การเข้าสู่ชั้นบรรยากาศ (บางครั้งเรียกว่า_{การพุ่งชน} V หรือ_{การเข้าสู่ชั้นบรรยากาศ} V ) คือการเคลื่อนที่ของวัตถุจากอวกาศเข้าไปและทะลุผ่านก๊าซในชั้นบรรยากาศของดาวเคราะห์ดาวเคราะห์แคระหรือ ดาว บริวารการเข้าสู่ชั้นบรรยากาศอาจเป็นการเข้าสู่ชั้นบรรยากาศแบบไม่ควบคุมเช่น การเข้าสู่ชั้นบรรยากาศของวัตถุทางดาราศาสตร์เศษซากอวกาศหรืออุกกาบาตหรืออาจเป็นการเข้าสู่ ชั้นบรรยากาศ (หรือการกลับเข้าสู่ ชั้นบรรยากาศ ) แบบควบคุมได้ของยานอวกาศที่สามารถนำทางหรือปฏิบัติตามเส้นทางที่กำหนดไว้ล่วงหน้าได้ วิธีการเข้าสู่ชั้นบรรยากาศ การลงจอด และการลงสู่พื้น โลกแบบควบคุมได้ ของยานอวกาศเรียกรวมกันว่าEDL (Electronic Discharge Landing )

วัตถุที่เข้าสู่ชั้นบรรยากาศจะประสบกับแรงต้านอากาศซึ่งก่อให้เกิดความเครียดทางกลต่อวัตถุ และความร้อนจากอากาศพลศาสตร์ซึ่งส่วนใหญ่เกิดจากการอัดตัวของอากาศด้านหน้าวัตถุแต่ก็เกิดจากแรงต้านอากาศด้วยเช่นกัน แรงเหล่านี้สามารถทำให้มวลลดลง ( การระเหย ) หรือแม้กระทั่งแตกสลายอย่างสมบูรณ์สำหรับวัตถุขนาดเล็ก และวัตถุที่มีความแข็งแรงต่อแรงอัด ต่ำกว่า อาจระเบิดได้

วัตถุต่างๆ กลับเข้าสู่ชั้นบรรยากาศด้วยความเร็วตั้งแต่ 7.8 กม./วินาที สำหรับวงโคจรต่ำของโลกไปจนถึงประมาณ 12.5 กม./วินาที สำหรับยานสำรวจสตาร์ดัสต์^{[ 1 ]} วัตถุเหล่านี้มีพลังงานจลน์สูง และการกระจายพลังงานในชั้นบรรยากาศเป็นวิธีเดียวในการใช้พลังงานนี้ เนื่องจากเป็นไปไม่ได้ในทางปฏิบัติที่จะใช้จรวดเรโทรสำหรับขั้นตอนการกลับเข้าสู่ชั้นบรรยากาศทั้งหมด ยานอวกาศที่มีลูกเรือจะต้องลดความเร็วลงให้ต่ำกว่าความเร็วเสียงก่อนที่จะกางร่มชูชีพหรือเบรกอากาศได้

หัวรบขีปนาวุธและยานพาหนะแบบใช้แล้วทิ้งไม่จำเป็นต้องลดความเร็วขณะกลับเข้าสู่ชั้นบรรยากาศ และในความเป็นจริงแล้ว รูปทรงของยานถูกออกแบบให้ลู่ลมเพื่อรักษาระดับความเร็วไว้ นอกจากนี้ การกลับเข้าสู่โลกด้วยความเร็วต่ำจากอวกาศใกล้โลก เช่นการกระโดดร่มจากบอลลูนในระดับความสูงมากไม่จำเป็นต้องมีฉนวนกันความร้อน เนื่องจากความเร่งเนื่องจากแรงโน้มถ่วงของวัตถุที่เริ่มต้นจากหยุดนิ่งจากภายในชั้นบรรยากาศเอง (หรืออยู่เหนือชั้นบรรยากาศไม่สูงมากนัก) ไม่สามารถสร้างความเร็วมากพอที่จะทำให้เกิดความร้อนในชั้นบรรยากาศอย่างมีนัยสำคัญได้

สำหรับโลก การเข้าสู่ชั้นบรรยากาศเกิดขึ้นตามธรรมเนียมที่เส้นคาร์มัน (Kármán line ) ที่ระดับความสูง 100 กิโลเมตร (62 ไมล์; 54 ไมล์ทะเล) เหนือพื้นผิว ในขณะที่ดาวศุกร์เข้าสู่ชั้นบรรยากาศที่ระดับความสูง 250 กิโลเมตร (160 ไมล์; 130 ไมล์ทะเล) และดาวอังคารเข้าสู่ชั้นบรรยากาศที่ระดับความสูงประมาณ 80 กิโลเมตร (50 ไมล์; 43 ไมล์ทะเล) วัตถุที่ควบคุมไม่ได้จะมีความเร็วสูงมากขณะเร่งความเร็วผ่านอวกาศเข้าหาโลกภายใต้แรงโน้มถ่วง ของโลก และจะชะลอความเร็วลงเนื่องจากแรงเสียดทานเมื่อเข้าสู่ชั้นบรรยากาศของโลก อุกกาบาตมักเคลื่อนที่เร็วมากเมื่อเทียบกับโลก เนื่องจากวงโคจรของพวกมันแตกต่างจากวงโคจรของโลกก่อนที่จะเข้าสู่แรงโน้มถ่วง ของโลก วัตถุส่วนใหญ่เข้าสู่ชั้น บรรยากาศด้วย ความเร็วเหนือเสียงเนื่องจาก วิถี โคจรของพวกมันเป็นแบบกึ่งวงโคจร (เช่น ยานกลับเข้าสู่ชั้นบรรยากาศ ของขีปนาวุธข้ามทวีป ) แบบ วงโคจร (เช่น ยานโซยุซ ) หรือแบบไร้ขอบเขต (เช่นอุกกาบาต ) มีการพัฒนาเทคโนโลยีขั้นสูงต่างๆ เพื่อให้สามารถกลับเข้าสู่ชั้นบรรยากาศและบินด้วยความเร็วสูงมาก วิธีการควบคุมการเข้าสู่ชั้นบรรยากาศอีกวิธีหนึ่งคือแรงลอยตัว^{[ 2 ]}ซึ่งเหมาะสมสำหรับการเข้าสู่ชั้นบรรยากาศของดาวเคราะห์ที่มีชั้นบรรยากาศหนา แรงโน้มถ่วงสูง หรือทั้งสองปัจจัยนี้ทำให้การเข้าสู่ชั้นบรรยากาศแบบไฮเปอร์โบลิกด้วยความเร็วสูงทำได้ยาก เช่น ชั้นบรรยากาศของดาวศุกร์ไททันและดาวเคราะห์ยักษ์^{[ 3 ]}

แนวคิดของแผ่นป้องกันความร้อน แบบระเหยได้ ถูกอธิบายไว้ตั้งแต่ปี 1920 โดยRobert Goddardว่า "ในกรณีของอุกกาบาตที่เข้าสู่ชั้นบรรยากาศด้วยความเร็วสูงถึง 30 ไมล์ (48 กม.) ต่อวินาที ภายในของอุกกาบาตยังคงเย็น และการกัดเซาะส่วนใหญ่เกิดจากการบิ่นหรือแตกของพื้นผิวที่ร้อนขึ้นอย่างฉับพลัน ด้วยเหตุนี้ หากพื้นผิวด้านนอกของอุปกรณ์ประกอบด้วยชั้นของสารแข็งที่ไม่หลอมละลายได้มากโดยมีชั้นของตัวนำความร้อนที่ไม่ดีอยู่ระหว่างนั้น พื้นผิวจะไม่ถูกกัดเซาะในระดับที่สำคัญ โดยเฉพาะอย่างยิ่งเนื่องจากความเร็วของอุปกรณ์จะไม่มากเท่ากับความเร็วของอุกกาบาตโดยเฉลี่ย" ^{[ 4 ]}

การพัฒนาระบบการกลับเข้าสู่ชั้นบรรยากาศในทางปฏิบัติเริ่มขึ้นเมื่อระยะทำการและความเร็วในการกลับเข้าสู่ชั้นบรรยากาศของขีปนาวุธเพิ่มขึ้น สำหรับขีปนาวุธระยะสั้นรุ่นแรกๆ เช่นV-2การรักษาเสถียรภาพและแรงเค้นทางอากาศพลศาสตร์เป็นประเด็นสำคัญ (V-2 จำนวนมากแตกออกเป็นชิ้นๆ ระหว่างการกลับเข้าสู่ชั้นบรรยากาศ) แต่ความร้อนไม่ใช่ปัญหาที่ร้ายแรง ขีปนาวุธระยะกลาง เช่นR-5 ของโซเวียต ซึ่งมีระยะทำการ 1,200 กิโลเมตร (650 ไมล์ทะเล) จำเป็นต้องใช้ฉนวนกันความร้อนที่ทำจากวัสดุคอมโพสิตเซรามิกบนตัวกลับเข้าสู่ชั้นบรรยากาศที่สามารถแยกส่วนได้ (โครงสร้างจรวดทั้งหมดไม่สามารถทนต่อการกลับเข้าสู่ชั้นบรรยากาศได้อีกต่อไป) ขีปนาวุธข้ามทวีป (ICBM) รุ่นแรกๆ ที่มีระยะทำการ 8,000 ถึง 12,000 กิโลเมตร (4,300 ถึง 6,500 ไมล์ทะเล) เป็นไปได้ก็ต่อเมื่อมีการพัฒนาฉนวนกันความร้อนแบบระเหยได้ที่ทันสมัยและตัวจรวดรูปทรงทู่เท่านั้น

ในสหรัฐอเมริกา เทคโนโลยีนี้ได้รับการบุกเบิกโดยH. Julian AllenและAJ Eggers Jr.จากคณะกรรมการที่ปรึกษาแห่งชาติเพื่อการบิน (NACA) ที่ศูนย์วิจัยเอมส์ [ ^{5 ] ใน}ปี 1951 พวกเขาค้นพบสิ่งที่ขัดแย้งกับสามัญสำนึกว่ารูปทรงทู่ (แรงต้านสูง) ทำให้เป็นเกราะป้องกันความร้อนที่มีประสิทธิภาพมากที่สุด^{[ 6 ]}จากหลักการทางวิศวกรรมอย่างง่าย Allen และ Eggers แสดงให้เห็นว่าภาระความร้อนที่ยานเข้าสู่ชั้นบรรยากาศได้รับนั้นแปรผกผันกับสัมประสิทธิ์แรงต้านกล่าวคือ ยิ่งแรงต้านมาก ภาระความร้อนก็จะยิ่งน้อยลง หากยานเข้าสู่ชั้นบรรยากาศมีรูปทรงทู่ อากาศจะไม่สามารถ "หลบออกไป" ได้เร็วพอ และทำหน้าที่เป็นเบาะอากาศเพื่อผลักคลื่นกระแทกและชั้นคลื่นกระแทกที่ร้อนไปข้างหน้า (ห่างจากยาน) เนื่องจากก๊าซร้อนส่วนใหญ่ไม่ได้สัมผัสกับยานโดยตรงอีกต่อไป พลังงานความร้อนจะยังคงอยู่ในก๊าซที่ถูกกระแทกและเคลื่อนที่ไปรอบๆ ยานเพื่อกระจายไปสู่ชั้นบรรยากาศในภายหลัง

แม้ว่าการค้นพบของ Allen และ Eggers ในตอนแรกจะถูกเก็บเป็นความลับทางทหาร แต่ในที่สุดก็ได้รับการเผยแพร่ในปี พ.ศ. 2491 ^{[ 7 ]}

เมื่อการเข้าสู่ชั้นบรรยากาศเป็นส่วนหนึ่งของการลงจอดหรือการกู้คืนยานอวกาศ โดยเฉพาะอย่างยิ่งบนดาวเคราะห์ดวงอื่นที่ไม่ใช่โลก การเข้าสู่ชั้นบรรยากาศจะเป็นส่วนหนึ่งของขั้นตอนที่เรียกว่าการเข้าสู่ชั้นบรรยากาศ การลงจอด และการลงสู่พื้น โลก หรือ EDL ^{[ 8 ]}เมื่อการเข้าสู่ชั้นบรรยากาศกลับไปยังดาวเคราะห์ดวงเดิมที่ยานได้ปล่อยตัวออกมา เหตุการณ์นี้เรียกว่าการกลับเข้าสู่ชั้นบรรยากาศ (โดยส่วนใหญ่หมายถึงการกลับเข้าสู่ชั้นบรรยากาศโลก)

วัตถุประสงค์การออกแบบพื้นฐานในการเข้าสู่ชั้นบรรยากาศของยานอวกาศคือการกระจายพลังงานของยานอวกาศที่เดินทางด้วยความเร็วเหนือเสียงขณะเข้าสู่ชั้นบรรยากาศเพื่อให้อุปกรณ์ สินค้า และผู้โดยสารชะลอความเร็วลงและลงจอดใกล้จุดหมายปลายทางที่กำหนดบนพื้นผิวด้วยความเร็วเป็นศูนย์ ในขณะที่รักษาความเครียดบนยานอวกาศและผู้โดยสารให้อยู่ในขอบเขตที่ยอมรับได้^{[ 9 ]}สิ่งนี้อาจสำเร็จได้ด้วย วิธี การขับเคลื่อนหรือทางอากาศพลศาสตร์ (ลักษณะของยานหรือร่มชูชีพ ) หรือการผสมผสานกัน

มีรูปทรงพื้นฐานหลายแบบที่ใช้ในการออกแบบยานยนต์ทางเข้า:

รูปทรงสมมาตรแกนที่ง่ายที่สุดคือทรงกลมหรือส่วนทรงกลม^{[ 10 ]}ซึ่งอาจเป็นทรงกลมสมบูรณ์หรือส่วนหน้าทรงกลมที่มีส่วนท้ายทรงกรวยที่ลู่เข้า พลศาสตร์อากาศของทรงกลมหรือส่วนทรงกลมนั้นง่ายต่อการจำลองแบบวิเคราะห์โดยใช้ทฤษฎีการกระทบแบบนิวตัน ในทำนองเดียวกัน การไหลของความร้อนของส่วนทรงกลมสามารถจำลองได้อย่างแม่นยำด้วยสมการ Fay–Riddell [ ^{11 ] เสถียรภาพ}สถิตของส่วนทรงกลมนั้นมั่นใจได้หากจุดศูนย์กลางมวลของยานพาหนะอยู่เหนือจุดศูนย์กลางความโค้ง (เสถียรภาพพลวัตนั้นซับซ้อนกว่า) ทรงกลมบริสุทธิ์ไม่มีแรงยก อย่างไรก็ตาม การบินด้วยมุมปะทะส่วนทรงกลมจะมีแรงยกทางอากาศพลศาสตร์ปานกลาง จึงให้ความสามารถในการบินข้ามระยะทางและขยายทางเดินเข้า ในช่วงปลายทศวรรษ 1950 และต้นทศวรรษ 1960 คอมพิวเตอร์ความเร็วสูงยังไม่พร้อมใช้งาน และพลศาสตร์ของไหลเชิงคำนวณยังอยู่ในช่วงเริ่มต้น เนื่องจากรูปทรงภาคตัดขวางทรงกลมนั้นสามารถวิเคราะห์ได้ด้วยวิธีแบบปิด รูปทรงเรขาคณิตนี้จึงกลายเป็นแบบมาตรฐานสำหรับการออกแบบที่ปลอดภัย ดังนั้น แคปซูลสำหรับบรรทุกผู้โดยสารในยุคนั้นจึงใช้รูปทรงภาคตัดขวางทรงกลมเป็นพื้นฐาน

ยานลงจอดทรงกลมล้วนถูกใช้ในแคปซูลVostokและVoskhod ของโซเวียตในยุคแรก และใน ยานลงจอดMars และVenera ของโซเวียต โมดูลบัญชาการ Apolloใช้แผ่นกันความร้อนส่วนหน้าทรงกลมที่มีส่วนท้ายทรงกรวยที่แคบลง มันบินเข้าสู่ชั้นบรรยากาศด้วยมุมปะทะความเร็วเหนือเสียงที่ −27° (0° คือปลายทู่ลงก่อน) เพื่อให้ได้อัตราส่วนแรงยกต่อแรงต้าน (L/D) เฉลี่ยที่ 0.368 ^{[ 12 ]} แรงยกที่เกิดขึ้นทำให้สามารถควบคุมการเคลื่อนที่ในแนวขวางได้ในระดับหนึ่ง โดยการเลื่อนจุดศูนย์กลางมวลของยานออกจากแกนสมมาตร ทำให้แรงยกสามารถส่งไปทางซ้ายหรือขวา ได้โดยการหมุนแคปซูลบนแกนตามยาวตัวอย่างอื่นๆ ของรูปทรงเรขาคณิตส่วนทรงกลมในแคปซูลที่มีลูกเรือ ได้แก่Soyuz / Zond , GeminiและMercuryแม้แต่แรงยกเพียงเล็กน้อยเหล่านี้ก็ช่วยให้วิถีโคจรมีผลกระทบอย่างมากต่อแรง g สูงสุด โดยลดลงจาก 8–9 g สำหรับวิถีโคจรแบบขีปนาวิถีล้วนๆ (ชะลอตัวลงด้วยแรงต้านเท่านั้น) เหลือเพียง 4–5 g รวมทั้งยังช่วยลดความร้อนสูงสุดในการกลับเข้าสู่ชั้นบรรยากาศได้อย่างมาก^{[ 13 ]}

