авторефераты диссертаций БЕСПЛАТНАЯ  БИБЛИОТЕКА

АВТОРЕФЕРАТЫ КАНДИДАТСКИХ, ДОКТОРСКИХ ДИССЕРТАЦИЙ

<< ГЛАВНАЯ
АГРОИНЖЕНЕРИЯ
АСТРОНОМИЯ
БЕЗОПАСНОСТЬ
БИОЛОГИЯ
ЗЕМЛЯ
ИНФОРМАТИКА
ИСКУССТВОВЕДЕНИЕ
ИСТОРИЯ
КУЛЬТУРОЛОГИЯ
МАШИНОСТРОЕНИЕ
МЕДИЦИНА
МЕТАЛЛУРГИЯ
МЕХАНИКА
ПЕДАГОГИКА
ПОЛИТИКА
ПРИБОРОСТРОЕНИЕ
ПРОДОВОЛЬСТВИЕ
ПСИХОЛОГИЯ
РАДИОТЕХНИКА
СЕЛЬСКОЕ ХОЗЯЙСТВО
СОЦИОЛОГИЯ
СТРОИТЕЛЬСТВО
ТЕХНИЧЕСКИЕ НАУКИ
ТРАНСПОРТ
ФАРМАЦЕВТИКА
ФИЗИКА
ФИЗИОЛОГИЯ
ФИЛОЛОГИЯ
ФИЛОСОФИЯ
ХИМИЯ
ЭКОНОМИКА
ЭЛЕКТРОТЕХНИКА
ЭНЕРГЕТИКА
ЮРИСПРУДЕНЦИЯ
ЯЗЫКОЗНАНИЕ
РАЗНОЕ
КОНТАКТЫ


1

Материалы секции 2

Секция 2

Летательные аппараты. Проектирование и

конструкция

АНАЛИЗ ХАРАКТЕРИСТИК ЭЛЕМЕНТОВ ЛУННОГО

ПИЛОТИРУЕМОГО

КОМПЛЕКСА

А.А.Нестеренко, В.Ю.Юрьев, Д.В.Морозов, Д.М.Федотов

Государственный космический научно-производственный

Центр им. М.В.Хруничева,

e-mail: thunder2003@mail.ru Проект концепции пилотируемой космонавтики Российской Феде рации предполагает создание космической инфраструктуры для поле тов к Луне и Марсу в период до 2040 г. Пилотируемое исследование и освоение Луны, включая создание окололунной станции и лунной базы явится логичным шагом дальнейшего развития космонавтики.

Лунная транспортная система (ЛТС) предназначена для выполне ния транспортных операций в рамках пилотируемых программ иссле дований и освоения Луны и должна обеспечивать безопасную транс портировку людей и грузов. Пилотируемый корабль для полетов на окололунную орбиту (ПК-Л) и посадочно-взлетный лунный корабль (ПВЛК) являются одними из основных элементов ЛТС.

В докладе приведены общие сведения о ПК-Л и ПВЛК. На основе разработанных математических моделей, используемых для определе ния массовых, геометрических, энергетических характеристик ПК-Л и ПВЛК, проведен анализ проектных характеристик вариантов рассматри ваемых элементов лунного пилотируемого комплекса для различных значений основных исходных данных, вариантов схем перелета и схем базирования. К числу основных исходных данных относятся для ПК-Л:

Срок автономного существования ПК-Л с экипажем;

Расположение окололунной станции (ОИСЛ или точка либрации L1);

2 Материалы секции Возможность возвращения с ОИСЛ в любой момент времени или в «пусковое» окно;

Количество членов экипажа;

Длительность перелета по траектории.

Для ПВЛК:

Срок автономного существования ПВЛК с экипажем;

Количество членов экипажа;

Расположение окололунной станции (ОИСЛ или точка либрации L1);

Компоненты рабочего топлива двигательной установки.

В результате данного анализа определены базовые варианты ПК-Л и ПВЛК и их основные характеристики для проведения дальнейших ис следований по определению рациональных транспортных космических систем для изучения и освоения Луны и исследования Марса.

КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА ДИСТАНЦИОННОГО ЗОНДИРОВАНИЯ ЗЕМНОЙ ПОВЕРХНОСТИ И АТМОСФЕРЫ «УФИКТ»

1 М.И.Кислицкий, В.Д.Стариченкова ФГУП «КБ «Арсенал», г. Санкт-Петербург, e-mail: kbarsenal@peterlink.ru ФГУП «ВНЦ ГОИ им. С.И. Вавилова», г. Санкт-Петербург, e-mail: belsnervd@tut.by В настоящее время на орбитах функционирует большое количе ство космических аппаратов дистанционного зондирования Земли (ДЗЗ). Данные ДЗЗ широко используются в различных областях челове ческой деятельности.

Тем не менее, практика настоятельно требует расширения спек трального диапазона съемки, удешевления информационных продук тов, повышения эффективности использования данных ДЗЗ. Этим тре бованиям отвечает предлагаемый ФГУП «КБ «Арсенал» проект косми ческой системы (КС) дистанционного зондирования земной поверхно сти и атмосферы «УФИКТ».

Концепция КС включает в себя следующие основные положения:

съемка в широком интервале диапазонов спектра электромаг нитного излучения: от ультрафиолетового до теплового инфракрасного (0,2-0,4 мкм;

0,4-0,8 мкм;

0,8-1,1 мкм;

3-5 мкм;

8-14 мкм);

Материалы секции использование принципиально новых методов обработки и ин терпретации данных ДЗЗ, обеспечивающих получение информации о глубинных слоях земной коры;

создание маломассогабаритного бортового оптико-электронно го комплекса (ОЭК) нового поколения разработки ФГУП «ВНЦ ГОИ им.

С.И. Вавилова»;

создание малого космического аппарата (МКА) на базе унифи цированной малой космической платформы «Нева», разработки ФГУП «КБ «Арсенал»;

выведение МКА на орбиту ракетой-носителем легкого класса на базе конверсионной баллистической ракеты;

самоокупаемость проекта.

Разрешающая способность ОЭК при высоте орбиты МКА 600 км составит 1,5-3 м в коротковолновых диапазонах, 8 м в среднем ИК– диапазоне и 15 м в тепловом ИК–диапазоне.

Масса МКА ~ 300 кг.

Одним из ключевых элементов проекта является использование принципиально новых методов обработки информации многочастотно го зондирования, разработанных Институтом космической геоинфор мации (Санкт-Петербург). Они впервые открывают возможность полу чать информацию о глубинных слоях земной коры, что представляет уникальные возможности для целого ряда областей человеческой дея тельности, особенно, геологоразведки.

Одновременно возникает возможность контролировать текущее напряженно-деформированное состояние земной коры в местах ее разломов. Это может обеспечить эффективное прогнозирование земле трясений и других чрезвычайных ситуаций.

У ФГУП «КБ «Арсенал» и ФГУП «ВНЦ ГОИ им. С.И. Вавилова» име ется научно технический задел, на основе которого разработка и раз вёртывание КС «УФИКТ» могут быть реализованы в течение 3–4 лет с момента начала финансирования проекта.

Рассмотрены решаемые целевые задачи и основные параметры КС.

ЭФФЕКТИВНОСТЬ ПРИМЕНЕНИЯ МЕЖОРБИТАЛЬНЫХ БУКСИРОВ НА ОСНОВЕ ЭРДУ В ТРАНСПОРТНЫХ ОПЕРАЦИЯХ В ОКОЛОЗЕМНОМ ПРОСТРАНСТВЕ Е.Ю.Кувшинова, А.А.Синицын 4 Материалы секции ФГУП «Исследовательский центр имени М.В.Келдыша», e-mail: KeRC@elnet.msk.ru Представлены исследования эффективности применения много разовых межорбитальных буксиров (ММБ) с электроракетными двига тельными установками (ЭРДУ), использующими в качестве источника электроэнергии ядерную или солнечную энергоустановки, в транспорт ных операциях по доставке полезного груза (ПГ) в околоземном про странстве, включая орбиту искусственного спутника Луны (ОИСЛ), ГСО, точку либрации L1 гравитационной системы «Земля – Луна».

Рассмотрено модульное построение ММБ, предусматривающее сборку буксиров на монтажной орбите.

В качестве критерия эффективности выбраны: масса ПГ, доставля емого на целевую орбиту за заданный период времени;

отношение масс ПГ ММБ к массе ПГ, доставленной одноразовым РБ на основе кис лород – водородного ЖРД при условии равного числа пусков ракеты – носителя.

Для расчета показателей эффективности получена оценка затрат характеристической скорости ММБ путем численного моделирования перелета с околоземной орбиты на окололунную и с околоземной ор биты в точку либрации L1 (в рамках ограниченной задачи трех тел), а также межорбитальный перелет на геостационарную орбиту.

Закон управления вектором тяги определялся с использованием принципа максимума Понтрягина.

Выбор основных параметров ММБ определен при оптимизации удельного импульса тяги ЭРДУ и мощности энергоустановки с обосно ванием рациональной продолжительности рейса.

ВОЗВРАЩАЕМЫЕ АППАРАТЫ НПО МАШИНОСТРОЕНИЯ – ЭВОЛЮЦИЯ РЕВОЛЮЦИОННЫХ РЕШЕНИЙ А.В.Благов ОАО «ВПК «НПО машиностроения», e-mail: vpk@npomash.ru Рассматривается опыт разработки возвращаемых аппаратов кап сульной схемы в ОКБ-52 (ЦКБМ, НПО машиностроения) для решения задач пилотируемых лунных экспедиций и околоземных орбитальных комплексов в период с 1964 – 2008 г.г.

