Обеспечение эффективности транспортировки на околоземную орбиту малых искусственных спутников Земли с помощью тяжелых самолетов-носителей

• Автор: Пышный, Иван Анатольевич
• Шифр специальности: 05.22.14
• Научная степень: Докторская
• Год защиты: 2004
• Место защиты: Санкт-Петербург
• Количество страниц: 352 с. : ил.

Введение
1. Космические программы транспортировки малых спутников на орбиту с использованием самолетовносителей

1.1. Транспортная проблема и перспективы развития авиационнокосмических систем.

1.2. Основные проекты авиационнокосмических комплексов.

1.3. Схемы разделения космического разгонщика и самолетаносителя.

1.4. Транспортная космическая программа Скиф

1.4.1. Состав, компоновка, характеристики комплекса.

1.4.2. Космический разгонщик Скиф с воздушным стартом.

1.4.3. Самолетноситель ТуМЗК

1.5. Некоторые физикотехнические проблемы, связанные с реализацией авиационнокосмических программ

Выводы по главе 1.

2. Математическое моделирование тракторного движения сверхзвукового самолетаносителя вблизи статического потолка.
2.1. Уравнения движения.
2.2. Уравнения в вариациях и параметры возмущенного движения
2.3. Оптимальное по быстродействию управление продольным движением.
2.4. Методы пилотирования самолетаносителя вблизи статического потолка
Выводы по главе 2.
3. Оптимизация траектории движения сверхзвукового самолетаносителя при пуске космического разгонщика ИСЗ
3.1. Область динамических режимов полета и оптимальная траектория движения самолетаносителя
3.1. Оптимизация траекторий пуска с самолета ракетыносителя ИСЗ.
3.2. Алгоритмы точного пилотирования самолетаносителя на динамических маневрах.
3.2.1. Управление выходом в точку апогея динамической траектории.
3.2.2. Управление вертикальным движением
3.3.3. Управление боковой координатой.
Выводы по главе 3.
4. Реализация траекторий динамических маневров и точного пилотирования вблизи статистического потолка
4.1. Инструментальное обеспечение управления сложными маневрами и
точного пилотирования.
4.1.1. Требования к команднопилотажному индикатору
4.1.2. Этапы реализации команднопилотажного индикатора
4.2. Моделирование управления самолетом с использованием команднопилотажного индикатора.
4.1.1. Управление выведением самолета на заданную высоту.
4.2.2.Управление выходом самолета в точку старта ракетыносителя ИСЗ
4.2.3.Демпфирование фугоидных колебаний при полете на статическом потолке.
Выводы по главе 4.
5. Математическое моделирование обтекания элементов аэрокосмического объекта с учетом теплообмена
5.1. Математическая постановка задач
5.1.1. Динамическое уравнение
5.1.2. Моделирование турбулентности
5.1.3. Уравнение энергии.
5.1.4. Уравнение состояния.
5.1.5. Безразмерная форма записи.
5.1.6. Граничные условия на стенке.
5.2. Многоблочные вычислительные технологии МВТ.
5.2.1. Интегральная форма уравнения сохранения
5.2.2. Дискретный аналог
5.2.3. Уравнение поправки давления
Выводы по главе 5.
6. Многоблочный вычислительный комплекс.
6.1. Структура и наполнение модифицированного пакета УР
6.2. Верификация пакета. Результаты методических исследований
Выводы по главе
7. Развитие и применение луночных технологий для решения задач интенсификации теплообмена и снижения тепловых нагрузок при гиперзвуковом обтекании
7.1. Влияние глубины уединенной лунки на вихревую структуру и теплообмен в окрестности уединенной лунки на плоскости.
7.2. Вихревое движение жидкости в узком плоскопараллельном канале с уединенной сферической лункой на одной из стенок
7.3. Поиск рациональных криволинейных рельефов.
7.4. Пакет лунок в узком плоскопараллельном канале.
7.5. Захолаживающее влияние рельефа из вогнутостей и выпуклостей при его гиперзвуковом обтекании.
Выводы по главе 7.
8. Исследование способа управления обтеканием тел с помощью вихревых ячеек ВЯ на примере обтекания толстого профиля.
8.1. Анализ нестационарного отрывного обтекания толстого профиля с активными ВЯ.
8.2. Оценка влияния угла атаки на аэродинамические характеристики толстого профиля с ВЯ
Выводы по главе 8.
Заключение.
Литература


