Entrada atmosférica

La entrada atmosférica (a veces denominada _impacto V o _entrada V ) es el movimiento de un objeto desde el espacio exterior hacia y a través de los gases de la atmósfera de un planeta , planeta enano o satélite natural . La entrada atmosférica puede ser incontrolada, como en el caso de objetos astronómicos , desechos espaciales o bólidos , o puede ser controlada (o reentrada ) de una nave espacial que puede ser navegada o seguir una trayectoria predeterminada. Los métodos para la entrada atmosférica controlada , el descenso y el aterrizaje de naves espaciales se denominan colectivamente EDL .

Los objetos que entran en la atmósfera experimentan resistencia atmosférica , que ejerce una tensión mecánica sobre ellos, y calentamiento aerodinámico , causado principalmente por la compresión del aire frente al objeto , pero también por la resistencia del aire. Estas fuerzas pueden provocar la pérdida de masa ( ablación ) o incluso la desintegración completa de objetos pequeños, y los objetos con menor resistencia a la compresión pueden explotar.

Los objetos han reingresado a la atmósfera con velocidades que oscilan entre 7,8  km/s en órbita terrestre baja y alrededor de 12,5  km/s para la sonda Stardust . ^{[ 1 ]} Poseen altas energías cinéticas, y la disipación atmosférica es la única forma de disiparlas, ya que resulta muy poco práctico utilizar retrocohetes durante todo el procedimiento de reingreso. Los vehículos espaciales tripulados deben reducir su velocidad a niveles subsónicos antes de poder desplegar los paracaídas o los frenos aerodinámicos.

Las ojivas balísticas y los vehículos desechables no requieren desaceleración al reingresar a la atmósfera y, de hecho, se fabrican con un diseño aerodinámico para mantener su velocidad. Además, los retornos a baja velocidad a la Tierra desde el espacio cercano, como los saltos en paracaídas desde globos a gran altitud, no requieren protección térmica, ya que la aceleración gravitacional de un objeto que parte del reposo relativo dentro de la atmósfera (o no muy por encima de ella) no genera la velocidad suficiente para provocar un calentamiento atmosférico significativo.

Para la Tierra, la entrada atmosférica ocurre por convención en la línea de Kármán a una altitud de 100 km (62 millas; 54 millas náuticas) sobre la superficie, mientras que en Venus ocurre a 250 km (160 millas; 130 millas náuticas) y en Marte a unos 80 km (50 millas; 43 millas náuticas) . Los objetos no controlados alcanzan altas velocidades mientras aceleran a través del espacio hacia la Tierra bajo la influencia de la gravedad terrestre , y son frenados por la fricción al encontrarse con la atmósfera terrestre. Los meteoros también suelen viajar bastante rápido en relación con la Tierra simplemente porque su propia trayectoria orbital es diferente a la de la Tierra antes de encontrarse con el pozo gravitatorio terrestre . La mayoría de los objetos entran a velocidades hipersónicas debido a sus trayectorias suborbitales (por ejemplo, vehículos de reentrada de misiles balísticos intercontinentales ), orbitales (por ejemplo, la Soyuz ) o ilimitadas (por ejemplo, meteoros ). Se han desarrollado diversas tecnologías avanzadas para permitir la reentrada atmosférica y el vuelo a velocidades extremas. Un método alternativo de entrada atmosférica controlada es la flotabilidad ^{[ 2 ]} que es adecuada para la entrada planetaria donde las atmósferas densas, la gravedad fuerte o ambos factores complican la entrada hiperbólica de alta velocidad, como las atmósferas de Venus , Titán y los planetas gigantes . ^{[ 3 ]}       

El concepto del escudo térmico ablativo fue descrito ya en 1920 por Robert Goddard : «En el caso de los meteoros, que entran en la atmósfera a velocidades de hasta 48 km por segundo (30 millas) , el interior de los meteoros permanece frío, y la erosión se debe, en gran medida, al astillamiento o agrietamiento de la superficie calentada repentinamente. Por esta razón, si la superficie exterior del aparato estuviera compuesta por capas de una sustancia dura muy infusible con capas intermedias de un mal conductor del calor, la superficie no se erosionaría de forma considerable, especialmente porque la velocidad del aparato no sería ni de lejos tan grande como la del meteoro promedio». ^{[ 4 ]} 

El desarrollo práctico de los sistemas de reentrada comenzó con el aumento del alcance y la velocidad de reentrada de los misiles balísticos . Para los primeros misiles de corto alcance, como el V-2 , la estabilización y la tensión aerodinámica eran cuestiones importantes (muchos V-2 se desintegraban durante la reentrada), pero el calentamiento no era un problema grave. Los misiles de alcance medio, como el soviético R-5 , con un alcance de 1200 kilómetros (650 millas náuticas) , requerían un escudo térmico de material compuesto cerámico en vehículos de reentrada separables (ya no era posible que toda la estructura del cohete sobreviviera a la reentrada). Los primeros ICBM , con alcances de 8000 a 12000 km (4300 a 6500 millas náuticas) , solo fueron posibles con el desarrollo de modernos escudos térmicos ablativos y vehículos de forma roma.  

En Estados Unidos, esta tecnología fue desarrollada por H. Julian Allen y A.J. Eggers Jr. del Comité Asesor Nacional de Aeronáutica (NACA) en el Centro de Investigación Ames . ^{[ 5 ]} En 1951, hicieron el descubrimiento contraintuitivo de que una forma roma (alta resistencia) constituía el escudo térmico más eficaz. ^{[ 6 ]} A partir de principios de ingeniería simples, Allen y Eggers demostraron que la carga térmica experimentada por un vehículo de reentrada era inversamente proporcional al coeficiente de resistencia ; es decir, cuanto mayor es la resistencia, menor es la carga térmica. Si el vehículo de reentrada se hace romo, el aire no puede "apartarse" lo suficientemente rápido y actúa como un colchón de aire para empujar la onda de choque y la capa de choque caliente hacia adelante (lejos del vehículo). Dado que la mayor parte de los gases calientes ya no están en contacto directo con el vehículo, la energía térmica permanecería en el gas impactado y simplemente se movería alrededor del vehículo para luego disiparse en la atmósfera.

El descubrimiento de Allen y Eggers, aunque inicialmente fue tratado como secreto militar, finalmente se publicó en 1958. ^{[ 7 ]}

Cuando la entrada atmosférica forma parte del aterrizaje o recuperación de una nave espacial, especialmente en un cuerpo planetario distinto de la Tierra, la entrada forma parte de una fase denominada entrada, descenso y aterrizaje (EDL). ^{[ 8 ]} Cuando la entrada atmosférica regresa al mismo cuerpo desde el que se lanzó el vehículo, el evento se denomina reentrada (casi siempre refiriéndose a la entrada en la Tierra).

El objetivo fundamental del diseño en la entrada atmosférica de una nave espacial es disipar la energía de una nave que viaja a velocidad hipersónica al entrar en la atmósfera , de manera que el equipo, la carga y los pasajeros disminuyan su velocidad y aterricen cerca de un destino específico en la superficie a velocidad cero, manteniendo las tensiones sobre la nave y los pasajeros dentro de límites aceptables. ^{[ 9 ]} Esto puede lograrse mediante medios propulsores o aerodinámicos (características del vehículo o paracaídas ), o mediante una combinación de ambos.

Existen varias formas básicas que se utilizan en el diseño de vehículos de entrada:

Esfera o sección esférica

La forma axisimétrica más simple es la esfera o sección esférica. ^{[ 10 ]} Esta puede ser una esfera completa o una sección esférica delantera con una sección cónica convergente trasera. La aerodinámica de una esfera o sección esférica es fácil de modelar analíticamente utilizando la teoría de impacto newtoniana. Asimismo, el flujo de calor de la sección esférica puede modelarse con precisión con la ecuación de Fay-Riddell . ^{[ 11 ]} La estabilidad estática de una sección esférica está asegurada si el centro de masa del vehículo está aguas arriba del centro de curvatura (la estabilidad dinámica es más problemática). Las esferas puras no tienen sustentación. Sin embargo, al volar en un ángulo de ataque , una sección esférica tiene una sustentación aerodinámica modesta, lo que proporciona cierta capacidad de alcance transversal y amplía su corredor de entrada. A finales de la década de 1950 y principios de la de 1960, las computadoras de alta velocidad aún no estaban disponibles y la dinámica de fluidos computacional todavía estaba en desarrollo. Debido a que la sección esférica se prestaba a un análisis analítico, esa geometría se convirtió en la predeterminada para el diseño conservador. En consecuencia, las cápsulas tripuladas de esa época se basaban en la sección esférica.

Los vehículos de entrada puramente esféricos se utilizaron en las primeras cápsulas soviéticas Vostok y Voskhod y en los vehículos de descenso soviéticos Mars y Venera . El módulo de mando Apollo utilizó un escudo térmico de sección esférica en la parte delantera con una parte trasera cónica convergente. Voló una entrada sustentadora con un ángulo de ataque de ajuste hipersónico de −27° (0° es extremo romo primero) para producir una L/D (relación sustentación-resistencia) promedio de 0,368. ^{[ 12 ]} La sustentación resultante logró cierto control de alcance transversal al desplazar el centro de masa del vehículo de su eje de simetría, lo que permitió dirigir la fuerza de sustentación hacia la izquierda o la derecha al girar la cápsula sobre su eje longitudinal . Otros ejemplos de la geometría de sección esférica en cápsulas tripuladas son Soyuz / Zond , Gemini y Mercury . Incluso estas pequeñas cantidades de sustentación permiten trayectorias que tienen efectos muy significativos en la fuerza g máxima , reduciéndola de 8–9 g para una trayectoria puramente balística (frenada solo por la resistencia del aire) a 4–5 g, además de reducir en gran medida el calor máximo de reentrada. ^{[ 13 ]}  

Esfera-cono

La sección esférica-cono es una sección esférica con un tronco de cono o cono truncado acoplado. Su estabilidad dinámica suele ser superior a la de una sección esférica. El vehículo entra primero con la esfera. Con un semiángulo suficientemente pequeño y un centro de masas correctamente ubicado, una sección esférica-cono puede proporcionar estabilidad aerodinámica desde la entrada kepleriana hasta el impacto con la superficie. (El semiángulo es el ángulo entre el eje de simetría rotacional del cono y su superficie exterior, y por lo tanto, la mitad del ángulo formado por los bordes de la superficie del cono).

La primera cápsula aerodinámica estadounidense de cono esférico fue el vehículo de reentrada Mk-2, desarrollado en 1955 por General Electric Corp. Su diseño se basaba en la teoría de cuerpos romos y empleaba un sistema de protección térmica (TPS) refrigerado por radiación, basado en un escudo térmico metálico (los diferentes tipos de TPS se describen más adelante en este artículo). El Mk-2 presentaba importantes deficiencias como sistema de lanzamiento de armas: permanecía demasiado tiempo en la atmósfera superior debido a su bajo coeficiente balístico y, además, dejaba una estela de metal vaporizado, lo que lo hacía muy visible al radar . Estas deficiencias lo hacían excesivamente vulnerable a los sistemas de misiles antibalísticos (ABM). Por consiguiente, General Electric desarrolló una alternativa de cono esférico al Mk-2.

Este nuevo ojiva era la Mk-6, que utilizaba un sistema de protección térmica (TPS) ablativo no metálico, de nailon fenólico. Este nuevo TPS era tan eficaz como escudo térmico de reentrada que permitió reducir significativamente su grado de rome. Sin embargo, la Mk-6 era una ojiva enorme, con una masa de entrada de 3360 kg, una longitud de 3,1 m y un semiángulo de 12,5°. Los avances posteriores en el diseño de armas nucleares y sistemas de protección térmica ablativos permitieron que las ojivas fueran significativamente más pequeñas, con una relación de rome aún menor en comparación con la Mk-6. Desde la década de 1960, la geometría esférico-cónica se ha convertido en la preferida para las ojivas de misiles balísticos intercontinentales (ICBM) modernos, con semiángulos típicos entre 10° y 11°. 

Los vehículos de recuperación (VR) de satélites de reconocimiento también utilizaban una forma de cono esférico y fueron el primer ejemplo estadounidense de un vehículo de entrada sin municiones ( Discoverer-I , lanzado el 28 de febrero de 1959). El cono esférico se utilizó posteriormente para misiones de exploración espacial a otros cuerpos celestes o para el regreso desde el espacio abierto; por ejemplo, la sonda Stardust . A diferencia de los RV militares, la ventaja de la menor masa del TPS del cuerpo romo se mantuvo en los vehículos de entrada de exploración espacial como la sonda Galileo con un semiángulo de 45° o la cápsula Viking con un semiángulo de 70°. Los vehículos de entrada de cono esférico para exploración espacial han aterrizado en la superficie o entrado en las atmósferas de Marte , Venus , Júpiter y Titán .