Материалы секции Аппараты капсульного типа предназначены для возвращения на Землю из космических экспедиций с минимальными массовыми затра тами.

Анализ компоновочно-конструктивных схем атмосферных лета тельных аппаратов (АЛА), спроектированных и созданных в различных странах в разное время для решения различных целевых задач, показы вает их поразительное разнообразие – от сферических «Востоков» «Восходов» до схемы обратного конуса Apollo.

Наряду с этим в разработках НПО машиностроения видна явно просматриваемая приверженность к форме, обеспечивающей перспек тивность формы при решении задачи движения в атмосфере Земли с наименьшими весовыми потерями при максимальном обеспечении автомодельности и преемственности конструктивных решений при са мых разнообразных схемах применения.

Это объясняется постоянно принимаемыми техническими реше ниями резко повышающими эксплуатационные характеристики АЛА на каждом последующем этапе развития задач.

В основе минимизации весовых затрат лежит принцип функцио нальной оптимизации свободного объема АЛА, базирующегося на обеспечении необходимой эргономики и с обеспечением комфортных гигиенических норм в период нахождения экипажа внутри АЛА.

В работе проводится анализ опыта реализации технических реше ний при создании одноместного АЛА корабля для облета Луны и воз вращения на Землю, трехместного корабля для смены экипажей стан ций типа Салют-2 (комплекс «Алмаз»), шестиместного корабля спасателя для космический станций и туристических АЛА большей вме стимости.

ПРОЕКТ МАЛОРАЗМЕРНОГО АВТОМАТИЧЕСКОГО КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА ДЛЯ ПРОВЕДЕНИЯ НАУЧНЫХ ЭКСПЕРИМЕНТОВ В УСЛОВИЯХ НАНО-ГРАВИТАЦИИ, СВЕРХВЫСОКОГО ВАКУУМА И ВЫСОКОГО УРОВНЯ РАДИАЦИОННОГО ВОЗДЕЙСТВИЯ ПРИ МНОГОКРАТНОМ ПРОХОЖДЕНИИ РАДИАЦИОННЫХ ПОЯСОВ 1 1 К.С.Ёлкин, В.И.Миронов, В.В.Сазонов, 1 1 В.В.Семенченко, В.Г.Соболевский, Г.Р.Успенский ФГУП ЦНИИмаш Институт прикладной математики им. М.В.Келдыша РАН e-mail: elkin@tsniimash.ru 6 Материалы секции В настоящее время возникла потребность в создании автоматиче ского КА (АКА) нового поколения, который мог бы придти на смену хо рошо зарекомендовавшим себя КА типа «Фотон/Фотон-М» и «Бион».

Поскольку практика показала, что размерность КА «Фотон»/ «Фотон-М»

превышает возможности отечественных исследователей, целесообраз на постановка вопроса о создании специализированного на задачах направления исследований гравитационно-чувствительных систем АКА меньшей по сравнению с КА «Фотон-М» размерности, при этом на его борту должны быть созданы такие условия проведения космических экспериментов (КЭ), которые отвечают самым строгим перспективным требованиям постановщиков КЭ, Сейчас КЭ, использующие факторы космического полета, прово дятся на автоматических и пилотируемых космических средствах, функ ционирующих на низких околоземных орбитах (высота орбит - 250… км). В докладе показано, что перспективным требованиям постановщи ков КЭ по условиям их проведения могут удовлетворять рабочие орби ты КА высотой до 150000…200000 км. При этом энергетически целесо образно использование высокоэллиптических траекторий полета КА с перигеем 400…500 км и апогеем 150000…200000 км. Реализация таких орбит возможна при выведении КА РН типа «Союз-2» с разгонным бло ком или апогейной ДУ. При полете на высоте более 1500 км интенсив ность радиационного фона на несколько порядков выше, чем на орби тах ныне эксплуатируемых космических средств, при высоте полета бо лее 6000 км появляется возможность обеспечить сверхвысокий вакуум без применения защитного экрана, а при полете на высотах более 50000 км технически возможно реализовать уровень ускорений в зоне - научной аппаратуры, близкий к наногравитации (10 g), а также прово дить длительные научные исследования галактического космического излучения за пределами радиационного пояса Земли.

Современный уровень ракетно-космической техники и накоплен ный научно-технический задел позволяют создать малоразмерный КА технологического назначения, функционирующий на высокоэллиптиче ских орбитах с высотой апогея до 200000 км. Спускаемый аппарат, предназначенный для возвращения полезной нагрузки с такой орбиты, имеет параметры входа в атмосферу близкие к параметрам входа воз вращаемого лунного корабля. Cоздание возвращаемого с высокоэллип тической орбиты аппарата может стать этапом отработки возвращаемо го лунного корабля. Разработка такого аппарата позволит создать усло вия проведения экспериментов, не достижимые на других типах авто Материалы секции матических КА и пилотируемой станции, а также сформировать задел для перспективной космической техники и технологий.

ВЛИЯНИЕ РЕАЛЬНЫХ СВОЙСТВ ВОЗДУХА НА ПАРАМЕТРЫ ТЕЧЕНИЯ ОКОЛО ПОВЕРХНОСТИ ГИПЕРЗВУКОВЫХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ СЛОЖНОЙ ФОРМЫ А.В.Братчев, В.В.Коваленко, В.П.Котенев ОАО «ВПК «НПО машиностроение», e-mail : a_bratchev_79@mail.ru При движении летательных аппаратов (ЛА) с гиперзвуковой скоро стью в атмосфере Земли необходимо определять на поверхности аппа рата параметры обтекания в широком диапазоне высот и скоростей его полета, когда вследствие высоких температур в ударном слое происхо дит распад молекул. Это приводит к снижению температуры в потоке, увеличению плотности, сказывается, правда в меньшей степени, и на давлении газа.

Сложность задачи и время расчета параметров реального газа возрастают многократно по сравнению со случаем совершенного газа.

Исследуется обтекание компоновки типа «корпус-крыло-опере ние» потоком равновесно-диссоциирующего воздуха. Интегрирование стационарных уравнений газовой динамики в сверхзвуковой части по тока осуществляется при помощи программного комплекса X-code, реа лизация которого требует задания начальных данных Коши. Для гене рации начальных данных при численном исследовании сверхзвукового невязкого обтекания затупленных тел в дозвуковой и трансзвуковой частях течения около затупления применяется принцип установления. Использу ется нестационарная гиперболическая система уравнений газовой дина мики. Решение стационарной задачи получается как предельное, когда время t, а его эволюция во времени не важна.

В качестве основы используется известная аппроксимация таблиц термодинамических функций воздуха, которая обеспечивает высокую точность определения параметров и позволяет найти плотность газа, эффективный "энтальпийный показатель адиабаты" * и другие тер модинамические функции в зависимости от давления и энтальпии газа.

При этом в каждом узле разностной сетки параметры газовой динамики и * находятся путем итераций в сочетании с применением конечно разностной схемы Мак-Кормака.

8 Материалы секции Анализ полученных результатов свидетельствует о том, что на не которых режимах обтекания максимальное отличие в Cy может дости гать 15 % при учете реальных свойств газа по сравнению с моделью со вершенного газа. Большое различие наблюдается в распределении плотности газа около поверхности ЛА. Показано, что учет эффектов ре ального газа важен для определения реальной картины течения и, сле довательно, аэродинамики гиперзвуковых ЛА.

К ВЫРАБОТКЕ ДОЛГОСРОЧНОЙ НАЦИОНАЛЬНОЙ НАУЧНО-ТЕХНИЧЕСКОЙ ПОЛИТИКИ В ОБЛАСТИ КОСМИЧЕСКОГО ТУРИЗМА С.В.Резник МГТУ им. Н.Э. Баумана, e-mail: sreznik@serv.bmstu.ru Исследования и разработки в области космического туризма с начала XXI века перешли из области теории в область практических ре шений. Начиная с 2000 г. на космических кораблях «Союз» совершили полеты 6 иностранных граждан в качестве научных туристов.

За последние годы в России разработаны проекты многоразовых суборбитальных космических аппаратов туристического класса (КА ТК):

«Cosmopolis C-XXI» (ЭМЗ им. В.М. Мясищева), «Aerospace Rally System»

(МАИ), «Одуванчик» (МГТУ им. Н.Э. Баумана). Известно уже около зарубежных проектов многоразовых КА ТК, предназначенных для суб орбитальных и орбитальных полетов. За рубежом развернуто строи тельство космодромов для запуска КА ТК, рассматриваются варианты и создаются макеты космических отелей орбитального базирования.

Американская компания Scaled Composites реализует проекты, включа ющие дозвуковой реактивный самолет-носитель и пилотируемый кры латый КА ТК с гибридным ракетным двигателем. В США подготовлены условия для эксплуатации с 2009 г. многоместных КА ТК SpaceShipTwo, вывозящих на суборбитальную траекторию полета 8 туристов. Фирма EADS Company разработала проект многоместного КА ТК, суборбиталь ные полеты на котором могут начаться в 2012 г.

Общая тенденция заключается в создании транспортных средств и инфраструктуры, позволяющей ежегодно совершать полеты в космиче ское пространство тысячам туристов.

