Помощь в написании студенческих работ
Антистрессовый сервис

Разработка методик анализа характеристик безопасного увода и формирования траекторий наведения в заданные районы посадки возвращаемого аппарата при аварии ракеты-носителя

Диссертация: Разработка методик анализа характеристик безопасного увода и формирования траекторий наведения в заданные районы посадки возвращаемого аппарата при аварии ракеты-носителя
ДиссертацияПомощь в написанииУзнать стоимостьмоей работы

В настоящее время, для спасения экипажа на этом этапе используется система аварийного спасения (САС), которая выполняет экстренный отстрел отделяемого головного блока (ОГБ), в состав которого входит ракетный блок аварийного спасения (РБАС) и возвращаемый аппарат (ВА) с космонавтами от аварийной РН. Затем осуществляется его увод, с использованием двигателей, на безопасное расстояние и стабилизация… Читать ещё >

Разработка методик анализа характеристик безопасного увода и формирования траекторий наведения в заданные районы посадки возвращаемого аппарата при аварии ракеты-носителя (реферат, курсовая, диплом, контрольная)

Содержание

  • Список принятых сокращений

Глава 1. Основные проектно-баллистические задачи систем аварийного спасения. Обзор методов анализа и оптимизации аварийных траекторий движения в атмосфере. Постановка задачи.

1.1. Обзор современных систем аварийного спасения и нештатных ситуаций при выведении РН.

1.2. Типовая компоновка отделяемого головного блока.

1.3. Краткий обзор вопросов анализа характеристик взрыва РН.

1.4. Краткий обзор методов анализа и оптимизации траекторий движения в атмосфере.

1.5. Постановка задачи и расчетные случаи аварийных ситуаций.

Глава 2. Анализ характеристик безопасного движения ВА при взрыве РН.

2.1. Методика оценки воздействия УВ и требуемого времени задержки взрыва.

2.2. Определение расстояния безопасного увода ОГБ при воздействии УВ.

2.3. Расчет скоростей детонации и разлета осколков.

2.4. Схема анализа опасности столкновения ОГБ с осколками.

2.5. Математические модели движения осколка и ОГБ.

2.6. Анализ характеристик относительного движения ОГБ и осколков.

2.7. Определение зон безопасности при взрыве РН.

Глава 3. Методики анализа и оптимизации аварийных траекторий движения.

3.1. Приближенный анализ аварийных траекторий движения с использованием карт изолиний.

3.2. Частные производные траекторных параметров движения

ВА и их анализ.

3.3. Оптимизация предельных траекторий с минимальной и максимальной дальностью.

3.4. Оптимизация траекторий полета в атмосфере при ограничениях на ориентацию вектора тяги и время работы

Глава 4. Решение задач наведения возвращаемого аппарата в заданные районы посадки.

4.1. Методика оценки минимального количества районов приведения ВА.

4.2. Построение и анализ карт изолиний районов приведения.

4.3. Построение и анализ траекторий наведения ОГБ в заданный район.

4.4. Сравнительный анализ диаграмм районов приведения.

4.5. Наведение ОГБ при аварии на стартовом комплексе.

4.6. Построение общей диаграммы районов приведения.

Глава 5. Возможные варианты построения бортовых алгоритмов для наведения ОГБ в заданный район.

5.1. Исходные предпосылки.

5.2. Алгоритм предиктор-корректор с расчетом частных производных по возмущенной траектории.

5.3. Алгоритм предиктор-корректор с расчетом частных производных по номинальной траектории.

5.4. Алгоритм линейной коррекции по условным частным производным.

5.5. Статистическое моделирование и сравнительный анализ алгоритмов наведения.

В космонавтике со времени первого запуска человека в космос, важной задачей является обеспечение безопасности на всех этапах полета и спасение экипажа при возникновении нештатных ситуаций (НШС). Ракетно-космическая техника отличается особой сложностью и требует повышенного внимания к обеспечению надежности на любой из стадий производства, сборки, отработки и эксплуатации. Однако и это не исключает возникновения сбоев из-за отказа в бортовых системах и средствах обеспечения или ошибках при подготовке к запуску. Последствия, к которым могут привести эти НШС, различны как по степени негативного воздействия, так и по возможности их своевременного устранения. Для пилотируемых полетов особую опасность представляют нештатные ситуации, способные привести к потере управляемости и/или взрыву ракеты-носителя (РН) на этапе выведения космического корабля (КК) на орбиту.

