Для расчета траектории спуска и определения траекторно–баллистических параметров, необходимых для расчета теплового режима спуска СА и определения величины воздействующих на аппарат перегрузок, необходимо подготовить ряд исходных данных:
· Должна быть составлена система уравнений, описывающих движение аппарата в атмосфере (участок спуска). Для проектных исследований допустимо на начальном этапе проектирования ограничиться исследованием движения СА, представляемого в виде материальной точки, не рассматривая его движения вокруг центра масс.
· Должна быть известна конфигурация (геометрические характеристики) и аэродинамические характеристики аппарата (Сха, Суа, Кгип, и др.).
· Должны быть известны массовые характеристики аппарата (Go) и закон изменения массы аппарата в процессе спуска.
В большинстве случаев для аппаратов капсульного типа изменением массы аппарата в процессе спуска можно пренебречь (расход топливных компонентов, унос теплозащитного покрытия, и т.д.).
В некоторых случаях, когда эти составляющие достаточно велики (вход в атмосферу Земли с гиперболическими скоростями Vвх=15÷21км/сек), закон изменения массы должен быть учтен, а также должно быть учтено изменение аэродинамической формы аппарата с соответствующей корректировкой аэродинамических характеристик.
· Должна использоваться рациональная модель атмосферы.
Используются данные в соответствии с известными нормативными документами, или данные из авторитетных литературных источников.
На стадии предварительных проектных исследований в некоторых случаях допустимо воспользоваться гипотезой об изотермичности распределения плотности от высоты.
Последнее обстоятельство широко используется при выводе аналитических проектно–баллистических зависимостей.
В качестве начальной точки для расчета траектории движения аппарата в атмосфере принимается условная сфера на высоте Н=100км от поверхности Земли.
В проектных расчетах радиус земной поверхности полагается равным R=6371км.
Высота Н=100км в большинстве исследований полагается верхней границей атмосферы при расчете траекторий спуска аэрокосмических аппаратов.
В действительности атмосферные факторы проявляются и на больших высотах, например, при торможении космических станций на высотах 200÷400км и выше, однако при проведении проектных баллистических расчетов для аэрокосмических аппаратов капсульного типа этими факторами можно с достаточной степенью точности пренебречь.
Вход в атмосферу Земли СА задается определенным углом между вектором скорости и плоскостью, касательной к сфере на высоте 100 км.
Величина этого угла и скорость входа в атмосферу на высоте 100 км, а также аэродинамические и массовые характеристики аппарата, определяют тип траектории спуска и во многом влияют на способ управления аппаратом на атмосферном участке.
Итак, для расчета траектории спуска должны быть подготовлены следующие данные:
– Vвх – скорость входа в атмосферу
– υ вх – угол входа в атмосферу
– Gо – расчетная масса аппарата, входящего в атмосферу
– Sр – расчетная площадь (площадь, к которой отнесены все аэродинамические характеристики). Для аппаратов капсульного типа осесимметричной конфигурации за расчетную площадь обычно принимают площадь миделевого сечения.
– Cxa,Cya, Kгип – аэродинамические характеристики (коэффициент сопротивления, подъемной силы и аэродинамическое качество),
- закон управления аппаратом на участке спуска.
При решении системы дифференциальных уравнений производят в случае необходимости объединение ряда параметров, в частности, вводится понятие – нагрузка на несущую поверхность
Рх = Go / Сха Sр, кг/м2.
Иногда используется обратная ей величина баллистического коэффициента σ =1/ Рх.
Эти коэффициенты, включающие в себя массовые и аэродинамические характеристики аппарата, во многом определяют характер спуска.
Закон управления аппаратом на участке спуска характеризует траекторию с точки зрения воздействия на нее подъемных сил.
Выше было указано, что в случае отсутствия на атмосферном участке подъемных сил мы имеем дело с баллистическим аппаратом, т.е. Кгип=0. Если аппарат сбалансирован на определенном угле атаки, позволяющем реализовать подъемные силы от поверхностного распределения давления, то мы имеем дело с управляемым аппаратом.
Для большинства реализованных проектов капсульных (бескрылых) спускаемых аппаратов и малоразмерных капсул используется управление на участке спуска за счет изменения угла крена при фиксированном угле атаки и центре масс (СА «Союз», «Джеминай», «Аполлон», и др.).
Ранее реализованные проекты спускаемых аппаратов «Восток» и «Меркурий» относятся к баллистическому типу аппаратов спуска: Кгип=0, αБАЛ= 0 град.
Угол входа в атмосферу для аппаратов, находящихся на орбите ИСЗ, определяется величиной тормозного импульса и высотой орбиты.
Для транспортного космического корабля «Союз» величина угла входа близка к 
вх= – 20 для исходной орбиты ИСЗ Н=200 ÷ 400 км.
Увеличение углов входа приводит к соответственному увеличению крутизны траектории входа, к росту перегрузок и тепловых потоков.
Для космического корабля, находящегося на исходной круговой орбите (Норб = 200÷400км), обеспечение заданного угла входа в атмосферу связано с величиной тормозного импульса, выдаваемого тормозной двигательной установкой корабля, и соответственно, с массой расходуемых топливных компонентов. Ниже в таблице приведены исходные данные по одному из вариантов спускаемого аппарата класса «Союз».
| № | Наименование | Индекс | Разм. | Значение | Примечание |
| 1 | Масса аппарата при входе в атмосферу | G0 | кг | 3500 | |
| 2 | Условная высота входа в атмосферу | Hвх | км | 100 | |
| 3 | Расчетная несущая поверхность | Sр | м | 4.52 | Для СА «Союз» Sр =  D2\4
|
| 4 | Нагрузка на несущую поверхность | Px=G0/CХАSр | кг\м2 | 700 | |
| 5 | Аэродинамическое качество | Kгип=Cya/CХА | 0.3 | ||
| 6 | Балансировочный угол атаки |  бал
| град | 25 | |
| 7 | Коэффициент лобового сопротивления | Cxa | 1.1 | ||
| 8 | Угол входа в атмосферу | - вх
| град | -2 | |
| 9 | Баллистический параметр |  =1/Px
| 0.00143 | ||
| 10 | Допустимая расчетная перегрузка | n | 3.5 |
Литература.
1. Пономарев В.М. Теория управления движением космических аппаратов. М. Наука. 1965 г.
