Проектирование аэрокосмических капсульных аппаратов и систем теплозащиты

Аннотация курса лекций Вар.1.doc

Аннотация курса лекций
«Проектирование транспортных космических кораблей аэрокосмических
возвращаемых аппаратов и капсул».
Настоящие лекции являются курсом лекций «Проектирование и конструирование
крупногабаритных космических конструкций» для студентов факультета СМ МГТУ
им. Н.Э.Баумана. Дисциплина входит в цикл проектно-конструкторской
подготовки инженеров по специальности 13.07.00.
По сравнению с первоначальным вариантом курса лекций настоящий вариант
откорректирован в соответствии с последними достижениями отечественной и
зарубежной космонавтики. Значительной переработке подверглись материалы
касающиеся методологии проектирования космических аппаратов особенно новых
перспективных изделий.
Особое внимание уделено вопросам проектирования наиболее трудоёмких и
ответственных изделий – а именно спускаемых аэрокосмических аппаратов.
Значительно расширены разделы касающиеся оценки массовых характеристик
Основной целью настоящего курса является подготовка специалистов по
проектной и конструкторской разработке космических аппаратов различного
назначения включая малоразмерные космические аппараты и капсулы
транспортные космические корабли и спускаемые аппараты.
Для достижения поставленной цели студент должен овладеть проектными
методиками по выбору проектно–компоновочных схем аппаратов знать условия
эксплуатации проектируемых объектов знать назначение и технические
характеристики основных систем космических аппаратов их эргономические
В процессе обучения студент должен овладеть методами системотехнического
комплексного анализа проектов а также ознакомиться с используемыми в
современной практике создания космических аппаратов материалами.
На основании изучения вышеозначенного курса студент должен получить навыки
- выбора и обоснования проектно-компоновочной и конструктивно-силовой схемы
аппарата его отдельных отсеков и агрегатов;
- обоснования и выбора материалов используемых для создания силовой
конструкции и теплозащиты;
- проведения оценок массово-центровочных инерционных характеристик
аппаратов; работы с массовой сводкой исследуемых объектов с использованием
проектно-статистических и расчётных данных;
- проведения анализа проектных аэродинамических схем аэрокосмических
аппаратов с использованием расчётных методов в области аэродинамики
баллистики и теплообмена.
В процессе выполнения курсовых работ курсовых и дипломных проектов студент
должен использовать вычислительную технику и методы автоматизированного
При изучении материала курса студент должен использовать ранее полученные
знания в области математики физики теоретической механики деталей машин
сопротивления материалов и строительной механики аэродинамики баллистики
теплообмена деталей машин и технологии.
Курс лекций представляет собой цикл взаимосвязанных тем где представлены
материалы по проектным вопросам разработки космических аппаратов.
По каждому разделу курса студенту предлагается список литературы на основе
открытых литературных источников отечественных и зарубежных авторов.
Естественно углублённое изучение учащимися любой из тем предлагаемых в
курсе лекций предполагает вдумчивое изучение научно-технической литературы
по указанной теме из перечня прилагаемого к настоящему курсу и последних
научных периодических изданий.
Студент должен иметь навыки выполнения и чтения чертежей в соответствии
нормативными документами.
Текущий контроль осуществляется путем индивидуального собеседования
преподавателя со студентами при проведении практических занятий и
семинаров при выполнении научно-исследовательских работ студентов (НИРС)
при проведении консультаций и в процессе выполнения студентами домашних
заданий курсовых работ курсовых и дипломных проектов.
Тематическое содержание лекций.
Тема 1. Исторические этапы разработки научно-технических программ создания
Тема 2. Классификация транспортных космических аппаратов и капсул.
Тема 3. Компоновочные схемы транспортных космических аппаратов.
Тема 4 Условия эксплуатации объектов космической техники.
Тема 5. Проблемы эргономики объектов космической техники.
Тема 6. Основы системного подхода к проектированию транспортных
космических аппаратов.
Тема 7. Критериальный метод оценки проектных характеристик транспортных
Тема 8. Этапы разработки и создания транспортных космических аппаратов и
Тема 9. Средства выведения космических объектов
Тема 10. Конструкционные и теплозащитные материалы.
Тема 11. Проектный аэродинамический анализ спускаемого космического
аппарата. Схема действия сил на аппарат на участке спуска участке
выведения и при посадке.
Тема 12. Баллистический анализ траекторий спуска с орбиты и движения в
атмосфере аэрокосмических аппаратов и капсул.
Тема 13. Проектирование системы теплозащиты аэрокосмических аппаратов.
Тема 14. Транспортный космический корабль (ТКК) «Союз». История создания.
Основные характеристики.
Тема 15. Отсеки ТКК «Союз». Бытовой отсек (БО) Приборно-агрегатный отсек
(ПАО) Стыковочный агрегат (СТА).
Тема 16. Спускаемый аппарат (СА) ТКК «Союз».
Тема 17. Проектирование комплекса средств посадки космических
Тема 18. Баллистические и полубаллистические («скользящие») аппараты.
Тема 19. Малоразмерные космические аппараты и аэрокосмические капсулы.
Тема 20. Аппараты класса «несущий корпус».
Тема 21. Высокоманевренные аэрокосмические аппараты
средней грузоподъёмности класса «Гермес».
Тема 22. Космические корабли лунной экспедиции.
Тема 23. Проблемы создания марсианского экспедиционного
комплекса. Космические аппараты для посадки на Марс.
Тема 24. Возвращаемые аппараты гиперболического диапазона скоростей входа в
Тема 25. Основные проблемы массового анализа транспортных космических
кораблей (ТКК) аэрокосмических летательных аппаратов (АКЛА) и
спускаемых аппаратов (СА).
Тема 26. Проектно-методологический подход к созданию рациональных
аэрокосмических аппаратов.
Домашняя курсовая работа.
Проблемы решаемые при проектировании космического аппарата а тем более
аппарата входящего в атмосферу и совершающего посадку с экипажем на борту
достаточно сложны. Коллективы инженеров-исследователей решают эти проблемы
специализируясь в различных областях техники. Инженеры занимающиеся общими
вопросами проектирования должны прекрасно разбираться во всех областях
техники определяющих проектный облик космического аппарата принимать
участие во всех исследованиях занимаясь взаимным согласованием проектных
вопросов между подразделениями предприятия где проводятся расчётные и
конструкторские работы по аппарату.
Неотъемлемой частью лекций является курсовая домашняя работа выполняемая
учащимися параллельно с усвоением лекционного материала.
В выполняемой учащимися курсовой домашней работе предлагается схематичное
выполнение такого комплекса расчётных и проектных работ который в
наибольшей степени отражает реальный порядок исследований проводимых по
аэрокосмическому капсульному аппарату на начальной стадии проектной
Учащийся выполняющий курсовую работу по выбору основных проектных
параметров аэрокосмического аппарата фактически знакомится в общих чертах
с основными этапами проектирования изделий космической техники и не имея
опыта проектной работы должен использовать статистические данные по
основным системам и конструкции аппаратов полученные по результатам
разработки реально существующих аппаратов.
При реальной разработке аппарата его выходные характеристики являются
результатом многолетней работы большого коллектива специалистов
конструкторского бюро.
Естественно в процессе выполнения курсовой работы учащийся в достаточно
упрощённой форме знакомится с принципиальными вопросами проектирования
аэрокосмических аппаратов:
- определяет основные габаритно-массовые центровочные инерционные
характеристики по предлагаемому варианту аппарата
- определяет его аэродинамические баллистические и тепловые
- знакомится с приборным составом аппарата
- определяет рациональность применения того или иного типа комплекса
средств посадки и т.д.
Учащийся знакомится с приближёнными методами габаритно-массового анализа на
основе статистических зависимостей по реально выполненным космическим
Процесс проектного исследования аэрокосмического аппарата капсульного типа
для индивидуального варианта как указывалось выше проводится в курсовой
работе выполняемой студентами параллельно с прослушиваемыми лекциями по
основам проектирования космических аппаратов.
В дальнейшем используя уточнённые данные аэродинамического
баллистического и проектно-компоновочного расчётов характеристики
аппаратов циклично уточняются. Достаточно часто в процессе выполнения
курсовых работ курсовых и дипломных проектов а также при усвоении
лекционного материала по проектированию космических аппаратов учащимся
приходится иметь дело с аппаратами класса транспортного космического
пилотируемого корабля «Союз» аэрокосмическая часть которого представлена
спускаемым аппаратом капсульного типа (бескрылым аппаратом) обладающим
небольшим аэродинамическим качеством.
Выполняя курсовую работу по выбору и обоснованию проектных характеристик
формы спускаемого аппарата нельзя конечно провести полный цикл
стандартных проектных работ начального этапа включая исследования
альтернативных схем аэрокосмических аппаратов ввиду исключительно высокой
трудоёмкости этих проектных работ проводимых квалифицированными
специалистами разных специальностей. Однако общее представление о некоторых
важных процессах проектирования курсовая домашняя работа должна дать.
В процессе выполнения курсовой домашней работы студент устанавливает
системотехнические принципы взаимосвязи взаимовлияния отдельных блоков
проектирования очерёдность их выполнения. В процессе выполнения курсовой
домашней работы учащийся знакомится с некоторыми современными общепринятыми
методиками расчёта в области аэродинамики теплообмена баллистики с
расчётом массово-центровочных и инерционных характеристик аппаратов.
Учащийся использует ряд критериев позволяющих оптимизировать проектные
характеристики аппарата на начальном этапе исследований. В домашнем задании
учащийся с использованием методических разработок проводит исследование
конкретного заданного варианта аэродинамической формы спускаемого аппарата
Студент выполняющий курсовую домашнюю работу или курсовой проект
знакомится с основами процесса проектирования и методами исследований
аэрокосмических аппаратов получает представление о взаимосвязи основных
характеристик аппарата с наиболее существенными факторами влияния на его
конструктивно-компоновочную схему. При выполнении отдельных разделов
(блоков) курсовой домашней работы учащиеся используют знания приобретённые
при изучении ряда технических дисциплин: математики теоретической
механики строительной механики аэродинамики баллистики теплообмена и
В процессе работы над домашним заданием учащиеся используют материалы
учебного пособия. Семинарские занятия позволяют учащимся глубже освоить
наиболее трудные разделы пособия а также дают возможность лектору получить
необходимую информацию о ходе освоения студентами материалов курса.
Результаты работы представляются в виде суммарной итоговой таблицы
графиков и схем. Студент делает выводы с анализом отличительных
особенностей аппарата и формулирует предложения по улучшению его
Навыки полученные в ходе выполнения курсовой домашней работы позволят в
дальнейшем квалифицированно подойти к курсовому проектированию и работам
следующего семестра. Сюда следует отнести приобретение навыков по
рациональному распределению материала курсовой домашней работы по
оформлению графического материала таблиц текстового материала и т.д.
что позволит студентам с наименьшими затруднениями подготовить выступления
В методических материалах приводимых в пособии по выполнению курсовой
домашней работы использованы статистические данные по ряду отечественных и
зарубежных спускаемых аппаратов и капсул. В пособии предлагаются простейшие
инженерные методики по расчёту аэродинамических характеристик исследуемых в
курсовой домашней работе вариантов аэрокосмических аппаратов баллистике
Приводятся вспомогательные материалы для оценки геометрических
характеристик аппаратов для расчёта моментов инерции и определения
координат центра масс исследуемого в домашней курсовой работе варианта
аппарата приводятся массовые характеристики ряда типичных аэрокосмических
аппаратов позволяющие учащемуся сформировать лимитную объёмно-массовую
сводку исследуемого аппарата и определить его основные проектные
Содержание домашней курсовой работы.
Блок №1. Назначение аппарата.
Блок №2. Объёмно-габаритный и критериальный анализ аэродинамической формы
аэрокосмического аппарата.
Блок №3. Выбор аэродинамической формы аэрокосмического аппарата. Расчёт
аэродинамических характеристик.
Блок №4. Построение эпюры действующих аэродинамических сил. Определение
координат центра масс аппарата. Расчёт центровочных критериев. Выбор схемы
установки кресел экипажа в кабине аппарата.
Блок №5. Проектный массовый анализ. Состав систем. Массовая и объёмная
сводка аппарата. Расчёт моментов инерции.
Блок №6. Баллистика. Подготовка исходных данных для баллистического
расчёта. Расчёт траектории спуска аппарата в атмосфере.
Блок №7. Расчёт теплового режима поверхности аппарата. Тепловые потоки и
температуры поверхности аппарата. Выбор теплозащитных материалов.
Блок №8. Схемы установки систем комплекса средств посадки аппарата.
Блок №9. Схемы установки микрореактивных двигателей системы управления

Схема 6.frw

Эскизы для пособия.doc

Схема 3_Притупленный конус
Схема 4 Возвращаемые баллистические капсулы
Схема 5_ Несущий корпус
Схема 6_Дискообразные СА
Схема 7 Полуконический аппарат

ТЗП. Контрольные вопросы при защите курсового и дипломного проектов по системе теплозащиты..doc

Контрольные вопросы по курсу «Проектирование системы теплозащиты
аэрокосмических аппаратов».
Задачи решаемые при создании СТЗ. Проблемные вопросы.
Программа разработки СТЗ СА капсульного типа.
Виды теплообмена. Конвективный теплообмен. Понятие о ламинарном и
турбулентном режиме обтекания аппарата. Гипотеза Л.Прандтля.
Критерий Нуссельта. Связь между критериями Рейнольдса Прандтля
Нуссельта и Стантона.
Уравнение Фурье. Расчет прогрева пакета теплозащитных материалов.
Пограничный слой. Понятие о структуре пограничного слоя. Эпюры
распределения скоростей температур и давлений (плотностей) в
Понятие о толщине пограничного слоя. Толщина вытеснения и толщина
Сила трения и коэффициент трения на поверхности тела омываемого
газовым потоком. Критериальные соотношения для ламинарного и
турбулентного режимов течения.
Особенности обтекания аппарата в зоне сферического затупления
(критическая точка). Уравнение Кемпа и Ридделла для теплового потока
на сферическом затуплении (ламинарный режим течения). Формула
Сибулкина для турбулентного режима обтекания на сферическом
Тепловой режим на плоской стенке. Расчетные критериальные соотношения
для турбулентного и ламинарного режимов течения.
Расчет режима течения после прямого и косого скачков на плоской
Тепловой режим на плоской стенке. Расчетные критериальные соотношения.
Численный метод расчета прогрева многослойного пакета теплозащитных
материалов. Граничные условия. Метод Шмидта. Условия устойчивости
Формула Ньютона для расчета величины конвективного теплового потока.
Определяющая температура (энтальпия).
Физико-механические свойства металлов и сплавов используемых для
Методика расчета прогрева нетеплоизолированной обшивки корпуса РН о
Использование керамических и углеродных материалов в конструкции СТЗ.
Композитные материалы. Состав КМ характеристики КМ при повышенных
Теплообмен излучением. Тепловой режим ЛТЭ СА с учетом излучения при
спуске с орбиты на траекториях возвращения от Луны и при входе с
гиперболическими скоростями.
Абляционные материалы СТЗ. Методика уноса ТЗМ поверхности ТЗ.
Теплофизические свойства покрытий использующих ТЗ абляционные
Принцип пористого охлаждения поверхности аппарата. Расчетные методики
определения теплового режима аппарата использующего пористое
охлаждение теплонапряженных узлов конструкции.
Радиационные экраны в СТЗ космических аппаратов. Методика определения
тепловых потоков и температур в СТЗ использующих экранную теплозащиту
на участке спуска СА. Степень черноты. Постоянная Стефана-Больцмана.
Критериальные уравнения. Теория подобия.
Энтальпия газового потока обтекающего спускаемый аппарат. Понятие о
температуре торможения и температуре теплоизолированной стенки.
Коэффициент восстановления.
Физические параметры газового потока. Коэффициент теплоемкости и
Понятие об удельном тепловом потоке. Коэффициент теплоотдачи
Плотность и вязкость газовых смесей. Соотношение размерностей в разных
Понятие о длине свободного пробега молекул газа. Число Кнудсена.
Характеристики земной атмосферы. Распределение давлений плотностей
скоростей звука вязкости по высоте. Зональное строение атмосферы.

Схема 2.frw

Условия проведения проектного анализа трёх форм СА капсульного типа.doc

Проектный анализ 3Х форм СА
Проектно-конструкторский анализ всех 3Х схем СА («Союз» «Аполло» «несущий
корпус») проводится с ориентацией на проектные решения используемые в
Атмосфера в гермокабине СА – 1 ат.
Основной конструктивный материал силовой схемы – АМг6Т.
Основной тип КСП – парашютно-реактивная система «холодного»
резервирования (наличие ОСП и ЗСП). Двигатели мягкой посадки
устанавливаются на днище СА.
Основной случай – посадка на грунт средней жёсткости
Условия ввода ПС в поток – трансзвуковые скорости.
Используется пиротехнический принцип отстрела парашютных крышек и
ввода в поток каскадов ПС.
Парашютные системы располагаются в герметичных относительно кабины СА
и внешнего пространства контейнерах.
В состав ТКК входят отделяемые от СА отсеки: БО ПАО СБ СТА.
Конечная скорость посадки выбирается из условия обеспечения
безопасности экипажа используются амортизированные кресла класса
Конструкция комплекс средств посадки и система теплозащиты
исполняются одноразовыми.
Переходной люк СА по конструкции аналогичен люку СА «Союз» для СА
увеличенных габаритов применяется люк большего диаметра открывающийся
В проектном анализе рассматриваются следующие габаритные размеры для СА
СА класса «Союз» D = 22 ÷ 6 м.
СА класса «Аполло» D = 3 ÷ 6 м
СА класса «несущий корпус» L = 6.5 ÷ 8.5 м
Особенности конструктивно-компоновочных решений для каждого типа СА

Литература к курсу лекций (2).doc

Список литературы к курсу лекций
Настоящий список литературы должен использоваться как в процессе освоения
материала лекций так и при проведении плановых работ (НИРС курсовые и
мероприятиях. Некоторые выделенные литературные источники являются наиболее
популярными и общедоступными. Многие из приведенных книг можно найти в
материалы приводимые в журнальной периодике как российской так и в
Исторические этапы развития научно-технических программ создания
Глушко В.П. Развитие ракетостроения и космонавтики в СССР.
Гэтланд К. Космическая техника. М. МИР. 1968 г.
Елисеев А.С. Техника космических полётов. М. МИР. 1983 г.
Инженерный справочник по космической технике. Ред. Солодов А.В. М.
Исследования по истории и теории развития авиационной и ракетно-
космической науки и техники. М. Наука.1981 г.
Космонавтика СССР. М. Планета. 1986 г.
Космонавтика. Энциклопедия под редакцией Глушко В.П. М. Советская
энциклопедия.1985 г.
Лей В. Ракеты и полёты в космос. М. Воениздат.1961 г.
Пилотируемые космические корабли. Проектирование и испытание. (Сборник
статей). М. Маш. 1968 г.
Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П.Королева. Гл.
редактор Семенов Ю.П. 1996г.
Руппе Гаррио. Введение в астронавтику. М. Наука. Т.1. 1971 г. т.2.
«Союз» и «Аполлон». Под редакцией Бушуева К.Д. М. Полит. Литература.
Улубеков А.Т. У истоков ракетно-космической техники СССР.
Феоктистов К.П. (ред.). Космические аппараты. М. Воениздат. 1988г.
Фернисс Т. История завоевания космоса. Энциклопедия космических
аппаратов. М. Эксмо. 2007г.
Феодосьев В.И. Основы техники ракетного полета. М. Наука. 1981 г.
Шунейко И.И. Крылатые космические корабли. АН СССР.1966 г.
Гольдовский Д.Ю. Работы США по исследованию космоса. ЦНИИМАШ. НТ
Латышев Л.А. Введение в авиационную и космическую технику. М.
Ребров Н.Ф. Гильберг Л.А. «Союз – Аполлон». М. Маш.1975 г.
Шавров В.Б. История конструкций самолетов в СССР. М. Маш. 1978 г.
Основы системного подхода к проектированию космических аппаратов и
общая методология проектирования.
Айзерман М.А. Алескеров Ф.Т. Выбор вариантов. Основы теории. М.
Бадягин А.А. Егер С.М. Мишин В.Ф. Склянский Ф.И. Фомин Н.А.
Проектирование самолетов. М. Маш. 1972 г.
Брусов В.С. Баранов С.К. Оптимальное проектирование многоцелевых
летательных аппаратов. М. Маш. 1989 г.
Банди Б. Методы оптимизации. Вводный курс. М. Радио и связь. 1988 г.
Батищев Д.И. Поисковые методы оптимизации проектирования. М. С.
Батков А.М. Методы оптимизации в статистических задачах управления.
Браунли К.А. Статистическая теория и методология в науке и технике.
Горощенко Б.Т. Дьяченко А.А. Фадеев Н.Н. Эскизное проектирование
самолетов. М. Маш. 1970 г.
Гаспарский В. Праксеологический анализ проектно-конструкторских
разработок. М. МИР. 1978 г.
Гличев А.В. Экономическая эффективность технических систем. М.
Давлетшин Г.З. Методы многокритериальной оптимизации параметров
технических систем. Оценка их качества. ЦНИИМАШ. Калининград. 1993 г.
Дружинин В.В. Конторов Д.С. Системотехника. М. Радио и связь. 1985г
Зиатдинов Ю.К. Методы определения оптимальных проектных параметров
сложных технических систем при наличии ограничений. Косм. наука и
технология. т2. 1-2. 1996 г.
Кендэл М.Д. Ранговая корреляция. М. Статистика. 1975 г.
Кожевников Ю.В. Статистическая оптимизация летательных аппаратов. М.
Клиланд Д. Кинг В. Системный анализ и целевое управление. М. Сов.
Моисеев Н.Н. Численные методы в теории оптимальных систем. М. Наука.
Мангейм М.Л. Иерархические структуры. М. МИР. 1976г.
Моисеев Н.Н. Математические задачи системного анализа. М. Наука.
Матвеевский С.Ф. Основы системного проектирования комплексов
летательных аппаратов. М. Маш. 1987г.
Макол Р. Справочник по системотехнике. М. Сов. Радио. 1970г.
Николаев В.И.Брук М.В. Системотехника. Методы и приложения. Л. Маш.
Основы проектирования летательных аппаратов (транспортные системы).
Под редакцией Мишина В.П. М.1985 г.
Острейковский В.А. Теория систем. М. Высшая школа. 1997 г.
Основы построения систем автоматизированного проектирования. Сб.
статей. Ред. Беляков И.Т. и Чернобровкин А.С. М. МАИ. 1979 г.
Под редакцией Мавеенко А.М.и Алифанова О.М. М. 2005 г.
Панкратов Б.М. Спускаемые аппараты. М. Маш. 1984 г.
Пономарев А.Н. Пилотируемые космические корабли. М. Оборонгиз. 1968
Силин В.Б. Поиск структурных решений комбинаторными методами. М. МАИ.
Саркисян С.А. Минаев Э.С. Экономическая оценка летательных
аппаратов. М. Маш. 1972 г.
Тарасов Е.В. Алгоритм оптимального проектирования летательного
аппарата. М. Маш. 1970 г.
Щеверов Д.Н. Проектирование беспилотных аппаратов (системотехника и
проектирование ЛА). М. Маш. 1978 г.
Щеверов Д.Н. Проектирование и эффективность летательных аппаратов.
Организация работ над проектом и машинные методы конструирования ЛА.
М. Изд. МАИ. 1975 г.
Эшли Холт. Инженерные исследования летательных аппаратов. М. Маш.
Фомин Н.А. Проектирование самолетов. М. Оборонгиз. 1961 г.
Тищенко А.А. Ярополов В.И. Моделирование при обеспечении
безопасности космических полётов. М. Маш. 1981 г.
Антонов А.В. Системный анализ. М. Высшая школа. 2008 г. 454 с.
Новосельцев В.И. Тарасов Б.В. и др. Теоретические основы системного
анализа. М. Майор. 3006 г. 592 с.
Основные проблемы и методы массового анализа. Расчёт массы центра
масс и моментов инерции аппарата.
Безвербый В.К. Зернов В.Н. Перелыгин Б.П. Выбор проектных
параметров летательных аппаратов. М. МАИ. 1984 г.
Егер С.М. (ред.). Проектирование самолетов. М. Маш. 1983 г.
Захарова М.К. Разумеев В.Ф.. Выбор оптимальных параметров по
весовым и стоимостным критериям. М. МВТУ.1980 г.
Лобанов Н.А. Основы расчёта и конструирования парашютов. М. Маш.
Матвеенко А.В. Бекасов В.И. Долгушев В.Г. и др. Системы
оборудования летательных аппаратов. М. Маш. 2005г.
Шейнин В.М. В.Н. Козловский В.Н.. Весовое проектирование и
эффективность пассажирских самолетов. М. Маш.1984 г.
Шэнли Ф.Р.. Анализ веса и прочности самолетных конструкций. М.
Шейнин В.М. Весовая и транспортная эффективность пассажирских
самолетов. М. Оборонгиз. 1962 г.
Курочкин Ф.П. Весовой расчет несущего винта вертолета.
Лебедев А.В. Метод расчёта веса шасси. Труды ЦАГИ
Казиевский В.П. К определению весовых и энергетических параметров
самолетных шасси на воздушной подушке. Труды ЦАГИ.
Выбор аэродинамической формы аэрокосмического аппарата. Расчёт
аэродинамических характеристик. Газодинамика.
Аэродинамика сверхзвукового обтекания тел вращения степенной формы.
Сборник статей под редакцией Гродзовского Г.Л.. М. МАШ. 1975 г.
Аржанников Н.С. Садекова Г.С. Аэродинамика летательных аппаратов. М.
Высшая школа.1983 г.
Аржанников Н.С. Садекова Г.С. Аэродинамика больших скоростей. М.
Ван Дайк М. Методы возмущений в механике жидкости. М.МИР.1967 г.
Абрамович Г.Н. Прикладная газовая динамика. М. ГИТТЛ. 1953 г.
Бертрам М Д.Феттерман Д Генри Дж. Аэродинамика гиперзвуковых
самолетов и ракетопланов. Сборник Газовая динамика космических
аппаратов. М.МИР.1965 г.
Бушуев В.И. Ганиев Ф.Е.. Аэродинамическая компоновка и характеристики
летательных аппаратов. М.МАШ.1991 г.
Белоцерковский О.М.. Расчет обтекания осесимметричных тел с отошедшей
ударной волной. (Расчётные формулы и таблицы полей течений). ВЦ АН СССР.
Гинзбург И.П. Аэрогазодинамика (краткий курс). М. ВШ. 1966 г.
Гинзбург И.П. Теория сопротивления и теплопередачи. Л. ЛГУ. 1970
Газовая динамика космических аппаратов. Сб. статей. М. МИР.1965 г.
Гиро Ж. Основные вопросы теории гиперзвуковых течений. М. МИР. 1965 г.
Дорренс У.Х.. Гиперзвуковые течения вязкого газа. М. МИР.1966 г.
Зауэр Р. Введение в газовую динамику. ОГИЗ Гостехиздат.1947 г.
Краснов Н.Ф.. Аэродинамика тел вращения. М. МАШ. 1964 г.
Кочин Н.Е. Кибель И.А. Розе Н.В. Теоретическая гидромеханика. ч.1. М.
Краснов Н.Ф. и др. Аэродинамика ракет. М. Высшая школа.1964 г.
Краснов Н.Ф. Захарченко В.Ф. Кошевой В.Н.. Основы аэродинамического
расчёта. М. Высшая школа.1984 г.
Краснов Н.Ф.. Аэродинамика в вопросах и задачах. М. Высшая школа.1985
Краснов Н.Ф. Аэродинамика ч.1. Основы теории. Аэродинамика профиля и
крыла. М. ВШ. 1976 г.
Краснов Н.Ф. Аэродинамика ч.2. Методы аэродинамического расчета. М. ВШ.
Кемпбелл Дж. Исследования по аэродинамике малых скоростей связанные с
посадкой космических аппаратов. Сборник Газовая динамика космических
аппаратов. М. МИР. 1965 г.
Кюхеман Д. Аэродинамическое проектирование самолетов. М. Маш. 1983 г.
Лунёв В.В.. Гиперзвуковая аэродинамика. М. МАШ. 1975 г.
Лойцянский Л.Г. Ламинарный пограничный слой. М. ФМГ. 1962 г.
Миеле А.М.(ред.) Теория оптимальных аэродинамических форм. МИР.1969 г.
Майкапар Г.И. О наивыгоднейшей форме несущих тел при гиперзвуковых
скоростях. Известия Академии наук. Механика жидкости и газа. 2. 1967 г.
Нейланд В.Я. Снегирев Ю.И. Степанченкова З.А. Аэродинамические
характеристики класса форм летательных аппаратов входящих в атмосферу
Земли с большими сверхкруговыми скоростями. ЦАГИ. 1966 г.
Осватич К. Шварценбергер Р. Сборник задач и упражнений по газовой
динамике. М. МИР. 1967 г.
Петров К.П. Аэродинамика ракет. М. Маш. 1977 г.
Ферри А. Аэродинамика сверхзвуковых течений. ГИТТЛ. М. 1953 г.
Чуткин П.И. Шумилина Н.П.. Таблицы сверхзвукового течения около
затупленных конусов. ВЦ АН СССР. М.1961 г.
Черный Г.Г. Течение газа с большой сверхзвуковой скоростью. М.
Швец А.И. Сверхзвуковые летательные аппараты. М. МГУ.1989 г.
Швец А.И. и И.Т. Аэродинамика несущих форм. Киев. ВШ. 1985 г.
Широков М.Ф. Физические основы газодинамики. М. ГИФМЛ. 1958 г.
Шлихтинг Г. Теория пограничного слоя. М. ИЛ. 1956 г.
Эшли Х. Лэндал М. Аэродинамика крыльев и корпусов летательных
аппаратов. М. Маш. 1969 г.
Нейланд В.Я. Тумин А.М. Аэротермодинамика воздушно-космических
самолётов. Конспект лекций. ФАЛТ МФТИ. г Жуковский. 1991г.
Чапкис Р. Гиперзвуковое обтекание эллиптических конусов. Теория и
эксперимент. А.и Р.14.1962 г.
Хейз У.Д. Пробстин Р.Ф. Теория гиперзвуковых течений. М. ИЛ. 1962
Баллистика спуска в атмосфере. Основные проблемы баллистики.
Приближенные методы анализа. Управление на участке спуска в атмосфере и на
внеатмосферном участке.
Аллен. Гиперзвуковые полёты и проблема возвращения. Сб. Проблемы
движения головной части ракет дальнего действия. ИЛ.1952 г.
Андреевский В.В. Динамика спуска космических аппаратов на Землю.
Абцуг М.Д. Управление космическими летательными аппаратами. М.МАШ.
Аппазов Р.Ф. Лавров С.С. Мишин В.П. Баллистика управляемых ракет
дальнего действия. М. Наука. 1966 г.
Абгарян К.А. Калязин Э.Л. Мишин В.П. Раппопорт В.В. Динамика
ракет. М. МАШ. 1990 г.
Авдеев Ю.Ф. Беляков А.И. и др. Полёт космических аппаратов. Примеры
и задачи. М. МАШ. 1990 г.
Алексеев К.Б. и др. Маневрирование космических аппаратов. М. МАШ.
Алексеев К.Б. Бебенин Г.Г. Ярошевский В.А. Маневрирование
космических аппаратов. М. Маш. 1970 г.
Бебенин Г.Г. Скребушевский Б.С. Соколов Г.А. Системы управления
полётом космических аппаратов. М.Маш. 1978 г.
Балк М.Б. Элементы динамики космического полета. М. Наука. 1965 г.
Бэттин Р. Наведение в космосе. М. Маш.1966 г.
Белецкий В.В. Движение искусственных спутников относительно центра
масс. М. Наука. 1965 г.
Бузулук В.И. Оптимизация траекторий движения аэрокосмических
летательных аппаратов. ФГУП ЦАГИ. Жуковский. 2006 г.
Воробьев Л.М. К теории полёта реактивных аппаратов. М. Маш. 1979г.
Долгополов Г.А. Основные вопросы баллистического проектирования
космических спускаемых аппаратов в аналитической постановке. РКК
«Энергия». Королев Мос. обл. ГОНТИ. 1997 г.
Горбатенко С.А. Макашов Э.М. Полушкин Ю.Ф. Шефтель Л.В. Механика
полёта (Общие сведения. Уравнения движения). Инженерный справочник.
ГОСТ 20058-80. Динамика летательных аппаратов в атмосфере. Термины
определения и обозначения. М. Изд. Стандартов. 1989г.
ГОСТ 4401-81. Атмосфера стандартная. Параметры. М. Изд. Стандартов.
Костров А.В. Движение асимметричного баллистического аппарата. М. Маш.
Лебедев А.А. Чернобровкин Л.С. Динамика полёта беспилотных летательных
аппаратов. М. Маш. 1973г.
Лоуден Д.Ф. Оптимальные траектории для космической навигации. М. МИР.
Дубошин Г.Н. Небесная механика. М. Физматгиз. 1963 г.
Иванов Н.М. А.И. Мартынов. Движение космических летательных
аппаратов в атмосфере планет. М. Наука. 1985 г.
Иванов Н.М.. Управляемое движение космического аппарата в атмосфере
Марса. М. Наука. 1977 г.
Иванов Н.М. Дмитриевский А.А. Лысенко Л.Н. Баллистика и навигация
Ковтуненко В.М. (ред.) Проектирование спускаемых автоматических
космических аппаратов. М. Маш. 1985г.
Каменков Е.Ф. Траектории движения спускаемых аппаратов. МАИ. 1968 г.
Кузмак Г.Е. Динамика неуправляемого движения летательных аппаратов
при входе в атмосферу. М. Наука. 1970 г.
Кубасов Дашков А.А. Межпланетные полёты. М. МАШ. 1982 г.
Каменков Е.Ф.. Маневрирование спускаемых аппаратов. Гиперболические
скорости входа в атмосферу. М. МАШ. 1983 г.
Лох У. Динамика и термодинамика спуска в атмосфере планет. М. МИР.
Мишин В.П. и др. Механика космического полёта. М. МАШ. 1989 г.
Мартин Дж. Вход в атмосферу. М. МИР. 1969 г.
Миеле А. Механика полёта. Т1. М. Наука. 1965г.
Москаленко Г.М. Механика полёта в атмосфере Венеры. М. Маш.1978 г.
Научные проблемы искусственных спутников Земли. Сборник. М. ИЛ. 1959
Остославский И.В. Стражева И.В. Динамика полёта. Траектории
летательных аппаратов. М. Оборонгиз. 1963 г.
Остославский И.В. Стражева И.В. Динамика полёта. Устойчивость и
управляемость летательными аппаратами. М. Оборонгиз. 1965 г.
Основы теории полёта космических аппаратов. Под ред. Нариманова Г.С.
и Тихонравова М.К. М. Маш. 1972г.
Охоцимский Д.Е. Голубев Ю.Ф. Сихарулидзе Ю.Г. Алгоритмы управления
космическими аппаратами. М. Наука. 1975 г.
Орлов Б.В. (ред.) Проектирование ракетных и ствольных систем. М. Маш.
Пенцак И.Н.. Теория полёта и конструкция баллистических ракет. М.
Пономарев В.М. Теория управления движением космических аппаратов. М.
Современное состояние механики космического полёта. Сборник. М.
Справочное руководство по небесной механике и астродинамике. Дубошин
Г.Н. М. Наука. 1976 г.
Соловьёв Ц.В. Тарасов Е.В. Прогнозирование межпланетных полётов. М.
Сихарулидзе Ю.Г. Баллистика летательных аппаратов. М. Наука. 1982 г.
Себехей В. Теория орбит. М. Наука. 1981 г.
Титов Г.С.и др. Межорбитальные и локальные маневры КА. М. МАШ. В.Н.
Тарасов Е.В. Оптимальные режимы полёта летательных аппаратов. М.
Чепмен Д.Р.. Приближённый аналитический метод исследования входа тел
в атмосферу планет. М. ИЛ. 1962 г.
Шкадов Л.М. и др. Механика оптимального пространственного движения
летательных аппаратов в атмосфере. М. МАШ. 1972 г.
Эльясберг П.Е. Введение в теорию полёта искусственных спутников
Земли. М. Наука. 1965 г.
Эрике К. Космический полёт. т 1. М. Физматгиз.1963 г.
Ярошевский В.А. Движение неуправляемого тела в атмосфере. М. Маш.
Ярошевский В.А. Вход в атмосферу космических летательных аппаратов.
Проектирование системы теплозащиты. Расчёт тепловых режимов спуска.
Выбор теплозащитных материалов.
Аллен Х. Дж. Газодинамические проблемы космических летательных
аппаратов. Сборник Газовая динамика космических аппаратов. М. МИР.
Беляев Н.М. Рядно А.А. Методы теории теплопроводности. М. ВШ. ч2.
Босворт Р.Ч.Л. Процессы теплового переноса. М. Изд. ТТЛ.1957 г.
Варгафтик И.В. Справочник по теплофизическим свойствам газов и
жидкостей. М. ФМГ. 1963г
Воскресенский К.Д.. Сборник задач и расчётов по теплопередаче. Л.
Госэнергоиздат. 1959 г.
Гребер Г. Эрк С. Григуль У. Основы учения о теплообмене. М. ИЛ. 1958
Гудвин Г. Хоу Дж. Новейшие исследования процессов переноса массы
импульса и энергии при очень больших скоростях. Сборник Газовая
динамика космических аппаратов. М. МИР. 1965 г.
Дорренс У.Х. Гиперзвуковые течения вязкого газа. М. МИР. 1966 г.
Дракин И.И.. Аэродинамический и лучистый нагрев в полёте. М.
Зарубин В.С. Температурные поля в конструкции летательных аппаратов.
Кутателадзе С.С. Основы теории теплообмена. Новосибирск. 1970 г.
Кошкин В.К. и др. Основы теплопередачи в авиационной и ракетно-
космической технике. М. 1975 г.
Ковалевский В.И. Бойков Г.П. Методы теплового расчёта экранной
изоляции. М. Энергия. 1974 г.
Ландау Л.Д. Лифшиц Е.М. Гидродинамика. М. Наука.1986 г.
Лойцянский Л.Г. Механика жидкости и газа. М. Наука. 1987 г.
Лыков А.В. Тепло - и массообмен (справочник). М. Энергия. 1972г.
Лох У. Динамика и термодинамика спуска в атмосфере планет.
Методы расчётов температурных полей и теплоизоляции летательных
аппаратов. Сборник статей. М. Маш. 1966г.
Нерем Р.М. Стикфорд Г.Н. Лучистый и конвективный нагрев при входе в
атмосферу со сверхзвуковыми скоростями. Ракетная техника и
космонавтика №6.1964г.
Нейланд В.Я. Снегирев Ю.И.. Тепловой режим летательного аппарата при
скоростях входа в атмосферу Земли близких к 15 кмс.
Огнеупоры для космоса. Справочник. М. Металлургия. 1967 г.
Полежаев Ю.В. Юревич Ф.Б.. Тепловая защита. М. Энергия. 1976 г.
Панкратов Б.М. Основы теплового проектирования транспортных
космических систем. М. МАШ. 1988 г.
Проблемы высоких температур в авиационных конструкциях. Сборник статей
под ред. Ужика Г.В. М. ИЛ. 1961 г.
Проблемы движения головной части ракет дальнего действия. Сборник
статей. М. ИЛ. 1959 г.
Проблемы полета с большими скоростями. Сборник статей под ред.
Кудрявцева Е.В. М. ИЛ. 1960 г.
Романенко П.Н.. Гидродинамика и теплообмен в пограничном слое.
Сахаров Г.И. Андреевский В.В. Букреев В.З. Нагрев тел при движении
с большими сверхзвуковыми скоростями. М. Оборонгиз. 1961 г.
Сейферт Г. Космическая техника. Сборник статей. М. Наука.1964 г.
Тримпи Р.Л. Грант Ф.С. Коэн Н.Б.. Проблемы аэродинамики и нагревания
при входе перспективных летательных аппаратов в атмосферу. Сборник
Газовая динамика космических аппаратов. М. МИР. 1965 г.
Фэй Дж. А. Ридделл Ф.Р. Теоретический анализ теплообмена в лобовой
точке омываемой диссоциированным воздухом. Сборник статей. Проблемы
движения головной части ракет дальнего действия. М. ИЛ. 1959 г.
Хейз У.Д. Пробстин Р.Ф. Теория гиперзвуковых течений. М. ИЛ. 1962 г.
Чиркин В.С. Теплофизические свойства материалов. М. ФМ. 1959 г.
Чепмен Д.Р. Приближённый аналитический метод исследования входа тел в
атмосферы планет. М. ИЛ. 1962 г.
Шлычков Ю.П. Ганин Е.А. Контактный теплообмен. М. ВШ. 1982 г.
Эккерт Э.Р. Дрейк Р.М. Теория тепло - и массообмена. Л.
Госэнергоиздат. 1961 г.
Эккерт Э.Р. Введение в теорию тепло - и массообмена. М. Л.
Комплекс средств посадки аппарата и систем аварийного спасения.
Расчёт парашютных и парашютно-реактивных систем. Аэродромная система
посадки. Посадка с помощью ротора. Средства амортизации.
Алексеев С.М. и др. Современные средства аварийного покидания
самолета. М. Оборонгиз.1961 г.
Алексеев С.М. и др. Средства спасения экипажа самолета. М. Маш.1975
Антоненко А.И. Рысев О.В. Фатыхов Ф.Ф. и др. Динамика движения
парашютных систем. М. Маш. 1982 г.
Акимов А.Н. Воробьев В.В. Демченко О.Ф. Долженков Н.Н. Матвеев
А.И. Подобедов В.А. Особенности проектирования боевых и учебно-
тренировочных самолетов. М. Маш. 2005г.
Баженов В.И. Осин М.И.. Посадка космических аппаратов на планеты.
Братухин И.П. Проектирование и конструкции вертолётов. М. Оборонгиз.
Бехли Ю.Г. Компрессорная система реактивного привода несущего винта
вертолёта. М. Оборонгиз. 1960 г.
Далин В.Н. Конструкция вертолётов. М. Маш. 1971 г.
Исследование парашюта и дельтаплана на ЭВМ. М. Маш. 1987 г.
Загордан А.М. Элементарная теория вертолёта. М. Воениздат. 1960 г.
Кемпбелл Дж. Исследования по аэродинамике малых скоростей связанных
с посадкой космических летательных аппаратов. Сб. Газовая динамика
космических аппаратов. М. МИР. 1965 г.
Курочкин Ф.П. Весовой расчёт несущего винта вертолета. М. Оборонгиз.
Козьмин В.В.Некрасов И.В. Радин А.С. Вертолёты. М. Маш. 1976 г.
Клименко А.П. Никитин И.В. Мотодельтапланы. Проектирование и теория
полёта. М. Патриот. 1992 г.
Каганович Б.П. Некоторые проблемы реактивного привода вертолёта с
помощью ТРД установленных на лопастях. Сб. Силовые установки
вертолетов. М. Оборонгиз. 1959 г.
Курочкин Ф.П. Проектирование и конструирование самолетов с
вертикальным взлётом и посадкой. М. Маш. 1977 г.
Моисеенко А.Е. Особенности парапланера и возможности его применения
в системах возвращения из космоса. В. Академия им. Дзержинского. М.
Ордоди М. Дельтапланеризм. М. Маш. 1984 г.
Проблемы полёта с большими скоростями. Сборник статей под ред.
Северин Г.И. и др. Системы аварийного спасения экипажей космических
летательных аппаратов. Конспект лекций. ч. 1. МАИ. 1974 г.
Павленко В.Д. Силовые установки летательных аппаратов вертикального
взлёта и посадки. М. Маш. 1972 г.
Пейн П.Р. Динамика и аэродинамика вертолёта. М.Оборонгиз.1963 г.
Тищенко М.Н. Некрасов А.В. Радин А.С. Вертолёты. Выбор параметров
при проектировании. М. Маш. 1972 г.
Хэг. Применение роторов для торможения пилотируемых космических
аппаратов при посадке и входе в атмосферу. ВРТ. 7. 1960 г.
Хафер К. Закс Г. Техника вертикального взлёта и посадки. М. Мир.
Шибанов Г.П. Эксплуатация и безопасность парашютных систем. М. Маш.
Юрьев Б.Н. Аэродинамический расчёт вертолётов. М. Оборонгиз. 1956 г.
Янг А. Раймонд. Теория и расчёт геликоптера. М. Оборонгиз.1951 г.
Вопросы эргономики. Рабочее место экипажа. Условия работы в
Адамс Д. Инженерная психология. М. Прогресс. 1964г.
Адамович Н.В. Управляемость машин. М. Маш. 1977 г.
Барер А.С. Предел переносимости человеком поперечно действующих
ускорений и физиологические реакции организма. Проблемы космической
Богачев С.К. Авиационная эргономика. Вероятностные методы. М. Маш.
Бутусов В. Эстетика в технике. М. Московский рабочий. 1967 г.
Береговой Г.Т.Ярополов В.И. Баранецкий И.И. Справочник по
безопасности космических полётов. М. Маш. 1989г.
Барер А.С. Гозулов С.А. и др. Реакция организма человека на
воздействие перегрузок с большими скоростями нарастания. Проблемы
космической биологии. Т VI М. Наука 1967г.
Барер А.С. Проблемы ускорений в космической физиологии. Космическая
биология и медицина №1.1967г
Вудсон У. Коновер Д. Справочник по инженерной психологии для
инженеров и художников-конструкторов. М. МИР.1968 г.
Войненко В.М. Мунипов. Эргономические принципы конструирования. Киев.
Денисов В.Г. Онищенко В.Ф. Инженерная психология в авиации и
космонавтике. М. Маш. 1972 г.
Котовская А.Р. Виль-Вильямс И.Ф. Лукьянук В.Ю. Катаев Ю.В.
Переносимость космонавтами перегрузок +GX в полётах на кораблях типа
«Союз» в экспедициях МКС-1 6-9 ЭП-1 7 МКС. Авиакосмическая и
экологическая медицина. Т 39.№5.2005г.
Меньшов А.И. Рыльский Г.И. Человек в системе управления летательными
аппаратами (эргономика). М. Маш. 1976 г.
Методические рекомендации по использованию антропометрических данных
при конструировании оборудования. М. ВЦСПС. 1982г.
Основы инженерной психологии. Под ред. Б.Ф. Ломова. М. В.Ш. 1977 г.
Правецкий В.Н. Общая аэрокосмическая эргономика проектирования систем
жизнеобеспечения космических летательных аппаратов. М. МАИ. 1974 г.
Рабинович Б.А. Безопасность человека при ускорениях (биомеханический
Северин Г.И. Рабинович Б.А. Проектирование амортизационного кресла
пилота летательного аппарата. МАИ 1987г.
Северин Г.И. Основные концепции систем аварийного спасения экипажей
ЛА. М. Техника воздушного флота №1. 1991г.
Суворов П.М. Сидорова К.А. Длительные перегрузки +GZ и
прогнозирование их переносимости. Авиационная и экологическая
медицина. Т.29.№2. 1995г.
Адушкин В.В. Козлов С.И. Экологические проблемы и риски воздействия
ракетно-космической техники на окружающую природную среду (справочное
пособие). М. Амкил. 2992 г.
Сидоров О.А. Физиологические факторы человека определяющие
компоновку поста управления машины. М. Оборонгиз. 1962г
Физические и радиобиологические исследования на искусственном
спутнике Земли. (К оценке радиационной опасности космического
полёта). М. Атомиздат. 1971 г.
Шмид М. Эргономические параметры. М. МИР. 1980 г.
Paul Webb. M.D. editor. Bioaasronautiks Data Book.NASA. Washington
Beier W. Dorner E. Probleme der Raumflugmedizin. Veb Georg Thieme
Космический аппарат межпланетной экспедиции.
Большаков В.Д. Атлас планет земной группы и их спутников. М. МИИГАиК.
Захаров Ю.А. (ред.). Проектирование межорбитальных буксиров. М.
Кондратьев Москаленко. Ключевые проблемы исследования планет
солнечной системы. М. ВИНИТИ. 1983 г.
Москаленко Г.М. Механика полёта в атмосфере Венеры. М. Маш. 1978г.
Москаленко Г.М. Дирижабль для Венеры. Н. и Ж. №9.1981г.
Марков Ю. Курс на Марс. М. Маш.1989 г.
Соловьев Ц.В. Тарасов Е.В. Прогнозирование межпланетных полётов. М.
Фертрегт М. Основы космонавтики. М. Просвещение.1969 г.
Эрике К. Космический полёт. т.1. ФМ. 1963 г.
Системы и оборудование летательных аппаратов.
Алексеев С.М. Уманский С.П. Высотные и космические скафандры. М. Маш.
Алексеев С.М. и др. Средства спасения экипажа самолёта. М. Маш. 1975
Башта Т.М. Гидравлические приводы летательных аппаратов. М.Маш.1967 г.
Башта Т.М. Расчёты и конструкции самолетных гидравлических устройств.
М. Оборонгиз.1961 г.
Беляев Н.М. Уваров Е.И.. Расчёт и проектирование реактивных систем
управления космических летательных аппаратов. М. Маш.1974 г.
Воронин Г.И. Верба М.И.. Кондиционирование воздуха на летательных
аппаратах. М. Маш.1965 г.
Воронин Г.И. Поливода А.И. Жизнеобеспечение экипажей космических
кораблей. М. Маш. 1967 г.
Иванов Д.И. Хромушкин А.И. Системы жизнеобеспечения человека при
высотных и космических полётах. М. Маш. 1968 г.
Кудрин О.И. Солнечные высокотемпературные энергодвигательные
установки. М. Маш. 1987 г.
Корнилов Б.Н. Высокоэффективные химические источники тока для
космических аппаратов. Серия 3. 1988 г.
Лещинер Л.Б. Ульянов И.Е. Тверецкий В.А. Проектирование топливных
систем самолётов. М. Маш. 1991 г.
Ладыженский Р.М. Кондиционирование воздуха. Пищепромиздат. 1957 г.
Матвеенко А.В. Бекасов В.И. Долгушев В.Г. и др. Системы оборудования
летательных аппаратов. М. Маш. 2005г.
Микеладзе В.Г. Титов В.М.. Основные геометрические и аэродинамические
характеристики самолётов и ракет. М. Маш. 1982 г.
Малышев Г.В. Блейх Х.С. Ильин М.Н. Проектирование и конструирование
летательных аппаратов. ч.2. Проектирование спускаемых аппаратов.
Принципы конструирования. МАИ. 1976 г.
Малышев Г.В. Блейх Х.С. Ильин М.Н. Типы аппаратов. Условия работы.
Принципы проектирования бортового комплекса. ч.1. МАИ.1976 г.
Перевёрткин С.М. Кантор А.В. Бородин Н.Ф. Щербакова Т.С. Бортовая
телеметрическая аппаратура космических летательных аппаратов. М. Маш.
Правецкий В.Н. Человек и пилотируемые космические аппараты. Ч 1. М.
Ратманский О.И. Кричкер И.Р. Арматура реактивных систем управления
космическими летательными аппаратами.
Сизов Н.И. и др. Бортовые источники электропитания. М. Воениздат. 1973
Северин Г.И. Повицкий А.С. Рабинович Б.А. Системы аварийного
спасения экипажей космических летательных аппаратов. ч.1. М. МАИ. 1974
пилота летательного аппарата. М. Изд. МАИ. 1987г.
Сыромятников В.С. Стыковочные устройства космических аппаратов. М.
Фаворский О.Н. Каданер Э.С. Вопросы теплообмена в космосе. М. Высшая
Человек в условиях высотного и космического полёта. Сборник. М. ИЛ.
Эскин Н.И. Самолетные шасси с носовым колесом. М. Оборонгиз.1947 г.
Вопросы расчёта на прочность аэрокосмических аппаратов и их
конструктивных элементов.
Астахов М.Ф. и др. Справочная книга по расчёту самолета на прочность.
М. Оборонгиз. 1954 г.
Авдонин А.С. Фигуровский В.И. Расчёт на прочность летательных
аппаратов. М. Маш. 1985 г.
Балабух Л.И. Колесников К.С. Усюкин В.И. Чижов В.Ф. Основы
строительной механики ракет. М. Высшая школа. 1962 г.
Балабух Л.И. Алфутов Н.А. Усюкин В.И. Строительная механика ракет.
М. Высшая школа. 1984 г.
Галлагер Р. Метод конечных элементов. Основы. М.МИР. 1984 г.
Гладкий В.Ф. Динамика конструкций летательного аппарата. М. Наука. т
Зенкевич О. Метод конечных элементов в технике. М. МИР.1975 г.
Лизин В.Т. Пяткин В.А. Проектирование тонкостенных конструкций. М.
Новожилов В.В. Теория тонких оболочек. Л. Судпромгиз. 1962 г.
Оболенский Б.П. Сохаров Б.И.Стрекозов Н.П. Прочность агрегатов
оборудования и элементов систем жизнеобеспечения летательных
аппаратов. М. Маш. 1989 г.
Образцов И.Ф. (ред.). Строительная механика летательных аппаратов. М.
Оболенский Е.П. Сахаров Б.И. Сибиряков В.А. Прочность летательных
аппаратов и их агрегатов. М. Маш.1995 г.
Образцов И.Ф. Савельев Л.М. Хазанов Х.С. Метод конечных элементов в
задачах строительной механики летательных аппаратов. М. Высшая школа.
Тимошенко С.П. Устойчивость упругих систем. М. Гостехиздат. Изд. 2.
Тимошенко С.П. Войновская-Крюгер С. Пластинки и оболочки. М.
Феодосьев В.И. Сопротивление материалов. М. Наука. 1974 г.
Цытович Н.А. Механика грунтов. М. Высшая школа. 1968 г.
Усюкин В.И. Строительная механика конструкций космической техники. М.
Чижов В.Ф. Теория тонкостенных элементов конструкции. Учебное пособие.
Харрис С.Н. Крид Ч.И. Справочник по ударным нагрузкам. Л.
Судостроение. 1980 г.
Общие вопросы создания объектов авиационной и космической техники.
Безвербый В.К. Зернов В.Н. Перелыгин Б.П. Выбор проектных параметров
летательных аппаратов. М. МАИ. 1984 г.
Бэлью Л. Стулингер Э. Орбитальная станция «Скайлэб». М. Маш. 1977г.
Варфоломеев В.И. Копытов Н.И. Проектирование и испытания
баллистических ракет. М. Воениздат. 1970г.
Дементьев Г.П. Физико-технические основы создания и применения
космических аппаратов. М. Маш. 1987 г.
Елисеев А.С. Техника космических полётов. М. Маш. 1983 г.
Карраск С.К. Шаевич С.К. Компоновка и конструкция отсеков и
оборудования ПКЛА. Учебное пособие. М. МАИ.1988г.
Лозино-Лозинский Г.Е. Дудар Э.Н. Сравнительный анализ многоразовых
космических транспортных систем (Проблемы машиностроения и надёжности
машин). М. Наука. 1995г. №4.
Корлисс У. Ракетные двигатели для космических полётов. М. Маш.1962 г.
Легостаев В.П. Миненко В.Е. Возвращаемая баллистическая капсула
«Радуга» научно-производственного объединения «Энергия». ЦНТИ «Поиск».
Москаленко Г.М. Дирижабль для Венеры. (Н и Ж №9). 1981 г.
Малышев Г.В. Блейх Х.С. Проектирование автоматических аппаратов.
Методы проектирования конструкций самолётов М. Маш. 1977 г.
Мишин В.П. (ред.). Основы проектирования летательных аппаратов. М.
Москаленко Г.М. Инженерные методы проектирования в ракетодинамике. М.
Максимов Г.Ю. Теоретические основы разработки космических аппаратов.
Подгорный А.Н. Балыбердин В.В. Кремнев Р.С. Эндотермические
Паничкин Н.И. Слепушкин Ю.В. Инкин В.П. Яцынин Н.А. Конструкция и
проектирование космических летательных аппаратовю М. Маш. 1986г.
Персер П. и др. Пилотируемые космические корабли. Проектирование и
испытания. М. Маш. 1968г.
Пономарёв А.Н. Пилотируемые космические корабли. М. Воениздат. 1968
Разумеев В.Ф. Трофимов В.В. Многоразовая транспортная космическая
система. М. МВТУ.1981г.
Стег (ред.). Космическая технология. М. МИР. 1980 г.
Толяренко Н.В. Основы проектирования орбитальных станций. М. МАИ.
Тихонравов М.К. Бажинов И.К. и др. Основы теории полёта и элементы
проектирования искусственных спутников Земли. М. Маш. 1974г.
Торенбик Э. Проектирование дозвуковых самолётов. Пер. с англ. М. Маш.
Труды одиннадцатых чтений посвящённых разработке научного наследия
К.Э. Циолковского. Калуга. 1976 г.
Феодосьев В.И. Синярёв Г.Б. Введение в ракетную технику. М.
Феоктистов К.П. (ред.) Космические аппараты. М. Воениздат. 1988 г.
Шарп М. Человек в космосе. М. МИР. 1971 г.
Фертрегт М. Основы космонавтики. М. Просвещение. 1969 г.
Феодосьев В.И. Основы техники ракетного полёта. М. Наука. 1981
Экспериментальный проект «Союз» - «Аполлон». Информационный материал
для прессы. Справочный материал по проекту СССР – США.NASA. 1975г.
Конструкция летательных аппаратов.
Бирюк В.И. Липин Е.К. Фролов В.М. Методы проектирования конструкций
самолётов. М. Маш. 1974 г.
Бауэрс П. Летательные аппараты нетрадиционных схем. М. Мир.1991 г.
Баничук Н.В. и др. Методы оптимизации авиационных конструкций. М. Маш.
Бельский В.Л. и др. Конструкция летательных аппаратов. М. Оборонгиз.
Гиммельфарб А.Л. Основы конструирования в самолётостроении. М. Маш.
Егер С.М. и др. Проектирование самолётов. М. Маш. 1983 г.
Егер С.М. Матвеенко А.М. Шаталов И.А. Основы авиационной техники.
Житомирский Г.И. Конструкция самолётов. М. Маш. 1991 г.
Карраск В.К. Проектирование конструкций ЛА. МАИ. 1987.
Карраск В.К. Шаевич С.К. Проектирование конструкций космических ЛА.
Никозаков Д.Д. Статистическая оптимизация конструкций ЛА. М. Маш. 1977
Манёнок Л.И. Несущие конструкции ракет и космических кораблей.
Конструирование и испытания на прочность. ОНТИ РКК «Энергия». 1999г.
Новиков В.Н. Авхимович Б.М. Вейтин В.Е. Основы конструирования
летательных аппаратов. М. Маш. 1991 г.
Пенцак Н.Н. Теория полёта и конструкция баллистических ракет. М. Маш.
Синюков А.М. Морозов Н.И. Конструкция управляемых баллистических
ракет. М. Оборонгиз. 1969 г.
Шульженко М.Н. Конструкция самолётов. М. Маш. 1971 г.
Шульженко М.Н. Мостовой А.С. Курс конструкции самолётов. М. Маш.
Двигательные установки ракет и космических кораблей.
Бондарюк М.М. Ильяшенко С.М. Прямоточные воздушно-реактивные
двигатели. М. Оборонгиз. 1958 г.
Беляев Н.М. Системы наддува топливных баков ракет. М.Маш. 1976г.
Бассард Р. Ракета с атомным двигателем. М. ИЛ. 1960 г.
Беляев Н.М. Расчёт пневмогидравлических систем ракет. М. Маш. 1978г.
Баррер М. Жомотт А. Бебек Б.Ф. Ванденкеркхове Ж. Ракетные
двигатели. М. Оборонгиз. 1962 г.
Барсук Н.А. и др. Экспериментальные исследования модернизированных
коротких сопел подъёмных двигателей. М. Труды ЦИАМ. 1975 г.
Гришин С.Д. Захаров Ю.А. Одилевский В.К. Проектирование космических
аппаратов с двигателями малой тяги. М. Маш. 1990 г.
Глушко В.П. Развитие ракетостроения и космонавтики в СССР (изд.2). М.
Горст А.Г. Пороха и взрывчатые вещества. М. Оборонгиз. 1957 г.
Добровольский М.В. Жидкостные ракетные двигатели. М. Маш.1968 г.
Зенгер Е. К механике фотонных ракет. М. ИЛ. 1958 г.
Кулагин В.В. (ред.). Теория расчет и проектирование авиационных
двигателей и энергетических установок. Кн.3. Основные проблемы. М.
Квасников А.В. Теория жидкостных ракетных двигателей. Судпромгиз. 1959
Маккей Б. Дональд. Конструирование космических силовых установок. М.
Орлов Б.В. Мазинг Г.Ю. Термодинамические и баллистические основы
проектирования ракетных двигателей на твердом топливе. М. Маш. 1968 г.
Плазменные и электростатические ракетные двигатели. М. ИЛ. 1962 г.
Саттон Д. Ракетные двигатели. М. ИЛ. 1952 г.
Полухин А.Д. Миркин Н.Н. Пневмогидравлические системы двигательных
установок с ЖРД. М. Маш. 1978г.
Ринг Эллиот. Двигательные установки ракет на жидком топливе. М. МИР.
Соколовский М.И. и Петренко В.И. Управляемые энергетические установки
на твердом ракетном топливе. М. Маш. 2003г.
Фаворский О.Н. Фишгойт В.В. Янтовский Е.И. Основы теории космических
электрореактивных двигательных установок. М. Высшая школа. 1979 г.
Штулингер Э. Ионные двигатели для космических полётов. М. Изд. Мин.
Свойства конструкционных и теплозащитных материалов.
Александров В.Г. Справочник по авиационным материалам. М. Трансп.1972
Андриевский Р.А. Прочность тугоплавких соединений и материалов на их
Винаров С.М. Авиационное металловедение. М. Оборонгиз. 1962 г.
Глазунов С.Г и др. Конструкционные титановые сплавы. М.
Зиновьев В.Е. Теплофизические свойства металлов при высоких
температурах (справочник).
Конструкционные и жаропрочные материалы для новой техники. Сборник
статей. М. АН СССР. Наука. 1978 г.
Лейкин А. Е. Авиационное материаловедение. М. Маш. 1964 г.
Лившиц Б.Г. Физические свойства металлов и сплавов. М. Маш. 1959 г.
Титан и его сплавы (справочник). Ленинград. Судпромгиз.1960 г.
Огнеупоры для космоса. Справочник. М. Металлургия.
Папиров Н.И. Бериллий - конструкционный материал. М. Маш. 1977.
Пономарев А.И. и др. Анализ сплавов на основе ниобия титана хрома.
Папиров Н.И. Структуры и свойства сплавов бериллия (справочные
материалы). М. Энергоиздат. 1981 г.
Промышленные алюминиевые сплавы. Справочник. М. Металлургизиздат. 1975
Сплавы молибдена. Справочник. М. Металлургиздат. 1975 г.
Теплофизические свойства титана и его сплавов (справочник). М.
Металлургиздат. 1985 г.
Чиркин В.С. Теплопроводность промышленных материалов. М. Машгиз. 1957
Надёжность и безопасность объектов космической техники.
Волков Л.И. Шишкевич А.М. Надёжность летательных аппаратов. М. Высшая
Вентцель Е. С. Овчаров Л.А. Теория вероятности. М. Наука. 1973 г.
Труханов В.М. Надёжность технических систем типа подвижных установок на
этапе проектирования и испытания опытных образцов. М. Маш. 2003г.
Когге Ю.К. Майский Р.А. Основы надёжности авиационной техники. М.Маш.
Абезгауз Г.Г. Тронь П.П. Копенкин Ю.Н. Коровина И.А. Справочник по
вероятностным расчётам. Воениздат. 1960 г.
Барлоу Р. Прошан Ф. Математическая теория надёжности. Советское
Вагнер И.В. Методы расчёта надёжности элементов и систем. Киев. Знание.
Гнеденко Б.В. Беляев Ю.К. Соловьёв А.Д. Математические методы в
теории надёжности. М. Наука. 1965 г.
Горский Л.К.Статистические алгоритмы исследования
надёжности.М.Наука.1970 г.
Дружинин Г.В. Надёжность систем автоматики. М. Энергия. 1967 г.
Епифанов А.Д. Надёжность автоматических систем. М. Маш. 1964 г.
Ллойд Д. Липов М. Надёжность. Организация исследования методы
математический аппарат. М. Советское радио. 1964 г.
Сандлер Дж. Техника надёжности систем М. Наука. 1966 г.
Смирнов Н.В. Дунин-Барковский И.В. Курс теории вероятностей и
математической статистики. М. Физматгиз.1965 г.
Сотсков Б.С. Методические указания и справочные данные для расчёта
надёжности элементов и устройств. М. МАИ. 1964 г.
Фокин Ю.Г. Надёжность при эксплуатации технических средств. М.

