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

Актуальность проблемы. Авиакосмическая отрасль экономики, несмотря на короткий период ее развития, прошла большой путь в создании систем, важных для современной жизни. Разработаны сотни типов космических объектов, а их общее количество составляет несколько тысяч. От экспериментов по космической связи, мониторингу Земли, космической навигации и другим применениям произошел переход к развертыванию многоспутниковых систем, совершивших переворот в этих направлениях деятельности. И все эти космические аппараты выводятся на орбиты с помощью транспортных систем.

Основу современного парка транспортных систем составляют одноразовые ракеты-носители (РН). Современные одноразовые РН привязаны к определенным стартовым комплексам. Вследствие этого при выведении на орбиты с наклонением, меньшим широты точки старта, требуются дополнительные энергозатраты на поворот плоскости орбиты, и это уменьшает экономическую эффективность системы. Кроме того, необходимы обширные зоны отчуждения в местах падения отработавших ступеней РН.

Критериями, определяющими целесообразность разработки и создания новых транспортных систем, является их экономическая эффективность, а в последние годы — и экологическая безопасность. Существенными факторами, определяющими перспективы развития транспортных систем, являются прогнозируемый объем грузопотоков и номенклатура полезных нагрузок.

За последнее десятилетие в развитии космической техники во всём мире наметились тенденции перехода от тяжёлых и дорогостоящих многофункциональных космических аппаратов (КА) к использованию малых КА, создаваемых на базе микроминиатюризации бортовых служебных систем и аппаратуры спутников. Принято считать, что малый спутник — это аппарат, массой менее 1000 кг, размерами — до одного метра, энергетикой — не более сотен ватт, стоимостью — до нескольких десятков млн. долл. США. В категории малых спутников выделяется класс миниспутников, массой от 100 до 300 кг и класс микроспутников, массой менее 100 кг. Стоимость разработки и производства типового миниспутника составляет 5 -20 млн долл., а микроспутника-2−5 млн долл.

Благодаря упомянутой тенденции стоимость услуг космической техники снижается на 20−30% в год, сроки создания нового поколения КА уменьшаются с 8−10 лет до 2−3 лет, затраты на их создание быстро окупаются. Ежегодно в мире запускается до 20 космических аппаратов массой до 250 кг. В этом весовом классе создаются космические аппараты следующего назначения:

• КА систем мобильной связи (40.250 кг),.

• КА дистанционного зондирования Земли (40.200 кг),.

• технологические КА (50. 150 кг),.

• «университетские» КА (10. 120 кг).

В США Управлением перспективных исследований Министерства обороны (DARPA) финансируется программа разработки технологии дозаправки низкоорбитальных искусственных спутников Земли. В случае её успешной реализации откроется новая сфера применения малых КА. Имеется несколько возможностей выведения на орбиту малых ИСЗ:

• индивидуальные запуски носителями легкого класса,.

• «пакетные» запуски нескольких ИСЗ на одном носителе,.

• в качестве «попутной нагрузки» (piggyback), размещаемой в отсеке полезной нагрузки ракеты-носителя при запуске более тяжёлых ИСЗ или их пакетов,.

• в качестве субспутников, установленных на более тяжёлых ИСЗ, и отделяемых от основного спутника на орбите,.

• запуск на орбите из грузового отсека многоразовой космической системы (МКС) «Space Shuttle» или из орбитальной станции.

Ракета-носитель для индивидуального запуска полезной нагрузки до 300 кг в современной классификации относится к классу ультралёгких. Малые размеры ракеты и её агрегатов неблагоприятно влияют на весовые характеристики:

• ракетные двигатели малых размеров и тяги имеют худшие весовые характеристики и меньший удельный импульс по сравнению с двигателями, применяемыми на ракетах среднего класса,.

• относительная масса конструкции ракеты (отнесённая к массе топлива) имеет большую величину, чем для более тяжёлых ракет,.

• масса систем навигации, управления, телеметрии, установленных на последней ступени и выводимых вместе с полезной нагрузкой на орбиту, не зависит от класса ракеты, поэтому при малой полезной нагрузке их относительная величина (отнесённая к массе полезной нагрузки) больше, чем для более тяжёлых ракет.

