payamvha/North_RAG huggingface dataset:
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
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
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
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، 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. مدل‌سازی ورود به
مداری مریخ-زمین در حدود است. 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
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
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
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
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
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)
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
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
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. 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"
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
analysis) به صورت آنی اندازه‌گیری کرد تا بتوان عملکرد فرسایشی را ارزیابی نمود. 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
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. 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. کربن فنولیک. کربن فنولیک در اصل به عنوان ماده گلویی نازل موشک (مورد استفاده در بوستر سوخت جامد شاتل فضایی) و برای نوک
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
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
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"
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. "فرساینده کربنی آغشته به فنولیک" (PICA)، یک
"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.
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. 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
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. سپر حرارتی PICA-X توسط یک تیم کوچک متشکل از
شد. 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. تولید PICA-X ده برابر ارزان‌تر از ماده سپر حرارتی PICA ناسا است. PICA-3. نسخه بهبود یافته دوم PICA — به نام PICA-3 — توسط اسپیس‌اکس در اواسط دهه ۲۰۱۰ توسعه یافت. این ماده برای اولین بار بر روی فضاپیمای کرو دراگون در سال ۲۰۱۹ طی مأموریت پرواز آزمایشی در آوریل ۲۰۱۹ آزمایش شد و در سال ۲۰۲۰ به صورت منظم بر روی آن فضاپیما به کار گرفته شد. HARLEM. PICA و بیشتر مواد TPS فرسایشی دیگر یا
شد. HARLEM. PICA و بیشتر مواد TPS فرسایشی دیگر یا انحصاری هستند یا طبقه‌بندی شده، و فرمولاسیون و فرآیندهای تولید آن‌ها در منابع عمومی منتشر نمی‌شود. این موضوع توانایی محققان برای مطالعه این مواد را محدود کرده و مانع توسعه سیستم‌های حفاظت حرارتی می‌شود. از این رو، گروه تشخیص جریان با آنتالپی بالا (HEFDiG) در دانشگاه اشتوتگارت یک ماده فرسایشی کربن-فنولیک باز، به نام ماده آزمایشگاهی تحقیقاتی فرسایش HEFDiG (HARLEM) را از مواد در دسترس تجاری توسعه داده است. HARLEM با آغشته کردن یک پیش‌فرم از یکپارچه متخلخل
HARLEM با آغشته کردن یک پیش‌فرم از یکپارچه متخلخل الیاف کربنی (مانند عایق کربنی صلب Calcarb) با محلولی از رزین فنولیک رزول و پلی‌وینیل پیرولیدون در اتیلن گلیکول، حرارت دادن برای پلیمریزه کردن رزین و سپس حذف حلال تحت خلاء تهیه می‌شود. ماده حاصل عمل‌آوری شده و به شکل دلخواه ماشین‌کاری می‌شود. SIRCA. فرساینده سرامیکی قابل استفاده مجدد آغشته به سیلیکون (SIRCA) نیز در مرکز تحقیقات ایمز ناسا توسعه یافت و بر روی صفحه رابط پشتی (BIP) پوسته‌های آیرودینامیکی "مارس پت‌فایندر" و مریخ‌نورد اکتشاف (MER) استفاده شد. BIP