Россия первой открыла практику туристических полетов в космос.

Однако, технические средства, используемые для этого (корабли «Со Материалы секции юз-ТМА»), и стоимость полета (более 25 млн. долларов США) не позво ляют говорить о доступности и массовости такой формы космического туризма ни в настоящем, ни в будущем.

Вместе с тем, как отмечалось выше, в России имеются коллективы энтузиастов, выполняющих поисковые исследования и разработки в области космического туризма в инициативном порядке.

Эти исследования не имеют серьезной финансовой поддержки со стороны государства и негосударственных заказчиков, носят ограни ченный характер и не претендуют на концептуальную завершенность.

Очевидно, что выработка стратегии расширения отечественных работ в области космического туризма с их переводом в практическую плоскость невозможна без анализа всей совокупности факторов, охва тывающих материальные, интеллектуальные, финансовые, юридиче ские стороны данной проблемы.

На данном этапе полезной может оказаться интеграция усилий всех заинтересованных сторон и их координация со стороны Роскосмо са.

Долгосрочная национальная научно-технической политика в обла сти космического туризма должна опираться на передовые достижения отечественной и зарубежной науки.

Она должна стимулировать поиск новых научно-технических ре шений в области проектирования и производства ракетно-космической техники, создания инфраструктуры космического туризма, способство вать освоению смежных сфер (подготовка кадров, сервисные услуги, медицинское обеспечение, информационная поддержка и др.), при влечению в отрасль внебюджетных средств.

Среди первоочередных задач следовало бы исследовать возмож ность создания научно-технического задела в части средств космиче ского туризма, в том числе:

- разработки суборбитальных и орбитальных КА ТК, оснащенных системами аварийного спасения, предназначенных для полета групп туристов (2–10 и более) и имеющих унифицированные ступени и блоки;

- создания маршевых дросселируемых гибридных ракетных двига телей различной тяги, работающих на нетоксичных компонентах топли ва, с удельной тягой не менее 300 с для ракет-носителей КА ТК;

- применения современных систем управления полетом пилотиру емых КА ТК на участках активного полета, в космосе и при возвращении на Землю;

10 Материалы секции - модернизации или создания новых машин высокой грузоподъ емности, предназначенных для транспортировки и запуска с земли ра кет-носителей КА ТК со стартовым весом 10 – 100 т, дооснащения име ющихся или перспективных самолетов для воздушного старта ракет носителей с КА ТК;

- разработки проектов инфраструктуры космического туризма, включая их увязку с возможностями действующих космодромов и аэродромов;

- формулировки задач в части нормативного регулирования дея тельности физических и юридических лиц в области космического ту ризма и в освоении смежных сфер (подготовка кадров, юридическое сопровождение, сервисные услуги, медицинское обеспечение, инфор мационная поддержка и др.) Итогом работ в данном направлении должны стать предложения в перспективные Федеральные комплексные программы по работам, обе-спечивающим создание транспортных средств и инфраструктуры космического туризма в России.

НАБЛЮДАЕМОСТЬ ВРАЩАЮЩЕГОСЯ ТЕЛА, ОБОРУДОВАННОГО ЛАЗЕРНЫМИ РЕТРОРЕФЛЕКТОРАМИ Р.Б.Немучинский, М.Ю.Овчинников Институт прикладной математики им. М.В. Келдыша РАН Рассматривается твёрдое тело, оборудованное ретрорефлекто рами. Тело подсвечивается лазерным лучом и по времени прохождения луча в обе стороны определяется расстояние до ретрорефлекторов.

В работе рассматривается возможность определения движения тела по этим параметрам. Разбирается возможность определения ори ентации тела по одномоментным измерениям. Рассматриваются неко торые классы движений тела.

Доказывается разрешимость системы уравнений, возникающей при попытке определить ориентацию тела, в случае регулярной прецес сии.

Работа частично поддержана РФФИ (грант 06-01-00389).

ФОРМИРОВАНИЕ МОДЕЛЕЙ ПРОГНОЗИРОВАНИЯ РАЗВИТИЯ ТРАНСПОРТНЫХ СИСТЕМ В.В.Балашов, А.В.Смирнов Материалы секции Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е.Жуковского В рыночных условиях одной из основных задач является прогно зирование спроса на транспортные услуги, который, в свою очередь, порождает спрос на транспортные средства ЛА различного назначе ния. Прогнозируемый объём спроса определит требуемое количество ЛА, а структура спроса состав транспортных средств. Важной тенден цией развития космической деятельности является её коммерциализа ция, охватывающая всё новые сферы. В настоящее время разрабатыва ются различные коммерческие системы запуска, в том числе предна значенные для «космических туристов». Объём рынка пусковых услуг в значительной степени зависит от потребностей в космических инфор мационных услугах в области связи, навигации и дистанционного зон дирования Земли. Коммерческие операторы, наряду с гражданскими и военными, являются основными заказчиками производства и запуска ИСЗ.

Авиационная деятельность, в частности предоставление транс портных услуг, уже достаточно давно строится на коммерческой основе.

Есть много общего в авиационной транспортной системе (АТС) и косми ческой транспортной системе (КТС). В частности, можно усмотреть определённую аналогию между пассажиропотоками в АТС и информа ционными потоками в КТС. Это делает возможным применение неко торых подходов к формированию модели прогнозирования развития КТС, которые были использованы применительно к АТС. В данном слу чае понятие «транспортная система» имеет ограниченный характер это система транспортных связей (пункт отправленияпункт прибытия) и набор транспортных средств. Для КТС в качестве «пунктов отправле ния» можно рассматривать стационарные и мобильные пусковые ком плексы, а в качестве «пунктов прибытия» геоцентрические орбиты (МКС, гелиосинхронная, геостационарная орбиты и др.). Транспортные средства это ракетно-космические и авиационно-космические ком плексы.

Использование традиционных методов прогнозирования, таких как экстраполяция трендов, регрессионный анализ и метод эмпириче ских моделей, связано с необходимостью жёсткого ограничения числа измеряемых параметров, влияние которых на прогнозируемый показа тель может быть учтено. Это обусловливает целесообразность перехода к информационным моделям прогнозирования, базирующимся на ис пользовании большого числа измеряемых параметров, в том числе 12 Материалы секции статистических данных. Формируемая информационная модель про гнозирования предполагает использование т.н. «синергетического эф фекта», который проявляется при использовании принципа «совместно го действия» в трёх направлениях: применение методов исследования из различных областей знания, совместное применение различных ма тематических методов и совместный анализ различных элементов мас сива исходных данных.

При прогнозировании развития транспортной системы может ока заться целесообразным разделение задачи на два этапа. На первом этапе решается вопрос о существовании той или иной транспортной связи в будущем. На втором этапе решается задача прогнозирования уровней транспортных потоков на будущей системе транспортных свя зей. Необходимым элементом первого этапа является формирование «условий существования» транспортной связи – правил, в соответствии с которыми происходит появление, существование и исчезновение транспортной связи между пунктами отправления и прибытия.

Традиционные методы построения моделей сложных систем, к числу которых относятся и транспортные системы, не приводят к удо влетворительным результатам, если исходное описание системы явля ется неполным или неточным. Поскольку необходимые исходные дан ные могут быть заданы с различной степенью неопределённости, при разработке информационной модели и создании программного ком плекса целесообразно использовать технологию нечёткого моделиро вания, которая ориентирована на построение моделей, учитывающих неполноту, нечёткость и даже противоречивость исходной информа ции. Базовыми технологиями построения нечётких моделей являются теория нечётких множеств и нечёткая логика, которые являются обоб щениями классической теории множеств и классической формальной логики.

ЭЛЕКТРОМАГНИТНАЯ СИСТЕМА ЗАЩИТЫ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ ОТ ОРБИТАЛЬНЫХ ОСКОЛКОВ А.С.Кипин, П.АГригорьев, В.А.Керножицкий Балтийский государственный технический университет им. Д.Ф. Устинова "Военмех" Под «космическим мусором» подразумеваются все фрагменты в космосе, которые являются опасным фактором воздействия на функци онирующие космические аппараты.

Материалы секции По разным оценкам в регионе низких околоземных орбит вплоть до высот около 2000 км находиться до 5000 тонн техногенных объектов.

Основное внимание уделено мерам контроля, исключающим об разование мусора, таким как предотвращение орбитальных взрывов, сопутствующих полету технологических элементов, увод отработавших ресурс космических аппаратов на орбиты захоронения, торможение в атмосфере.

Используются способы для повышения характеристик экранной защиты КА от воздействия метеорных тел: применение для изготовле ния силовой конструкции высокопрочных материалов, применение за щитных экранов и многослойной силовой конструкции.

Применение материалов с повышенным сопротивлением отрыву наиболее эффективно для защиты от потока микрометеоритов, обу словливающих эрозию — испарение и распыление материалов с внеш ней поверхности оболочки КА. Эрозия обычно сопровождается возник новением волн сжатия в оболочке. Последние в свою очередь приводят к отколам материала внутренней поверхности обшивки.

Защитные экраны применяются для предохранения отдельных аг регатов КА от столкновения с метеорными телами. Материалы и разме ры защитного экрана выбирают так, чтобы при малых скоростях соуда рения экран мог противостоять пробивному воздействию метеорного тела, а при больших скоростях—обеспечить раздробление последнего.

Предлагается усовершенствование для защитных экранов, осно ванное на применении принципа электромагнитной защиты.