Bicónico

El bicónico es un cono esférico con un tronco de cono adicional. El bicónico ofrece una relación sustentación/resistencia (L/D) significativamente mejorada. Un bicónico diseñado para la aerocaptura en Marte suele tener una L/D de aproximadamente 1,0, en comparación con una L/D de 0,368 para el módulo de mando del Apolo. Una mayor L/D hace que la forma bicónica sea más adecuada para transportar personas a Marte debido a la menor desaceleración máxima. Podría decirse que el bicónico más significativo jamás volado fue el Vehículo de Reentrada Maniobrable Avanzado (AMaRV). McDonnell Douglas Corp. fabricó cuatro AMaRV , que representaron un salto significativo en la sofisticación de los vehículos de reentrada. Tres vehículos AMaRV fueron lanzados por misiles balísticos intercontinentales Minuteman-1 el 20 de diciembre de 1979, el 8 de octubre de 1980 y el 4 de octubre de 1981. El AMaRV tenía una masa de entrada de aproximadamente 470  kg, un radio de ojiva de 2,34  cm, un semiángulo del tronco de cono delantero de 10,4°, un radio entre troncos de cono de 14,6  cm, un semiángulo del tronco de cono trasero de 6° y una longitud axial de 2,079 metros. Nunca se ha publicado ningún diagrama o imagen precisa del AMaRV en la literatura especializada. Sin embargo, se ha publicado un esquema de un vehículo similar al AMaRV junto con gráficos de trayectoria que muestran giros en horquilla. ^{[ 14 ]}

La actitud del AMaRV se controlaba mediante un alerón dividido (también llamado alerón de barlovento dividido ) junto con dos alerones de guiñada montados en los laterales del vehículo. Se utilizaba un sistema hidráulico para controlar los alerones. El AMaRV era guiado por un sistema de navegación totalmente autónomo diseñado para evadir la interceptación de misiles antibalísticos (ABM). El McDonnell Douglas DC-X (también un avión bicónico) era esencialmente una versión a mayor escala del AMaRV. El AMaRV y el DC-X también sirvieron de base para una propuesta fallida que finalmente se convirtió en el Lockheed Martin X-33 .

Los objetos que ingresan a la atmósfera desde el espacio a altas velocidades relativas a la atmósfera causarán niveles de calentamiento muy elevados . El calentamiento por entrada atmosférica proviene principalmente de dos fuentes:

• convección del flujo de gas caliente sobre la superficie del cuerpo y reacciones de recombinación química catalítica entre la superficie y los gases atmosféricos; y
• radiación de la capa de choque energético que se forma en la parte frontal y los lados del cuerpo ^{[ 15 ]}

A medida que aumenta la velocidad, tanto el calentamiento convectivo como el radiativo aumentan, pero a ritmos diferentes. A velocidades muy altas, el calentamiento radiativo predominará sobre los flujos de calor convectivos, ya que el calentamiento radiativo es proporcional a la octava potencia de la velocidad, mientras que el calentamiento convectivo es proporcional a la tercera potencia de la velocidad. Por lo tanto, el calentamiento radiativo predomina al inicio de la entrada atmosférica, mientras que la convección predomina en las fases posteriores. ^{[ 15 ]}

Durante cierta intensidad de ionización, se produce un apagón de radio en la nave espacial. ^{[ 16 ]}

Si bien la interfaz de entrada a la Tierra de la NASA se encuentra a 400 000 pies (122 km) , el calentamiento principal durante la entrada controlada tiene lugar a altitudes de 65 a 35 kilómetros (213 000 a 115 000 pies) , alcanzando un máximo a 58 kilómetros (190 000 pies) . ^{[ 17 ]}   

Un sistema de protección térmica (TPS, por sus siglas en inglés) es la barrera que protege una nave espacial durante el intenso calor de la reentrada atmosférica. Se utilizan diversos métodos para la protección térmica de las naves espaciales, entre ellos, escudos térmicos ablativos, refrigeración pasiva y refrigeración activa de las superficies de la nave. En general, se pueden dividir en dos categorías: TPS ablativos y TPS reutilizables.

Los sistemas de protección térmica ablativos (TPS, por sus siglas en inglés) son necesarios cuando las naves espaciales alcanzan una altitud relativamente baja antes de reducir la velocidad. Las naves espaciales como el transbordador espacial están diseñadas para reducir la velocidad a gran altitud, de modo que puedan utilizar sistemas TPS reutilizables. (Véase: Sistema de protección térmica del transbordador espacial ).

Los sistemas de protección térmica se prueban en ensayos terrestres de alta entalpía o en túneles de viento de plasma que reproducen la combinación de alta entalpía y alta presión de estancamiento mediante plasma de inducción o plasma de corriente continua.

Ablativo

El escudo térmico ablativo funciona elevando el gas caliente de la capa de choque lejos de la pared exterior del escudo térmico (creando una capa límite más fría ). La capa límite proviene de la expulsión de productos de reacción gaseosos del material del escudo térmico y proporciona protección contra todas las formas de flujo de calor. El proceso general de reducción del flujo de calor experimentado por la pared exterior del escudo térmico a través de una capa límite se llama bloqueo . La ablación ocurre en dos niveles en un TPS ablativo: la superficie exterior del material del TPS se carboniza, se funde y se sublima , mientras que la mayor parte del material del TPS sufre pirólisis y expulsa gases producto. El gas producido por la pirólisis es el que impulsa la expulsión y causa el bloqueo del flujo de calor convectivo y catalítico. La pirólisis se puede medir en tiempo real utilizando análisis termogravimétrico , de modo que se puede evaluar el rendimiento ablativo. ^{[ 30 ]} La ablación también puede proporcionar bloqueo contra el flujo de calor radiativo al introducir carbono en la capa de choque, haciéndola así ópticamente opaca. El bloqueo del flujo de calor radiactivo fue el principal mecanismo de protección térmica del material del sistema de protección térmica (TPS) de la sonda Galileo (carbono fenólico).

Las primeras investigaciones sobre tecnología de ablación en Estados Unidos se centraron en el Centro de Investigación Ames de la NASA , ubicado en Moffett Field , California. El Centro de Investigación Ames era ideal, ya que contaba con numerosos túneles de viento capaces de generar velocidades de viento variables. Los experimentos iniciales generalmente consistían en montar una maqueta del material ablativo para su análisis dentro de un túnel de viento hipersónico . ^{[ 31 ]} Las pruebas de materiales ablativos se realizan en el Complejo de Chorro de Arco de Ames . Muchos sistemas de protección térmica de naves espaciales se han probado en estas instalaciones, incluidos los materiales de escudo térmico de Apolo, el Transbordador Espacial y Orión . ^{[ 32 ]}

Fenólico de carbono

El fenólico de carbono se desarrolló originalmente como material para la garganta de la tobera de un cohete (utilizado en el propulsor de cohete sólido del transbordador espacial ) y para las puntas de las ojivas de los vehículos de reentrada. La conductividad térmica de un material TPS en particular suele ser proporcional a su densidad. ^{[ 33 ]} El fenólico de carbono es un material ablativo muy eficaz, pero también tiene una alta densidad, lo cual es indeseable.