ทรงกรวยทรงกลมคือส่วนตัดขวางทรงกลมที่มีส่วนตัดขวางหรือส่วนตัดปลายทู่ติดอยู่ โดยทั่วไปแล้วเสถียรภาพทางพลศาสตร์ของทรงกรวยทรงกลมจะดีกว่าส่วนตัดขวางทรงกลมธรรมดา ยานพาหนะจะเข้าสู่การชนโดยส่วนทรงกลมนำหน้า ด้วยมุมครึ่งหนึ่งที่เล็กพอและจุดศูนย์กลางมวลที่วางตำแหน่งอย่างเหมาะสม ทรงกรวยทรงกลมสามารถให้เสถียรภาพทางอากาศพลศาสตร์ตั้งแต่การเข้าสู่การชนแบบเคปเลอร์จนถึงการกระแทกพื้นผิว ( มุมครึ่งหนึ่งคือมุมระหว่างแกนสมมาตรการหมุนของกรวยกับพื้นผิวด้านนอก และดังนั้นจึงเป็นครึ่งหนึ่งของมุมที่ขอบพื้นผิวของกรวยทำขึ้น)

จรวดนำส่งทรงกลมกรวยรุ่นแรกของอเมริกาคือ Mk-2 RV (Reentry Vehicle) ซึ่งพัฒนาขึ้นในปี 1955 โดยบริษัท เจเนอรัลอิเล็กทริก (General Electric Corp.) การออกแบบของ Mk-2 มาจากทฤษฎีวัตถุปลายทู่ และใช้ระบบป้องกันความร้อนแบบระบายความร้อนด้วยการแผ่รังสี (TPS) โดยใช้แผ่นกันความร้อนโลหะ (ประเภทต่างๆ ของ TPS จะอธิบายในภายหลังในบทความนี้) Mk-2 มีข้อบกพร่องที่สำคัญในฐานะระบบนำส่งอาวุธ กล่าวคือ มันลอยอยู่ในชั้นบรรยากาศเบื้องบนนานเกินไปเนื่องจากค่าสัมประสิทธิ์ขีปนาวิถี ต่ำ และยังปล่อยไอโลหะออกมาเป็นสาย ทำให้เรดาร์ ตรวจจับได้ง่าย ข้อบกพร่องเหล่านี้ทำให้ Mk-2 มีความอ่อนไหวต่อระบบป้องกันขีปนาวุธ (ABM) มากเกินไป ดังนั้น เจเนอรัลอิเล็กทริกจึงได้พัฒนาจรวดนำส่งทรงกลมกรวยทางเลือกอื่นแทน Mk-2

หัวรบรุ่นใหม่นี้คือ Mk-6 ซึ่งใช้แผ่นป้องกันความร้อนแบบไม่เป็นโลหะ (ablative TPS) ที่ทำจากไนลอนฟีนอลิก แผ่นป้องกันความร้อนแบบใหม่นี้มีประสิทธิภาพสูงในการป้องกันความร้อนขณะกลับเข้าสู่ชั้นบรรยากาศ ทำให้สามารถลดความทู่ลงได้อย่างมาก อย่างไรก็ตาม Mk-6 เป็นหัวรบขนาดใหญ่ มีมวลขณะเข้าสู่ชั้นบรรยากาศ 3,360 กิโลกรัม ความยาว 3.1 เมตร และมุมครึ่งหนึ่ง 12.5° ความก้าวหน้าในเวลาต่อมาในการออกแบบอาวุธนิวเคลียร์และแผ่นป้องกันความร้อนแบบ ablative ทำให้หัวรบมีขนาดเล็ลงอย่างมากและมีอัตราส่วนความทู่ที่ลดลงเมื่อเทียบกับ Mk-6 ตั้งแต่ทศวรรษ 1960 เป็นต้นมา รูปทรงทรงกลม-กรวยได้กลายเป็นรูปทรงที่นิยมสำหรับหัวรบขีปนาวุธข้ามทวีปสมัยใหม่ โดยมีมุมครึ่งหนึ่งโดยทั่วไปอยู่ระหว่าง 10° ถึง 11°

ยานลงจอดและ กู้ภัย (RV) ของดาวเทียมสำรวจ ก็ใช้รูปทรงทรงกลมกรวยเช่นกัน และเป็นตัวอย่างแรกของยานลงจอดที่ไม่ใช่กระสุนของอเมริกา ( Discoverer-Iซึ่งปล่อยเมื่อวันที่ 28 กุมภาพันธ์ 1959) ต่อมา รูปทรงทรงกลมกรวยนี้ถูกนำไปใช้ในภารกิจสำรวจอวกาศไปยังวัตถุทางดาราศาสตร์อื่นๆ หรือสำหรับการกลับจากอวกาศ เช่น ยานสำรวจ Stardustแตกต่างจากยานลงจอดทางทหาร ข้อดีของรูปทรงทื่อที่มีมวล TPS ต่ำกว่ายังคงอยู่กับยานลงจอดสำหรับการสำรวจอวกาศ เช่นยานสำรวจ Galileoที่มีมุมครึ่งหนึ่ง 45° หรือยาน Vikingที่มีมุมครึ่งหนึ่ง 70° ยานลงจอดและกู้ภัยรูปทรงทรงกลมกรวยสำหรับการสำรวจอวกาศได้ลงจอดบนพื้นผิวหรือเข้าสู่ชั้นบรรยากาศของดาวอังคารดาวศุกร์ดาวพฤหัสบดีและไท ทัน

ทรงกรวยคู่ (biconic)คือทรงกลม-กรวยที่มีส่วนตัดยอดเพิ่มเข้ามา ทรงกรวยคู่ให้ค่าอัตราส่วนแรงยกต่อแรงต้าน (L/D) ที่ดีขึ้นอย่างมาก ทรงกรวยคู่ที่ออกแบบมาสำหรับการลงจอดบนดาวอังคารโดยทั่วไปจะมีค่า L/D ประมาณ 1.0 เมื่อเทียบกับค่า L/D 0.368 สำหรับยาน Apollo-CM ค่า L/D ที่สูงกว่าทำให้ทรงกรวยคู่เหมาะสมกว่าสำหรับการขนส่งคนไปยังดาวอังคารเนื่องจากแรงหน่วงสูงสุดที่ต่ำกว่า อาจกล่าวได้ว่าทรงกรวยคู่ที่สำคัญที่สุดที่เคยใช้งานคือยานลงจอดแบบควบคุมได้ขั้นสูง (AMaRV) บริษัท McDonnell Douglas Corp. สร้าง AMaRV ขึ้นมาสี่ลำและแสดงถึงความก้าวหน้าอย่างมากในด้านความซับซ้อนของยานลงจอด AMaRV จำนวน 3 ลำถูกปล่อยโดยขีปนาวุธข้ามทวีป Minuteman-1ในวันที่ 20 ธันวาคม 1979, 8 ตุลาคม 1980 และ 4 ตุลาคม 1981 AMaRV มีมวลเมื่อเข้าสู่ชั้นบรรยากาศประมาณ 470 กก. รัศมีส่วนหัว 2.34 ซม. มุมครึ่งส่วนหน้าตัด 10.4° รัศมีระหว่างส่วนตัด 14.6 ซม. มุมครึ่งส่วนท้ายตัด 6° และความยาวตามแนวแกน 2.079 เมตร ไม่เคยมีแผนภาพหรือรูปภาพที่ถูกต้องของ AMaRV ปรากฏในเอกสารสาธารณะ อย่างไรก็ตาม มีภาพร่างแผนผังของยานที่คล้ายกับ AMaRV พร้อมกับแผนภาพวิถีโคจรที่แสดงการเลี้ยวแบบหักศอก^{[ 14 ]}

การควบคุมทิศทางของ AMaRV ทำได้โดยใช้แฟลปตัวถังแบบแยกส่วน (หรือเรียกว่าแฟลปรับลมแบบแยกส่วน ) ร่วมกับแฟลปควบคุมการหมุนสองอันที่ติดตั้งอยู่ด้านข้างของ ตัวยาน การควบคุมแฟลปใช้ ระบบไฮดรอลิก AMaRV ถูกนำทางโดยระบบนำทางอัตโนมัติเต็มรูปแบบที่ออกแบบมาเพื่อหลบเลี่ยง การสกัดกั้น ขีปนาวุธต่อต้านขีปนาวุธ (ABM) เครื่องบิน McDonnell Douglas DC-X (ซึ่งเป็นเครื่องบินทรงกรวยสองด้านเช่นกัน) นั้นโดยพื้นฐานแล้วเป็นรุ่นที่ขยายขนาดของ AMaRV นอกจากนี้ AMaRV และ DC-X ยังเป็นพื้นฐานสำหรับข้อเสนอที่ไม่ประสบความสำเร็จสำหรับสิ่งที่ในที่สุดก็กลายเป็นLockheed Martin X- 33

รูปทรง ที่ไม่สมมาตรตามแกนถูกนำมาใช้กับยานลงจอดที่มีลูกเรือ ตัวอย่างหนึ่งคือยานโคจรแบบมีปีก ซึ่งใช้ปีกรูปสามเหลี่ยมในการควบคุมทิศทางระหว่างการลงจอดคล้ายกับเครื่องร่อนทั่วไป แนวทางนี้ถูกใช้โดยกระสวยอวกาศ ของสหรัฐอเมริกา ยานบู รานของสหภาพโซเวียตและยานสตาร์ชิป ที่กำลังอยู่ระหว่างการพัฒนา ตัวถังยกตัว ( lifting body)เป็นอีกหนึ่งรูปทรงเรขาคณิตของยานลงจอด และถูกนำมาใช้กับ ยาน X-23 PRIME (Precision Recovery Including Maneuvering Entry)

วัตถุที่พุ่งเข้าสู่ชั้นบรรยากาศจากอวกาศด้วยความเร็วสูงเมื่อเทียบกับชั้นบรรยากาศจะก่อให้เกิดความร้อน สูงมาก ความร้อนที่เกิดจากการเข้าสู่ชั้นบรรยากาศนั้นมาจากสองแหล่งหลักๆ คือ:

• การพาความร้อนของก๊าซร้อนที่ไหลผ่านพื้นผิวของวัตถุและปฏิกิริยาการรวมตัวทางเคมี แบบเร่งปฏิกิริยา ระหว่างพื้นผิวและก๊าซในบรรยากาศ และ
• การแผ่รังสีจากชั้นช็อก พลังงาน ที่ก่อตัวขึ้นที่ด้านหน้าและด้านข้างของร่างกาย^{[ 15 ]}

เมื่อความเร็วเพิ่มขึ้น ทั้งความร้อนจากการพาความร้อนและความร้อนจากการแผ่รังสีจะเพิ่มขึ้น แต่ในอัตราที่แตกต่างกัน ที่ความเร็วสูงมาก ความร้อนจากการแผ่รังสีจะมีอิทธิพลเหนือกว่าความร้อนจากการพาความร้อน เนื่องจากความร้อนจากการแผ่รังสีเป็นสัดส่วนกับกำลังที่แปดของความเร็ว ในขณะที่ความร้อนจากการพาความร้อนเป็นสัดส่วนกับกำลังที่สามของความเร็ว ดังนั้นความร้อนจากการแผ่รังสีจึงมีอิทธิพลเหนือกว่าในช่วงแรกของการเข้าสู่ชั้นบรรยากาศ ในขณะที่การพาความร้อนจะมีอิทธิพลเหนือกว่าในระยะต่อมา^{[ 15 ]}

ในระหว่างที่มีความเข้มข้นของการแตกตัวเป็นไอออนในระดับหนึ่งจะเกิดการดับสัญญาณวิทยุ กับยานอวกาศ ^{[ 16 ]}

แม้ว่าอินเทอร์เฟซการเข้าสู่ชั้นบรรยากาศโลกของ NASA จะอยู่ที่ระดับความสูง 400,000 ฟุต (122 กิโลเมตร) แต่ความร้อนหลักระหว่างการเข้าสู่ชั้นบรรยากาศแบบควบคุมจะเกิดขึ้นที่ระดับความสูง 65 ถึง 35 กิโลเมตร (213,000 ถึง 115,000 ฟุต) โดยสูงสุดที่ระดับความสูง 58 กิโลเมตร (190,000 ฟุต) ^{[ 17 ]}

ที่อุณหภูมิการกลับเข้าสู่ชั้นบรรยากาศโดยทั่วไป อากาศในชั้นช็อกจะทั้งแตกตัวเป็นไอออนและแยกตัว [ ^{18 ] การ}แยกตัวทางเคมีนี้ทำให้จำเป็นต้องใช้แบบจำลองทางกายภาพต่างๆ เพื่ออธิบายคุณสมบัติทางความร้อนและทางเคมีของชั้นช็อก มีแบบจำลองทางกายภาพพื้นฐานสี่แบบของก๊าซที่สำคัญสำหรับวิศวกรการบินที่ออกแบบแผ่นกันความร้อน:

วิศวกรการบินเกือบทั้งหมดได้รับการสอนเกี่ยวกับแบบจำลองก๊าซที่สมบูรณ์แบบ (อุดมคติ)ในระหว่างการศึกษาระดับปริญญาตรี สมการก๊าซที่สมบูรณ์แบบที่สำคัญส่วนใหญ่พร้อมตารางและกราฟที่เกี่ยวข้องแสดงอยู่ในรายงาน NACA 1135 ^{[ 19 ]}ข้อความที่ตัดตอนมาจากรายงาน NACA 1135 มักปรากฏในภาคผนวกของตำราเรียนอุณหพลศาสตร์และเป็นที่คุ้นเคยสำหรับวิศวกรการบินส่วนใหญ่ที่ออกแบบเครื่องบินความเร็วเหนือเสียง

ทฤษฎีก๊าซอุดมคติเป็นทฤษฎีที่สวยงามและมีประโยชน์อย่างยิ่งสำหรับการออกแบบเครื่องบิน แต่ทฤษฎีนี้ตั้งอยู่บนสมมติฐานว่าก๊าซนั้นเฉื่อยทางเคมี จากมุมมองของการออกแบบเครื่องบิน เราสามารถสมมติได้ว่าอากาศนั้นเฉื่อยที่อุณหภูมิต่ำกว่า 550 เคลวิน (277 องศาเซลเซียส; 530 องศาฟาเรนไฮต์) ที่ความดัน 1 บรรยากาศ ทฤษฎีก๊าซอุดมคติเริ่มใช้ไม่ได้ผลที่อุณหภูมิ 550 เคลวิน และไม่สามารถใช้งานได้ที่อุณหภูมิสูงกว่า 2,000 เคลวิน (1,730 องศาเซลเซียส; 3,140 องศาฟาเรนไฮต์) สำหรับอุณหภูมิที่สูงกว่า 2,000 เคลวิน นักออกแบบแผ่นกันความร้อนจะต้องใช้แบบจำลองก๊าซจริง

โมเมนต์การเอียงของยานเข้าสู่ชั้นบรรยากาศอาจได้รับอิทธิพลอย่างมากจากผลกระทบของก๊าซจริง ทั้งโมดูลบัญชาการ Apollo และกระสวยอวกาศได้รับการออกแบบโดยใช้โมเมนต์การเอียงที่ไม่ถูกต้องซึ่งกำหนดผ่านการจำลองก๊าซจริงที่ไม่แม่นยำ มุมปะทะของ Apollo-CM สูงกว่าที่ประเมินไว้ในตอนแรก ส่งผลให้เส้นทางการเข้าสู่ชั้นบรรยากาศของดวงจันทร์แคบลง ศูนย์กลางอากาศพลศาสตร์ที่แท้จริงของColumbiaอยู่เหนือค่าที่คำนวณไว้เนื่องจากผลกระทบของก๊าซจริง ใน เที่ยวบินปฐมฤกษ์ ของColumbia ( STS-1 ) นักบินอวกาศJohn YoungและRobert Crippenมีช่วงเวลาที่น่ากังวลระหว่างการกลับเข้าสู่ชั้นบรรยากาศเมื่อมีความกังวลเกี่ยวกับการสูญเสียการควบคุมยาน^{[ 20 ]}