و مریخ‌نورد اکتشاف (MER) استفاده شد. BIP در نقاط اتصال بین پوسته پشتی (که بدنه پشتی یا پوشش عقبی نیز نامیده می‌شود) و حلقه کروز (که مرحله کروز نیز نامیده می‌شود) قرار داشت. SIRCA همچنین ماده اصلی TPS برای کاوشگرهای ضربه زن ناموفق دیپ اسپیس ۲ (DS/2) مریخ با پوسته‌های آیرودینامیکی با قطر پایه بود. SIRCA یک ماده یکپارچه و عایق است که می‌تواند از طریق فرسایش، حفاظت حرارتی را فراهم کند. این تنها ماده TPS است که می‌توان آن را به اشکال سفارشی ماشین‌کاری کرد و سپس مستقیماً بر روی فضاپیما اعمال کرد. هیچ پردازش
سپس مستقیماً بر روی فضاپیما اعمال کرد. هیچ پردازش نهایی، عملیات حرارتی یا پوشش اضافی مورد نیاز نیست (برخلاف کاشی‌های شاتل فضایی). از آنجایی که SIRCA را می‌توان به اشکال دقیق ماشین‌کاری کرد، می‌توان آن را به صورت کاشی، بخش‌های لبه جلویی، کلاهک‌های کامل دماغه یا در هر تعداد شکل و اندازه سفارشی دیگر به کار برد. ، SIRCA در کاربردهای رابط پوسته پشتی به نمایش گذاشته شده بود، اما هنوز به عنوان یک ماده TPS برای بدنه جلویی استفاده نشده بود. AVCOAT. AVCOAT ماده‌ای توسعه‌یافته توسط ناسا است که در طراحی چندین سپر
توسعه‌یافته توسط ناسا است که در طراحی چندین سپر حرارتی فرسایشی به کار رفته است. ناسا در ابتدا از این ماده برای ماژول فرماندهی آپولو در دهه ۱۹۶۰ استفاده کرد و سپس این ماده را برای نسل بعدی ماژول سرنشین‌دار اوریون که فراتر از مدار پایینی زمین عمل می‌کند، به کار برد. اوریون اولین پرواز آزمایشی خود را در دسامبر ۲۰۱۴ و سپس پرواز عملیاتی خود را در نوامبر ۲۰۲۲ انجام داد. Avcoat مورد استفاده در اوریون برای تطابق با قوانین زیست‌محیطی که از زمان پایان برنامه آپولو وضع شده، مجدداً فرموله شده است. جذب حرارتی. جذب
وضع شده، مجدداً فرموله شده است. جذب حرارتی. جذب حرارتی (Thermal soak) بخشی از تقریباً تمام طرح‌های TPS است. به عنوان مثال، یک سپر حرارتی فرسایشی بیشتر کارایی حفاظت حرارتی خود را زمانی از دست می‌دهد که دمای دیواره بیرونی به زیر حداقل دمای لازم برای پیرولیز کاهش یابد. از آن زمان تا پایان پالس حرارتی، گرما از لایه شوک به دیواره بیرونی سپر حرارتی همرفت می‌کند و در نهایت می‌تواند به محموله هدایت شود. می‌توان با جدا کردن سپر حرارتی (به همراه گرمای جذب شده در آن) قبل از اینکه گرما به دیواره داخلی هدایت شود، از
قبل از اینکه گرما به دیواره داخلی هدایت شود، از این نتیجه جلوگیری کرد. عایق دیرگداز. عایق دیرگداز، گرما را در خارجی‌ترین لایه سطح فضاپیما نگه می‌دارد، جایی که توسط هوا هدایت و دور می‌شود. دمای سطح تا حد گداختگی بالا می‌رود، بنابراین ماده باید نقطه ذوب بسیار بالایی داشته باشد و همچنین باید رسانندگی گرمایی بسیار پایینی از خود نشان دهد. موادی با این خواص معمولاً شکننده، ظریف و ساخت آن‌ها در اندازه‌های بزرگ دشوار است، بنابراین عموماً به صورت کاشی‌های نسبتاً کوچک ساخته شده و سپس به پوسته ساختاری فضاپیما متصل
ساخته شده و سپس به پوسته ساختاری فضاپیما متصل می‌شوند. بین سختی و رسانندگی گرمایی یک مصالحه وجود دارد: موادی که رسانایی کمتری دارند معمولاً شکننده‌تر هستند. شاتل فضایی از انواع مختلفی از کاشی‌ها استفاده می‌کرد. کاشی‌ها همچنین در بوئینگ ایکس-۳۷، دریم چیسر و مرحله بالایی استارشیپ اسپیس‌اکس به کار رفته‌اند. از آنجا که عایق نمی‌تواند کامل باشد، مقداری انرژی گرمایی در عایق و در مواد زیرین ذخیره می‌شود («جذب حرارتی») و باید پس از خروج فضاپیما از رژیم پروازی با دمای بالا، دفع شود. مقداری از این گرما از طریق سطح
بالا، دفع شود. مقداری از این گرما از طریق سطح بازتابیده شده یا توسط همرفت از سطح دور می‌شود، اما مقداری از آن ساختار و فضای داخلی فضاپیما را گرم می‌کند که ممکن است پس از فرود به خنک‌سازی فعال نیاز داشته باشد. کاشی‌های معمولی سیستم حفاظت حرارتی شاتل فضایی (TPS) (LI-900) خواص حفاظت حرارتی قابل توجهی دارند. یک کاشی LI-900 که از یک طرف در معرض دمای ۱۰۰۰ کلوین قرار گیرد، در طرف دیگر فقط کمی گرم می‌شود. با این حال، آن‌ها نسبتاً شکننده هستند و به راحتی می‌شکنند و نمی‌توانند در برابر باران حین پرواز مقاومت کنند.
