Pro časopis Letectví a kosmonautika zpracoval Ladislav Pírko, SPACE (L+K 15 / 1968)

Snímky: Aviation Week, Aerospace Technology, Air & Cosmos

Po úspěšném zakončení orbitálních letů kabin Mercury a Gemini se pozornost amerických vědců soustředila k řešení problémů, které přinášejí lety k Měsíci a k Marsu. Zatímco kabiny Mercury a Gemini vstupovaly do atmosféry rychlostí menší než 8 km/s, bude kabina Apollo při návratu od Měsíce vstupovat do atmosféry rychlostí 11 km/s a kosmická loď při návratu od Marsu vlétne do atmosféry rychlostí až 21 km/s. V současné době se pracuje na rozsáhlé studii, která ukáže, zda bude pro let k Marsu možné použít upravené kabiny Apollo. V rámci této studie udělali odborníci rozbor kontrolního a řídicího vybavení kabiny, aby zjistili, zda bude při vyšších vstupních rychlostech schopno zajistit bezpečný průchod atmosférou.

Při návratu kabiny Apollo s lidskou posádkou je třeba ovládat aerodynamický vztlak tak, aby bylo možno splnit několik hlavních požadavků. Na samém začátku vstupu do atmosféry se musí uskutečnit vstupní manévr kabiny takovým způsobem, aby nedošlo k překročení maximálního dovoleného přetížení, nebo naopak k nenávratnému výstupu z atmosféry. Po vykonání vstupního manévru a během aerodynamického brzdění v rozsahu nadkruhových rychlostí (Pozn. Tj. rychlostí větších, než je rychlost potřebná k udržení tělesa na kruhové oběžné dráze.) musí kontrolní systém ovládat velký aerodynamický vztlak, kterým se vyrovnává odstředivá síla ze zakřivení dráhy. Tímto způsobem se kabina udržuje uvnitř atmosféry. Kontrolní a řídicí systém musí pracovat vyhovujícím způsobem i přes chyby měřicích přístrojů a nepřesné určení charakteristik atmosféry.

Kosmické těleso, blížící se k planetě nadkruhovou rychlostí, musí být navedeno do vstupního koridoru. (Pozn.: Horní hranici vstupního koridoru určují dráhy, při nichž dojde k úniku tělesa z atmosféry; dolní pak dráhy, při kterých dojde k překročení dovoleného přetížení 10 G.) Po zachycení kabiny atmosférou je třeba dosáhnout rovnováhy vztlakové, odstředivé a gravitační síly, tj. rovnovážného klouzání tělesa. Při vstupu do atmosféry podkruhovou rychlostí se této rovnováhy dosahuje použitím kladného vztlaku.

Zpočátku těleso osciluje kolem ideální rovnovážné dráhy a později, v důsledku tlumícího vlivu atmosféry, přechází do rovnovážného klouzání. Při vstupu nadkruhovou rychlostí je třeba k dosažení rovnovážného klouzání použít záporné vztlakové síly.

Pro změnu sestupné dráhy ve svislé rovině se u kabiny Apollo užívá natáčení kabiny kolem podélné osy. Změnu úhlu příčného sklonu kabiny nastavují dva páry trysek řídicího systému uložených v tečně. (Podrobný popis kosmické lodi Apollo naleznete v L + K č. 24, 25/1966 - Kosmická loď Apollo - A.Vítek.) Úhel příčného sklonu kabiny určuje velikost svislé složky vztlakové síly. Změny této složky určují rychlost klesání kabiny a ta pak vede ke změně výšky letu a tedy i odporu tělesa. V důsledku změny odporu tělesa dochází ke změně dopředné rychlosti tělesa a následkem toho i doletu.

Řízení kabiny Apollo k danému místu přistání je funkcí šesti proměnných: rychlosti natáčení kabiny kolem podélné osy (osy symetrie), velikosti úhlu příčného sklonu, výšky letu, dopředné rychlosti a požadovaného doletu. Při sestupu je třeba všechny tyto proměnné sledovat a vhodně měnit, což pochopitelně klade značné požadavky na řídicí systém, případně pilota.