Эти факторы приводят к ухудшению для лёгких и ультралёгких ракет интегрального критерия эффективности отношения массы полезной нагрузки к стартовой массе ракеты. Для ракет с полезной нагрузкой до 500 кг относительная масса полезной нагрузки не превышает 1%, тогда как для более тяжёлых ракет она достигает 2%. Следствием этого является ухудшение экономических характеристик запуска, что выражается в увеличении удельной стоимости выведения 1 кг полезной нагрузки. Для ракет с полезной нагрузкой до 300 кг удельная стоимость почти в три раза больше по сравнению с ракетами, выводящими 1500 — 2000 кг.

При формировании систем ИСЗ с несколькими спутниками, расположенными в одной орбитальной плоскости, возможен их запуск одной ракетой-носителем среднего или тяжёлого класса (пакетный запуск). После запуска выполняются орбитальные манёвры, в результате которых спутники занимают заданные положения на орбите. Для выполнения манёвров требуется установка на ИСЗ ракетного двигателя многократного включения, что приводит к увеличению массы так называемой «платформы» — части космического аппарата, на которой установлены бортовые служебные системы, обеспечивающие функционирование полезной нагрузки. Это увеличивает общую массу и стоимость спутника и в конечном счёте снижает экономическую эффективность пакетного запуска.

Запуск в качестве попутной нагрузки наиболее экономичен. Он может быть реализован в том случае, когда основная нагрузка (ИСЗ или пакет) не использует полностью возможности ракеты-носителя. В отсеке полезной нагрузки носителя предусматривается специальное пространство для размещения попутной нагрузки, размеры которого и условия размещения дополнительного ИСЗ указываются в проспектах на предоставление услуг. Поскольку запуск оплачен основным заказчиком, цена запуска попутной нагрузки может быть установлена, исходя из средней удельной стоимости для данной ракеты или даже ниже. Недостатком попутного запуска является необходимость ожидания возможности старта на нужную орбиту.

Запуск субспутника чаще всего используется при необходимости совместного полёта двух ИСЗ для проведения запланированного эксперимента. Разновидностью попутного запуска можно считать запуск малых ИСЗ на орбите с пилотируемых космических объектов МКС «Space Shuttle» и орбитальной станции.

Все виды запуска, кроме индивидуального, обладают общим недостаткомотсутствием оперативности. Запуск тяжелой ракеты для выведения на орбиту с приемлемыми параметрами владельцы малых ИСЗ ожидают многие месяцы, а иногда и годы.

Из приведенных количественных характеристик следует, что для обеспечения запуска малых космических аппаратов на орбиты необходимо создание экономичной системы выведения, ориентированной прежде всего на нагрузки от 30−50 кг до 250−300 кг и более.

Все эти обстоятельства приводят к необходимости поиска малозатратных технических решений, на основе которых можно было бы создать более экономичные транспортные космические системы. Одним из таких направлений является разработка авиационно-космических комплексов (АКК), первой ступенью которых является самолет. Авиационно-космические комплексы выведения искусственных спутников Земли являются новым актуальным направлением развития средств доставки полезной нагрузки на орбиту. В качестве I ступени таких систем используется многоразовый элемент — самолёт-носитель. Стартующая с самолёта ракета-носитель (космический разгонщик) может быть как одноразовой, так и частично или полностью многоразовой.

Главным достоинством АКК является мобильность старта, которая подразумевает:

— перемещаемость точки старта РН в пределах зоны достижимости СН,.

— подвижность старта — использование самолета-носителя для разгона РН,.

— оперативность старта — возможность выбора момента вылета АКК и старта РН.

Зона достижимости орбиты определяется радиусом действия самолета-носителя — запас топлива должен обеспечить полет АКК в точку старта КР и возвращение СН на аэродром вылета. В сравнении со стационарным стартом авиационно-космический комплекс за счет перемещения точки старта КР и выбора оптимального момента старта позволяет рациональным образом использовать при выведении окружную скорость вращения Земли, исключить маневр поворота плоскости орбиты и сократить энергозатраты и затраты времени на выведение ИСЗ в точку орбиты с заданной фазой движения.

