Расчет проектных параметров аэрокосмической системы с воздушным стартом с учетом интенсивного вихреобразования

• Автор: Короткий, Сергей Александрович
• Шифр специальности: 05.07.02
• Научная степень: Кандидатская
• Год защиты: 2010
• Место защиты: Москва
• Количество страниц: 121 с. : ил.

ОГЛАВЛЕНИЕ

ВВЕДЕНИЕ
ГЛАВА 1. МАТЕМАТИЧЕСКАЯ МОДЕЛЬ ПРОЦЕССА ДЕСАНТИРОВАНИЯ PH ИЗ СИ
1.1 Основные допущения
1.2 Принятые системы координат и кинематические
соотношения
1.3 Математическая модель
1.4 Упруго-массовая модель ракеты-носителя
1.5 Динамика движения УММ под действием внешних
силовых факторов
1.6 Колебания незакрепленной УММ в ПСК
1.7 Определение собственных форм и частот свободной УММ
1.8 Тестирование уравнений незакрепленной УММ •
1.9 Итоговая система дифференциальных уравнений
движения незакрепленной упруго-массовой модели
1.10 Тестирование уравнений динамики упругого тела
1.11 Выводы по главе 1
ГЛАВА 2. ОПРЕДЕЛЕНИЕ НЕСТАЦИОНАРНЫХ СИЛОВЫХ ФАКТОРОВ ОТ ВИХРЕВОГО СЛЕДА
2.1 Вычисление аэродинамических нагрузок на УММ
2.2. Вихревой метод расчета движения несжимаемой среды
2.3. Метод вихревых элементов 5
2.4. Расчетная схема метода вихревых элементов в случае
плоскопараллельного течения
2.5. Решение тестовых задач аэроупругости в случае
плоскопараллельного течения
2.5.1. Моделирование движения упругого профиля в
плоскопараллельном потоке среды

2.5.2. Моделирование процесса освобождения упругого профиля, от упругих связей с учетом воздействия плоскопараллельного потока среды
2.6. Расчетная схема метода вихревых элементов в случае
пространственного течения
2.7. Решение тестовых задач аэроупругости в случае
пространственного течения
2.7.1. Расчет стационарных аэродинамических коэффициентов
2.7.2. Выбор параметров расчетной схемы
2.7.3 Моделирование движения незакрепленного упругого
профиля в трехмерном потоке среды
2.8. Выводы по главе 2
ГЛАВА 3. АНАЛИЗ ПРОЕКТНЫХ ПАРАМЕТРОВ АЭРОУПРУГОЙ ДИНАМИКИ ВОЗДУШНОГО СТАРТА
3.1. Выбор прототипа АКСГО
3.2. Исследование влияния проектных параметров ПУ на
динамику десантирования PH из СН
3.3. Исследование влияния нормальной перегрузки на процесс
десантирования PH при использовании схемы «ПАД»
3.4. Исследование влияния нормальной перегрузки на процесс
десантирования PH при использовании схемы «Парашют»
3.5. Сравнение значений проектных параметров с учетом и без
учета НАФ в развивающемся вихревом следе за СН
3.6. Сравнение значений проектных параметров с учетом и без
учета НАФ в развитом вихревом следе за СН
3.7. Выводы по главе 3
ОБЩИЕ ВЫВОДЫ

ВВЕДЕНИЕ
Проектирование космического аппарата (КА) начинается с выбора стартового комплекса и ракеты-носителя (PH), которые определяют место и время старта, точность выведения полезной нагрузки и энергетические затраты, необходимые для формирования рабочей орбиты КА.
Практически все эксплуатируемые и разрабатываемые отечественные PH запускаются со стационарных наземных космодромов, что приводит к возникновению двух основных проблем:
1. Падение отработавших ступеней PH и других отделяющихся элементов конструкции на территории, расположенные вдоль трасс пусков [39].
2. Для наземных космодромов существуют ограничения по азимуту прямого запуска PH. От широты космодрома зависит как диапазон орбит, на которые производится запуск, так и энергетические затраты PH [42].
Например, при эксплуатации пяти типов PH: Днепр, Рокот, Союз, Союз-2, Протон, запускаемых с двух космодромов: Байконур и Плесецк, используются 32 трассы запуска и требуется отчуждение 84 районов падения общей площадью более 230000 км2, в том числе, 69 районов площадью 140000 км2 на суше [39, 55].
Решением проблемы является сокращение районов падения отработавших ступеней PH по трассе выведения. Одним из путей воплощения этого решения является использование двухступенчатой аэрокосмической системы (АКС) с многоразовой первой ступенью, возвращаемой к месту старта [42].
При запуске PH стремятся максимально использовать угловую скорость вращения Земли, что позволяет существенно уменьшить энергетические затраты на выведение. Максимальный эффект в 465 м/с получают при запусках PH с экватора Земли. При запуске PH Зенит 38Ь с экватора (в рамках проекта Морской старт) масса КА, выводимого на орбиту с высотой 1000 км, увеличивается на 620 кг по отношению к массе КА,

Рис. 1.8. Зависимость ^(Ь) полученная при расчете модельной задачи в программе МБЛП^ЮЗОК (а) и разность между решениями, полученными в МЭУТЮЗОК и коммерческих пакетах СозтояМобоп 2008 (б) и МЗС-АБАМБ КЗ (в)
Рис. 1.9. Зависимость (t) полученная при расчете модельной задачи в программе MDVDD3DK (а) и разность между решениями, полученными в MDVDD3DK и коммерческих пакетах CosmosMotion 2008 (б) и MSC.ADAMS R3 (в)
Максимальная относительная погрешность возникает у величины a)z и имеет порядок 0,1%. Таким образом, записанная и реализованная модель движения абсолютно твердого тела (1.9) под действием постоянных силовых факторов (1.11), согласуется с результатами, полученными в коммерческих пакетах (Рис. 1.6 - 1.9), что подтверждает правильность программного кода модуля FreeBeam в программном комплексе MDVDD3DK.
1.6. Колебания незакрепленной УММ в ПСК Для определения прогибов узлов УММ {и} = {щ,... ,uN}T , {w} = {w1,... ,wN}T , і = 1, ...,1V решается система дифференциальных уравнений малых колебаний: