автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.09, диссертация на тему:Разработка методик анализа характеристик безопасного увода и формирования траекторий наведения в заданные районы посадки возвращаемого аппарата при аварии ракеты-носителя

На правах рукописи

УЛЫБЫШЕВ СЕРГЕЙ ЮРЬЕВИЧ

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

Специальность: 05.07.09 - Динамика, баллистика, управление

движением летательных аппаратов

АВТОРЕФЕРАТ

диссертации на соискание учёной степени кандидата технических наук

6 ДЕН 2012

Москва - 2012

005056261

Работа выполнена в Московском государственном техническом университете имени Н.Э. Баумана

Научный руководитель: Доктор технических наук, доцент

Беневольский Сергей Владимирович

Официальные оппоненты:

Доктор технических наук, профессор, член-корреспондент PAP АН Бетанов Владимир Вадимович

Доктор технических наук, Петров Николай Константинович

Ведущая организация:

Центральный научно-исследовательский институт машиностроения (г. Королев)

Защита состоится « 20 » декабря 2012 года в 14 часов 00 мин. на заседании диссертационного совета ДС 212.008.01 при Московском государственном техническом университете имени Н.Э. Баумана по адресу: 107005, Москва, Госпитальный пер., д. 10, факультет Специального машиностроения МГТУ им. Н.Э. Баумана, ауд. 407м.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке МГТУ им. Н.Э. Баумана.

Автореферат разослан «_»_2012 г.

Ваш отзыв в одном экземпляре, заверенный гербовой печатью, просьба направлять по адресу: 105005, г. Москва, 2-я Бауманская ул., д.5, стр. 1, МГТУ им. Н.Э. Баумана, диссертационный совет ДС 212.008.01

Учёный секретарь

диссертационного совета

доктор технических наук, профессор

Калугин В. Т.

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность исследования. В космонавтике со времени первого запуска человека в космос, одной из важнейших является задача обеспечения 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 всех стадиях 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 НШС, способные привести к потере управляемости и/или взрыву ракеты-носителя (РН) на этапе выведения космического аппарата (КА) 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. На первых пилотируемых кораблях («Союз» и «Аполлон») САС решала задачу отделения от аварийной РН и спуск ВА по пассивной баллистической траектории. Затем были предложены схемы формирования траектории выведения РН с учетом снижения максимальной перегрузки при баллистическом спуске ВА в случае срабатывания САС. Такая схема дает определенные преимущества в части обеспечения более комфортных условий спуска экипажа в случае аварии, однако сопряжена с потерями в массе выводимого полезного груза самой РН. В настоящее время ведутся работы по реализации алгоритмов нештатного управляемого движения ВА как для снижения максимальных перегрузок, так и с целью приведения его в один из выбранных районов посадки.

Большой вклад в теорию моделирования и анализа движения спускаемых аппаратов в атмосфере, внесли такие авторы как Ярошевский В.А., Шкадов Л.М., Голубев Ю.Ф., Сихарулидзе Ю.Г., Охоцимский Д.Е. Шилов А.А. и др. Вопросы спуска при нештатных ситуациях рассмотрены в работах Балакина В.Л., Лазарева Ю.Н., Хайруллина Р.З., Филатьева А.С., Яновой О.В. и др. Разработанные ими подходы и методики исследования и построения алгоритмов управления в основном ориентированы на проблемы спуска в атмосфере при сходе с орбиты. Динамика движения

ОГБ имеет ряд отличий от движения спускаемого аппарата (СА), поскольку он постоянно движется в плотных слоях атмосферы, испытывая меньшую тепловую нагрузку, чем СА и может совершать активные маневры с использованием двигательной установки, существенно изменяя свою ориентацию в пространстве. В настоящее время опубликован ряд работ по управляемому наведению ВА в заданный район посадки при штатном спуске, однако не сформулировано конкретных методов анализа и построения алгоритмов наведения при возникновении аварийной ситуации на атмосферном участке полета РН. Отдельного рассмотрения заслуживают проблемы анализа характеристик увода ОГБ от аварийной РН, особенно в случае ее взрыва. Таким образом, разработка методик анализа характеристик безопасного увода ОГБ от аварийной РН и приведение ВА в один из заданных районов посадки является актуальной научно-технической задачей.

