Скорость входа звездолета при возвращении с Марса: какие есть варианты

Звездолет ограничен$\Delta V$означает, что он не может слишком далеко отклоняться от минимальной передачи энергии.

• 100т полезной нагрузки + 120т сухой массы + 1200т топлива + 380с$I_{sp}$ $\to$~$6900m/s$, оказывается это был не мем

Вот краткий график траекторий движения Марса к Земле в ближайшие десятилетия с учетом$\Delta V < 6.9$ $km/s$(без учета топлива для посадки) с низкой орбиты Марса (150 км), обратите внимание на разреженность над черной линией «равной даты»:

Это какие-то смехотворные скорости входа в верхней части шкалы, хотя они и необычны. Если мы ограничим входную скорость (инерционную) до 12,9 км/с, что является самым высоким показателем для чего-либо, созданного человеком (Stardust, 2006) , мы получим что-то вроде этого в диапазоне 2028–2029 годов:

Минимум$V_{Entry}$за десятилетие$11.4$ $km/s$, хотя, учитывая некоторые из более эффективных (~$2$ $km/s$ $\Delta V$) передает теоретически возможное выполнение «торможения» перед входом в атмосферу с оставшимся избыточным топливом, чтобы значительно снизить скорость входа.

Crew Dragon использует PICA-X, производную от SpaceX (и улучшение) PICA, используемую Stardust. Это абляционный теплозащитный материал. Я подозреваю, что текущий Starship использует какой-то материал, подобный PICA-X, учитывая это заявление на странице Starship SpaceX :

Starship войдет в атмосферу Марса со скоростью 7,5 километров в секунду и замедлится аэродинамически. Теплозащитный экран транспортного средства спроектирован так, чтобы выдерживать многократные проникновения, но, учитывая, что транспортное средство входит в атмосферу Марса в такой горячей форме, мы все же ожидаем увидеть некоторое разрушение теплового экрана (аналогично износу тормозной колодки) [.. .]

Учитывая успех Stardust ( очень крутое видео о входе Stardust в атмосферу ), вероятно, можно с уверенностью предположить, что теплозащита Starship могла выдержать прямой вход, хотя бы один раз.

Аэродинамическое торможение - сложная проблема для абляционного теплозащитного экрана. Как описано в моем ответе на вопрос «Какова процедура восстановления теплозащитного экрана для экипажа капсулы Dragon?» PICA(-X) очень эффективна, но лежащий в основе механизм абляции не поддается быстрому повторному использованию (т. е. повторным проходам аэродинамического торможения). Вот серия графиков с подробным описанием трех траекторий (все$11.4$ $km/s$начальная скорость входа): прямая, аэрозахват на ~лунном расстоянии, максимальный аэрозахват 5 G вместе с эталоном НОО.

Графики в верхнем ряду показывают траектории полета, а нижний ряд графиков можно интерпретировать как «деформацию теплозащитного экрана» , как объясняется в моем связанном ответе (тепловой поток VS давление застоя).

Можно видеть, что с помощью аэродинамического торможения можно избежать как сильного (мгновенного) нагрева, так и сильного торможения, хотя интегрированная тепловая нагрузка , сильно определяющая толщину теплозащитного экрана, остается более или менее неизменной (~$200$ $kJ/cm^2$) для каждой архитектуры возвращения с Марса, что примерно в 16 раз больше, чем возвращение с НОО.