI-900)은 뛰어난 열 보호 특성을 가지고 있다. LI-900 타일의 한쪽 면이 1,000 K의 온도에 노출되어도, 다른 쪽 면은 만져도 따뜻하게 유지된다. 그러나 이 타일은 비교적 깨지기 쉽고 쉽게 부서지며, 비행 중 비를 견딜 수 없다.[46]
7. 3. 수동 냉각 (Passively Cooled)
초기 탄도 미사일 RV와 일부 고속 항공기는 복사 냉각을 통해 열을 방출하는 수동 냉각 방식을 사용했다. 대표적인 예시로 강화 탄소-탄소(RCC)가 있다.방사율에 의존하는 열 보호 시스템은 복사 냉각을 쉽게 하기 위해 고방사율 코팅 (HEC)을 사용하며, 기본 다공성 세라믹 층은 높은 표면 온도로부터 구조를 보호한다. 고온에서 안정적인 방사율 값과 낮은 열 전도율이 이러한 시스템의 핵심 기능이다.[47]
복사 냉각 TPS는 현대 진입체에서 찾을 수 있지만, 강화 탄소-탄소(RCC, 탄소-탄소라고도 함)가 일반적으로 금속 대신 사용된다. RCC는 우주 왕복선의 노즈 콘과 날개 앞전의 TPS 재료였으며, X-33의 앞전 재료로도 제안되었다. 탄소는 알려진 가장 내화성이 강한 재료이며, 흑연의 경우 1기압에서 의 승화 온도를 가진다. 이러한 고온 특성은 탄소를 복사 냉각 TPS 재료로 선택하는 분명한 이유가 된다. RCC의 단점은 현재 제조 비용이 비싸고, 무거우며, 강한 충격에 대한 저항이 부족하다는 것이다.[48]
SR-71 블랙버드 및 콩코드와 같은 일부 고속 항공기는 우주선이 경험하는 것과 유사하지만 강도가 훨씬 낮고 몇 시간 동안 지속되는 열에 대처한다. SR-71의 티타늄 외피에 대한 연구에 따르면, 공기 역학적 가열로 인해 금속 구조가 어닐링을 통해 원래 강도로 복원되었다. 콩코드의 경우, 알루미늄 노즈는 최대 (주변 온도가 영하일 때 이보다 약 더 따뜻함)의 작동 온도에 도달하도록 허용되었다. 더 높은 최고 온도와 관련된 야금학적 영향(템퍼 손실)이 항공기의 최고 속도를 결정하는 가장 중요한 요인이었다.
진입체의 복사 냉각 TPS는 종종 '고온 금속 TPS'라고 불린다. 우주 왕복선의 초기 TPS 설계는 니켈 초합금(René 41)과 티타늄 싱글을 기반으로 한 고온 금속 TPS를 요구했다.[49] 그러나 이 개념은 실리카 타일 기반 TPS가 개발 및 제조 비용이 더 낮을 것이라는 판단 하에 거부되었다. 니켈 초합금 싱글 TPS는 성공하지 못한 X-33 단일 단계 궤도 진입(SSTO) 프로토타입에 다시 제안되었다.[50]
최근에는 RCC보다 우수한 새로운 복사 냉각 TPS 재료가 개발되었다. 초고온 세라믹으로 알려진 이 재료는 프로토타입 차량인 Slender Hypervelocity Aerothermodynamic Research Probe (SHARP)를 위해 개발되었다. 이러한 TPS 재료는 지르코늄 디보라이드 및 하프늄 디보라이드를 기반으로 한다. SHARP TPS는 해수면에서 지속적인 마하 수 7 비행, 고도에서 마하 11 비행, 그리고 연속적인 극초음속 비행을 위해 설계된 차량에 대한 상당한 개선을 가능하게 하는 성능 향상을 제안했다. SHARP TPS 재료는 공기 흡입식 복합 사이클 추진 우주선 및 리프팅 바디의 드래그를 크게 줄이기 위해 날카로운 앞전과 노즈 콘을 가능하게 한다. SHARP 재료는 섭씨 0도에서 이상까지 효과적인 TPS 특성을 나타냈으며, 녹는점은 이상이다. RCC보다 구조적으로 강하며, 따라서 인코넬과 같은 재료로 구조를 보강할 필요가 없다. SHARP 재료는 흡수된 열을 다시 복사하는 데 매우 효율적이므로, SHARP 재료와 기존 차량 구조 사이에 추가적인 TPS가 필요하지 않다. NASA는 2001년 몬태나 대학교를 통해 시험 차량에서 SHARP 재료를 테스트하는 다단계 R&D 프로그램을 처음에는 자금을 지원했으나, 이후 중단했다.[51][52]
7. 4. 능동 냉각 (Actively Cooled)
다양한 고급 재사용 우주선 및 극초음속 항공기 설계에서는 냉매 또는 극저온 연료를 순환시키는 온도 저항성 금속 합금으로 제작된 열 보호막을 사용할 것을 제안해 왔다.이러한 열 보호 시스템(TPS) 개념은 1980년대 중반 X-30 국가 항공 우주기 (NASP)에 제안되었다.[49] NASP는 램제트 추진 극초음속 항공기였지만 개발에 실패했다.