แบบจำลองก๊าซจริงที่อยู่ในสภาวะสมดุลนั้น สมมติว่าก๊าซมีปฏิกิริยาทางเคมี แต่ก็สมมติว่าปฏิกิริยาทางเคมีทั้งหมดเกิดขึ้นอย่างสมบูรณ์แล้ว และส่วนประกอบทั้งหมดของก๊าซมีอุณหภูมิเท่ากัน (เรียกว่าสมดุลทางเทอร์โมไดนามิก ) เมื่ออากาศถูกคลื่นกระแทก อากาศจะถูกทำให้ร้อนขึ้นเนื่องจากการอัด และเกิดการแตกตัวทางเคมีผ่านปฏิกิริยาต่างๆ มากมาย แรงเสียดทานโดยตรงกับวัตถุที่กลับเข้าสู่ชั้นบรรยากาศไม่ใช่สาเหตุหลักของการเกิดความร้อนในชั้นคลื่นกระแทก แต่เกิดจาก ความร้อน แบบไอเซนโทรปิกของโมเลกุลอากาศภายในคลื่นอัดเป็นหลัก การเพิ่มขึ้นของเอนโทรปีของโมเลกุลภายในคลื่นเนื่องจากแรงเสียดทานก็เป็นสาเหตุหนึ่งของการเกิดความร้อนเช่นกัน ระยะห่างจากคลื่นกระแทกถึงจุดหยุดนิ่งที่ขอบด้านหน้าของยานที่กลับเข้าสู่ชั้นบรรยากาศเรียกว่า ระยะห่างจากคลื่นกระแทก (shock wave standoff)กฎโดยประมาณสำหรับระยะห่างจากคลื่นกระแทกคือ ​​0.14 เท่าของรัศมีส่วนหน้าของยาน เราสามารถประมาณเวลาในการเดินทางของโมเลกุลก๊าซจากคลื่นกระแทกไปยังจุดหยุดนิ่งได้โดยการสมมติความเร็วของกระแสอิสระที่ 7.8 กม./วินาที และรัศมีปลายจมูกที่ 1 เมตร กล่าวคือ เวลาในการเดินทางจะอยู่ที่ประมาณ 18 ไมโครวินาที นี่คือเวลาโดยประมาณที่จำเป็นสำหรับการแตกตัวทางเคมีที่เริ่มต้นโดยคลื่นกระแทกเพื่อให้เข้าใกล้สมดุลทางเคมีในชั้นคลื่นกระแทกสำหรับการเข้าสู่ชั้นอากาศที่ความเร็ว 7.8 กม./วินาที ในช่วงที่มีการถ่ายเทความร้อนสูงสุด ดังนั้น เมื่ออากาศเข้าใกล้จุดหยุดนิ่งของยานพาหนะที่เข้าสู่ชั้นบรรยากาศ อากาศจะเข้าสู่สมดุลทางเคมีอย่างมีประสิทธิภาพ ทำให้สามารถใช้แบบจำลองสมดุลได้ ในกรณีนี้ ชั้นคลื่นกระแทกส่วนใหญ่ระหว่างคลื่นกระแทกและขอบนำของยานพาหนะที่เข้าสู่ชั้นบรรยากาศกำลังทำปฏิกิริยาทางเคมีและไม่ได้อยู่ในสถานะสมดุล สมการ Fay – Riddell ^{[ 11 ]}ซึ่งมีความสำคัญอย่างยิ่งต่อการสร้างแบบจำลองการถ่ายเทความร้อน มีความถูกต้องเนื่องจากจุดหยุดนิ่งอยู่ในสมดุลทางเคมี ระยะเวลาที่ก๊าซในชั้นช็อกเลเยอร์จะเข้าสู่สภาวะสมดุลนั้นขึ้นอยู่กับความดันของชั้นช็อกเลเยอร์เป็นอย่างมาก ตัวอย่างเช่น ในกรณีที่ ยานสำรวจกา ลิเลโอเข้าสู่ชั้นบรรยากาศของดาวพฤหัสบดี ชั้นช็อกเลเยอร์ส่วนใหญ่จะอยู่ในสภาวะสมดุลในช่วงที่มีการถ่ายเทความร้อนสูงสุดเนื่องจากความดันที่สูงมาก (ซึ่งขัดกับสามัญสำนึกเมื่อพิจารณาว่าความเร็วของกระแสลมอิสระอยู่ที่ 39 กม./วินาทีในช่วงที่มีการถ่ายเทความร้อนสูงสุด)

การหาค่าสถานะทางเทอร์โมไดนามิกของจุดหยุดนิ่งนั้นยากกว่าภายใต้แบบจำลองก๊าซสมดุลเมื่อเทียบกับแบบจำลองก๊าซสมบูรณ์ ภายใต้แบบจำลองก๊าซสมบูรณ์อัตราส่วนของความร้อนจำเพาะ (เรียกอีกอย่างว่าเลขชี้กำลังไอเซนโทร ปิก ดัชนีอะเดียแบติกแกมมาหรือแคปปา ) จะถือว่าคงที่พร้อมกับค่าคงที่ของก๊าซสำหรับก๊าซจริง อัตราส่วนของความร้อนจำเพาะสามารถแกว่งไปมาอย่างมากตามอุณหภูมิ ภายใต้แบบจำลองก๊าซสมบูรณ์ มีชุดสมการที่สวยงามสำหรับการกำหนดสถานะทางเทอร์โมไดนามิกตามเส้นกระแสเอนโทรปีคงที่ที่เรียกว่าโซ่ไอเซนโทรปิกสำหรับก๊าซจริง โซ่ไอเซนโทรปิกใช้ไม่ได้ และ จะใช้ แผนภาพมอลลิเยร์แทนสำหรับการคำนวณด้วยมือ อย่างไรก็ตาม วิธีแก้ปัญหาเชิงกราฟิกด้วยแผนภาพมอลลิเยร์นั้นถือว่าล้าสมัยแล้วในปัจจุบัน เนื่องจากนักออกแบบแผ่นกันความร้อนสมัยใหม่ใช้โปรแกรมคอมพิวเตอร์ที่อิงตามตารางค้นหาดิจิทัล (อีกรูปแบบหนึ่งของแผนภาพมอลลิเยร์) หรือโปรแกรมเทอร์โมไดนามิกส์ที่อิงตามเคมี องค์ประกอบทางเคมีของแก๊สที่อยู่ในสภาวะสมดุลที่ความดันและอุณหภูมิคงที่ สามารถหาได้โดยใช้วิธีพลังงานอิสระของกิบส์พลังงานอิสระของกิบส์ คือ เอนทาลปีรวมของแก๊สลบด้วย เอน โทร ปีรวม คูณด้วยอุณหภูมิ โปรแกรมคำนวณสมดุลทางเคมีโดยทั่วไปไม่จำเป็นต้องใช้สูตรเคมีหรือสมการอัตราการเกิดปฏิกิริยา โปรแกรมทำงานโดยการคงค่าความอุดมสมบูรณ์ของธาตุเดิมที่ระบุไว้สำหรับแก๊ส และเปลี่ยนแปลงการรวมกันของโมเลกุลต่างๆ ของธาตุเหล่านั้นผ่านการคำนวณซ้ำเชิงตัวเลขจนกว่าจะได้ค่าพลังงานอิสระของกิบส์ที่ต่ำที่สุดเท่าที่จะเป็นไปได้ ( วิธีการนิวตัน-ราฟสันเป็นวิธีการคำนวณเชิงตัวเลขที่ใช้กันทั่วไป) ฐานข้อมูลสำหรับโปรแกรมพลังงานอิสระของกิบส์มาจากข้อมูลทางสเปกโทรสโกปีที่ใช้ในการกำหนดฟังก์ชันการแบ่งส่วนหนึ่งในโปรแกรมคำนวณสมดุลที่ดีที่สุดที่มีอยู่คือโปรแกรมChemical Equilibrium with Applications (CEA) ซึ่งเขียนโดย Bonnie J. McBride และ Sanford Gordon ที่ NASA Lewis (ปัจจุบันเปลี่ยนชื่อเป็น "NASA Glenn Research Center") ชื่ออื่นของ CEA คือ "รหัส Gordon และ McBride" และ "รหัส Lewis" CEA มีความแม่นยำสูงถึง 10,000 K สำหรับก๊าซในชั้นบรรยากาศของดาวเคราะห์ แต่ใช้งานไม่ได้เกิน 20,000 K ( แบบจำลองไม่รองรับ การแตกตัวเป็นไอออนสองครั้ง ) สามารถดาวน์โหลด CEA ได้จากอินเทอร์เน็ตพร้อมเอกสารประกอบฉบับเต็ม และสามารถคอมไพล์บน Linux โดยใช้คอมไพเลอร์ Fortran G77

แบบจำลองก๊าซจริงที่ไม่สมดุลเป็นแบบจำลองที่แม่นยำที่สุดของฟิสิกส์ก๊าซของชั้นช็อก แต่ยากต่อการแก้ปัญหามากกว่าแบบจำลองสมดุล แบบจำลองที่ไม่สมดุลที่ง่ายที่สุดคือแบบจำลอง Lighthill–Freemanที่พัฒนาขึ้นในปี 1958 ^{[ 21 ] [ 22 ]}แบบจำลอง Lighthill–Freeman ในเบื้องต้นถือว่าก๊าซประกอบด้วยโมเลกุลไดอะตอมิกชนิดเดียวที่ไวต่อสูตรเคมีเพียงสูตรเดียวและสูตรผกผัน เช่น N ₂ = N + N และ N + N = N ₂ (การแตกตัวและการรวมตัวใหม่) เนื่องจากความเรียบง่าย แบบจำลอง Lighthill–Freeman จึงเป็นเครื่องมือทางการศึกษาที่มีประโยชน์ แต่เรียบง่ายเกินไปสำหรับการจำลองอากาศที่ไม่สมดุล โดยทั่วไปอากาศจะถูกสมมติว่ามีองค์ประกอบเศษส่วนโมลของไนโตรเจนโมเลกุล 0.7812 ออกซิเจนโมเลกุล 0.2095 และอาร์กอน 0.0093 แบบจำลองก๊าซจริงที่ง่ายที่สุดสำหรับอากาศคือแบบจำลองห้าองค์ประกอบซึ่งประกอบด้วย N₂ _, O₂ _, NO, N₂ และ O แบบจำลองห้าองค์ประกอบนี้ถือว่าไม่มีการแตกตัวเป็นไอออนและละเลยองค์ประกอบที่มีปริมาณน้อย เช่น คาร์บอนไดออกไซด์

เมื่อรันโปรแกรมสมดุลพลังงานอิสระของกิบส์ กระบวนการวนซ้ำจากองค์ประกอบโมเลกุลที่ระบุไว้ในตอนแรกไปจนถึงองค์ประกอบสมดุลที่คำนวณได้ขั้นสุดท้ายนั้นเป็นแบบสุ่มและไม่แม่นยำตามเวลา ในขณะที่โปรแกรมที่ไม่สมดุลนั้น กระบวนการคำนวณจะแม่นยำตามเวลาและเป็นไปตามเส้นทางคำตอบที่กำหนดโดยสูตรทางเคมีและอัตราการเกิดปฏิกิริยา แบบจำลองห้าชนิดมีสูตรทางเคมี 17 สูตร (34 สูตรเมื่อนับรวมสูตรย้อนกลับ) แบบจำลองไลท์ฮิลล์-ฟรีแมนนั้นอิงจากสมการเชิงอนุพันธ์สามัญหนึ่งสมการและสมการพีชคณิตหนึ่งสมการ แบบจำลองห้าชนิดอิงจากสมการเชิงอนุพันธ์สามัญห้าสมการและสมการพีชคณิต 17 สมการ เนื่องจากสมการเชิงอนุพันธ์สามัญทั้งห้าสมการนั้นเชื่อมโยงกันอย่างแน่นหนา ระบบจึงมีความ "แข็ง" ทางตัวเลขและยากต่อการแก้ปัญหา แบบจำลองห้าชนิดสามารถใช้ได้เฉพาะกับการเข้าสู่วงโคจรต่ำของโลก เท่านั้น โดยความเร็วในการเข้าสู่วงโคจรอยู่ที่ประมาณ 7.8 กม./วินาที (28,000 กม./ชม.; 17,000 ไมล์/ชม.) สำหรับการกลับเข้าสู่ชั้นบรรยากาศดวงจันทร์ที่ความเร็ว 11 กม./วินาที^{[ 23 ]}ชั้นช็อกเลเยอร์ประกอบด้วยไนโตรเจนและออกซิเจนที่แตกตัวเป็นไอออนจำนวนมาก แบบจำลองห้าชนิดไม่ถูกต้องอีกต่อไป และต้องใช้แบบจำลองสิบสองชนิดแทน ความเร็วของส่วนต่อประสานการเข้าสู่ชั้นบรรยากาศบนเส้นทางโคจร ระหว่างดาวอังคารกับโลก อยู่ที่ประมาณ 12 กม./วินาที (43,000 กม./ชม.; 27,000 ไมล์/ชม.) ^{[ 24 ]} การจำลองการเข้าสู่ชั้นบรรยากาศดาวอังคารด้วยความเร็วสูง ซึ่งเกี่ยวข้องกับชั้นบรรยากาศคาร์บอนไดออกไซด์ ไนโตรเจน และอาร์กอน มีความซับซ้อนยิ่งขึ้นไปอีก โดยต้องใช้แบบจำลอง 19 ชนิด

แง่มุมสำคัญอย่างหนึ่งของการจำลองผลกระทบของก๊าซจริงที่ไม่สมดุลคือ ฟลักซ์ความร้อนจากการแผ่รังสี หากยานอวกาศกำลังเข้าสู่ชั้นบรรยากาศด้วยความเร็วสูงมาก (วิถีโค้งไฮเปอร์โบลา การกลับสู่ดวงจันทร์) และมีรัศมีส่วนหัวขนาดใหญ่ ฟลักซ์ความร้อนจากการแผ่รังสีอาจมีอิทธิพลเหนือความร้อนของระบบป้องกันความร้อน (TPS) ฟลักซ์ความร้อนจากการแผ่รังสีระหว่างการเข้าสู่ชั้นบรรยากาศของอากาศหรือคาร์บอนไดออกไซด์มักมาจากโมเลกุลไดอะตอมิกที่ไม่สมมาตร เช่นไซยาโนเจน (CN) คาร์บอนมอนอกไซด์ไนตริกออกไซด์ (NO) ไนโตรเจน โมเลกุลไอออนเดี่ยว เป็นต้น โมเลกุลเหล่านี้เกิดขึ้นจากการที่คลื่นกระแทกทำให้ก๊าซในชั้นบรรยากาศแตกตัว จากนั้นจึงรวมตัวกันใหม่ภายในชั้นกระแทกกลายเป็นโมเลกุลชนิดใหม่ โมเลกุล ไดอะต อมิกที่เกิดขึ้นใหม่ จะมีอุณหภูมิการสั่นสะเทือนสูงมากในตอนแรก ซึ่งจะเปลี่ยนพลังงานการสั่นสะเทือนเป็นพลังงานการแผ่รังสี ได้อย่างมีประสิทธิภาพ นั่นคือ ฟลักซ์ความร้อนจากการแผ่รังสี กระบวนการทั้งหมดเกิดขึ้นในเวลาน้อยกว่าหนึ่งมิลลิวินาที ซึ่งทำให้การจำลองเป็นเรื่องท้าทาย การวัดค่าการถ่ายเทความร้อนจากการแผ่รังสีด้วยวิธีการทดลอง (โดยทั่วไปทำด้วยท่อช็อกเวฟ) ควบคู่กับการคำนวณทางทฤษฎีผ่านสมการชโรดิงเกอร์ แบบไม่คงที่ เป็นหนึ่งในแง่มุมที่ค่อนข้างเฉพาะทางของวิศวกรรมการบินและอวกาศ งานวิจัยด้านการบินและอวกาศส่วนใหญ่ที่เกี่ยวข้องกับการทำความเข้าใจการถ่ายเทความร้อนจากการแผ่รังสีนั้นเกิดขึ้นในทศวรรษ 1960 แต่ได้หยุดลงไปหลังจากโครงการอพอลโลสิ้นสุดลง การถ่ายเทความร้อนจากการแผ่รังสีในอากาศนั้นมีความเข้าใจเพียงพอที่จะรับประกันความสำเร็จของโครงการอพอลโล อย่างไรก็ตาม การถ่ายเทความร้อนจากการแผ่รังสีในคาร์บอนไดออกไซด์ (การเข้าสู่ชั้นบรรยากาศของดาวอังคาร) ยังคงเป็นเรื่องที่เข้าใจได้น้อยมากและจะต้องมีการวิจัยครั้งใหญ่ต่อไป

