ورود به جو

ورود به جو (گاهی با Vimpact یا Ventry مشخص می‌شود) به حرکت یک جسم از فضای بیرونی به درون و از میان گازهای جو یک سیاره، سیاره کوتوله یا قمر طبیعی گفته می‌شود. ورود به جو ممکن است ورود کنترل‌نشده باشد، مانند ورود جرم آسمانی، زباله فضایی یا آذرگوی‌ها. همچنین ممکن است ورود کنترل‌شده (یا بازورود) یک فضاپیما باشد که می‌تواند هدایت شود یا مسیری از پیش تعیین‌شده را دنبال کند. روش‌های ورود، فرود و نشستن کنترل‌شده (entry, descent, and landing) فضاپیماها به طور کلی EDL نامیده می‌شوند.

انگشتی|ویدئویی از بازورود پرشی فضاپیمای اوریون در مأموریت آرتمیس ۱، که کل فرایند بازورود را بدون ویرایش از فضا تا فرود در آب نشان می‌دهد
اجسامی که وارد جو می‌شوند، پسار جوی را تجربه می‌کنند که بر جسم تنش مکانیکی وارد می‌کند و همچنین گرمایش آیرودینامیکی ایجاد می‌کند—که عمدتاً ناشی از فشرده‌سازی هوای در جلوی جسم است، اما پسار نیز در آن نقش دارد. این نیروها می‌توانند باعث از دست دادن جرم (فرسایش) یا حتی تجزیه کامل اجسام کوچک‌تر شوند و اجسامی با مقاومت فشاری پایین‌تر ممکن است منفجر شوند.

اجسام با سرعت‌هایی از ۷٫۸ کیلومتر بر ثانیه برای مدار پایینی زمین تا حدود ۱۲٫۵ کیلومتر بر ثانیه برای کاوشگر استارداست بازورود کرده‌اند. آن‌ها انرژی جنبشی بالایی دارند و اتلاف جوی تنها راه مصرف این انرژی است، زیرا استفاده از راکت ترمزی برای کل فرایند بازورود بسیار غیرعملی است. وسایل نقلیه فضایی سرنشین‌دار باید قبل از باز شدن چترهای نجات یا ترمزهای هوایی، سرعت خود را به زیر سرعت صوت کاهش دهند.

کلاهک‌های بالستیک و وسایل نقلیه یک‌بار مصرف نیازی به کاهش سرعت در هنگام بازورود ندارند و در واقع، برای حفظ سرعت خود به صورت آیرودینامیک طراحی می‌شوند. علاوه بر این، بازگشت‌های با سرعت پایین به زمین از فضای نزدیک، مانند پرش‌های با چتر نجات از ارتفاعات بالا از بالون‌ها، به سپر حرارتی نیاز ندارند، زیرا شتاب گرانشی یک جسم که از حالت سکون نسبی از درون خود جو (یا نه چندان بالاتر از آن) شروع به حرکت می‌کند، نمی‌تواند سرعت کافی برای ایجاد گرمایش جوی قابل توجهی ایجاد کند.

برای زمین، ورود به جو به‌طور قراردادی در خط کارمان در ارتفاع  از سطح رخ می‌دهد، در حالی که در زهره ورود به جو در ارتفاع  و در مریخ ورود به جو در حدود  اتفاق می‌افتد. اجسام کنترل‌نشده در حین شتاب گرفتن در فضا به سمت زمین تحت تأثیر گرانش زمین به سرعت‌های بالایی می‌رسند و با برخورد به جو زمین به دلیل اصطکاک کند می‌شوند. شهاب‌سنگ‌ها نیز اغلب به سادگی به دلیل اینکه مسیر مداری خودشان با مسیر زمین متفاوت است، قبل از برخورد با چاه گرانشی زمین، نسبت به آن بسیار سریع حرکت می‌کنند. بیشتر اجسام با سرعت‌های بَرین‌صوت وارد می‌شوند که به دلیل مسیرهای زیرمداری (مانند کلاهک‌های بازورود موشک بالستیک قاره‌پیما)، مداری (مانند فضاپیمای سایوز) یا غیرمقید (مانند شهاب‌واره‌ها) است. فناوری‌های پیشرفته مختلفی برای امکان‌پذیر ساختن بازورود به جو و پرواز در سرعت‌های بسیار بالا توسعه یافته‌اند. یک روش جایگزین برای ورود کنترل‌شده به جو، شناوری است که برای ورود به سیاراتی که جو غلیظ، گرانش قوی یا هر دو عامل، ورود هذلولوی با سرعت بالا را پیچیده می‌کنند، مناسب است، مانند جو زهره، تیتان و سیاره غول‌پیکرها.

 تاریخچه 
انگشتی|مفاهیم اولیه وسایل نقلیه بازورود که در تصاویر سایه‌نگاری از آزمایش‌های تونل باد پرسرعت به تصویر کشیده شده‌اند
مفهوم سپر حرارتی فرسایشی در اوایل سال ۱۹۲۰ توسط رابرت گدارد توصیف شد: «در مورد شهاب‌سنگ‌ها، که با سرعت‌هایی تا  در ثانیه وارد جو می‌شوند، فضای داخلی شهاب‌سنگ‌ها سرد باقی می‌ماند و فرسایش تا حد زیادی به دلیل خرد شدن یا ترک خوردن سطح ناگهان گرم‌شده است. به همین دلیل، اگر سطح بیرونی دستگاه از لایه‌هایی از یک ماده سخت بسیار دیرگداز با لایه‌هایی از یک رسانای حرارتی ضعیف در بین آن‌ها تشکیل شده باشد، سطح تا حد قابل توجهی فرسایش نخواهد یافت، به خصوص که سرعت دستگاه به اندازه سرعت متوسط شهاب‌سنگ نخواهد بود.»

توسعه عملی سیستم‌های بازورود با افزایش برد و سرعت بازورود موشک بالستیک‌ها آغاز شد. برای موشک‌های کوتاه‌برد اولیه، مانند وی-۲، پایداری و تنش آیرودینامیکی مسائل مهمی بودند (بسیاری از وی-۲ها در حین بازورود از هم می‌پاشیدند)، اما گرمایش یک مشکل جدی نبود. موشک‌های میان‌برد مانند آر-۵ پوبدای شوروی با برد ، به سپرهای حرارتی کامپوزیت سرامیکی روی وسایل نقلیه بازورود جداشونده نیاز داشتند (دیگر امکان بقای کل ساختار موشک در هنگام بازورود وجود نداشت). اولین ICBMها، با بردهای ، تنها با توسعه سپرهای حرارتی فرسایشی مدرن و وسایل نقلیه با شکل غیرتیز (blunt) امکان‌پذیر شدند.