2005년과 2012년에는 능동 냉각 선체를 가진 두 개의 무인 리프팅 보디 우주선이 독일 샤프 엣지 비행 실험 (SHEFEX)의 일환으로 발사되었다.
2019년 초, SpaceX는 재진입 우주선을 위해 투과 냉각 외부 스킨 설계를 열 보호 시스템의 일부로 하는 스타쉽 우주선용 능동 냉각 열 보호막을 개발하고 있었다.[53][54] 그러나 SpaceX는 2019년 후반에 열 보호막 타일의 현대적인 버전으로 이 방식을 포기했다.[55][56]
2023년 10월에 발표되었고 아직 비행하지 않은 Stoke Space 노바 2단계는 액체 수소로 재생 냉각 열 보호막을 사용한다.[57]
1960년대 초, 다양한 TPS 시스템이 충격층에 물 또는 기타 냉각 액체를 분사하거나 열 보호막의 채널을 통과시키는 데 사용될 것으로 제안되었다. 장점으로는 더 저렴한 개발, 더 견고하며 기밀 및 알려지지 않은 기술의 필요성을 제거하는 모든 금속 설계를 할 수 있다는 점이 있었다. 단점은 무게와 복잡성이 증가하고 신뢰성이 낮다는 것이다. 이 개념은 아직 비행된 적이 없지만 유사한 기술(플러그 노즐[49])은 광범위한 지상 테스트를 거쳤다.
7. 5. 절삭형 (Ablative)
Ablative 열 차폐막은 뜨거운 충격층 가스를 열 차폐막의 바깥 벽에서 들어 올려 더 시원한 경계층을 생성하여 작동한다. 경계층은 열 차폐막 재료에서 기체 반응 생성물이 '불어오는' 것으로부터 나오며 모든 형태의 열 흐름으로부터 보호한다. 경계층을 통해 열 차폐막의 바깥 벽이 경험하는 열 흐름을 줄이는 전체 과정을 ''차단''이라고 한다. Ablation은 ablative TPS에서 두 단계로 발생한다. TPS 재료의 외부 표면은 탄화, 용융 및 승화하는 반면, TPS 재료의 대부분은 열분해를 거쳐 생성 가스를 배출한다. 열분해로 생성된 가스는 블로잉을 유발하고 대류 및 촉매 열 흐름을 차단하는 원인이다. 열분해는 열중량 분석법을 사용하여 실시간으로 측정할 수 있으므로 ablative 성능을 평가할 수 있다.[24] Ablation은 또한 충격층에 탄소를 도입하여 광학적으로 불투명하게 만들어 방사 열 흐름에 대한 차단을 제공할 수 있다. 방사 열 흐름 차단은 갈릴레오 탐사선 TPS 재료(탄소 페놀)의 주요 열 보호 메커니즘이었다.