Новизна разрабатываемой защиты обеспечена патентом № Российская Федерация, МПК F41H 5/007. Электромагнитная система защиты космических аппаратов от орбитальных осколков.

МЕТОДИКА ПОСТРОЕНИЯ ИМИТАЦИОННОЙ МОДЕЛИ ЛОКАЛЬНЫХ ПОЛЕЙ ТЕЧЕНИЯ НА НОСОВЫХ ЧАСТЯХ МНОГОРАЗОВЫХ КОСМИЧЕСКИХ ЛА В.Ю.Подаруев ЦАГИ, г. Жуковский При спуске космического аппарата с околоземной орбиты важной задачей является точный расчет траектории полета. Для этого необхо димо знать все аэродинамические нагрузки и моменты, действующие на летательный аппарат. Чтобы их рассчитать требуются локальные ха рактеристики: распределения давления и температуры, компоненты скорости, и т. д. Скорость корабля изменяется в широком диапазоне, 14 Материалы секции проходя все значения от гиперзвука до нуля. Также меняются углы ата ки и скольжения. В связи с этим возникает потребность проведения па раметрических расчетов или экспериментов. В результате мы получаем большое количество данных и сталкиваемся с проблемой их системати зации и загрузки в «банк» аэродинамических данных системы автома тического управления.

Имитационная модель является эффективным инструментом ре шения упомянутой выше проблемы и представляет собой одну из наиболее перспективных форм представления результатов многопара метрического эксперимента или расчета. Имитационной моделью обычно называется набор многомерных регрессионных уравнений, позволяющих восстанавливать любые характеристики исследуемого объекта во всей области варьирования независимых переменных с точ ностью не худшей, чем точность эксперимента.

В данной работе предложена методика построения такой модели для описания локальных полей течения на поверхности летательного аппарата. Отладка методики произведена на тестовом примере, в кото ром рассмотрено обтекание эллипсоида вращения. Учет априорных сведений позволил выбрать вид регрессионных соотношений для опи сания локальных полей течения на поверхности гипотетической носо вой части ЛА и оценить коэффициенты регрессионных уравнений, определяющих вид имитационной модели. Оценивание коэффициен тов модели проведено при помощи метода наименьших квадратов.

Продемонстрирована адекватность предложенной имитационной мо дели для описания локальных полей на поверхности эллипсоида.

Предложенная методика успешно использована для создания имитационной модели типичной носовой части летательного аппарата.

ЛЕТАТЕЛЬНЫЕ АППАРАТЫ С АЭРОДИНАМИЧЕСКИ НЕСУЩИМ КОРПУСОМ А.М.Матвеенко, О.Д.Волчков, А.А.Зотов Московский авиационный институт Предлагается нетрадиционная аэродинамическая компоновка для самолетов различного типа, основанная на использовании аэродина мически несущего корпуса, имеющего в плане форму вытянутого по потоку эллипса с определенным отношением осей, боковая поверх ность которого может иметь плосковыпуклую или двояковыпуклую форму.

Материалы секции Целью предложенной модели является повышение коэффици ента подъемной силы, уменьшение коэффициента лобового сопро тивления, а также повышение степени статической устойчивости ЛА подобного типа на всех режимах полета. Для увеличения подъем ной силы предлагается использовать струйную систему управления приповерхностным воздушным потоком.

При этом могут быть созданы большегрузные транспортные само леты, способные производить взлет и посадку на слабоподготовленные грунтовые площадки небольших размеров и водную поверхность, что невозможно обеспечить при использовании самолетов с традиционной классической аэродинамической схемой.

Основные преимущества заключаются в:

- уменьшении относительных и удельных массовых характери стик конструкции самолетов и в увеличении относительной массы по лезного груза;

- минимизации вредного аэродинамического сопротивления и повышении аэродинамического качества самолета на всех полетных режимах;

- увеличении полезного внутреннего объема самолета без суще ственного увеличения его габаритных геометрических параметров;

- повышении надежности функций устойчивости и управляемости самолета на всех режимах полета самолета;

- повышении уровня безопасности полета при возникновении аварийных ситуаций;

- расширении возможностей осуществления безопасных взлетно посадочных операций как с хорошо подготовленных взлетно-посадоч ных полос с твердым покрытием, так и с грунтовых площадок ограни ченных размеров и водной поверхности;

- обеспечении возможности использования альтернативных при меняемому сегодня горючему видов топлива (сжиженного газа и пр.).

ОЦЕНКА ТЕХНИЧЕСКОЙ ВОЗМОЖНОСТИ УПРАВЛЯЕМОГО СПУСКА КОСМИЧЕСКОГО МОДУЛЯ В ПЛОТНЫХ СЛОЯХ АТМОСФЕРЫ С ПОМОЩЬЮ АВТОРОТИРУЮЩЕГО НЕСУЩЕГО ВИНТА Б.Л.Артамонов Московский авиационный институт Рассматривается задача о торможении возвращаемого модуля космического летательного аппарата (КЛА) с помощью несущего винта.

16 Материалы секции Дается ответ на вопрос: сможет ли винт заданного диаметра со здать на режиме авторотации такое тормозящее усилие, которое пол ностью погасит начальную скорость снижения аппарата и обеспечит его мягкую посадку на поверхность Земли.

С этой целью численно и аналитически решается система диффе ренциальных уравнений пространственного движения сегментально конического тела под действием массовых и аэродинамических сил при заданных начальных условиях.

Исследуется аэродинамика несущего винта, работающего на ре жимах осевой авторотации, соответствующих условиям спуска КЛА.

Анализируется режим «подрыва» винта в непосредственной близости от поверхности Земли, обеспечивающий условия мягкой посадки моду ля.

Даются рекомендации о законах управления аппаратом при сни жении по пространственной конической спирали.

СРАВНЕНИЕ СПОСОБОВ ВОЗВРАТА КРЫЛАТОЙ ПЕРВОЙ СТУПЕНИ К ТОЧКЕ СТАРТА РАКЕТНОЙ СИСТЕМЫ ВЫВЕДЕНИЯ В.И.Бузулук Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского Известны способы полета возвращаемого ракетного ускорителя (ВРУ):

– не использующий самостоятельный возврат к точке старта;

– самостоятельно возвращающийся на стартовую позицию и осуществляющий самолетную посадку.

Во втором случае ВРУ является крылатым, при этом возможны несколько вариантов:

1) Без использования двигателей, что может иметь место при определенном сочетании параметров траектории в точке отделения первой ступени и допустимых ограничений на траекторию возврата.

2) С использованием дополнительно установленных ВРД (топливо – керосин).

3) С использованием маршевых ЖРД.

В качестве основной рассматривается концепция самостоятельного возврата ВРУ с использованием ВРД. Исследованы ВРУ с треугольным и прямым крылом (типа "Байкал"). Используется алгоритм, заключа-ющийся в сведении вариационной задачи к Материалы секции минимизации функции уда-ления Проведены параметрические исследования траекторий с целью определения влияния на величину функционала:

– начальных условий;

– удельной нагрузки на крыло;

– ограничений на максимальные угол атаки, нормальную перегруз-ку и скоростной напор.

Для варианта с поворотным крылом проведены расчеты с учетом начальных ограничений на управляющие переменные, связанных с раз воротом крыла в рабочее положение. Определено влияние скорости от деления первой ступени на траекторию возврата. Показано, что крыла тый ВРУ может долететь до точки старта без использования двигателей возврата только при начальном числе Маха меньше ~3. В качестве аль тернативного способа рассмотрен возврат ВРУ с использованием маршевых ЖРД.

«БОР» - ПЕРВЫЙ ОТЕЧЕСТВЕННЫЙ ВОЗДУШНО-КОСМИЧЕСКИЙ АППАРАТ Н.В.Григорьев, В.С.Гурнак, А.А.Кондратов, Ю.М.Масланов, П.Н.Пантелеев, С.И.Перницкий, А.И.Рассыпнов, В.И.Сухов, А.Н.Сучалко, А.Г.Шибин, Ю.Н.Шогин ФГУП «Летно-исследовательский институт им. М.М.Громова»

Основываясь на многолетнем опыте создания гиперзвуковых лет но-экспериментальных комплексов и проведения на них летных иссле дований, ЛИИ в 1966 г. предложил ОКБ-155, разрабатывавшему авиа ционно-космическую систему «Спираль», провести летные исследова ния проблем входа в атмосферу орбитального самолета. Программа летных исследований, получившая название «Бор» (впоследствии раз деленная на этапы «Бор-1», «Бор-2», «Бор-3»), ставила следующие це ли:

определение аэродинамических характеристик и характеристик устойчивости и управляемости орбитального самолета с несущим кор пусом, проверка работоспособности различных видов теплозащитных материалов и конструкций, исследование характеристик теплопередачи от пограничного слоя к стенке в различных зонах поверхности, 18 Материалы секции исследование эффективности радиолинии для передачи инфор мации на землю в условиях появления пристеночной плазмы.

Головным предприятием по программе «Бор» являлся Летно исследовательский институт им. М.М.Громова, осуществлявший разра ботку программы летных исследований, разработку и изготовление экспериментальных ЛА, разработку методик летных исследований и препарировку ЛА, подготовку и проведение летных исследований, а также анализ их результатов. Работа выполнялась совместно с Омским ПО «Полет» (ракета-носитель), ТМКБ «Союз» (двигательная установка системы стабилизации), НИИПС (парашютная система) и полигонами МО.