نمی‌توانند در برابر باران حین پرواز مقاومت کنند. خنک‌شونده غیرفعال. در برخی از وسایل نقلیه بازورود موشک‌های بالستیک اولیه (مانند Mk-2 و فضاپیمای زیرمداری پروژه مرکوری)، از "TPSهای خنک‌شونده تابشی" برای جذب اولیه شار حرارتی در طول پالس حرارتی و سپس، پس از پالس حرارتی، برای تابش و همرفت گرمای ذخیره شده به جو استفاده می‌شد. با این حال، نسخه اولیه این تکنیک به مقدار قابل توجهی TPS فلزی (مانند تیتانیوم، بریلیوم، مس و غیره) نیاز داشت. طراحان مدرن ترجیح می‌دهند با استفاده از TPSهای فرسایشی و جذب حرارتی از این جرم
استفاده از TPSهای فرسایشی و جذب حرارتی از این جرم اضافی اجتناب کنند. سیستم‌های حفاظت حرارتی که بر گسیلندگی تکیه دارند، از پوشش‌های با گسیلندگی بالا (HECs) برای تسهیل خنک‌کاری تابشی استفاده می‌کنند، در حالی که یک لایه سرامیکی متخلخل زیرین برای محافظت از ساختار در برابر دماهای بالای سطح عمل می‌کند. مقادیر گسیلندگی پایدار حرارتی بالا همراه با رسانندگی گرمایی پایین، کلید عملکرد چنین سیستم‌هایی است. TPSهای خنک‌شونده تابشی را می‌توان در وسایل نقلیه ورود مدرن یافت، اما معمولاً به جای فلز از کربن-کربن تقویت‌شده
اما معمولاً به جای فلز از کربن-کربن تقویت‌شده (RCC) (که "کربن-کربن" نیز نامیده می‌شود) استفاده می‌شود. RCC ماده TPS دماغه و لبه‌های جلویی بال‌های شاتل فضایی بود و همچنین به عنوان ماده لبه جلویی برای ایکس-۳۳ پیشنهاد شد. کربن دیرگدازترین ماده شناخته شده است، با دمای تصعید برای گرافیت در فشار یک اتمسفر. این دمای بالا، کربن را به یک انتخاب واضح به عنوان یک ماده TPS خنک‌شونده تابشی تبدیل کرد. معایب RCC این است که در حال حاضر تولید آن گران است، سنگین است و مقاومت قوی در برابر ضربه ندارد. برخی از هواپیماهای با
قوی در برابر ضربه ندارد. برخی از هواپیماهای با سرعت بالا، مانند لاکهید اس‌آر-۷۱ بلک‌برد و کنکورد، با گرمایشی مشابه آنچه فضاپیماها تجربه می‌کنند، اما با شدت بسیار کمتر و برای ساعت‌ها، روبرو هستند. مطالعات روی پوسته تیتانیومی SR-71 نشان داد که ساختار فلزی به دلیل گرمایش آیرودینامیکی از طریق بازپخت به استحکام اولیه خود بازمی‌گردد. در مورد کنکورد، به دماغه آلومینیومی اجازه داده شد تا به حداکثر دمای عملیاتی برسد (تقریباً گرم‌تر از هوای محیط که معمولاً زیر صفر است)؛ پیامدهای متالورژیکی (از دست دادن تمپر) که با
پیامدهای متالورژیکی (از دست دادن تمپر) که با دمای اوج بالاتر همراه بود، مهم‌ترین عوامل تعیین‌کننده سرعت بالای هواپیما بودند. یک TPS خنک‌شونده تابشی برای یک وسیله نقلیه ورود اغلب "TPS فلز داغ" نامیده می‌شود. طرح‌های اولیه TPS برای شاتل فضایی به یک TPS فلز داغ مبتنی بر سوپرآلیاژ نیکل (که رنه ۴۱ نامیده می‌شد) و شینگل‌های تیتانیومی نیاز داشتند. این مفهوم TPS شاتل رد شد، زیرا اعتقاد بر این بود که یک TPS مبتنی بر کاشی سیلیکایی هزینه‌های توسعه و ساخت کمتری خواهد داشت. یک TPS شینگل سوپرآلیاژ نیکلی دوباره برای
