Пилотируемые полеты на Луну

· передачу на Землю телевизионных изображений. Для этих целей на командном отсеке установлена унифицированная в S-диапазоне и две УКВ приемо-передающих радиостанции. Антенная система состоит из четырех малонаправленных антенн и одной остронаправленной. Последняя имеет 4 параболических излучателя диаметром по 80 см, смонтирована на служебном отсеке и поворачивается в рабочее положение после выхода корабля на траекторию полета к Луне.

Аэродинамические характеристики командного отсека.Анализ аэродинамических характеристик командного отсека корабля Apollo был произведен по данным испытаний в аэродинамических трубах и по результатам космических летных испытаний командных отсеков.

В анализе принято, что траектории входа в атмосферу начинаются на высоте 120 км, и заканчиваются при достижении М=4. Зависимости параметров траектории от времени (рис. 14.6а;б) получены на основании данных систем управления и навигации, скорректированных с учетом всех известных ошибок и по возможности привязанных к показаниям наземных радиолокационных станций.

На начальном участке входа в атмосферу до торможения, соответствующего 0,05 g, аппарат не управляем по дальности из-за малого скоростного напора для создания аэродинамических сил и моментов, способных искривить траекторию. В последующем полете (кроме участка максимальной высоты рикошетирования) аэродинамическое качество существенно влияет на дальность полета.

Большинство летных данных, потребных для расчета аэродинамических характеристик при входе в атмосферу, определяются с помощью блока инерциальных измерений системы управления и навигации. Ускорения от внешних сил измеряются тремя импульсными интегрирующими маятниковыми акселерометрами; углы Эйлера, определяющие ориентацию платформы относительно аппарата, замеряются датчиками, установленными в карданных подвесах. Скоростной напор измеряется на заднем тепловом экране. Из-за трудностей радиосвязи все данные записываются на борту для последующей обработки после посадки.

Суммарный угол атаки рассчитывается по составляющим скорости аппарата относительно Земли в связанной системе координат, используя данные блока инерциальных измерний по углам Эйлера. Аэродинамическое качество определяется по значениям ускорений, получаемым в блоке инерциальных измерений, которые переводятся в скоростную систему координат. Величины ускорения по соответствующим осям пропорциональны подъемной силе и силе аэродинамического сопротивления.

Оценка точности. Для командных отсеков AS-202, Apollo-4 и Apollo-6 был проведен статистический анализ точности аэродинамических характеристик, в результате которого были определены среднеквадратичные отклонения параметров.

Большинство ошибок, возникающих в блоке инерциальных измерений, связано с погрешностями производства, предстартовой юстировкой гироплатформы и дрейфом гироскопов. Среднеквадратичное отклонение (1?) в измерении углов Эйлера приблизительно составляет ±3°.

Наибольшие ошибки в определении скоростного напора связаны с измерениями давления на заднем тепловом экране. Эти ошибки могут быть обусловлены несовершенством датчиков, неточностью калибровки и тепловыми эффектами.

Атмосферные ветры могут стать источником ошибок по всем аэродинамическим характеристикам на высоте меньше 30 км.

Ошибки определения массы аппарата возникают из-за неопределенности начального веса, массы уносимого абляционного покрытия и расхода топлива системой ориентации. В данном анализе среднеквадратичное отклонение по определению веса оценивается в 23 кг.

Летные данные. На рис. 14.7 представлены зависимости угла атаки от времени полета для командных отсеков AS-202, Apollo-4 и Apollo-6. Общая закономерность состоит в уменьшении угла атаки по времени. Отклонения от этой закономерности вызваны изменением скоростного напора и маневрами по крену.

Рис.14.6. Изменение параметров траектории входа в атмосферу командного отсека: а-изменение высоты по времени; б-изменение скорости по времени; в-изменение скоростного напора по времени

Риc. 14.7. Зависимость угла атаки от времени входа в атмосферу: 1 – испытания в аэроднамической трубе; а – Apollo-6; б – Арollо-4; в – AS-202.

Рис. 14.8. Зависимость аэродинамического качества от времени входа в атмосферу:

а – Apollo-6;

б – Apollo-4;

в – AS-202;

– – испытания в аэродинамической трубе.