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 алгоритмов его наведения в заданный район посадки.

Целью диссертационной работы является 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 районов приведения.

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.

Методы исследования. Решение перечисленных задач основано на классических методах баллистики, современных прикладных методах

оптимизации и численного решения задач траекторного анализа, элементах теории вероятностей и математической статистики.

Научная новизна диссертационной работы заключается в том, что:

1. Проведен анализ видов аварийных траекторий движения В А 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 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 наведения 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.

Практическая значимость результатов. Практическое значение 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.

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

Публикации. Результаты исследований опубликованы в 9 печатных работах, в том числе в 4 из перечня Высшей аттестационной комиссии Министерства образования и науки Российской Федерации.

Структура и объём работы. Работа состоит из введения, пяти глав, заключения, списка литературы и трех приложений. Объём диссертации составляет 163 страницы машинописного текста, в том числе 24 таблицы, 102 рисунка. Список литературы включает 91 наименование. На защиту выносятся следующие результаты:

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 С АС.

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

СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Во введении обосновывается актуальность исследования, определяются объект и предмет исследования, формулируется цель и характеризуются основные методы исследования, научная новизна и практическая значимость, описывается структура работы.

В первой главе приводится обзор современного состояния систем аварийного спасения (на примере отечественного проекта «пилотируемого транспортного корабля нового поколения» (ПТК НП) и американского корабля «Орион») и подробно рассматривается объект управления -отделяемый головной блок (ОГБ). Представлена классификация нештатных ситуаций (НШС) по степени опасности и специфике работы САС. Анализ статистических данных об авариях показывает, что почти четверть из них сопряжена с возможностью взрыва РН. В связи с этим формулируются основные предпосылки и постановка задачи исследования, учитывающая, что после срабатывания САС после некоторой временной задержки происходит взрыв РН. Циклограмма основных операций после срабатывания САС в этом случае представлена на рис. 1. Здесь цветом выделен круг вопросов, который непосредственно рассматривается в самой диссертации. Аэродинамическое управление наведением ВА и срабатывание парашютной системы исследованы

многими специалистами достаточно подробно и в данной работе не рассматриваются. Считается, что ВА после отработки импульса двигателей ОГБ для наведения движется с балансировочным углом атаки, обеспечивающим его устойчивость на траектории.

Команда л Авария^

Возникновение

НШС и ее идентификация

| Взрыв РН і

Ч_/

Приземление ВА

Срабатывание САС

Увод ОГБ от аварийной РН

Движение ОГБ

области воздействия УВ от взрыва

Движение ОГБ в

осколков от взрыва

Активное маневрирование ОГБ для наведения в заданный район

Аэродинамическое

управлением приведением ВА в заданный район

Срабатывание парашютной системы

Рис. 1. Циклограмма работы САС и движения ОГБ при взрыве РН

В качестве математической модели движения используются уравнения пространственного движения в плоскопараллельном гравитационном поле с учетом влияния атмосферы. Основной упор в диссертации делается на анализ и исследование влияния состава, тяговооруженности и последовательности работы двигателей РБАС для обеспечения безопасного полета и приведения ВА в заданный район.

Представлен краткий обзор публикаций связанных с методами анализа и оптимизации аварийных траекторий движения в атмосфере, а также с вопросом определения характеристик взрыва РН. Автором предпринята попытка обобщения существующих разработок в области анализа характеристик взрыва РН и выработка комплексной методики оценки его негативного влияния для определения расстояния безопасного увода ОГБ при воздействии УВ и разлете осколков. В качестве расчетной, была выбрана траектория выведения для РН типа «РУСЬ-М».

