Dragon-Wiedereintrittsflugprofil?

Anstelle von maßgeblichen Daten gibt es immer eine hausgemachte Simulation .

Die nötigen Details zu Crew Dragon & seinem Einstieg, abgesehen von der Aerodynamik, sind relativ einfach zu finden:

Kritische aerodynamische Parameter sind der Luftwiderstandsbeiwert,$C_d$, und das Verhältnis von Auftrieb zu Widerstand,$L/D$. Während diese Werte im Allgemeinen eine Funktion der Machzahl sind, sind sie im Hyperschallbereich (so ziemlich) unveränderlich (Mach >= 5) und werden daher in dieser Simulation als konstant behandelt.

Ich konnte einen Luftwiderstandsbeiwert aus der Zusammenfassung von AA Gonzales et al., „Mars Sample Return using commercial Capabilities: Mission Architecture Overview“ und der dazugehörigen Präsentation mit Schwerpunkt auf EDL ableiten.

Aus der Zusammenfassung:

Es wurden Gesamteintrittsmassen zwischen 7 und 10 mt berücksichtigt

Handlung aus Präsentation:

Wo$\beta$ist der ballistische Koeffizient $\beta=\frac{m}{C_D S}$:

Daher$C_D=1.23$(Und$\beta=622$ $kg/m^2$).

Der$L/D$hängt von der axialen Verschiebung des Schwerpunkts des Fahrzeugs ab (die den Trimm-Anstellwinkel bestimmt) und ist vor dem Einstieg/Flug konfigurierbar (ich glaube, Apollo hat damit in Testflügen experimentiert; siehe$L/D$Unterschiede in den Flugdaten von AS-202 & Apollo 4 ).

Der im Diagramm verwendete Wert von 0,27 ist durchaus plausibel; sie ist jedoch höher als andere bemannte Eintrittskapseln im erdnahen Orbit ( Sojus: 0,26 , Dragon 1: 0,18 , Gemini: ~0,15 , Merkur: 0, ballistisch ). ich benutzte$L/D$als Fudge-Faktor, um die maximale Trägheitsbelastung (g-Kraft) auf etwa 4,2 g zu bringen, wie von Demo-2-Astronaut Bob Behnken beschrieben . Hier ist ein Diagramm der (signifikanten) Variation einiger Einstiegsstatistiken basierend auf Abweichungen$L/D$Werte, wobei 0,13 der gewählte Wert ist:

Nachdem all dies aus dem Weg geräumt wurde, hier eine Auswahl von Figuren aus der Simulation (bitte kommentieren Sie, was andere Sie sehen möchten):

Eintrag einrichten:

Beachten Sie, dass ich die Eintrittsschnittstelle bei 120 km definiert habe (Extreme meines atmosphärischen Modells), in Wirklichkeit ist dies manchmal ein dynamisch erfasster Zustand (g-detect), sodass die Dauer etwas lang erscheinen kann (zum Vergrößern klicken):

Verweise:

• AA Gonzales et al., „Mars Sample Return Using Commercial Capabilities: Mission Architecture Overview“, 2014 IEEE Aerospace Conference, 2014, S. 1-15, doi: 10.1109 /AERO.2014.6836421.
• LG Lemke et al. „Mars Sample Return Using Commercial Capabilities: Propulsive Entry, Descent and Landing“, 2014 IEEE Aerospace Conference, 2014 (abgerufen von NTRS- ID: 20140013203 )
• Xu Guowu et al., Effect of Recession on the Re-entry Capsule Aerodynamic Characteristic, Procedia Engineering, Band 99, 2015, Seiten 377-383, ISSN 1877-7058, https://doi.org/10.1016/j.proeng . 2014.12.550 .
• Trevino, L. „SpaceX Dragon Re-Entry Vehicle: Aerodynamics and Aerothermodynamics with Application to Base Heat-Shield Design“, 6th International Planetary Probe Workshop Conference Proceedings, 2008 ( Georgia Tech link )
• Whitnah, AM & Howes, DB „Summary analysis of the Gemini entry aerodynamics“, 1972 (abgerufen von NTRS id: 19730014059 )
• Brown, SW & Moseley, WC, Jr. „Zusammenfassung der Windkanaluntersuchungen der statischen Längsstabilitätseigenschaften der Produktion von Mercury-Konfigurationen bei Machzahlen von 0,05 bis 20“, 1961 (abgerufen von NTRS-ID: 19710069960 )