Соотношения между единицами механических величин Вар.1.doc

Соотношения между единицами механических величин
Название Основные единицы и соотношения между единицами
механической различных систем
Масса 1 килограмм (кг) = 0.102 т.е.м.
техническая единица массы (т.е.м.) = 9.81 кг
Сила 1 ньютон (Н) = 105 дин = 0.102 кгс
килограмм-сила (кгс) = 9.81 Н
Работа 1 джоуль (Дж) = 107 эрг (эрг) = 0.102 кгс м
килограмм-сила-метр (кгс м) = 9.81 Дж
ватт-час (Вт ч) = 3600 Дж
киловатт-час (кВт ч) = 36105Дж
Мощность 1 ватт (Вт) = 1 Джс = 107 эргс = 0.102 кгс мс
киловатт (кВт) 103 Вт = 102 кгс кгс = 1.36 л-с
лошадиная сила (л-с) = 75 кгс кгс = 736 Вт =
Таблица перевода размерностей по системе МКГСС в размерности в системе СИ
Физическая Размерность Переводной
величина коэффициент
По системе МКГСС По системе СИ
Масса кГ сек2м кг 9.81
Скорость мсек мсек 1.00
Ускорение мсек2 мсек2 1.00
Давление кГсм2 дансм2 0.981
скоростной напор кГм2 нм2 9.81
Массовая плотностькГ сек2м4 кгм3 9.81
Момент силы кГ м н м 9.81
Момент инерции кГ м сек2 кг м2 9.81
Удельный вес кГдм3 нм3 9.81 103
Работа энергия кГ м дж 9.81
Весовой расход кГсек нсек 9.81
Динамический кГ секм2 н секм2 9.81
Кинематический м2сек м2сек 1.00
Температура 0К 0К 1.00
Количество теплотыккал дж 4.19 103
Удельный тепловой ккалм2 сек втм2 4.19 103
Коэффициент ккалм2 град сек втм2 град 4.19 103
Коэффициент ккалм град сек втм град 4.19 103
Дан (деканьютон) = 10 ньютон
Единицы физических величин
Удельный тепловой поток qW
ккалм2 час квтсм2 калсм2сек
ккалм2час 1 11.63 10-12 27.78 10-6
квтсм2 8.6 106 1 238.9
калсм2 сек 3.6 104 4.186 10-3 1
Коэффициент теплопроводности λ
ккалм час град калсм сек град втсм град
ккалм час град 1 2.778 10-3 0.01163
калсм сек град 36о 1 4.186
втсм град 86.0 0.2380 1
Коэффициент теплоотдачи α
ккалм2 час град калсм2 сек град втсм2 град
ккалм2 час град1 27.78 10-6 116.3 10-6
кал см2 сек 36000 1 4.186
вт см2 град 8600 0.2391 1
Кинематическая вязкость
м2час 2.778 2.778 10-4 1
Динамическая вязкость
пуаз кгм сек кгм час кг секм2 кг часм2
пуаз 1 0.1 360 0.010197 2.833 10-2
кгм сек 10 1 3600 0.10197 2.833 10-5
кгм час 2.778 10-3 2.778 10-4 1 2.833 10-5 78.681
кг секм298.07 9.807 353.04 102 1 2.778 10-4
кг часм2353.94 103 353.04 102 172.09 106 3600 1
Коэффициент температуропроводности a (м2час)
Удельная теплоёмкость C CP
Газовая постоянная R
Коэффициент теплоотдачи (теплопередачи) α (ккалм час
Динамический коэффициент вязкости (кгм час)
Кинематический коэффициент вязкости (м2час)

СМ-3.Вопросы на экзамене.doc

Основные характеристики ТКК «Союз» -ТКК рабочие орбиты состав
отсеков основные системы.
Характеристики СА «Союз»:СА Объем численность экипажа
аэродинамическое качество коэффициент лобового сопротивления нагрузка
на несущую поверхность. Основные системы СА.
Характеристики комплекса средств посадки: Состав КСП: ПРСП ДМП кресла
Диаграмма действующих аэродинамических сил на СА «Союз».
Формула для расчёта удельного теплового потока в критической точке
Состав теплозащитного покрытия поверхности СА «Союз».
Характеристики материалов силовой конструкции КА. (алюминиевые сплавы
титан стали). Удельный вес предел прочности модуль упругости.
Баллистика спуска в атмосфере. Баллистический и управляемый спуск.
Перегрузки для СА «Союз». Метод управления траекторией спуска.

Диплом СМ-1. Вопросы на защите ДП.doc

Вопросы на защите ДП
Вопросы ко всем учащимся
Что Вы лично сделали при подготовке дипломного проекта?
Какую литературу использовали?
Назначение вашего аппарата
Как происходит управление СА на участке спуска?
Какие характеристики топлив СИОС следует учитывать (РУД токсичность
стабильность при хранении плотность и т.д.)?
Какие микродвигатели следует разрабатывать (величина тяги топливные
компоненты создаваемый момент зона установки)?
Рациональные системы запуска (многократность запуска возможность
ручного управления и т.д.)?
Какие материалы используются при создании МРД СИОС?
Какие Вы знаете методы посадки СА?
Как находят СА после посадки?
Какие ткани используются для изготовления парашютных куполов?
Почему ЗСП меньше по массе и объёму ОСП СА «Союз»?
Что такое рифовка парашютных куполов?
Как сохранить полезный груз при жёсткой посадке СА?
Почему сбрасывается ЛТЭ СА «Союз» при посадке?
На какой высоте включается ДМП?
Как размещены парашюты в контейнерах ОСП и ЗСП?
ДП по возвращаемой управляемой капсуле
Какие типы капсул Вам известны?
Как управляется капсула в атмосфере при спуске?
Как выполнена теплозащита капсулы?
Для чего нужна внутренняя теплоизоляция капсулы?
Какие материалы используются при изготовлении конструкции капсулы
характеристики материалов (по прочности теплостойкости технологичности)?
Какая схема посадки капсулы приемлема?
ДП по системе теплозащиты СА
Какие материалы Вы применяете при создании системы теплозащиты?
Понятие об эпюре относительных тепловых потоков на поверхности
По какой методике Вы определяли величину удельных тепловых потоков?
Прокомментируйте формулы для определения величин тепловых потоков для
ламинарного и турбулентного обтекания?
Определите наиболее опасные зоны нагрева на поверхности СА.
Почему производится сброс ЛТЭ СА «Союз»?
Когда начинается унос теплозащитного покрытия СА?
Как Вы рассчитываете температуры на поверхности СА?
Почему установлена постоянная высота покрытия на боковой поверхности
Как решается вопрос многоразовости использования системы теплозащиты?
ДП по СА класса АПОЛЛО. Вторая космическая скорость.
Какой тип СА рационален для использования в лунной экспедиции?
Почему Вы выбрали в дипломе схему СА представленных Вами габаритов и
Как Вы определяли массу систем конструкции и теплозащиты?
Какие материалы используются для конструкции и теплозащиты в Вашем
проекте какие материалы приняты для СА «Союз» и «Зонд»?
Почему Вы выбрали ПРСП для посадки СА на сушу? Как решают американцы
Как Вы определяли тепловые потоки на поверхности СА? Как производился
расчёт температур на поверхности СА?
Порядок расчёта аэродинамических характеристик СА. Поясните схему
действия аэродинамических сил и оптимальное размещение кресел экипажа.
Как экипаж работает с люком-лазом?
На какой высоте включается ДМП какая система включает сигнал на
Какие скорости и углы входа в атмосферу СА при возвращении из лунной
ДП по СА класса СОЮЗ
Почему Вы выбрали характеристики СА отличные от СА «Союз» и
Как определяли массу СА в целом систем СА конструкции и теплозащиты?
Почему Вы получили такие большие перегрузки при посадке СА на твёрдый
Как Вы рассчитывали аэродинамические характеристики СА? Поясните
диаграмму действующих аэродинамических сил и схему установки кресел
В каких космических программах может применяться Ваш СА?
Назовите характеристики материалов гермокабины.
Какие характеристики Ваших теплозащитных материалов?
Объясните схему работы КСП.
Какие перегрузки действуют на СА при спуске по баллистической и
управляемой траектории?
ДП по возвращаемой баллистической капсуле
Какие баллистические капсулы Вам известны? Российские американские
Назначение Вашей капсулы.
Как создать автономный космический аппарат с баллистической капсулой?
Материалы конструкции и теплозащиты.
Почему выбран способ посадки капсулы на парашютной системе? Можно ли
Как Вы рассчитали траекторию спуска капсулы и её аэродинамические
характеристики? Как проводился расчёт величины тепловых потоков и
Поясните метод определения теоретической массы капсулы с
использованием статистических данных?
ДП по СА класса «НЕСУЩИЙ КОРПУС»
Почему СА класса «несущий корпус» считаются перспективным направлением
при разработке капсульных аппаратов?
Как изменяется траектория спуска СА НК по сравнению с СА класса
Какие манёвры осуществляет СА класса НК?
Материалы конструкции и тепловой защиты.
Какие перспективные методы посадки космических аппаратов Вы знаете?
Особенность компоновки кресел экипажа в СА НК.
Как Вы рассчитывали аэродинамические характеристики своего аппарата?
Расскажите о компоновочной схеме своего аппарата.