Вторая глава диссертации посвящена вопросам оценки воздействия взрыва РН на характеристики движения ОГБ, определению требуемого времени задержки взрыва, обеспечивающего увод ОГБ на безопасное расстояние. Расчетная НШС предполагает, что возможность взрыва распознается, и срабатывание САС происходит до момента взрыва. Катастрофическая ситуация, когда происходит взрыв РН при неотделенном ОГБ, в диссертации не рассматривается. В ней представлены методики расчета и оценки основных параметров во фронте УВ от взрыва РН, скорости детонации компонентов топлива и начального разлета осколков. Кроме того проводится анализ характеристик относительного движения ОГБ в поле разлета осколков от взрыва РН и определение формы и размеров опасных областей. На основании этих данных определяется зона безопасного увода ОГБ, максимально допустимое ускорение и длительность работы двигателя увода. Сравнительные результаты данных расчетов для номинального ускорения двигателя увода (а„= 77.5 м/с2) представлены в таблице 1.

Таблица 1.

Характеристики безопасного увода ОГБ от аварийной РН

Взрыв на старте Взрыв 1 ступени Взрыв в области дт„ Взрыв 2 ступени

Требуемое время задержки взрыва при воздействии УВ ?2, с 2.009 1.795 1.532 -

Расстояние безопасного увода при воздействии УВ г"1', м 174.42 142.86 108.97 -

Время фазы минимального сближения С ОСКОЛКОМ , с 2.076 1.962 2.112 18.68

Расстояние безопасного увода при ~ ос воздействии осколков гь , м 105.33 97.29 125.28 3382

Требуемое время задержки взрыва при воздействии осколков , с 1.652 1.589 1.796 9.35

Этот анализ так же позволяет сформировать уточненные исходные данные для оптимизации аварийных траекторий полета на максимальную и минимальную дальность и решения краевой задачи наведения ВА в заданный район посадки.

Третья глава описывает методы анализа и оптимизации аварийных траекторий движения ОГБ. В ней представлена методика приближенного анализа траекторий с использованием карт изолиний, позволяющая определить общую область достижимости ВА и оценить ее сужение с учетом наложения ограничений на ориентацию вектора тяги, длительность работы двигателя и максимальную перегрузку на траектории. На рис. 2 показан пример карты изолиний (для аварии на 50 с полета) зависимости длительности задержки при включении двигателя наведения, после окончания работы двигателя увода, от угла тангажа. Здесь синим цветом, показаны линии уровня дальности прилета ВА на момент достижения высоты полета 1 км. Зеленым цветом указана дальность пассивной траектории движения, когда отработан лишь импульс двигателя увода. Красным цветом показаны линии уровня максимальной перегрузки на траектории, а жирным цветом показаны значения перегрузки свыше 12 единиц. По этой карте видно, что для снижения перегрузки на траектории движения необходима некоторая временная задержка включения ДУ.

Проведена оптимизация траекторий полета на минимальную и максимальную дальность при учете указанных ограничений с применением метода псевдоимпульсов, который использует алгоритмы линейного программирования в сочетании с дискретизацией траектории на малые сегменты и формировании в каждом из них множеств псевдоимпульсов являющихся управлением. Он позволяет достаточно гибко учитывать требования связанные с особенностями двигательных

установок, ориентацией вектора тяги, операционными ограничениями и краевыми условиями во внутренних точках траектории.

9, град

Рис. 2. Карта изолиний аварийных траекторий движения ВА

Тогда задачу полета на максимальную дальность можно сформулировать в следующем виде: для заданного начального вектора состояния Х0 =(хо,у„,го,У„,0о,1^о) определить время включения двигателя 1ДУ при ограничении суммарной длительности его работы и программу управления 5(0, обеспечивающие минимизацию функционала:

J = тах{х4 (Х0,9(1), Рду)} (1)

где х0,у„,г„ - координаты аварийной точки, у0 - скорость в начальный момент (с учетом импульса двигателя увода), 9„,у/а - начальные углы тангажа и курса, Рду = (ааду,/*,гду,д/ду), а„ду - реактивное ускорение ДУ; /и - безразмерный массовый расход; Агду - время задержки включения ДУ.