در ایالات متحده، این فناوری توسط اچ. جولیان آلن و آلفرد جی. اگرز از کمیته رایزنی ملی هوانوردی (NACA) در مرکز پژوهشی ایمز پیشگام شد.Boris Chertok, "Rockets and People", NASA History Series, 2006 در سال ۱۹۵۱، آن‌ها به کشف غیرمنتظره‌ای دست یافتند که یک شکل غیرتیز (با پسار بالا) مؤثرترین سپر حرارتی را ایجاد می‌کند. آلن و اگرز با استفاده از اصول مهندسی ساده نشان دادند که بار حرارتی تجربه شده توسط یک وسیله نقلیه ورودی، با ضریب پسار نسبت معکوس دارد؛ یعنی هر چه پسار بیشتر باشد، بار حرارتی کمتر است. اگر وسیله نقلیه بازورود غیرتیز ساخته شود، هوا نمی‌تواند به سرعت «از سر راه کنار برود» و مانند یک بالشتک هوا عمل می‌کند تا موج ضربه‌ای و لایه شوک داغ شده را به جلو (دور از وسیله نقلیه) براند. از آنجایی که بیشتر گازهای داغ دیگر در تماس مستقیم با وسیله نقلیه نیستند، انرژی گرمایی در گاز شوک‌دیده باقی می‌ماند و به سادگی در اطراف وسیله نقلیه حرکت کرده و بعداً در جو پراکنده می‌شود.

کشف آلن و اگرز، اگرچه در ابتدا به عنوان یک راز نظامی تلقی می‌شد، سرانجام در سال ۱۹۵۸ منتشر شد.

 اصطلاحات، تعاریف و واژگان تخصصی 
طی دهه‌های گذشته از دهه ۱۹۵۰، مجموعه‌ای غنی از واژگان تخصصی پیرامون مهندسی وسایل نقلیه طراحی‌شده برای ورود به جو سیاره‌ای شکل گرفته است. به خواننده توصیه می‌شود قبل از ادامه این مقاله در مورد بازورود به جو، واژه‌نامه اصطلاحات تخصصی را مرور کند.
بندانگشتی|نمایه بازورود معمول شاتل فضایی

هنگامی که ورود به جو بخشی از فرود یا بازیابی یک فضاپیما است، به ویژه در یک جرم سیاره‌ای غیر از زمین، این ورود بخشی از مرحله‌ای است که به آن ورود، کاهش ارتفاع و فرود یا EDL (entry, descent, and landing) گفته می‌شود. هنگامی که ورود به جو به همان جرمی بازمی‌گردد که وسیله نقلیه از آن پرتاب شده است، این رویداد بازورود نامیده می‌شود (که تقریباً همیشه به ورود به جو زمین اشاره دارد).

هدف اصلی طراحی در ورود به جو یک فضاپیما، اتلاف انرژی مکانیکی فضاپیمایی است که با سرعت بَرین‌صوت در حال حرکت است و وارد جو سیاره‌ای می‌شود؛ به گونه‌ای که تجهیزات، محموله و هر مسافری سرعتشان کم شده و نزدیک یک مقصد مشخص روی سطح با سرعت صفر فرود آیند، در حالی که تنش‌های وارد بر فضاپیما و هر مسافری در محدوده قابل قبول باقی بماند. این امر می‌تواند با ابزارهای پیش‌رانشی یا آیرودینامیکی (ویژگی‌های وسیله نقلیه یا چتر نجات) یا ترکیبی از آنها انجام شود.

 شکل‌های وسایل نقلیه ورودی 
چندین شکل اصلی در طراحی وسایل نقلیه ورودی استفاده می‌شود:

 کره یا مقطع کروی 
بندانگشتی|مدول فرماندهی آپولو در حال پرواز با انتهای غیرتیز سپر حرارتی در یک زاویه حمله غیرصفر به منظور ایجاد یک ورود بالابرنده و کنترل محل فرود (رندر هنری)
ساده‌ترین شکل متقارن محوری، کره یا مقطع کروی است. این می‌تواند یک کره کامل یا یک بخش کروی در قسمت جلویی با یک بدنه مخروطی همگرا در قسمت انتهایی باشد. آیرودینامیک یک کره یا مقطع کروی را می‌توان به راحتی با استفاده از نظریه برخورد نیوتنی به صورت تحلیلی مدل‌سازی کرد. به همین ترتیب، شار حرارتی مقطع کروی را می‌توان با معادله فی-ریدل به دقت مدل کرد. پایداری استاتیکی یک مقطع کروی در صورتی تضمین می‌شود که مرکز جرم وسیله نقلیه در بالادست مرکز انحنا قرار گیرد (پایداری دینامیکی مسئله‌سازتر است). کره‌های خالص نیروی برآ ندارند. با این حال، با پرواز در یک زاویه حمله، یک مقطع کروی نیروی برآی آیرودینامیکی متوسطی دارد و در نتیجه مقداری قابلیت تغییر مسیر جانبی فراهم کرده و کریدور ورودی خود را گسترده‌تر می‌کند. در اواخر دهه ۱۹۵۰ و اوایل دهه ۱۹۶۰، رایانه‌های پرسرعت هنوز در دسترس نبودند و دینامیک سیالات محاسباتی هنوز در مراحل اولیه خود بود. از آنجایی که مقطع کروی برای تحلیل به شکل بسته مناسب بود، آن هندسه به پیش‌فرض برای طراحی محافظه‌کارانه تبدیل شد. در نتیجه، کپسول‌های سرنشین‌دار آن دوران بر اساس مقطع کروی ساخته شدند.

وسایل نقلیه ورودی کروی خالص در کپسول‌های اولیه شوروی در برنامه‌های وستوک و وسخود و در وسایل نقلیه فرود مریخ و ونرای شوروی استفاده می‌شدند. مدول فرماندهی آپولو از یک سپر حرارتی با بدنه جلویی مقطع کروی و یک بدنه انتهایی مخروطی همگرا استفاده می‌کرد. این کپسول یک ورود بالابرنده با زاویه حمله تریم بَرین‌صوت ۲۷- درجه (۰ درجه یعنی انتهای غیرتیز به سمت جلو) را انجام می‌داد تا نسبت L/D (نسبت برآ به پسار) متوسطی برابر با ۰٫۳۶۸ به دست‌آورد. نیروی برآی حاصل، با جابجا کردن مرکز جرم وسیله نقلیه از محور تقارن آن، به میزانی از کنترل مسیر جانبی دست یافت و اجازه می‌داد تا نیروی برآ با چرخاندن کپسول حول محور طولی آن، به سمت چپ یا راست هدایت شود. نمونه‌های دیگر از هندسه مقطع کروی در کپسول‌های سرنشین‌دار عبارتند از سایوز/زند، جمینای و مرکوری. حتی این مقادیر کوچک نیروی برآ، امکان مسیرهایی را فراهم می‌کند که تأثیرات بسیار قابل توجهی بر نیروی گرانش بیشینه دارند و آن را از ۸–۹ جی برای یک مسیر کاملاً بالستیک (که فقط با پسار کند می‌شود) به ۴–۵ جی کاهش می‌دهند، و همچنین گرمای بیشینه بازورود را به شدت کاهش می‌دهند.