В настоящее время, для спасения экипажа на этом этапе используется система аварийного спасения (САС), которая выполняет экстренный отстрел отделяемого головного блока (ОГБ), в состав которого входит ракетный блок аварийного спасения (РБАС) и возвращаемый аппарат (ВА) с космонавтами от аварийной РН. Затем осуществляется его увод, с использованием двигателей, на безопасное расстояние и стабилизация для приземления и/или срабатывания парашютной системы.

За многие годы модернизации и развития системы аварийного спасения существенно изменили свой облик. Первые системы аварийного спасения решали задачу спасения экипажа посредствам отстрела катапультируемого кресла. Несмотря на свою надежность и высокую степень отработки для задач спасения пилотов практически во всем диапазоне высот и скоростей полета самолетов, эффективное применение данного метода в аварийных ситуациях на участке выведения КК на орбиту сопряжено с решением ряда сложных задач. Среди них:

1. Осуществление увода катапультируемого кресла на большое расстояние от РН при авариях вблизи старта из-за наличия зоны высокого избыточного давления и больших тепловых потоков при взрыве и пожаре РН.

2. Обеспечение защиты экипажа от теплового и акустического воздействия струй двигательных установок РН при катапультировании в зоне высоких аэродинамических нагрузок.

3. Обеспечение характеристик катапультируемых кресел по предельной максимальной высоте и скорости применения, превышающих аналогичные параметры авиационных кресел.

Катапультируемые кресла применялись в качестве средств спасения на кораблях «Восток» и «Джемини» и многоразовых кораблях «Спейс-Шаттл» во время первых полетов [26, 85]. Следующим шагом стало применение схем спасения отсека экипажа путем обеспечения их автономного полета и возвращения на Землю. В частности для схемы «спасения отсека экипажа» оно заключается в том, что в аварийных ситуациях на участке выведения от РН отделяется и уводится на безопасное расстояние вначале его отделяемый головной блок, затем от него — спасаемая часть (возвращаемый аппарат (ВА), носовая часть КК или отсек экипажа), которая совершает автономный баллистический полет, управляемый спуск и приземление. По этой схеме разработаны средства аварийного спасения экипажей КК «Меркурий», «Союз» и «Аполлон» [26]. Затем были предложены схемы формирования траектории выведения РН с учетом снижения максимальной перегрузки при баллистическом спуске ВА в случае срабатывания САС [23, 56, 57, 71]. Такая схема дает определенные преимущества в части обеспечения более комфортных условий спуска экипажа в случае аварии, но сопряжена с потерями в массе выводимого полезного груза самой РН. В настоящее время ведутся работы по реализации алгоритмов управляемого спуска ВА не только для снижения максимальных перегрузок, но и с целью наведения его в один из выбранных районов посадки [77].

Важно отметить, что с учетом современных возможностей вычислительной техники, назрела задача изучения более широкого спектра аварийных траекторий движения ОГБ после отделения от ракеты-носителя. Натурные испытания ОГБ не позволяют имитировать аварийные ситуации, сопровождаемые взрывом РН, из-за больших финансовых затрат и технических трудностей в их реализации. В связи с этим, для нового поколения САС и модернизации существующих, является актуальной задачей более полный анализ их проектно-баллистических характеристик и возможности наведения ВА в заданные районы посадки. Последняя проблема до сих пор не была реализована на практике. Кроме того для повышения безопасности и вероятности выживания экипажа, отдельного рассмотрения заслуживает анализ требуемого быстродействия САС, особенно в случае взрыва РН после отделения от нее ОГБ. Поэтому так же важно разработать комплексный подход к анализу воздействия взрыва РН на безопасность и параметры маневрирования ОГБ.

Основная цель работы — повышение безопасности и эффективности функционирования САС в случае нештатного полета РН и вероятности выживания экипажа ВА при спуске в заданный район посадки на поверхности Земли.