La sonda Galileo de la NASA utilizó fenólico de carbono para su material TPS. ^{[ 34 ]}

Si el flujo de calor experimentado por un vehículo de entrada es insuficiente para causar pirólisis, la conductividad del material del TPS podría permitir la conducción del flujo de calor hacia el material de la línea de unión del TPS, lo que provocaría su fallo. Por consiguiente, para trayectorias de entrada que generan un flujo de calor menor, el fenólico de carbono a veces resulta inapropiado, y los materiales de TPS de menor densidad, como los que se muestran en los siguientes ejemplos, pueden ser mejores opciones de diseño:

Ablador superligero

SLA en SLA-561V significa ablador superligero . SLA-561V es un material ablativo patentado fabricado por Lockheed Martin que se ha utilizado como material principal del TPS en todos los vehículos de entrada de cono-esfera de 70° enviados por la NASA a Marte, excepto el Laboratorio Científico de Marte (MSL). SLA-561V comienza a sufrir una ablación significativa con un flujo de calor de aproximadamente 110  W/cm² ^, pero fallará con flujos de calor superiores a 300  W/cm² ^. El TPS de la cubierta aerodinámica del MSL está diseñado actualmente para soportar un flujo de calor máximo de 234  W/cm² ^. El flujo de calor máximo experimentado por la cubierta aerodinámica de Viking 1 que aterrizó en Marte fue de 21  W/cm² ^. Para Viking 1 , el TPS actuó como un aislante térmico carbonizado y nunca sufrió una ablación significativa. Viking 1 fue el primer módulo de aterrizaje en Marte y se basó en un diseño muy conservador. La estructura aerodinámica Viking tenía un diámetro de base de 3,54  metros (el mayor utilizado en Marte hasta el Laboratorio Científico de Marte). El SLA-561V se aplica compactando el material ablativo en un núcleo de panal que se adhiere previamente a la estructura aerodinámica, lo que permite la construcción de un gran escudo térmico. ^{[ 35 ]}

ablador de carbono impregnado con fenol

El ablador de carbono impregnado con fenol (PICA) es una preforma de fibra de carbono impregnada en resina fenólica . ^{[ 36 ]} Presenta las ventajas de una baja densidad (mucho más ligero que el carbono fenólico) junto con una eficiente capacidad ablativa a alto flujo de calor. Es una buena opción para aplicaciones ablativas, como las condiciones de calentamiento máximo que se encuentran en las misiones de retorno de muestras o las misiones de retorno lunar. La conductividad térmica del PICA es menor que la de otros materiales ablativos de alto flujo de calor, como los carbonos fenólicos convencionales.

El PICA fue patentado por el Centro de Investigación Ames de la NASA en la década de 1990 y fue el material principal del TPS para la cubierta aerodinámica de Stardust . ^{[ 37 ]} La cápsula de retorno de muestras de Stardust fue el objeto artificial más rápido que jamás haya reingresado a la atmósfera terrestre, a 28 000  mph (aprox. 12,5  km/s) a 135  km de altitud. Esto fue más rápido que las cápsulas de la misión Apolo y un 70 % más rápido que el transbordador. ^{[ 1 ]} El PICA fue fundamental para la viabilidad de la misión Stardust, que regresó a la Tierra en 2006. El escudo térmico de Stardust (0,81  m de diámetro de base) estaba hecho de una pieza monolítica dimensionada para soportar una tasa de calentamiento máxima nominal de 1,2  kW/cm² ^. También se utilizó un escudo térmico de PICA para la entrada del Laboratorio Científico de Marte en la atmósfera marciana . ^{[ 38 ]}

PICA-X

SpaceX desarrolló entre 2006 y 2010 una versión mejorada y más fácil de producir llamada PICA-X ^{[ 38 ]} para la cápsula espacial Dragon . ^{[ 39 ]} La primera prueba de reentrada de un escudo térmico PICA-X se realizó en la misión Dragon C1 el 8 de diciembre de 2010. ^{[ 40 ]} El escudo térmico PICA-X fue diseñado, desarrollado y completamente cualificado por un pequeño equipo de una docena de ingenieros y técnicos en menos de cuatro años. ^{[ 38 ]} El PICA-X es diez veces menos costoso de fabricar que el material del escudo térmico PICA de la NASA. ^{[ 41 ]}

PICA-3

Una segunda versión mejorada de PICA, denominada PICA-3, fue desarrollada por SpaceX a mediados de la década de 2010. Se probó por primera vez en vuelo en la nave espacial Crew Dragon en abril de 2019, durante la misión de demostración de vuelo , y se puso en servicio regular en esa nave espacial en 2020. ^{[ 42 ]}

Harlem

PICA y la mayoría de los demás materiales ablativos TPS son de propiedad exclusiva o clasificados, y sus formulaciones y procesos de fabricación no se divulgan en la literatura pública. Esto limita la capacidad de los investigadores para estudiar estos materiales y dificulta el desarrollo de sistemas de protección térmica. Por ello, el Grupo de Diagnóstico de Flujo de Alta Entalpía (HEFDiG) de la Universidad de Stuttgart ha desarrollado un material ablativo de carbono-fenólico de código abierto, denominado Material Experimental del Laboratorio de Investigación de Ablación HEFDiG (HARLEM), a partir de materiales disponibles comercialmente. HARLEM se prepara impregnando una preforma de un monolito poroso de fibra de carbono (como el aislamiento rígido de carbono Calcarb) con una solución de resina fenólica resol y polivinilpirrolidona en etilenglicol , calentando para polimerizar la resina y eliminando posteriormente el disolvente al vacío. El material resultante se cura y se mecaniza hasta obtener la forma deseada. ^{[ 43 ] [ 44 ]}

SIRCA

El ablador cerámico reutilizable impregnado de silicona (SIRCA) también se desarrolló en el Centro de Investigación Ames de la NASA y se utilizó en la placa de interfaz de la cubierta posterior (BIP) de las aerocubiertas de las misiones Mars Pathfinder y Mars Exploration Rover (MER). La BIP se ubicaba en los puntos de unión entre la cubierta posterior de la aerocubierta (también llamada cuerpo de popa o cubierta trasera) y el anillo de crucero (también llamado etapa de crucero). SIRCA también fue el material principal del sistema de protección térmica (TPS) para las sondas de impacto marcianas Deep Space 2 (DS/2), que no tuvieron éxito , con sus aerocubiertas de 0,35 metros de diámetro en la base (1,1 pies) . SIRCA es un material monolítico aislante que proporciona protección térmica mediante ablación. Es el único material TPS que se puede mecanizar para obtener formas personalizadas y luego aplicarlo directamente a la nave espacial. No requiere posprocesamiento, tratamiento térmico ni recubrimientos adicionales (a diferencia de las losetas del transbordador espacial). Dado que SIRCA se puede mecanizar para obtener formas precisas, se puede aplicar en forma de losetas, secciones de borde de ataque, tapas de nariz completas o en cualquier número de formas o tamaños personalizados. A partir de 1996 , SIRCA se había demostrado en aplicaciones de interfaz de cubierta posterior, pero aún no como material TPS de cuerpo delantero. ^{[ 45 ]}

AVCOAT

AVCOAT está compuesto de fibras de sílice en una resina epoxi novolaca. Se utiliza en el diseño de varios escudos térmicos ablativos. ^{[ 46 ]}

La NASA lo utilizó originalmente para el módulo de mando del Apolo en la década de 1960, y luego empleó el material para su módulo tripulado Orion de próxima generación , destinado a misiones más allá de la órbita terrestre baja, que realizó su primer vuelo de prueba en diciembre de 2014 y entró en servicio en noviembre de 2022. ^{[ 47 ]} El Avcoat que se utilizará en Orion ha sido reformulado para cumplir con la legislación ambiental aprobada desde el final del programa Apolo. ^{[ 48 ] [ 49 ]}

Aislamiento refractario

El aislamiento refractario mantiene el calor en la capa más externa de la superficie de la nave espacial, donde se disipa por el aire. ^{[ 50 ]} La temperatura de la superficie aumenta a niveles incandescentes, por lo que el material debe tener un punto de fusión muy alto y también debe exhibir una conductividad térmica muy baja. Los materiales con estas propiedades tienden a ser frágiles, delicados y difíciles de fabricar en grandes tamaños, por lo que generalmente se fabrican como baldosas relativamente pequeñas que luego se adhieren a la piel estructural de la nave espacial. Existe una compensación entre la tenacidad y la conductividad térmica: los materiales menos conductores son generalmente más frágiles. El transbordador espacial utilizó varios tipos de baldosas. Las baldosas también se utilizan en el Boeing X-37 , Dream Chaser y la etapa superior de Starship .