 کره-مخروط 
کره-مخروط یک مقطع کروی است که یک مخروط ناقص یا مخروط کندشده به آن متصل شده است. پایداری دینامیکی کره-مخروط معمولاً بهتر از مقطع کروی است. وسیله نقلیه ابتدا با قسمت کروی وارد جو می‌شود. با یک نیم-زاویه به اندازه کافی کوچک و مرکز جرمِ به درستی قرار گرفته، یک کره-مخروط می‌تواند پایداری آیرودینامیکی را از ورود کپلری تا برخورد به سطح فراهم کند. (نیم-زاویه زاویه بین محور تقارن چرخشی مخروط و سطح خارجی آن است، و بنابراین نیمی از زاویه ایجاد شده توسط لبه‌های سطح مخروط است)

بندانگشتی|چپ|نمونه اولیه وسیله نقلیه بازورود Mk-2 (RV)، بر اساس نظریه جسم غیرتیز
آیروشل کره-مخروطی اصلی آمریکایی، وسیله نقلیه بازورود Mk-2 (RV) بود که در سال ۱۹۵۵ توسط شرکت جنرال الکتریک توسعه یافت. طراحی Mk-2 از نظریه جسم غیرتیز گرفته شده بود و از یک سیستم حفاظت حرارتی (TPS) با خنک‌سازی تابشی مبتنی بر یک سپر حرارتی فلزی استفاده می‌کرد (انواع مختلف TPS بعداً در این مقاله شرح داده می‌شوند). Mk-2 به عنوان یک سامانه تحویل سلاح دارای نقص‌های قابل توجهی بود، یعنی به دلیل ضریب بالستیک پایین‌تر، مدت زمان زیادی در جو فوقانی باقی می‌ماند و همچنین جریانی از فلز تبخیر شده را به دنبال خود می‌کشید که آن را برای رادار بسیار قابل مشاهده می‌کرد. این نقص‌ها Mk-2 را در برابر سامانه‌های موشک ضد بالستیک (ABM) بیش از حد آسیب‌پذیر می‌کرد. در نتیجه، یک وسیله نقلیه بازورود کره-مخروطی جایگزین برای Mk-2 توسط جنرال الکتریک توسعه داده شد.

بندانگشتی|عمودی|راست|وسیله نقلیه بازورود Mk-6، سلاح جنگ سرد و جد اکثر وسایل نقلیه ورودی موشکی ایالات متحده
این وسیله نقلیه بازورود جدید Mk-6 بود که از یک TPS فرسایشی غیرفلزی، یعنی نایلون فنولیک، استفاده می‌کرد. این TPS جدید به عنوان یک سپر حرارتی بازورود آنقدر مؤثر بود که امکان کاهش قابل توجهی در میزان کندی (bluntness) بدنه فراهم شد. با این حال، Mk-6 یک RV عظیم با جرم ورودی ۳٬۳۶۰ کیلوگرم، طول ۳٫۱ متر و نیم-زاویه ۱۲٫۵ درجه بود. پیشرفت‌های بعدی در طراحی سلاح‌های هسته‌ای و TPS فرسایشی باعث شد RVها به طور قابل توجهی کوچکتر شوند و نسبت کندی آنها در مقایسه با Mk-6 بیشتر کاهش یابد. از دهه ۱۹۶۰، کره-مخروط به هندسه ترجیحی برای RVهای ICBM مدرن تبدیل شده است که نیم-زاویه‌های معمول بین ۱۰ تا ۱۱ درجه دارند.

بندانگشتی|عمودی|چپ|وسیله نقلیه بازیابی فیلم (RV) ماهواره شناسایی از نوع "Discoverer"
بندانگشتی|راست|کاوشگر گالیله در حین مونتاژ نهایی
RVهای (وسایل نقلیه بازیابی) ماهواره شناسایی نیز از شکل کره-مخروط استفاده می‌کردند و اولین نمونه آمریکایی از یک وسیله نقلیه ورودی غیرنظامی بودند (Discoverer-I، پرتاب شده در ۲۸ فوریه ۱۹۵۹). کره-مخروط بعدها برای مأموریت‌های اکتشاف فضایی به اجرام آسمانی دیگر یا برای بازگشت از فضای باز استفاده شد؛ به عنوان مثال، کاوشگر استارداست. برخلاف RVهای نظامی، مزیت جرم کمتر TPS در بدنه‌های غیرتیز، در وسایل نقلیه ورودی اکتشاف فضایی مانند کاوشگر گالیله با نیم-زاویه ۴۵ درجه یا آیروشل وایکینگ با نیم-زاویه ۷۰ درجه باقی ماند. وسایل نقلیه ورودی کره-مخروطی اکتشاف فضا بر روی سطح یا در جو مریخ، زهره، مشتری و تیتان فرود آمده‌اند.

 دو-مخروطی 
بندانگشتی|DC-X، که در اولین پرواز خود نشان داده شده است، نمونه اولیه یک وسیله نقلیه راکت یک‌مرحله‌ای به مدار بود و از شکلی دو-مخروطی شبیه به AMaRV استفاده می‌کرد.
دو-مخروطی (Biconic) یک کره-مخروط با یک مخروط ناقص اضافی متصل به آن است. دو-مخروطی نسبت L/D (برآ به پسار) به طور قابل توجهی بهبود یافته‌ای ارائه می‌دهد. یک دو-مخروطی طراحی شده برای ترمز هوایی در مریخ معمولاً دارای L/D تقریباً ۱٫۰ است، در حالی که L/D برای مدول فرماندهی آپولو ۰٫۳۶۸ بود. L/D بالاتر، شکل دو-مخروطی را برای حمل و نقل انسان به مریخ به دلیل شتاب منفی بیشینه کمتر، مناسب‌تر می‌سازد. مسلماً، مهم‌ترین دو-مخروطی که تاکنون پرواز کرده، وسیله نقلیه بازورود پیشرفته با قابلیت مانور (AMaRV) بود. چهار AMaRV توسط شرکت مک‌دانل داگلاس ساخته شد و جهش قابل توجهی در پیچیدگی RVها را نشان داد. سه AMaRV توسط موشک‌های ICBM مینیت‌من-۱ در ۲۰ دسامبر ۱۹۷۹، ۸ اکتبر ۱۹۸۰ و ۴ اکتبر ۱۹۸۱ پرتاب شدند. AMaRV دارای جرم ورودی تقریباً ۴۷۰ کیلوگرم، شعاع دماغه ۲٫۳۴ سانتی‌متر، نیم-زاویه مخروط ناقص جلویی ۱۰٫۴ درجه، شعاع بین دو مخروط ناقص ۱۴٫۶ سانتی‌متر، نیم-زاویه مخروط ناقص عقبی ۶ درجه و طول محوری ۲٫۰۷۹ متر بود. هیچ نمودار یا تصویر دقیقی از AMaRV تاکنون در منابع عمومی منتشر نشده است. با این حال، یک طرح شماتیک از یک وسیله نقلیه شبیه به AMaRV به همراه نمودارهای مسیر که پیچ‌های تند را نشان می‌دهد، منتشر شده است.Regan, Frank J. and Anadakrishnan, Satya M. , "Dynamics of Atmospheric Re-Entry", AIAA Education Series, American Institute of Aeronautics and Astronautics, Inc. , New York, , , (1993).