Для достижения указанной цели необходимо решить следующие научно-технические задачи:

1. Разработать методику оценки минимально требуемого количества районов приведения ВА и проанализировать траектории наведения ОГБ для формирования окончательного перечня этих районов.

2. Провести анализ особенностей и видов аварийных траекторий движения ВА и разработать алгоритм оптимизации полета на максимальную и минимальную дальность для построения областей достижимости.

3. Сформулировать рекомендации по совершенствованию энергетических и временных характеристик двигателей ОГБ с целью повышения безопасности и эффективности работы САС.

4. Сравнить возможные варианты построения бортовых алгоритмов наведения ОГБ на основе статистического имитационного моделирования для траекторий наведения ВА в заданные районы.

5. Выработать методику оценки расстояния безопасного увода ОГБ при его движении в области воздействия ударной волны (УВ) и разлета осколков от взрыва РН.

Используемые методы исследования основываются на классических подходах баллистики, современных прикладных методах оптимизации и численного решения задач траекторного анализа, элементах теории вероятностей и математической статистики.

Объектом исследования является отделяемый головной блок, в состав которого входит ракетный блок аварийного спасения и возвращаемый аппарат с экипажем на борту.

Предметом исследования является методики и модели, используемые для анализа аварийных траекторий движения ОГБ и построения возможных алгоритмов его наведения в заданный район посадки.

Научная новизна диссертационной работы состоит в следующем:

1. Проведен анализ видов аварийных траекторий движения ВА с использованием карт изолиний, на основании которых оценены области достижимости при ограничениях на максимальную перегрузку по траектории полета ВА.

2. Разработана методика оценки минимального количества и характеристик районов приведения ВА, позволяющая определить их местоположение и интервалы времен аварии, с которых осуществляется наведение в выбранный район при срабатывании САС на атмосферном участке полета РН.

3. Выполнен сравнительный анализ возможных вариантов построения бортовых алгоритмов для приведения ВА в заданный район посадки после аварийного отделения от РН. Предложен алгоритм наведения по условным частным производным, не требующий интегрирования уравнений движения непосредственно в полете.

4. Выработана методика определения расстояния безопасного увода ОГБ при воздействии УВ и разлете осколков на основе комплексной оценки влияния взрыва РН.

Достоверность обосновывается корректностью математических постановок рассматриваемых задач, использованием апробированных методов расчета, оптимизации и статистического моделирования траекторий движения в атмосфере, подтверждается результатами моделирования на ЭВМ в широком диапазоне исходных данных и непротиворечивостью расчетно-теоретических результатов материалам, опубликованным другими авторами.

На защиту выносятся:

1. Методика выбора районов приведения на основе приближенной оценки минимального их количества и анализа видов и характеристик аварийных траекторий движения ВА.

2. Алгоритм для решения краевой задачи наведения ВА в заданный район посадки с учетом ограничений по перегрузке и ориентации вектора тяги.

3. Возможные варианты построения бортовых алгоритмов наведения ОГБ в заданный район и их сравнительный анализ по результатам статистического имитационного моделирования. Алгоритм с использованием условных частных производных, не требующий интегрирования уравнений движения непосредственно в полете.

4. Выработанные рекомендации по совершенствованию энергетических и временных характеристик двигателей ОГБ для повышения безопасности и эффективности работы САС.

5. Методика определения расстояний безопасного увода ОГБ при воздействии УВ и разлете осколков на основе комплексной оценки влияния взрыва РН.

Практическая значимость работы состоит в том, что полученные результаты позволяют:

1. Обоснованно формировать перечень и местоположение районов, в которые будет осуществляться приведение ВА в случае возникновения аварийной ситуации.

2. Выбрать и реализовать бортовой алгоритм наведения ОГБ в заданный район посадки при срабатывании САС на основе анализа и статистического имитационного моделирования.

3. Оценить области достижимости В, А при заданной тяговооруженности и ограничение на максимальную перегрузку по траектории движения.

4. Задавать требования к энергетическим и временным параметрам работы двигателей ОГБ на этапе проектирования новых САС и модернизации существующих.

5. Определять расстояния безопасного увода при воздействии УВ и разлете осколков на основе комплексной оценки влияния взрыва РН на характеристики движения ОГБ.