В качестве краевого условия задается конечная высота полета 1 км. Пример траектории полета на максимальную дальность для некоторого момента аварии представлен на рис. 3, а на рис. 4 показано изменение угла тангажа на участке управления. Зеленым цветом показана пассивная траектория полета, а синим цветом ориентация вектора тяги. Красным и черным цветом на графиках показан профиль траектории и изменение угла тангажа при постоянной и переменной ориентации вектора тяги соответственно. Расхождение по величине максимальной дальности при постоянной и переменной ориентации вектора тяги не превышает 3 %, что позволяет для приближенных оценок рассматривать наведение с постоянным значением угла тангажа.

Рис. 3. Профиль траектории полета на максимальную дальность

Время, с

Рис. 4. Изменение угла тангажа на участке управления

В этой же главе разработаны методы формирования фактической области достижимости ВА и допустимых траекторных параметров движения с учетом ограничений на ориентацию вектора тяги, длительность работы двигателя и максимальную перегрузку на траектории. Проведен анализ влияния задержки включения основного ракетного двигателя (ОРД) САС на характер изменения максимальной перегрузки на траектории, показавший необходимость ее применения на большинстве траекторий для снижения перегрузки и удовлетворения условию оптимальности решения.

В четвертой главе рассмотрена методика оценки минимального количества районов приведения ВА и определения их местоположения, а так же проведен анализ возможности достижимости каждого из них для заданного момента аварии. На рис. 6 показана диаграмма области достижимости при номинальном запасе характеристической скорости для наведения, а в таблице 2 представлены характеристики районов приведения. В данной постановке принято, что весь импульс скорости двигателя наведения выдается мгновенно в требуемом направлении. Считается, что необходимо определить районы приведения при аварии после 30 с полета, поскольку до этого момента наведение осуществляется в заданный околостартовый район (далее обозначаемый как «С»). В этой главе так же представлена методика решения краевой задачи пространственного наведения ВА в заданный район посадки. Она может быть сформулирована в следующем виде: считая, что управление по углам тангажа и скольжения постоянно &{t) = const и ß(t) - const обеспечить приведение ВА, на момент достижения высоты 1 км, в точку с заданными координатами:

\хк{Х0,[Э^1Рду) = Хкпот ^к(Х0,[Э,А1Рду) = гкпот

Рис. 6. Область достижимости ВА

Таблица 2.

Характеристики районов приведения ВА по

приближенным оценкам

Район Удаленность от точки старта, км Интервал времени аварии, с

с 2 <30

і 3 30-61

2 14 61-87

3 42 87-105

4 106 105-124

5 244 124-149

6 481 149-175

7 827 175-204

8 1269 204-220

Представленные на рис. 7 и 8 карты изолиний для четвертого района приведения (дальность 106 км) показывают, что с ростом времени задержки включения ДУ при номинальном уровне ускорения область расширяется, а при пониженном сужается.

Рис. 7. Карта изолиний для района приведения (при номинальном ускорении)

Рис. 8. Карта изолиний для района приведения (при пониженном ускорении)

Здесь зеленым цветом показана граница существования решения, синим линии уровня максимальных перегрузок, а красным линии уровня углов тангажа при наведении. При анализе карт изолиний районов приведения, выявлено, что на большинстве траекторий движения существует минимум максимальной перегрузки соответствующий некоторому времени задержки включения ОРД. Аналогичная картина наблюдается при наведении и в другие районы.

На рис. 9 показано семейство траекторий наведения для различных времен задержки Мду включения ОРД, а на рис. 10 изменение

максимальной перегрузки на соответствующих траекториях. На рис. 9 и 11 синим цветом показана часть пассивной траектории после отделения от РН, зеленым активный участок, а красным пассивный участок полета.

Время аварии -75 сек

Рис. 9. Семейство траекторий Рис. 10. Изменение максимальной

наведения (номинальное ускорение перегрузки при номинальном ОРД) ускорении

На поздних секундах аварии, при снижении ускорения создаваемого ОРД и увеличение длительности его работы, также удается значительно снизить максимальную перегрузку на траектории, но только после существенной временной задержки включения (рис. 12).

