用于火箭级返回大气层和着陆的装置与火箭级返回大气层的方法与流程

本发明涉及用于火箭级返回大气层和着陆的装置，所述装置使得火箭级安全地返回大气层和安全地溅落返回，以及本发明涉及用于火箭级返回大气层的方法。

背景技术：

1、近年来，火箭工业经历了巨大的繁荣，这特别归功于私营企业的发展。由于各种技术上的改进，单次发射的成本大大降低了。火箭的可重复使用是全球的发展趋势。

2、在能够通过发动机使火箭级再次着陆之前，开发了替代方法，这些替代方法可以在一定程度上使火箭级安全返回地球。对于火箭级的返回，早在1967年提交的us3,508,724便提出在火箭顶端配置充满热空气的气球。火箭级随着前方的发动机溅落(splash down)；火箭的第二级不能重复使用。1963年的申请号为us3,286,951的美国专利公开了一种充气式隔热罩(heat shield)和气球的组合。气球充满了来自机载加压舱的气体。在这一过程中，隔热罩保护了火箭在飞行方向上的部分。火箭以发动机朝前的方式进入大气层，而发动机本身由隔热罩进行保护。1985年的us4,504,031公开了一种充气式制动装置，其中火箭的发动机用于在充气式制动装置前方产生冷气流。因此，这种火箭在返回大气层时也是以发动机朝前的方式进行飞行。此外，机体上还装有特殊的加压舱。火箭并没有完全由防护罩包覆。

3、us2016/0264266a1公开了一种返回飞行器，其可以将有效载荷或乘客送回地球的表面。返回飞行器包括可以展开的空气壳，所述空气壳覆盖有耐热机织物并具有充气式加强元件。空气壳通过以各种形式储存的能量而进行展开。

4、2012年，spacex再次为猎鹰9号(falcon9)的助推器级着陆进行了首次测试。2015年12月，这些工作首次获得成功。与此同时，spacex已经成功着陆并重复使用了几个助推器级。目前的记录是使用同一助推器级进行了九次飞行。这大大降低了火箭发射的成本。

5、在猎鹰9号和猎鹰重型(falcon heavy)的助推器级着陆时，在每种情况下都使用助推器级火箭总共九个发动机中的一个中央发动机。因此，与着陆相关的一个问题是可靠性；如果发生坠毁，在坠毁过程中不可避免地会发生爆炸，因为火箭的油箱中装满了高度易燃的煤油和液氧。spacex使用浮动着陆平台(“自主太空港无人飞船”)以及属于军事设施的坚实地面上的着陆区进行着陆。在浮动平台上完美着陆的研发工作历时三年多，经历了多次失败，技术上非常复杂。在这方面，埃隆-马斯克的spacex公司所取得的成功堪称杰作。

6、然而，价格压力或可重复使用性要求的问题并不仅仅存在于可携带高有效载荷的大型重型火箭中。然而，事实上，由于使用了着陆技术，那些通过发动机再次着陆的火箭会变得非常重，因此性能表现一般。所应用的技术不具有可扩展性，只能在中型到大型火箭上进行有意义的应用。此外，这种技术不能使整个火箭重复使用，而只能使助推器级(即下半部分)重复使用。轨道级则不再重复使用，而是在返回大气层时进行焚毁。

7、火箭的性能由理想火箭方程决定，所述理想火箭方程也称为齐奥尔科夫斯基火箭方程(tsiolkovsky rocket equation)。此方程表明，火箭所能达到的速度是火箭发射时的质量与燃尽时的质量的函数：v(m)＝ve ln(m/m0)。

8、其中，v(m)是火箭的速度与质量m的函数关系，ve是发动机气体的排气速度，m是燃尽时火箭的质量，m0是发射时火箭的质量。

9、简单地说，这意味着spacex的助推器级无法达到如此高的速度，因为它们承载了太多的额外重量，例如，起落架的重量、火箭上部控制面的重量、用于在太空旋转和进入大气层前减速的燃料重量，当然还有着陆所需的燃料重量。