Экспериментальные воздушно-космические аппараты «Бор» име ли аэродинамическую компоновку ОС «Спираль», полетную массу 700 900 кг, длину 2,67 м, размах крыла 2,036 м и был оборудован система ми управления, автоматики, измерений, телеметрии, траекторных из мерений, спасения, электропитания. Металлический силовой каркас модели от нагрева защищен теплозащитой, выполненной из асботек столита и стеклотекстолита. «Бор» выводился на траекторию полета с максимальным числом М~14 доработанной серийной ракетой. Общая длительность полета достигала 15 мин, при этом длительность экспе риментального участка входа и в полета в атмосфере составляла около 30 сек.

В ходе реализации программы летных испытаний «Бор» в период с 15.07.1969 г. по 11.07.1974 г. выполнено 7 летных экспериментов, в ходе которых получены следующие результаты:

Определены значения балансировочных углов атаки;

аэродинамическое качество, распределение давления по внешней по верхности, положение центра давления, эффективность управления по крену при асимметричном отклонении консолей крыла, эффективность аэродинамических щитков в продольном канале, производная коэффи циента продольного момента по углу атаки.

Определено распределение температур по внешней по верхности и глубине теплозащитного покрытия и выявлены зоны ло кального повышения температуры, проведено исследование образцов радиационной теплозащиты, в частности, проведены испытания образ цов радиационной теплозащиты на основе листового ниобия, а также других тугоплавких металлов с различимыми противоокислительными покрытиями и определены их максимально допустимые температуры.

Испытаны образцы опытных теплозащитных материалов и получены Материалы секции данные по их прогреву по толщине. Испытана экспериментальная си стема активного охлаждения.

Выявлено ослабление радиосигнала в метровом, санти метровом и дециметровом диапазонах радиоволн при входе в плотные слои атмосферы.

Научно-технический задел, полученный в исследованиях по про грамме «Бор», в дальнейшем использован при разработке следующих поколений экспериментальных ВКА, в частности «Бор-4», «Бор-5», ОК «Буран», и других высокоскоростных аппаратов.

ТРОСОВАЯ СИСТЕМА ДЛЯ РЕАЛИЗАЦИИ ТРАНСПОРТНЫХ ОПЕРАЦИЙ ВБЛИЗИ ЛУНЫ 1 1 1 Г.Р.Успенский, К.С.Ёлкин, С.Б.Федоров, В.В.Семенченко, 1 1 1 А.А.Цыбулин, А.В.Даниленко, С.Ц.Лягушина, Г.В. Малышев, С.А.Тузиков ФГУП ЦНИИмаш, e-mail: elkin@tsniimash.ru Московский авиационный институт Рассматривается задача захвата объектов, летящих по трассе Зем ля-Луна с помощью ОТС «спица» (стационарный равновесный режим), «маятник» (колебательный режим) и «колесо» (вращательный режим).

Приведен проектный облик окололунной станции (катамаран), ис пользующей тросовые технологии. Проанализированы возможности спуска грузов на поверхность Луны. Рассмотрена задача реализации транспортных операций для возврата полезной нагрузки на Землю.

При решении этих задач предполагалось, что перелет к Луне осу ществляется по эллиптической траектории;

в сфере действия Луны рас сматривалась гиперболическая, сопрягаемая с эллипсом, траектория.

Высота пролета над естественным спутником Земли варьировалась от 110 до 700 км.

Выполненные исследования показали, что даже одноразовое ис пользование на окололунных орбитах любой конфигураций ОТС при выполнении транспортных операций обеспечивает значительную эко номию топливных ресурсов прилетного КА.

Это позволяет реализовать возвращение к Земле космических объектов, масса полезной нагрузки которых будет превышать макси мально возможную массу полезной нагрузки КА, выполняющих анало гичные транспортные операции без использования ОТС. Выполненные расчеты показали, что использование исключительно двигательных 20 Материалы секции установок при массе прилетного КА, равной 5,5 т, обеспечивает воз можность возвращения к Земле КА массой 765 кг.

В случае использования стационарной конфигурации ОТС расчет ная масса возвращаемого к Земле КА составляет 1500 кг, для колеба тельной ОТС – 1550 кг, а для вращательной ОТС – 2685 кг. Максимально эффективным вариантом является использование вращательной ОТС («колесо»), однако весьма желательно при этом повышение прочност ных характеристик существующих тросовых материалов.

ПЕРЕЛЕТ К ЛУНЕ С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ ТРОСОВЫХ СИСТЕМ Г.Р.Успенский, К.С.Ёлкин, С.Б.Федоров, А.В.Даниленко, С.Ц.Лягушина, А.А.Цыбулин ФГУП ЦНИИмаш, e-mail: elkin@tsniimash.ru Движение связанных КА при натянутом тросе отличается от сво бодного орбитального движения и позволяет использовать дополни тельные силы реакции связи для управления движением объектов, в том числе, и для осуществления орбитальных перелетов.

Считаем, что связка состоит из орбитальной станции (ОС) и при вязного объекта (ПО), предназначенного для решения целевой задачи.

Рассматриваются возможности перелета к Луне с использованием тросовой системы, находящейся в стационарном равновесном, колеба тельном и вращательном режимах относительного движения.

На основе фазового портрета приведена качественная структура системы. Принцип «этажности» дает возможность реализовать перелет при колебательном режиме с максимально возможной амплитудой.

Для длины связки ~ 500 км необходимо 24 «этажа». Без применения принципа «этажности» возможен перелет к Луне при минимальной длине связки ~ 870 км.

Полученные результаты показывают реальность выполнения це левой задачи лишь при значительных длинах троса, либо при использо вании вращательного режима со значительной скоростью закрутки - (0,03 c ). В обоих случаях это довольно сложная техническая задача.

АНАЛИЗ ТОЧНОСТИ ПОСАДКИ НА ЗЕМЛЮ ОБЪЕКТОВ, СПУСКАЕМЫХ С ОРБИТЫ С ПОМОЩЬЮ ДЛИННОГО ТРОСА Н.Л.Шошунов Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П.Королева Материалы секции e-mail: shoshunov@mail.ru Тросовые орбитальные маневры, в том числе и спуск с орбиты, мо гут осуществляться по трём основным схемам. "Висячая отцепка" ("hanging release") спускаемого объекта выполняется из устойчивого вертикального положения тросовой связки, "маховая отцепка" ("swing ing release") - при прохождении связкой, совершающей сильные либра ции, вертикального положения, и "вращательная отцепка" ("rotating release") - в процессе быстрого вращения связки в плоскости орбиты.

Тросовый спуск грузов с орбиты без их посадки на Землю был успешно отработан в американских экспериментах с использованием ракеты "Delta-2": SEDS-1 (1993 год, маховая отцепка) и SEDSAT-1 (1998 год, ви сячая отцепка). В сентябре 2007 года с использованием российского спутника "Фотон-М" был проведен европейский эксперимент YES-2, в котором была сделана попытка с помощью троса длиной 30 км осуще ствить по схеме маховой отцепки спуск с орбиты капсулы "Fotino" с ее посадкой на парашюте в заданном районе Земли. Однако из-за сбоев в процессе выпуска троса и других отказов обеспечить сколько-нибудь точную посадку капсулы не удалось - она так и не была найдена ни на Земле, ни в космосе. Планируемые отечественные эксперименты "Трос-1", "Трос-1А", "Трос-2", проекты тросовой системы с атмосфер ным зондом и тросовых запусков малых спутников предусматривают тросовые орбитальные маневры исключительно по схеме висячей от цепки.

В докладе рассматриваются погрешности посадки на Землю объ ектов, спускаемых с орбиты с помощью длинного троса по схеме вися чей отцепки, определяемые комбинацией таких факторов, как высота исходной круговой орбиты, номинальная длина троса и ее вариация, статическое угловое отклонение троса от местной вертикали, маятнико вые и продольные колебания связки. На первом этапе анализа исполь зовалась упрощенная модель спуска с орбиты, разделяющая траекто рию движения объекта на свободный полет до входа в атмосферу и спуск в атмосфере;

в этой модели по возможности делались расчеты по приближенным формулам. Для верификации результатов этих расчетов использовалось более сложное математическое описание, основанное на стандартной модели атмосферы и требующее применения числен ных методов. Анализировалось как отдельное влияние каждого возму щающего фактора на точность посадки, так и их комбинированное вли яние в различных сочетаниях друг с другом.

22 Материалы секции При анализе влияния маятниковых и продольных колебаний вы являлись фазы этих колебаний, приводящие к наиболее показательным конечным результатам.

Расчеты выполнялись в системе компьютерных вычислений MATLAB, их результаты представлены в основном в виде графиков, а также двумерных и трехмерных диаграмм, удобных для использования при быстрых оценках точности посадки объектов при тросовом спуске с орбиты.

ПРИКЛАДНЫЕ ЗАДАЧИ КОСМИЧЕСКИХ ТРОСОВЫХ СИСТЕМ Шарифуллин Р.Р.

Московский авиационный институт Космические тросовые технологии переживают период практиче ского внедрения. В работе представлены модели космических тросовых систем с весомой упругой и невесомой нерастяжимой, связями. По строены энергетические зоны для каждой модели. Решены задачи зон дирования пространства, окружающего базовый аппарат, перехода с одной орбиты на другую, периферийной стыковки с помощью тросовых систем, определены проектные параметры двухмодульного тросового ИСЗ.