แบบจำลองก๊าซแช่แข็งอธิบายกรณีพิเศษของก๊าซที่ไม่อยู่ในสภาวะสมดุล ชื่อ "ก๊าซแช่แข็ง" อาจทำให้เข้าใจผิดได้ ก๊าซแช่แข็งไม่ได้ "แช่แข็ง" เหมือนน้ำแข็งที่แช่แข็งน้ำ แต่ก๊าซแช่แข็ง "แช่แข็ง" ในเวลา (ถือว่าปฏิกิริยาเคมีทั้งหมดหยุดลง) โดยปกติปฏิกิริยาเคมีจะถูกขับเคลื่อนโดยการชนกันระหว่างโมเลกุล^{[ 25 ]}หากความดันของก๊าซลดลงอย่างช้าๆ จนกระทั่งปฏิกิริยาเคมีสามารถดำเนินต่อไปได้ ก๊าซก็จะยังคงอยู่ในสภาวะสมดุล อย่างไรก็ตาม เป็นไปได้ที่ความดันของก๊าซจะลดลงอย่างกะทันหันจนปฏิกิริยาเคมีเกือบทั้งหมดหยุดลง ในสถานการณ์เช่นนั้น ก๊าซจะถือว่าแช่แข็ง^{[ 26 ]}

ความแตกต่างระหว่างสภาวะสมดุลและสภาวะแช่แข็งมีความสำคัญ เนื่องจากก๊าซ เช่น อากาศ อาจมีคุณสมบัติที่แตกต่างกันอย่างมาก (ความเร็วเสียงความหนืดฯลฯ) สำหรับสถานะทางเทอร์โมไดนามิกเดียวกัน เช่น ความดันและอุณหภูมิ ก๊าซแช่แข็งอาจเป็นปัญหาสำคัญในบริเวณท้ายยานเข้าสู่ชั้นบรรยากาศ ในระหว่างการกลับเข้าสู่ชั้นบรรยากาศ อากาศในกระแสอิสระจะถูกอัดให้มีอุณหภูมิและความดันสูงโดยคลื่นกระแทกของยานเข้าสู่ชั้นบรรยากาศ จากนั้นอากาศที่ไม่สมดุลในชั้นคลื่นกระแทกจะถูกลำเลียงผ่านด้านหน้าของยานเข้าสู่ชั้นบรรยากาศไปยังบริเวณที่มีการขยายตัวอย่างรวดเร็วซึ่งทำให้เกิดการแช่แข็ง อากาศแช่แข็งสามารถถูกดึงเข้าไปในกระแสน้ำวนตามหลังยานเข้าสู่ชั้นบรรยากาศ การจำลองการไหลในบริเวณท้ายยานเข้าสู่ชั้นบรรยากาศอย่างถูกต้องนั้นทำได้ยากมาก ความร้อน ของเกราะป้องกันความร้อน (TPS) ในส่วนท้ายของยานมักจะไม่สูงมากนัก^{[ 27 ]}แต่รูปทรงและความไม่เสถียรของบริเวณท้ายยานสามารถส่งผลกระทบอย่างมากต่ออากาศพลศาสตร์ (โมเมนต์การหมุน) และโดยเฉพาะอย่างยิ่งเสถียรภาพแบบไดนามิก^{[ 28 ] [ 29 ]}

ระบบป้องกันความร้อนหรือ TPS คือเกราะป้องกันยานอวกาศในระหว่างความร้อนสูงจัดของการกลับเข้าสู่ชั้นบรรยากาศ มีการใช้แนวทางต่างๆ มากมายในการป้องกันความร้อนของยานอวกาศ เช่น แผ่นกันความร้อนแบบระเหย การระบายความร้อนแบบพาสซีฟ และการระบายความร้อนแบบแอคทีฟที่พื้นผิวของยานอวกาศ โดยทั่วไปแล้วสามารถแบ่งออกเป็นสองประเภท คือ TPS แบบระเหย และ TPS ที่สามารถนำกลับมาใช้ใหม่ได้

ระบบป้องกันความร้อน แบบ Ablative TPS จำเป็นต้องใช้เมื่อยานอวกาศบินถึงระดับความสูงที่ค่อนข้างต่ำก่อนที่จะลดความเร็วลง ยานอวกาศเช่นกระสวยอวกาศได้รับการออกแบบให้ลดความเร็วลงที่ระดับความสูงมาก เพื่อให้สามารถใช้ระบบป้องกันความร้อนแบบนำกลับมาใช้ใหม่ได้ (ดู: ระบบป้องกันความร้อนของกระสวยอวกาศ )

ระบบป้องกันความร้อนจะได้รับการทดสอบในการทดสอบภาคพื้นดินที่มีเอนทาลปีสูงหรือในอุโมงค์ลมพลาสมา ซึ่งจำลองสภาวะที่มีเอนทาลปีสูงและความดันสภาวะหยุดนิ่งสูงโดยใช้พลาสมาแบบเหนี่ยวนำหรือพลาสมาแบบกระแสตรง

แผ่น กันความร้อน แบบ Ablativeทำงานโดยการยกก๊าซร้อนจากชั้นช็อกเลเยอร์ออกจากผนังด้านนอกของแผ่นกันความร้อน (สร้างชั้นขอบเขต ที่เย็นกว่า ) ชั้นขอบเขตนี้เกิดจากการพัดพาผลิตภัณฑ์ปฏิกิริยาที่เป็นก๊าซจากวัสดุแผ่นกันความร้อน และให้การป้องกันความร้อนทุกรูปแบบ กระบวนการโดยรวมของการลดความร้อนที่ผนังด้านนอกของแผ่นกันความร้อนได้รับโดยผ่านชั้นขอบเขตนี้เรียกว่าการปิดกั้นการเผาไหม้เกิดขึ้นในสองระดับในระบบป้องกันความร้อนแบบ Ablative: พื้นผิวด้านนอกของวัสดุ TPS จะไหม้เกรียม หลอมเหลว และระเหิดในขณะที่ส่วนใหญ่ของวัสดุ TPS จะเกิด การสลาย ตัวด้วยความร้อนและขับไล่ก๊าซผลิตภัณฑ์ออกมา ก๊าซที่เกิดจากการสลายตัวด้วยความร้อนเป็นตัวขับเคลื่อนการพัดพาและทำให้เกิดการปิดกั้นความร้อนแบบพาความร้อนและแบบเร่งปฏิกิริยา การสลายตัวด้วยความ ร้อน สามารถวัดได้แบบเรียลไทม์โดยใช้การวิเคราะห์เทอร์โมกราวิเมตริกเพื่อให้สามารถประเมินประสิทธิภาพของ Ablative ได้^{[ 30 ]}การกำจัดยังสามารถป้องกันการไหลของความร้อนจากการแผ่รังสีได้ด้วยการนำคาร์บอนเข้าไปในชั้นช็อก ทำให้ชั้นนั้นทึบแสง การป้องกันการไหลของความร้อนจากการแผ่รังสีเป็นกลไกการป้องกันความร้อนหลักของ วัสดุ TPS ของยานสำรวจกาลิเลโอ (คาร์บอนฟีนอล)

การวิจัยเบื้องต้นเกี่ยวกับเทคโนโลยีการระเหยในสหรัฐอเมริกาเน้นที่ศูนย์วิจัยเอมส์ของNASAซึ่งตั้งอยู่ที่Moffett Fieldรัฐแคลิฟอร์เนียศูนย์วิจัยเอมส์เป็นสถานที่ที่เหมาะสม เนื่องจากมีอุโมงค์ลม จำนวนมาก ที่สามารถสร้างความเร็วลมที่แตกต่างกันได้ การทดลองเบื้องต้นมักจะติดตั้งแบบจำลองของวัสดุระเหยที่จะวิเคราะห์ภายในอุโมงค์ลมความเร็วสูงยิ่งยวด^{[ 31 ]}การทดสอบวัสดุระเหยเกิดขึ้นที่Ames Arc Jet Complex ระบบป้องกันความร้อนของยานอวกาศหลายระบบได้รับการทดสอบในสถานที่แห่งนี้ รวมถึง วัสดุป้องกันความร้อนของApollo, Space Shuttle และOrion ^{[ 32 ]}

คาร์บอนฟีนอลิกได้รับการพัฒนาขึ้นครั้งแรกเพื่อใช้เป็นวัสดุคอหัวฉีดจรวด (ใช้ในจรวดขับดันแข็งของกระสวยอวกาศ ) และสำหรับปลายจมูกของยานกลับเข้าสู่ชั้นบรรยากาศการนำความร้อนของวัสดุ TPS เฉพาะนั้นมักจะเป็นสัดส่วนกับความหนาแน่นของวัสดุ^{[ 33 ]}คาร์บอนฟีนอลิกเป็นวัสดุที่ระเหยได้ดีมาก แต่ก็มีความหนาแน่นสูงซึ่งไม่เป็นที่ต้องการ

ยานสำรวจกาลิเลโอของ NASA ใช้คาร์บอนฟีนอลเป็นวัสดุ TPS ^{[ 34 ]}

หากปริมาณความร้อนที่ยานเข้าสู่ชั้นบรรยากาศได้รับไม่เพียงพอที่จะทำให้เกิดการสลายตัวด้วยความร้อนสูง (pyrolysis) การนำความร้อนของวัสดุ TPS อาจทำให้ความร้อนถ่ายเทเข้าไปในวัสดุเชื่อมประสานของ TPS ส่งผลให้ TPS เสียหายได้ ดังนั้น สำหรับวิถีการเข้าสู่ชั้นบรรยากาศที่ทำให้เกิดปริมาณความร้อนต่ำ วัสดุคาร์บอนฟีนอลิกจึงไม่เหมาะสมในบางครั้ง และวัสดุ TPS ที่มีความหนาแน่นต่ำกว่า เช่น ตัวอย่างต่อไปนี้ อาจเป็นตัวเลือกการออกแบบที่ดีกว่า:

SLAในSLA-561Vย่อมาจากsuper light-weight ablator (วัสดุกันความร้อนน้ำหนักเบาพิเศษ) SLA-561V เป็นวัสดุกันความร้อนที่เป็นกรรมสิทธิ์ของLockheed Martinซึ่งถูกนำมาใช้เป็นวัสดุหลักสำหรับระบบป้องกันความร้อน (TPS) ในยานลงจอดทรงกรวยทรงกลม 70° ทั้งหมดที่ NASA ส่งไปยังดาวอังคาร ยกเว้นยานMars Science Laboratory (MSL) SLA-561V จะเริ่มสึกกร่อนอย่างมีนัยสำคัญที่ค่าความร้อนประมาณ 110 W/cm² ^แต่จะล้มเหลวเมื่อค่าความร้อนมากกว่า 300 W/cm² ^{ปัจจุบัน}ระบบป้องกันความร้อนของเปลือกหุ้ม MSL ถูกออกแบบมาให้ทนต่อค่าความร้อนสูงสุดที่ 234 W/cm² ^ค่าความร้อนสูงสุดที่เปลือกหุ้มของ ยาน Viking 1ซึ่งลงจอดบนดาวอังคารได้รับคือ 21 W/cm² สำหรับ Viking 1 ระบบป้องกันความร้อนทำหน้าที่เป็นฉนวนกันความร้อนที่ไหม้เกรียมและไม่เคยเกิดการสึกกร่อนอย่างมีนัยสำคัญ Viking 1 เป็นยานลงจอดบน^ดาวอังคารลำแรกและมีพื้นฐานมาจากการออกแบบที่ค่อนข้างอนุรักษ์นิยม เปลือกแอโรเชลล์ไวกิ้งมีเส้นผ่านศูนย์กลางฐาน 3.54 เมตร (ใหญ่ที่สุดที่ใช้บนดาวอังคารจนกระทั่งถึงห้องปฏิบัติการวิทยาศาสตร์ดาวอังคาร) SLA-561V ถูกนำมาใช้โดยการบรรจุวัสดุที่ระเหยได้ลงในแกนรังผึ้งที่ยึดติดไว้ล่วงหน้ากับโครงสร้างของเปลือกแอโรเชลล์ ทำให้สามารถสร้างแผ่นกันความร้อนขนาดใหญ่ได้^{[ 35 ]}

วัสดุคาร์บอนที่เคลือบด้วยฟีนอล (PICA) เป็น วัสดุตั้งต้น ของเส้นใยคาร์บอนที่เคลือบด้วยเรซินฟีนอล [ ^{36 ] มี}ข้อดีคือมีความหนาแน่นต่ำ (เบากว่าคาร์บอนฟีนอลมาก) ควบคู่ไปกับความสามารถในการระเหยที่มีประสิทธิภาพที่ฟลักซ์ความร้อนสูง เป็นตัวเลือกที่ดีสำหรับการใช้งานที่ระเหย เช่น สภาวะความร้อนสูงสุดที่พบในภารกิจนำตัวอย่างกลับมาหรือภารกิจกลับสู่ดวงจันทร์ ค่าการนำความร้อนของ PICA ต่ำกว่าวัสดุที่ระเหยได้ที่ฟลักซ์ความร้อนสูงอื่นๆ เช่น คาร์บอนฟีนอลทั่วไป

PICA ได้รับการจดสิทธิบัตรโดยศูนย์วิจัย NASA Amesในช่วงทศวรรษ 1990 และเป็นวัสดุ TPS หลักสำหรับเปลือกแอโรโซนาของยาน Stardust ^{[ 37 ]}แคปซูลนำตัวอย่าง Stardust เป็นวัตถุที่มนุษย์สร้างขึ้นที่เร็วที่สุดเท่าที่เคยกลับเข้าสู่ชั้นบรรยากาศของโลก ด้วยความเร็ว 28,000 ไมล์ต่อชั่วโมง (ประมาณ 12.5 กิโลเมตรต่อวินาที) ที่ระดับความสูง 135 กิโลเมตร ซึ่งเร็วกว่าแคปซูลภารกิจ Apollo และเร็วกว่ากระสวยอวกาศถึง 70% ^{[ 1 ]} PICA มีความสำคัญอย่างยิ่งต่อความเป็นไปได้ของภารกิจ Stardust ซึ่งกลับสู่โลกในปี 2006 แผ่นกันความร้อนของ Stardust (เส้นผ่านศูนย์กลางฐาน 0.81 เมตร) ทำจากชิ้นส่วนโมโนลิธิกชิ้นเดียวที่มีขนาดเพื่อทนต่ออัตราการให้ความร้อนสูงสุดที่ 1.2 กิโลวัตต์/ตารางเซนติเมตร^แผ่นกันความร้อน PICA ยังถูกใช้สำหรับการเข้าสู่ชั้นบรรยากาศของดาวอังคารของยาน Mars Science Laboratory ด้วย ^{[ 38 ]}

SpaceXได้พัฒนา PICA-X ซึ่งเป็นรุ่นที่ได้รับการปรับปรุงและผลิตได้ง่ายขึ้นในช่วงปี 2006–2010 ^{[ 38 ]}สำหรับแคปซูลอวกาศDragon ^{[ 39 ]}การทดสอบการกลับเข้าสู่ชั้นบรรยากาศครั้งแรกของแผ่นกันความร้อน PICA-X เกิดขึ้นใน ภารกิจ Dragon C1เมื่อวันที่ 8 ธันวาคม 2010 ^{[ 40 ]}แผ่นกันความร้อน PICA-X ได้รับการออกแบบ พัฒนา และผ่านการรับรองอย่างสมบูรณ์โดยทีมวิศวกรและช่างเทคนิคเพียง 12 คนในเวลาไม่ถึง 4 ปี^{[ 38 ]} PICA-X มีต้นทุนการผลิตต่ำกว่าวัสดุแผ่นกันความร้อน PICA ของ NASA ถึง 10 เท่า^{[ 41 ]}

PICA เวอร์ชันปรับปรุงครั้งที่สอง—เรียกว่า PICA-3—ได้รับการพัฒนาโดย SpaceX ในช่วงกลางทศวรรษ 2010 มีการทดสอบการบินครั้งแรกบน ยานอวกาศ Crew Dragonในปี 2019 ระหว่างภารกิจสาธิตการบินในเดือนเมษายน 2019 และเริ่มใช้งานจริงบนยานอวกาศลำนั้นในปี 2020 ^{[ 42 ]}

PICA และวัสดุ TPS ที่ใช้การระเหยส่วนใหญ่เป็นกรรมสิทธิ์หรือจัดอยู่ในประเภทความลับ โดยสูตรและกระบวนการผลิตไม่ได้เปิดเผยในเอกสารสาธารณะ ซึ่งจำกัดความสามารถของนักวิจัยในการศึกษาวัสดุเหล่านี้และขัดขวางการพัฒนาระบบป้องกันความร้อน ดังนั้น กลุ่มวินิจฉัยการไหลของเอนทาลปีสูง (HEFDiG) ที่มหาวิทยาลัยสตุทการ์ทจึงได้พัฒนาวัสดุคาร์บอน-ฟีนอลิกที่ใช้การระเหยแบบเปิดเผย เรียกว่า วัสดุทดลองห้องปฏิบัติการวิจัยการระเหยของ HEFDiG (HARLEM) จากวัสดุที่มีจำหน่ายในเชิงพาณิชย์ HARLEM เตรียมได้โดยการชุบพรีฟอร์มของโมโนลิธพรุนเส้นใยคาร์บอน (เช่น ฉนวนคาร์บอนแข็ง Calcarb) ด้วยสารละลายของเรซินฟีนอลิกเรโซลและโพลีไวนิลไพโรลิโดนในเอทิลีนไกลคอลให้ความร้อนเพื่อทำให้เรซินเกิดพอลิเมอไรเซชัน จากนั้นกำจัดตัวทำละลายออกภายใต้สุญญากาศ วัสดุที่ได้จะถูกบ่มและขึ้นรูปตามรูปร่างที่ต้องการ^{[ 43 ] [ 44 ]}