Россия располагает уникальными по техническим характеристикам сверхзвуковыми самолетами и конверсионными разработками ракет соответствующей размерности, на основе которых в кратчайшие сроки может быть поэтапно создана мобильная аэрокосмическая система выведения.

Различные аспекты рассматриваемой проблемы исследовались отечествеными и зарубежными учеными — Болтянским В. Г., Жуковским Н. Е., Пышновым B.C., Понтрягиным J1.C., Брайсоном А., Дэвидсоном Б. Х., Плохих В. П., Леонтьевым А. И., Лейтманом Дж., Исаевым В. К., Шкадовым Л. М., Тянь-Сюэсеном, Блисом Г., Чепигой В. Е., Исаевым С. А. и др.

В диссертационной работе поставлены и решены актуальные проблемы обеспечения эффективности транспортировки на околоземную орбиту малых.

ИСЗ с помощью тяжелых сверхзвуковых самолетов-носителей. Исследование выполнено в рамках общероссийских космических программ «Миг-Космос», «Скиф». Проблематика диссертации находится в русле приоритетных направлений развития науки и техники, определенных согласно постановления правительства РФ от 21 июля 1996 г (1. информационные технологии и электроника- 1.1. многопроцессорные ЭВМ с параллельной архитектурой- 1.6. системы математического моделирования- 5. транспорт- 5.1. авиационная и космическая техника с использованием новых технологических решений, включающих нетрадиционные компоновочные схемы- 6. топливо и энергетика- 6.16. энергосберегающие технологии межотраслевого применения). Она поддержана Российским фондом фундаментальных исследований (в рамках проектов №№ 02−02−17 562- 02−01−1 160- 00−02−81 045- 02−02−81 035- 04−281 005).

Цель работы. Целью работы является обеспечение эффективной транспортировки полезной нагрузки на околоземную орбиту при использовании самолетов-носителей в качестве первой ступени комплекса.

Для достижения цели работы решены следующие задачи:

— проанализированы основные проекты и программы транспортировки грузов на околоземные орбиты с помощью авиационно-космических комплексов;

— осуществлено математическое моделирование траекторного движения сверхзвукового самолета-носителя на больших высотах;

— определено оптимальное по быстродействию управление продольным движением самолета и предложены методы пилотирования самолетом вблизи статического потолка;

— проведена оптимизация траекторий пуска с самолета-носителя космического разгонщика искусственного спутника Земли;

— разработаны алгоритмы точного пилотирования самолета-носителя и методика демпфирования фугоидных колебаний при полете на статическом потолке;

— построена математическая модель сверхзвукового обтекания элементов авиакосмического объекта с учетом теплообмена;

— разработан многоблочный вычислительный комплекс и проведено тестирование комплекса;

— проведен расчет конвективного теплообмена при сверхзвуковом обтекании и проанализирована интенсификация теплообмена на рельефе из упорядоченных лунок;

— осуществлено моделирование эффекта уменьшения теплообмена на луночном рельефе при гиперзвуковом обтекании элементов авиакосмического объекта.

Научная новизна диссертационного исследования заключается в том, что впервые поставлены и решены следующие проблемы:

1. оптимального управления движением тяжелого сверхзвукового самолета-носителя вблизи статического потолка и при динамических маневрах в вертикальной плоскости;

2. оптимальной траектории самолета-носителя для пуска ракеты-носителя искуственного спутника Земли и алгоритмов точного пилотирования самолета, основанных на синтезе оптимального управления;

3. инструментального обеспечения управления сложными маневрами и точного пилотирования самолета-носителя;

4. математического моделирования обтекания элементов авиакосмического комплекса с учетом теплообмена при до-, сверхи гиперзвуковом обтекании;

5. разработки и тестирования многоблочного вычислительного комплекса;

6. применения луночных технологий для решения задач интенсификации и снижения тепловых нагрузок при до-, сверхи гиперзвуковом обтекании элементов корпусов аэрокосмических аппаратов.