Управление процессами развертывания и свертывания осуществ ляется изменением натяжения троса. В первом случае прикладывается сила трения к тросу при его размотке с катушки, во втором – изменяют ся параметры вращения катушки. При развертывании программа управления натяжением троса – двухпараметрическая (по длине и ско рости изменения длины линии визирования). Линия визирования прямая, соединяющая концевые тела.

Тросовая система позволяет осуществлять стыковку с объектом, движущимся по соседней орбите. При расстоянии между объектами 5- км скорость привязного модуля относительно базового аппарата в точ ке ожидания стыкуемого объекта составляет 3-6 м/c на орбите высотой 400 км.

Космические тросовые системы позволяют зондировать простран ство, окружающее базовый аппарат. Взятие пробы среды осуществляет ся при прохождении зонда через точку зондирования в режиме либра ции. Построены кривые зависимости амплитуды либрации от начально Материалы секции го угла развертывания. Амплитуды либрации лежат в диапазоне от до 60 относительно местной вертикали.

Спуск с орбитальной станции при помощи троса космических ко раблей “Союз” и “Прогресс” позволяет увеличить апогей орбиты стан ции и уменьшить перигей орбиты корабля без затрат топлива. Решение задачи показывает, что подъем апогея орбиты станции составляет 5 км, уменьшение перигея корабля – 130 км при длине троса 10 км.

Проектными параметрами экспериментального двухмодульного тросового ИСЗ являются сила натяжения троса, начальная скорость раз вертывания и длина троса. ИСЗ “Трос - Астра” предназначен для отра ботки операций развертывания в заданную точку, свертывания, верти кализации, выведения в либрацию с заданной амплитудой, перехода концевых тел после разделения на другие орбиты.

ПРИМЕНЕНИЕ ПАРАШЮТНЫХ СИСТЕМ ДЛЯ ПОСАДКИ КОСМИЧЕСКИХ СПУСКАЕМЫХ АППАРАТОВ И ТЯЖЕЛЫХ (МАССОЙ БОЛЕЕ 40 Т) УСКОРИТЕЛЕЙ РАКЕТ В.Н.Комаров ФГУП "НИИ парашютостроения" НИИ парашютостроения провел проектно-поисковые исследова ния применения парашютных систем для посадки космических аппара тов и ускорителей первой ступени ракет массой от 5 т до 150 т.

Анализировались парашюты характерной геометрии (круглые, крестообразные, конические) с различным количеством куполов, одной или несколькими ступенями каскадности.

Определялась динамика наполнения в связи с расчетными нагрузками и балансом входящего и выходящего воздуха. На основе анализа С-безразмерного пути наполнения парашюта методика дает возможность прогнозировать динамические параметры до проведения экспериментов.

Для тяжелых ускорителей первых ступеней ракет-носителей ("Энергия" массой до 70 т. и "Ариан-5" массой до 40 т) проведены успешные испытания парашютных систем.

ПРИМЕНЕНИЕ ПЛАНИРУЮЩИХ ПАРАШЮТОВ ДЛЯ СПАСЕНИЯ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ А.Г.Васильченко ФГУП "НИИ парашютостроения" Планирующие парашюты нашли широкое применение в спорте 24 Материалы секции при полетах на дальность и точность приземления. В последнее время резко активизировались работы по созданию управляемых парашютных систем, снабженных системой дистанционного управления и автомати ческого наведения на маркируемую радиомаяком площадку призем ления.

Методы исследований и разработки планирующих парашютных систем, используемых в нашей стране и за рубежом, практически оди наковыми. На первых этапах преследовалась цель показать возмож ность разработки планирующих парашютов требуемых размеров и вве дения этих парашютов на скоростях, характерных для полета спасаемо го объекта или полета авиационного носителя, и на последующих эта пах обеспечение управляемого устойчивого полета на планирующем парашюте.

Для проведения этих исследований в НИИ парашютостроения бы ли разработаны экспериментальные и опытные образцы управляемых планирующих парашютов, и выполнен большой объем исследователь ских летных испытаний по отработке различных схем ввода планирую щего парашюта и определению его летно-технических характеристик.

ПАРАШЮТ КАК СРЕДСТВО СПАСЕНИЯ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ Ю.В.Муравьев ФГУП "НИИ парашютостроения" Парашют – широко известное устройство для торможения различ ных объектов, движущихся в газовой или жидкой среде. Он обладает рядом качеств, которые делают его безальтернативным средством ре шения большого класса задач, касающихся спасения различных объек тов.

Но существует противоречие между кажущейся простотой кон струкции парашюта и исключительно сложной физической сутью этого устройства, которое достаточно глубоко скрыто. Это и бесконечно большое число степеней свободы конструкции парашюта, и существен ная переменность параметров движения парашюта при его наполне нии, невозможность использования аэродинамической трубы для изу чения процесса наполнения класса основных парашютов, сложность математического моделирования процесса наполнения парашюта.

Возникает ситуация, когда, с одной стороны, заказчики не пред ставляют себе всей сложности решения задачи парашютирования объ Материалы секции екта и нам порой трудно аргументировать необходимость тех или иных исследований.

Но, с другой стороны, разработчики парашютных систем оказыва ются вне критики и могут легко замалчивать существующие проблемы.

В настоящее время, когда заказчик просит за минимальную стои мость подобрать что либо из имеющихся разработок парашютных си стем, остро встает вопрос о необходимости объяснить всю сложность процесса работы парашюта в системе "груз – парашют", показать, что ни одна ранее разработанная конструкция не может быть использована без дополнительных исследований и доработок, применительно к кон кретной конструкции спасаемого объекта. Сложности заключаются так же и в том, что уровень специалистов заказчика часто не соответствует уровню проблем, возникающих при создании парашютной системы.

РАЗРАБОТКА МЕТОДОВ ОЦЕНКИ РАБОТОСПОСОБНОСТИ РАСКРЫВАЮЩИХСЯ КОСМИЧЕСКИХ КОНСТРУКЦИЙ ФЕРМЕННОГО ТИПА В.Н.Зимин, В.Е.Мешковский, И.М.Колосков, А.В.Крылов, С.А.Чурилин МГТУ им. Н.Э. Баумана Перспективы развития радиоастрономии, солнечной энергетики, космической связи, исследования земной поверхности и других планет из космоса в настоящее время непосредственно связаны с возможно стью вывода в космос крупногабаритных конструкций. В настоящее время в России и за рубежом ведутся исследования, направленные на создание в космосе конструкций различного класса, которые имеют большие размеры в том или ином измерении: космические телескопы и антенны, энергетические и научные платформы, крупногабаритные солнечные батареи и т.д. Одним из важных и бурно развивающихся направлений в области создания крупногабаритных космических кон струкций является разработка раскрывающихся панелей солнечных ба тарей, а также антенн, устанавливаемых на космических аппаратах (КА) различного назначения.

Проблема создания навесных систем специального функциональ ного назначения с габаритами, превышающими размеры КА, сводится к разработке складных конструкций, удовлетворяющих таким противоре чивым требованиям, как минимальные вес и объем в сложенном транспортном состоянии, высокая надежность раскрытия из транспорт 26 Материалы секции ного состояния в рабочее положение и функционирования на орбите, максимальная площадь рабочей поверхности в раскрытом состоянии, стабильные эксплуатационные характеристики в условиях действия нагрузок. Работоспособность таких конструкций определяется, главным образом, тем, насколько велики возникающие в них усилия при развер тывании, поэтому обеспечение их надежного раскрытия связано с ре шением сложных задач механики. Особое место среди создаваемых в настоящее время систем занимают ферменные конструкции, раскрытие которых происходит автоматически при срабатывании механизма рас чековки за счет первоначально накопленной упругой энергии пружин, расположенных в шарнирных соединениях. Отличие этих конструкций состоит в высокой технологичности и удовлетворении большинству из указанных выше требований. Ключевым элементом ферменных кон струкций, определяющим в конечном счете их характеристики, является несущий силовой каркас. Именно он обеспечивает минимальные габа риты в сложенном положении и высокую жесткость конструкции в рас крытом рабочем состоянии.

Предложен комплексный подход к анализу динамики раскрыва ющихся крупногабаритных космических конструкций ферменного типа на основе совокупности разработанных моделей, каждая из которых нацелена на решение конкретных технических задач, связанных с ис следованием параметров процесса раскрытия, определением динами ческих характеристик конструкции и оценкой прочности ее элементов.

Он позволил с единых методических позиций упорядочить и формали зовать построение расчетных моделей разной сложности за счет более полного учета физических свойств элементов реальной конструкции в соответствии с задачами их проектирования, изготовления и экспери ментальной отработки.

ПРОЕКТНО-БАЛЛИСТИЧЕСКИЙ АНАЛИЗ ЛУННОГО ТРАНСПОРТНОГО КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА С ЭЛЕКТРОРАКЕТНОЙ ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКОЙ В.Г.Петухов Научно-исследовательский институт прикладной механики и электродинамики Рассматривается задача проектно-баллистического анализа КА с электроракетной двигательной установкой для доставки грузов в окрестность точки либрации L1 системы Земля-Луна и на окололунную орбиту. Используется регулярный метод расчета квазиоптимальных Материалы секции траекторий перелета с круговой околоземной орбиты к точке либрации L1 и на круговую окололунную орбиту, позволяющий обходиться без решения краевой задачи.