วัสดุเซรามิกที่เคลือบด้วยซิลิโคนและสามารถนำกลับมาใช้ใหม่ได้ (SIRCA) ได้รับการพัฒนาขึ้นที่ศูนย์วิจัย NASA Ames และถูกนำไปใช้กับแผ่นเชื่อมต่อด้านหลัง (BIP) ของ เปลือกหุ้มยาน Mars PathfinderและMars Exploration Rover (MER) BIP อยู่ที่จุดเชื่อมต่อระหว่างเปลือกหุ้มด้านหลัง (หรือที่เรียกว่าส่วนท้ายหรือฝาครอบด้านท้าย) และวงแหวนการเดินทาง (หรือที่เรียกว่าส่วนการเดินทาง) SIRCA ยังเป็นวัสดุ TPS หลักสำหรับยานสำรวจดาวอังคาร Deep Space 2 (DS/2) ที่ไม่ประสบความสำเร็จซึ่งมีเปลือกหุ้มขนาดเส้นผ่านศูนย์กลางฐาน 0.35 เมตร (1.1 ฟุต) SIRCA เป็นวัสดุฉนวนแบบชิ้นเดียวที่สามารถให้การป้องกันความร้อนผ่านการกัดกร่อน เป็นวัสดุ TPS เพียงชนิดเดียวที่สามารถขึ้นรูปเป็นรูปร่างที่กำหนดเองได้ แล้วนำไปใช้กับยานอวกาศโดยตรง ไม่จำเป็นต้องมีการประมวลผลเพิ่มเติม การอบชุบด้วยความร้อน หรือการเคลือบเพิ่มเติม (ต่างจากกระเบื้องของกระสวยอวกาศ) เนื่องจาก SIRCA สามารถขึ้นรูปเป็นรูปทรงที่แม่นยำได้ จึงสามารถนำไปใช้เป็นแผ่นกระเบื้อง ส่วนขอบนำ ฝาครอบจมูกแบบเต็ม หรือในรูปทรงหรือขนาดที่กำหนดเองได้มากมาย ณ ปี 1996 SIRCA ได้รับการสาธิตในการใช้งานอินเทอร์เฟซเปลือกหลัง แต่ยังไม่ได้นำมาใช้เป็นวัสดุ TPS สำหรับส่วนหน้า^{[ 45 ]}

AVCOATประกอบด้วยเส้นใยซิลิกาในเรซินอีพ็อกซีโนโวแลค ใช้ในการออกแบบแผ่นป้องกันความร้อนแบบระเหยหลายชนิด^{[ 46 ]}

เดิมที NASA ใช้วัสดุนี้สำหรับโมดูลบัญชาการ Apolloในช่วงทศวรรษ 1960 จากนั้นจึงนำวัสดุนี้ไปใช้กับโมดูลลูกเรือOrion รุ่นต่อไปที่โคจรนอกวงโคจรต่ำของโลก ซึ่งทำการทดสอบบินครั้งแรกในเดือนธันวาคม 2014 และเริ่มใช้งานจริงในเดือนพฤศจิกายน 2022 ^{[ 47 ]} Avcoat ที่จะใช้กับ Orion ได้รับการปรับปรุงสูตรใหม่เพื่อให้เป็นไปตามกฎหมายด้านสิ่งแวดล้อมที่ผ่านการอนุมัติมาตั้งแต่สิ้นสุดโครงการ Apollo ^{[ 48 ] [ 49 ]}

การซึมซับความร้อนเป็นส่วนหนึ่งของระบบป้องกันความร้อนเกือบทุกระบบ ตัวอย่างเช่น แผ่นกันความร้อนแบบระเหยจะสูญเสียประสิทธิภาพการป้องกันความร้อนส่วนใหญ่เมื่ออุณหภูมิผนังด้านนอกลดลงต่ำกว่าอุณหภูมิต่ำสุดที่จำเป็นสำหรับการสลายตัวด้วยความร้อน ตั้งแต่เวลานั้นจนถึงสิ้นสุดช่วงความร้อน ความร้อนจากชั้นช็อกจะถ่ายเทเข้าสู่ผนังด้านนอกของแผ่นกันความร้อนและในที่สุดก็จะนำความร้อนไปยังอุปกรณ์บรรทุก การป้องกันผลลัพธ์นี้สามารถทำได้โดยการดีดแผ่นกันความร้อน (พร้อมกับการซึมซับความร้อน) ออกก่อนที่ความร้อนจะนำความร้อนไปยังผนังด้านใน

ฉนวนทนความร้อนจะกักเก็บความร้อนไว้ในชั้นนอกสุดของพื้นผิวยานอวกาศ ซึ่งความร้อนจะถูกนำออกไปโดยอากาศ^{[ 50 ]}อุณหภูมิของพื้นผิวจะสูงขึ้นจนถึงระดับที่ร้อนจัด ดังนั้นวัสดุจะต้องมีจุดหลอมเหลวสูงมาก และวัสดุนั้นจะต้องมีค่าการนำความร้อนต่ำมากด้วย วัสดุที่มีคุณสมบัติเหล่านี้มักจะเปราะบาง บอบบาง และยากต่อการผลิตในขนาดใหญ่ ดังนั้นโดยทั่วไปจึงผลิตเป็นแผ่นกระเบื้องขนาดเล็กที่ติดเข้ากับผิวโครงสร้างของยานอวกาศ มีความสมดุลระหว่างความเหนียวและการนำความร้อน: วัสดุที่มีการนำความร้อนต่ำมักจะเปราะบางกว่า กระสวยอวกาศใช้กระเบื้องหลายประเภท กระเบื้องยังถูกใช้ในBoeing X-37 , Dream Chaserและส่วนบนของ Starshipด้วย

เนื่องจากฉนวนไม่สามารถสมบูรณ์แบบได้ พลังงานความร้อนบางส่วนจึงถูกเก็บไว้ในฉนวนและในวัสดุที่อยู่ด้านล่าง ("การดูดซับความร้อน") และจะต้องระบายออกหลังจากที่ยานอวกาศออกจากช่วงการบินที่มีอุณหภูมิสูง ความร้อนบางส่วนนี้จะแผ่รังสีผ่านพื้นผิวหรือจะถูกพาออกจากพื้นผิวโดยการพาความร้อน แต่บางส่วนจะทำให้โครงสร้างและภายในของยานอวกาศร้อนขึ้น ซึ่งอาจต้องใช้การระบายความร้อนแบบแอคทีฟหลังจากลงจอด^{[ 50 ]}

กระเบื้องTPS ของกระสวยอวกาศทั่วไป ( LI-900 ) มีคุณสมบัติการป้องกันความร้อนที่โดดเด่น กระเบื้อง LI-900 ที่สัมผัสกับอุณหภูมิ 1,000 K ด้านหนึ่งจะยังคงอุ่นเมื่อสัมผัสที่อีกด้านหนึ่ง อย่างไรก็ตาม กระเบื้องเหล่านี้ค่อนข้างเปราะและแตกง่าย และไม่สามารถทนต่อฝนในระหว่างการบินได้^{[ 51 ]}

ในหัวรบขีปนาวุธรุ่นแรกๆ บางรุ่น (เช่น Mk-2 และยานอวกาศเมอร์คิวรีที่โคจรในวงโคจรย่อย ) มีการใช้ ระบบระบายความร้อนด้วยการแผ่รังสี เพื่อดูดซับความร้อนในช่วงแรกของการปล่อยความร้อน และหลังจากนั้น เมื่อความร้อนลดลง แล้วก็จะแผ่รังสีและถ่ายเทความร้อนที่สะสมไว้กลับคืนสู่ชั้นบรรยากาศ อย่างไรก็ตาม เทคนิคในรุ่นก่อนหน้านี้จำเป็นต้องใช้โลหะในระบบระบายความร้อนจำนวนมาก (เช่นไทเทเนียมเบริลเลียมทองแดงเป็นต้น) นักออกแบบสมัยใหม่จึงนิยมใช้ระบบระบายความร้อนแบบระเหยและแบบแช่ความร้อนแทน เพื่อหลีกเลี่ยงมวลที่เพิ่มขึ้น นี้

ระบบป้องกันความร้อนที่อาศัยค่าการแผ่รังสีจะใช้สารเคลือบที่มีค่าการแผ่รังสีสูง (HECs) เพื่ออำนวยความสะดวกในการระบายความร้อนด้วยการแผ่รังสี ในขณะที่ชั้นเซรามิกพรุนที่อยู่ด้านล่างจะทำหน้าที่ปกป้องโครงสร้างจากอุณหภูมิพื้นผิวสูง ค่าการแผ่รังสีที่มีเสถียรภาพทางความร้อนสูงควบคู่กับค่าการนำความร้อนต่ำเป็นกุญแจสำคัญต่อการทำงานของระบบดังกล่าว^{[ 52 ]}

TPS ที่ระบายความร้อนด้วยการแผ่รังสีสามารถพบได้ในยานอวกาศรุ่นใหม่ แต่ โดยปกติแล้วจะใช้ คาร์บอน-คาร์บอนเสริมแรง (RCC) (เรียกอีกอย่างว่าคาร์บอน-คาร์บอน ) แทนโลหะ RCC เป็นวัสดุ TPS บนกรวยจมูกและขอบปีกด้านหน้าของกระสวยอวกาศ และยังถูกเสนอให้เป็นวัสดุขอบด้านหน้าสำหรับX-33ด้วยคาร์บอนเป็นวัสดุที่ทนความร้อนสูงที่สุดเท่าที่รู้จัก โดยมีอุณหภูมิการระเหิดที่ความดันบรรยากาศ 1 บรรยากาศที่ 3,825 °C (6,917 °F) สำหรับกราไฟต์ อุณหภูมิสูงนี้ทำให้คาร์บอนเป็นตัวเลือกที่ชัดเจนสำหรับวัสดุ TPS ที่ระบายความร้อนด้วยการแผ่รังสี ข้อเสียของ RCC คือปัจจุบันมีราคาแพงในการผลิต มีน้ำหนักมาก และขาดความทนทานต่อแรงกระแทก^{[ 53 ]}

เครื่องบินความเร็วสูงบางรุ่นเช่นSR-71 BlackbirdและConcordeต้องเผชิญกับความร้อนที่คล้ายคลึงกับยานอวกาศ แต่มีความรุนแรงน้อยกว่ามาก และเกิดขึ้นต่อเนื่องนานหลายชั่วโมง การศึกษาผิวตัวถังไทเทเนียมของ SR-71 เผยให้เห็นว่าโครงสร้างโลหะได้รับการฟื้นฟูให้กลับมาแข็งแรงเหมือนเดิมผ่านกระบวนการอบอ่อนเนื่องจากความร้อนจากอากาศพลศาสตร์ ในกรณีของ Concorde ส่วนหัว อลูมิเนียมได้รับอนุญาตให้มีอุณหภูมิใช้งาน สูงสุด ถึง 127 °C (261 °F) (อุ่นกว่าอากาศโดยรอบประมาณ 180 °C (324 °F)) ผลกระทบทางโลหะวิทยา (การสูญเสียความแข็งแรง ) ที่เกี่ยวข้องกับอุณหภูมิสูงสุดที่สูงขึ้นนั้นเป็นปัจจัยสำคัญที่สุดที่กำหนดความเร็วสูงสุดของเครื่องบิน

ระบบระบายความร้อนด้วยรังสีสำหรับยานเข้าสู่ชั้นบรรยากาศมักเรียกว่าTPS โลหะร้อนการออกแบบ TPS ในช่วงแรกสำหรับกระสวยอวกาศเรียกร้องให้ใช้ TPS โลหะร้อนที่ทำจากโลหะผสม นิกเกล (เรียกว่าRené 41 ) และแผ่นไทเทเนียม^{[ 54 ]}แนวคิด TPS ของกระสวยอวกาศนี้ถูกปฏิเสธ เนื่องจากเชื่อว่า TPS ที่ทำจากกระเบื้องซิลิกาจะเกี่ยวข้องกับต้นทุนการพัฒนาและการผลิตที่ต่ำกว่า TPS ที่ทำจากโลหะ ผสม นิกเกลและแผ่นไทเทเนียม ถูกเสนออีกครั้งสำหรับ ต้นแบบ X-33 ที่ไม่ประสบความสำเร็จ ในการขึ้นสู่วงโคจรในขั้นตอนเดียว (SSTO) ^{[ 55 ]}

เมื่อไม่นานมานี้ ได้มีการพัฒนาวัสดุ TPS ที่ระบายความร้อนด้วยการแผ่รังสีแบบใหม่ ซึ่งอาจเหนือกว่า RCC วัสดุเหล่านี้รู้จักกันในชื่อเซรามิกอุณหภูมิสูงพิเศษ (Ultra-High Temperature Ceramics ) ซึ่งพัฒนาขึ้นสำหรับยานต้นแบบ Slender Hypervelocity Aerothermodynamic Research Probe (SHARP) วัสดุ TPS เหล่านี้มีพื้นฐานมาจากเซอร์โคเนียมไดโบไรด์และแฮฟเนียมไดโบไรด์ วัสดุ TPS ของ SHARP แสดงให้เห็นถึงการปรับปรุงประสิทธิภาพ ทำให้สามารถบินด้วยความเร็วMach 7 ที่ระดับน้ำทะเล บินด้วยความเร็ว Mach 11 ที่ระดับความสูง 100,000 ฟุต (30,000 เมตร) และปรับปรุงประสิทธิภาพอย่างมากสำหรับยานที่ออกแบบมาสำหรับการบินความเร็วเหนือเสียงอย่างต่อเนื่อง วัสดุ TPS ของ SHARP ช่วยให้ขอบนำและกรวยจมูกที่แหลมคมช่วยลดแรงต้านได้อย่างมากสำหรับเครื่องบินอวกาศและวัตถุยกตัวที่ขับเคลื่อนด้วยเครื่องยนต์แบบผสมผสานที่ใช้การหายใจด้วยอากาศ วัสดุ SHARP แสดงให้เห็นถึงคุณลักษณะ TPS ที่มีประสิทธิภาพตั้งแต่ศูนย์ถึงมากกว่า 2,000 °C (3,630 °F) โดยมีจุดหลอมเหลวสูงกว่า 3,500 °C (6,330 °F) วัสดุเหล่านี้มีความแข็งแรงทางโครงสร้างมากกว่า RCC ดังนั้นจึงไม่จำเป็นต้องเสริมความแข็งแรงทางโครงสร้างด้วยวัสดุเช่น Inconel วัสดุ SHARP มีประสิทธิภาพสูงในการแผ่ความร้อนที่ดูดซับไว้ จึงไม่จำเป็นต้องใช้ TPS เพิ่มเติมด้านหลังและระหว่างวัสดุ SHARP กับโครงสร้างยานพาหนะแบบดั้งเดิม NASA ได้ให้ทุนสนับสนุน (และยุติลง) โครงการวิจัยและพัฒนาหลายเฟสผ่านมหาวิทยาลัยมอนทานาในปี 2544 เพื่อทดสอบวัสดุ SHARP บนยานทดสอบ^{[ 56 ] [ 57 ]}

มีการเสนอแบบแผนการออกแบบยานอวกาศและเครื่องบินความเร็วเหนือเสียงที่สามารถนำกลับมาใช้ใหม่ได้ขั้นสูงหลายแบบ โดยใช้แผ่นกันความร้อนที่ทำจากโลหะผสม ที่ทนต่ออุณหภูมิสูง ซึ่งมีสารทำความเย็นหรือเชื้อเพลิงแช่แข็งไหลเวียนอยู่ภายใน

แนวคิด TPS ดังกล่าวเคยถูกเสนอสำหรับเครื่องบินอวกาศแห่งชาติ X-30 (NASP) ในช่วงกลางทศวรรษ 1980 โดย NASP นั้นถูกวางแผนให้เป็น เครื่องบินความเร็วเหนือเสียงที่ขับเคลื่อนด้วยเครื่องยนต์ส แครมเจ็ตแต่การพัฒนาไม่ประสบความสำเร็จ