Реализация результатов работы. Полученные в диссертационной работе результаты планируется внедрить в учебный процесс на профилирующей кафедре МГТУ им. Н. Э. Баумана и передать в РКК «Энергия» им. С. П. Королева для использования в рамках проекта «ПТК НП».

Апробация работы. Основные положения диссертации доложены на: XXXV и XXXVI Академических чтениях по космонавтике в 2011 и 2012 годахV всероссийской конференции молодых ученых и специалистов «Будущее машиностроения России» в 2012 году.

Публикации. По теме диссертационной работы автором опубликовано 9 работ, в том числе тезисы указанных выше докладов [48, 50, 53, 54], 4 статьи в изданиях, рекомендованном ВАК РФ [46, 47, 49, 51] и одна работа принята к печати.

Объём и структура работы. Диссертация состоит из введения, пяти глав, списка литературы и приложений. Объём диссертации составляет 163 страницы машинописного текста с иллюстрациями, список литературы включает в себя 91 наименование.

Выводы и заключение.

В диссертации разработаны подходы и методики анализа и построения безопасных аварийных траекторий полета возвращаемого аппарата после экстренного отделения от РН в результате срабатывания САС. Представлены методы анализа и оптимизации аварийных траекторий полета ВА на максимальную и минимальную дальность с учетом ограничений на перегрузку, ориентацию вектора тяги и время работы двигателя. Предложена методика определения минимального количества районов приведения ВА при управляемом спуске на поверхность Земли. Проведен анализ временных и энергетических характеристик двигателей ОГБ для траекторий наведения с целью выявления возможности по снижению максимальной перегрузки при движении ВА. Описана методика выбора районов приведения и реализованы алгоритмы для решения краевой задачи наведения ОГБ в заданный район посадки. Представлен сравнительный анализ возможных вариантов построения бортовых алгоритмов для наведения ОГБ в заданный район посадки. Разработана методика комплексной оценки воздействия взрыва РН на параметры безопасного движения ОГБ. На основе проведенных исследований следует отметить ряд важных частных результатов:

1. Представленная методика оценки минимального количества районов приведения позволяет проводить проектные расчеты по их выбору и дает хорошее приближение по интервалам времен аварии для численного решения задачи наведения. Для рассмотренной траектории выведения на атмосферном участке необходимо от 5 до 9 районов приведения в зависимости от тяговооруженности ОРД.

2. Двигатель увода должен создавать максимально допустимое ускорение, с учетом переносимости экипажем, а длительность его работы необходимо снижать до уровня порядка 2 с.

3. После работы двигателя увода требуется введение временной задержки включения ОРД, обусловленной несколькими факторами:

• необходимость разворота ОГБ для формирования требуемого направления вектора тяги ОРД;

• снижение максимальной перегрузки на траектории движения;

• увеличение диапазона времен аварии, с которых возможно осуществить наведение в выбранный район.

При этом для поздних времен аварии, когда осуществляется наведение в дальние районы, задержка включения ОРД может достигать нескольких минут, что значительно снижает максимальную перегрузку на траектории наведения ВА.

4. Сравнительный анализ и статистическое моделирование рассмотренных бортовых алгоритмов позволяет говорить о возможности формирования траекторий наведения на основе данных из ПЗ. В нем необходимо использоваться условные ЧП, рассчитанные численно на этапе подготовки к запуску, обеспечивающие приемлемую точность приведения ВА в заданный район, и не требующие интегрирования аварийной траектории его движения в полете.

5. Разработанная методика оценки влияния взрыва РН на параметры безопасного движения ОГБ, позволяет определить ряд важных характеристик для проектирования САС: время задержки взрыва, обеспечивающее увод ОГБ на безопасное расстояние, само расстояние безопасного увода при воздействии УВ и разлете осколков, максимально допустимое ускорение для двигателя увода и минимальное время его работы.

