Trajectory Estimation of the Hayabusa Spacecraft During Atmospheric Disintegration

Shoemaker, Michael A.; Ha, Jozef C. van der; Abe, Shinsuke; Fujita, Kazuhisa

doi:10.2514/1.a32338

Cited by 18 publications

(6 citation statements)

References 42 publications

Supporting

Mentioning

Contrasting

Unclassified

Order By: Relevance

“…The speed and the angle of reentry computed at 200 km of altitude were 12.2 km=s and À12 , respectively (Cassel et al, 2011). The bus broke up after about 53 s at an altitude in between 70 and 56 km (Shoemaker et al, 2013), lower than the one currently adopted as the reference for LEO reentry trajectories (about 78 km (Ailor et al, 2005)). The capsule traveled from 200 km to 40 km of altitude in about 82 s (Cassel et al, 2011).…”

Section: Hypervelocity Earth's Reentriesmentioning

confidence: 99%

“…These events, together with the NASA FIRE 2 flight experiment (Cauchon, 1967), have been of paramount importance to study mechanical and thermal states, which cannot be reproduced at a ground facility all at the same time. In particular, the observation campaign carried out for Genesis, Stardust and Hayabusa helped to refine the current reentry models (Shoemaker et al, 2013), to advance the design of thermal protection systems in view of future Mars returns (Jenniskens et al, 2006;Ueda et al, 2011), but also to gain more insight on the meteor fragmentation process (Wiesel, 1978;ReVelle and Edwards, 2007;Jenniskens and Hatton, 2008;Fujita et al, 2011;Ueda et al, 2011;Watanabe et al, 2011).…”

Section: Hypervelocity Earth's Reentriesmentioning

confidence: 99%

See 1 more Smart Citation

The reentry to Earth as a valuable option at the end-of-life of Libration Point Orbit missions

Alessi

2015

Advances in Space Research

View full text Add to dashboard Cite

Section: Hypervelocity Earth's Reentriesmentioning

confidence: 99%

Section: Hypervelocity Earth's Reentriesmentioning

confidence: 99%

The reentry to Earth as a valuable option at the end-of-life of Libration Point Orbit missions

Alessi

2015

Advances in Space Research

View full text Add to dashboard Cite

“…Также на рис. 4 представлен график изменения температуры от времени набегания потока, с точки зрения теории, в соответствии с ранее представленной зависимостью (1 скорости набегающего потока -от 10 м/с до 70 м/с; перпендикулярен плоскости модели ЭК. Различие в характере изменения значений температур ЭК, представленных на рис.…”

Section: рис 3 схема аэродинамического нагруженияunclassified

“…ПОСТАНОВКА ЗАДАЧИ В качестве возможных технологических, схемных и проектно-конструкторских решений по минимизации образования космического мусора на примере ЭК рассматриваемого класса (створки головного обтекателя, межступенные отсеки) предлагается их сжигание на атмосферном участке траектории спуска после отделения от ракеты-носителя путем установки в конструкцию дополнительных источников теплоты, например, пиротех-нических составов (ПС), выделяющих необходимое количество теплоты [1][2].…”

unclassified

Experimental Research of Thermal Loading of the Rocket Payload Fairing Element During the Atmospheric Phase of the Descent Trajectory