ในปี 2005 และ 2012 ยานอวกาศไร้คน ขับแบบลำตัวยกตัวได้ ( lifting body ) ที่มีระบบระบายความร้อนแบบแอคทีฟจำนวน 2 ลำ ถูกปล่อยขึ้นสู่อวกาศในฐานะส่วนหนึ่งของโครงการทดลองการบินขอบคม ของเยอรมนี (SHEFEX)

ในช่วงต้นปี 2019 SpaceXกำลังพัฒนาแผ่นกันความร้อนแบบระบายความร้อนด้วยแอคทีฟสำหรับ ยานอวกาศ Starshipโดยส่วนหนึ่งของระบบป้องกันความร้อนจะเป็นการออกแบบผิวชั้นนอกที่ระบายความร้อนด้วยการระเหย สำหรับยานอวกาศที่กลับเข้าสู่ชั้นบรรยากาศ ^{[ 58 ] [ 59 ]}อย่างไรก็ตาม SpaceX ได้ละทิ้งแนวทางนี้และหันมาใช้แผ่นกันความร้อนแบบสมัยใหม่ในภายหลังในปี 2019 ^{[ 60 ] [ 61 ]}

ขั้นที่สองของจรวด Stoke Space Novaซึ่งประกาศในเดือนตุลาคม 2023 และยังไม่ได้ทำการบินนั้น ใช้แผ่นกันความร้อนที่ระบายความร้อนด้วยไฮโดรเจนเหลว^{[ 62 ]}

ในช่วงต้นทศวรรษ 1960 มีการเสนอระบบ TPS ต่างๆ ที่ใช้น้ำหรือของเหลวหล่อเย็นอื่นๆ ฉีดพ่นเข้าไปในชั้นช็อก หรือส่งผ่านช่องในแผ่นกันความร้อน ข้อดีได้แก่ ความเป็นไปได้ในการออกแบบที่เป็นโลหะทั้งหมดมากขึ้น ซึ่งจะทำให้การพัฒนาถูกกว่า ทนทานกว่า และขจัดความจำเป็นสำหรับเทคโนโลยีที่เป็นความลับและไม่เป็นที่รู้จัก ข้อเสียคือ น้ำหนักและความซับซ้อนที่เพิ่มขึ้น และความน่าเชื่อถือที่ต่ำลง แนวคิดนี้ไม่เคยถูกนำไปใช้ในการบิน แต่เทคโนโลยีที่คล้ายกัน (หัวฉีดปลั๊ก^{[ 54 ]} ) ได้รับการทดสอบภาคพื้นดินอย่างกว้างขวาง

หากเชื้อเพลิงเพียงพอ ไม่มีอะไรขัดขวางยานอวกาศจากการเข้าสู่ชั้นบรรยากาศด้วยการจุดระเบิดเครื่องยนต์แบบย้อนกลับ ซึ่งมีผลสองประการ คือ ทำให้ยานชะลอความเร็วลงได้เร็วกว่าแรงต้านอากาศเพียงอย่างเดียว และยังช่วยผลักดันอากาศร้อนที่ถูกอัดแน่นออกไปจากตัวยานอีกด้วย ในระหว่างการกลับเข้าสู่ชั้นบรรยากาศ ขั้นแรกของจรวด SpaceX Falcon 9จะทำการจุดระเบิดเพื่อลดความเร็วอย่างรวดเร็วจากความเร็วเหนือเสียงเริ่มต้น

ในปี 2004 เบิร์ต รูตันนักออกแบบเครื่องบินได้สาธิตความเป็นไปได้ของปีกที่สามารถเปลี่ยนรูปทรงได้สำหรับการกลับเข้าสู่ชั้นบรรยากาศโลก ด้วยยานอวกาศSpaceShipOne ที่โคจรในวงโคจรย่อย ปีก ของยานลำนี้จะหมุนขึ้นไปอยู่ในรูปทรงคล้ายขนนกซึ่งให้ ผลคล้ายกับ ลูกแบดมินตันด้วยวิธีนี้ SpaceShipOne จึงสามารถลดแรงต้านอากาศขณะกลับเข้าสู่ชั้นบรรยากาศโลกได้มากขึ้น โดยไม่ประสบกับภาระความร้อนอย่างมีนัยสำคัญ

การกำหนดค่านี้เพิ่มแรงต้าน เนื่องจากตัวยานไม่ลื่นไหลเท่าที่ควร ส่งผลให้มีอนุภาคก๊าซในชั้นบรรยากาศพุ่งชนยานอวกาศที่ระดับความสูงมากกว่าปกติ ส่งผลให้เครื่องบินชะลอตัวลงมากขึ้นในชั้นบรรยากาศที่สูงขึ้น ซึ่งเป็นกุญแจสำคัญในการกลับเข้าสู่ชั้นบรรยากาศอย่างมีประสิทธิภาพ ประการที่สอง ในสภาวะนี้ เครื่องบินจะ ปรับทิศทางตัวเอง โดยอัตโนมัติไปยังท่าทางที่มีแรงต้านสูง^{[ 63 ]}

อย่างไรก็ตาม ความเร็วที่ยาน SpaceShipOne ทำได้ก่อนการกลับเข้าสู่ชั้นบรรยากาศนั้นต่ำกว่าความเร็วของยานอวกาศที่โคจรอยู่ในวงโคจรมาก และวิศวกร รวมถึงรูตัน ตระหนักดีว่าเทคนิคการกลับเข้าสู่ชั้นบรรยากาศแบบค่อยเป็นค่อยไปนั้นไม่เหมาะสมสำหรับการกลับจากวงโคจร

เมื่อวันที่ 4 พฤษภาคม 2554 ได้มีการทดสอบกลไกการปรับปีก ครั้งแรกบนยานอวกาศ SpaceShipTwo ระหว่างการร่อนลงหลังจากปล่อยตัวจากยาน White Knight Two การใช้งานระบบปรับปีกก่อนกำหนดเป็นสาเหตุของ การตกของยานVSS Enterprise ในปี 2557 ซึ่งทำให้ยานแตกเป็นเสี่ยงๆ และนักบินผู้ช่วยเสียชีวิต

การกลับเข้าสู่ชั้นบรรยากาศแบบมีปีกได้รับการอธิบายครั้งแรกโดยDean Chapmanแห่งNACAในปี พ.ศ. 2491 ^{[ 64 ]}ในส่วนของรายงานของเขาเกี่ยวกับการเข้าสู่ชั้นบรรยากาศแบบผสม Chapman ได้อธิบายวิธีแก้ปัญหาโดยใช้อุปกรณ์ที่มีแรงต้านสูง:

อาจเป็นที่พึงปรารถนาที่จะผสมผสานการลงจอดแบบยกและไม่ยกเข้าด้วยกันเพื่อให้ได้ข้อดีบางประการ... สำหรับความคล่องตัวในการลงจอด การใช้ยานพาหนะแบบยกย่อมได้เปรียบอย่างเห็นได้ชัด อย่างไรก็ตาม ความร้อนทั้งหมดที่ยานพาหนะแบบยกดูดซับนั้นสูงกว่ายานพาหนะแบบไม่ยกมาก... ยานพาหนะแบบไม่ยกสามารถสร้างได้ง่ายกว่า... โดยการใช้ตัวอย่างเช่น อุปกรณ์ต้านแรงขนาดใหญ่และน้ำหนักเบา... ยิ่งอุปกรณ์มีขนาดใหญ่ อัตราการเกิดความร้อนก็จะยิ่งน้อยลง

ยานพาหนะที่ไม่ยกตัวขึ้นและมีเสถียรภาพเหมือนลูกแบดมินตันนั้นมีข้อดีในแง่ของความต้องการการควบคุมที่น้อยที่สุดในระหว่างการเข้าสนามด้วยเช่นกัน

... รูปแบบการเข้าสู่ชั้นบรรยากาศแบบผสมผสานที่เห็นได้ชัด ซึ่งรวมเอาคุณสมบัติที่พึงประสงค์บางประการของวิถีการบินแบบใช้แรงยกและแบบไม่ใช้แรงยกเข้าด้วยกัน คือการเข้าสู่ชั้นบรรยากาศโดยไม่ใช้แรงยกก่อน แต่ใช้... อุปกรณ์ต้านแรงยก จากนั้น เมื่อความเร็วลดลงถึงค่าที่กำหนด... อุปกรณ์นั้นจะถูกปลดทิ้งหรือหดกลับ เหลือไว้เพียงยานบินแบบใช้แรงยก... สำหรับการลงจอดในส่วนที่เหลือ

การลดความเร็วสำหรับการกลับเข้าสู่ชั้นบรรยากาศ โดยเฉพาะอย่างยิ่งสำหรับภารกิจกลับสู่ดาวอังคารด้วยความเร็วสูง จะได้รับประโยชน์จากการเพิ่ม "พื้นที่ต้านของระบบการเข้าสู่ชั้นบรรยากาศ ยิ่งเส้นผ่านศูนย์กลางของเปลือกแอโรเชลล์ใหญ่เท่าไหร่ น้ำหนักบรรทุกก็จะยิ่งมากขึ้นเท่านั้น" ^{[ 65 ]}เปลือกแอโรเชลล์แบบพองตัวได้เป็นอีกทางเลือกหนึ่งสำหรับการขยายพื้นที่ต้านด้วยการออกแบบที่มีมวลต่ำ

เกราะป้องกัน/เบรกแอโรไดนามิกแบบพองลมดังกล่าวได้รับการออกแบบสำหรับยานสำรวจดาวอังคารใน ภารกิจ Mars 96เนื่องจากภารกิจล้มเหลวเนื่องจากความผิดพลาดของจรวดส่ง NPO Lavochkin และ DASA/ESA จึงได้ออกแบบภารกิจสำหรับวงโคจรโลก ยานสาธิตเทคโนโลยีการกลับเข้าสู่ชั้นบรรยากาศและการลงจอดแบบพองลม (IRDT) ถูกปล่อยขึ้นสู่อวกาศด้วยจรวด Soyuz-Fregat เมื่อวันที่ 8 กุมภาพันธ์ พ.ศ. 2543 เกราะป้องกันแบบพองลมได้รับการออกแบบให้เป็นรูปทรงกรวยที่มีการพองตัวสองขั้นตอน แม้ว่าขั้นตอนที่สองของเกราะป้องกันจะไม่สามารถพองตัวได้ แต่ยานสาธิตก็รอดพ้นจากการกลับเข้าสู่ชั้นบรรยากาศโลกและได้รับการกู้คืน^{[ 66 ] [ 67 ]}ภารกิจต่อมาที่ดำเนินการด้วย จรวด Volnaล้มเหลวเนื่องจากความล้มเหลวของจรวดส่ง^{[ 68 ]}

เมื่อวันที่ 17 สิงหาคม พ.ศ. 2552 NASA ได้ปล่อยยานอวกาศทดลองที่มีแผ่นกันความร้อนแบบพองตัวได้สำเร็จ โดยทำการทดสอบการบินครั้งแรกของโครงการทดลองยานกลับเข้าสู่ชั้นบรรยากาศแบบพองตัวได้ (IRVE) แผ่นกันความร้อนถูกบรรจุในสุญญากาศลงในปลอกหุ้มขนาดเส้นผ่านศูนย์กลาง 15 นิ้ว (38 ซม.) และปล่อยขึ้นสู่ อวกาศ ด้วยจรวดสำรวจBlack Brant 9 จากศูนย์การบินวอลลอปส์ของ NASA บนเกาะวอลลอปส์ รัฐเวอร์จิเนีย “ไนโตรเจนทำให้แผ่นกันความร้อนขนาดเส้นผ่านศูนย์กลาง 10 ฟุต (3.0 ม.) ซึ่งทำจาก ผ้า เคฟลาร์เคลือบซิลิโคน หลายชั้น พองตัวเป็นรูปทรงเห็ดในอวกาศหลายนาทีหลังจากปล่อยตัว” ^{[ 65 ]}จุดสูงสุดของจรวดอยู่ที่ระดับความสูง 131 ไมล์ (211 กม.) ซึ่งเป็นจุดเริ่มต้นของการลดระดับสู่ความเร็วเหนือเสียง ไม่ถึงหนึ่งนาทีต่อมา แผ่นกันความร้อนก็ถูกปล่อยออกจากปลอกหุ้มเพื่อพองตัวที่ระดับความสูง 124 ไมล์ (200 กม.) การพองตัวของแผ่นกันความร้อนใช้เวลาน้อยกว่า 90 วินาที^{[ 65 ]}

จากความสำเร็จของการทดลอง IRVE ครั้งแรก NASA ได้พัฒนาแนวคิดนี้ไปสู่ ​​Hypersonic Inflatable Aerodynamic Decelerator (HIAD) ที่มีความทะเยอทะยานมากขึ้น การออกแบบในปัจจุบันมีรูปร่างคล้ายกรวยตื้น โดยโครงสร้างสร้างขึ้นจากท่อพองตัวทรงกลมที่เรียงซ้อนกันซึ่งมีเส้นผ่านศูนย์กลางหลักเพิ่มขึ้นเรื่อยๆ ด้านหน้า (นูน) ของกรวยถูกหุ้มด้วยระบบป้องกันความร้อนแบบยืดหยุ่นที่แข็งแรงพอที่จะทนต่อแรงกดดันจากการเข้าสู่ชั้นบรรยากาศ (หรือการกลับเข้าสู่ชั้นบรรยากาศ) ^{[ 69 ] [ 70 ]}

ในปี 2555 HIAD ได้รับการทดสอบในชื่อ Inflatable Reentry Vehicle Experiment 3 (IRVE-3) โดยใช้จรวดสำรวจวงโคจรย่อย และใช้งานได้^{[ 71 ] : 8}

ดูเพิ่มเติมที่ โครงการ ลดความเร็วเหนือเสียงความหนาแน่นต่ำ (Low-Density Supersonic Decelerator - SIAD-R) ซึ่งเป็นโครงการของ NASA ที่มีการทดสอบในปี 2014 และ 2015 โดยใช้ SIAD-R ขนาดเส้นผ่านศูนย์กลาง 6 เมตร

ยานลงจอดแบบเป่าลมขนาด 6 เมตร (20 ฟุต) รุ่นLow-Earth Orbit Flight Test of an Inflatable Decelerator ( LOFTID ) ^{[ 72 ]}ถูกปล่อยในเดือนพฤศจิกายน 2022 พองตัวในวงโคจร กลับเข้าสู่ชั้นบรรยากาศด้วยความเร็วมากกว่า Mach 25 และกู้คืนได้สำเร็จในวันที่ 10 พฤศจิกายน

มีพารามิเตอร์สำคัญสี่ประการที่ต้องพิจารณาเมื่อออกแบบยานพาหนะสำหรับการเข้าสู่ชั้นบรรยากาศ: ^{[ 73 ]}

1. ฟลักซ์ความร้อนสูงสุด
2. ภาระความร้อน
3. ความเร่งสูงสุด
4. แรงดันไดนามิกสูงสุด

ค่าฟลักซ์ความร้อนสูงสุดและแรงดันไดนามิกจะเลือกวัสดุ TPS ภาระความร้อนจะเลือกความหนาของชั้นวัสดุ TPS การลดความเร็วสูงสุดมีความสำคัญอย่างยิ่งสำหรับภารกิจที่มีลูกเรือ ขีดจำกัดสูงสุดสำหรับการกลับสู่โลกโดยมีลูกเรือจากวงโคจรต่ำของโลก (LEO) หรือการกลับสู่ดวงจันทร์คือ 10 g [ ^{74 ] สำหรับ}การเข้าสู่ชั้นบรรยากาศของดาวอังคารหลังจากสัมผัสกับแรงโน้มถ่วงเป็นศูนย์เป็นเวลานาน ขีดจำกัดสูงสุดคือ 4 g [ ^{74 ] แรง}ดันไดนามิกสูงสุดยังสามารถส่งผลต่อการเลือกวัสดุ TPS ชั้นนอกสุดได้หากการแตกตัวเป็นปัญหา พารามิเตอร์การออกแบบของยานกลับเข้าสู่ชั้นบรรยากาศอาจได้รับการประเมินผ่านการจำลองเชิงตัวเลข รวมถึงการลดความซับซ้อนของพลศาสตร์ของยาน เช่นสมการการกลับเข้าสู่ชั้นบรรยากาศแบบระนาบและความสัมพันธ์ของฟลักซ์ความร้อน^{[ 75 ]}