10、一般来说，火箭越小，在火箭完全无法进入任何太空轨道之前，能够增加重量的余地就越小。就所谓的微型发射器而言，目前正在开发数十种用于发射大量小型卫星的微型发射器，但是人们认为spacex的技术无法应用，因为spacex的发射器太重了。相应地，该技术无法规模化，也就无法为所有用户所应用，而仍然局限于应用于大型和昂贵的火箭。此外，在已知的重复使用技术中，重复使用也有其局限性：火箭的飞行速度通常非常快；助推器级的典型速度约为8,000km/h，而轨道级的速度在轨道期间至少为28,000km/h。火箭各级利用大气层的空气阻力进行减速；只有一小部分通过重新点燃火箭发动机进行减速。在spacex等公司的助推器级中，空气在此过程中加热到几百度，通常会导致着陆时出现烧焦外观。相比之下，轨道级中的空气则加热成等离子体，因为产生的能量与速度的平方成正比。在没有任何外部保护措施的情况下，进入大气层的火箭会被焚毁，并在此等离子体流中解体。因此，spacex的技术只能在飞行速度相对较慢的助推器级上重复使用。快速飞行的轨道级则在单次使用后会继续被销毁。

技术实现思路

1、因此，本发明的目的是使火箭级能够重复使用，特别是使助推器级和轨道级都能够重复使用。此外，这项新技术将能够用于大型和重型火箭，也能够用于微型发射器，而不会过度限制有效载荷的范围。此外，要开发的技术是可靠且易于管理的。

2、该目的通过独立权利要求的主题来实现。本发明的有利实施例来源于从属权利要求。

3、本国际专利申请要求于2021年3月22日提交的申请号为102021106981.5的德国专利的优先权，其公开内容通过引用完全并入本专利申请。

4、根据本发明的第一方面，本发明涉及一种用于火箭级返回大气层和着陆的装置，所述装置使得火箭级安全地返回大气层并安全地溅落，所述装置包括：

5、球伞(ballute)，其配置为在第一状态下折叠，而在第二状态下展开，其中处于折叠状态下的球伞能够设置在火箭级上，使火箭级的空气动力学不受到球伞的影响，并且其中处于展开状态下的球伞基本上包覆了火箭级；

6、包覆机构，其配置为用球伞对火箭级进行包覆；

7、填充机构，其在返回大气层期间配置为使用来自边界层的空气或气体来填充处于展开状态的球伞，所述边界层是在返回期间在所述装置的表面前方形成的等离子体与所述装置的表面之间产生的；以及

8、控制单元，其配置为对包覆机构和填充机构进行控制。

9、根据本发明的返回大气层和着陆装置适用于使得火箭级安全返回大气层；然而，这当然也可以适用于火箭级或其他要返回行星的物体(如太空舱、实验品、产品等)初次进入大气层(非返回大气层)。根据定义，这些情况也包括在本发明的保护范围内。要返回行星的物体通常具有基本上圆柱形的形状。此外，返回大气层和着陆装置适用于火箭级(或任何其他物体)的安全溅落。这意味着配备有返回大气层和着陆装置的火箭级漂浮在水中，在对所述装置回收完成之前不会下沉。

10、根据本发明，大气层返回和着陆装置包括球伞。术语“球伞”是术语“气球”和“降落伞”的组合词。球伞是一种高速降落伞，其在亚音速和超音速范围内发挥作用。与普通降落伞不同，球伞在前部或下部区域具有封闭的区域(相反，普通降落伞在这些区域是打开的)。根据本发明，球伞配置为在第一状态下折叠，在第二状态下展开。本文的折叠状态可以理解为向上折叠或卷曲状态，即在任何情况下都是小型化状态，在这种状态下，球伞可以以节省空间的方式放置。在这种节省空间的折叠状态下，所述球伞能够设置或布置在火箭级上(或任何其他物体上)，使得火箭级的空气动力学不会受到球伞的影响。此处的关键主要是在发动机打开的情况下，火箭级在发射或飞行期间的空气动力学。因此，在折叠状态下，球伞优选设置在靠近发动机的位置，并且选择球伞的旋转对称设计(或者选择围绕球伞的火箭体的盖的旋转对称设计)是有利的。然而，球伞也有可能集成在火箭内部。例如，可以在这里提供特殊的开口。根据本发明，处于展开状态的球伞基本上包覆火箭级。这意味着基本上整个火箭级都由球伞所包覆，因此整个火箭级位于球伞之内。球伞的两个外端(即最高点和最低点)尽可能地间隔开。此处的球伞在充满气体或展开时还不需要避免折痕。因此，当火箭级重新进入大气层时，整个火箭级基本上都由球伞包覆或保护起来。此处优选的是，只有一个或多个发动机伸出球伞，和/或优选的是，火箭尖端与球伞的外部区域的末端相连。此方面的更多细节将在下文中进一步阐述。