Вблизи апогея производится включение двигателя последней ступени, в результате работы которого космический аппарат разгоняется до орбитальной скорости. Выведение ИСЗ осуществляется с точностью реализации параметров орбиты, необходимой для функционирования спутника. Использование самолта в качестве I ступени системы запуска ИСЗ рассматривалось в е годы. Первая попытка запуска ИСЗ ракетой, стартующей с самолта, была предпринята ВМС США. В качестве носителя использовался палубный истребитель Б Бкугау. С него стартовала трехступенчатая твердотопливная ракета, которая должна была вывести на низкую орбиту ИСЗ массой 1 кг, предназначавшийся для разведки. Низкий уровень надежности ракетной техники того времени не позволил довести программу до конца. В СССР ОКБ А. Германия АКК на базе гиперзвукового самолетаразгонщика. Эти проекты предполагали широкое использование перспективных технологий и были ориентированы на создание частично или полностью многоразовых систем. ИСЗ на орбиту, что достигается за счт положительного влияния трех факторов дополнительной энергии, сообщаемой ракете при старте с самолета, уменьшения аэродинамических потерь при старте на большой высоте, и возможности выбора оптимальной широты точки старта ракеты, что позволяет наилучшим образом использовать окружную скорость вращения Земли для увеличения скорости ракеты рис. АКК, по желанию заказчика, на аэродромы вне территории России для интеграции ракеты с полезной нагрузкой и запуска ИСЗ. МГШ. СК i ро 1МСКП ппср. И1 СП . КПП мс
аке. Отечественная многоцелевая авиационнокосмическая система МАКС проект НПО Молния включает в свой состав самолетноситель и космическую ступень. В качестве самолетаносителя используется дозвуковой транспортный самолет Ан5 Мрия, имеющий взлетную массу 0 т. Масса полезной нагрузки самолета 0 т, а после некоторой доработки может составлять 5 т. Вторая космическая ступень имеет три модификации МАКСОС, МАКСТ и МАКСМ. Для перечисленных модификаций стартовая масса 2й ступени составляет 5 т. Все модификации имеют одинаковую силовую установку космической ступени. В НПО Энергомаш проведены проектные разработки уникального ракетного двигателя РД4 на трехкомпонентном топливе кислород, водород, керосин с максимальной тягой 0 т и огневые испытания экспериментального трехкомпонентного двигателя с максимальной тягой 6,5т, подтвердившие высокую эффективность таких двигателей. В модификации МАКСОС вторая ступень состоит из орбитального самолета ОС многоразового применения и одноразового внешнего топливного бака. Вариант МАКСОС предназначен для выведения на орбиту и возвращения на Землю малых и средних полезных нагрузок. Базовый вариант орбитального самолета имеет кабину для двух членов экипажа. Масса ОС на орбите высотой 0км, наклонением е составляет т, масса полезного груза, выводимого на орбиту 8,3т, масса возвращаемого полезного груза 4,6т. Модификация МАКСТ с одноразовой космической ступенью предназначена для выведения тяжелых полезных нагрузок. На низкую орбиту выводится полезная нагрузка массой ,0т, на геостационарную орбиту полезная нагрузка массой 4,6т. В модификации МАКСМ вторая ступень представляет собой полностью многоразовый беспилотный крылатый космический аппарат, предназначенный для выведения полезных нагрузок на низкую орбиту и возвращение их на Землю. Масса орбитального самолета на орбите составляет т, масса полезного груза 7,0т. Поэтому заявленная оценка затрат около 3х млрд. Первым реализованным проектом является АКК в составе дозвукового самолта В или и стартующей с него трхступенчатой твердотопливной ракетыносителя . Комплекс разработан в США фирмой i i Система принципиально отличается от предшествующих проектов тем, что ориентирована на выведение малых ИСЗ массой до 0 кг и построена на основе существующих элементов и технологий. На первой ступени установлено крыло треугольной формы в плане и хвостовое оперение в виде трех отклоняемых аэродинамических поверхностей. Первоначально в качестве самолетаносителя использовался переоборудованный бомбардировщик В, арендуемый у ВВС США.