وضعیت (attitude) AMaRV از طریق یک فلپ بدنه شکاف‌دار (که فلپ شکاف‌دار سمت باد نیز نامیده می‌شود) به همراه دو فلپ انحراف (yaw) نصب شده در کناره‌های وسیله نقلیه کنترل می‌شد. برای کنترل فلپ‌ها از عملگر هیدرولیکی استفاده می‌شد. AMaRV توسط یک سیستم ناوبری کاملاً خودکار که برای فرار از رهگیری موشک ضد بالستیک (ABM) طراحی شده بود، هدایت می‌شد. مک‌دانل داگلاس دی‌سی-ایکس (که آن هم دو-مخروطی بود) اساساً یک نسخه بزرگ‌شده از AMaRV بود. AMaRV و DC-X همچنین به عنوان پایه و اساس یک پیشنهاد ناموفق برای آنچه در نهایت به لاکهید مارتین ایکس-۳۳ تبدیل شد، عمل کردند.

 شکل‌های غیرمتقارن محوری 
شکل‌های غیر-متقارن محوری برای وسایل نقلیه ورودی سرنشین‌دار استفاده شده‌اند. یک نمونه، وسیله نقلیه مداری بال‌دار است که از یک بال دلتا برای مانور در حین کاهش ارتفاع، بسیار شبیه به یک گلایدر معمولی، استفاده می‌کند. این رویکرد توسط شاتل فضایی آمریکایی، بوران شوروی و استارشیپ در حال توسعه استفاده شده است. پیکر بالابر یکی دیگر از هندسه‌های وسایل نقلیه ورودی است و با وسیله نقلیه X-23 PRIME (بازیابی دقیق شامل ورود با مانور) استفاده شد.

 گرمایش ورودی 
بندانگشتی|نمایی از دنباله پلاسما در بازورود جمینای ۲
اجسامی که از فضا با سرعت‌های بالا نسبت به جو وارد آن می‌شوند، سطوح بسیار بالایی از گرمایش را ایجاد می‌کنند. گرمایش ورود به جو عمدتاً از دو منبع ناشی می‌شود:
 جابجایی جریان گاز داغ از روی سطح جسم و واکنش‌های کاتالیزوری شیمیایی بازترکیبی بین سطح و گازهای جو؛ و
 تابش حرارتی از موج ضربه‌ای پرانرژی که در جلو و کناره‌های جسم تشکیل می‌شود

با افزایش سرعت، هم گرمایش جابجایی و هم گرمایش تابشی افزایش می‌یابد، اما با نرخ‌های متفاوت. در سرعت‌های بسیار بالا، گرمایش تابشی بر شارهای حرارتی جابجایی غلبه خواهد کرد، زیرا گرمایش تابشی متناسب با توان هشتم سرعت است، در حالی که گرمایش جابجایی متناسب با توان سوم سرعت است؛ بنابراین، گرمایش تابشی در اوایل ورود به جو غالب است، در حالی که جابجایی در مراحل بعدی غالب می‌شود.

در شدت خاصی از یونیزاسیون، یک خاموشی رادیویی با فضاپیما ایجاد می‌شود.

در حالی که واسط ورودی ناسا به جو زمین در ارتفاع  قرار دارد، گرمایش اصلی در حین ورود کنترل‌شده در ارتفاعات  رخ می‌دهد و در ارتفاع  به اوج خود می‌رسد.

 فیزیک گاز لایه شوک 
در دماهای معمول بازورود، هوای موجود در لایه شوک هم یونیزه و هم تفکیک شیمیایی می‌شود. این تفکیک شیمیایی، مدل‌های فیزیکی مختلفی را برای توصیف خواص حرارتی و شیمیایی لایه شوک ضروری می‌سازد. چهار مدل فیزیکی پایه برای گاز وجود دارد که برای مهندسان هوانوردی که سپرهای حرارتی را طراحی می‌کنند، اهمیت دارد:

 مدل گاز کامل 
تقریباً به تمام مهندسان هوانوردی در طول تحصیلات کارشناسی، مدل گاز کامل (ایده‌آل) آموزش داده می‌شود. اکثر معادلات مهم گاز کامل به همراه جداول و نمودارهای مربوط به آنها در گزارش ۱۱۳۵ NACA نشان داده شده‌اند. گزیده‌هایی از گزارش ۱۱۳۵ NACA اغلب در پیوست کتاب‌های درسی ترمودینامیک ظاهر می‌شوند و برای اکثر مهندسان هوانوردی که هواپیماهای فراصوت طراحی می‌کنند، آشنا هستند.

نظریه گاز کامل زیبا و برای طراحی هواپیماها بسیار مفید است، اما فرض می‌کند که گاز از نظر شیمیایی خنثی است. از دیدگاه طراحی هواپیما، می‌توان هوا را برای دماهای کمتر از  در فشار یک اتمسفر، خنثی فرض کرد. نظریه گاز کامل در دمای ۵۵۰ کلوین شروع به از هم پاشیدن می‌کند و در دماهای بالاتر از  قابل استفاده نیست. برای دماهای بالاتر از ۲٬۰۰۰ کلوین، یک طراح سپر حرارتی باید از یک مدل گاز واقعی استفاده کند.