11、本发明提供了一种包覆机构，所述包覆机构配置为使用球伞对火箭级进行包覆。这可以是例如机械的或机电的包覆机构，该包覆机构可以配置为一件式或多件式的。机械部件的使用是优选的，因为机械部件非常可靠，并且也可以选择性地实现冗余。火箭级的包覆可以通过包覆机构来完成，这意味着球伞可以从折叠状态转换到展开状态。此处的球伞不必完全成形；相反，重要的是拉开球伞的两个外端。在这种情况下，要将球伞的外端拉开，从而包覆火箭级。此外，还可以通过包覆机构首先暴露球伞，例如，打开、抛弃或炸掉球伞的外部运输外壳。球伞的拉开以及实际的包覆仅在此之后发生。

12、本发明还提供了一种填充机构，所述填充机构在返回大气层期间配置为使用来自边界层的空气(或大气中存在的其它气体)来填充处于展开状态的球伞，所述边界层是在返回期间在装置的表面前方形成的等离子体与装置的表面之间产生的；这种类型的填充机构极为有利，因为无需将机体上额外的加压罐或加压气体容器运送到轨道上。从而减轻了火箭级的重量，增加了可能的最大有效载荷。来自等离子体与返回大气层和着陆装置的表面之间的阻挡层中的空气可用于填充球伞，这一事实已在发明人的深入实验中得到证实。存在于此边界层中的空气确实非常热。因此，在利用空气时，不得不顾虑返回大气层和着陆装置会发生燃烧。然而，根据本发明，热空气只在非常小的范围内被需要或使用，例如，热空气以有针对性和精确计量的方式被吸入球伞中。如此可以避免装置的焚烧，并且可以利用热空气。填充机构也可以配置为一件式或多件式的，下文将对其进行更详细的描述。

13、根据本发明，返回大气层和着陆装置包括控制单元，所述控制单元用于对包覆机构和填充机构进行控制。控制单元本身可以配置为一件式或多件式的；所述控制单元可以具有例如cpu、遥控器、时间控制器和/或类似装置。特别地，控制单元配置为在合适的时间点打开包覆机构。所述控制单元还可以优选地对包覆的速度进行控制，但是这不是强制性的。可能的情况是，包覆机构根据启动信号完全执行包覆，并且例如以恒定的速度执行包覆，从而将球伞从折叠状态转换到展开状态，或者分别在球伞的外端将其拉开。填充机构同样可以由控制单元启动，但也可以在飞行期间通过控制单元进行永久性控制或间歇性控制。特别是还可以调节填充机构，从而将球伞中的压力保持在预定的压力水平(绝对压力或相对于环境压力)。

14、所涉及的火箭级本身并不是返回大气层和着陆装置的组成部分。然而，有可能设计一个具有火箭级以及返回大气层和着陆装置的系统。此外，还可以用根据本发明的返回大气层和着陆装置来改进现有的火箭级。

15、根据本发明的一个优选实施例，球伞能够设置在火箭级上，使得火箭级的火箭发动机在返回大气层期间沿着飞行方向设置在后部。因此，根据本发明，火箭级的返回方向不同于根据上述现有技术中的返回方向。这样的好处在于，火箭发动机在返回大气层期间能得到更好的保护。在溅落的情况下，火箭发动机有可能安全地保持在水面之外，而不浸入水中，从而防止了海水的腐蚀。此外，火箭在展开降落伞之前不需要进行反向运动，这样既节省了燃料，又省去了一次飞行动作。

16、根据本发明的一个优选实施例，就飞行穿过大气层时球伞的方向而言，球伞的上部区域具有气流分离环因此，球伞的设计基本上对应于已知的球伞的设计(基本上为类椭圆体(isotensoid))。然而，在传统的球伞中，空气或气体是通过球伞本身的开口(例如在气流分离环的下方)吸入到球伞中的。根据本发明，球伞中的这些开口本身并不存在，因为球伞在返回期间会在这些开口的边缘上焚烧，并且在球伞溅落的情况下，水将通过这些开口侵入球伞。根据本发明，可以使用来自边界层的空气填充球伞，而不是使用来自球伞中本身的开口的空气填充球伞，为此，例如可以在球伞上设置特殊且尺寸稳定的主体，在所述主体上集成有进气口(见下文)。沿飞行方向的前部区域(即下部区域)，球伞的形状基本上为圆锥体，并且在上部区域中为半球体，该半球体与圆锥体邻接。圆环形式的气流分离环设置在圆锥体和半球之间的最大直径区域中。与所描述的形状有微小偏差也是可能的，但不会严重影响球伞的流动特性。