Время аварии -190 сек

Рис. 11. Семейство траекторий наведения (пониженное ускорение ОРД)

На рис. 13 представлена

Рис. 12. Изменение максимальной перегрузки при пониженном ускорении сравнительная диаграмма районов

приведения по приближенной оценке и при численном интегрировании траектории наведения ВА с различным ускорением ОРД и при нулевом времени задержки включения двигателя. Суммарный импульс скорости ОРД составляет порядка 360 м/с. Видно, что результаты решений дают хорошее соответствие по интервалам времен аварии, при которых возможно наведение в заданный район. Это позволяет использовать данную приближенную методику в качестве первой итерации для уточненного численного решения задачи. Результаты такого решения для различных значений ускорения ОРД и фиксированной величине импульса характеристической скорости показали, что, начиная с некоторого значения этого ускорения, появляются разрывы по временам аварии (см. рис. 13). Это свидетельствует о том, что при пониженном ускорении на этих интервалах отсутствует решение. Таким образом, выбор районов приведения должен осуществляться с учетом тяговооруженности

двигателя. Увеличение ускорения ОРД наряду с ростом времени задержки его включения существенно расширяет интервалы времен аварии, с которых возможно наведение в заданный район, однако сопряжено с ростом максимальной перегрузки на аварийной траектории, которая может превышать 12 единиц (см. рис.7).

I I Интервалы времен аварии по приближенному анализу

□ Интервалы времен аварии при численном решении и пониженном ускорении ОРД (12 м/с2)

О Интервалы времен аварии при численном решении и номинальном ускорении ОРД (60 м/с2)

ИЗ Временные разрывы между интервалами времен аварии при пониженном уровне ускорения

30 40 50 60 70 30 90 100 110 120 130 140 150 160 170 180 190 200 210 220 iAít

Рис. 13. Сравнительная диаграмма районов приведения ВА Здесь важно найти компромисс между минимизацией количества районов приведения и формированием траекторий с наиболее комфортным уровнем перегрузок. На рис. 14 представлена общая диаграмма районов приведения для номинального уровня ускорения и максимально возможных интервалов времен аварии с учетом ограничения на перегрузку. Существенное перекрытие времен аварии смежными районами, позволяет исключить некоторые из них, снизив, тем самым, их общее количество. Следует сказать, что в данной схеме выбора районов не учтены ограничения на возможность их расположения вдоль конкретной трассы выведения с учетом особенностей рельефа поверхности. Поэтому для каждой трассы выведения необходимо уточнять и формировать свой перечень районов приведения, их местоположение и интервалы времен аварии, с которых осуществляется наведение.

шь

Шъ! |-

ЕЫ-

EËJ-lk

___! 204-22Í

f 174-203 |!-

| 176-202 II

Г 175-204 ___

I' 124-148 . ) 125-147 I

i 148-174 ..

150-173 I ЦЗ-IU | 149-175 1____

T Ю5-124 , 11106-1221 || 105-124 |

98-104 | 87-105 |

57-88 Л 61-87 Г 22-74 I-

10 20 30 40 50 60 70

Рис. 14. Общая диаграмма районов приведения

Изложенная методика позволяет уже на этапе проектирования оценить возможность размещения районов приведения в предполагаемых областях.

В пятой главе представлены возможные варианты построения бортовых алгоритмов для наведения ОГБ в заданный район посадки и их сравнительный анализ на основе статистического моделирования. Предполагается, что известен текущий вектор состояния из системы управления движением и навигации (СУДН) на момент отделения от РН и используются данные полетного задания (ПЗ) рассчитанные заранее на этапе подготовки к запуску. Рассмотрено три алгоритма наведения. Первый - алгоритм по частным производным (ЧП) на возмущенной траектории полета, который реализует известный метод «предиктор-корректор». Суть его состоит в том, что после срабатывания САС производится интегрирование возмущенной траектории движения с номинальным управлением для получения конечного вектора состояния:

Затем определяется промах:

= Хк~ Хктт

(4)

Далее рассчитываются ЧП по управлению вдоль возмущенной траектории по конечно-разностным соотношениям:

а», + дх^

83 АЗ ър

8гк _[^,(Х;,[Д0+АД,Д],Рду)-г;] 8^

83 АЗ др

[^Х^А+Л/?],^)-*;] Ар

(5)

АР

Определяются поправки к закону управления:

8хк 8хк

Ахк 83 8Р АЗ

Дг.* 8гк 8гк АР

83 8Р

= ф-ди

ди = ф-

Дх4

(6)

Второй - алгоритм с расчетом ЧП по опорной траектории. Он аналогичен предыдущему за исключением того, что частные производные по управлению берутся из ПЗ для соответствующей опорной траектории. Это позволяет обойтись лишь одним интегрированием возмущенной траектории движения для определения промаха.

