¿El módulo de Comando Apolo realmente "saltó" dentro o fuera de la atmósfera como parte de su programa de reingreso?

El texto citado aquí es de una presentación de John Burton llamada Introducción a la guía de entrada y rendimiento de vuelo de Apolo Perdón por la cita en bloque gigante, pero todo parece relevante. Énfasis mío. Parece que definieron un "salto" como la carga aerodinámica del vehículo que cae por debajo de 0,2 g.

Abordando la parte de la pregunta "¿Cambió (la trayectoria) de signo y subió en algún punto?" - sí, como se muestra en este gráfico de la Nota técnica de la NASA D-6725 INFORME DE LA EXPERIENCIA DE APOLLO - PLANIFICACIÓN DE LA MISIÓN PARA LA ENTRADA DE APOLLO) Los puntos donde la trayectoria se desvía hacia arriba están marcados por mí.

La guía de entrada de Apolo podría volar en trayectorias de entrada directa o de salto controlado, según el alcance hasta el lugar de aterrizaje. Sin embargo, había ventajas y desventajas para ambos. Todas las misiones humanas Apolo volaron trayectorias de entrada directa.

Saltar entradas

Se podría volar una entrada de salto controlada (o guiada) para llegar a los sitios de aterrizaje a 1800 nm a 2500 nm de EI. Durante un salto controlado, la velocidad en la trayectoria está por debajo de la velocidad circular para garantizar que se produzca el reingreso durante la vida útil del sistema de soporte vital y las baterías de la nave espacial. La secuencia de fases de guía para una entrada de salto de Apolo fue: Pre-entrada, Balance inicial, Huntest / Arrastre constante, Upcontrol, Kepler y Fase final.

(insertando una imagen para mostrar las fases aquí de la nota técnica de la NASA D-6725 INFORME DE LA EXPERIENCIA DE APOLLO - PLANIFICACIÓN DE LA MISIÓN PARA LA ENTRADA DE APOLLO)

Si la lógica de guía de Apolo determinaba que se requería un salto controlado, se calculaba una trayectoria elevada. La parte de la trayectoria durante la cual la carga aerodinámica del vehículo cayó por debajo de 0,2 g se denominó fase de Kepler o balística. El control activo del ángulo de balanceo se suspendió hasta que la carga aerodinámica excedió nuevamente los 0,2 g.

La principal ventaja de una fase de salto fue la capacidad de llegar a un sitio de aterrizaje de rango inferior que no se puede lograr utilizando el enfoque de entrada directa. Otra ventaja fue la capacidad de saltar fuera de la atmósfera e irradiar energía térmica adquirida durante la primera entrada a la atmósfera. Además, era importante la capacidad de volar sobre clima inclemente en la zona de aterrizaje principal y aterrizar en un área alternativa con clima aceptable.

Algunas desventajas de la fase de salto incluyen la posibilidad de grandes dispersiones de aterrizaje debido a las incertidumbres atmosféricas, aerodinámicas, del modelo y del estado de navegación. Además, la sensibilidad a los errores de hardware podría dar lugar a grandes dispersiones de aterrizaje. Otras desventajas incluyen la posibilidad de un salto incontrolado fuera de la atmósfera, dificultad en el monitoreo de la tripulación de la fase de salto, posible incompatibilidad con los modos de entrada de respaldo y una posible carga g excesiva durante la segunda entrada atmosférica.

Entradas Directas

Durante una entrada directa, el vehículo permaneció en la atmósfera durante la duración de la entrada. El vehículo descendió hasta el punto de máxima carga aerodinámica, cerca de donde se detuvo el régimen de descenso negativo. A partir de entonces, la guía podría elevar la trayectoria para alcanzar un objetivo de rango inferior, pero la carga aerodinámica no caería por debajo del nivel de 0,2 g. La trayectoria podría subir y bajar de altitud hasta que se iniciara la fase final de guía de entrada. La secuencia habitual de las fases de guía de la entrada directa de Apolo era: Pre-entrada, Rodaje inicial, Caza/arrastre constante y Fase final.

Dado que la duración del tiempo de una entrada directa es más corta que la de un salto, la carga térmica integrada es menor. Otras ventajas incluyen menores dispersiones de aterrizaje debido a las incertidumbres atmosféricas, aerodinámicas, del modelo y del estado de navegación. Además, el sistema sería menos sensible a los errores de hardware en el modo de entrada directa. El modo de entrada directa también brinda más capacidad para monitorear la trayectoria del vuelo, compatibilidad con modos de entrada de respaldo y rango moderado para evitar el clima (utilizado para el vuelo del Apolo 11). Las desventajas incluyen una capacidad limitada para evitar el clima, una posible carga g excesiva durante la entrada a la atmósfera y la incapacidad de volar el CM a sitios de aterrizaje de largo alcance.

Para Apollo, la decisión de utilizar el modo de entrada directa se basó principalmente en dos factores. Primero fue el deseo de las tripulaciones de vuelo de que la trayectoria de entrada permaneciera en la atmósfera. En segundo lugar, estaba el deseo de que la trayectoria de entrada facilitara los procedimientos de seguimiento y pilotaje de respaldo que la tripulación pudiera realizar fácilmente.

Sin embargo, el Apolo 11 voló en una trayectoria elevada que no incluyó un salto. Durante el tramo transterrestre del Apolo 11, condiciones climáticas inaceptables amenazaron el área de aterrizaje principal. El vehículo fue redirigido aproximadamente 200 nm hacia abajo para evitar este clima. La fase de "control ascendente" de la guía se usó para elevar la trayectoria y volar el CM más hacia abajo. Sin embargo, la carga aerodinámica nunca cayó por debajo de 0,2 g, por lo que no se utilizó la lógica de guía de salto.

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Este vuelo sin tripulación realizó una entrada saltada.

AS-202

Durante la entrada, la guía proporcionó una trayectoria de salto planificada (fase de Kepler) que resultó en un historial de tasa de calentamiento de doble pico. El CM se sometió primero a una velocidad máxima de calentamiento de 83 Btu/ft2/seg, seguida de un enfriamiento a 19 Btu/ft2/seg y un segundo pico de 43 Btu/ft2/seg. La carga de calor de entrada fue de aproximadamente 20 000 Btu/ft 2 según lo planeado. Se determinó que el aterrizaje, aproximadamente a 200 mn por debajo del barco de recuperación, fue causado por una estimación imprecisa del ángulo de ataque [Hillje] antes del vuelo. Los datos de vuelo mostraron que el ángulo de ataque de trimado era más alto de lo previsto en la región hipersónica, lo que resultó en una L/D un 18 por ciento más baja. La L/D más baja y el ángulo de trayectoria de vuelo de la interfaz de entrada más pronunciado que el planificado fueron los principales contribuyentes a la caída corta del alcance [poslanzamiento...]. Los paracaídas principales se desplegaron en 23, 787 pies de altitud y la nave espacial amerizó a las 18:49 UT, 93 minutos después del despegue. El amerizaje se produjo en el Océano Pacífico a 16,11 N, 168,97 E, aproximadamente a 430 mn al SE de la isla Wake ya 200 mn del objetivo. La cápsula fue recuperada por el portaaviones USS Hornet a las 03:17 UT.