17、根据本发明的一个优选实施例，返回大气层和着陆装置具有尺寸稳定的主体，所述主体具有中心圆柱形的通孔，所述通孔的内径与火箭级的外径相适应。球伞直接或间接紧固在此尺寸稳定的主体上。主体或返回大气层和着陆装置可分别通过中心圆柱形的通孔设置在火箭级周围，这样就能以良好的方式对火箭级进行预定的包覆。圆柱形的通孔的内径与火箭级的外径相适应，从而能够在球伞和火箭级之间实现良好的封闭，同时，返回大气层和着陆装置与火箭级的相对定位也可以稳定。特别地，根据本发明的装置可以以滑动的方式在火箭级的外壳上移动。

18、根据本发明的一个优选实施例，在圆柱形的通孔的端侧上的主体上，具有围绕圆柱形的通孔的耐热且特别是扁平的头部部件，在返回大气层期间，根据球伞的方向，将球伞的前端紧固在头部部件上。因此，球伞可以以旋转对称的方式紧固到主体上，其中球伞紧固到主体上直接或间接地在头部部件上进行，使得头部部件的周边可以与球伞相连。本文的头部部件可以成形为例如板状的，其在中心分别具有圆柱形的通孔或中空圆柱形的部件。头部部件相对于通孔的中心轴线或圆柱形的部件(因此也相对于火箭轴线)的倾斜度可分别为约40°至50°，例如约45°。将球伞紧固到头部部件上可以直接或间接地进行，例如，通过在形成圆柱形通孔的主体的圆柱形部件上的紧固来间接进行。板状的头部部件的材料优选是具有纤维材料和基体材料的组合，例如sic/sic、c/sic和/或c/c。

19、根据本发明的一个优选实施例，就返回大气层期间的球伞的方向而言，球伞的后端能紧固在火箭级上。球伞本身可以配置为分别关于其中心轴线旋转对称，或者关于火箭级旋转对称。球伞在火箭级上的紧固优选为环绕紧固。球伞优选紧固在火箭级上，以便靠近发动机。进行紧固的位置越靠近发动机，整个球伞对火箭级的包覆就越完整。

20、根据本发明的一个优选实施例，返回大气层和着陆装置配置为将主体从火箭级上的发射紧固部沿着火箭级的外部移动到火箭级上的着陆紧固部。本文中的发射紧固部和着陆紧固部分别表示在发射阶段期间或着陆阶段期间，将主体设置在火箭级的外部或火箭级周围的相应点或区域。从发射紧固部到着陆紧固部的运动可以例如通过机械牵引或推力来执行，或者通过机电方式来执行。

21、根据本发明的一个优选实施例，装置的发射紧固部设置在发动机附近。附加地或替代地，着陆紧固部可以设置在火箭尖端附近。

22、根据本发明的一个优选实施例，主体通过包覆机构可沿着火箭级向外移动。特别地，主体可以沿着火箭级滑动；在通过球伞对火箭级进行包覆的过程中，球伞直接或间接地固定/不可移动地设置在火箭的一端。所述球伞可以与火箭级形成很大程度上不透气的封闭，例如通过夹紧机构或张紧机构来实现，但是其他类型的紧固也是可能的。其中一个实例是夹紧环，所述夹紧环将球伞的一部分卡在或夹在夹紧环和火箭之间。相比之下，球伞的另一端不是以位置固定的方式设置在火箭级上，而是连接到装置的尺寸稳定的主体上。此尺寸稳定的主体现在可以沿着火箭级的主轴移动。例如，主体可以从靠近发动机的发射紧固部移至靠近火箭尖端的着陆紧固部。为此，特别可以使用机械机构，例如绞盘、齿轮系统和/或线性驱动器。然而，其他机构也是可能的，例如电动机构或机电机构。此外，还可以提供冗余系统，以确保更好的可靠性。主体沿着火箭级向外运动时，球伞也随之展开；通过主体沿着火箭级的运动程度，可以设定火箭级的一部分(特别是火箭尖端)从球伞伸出的距离。此处有利的是，火箭尖端不从球伞伸出，或者只是稍稍从球伞伸出。与火箭发动机相比，火箭尖端相对不受影响，特别是在海水腐蚀方面以及溅落时的冲击方面。

23、根据本发明的一个优选实施例，返回大气层和着陆装置具有运输盖，所述运输盖在火箭发射期间覆盖球伞，并且能够被打开或分离。根据一个实例，所述运输盖是能够被炸开的外壳。然而，运输盖也可以通过襟翼机构或折叠机构来实现。