В качестве третьего предложен алгоритм по условным ЧП. Он основан на том, что в ПЗ закладывается опорная траектория, по которой определяются отклонения возмущенной траектории в начальный момент:

ДХ = Х„

(7)

Кроме того, в ПЗ заложены заранее посчитанные условные ЧП изменения управления по отношению к изменению компонент начального вектора состояния. Они включают в себя наборы данных в аппроксимируемых точках для каждого района и соответствующие интервалы времен аварии. В промежуточных точках производится интерполяция численных значений. Для каждой точки аппроксимации данные, рассчитываемые на этапе подготовки ПЗ, определяются из решения шести нелинейных краевых задач следующего вида:

** (*0 +iSc,>'o,z0,F0,6'0, у/0 ,[9'х, р'х },РДУ) = хЫот zt (х0 + &,yo,zo,Fo,0o,i//o,[9х,р'х },РДУ) = zlmm

(8)

' Рду ) — Хктт

Zt (*0. У 0 ,z0,V0A,Wa+Sv, [-9' ,Р'Л Рду ) = zkniim

где &,Зу,&,8У,8в,8ч/ - малые отклонения параметров для расчета частных производных, а 9], р\, 9], р], 9], /Г, 9'v, р'у, Э'„, р'„, 9'v, /?; - решение соответствующих краевых задач. Условные ЧП имеют следующий вид:

89 = 9'х-9 59 _9'-9 59 вр _P'V~P

8х0 Sx ' 8у0 ôy 8z0 Sz ' 8y/0 Si// ^

Путем интерполяции расчетной траектории выведения, для конкретных значений отклонений параметров траектории на момент срабатывания САС, определяются необходимые поправки в управление, имеющие следующий вид:

. 0 89 А 89 А 89 д 89 Л „ 89 л „ 59 ох о 5у„ Sz0 SF0 8в0 8<//0

,а 8Р А 5/7 А 8р ÔP 4I/ dp dp 4 (10)

^о 3z0 ar0 аб>0

»

В таблице 3 представлено сравнение описанных алгоритмов с позиции расчетов, проводимых СУДИ в полете и параметров закладываемых в ПЗ на этапе подготовки к запуску. Выполнено статистическое моделирование с 1000 реализаций различных сочетаний возмущений распределенных по нормальному закону с нулевым математическим ожиданием. Для сравнения всех алгоритмов использовалась единая выборка отклонений. Среднеквадратичные отклонения начальных возмущений элементов траектории, указаны в таблице 4.

Таблица 3. Сравнение алгоритмов наведения

Алгоритм С расчетом ЧП по По условным ЧП

возмущенной траектории опорной траектории

Расчеты ПЗ СУДЫ ПЗ СУДН ПЗ СУДН

Опорная траектория и номинальное управление + + +

Возмущенная траектория + +

Частные производные по управлению + +

Частные производные по начальному вектору состояния +

Количество интегрирований траектории в СУДЫ 3 1 -

Таблица 4.

Начальные возмущения элементов траектории

Параметр Значение

ах,м 1000

(Ту , м 1000

а2, м 500

а у , м/с 10

егй, град. 1.0

<тг, град. 0.3

Показано, что применение алгоритма наведения по условным ЧП не требующего численного интегрирования аварийной траектории движения в полете, позволяет получить приемлемую точность приведения ВА в заданный район (рис. 15). Условные обозначения для представленного рисунка указаны в таблице 5.

Таблица 5.