미국에서 ablation 기술에 대한 초기 연구는 캘리포니아주 모펫 필드에 위치한 NASA의 에임스 연구 센터를 중심으로 이루어졌다. 에임스 연구 센터는 다양한 풍속을 생성할 수 있는 수많은 풍동이 있어 이상적이었다. 초기 실험에서는 일반적으로 분석할 ablative 재료의 모형을 극초음속 풍동 내에 장착했다.[25] Ablative 재료의 테스트는 Ames Arc Jet Complex에서 수행된다. 아폴로, 우주 왕복선 및 오리온 열 차폐막 재료를 포함한 많은 우주선 열 보호 시스템이 이 시설에서 테스트되었다.[26]
탄소 페놀은 원래 우주 왕복선 고체 로켓 부스터에 사용되는 로켓 노즐 목 재료와 재진입 차량 노즈팁 재료로 개발되었다. 특정 TPS 재료의 열전도율은 일반적으로 재료의 밀도에 비례한다.[27] 탄소 페놀은 매우 효과적인 열소모 재료이지만 바람직하지 않은 높은 밀도를 가지고 있다. NASA의 갈릴레오 탐사선은 TPS 재료로 탄소 페놀을 사용했다.[28]
만약 진입 차량이 경험하는 열 유속이 열분해를 일으키기에 불충분하다면, TPS 재료의 전도율로 인해 열 유속이 TPS 접착면 재료로 전도되어 TPS가 파손될 수 있다. 결과적으로, 낮은 열 유속을 유발하는 진입 궤적의 경우 탄소 페놀은 때때로 부적절하며, 다음과 같은 저밀도 TPS 재료가 더 나은 설계 선택이 될 수 있다.
- '''SLA-561V'''
SLA-561V는 록히드 마틴(Lockheed Martin)에서 개발한 특수 아블레이터로, 화성 과학 실험실(MSL)을 제외한 NASA가 화성으로 보낸 모든 70° 구-원추형 진입체의 주 열 보호 시스템(TPS) 재료로 사용되었다. SLA-561V는 약 110W/cm2의 열 유속에서 상당한 삭마를 시작하지만, 300W/cm2 이상의 열 유속에서는 실패한다. MSL 에어로쉘 TPS는 현재 최대 234W/cm2의 열 유속을 견딜 수 있도록 설계되었다. 화성에 착륙한 ''바이킹 1호(Viking 1)'' 에어로쉘이 경험한 최대 열 유속은 21W/cm2였다. ''바이킹 1호''의 경우, TPS는 숯과 같은 단열재 역할을 했으며, 상당한 삭마를 겪지 않았다. ''바이킹 1호''는 최초의 화성 착륙선이었으며, 매우 보수적인 설계를 기반으로 했다. 바이킹 에어로쉘의 바닥 직경은 3.54m였다 (화성 과학 실험실까지 화성에서 사용된 가장 큰 크기). SLA-561V는 삭마 재료를 에어로쉘 구조에 사전 접착된 벌집 코어에 채워 넣어 대형 열 차폐막을 제작하는 데 사용된다.
- '''PICA'''
페놀 수지 함침 탄소 절삭재(PICA)는 탄소 섬유 프리폼에 페놀 수지를 함침시킨 것으로, 현대적인 TPS(열 보호 시스템) 소재이며 낮은 밀도(탄소 페놀보다 훨씬 가볍다)와 높은 열 유속에서 효율적인 절삭 능력을 갖는 장점이 있다. 샘플 반환 임무나 달 귀환 임무에서 발견되는 것과 같은 높은 피크 가열 조건과 같은 절삭 응용 분야에 적합하다. PICA의 열전도율은 기존의 탄소 페놀과 같은 다른 고열 유속 절삭 소재보다 낮다.
PICA는 1990년대에 NASA 에임스 연구 센터에 의해 특허를 받았으며, 스타더스트 에어로쉘의 주요 TPS 소재였다.[31] 스타더스트 샘플 반환 캡슐은 고도 135km에서 28000mph(약 12.5km/s)로 지구 대기권에 재진입한 인류가 만든 물체 중 가장 빨랐다. 이는 아폴로 미션 캡슐보다 빠르고, 우주왕복선보다 70% 더 빨랐다.[32] PICA는 2006년에 지구로 귀환한 스타더스트 임무의 생존에 매우 중요한 역할을 했다. 스타더스트의 열 보호막(기저 직경 0.81m)은 공칭 피크 가열 속도 1.2kW/cm2를 견딜 수 있도록 단일 모놀리식 조각으로 제작되었다. PICA 열 보호막은 화성 대기로 진입하는 화성 과학 실험실에도 사용되었다.[35]
- '''AVCOAT'''
AVCOAT는 NASA가 지정한 아블레이션(ablative, 용융) 열 보호막으로, 유리 섬유가 채워진 에폭시–노볼락 시스템이다.[41]
NASA는 원래 1960년대에 아폴로 사령선에 사용했으며, 2014년 12월에 처음 시험 비행을 하고 2022년 11월에 실용화된 차세대 저궤도 너머의 오리온 승무원 모듈에도 이 재료를 사용했다.[42] 오리온에 사용될 Avcoat는 아폴로 시대 이후 통과된 환경 관련 법규를 충족하도록 개량되었다.[43][44]
8. 진입체 형상
구 또는 구형 단면은 가장 단순한 대기권 진입체 형상으로, 초기 유인 캡슐에 주로 사용되었다.[9] 완전한 구체이거나 수렴형 원뿔 후방 차체를 가진 구형 단면 전방 차체일 수 있다. 구형 단면의 공기역학은 뉴턴 충격 이론으로, 열 흐름은 페이-리델 방정식으로 비교적 정확하게 모델링할 수 있다.[10] 질량 중심이 곡률 중심 상류에 위치하면 정적 안정성이 확보되지만, 동적 안정성은 추가적인 고려가 필요하다. 순수한 구체는 양력이 없지만, 받음각을 주면 약간의 양력을 얻어 횡단 비행 능력과 진입 범위를 넓힐 수 있다.