โดยยึดหลักการออกแบบเชิงอนุรักษ์วิศวกรมักจะพิจารณา เส้นทางที่ เลวร้ายที่สุด สอง เส้นทาง ได้แก่ เส้นทางต่ำกว่าเกณฑ์ และเส้นทางสูงกว่าเกณฑ์ เส้นทางสูงกว่าเกณฑ์มักถูกกำหนดให้เป็นมุมความเร็วในการเข้าสู่ชั้นบรรยากาศที่ตื้นที่สุดที่อนุญาตได้ก่อนที่จะเกิดการกระเด็นออกสู่ชั้น บรรยากาศ เส้นทางสูงกว่าเกณฑ์มีภาระความร้อนสูงสุดและเป็นตัวกำหนดความหนาของ TPS เส้นทางต่ำกว่าเกณฑ์ถูกกำหนดโดยเส้นทางที่ชันที่สุดที่อนุญาตได้ สำหรับภารกิจที่มีลูกเรือ มุมการเข้าสู่ชั้นบรรยากาศที่ชันที่สุดถูกจำกัดโดยค่าความหน่วงสูงสุด เส้นทางต่ำกว่าเกณฑ์ยังมีค่าฟลักซ์ความร้อนสูงสุดและความดันไดนามิกสูงสุด ดังนั้น เส้นทางต่ำกว่าเกณฑ์จึงเป็นพื้นฐานในการเลือกวัสดุ TPS ไม่มีวัสดุ TPS ใดที่ "เหมาะกับทุกสถานการณ์" วัสดุ TPS ที่เหมาะสำหรับฟลักซ์ความร้อนสูงอาจนำความร้อนได้ดีเกินไป (มีความหนาแน่นมากเกินไป) สำหรับภาระความร้อนที่ยาวนาน วัสดุ TPS ที่มีความหนาแน่นต่ำอาจขาดความแข็งแรงในการต้านทานการแตกตัวหากความดันไดนามิกสูงเกินไป วัสดุ TPS สามารถทำงานได้ดีสำหรับค่าฟลักซ์ความร้อนสูงสุดที่เฉพาะเจาะจง แต่จะล้มเหลวอย่างร้ายแรงสำหรับค่าฟลักซ์ความร้อนสูงสุดเดียวกันหากความดันผนังเพิ่มขึ้นอย่างมาก (เหตุการณ์นี้เกิดขึ้นกับยานอวกาศทดสอบ R-4 ของ NASA) ^{[ 74 ]}วัสดุ TPS รุ่นเก่ามักใช้แรงงานมากกว่าและมีราคาแพงกว่าในการผลิตเมื่อเทียบกับวัสดุสมัยใหม่ อย่างไรก็ตาม วัสดุ TPS สมัยใหม่มักไม่มีประวัติการใช้งานในการบินเหมือนวัสดุรุ่นเก่า (ซึ่งเป็นข้อพิจารณาที่สำคัญสำหรับนักออกแบบที่หลีกเลี่ยงความเสี่ยง)

จากผลการค้นพบของอัลเลนและเอ็กเกอร์ ความทู่ของเปลือกแอโรไดนามิกสูงสุด (แรงต้านสูงสุด) จะทำให้มวลของระบบป้องกันการระเบิด (TPS) น้อยที่สุด ความทู่สูงสุด (สัมประสิทธิ์ขีปนาวิถีต่ำสุด) ยังทำให้ความเร็วปลายทางที่ระดับความสูงสูงสุดน้อยที่สุดด้วย (สำคัญมากสำหรับการลงจอดบนดาวอังคาร แต่เป็นผลเสียสำหรับยานลงจอดทางทหาร) อย่างไรก็ตาม มีขีดจำกัดสูงสุดของความทู่ที่กำหนดโดยข้อพิจารณาด้านเสถียรภาพทางอากาศพลศาสตร์โดยอิงจากการแยกตัวของคลื่นกระแทกคลื่นกระแทกจะยังคงติดอยู่กับปลายกรวยแหลมหากมุมครึ่งหนึ่งของกรวยต่ำกว่าค่าวิกฤต มุมครึ่งหนึ่งวิกฤตนี้สามารถประมาณได้โดยใช้ทฤษฎีก๊าซในอุดมคติ (ความไม่เสถียรทางอากาศพลศาสตร์เฉพาะนี้เกิดขึ้นที่ความเร็วต่ำกว่าความเร็วเหนือเสียง) สำหรับบรรยากาศไนโตรเจน (โลกหรือไททัน) มุมครึ่งหนึ่งสูงสุดที่อนุญาตคือประมาณ 60° สำหรับบรรยากาศคาร์บอนไดออกไซด์ (ดาวอังคารหรือดาวศุกร์) มุมครึ่งหนึ่งสูงสุดที่อนุญาตคือประมาณ 70° หลังจากการแยกตัวของคลื่นกระแทก ยานลงจอดจะต้องมีก๊าซชั้นกระแทกอยู่รอบจุดหยุดนิ่งของขอบหน้า (จุดความเร็วต่ำกว่าเสียง) มากขึ้นอย่างมีนัยสำคัญ ด้วยเหตุนี้ จุดศูนย์กลางทางอากาศพลศาสตร์จึงเคลื่อนไปทางต้นน้ำ ทำให้เกิดความไม่เสถียรทางอากาศพลศาสตร์ การนำการออกแบบเปลือกอากาศที่ใช้สำหรับการเข้าสู่ชั้นบรรยากาศของไททัน ( ยานสำรวจ ฮอยเกนส์ในบรรยากาศไนโตรเจน) มาใช้ในการเข้าสู่ชั้นบรรยากาศของดาวอังคาร ( ยานบีเกิล 2ในบรรยากาศคาร์บอนไดออกไซด์) จึงไม่ถูกต้อง ก่อนที่จะถูกยกเลิกโครงการยานลงจอดบนดาวอังคารของโซเวียตประสบความสำเร็จในการลงจอดหนึ่งครั้ง ( Mars 3 ) ในความพยายามครั้งที่สองจากสามครั้ง (อีกสองครั้งคือMars 2และMars 6 ) ยานลงจอดบนดาวอังคารของโซเวียตใช้การออกแบบเปลือกอากาศแบบครึ่งมุม 60°

โดยทั่วไปแล้ว จะใช้ทรงกรวยครึ่งวงกลมที่มีมุม 45° สำหรับยานสำรวจชั้นบรรยากาศ (โดยไม่ได้มีเป้าหมายที่จะลงจอดบนพื้นผิว) แม้ว่าจะไม่ได้ลดมวลของระบบป้องกันความร้อนให้เหลือน้อยที่สุดก็ตาม เหตุผลของการใช้มุมครึ่งวงกลม 45° คือเพื่อให้เกิดเสถียรภาพทางอากาศพลศาสตร์ตั้งแต่เริ่มเข้าสู่ชั้นบรรยากาศจนถึงการชน (แผ่นกันความร้อนจะไม่ถูกปลดออก) หรือเพื่อให้เกิดคลื่นความร้อนที่สั้นและรุนแรงตามด้วยการปลดแผ่นกันความร้อนอย่างรวดเร็ว การออกแบบทรงกรวยครึ่งวงกลมที่มีมุม 45° นี้ถูกนำมาใช้กับยานชนดาว อังคาร DS/2 และยานสำรวจ ดาวศุกร์ Pioneer

ไม่ใช่ว่าการกลับเข้าสู่ชั้นบรรยากาศทุกครั้งจะประสบความสำเร็จโดยสมบูรณ์:

• วอสคอด 2  – โมดูลบริการไม่สามารถแยกตัวออกมาได้เป็นเวลานาน แต่ลูกเรือรอดชีวิต
• ยานโซยุซ 5  – โมดูลบริการไม่สามารถแยกตัวออกมาได้ แต่ลูกเรือรอดชีวิต
• ยานอวกาศอะพอลโล 15  - ร่มชูชีพแบบวงแหวนหนึ่งในสามอันเกิดขัดข้องระหว่างการลงจอดกลางมหาสมุทร ซึ่งอาจเกิดจากเชื้อเพลิงควบคุมส่วนเกินที่ระบายออกจากยานอวกาศ ยานอวกาศถูกออกแบบมาให้ลงจอดได้อย่างปลอดภัยโดยใช้ร่มชูชีพเพียงสองอัน และลูกเรือไม่ได้รับบาดเจ็บ
• ยานลงจอดขั้วโลกของดาวอังคาร  – ล้มเหลวระหว่างการลงจอดฉุกเฉิน (EDL) เชื่อว่าสาเหตุของการล้มเหลวเกิดจากข้อผิดพลาดของซอฟต์แวร์ สาเหตุที่แท้จริงยังไม่ทราบแน่ชัดเนื่องจากขาดข้อมูลโทรมาตร แบบเรียลไท ม์
• ยานอวกาศโคลัมเบีย STS-1  – ความเสียหายจากการปล่อยตัว ช่องว่างที่ยื่นออกมา และความผิดพลาดในการติดตั้งกระเบื้อง ส่งผลให้ยานอวกาศได้รับความเสียหายอย่างร้ายแรง ซึ่งลูกเรือรับรู้เพียงบางส่วนเท่านั้น หากลูกเรือทราบถึงความเสียหายทั้งหมดก่อนที่จะพยายามนำยานกลับเข้าสู่ชั้นบรรยากาศ พวกเขาคงจะนำยานขึ้นไปที่ระดับความสูงที่ปลอดภัยแล้วดีดตัวออกจากยาน อย่างไรก็ตาม การนำยานกลับเข้าสู่ชั้นบรรยากาศก็ประสบความสำเร็จ และยานอวกาศก็ลงจอดอย่างปกติ
• ยานอวกาศแอตแลนติส STS-27  – ฉนวนจาก ฝาครอบ หัวจรวดเชื้อเพลิงแข็ง ด้านขวา ได้กระแทกกับตัวยานระหว่างการปล่อย ทำให้กระเบื้องเสียหายอย่างมาก กระเบื้องแผ่นหนึ่งหลุดออกมาอย่างสมบูรณ์ ทับอยู่บนแผ่นยึดอะลูมิเนียมสำหรับเสาอากาศ TACAN เสาอากาศได้รับความเสียหายจากความร้อนอย่างรุนแรง แต่ช่วยป้องกันไม่ให้ก๊าซร้อนแทรกซึมเข้าไปในตัวยาน

• เจเนซิส  – ร่มชูชีพไม่กางออกเนื่องจากสวิตช์ควบคุมแรงโน้มถ่วงติดตั้งกลับด้าน (ข้อผิดพลาดที่คล้ายกันนี้เคยทำให้การกางร่มชูชีพของยานสำรวจกาลิเลโอเกิดความล่าช้า) ส่งผลให้ยานเจเนซิสตกกระแทกพื้นทะเลทราย อุปกรณ์บรรทุกได้รับความเสียหาย แต่ข้อมูลทางวิทยาศาสตร์ส่วนใหญ่สามารถกู้คืนได้
• โซยุซ TMA-11  – โมดูลขับเคลื่อนโซยุซไม่สามารถแยกตัวได้อย่างถูกต้อง จึงต้องใช้การกลับเข้าสู่ชั้นบรรยากาศแบบขีปนาวุธ ซึ่งทำให้ลูกเรือต้องเผชิญกับความเร่งประมาณ 8 เท่าของแรงโน้มถ่วงมาตรฐาน (78 ม./วินาที^² ) ^{[ 76 ]}ลูกเรือรอดชีวิต
• ยานอวกาศ Starship IFT-3 : เที่ยวบินทดสอบแบบบูรณาการครั้งที่สามของ SpaceX Starship ควรจะจบลงด้วยการลงจอดอย่างรุนแรงในมหาสมุทรอินเดียอย่างไรก็ตาม ประมาณ 48.5 นาทีหลังจากการปล่อย ที่ระดับความสูง 65 กิโลเมตร การติดต่อกับยานอวกาศก็ขาดหายไป ซึ่งบ่งชี้ว่ายานอวกาศถูกเผาไหม้ระหว่างการกลับเข้าสู่ชั้นบรรยากาศ สาเหตุเกิดจากการกลิ้งของยานมากเกินไปเนื่องจากช่องระบายอากาศบนยานอุดตัน^{[ 77 ]}
• ยานอวกาศสตาร์ชิป IFT-9 - IFT 9 มีแผนจะลงจอดอย่างนุ่มนวลในทะเลนอกชายฝั่งตะวันตกของออสเตรเลีย แต่การระเบิดของชิ้นส่วนในบริเวณบรรทุกสัมภาระหลังจากเครื่องยนต์ตัวที่สองดับลง ทำให้เกิดแรงดันสูงและการระบายอากาศมากเกินไปภายในส่วนหัว ส่งผลให้การทดสอบการปล่อยสัมภาระและการจุดระเบิดในอวกาศถูกยกเลิก และสตาร์ชิปเข้าสู่ชั้นบรรยากาศในทิศทางที่ไม่ปกติ นำไปสู่การแตกหักระหว่างการเข้าสู่ชั้นบรรยากาศในเวลาประมาณ T+46:48 หลังจากการปล่อย

การกลับเข้าสู่ชั้นบรรยากาศบางครั้งส่งผลให้เกิดภัยพิบัติร้ายแรง:

• ยานโซยุซ 1  – ระบบ ควบคุมทิศทางล้มเหลวขณะที่ยังอยู่ในวงโคจร และต่อมา ร่มชูชีพเกิดพันกันระหว่างขั้นตอนการลงจอดฉุกเฉิน (การเข้าสู่ชั้นบรรยากาศ การลงจอด และการลงจอด (EDL) ล้มเหลว) นักบินอวกาศเพียงคนเดียววลาดิมีร์ มิคาอิลโลวิช โคมารอฟเสียชีวิต
• โซยุซ 11  – ระหว่างการแยกโมดูลทั้งสามออกจากกัน แรงกระแทกทำให้ซีลวาล์วเปิดออก ส่งผลให้ความดันภายในโมดูลลงจอดลดลง ลูกเรือทั้งสามคนเสียชีวิตจากการขาดอากาศหายใจในอวกาศเพียงไม่กี่นาทีก่อนการกลับเข้าสู่ชั้นบรรยากาศโลก
• ยานอวกาศโคลัมเบียSTS-107  – ความเสียหายของ แผง คาร์บอน-คาร์บอนเสริมแรงบริเวณขอบปีกด้านหน้า ซึ่งเกิดจากการกระแทกของเศษซากขณะปล่อยตัว ทำให้ยานอวกาศแตกเป็นเสี่ยงๆ ขณะกลับเข้าสู่ชั้นบรรยากาศ ส่งผลให้ลูกเรือทั้งเจ็ดคนเสียชีวิต

ในบรรดาดาวเทียมที่กลับเข้าสู่ชั้นบรรยากาศโลก มวลของวัตถุประมาณ 10–40% อาจถึงพื้นผิวโลก^{[ 78 ]}โดยเฉลี่ยแล้ว มีวัตถุที่ถูกบันทึกไว้กลับเข้าสู่ชั้นบรรยากาศโลกประมาณหนึ่งชิ้นต่อวัน ณ ปี 2014 ^{[ 79 ]}

เนื่องจากพื้นผิวโลกส่วนใหญ่เป็นน้ำ วัตถุส่วนใหญ่ที่รอดจากการกลับเข้าสู่ชั้นบรรยากาศจึงตกลงในมหาสมุทรแห่งใดแห่งหนึ่งของโลก โอกาสโดยประมาณที่บุคคลใดบุคคลหนึ่งจะถูกชนและได้รับบาดเจ็บในช่วงชีวิตของเขาอยู่ที่ประมาณ 1 ใน 1 ล้านล้าน^{[ 80 ]}

เมื่อวันที่ 24 มกราคม พ.ศ. 2521 ดาวเทียมKosmos 954 ของโซเวียต (3,800 กิโลกรัม [8,400 ปอนด์]) กลับเข้าสู่ชั้นบรรยากาศและตกกระแทกใกล้ทะเลสาบเกรทสเลฟในเขตดินแดนตะวันตกเฉียงเหนือของแคนาดา ดาวเทียมดังกล่าวใช้พลังงานนิวเคลียร์และทิ้งเศษซากกัมมันตรังสีไว้ใกล้จุดที่ตกกระแทก^{[ 81 ]}

เมื่อวันที่ 11 กรกฎาคม พ.ศ. 2522 สถานีอวกาศ สกายแล็บ ของสหรัฐฯ (77,100 กิโลกรัม [170,000 ปอนด์]) กลับเข้าสู่ชั้นบรรยากาศและกระจายเศษซากไปทั่วพื้นที่ห่างไกลของออสเตรเลีย[ 82 ^{]การกลับ}เข้าสู่ชั้นบรรยากาศครั้งนี้เป็นเหตุการณ์สำคัญในสื่อส่วนใหญ่เนื่องมาจากเหตุการณ์คอสมอส 954 แต่ไม่ได้ถูกมองว่าเป็นภัยพิบัติที่อาจเกิดขึ้นได้มากนัก เนื่องจากไม่ได้บรรทุกเชื้อเพลิงนิวเคลียร์ที่เป็นพิษหรือไฮดราซีนเดิมทีนาซาหวังที่จะใช้ ภารกิจ กระสวยอวกาศเพื่อยืดอายุการใช้งานหรือทำให้การกลับเข้าสู่ชั้นบรรยากาศเป็นไปอย่างควบคุมได้ แต่ความล่าช้าในโครงการกระสวยอวกาศ บวกกับกิจกรรมของดวงอาทิตย์ที่สูงเกินคาด ทำให้สิ่งนี้เป็นไปไม่ได้^{[ 83 ] [ 84 ]}