Показать весь текст

Список литературы

  1. Авиационно-космические системы: Сборник статей / Под ред. Г. Е. Лозино-Лозинского и А. Г. Братухина. М.: Издательство МАИ, 1997. 416 с.
  2. Р.Ф., Лавров С. С., Мишин В. П. Баллистика управляемых ракет дальнего действия. М.: Наука, 1966. 307 с.
  3. В.Л., Лазарев Ю. Н. Автоматизированный метод построения областей возможного маневра аэрокосмического аппарата в нештатной ситуации // Проблемы машиностроения и автоматизации. 1995. № 5. С. 16−20.
  4. В.Л., Лазарев Ю. Н., Потапов И. В. Методы формирования управления аэрокосмическими летательными аппаратами при движении в атмосфере // Известия вузов. Авиационная техника. 1993. № 2. С. 15−19.
  5. Ф. А., Станюкович К. П., Шехтер Б. И. Физика взрыва. М.: Физматгиз, 1959. 798 с.
  6. Т.А., Лазарев Ю. Н. Исследование маневренных возможностей орбитального самолета при спуске в нештатных ситуациях. // Известия Самарского научного центра Российской академии наук. 2000. № 1. С. 89−93.
  7. В. В., Доронин Д. В., Харин С. Г. Разработка комбинированного способа управления движением летательного аппарата в условиях возмущений // Полет. 1999. № 5. С. 36−40.
  8. A.B., Федоров А. И., Ярошевский В. А. Оценка дальности полета космического летательного аппарата по траектории с отражениями и управление дальностью // Ученые записки ЦАГИ. 1995. № 1,2. С. 93−107.
  9. C.B., Овчинников А. Г., Меркулова Е. В. Применениетвердотопливного регулируемого управляющего двигателя в системе аварийного спасения перспективного пилотируемого корабля // Труды МАИ. 2011. № 45. С. 1−20.
  10. А., Хо Ю-Ши. Прикладная теория оптимального управления. М.: Мир, 1972. 544 с.
  11. В.И. Оптимизация траекторий движения аэрокосмических летательных аппаратов. М., 2008. 476 с.
  12. В.В. О задаче минимума максимальной перегрузки //Космические исследования. 1972. № 5. С. 700−710.
  13. Взрывные явления. Оценка и последствия: В 2-х кн. У. Бейкер и др. / Под ред. Я. Б. Зельдовича, Б. Е. Гельфанда. М.: Мир, 1986. 319 с.
  14. Ю.А., Африканов Е. А. Аварийное спасение экипажа космического корабля многоразового использования // Летные исследования и испытания. М.: Машиностроение, 1993. С. 268−269.
  15. Ю.Ф., Грушевский A.B., Хайруллин Р. З. Законы управления, обеспечивающие максимальную дальность при спуске космического аппарата в атмосфере. М.: ИПМ АН СССР, 1988. 28 с. (Препринт1. ИПМ АН СССР № 14).
  16. Ю.Ф., Грушевский A.B., Хайруллин Р. З. О структуре области достижимости при спуске в атмосфере. М.: ИПМ АН СССР, 1993. 28 с. (Препринт / ИПМ АН СССР № 78).
  17. Ю.Ф., Хайруллин Р. З. К решению задачи оптимального управления при входе в атмосферу // Космические исследования. 1987. Т. 25. № 1.С. 37−46.
  18. A.A. Лысенко Л. Н. Внешняя баллистика: Учебник для студентов вузов. 4-е изд., перераб. и доп. М.: Машиностроение, 2005. 608 с.
  19. Д.В., Бетанов В. В. Об одном способе определения программы управления полетом спускаемого аппарата с высоким аэродинамическим качеством при наличии ограничений на параметры движения //Космические исследования, 1997. Т. 35. № 4. С. 414−418.
  20. A.A., Сухоруков В. П., Щеляев А. Е. Исследования аэродинамических характеристик возвращаемого аппарата на посадочном режиме и воздействия струй на грунт // Инженерные системы 2012: Труды международного форума, 2012. С. 1−12.
  21. Н.М., Лысенко JI.H., Мартынов А. И. Методы теории систем в задачах управления космическим аппаратом. М.: Машиностроение, 1981.254 с.
  22. Н.М., Мартынов А. И. Движение космических летательных аппаратов в атмосферах планет. М.: Наука, 1985. 384 с.