1950년대 후반과 1960년대 초반, 고성능 컴퓨터와 전산 유체 역학이 발달하기 전에는 구형 단면 설계가 주로 사용되었다. 이는 폐쇄형 분석이 가능했기 때문이며, 그 결과 당시 유인 캡슐은 대부분 구형 단면을 기반으로 제작되었다.
초기 소련의 보스토크 및 보스호트 우주 캡슐, 화성 및 베네라 강하 차량은 순수한 구형 진입 차량을 사용했다. 아폴로 사령선은 구형 단면 전방 차체 열 차폐막과 수렴형 원뿔 후방 차체를 결합하여 사용했다. 아폴로 사령선은 -27°의 초음속 트림 받음각(0°는 둔한 면이 먼저)으로 비행하여 평균 0.368의 L/D(양력 대 항력 비율)를 달성했다.[11] 질량 중심을 대칭 축에서 벗어나게 하여 횡단 비행을 제어하고, 캡슐을 종축에서 회전시켜 양력을 조절했다. 소유즈/존드, 제미니, 머큐리 캡슐 또한 구형 단면 기하학을 활용했다. 이러한 캡슐들은 약간의 양력을 통해 피크 G-force를 8~9 g에서 4~5 g로 줄이고, 재진입 시 발생하는 열을 감소시키는 궤적을 가능하게 했다.[12]
실리콘 함침 재사용 세라믹 절삭재(SIRCA)는 NASA 에임스 연구 센터에서 개발되어 ''마스 패스파인더''와 화성 탐사 로버(MER) 에어로쉘의 백쉘 인터페이스 플레이트(BIP)에 사용되었다. BIP는 에어로쉘의 백쉘(애프터바디 또는 후방 덮개)과 크루즈 링(크루즈 단계) 사이의 부착 지점에 위치했다. SIRCA는 실패한 딥 스페이스 2 (DS/2) 화성 충돌체 탐침선의 주요 TPS 재료이기도 했다. SIRCA는 절삭을 통해 열 보호 기능을 제공하는 일체형 단열재로, 우주선에 맞게 맞춤형으로 가공하여 직접 적용할 수 있다. 1996년 기준으로 SIRCA는 백쉘 인터페이스 응용 분야에서 입증되었지만, 전방 차체 TPS 재료로는 사용되지 않았다.[40]
초고온, 고압 환경 때문에 활공 제어를 위한 구조나 감속 엔진을 탑재하기 어렵고, 착륙 기구에도 제약이 따른다.
대부분의 물체는 공기 저항으로 감속하고, 지상에 접근하면 낙하산 등으로 속도를 늦춰 착륙 또는 착수한다. 미국은 주로 태평양과 대서양을 활용하여 아폴로 우주선이나 머큐리 우주선처럼 착수를, 러시아 (및 소련)는 주로 북극해에 인접하여 소유스와 같이 지표면 근처에서 역분사 로켓으로 감속하여 착륙한다. 유리 가가린이 탑승한 보스토크는 역분사 로켓 없이 낙하산 감속 후, 승무원을 사출하는 방식을 사용했다.