Dado que el aislamiento no puede ser perfecto, parte de la energía térmica se almacena en el aislamiento y en el material subyacente ("acumulación térmica") y debe disiparse una vez que la nave espacial abandona el régimen de vuelo de alta temperatura. Parte de este calor se irradiará a través de la superficie o se disipará por convección, pero otra parte calentará la estructura y el interior de la nave espacial, lo que podría requerir refrigeración activa tras el aterrizaje. ^{[ 50 ]}

Las losetas típicas del sistema de protección térmica ( TPS) del transbordador espacial ( LI-900 ) poseen notables propiedades de protección térmica. Una loseta LI-900 expuesta a una temperatura de 1000 K en un lado permanecerá apenas tibia al tacto en el otro. Sin embargo, son relativamente frágiles y se rompen con facilidad, y no resisten la lluvia en vuelo. ^{[ 51 ]}

Refrigerado pasivamente

En algunos vehículos de reentrada de misiles balísticos de la época (por ejemplo, el Mk-2 y la nave espacial suborbital Mercury ), se utilizaban sistemas de protección térmica (TPS) con refrigeración radiactiva para absorber inicialmente el flujo de calor durante el pulso térmico y, posteriormente, irradiar y convectar el calor almacenado de vuelta a la atmósfera. Sin embargo, la versión anterior de esta técnica requería una cantidad considerable de TPS metálico (por ejemplo, titanio , berilio , cobre , etc.). Los diseñadores modernos prefieren evitar esta masa adicional utilizando en su lugar TPS ablativos y de absorción térmica.

Los sistemas de protección térmica basados ​​en la emisividad utilizan recubrimientos de alta emisividad (HEC) para facilitar la refrigeración radiativa , mientras que una capa cerámica porosa subyacente protege la estructura de las altas temperaturas superficiales. Los altos valores de emisividad térmicamente estables, junto con una baja conductividad térmica, son clave para la funcionalidad de dichos sistemas. ^{[ 52 ]}

Los sistemas de protección térmica (TPS) refrigerados por radiación se encuentran en vehículos de reentrada modernos, pero normalmente se utiliza carbono reforzado con carbono (RCC) (también llamado carbono-carbono ) en lugar de metal. El RCC fue el material del TPS en el cono de la nariz y los bordes de ataque de las alas del transbordador espacial, y también se propuso como material del borde de ataque para el X-33 . El carbono es el material más refractario conocido, con una temperatura de sublimación a una atmósfera de 3825 °C (6917 °F) para el grafito. Esta alta temperatura hizo del carbono una opción obvia como material para un TPS refrigerado por radiación. Las desventajas del RCC son que actualmente es costoso de fabricar, es pesado y carece de una resistencia robusta al impacto. ^{[ 53 ]}  

Algunos aviones de alta velocidad , como el SR-71 Blackbird y el Concorde , experimentan un calentamiento similar al de las naves espaciales, pero con mucha menor intensidad y durante horas. Los estudios del revestimiento de titanio del SR-71 revelaron que la estructura metálica recuperaba su resistencia original mediante un proceso de recocido debido al calentamiento aerodinámico. En el caso del Concorde, la nariz de aluminio podía alcanzar una temperatura máxima de funcionamiento de 127 °C (261 °F) (aproximadamente 180 °C (324 °F) más que la temperatura ambiente, normalmente bajo cero); las implicaciones metalúrgicas (pérdida de temple ) asociadas a una temperatura máxima más elevada fueron los factores más importantes que determinaron la velocidad máxima del avión.    

Un sistema de protección térmica (TPS) refrigerado por radiación para un vehículo de entrada se suele denominar TPS de metal caliente . Los primeros diseños de TPS para el Transbordador Espacial contemplaban un TPS de metal caliente basado en una superaleación de níquel (denominada René 41 ) y tejas de titanio. ^{[ 54 ]} Este concepto de TPS para el Transbordador fue rechazado, ya que se creía que un TPS basado en baldosas de sílice implicaría menores costes de desarrollo y fabricación. Se propuso de nuevo un TPS de tejas de superaleación de níquel para el prototipo fallido X-33 de etapa única a órbita (SSTO). ^{[ 55 ]}

Recientemente, se han desarrollado nuevos materiales TPS enfriados radiativamente que podrían ser superiores al RCC. Conocidos como Cerámicas de Ultra Alta Temperatura , fueron desarrollados para el prototipo de vehículo Slender Hypervelocity Aerothermodynamic Research Probe (SHARP). Estos materiales TPS se basan en diboruro de circonio y diboruro de hafnio . El TPS de SHARP ha sugerido mejoras de rendimiento que permiten un vuelo sostenido a Mach 7 a nivel del mar, un vuelo a Mach 11 a altitudes de 100 000 pies (30 000 m) y mejoras significativas para vehículos diseñados para vuelo hipersónico continuo. Los materiales TPS de SHARP permiten bordes de ataque y conos de nariz afilados para reducir considerablemente la resistencia aerodinámica en aviones espaciales y cuerpos sustentadores propulsados ​​por ciclo combinado con respiración de aire. Los materiales SHARP han exhibido características TPS efectivas desde cero hasta más de 2000 °C (3630 °F) , con puntos de fusión superiores a 3500 °C (6330 °F) . Son estructuralmente más resistentes que el RCC y, por lo tanto, no requieren refuerzo estructural con materiales como el Inconel. Los materiales SHARP son extremadamente eficientes en la reradiación del calor absorbido, eliminando así la necesidad de un TPS adicional detrás y entre los materiales SHARP y la estructura convencional del vehículo. La NASA financió inicialmente (y posteriormente suspendió) un programa de I+D multifase a través de la Universidad de Montana en 2001 para probar los materiales SHARP en vehículos de prueba. ^{[ 56 ] [ 57 ]}     

En 2004, el diseñador aeronáutico Burt Rutan demostró la viabilidad de un perfil aerodinámico de forma variable para la reentrada atmosférica con la nave suborbital SpaceShipOne . Las alas de esta nave giran hacia arriba adoptando una configuración desplegada que produce un efecto similar al de un volante de bádminton . De este modo, SpaceShipOne logra una resistencia aerodinámica mucho mayor durante la reentrada sin experimentar cargas térmicas significativas.