Миненко, Лебедев, Мухамедов.Вопросы экзаменационные.doc

В О П Р О С Ы Д Л Я П О Д Г О Т О В К И К Э К З А М Е Н У
Проектирование космических аппаратов
Автор: Лебедев Г.В. Миненко В.Е. Мухамедов Л.П.
Кафедра СМ-1 «Космические аппараты и ракеты-носители»
Контур управления полетом.
Классификация средств посадки ПКА. Сравнительная оценка различных
вариантов средств вертикальной посадки.
Бортовой комплекс управления (БКУ). Укрупненный состав БКУ ОК «Буран».
Парашютно-реактивная система посадки. Состав назначение основных
элементов комплекса средств посадки. Принципы резервирования. Выбор
оптимальной скорости снижения на основном парашюте.
Наземный комплекс управления (НКУ). Состав назначение основных
Двигатели торможения парашютно-реактивной системы посадки СА. Проектная
методика определения основных параметров. Размещение двигателей торможения
Схема полета назначение и содержание.
Парашютная система. Состав и назначение основных элементов.
Резервирование. Основные проектные параметры. Размещение парашютной системы
Программа полета. Общий план полёта (ОПП).
Автоматика комплекса средств посадки парашютно-реактивного типа. Состав
и назначение основных элементов. Режимы функционирования.
Программа работы бортовых систем (ПРБС) при реализации типовых полётных
операций. Каталог (описание) режимов бортовых систем.
Внешнее посадочное устройство. Копровые испытания СА цели и порядок
проведения испытаний.
Структура РКК. Проектная документация по сопряжению составных частей
Физиологические ограничения по статическим и ударным нагрузкам на
человека. Амортизационное кресло космонавта.
Анализ нештатных и аварийных ситуаций. Основные задачи анализа.
Классификация нештатных ситуаций и критичных элементов
Анализ контакта корпуса СА с грунтом. Физиологические ограничения при
Типовая полетная операция (ТПО). Условия завершения и перехода к
Методика расчета эффективности комплекса средств посадки парашютно-
Анализ реальных аварийных ситуаций имевших место при пусках ракет-
Режимы функционирования КСП парашютно-реактивного типа (включая порядок
работы парашютной системы). Условия наполнения парашютной системы.
Факторы опасности при разрушении ракеты-носителя. Ударная волна.
Тротиловый эквивалент при взрыве РН.
Реактивная система вертикальной посадки. Состав и режимы работы. Выбор
Критерии (параметры) аварийности РКК на участке выведения.
Спуск ОК с большим аэродинамическим качеством. Основные этапы спуска.
Ограничения при формировании траектории спуска.2
Способы и средства спасения в условиях аварии на старте и на
атмосферном участке траектории выведения.
Органы управления ОК на участке спуска. Структурная схема управления.
Назначение и состав средств катапультирования экипажа. Режимы
Принципы и схема управления при горизонтальной посадке ОК при полете на
высоте менее 20 км. Структура средств управления.
Катапультное кресло. Состав и назначение основных элементов кресла.
Экспериментальная отработка ПКА. Виды испытаний и состав
экспериментальных установок.
Режимы катапультирования. Проектно-баллистический анализ средств
Способ спасения "Отделение и увод спускаемого аппарата с экипажем в
составе отделяемого головного блока" (порядок работы расчетные случаи
состав отделяемого головного блока аэродинамическая компоновка).
Состав эскизного проекта типичного транспортно космического корабля.
Эсктремальные факторы космического полета (перегрузки радиационная
обстановка невесомость вакуум). Особенности конструктивных элементов
работающих в условиях космического полета.
Проектно-конструктивные характеристики космических аппаратов «Восток» и
«Восход». Состав систем массовые геометрические характеристики. Результаты
реализации программы.
Критерии выбора общей компоновочной схемы космических аппаратов и
спускаемых аппаратов.
Комплекс средств посадки спускаемого аппарата класса «Союз» состав
средств основные характеристики парашютной системы.
Проектно-конструкцтивные характеристики космического аппарата «Меркурий».
Состав систем массовые характеристики система теплозащиты.
Цели и задачи проектирования. Технические документы (ТЗ основные
положения технические предложения эскизный проект рабочий проект).
Проектно-конструктивные характеристики космического аппарата «Джеминай».
Комплекс средств посадки схема теплозащиты.
Условия эксплуатации космического аппарата на этапе транспортировки
выведения на орбиту и в орбитальном полете.
Особенности теплозащиты спускаемых аппаратов (на примере спускаемого
аппарата «Союз»). Используемые материалы принцип конструирования пакета
теплозащитных материалов.
Принципы системного подхода к проектированию сложных технических систем.
Взаимосвязь этапов проектирования.
Проектно-конструктивные характеристики космического корабля «Союз».
Общая компоновочная схема корабля. Состав отсеков.
Особенности космического корабля «Союз-ТМ». Состав систем отсеки
основные характеристики.
Механизм управления спускаемого аппарата класса «Союз» на участке
спуска. Аэродинамическое качество исполнительные органы схема действующих
сил на спускаемый аппарат.
Проектно-конструктивные характеристики космического корабля «Аполлон».
Схема посадки силовая схема.
Исторические этапы разработки научно-технических программ и исследований
Классифкация космических объектов. Основные понятия и принципы. Примеры
классификации из области космической техники.
Проектно-конструктивные характеристики аппаратов схемы «несущий корпус»
Система критериев как необходимый элемент для проведения анализа
альтернативных схем аппаратов.
Баллистические траектории входа космического аппарата в атмосферу.
Подготовка исходных данных для расчёта. Система уравнений.
Проектно-конструктивные характеристики баллистических капсул для спуска
с орбиты полезной нагрузки.
Особенности проектирования кабины пилота спускаемого аппарата.
Эргономические проблемы. Принципы компоновки кабины экипажа.
Проектно-конструктивные особенности баллистической капсулы «Радуга».
Особенности расчёта массовых и центровочных характеристик космического
Особенности расчёта аэродинамических характеристик спускаемых аппаратов.
Ньютонианская теория обтекания.
Выбор компоновочной схемы типичного транспортного космического аппарата.
Проектно-компоновочная схема бытового отсека объекта «Союз».
Выбор основных геометрических параметров спускаемого аппарата на
начальном этапе проектирования. Состав систем статистический анализ
конструктивных характеристик.
Управляемые траектории движения в атмосфере спускаемого аппарата класса
Особенности парашютно-реактивной посадки спускаемого аппарата. Состав
системы. Схема работы на примере спускаемого аппарата «Союз».
Условия эксплуатации космического аппарата на этапе работы комплекса
Работа системы теплозащиты на участке спуска в атмосфере. Схема
распределения тепловых потоков на поверхности спускаемого аппарата.
Схема действия сил на участке спуска в атмосфере.
Особенности проектирования аэрокосмических аппаратов схемы «несущий
корпус». Области использования аппаратов. Схема посадки и управления на
Конструктивные особенности силовой схемы спускаемого аппарата «Союз».
Применяемые материалы основные силовые элементы массовые характеристики.
Проектно-конструктивные характеристики возвращаемой капсулы «Радуга».
Состав систем типичного космического спускаемого аппарата.
Особенности обслуживания спускаемого аппарата на месте посадки.
Аварийно-спасательные капсулы для экипажа космической станции.
Система исполнительных органов спускаемого аппарата.
Системотехника. Методика и стадии функционально-структурного
проектирования объектов ракетно-космической техники.
Проектно-конструктивные характеристики аэрокосмического аппарата
Экономические аспекты проектирования космических аппаратов. Взаимосвязь
массово-габаритных и экономических характеристик.
Порядок определения основных проектных характеристик космических
Проектно-конструктивные характеристики космического аппарата «Крузер».
Статистические методы проектно-массового анализа на стадии эскизного
проектирования космических аппаратов и капсул.
Особенности посадки спускаемого аппарата на водную поверхность. Влияние
условий эксплуатации спускаемого аппарата на проектные характеристики
систем и конструкции.
Общая компоновочная схема космического корабля «Союз».
Особенности компоновки и конструкции спускаемых аппаратов США
(«Меркурий» «Джеминай» «Аполлон».
Взаимосвязь аэродинамической формы и посадочных характеристик аппарата.
Порядок определения массовых габаритных и инерционных характеристик
аэрокосмического аппарата.
Система обеспечения жизнедеятельности космического аппарата.
Парашютно-реактивная система осадки спускаемого аппарата. Состав
элементов основные характеристики отработка.
Сравнительные критерии при выборе проектных параметров аэрокосмического
Эргономика. Принцип компоновки спускаемого аппарата класса «Союз».
Размещение органов управления. Организация рабочего места космонавта.
Нагрузки на спускаемый аппарат. Аэродинамические нагрузки
сосредоточенные усилия. Вибрации и акустические нагрузки.
Состав аппаратуры и массовая сводка типичного спускаемого аппарата.
Классификация компоновочных схем космических транспортных аппаратов
Системы отделения конструктивных элементов космического аппарата.
Принципы компоновки и отработки.
Особенности баллистических спускаемых аппаратов.
Методология проектирования аэрокосмических аппаратов и капсул.
Силовая схема и конструктивные особенности спускаемого аппарата «Союз».
Перспеетивы использования малоразмерных космических аппаратов и капсул.
Марсианскийпосадочный аппарата. Схема полета состав отсеков
особенность компоновки и конструкции.
Выбор формы аэрокосмического аппарата для входа в атмосферу Земли с
гиперболическими скоростями после завершения марсианской экспедиции.
Порядок подготовки исходных данных для проведения баллистического
Состав систем и агрегатов типичного пилотируемого космического аппарата.
Массовые и объемные характеристики. Особенности выбора характеристик
полезного груза и балансировочного груза.
Особенности аэродинамической формы аппаратов «скользящего» спуска.
Определение объемного КПД (коэффициента заполнения) критериев центровочной
эффективности спускаемых аппаратов.
Методика расчёта тепловых потоков и температур в критической точке
спускаемого аппарата.
Тормозные двигательные установки для схода космического корабля с
орбиты. Расчёт потребного импульса. Обеспечение заданного угла входа в
Сравнительные характеристики космических аппаратов с различными типами
комплексов средств посадки.
Рациональная система энергопитания спускаемого аппарата капсульного

Схема 3.frw

Экзаменационные билеты.doc

Федеральное агентство по образованию
Государственное образовательное учреждение высшего профессионального
«Московский государственный технический университет им. Н.Э.Баумана»
(МГТУ им. Н.Э.Баумана)
ЭКЗАМЕНАЦИОННЫЙ БИЛЕТ №1
По курсу «Проектирование космических аппаратов»
Состав эскизного проекта типичного транспортного космического корабля.
Экстремальные факторы космического полета (перегрузки радиационная
обстановка невесомость вакуум). Особенности конструктивных элементов
работающих в условиях космического полёта.
Определите тепловой режим лобового теплозащитного экрана СА. VВХ = 6500
мсек Н = 50 км R0 = 2.5 м [pic]= 0.8. Режим обтекания – ламинарный.
Билет рассмотрен и утверждён на заседании кафедры 11 ноября 2016 года
ЭКЗАМЕНАЦИОННЫЙ БИЛЕТ №2
Критерии выбора общей компоновочной схемы космических аппаратов и
спускаемых аппаратов.
Комплекс средств посадки спускаемого аппарата класса «Союз» состав
средств основные характеристики парашютной системы.
Определите тепловой режим лобового теплозащитного экрана СА. VВХ = 5000
мсек Н = 40 км R0 = 3 м [pic]= 0.8. Режим обтекания – турбулентный.
Билет рассмотрен и утверждён на заседании кафедры 11 ноября 2016
ЭКЗАМЕНАЦИОННЫЙ БИЛЕТ №3
Цели и задачи проектирования. Технические документы (техническое
задание основные положения технические предложения эскизный проект
Условия эксплуатации космического аппарата на этапе транспортировки
выведения на орбиту и в орбитальном полете.
Проектно-конструктивные характеристики космического аппарата
«Джеминай». Комплекс средств посадки схема теплозащиты.
ЭКЗАМЕНАЦИОННЫЙ БИЛЕТ №4
Особенности теплозащиты спускаемых аппаратов (на примере спускаемого
аппарата «Союз»). Используемые материалы принцип конструирования пакета
теплозащитных материалов.
Принципы системного подхода к проектированию сложных технических
систем. Взаимосвязь этапов проектирования.
Проектно - конструктивные характеристики космического корабля «Союз».
Общая компоновочная схема корабля. Состав отсеков.
Билет рассмотрен и утверждён на заседании кафедры 11 ноября 2016года
ЭКЗАМЕНАЦИОННЫЙ БИЛЕТ №5
Особенности космического корабля «Союз – ТМ». Состав систем отсеки
основные характеристики.
Механизм управления спускаемого аппарата класса «Союз» на участке
спуска. Аэродинамическое качество исполнительные органы схема
действующих сил на спускаемый аппарат.
Определите тепловой режим лобового теплозащитного экрана СА.
VВХ = 6000 мсек Н = 35 км R0 = 0.5 м [pic]= 0.82. Режим обтекания –
ЭКЗАМЕНАЦИОННЫЙ БИЛЕТ №6
Исторические этапы разработки научно-технических программ и
исследований в космонавтике.
Классификация космических объектов. Основные понятия и принципы.
Примеры классификации из области космической техники.
Определите тепловой режим сферического носка ракетоплана.
VВХ = 5500 мсек Н = 40 км R0 = 0.5 м [pic]= 0.8. Режим обтекания –
ЭКЗАМЕНАЦИОННЫЙ БИЛЕТ №7
Система критериев как необходимый элемент для проведения анализа
альтернативных схем аппаратов.
Баллистические траектории входа космического аппарата в атмосферу.
Подготовка исходных данных для расчета. Система уравнений.
Проектно - конструктивные характеристики баллистических капсул для
спуска с орбиты полезной нагрузки.
ЭКЗАМЕНАЦИОННЫЙ БИЛЕТ №8
Особенности проектирования кабины пилота спускаемого аппарата.
Эргономические проблемы. Принципы компоновки кабины экипажа. Поза
максимальной переносимости перегрузок на участке спуска.
Особенности расчёта массовых и центровочных характеристик космического
аппарата. Массовые и центровочные критерии.
Проектно-конструктивные особенности баллистической капсулы «Радуга».
ЭКЗАМЕНАЦИОННЫЙ БИЛЕТ №9
Особенности расчёта аэродинамических характеристик спускаемых
аппаратов. Ньютонианская теория обтекания. Понятие о скоростной и
связанной системе координат.
Выбор компоновочной схемы типичного транспортного космического
аппарата. Четыре типа компоновочных схем спускаемых аппаратов.
Проектно-компоновочная схема бытового отсека объекта «Союз».
ЭКЗАМЕНАЦИОННЫЙ БИЛЕТ №10
Выбор основных геометрических параметров спускаемого аппарата на
начальном этапе проектирования. Состав систем статистический анализ
конструктивных характеристик.
Управляемые траектории движения в атмосфере спускаемого аппарата класса
«Союз». Перегрузочные режимы спуска. Методы управления траекторией.
Особенности парашютно-реактивной посадки спускаемого аппарата. Состав
системы. Схема работы на примере спускаемого аппарата «Союз».
ЭКЗАМЕНАЦИОННЫЙ БИЛЕТ №11
Условия эксплуатации космического аппарата на этапе работы комплекса
средств посадки. Перегрузочные режимы на участке парашютирования и при
Работа системы теплозащиты на участке спуска в атмосфере. Схема
распределения тепловых потоков на поверхности спускаемого аппарата.
Схема действия сил на участке спуска в атмосфере.
ЭКЗАМЕНАЦИОННЫЙ БИЛЕТ №12
Особенности проектирования аэрокосмических аппаратов схемы «несущий
корпус». Области использования аппаратов. Схема посадки и управления на
Конструктивные особенности силовой схемы спускаемого аппарата «Союз».
Применяемые материалы основные силовые элементы массовые
характеристики конструкции.
Проектно-конструктивные характеристики возвращаемой капсулы «Радуга».
ЭКЗАМЕНАЦИОННЫЙ БИЛЕТ №13
Состав систем типичного космического спускаемого аппарата.
Особенности обслуживания спускаемого аппарата на месте посадки.
Нарисуйте схему действия аэродинамических сил на СА класса «Союз» и
определите координаты центра масс СА (ХТ YТ)
[pic]БАЛ =250 Cd = 0.8 CYa=0.4 CXa=1.2 ΔCdx =2%.
ЭКЗАМЕНАЦИОННЫЙ БИЛЕТ №14
Система исполнительных органов спускаемого аппарата. Используемые
топливные компоненты.
Системотехника. Методика и стадии функционально-структурного
проектирования объектов ракетно-космической техники.
. Нарисуйте схему действия аэродинамических сил на СА класса «Аполлон»
и определите координаты центра масс СА (ХТ YТ)
[pic]БАЛ =200 Cd = 1.1 CYa=0.75 CXa=1.5 ΔCdx =1%.
ЭКЗАМЕНАЦИОННЫЙ БИЛЕТ №15
Экономические аспекты проектирования космических аппаратов. Взаимосвязь
массово-габаритных и экономических характеристик.
Порядок определения основных проектных характеристик космических
аппаратов. Функциональные группы систем.
Нарисуйте схему действия аэродинамических сил на СА класса «несущий
корпус» и определите координаты центра масс СА (ХТ YТ)
[pic]БАЛ =200 Cd = 0.8 CYa=0.525 CXa=0.35 ΔCdx =0.5%.
ЭКЗАМЕНАЦИОННЫЙ БИЛЕТ №16
Статистические методы проектно-массового анализа на стадии эскизного
проектирования космических аппаратов и капсул.
Особенности посадки спускаемого аппарата на водную поверхность. Влияние
условий эксплуатации спускаемого аппарата на проектные характеристики
систем и конструкции.
Общая компоновочная схема космического корабля «Союз». Состав отсеков.
ЭКЗАМЕНАЦИОННЫЙ БИЛЕТ №17
Особенности компоновки и конструкции спускаемых аппаратов США
(«Меркурий» «Джеминай» «Аполлон»).
Взаимосвязь аэродинамической формы и посадочных характеристик аппарата.
Порядок определения массовых габаритных и инерционных характеристик
аэрокосмического аппарата.
ЭКЗАМЕНАЦИОННЫЙ БИЛЕТ №18
Система обеспечения жизнедеятельности космического аппарата.
Парашютно-реактивная система посадки спускаемого аппарата. Состав
элементов основные характеристики отработка.
Сравнительные критерии при выборе проектных параметров аэрокосмического
ЭКЗАМЕНАЦИОННЫЙ БИЛЕТ №19
Эргономика. Принцип компоновки спускаемого аппарата класса «Союз».
Размещение органов управления. Организация рабочего места космонавта.
Нагрузки на спускаемый аппарат. Аэродинамические нагрузки
сосредоточенные усилия. Вибрации и акустические нагрузки.
Состав аппаратуры и массовая сводка типичного спускаемого аппарата.
ЭКЗАМЕНАЦИОННЫЙ БИЛЕТ №20
Классификация компоновочных схем космических транспортных аппаратов
Системы отделения конструктивных элементов космического аппарата.
Принципы компоновки и отработки.
Особенности баллистических спускаемых аппаратов и капсул.
ЭКЗАМЕНАЦИОННЫЙ БИЛЕТ №21
Методология проектирования аэрокосмических аппаратов и капсул. Порядок
проведения проектно-исследовательских работ.
Силовая схема и конструктивные особенности спускаемого аппарата «Союз».
Перспективы использования малоразмерных космических аппаратов и капсул.
ЭКЗАМЕНАЦИОННЫЙ БИЛЕТ №22
Марсианский посадочный аппарат. Схема полета состав отсеков
особенность компоновки и конструкции.
Выбор формы аэрокосмического аппарата для входа в атмосферу Земли
с гиперболическими скоростями после завершения марсианской
Порядок подготовки исходных данных для проведения баллистического
расчёта. Перегрузки в процессе баллистического и управляемого спуска.
ЭКЗАМЕНАЦИОННЫЙ БИЛЕТ №23
Состав систем и агрегатов типичного пилотируемого космического
аппарата. Массовые и объёмные характеристики.
Особенности выбора характеристик полезного груза и балансировочного груза.
Методика расчёта тепловых потоков и температур в критической точке
спускаемого аппарата. Ламинарный и турбулентный режим.
Особенности аэродинамической формы аппаратов «скользящего» спуска.
Определение объёмного КПД (коэффициента заполнения) критериев центровочной
эффективности спускаемых аппаратов массовых критериев.
ЭКЗАМЕНАЦИОННЫЙ БИЛЕТ №24
Тормозные двигательные установки для схода космического корабля с
орбиты. Расчёт потребного импульса. Обеспечение заданного угла входа в
Сравнительные характеристики космических аппаратов с различными типами
комплексов средств посадки. Состав ПРСП СА класса «Союз».
корпус» и определите координаты центра масс СА (ХТ YТ) и
аэродинамическое качество аппарата.
[pic]БАЛ =150 Cd = 0.7 CYa=0.42 CXa=0.35 ΔCdx =0.5%.