Při vstupu do atmosféry po dráze blízké horní hranici vstupního koridoru musí být kabina nastavena do polohy, v níž vyvozuje záporný vztlak (směrem dolů). V téže poloze letí až do okamžiku, kdy je zřejmé, že nedojde k nenávratnému úniku z atmosféry. Po dosažení maximálního přetížení se začne střídavě měnit úhel příčného sklonu kabiny (natáčení kolem podélné osy) tak, aby kabina přešla co nejdříve na dráhu odpovídající rovnovážnému klouzání.

Při vstupu po dráze blízké dolní hranici koridoru je kabina udržována v poloze, v níž vyvozuje kladný vztlak, až do okamžiku, kdy nehrozí nebezpečí překročení dovolené meze přetížení. V blízkosti vrcholu přetížení musí být kabina během krátké doby přestavěna do polohy, jež dává aerodynamickou sílu zápornou. Tímto způsobem se udrží na dráze rovnovážného klouzání a zabrání se jejímu úniku z atmosféry.

Správné určení okamžiku pootočení kabiny kolem podélné osy (změna kladného vztlaku v záporný) nabývá na významu především při vysokých vstupních rychlostech. Např. při vstupu do atmosféry Země rychlostí 21 km/s a rychlosti otáčení kabiny kolem podélné osy 20° /s je nutné zahájit přetáčení kabiny v rozmezí jedné vteřiny. Je-li manévr zahájen dříve, dojde k překročení meze přetížení, je-li zahájen později, dojde k úniku z atmosféry. Řídicí systém musí tedy pracovat zcela spolehlivě. Doba, ve které je možné zahájit přetáčení kabiny, se jen nepatrně prodlouží, použijeme-li vyšších úhlových rychlostí změny úhlu příčného sklonu kabiny. V žádném případě však nesmí rychlost natáčení kabiny klesnout pod 15° /s, protože při těchto hodnotách dojde k překročení meze přetížení.

Určuje-li okamžik zahájení sestupu počítač, umístěný v kabině, lze využít celé šířky koridoru a tím zvýšit možný dolet. Při ručním přistání se situace poněkud komplikuje. Pilot má na provedení manévru velmi málo času, a navíc jej musí uskutečnit s minimální kontrolou předchozího úkonu. Aby zajistil zachycení lodi atmosférou, zahajuje vstupní manévr raději o něco dříve a v důsledku toho probíhá přistání při vyšších hodnotách přetížení a zkracuje se dolet.

Při vstupu nadkruhovou rychlostí se může těleso po prvním vstupu odrazit od atmosféry do určené výše s následujícím opětným ponořením do atmosféry (viz obrázek 1). Tohoto způsobu návratu použijeme, chceme-li u tělesa s daným poměrem L/D (Pozn.: L/D = poměr vztlaku tělesa k jeho odporu.) zvýšit dolet nebo rozložit tepelný ohřev na více úseků. Současně je možné jej použít k brzdění na rychlost odpovídající místní rychlosti kruhové, tedy k převedení na kruhovou dráhu.

Požadovanou výšku a délku skoku nad hranici atmosféry můžeme dosáhnout různými vstupními rychlostmi při odlišných vstupních úhlech. Z hlediska tepelného ohřevu je výhodnější uskutečnit první zbrzdění v hustších vrstvách atmosféry, a potom použít plného kladného vztlaku k dosažení maximálního doletu. Velkému kladnému vztlaku odpovídají poměrně strmé výstupní úhly (kolem 5°) z atmosféry. Některé výstupní chyby, jako nedodržení výstupního úhlu nebo rychlosti, se mohou vyrovnat během druhého vstupu do atmosféry. To dokazuje obr. 1, kde je dolet dosažitelný při druhém vstupu do atmosféry - pro různé hodnoty L/D - vynesen v závislosti na délce prvního výstupu z atmosféry. Můžeme na něm vidět, že např. pro délku skoku 15 000 km a L/D = 0,4 může kabina během druhého vstupu vyrovnat chybu v doletu v rozsahu ± 500 km. Kabina s poměrem L/D = 0,8 může měnit dolet ± 1 500 km. Poklesne-li poměr L/D pod 0,3, není vyrovnání chyb v doletu možné. Z toho vyplývá, že u těles s nižšími poměry L/D se musí dodržet mnohem přesněji výstupní rychlost a úhel, než u těles s vyšším poměrem L/D.