탄도 미사일의 탄두(주로 핵탄두)는 뾰족한 원뿔 모양의 내열 캡슐인 재진입체 (RV)에 탑재된다. IRBM은 초속 2km, ICBM은 초속 약 7km로 착탄 시 RV 대부분이 손실되어 반구형이 된다. 한편, 일본이 내열 타일 기술 개발에 소극적이었던 것은 핵 미사일 보유 의혹을 줄이기 위한 것이라고 한다.
9. 팽창형 열 차폐 (Inflatable Heat Shield)
대기권 재진입 감속은 특히 화성 귀환 임무와 같이 속도가 빠른 경우, "진입 시스템의 항력 면적"을 최대화하면 유리하다. 에어로쉘의 직경이 클수록 더 큰 탑재체를 실을 수 있다.[63] 팽창식 에어로쉘은 질량이 적은 설계를 통해 항력 면적을 넓히는 한 가지 방법이다.
러시아는 화성 96 임무의 관통체에 이와 비슷한 팽창형 방패/에어로브레이크를 설계했다. 발사체가 고장나서 임무는 실패했지만, NPO 라보킨과 DASA/ESA는 지구 궤도를 위한 임무를 설계했다. 팽창식 재진입 및 강하 기술(IRDT) 시연기는 2000년 2월 8일 소유즈-프레갓에 실려 발사되었다. 팽창형 방패는 2단계 팽창을 하는 원뿔 형태로 설계되었다. 방패의 2단계 팽창은 실패했지만, 시연기는 궤도 재진입에서 살아남아 회수되었다.[60][61] 이후 볼나 로켓에 탑재되어 수행된 임무는 발사체 고장으로 실패했다.[62]
미국 항공우주국(NASA)은 2009년 8월 17일 팽창형 재진입체 실험(IRVE)의 첫 시험 비행을 성공적으로 마치고 팽창형 열 보호막 실험 우주선을 발사했다. 이 열 보호막은 15cm 지름의 페이로드 덮개 안에 진공 포장되어 있었으며, 버지니아주 월롭스 아일랜드에 있는 NASA 월롭스 비행 시설에서 블랙 브란트 9 사운딩 로켓에 실려 발사되었다. "질소가 여러 겹의 실리콘 코팅된 케블라 직물로 만들어진 약 3.05m 지름의 열 보호막을 발사 후 수 분 안에 우주에서 버섯 모양으로 부풀렸다."[63] 로켓의 원지점 고도는 약 210.82km였으며, 그곳에서 초음속 속도로 하강을 시작했다. 1분도 채 안 되어 보호막이 덮개에서 풀려 약 199.56km 고도에서 팽창하기 시작했다. 보호막의 팽창은 90초도 채 걸리지 않았다.[63]
초기 IRVE 실험의 성공에 따라 NASA는 더욱 야심 찬 극초음속 팽창형 공기역학 감속기(HIAD) 개념을 개발했다. 현재 설계는 얕은 원뿔 모양이며, 구조는 점차 주 직경이 증가하는 원형 팽창 튜브 스택으로 구성된다. 원뿔의 앞면(볼록면)은 대기 진입(또는 재진입)의 스트레스를 견딜 수 있을 만큼 튼튼한 유연한 열 보호 시스템으로 덮여 있다.[64][65]
2012년, HIAD는 아음속 사운딩 로켓을 사용하여 팽창형 재진입 차량 실험 3(IRVE-3)으로 테스트되었으며, 성공적으로 작동했다.[66]
LOFTID (저궤도 팽창 감속 장치 비행 시험)는 6m 지름의 팽창형 재진입 비행체로,[67] 2022년 11월에 발사되어 궤도에서 팽창한 후 마하 25 이상의 속도로 재진입하여 11월 10일에 성공적으로 회수되었다.
10. 진입체 설계 시 고려 사항
로버트 고다드가 1920년대에 열 차폐막 개념을 처음 고안했다.[113] 대기권 진입체 설계 시 고려해야 할 중요한 네 가지 매개변수는 다음과 같다.
| 매개변수 | 설명 |
|---|---|
| 최대 열 유속 | TPS 재료 선택에 영향을 미침. |
| 열 부하 | TPS 재료 두께를 결정함. |
| 최대 감속 | 유인 임무의 경우, 지구 저궤도 또는 달 귀환 시 10g, 화성 대기권 진입 시 4g로 제한됨.[68] |
| 최대 동압 | 스폴레이션이 문제될 경우 가장 바깥쪽 TPS 재료 선택에 영향을 줄 수 있음. |
엔지니어들은 보수적인 설계 원칙에 따라 최악의 경우를 상정하여 언더슛 및 오버슛 궤적을 고려한다.