Лекции. Проверочные вопросы по темам для 4 курса.doc

Вопросы к лекциям для 4 курса.
Вопросы для проверки по теме «История развития РК техники»
Охарактеризуйте основные этапы развития ракетно-космической техники.
Роль К.Э.Циолковского в космонавтике и ракетостроении.
Напомните эпохальные достижения советской космонавтики.
Первая высадка человека на Луну. Американская программа «Аполлон».
С.П.Королёв – основоположник практической космонавтики.
Вопросы для проверки по теме «Классификация»
Роль научной классификации в развитии космической техники.
Методы построения систем классификации.
Связь классификации и системотехники.
Особенности классификации объектов космической техники.
Классификационное распределение спускаемых аппаратов по основным
признакам (аэродинамическая форма планета назначения многоразовость
использования принцип построения комплекса средств посадки скорости
входа в атмосферу планеты).
Сравнительные проектные характеристики основных классификационных типов
аэрокосмических аппаратов.
Рациональные типы СА для различных диапазонов скоростей входа в
Вопросы для проверки по теме «Схемы ТКК и СА»
Взаимосвязь аэродинамической формы спускаемого аппарата и общей
компоновочной схемы транспортного космического корабля.
Требования к ТКК со стороны средства выведения на орбиту.
Состав отсеков ТКК с СА капсульного тина класса «Союз».
Особенности компоновки отсеков ТКК с СА класса «несущий корпус».
Сравнительные оценки схем транспортных космических кораблей «Союз» и
Вопросы для проверки по теме «Условия эксплуатации»
Условия эксплуатации – важнейший документ эскизного проекта по
транспортному космическому кораблю.
Нагрузки и силовые факторы в условиях эксплуатации ТКК.
Тепловые режимы эксплуатации космических объектов по этапам полёта.
Влияние невесомости на условия эксплуатации систем и агрегатов ТКК.
Обеспечение надёжности работы систем ТКК в условиях глубокого вакуума.
Электромагнитная совместимость систем ТКК.
Особенности условий эксплуатации СА на участке работы комплекса средств
Вопросы для проверки по теме «Массовый анализ»
Лимитная массовая сводка – исходный проектный документ по космическому
Функциональные группы систем – основа проектног8о массового анализа
космических аппаратов.
Взаимосвязь массовых и объёмных характеристик космических аппаратов.
Массовые и центровочные характеристики спускаемых аппаратов капсульного
Объёмно-массовые оценки характеристик спускаемого аппарата при
формировании массовой и объёмной сводки спускаемого аппарата.
Пятая функциональная группа и её роль в формировании массовых
зависимостей по ТКК.
Особенности компоновки полезной нагрузки СА и её роль в регулировании
массово-центровочных характеристик.
Вопросы для проверки по теме «Системотехника»
Основные понятия в системотехнике. Большая система.
Макропроектирование. Подходы и методы по вопросам внешнего
проектирования сложных (больших) систем.
Схема процесса проектирования сложной системы. Этапы жизненного цикла
Понятия о структурности иерархичности и множественности описания
Системный подход как направление методологии исследования сложных
Основные принципы системотехнического анализа. Иерархичность
этапность альтернативность критериальность оценки решений.
Системотехническая диаграмма процесса разработки ТКК.
Элементы решения системотехнической задачи.
Вопросы для проверки по теме «Критерии оценки»
Комплекс проектных критериев – необходимый элемент решения
системотехнической задачи.
Основные типы сравнительных критериев. Уровень иерархичности критерия.
СА с точки зрения критериальной оценки.
Критериальная оценка аэрокосмических аппаратов на начальном этапе
проектного выбора аэродинамической формы.
Массовые критерии оценки эффективности спускаемых аппаратов.
Критериальные оценки вариантов малоразмерных капсульных баллистических
Критерий объёмной эффективности СА – коэффициент заполнения формы
Центровочные критерии капсульных СА.
Вопросы для проверки по теме «Эргономика»
Эргономические проблемы проектирования космических аппаратов.
Рациональная компоновка кабины пилотируемого космического аппарата.
Эргономика космического корабля с точки зрения функционирования в
условиях невесомости и разгерметизации.
Роль внешних воздействующих факторов на эргономику ТКК. Акустические и
шумовые условия условия освещённости кабины пилотов. Вибрационные
Перегрузки и температурные условия воздействующие на экипаж и системы
космического корабля. Роль этих условий в осуществлении процессом
управления космическим кораблём.
Газовый состав в кабине космического корабля и его влияние на
физиологические условия эксплуатации ТКК.
Объёмный комфорт кабины экипажа космического корабля. Понятие о
свободном объёме как мере объёмной эффективности кабины экипажа. Связь
свободного объёма с массовой эффективностью СА.
Вопросы для проверки по теме «Этапы разработки»
Функциональные блоки проектной разработки спускаемого аппарата на
стадии формирования технического задания выбора рационального типа СА
оценки аэродинамических характеристик.
Габаритно-массовый анализ основных вариантов СА.
Баллистический анализ условий входа в процессе формирования облика
спускаемого аппарата.
Основные проектные документы выпускаемые при создании космического
Состав эскизного проекта типичного транспортного космического корабля.
Процесс проектирования транспортного космического корабля.
Вопросы для проверки по теме «ТКК СОЮЗ»
Состав и назначение отсеков ТКК «Союз».
Основные проектные характеристики ТКК «Союз».
Программа работы и нагрузки на отсеки ТКК «Союз».
Тепловой режим спускаемого аппарата ТКК «Союз».
Схема действия сил на СА ТКК «Союз» и условия размещения экипажа.
Конструкционные и теплозащитные материалы используемые для создания
Массовые характеристики отсеков ТКК «Союз». Характеристики основных
Вопросы для проверки по теме «Комплекс средств посадки»
Классификация комплексов средств посадки космических аппаратов.
Основные характеристики.
Парашютно-реактивная система посадки капсульных спускаемых аппаратов
класса «Союз». Основные характеристики преимущества и недостатки.
Расчёт двигателей мягкой посадки для СА капсульного типа.
Варианты компоновок парашютных систем в СА капсульного типа.
Возможности аэродромной посадки для аппаратов крылатой схемы.
«Холодное» и «горячее» резервирование парашютных систем.
Массовые характеристики парашютно-реактивных систем.
Оптимум массовых характеристик системы «ПС+ДМП» при спуске беспилотных
Вопросы для проверки по теме «Аэродинамический анализ»
Аэродинамические силы и моменты действующие на СА в полёте.
Расчёт аэродинамических характеристик СА на гиперзвуковых скоростях по
Связанная и скоростная система координат. Определение аэродинамических
коэффициентов элементов поверхности аппарата в связанной и скоростной
системе координат. Аэродинамическое качество аппарата.
Определение центра давления СА. Диаграмма действия аэродинамических
сил. Оптимальное расположение кресел космонавтов в спускаемом аппарате.
Газодинамика обтекания поверхности аппарата. Прямой скачок обтекания.
Расчёт параметров газового потока за косым и прямым скачком обтекания.
Аэродинамические характеристики простейших элементов поверхности
аппарата. Сферический сегмент. Усечённый конус. Цилиндрическая
поверхность. Определение суммарных аэродинамических характеристик
аппарата составной конфигурации.
Сравнительные характеристики спускаемых аппаратов сегментально-
конической конфигурации и аппаратов класса «несущий корпус».
Особенности двух типов форм.
Вопросы для проверки по теме «Баллистический анализ»
Классификация траекторий спуска в атмосфере.
Система уравнений движения СА в атмосфере Земли. Упрощение системы при
решении общепроектных задач создания СА.
Особенности спуска с орбиты Земли. Влияние угла входа в атмосферу на
перегрузочные и тепловые режимы спуска.
Вход в атмосферу Земли со второй космической скоростью после облёта
Луны. Траектории прямого входа и траектории с выходом из атмосферы.
Режимы стационарного планирования ракетоплана. Связь скоростного режима
с аэродинамическими и массовыми характеристиками аппарата.
Приближённые методы оценки баллистических траекторий входа в атмосферу
(перегрузки дальность тепловые режимы).
Влияние аэродинамического качества на боковой маневр в атмосфере при
входе с первой космической скоростью.
Методы управления траекторией спуска. Особенности управления изменением
крена и угла тангажа аппарата.
Вопросы для проверки по теме «Система теплозащиты»
Анализ работы теплозащитных систем возвращающихся космических
Пассивные и активные системы теплозащиты. Использование абляционных
материалов. Система охлаждения ответственных элементов конструкции.
Радиационная система теплозащиты. Особенность конструктивного
выполнения схемы с радиационными экранами.
Номенклатура используемых теплозащитных материалов и жаростойких
сплавов в современной космической технике.
Инженерные методы определения величин тепловых потоков и температур
поверхности космических спускаемых аппаратов. Метод Кемпа и Ридделла
для оценки теплового режима сферического затупления.
Расчёт прогрева пакета теплозащитного покрытия СА на участке спуска.
Массовые характеристики систем теплозащиты СА класса «Союз».
Вопросы для проверки по теме «Конструктивные материалы»
Теплозащитные и теплоизоляционные материалы. Современные композитные
Характеристики современных титановых материалов.
Конструкционные материалы используемые в современной
космической технике.
Современные алюминиевые сплавы в конструкции ТКК «Союз».
Высокопрочные стали и сплавы.
Прочностной анализ конструкционных материалов.
Вопросы для проверки к теме « Спускаемые аппараты»
Особенности спускаемых аппаратов скользящего спуска. Сравнение с
баллистическими аппаратами.
Основные предпосылки выбора схем СА скользящего спуска. Их
положительные и отрицательные особенности.
Формообразующие параметры аэродинамической формы спускаемого аппарата
скользящего спуска класса «Союз».
Диаграмма аэродинамических сил воздействующих на СА в процессе спуска.
Базовый вариант спускаемого аппарата при проведении проектных
Статистический анализ массовых и габаритных характеристик спускаемых
аппаратов класса «Союз» и «Аполлон».
Возможные пути модернизации спускаемого аппарата скользящего спуска
Вопросы для проверки по теме «Возвращаемые капсулы»
Малоразмерные баллистические капсулы.
Методология выбора рационального облика баллистических капсул.
Проектные особенности капсулы «Радуга».
Возвращаемые маневрирующие капсулы и малоразмерные транспортные
исследовательские аппараты.
Пути совершенствования аэрокосмических малоразмерных капсул.
Вопросы для проверки по теме «СА класса несущий корпус»
Особенность аэрокосмических аппаратов класса «несущий корпус» и их
место в системе квалификации спускаемых аппаратов.
Проектные исследования по аппаратам класса «несущий корпус» в США по
Аэродинамические характеристики аппаратов и возможность их
перспективного воплощения в космических программах.
Аппарат класса «несущий корпус» в схеме ТКК с бытовым и двигательным
Массовые характеристики аппаратов класса «несущий корпус» в широком
диапазоне габаритных размеров.
Особенность комплекса средств посадки аппаратов класса «несущий
корпус» возможность использования перспективных методов посадки
(посадка на аэродром роторная система посадка на турбореактивных
двигателях парашютно-реактивная система посадки).
Сравнительные характеристики спускаемых аппаратов класса «несущий
корпус» и полубаллистических спускаемых аппаратов «скользящего» типа.
Вопросы для проверки по теме «Аппараты класса Гермес»
Разработка ВКС «Гермес». Основные этапы разработки программы.
Технические характеристики аппарата.
Проект перспективного транспортного корабля «Хотол» фирмы «Бритиш
аэроспейс». Основные проектные характеристики. Особенности
многорежимной двигательной установки.
Проект «Зенгер» фирмы «МББ» ФРГ.
Проект МАКС Генерального конструктора Лозино-Лозинского.
Сравнительные характеристики крылатых аппаратов типа «Гермес» и
большеразмерных возвращаемых аппаратов класса «Спейс Шаттл» и «Буран».
Вопросы для проверки по теме «Лунная программа»
Основные характеристики Луны. Проблемы решаемые при создании проекта
лунного экспедиционного комплекса.
Характеристики космических аппаратов «Зонд» и «Аполлон».
Перспективные разработки по космическим аппаратам лунной экспедиции.
Типичные формы спускаемых аппаратов входящих в атмосферу при
возвращении со второй космической скоростью.
Проблемы организации лунной базы.
Вопросы для проверки по теме «Марсианская программа»
Проблемы разработки марсианского экспедиционного комплекса.
Типовые компоновки марсианского посадочного корабля.
Состав марсианского посадочного корабля. Характеристики марсианской
Траектории полёта к Марсу. Использование гравитационного поля Венеры.
Проблема реализации спуска в марсианской атмосфере и посадки на
Вопросы для проверки по теме «СА ГДС»
Особенности характеристик СА гиперболического диапазона скоростей
спуска. Аэродинамические особенности формы.
Тепловой режим спуска СА ГДС. Лучистые тепловые потоки к поверхности
Баллистика спуска СА ГДС после возвращения из марсианской экспедиции.
Переносимость перегрузок.
Типичные методы управления СА ГДС на атмосферном участке спуска.
Сравнительные массовые характеристики СА ГДС.
Вопросы для проверки по теме «Методология проектирования»
Проблема выбора основных проектных параметров СА на начальной стадии
Формообразующие параметры идеализированной модели СА.
Основные базовые исходные данные при проектировании спускаемого
Системотехнические принципы проектирования спускаемого аппарата.
Базовая модель проектируемого аэрокосмического аппарата.
Функциональные группы систем при формировании массовой сводки
Формирование проектных требований к полезному грузу СА.
Функциональные блоки проведения проектной разработки спускаемого