Po úspěšném vstupním manévru je třeba řídit kabinu tak, aby přešla na rovnovážnou sestupnou dráhu, končící v místě přistání. Na obr. 2 je příklad sestupu, uskutečněného na simulátoru. Kabina začíná sestupný manévr při rychlosti 1,4krát převyšující kruhovou rychlost a ve vzdálenosti 3 000 km od místa přistání. Skutečnou dráhu kabiny znázorňuje plná čára, ideální rovnovážnou dráhu čárkovaná čára. Sestup se řídí změnou úhlu příčného sklonu kabiny. K dosažení splynutí dráhy kabiny s rovnovážnou dráhou je třeba měnit vztlakovou sílu, jejíž velikost určují úhel natočení kabiny, smysl natočení a příčná vzdálenost od rovnovážné dráhy. Kabina se otočí o 120° v okamžiku, kdy příčná vzdálenost překročí dovolenou hodnotu. Navržená obálka příčného doletu (čerchovaně) je konvergentní a její šíře nepřesahuje polovinu možného příčného doletu. Z obrázku vidíme, že splynutí skutečné dráhy s rovnovážnou dráhou bylo dosaženo třemi změnami úhlu příčného sklonu kabiny.

Při použití automatického řízení umožňuje technika řízení sestupu pomocí příčného doletu dosáhnout oblasti přistání s přesností jednoho kilometru. Řídí-li sestup pilot a není-li automatizována kontrola žádné z proměnných určujících sestup, je konečná chyba dosažení oblasti přistání 60 km.

Je-li automaticky kontrolována alespoň jedna veličina a pilot kontroluje pět zbývajících, dosáhne asi 30 km přesnosti; kontroluje-li čtyři veličiny, pak dosáhne cílové oblasti s přesností 5 km. U tří a méně veličin je přesnost vždy 1 km, tedy stejná jako při automaticky řízeném sestupu. Zkoušky na simulátorech prokázaly, že pilot může řídit sestup pouze do vstupní rychlosti 19,5 km/s (při vyšších rychlostech jsou jeho reakce příliš pomalé).

Ze zkoušek vyplynulo, že z hlediska řízení průchodu atmosférou bude použití kabiny Apollo při letu k Marsu možné. I pro případné přistání kabiny typu Apollo na Marsu lze použít jak ručního tak i automatického řízení sestupu v plném rozsahu. Stejně tomu bude při vstupu do atmosféry Země při návratu od Marsu po dráze probíhající kolem Venuše (tzv. swigby trajectory), kdy rychlost vstupu nepřevýší 14 km/s. Při přímém návratu od Marsu (21 km/s) bude použití plně automatizovaného řízení sestupu nezbytné.

Literatura:

1. Peaceful uses of automation in outer space.

2. Korkan, K. D.: Apollo Command Module . . . Journal of Spacecraft

Fotografie a nákresy k článku "Návrat Apolla":

1) Jedna ze závěrečných prací na kosmické lodi Apollo - plnění vnější voštinové konstrukce ze skelné tkaniny odtavovacím materiálem, který chrání velitelskou sekci při průletu hustými vrstvami atmosféry

2) Velitelskou sekci Apolla 4 zajistili po přistání na hladině oceánu žabí muži nafukovacím plovákem

3) Z hladiny Pacifiku vyzvedla Apollo 4 na svou palubu letadlová loď USS Bennington

4) Obr. 1. Návrat Apolla do atmosféry nadzvukovou rychlostí za použití techniky “skoku"

5) Obr. 2. Průběh sestupu, uskutečněného na simulátoru

6) Snímek z dílen North American v Downey nám ukazuje velitelskou sekci Apolla jak ji ještě neznáme - bez vnějšího ochranného pláště