Ist das Apollo-Kommandomodul als Teil seines Wiedereintrittsprogramms wirklich in oder aus der Atmosphäre "übersprungen"?

Der hier zitierte Text stammt aus einer Präsentation von John Burton mit dem Titel Introduction to Apollo Entry Guidance and Flight Performance Entschuldigung für das riesige Blockzitat, aber es scheint alles relevant zu sein. Betonung von mir. Klingt so, als hätten sie einen "Sprung" definiert, wenn die aerodynamische Belastung des Fahrzeugs unter 0,2 g fällt.

Beantwortung des Teils der Frage "Hat es (die Flugbahn) irgendwann das Vorzeichen geändert und ist angestiegen?" - ja, wie in diesem Plot aus NASA Technical Note D-6725 APOLLO EXPERIENCE REPORT – MISSION PLANNING FOR APOLLO ENTRY gezeigt) Punkte, an denen die Flugbahn nach oben abknickt, sind von mir markiert.

Die Apollo-Eintrittsführung könnte je nach Reichweite zum Landeplatz entweder kontrollierte Sprung- oder direkte Eintrittsflugbahnen fliegen. Beides hatte jedoch Vor- und Nachteile. Alle bemannten Apollo-Missionen flogen Direkteintrittsflugbahnen.

Einträge überspringen

Ein kontrollierter (oder geführter) Skip Entry könnte geflogen werden, um Landeplätze 1800 nm bis 2500 nm von EI zu erreichen. Während eines kontrollierten Sprungs liegt die Geschwindigkeit auf der Flugbahn unter der Kreisgeschwindigkeit, um sicherzustellen, dass der Wiedereintritt innerhalb der Lebensdauer des Lebenserhaltungssystems und der Batterien des Raumfahrzeugs erfolgt. Die Reihenfolge der Führungsphasen für einen Apollo-Skip-Eintrag war: Pre-Entry, Initial Roll, Huntest/Constant Drag, Upcontrol, Kepler und Final Phase.

(Hier ein Bild einfügen, um die Phasen zu zeigen, aus der NASA Technical Note D-6725 APOLLO EXPERIENCE REPORT – MISSION PLANNING FOR APOLLO ENTRY)

Wenn die Apollo-Führungslogik feststellte, dass ein kontrollierter Sprung erforderlich war, wurde eine geloftete Trajektorie berechnet. Der Abschnitt der Flugbahn, während dessen die aerodynamische Belastung des Fahrzeugs unter 0,2 g fiel, wurde als Kepler- oder ballistische Phase bezeichnet. Die aktive Kontrolle des Rollwinkels wurde ausgesetzt, bis die aerodynamische Belastung wieder 0,2 g überstieg.

Der Hauptvorteil einer Skip-Phase war die Möglichkeit, einen Landeplatz im unteren Bereich zu erreichen, der mit dem direkten Einstiegsanflug nicht erreichbar war. Ein weiterer Vorteil war die Fähigkeit, die Atmosphäre zu verlassen und die beim ersten Eintritt in die Atmosphäre gewonnene Wärmeenergie abzustrahlen. Darüber hinaus war die Fähigkeit, schlechtes Wetter in der primären Landezone zu überfliegen und in einem alternativen Gebiet mit akzeptablem Wetter zu landen, wichtig.

Zu einigen Nachteilen der Skip-Phase gehört die Möglichkeit großer Landungsstreuungen aufgrund atmosphärischer, aerodynamischer, Modell- und Navigationszustandsunsicherheiten. Außerdem könnten Empfindlichkeiten gegenüber Hardwarefehlern zu großen Streuungen bei der Landung führen. Weitere Nachteile sind die Möglichkeit eines unkontrollierten Sprungs aus der Atmosphäre, Schwierigkeiten bei der Überwachung der Sprungphase durch die Besatzung, mögliche Inkompatibilität mit Backup-Eintrittsmodi und möglicherweise übermäßige g-Beladung während des zweiten atmosphärischen Eintritts.