Схема 4.frw

Пособие по ДР 3 по блокам.doc

Миненко В.Е. Белкина Г.Е. Якушев А.Г.
Исследование проектных характеристик
аэрокосмических аппаратов капсульного типа.
(Пособие по выполнению курсовой работы в соответствии с программой
дисциплины «Проектирование и конструирование крупногабаритных космических
Кафедра СМ-1 МГТУ им. Н.Э.Баумана
Пособие базируется на материалах лекций читаемых в МГТУ им. Н.Э.Баумана и
на материалах отечественных и зарубежных источников опубликованных в
открытой печати. Учебное пособие предлагается к использованию при
выполнении курсовых работ студентов при проведении проектных работ по
аэрокосмическим аппаратам капсульного типа известными аналогами которых
являются спускаемые аппараты класса «Союз» «Аполлон» и целый ряд
проектируемых летательных аппаратов класса «несущий корпус» - бескрылых
аппаратов капсульного типа.
Известно что аэрокосмические аппараты работающие в двух средах - в
космическом пространстве и в атмосфере планеты являются наиболее сложными
и ответственными объектами космической техники воплощение которых в
реальное изделие связано с преодолением больших научно-технических
трудностей. Проблемы решаемые в процессе проектирования и реального
воплощения изделия относятся к таким областям науки и техники как
аэрогазодинамика теплообмен баллистика строительная механика и
прочность материаловедение и т.д.
Студент выполняющий курсовую работу или курсовой проект знакомится с
основами процесса проектирования и методами исследований аэрокосмических
аппаратов получает представление о взаимосвязи основных характеристик
аппарата с наиболее существенными факторами влияния на его конструктивно-
компоновочную схему.
В методологических материалах использованы статистические данные по ряду
отечественных и зарубежных спускаемых аппаратов и капсул. Применение
методики предлагаемой в настоящем пособии подтверждено практикой
инженерного проектирования аэрокосмических аппаратов самого разного
назначения. В настоящем пособии предлагаются простейшие инженерные
методики по расчёту аэродинамических характеристик исследуемых в курсовой
работе вариантов аэрокосмических аппаратов по расчёту баллистики и
теплообмена. Приводятся вспомогательные материалы для оценки геометрических
характеристик аппаратов для расчёта моментов инерции и определения
координат центра масс исследуемого в курсовой работе варианта аппарата. В
пособии приводятся массовые характеристики ряда типичных аэрокосмических
аппаратов позволяющие учащемуся сформировать лимитную объёмно-массовую
сводку исследуемого аппарата и определить его основные проектные
Введение. Порядок проведения исследования аппарата капсульного типа.
Блок №1. Назначение аппарата.
Блок №2. Объёмно-габаритный анализ аэродинамической формы
аэрокосмического аппарата.
Эскизы типовых форм спускаемых аппаратов капсульного типа.
Объёмный КПД формы (коэффициент заполнения).
Расчёт геометрических параметров спускаемых аппаратов и капсул.
Блок №3. Выбор аэродинамической формы аэрокосмического аппарата.
Расчёт аэродинамических характеристик.
Расчёт аэродинамических характеристик аэрокосмических аппаратов.
Элементы летательных аппаратов.
Блок №4. Построение эпюры действующих аэродинамических сил.
Диаграмма действующих аэродинамических сил и её использование при
компоновке рабочего места космонавтов.
Определение координат центра масс аппарата.
Расчёт центровочных критериев.
Выбор схемы установки кресел экипажа в кабине аппарата.
Блок №5. Проектный массовый анализ.
Состав систем. Массовая и объёмная сводка аппарата.
Функциональные группы систем и конструктивных элементов аппарата.
Обобщённые массовые и объёмные характеристики аэрокосмических
Блок №6. Баллистика.
Подготовка исходных данных для баллистического расчёта.
Блок №8. Расчёт теплового режима поверхности аппарата. Тепловые
потоки и температуры. Выбор теплозащитных материалов.
Расчёт моментов инерции спускаемого аппарата
Блок №9. Расчёт двигателей мягкой посадки (ДМП) спускаемого
Блок №10. Расчёт системы торможения для схода с орбиты ИСЗ
транспортного космического корабля.
Блок № 11. Анализ конструкционных и теплозащитных материалов
Проблемы решаемые при проектировании космического аппарата а тем более
аппарата входящего в атмосферу и совершающего посадку с экипажем на борту
достаточно сложны. Коллективы инженеров-исследователей решают эти проблемы
специализируясь в различных областях техники. Инженеры занимающиеся общими
вопросами проектирования должны прекрасно разбираться во всех областях
техники определяющих проектный облик космического аппарата принимать
участие во всех исследованиях занимаясь взаимным согласованием проектных
вопросов между подразделениями предприятия где проводятся расчётные и
конструкторские работы по аппарату.
В выполняемой учащимися курсовой работе предлагается схематичное выполнение
такого комплекса расчётных и проектных работ который в наибольшей степени
отражает реальный порядок исследований проводимых по аэрокосмическому
капсульному аппарату на начальной стадии проектной разработки.
Учащийся выполняющий курсовую работу по выбору основных проектных
параметров аэрокосмического аппарата фактически знакомится в общих чертах
с основными этапами проектирования изделий космической техники и не имея
опыта проектной работы должен использовать статистические данные по
основным системам и конструкции аппаратов полученные по результатам
разработки реально существующих аппаратов. При реальной разработке аппарата
его выходные характеристики являются результатом многолетней работы
большого коллектива специалистов конструкторского бюро.
Естественно в процессе выполнения курсовой работы учащийся в достаточно
упрощённой форме знакомится с принципиальными вопросами проектирования
аэрокосмических аппаратов на примере капсульных спускаемых аппаратов класса
«Союз» «несущий корпус» и других схем. Учащийся определяет основные
габаритно-массовые центровочные инерционные характеристики по
предлагаемому варианту аппарата его аэродинамические баллистические и
тепловые характеристики.
Знакомится с приборным составом аппарата определяет рациональность
применения того или иного типа комплекса средств посадки и т.д.
Сложность и комплексность задачи проектирования спускаемого аппарата
представлена на схеме рис.1
Учащийся знакомится с приближенными методами габаритно-массового анализа на
основе статистических зависимостей по реально выполненным космическим
Процесс проектного исследования аэрокосмического аппарата капсульного типа
для индивидуального варианта проводится в курсовой работе выполняемой
студентами параллельно с прослушиваемыми лекциями по основам проектирования
космических аппаратов. В дальнейшем используя уточнённые данные
аэродинамического баллистического и проектно-компоновочного расчётов
характеристики аппаратов циклично уточняются. Достаточно часто в процессе
выполнения домашних курсовых работ курсовых и дипломных проектов а также
при усвоении лекционного материала по проектированию космических аппаратов
учащимся приходится иметь дело с аппаратами класса транспортного
космического пилотируемого корабля «Союз» аэрокосмическая часть которого
представлена спускаемым аппаратом капсульного типа (бескрылым аппаратом)
обладающим небольшим аэродинамическим качеством.
Выполняя курсовую работу по выбору и обоснованию проектных характеристик
формы спускаемого аппарата нельзя конечно провести полный цикл
стандартных проектных работ начального этапа включая исследования
альтернативных схем аэрокосмических аппаратов ввиду исключительно высокой
трудоёмкости этих проектных работ проводимых квалифицированными
специалистами разных специальностей. Однако общее представление о некоторых
важных процессах проектирования курсовая работа должна дать. В процессе
выполнения курсовой работы студент устанавливает системотехнические
принципы взаимосвязи взаимовлияния отдельных блоков проектирования
очерёдность их выполнения.
При выполнении отдельных разделов (блоков) курсовой работы учащиеся
используют знания приобретённые при изучении ряда технических дисциплин:
математики теоретической механики строительной механики аэродинамики
баллистики теплообмена и т.д.
Результаты работы представляются в виде суммарных итоговых таблиц графиков
Навыки полученные в ходе выполнения курсовой домашней работы позволят в
дальнейшем квалифицированно подойти к курсовому проектированию и работам
следующего семестра. Сюда следует отнести приобретение навыков по
рациональному распределению материала курсовой работы по оформлению
графического материала таблиц текстового материала и т.д. в
В процессе выполнения домашней курсовой работы учащийся знакомится с
некоторыми современными общепринятыми методиками расчёта в области
аэродинамики теплообмена баллистики с расчётом инерционных характеристик
аппаратов. Учащийся использует ряд критериев позволяющих оптимизировать
проектные характеристики аппарата на начальном этапе исследований. В
домашнем задании учащийся с использованием методических разработок
проводит исследование конкретного заданного варианта аэродинамической формы
возвращаемого аппарата капсульного типа.
Оценка габаритно-объёмных характеристик варианта аппарата производится на
основе выполненного теоретического чертежа в дальнейшем используемого при
проведении расчёта аэродинамических и массовых характеристик. Результаты
расчётов представляются в курсовой работе как графически так и в виде
Итоговые результаты выполненной работы учащийся представляет в таблице
делает выводы с анализом отличительных особенностей аппарата и формулирует
предложения по улучшению его характеристик.
Порядок проведения исследования аппарата капсульного типа.
Ввиду большого объёма вычислительной работы процесс выполнения курсовой
работы разбивается на несколько этапов или взаимосвязанных блоков. К ним
можно отнести следующие:
аэрокосмического аппарата. Расчёт объёмного КПД аппарата (коэффициент
Блок №3. Расчёт аэродинамических характеристик аппарата в
гиперзвуковом диапазоне скоростей. Построение графиков
аэродинамических характеристик в заданном диапазоне углов атаки.
Блок №4. Определение координат центра масс аппарата. Построение эпюры
действующих аэродинамических сил. Выбор схемы установки кресел
экипажа в кабине аппарата. Расчёт центровочных критериев.
Блок №5. Проектный массовый анализ. Определение состава приборного
оборудования массовых характеристик конструкции теплозащиты
комплекса средств посадки системы исполнительных органов спуска
балансировочного груза и т.д. Поблочная центровочная сводка.
Блок №6. Инерциальная модель аэрокосмического аппарата. Расчёт
Блок №7. Баллистика спуска аппарата в атмосфере. Подготовка исходных
данных для проведения баллистического расчёта. Расчёт номинальной
траектории спуска. Расчёт траектории СА в режиме баллистического
спуска (режим закрутки вокруг скоростной оси при отказе системы
Блок №8. Расчёт тепловых режимов поверхности аппарата. Тепловые
Блок №9. Выбор схемы установки системы исполнительных органов.
Блок №10. Выбор схемы установки комплекса средств посадки (схема
размещения датчиков двигателей мягкой посадки парашютных систем
аэрокосмического аппарата).
Блок №11. Расчёт двигателей мягкой посадки (ДМП) спускаемого аппарата.
Блок №12. Расчёт системы торможения для схода с орбиты ИСЗ
Практически для основных этапов выполнения курсовой работы учащемуся
предлагаются справочные материалы позволяющие проводить расчёты с
известной экономией времени. Кроме того приводится список литературы для
более углублённой проработки того или иного раздела курсовой работы.
В данном блоке приводятся общие требования к исследуемому аппарату.
Приводятся сведения о задачах выполняемых аппаратом о наличии или
отсутствии экипажа на борту аппарата формулируются требования к
маневренным характеристикам к скоростям входа в атмосферу к полезному
грузу на борту аппарата. Определяется уровень комфортности определяется
тип комплекса средств посадки и т.д. При этом используется материал лекций
по курсу «Проектирование космических аппаратов» и «Основы проектирования
ракетно-космической техники» а также материалы литературных источников
список которых приводится в курсе лекций.
Существенным является классификационная принадлежность аппарата к
пилотируемым или беспилотным объектам а также к объектам осуществляющим
спуск с орбиты искусственного спутника Земли к объектам являющимся
элементами лунного или марсианского экспедиционного комплекса и т.д.
По мере уточнения проектных характеристик аппарата назначение аппарата
может корректироваться например в части характеристик полезной нагрузки
численности экипажа и т.д. В случае необходимости может быть осуществлён
переход к большим или меньшим объёмам спускаемого аппарата.
Задачи решаемые проектируемым аппаратом во многом определяют состав
систем и массовую сводку аппарата. В качестве примера можно сослаться на
требования к аэрокосмическому аппарату капсульного типа например СА
Студент в соответствии с обозначенным вариантом формулирует назначение
аппарата т.е. соотносит его к какому-либо классификационному типу
(пилотируемый аппарат беспилотная капсула лунный или марсианский аппарат
Указанная классификация охватывает с наибольшей полнотой наиболее типичные
аэрокосмические аппараты самых разнообразных форм (баллистические
полубаллистические или «скользящие» аппараты аппараты класса «несущий
корпус» аппараты оборудованные аэродинамическими органами управления и
Так например малоразмерная баллистическая капсула может предназначаться
для возвращения на Землю полезных высокоценных нагрузок небольших габаритов
Назначением аппаратов капсульного типа класса «Союз» (спускаемые аппараты)
является возвращение на Землю экипажа орбитальной космической станции или
космонавтов после завершения межпланетной экспедиции. Указанные назначения
формулируются для аппаратов класса «несущий корпус» а также для других
Помимо скоростей входа в атмосферу в назначении аппарата отмечают также
такие важные требования как численность экипажа на борту спускаемого
аппарата величина аэродинамического качества формы тип комплекса средств
посадки а также другие параметры (точность посадки величина бокового
маневра перегрузочные ограничения автономность аппарата в части средств
обеспечения жизнедеятельности энергопотребления и т.д.). Оговаривая
назначение исследуемого аэрокосмического аппарата учащийся формулирует
требования к типу силовой конструкции и материалам используемым для
изготовления основных силовых элементов конструкции. Указанное
обстоятельство сильно влияет на массовые характеристики конструкции
аппарата. Указывается уровень атмосферного давления в гермокабине аппарата
и состав атмосферы. Учащийся должен сослаться на известные аналоги
исследуемому аппарату. Например указывается что исследуемый аппарат может
принадлежать к спускаемым аппаратам «скользящего» спуска класса «Союз» или
«Аполлон» и т.д. Если аппарат не имеет известных аналогов в реализации а
подобен аппаратам теоретически исследовавшимся в нашей стране или за
рубежом то это обстоятельство также находит отражение при формулировке
назначения аппарата.
В качестве примера приводится формулировка назначения спускаемого
аппарата класса «Союз».
Спускаемый аппарат «скользящего» спуска класса «Союз».
Исследуемый спускаемый аппарат предназначен для возвращения на Землю с
орбиты искусственного спутника Земли экипажа численностью 5 человек.
В СА экипаж располагается на этапе выведения на орбиту при проведении
орбитальных операций (коррекция орбиты стыковка с орбитальной космической
станцией и т.д.) на участке спуска в атмосфере и при посадке
(приземление или приводнение).
В кабине спускаемого аппарата устанавливается возвращаемый полезный груз
массой 200 кг и объёмом 300 литров.
Автономность СА – двое суток.
Комплекс средств посадки – парашютно-реактивная система с «холодным»
резервированием парашютных систем (ОСП и ЗСП).
Максимальная величина аэродинамического качества формы – Кгип = 0.3
Максимальный боковой маневр при спуске с орбиты – Lбок = 40 км.
Основной материал конструкции гермокабины – алюминиево-магниевый сплав
АМг6Т. Рабочее давление в кабине космонавтов – 1 атмосфера.
В СА размещаются системы обеспечивающие спуск аппарата в атмосфере и
процесс посадки а также аппаратура управления космическим кораблем в
условиях полёта по орбите.
Свободный объём кабины экипажа (степень комфортности аппарата) – 0.5
Конструкция теплозащита комплекс средств посадки система исполнительных
органов спуска выполняются для одноразового использования.
Спускаемый аппарат класса «несущий корпус»
орбиты искусственного спутника Земли экипажа численностью 6 человек.
(приземление или приводнение). При этом предусматривается изменение позы
экипажа в амортизированном кресле после аварийного разделения отсеков
(авария на старте или на участке выведения зависание СА на парашютной
системе перед посадкой).
массой 400 кг и объёмом 600 литров.
Автономность СА – трое суток.
Максимальная величина аэродинамического качества формы – Кгип = 1.2.
Максимальный боковой маневр при спуске с орбиты – Lбок = 800 км.
процесс посадки а также аппаратура управления космическим кораблём в
Свободный объём кабины экипажа (степень комфортности аппарата) – 0.6
органов спуска выполняются для одноразового использования. Люк для перехода
в другие отсеки транспортного космического корабля располагается в донной
Возвращаемая баллистическая беспилотная капсула.
Исследуемая возвращаемая баллистическая беспилотная капсула предназначена
для возвращения на Землю с орбиты искусственного спутника Земли полезной
нагрузки массой 300 кг объёмом 400 литров.
Комплекс средств посадки – парашютно-реактивная система нерезервируемая.
Скорость парашютирования перед срабатыванием ДМП – 7мсек. Аэродинамическое
АМг6Т. Рабочее давление в гермоотсеке капсулы – 1 атмосфера. Конструкция
теплозащита и все системы капсулы – одноразовые.
В процессе выполнения работ формируется габаритный теоретический чертёж
аппарата в соответствии с выданным учащемуся вариантом. Образмеряются все
составные части конструктивной схемы. Аппарат расчленяется на составные
элементы и для каждого элемента проводятся необходимые расчётные действия
с целью определения линейных поверхностных и объёмных характеристик.
Приводятся суммарные объёмно-поверхностные характеристики аппарата.
Определяется центр тяжести объёма и центр тяжести поверхности аппарата.
Центр тяжести объёма характеризует компоновочные особенности аппарата.
Центр масс аппаратуры устанавливаемой в гермокабину аппарата
соответствует в основном центру тяжести объёма в то время как центр
тяжести силовой конструкции и теплозащиты характеризуются параметрами
близкими к центру тяжести поверхности. По этим показателям (объёмно-
центровочным критериям) в дальнейшем можно сравнивать варианты исследуемых
форм аппаратов с целью выбора рационального варианта и выработки
мероприятий по совершенствованию проектно-компоновочных характеристик
аппарата. Эти критерии рассматриваются после проведения расчётных работ по
аэродинамике когда формулируются требования к координатам центра масс
Следует иметь в виду что на начальном этапе анализа формы аппарата
особенно аппарата класса «несущий корпус» вполне допустимо представлять
обводы аппарата с помощью ряда простейших геометрических фигур и элементов
например сферических сегментов конусов цилиндров плоскостей и т.д. Опыт
расчётов показал что можно с достаточной точностью описать сложную
конфигурацию корпуса аппарата (ожевальную параболическую и т.д.) с
помощью простейших геометрических фигур. Объёмные и поверхностные
характеристики аппарата используются в дальнейшем для статистического
анализа массовых характеристик аппарата: вычисление суммарной стартовой
массы аппарата первого приближения определение массы конструкции и
теплозащиты комплекса средств посадки балансировочного груза массы
системы исполнительных органов спуска и т.д.
Геометрическая форма и габаритные размеры аппарата определяются в
зависимости от назначения аэрокосмического аппарата: малоразмерная капсула
для спуска с орбиты полезных нагрузок пилотируемый транспортный
космический аппарат большеразмерный аппарат типа марсианского посадочного
Ниже представлены варианты аппаратов в пределах каждой из вышеуказанных
схем. При этом допускается варьирование этих форм путём изменения
геометрических пропорций внутри каждой из схем. Приводятся примеры
выполнения теоретических чертежей некоторых схем аппаратов используемых
при объёмно-габаритном и аэродинамическом анализе схемы.
Абсолютные геометрические размеры аппарата определяются путём привязки
геометрических параметров аппарата к характерному геометрическому
параметру. Например в схеме аэрокосмического аппарата класса «Союз» за
ведущий характерный размер аппарата принят максимальный диаметр (диаметр
миделевого сечения).
Настоящее пособие позволяет учащемуся в процессе курсового или дипломного
проектирования целенаправленно решать задачу выбора основных проектных
параметров транспортного космического и аэрокосмического аппарата
входящего в его состав на основе информации по ранее проектировавшимся
космическим объектам.
Цикл учебного проектирования в основном подобен рабочему проектированию
этих аппаратов в конструкторском бюро. Используемая информация является
открытой полученной на основе изучения известных отечественных и
зарубежных литературных источников включая методические пособия
разработанные в отечественных вузах.
Рассматривая индивидуально заданный вариант аппарата анализируется весь
комплекс его объёмно-поверхностных характеристик и производится расчёт
критериальных зависимостей таких как коэффициент заполнения (объёмный КПД
формы) проектно-центровочные и аэродинамические коэффициенты коэффициент
плотности компоновки аппарата относительные массовые характеристики
основных систем теплозащиты конструкции и т.д.
Указанные критерии позволяют варьируя такие параметры как объём площадь
поверхности аэродинамическое качество центр давления и т.д. выявить
среди анализируемых форм наиболее рациональные подлежащие дальнейшему
исследованию с помощью критериев второго уровня с тем чтобы к стадии
начала проектно-компоновочных работ выявить ограниченное количество
рациональных вариантов форм аппаратов.
1. Эскизы типовых форм спускаемых аппаратов капсульного типа.
Схема 1. Сегментально-конические аппараты «скользящего» спуска класса
D (м) 2.0 2.2 2.5 2.7 3.0 3.2
[pic]к2 - 3 3.5 2.5 4 5
[pic]к1 5 10 10 8 12 10
[pic] = 2.5 3 3.5 3.2 3.5 4
[pic]ц = 0 0.25 0 0.6 0 0.5
[pic]к2 = 0 1.2 1.75 2 1.75 2
Схема 6. Дискообразные спускаемые аппараты.
D (м) 1.5 1.8 2.0 2.2 2.4 2.5
[pic] = L D3.77 2.44 1.7 1.59 0.933 0.55
[pic]К 5 7 10 10 15 20
[pic] = L L0.66 0.6 0.6 0.56 0.5 0.4
2. Объемный КПД формы (коэффициент заполнения).
На рисунке представлены статистические данные по коэффициентам заполнения
Кзап (объёмным КПД) в широком диапазоне аэродинамических форм
аэрокосмических аппаратов начиная с широко известных СА «Восток» «Восход»
(сферическая форма) «Союз» «Меркурий» «Джеминай» «Аполлон»
(сферосегментальная форма) и кончая гипотетическими конфигурациями
крылатых и бескрылых аппаратов с повышенным аэродинамическим качеством на
гиперзвуковых скоростях.
Этот критерий очень чётко определяет рациональность конфигураций с точки
зрения массы силовой конструкции при Кгип = 0 ÷ 0.5.
Переход к конфигурациям Кгип =1 (аппараты класса «несущий корпус») приводит
к увеличению инертной массы конструкции что является платой за увеличение
маневренности аппарата на гиперзвуковых скоростях. Для целей перспективного
проектного анализа можно использовать приближённую среднестатистическую
Кзап = 1 - 0.2 Кгип0.975.
Общая формула объёмного КПД приведённая к безразмерной форме выглядит
следующим образом: Кзап = 4.836 V[pic]23 S[pic]
Здесь V[p S[pic] - общая «смоченная»
поверхность аппарата.
Для сферических спускаемых аппаратов класса «Восток» Кзап = 1.
При достаточно корректных исходных данных не имеющих взаимоисключающих
требований и условий процесс перебора вариантов довольно быстро
завершается тем более что все алгоритмы в том или ином виде (аналитически
таблично в виде каких-либо других условий) легко вводятся в ЭВМ и
допускают в случае необходимости корректировку для изменившихся условий
Расчётные оценки вариантов аппарата студент производит поэтапно (поблочно).
В пределах второго блока вычислительных работ производится определение
объёмно-поверхностных характеристик как отдельных элементов так и всего
Указанные расчёты сводятся в итоговую таблицу.
Определение объёмных и поверхностных характеристик является первым шагом в
процедуре массового анализа исследуемого аппарата поскольку массовые
характеристики силовой конструкции и теплозащиты самым тесным образом
связаны с габаритными характеристиками аппарата.
Соответственно увеличение габаритных параметров аппарата приводит к
увеличению массы ряда важных систем аэрокосмического аппарата таких как
конструкция теплозащита комплекс средств посадки система исполнительных
органов спуска система обеспечения остойчивости аппарата после посадки в
Студент получает информацию о центре тяжести поверхности и центре тяжести
объёма своего варианта аппарата. С центром тяжести объёма как указывалось
выше обычно связан центр масс устанавливаемых в аппарате систем и
агрегатов а центр тяжести поверхности аппарата соответствует по большей
части центру масс силовой конструкции и тепловой защиты. Мерой удачности
выбора параметров аэродинамической формы СА является близость координат
центров тяжести объёма и поверхности к центру масс аппарата в соответствии
с результатами аэродинамического расчёта.
На первом этапе проектных исследований можно чётко представить проектно-
компоновочные и центровочные характеристики исследуемого аппарата и
трудности сопутствующие обеспечению заданных требований к массовым
характеристикам при переходе к блоку аэродинамических исследований.
При определении основных проектных параметров аппарата не следует
стремиться к точному установлению объёмно-габаритных параметров на
начальной стадии проектирования на основе комплекса проектных критериев.
Эти критерии дают скорее качественную оценку показывают тенденцию развития
Последующие стадии проектирования с использованием имеющихся статистических
зависимостей по используемым системам конструкции теплозащите КСП и
т.д. позволяют приблизиться к реальным характеристикам аппарата. Ниже для
удобства приводятся необходимые зависимости по расчёту геометрических
параметров ряда характерных геометрических элементов характеризующих
аэродинамическую форму СА.
3. Расчёт геометрических параметров спускаемых аппаратов и капсул.
Геометрические параметры аэрокосмического аппарата (спускаемого аппарата)
играют важную роль в проектных исследованиях являясь основой для оценки
массовых и инерционных характеристик для расчёта аэродинамических
характеристик аппарата для формирования его тепловой и баллистической
Поскольку в домашнем курсовом задании производится проектный анализ
заданного варианта формы аппарата капсульного типа то учащийся должен с
учётом навыков в части машиностроительного черчения начертательной
геометрии и деталей машин выполнить необходимый объём работ: подготовить
теоретический чертёж аппарата и провести расчёт его геометрических
В частности оцениваются объём аппарата в целом и его отдельных элементов
поверхностные характеристики а также определяются координаты центров
тяжести объёма и поверхности. Одной из важных операций в этом блоке как
указывалось выше является определение величины коэффициента заполнения
объёма или объёмного КПД являющегося важным показателем эффективности
формы аппарата. Все указанные расчёты являются необходимыми звеньями в
проектно-компоновочном исследовании определяя эргономические и массовые
характеристики космического аппарата.
Поскольку в домашнем задании анализируется форма аппарата описываемая
ограниченным числом параметров то расчёт геометрии аппарата сводится к
определению геометрических характеристик отдельных элементов форм
представленных в модели СА такими тривиальными геометрическими элементами
как сферические сегменты острые или усечённые конуса цилиндры
плоскостные элементы. Для более усложнённых вариантов могут быть
использованы эллиптические конуса и другие элементы что может потребовать
более трудоёмкого цикла в процессе выполнения домашней курсовой работы.
Для удобства проведения геометрического анализа ниже приводятся справочные
характеристики ряда форм необходимые формулы для расчёта объёмных и
поверхностных элементов что позволяет экономить время учащегося в процессе
выполнения домашней работы в течение семестра.
Все варианты предлагаемых к исследованию форм аппаратов представлены в виде
простейших геометрических фигур. Так например (смотри Приложение№1)
классический спускаемый аппарат класса «Союз» состоит из переднего
сферического сегмента (лобовой теплозащитный экран) обратного усечённого
конуса и донного сферического сегмента. Для СА формы «Аполлон» донный
сферический сегмент заменяется плоскостным элементом (днищем). Более
сложная геометрическая форма отличает аппараты класса «несущий корпус».
Здесь кроме переднего сферического сегмента (притупление переднего
усечённого конуса) используются усечённые конуса (один или несколько)
цилиндрические элементы а также плоскостные элементы. Аэродинамические
формы других аппаратов могут быть представлены аналогичными геометрическими
элементами. В качестве усложнённого варианта аппарата могут быть
представлены формы образованные более сложными элементами (степенные
ожевальные или другие формообразующие параметры). В настоящее время расчёт
геометрических параметров аппарата не представляется сложным особенно при
использовании специальных программ на персональном компьютере. Однако
анализ даже простейших вариантов помогает учащемуся систематизировать
имеющуюся у него информацию чтобы впоследствии осмысленно проводить
параметрический анализ альтернативных проектов аппаратов на стадии
курсового и дипломного проектирования.
Если форма аппарата может быть представлена в аналитическом виде то все
потребные нам характеристики (линейные размеры объёмы поверхности центры
тяжести поверхности и объёма) могут быть получены интегральным способом
как и аэродинамические характеристики. Последнее крайне желательно если
требуется параметрическая оценка большого числа вариантов аппаратов
задаваемых в матричной форме. Однако для экспресс-оценок одного варианта
рационально проведение тривиальных геометрических вычислений. Результаты
этих расчётов сводятся в итоговую таблицу.
Рассмотрим вышеуказанные формообразующие элементы.
Сферический сегмент.
LC = R (1 - Sin[pic]c) = D (1 - Sin[pic]c)2Cos[pic]c
LC D = (1 - Sin[pic]c)2Cos[pic]c
SC = ([pic] DCos[pic]c) LC = [pic] D2 (1 - Sin[pic]c)2 Cos2[pic]c.
SC D2 = [pic] (1 - Sin[pic]c)2 Cos2[pic]c.
Рассмотрим центровку объёма сферического сегмента.
Схема элемента представлена на рис. Центр тяжести сегмента отсчитываем от
XV TС = R(1 - Sin[pic]c) 1 – 0.25(3 + Sin[pic]c) (2 + Sin[pic]c) =
= D (8 Cos[pic]c) (2 + Sin[pic]c)(5 + 3 Sin[pic]c) (1- Sin[pic]c).
№ Индекс Угол сегмента [pic]c град
Cos[pic]c 0.573580.5 0.422620.342020.258820.17365
Sin[pic]c 0.81915086603 0.906310.939690.965930.98481
KLC 0.157650.133970.110840.088170.065810.04374
KSC 0.863450.841760.823970.809850.798750.79127