Анализ свойств оптимальных по быстродействию многовитковых некомпланарных перелетов с малой тягой с эллиптической на круговую орбиту в центральном ньютоновском гравитационном поле позволил выявить ряд особенностей таких траекторий и синтезировать близкое к оптимальному управление с обратной связью, обеспечивающее сходи мость траектории к заданной круговой конечной орбите при наличии ошибок в определении фазового вектора КА и воздействии на траекто рию КА различных возмущающих факторов. Для определения требуе мой ориентации вектора тяги КА при использовании такого квазиопти мального управления требуется только оценка его текущего фазового вектора и знание параметров конечной круговой орбиты. Таким обра зом задача расчета возмущенной траектории перелета с заданной эл липтической на заданную круговую орбиту сводится к решению задачи Коши.

Показано, что траектории перелета с околоземной на окололун ную орбиту при достаточно малой тяговооруженности КА проходят вблизи точки либрации L1 с малой скоростью относительно этой точки, поэтому такие траектории можно представить в виде последовательно сти двух участков: геоцентрического участка перелета от начальной околоземной орбиты до L1 и селеноцентрического участка перелета от L1 до конечной селеноцентрической орбиты. Оскулирующая орбита точки либрации L1 является эллиптической при рассмотрении как гео центрического, так и селеноцентрического участков траектории. Поэто му результаты синтеза квазиоптимального управления с обратной свя зью можно использовать при обратном интегрировании уравнений движения КА с этим управлением для геоцентрического участка и при прямом интегрировании – для селеноцентрического участка траекто рии.

Приводятся численные результаты расчета траекторий перелета КА с электроракетной двигательной установкой на полярную круговую окололунную орбиту и оценка требуемых затрат характеристической скорости и длительности перелета.

Работа выполнена при поддержке грантов РФФИ 06-01-00531-а, 06-08-01307-а, 07-01-12060-офи.

28 Материалы секции КОНЦЕПЦИЯ ЛУННОЙ ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКОЙ МОБИЛЬНОЙ БАЗЫ (ЛИМБ) – НУЛЕВОГО ЦИКЛА СТАЦИОНАРНОЙ ОБИТАЕМОЙ БАЗЫ, ПРОГРАММЫ ЭКСПЕДИЦИИ ПОСЕЩЕНИЯ, ВАХТОВОЙ ЭКСПЕДИЦИИ, ОПЕРАЦИИ СПАСЕНИЯ Г.В.Малышев, В.М.Кульков, Ю.Г.Егоров, С.А.Тузиков Московский авиационный институт Программные разработки лунной базы формируются из этапов и элементов, требующих детальной экспериментальной отработки в ре альных условиях. «ЛИМБ» - концептуально представляет проблематику полномасштабной программы.

Известные отечественные и американские проекты в основном копируют моносистему программы «Аполло». Создание ракеты носителя «Сатурн-V» определило концепцию единого корабля с после довательно функционирующими модулями, выполняющими этапные задачи.

Современное представление о космических полисистемах с взаи модополняющими функциями элементов позволяет совершенствовать идеологию решения глобальных задач.

Программа «ЛИМБ» строится на использовании существующих но сителей типа «Протон-М», перспективных («Ангара-А5»), ограничивая массу единичных модулей, комплексируемых в функциональных связ ках, каждая из которых может быть повторена.

Пересматривается баллистическая схема: вместо сборок на орбите спутника Земли или Луны вводится двухзвенная система «Лунная стан ция» - «Орбитальная база обслуживания и заправки» («ОБОЗ») в точке Лагранжа L1 гравитационной системы «Земля-Луна».

Преимущества такого размещения станции «ОБОЗ» связаны с уменьшением грузопотока к Луне и обратно, возможностью создания центрального информационно-энергетического комплекса-космопорта, а также формированием двух челночных транспортных маршрутов «Земля-ОБОЗ» и «ОБОЗ-Луна».

Программа предусматривает разработку прототипа космического буксира с комплексной ЖРД-ЭРД двигательной установкой. Рассматри ваются задачи предварительной подготовки посадочной площадки для лунного обитаемого модуля, создания номинальной и аварийной «шлюпки» для возвращения экипажа. В полной мере используются наработки по программам «Союз» и «Зонд».

Материалы секции Концепция предполагает этапность реализации - робототехниче ская программа формирования первичной базы предшествует полно стью резервируемой пилотируемой.

Отработка элементов программы «ЛИМБ» укладывается в ограни ченные сроки и в 5-6 % от общих затрат на реализацию полномасштаб ной лунной программы. Концепция программы «ЛИМБ» не только предполагает первичную высадку на поверхность Луны, но и предо ставляет возможность использования ее инфраструктуры в составе пер спективной лунной базы, в том числе, и как систему аварийного спасе ния экипажа станции любой конфигурации и любой национальной при надлежности.

СРАВНИТЕЛЬНЫЙ АНАЛИЗ ВАРИАНТОВ ТРАНСПОРТНОЙ ОПЕРАЦИИ «ОРБИТА ИСЗ – L1 – ОРБИТА ИСЛ»

В ПРОГРАММЕ «ЛИМБ»

В.М.Кульков, Ю.Г.Егоров Московский авиационный институт «Лунная исследовательская мобильная база» («ЛИМБ») строится на использовании промежуточной орбитальной станции в точке либра ции L1, наиболее современных орбитальных ракетных системах боль шой и малой тяги. Используется принципиально новая (отличная от «Apollo» и «Н1-3Л») баллистическая схема с созданием промежуточной «Орбитальной базы обслуживания и заправки» («ОБОЗ») в точке либ рации L1 системы «Земля-Луна».

Центральным транспортным звеном системы является буксир, представляющий двухступенчатую систему - универсальный разгонный блок (УРБ) и электроракетный транспортный модуль (ЭРТМ). Буксир, несет укомплектованную лунную станцию «ЛИМБ», транспортируя лунную станцию в точку L1, затем на орбиту ИСЛ, где разделяется на по садочную систему «станция - тормозной модуль» и ЭРТМ, возвращаю щийся в точку L1 (или используемый однократно). С орбиты ИСЗ разгон ный блок УРБ переводит буксир на промежуточную высокоэллиптиче скую орбиту, с которой после его отделения ЭРТМ доставляет буксир в точку L1 (“ОБОЗ”). На промежуточной базе буксир дозаправляется ксе ноном, доукомплектовывается предварительно доставленным в L “тормозным модулем”, обеспечивающим последующее торможение схода с низкой окололунной орбиты и посадку лунной станции.

Концепция «ЛИМБ» базируется на принципиально новой балли стической схеме транспортных операций, связанных с достигнутым 30 Материалы секции уровнем ракетных систем, гравитационными особенностями системы «Земля – Луна». Используя свойства точки либрации L1, можно в значи тельной мере сократить энергозатраты на проведение экспедиций на Луну. Стабильностью расположения и близостью к Луне она имеет пре имущество по энергетике доставки модулей, эксплуатационным пара метрам монтажа исполнительных комплексов и управлению окололун ными операциями.

Использование заделов по кислородно-водородному разгонному блоку «КВРБ», электроракетным технологиям для межорбитального буксира при обновленной баллистической схеме обеспечивает высокую надежность (безопасность) программы с минимальными затратами.

Характерна версия с пятью (семью при резервировании) запусками от работанного носителя «Протона-М» или «Ангара-А5», решающая пол норазмерную программу «ЛИМБ».

При времени перелета по маршруту “орбита ИСЗ – L1” около 90 су ток и по маршруту “L1 – орбита ИСЛ” около 30 суток масса полезной нагрузки составляет 7 т и 15 т соответственно. По сравнению с комби нированной схемой выведения буксира в точку L1, выведение с помо щью ЭРД с низкой орбиты ИСЗ позволяет почти вдвое увеличить массу доставляемой полезной нагрузки, но при этом длительность перелета увеличивается более чем в два раза.

ВОЗМОЖНОСТЬ ДИСТАНЦИОННОГО ЭНЕРГОСНАБЖЕНИЯ ЛУННОЙ БАЗЫ С ОРБИТАЛЬНОЙ БАЗЫ ОБСЛУЖИВАНИЯ Ю.М.Еськов Российская академия космонавтики им. К.Э.Циолковского В рамках поиска экономичных путей создания простейшей лунной базы с использованием промежуточной орбитальной базы обслужива ния и заправки в точке Лагранжа L1 гравитационной системы «Земля Луна», рассмотрены вопросы энергоснабжения при потребной электри ческой мощности 1-2 кВт.

Учтена возможность использования уникальных свойств промежу точной базы: наличие источника электрической энергии значительной мощности (штатной солнечной батареи питания ЭРД-буксира), обеспе чение прямой видимости для непрерывно генерируемого лазерного луча.

Количественно определены параметры передач монохромати ческим когеррентным лучом СВЧ-диапазона при изл=2 мм и двух типах Материалы секции лазеров – УФ электроразрядных эксимерных лазеров на галогенидах «благородных» газов и ИК-твердотельных лазеров. В связи с большой дальностью передачи (около 60 тыс. км) выявлена бесперспективность СВЧ-передач и эксимерных лазеров.

Показаны возможности передачи с использованием твердотель ного ИК-лазера на алюминиево-иттриевом гранате при изл=1,06 мкм с эффективной оптической накачкой излучением полупроводникового лазера на арсенид-галии при изл=0,8 мкм.