La configuración aumenta la resistencia aerodinámica, ya que la nave ahora es menos aerodinámica y provoca que más partículas de gas atmosférico impacten contra ella a mayor altitud. Por lo tanto, la aeronave se desacelera más en las capas atmosféricas superiores, lo cual es clave para una reentrada eficiente. En segundo lugar, la aeronave se orientará automáticamente en este estado hacia una actitud de alta resistencia aerodinámica. ^{[ 63 ]}

Sin embargo, la velocidad alcanzada por SpaceShipOne antes de la reentrada es mucho menor que la de una nave espacial en órbita, y los ingenieros, incluido Rutan, reconocen que una técnica de reentrada con plumas no es adecuada para el regreso desde la órbita.

El 4 de mayo de 2011, se realizó la primera prueba del mecanismo de aplanamiento de las alas del SpaceShipTwo durante un vuelo de planeo tras su separación del White Knight Two. El despliegue prematuro del sistema de aplanamiento de las alas fue la causa del accidente del VSS Enterprise en 2014 , en el que la aeronave se desintegró, provocando la muerte del copiloto.

La reentrada con plumas fue descrita por primera vez por Dean Chapman de la NACA en 1958. ^{[ 64 ]} En la sección de su informe sobre la entrada compuesta , Chapman describió una solución al problema utilizando un dispositivo de alta resistencia:

Puede ser conveniente combinar la entrada con y sin elevación para obtener ciertas ventajas... Para la maniobrabilidad en el aterrizaje, obviamente es ventajoso emplear un vehículo elevador. Sin embargo, el calor total absorbido por un vehículo elevador es mucho mayor que el de un vehículo sin elevación... Los vehículos sin elevación se pueden construir más fácilmente... empleando, por ejemplo, un dispositivo de arrastre grande y ligero... Cuanto mayor sea el dispositivo, menor será la tasa de calentamiento.

Los vehículos sin capacidad de elevación y con estabilidad similar a la de un volante de bádminton también resultan ventajosos desde el punto de vista de los requisitos mínimos de control durante la entrada.

... un tipo de entrada compuesta evidente, que combina algunas de las características deseables de las trayectorias de sustentación y sin sustentación, sería entrar primero sin sustentación pero con un... dispositivo de arrastre; luego, cuando la velocidad se reduce a un cierto valor... el dispositivo se desprende o se retrae, dejando un vehículo sustentador... para el resto del descenso.

La desaceleración para la reentrada atmosférica, especialmente para las misiones de retorno a Marte a alta velocidad, se beneficia de maximizar "el área de arrastre del sistema de entrada. Cuanto mayor sea el diámetro de la cubierta aerodinámica, mayor podrá ser la carga útil". ^{[ 65 ]} Una cubierta aerodinámica inflable proporciona una alternativa para aumentar el área de arrastre con un diseño de baja masa.

NASA IRVE

La NASA lanzó una nave espacial experimental con escudo térmico inflable el 17 de agosto de 2009, con el exitoso primer vuelo de prueba del Experimento de Vehículo de Reentrada Inflable (IRVE). El escudo térmico había sido envasado al vacío en una cubierta de carga útil de 38 cm de diámetro y lanzado en un cohete sonda Black Brant 9 desde las instalaciones de vuelo de la NASA en Wallops Island, Virginia. "El nitrógeno infló el escudo térmico de 3 metros de diámetro , hecho de varias capas de tela de Kevlar recubierta de silicona , dándole forma de hongo en el espacio varios minutos después del despegue". ^{[ 65 ]} El cohete alcanzó su apogeo a una altitud de 211 km, donde comenzó su descenso a velocidad supersónica. Menos de un minuto después, el escudo se liberó de su cubierta para inflarse a una altitud de 200 km . El inflado del escudo duró menos de 90 segundos. ^{[ 65 ]}    

LOFTID

Un vehículo de reentrada inflable de 6 metros (20 pies) , Low-Earth Orbit Flight Test of an Inflatable Decelerator ( LOFTID ), ^{[ 72 ]} fue lanzado en noviembre de 2022, se infló en órbita, reentró más rápido que Mach 25 y fue recuperado con éxito el 10 de noviembre. 

Hay cuatro parámetros críticos que se consideran al diseñar un vehículo para la entrada atmosférica: ^{[ 73 ]}

1. flujo de calor máximo
2. carga térmica
3. desaceleración máxima
4. Presión dinámica máxima

El flujo de calor máximo y la presión dinámica seleccionan el material del TPS. La carga térmica selecciona el espesor de la pila de material del TPS. La desaceleración máxima es de suma importancia para las misiones tripuladas. El límite superior para el regreso tripulado a la Tierra desde la órbita terrestre baja (LEO) o el regreso lunar es de 10 g . ^{[ 74 ]} Para la entrada atmosférica marciana después de una larga exposición a gravedad cero, el límite superior es de 4 g . ^{[ 74 ]} La presión dinámica máxima también puede influir en la selección del material más externo del TPS si la espalación es un problema. Los parámetros de diseño del vehículo de reentrada pueden evaluarse mediante simulación numérica, incluyendo simplificaciones de la dinámica del vehículo, como las ecuaciones de reentrada planar y las correlaciones de flujo de calor. ^{[ 75 ]}

Partiendo del principio de diseño conservador , el ingeniero suele considerar dos trayectorias de peor caso : la de subimpulso y la de sobreimpulso. La trayectoria de sobreimpulso se define normalmente como el ángulo de velocidad de entrada más bajo permitido antes del rebote atmosférico . Esta trayectoria tiene la mayor carga térmica y determina el espesor del TPS. La trayectoria de subimpulso se define por la trayectoria más pronunciada permitida. Para misiones tripuladas, el ángulo de entrada más pronunciado está limitado por la desaceleración máxima. La trayectoria de subimpulso también tiene el mayor flujo de calor máximo y la mayor presión dinámica. Por consiguiente, la trayectoria de subimpulso es la base para seleccionar el material del TPS. No existe un material de TPS que sirva para todos los casos. Un material de TPS ideal para un alto flujo de calor puede ser demasiado conductor (demasiado denso) para una carga térmica prolongada. Un material de TPS de baja densidad podría carecer de la resistencia a la tracción necesaria para resistir la fragmentación si la presión dinámica es demasiado alta. Un material TPS puede funcionar bien para un flujo de calor máximo específico, pero fallar catastróficamente para el mismo flujo de calor máximo si la presión de la pared aumenta significativamente (esto sucedió con la nave espacial de prueba R-4 de la NASA). ^{[ 74 ]} Los materiales TPS más antiguos tienden a ser más laboriosos y costosos de fabricar en comparación con los materiales modernos. Sin embargo, los materiales TPS modernos a menudo carecen del historial de vuelo de los materiales más antiguos (una consideración importante para un diseñador reacio al riesgo).