24、根据本发明的一个优选实施例，装置的尺寸稳定的主体的头部部件具有可关闭的进气口，来自边界层的空气可以通过所述进气口流入球伞。因此，本文的进气口并非设置在球伞本身中，而是设置在与球伞相邻的耐热的头部部件中。进气口本身可以以不同的方式实现。例如，进气口可以具有一个或多个襟翼、一个或多个薄片和/或一个或多个洞。本文设置襟翼特别简单，因为襟翼的打开和关闭可以通过简单的方式进行控制。根据本发明的控制单元也可用于此目的。根据本发明的一个特别优选的实施例，进气口包括两个襟翼，所述两个襟翼设置成彼此径向相对。然而，也可以设置两个以上的襟翼，例如三个、四个、五个甚至更多襟翼，并将所述襟翼有规律或无规律地设置在头部部件上。

25、根据本发明的一个优选实施例，至少一个涡轮设置在主体上，使得通过进气口流入的空气能够由涡轮吸入并压入球伞中，从而能够在球伞中产生相对于环境压力的过压。此处的压力优选只是较小的正压力；就根据本发明的装置的尺寸稳定性和减速性能而言，这已经足够了。作用在返回体上的背压由环境压力(静压)和速度产生的动压组成。返回大气层时，静压仅略高于真空，而动压则相对较高(速度v为每秒几千米，例如约8km/s)。相比之下，溅落时的静压相对较高，而动压相对较低，速度v仅为每秒几米，例如约10m/s)。根据本发明的一个优选实施例，对填充机构进行控制，从而控制球伞中的压力，使得球伞中的压力p满足以下条件：p静态+1.1*p动态≤p≤p静态+1.3*p动态。此外，涡轮的数量优选地分别与头部部件中的襟翼或不同进气口的数量相适应。一个或多个涡轮优选地由控制单元进行控制。

26、根据本发明的一个优选实施例，球伞配置为耐高温并且具有低透气性。为了承受返回期间的高温，需要耐高温性能。与已知的系统不同的是，本文并不强制要求球伞配置为完全不透气。由于空气或气体可以通过进气口持续不断地补充进来，球伞可能容易地具有较低的透气性，所述空气或气体可以通过球伞中的涡轮达到轻微的正压力。与现有技术中使用加压气体容器的解决方案相比，这同样是重要的优点。加压气体容器所含的气体一旦被消耗，就无法进一步更换。因此，根据现有技术的解决方案需要球伞的完全不透气的实施例。

27、根据本发明的一个优选实施例，球伞具有陶瓷编织物和/或碳纤维编织物。根据一个优选的实施例，陶瓷编织物包括碳化硅，所述碳化硅特别地可以涂覆有氧化锆和/或铬镍铁合金，以降低碳化硅编织物的透气性。

28、根据本发明的第二方面，后者涉及一种系统，所述系统具有：

29、根据前述权利要求中任一项所述的用于火箭级返回大气层和着陆的装置，所述装置用于火箭级安全返回大气层以及火箭级的安全溅落；以及

30、火箭级。

31、根据一个优选实施例，火箭级分别包括下部火箭级或助推器级。根据本发明的另一个实施例，火箭级是轨道级。因此，通过本发明的系统，也可以首次将轨道级安全地带回地球。因此，火箭的可重复使用程度总体上大幅提高，因为以前轨道级是不可能返回的。

32、根据本发明的一个优选实施例，在返回大气层期间，填充机构配置为向处于展开状态的球伞填充空气或气体，这些空气或气体来自返回大气层期间在装置表面前方形成的等离子体与装置的表面之间形成的边界层，在所述填充机构之外，还提供了另一个填充机构，所述另一个填充机构配置为用来自火箭罐的气体、特别是用氧气填充球伞，以便在返回大气层之前使球伞初步成形。火箭上无论如何都要装载作为氧化剂的液氧，出于结构上的考虑，相关的贮箱要加压到大约2bar至3bar的正压力。这些气体可以很容易地通过阀门排到外面，例如在火箭燃尽之后，和在火箭用球伞包覆之后。所述气体直接进入球伞进行初始充气，然后所述球伞已将火箭级包裹起来。在此实施例中，也因此可以省去在机体上携带额外的加压容器，特别是甚至在返回开始之前就希望球伞初步成形的时候。