При технически приемлемых габаритах зеркала фиксирующей оп тической системы (dфок ~ 5 … 8 м) и налунного фотоприемника преобразователя (dпр ~ 10 … 20 м) может быть получена на выходе элек трическая мощность около 2-4 % от мощности источника, удаленного на расстояние порядка 60 тыс. км.

ПОВЫШЕНИЕ КОЭФФИЦИЕНТА ЗАМКНУТОСТИ СИСТЕМЫ ЖИЗНЕОБЕСПЕЧЕНИЯ ЭКИПАЖА ЛУННОЙ СТАНЦИИ ПРИ ВКЛЮЧЕНИИ ЛУННЫХ РЕСУРСОВ (КИСЛОРОДА, ВОДЫ) Н.С. Демидова Московский авиационный институт Формирование технических требований к СОЖ основывается на физиолого-гигиенических нормах жизнедеятельности. Суточный баланс жизнедеятельности человека складывается из потребления кислорода (0,86 кг), сублимированной пищи (0,6 кг), воды (2,5 кг) и выделения уг лекислого газа (0,96 кг), потоотделения (1,5 кг), продуктов утилизации (1,5 кг).

Балонный запас кислорода для месячной экспедиции из трех кос монавтов составит около 300 кг. Продукты питания и личной гигиены ~230 кг. Очевидно, система должна быть регенеративной и частично замкнутой.

Коэффициент замкнутости (отношение массы восстанавливаемых продуктов системой регенерации к массе потребленных) для совре менных систем жизнеобеспечения составляет 0,62 (станция «Мир»).

Система на запасах воды и пищи с восстановлением кислорода из углекислого газа имеет низкую степень замкнутости, а система на запа сах кислорода и сублимированной пищи с восстановлением воды - 0,62.

Проведен анализ вариантов технологических схем с целью выбора схемы СОЖ c оптимальным коэффициентом замкнутости.

32 Материалы секции Исходя из продуктов процесса обработки лунного грунта, для во дообеспечения и получения кислорода электролизом удается сокра тить затраты на доставку оборудования и выработку электроэнергии, необходимой для получения воды по реакции Сабатье.

При этом коэффициент замкнутости составит 0,8.

К ПРОБЛЕМЕ ПРОСТРАНСТВЕННОЙ ОРГАНИЗАЦИИ БОЛЬШИХ КОСМИЧЕСКИХ СТАНЦИЙ НОВОГО ПОКОЛЕНИЯ Н.Л.Павлов Московский архитектурный институт (государственная академия) – МАРХИ Стадиальное развитие целевой установки организации простран ства космических станций можно разделить на три основные этапа:

1. Обеспечение выживания человека.

2. Обеспечение работоспособности человека.

3. Обеспечение полноценной жизнедеятельности человека, в первую очередь - исследовательской и креативной. Вместе с тем, дли тельное пребывание в космосе ставит проблему рекреации, которая во многом совмещается с проблемой организации космического туризма.

В широком спектре необходимых для решения этого комплекса проблем научных, в том числе гуманитарных дисциплин особое место занимают дисциплины, относящиеся к проблеме восприятия и органи зации пространства.

С позиций фундаментальной архитектурной науки, науки о чело веке и человеческой культуре подход к решению этого, принципиально нового, комплекса проблем может основываться на традиционном многотысячелетнем профессиональном опыте восприятия и организа ции пространства, на представленных в этом опыте закономерностях, коренящихся в коллективном бессознательном человеческой культуры.

На первом этапе среди таких фундаментальных антропоморфных закономерностей следует выделить:

1. Появление в животном мире homo erectus - единственного су щества сформировавшегося по прямоугольным координатам с верти кальной осью, совпадающей с осью тела (около 3 миллионов лет назад). Процесс осмысления своей прямоугольности («правильности») привел к проектированию этим существом своего особого качества в мир природы. В палеолите – плетеные прямоугольные защитные экра ны и подпрямоугольные жилища из дерева, ветвей, тростника. В Материалы секции неолите – стационарные прямоугольные дома и первые представления о «правильной» прямоугольной вселенной, зафиксированные в изоб ражениях, в языке, а позднее и в математике.

2. Два основные типа пространства, воспринимаемые и продуци руемые человеком в окружающий мир: трехмерное креативное и од номерное коммуникативное. Каждое из этих, принципиально разных пространств имеет свои законы построения и законы восприятия. Кро ме того, существуют законы взаимодействия между этими простран ствами.

Современное состояние гуманитарных, естественных и техниче ских наук в сочетании с новейшими технологическими возможностями позволяет приступить к организации пространства больших космиче ских станций нового поколения с принципиально новых позиций, учи тывающих не только современный опыт техногенной цивилизации, но и глубинный, во многом еще неосознанный опыт всей человеческой культуры. В таком аспекте инструментом мировосприятия и миросози дания может выступить проектирование органичной человеческой сущности и порожденных ею структур в космическое пространство.

ПРОЕКТНО-КОНСТРУКТОРСКИЕ РЕШЕНИЯ ЛЕГКИХ МНОГОРАЗОВЫХ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ ТУРИСТИЧЕСКОГО КЛАССА С.В.Резник, Н.А.Степанищев МГТУ им. Н.Э.Баумана В России и за рубежом ведутся исследования в области создания многоразовых космических аппаратов туристического класса (МКА ТК).

В МГТУ им. Н.Э. Баумана разрабатывается семейство МКА ТК «Одуван чик», предназначенных для суборбитальных и орбитальных полетов.

Все аппараты семейства включают крылатый пилотируемый аппарат, рассчитанный на полет нескольких пассажиров. Сравнительная харак теристика МКА ТК «Одуванчик» с другими отечественными аппаратами этого класса приведена в таблице.

В зависимости от выбранной траектории полета меняется количе ство универсальных ракетных ступеней. У такой компоновочной схемы имеются ряд преимуществ. Одно из главных – возможность широкого пространственного маневра крылатого аппарата на этапе посадки и при нештатных ситуациях на этапе выведения. МКА может запускаться с мобильной установки или с самолета.

34 Материалы секции В суборбитальном варианте стартовая масса МКА ТК «Одуванчик»

с ракетной ступенью – 10 тонн. Ракетная ступень оснащается двигате лем, работающим на компонентах: окислитель – закись азота, горючее – полибутадиен с гидроксильными группами. Данное топливо обладает достаточно высоким удельным импульсом (до 3200 м/с), нетоксично, взрывобезопасно, допускает длительное хранение, имеет умеренную стоимость.

Таблица - Российские проекты многоразовых космических аппаратов туристического класса Наимено- Назначение, вид Масса Двигатель-ная Состояние работ вание про- запуска/ МКА, кг установка МКА, екта, разра- посадки тяга, т ботчик «Cosmopolis Суборбитальный, 3500, РДТТ на смесевом Эскизный про C-XXI», запуск с самолета пилот и топливе, ект, ЭМЗ им. М-55/ посадка по- 2 пассажи- 6,3 имеется полно В.М.Мяси- самолетному ра размерный ма щева кет МКА «ARS», Суборбитальный, 1750, ГРД: жидкий кис- Подготовка тех МАИ запуск с самолета пилот и лород – полибута- нических пред МиГ-31С/ посадка 2 пассажи- диеновый каучук, ложений по-самолетному ра «Одуван- Суборбитальный/ 3500, ГРД: жидкая за- Подготовка тех чик», орбитальный, пилот и кись азота– поли- нических пред МГТУ им. запуск с мобиль- 4 пассажи- бутадиено-вый ложе-ний, Н.Э.Баумана ной установки ра каучук, 15 (субор- имеется модель или с самолета/ (суборбит.);

бит.), М 1: посадка по-само- пилот и 90 (орбит.) летному или на 2 пассажи- с дроссе парашюте на ра (орбит.) лированием надувные мешки Рассмотрено несколько вариантов компоновки крылатой ступени.

По одному из них эта ступень представляет собой высокоплан с крылом трапециевидной формы, передняя кромка которого скошена под углом 45. Хвостовое оперение V-образного типа, выполняет функции стаби лизатора и руля направления. В момент спуска стабилизатор использу ется для аэродинамического торможения. При повороте обеих половин на угол минус 60 аппарат переводится в режим парашютирования и затем совершает управляемое движение в атмосфере. Для управления полетом в разряженной атмосфере используются ракетные двигатели, работающие на сжатом газе. Верхнее расположение крыла помимо устойчивости полета дает лучший обзор пассажирам, каждый из кото рых располагается вблизи иллюминатора.

Материалы секции Конструкция крылатой ступени выполнена, преимущественно, из углепластика с применением сотового наполнения типа NOMEX и мно гослойного материала из пенополиуретана и полихлорвинила. Верхняя часть конструкции изготовлена из композитов на основе эпоксидного связующего, а нижняя – на основе фенолформальде-гидного связующе го, как более термостойкого. Кроме того, часть поверхности планера имеет абляционное теплозащитное покрытие.

В настоящее время проводятся углубленные расчетно-теоретиче ские исследования в области баллистики и аэродинамики, температур ного и напряженно-деформированного состояния элементов рассмат риваемых МКА ТК.

_

 


 
2013 www.netess.ru - «Бесплатная библиотека авторефератов кандидатских и докторских диссертаций»

Материалы этого сайта размещены для ознакомления, все права принадлежат их авторам.
Если Вы не согласны с тем, что Ваш материал размещён на этом сайте, пожалуйста, напишите нам, мы в течении 1-2 рабочих дней удалим его.