Basándose en el descubrimiento de Allen y Eggers, la máxima redondez de la capa aerodinámica (máxima resistencia) produce la mínima masa del TPS. La máxima redondez (mínimo coeficiente balístico) también produce una velocidad terminal mínima a la altitud máxima (muy importante para el Mars EDL, pero perjudicial para los RV militares). Sin embargo, existe un límite superior para la redondez impuesto por consideraciones de estabilidad aerodinámica basadas en el desprendimiento de la onda de choque . Una onda de choque permanecerá unida a la punta de un cono afilado si el semiángulo del cono está por debajo de un valor crítico. Este semiángulo crítico se puede estimar utilizando la teoría de los gases ideales (esta inestabilidad aerodinámica específica ocurre por debajo de velocidades hipersónicas). Para una atmósfera de nitrógeno (Tierra o Titán), el semiángulo máximo permitido es de aproximadamente 60°. Para una atmósfera de dióxido de carbono (Marte o Venus), el semiángulo máximo permitido es de aproximadamente 70°. Después del desprendimiento de la onda de choque, un vehículo de entrada debe transportar significativamente más gas de la capa de choque alrededor del punto de estancamiento del borde de ataque (la tapa subsónica). En consecuencia, el centro aerodinámico se desplaza aguas arriba, provocando inestabilidad aerodinámica. Es incorrecto volver a aplicar un diseño de cubierta aerodinámica destinado a la entrada en Titán ( sonda Huygens en atmósfera de nitrógeno) para la entrada en Marte ( Beagle 2 en atmósfera de dióxido de carbono). Antes de ser abandonado, el programa soviético de aterrizaje en Marte logró un aterrizaje exitoso ( Mars 3 ), en el segundo de tres intentos de entrada (los otros fueron Mars 2 y Mars 6 ). Los módulos de aterrizaje soviéticos en Marte se basaban en un diseño de cubierta aerodinámica de medio ángulo de 60°.

Generalmente se utiliza una esfera-cono de medio ángulo de 45° para sondas atmosféricas (sin aterrizaje en superficie), aunque la masa del sistema de protección térmica no se minimice. La razón de este ángulo es lograr estabilidad aerodinámica desde la entrada hasta el impacto (sin que se desprenda el escudo térmico) o bien un pulso de calor breve e intenso seguido de la rápida expulsión del escudo térmico. Este diseño de esfera-cono de 45° se utilizó en el impactador DS/2 de Marte y en las sondas Pioneer de Venus .

No todas las reentradas atmosféricas han sido completamente exitosas:

• Voskhod 2  – El módulo de servicio tardó un tiempo en desprenderse, pero la tripulación sobrevivió.
• Soyuz 5  : El módulo de servicio no se desprendió, pero la tripulación sobrevivió.
• Apolo 15  : Uno de los tres paracaídas de la vela anular falló durante el alunizaje, probablemente debido a los daños sufridos por la liberación de combustible de control. La nave estaba diseñada para aterrizar de forma segura con solo dos paracaídas, y la tripulación resultó ilesa.
• El módulo de aterrizaje polar de Marte  falló durante la fase de aterrizaje y descenso. Se cree que el fallo fue consecuencia de un error de software. Se desconoce la causa exacta debido a la falta de telemetría en tiempo real .
• El transbordador espacial Columbia, en su misión STS-1  , sufrió graves daños durante el lanzamiento, como daños en el relleno de huecos que sobresalían y un error en la instalación de las losetas, de los cuales la tripulación solo era consciente en parte. Si la tripulación hubiera conocido la magnitud de los daños antes de intentar la reentrada, habrían volado el transbordador a una altitud segura y se habrían eyectado. No obstante, la reentrada fue exitosa y el transbordador aterrizó con normalidad.
• Durante la misión STS-27 del transbordador espacial Atlantis  , el aislamiento de la tapa del ojiva del cohete propulsor de combustible sólido de estribor impactó contra el orbitador, causando daños significativos en una loseta. Esto provocó el desprendimiento total de una loseta, ubicada sobre una placa de montaje de aluminio para una antena TACAN. La antena sufrió daños por calor extremo, pero impidió que los gases calientes penetraran en el fuselaje.

• Génesis  : El paracaídas no se desplegó debido a que un interruptor G se instaló al revés (un error similar retrasó el despliegue del paracaídas de la sonda Galileo ). En consecuencia, el módulo de entrada Génesis se estrelló contra el suelo del desierto. La carga útil resultó dañada, pero la mayor parte de los datos científicos pudieron recuperarse.
• Soyuz TMA-11  : El módulo de propulsión Soyuz no se separó correctamente; se ejecutó una reentrada balística de retroceso que sometió a la tripulación a aceleraciones de aproximadamente 8 gravedades estándar (78 m/s² ⁾ . [ ^{76 ] La} tripulación sobrevivió. 
• Starship IFT-3 : El tercer vuelo de prueba integrado de la Starship de SpaceX debía culminar con un amerizaje forzoso en el Océano Índico . Sin embargo, aproximadamente 48,5 minutos después del lanzamiento, a una altitud de 65 km, se perdió el contacto con la nave, lo que indica que se desintegró durante la reentrada. Esto se debió a un balanceo excesivo del vehículo causado por la obstrucción de las rejillas de ventilación. ^{[ 77 ]}
• La misión Starship IFT-9 iba a terminar con un amerizaje suave frente a la costa oeste de Australia, pero la detonación de una pieza en el área de carga útil después del apagado del segundo motor provocó alta presión y una ventilación excesiva dentro de la nariz, lo que llevó a la prueba de despliegue de la carga útil y a la interrupción de una maniobra de encendido en el espacio, y la entrada de Starship en una actitud no nominal provocó su desintegración durante la entrada aproximadamente a los 46:48 minutos después del lanzamiento.

Algunos reingresos han tenido como resultado desastres importantes:

• Soyuz 1  : El sistema de control de actitud falló mientras aún estaba en órbita y, posteriormente, los paracaídas se enredaron durante la secuencia de aterrizaje de emergencia (fallo en la entrada, descenso y aterrizaje [EDL]). El único cosmonauta, Vladimir Mikhailovich Komarov, falleció.
• Soyuz 11  – Durante la separación de los tres módulos, la onda expansiva abrió una válvula, despresurizando el módulo de descenso; los tres tripulantes murieron asfixiados en el espacio minutos antes de la reentrada.
• El transbordador espacial Columbia, misión STS-107  , sufrió un fallo en un panel reforzado de carbono-carbono en el borde de ataque de un ala, provocado por el impacto de escombros durante el lanzamiento, lo que causó la desintegración del transbordador al reingresar a la atmósfera y, como consecuencia, la muerte de los siete miembros de la tripulación.