Достоверность результатов, проведенных в работе исследований подтверждается:

1. летными экспериментами, проведенными в рамках программы «Миг-Космос» и моделированием на пилотажном стенде при личном участие автора;

2. оценкой адекватности результатов численного объекта моделирования теплообмена при до-, сверхи гиперзвуковом обтекании тел с экспериментальными данными.

Теоретическая значимость результатов исследований. Полученные результаты исследования могут быть использованы для дальнейшего изучения свойств и поведения авиакосмических комплексов, разработки новых средств оптимального управления траекторией полета при пуске ракеты-носителя ИСЗ и способов снижения тепловых нагрузок на элементы летательных аппаратов при гиперзвуковых скоростях полета.

Практическая ценность работы. Предложенные решения физико-технических проблем, связанные с транспортировкой малых ИСЗ на околоземные орбиты, позволяет:

— обеспечить надежность и повышение эффективности эксплуатации авиационно-космических комплексов, использующих самолеты-носители в качестве первой ступени;

— сократить сроки поэтапного создания экономичной мобильной аэрокосмической системы с использованием существующих сверхзвуковых самолетов и конверсионных разработок ракетносителей.

На защиту выносится:

— метод оптимального управления сверхзвуковым самолетом при полете в области неустойчивости по скорости в окрестности статического потолка;

— структура оптимального управления маневром при пуске ракеты-носителя ИСЗ с самолета-носителя;

— алгоритмы терминального управления продольным и боковым движением самолета и их программная реализация в компьютерном имитаторе командно-пилотажного индикатора;

— математическое моделирование гиперзвукового обтекания элементов летательных аппаратов с учетом теплообмена;

— многоблочрый вычислительный комплекс;

— луночная технология решения задач интенсификации и снижения тепловых нагрузок при гиперзвуковом обтекании;

Апробация работы. Основные результаты работы докладывались и обсуждались на международных, всероссийских и межвузовских конференциях в том числе на XXII научных чтениях по космонавтике, посвященных памяти С. П. Королева (Москва, 1998) — I Всероссийской конференции по перспективным гиперзвуковым технологиям (Жуковский, 1998), III чтениях памяти Н. Е. Жуковского (Москва, 1999) — I Международной конференции по перспективному технологическому проектированию (Прага 1999) — Международной научно-технической конференции «Математическое моделирование 2002» (Санкт-Петербург, 2002) — IV Международной конференции по неравновесным процессам в соплах и струях (NPNJ-2002) / XIX Международном семинаре по струйным, отрывным и нестационарным течениям (Санкт-Петербург, 2002) — XXXIV научно-технической конференции, посвященной памяти авиаконструктора И. И. Сикорскйго (Санкт-Петербург,.

2002) — Международных научно — практических конференциях «Третьи и четвертые Окуневские чтения» (Санкт-Петербург, 2002, 2004) — X школе-семинаре «Современные проблемы аэрогидродинамики» под руководством академика РАН Черного (Туапсе, 2002) — Третьей Российской национальной конференции по теплообмену (Москва, 2002) — научно-технической конференции, посвященной 80-летию гражданской авиации России (Москва,.

2003) — XX Юбилейном семинаре по струйным, отрывным и нестационарным течениям (Санкт-Петербург, 2004) — XXVII Сибирском теплофизическом семинаре, посвященном 90-летию акад. С. С. Кутателадзе (Новосибирск, 2004);

Международной научно-технической конференции «Фундаментальные проблемы высокоскоростных течений» (Жуковский, 2004).

Публикации. Основные результаты диссертации опубликованы в 18 печатных работах.

Структура и объем работы. Диссертационная работа состоит из введения, 8 глав, заключения, списка литературы и приложений.

Выводы по 8 главе.

1. Дан детальный анализ одного из перспективных способов повышения аэродинамических характеристик летательных аппаратов, в том числе обеспечения высокой подъемной силы и аэродинамического качества на основе активных вихревых ячеек (ВЯ) при интенсификации циркулирующего в них потока за счет отсоса с поверхности центральных тел.

2. Определены скорости отсоса в ВЯ, обеспечивающие работу системы управления циркуляцией составленного из дуг окружности толстого профиля и его безотрывное обтекание в нестационарном процессе при нулевом угле атаки.