KVC 0.063960.053870.044240.034980.025980.01722
KXTC 0.078830.066990.055420.044090.037400.02687
KVXTC 0.104260.088790.073600.058630.043820.02914
LОТНC 0.157650.133970.110840.088170.065810.04374
KVXTC 0.661320.662770.553980.066500.066840.66249
Перейдем к относительным геометрическим характеристикам сферического
KLC = (1 - Sin[pic]c)2 Cos[pic]c
KSC =[pic] (1 - Sin[pic]c)2 Cos 2[pic]c
KVC=[pic] (1 - Sin[pic]c)2 24 Cos 3[pic]c (2 + Sin[pic]c)
Здесь LC = KLC D; SC= KSC VC= KVC
Соответственно определяется центр тяжести поверхности и объёма сферического
XS ТС = LC2 = D 0.25 (1 - Sin[pic]c)Cos[pic]c = KXTС D.
K SXTS = 0.25 (1 - Sin[pic]c) Cos[pic]c = KLC2.
Определим объём сферического сегмента.
VC = ([pic] L2C 3) (3 R - LC) = ([pic] LC6) (34 D2 + L2C) = ([pic] R33)
(2 - 3 Sin2[pic]c + Sin3[pic]c) =
= ([pic]D324) (1 - Sin[pic]c)2 (2 + Sin[pic]c) Cos 3[pic]c.
Центр тяжести сферического сегмента выразится формулой
XV ТС = 18 D[pic](1 - Sin[pic]c)Cos[pic]c[pic][pic](5 + 3 Sin[pic]c)(2 +
Для удобства проведения геометрического анализа приводятся таблицы
параметров сферических сегментов в диапазоне реальных значений углов
сегментов для лобовых теплозащитных экранов СА и донных сегментов
№ Индекс Углы сегментов [pic]С ([pic]d)
Диаметр СА DСА м 2.2
Удлинение [pic] [pic]=LСА 1.0
Суммарная площадь SСА м2 162
Расчетная площадь SР м2 3.8
Площадь поверхности SЛТЭ м2 4.074
Площадь боковой SБОК м2 11.9
Центр тяжести XSТ % 43.4
Центр тяжести объемаXVТ % 45.6
Суммарный объем СА VСА м3 5.64
Коэффициент КЗАП 0.957
Блок №3. Выбор аэродинамической формы аэрокосмического аппарата. Расчёт
аэродинамических характеристик.
1.Типичные аэродинамические схемы спускаемых аппаратов.
Расчёт аэродинамических характеристик является одним из важнейших моментов
проектирования аппарата связанным с проведением баллистических
исследований в результате которых определяются параметры траекторий спуска
в атмосфере включая определение условий ввода в действие и
функционирования комплекса средств посадки аппарата. Знание
аэродинамических характеристик аппарата необходимо также для определения
действующих нагрузок на корпус аппарата используемых в прочностном анализе
конструкции и массовом анализе.
Аэродинамические характеристики аппарата определяют закон управления
движением аппарата на участке спуска а также определяют параметры системы
исполнительных органов системы управления (двигатели аэродинамические рули
Варианты аппаратов капсульного типа предлагаемые выше для разработки в
курсовой работе представлены несколькими аэродинамическими схемами
имеющими реальное воплощение в практике проектирования.
Сферические аппараты класса «Восток» баллистического спуска. Кгип = 0.
Аппараты «скользящего» спуска класса «Союз» или «Аполлон». Кгип =
Дискообразные аппараты. Кгип = 0.3 ÷ 0.5.
Аппараты класса «притупленный конус». Кгип = 0÷0.2.
Аппараты класса «несущий корпус» осесимметричной формы в виде составной
цилиндроконической конфигурации. Кгип = 0.8 ÷ 1.5.
Аппараты класса «несущий корпус» неосесимметричной формы (полуконическая
конфигурация т.д.). Кгип = 1÷2.
Аппараты класса баллистической капсулы «Радуга». Кгип = 0.
На первом этапе проектного анализа рассматриваются простейшие конфигурации
каждого типа форм что позволяет достаточно просто оценить объёмно-
габаритные аэродинамические и массово-центровочные характеристики этих
форм при варьировании формообразующих параметров в достаточно широком
Любая аэродинамическая форма при таком подходе может быть представлена
комбинацией простейших тел: сферические сегменты острые или притупленные
конуса цилиндры тела составленные из плоскостных элементов (призмы
параллелепипеды пирамидальные элементы и т.д.).
Сферические элементы поверхности.
Характерные конструктивные элементы:
- притупленная критическая точка носка ракетоплана или аэрокосмической
возвращаемой капсулы
- лобовой теплозащитный экран спускаемого аппарата
- донная сферическая поверхность спускаемого аппарата
- наружная поверхность сферического аппарата типа «Восток» или «Восход».
Конические элементы поверхности.
- боковая поверхность спускаемого аппарата «скользящего» спуска и аппарата
класса «несущий корпус»
- гаргрот фонаря кабины экипажа аппарата класса «несущий корпус»
Цилиндрические элементы поверхности.
- боковая поверхность аэрокосмического аппарата класса «несущий корпус»
- передняя кромка крыла ракетоплана
- передняя кромка стабилизаторов аэрокосмического аппарата
- притупление кромки несущего экрана аэрокосмического аппарата класса
Плоскостные элементы поверхности.
- наветренная или подветренная поверхности аппарата класса «несущий
- донная панель аппарата
- боковые поверхности призматического аппарата
- аэродинамические щитки (рули).
Каждый учащийся получает свой вариант исследуемого аппарата. Схемы
аппаратов в том или ином виде прорабатывались в проектных организациях а
некоторые формы нашли практическое воплощение в космической технике
(спускаемые аппараты «Союз» «Аполлон» «Шень Джоу» «Самос» «Дискаверер»
возвращаемая баллистическая капсула «Радуга» и т.д.).
Для каждого варианта аэрокосмического аппарата приводятся необходимые
формообразующие параметры и определяющий габаритный размер или суммарный
объём аппарата. Указанной информации достаточно для начала проектного
анализа варианта и формулировки назначения аппарата.
При выборе проектного варианта задания студент получает необходимую
информацию для подготовки теоретического чертежа аппарата а также
информацию о предельных габаритах скорости входа в атмосферу численности
экипажа и типе используемого комплекса средств посадки. Образцы заданий на
проектирование приводятся выше (Блок№2).
Студент производит расчёт аэродинамических характеристик аппарата своего
варианта на гиперзвуковых скоростях по методике Ньютона. Методика расчёта
аэродинамических характеристик исследуемых конфигураций аппаратов на
гиперзвуковых скоростях
(М [pic] 6) приводится ниже.
Определяются значения аэродинамических коэффициентов в заданном диапазоне
Расчёт аэродинамических коэффициентов производится в связанной и скоростной
системах координат. Результаты расчёта представляются в виде графиков и
На основании результатов расчёта определяется балансировочный угол атаки
аппарата [pic]бал и соответствующие аэродинамические характеристики.
Строится диаграмма действующих аэродинамических сил выбирается схема
размещения кресел экипажа внутри аппарата (если аппарат является
пилотируемым) определяются координаты центра масс аппарата (см. Блок №4).
Пример диаграмм действующих аэродинамических сил дается в Блоке№4.
2. Расчёт аэродинамических характеристик аэрокосмических аппаратов.
Рассмотрение баллистических траекторий спуска аэрокосмических аппаратов в
атмосфере показывает что основной участок полёта где реализуются
максимальные аэродинамические и тепловые нагрузки проходит в гиперзвуковом
диапазоне скоростей (М ≥ 6).
Траектория полёта в верхних слоях атмосферы где применимы методы расчёта
аэродинамических характеристик при числах Кнудсена Kn = характерны для
диапазонов классифицируемых как диапазон свободно молекулярного течения
а также диапазон «полёта со скольжением». Условия полёта в этих диапазонах
по сравнению с полётом в гиперзвуковом диапазоне скоростей при Kn =
существенно не влияет на максимальные величины перегрузок и тепловых
потоков определяющих облик спускаемого аппарата.
В этом же диапазоне чисел Кнудсена Kn = проходит полёт аппарата на
трансзвуковых и сверхзвуковых скоростях вплоть до дозвуковых скоростей
когда вводится в поток комплекс средств посадки в данном случае парашютно-
Поэтому с достаточным основанием для расчёта аэродинамических характеристик
спускаемых аппаратов на основном гиперзвуковом участке полёта широко
используется гипотеза Ньютона дающая достаточно объективные оценки
величины аэродинамических характеристик в диапазоне скоростей М ≥ 4 ÷ 6.
Ниже приводятся для практического использования результирующие формулы для
расчёта аэродинамических характеристик простейших конфигураций образующих
форму аппарата. Более подробно методика Ньютона излагается в ряде учебных и
академических изданий.
Теория Ньютона как известно предполагает что среда обтекающая тело
состоит из одинаковых частиц расположенных на равном расстоянии друг от
друга и не взаимодействующих между собой. При столкновении с поверхностью
тела (неупругий удар) частицы теряют нормальную к элементу поверхности
составляющую количества движения вследствие чего возникает сила давления
потока на тело. Тангенциальная составляющая при столкновении остаётся
неизменной. Таким образом ударная волна предполагается лежащей на
поверхности тела а коэффициент давления на поверхности тела определяется
где p - давление на поверхности тела;
p( и q( - статистическое давление и скоростной напор набегающего
(- угол между вектором скорости невозмущенного потока и единичным
вектором внутренней нормали к поверхности тела.
Действительный механизм взаимодействия молекул газа с твердыми границами в
принципе отличается от ньютонианского. Однако при обтекании тел газом с
очень большой сверхзвуковой скоростью картина течения сходна с той которая
была принята Ньютоном при рассмотрении неупругого столкновения частиц с
телом. В данном случае головная волна близка к поверхности тела поэтому
возмущение вносимое в поток телом не распространяется вверх по потоку.
Частицы газа доходят почти до поверхности тела не изменяя своей скорости
а затем после прохождения ударной волны движутся в тонком практически
невязком слое между ударной волной и поверхностью тела.
Теория Ньютона может быть выведена из точных уравнений газовой динамики при
M( ( ( и при отношении удельных теплоёмкостей к ( 1. В этом случае скачок
уплотнения вплотную подходит к поверхности тела в результате чего величина
давления на теле совпадает с полученной по формуле Ньютона.
Буземан ввел поправку к теории Ньютона. С помощью этой поправки
учитываются центробежные силы действующие на частицы газа при обтекании
криволинейной образующей тела. Однако несмотря на теоретическую
правильность соотношения Ньютона-Буземана в ряде случаев (для выпуклых тел
вращения) учёт поправки на центробежные силы приводит к худшему по
сравнению с расчётом по формуле (1) согласованию результатов. Причины этого
явления подробно проанализированы в работах по газодинамике. Чтобы добиться
лучшего согласования расчётных и экспериментальных данных уравнение (1)
видоизменялось рядом авторов в зависимости от рассматриваемых форм. Эти
изменения в основном можно охарактеризовать общим соотношением
Здесь k - коэффициент применяемый для лучшего согласования полученных
результатов с уже известными. Формула (2) получила название «уточнённой»
(или «модифицированной») формулы Ньютона.
При сравнении экспериментальных данных с расчётными полученных при
симметричном обтекании тел вращения и плоских контуров было замечено
что добиться улучшения совпадения этих результатов можно приняв [pic].
Здесь CP* - значение коэффициента давления в передней точке тела
определяемое в соответствии с теорией сверхзвуковых течений идеального
газа а (0 – угол между касательной к контуру тела в этой точке и
направлением набегающего потока.
Для тел с затупленной передней частью (sin (0 = 1) CP определяется в
зависимости от числа M( и показателя адиабаты к c помощью формулы для
прямого скачка уплотнения и интеграла Бернулли (формула Релея):
Рисунок 1. Зависимость коэффициента давления в точке торможения от числа
Маха и показателя адиабаты набегающего потока
При поперечном обтекании цилиндра сверхзвуковым потоком со скоростями
соответствующими M(>3.5÷4 ошибка в определении давления на его поверхности
k = CP не превышает 5÷8%. При вычислении суммарных аэродинамических
характеристик ошибка ещё меньше.
Для более полного согласования расчётных и экспериментальных данных при
рассмотрении обтекания тонкого заостренного тела вращения с присоединённым
скачком уплотнения можно использовать ньютоновское значение k = 2. С
помощью теории Ньютона определяется давление только на поверхностях
обращенных к потоку. На «затенённых» участках поверхности давление
принимается равным статическому давлению в свободном потоке pе = p( т.е.
Cpe = 0. Силы трения не учитываются (Сf = 0). Проинтегрировав распределение
давления по поверхности тела можно получить действующие на тело силы и
моменты и соответствующие им аэродинамические коэффициенты.
Угол ( между векторов скорости [pic] и единичным вектором внутренней
нормали в поверхности тела [pic]определяется скалярным произведением двух
векторов. Вектор скорости [pic] определяется следующей формулой:
где [pic] - единичные векторы направленные соответственно вдоль осей
связанной с телом системы координат.
Если поверхность тела описывается уравнением
где [pic] - углы между внутренней нормалью к поверхности и положительными
направлениями осей x1 y1 z1.
Выражения для направляющих косинусов внутренней нормали имеют вид:
Аэродинамические коэффициенты исследуемого тела определяются по следующим
2. Элементы поверхности летательных аппаратов
2.1. Сферический сегмент
Коэффициент продольной силы
Коэффициент нормальной силы
2.2. Усечённый прямой круговой конус
Коэффициент продольной силы.
Коэффициент поперечной силы.
2.3. Цилиндрическое тело.
Для расчёта аэродинамических характеристик цилиндрической конфигурации по
методу Ньютона (М [pic] 4÷ 6) на гиперзвуковых скоростях используем
следующие соотношения:
Коэффициент поперечной силы
CY = (163) [pic][pic]ЦSin2[pic]
Здесь [pic]Ц = LЦ2RЦ – удлинение цилиндра[pic] - угол атаки цилиндра.
Осевая составляющая сопротивления цилиндрического тела обращается в нуль
поскольку все силы давления действуют в перпендикулярном к оси цилиндра
Учёт влияния центробежных сил уменьшает величину нормальной силы ~ на 10%.
1. Диаграмма действующих аэродинамических сил и её использование при
компоновке рабочего места космонавта.
По результатам расчёта аэродинамических характеристик аппарата производится
построение эпюры действующих аэродинамических сил. Для этого выполняется
чертёж схемы обводов аппарата с соответствующей привязкой к осям
координат. По выбранной величине аэродинамического качества определяем
балансировочный угол атаки и для этого угла атаки имеем все
аэродинамические характеристики: коэффициенты продольной и поперечной силы
коэффициент центра давления коэффициенты силы сопротивления и подъёмной
силы. В центре давления на выбранном угле атаки производим построение
векторов продольной и поперечных сил тем самым находим направление вектора
равнодействующей всех аэродинамических сил. Для устойчивого полёта на
выбранном угле атаки надо определить расположение центра масс спускаемого
аппарата. При этом для капсульных аппаратов класса «Союз» или «Аполлон» мы
отметим положение минимального центра давления. Построенный вектор
равнодействующей всех аэродинамических сил в скоростной или связанной
системе координат с заданным запасом по центровке (1.5 ÷ 2% от длины СА
например для формы «Союз») определит координаты центра масс по оси X и оси
Y в связанной системе координат.
Равнодействующая аэродинамических сил проходящая через центр масс
аппарата является основой для выбора ориентации кресел экипажа в позе
максимальной переносимости перегрузок на участке спуска. Оптимальный угол
между плоскостью касательной к спинке кресла пилота и равнодействующей
аэродинамических сил по принятым эргономическим и медицинским нормам
соответствует 780. При этой ориентации кресел относительно равнодействующей
аэродинамических сил формируется компоновочная и силовая схема спускаемого
аппарата близкая к схеме «Союз» или «Аполлон». Схема действующих
аэродинамических сил используется также для размещения двигателей
ориентации системы исполнительных органов спуска. Аналогично проводится
работа для схем аппаратов класса «несущий корпус». Отличие состоит в том
что построение линии равнодействующей производится для условного
расположения центра давления на продольной оси аппарата. Центр масс
аппарата обычно смещается в сторону наветренной образующей по линии
равнодействующей. Зачастую продольную центровку аппарата класса «несущий
корпус» приходится корректировать с помощью аэродинамических щитков
устанавливаемых в донной части аппарата и используемых в ряде случаев для
управления аппаратом для изменения угла атаки и для стабилизации аппарата
по углам крена рысканья и тангажа. При спуске с орбиты ИСЗ для аппаратов
= 0.8 ÷ 1.5 и перегрузки на штатной траектории спуска обычно невелики (2 ÷
5) в связи с чем установка кресел аналогична схеме расположения кресел
пилота истребителя в авиации. С учётом этой позы пилота производится
компоновка пультовых устройств и прочих органов управления. Однако в связи
с возможностью возникновения аварийной ситуации на участке выведения или
при «сваливании» аппарата в баллистический спуск перегрузки
воздействующие на аппарат могут достигать довольно значительной величины
близкой или даже превосходящей перегрузки на аппараты «скользящего» спуска.
В этом случае кресла пилотов следует переводить в положение оптимальной
ориентации относительно вектора равнодействующих сил (780).
В домашней курсовой работе учащиеся определяют все необходимые для
проведения дальнейшего проектного анализа аэродинамические характеристики в
табличном и графическом виде в заданном диапазоне углов атаки строят
диаграмму действующих на аппарат аэродинамических сил.
Более подробно вопросы аэродинамического проектирования излагаются в
соответствующих учебных курсах.
2. Определение координат центра масс аппарата.
После расчёта аэродинамических характеристик аппарата в заданном диапазоне
углов атаки (коэффициент аэродинамического сопротивления и подъёмной силы
аэродинамическое качество центр давления) определяются координаты центра
давления на выбранном угле атаки и строится диаграмма действующих
аэродинамических сил. Центр масс аппарата должен находиться на линии
равнодействующей аэродинамических сил из условия устойчивости аппарата на
траектории спуска на заданном угле атаки. Для некоторых классов аппаратов
определяющим условием может являться условие устойчивости во всем диапазоне
углов атаки что предполагает расположение центра масс за центром давления
минимальным (для аппаратов класса «Союз»). Ранее выполнялась работа по
определению координат центра тяжести объёма и центра тяжести поверхности
аппарата соответствующих координатам закомпонованного в аппарате
оборудования и центру тяжести силовой конструкции и теплозащиты. Для многих
вариантов форм аппаратов потребные по результатам аэродинамических расчётов
координаты центра масс не совпадают с координатами центров тяжести объёма и
поверхности. Это означает что в реальных условиях обеспечить потребную с
точки зрения аэродинамики центровку аппарата удается с большими
трудностями. Известно что приведение координат центра масс к заданным
значениям для аппаратов «Союз» и «Аполлон» удалось обеспечить установкой
достаточно больших по массе балансировочных грузов: для СА «Союз» - 130 ÷
0 кг а для СА (командного модуля) «Аполлон» - 450 кг. Поэтому проблеме
оптимизации формы спускаемых аппаратов придаётся большое значение.
Следует отметить что для аэродинамических осесимметричных форм спускаемых
аппаратов класса «Союз» или «Аполлон» в значительной мере оказывается
важным метод обеспечения устойчивости СА в заданных диапазонах скоростей
движения в атмосфере и принцип построения системы управления спуском. Так
для СА «Союз» наиболее критичным является обеспечение заданной продольной
центровка аппарата. Проектирование аэродинамической формы СА «Союз»
изначально велось исходя из принципа обеспечения всесторонней устойчивости
формы при полном или частичном отказе системы управления спуском как в
аппаратурном так и в силовом отношении.
Для командного модуля космического корабля «Аполлон» отказались от
требования обеспечения устойчивости при всесторонней обдувке и удерживали
аппарат в узком диапазоне балансировочных углов атаки. Однако большое
внимание уделили вопросу обеспечения надёжности аппаратуры системы
управления и силовых органов управления спуском отказ которых не
допускался. Поэтому подход принятый для СА «Союз» в части обеспечения
заданной продольной центровки (XТ = Cdmin+ 0.02LСА) для аппарата «Аполлон»
оказался неприемлемым. Возникли большие трудности в части обеспечения
заданной поперечной центровки что потребовало установки балансировочных
грузов большой массы (до 450 кг). В части обеспечения поперечной центровки
у СА «Союз» таких трудностей нет однако продольная центровка не
обеспечивается только за счёт компоновочных мероприятий и возникает
потребность в установке балансировочного груза в зоне лобового
теплозащитного экрана значительной массы.
Оценка эффективности аэродинамической формы возвращаемого аппарата может
быть проведена с помощью центровочных критериев.
3. Расчёт центровочных критериев.
Центровочные КПД (φvx φvy) характеризующие компоновочные характеристики
аппарата являются одними из важнейших критериев.
Аппарат тем легче закомпоновать (т.е. установить приборное оборудование
разместить экипаж и обеспечить приемлемую силовую схему аппарата) чем
ближе центр тяжести объёма формы к центру масс аппарата определённому на
основании аэродинамических расчётов и экспериментов.
Здесь VIX - объём аппарата отсекаемый плоскостью проходящей через центр
масс аппарата параллельно плоскости OY и расположенный в левой зоне а
VIIX - объём аппарата отсекаемый указанной плоскостью в правой зоне.
Аналогично для аппаратов с массовой несимметрией (аэродинамическая схема
«несущий корпус» или аппарат «скользящего» спуска) важное значение имеет
центровочный критерий φVY показывающий эффективность обеспечения заданной
поперечной центровки аппарата.
ЗдесьVIY - объём аппарата отсекаемый плоскостью проходящей через центр
масс аппарата параллельно плоскости ОХ и располагающийся в верхней зоне
У аэродинамических форм большого удлинения практически нет проблем с
обеспечением оптимальности в части величины критерия φVY (поперечная
центровка и удобство компоновки).
Обеспечение оптимальных характеристик в части φvx для ряда рациональных
аэродинамических форм достигается путём оборудования аппарата системой
аэродинамических щитков.
В зависимости от класса аппарата компоновочные трудности могут приводить к
необходимости использования балансировочных грузов большой массы
существенно снижающих массовую эффективность аппарата. У реально
выполненных аппаратов скользящего спуска и малоразмерных управляемых капсул
величина этого центровочного критерия приближается к φvx = 07 ÷ 09.
Аналогично проводится проверка характеристик аппарата с использованием
центровочных критериев φSX и φSY характеризующих вклад в центровочные
характеристики аппарата силовой конструкции и теплозащиты.
Критериальные осевые центровочные характеристики выступают в неразрывной
связи взаимовлияя друг на друга поэтому рассматривать их в отрыве друг от
друга при проведении проектных исследований на всех уровнях (стадиях)
является серьезным нарушением системотехнического принципа проектирования.
4. Выбор схемы установки кресел экипажа в кабине аппарата.
Построенная диаграмма аэродинамических сил используется для правильной
установки внутри кабины аппарата кресел космонавтов. Угол наклона вектора
равнодействующей аэродинамических сил к плоскости спинок кресел должен быть
равен 780 что выявлено в процессе физиологических испытаний в условиях
воздействия на пилота больших перегрузок. Более подробно эта проблема
освещена в лекциях и в специальной литературе. Установка кресел космонавтов
для аппаратов класса «Союз» или «Аполлон» отличается от установки кресел в
аппаратах класса «несущий корпус» что обусловлено схемой космического
аппарата на ракете-носителе. Если СА класса «Союз» на участке выведения
ориентирован по полёту донной (хвостовой) частью то ориентация кресел
благоприятна как на участке выведения (максимальные продольные перегрузки
nXmax = 3.5 – 4.5) так и при спуске после отделения СА от служебных
отсеков космического корабля. Поэтому выбор позы космонавтов определяется
на основе аэродинамического расчёта для выбранного балансировочного угла
атаки с ориентацией спинки кресла космонавта к вектору равнодействующих
аэродинамических сил под углом 780.
Для аппаратов класса «несущий корпус» ориентированных на участке выведения
по направлению полёта заострённой частью кресла космонавтов
устанавливаются под углом 0 ÷ 200 к вертикальной оси аппарата и после
отделения СА от корабля на участке атмосферного полёта вектор
равнодействующей аэродинамических сил крайне неблагоприятен с точки зрения
обеспечения позы максимальной переносимости космонавтов. Поэтому на участке
спуска приходится разворачивать кресло космонавта в позу максимальной
переносимости. Для этого класса аппаратов кресла космонавтов должны быть
оборудованы специальной системой разворота и усложнённой системой
амортизации что естественно приводит к соответствующему возрастанию
массы системы посадки.
1. Состав систем. Массовая и объёмная сводка аппарата.
Составление массовой сводки является исключительно важным моментом в
процессе проектирования космического аппарата. Состав систем для каждого
зависит как от объёмно-габаритных характеристик аппарата так и от скорости
входа в атмосферу и от численности экипажа космического корабля.
Автономность по системам жизнедеятельности и терморегулирования может быть
принята подобной классическому варианту спускаемого аппарата «Союз» т.е. 2
÷ 4 суток. Метод управления аппаратом при спуске в атмосфере во многом
зависит от назначения аппарата: спускаемый пилотируемый аппарат
беспилотная баллистическая капсула аппарат для входа в атмосферу после
завершения например марсианской экспедиции и т.д.
Студент при составлении массовой сводки использует статистические данные по
известным аппаратам-аналогам. Методология проектного анализа предполагает
разбиение состава систем конструкции и теплозащиты по нескольким
функциональным группам характерными признаками которых являются
зависимость массовых характеристик той или иной системы от численности
экипажа времени автономности объёмно-габаритных характеристик
исследуемого аппарата. Некоторые системы зависят только от уровня
используемой технологии от заданного программой энергопотребления штатной
и экспериментальной аппаратуры аппарата и т.д. К наиболее значимой
функциональной группе относятся элементы зависящие от массовых и
габаритных размеров аэрокосмического аппарата. Это – конструкция
теплозащита комплекс средств посадки система исполнительных органов
спуска и т.д. Вклад в массовые характеристики аппарата указанных элементов
всегда самый значительный поэтому исследованию этой функциональной группы
уделяется особое внимание при проектировании космического аппарата.
Анализ массовых сводок реальных аэрокосмических аппаратов показывает что
основную часть суммарной массы аппарата составляет конструкция. Состав
конструкции типичного спускаемого аппарата представлен на диаграмме рис. В
конструкцию по массе основной вклад приходится на силовую конструкцию
корпуса а также на некоторые конструктивные системы связанные с
функциональными особенностями аппарата.
Основными факторами определяющими массу конструкции аппарата являются:
Объёмно-поверхностные характеристики.
Расчётное давление в герметичных отсеках (кабина экипажа).
Уровень воздействующих на корпус нагрузок (нагрузки участка выведения
участка спуска в атмосфере и участка работы комплекса средств посадки
включая рывки парашютов удар при посадке и т.д.).
Характеристики материалов применяемых при изготовлении корпуса.
Аэродинамическая форма и габариты аппарата.
Компоновочная схема (схема люков герметичных контейнеров и т.д.).
Учёт всех особенностей конструктивной схемы на начальном этапе
проектирования практически невозможен поэтому чтобы с наибольшей
достоверностью произвести оценку массы конструкции на начальной стадии
проектирования прибегают к статистическим методам оценки суммарной массы
конструкции (наиболее грубая оценка) так и к поэлементной оценке
наиболее значительных групп конструкции. При этом используются результаты
объёмно-габаритного анализа аэродинамической формы аппарата т.е. такие
известные характеристики аппарата как поэлементные площади поверхностных
элементов аппарата (переднее днище аппарата боковая поверхность
габаритные размеры основных силовых шпангоутов и лонжеронов объёмно-
габаритные характеристики контейнеров входящих в состав конструкции и
т.д.). Зная габаритные и поверхностные характеристики аппарата приняв
давление в кабине экипажа равным нормальному атмосферному (аналог –
спускаемый аппарат «Союз») легко определить расчётные и технологические
толщины оболочек и их массу. Для спускаемых аппаратов класса «Союз» с
учётом имеющейся статистики по реальному аппарату определение массы
конструкции не представляет затруднений. Для общих оценок массы
конструкции аппаратов как формы «Союз» так и схемы «несущий корпус»
можно на первом этапе анализа использовать достаточно грубую оценку массы
единицы площади (кгм2). Подобные обобщенные зависимости приводятся на
Здесь некоторую коррекцию массы конструкции можно провести в зависимости
от величины суммарного объёма аппарата. Для форм класса СА «Союз» эта
зависимость может уточняться с учётом реального диаметра миделя аппарата.
Разбиение по составляющим групп конструкции аппарата показано на
Полученная таким образом на первом этапе величина массы конструкции
аппарата естественно должна уточняться на последующих этапах когда
проводится анализ выгодности применения более перспективных материалов
силовой конструкции или учитываются отличия рассматриваемой силовой
схемы от классической схемы СА «Союз». Например учитывается изменение
состава комплекса средств посадки (КСП) («холодный» или «горячий» резерв
парашютных систем применение внешнего амортизатора корпуса аппарата и
т.д.). Доля конструктивных элементов образующих герметичный контур
аппарата относительно невелика несмотря на то что расчётные толщины
оболочек рассчитанных на внутреннее давление для аппаратов небольших
габаритов например СА «Союз» существенно меньше реальных толщин
оболочек выбираемых из технологических соображений.
Так например герметичное переднее сферо-сегментальное днище СА
выполненное из алюминиево-магниевого сплава АМг6т ([pic]b=32 кгмм2) при
расчётной толщине [pic]≤1 мм изготовляется из штампованного листа [pic]
5 мм. При увеличении диаметра СА разница между технологическими
толщинами и толщинами определяемыми из расчёта на прочность
практически исчезает.
Кроме того значительную долю массы силовой конструкции приходится
отводить на многочисленные вварные элементы (фланцы окантовки)
конструируемые из условия обеспечения хороших жёсткостных характеристик
этих элементов ввиду необходимости обеспечивать надёжную герметизацию
кабины экипажа и других герметичных отсеков с учётом вакуума забортного
Опять же доля этих элементов с увеличением габаритных размеров аппарата
прогрессивно уменьшается. Правда нагружение силовой конструкции
сосредоточенными усилиями (рывок парашюта удар о Землю) приводит к
примерно кубическим зависимостям массы от габаритных размеров. На
приводимых в приложении №4 графиках этот подход к оценке массы
конструкции достаточно хорошо показан. конструктивных систем
(пиротехнические системы разделения приборные рамы контейнеры и т.д.)