เมื่อวันที่ 7 กุมภาพันธ์ พ.ศ. 2534 สถานีอวกาศโซเวียตSalyut 7 (19,820 กิโลกรัม [43,700 ปอนด์]) พร้อม โมดูล Kosmos 1686 (20,000 กิโลกรัม [44,000 ปอนด์]) ที่ติดอยู่ ได้กลับเข้าสู่ชั้นบรรยากาศและกระจายเศษซากไปทั่วเมืองCapitán Bermúdezประเทศอาร์เจนตินา^{[ 85 ] [ 54 ] [ 86 ]}สถานีดังกล่าวถูกส่งขึ้นไปโคจรในวงโคจรที่สูงขึ้นในเดือนสิงหาคม พ.ศ. 2529 เพื่อพยายามรักษาไว้จนถึงปี พ.ศ. 2537 แต่ในสถานการณ์ที่คล้ายกับ Skylab ยานอวกาศ Buran ที่วางแผนไว้ ถูกยกเลิก และกิจกรรมของดวงอาทิตย์ที่สูงทำให้ยานตกลงมาเร็วกว่าที่คาดไว้

เมื่อวันที่ 7 กันยายน 2011 นาซาประกาศการกลับเข้าสู่ชั้นบรรยากาศโลกโดยไม่สามารถควบคุมได้ของดาวเทียมวิจัยชั้นบรรยากาศตอนบน (6,540 กิโลกรัม [14,420 ปอนด์]) และระบุว่ามีความเสี่ยงเล็กน้อยต่อสาธารณชน^{[ 87 ]}ดาวเทียมที่ปลดประจำการแล้วกลับเข้าสู่ชั้นบรรยากาศโลกเมื่อวันที่ 24 กันยายน 2011 และคาดว่าชิ้นส่วนบางส่วนได้ตกลงไปในมหาสมุทรแปซิฟิก ใต้ ครอบคลุมพื้นที่เศษซากยาว 500 ไมล์ (800 กิโลเมตร) ^{[ 88 ]}

เมื่อวันที่ 1 เมษายน พ.ศ. 2561 สถานีอวกาศ เทียนกง-1 ของจีน (8,510 กิโลกรัม [18,760 ปอนด์]) กลับเข้าสู่ชั้นบรรยากาศเหนือมหาสมุทรแปซิฟิก ครึ่งทางระหว่างออสเตรเลียและอเมริกาใต้^{[ 89 ]}สำนักงานวิศวกรรมอวกาศที่มีมนุษย์ควบคุมของจีนตั้งใจที่จะควบคุมการกลับเข้าสู่ชั้นบรรยากาศ แต่สูญเสียข้อมูลโทรมาตรและการควบคุมในเดือนมีนาคม พ.ศ. 2560 ^{[ 90 ]}

เมื่อวันที่ 11 พฤษภาคม 2020 ส่วนแกนกลางของจรวดLong March 5B ของจีน ( รหัส COSPAR 2020-027C) ซึ่งมีน้ำหนักประมาณ 20,000 กิโลกรัม (44,000 ปอนด์) ได้กลับเข้าสู่ชั้นบรรยากาศโลกโดยไม่สามารถควบคุมได้เหนือมหาสมุทรแอตแลนติก ใกล้ชายฝั่งแอฟริกาตะวันตก^{[ 91 ] [ 92 ]}มีรายงานว่าเศษซากจรวดจำนวนเล็กน้อยรอดพ้นจากการกลับเข้าสู่ชั้นบรรยากาศและตกลงมาในหมู่บ้านอย่างน้อยสองแห่งในไอวอรี่โคสต์^{[ 93 ] [ 94 ]}

เมื่อวันที่ 8 พฤษภาคม 2021 จรวดLong March 5B ของจีน ( รหัส COSPAR 2021-0035B น้ำหนัก 23,000 กิโลกรัม [51,000 ปอนด์]) ได้กลับเข้าสู่ชั้นบรรยากาศโลกโดยไม่สามารถควบคุมได้ ทางตะวันตกของมัลดีฟส์ในมหาสมุทรอินเดีย (ประมาณลองจิจูด 72.47° ตะวันออก และละติจูด 2.65° เหนือ) ^{[ 95 ]}พยานรายงานว่าพบเศษซากจรวดไกลถึงคาบสมุทรอาหรับ^{[ 96 ]}

สถานีอวกาศ ซาลยุต 1ซึ่งเป็นสถานีอวกาศแห่งแรกของโลก ถูกนำออกจากวงโคจรโดยเจตนาลงสู่มหาสมุทรแปซิฟิกในปี 1971 หลังเกิดอุบัติเหตุกับ ยาน โซยุซ 11 ส่วนสถานีอวกาศ ซาลยุต 6 ซึ่งเป็นสถานีอวกาศรุ่นต่อมา ก็ถูกนำออกจากวงโคจรด้วยวิธีการควบคุมเช่นกัน

เมื่อวันที่ 4 มิถุนายน 2000 หอดูดาวรังสีแกมมาคอมป์ตันถูกลดระดับวงโคจรโดยเจตนาหลังจากที่ไจโรสโคปตัวหนึ่งทำงานผิดพลาด เศษซากที่ไม่ได้เผาไหม้ตกลงสู่มหาสมุทรแปซิฟิกอย่างปลอดภัย หอดูดาวยังคงใช้งานได้ แต่หากไจโรสโคปอีกตัวทำงานผิดพลาด การลดระดับวงโคจรก็จะยากและอันตรายมากขึ้น แม้จะมีข้อถกเถียงอยู่บ้าง แต่ NASA ก็ตัดสินใจเพื่อความปลอดภัยของประชาชนว่า การปล่อยให้ยานตกลงมาโดยควบคุมนั้นดีกว่าการปล่อยให้ยานตกลงมาเองโดยไม่มีเหตุผล

ในปี 2001 สถานีอวกาศ มีร์ ของรัสเซีย ถูกลดระดับวงโคจรลงโดยเจตนา และแตกออกเป็นชิ้นๆ ตามที่ศูนย์บัญชาการคาดการณ์ไว้ระหว่างการกลับเข้าสู่ชั้นบรรยากาศโลก มีร์เข้าสู่ชั้นบรรยากาศโลกเมื่อวันที่ 23 มีนาคม 2001 ใกล้กับเมืองนาดีประเทศฟิจิและตกลงสู่มหาสมุทรแปซิฟิกใต้

เมื่อวันที่ 21 กุมภาพันธ์ พ.ศ. 2551 ดาวเทียมสอดแนม ของสหรัฐฯ ที่ เสียหาย USA-193ถูกโจมตีที่ระดับความสูงประมาณ 246 กิโลเมตร (153 ไมล์) ด้วย ขีปนาวุธ SM-3 ที่ยิงจาก เรือลาดตระเวนLake Erieของกองทัพเรือสหรัฐฯนอกชายฝั่งฮาวายดาวเทียมดังกล่าวใช้งานไม่ได้ เนื่องจากไม่สามารถเข้าสู่วงโคจรตามที่กำหนดเมื่อถูกปล่อยในปี พ.ศ. 2549 และเนื่องจากวงโคจรที่เสื่อมลงอย่างรวดเร็ว ดาวเทียมจึงมีแนวโน้มที่จะกลับเข้าสู่ชั้นบรรยากาศโลกโดยไม่สามารถควบคุมได้ภายในหนึ่งเดือนกระทรวงกลาโหมของสหรัฐฯแสดงความกังวลว่าถังเชื้อเพลิงขนาด 1,000 ปอนด์ (450 กิโลกรัม) ที่บรรจุไฮดราซีน ซึ่งเป็นพิษร้ายแรง อาจรอดพ้นจากการกลับเข้าสู่ชั้นบรรยากาศโลกและตกลงสู่พื้นผิวโลกโดยไม่เสียหาย รัฐบาลหลายประเทศ รวมถึงรัสเซีย จีน และเบลารุสได้ประท้วงการกระทำดังกล่าวว่าเป็นการแสดงให้เห็นถึงขีดความสามารถในการต่อต้านดาวเทียมของสหรัฐฯ อย่างไม่ปิดบัง^{[ 97 ]}ก่อนหน้านี้ จีนเคยสร้างเหตุการณ์ระหว่างประเทศเมื่อทดสอบขีปนาวุธต่อต้านดาวเทียมในปี พ.ศ. 2550

• 
  ภาพระยะใกล้ของ แผ่นกันความร้อนของ ยาน เจมินี 2
• 
  ภาพตัดขวางของแผ่นกันความร้อนของยานเจมินี 2

การเข้าสู่ชั้นบรรยากาศส่งผลกระทบอย่างเห็นได้ชัดต่อชั้นบรรยากาศของโลกโดยเฉพาะอย่างยิ่งชั้นสตราโตสเฟียร์

มวลที่ยานอวกาศเข้าสู่ชั้นบรรยากาศคิดเป็น 3% เมื่อเทียบกับการเข้าสู่ชั้นบรรยากาศของอุกกาบาตในปี 2019 แต่ในสถานการณ์ที่มีการสร้างกลุ่มดาวเทียมอินเทอร์เน็ต จำนวนมากตามที่เสนอ การเข้าสู่ชั้นบรรยากาศโดยฝีมือมนุษย์จะคิดเป็น 40% เมื่อเทียบกับการเข้าสู่ชั้นบรรยากาศของอุกกาบาต^{[ 98 ] [ 99 ]}ผลกระทบจากการเผาไหม้ของยานอวกาศในชั้นบรรยากาศระหว่างการเข้าสู่ชั้นบรรยากาศโดยฝีมือมนุษย์นั้นแตกต่างจากอุกกาบาต เนื่องจากยานอวกาศมีขนาดใหญ่กว่าและมีองค์ประกอบที่แตกต่างกัน มลพิษทางอากาศที่เกิดจากการเผาไหม้ในชั้นบรรยากาศโดยฝีมือมนุษย์ได้รับการติดตามในชั้นบรรยากาศและระบุว่ามีปฏิกิริยาและอาจส่งผลกระทบในทางลบต่อองค์ประกอบของชั้นบรรยากาศ โดยเฉพาะอย่างยิ่งชั้นโอโซน^{[ 98 ] [ 100 ]}

การพิจารณาความยั่งยืนของอวกาศโดยคำนึงถึงผลกระทบต่อชั้นบรรยากาศจากการกลับเข้าสู่ชั้นบรรยากาศนั้น ในปี 2022 เพิ่งเริ่มพัฒนา^{[ 101 ]}และในปี 2024 พบว่าประสบปัญหา "การมองไม่เห็นชั้นบรรยากาศ" ซึ่งก่อให้เกิดความไม่ยุติธรรมต่อสิ่งแวดล้อมทั่วโลก[ 102 ^{]ปัญหานี้}ได้รับการระบุว่าเป็นผลมาจากการจัดการยานอวกาศเมื่อสิ้นสุดอายุการใช้งานในปัจจุบัน ซึ่งสนับสนุน การปฏิบัติการ รักษาสถานีโดยการกลับเข้าสู่ชั้นบรรยากาศแบบควบคุม^{[ 102 ]}โดยส่วนใหญ่ทำเพื่อป้องกันอันตรายจากการเข้าสู่ชั้นบรรยากาศที่ไม่สามารถควบคุมได้และเศษซากอวกาศ^{[ 102 ]}

ทางเลือกที่แนะนำคือการใช้วัสดุที่ก่อให้เกิดมลพิษน้อยลง และการให้บริการในวงโคจร รวมถึงการรีไซเคิลในอวกาศ^{[ 101 ] [ 102 ]}

• 
  กลุ่มดาวหงส์กำลังกลับเข้าสู่ชั้นบรรยากาศโลก ดังที่เห็นจากสถานีอวกาศนานาชาติ
• 
  ภาพระยะใกล้ของร่องรอยการกลับเข้าสู่ชั้นบรรยากาศ (ยานโซยุซ)
• 
  ร่องรอย พลาสมาขณะกลับเข้าสู่ชั้นบรรยากาศก่อนกำหนด(โซยุซ)
• 
  ความคืบหน้าขณะเข้าสู่ชั้นบรรยากาศโลก
• 
  การกลับเข้าสู่ชั้นบรรยากาศของกระสวยอวกาศ
• 
  ภาพจากห้องนักบินของกระสวยอวกาศระหว่างการกลับเข้าสู่ชั้นบรรยากาศโลก

• ลอเนียส, โรเจอร์ ดี.; เจนกินส์, เดนนิส อาร์. (10 ตุลาคม 2012). การกลับบ้าน: การกลับเข้าสู่ชั้นบรรยากาศและการกู้คืนจากอวกาศ . นาซา. ISBN 9780160910647. OCLC  802182873 . สืบค้นเมื่อ 21 สิงหาคม 2557 .
• มาร์ติน, จอห์น เจ. (1966). การเข้าสู่ชั้นบรรยากาศ – บทนำเกี่ยวกับวิทยาศาสตร์และวิศวกรรม . โอลด์ แทปแพน, นิวเจอร์ซีย์: เพรนติส-ฮอลล์.
• เรแกน, แฟรงค์ เจ. (1984). พลศาสตร์ของยานกลับเข้าสู่ชั้นบรรยากาศ (ชุดการศึกษาของ AIAA)นิวยอร์ก: สถาบันการบินและอวกาศแห่งอเมริกาISBN 978-0-915928-78-1.
• เอทกิน, เบอร์นาร์ด (1972). พลศาสตร์ของการบินในชั้นบรรยากาศ . นิวยอร์ก: จอห์น ไวลีย์ แอนด์ ซันส์ อิงค์. ISBN 978-0-471-24620-6.
• วินเซนติ, วอลเตอร์ จี.; ครูเกอร์ จูเนียร์, ชาร์ลส์ เอช. (1986). บทนำสู่พลศาสตร์ของก๊าซเชิงฟิสิกส์ . มาลาบาร์, ฟลอริดา: สำนักพิมพ์โรเบิร์ต อี. ครีเกอร์. ISBN 978-0-88275-309-6.
• Hansen, C. Frederick (1976). ฟิสิกส์โมเลกุลของก๊าซสมดุล คู่มือสำหรับวิศวกร NASA. Bibcode : 1976mpeg.book.....H . NASA SP-3096.
• เฮย์ส, วอลเลซ ดี.; โพรบสไตน์, โรนัลด์ เอฟ. (1959). ทฤษฎีการไหลความเร็วเหนือเสียง . นิวยอร์กและลอนดอน: สำนักพิมพ์ Academic Press. รหัสบรรณานุกรม : 1959hft..book.....H .หนังสือคลาสสิกเล่มนี้ได้รับการปรับปรุงแก้ไขและตีพิมพ์ใหม่ในรูปแบบปกอ่อนราคาประหยัด: Hayes, Wallace D. (1966). Hypersonic Inviscid Flow . Mineola, New York: Dover Publications. ISBN 978-0-486-43281-6.ตีพิมพ์ซ้ำในปี 2547
• แอนเดอร์สัน, จอห์น ดี. จูเนียร์ (1989). พลศาสตร์ของก๊าซความเร็วสูงและอุณหภูมิสูง . นิวยอร์ก: แมคกรอว์-ฮิลล์ อิงค์. ISBN 978-0-07-001671-2.

ค้นหาคำศัพท์ในภาคผนวก: คำศัพท์เกี่ยวกับการกลับเข้าสู่ชั้นบรรยากาศใน Wiktionary ซึ่งเป็นพจนานุกรมเสรี

วิกิมีเดียคอมมอนส์มีสื่อที่เกี่ยวข้องกับ การเข้าสู่ ชั้นบรรยากาศ

• เครื่องมือวิเคราะห์ภารกิจการเข้าสู่ชั้นบรรยากาศ (Aerocapture Mission Analysis Tool หรือ AMAT)ให้ความสามารถในการวิเคราะห์ภารกิจเบื้องต้นและการจำลองสำหรับยานเข้าสู่ชั้นบรรยากาศในจุดหมายปลายทางต่างๆ ของระบบสุริยะ
• ศูนย์ศึกษาเศษซากในวงโคจรและการกลับเข้าสู่ชั้นบรรยากาศ (บริษัท แอโรสเปซ คอร์ปอเรชั่น)
• วิดีโอ ขั้นตอนการเข้าสู่ชั้นบรรยากาศของยานอวกาศอะพอลโลปี 1968 แผนกวางแผนและวิเคราะห์ภารกิจของนาซา โครงการอะพอลโล (25:14)
• แผ่นกันความร้อนของยานบูราน
• บทความในสารานุกรมดาราศาสตร์เกี่ยวกับประวัติของยานกู้ภัยอวกาศ รวมถึงแบบจำลองยานกลับเข้าสู่ชั้นบรรยากาศบางแบบ