داشت. یک TPS شینگل سوپرآلیاژ نیکلی دوباره برای نمونه اولیه ناموفق فضاپیمای تک‌مرحله‌ای به مدار (SSTO) ایکس-۳۳ پیشنهاد شد. اخیراً، مواد TPS خنک‌شونده تابشی جدیدتری توسعه یافته‌اند که می‌توانند برتر از RCC باشند. این مواد که به عنوان کامپوزیت ماتریس سرامیکی با دمای فوق‌العاده بالا شناخته می‌شوند، برای نمونه اولیه وسیله نقلیه کاوشگر تحقیقاتی آیروترمودینامیک باریک با سرعت مافوق صوت (SHARP) توسعه داده شدند. این مواد TPS مبتنی بر دی‌بورید زیرکونیوم و دی‌بورید هافنیوم هستند. TPSهای SHARP بهبودهای عملکردی را
هافنیوم هستند. TPSهای SHARP بهبودهای عملکردی را پیشنهاد کرده‌اند که امکان پرواز پایدار با عدد ماخ ۷ در سطح دریا، پرواز با ماخ ۱۱ در ارتفاعات و بهبودهای قابل توجهی برای وسایل نقلیه طراحی شده برای پرواز پیوسته مافوق صوت را فراهم می‌کند. مواد TPS SHARP امکان وجود لبه‌های جلویی و دماغه‌های تیز را برای کاهش شدید نیروی پسار برای هواپیماهای فضایی با پیشرانه چرخه ترکیبی هوا تنفس و بدنه‌های بالابر فراهم می‌کنند. مواد SHARP ویژگی‌های TPS مؤثری را از صفر تا بیش از با نقاط ذوب بیش از از خود نشان داده‌اند. آنها از نظر
نقاط ذوب بیش از از خود نشان داده‌اند. آنها از نظر ساختاری قوی‌تر از RCC هستند و بنابراین به تقویت ساختاری با موادی مانند اینکونل نیاز ندارند. مواد SHARP در بازتابش گرمای جذب شده بسیار کارآمد هستند، بنابراین نیاز به TPS اضافی در پشت و بین مواد SHARP و ساختار معمولی وسیله نقلیه را از بین می‌برند. ناسا در ابتدا یک برنامه تحقیق و توسعه چند مرحله‌ای را از طریق دانشگاه مونتانا در سال ۲۰۰۱ برای آزمایش مواد SHARP بر روی وسایل نقلیه آزمایشی تأمین مالی (و متوقف) کرد. خنک‌شونده فعال. برای طرح‌های مختلف فضاپیماهای
خنک‌شونده فعال. برای طرح‌های مختلف فضاپیماهای قابل استفاده مجدد پیشرفته و هواپیماهای مافوق صوت، پیشنهاد شده است که از سپرهای حرارتی ساخته شده از آلیاژهای فلزی مقاوم در برابر دما استفاده شود که یک مبرد یا سوخت برودتی در آن‌ها به گردش در می‌آید. چنین مفهومی از TPS برای هواپیمای ملی هوافضای ایکس-۳۰ (NASP) در اواسط دهه ۸۰ پیشنهاد شد. قرار بود NASP یک هواپیمای مافوق صوت با موتور اسکرم‌جت باشد، اما در مرحله توسعه با شکست مواجه شد. در سال‌های ۲۰۰۵ و ۲۰۱۲، دو فضاپیمای بدون سرنشین از نوع بدنه بالابر با بدنه‌های
بدون سرنشین از نوع بدنه بالابر با بدنه‌های خنک‌شونده فعال به عنوان بخشی از آزمایش پرواز لبه تیز (SHEFEX) آلمان پرتاب شدند. در اوایل سال ۲۰۱۹، اسپیس‌اکس در حال توسعه یک سپر حرارتی خنک‌شونده فعال برای فضاپیمای استارشیپ خود بود که در آن بخشی از سیستم حفاظت حرارتی یک طراحی پوسته بیرونی با خنک‌کاری تراوشی برای فضاپیمای در حال بازورود بود. با این حال، اسپیس‌اکس در اواخر سال ۲۰۱۹ این رویکرد را به نفع نسخه مدرنی از کاشی‌های سپر حرارتی کنار گذاشت. مرحله دوم استوک اسپیس نوا که در اکتبر ۲۰۲۳ معرفی شد و هنوز پرواز