- 오버슛 궤적: 대기권 부스트 글라이드 이탈 직전의 가장 얕은 허용 진입 속도 각도로 정의되며, 열 부하가 가장 높아 TPS 두께를 결정한다.
- 언더슛 궤적: 가장 가파른 허용 궤적으로, 유인 임무의 경우 최대 감속에 의해 제한된다. 최대 열 유속과 동압이 가장 높아 TPS 재료 선택의 기준이 된다.
최대 에어로쉘 둔탁함(최대 항력)은 TPS 질량을 최소화하지만, 공기역학적 안정성을 위해 둔탁함에는 상한이 있다.
호이겐스 탐사선(질소 대기) 에어로쉘 설계를 비글 2 (이산화탄소 대기)에 재적용하는 것은 적절하지 않다.
45° 반각 구형 원뿔은 TPS 질량이 최소화되지 않더라도 대기 탐사선에 일반적으로 사용된다. 이는 진입에서 충격까지 공기역학적 안정성을 확보하거나, 짧은 열 펄스 후 방열판을 즉시 분리하기 위함이다. 파이오니아 비너스 탐사선 등에 사용되었다.
대기권 진입 시 공력 가열 (단열 압축)이 발생하며[97], 마하 3의 진입 속도에서는 정체점 온도가 350 ℃를 초과할 수 있다.
11. 통제되지 않는 대기권 진입
재진입하는 인공위성의 경우, 물체 질량의 약 10~40%가 지구 표면에 도달할 수 있다.[72] 평균적으로 하루에 약 한 개의 목록화된 물체가 재진입한다.[73] 지구 표면은 대부분 물로 덮여 있기 때문에, 재진입에서 살아남는 대부분의 물체는 세계의 대양 중 하나에 떨어진다. 한 사람이 평생 동안 파편에 맞아 부상을 입을 확률은 약 1조 분의 1로 추정된다.[74]
다음은 통제되지 않은 대기권 진입의 주요 사례들이다.
| 연도 | 사건 | 국가 | 무게 (kg) | 결과 및 비고 |
|---|---|---|---|---|
| 1978년 1월 24일 | 코스모스 954 | 소련 | 3800kg | 캐나다 노스웨스트 준주의 그레이트 슬레이브 호 근처에 추락. 원자력 작동으로 방사성 파편 남김.[75] |
| 1979년 7월 11일 | 스카이랩 | 미국 | 77100kg | 호주 아웃백 전역에 파편 흩뿌림.[76] 우주 왕복선 프로그램 지연과 예상보다 높은 태양 활동으로 통제 재진입 실패.[77][78] |
| 1991년 2월 7일 | 살류트 7 + 코스모스 1686 | 소련 | 19820kg (살류트 7), 20000kg (코스모스 1686) | 아르헨티나 카피탄 베르무데스 마을에 파편 흩뿌림.[79][49][80] 부란 계획 취소 및 높은 태양 활동으로 예상보다 빨리 하강. |
| 2011년 9월 24일 | 상층 대기 연구 위성 | 미국 | 6540kg | 남태평양에 약 804.67km 길이의 파편 지역 상공에 추락.[82] |
| 2018년 4월 1일 | 톈궁 1호 | 중국 | 8510kg | 호주와 남아메리카 중간 지점인 태평양 상공에 재진입.[83] 2017년 3월 원격 측정 및 제어 상실.[84] |
| 2020년 5월 11일 | 창정 5B 코어 스테이지 | 중국 | 20000kg | 서아프리카 해안 근처 대서양 상공 재진입.[85][86] 코트디부아르 최소 두 마을에 파편 낙하.[87][88] |
| 2021년 5월 8일 | 창정 5B 코어 스테이지 | 중국 | 23000kg | 몰디브 서쪽 인도양 재진입.[89] 아라비아 반도에서 로켓 파편 목격.[90] |
저궤도 인공위성 등에서 제어가 가능하고 회수가 필요 없거나 불가능한 경우에는, 역할을 마치면 우주 쓰레기 발생원이 되지 않도록 대기권 재진입(디오빗)이 이루어진다. 이 경우, 고의로 진입 각도를 깊게 하여 지표에 낙하하기 전에 다 타 없어지도록 하거나, 파편이 남더라도 바다 등에 낙하시키도록 한다. 제어를 잃은 위성이나 로켓 상단도 언젠가는 고도를 잃고 대기권으로 진입하여 공기 저항에 의해 지상으로 낙하하지만, 어디에 떨어질지는 알 수 없다.