De los satélites que reingresan a la atmósfera, aproximadamente entre el 10 % y el 40 % de la masa del objeto puede alcanzar la superficie de la Tierra. ^{[ 78 ]} En promedio, alrededor de un objeto catalogado reingresó a la atmósfera por día a partir de 2014.. ^{[ 79 ]}

Debido a que la superficie terrestre está compuesta principalmente de agua, la mayoría de los objetos que sobreviven a la reentrada a la atmósfera terminan en uno de los océanos del mundo. La probabilidad estimada de que una persona resulte herida durante su vida es de aproximadamente 1 entre un billón. ^{[ 80 ]}

El 24 de enero de 1978, el satélite soviético Kosmos 954 ( 3800 kilogramos [8400 lb] ) reingresó a la atmósfera y se estrelló cerca del Gran Lago del Esclavo, en los Territorios del Noroeste de Canadá. El satélite era de propulsión nuclear y dejó restos radiactivos cerca del lugar del impacto. ^{[ 81 ]} 

El 11 de julio de 1979, la estación espacial estadounidense Skylab ( 77 100 kilogramos [170 000 lb] ) reingresó a la atmósfera y esparció escombros por el Outback australiano . ^{[ 82 ]} El reingreso fue un importante evento mediático debido principalmente al incidente del Cosmos 954, pero no se consideró un desastre potencial, ya que no transportaba combustible nuclear tóxico ni hidracina . La NASA había esperado originalmente utilizar una misión del Transbordador Espacial para extender su vida útil o permitir un reingreso controlado, pero los retrasos en el programa del Transbordador, además de una actividad solar inesperadamente alta, lo hicieron imposible. ^{[ 83 ] [ 84 ]} 

El 7 de febrero de 1991, la estación espacial soviética Salyut 7 ( 19.820 kilogramos [43.700 lb] ), con el módulo Kosmos 1686 ( 20.000 kilogramos [44.000 lb] ) acoplado, reingresó y dispersó escombros sobre la ciudad de Capitán Bermúdez , Argentina. ^{[ 85 ] [ 54 ] [ 86 ]} La estación había sido impulsada a una órbita más alta en agosto de 1986 en un intento de mantenerla hasta 1994, pero en un escenario similar al de Skylab, el transbordador Buran planeado fue cancelado y la alta actividad solar hizo que cayera antes de lo esperado.  

El 7 de septiembre de 2011, la NASA anunció la inminente reentrada incontrolada del Satélite de Investigación de la Alta Atmósfera ( 6540 kilogramos [14 420 lb] ) y señaló que existía un pequeño riesgo para el público. ^{[ 87 ]} El satélite fuera de servicio reingresó a la atmósfera el 24 de septiembre de 2011, y se presume que algunos fragmentos se estrellaron en el Océano Pacífico Sur sobre un campo de escombros de 800 km (500 millas ) de largo. ^{[ 88 ]}  

El 1 de abril de 2018, la estación espacial china Tiangong-1 ( 8510 kilogramos [18 760 lb] ) reingresó a la atmósfera sobre el Océano Pacífico, a medio camino entre Australia y Sudamérica. ^{[ 89 ]} La Oficina de Ingeniería Espacial Tripulada de China tenía previsto controlar el reingreso, pero perdió la telemetría y el control en marzo de 2017. ^{[ 90 ]} 

El 11 de mayo de 2020, la etapa central del cohete chino Larga Marcha 5B ( código COSPAR 2020-027C), con un peso aproximado de 20 000 kilogramos (44 000 lb ), realizó una reentrada incontrolada sobre el océano Atlántico, cerca de la costa de África Occidental. ^{[ 91 ] [ 92 ]} Según los informes, algunos fragmentos de los restos del cohete sobrevivieron a la reentrada y cayeron sobre al menos dos aldeas en Costa de Marfil . ^{[ 93 ] [ 94 ]} 

El 8 de mayo de 2021, la etapa central del cohete chino Larga Marcha 5B ( código COSPAR 2021-0035B), con un peso de 23 000 kilogramos (51 000 lb ), realizó una reentrada incontrolada al oeste de las Maldivas, en el océano Índico (aproximadamente a 72,47° de longitud este y 2,65° de latitud norte). ^{[ 95 ]} Testigos informaron haber visto restos del cohete incluso en la península arábiga. ^{[ 96 ]} 

La entrada en la atmósfera tiene un impacto cuantificable en la atmósfera terrestre , en particular en la estratosfera .

La masa de entrada atmosférica de naves espaciales representó el 3% en comparación con las entradas de meteoroides en 2019, pero en un escenario en el que se materializan grandes cantidades de las constelaciones de internet satelital propuestas , las entradas artificiales constituirían el 40% en comparación con las entradas de meteoroides. ^{[ 98 ] [ 99 ]} El impacto de la desintegración de naves espaciales en la atmósfera durante la entrada atmosférica artificial es diferente al de los meteoros debido al tamaño generalmente mayor de las naves espaciales y a su diferente composición. Los contaminantes atmosféricos producidos por la desintegración atmosférica artificial se han rastreado en la atmósfera y se ha identificado que reaccionan y posiblemente impactan negativamente la composición de la atmósfera y, en particular, la capa de ozono . ^{[ 98 ] [ 100 ]}

Considerar la sostenibilidad espacial en relación con el impacto atmosférico de la reentrada está en desarrollo para 2022 ^{[ 101 ]} y se ha identificado en 2024 como un problema de "ceguera atmosférica", que causa injusticia ambiental global . ^{[ 102 ]} Esto se identifica como resultado de la gestión actual de naves espaciales al final de su vida útil, que favorece la práctica de mantenimiento de la estación de reentrada controlada. ^{[ 102 ]} Esto se hace principalmente para prevenir los peligros de las entradas atmosféricas no controladas y los desechos espaciales . ^{[ 102 ]}

Las alternativas sugeridas son el uso de materiales menos contaminantes y el mantenimiento en órbita y, potencialmente, el reciclaje en el espacio. ^{[ 101 ] [ 102 ]}

• 
  La reentrada de Cygnus, vista desde la Estación Espacial Internacional.
• 
  Primer plano de la estela de reentrada (Soyuz)
• 
  Estela de plasma de reentrada temprana (Soyuz)
• 
  Progreso durante la entrada atmosférica sobre la Tierra
• 
  Reentrada del transbordador espacial
• 
  Vista de la cabina del transbordador espacial durante la reentrada.

• Launius, Roger D.; Jenkins, Dennis R. (10 de octubre de 2012). Regreso a casa: Reingreso y recuperación desde el espacio . NASA. ISBN 9780160910647OCLC 802182873. Consultado el 21 de agosto de 2014 . 
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• Anderson, John D. Jr. (1989). Dinámica de gases hipersónicos y de alta temperatura . Nueva York: McGraw-Hill, Inc. ISBN 978-0-07-001671-2.

• La herramienta de análisis de misiones de aerocaptura (AMAT) proporciona análisis preliminares de misiones y capacidad de simulación para vehículos de entrada atmosférica en diversos destinos del Sistema Solar.
• Centro de Estudios de Desechos Orbitales y de Reentrada (The Aerospace Corporation)
• Fase de entrada atmosférica del Apolo , 1968, División de Planificación y Análisis de Misiones de la NASA, Proyecto Apolo. Vídeo (25:14).
• Escudo térmico de Buran
• Artículo de la Enciclopedia Astronautica sobre la historia de las naves de rescate espacial, incluyendo algunos diseños de naves de reentrada.