 مدل گاز واقعی (تعادلی) 
گشتاور پیچشی (pitching moment) یک وسیله نقلیه ورودی می‌تواند به طور قابل توجهی تحت تأثیر اثرات گاز واقعی قرار گیرد. هم مدول فرماندهی آپولو و هم شاتل فضایی با استفاده از گشتاورهای پیچشی نادرستی طراحی شدند که از طریق مدل‌سازی غیردقیق گاز واقعی تعیین شده بودند. زاویه حمله تعادلی (trim-angle angle of attack) مدول فرماندهی آپولو بالاتر از مقدار تخمین‌زده‌شده اولیه بود که منجر به یک کریدور ورودی باریک‌تر برای بازگشت از ماه شد. مرکز آیرودینامیکی واقعی کلمبیا به دلیل اثرات گاز واقعی، جلوتر از مقدار محاسبه‌شده قرار داشت. در اولین پرواز کلمبیا (اس‌تی‌اس-۱)، فضانوردان جان یانگ و رابرت کریپن در حین بازورود لحظات پر اضطرابی را سپری کردند، زیرا نگرانی از دست دادن کنترل وسیله نقلیه وجود داشت.Kenneth Iliff and Mary Shafer, Space Shuttle Hypersonic Aerodynamic and Aerothermodynamic Flight Research and the Comparison to Ground Test Results, pp. 5–6 

یک مدل گاز واقعی تعادلی فرض می‌کند که گاز از نظر شیمیایی واکنش‌پذیر است، اما همچنین فرض می‌کند که تمام واکنش‌های شیمیایی زمان کافی برای کامل شدن داشته‌اند و تمام اجزای گاز دمای یکسانی دارند (این حالت تعادل ترمودینامیکی نامیده می‌شود). هنگامی که هوا توسط یک موج ضربه‌ای پردازش می‌شود، در اثر فشرده‌سازی به شدت داغ شده و از طریق واکنش‌های مختلف، تفکیک شیمیایی می‌شود. اصطکاک مستقیم بر روی جسم بازورودی دلیل اصلی گرمایش لایه شوک نیست. این گرمایش عمدتاً از گرمایش بی‌دررو مولکول‌های هوا در داخل موج فشرده‌سازی ناشی می‌شود. افزایش آنتروپی مولکول‌ها در داخل موج به دلیل اصطکاک نیز بخشی از گرمایش را تشکیل می‌دهد. فاصله از موج ضربه‌ای تا نقطه سکون در لبه جلویی وسیله نقلیه ورودی، فاصله جدایی موج ضربه‌ای (shock wave stand off) نامیده می‌شود. یک قاعده سرانگشتی تقریبی برای فاصله جدایی موج ضربه‌ای، ۰٫۱۴ برابر شعاع دماغه است. می‌توان زمان حرکت یک مولکول گاز از موج ضربه‌ای تا نقطه سکون را با فرض سرعت جریان آزاد ۷٫۸ کیلومتر بر ثانیه و شعاع دماغه ۱ متر تخمین زد، یعنی زمان حرکت حدود ۱۸ میکروثانیه است. این تقریباً زمانی است که برای نزدیک شدن تفکیک شیمیایی ناشی از موج ضربه‌ای به تعادل شیمیایی در یک لایه شوک برای ورود با سرعت ۷٫۸ کیلومتر بر ثانیه به هوا در هنگام اوج شار حرارتی، لازم است. در نتیجه، هنگامی که هوا به نقطه سکون وسیله نقلیه ورودی نزدیک می‌شود، به طور مؤثری به تعادل شیمیایی می‌رسد و این امکان را فراهم می‌کند که از یک مدل تعادلی استفاده شود. برای این حالت، بیشتر لایه شوک بین موج ضربه‌ای و لبه جلویی وسیله نقلیه ورودی در حال واکنش شیمیایی است و در حالت تعادل نیست. معادله فی-ریدل که برای مدل‌سازی شار حرارتی از اهمیت فوق‌العاده‌ای برخوردار است، اعتبار خود را مدیون قرار داشتن نقطه سکون در تعادل شیمیایی است. زمان لازم برای رسیدن گاز لایه شوک به تعادل به شدت به فشار لایه شوک بستگی دارد. به عنوان مثال، در مورد ورود کاوشگر گالیله به جو مشتری، لایه شوک در هنگام اوج شار حرارتی به دلیل فشارهای بسیار بالا عمدتاً در حالت تعادل بود (این موضوع با توجه به اینکه سرعت جریان آزاد در اوج شار حرارتی ۳۹ کیلومتر بر ثانیه بود، غیرمنتظره به نظر می‌رسد).

تعیین حالت ترمودینامیکی نقطه سکون تحت یک مدل گاز تعادلی دشوارتر از مدل گاز کامل است. تحت یک مدل گاز کامل، نسبت گرمای ویژه (که نمای بی‌دررو، شاخص آدیاباتیک، گاما یا کاپا نیز نامیده می‌شود) همراه با ثابت گاز، ثابت فرض می‌شود. برای یک گاز واقعی، نسبت گرمای ویژه می‌تواند به عنوان تابعی از دما به شدت نوسان کند. تحت یک مدل گاز کامل، مجموعه معادلات زیبایی برای تعیین حالت ترمودینامیکی در امتداد یک خط جریان با آنتروپی ثابت به نام زنجیره بی‌دررو (isentropic chain) وجود دارد. برای یک گاز واقعی، زنجیره بی‌دررو قابل استفاده نیست و به جای آن برای محاسبه دستی از یک نمودار مولیر استفاده می‌شود. با این حال، حل گرافیکی با نمودار مولیر اکنون منسوخ شده است و طراحان مدرن سپر حرارتی از برنامه‌های کامپیوتری مبتنی بر یک جدول جستجوی دیجیتال (شکل دیگری از نمودار مولیر) یا یک برنامه ترمودینامیک مبتنی بر شیمی استفاده می‌کنند. ترکیب شیمیایی یک گاز در حالت تعادل با فشار و دمای ثابت را می‌توان از طریق روش انرژی آزاد گیبس تعیین کرد. انرژی آزاد گیبس به سادگی آنتالپی کل گاز منهای آنتروپی کل آن ضربدر دما است. یک برنامه تعادل شیمیایی معمولاً به فرمول‌های شیمیایی یا معادلات سرعت واکنش نیاز ندارد. برنامه با حفظ فراوانی عناصر اولیه مشخص شده برای گاز و تغییر ترکیب‌های مولکولی مختلف عناصر از طریق تکرار عددی کار می‌کند تا زمانی که کمترین انرژی آزاد گیبس ممکن محاسبه شود (روش نیوتن-رافسون طرح عددی معمول است). پایگاه داده برای یک برنامه انرژی آزاد گیبس از داده‌های طیف‌سنجی مورد استفاده در تعریف توابع پارش به دست می‌آید. از جمله بهترین کدهای تعادلی موجود، برنامه تعادل شیمیایی با کاربردها (CEA) است که توسط بانی جی. مک‌براید و سنفورد گوردون در ناسا لوئیس (که اکنون «مرکز تحقیقات گلن ناسا» نامیده می‌شود) نوشته شده است. نام‌های دیگر CEA، «کد گوردون و مک‌براید» و «کد لوئیس» هستند. CEA تا دمای ۱۰٬۰۰۰ کلوین برای گازهای جو سیاره‌ای کاملاً دقیق است، اما فراتر از ۲۰٬۰۰۰ کلوین غیرقابل استفاده است (یونش مضاعف مدل‌سازی نشده است). CEA را می‌توان از اینترنت به همراه مستندات کامل دانلود کرد و تحت کامپایلر G77 Fortran در لینوکس کامپایل می‌شود.