  23. В.А., Филатьев A.C. Синтез оптимальных траекторий выведения на орбиту, с любой точки которой возможен спуск в атмосфере с выполнением заданных ограничений // Космические исследования. 1985. Т. 23. № 1. С. 37−43.
  24. Ю.Н., Сихарулидзе Ю. Г. Алгоритм управления спуском корабля-спасателя в атмосфере Земли // Космические исследования. 2000. Т.38. № 3. С. 278−284.
  25. Е.Ф. Маневрирование спускаемых аппаратов. М.: Машиностроение, 1983. 84 с.
  26. Космические аппараты / Под общей редакцией К. П. Феоктистова. Москва: Военное издательство, 1983. 319 с.
  27. В. Перспективы российской космонавтики // Наука и техника. 2011. № 2. С. 77−85.
  28. Ю. Н. Гераськин М.И. Терминальное управление спуском аэрокосмического аппарата в атмосфере при ограничениях на режимы движения // Известия РАН. Теория и системы управления. 2001. № 5. С. 168−174.
  29. Ю.Н. Области достижимости и управление движением ватмосфере аэрокосмического аппарата в нештатной ситуации //Космические исследования. 1996. Т. 34. № 4. С. 434−438.
  30. Ю.Н. Решение задач формирования программ управления движением в атмосфере аэрокосмических аппаратов на основе последовательной линеаризации // Космические исследования. 1994. Т. 32. №. 4,5. С. 83−91.
  31. Ю.Н., Баяндина Т. А. Исследование маневренных возможностей орбитального самолета при спуске в нештатных ситуациях // Известия Самарского научного центра РАН. 2000. № 1. С. 89−93.
  32. Ю.Н., Баяндина Т. А. Области достижимости при многоканальном управлении экспериментального суборбитального самолета // Известия Самарского научного центра РАН. 2001. № 1. С. 138−143.
  33. А. А., Герасюта Н. Ф. Баллистика ракет. М.: Машиностроение, 1970. 244 с.
  34. A.A., Красильщиков М. Н., Малышев В. В. Оптимальное управление движением космических летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1974. 200 с.
  35. Л.Н. Наведение и навигация баллистических ракет: Учебное пособие. М.: Издательство МГТУ им. Н. Э. Баумана, 2007. 672 с.
  36. Многоразовый орбитальный корабль «Буран» / Ю. П. Семенов и др. М.: Машиностроение, 1995. 448 с.
  37. Определение безопасного расстояния между самолетом-носителем и ракетой-носителем в момент запуска двигателя первой ступени при воздушном старте / Ю. Г. Сихарулидзе и др. // Математическое моделирование. 2005. Т. 17. № 11. С. 25−42.
  38. Л.П. Физика взрыва и удара: Учебное пособие для вузов. 2-е изд., испр. М.: ФИЗМАТЛИТ, 2008. 304 с.
  39. Д.Е., Голубев Ю. Ф., Сихарулидзе Ю. Г. Алгоритмы управления космическим аппаратом при входе в атмосферу. М.: Наука, 1990. 400 с.
  40. Г. Н., Бахрамов Э. А., Титов Ю. Ф. Системы управления летательными аппаратами (баллистическими ракетами и их головными частями): Учебник для вузов / Под ред. Г. Н. Разоренова. М.: Машиностроение, 2003. 584 с.
  41. Руководство по анализу опасности аварийных взрывов и определению параметров их механического действия. РБ Г-05−039−96: Нормативный документ. М.: НТЦ ЯРБ Госатомнадзора России, 2000. 37 с.
  42. Ю. Г. Баллистика и наведение летательных аппаратов. М.: БИНОМ. Лаборатория знаний, 2011. 407 с.
  43. B.C., Охотин В. Н. Расчет энергетических характеристик взрывчатых веществ. М.: ЦНИИНТИ, 1983. 52 с.
  44. Статистическая динамика и оптимизация управления летательных аппаратов: Учебное пособие для авиационных специальностей вузов /A.A. Лебедев и др. М.: Машиностроение, 1985. 280 с.
  45. В.Т., Момджи В. Г. Прямой вариационный метод в краевых задачах динамики полета. М.: Машиностроение, 1986. 128 с.
  46. С.Ю. Анализ воздействия на спускаемый аппарат ударной волны от взрыва ракеты-носителя // Известия Российской академии ракетных и артиллерийских наук. 2012. № 1(71). С. 58−65.