Условные обозначения для алгоритмов наведения

Рис. 15. Области рассеивания траекторий наведения при статистическом моделировании (для четвертого района приведения)

X Номинальное управление (без поправок)

о Алгоритм наведения с частными производными по возмущенной траектории

V Алгоритм наведения с частными производными по опорной траектории

в Алгоритм наведения по условным частным производным

Положение точки наведения

- Границы окружностей заданного радиуса (0.5, 1, 2 и 5 км)

Алгоритм наведения по условным частным производным обладает наименьшими среднеквадратичными отклонениями по координатам точки приведения, обеспечивая наилучшую кучность попадания.

В приложениях представлен список сокращений, принятых в работе, расчетная траектория выведения РН и примеры семейств траекторий наведения для полученных районов.

В заключении формулируются основные результаты и выводы по диссертационной работе.

Основные выводы:

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 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.

Публикации по теме диссертации:

1. Улыбышев С.Ю. Оценка минимального количества районов приведения пилотируемого возвращаемого аппарата при аварии ракеты-носителя [Электронный ресурс] - 1 электрон, опт. диск (CD-ROM); 12 см. // Будущее машиностроения России: Электронный сборник трудов всероссийской конференции молодых учёных и

специалистов. М.: МГТУ им. Н. Э. Баумана, 2012.

2. Улыбышев 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. С. 76-81.

3. Улыбышев С.Ю. Оптимизация плоских аварийных траекторий приведения пилотируемого космического корабля в районы посадки //Актуальные проблемы Российской космонавтики: Тез. докл. XXXVI Всероссийских академических чтений по космонавтике. Москва, 2012. С. 384.

4. Улыбышев С.Ю. Методика определения характеристик районов приведения для пилотируемого возвращаемого аппарата при аварии ракеты-носителя // Будущее машиностроения России: Сб. тр. Всероссийской конференции молодых ученых и специалистов. Москва, 2012. С.217-218.

5. Улыбышев С.Ю. Предварительный анализ баллистических характеристик системы аварийного спасения при взрыве ракеты-носителя // Актуальные проблемы Российской космонавтики: Тез. докл. XXXV Всероссийских академических чтений по космонавтике. Москва, 2011. С. 398-399.

6. Улыбышев С.Ю. Анализ воздействия на спускаемый аппарат ударной волны от взрыва ракеты-носителя // Известия Российской академии ракетных и артиллерийских наук. 2012. №1. С. 58-65.

7. Улыбышев С.Ю. Оптимизация траекторий выведения ракет-носителей с использованием линейного программирования при учете ограничений // Космонавтика и ракетостроение. 2011. №4. С. 92-100.

8. Улыбышев С.Ю. Определение скоростей детонации и разлета осколков при взрыве ракеты-носителя // Известия Российской академии ракетных и артиллерийских наук. 2012. №1. С. 65-70.

9. Улыбышев 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.

Подписано к печати 07.11.2012. Заказ № 234 Формат 33x45/4 Бумага офсетная, 3,5 печ.л. Тираж 100 экз. Типография ФГУП «ЦНИИХМ» 115487, Москва, Нагатинская ул., д. 16 а

Список принятых сокращений.

Введение.

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 годах; V 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.

1. Авиационно-космические системы: Сборник статей / Под ред. Г.Е. Лозино-Лозинского и А.Г. Братухина. М.: Издательство МАИ, 1997. 416 с.

2. Аппазов Р.Ф., Лавров С.С., Мишин В.П. Баллистика управляемых ракет дальнего действия. М.: Наука, 1966. 307 с.

3. Балакин 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. Балакин 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. Баум Ф. А., Станюкович К. П., Шехтер Б. И. Физика взрыва. М.: Физматгиз, 1959. 798 с.

6. Баяндина 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. Бетанов 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. Бобылев 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. Болдырев 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. Брайсон А., Хо Ю-Ши. Прикладная теория оптимального управления. М.: Мир, 1972. 544 с.

11. Бузулук В.И. Оптимизация траекторий движения аэрокосмических летательных аппаратов. М., 2008. 476 с.