Iordan

Davydovich²,

Zharikov

et al. 2017

DSMM

View full text Add to dashboard Cite

Аннотация -На примере створок головного обтекателя определены параметры теплового нагруже-ния при движении на атмосферном участке траектории спуска. Использованы методы оценки теплового нагружения на основе аналитического метода. Проведено физическое моделирование в эксперименталь-ной аэродинамической установке на элементе конструкции головного обтекателя, изготовленного из уг-лепластика. Экспериментальные исследования приведены в диапазоне скоростей ниже 10 м/с -70 м/с, что соответствует интервалу высот траектории спуска створок головного обтекателя ниже 10 км. Полу-чены значения коэффициента теплоотдачи при математическом моделировании и при эксперименталь-ном исследовании. Проведён анализ полученных результатов.Ключевые слова: аэродинамическая труба, коэффициент теплоотдачи, головной обтекатель.I. ВВЕДЕНИЕ При запуске ракет-носителей на активном участке траектории полета от них отделяются отработавшие эле-менты конструкции (ЭК), такие как ускорители ступеней, головные обтекатели, межступенные отсеки.Падение отделяющихся частей на поверхность Земли служит источником экономических, экологических и социальных проблем, возникающих при реализации ракетно-космической деятельности. Скорости входа от-деляющихся частей в атмосферу существенно различны: от 1 -2 км/с до 6 -7 км/с, что приводит к различным воздействиям на окружающую среду: от падения практически целых ЭК, например, створок головных обтекате-лей до практически полного сгорания ЭК (ускорители вторых и третьих ступеней) в плотных слоях атмосферы.В настоящее время проблеме разрушения ЭК, возвращающихся из космоса в атмосферу Земли со скоростя-ми 7 км/с, посвящено значительное количество работ, например, [1-2]. Разработанные математические модели предусматривают оценку параметров движения центра масс и вокруг центра масс, теплового нагружения от аэродинамического воздействия и оценки прочности ЭК. Специфика рассматриваемого класса ЭК типа голов-ных обтекателей, заключается в том, что их скорости входа в атмосферу, как правило, не превышают 1.0 км/с и, вследствие их аэродинамических характеристик, скорость движения в плотных слоях атмосферы существенно снижается, достигая величин в несколько десятков м/с, соответственно, аэродинамический нагрев существенно ниже, и ЭК практически без разрушения достигают поверхности Земли, что приводит к необходимости выделе-ния значительных площадей территорий для их районов падения.

show abstract

“…The additional heat release because of thermites combustion has to increase the temperature of aluminium in FLs and ignite aluminium in air. Different space objects burn in dense atmosphere layers in the course of re-entry [22][23][24]. It was showed that it is possible to heat aluminium objects at their reliable mechanical contact with PC like thermites [25][26][27][28].…”

Section: The Reducing the Anthropogenic Impact Because Of Slvs Lunchimentioning

confidence: 99%

Energetic Compositions Application for the Reduction of the Environmental Pollution Because of Space Vehicle Launches

Trushlyakov

Лемперт

Shu³

2017

Eurasian Chem. Tech. J.

View full text Add to dashboard Cite

Technogeneous impact of rocket and space activities on the environment is one of the most actual problems of practical cosmonautics. This technogeneous impact is not only the pollution of near Earth space with space debris (worked-off stages of space launch vehicle (SLV)), but also the pollution of significant areas on the Earth surface with worked-off lower stages of SLV, which fall down after having accomplished their mission. In OmSTU and IPCP RAS it was suggested to apply different self-burning compositions, generating hot gases for the evaporation of the unused residues of liquid propellant in tanks of SLV. Then the mixture of the evaporated compounds together with the gaseous combustion products from gas-generating compositions is used as propellant mixture for the autonomous gas rocket engine. Such a solution would decrease considerably the level of the environment pollution and additionally it increases the energetic characteristics of SLV. For example, in the case of the second stage of SLV «Soyuz-2.1.v» it increases the total velocity by 5%. Also it is proposed to use firing the pyrotechnic compositions like (thermites) for the fairings heating up to the temperature when the fairing material can be ignited in air. It would reduce considerably the amount and the mass of the separating parts of SLV that fall to the Earth.

show abstract

Trajectory Estimation of the Hayabusa Spacecraft During Atmospheric Disintegration

Cited by 18 publications

References 42 publications

The reentry to Earth as a valuable option at the end-of-life of Libration Point Orbit missions

The reentry to Earth as a valuable option at the end-of-life of Libration Point Orbit missions

Experimental Research of Thermal Loading of the Rocket Payload Fairing Element During the Atmospheric Phase of the Descent Trajectory

Energetic Compositions Application for the Reduction of the Environmental Pollution Because of Space Vehicle Launches

Contact Info

Product

Resources

About