  47. С.Ю. Анализ характеристик безопасного движения возвращаемого аппарата в поле разлета осколков от взрыва ракеты-носителя // Известия Российской академии ракетных и артиллерийских наук. 2012. № 3 (73). С. 76−81.
  48. С.Ю. Методика определения характеристик районов приведения для пилотируемого возвращаемого аппарата при аварии ракеты-носителя // Будущее машиностроения России: Сб. тр.
  49. Всероссийской конференции молодых ученых и специалистов. М. 2012. С.217−218.
  50. С.Ю. Определение скоростей детонации и разлета осколков при взрыве ракеты-носителя // Известия Российской академии ракетных и артиллерийских наук. 2012. № 1(71). С. 65−70.
  51. С.Ю. Оптимизация траекторий выведения ракет-носителей с использованием линейного программирования при учете ограничений // Космонавтика и ракетостроение. 2011. № 4(65). С. 92 100.
  52. С.Ю. Расчет воздействия ударной волны от взрыва ракеты-носителя на спускаемый аппарат // Актуальные проблемы Российской космонавтики: Тез. докл. XXXVI Всероссийских академических чтений по космонавтике. Москва, 2012. С. 200.
  53. Ю.П. Концепция множеств псевдоимпульсов для оптимизации траекторий космических аппаратов // Полет. 2008. № 2. С. 52−60.
  54. A.C. Практический путь повышения эффективности космических транспортных систем на основе внедрения строгих методов сквозной оптимизации // Авиакосмическая техника и технология. 1999. № 1. С. 23−30.
  55. A.C., Янова О. В. Сквозная оптимизация ветвящихся траекторий космических систем с учетом случайных возмущений //Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета им. академика С. П. Королёва. 2010. № 1. С. 244−249.
  56. Р.З. К решению задачи о построении области приведения KJIA в заданную точку при входе в атмосферу. М.: ИПМ РАН, 1994. 20 с. (Препринт / ИПМ РАН № 74).
  57. Р.З. Оптимальные комфортабельные траектории спуска КА в атмосфере // Космические исследования. 1995. Т. 33. № 2. С. 201−209.
  58. Р.З. Пространственная область достижимости при входе КЛА в атмосферу. М.: ИПМ РАН, 1994. 20 с. (Препринт / ИПМ РАН № 72).
  59. В. И., Петрухин Н. В., Гусев С. А. Военно-технический анализ состояния и перспективы развития ракетных топлив: Учебник. М.: МО РФ, 1999. 332 с.
  60. Л.М., Буханова P.C., Илларионов В. Ф. Механика оптимального пространственного движения летательного аппарата в атмосфере. М.: Машиностроение, 1972. 240 с.
  61. В.А. Вход в атмосферу космических летательных аппаратов. М.: Наука, 1988. 336 с.
  62. Betts J. Practical Methods for Optimal Control Using Nonlinear Programming. SIAM (Philadelphia, PA), 2001. 434 p.
  63. Chan D.T., Walker E. L. Modeling powered aerodynamics for the Orion launch abort vehicle aerodynamic database (invited) // AIAA Applied Aerodynamics Conference. Honolulu (Hawaii), 2011. Paper AIAA 20 113 344. P. 1−12.
  64. Design of launch abort system thrust profile and concept of operations / D. Litton et al. // AIAA Guidance, navigation and Control Conference. Honolulu (Hawaii), 2008. Paper AIAA 2008−7149. P. 1−15.
  65. DOD Ammunition and Explosives Safety Standards /U.S. Department of Defense Standard 6055−9-STD, 2004. 264 p.
  66. Faget M. A. Warning time required by the Apollo spacecraft to successfully abort in the event of a launch vehicle explosion. San Diego: NASA, 1966. 72 p.
  67. Fahroo F., Ross M. Direct Trajectory Optimization by a Chebyshev Pseudospectral Method // Journal of Guidance, Control and Dynamics, 2002. V. 25. № 1. P. 160−166.
  68. Filatyev A.S. Fail-Safe Ascent of Space Transport Systems // 45th Congress of the International Astronautical Federation, 1994. Jerusalem (Israel). Paper IAF-94-IAA.6.1.6. 1994. P. 1−8.