12. Величенко 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. Винокур Ю.А., Африканов Е.А. Аварийное спасение экипажа космического корабля многоразового использования // Летные исследования и испытания. М.: Машиностроение, 1993. С. 268-269.

15. Голубев 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. Голубев 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. Голубев Ю.Ф., Хайруллин Р.З. К решению задачи оптимального управления при входе в атмосферу // Космические исследования. 1987. Т. 25. № 1.С. 37-46.

18. Дмитриевский A.A. Лысенко Л.Н. Внешняя баллистика: Учебник для студентов вузов. 4-е изд., перераб. и доп. М.: Машиностроение, 2005. 608 с.

19. Доронин 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. Дядькин 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. Иванов Н.М., Лысенко JI.H., Мартынов А.И. Методы теории систем в задачах управления космическим аппаратом. М.: Машиностроение, 1981.254 с.

22. Иванов Н.М., Мартынов А.И. Движение космических летательных аппаратов в атмосферах планет. М.: Наука, 1985. 384 с.

23. Ильин 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. Калужских Ю.Н., Сихарулидзе Ю.Г. Алгоритм управления спуском корабля-спасателя в атмосфере Земли // Космические исследования. 2000. Т.38. №3. С. 278-284.

25. Каменков 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. Кузнецов В. Перспективы российской космонавтики // Наука и техника. 2011. №2. С. 77-85.

28. Лазарев 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. Лазарев Ю.Н. Области достижимости и управление движением ватмосфере аэрокосмического аппарата в нештатной ситуации //Космические исследования. 1996. Т. 34. №4. С. 434-438.

30. Лазарев 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. Лазарев 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. Лазарев Ю.Н., Баяндина Т.А. Области достижимости при многоканальном управлении экспериментального суборбитального самолета // Известия Самарского научного центра РАН. 2001. № 1. С. 138-143.

33. Лебедев А. А., Герасюта Н.Ф. Баллистика ракет. М.: Машиностроение, 1970. 244 с.

34. Лебедев A.A., Красильщиков М.Н., Малышев В.В. Оптимальное управление движением космических летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1974. 200 с.

35. Лысенко 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. Орленко Л.П. Физика взрыва и удара: Учебное пособие для вузов. 2-е изд., испр. М.: ФИЗМАТЛИТ, 2008. 304 с.

39. Охоцимский Д.Е., Голубев Ю.Ф., Сихарулидзе Ю.Г. Алгоритмы управления космическим аппаратом при входе в атмосферу. М.: Наука, 1990. 400 с.

40. Разоренов 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. Сихарулидзе Ю. Г. Баллистика и наведение летательных аппаратов. М.: БИНОМ. Лаборатория знаний, 2011. 407 с.

43. Соловьев 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. Тараненко В.Т., Момджи В.Г. Прямой вариационный метод в краевых задачах динамики полета. М.: Машиностроение, 1986. 128 с.

46. Улыбышев 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. Улыбышев 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. Улыбышев 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. Улыбышев 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. Улыбышев С.Ю. Оптимизация траекторий выведения ракет-носителей с использованием линейного программирования при учете ограничений // Космонавтика и ракетостроение. 2011. №4(65). С. 92100.

52. Улыбышев 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. Улыбышев Ю.П. Концепция множеств псевдоимпульсов для оптимизации траекторий космических аппаратов // Полет. 2008. №2. С. 52-60.

54. Филатьев 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. Филатьев 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. Хайруллин 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. Хайруллин Р.З. Оптимальные комфортабельные траектории спуска КА в атмосфере // Космические исследования. 1995. Т. 33. №2. С. 201-209.

58. Хайруллин Р.З. Пространственная область достижимости при входе КЛА в атмосферу. М.: ИПМ РАН, 1994. 20 с. (Препринт / ИПМ РАН № 72).

59. Цуцуран 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. Шкадов Л.М., Буханова P.C., Илларионов В.Ф. Механика оптимального пространственного движения летательного аппарата в атмосфере. М.: Машиностроение, 1972. 240 с.

61. Ярошевский 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 20113344. 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. 644649.

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/617408mainfs2011-12-058-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.