اسپیس نوا که در اکتبر ۲۰۲۳ معرفی شد و هنوز پرواز نکرده است، از یک سپر حرارتی با خنک‌کاری احیاشونده (توسط هیدروژن مایع) استفاده می‌کند. در اوایل دهه ۱۹۶۰، سیستم‌های مختلف TPS پیشنهاد شد که از آب یا مایع خنک‌کننده دیگری که به لایه شوک پاشیده می‌شود یا از طریق کانال‌هایی در سپر حرارتی عبور می‌کند، استفاده کنند. مزایا شامل امکان طراحی‌های تمام-فلزی بود که توسعه آن‌ها ارزان‌تر، مقاوم‌تر و بدون نیاز به فناوری‌های طبقه‌بندی شده و ناشناخته بود. معایب آن افزایش وزن و پیچیدگی و قابلیت اطمینان پایین‌تر است. این مفهوم
پیچیدگی و قابلیت اطمینان پایین‌تر است. این مفهوم هرگز به پرواز در نیامده است، اما یک فناوری مشابه (نازل پلاگ) تحت آزمایش‌های گسترده زمینی قرار گرفت. ورود پیشرانشی. در صورت وجود سوخت کافی، هیچ چیز مانع از ورود یک وسیله نقلیه به جو با یک احتراق موتور معکوس (retrograde engine burn) نمی‌شود. این کار تأثیر دوگانه‌ای دارد: هم سرعت وسیله نقلیه را بسیار سریع‌تر از آنچه تنها با پسار اتمسفری ممکن است کاهش می‌دهد و هم هوای فشرده و داغ را از بدنه وسیله نقلیه دور می‌کند. در حین بازورود، مرحله اول فالکون ۹ اسپیس‌اکس یک
در حین بازورود، مرحله اول فالکون ۹ اسپیس‌اکس یک احتراق ورود (entry burn) انجام می‌دهد تا به سرعت از سرعت مافوق صوت اولیه خود بکاهد. ورود زیرمداری با پسار بالا. در سال ۲۰۰۴، طراح هواپیما برت روتان امکان‌سنجی یک سطح‌بالای تغییرشکل‌دهنده را برای بازورود با فضاپیمای زیرمداری اسپیس‌شیپ وان نشان داد. بال‌های این فضاپیما به سمت بالا چرخیده و به پیکربندی "پَرمانند" (feathered configuration) درمی‌آیند که اثری شبیه به شاتل‌کاک ایجاد می‌کند. بدین ترتیب اسپیس‌شیپ وان در حین بازورود به پسار آیرودینامیکی بسیار بیشتری
در حین بازورود به پسار آیرودینامیکی بسیار بیشتری دست می‌یابد در حالی که بارهای حرارتی قابل توجهی را تجربه نمی‌کند. این پیکربندی پسار را افزایش می‌دهد، زیرا فضاپیما اکنون کمتر آیرودینامیک است و باعث می‌شود ذرات گاز جوی بیشتری در ارتفاعات بالاتر به فضاپیما برخورد کنند. در نتیجه، هواپیما در لایه‌های بالاتر جو بیشتر کاهش سرعت می‌دهد که کلید بازورود کارآمد است. ثانیاً، هواپیما در این حالت به طور "خودکار" خود را در وضعیتی با پسار بالا قرار می‌دهد. با این حال، سرعت به دست آمده توسط اسپیس‌شیپ وان قبل از بازورود
به دست آمده توسط اسپیس‌شیپ وان قبل از بازورود بسیار کمتر از سرعت یک فضاپیمای مداری است و مهندسان، از جمله روتان، اذعان دارند که تکنیک بازورود پَرمانند برای بازگشت از مدار مناسب نیست. در ۴ مه ۲۰۱۱، اولین آزمایش مکانیزم پَرمانند بر روی اسپیس‌شیپ دو طی یک پرواز گلاید پس از رها شدن از وایت نایت ۲ انجام شد. استقرار زودهنگام سیستم پَرمانند عامل سقوط وی‌اس‌اس "انترپرایز" در سال ۲۰۱۴ بود که در آن هواپیما متلاشی شد و کمک‌خلبان کشته شد. بازورود پَرمانند برای اولین بار توسط دین چپمن از کمیته رایزنی ملی هوانوردی