  69. Filatyev A.S., Golikov A.A., Yanova O.V. Problem of ensuring sub-orbital cruise safety // 59th International Astronautical Congress 2008, IAC 2008. Glasgow, 2008. Paper IAC-08.D5.1.1. 2008. P. 1−8.
  70. Filatyev A.S., Yanova O.V. Through optimization of branching injection trajectories by the Pontrygin maximum principle using stochastic models //Acta Astronautica. 2011. V. 68. P. 1042−1050.
  71. Flight safety code. Sydney: Department of industry, tourism and resourcescommonwealth of Australia, 2002. 50 p.
  72. Gee K., Mathias D. Assessment of Launch Vehicle Debris Risk During Ascent Aborts (RAMSRM-312) // 54th Annual Reliability and Maintainability Symposium. Las Vegas (NV), 2008. P. 70−73.
  73. Greensite A. L. Technical report CR-835. Analysis and design of space vehicle flight control system. Volume XVI Abort. San Diego: NASA, 1971.214 р.
  74. Launch strategy for manned spacecraft: Improving safety or increasing of launch mass? / R. Murtazin et al. // Acta Astronautica. 2011. № 69. P. 644 649.
  75. Lu P. Predictor-Corrector Entry Guidance for Low-Lifting Vehicle //Journal of Guidance, Control and Dynamics. 2005. V.28. № 4. P.1067−1075.
  76. McFarland M. В., Rovner D. M. Orion launch abort vehicle full-envelope autopilot design overview // AIAA Guidance, navigation and Control Conference. Portland (Oregon), 2011. Paper AIAA 2011−6651. 20 p.
  77. Orion crew exploration vehicle launch abort system guidance and control analysis overview / J. B. Davidson et al. // AIAA Guidance, navigation and Control Conference. Honolulu (Hawaii), 2008. Paper AIAA 2008−7148. 22 p.
  78. Orion launch abort system. URL: http://www.orbital.com/NewsInfo /Publications/LasFact.pdf (дата обращения 11.04.2012).
  79. Orion quick facts. URL: http://www.nasa.gov/pdf/61 7408mainfs2011−12−058-jscorionquickfacts.pdf (дата обращения 11.04.2012).
  80. Physical frameworks of safe vehicles for space tourism / A.S. Filatyev et al. // Acta Astronautica. 2009. V. 65. № 3−4. P. 565−571.
  81. Rogers W.F. An investigation of Apollo launch escape vehicle warning time and separation distance requirement due to blast for an abort from a thrusting C-l. San Diego: NASA, 1964. 35 p.
  82. Seedhouse E. Designing the crew exploration vehicle / Lunar outpost.
  83. Chichester: Springer, 2009. P 83−120.
  84. Shaffer P. J., Ross I. M. Optimal trajectory reconfiguration and retargeting for a reusable launch vehicle // AIAA Guidance, navigation and Control Conference. San-Francisco (California), 2005. Paper AIAA 2005−6148. P. 1−16.
  85. Shayler D. J. Ensuring the safety of manned spaceflight / Space rescue. Chichester: Springer, 2008. 339 p.
  86. Tartabini P. V. Integrated flight performance analysis of a launch abort system concept // AIAA Guidance, navigation and Control Conference. Hilton Head (South Carolina), 2007. AIAA 2007−6622. P. 1−11.
  87. Tedesco M. B., Evans B. M., Merritt D. S. Crew exploration vehicle service module ascent abort coverage // AIAA Guidance, navigation and Control Conference. Hilton Head (South Carolina), 2007. Paper AIAA 2007−6594. P. 1−12.
  88. Ulybyshev Y. Spacecraft Trajectory Optimization Based on Discrete Sets of Pseudo-Impulses // Journal of Guidance Control and Dynamics. 2009. V. 32. № 4. P. 1209−1217.
  89. Yanova O.V. Synthesis of critical distributed random disturbances for space vehicles safety analysis // 61st International Astronautical Congress 2010. IAC 2010. Prague, 2010. Paper IAC-10.D5.1.5. 2010. P. 1−6.
Заполнить форму текущей работой

Сессия? Спокойно!