NASA 가이드라인에서는 낙하물에 의한 인적 피해를 막기 위해, 낙하 범위가 8 m2 이상(통계적으로 인적 피해 발생 확률 1/10000 이상)이 되는 것에 대해서는 제어 낙하를 수행하는 것이 권장된다.
구체적으로는 알루미늄보다 내열성이 높은 티타늄이 지표에 낙하할 가능성이 높다. 속이 빈 연료 탱크는 위성의 파괴가 시작된 지점으로부터 수백 킬로미터 정도의 지점에 떨어지지만, 반작용 휠은 천 킬로미터 이상 떨어진 곳에 떨어지는 경우도 있다.
12. 환경 영향
대기권 진입은 지구 대기, 특히 성층권에 측정 가능한 영향을 미친다.
우주선의 대기권 진입은 2021년까지 모든 대기권 진입의 3%에 달했지만, 2019년의 위성 수가 두 배로 증가하는 시나리오에서는 인공 진입이 전체의 40%를 차지하게 되며,[92] 이는 대기 에어로졸의 94%를 인공적으로 만들 것이다.[93] 인공 대기권 진입 중 대기 중에서 연소되는 우주선의 영향은 일반적으로 더 큰 크기와 다른 구성 때문에 운석과 다르다. 인공 대기권 연소로 생성된 대기 오염 물질은 대기 중에서 추적되었으며, 대기의 구성, 특히 오존층에 반응하고 부정적인 영향을 미칠 수 있는 것으로 확인되었다.[92]
2022년까지 재진입의 대기 영향과 관련하여 우주 지속 가능성은 이제 막 개발되고 있으며,[94] 2024년에는 "대기 맹목성"으로 고통받아 세계적인 환경 불평등을 유발하는 것으로 확인되었다.[95] 이는 현재의 수명 종료 우주선 관리의 결과로 확인되었으며, 제어된 재진입의 궤도 유지 관행을 선호한다.[95] 이는 주로 통제되지 않은 대기권 진입 및 우주 파편으로 인한 위험을 방지하기 위해 수행된다.[95]
제안된 대안은 덜 오염시키는 물질의 사용과 궤도 내 서비스 및 잠재적으로 우주 내 재활용이다.[94][95]
13. 기타 천체로의 대기권 진입
- 1960년대부터 1980년대에 걸쳐, 소련의 다수의 금성 탐사선과 미국의 파이오니아 비너스 2호가 금성 대기권에 진입했다.
- 1970년대에 소련과 미국, 1990년대 이후에도 미국의 다수의 화성 탐사선과 유럽의 비글 2가 화성 대기권에 진입했다. 금성 탐사선, 화성 탐사선 모두 지표에 도달하기 전에 통신이 두절된 경우가 적지 않다.
- 1995년 12월에는 갈릴레오의 프로브가 목성 대기권(상층부)에 진입했다. 이것은 제어된 대기권 진입으로는 가장 고속으로, 속도 47.4 km/s, 감속도는 230 G에 달했다. 갈릴레오 본체도 2003년 9월에 목성 대기권에 진입했다.
- 2005년 1월, 카시니에 탑재된 호이겐스 탐사선이 토성의 위성 타이탄 대기권에 진입하여 착륙했다.
NASA에서는 우산형 팽창형 대기권 재돌입 실험 장치(IRVE)를 개발 중이다. 이를 미래의 화성, 목성, 그리고 토성 등의 탐사선에 탑재할 예정이다.
14. 탄도 미사일
탄도 미사일의 탄두는 주로 핵탄두이며, 뾰족한 원뿔 모양의 내열 캡슐인 재진입체(RV)에 탑재된다.[113] 실제 사용 시 IRBM은 초속 2km, ICBM은 초속 약 7km의 속도를 가지므로, 착탄까지 RV 대부분이 손실되어 반구형이 된다. 한편, 일본이 내열 타일 기술 개발에 소극적이었던 것은 핵 미사일 보유 의혹을 줄이기 위한 것이라고 한다.
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