Пилотируемые полеты на Луну - страница 20
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.
Зависимости аэродинамического качества от времени полета приведены на рис. 14.8. На начальном участке входа в атмосферу не было получено надежных данных до торможения, соответствующего 0,05g. Разброс данных на этом участке объясняется отсутствием балансировки и работы ЖРД системы ориентации. Как видно из графиков, аэродинамическое качество увеличивается по времени по закону линейного характера.
Данные испытаний в аэродинамических трубах. На рис. 14.7 и 14.8 также представлены зависимости, полученные при испытаниях в аэродинамических трубах. Для более правильного сравнения с летными данными результаты этих испытаний были скорректированы путем согласования летных зависимостей угла атаки и числа Маха по времени с экспериментальными зависимостями аэродинамического качества от ? и М.
Анализ результатов испытаний в аэродинамических трубах и летных данных для командных отсеков Apollo показали, что большинство расхождений связано с различиями в величинах продольного момента, а следовательно, в балансировочных значениях угла атаки. Этот вывод подтверждается хорошей сходимостью скорректированных экспериментальных зависимостей с летными данными. Кроме того, результаты испытания в аэродинамических трубах показали, что для данного угла атаки аэродинамическое качество нечувствительно к источникам малых возмущений (выступы, зализы и другие малые изменения формы), что подтверждается результатами, представленными на рис. 14.9.