 مدل گاز واقعی (غیرتعادلی) 
یک مدل گاز واقعی غیرتعادلی، دقیق‌ترین مدل از فیزیک گاز لایه شوک است، اما حل آن دشوارتر از مدل تعادلی است. ساده‌ترین مدل غیرتعادلی، مدل لایت‌هیل-فریمن است که در سال ۱۹۵۸ توسعه یافت. مدل لایت‌هیل-فریمن در ابتدا گازی را فرض می‌کند که از یک گونه دواتمی واحد تشکیل شده و تنها مستعد یک فرمول شیمیایی و معکوس آن است؛ به عنوان مثال، $N_2 = N + N$ و $N + N = N_2$ (تفکیک و بازترکیب). به دلیل سادگی، مدل لایت‌هیل-فریمن یک ابزار آموزشی مفید است، اما برای مدل‌سازی هوای غیرتعادلی بیش از حد ساده است. معمولاً فرض می‌شود که هوا دارای ترکیب کسری مولی ۰٫۷۸۱۲ نیتروژن مولکولی، ۰٫۲۰۹۵ اکسیژن مولکولی و ۰٫۰۰۹۳ آرگون است. ساده‌ترین مدل گاز واقعی برای هوا، مدل پنج-گونه (five species model) است که بر اساس $N_2$، $O_2$، $NO$، $N$ و $O$ است. مدل پنج-گونه، یونیزاسیون را در نظر نمی‌گیرد و گونه‌های جزئی مانند دی‌اکسید کربن را نادیده می‌گیرد.

هنگام اجرای یک برنامه تعادل انرژی آزاد گیبس، ممکن است به یکی از موارد زیر اشاره داشته باشد:

فرایند تکراری از ترکیب مولکولی اولیه مشخص‌شده تا ترکیب تعادلی نهایی محاسبه‌شده، اساساً تصادفی است و از نظر زمانی دقیق نیست. در یک برنامه غیرتعادلی، فرایند محاسبه از نظر زمانی دقیق است و یک مسیر حل را دنبال می‌کند که توسط فرمول‌های شیمیایی و سرعت واکنش دیکته می‌شود. مدل پنج-گونه دارای ۱۷ فرمول شیمیایی است (۳۴ فرمول با احتساب فرمول‌های معکوس). مدل لایت‌هیل-فریمن بر اساس یک معادله دیفرانسیل معمولی و یک معادله جبری است. مدل پنج-گونه بر اساس ۵ معادله دیفرانسیل معمولی و ۱۷ معادله جبری است. از آنجا که ۵ معادله دیفرانسیل معمولی به شدت به هم مرتبط (coupled) هستند، سیستم از نظر عددی «سفت» (stiff) است و حل آن دشوار است. مدل پنج-گونه فقط برای ورود از مدار پایینی زمین که در آن سرعت ورود تقریباً  است، قابل استفاده است. برای بازورود از ماه با سرعت ۱۱ کیلومتر بر ثانیه،Entry Aerodynamics at Lunar Return Conditions Obtained from the Fliigh of Apollo 4 ، Ernest R. Hillje, NASA, TN: D-5399، بازبینی شده در ۲۹ دسامبر ۲۰۱۸. لایه شوک حاوی مقدار قابل توجهی نیتروژن و اکسیژن یونیزه شده است. مدل پنج-گونه دیگر دقیق نیست و به جای آن باید از یک مدل دوازده-گونه استفاده شود.

سرعت‌های واسط ورودی به جو در یک مسیر مداری مریخ-زمین در حدود  است.Overview of the Mars Sample Return Earth Entry Vehicle ، NASA، بازبینی شده در ۲۹ دسامبر ۲۰۱۸.
مدل‌سازی ورود به جو مریخ با سرعت بالا—که شامل جوی از دی‌اکسید کربن، نیتروژن و آرگون است—حتی پیچیده‌تر بوده و نیازمند یک مدل نوزده-گونه است.

یک جنبه مهم در مدل‌سازی اثرات گاز واقعی غیرتعادلی، شار حرارتی تابشی است. اگر یک وسیله نقلیه با سرعت بسیار بالا (مسیر هذلولی، بازگشت از ماه) وارد جو شود و شعاع دماغه بزرگی داشته باشد، شار حرارتی تابشی می‌تواند بر گرمایش TPS غالب شود. شار حرارتی تابشی در هنگام ورود به جوی از هوا یا دی‌اکسید کربن معمولاً از مولکول‌های دواتمی نامتقارن ناشی می‌شود؛ به عنوان مثال، سیانوژن (CN)، کربن مونوکسید، نیتریک اکسید (NO)، نیتروژن مولکولی تک-یونیزه و غیره. این مولکول‌ها با تفکیک گاز جو محیط توسط موج ضربه‌ای و سپس بازترکیب در لایه شوک به گونه‌های مولکولی جدید، تشکیل می‌شوند. مولکول‌های دواتمی تازه تشکیل‌شده در ابتدا دمای ارتعاشی بسیار بالایی دارند که به طور مؤثری انرژی ارتعاشی را به انرژی تابشی تبدیل می‌کند؛ یعنی شار حرارتی تابشی. کل این فرایند در کمتر از یک میلی‌ثانیه رخ می‌دهد که مدل‌سازی آن را به یک چالش تبدیل می‌کند. اندازه‌گیری تجربی شار حرارتی تابشی (که معمولاً با شوک تیوب انجام می‌شود) به همراه محاسبه نظری از طریق معادله شرودینگر غیرپایا، از جمله جنبه‌های بسیار تخصصی مهندسی هوافضا هستند. بیشتر کارهای تحقیقاتی هوافضا مرتبط با درک شار حرارتی تابشی در دهه ۱۹۶۰ انجام شد، اما پس از پایان برنامه آپولو تا حد زیادی متوقف شد. شار حرارتی تابشی در هوا تنها به اندازه‌ای درک شد که موفقیت آپولو را تضمین کند. با این حال، شار حرارتی تابشی در دی‌اکسید کربن (ورود به مریخ) هنوز به سختی درک شده است و نیازمند تحقیقات عمده خواهد بود.

 مدل گاز منجمد 
مدل گاز منجمد (Frozen gas model) یک مورد خاص از گازی را توصیف می‌کند که در حالت تعادل نیست. نام «گاز منجمد» می‌تواند گمراه‌کننده باشد. یک گاز منجمد مانند یخ که آب منجمد شده است، «یخ‌زده» نیست. بلکه یک گاز منجمد در زمان «منجمد» شده است (فرض می‌شود تمام واکنش‌های شیمیایی متوقف شده‌اند). واکنش‌های شیمیایی به طور معمول توسط برخورد بین مولکول‌ها هدایت می‌شوند. اگر فشار گاز به آرامی کاهش یابد به طوری که واکنش‌های شیمیایی بتوانند ادامه پیدا کنند، گاز می‌تواند در حالت تعادل باقی بماند. با این حال، ممکن است فشار گاز به قدری ناگهانی کاهش یابد که تقریباً تمام واکنش‌های شیمیایی متوقف شوند. در آن وضعیت، گاز منجمد در نظر گرفته می‌شود.