33、根据本发明的第三方面，本发明涉及一种用于火箭级返回大气层的方法，特别是在使用根据上述实施例中任一项的返回大气层和着陆装置时，所述方法包括以下步骤：

34、在返回之前使用球伞对火箭级进行包覆，以便形成返回体；以及

35、使用来自边界层的空气填充球伞，所述边界层是在返回期间形成的等离子体与返回体的(较冷的)表面之间产生的。

36、根据本发明的一个优选实施例，所述方法还包括以下步骤：在球伞中产生正压力。

37、因此，可以避免球伞必须实现为完全不透气，这反过来又对球伞的材料消耗以及球伞的质量产生了积极影响。

38、根据另一个优选实施例，所述方法还包括以下步骤：火箭级溅落时，火箭尖端位于前方。

39、这种返回方向或溅落方向更优选的原因在于，火箭尖端明显不如火箭发动机这么容易受影响。

40、除此之外，在本发明的第一方面和第二方面的上下文中作出的描述也适用于本发明的第三方面。

41、根据本发明的第四方面，本发明涉及一种用于物体安全进入大气层以及安全溅落的进入大气层和着陆的装置，所述装置具有：

42、输送区域，其配置为在输送期间接收物体；

43、球伞，其配置为在第一种状态下折叠，在第二种状态下展开，并在第二种状态下从外部将所述装置基本上包覆起来；

44、包覆机构，其配置为使用球伞进行包覆；

45、填充机构，其在进入大气层期间配置为使用来自边界层的空气或气体来填充处于展开状态的球伞，所述边界层是在进入期间在装置的表面前方形成的等离子体与装置的表面之间产生的；

46、控制单元，其配置为对包覆机构和填充机构进行控制。

47、根据本发明的这一方面，本发明的基本概念适用于一般情况，并不特别侧重于火箭各级的返回，也不侧重于其他特殊形状物体的返回。根据此实施例，原则上可以通过大气层(返回)进入和着陆装置将任意物体运送(返回)到行星表面。为此，该装置具有配置为在输送期间接收物体的输送区域。因此，物体可以紧固到运输区域上和/或由运输区域完全包围。这取决于物体的尺寸、形状和材料特性。在任何情况下，进入大气层的物体基本上都会由球伞完全包覆，从而受到球伞的保护。例如，如在本发明第一方面的上下文中所述，可以设想将圆柱形的部件的内部区域中的运输区域设置为运输区域，或者将圆柱形的部件的内部区域中的运输区域重新设计为这种运输区域。本文的传输区域的形状当然并不一定是圆柱形或保持圆柱形，但也有可能是圆柱形。与本发明的第一方面一样，该装置可以具有板状的头部部件，并且球伞可以以所描述的方式直接或间接地紧固到头部部件上。然而，板状的头部部件不具有中心开口是有利的，因为该装置不需要为了包覆火箭级而在火箭级的表面上移动。因此，根据第四方面的进入大气层和着陆的装置可以具有更紧凑的构造。填充机构的配置与本发明的第一方面的上下文中详细描述的相同。包覆机构可以(但不必)简化，并且可以例如仅通过打开或爆破运输盖来实现，从而释放球伞并准备填充。

48、根据本发明的第五方面，本发明涉及一种用于物体进入大气层的方法，特别是在使用根据本发明第四方面所述的进入大气层和着陆的装置时，所述方法包括以下步骤：

49、在进入大气层之前，使用球伞对物体进行包覆，从而形成返回体；和

50、使用来自边界层的空气填充球伞，所述边界层是在进入大气层期间形成的等离子体与大气层进入体的表面之间产生的。

51、本文中，优选地通过控制空气的吸入(例如通过涡轮)来实现对球伞的填充。此外，空气特别地积聚在球伞中；球伞不存在无法关闭的开口。否则，在本发明第四方面的上下文中已经陈述的内容原则上也适用于此实施例。

52、根据本发明的第六方面，本发明涉及一种用于在进入大气期间对球伞进行填充的方法，所述方法包括以下步骤：

53、使用来自边界层的空气填充球伞，所述边界层是在进入大气层期间形成的等离子体与大气层进入体的表面之间产生的，其中空气以受控方式通过大气层进入体的进气口被向内吸入球伞，并且特别地积聚在球伞中。由于积聚，球伞中会形成相对于环境压力的正压力。球伞的受控吸入以及球伞的气密性使得球伞只需少量空气就能成形并保持形状。因此，可以利用来自边界层的热空气达到这一目的，而不会使球伞或由球伞包覆的货物在进入大气时被焚烧。

54、除非由此导致技术冲突，否则所描述的本发明的实施例可以部分地或完全地相互结合。