Direkte Einträge

Bei einem direkten Eintritt blieb das Fahrzeug für die Dauer des Eintritts in der Atmosphäre. Das Fahrzeug sank bis zum Punkt der maximalen aerodynamischen Belastung, in der Nähe der Stelle, an der die negative Sinkrate gestoppt wurde. Danach könnte die Führung die Trajektorie anheben, um ein Ziel unterhalb der Reichweite zu erreichen, aber die aerodynamische Belastung würde nicht unter das Niveau von 0,2 g fallen. Die Flugbahn konnte in der Höhe steigen und fallen, bis die letzte Phase der Einflugführung eingeleitet wurde. Die übliche Abfolge der Führungsphasen des direkten Apollo-Eintritts war: Voreintritt, Anfangsrollen, Huntest/konstanter Widerstand und Endphase.

Da die Zeitdauer eines direkten Eintrags kürzer ist als ein Sprung, ist die integrierte Wärmelast geringer. Andere Vorteile umfassen kleinere Landungsstreuungen aufgrund atmosphärischer, aerodynamischer, Modell- und Navigationszustandsunsicherheiten. Außerdem wäre das System im gesamten Direkteingabemodus weniger empfindlich gegenüber Hardwarefehlern. Der Direkteingabemodus bietet auch mehr Möglichkeiten zur Überwachung der Flugbahn, Kompatibilität mit Backup-Eingabemodi und moderate Reichweiten zur Wettervermeidung (verwendet für den Apollo 11-Flug). Zu den Nachteilen gehören eine begrenzte Fähigkeit zur Wettervermeidung, eine potenziell übermäßige G-Belastung während des Eintritts in die Atmosphäre und die Unfähigkeit, das CM zu Landeplätzen mit großer Reichweite zu fliegen.

Für Apollo basierte die Entscheidung für den direkten Eingabemodus hauptsächlich auf zwei Faktoren. Erstens war es der Wunsch der Flugbesatzungen, dass die Einflugbahn in der Atmosphäre verbleibt. Zweitens war es der Wunsch, dass die Einflugbahn die Überwachung und Backup-Pilotverfahren erleichtert, die von der Besatzung leicht durchgeführt werden können.

Apollo 11 flog jedoch eine erhabene Flugbahn, die keinen Sprung enthielt. Während des Überflugs von Apollo 11 bedrohten inakzeptable Wetterbedingungen das primäre Landegebiet. Das Fahrzeug wurde ca. 200 sm tiefer ins Ziel gebracht, um dieses Wetter zu vermeiden. Die „Upcontrol“-Phase der Führung wurde verwendet, um die Flugbahn zu loften und das CM weiter nach unten zu fliegen. Die aerodynamische Belastung fiel jedoch nie unter 0,2 g, daher wurde die Sprungführungslogik nicht verwendet.

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Dieser unbemannte Flug flog einen Sprungeintrag.

AS-202

Während des Eintritts lieferte die Führung eine geplante Sprungbahn (Kepler-Phase), die zu einer Geschichte der Doppelspitzenheizrate führte. Das CM wurde zuerst einer maximalen Erwärmungsrate von 83 Btu/ft 2 /sec gefolgt von einem Abkühlen auf 19 Btu/ft 2 /sec und einem zweiten Peak von 43 Btu/ft 2 /sec unterzogen. Die Eintrittswärmelast betrug wie geplant ungefähr 20.000 Btu/ft 2 . Es wurde festgestellt, dass die Landung, ungefähr 200 sm vor dem Bergungsschiff, durch eine ungenaue Schätzung des Trimm-Anstellwinkels vor dem Flug verursacht wurde [Hillje]. Die Flugdaten zeigten, dass der Trimm-Anstellwinkel im Hyperschallbereich höher als vorhergesagt war, was zu einem um 18 Prozent niedrigeren L/D führte. Das niedrigere L/D und der steilere Flugbahnwinkel als geplant waren die Hauptursachen für den kurzen Fall der Reichweite [Postlaunch...]. Die Hauptfallschirme wurden bei 23 eingesetzt, 787 Fuß Höhe und das Raumschiff landete um 18:49 UT, 93 Minuten nach dem Start. Die Wasserung ereignete sich im Pazifischen Ozean bei 16,11 N, 168,97 E, ungefähr 430 sm südöstlich von Wake Island und 200 sm vom Ziel entfernt. Die Kapsel wurde um 03:17 UT vom Flugzeugträger USS Hornet geborgen.