3. Дан анализ аэродинамических характеристик толстого профиля с ВЯ при ненулевых углах атаки. Установлено, что коэффициент подъемной силы превышает 1 в диапазоне углов атаки от -30° до 25°.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

.

1. Исследована транспортная проблема, связанная с доставкой на околоземную орбиту искусственных спутников Земли. Показано, что для повышения эффективной транспортировки малых космических аппаратов необходима разработка малозатратных экономичных транспортных систем, первой ступенью которых является самолет-носитель.

2. Решена научная проблема точного пилотирования самолета-носителя на больших высотах вблизи статического потолка. Сформулированы и исследованы алгоритмы, основанные на синтезе оптимального управления. Разработаны рекомендации летчику по пилотированию, обеспечивающие оптимальное демпфирование фугоидных колебаний при ручном управлении.

3. Проанализированы оптимальные траектории динамических маневров сверхзвукового самолета, структура оптимального управления и методы реализации оптимальных траекторий с выходом на заданную высоту. Исследованы оптимальные траектории маневра самолета-носителя при выходе в условия пуска космического разгонщика ИСЗ. Показано, что оптимальная программа управления углом атаки близка к линейной функции времени. Предложена функция фазовых координат центра масс самолета, при достижении заданного значения которой производится пуск ракеты.

4. Разработано инструментальное обеспечение управления сложными маневрами самолета-носителя, позволяющее реализовать алгоритмы терминального управления продольным и боковым движением. Предложена структура и программная реализация алгоритмов в компьютерном имитаторе командно-пилотажного индикатора.

5. Для численного моделирования аэрогазодинамических и теплооб-менных процессов, возникающих при функционировании авиационно-космических комплексов, разработаны обобщенные, в рамках подхода коррекции давления, эффективные многоблочные алгоритмы на основе пересекающихся структурированных сеток. Такие алгоритмы легко распараллеливаются и адаптируются к многопроцессорным платформам. Модифицирован пакет программ VP2/3 (скоростьдавление, двумерная и трехмерная версии).

6. Проведено всестороннее тестирование многоблочных алгоритмов на задачах, в том числе имеющих экспериментальные аналоги. Обоснована приемлемость зональной модели переноса сдвиговых напряжений Ментера для расчета отрывных пристеночных течений и вихревого теплообмена. Алгоритм в частности апробирован на задаче о взаимодействии косого скачка уплотнения с турбулентным пограничным слоем.

7. Детально исследованы луночные технологии, а также обосновано их применение к решению задач вывода ИСЗ на околоземную орбиту с помощью самолета-носителя. Детализирован механизм смерчевой интенсификации теплообмена на луночных рельефах и обнаружена скачкообразная трансформация вихревых структур в лунках с ростом их глубины. Две симметричные вихревые ячейки в лунке преобразуются в моносмерчевую структуру с преобладающим переносом жидкости под углом к набегающему потоку. При этом скачкообразно растет теплоотдача от лунки и в следе за ней. Обнаружен эффект синхронизации вихревых потоков при обтекании рельефа с упорядоченными лунками. Сконструирована форма траншейной лунки, превосходящая по уровню интенсификации теплообмена традиционные сферические лунки. Численно подтверждено обнаруженное экспериментально в ИМ МГУ захолаживающее влияние рельефа из вогнутостей на сверхи гиперзвуковых скоростях потока. Показано, что трехкратное (по сравнению с плоской стенкой) увеличение сопротивления сопровождается снижением теплоотдачи (порядка 8%).

8. Проанализирован способ управления обтеканием перспективных летательных аппаратов с высоким аэродинамическим качеством, снабженных системой активных вихревых ячеек и предназначенных, в том числе, для запуска ИСЗ в качестве первой ступени комплекса. Интенсификация циркулирующего в ячейках потока достигается за счет щелевого или распределенного отсоса. Установлены режимные параметры вихревых ячеек, обеспечивающие безотрывное обтекание толстого профиля, создание дополнительной циркуляции и прирост подъемной силы.