تمایز بین تعادل و انجماد مهم است زیرا ممکن است یک گاز مانند هوا خواص بسیار متفاوتی (سرعت صوت، گرانروی و غیره) برای یک حالت ترمودینامیکی یکسان داشته باشد؛ به عنوان مثال، فشار و دما. گاز منجمد می‌تواند یک مسئله مهم در دنباله (wake) پشت یک وسیله نقلیه ورودی باشد. در حین بازورود، هوای جریان آزاد توسط موج ضربه‌ای وسیله نقلیه ورودی به دما و فشار بالا فشرده می‌شود. هوای غیرتعادلی در لایه شوک سپس از کنار لبه جلویی وسیله نقلیه به منطقه‌ای با جریان به سرعت در حال انبساط منتقل می‌شود که باعث انجماد می‌گردد. هوای منجمد سپس می‌تواند در یک گردابه دنباله در پشت وسیله نقلیه ورودی محبوس شود. مدل‌سازی صحیح جریان در دنباله یک وسیله نقلیه ورودی بسیار دشوار است. گرمایش سپر حفاظت حرارتی (TPS) در قسمت انتهایی وسیله نقلیه معمولاً خیلی زیاد نیست، اما هندسه و ناپایداری دنباله وسیله نقلیه می‌تواند به طور قابل توجهی بر آیرودینامیک (گشتاور پیچشی) و به ویژه پایداری دینامیکی تأثیر بگذارد.

 سیستم‌های حفاظت حرارتی 

یک سیستم حفاظت حرارتی یا TPS، مانعی است که یک فضاپیما را در طول گرمای سوزان بازورود به جو محافظت می‌کند. رویکردهای متعددی برای حفاظت حرارتی فضاپیماها استفاده می‌شود، از جمله سپرهای حرارتی فرسایشی، خنک‌سازی غیرفعال، و خنک‌سازی فعال سطوح فضاپیما. به طور کلی می‌توان آنها را به دو دسته تقسیم کرد: TPS فرسایشی و TPS قابل استفاده مجدد.

TPSهای فرسایشی زمانی مورد نیاز هستند که فضاپیما قبل از کاهش سرعت به ارتفاع نسبتاً پایینی می‌رسد. فضاپیماهایی مانند شاتل فضایی طوری طراحی شده‌اند که در ارتفاع بالا سرعت خود را کم کنند تا بتوانند از TPS قابل استفاده مجدد استفاده کنند. (نگاه کنید به: سیستم حفاظت حرارتی شاتل فضایی).

سیستم‌های حفاظت حرارتی در آزمایش‌های زمینی با آنتالپی بالا یا تونل‌های باد پلاسما آزمایش می‌شوند که ترکیبی از آنتالپی بالا و فشار سکون بالا را با استفاده از پلاسمای القایی یا پلاسمای DC بازتولید می‌کنند.

 فرسایشی 
چپ|بندانگشتی|سپر حرارتی فرسایشی (پس از استفاده) بر روی کپسول آپولو ۱۲
سپر حرارتی فرسایشی با دور کردن گاز داغ لایه شوک از دیواره بیرونی سپر حرارتی (ایجاد یک لایه مرزی خنک‌تر) عمل می‌کند. این لایه مرزی از دمش (blowing) محصولات گازی واکنش از ماده سپر حرارتی ناشی می‌شود و در برابر همه انواع شار حرارتی محافظت ایجاد می‌کند. فرایند کلی کاهش شار حرارتی که توسط دیواره بیرونی سپر حرارتی از طریق یک لایه مرزی تجربه می‌شود، انسداد (blockage) نام دارد. فرسایش در دو سطح در یک TPS فرسایشی رخ می‌دهد: سطح بیرونی ماده TPS دچار زغال‌شدگی (chars)، ذوب (melts) و تصعید (sublimes) می‌شود، در حالی که بخش عمده ماده TPS تحت پیرولیز قرار گرفته و گازهای حاصل را خارج می‌کند. گاز تولید شده توسط پیرولیز همان چیزی است که دمش را به حرکت درمی‌آورد و باعث انسداد شار حرارتی همرفتی و کاتالیزوری می‌شود. پیرولیز را می‌توان با استفاده از گرماسنجی وزنی (thermogravimetric analysis) به صورت آنی اندازه‌گیری کرد تا بتوان عملکرد فرسایشی را ارزیابی نمود.Parker, John and C. Michael Hogan, "Techniques for Wind Tunnel assessment of Ablative Materials", NASA Ames Research Center, Technical Publication, August, 1965. فرسایش همچنین می‌تواند با وارد کردن کربن به لایه شوک و در نتیجه کدر کردن آن از نظر نوری، در برابر شار حرارتی تابشی نیز انسداد ایجاد کند. انسداد شار حرارتی تابشی، مکانیسم اصلی حفاظت حرارتی ماده TPS کاوشگر کاوشگر گالیله (کربن فنولیک) بود.

تحقیقات اولیه در زمینه فناوری فرسایش در ایالات متحده در مرکز تحقیقات ایمز ناسا واقع در مافت فیلد، کالیفرنیا متمرکز بود. مرکز تحقیقات ایمز ایده‌آل بود، زیرا دارای تونل‌های باد متعددی بود که قادر به تولید سرعت‌های مختلف باد بودند. آزمایش‌های اولیه معمولاً شامل نصب یک مدل از ماده فرسایشی برای تجزیه و تحلیل در یک تونل باد ابرصوت بود.Hogan, C. Michael, Parker, John and Winkler, Ernest, of NASA Ames Research Center, "An Analytical Method for Obtaining the Thermogravimetric Kinetics of Char-forming Ablative Materials from Thermogravimetric Measurements", AIAA/ASME Seventh Structures and Materials Conference, April, 1966 آزمایش مواد فرسایشی در مجموعه آرک جت ایمز (Ames Arc Jet Complex) انجام می‌شود. بسیاری از سیستم‌های حفاظت حرارتی فضاپیماها در این تأسیسات آزمایش شده‌اند، از جمله مواد سپر حرارتی آپولو، شاتل فضایی و اوریون.

بندانگشتی|ایستاده|مارس پت‌فایندر در حین مونتاژ نهایی که پوسته آیرودینامیکی (aeroshell)، حلقه کروز و موتور موشک جامد را نشان می‌دهد

 کربن فنولیک 
کربن فنولیک در اصل به عنوان ماده گلویی نازل موشک (مورد استفاده در بوستر سوخت جامد شاتل فضایی) و برای نوک دماغه وسایل نقلیه بازورود توسعه داده شد.
رسانندگی گرمایی یک ماده TPS خاص معمولاً با چگالی آن ماده متناسب است. کربن فنولیک یک ماده فرسایشی بسیار مؤثر است، اما چگالی بالایی نیز دارد که نامطلوب است.

کاوشگر گالیله ناسا از کربن فنولیک برای ماده TPS خود استفاده کرد.

اگر شار حرارتی که یک وسیله نقلیه ورودی تجربه می‌کند برای ایجاد پیرولیز کافی نباشد، رسانندگی ماده TPS می‌تواند اجازه دهد شار حرارتی به ماده خط اتصال TPS نفوذ کند و منجر به خرابی TPS شود. در نتیجه، برای مسیرهای ورودی که شار حرارتی کمتری ایجاد می‌کنند، کربن فنولیک گاهی اوقات نامناسب است و مواد TPS با چگالی کمتر مانند نمونه‌های زیر می‌توانند انتخاب‌های طراحی بهتری باشند:

 فرساینده فوق سبک 
SLA در SLA-561V مخفف فرساینده فوق سبک (super light-weight ablator) است. SLA-561V یک فرساینده انحصاری ساخت لاکهید مارتین است که به عنوان ماده اصلی TPS در تمام وسایل نقلیه ورودی با شکل کره-مخروط ۷۰ درجه که توسط ناسا به مریخ فرستاده شده‌اند، به جز آزمایشگاه علمی مریخ (MSL)، استفاده شده است. SLA-561V فرسایش قابل توجهی را در شار حرارتی تقریباً ۱۱۰ W/cm۲ آغاز می‌کند، اما برای شار حرارتی بیشتر از ۳۰۰ W/cm۲ دچار خرابی می‌شود. TPS پوسته آیرودینامیکی MSL در حال حاضر برای تحمل حداکثر شار حرارتی ۲۳۴ W/cm۲ طراحی شده است. حداکثر شار حرارتی که پوسته آیرودینامیکی وایکینگ ۱ هنگام فرود بر مریخ تجربه کرد، ۲۱ W/cm۲ بود. برای وایکینگ ۱، TPS به عنوان یک عایق حرارتی زغال‌شده عمل کرد و هرگز فرسایش قابل توجهی را تجربه نکرد. وایکینگ ۱ اولین فرودگر مریخ بود و بر اساس یک طراحی بسیار محافظه‌کارانه ساخته شده بود. پوسته آیرودینامیکی وایکینگ قطری برابر با ۳٫۵۴ متر داشت (بزرگ‌ترین قطر مورد استفاده در مریخ تا زمان آزمایشگاه علمی مریخ). SLA-561V با فشرده کردن ماده فرسایشی در یک هسته لانه زنبوری که از قبل به ساختار پوسته آیرودینامیکی متصل شده است، اعمال می‌شود و بدین ترتیب امکان ساخت یک سپر حرارتی بزرگ را فراهم می‌کند.

 فرساینده کربنی آغشته به فنولیک 
چپ|بندانگشتی|کپسول بازگردانی نمونه اسیریس-رکس در پایگاه نیروی هوایی یوتا.
فرساینده کربنی آغشته به فنولیک (PICA)، یک پیش‌فرم (preform) از الیاف کربن است که در رزین فنولیک آغشته شده است. این ماده یک ماده TPS مدرن است و دارای مزایای چگالی کم (بسیار سبک‌تر از کربن فنولیک) همراه با قابلیت فرسایشی کارآمد در شار حرارتی بالا است. این ماده انتخاب خوبی برای کاربردهای فرسایشی مانند شرایط گرمایش اوج بالا است که در مأموریت‌های بازگردانی نمونه یا مأموریت‌های بازگشت از ماه یافت می‌شود. رسانندگی گرمایی PICA پایین‌تر از سایر مواد فرسایشی با شار حرارتی بالا، مانند کربن فنولیک‌های معمولی است.

PICA در دهه ۱۹۹۰ توسط مرکز تحقیقات ایمز ناسا ثبت اختراع شد و ماده اصلی TPS برای پوسته آیرودینامیکی فضاپیمای استارداست بود.Tran, Huy K, et al. , "Qualification of the forebody heat shield of the Stardust's Sample Return Capsule", AIAA, Thermophysics Conference, 32nd, Atlanta, GA; 23–25 June 1997. کپسول بازگردانی نمونه استارداست سریع‌ترین جسم ساخت بشر بود که تا آن زمان با سرعت ۲۸٬۰۰۰ مایل بر ساعت (حدود ۱۲٫۵ کیلومتر بر ثانیه) در ارتفاع ۱۳۵ کیلومتری وارد جو زمین شد. این سرعت از کپسول‌های مأموریت آپولو سریع‌تر و ۷۰٪ سریع‌تر از شاتل بود. PICA برای موفقیت مأموریت استارداست که در سال ۲۰۰۶ به زمین بازگشت، حیاتی بود. سپر حرارتی استارداست (با قطر پایه ۰٫۸۱ متر) از یک قطعه یکپارچه ساخته شده بود که برای تحمل نرخ گرمایش اوج اسمی ۱٫۲ kW/cm۲ طراحی شده بود. یک سپر حرارتی PICA همچنین برای ورود آزمایشگاه علمی مریخ به جو مریخ استفاده شد.

 PICA-X 
نسخه‌ای بهبود یافته و با تولید آسان‌تر به نام PICA-X توسط اسپیس‌اکس در سال‌های ۲۰۰۶–۲۰۱۰ برای کپسول فضایی دراگون توسعه یافت. اولین آزمایش بازورود یک سپر حرارتی PICA-X در مأموریت دراگون سی۱ در ۸ دسامبر ۲۰۱۰ انجام شد.Dragon could visit space station next, msnbc.com, 2010-12-08, accessed 2010-12-09. سپر حرارتی PICA-X توسط یک تیم کوچک متشکل از دوازده مهندس و تکنسین در کمتر از چهار سال طراحی، توسعه و کاملاً تأیید صلاحیت شد.<ref name="N+SX_picaX">


 پیوند به بیرون 

 ابزار تحلیل مأموریت هواگیری (AMAT) قابلیت تحلیل اولیه مأموریت و شبیه‌سازی برای وسایل نقلیه ورود به جو در مقاصد مختلف منظومه شمسی را فراهم می‌کند.
 مرکز مطالعات زباله‌های مداری و بازورودی (شرکت هوافضا)
 فاز ورود به جو آپولو، ۱۹۶۸، بخش برنامه‌ریزی و تحلیل مأموریت ناسا، پروژه آپولو. ویدئو (۲۵:۱۴).
 سپر حرارتی بوران
 مقاله دانشنامه آستروناتیکا در مورد تاریخچه فضاپیماهای نجات، از جمله برخی از طرح‌های فضاپیماهای بازورود.


رده:فازهای پرواز
رده:مهندسی هوافضا