достаточно точно может быть оценена с помощью статистических
зависимостей разработанных с использованием данных по СА «Союз» и по
некоторым перспективным аппаратам капсульного типа. Аналогичный подход
использован для оценки массы теплозащитного покрытия аппаратов
капсульного типа на начальном этапе проектирования с использованием
статистических зависимостей для характерных теплонагруженных поверхностей
аппарата (лобовой теплозащитный экран боковая поверхность колокола
донная область). Здесь следует также ориентироваться на состав пакета
теплозащиты СА «Союз». Для других типов аппаратов входящих в атмосферу
Земли со второй (лунная) космической скоростью и с гиперболическими
скоростями (Vвх=13.5 ÷18 кмсек) характерных для аппаратов
возвращающихся после завершения марсианской экспедиции зависимости более
напряжённые в массовом отношении. К тому же следует в вышеуказанных
случаях учитывать интенсивный унос (абляцию) материалов теплозащиты
приводящий к изменению аэродинамических обводов аппарата.
Последнее обстоятельство заставляет проводить дополнительные
аэродинамические исследования и расчёты учитывающие влияние отклонений
обводов от первоначальной формы.
В последнее время имеются определенные достижения в области разработки
новых перспективных теплозащитных материалов и конструктивных методов
нанесения теплозащитных покрытий на поверхность аппарата. Кроме того
непрерывно совершенствуются методы расчёта теплового режима
аэрокосмических аппаратов получен ценный экспериментальный опыт по
реализации ряда схем теплозащиты.
Эти обстоятельства обуславливают непрерывное сокращение массы
теплозащиты что благоприятно сказывается на суммарной массовой отдаче
аэрокосмических аппаратов.
В особом положении оказываются аппараты класса «несущий корпус» система
теплозащиты которых для спуска с ОИСЗ отличается рядом особенностей.
С одной стороны более продолжительный спуск в атмосфере по сравнению с
баллистическими и полубаллистическими аппаратами а с другой – более
благоприятное прохождение атмосферы благодаря более высоким
аэродинамическим характеристикам (Кгип = 1 1.5).
Общий уровень удельных тепловых потоков к наиболее теплонапряженным узлам
аппарата класса «несущий корпус» существенно ниже чем у аппаратов
баллистического или полубаллистического типа (при равных линейных
размерах носового притупления) и менее напряжённый тепловой режим в
затенённых областях поверхности аппарата.
Это дает возможность использовать в затенённых зонах аппарата
теплозащитный пакет на основе наружных металлических экранов с
промежуточным легким теплоизоляционным слоем (материалы типа ВИМ
кварцевое стекловолокно и т.д.).
Удельная масса пакета теплозащиты боковой поверхности аппаратов класса
«несущий корпус» существенно ниже аналогичного пакета аппаратов
«скользящего» спуска хотя имеет место увеличение массы конструктивных
элементов крепления наружных экранов. квадратного метра подобной
комбинации может достигать величины GТЗП = 8 ÷ 10 кгм2 и ниже. Для
создания теплозащиты передних кромок и притупленного носка аппаратов
класса «несущий корпус» могут рассматриваться графитовые композиции
наконечники из боридов а также такие известные материалы как ПКТ-11КФл.
В некоторых случаях оказывается выгодным использование принципа
локального охлаждения конструктивных наиболее теплонапряженных узлов.
Примерные статистические зависимости для оценки массовых характеристик
теплозащиты для аппаратов класса «Союз» и «несущий корпус» приведены на
графиках приложения №4. На последующих этапах проектирования проводится
уточнение режимов спуска аппаратов и соответствующее уточнение величин
тепловых потоков и температур в характерных точках аппарата выбираемых с
тем расчётом чтобы достаточно точно описать эпюры тепловых потоков и
температур на всей траектории спуска. Траекторные параметры спуска
рассчитываются в соответствии с исходными данными формируемыми после
расчёта аэродинамических характеристик аппарата.
Особо следует упомянуть о таком элементе конструкции как балансировочный
балансировочного груза устанавливаемого для коррекции
компоновочных ошибок и производственных отклонений на начальном этапе
проектирования может быть принята в пределах 3 ÷ 4 % от суммарной
стартовой массы аппарата класса «Союз». В качестве материала для
изготовления балансировочных грузов используется свинец. Использование
других материалов с большими удельными весами например вольфрама или
урана не нашло применения в силу ряда технологических и экологических
2. Функциональные группы систем и конструктивных элементов аппаратов.
Формируя массовую посистемную и поагрегатную сводку аппарата можно
использовать приближённые методы достаточно корректные на этих этапах в
части точности когда исходные данные на аппарат проходят экспертную
проверку и постоянно варьируются.
В соответствии с проектной методологией формирование этих характеристик
(массовых и объёмных) производится в несколько этапов с использованием
статистических данных по близким аппаратам-аналогам. Проектный анализ
проводится с помощью статистических аналитических зависимостей по основным
Экипаж полезную нагрузку приборные системы и конструктивные агрегаты
удобно отнести к характерным функциональным группам (рис.).
Для каждой группы определяются массовые и объёмно-габаритные характеристики
систем агрегатов и конструкции первого приближения уточняемые
одновременно с уточнением аэродинамической формы и эргономических факторов
использующихся при компоновке рабочего места аппарата.
Указанная методология разработанная применительно к транспортному
космическому кораблю класса «Союз» обладает достаточной эффективностью и
точностью апробирована при проведении проектных разработок ряда
перспективных космических изделий.
Одним из наиболее сложных процессов при проектировании является определение
габаритно-массовых характеристик аппарата при заданных техническим заданием
условиях выбора аэродинамической схемы.
Суммарные массовые и объёмные характеристики аппарата выразятся через
составляющие элементы функциональных групп (см. рис.).
GСА =GIфг +GIIфг +GIIIфг +GIVфг +GVфг + Gр
VСА =VIфг +VIIфг + VIIIфг + VIVфг +VVфг + Vр + Vсв
Gр - резерв массы аппарата.
Vсв - свободный объём аппарата.
Vр - резерв объёма аппарата.
Указанные составляющие определяются с использованием статистических
зависимостей по базовому варианту аппарата-аналога и по альтернативным
проектным разработкам. Переход к объектам других аэродинамических схем
(например класса «несущий корпус») проводятся с использованием
критериальных зависимостей (Кзап Кгип и т.д.) и габаритно-массовых
параметров аппарата базовой схемы.
Рассмотрим системы и агрегаты относящиеся к характерным функциональным
группам аэрокосмического аппарата.
1.1. Первая функциональная группа. Экипаж и полезная нагрузка.
К первой функциональной группе отнесены такие составные элементы как
экипаж и полезная нагрузка.
Данные по этим элементам устанавливаются на стадии формирования
технического задания.
Оговаривается численность экипажа принятая номинальная масса отдельного
пилота его габаритная категория.
В первой группе приводятся сведения о свободном объёме приходящемся на
одного пилота (среднестатистическое значение) а также данные по полезному
грузу (выводимому на орбиту в СА и возвращаемому на Землю) в части его
суммарной массы и плотности (см. табл. в приложении №4).
Для аэрокосмических аппаратов реально рассматривавшихся для использования
в составе различных проектов последнего времени численность экипажа
варьировалась от 3 до 8 человек. При выполнении курсовой работы не
рассматриваются супертяжелые аппараты соизмеримые с орбитальным самолетом
«СпейсШаттл» имеющие возможность разместить в специально оборудованном
контейнере экипаж более 20 30 человек (экскурсионный или спасательный
Полезные грузы размещаемые в кабине аэрокосмического аппарата капсульного
типа уступают по параметрам массе и габаритам полезного груза на борту ОС
«СпейсШаттл» (GПГ = 30 т). Обычно ориентируются на массу полезного груза
возвращаемого с орбиты до 05 3 т.
Доставляемая с помощью транспортного космического корабля (ТКК) на борт
орбитальной космической станции (ОКС) полезная нагрузка по параметрам
(масса и габариты) обычно превосходит возвращаемую полезную нагрузку.
Однако здесь известным ограничением являются проектно-конструктивные
возможности современных ракет-носителей космических кораблей и спускаемых
В настоящее время большинство исследователей соглашается с мнением что за
наиболее реальный состав штатного экипажа аэрокосмического аппарата следует
принять экипаж состоящий из четырех - шести человек из которых в
управлении полётом должны участвовать 2 человека (командир и бортинженер).
Остальные члены экипажа рассматриваются как участники экспедиции на
орбитальную станцию.
Имеется достаточно оснований так сбалансировать состав экипажа и габаритно-
массовые характеристики полезного груза перспективного многоместного
возвращаемого аппарата чтобы появилась возможность использовать в нём для
аварийного возвращения на Землю кроме командира и бортинженера
дополнительно 6 и более человек из состава экипажа орбитальной станции
(вариант корабля-спасателя).
Габаритно-массовые характеристики составляющих элементов первой
функциональной группы выразятся следующим образом:
G 1ФГ = nэк Gэк + Gпг
V 1ФГ = Vэк + Vпг + Vсв = nэк (Gэк (эк) Кэк + (Gпг (пг) Кпг + Vсв;
Здесь (эк - удельный объём занимаемый пилотом.
Kэк Кпг - коэффициент плотности компоновки экипажа и
полезного груза в гермокабине.
Входящий в формулу для определения суммарного объёма аппарата свободный
объём определяет уровень комфорта кабины экипажа и рассчитывается отдельно
как для зоны установки кресел командира и бортинженера так и для зоны
размещения остальных членов экипажа.
Естественно принимается во внимание обеспечение благоприятных условий для
командира и бортинженера по управлению кораблем а также условий покидания
кабины аппарата после посадки в нерасчётных условиях.
Временной фактор также оказывает значительное влияние на величину
свободного объёма гермокабины (рис.).
1.2. Вторая функциональная группа. Система энергопитания (СЭП) и
бортовая кабельная сеть (БКС).
Ко второй функциональной группе относится система энергопитания. Её
габаритно-массовые характеристики определяются заданным уровнем
энергопотребления на управление кораблём и на научную программу.
В соответствии с программами-аналогами и статистическими данными можно
представить следующие зависимости:
Масса и объёмно-габаритные характеристики системы энергопитания и бортовой
кабельной сети аэрокосмического аппарата определяются программой работы
последнего величиной энергопотребления его систем (постоянных сеансных и
пиковых нагрузок на СЭП) а также типом аккумулирующих и генерирующих
электроэнергию элементов системы.
Программа работы аэрокосмических аппаратов предусматривает электропитание
систем аппарата на участках выведения орбитального полёта на
внеатмосферном атмосферном и посадочном участке спуска. Кроме того часть
систем должна функционировать и после посадки (СОЖ СТР радиосистемы и
Если транспортный космический корабль выполнен по схеме «Союз» то в
спускаемом аппарате размещаются элементы СЭП обслуживающие системы СА
после его разделения с приборно-агрегатным отсеком.
Если не учитывать энергозатраты на специальные научные эксперименты на
борту аэрокосмического аппарата то базируясь на уровне энергопотребления
приборных систем и конструктивных агрегатов СА «Союз» запитываемых от
блока аккумуляторных серебряно-цинковых батарей (система управления
движением - СУД система исполнительных органов спуска - СИОС система
управления бортовым комплексом -СУБК автоматика системы управления - АСП
система обеспечения жизнедеятельности -СОЖ система терморегулирования -
СТР радио- и телевизионных систем) можно оценить энергоёмкость суммарно в
0 А(час что при пиковых токах на пиротехнических системах обеспечивается
аккумуляторной батареей массой 45кг и объёмом 38л.
Определяющим фактором для блока электропитания СА является величина пиковых
токовых нагрузок на СЭП в основном от пиротехнических систем и
работоспособность систем обеспечения спуска и посадки при повышенных
Указанная батарея выполнена в герметичном варианте что для спускаемых
аппаратов класса «Союз» признано целесообразным.
Изменение программы работы аппарата увеличение численности экипажа а
также изменение его габаритно-массовых параметров (переход к аппарату
увеличенного объёма) может привести к необходимости использовать на борту
более мощную систему энергопитания по сравнению с принятой за базовую
систему энергопитания СА «Союз».
Так для рассматриваемых альтернативных вариантов СА класса «Союз»
увеличенного диаметра его СЭП и БКС изменяются начиная с СА D=3м
практически линейно.
Аналогичный рост массы СЭП и БКС отмечен и для аппаратов класса «несущий
корпус». Правда наличие аэродинамических управляемых щитков и
дополнительных пиротехнических систем может привести к увеличению массы СЭП
на 20 30 % по сравнению с СЭП СА класса «Союз» соответствующего объёмно-
Замена серебряно-цинковых батарей на более энергоемкие литиевые источники
тока не приводит к существенному выигрышу в массе аппарата.
Для проведения общих сопоставимых оценок массовых характеристик
альтернативных схем аппаратов на начальном этапе проектирования можно
достаточно корректно воспользоваться статистическими соотношениями
полученными для аппаратов класса «Союз» оборудованных герметичными
серебряно-цинковыми аккумуляторными батареями.
Массу и объёмные характеристики СЭП можно оценить по следующей зависимости:
Gсэп = Kэ(E(Nр = 0.45 Е
где Nр = 10÷2 - степень резервирования СЭП по жизненно важным системам
(СУД СИОС АСП пиротехническим устройств
Здесь (сэп = 125кгл ; Кэ = 045 кгА(час - для серебряно-цинковых
батарей в герметичном исполнении.
G IIФГ = Gсэп + Gбкс
V IIФГ = Vсэп + Vбкс = (Gсэп( сэп) Ксэп + (Gбкс( бкс) Кбкс
Массу бортовой кабельной сети иногда представляют в виде статистической
зависимости как функцию массы токопотребляющей аппаратуры.
Зависимость массы БКС от массы токопотребляющей аппаратуры для спускаемых
аппаратов класса «Союз» и приборных отсеков ряда изделий приводится на рис.
1.3. Третья функциональная группа систем.
К третьей функциональной группе отнесем те системы и агрегаты на массу и
габаритные характеристики которых не оказывают влияния массовые и
габаритные характеристики аппарата численность экипажа и автономность
аппарата.и габариты этих систем (а это в основном аппаратура системы
управления радиоэлектронная аппаратура аппаратура автономной регистрации
и т.д.) зависят в основном от состояния дел в отрасли производящей эту
аппаратуру от степени резервирования систем на борту аппарата и т.д.
Имеющиеся статистические данные по подобным системам используемые в
проектных исследованиях в настоящее время базируются на проектных
разработках проводимых в последнее время а также на информации
иностранных источников с той или иной степенью достоверности.
G IIIФГ = Gсуд + Gсубк + Gрта + Gарг + Gафу + Gасп
V IIIФГ = Vсуд + Vсубк + Vрта + Vарг + Vафу + Vасп
Укрупнённый состав оборудования и аппаратуры третьей функциональной группы
Для объектов класса «Союз» характеристики по массе и объёму систем третьей
G IIIФГ = 235 360 кг.
V IIIФГ = 0330 0550 м3.
Большие значения относятся к крупногабаритным аппаратам перспективной
1.4. Четвертая функциональная группа систем.
К четвертой группе отнесем системы массовые и габаритные характеристики
которых зависят от численности экипажа и автономности аппарата (число суток
автономной работы без кооперированной работы с орбитальной космической
К этим системам отнесем систему обеспечения жизнедеятельности (СОЖ)
систему терморегулирования и вентиляции (СТР) кресла экипажа (КЭ) и т.д.
Некоторые авторы относят кресла экипажа к пятой функциональной группе.
В систему обеспечения жизнедеятельности входят средства подачи газовой
смеси регенерационные устройства средства водообеспечения питания
ассенизационные устройства средства аварийного обеспечения после
разгерметизации СА скафандры и сопутствующее оборудование одежда
гидрокомбинезоны средства медицинского обеспечения носимый аварийный
запас и т.д. (рис.).
К системе терморегулирования отнесём агрегаты холодильно-сушильные
средства подачи теплоносителя автоматику и т.д. (рис.).
GIVФГ = Gсож + Gстр + Gкэ
V IVФГ = Vсож + Vстр + Vкэ = Ксож(Gсож ( сож) +
+ Кстр(Gcтр ( стр) + Ккэ(Gкэ( кэ)
Массовые характеристики некоторых вариантов систем терморегулирования и
жизнеобеспечения приводятся в таблицах приложения 4.
1.5. Пятая функциональная группа.
К пятой функциональной группе относятся те системы и агрегаты габаритные
массовые характеристики которых зависят от массовых инерционных и
габаритных параметров аппарата включая форму аппарата.
К этим системам относятся:
комплекс средств посадки включая систему обеспечения плавучести
система исполнительных органов спуска (СИОС);
внутренняя теплозвукоизоляция и декоративная отделка (ТЗИ).
G VФГ = Gксп + Gсиос + Gк + Gтзп + Gтзи
V VФГ = Vксп + Vсиос + Vк + Vтзп + Vтзи = Кксп (Gксп( ксп) +
+ Ксиос(Gсиос ( сиос) + S( [pic] к + S( [pic] тзп + Sгк [pic] тзи.
Здесь [pic] к [pic] тзп [pic] тзи - приведённые толщины
конструкции теплозащиты и теплоизоляции (рис.).
На начальном этапе проектирования допускается использование приближённых
аналитических зависимостей для определения массы и объёмов этих
составляющих с использованием исходных форм-аналогов близких по параметрам
к исследуемой форме. Для более точного определения суммарных характеристик
используются критериальные зависимости (комплекс проектных критериев)
например Кзап ( VX ( VY (SX( SY[pic]S Pх и т.д.
При проведении проектных исследований по спускаемым аппаратам самое
пристальное внимание обычно уделяется массовым характеристикам силовой
конструкции и теплозащиты. Тщательный анализ ряда проектов космических
аппаратов позволил разработать и использовать практически ряд
статистических зависимостей при проведении экспресс-оценок массовых
характеристик аппаратов различных габаритов на стадии эскизного
Вклад пятой функциональной группы обычно самый значительный в массовые
характеристики аппарата.
Комплекс средств посадки.
После выбора типа комплекса средств посадки (КСП) принципиальной силовой
схемы и состава системы теплозащиты можно воспользоваться статистическими
данными или приближёнными аналитическими зависимостями с целью оценки
характеристик пятой функциональной группы при рассмотрении вариантов
аппаратов. Например массу комплекса средств посадки капсульных аппаратов
класса «Союз» использующего парашютно-реактивную систему посадки можно с
достаточной точностью в первом приближении следующим образом:
Gпс = Gоп + Gтп + Gкд;
Gоп - масса основного парашюта;
Gтп - масса тормозного парашюта;
Gдмп – масса двигателей мягкой посадки;
Gкд - масса конструктивных элементов и вытяжного блока.
Для определения массы основной и запасной парашютных систем (запасная
парашютная система находится в «холодном» резерве) используем следующее
Gпс= А1(Gса15 Vy) + А2 (GсаVy2) +Gса
А1 = 1.85(10-3; А2 = 065;= 00136 (для ЗСП= 0011).
В схеме CА «Союз» Vy = 7.5 мсек – скорость парашютирования на основном
парашюте; Vy = 9.5 мсек (для ЗСП); n = 6 – перегрузка при работе ДМП.
ДМП выразится зависимостью: Gдмп = 2(10-3 ( GСА ( Vy.
В таблицах приложения №8 приводятся справочные данные по массовым
характеристикам комплексов средств посадки на основе парашютно-реактивных
систем для аппаратов класса «Союз» и аппаратов класса «несущий корпус».
Система исполнительных органов спуска.
Система исполнительных органов спуска (СИОС) относимая к
пятойфункциональной группе обладает некоторыми свойствами систем
третьейфункциональной группы.
В данном случае это относится к пневмо- и гидроавтоматике датчиковой
аппаратуре и отдельным агрегатам СИОС. Основные проектные характеристики по
массовым зависимостям СИОС приводятся в приложении 9.
Масса и объёмные характеристики СИОС определяются:
-типом применяемого в СИОС топлива и энергетическими характеристиками
применяемых компонентов топлива
-габаритно-инерционными и аэродинамическими характеристиками спускаемого
-схемой размещения микрореактивных двигателей СИОС
-степенью резервирования каналов управления
-принятым законом аварийности элементов СИОС на участке спуска
Расход топлива СИОС в основном складывается из расхода на управление
аппаратом на участке спуска в атмосфере (развороты по крену стабилизация и
управление по крену и тангажу) на демпфирование колебаний аппарата на
участке спуска на ориентацию аппарата на внеатмосферном участке и т.д.
Проведённые проектные проработки по ряду перспективных объектов (по
спускаемым аппаратам схемы «Союз» увеличенного диаметра и по ряду
альтернативных вариантов СА) показаны в таблице.
Монотонное возрастание массы топлива и всей СИОС для СА капсульного типа
можно выразить следующей приближённой статистической зависимостью:
топлива СИОС Gст сиос = 4.32 D2. 5
Суммарная масса СИОС Gссиос = Kсиос ( Gтсиос
Для хорошо исследованной схемы СА «Союз» где в качестве топлива СИОС
выбрана перекись водорода предусмотрен двойной запас топлива в баках
системы в расчёте на аварийный сброс топлива из одного из баков в случае
возникновения каких либо неполадок в системе.
Рассмотрение вариантов аппаратов класса «несущий корпус» не приводит к
существенному увеличению массы СИОС по сравнению с вариантами схемы «Союз»
В первом приближении для оценки массы топлива СИОС рекомендуется учесть
поправку на изменение моментов инерции аппаратов сопоставимых объектов
аэродинамические характеристики формы (Кгип) и степень удлинения аппарата
требующую коррекции длины трубопроводов и схемы размещения микродвигателей.
Для аппаратов класса «несущий корпус» характерно уменьшение плеча
микрореактивных двигателей (МРД) крена по сравнению с аппаратами
сопоставимых масс схемы «Союз».
Силовая конструкция и теплозащита.
конструкции и теплозащиты. Тщательный анализ базового варианта СА класса
«Союз» и ряда проектов альтернативных вариантов аппаратов позволил
разработать и использовать практически ряд статистических зависимостей для
проведения экспресс-оценок массовых характеристик аппаратов различных
габаритов на стадии эскизного проектирования.
Применительно к аппаратам схемы «Союз» для условий входа в атмосферу с
первой космической скоростью эти зависимости достаточно просто описываются
Gк = 131 D2.2 - масса конструкции СА;
Gтзп = 98 D1.895 - суммарная масса теплозащиты;
Gтзп лтэ = 51 D1.85 - масса лобового теплозащитного экрана;
Gтзп бок = 22 D2 - масса теплозащиты боковой поверхности.
На первом этапе реализации проекта обычно допустимо использовать данные по
изделиям-аналогам (см. табл. приложения №4) для получения первых оценочных
результатов и формирования исходных данных для более точного расчёта
аэробаллистических характеристик и для уточнения схемы теплозащиты и
силовой конструкции.
На рисунке показаны статистические характеристики приведённых толщин
конструкции теплозащиты и слоя теплозвукоизоляции и декоративной отделки
капсульных аппаратов. Указанные приведённые толщины получены по результатам
обработки ряда компоновочных схем спускаемых аппаратов.
Приведённые толщины позволяют определить объём занятый системой
теплозащиты или силовой конструкцией (оболочки шпангоуты кронштейны
фланцы и т.д.) и не могущий быть использованным для размещения приборов
Например объём резервируемый для создания системы теплозащиты
(теплозащитное покрытие окантовки силовые элементы и т.д.) определяется
Vтзп = [pic] тзп · S[pic]
Здесь S[pic]- суммарная поверхность спускаемого аппарата
[pic] тзп - приведённая толщина ТЗП.
Так например для СА «Союз» при S[pic] = 16.5 м2 объём системы
Vтзп = 0.052 · 16.5 = 0.86 м3.
Приведённая толщина ТЗП плавно увеличивается при возрастании диаметра СА
что определяется главным образом увеличением высоты теплозащитных
В некоторых вариантах аппаратов предусматривалось в пределах теплозащитного
подслоя резервировать объёмы для прокладки трасс бортовой кабельной сети
трубопроводов системы испарительного охлаждения и т.д.
Увеличение объёма конструкции определяется увеличением строительной высоты
силовых элементов (лонжероны стрингеры шпангоуты приборные рамы и
Аналогично поскольку уровень силовых нагрузок на силовые элементы
конструкции увеличивается при возрастании габаритных размеров СА то это
обстоятельство приводит к относительно большему объёму конструктивных
Объём внутренней теплозвукоизоляции и декоративной отделки определяется по
суммарной поверхности гермокабины экипажа. На начальной стадии
проектирования допустимо использовать сферическую модель гермокабины в
объём которой включается компоновочный объём экипажа свободный объём
определяющий уровень комфортабельности аппарата объём полезного груза
элементов личного снаряжения и средств жизнеобеспечения.
Vтзи =[pic] тзи · Sгк
Массовые характеристики конструкции и теплозащиты некоторых вариантов
спускаемых аппаратов класса «Союз» с диаметрами миделя D = 2.2 5м
приводятся в таблицах приложения №4.
2. Обобщённые массовые и объёмные характеристики аэрокосмических
После определения габаритных размеров варианта аппарата учащийся
разрабатывает посистемную массовую сводку. При этом определяется
беспилотный или пилотируемый вариант аппарата является целесообразным.
Минимально-достаточными условиями проектирования аппарата при этом
- скорость входа в атмосферу;
- численный состав экипажа;
- автономность аппарата в части системы жизнедеятельности;
- степень комфортабельности кабины экипажа (в пилотируемом варианте);
- требования в части полезного возвращаемого груза.
Для используемых в компоновке систем составляется массовая и объёмная
сводка с использованием среднестатистических значений плотности блоков
каждой системы. Производится определение объёма блоков каждой системы в
пределах габаритных ограничений теоретического чертежа. Производится учёт
объёмов потребных для проведения монтажно-компоновочных работ и
взаимодействия экипажа корабля с приборами и системами в гермокабине.
Для всей системы и отдельных блоков
С учётом компоновочных зазоров (см. табл.)
Vсист = КБЛкомп · Vбл
[pic]бл – среднестатистическая плотность блока системы.
Кбл. комп - плотность компоновки блоков системы с учётом характерной зоны
На последующих стадиях проектной разработки появляется возможность более
точного представления компоновки аппарата и проработки общей схемы
транспортного космического корабля уточняются интерфейсы между отсеками
транспортного космического корабля (ТКК) и орбитальной станцией (ОС) между
космическим аппаратом и ракетой-носителем.
Распределение систем и агрегатов по группам не следует рассматривать как
абсолютное поскольку зависимости массы и объёма аппаратуры от факторов в
соответствии с которыми обозначены группы достаточно пластичные имеются в
наличии переходные формы воздействия. Отдельные системы или составные части
систем могут соотноситься к нескольким функциональным группам. Например
масса и габаритные характеристики бортовой кабельной сети (БКС) могут
определяться не только массой токопотребляющей аппаратуры но и линейными
(габаритными) параметрами отсека степенью агрегатирования транспортного
космического корабля и т.д.
Как уже указывалось выше габаритно-массовые и инерциальные зависимости для
спускаемых аппаратов капсульного типа в основном имеют монотонно
возрастающий характер при варьировании такими граничными условиями как
численность экипажа время автономной работы аппарата масса и габаритные
размеры полезного груза.
И наконец ограничения по массе и габаритам самого аппарата
накладываемые работой таких систем как например КСП также следует
принимать во внимание.
При этом сравнительные критерии такие как аэродинамическое качество Кгип
коэффициент заполнения (объёмный КПД) Кзап центровочные критерии проявляют
некоторые свойства оптимизируемых параметров на стадии изучения
аэродинамической формы.
В проектной методологии рассматриваются практические рекомендации по
решению сложной технической задачи создания аэрокосмического аппарата
опирающиеся на реальную статистику по аэрокосмическим аппаратам и на
проведённые проектные проработки перспективных аппаратов с использованием
расчётного задела по аэродинамическим исследованиям и расчётов тепловых
процессов при входе в атмосферу.
В качестве примера таких рекомендаций может служить преобразованная система
уравнений для определения объёмно-массовых характеристик наиболее
популярных сегментально-конических спускаемых аппаратов класса «Союз» где
характерным варьируемым элементом является диаметр спускаемого аппарата
что для аэродинамической схемы «Союз» даёт возможность воспользоваться
подробно разработанными статистическими зависимостями.
Анализ этих зависимостей позволяет сделать вывод о необходимости введения
«замыкающего» элемента габаритно-массовой сводки аппарата каковым является
полезный груз дающий возможность регулировать как массовые ограничения
(через Рх и ( СА) так и эргономические характеристики кабины экипажа.
После проведения соответствующих преобразований уравнение для определения
массовых характеристик обозначенных выше функциональных групп можно
записать следующим образом:
GСА = nэк ( Gэк+ Gпг + 0.45 E + Gр + 35.47 nэк + 14 nэк ( tавт - (nэк (
+ 3.9 D2.978 + 15.28 D2.25 + 131 D2.2 + 2.075 D2 + 63.38 D1.985 + 98 D1.895
+ 2.5 D1.5 + 422 + Gбг
Приняв для конкретного случая реализации СА транспортного космического
аппарата типа «Союз» в качестве базовых значений nэк = 3 чел Gэк = 80 кг
tавт = 2 суток и преобразовав степенную зависимость массы СА от диаметра
Проведём упрощение уравнения для G СА.
GСА = 900 + Gпг + 0.45 E + 286 D2.2 + Gр + Gбг.
Для СА «Союз» энерговооружённость СЭП составляет Е = 100Ач для СА
большего диаметра энерговооруженность может быть увеличена в 2 3 раза.
При известном несовершенстве компоновки и для парирования технологических
отклонений масса балансировочного груза может составить от 5 до 8 %
суммарной массы аппарата. Для СА «Союз» при диаметре миделя D = 2.2 м
относительная масса балансировочного груза может быть принята равной 3% от
стартовой массы СА. Кроме того установим резерв массы 5 % от
G СА на случай непредвиденных доработок конструкции и систем аппарата.
Расчёт массы аппарата с использованием вышеприведенных зависимостей
обеспечивает точность оценки массы около 3 5 % что по мнению
специалистов поможет решить задачу выбора рационального варианта аппарата
при проведении широкого проектного исследования самых разнообразных
аэродинамических схем капсульного типа доводя эти исследования до логичных
результатов в области массовых компоновочных и инерционных характеристик.
Соотношения для определения суммарного объёма и габаритных размеров
аэрокосмического аппарата имеют более усложнённую структуру по сравнению с
соотношениями для расчёта массовых характеристик.
С одной стороны приходится использовать более сложные зависимости для
определения объёма достаточно разнообразной аппаратуры и агрегатов
зачастую не имеющих в системе каких-либо характерных идентификационных
признаков. С другой стороны появление новых не всегда могущих быть
описанными факторов в частности эргономических связанных с особенностями
конкретной компоновки кабины экипажа и обеспечением свободного объёма
кабины для осуществления функций управления аппаратом приводит к
необходимости с разных позиций оценивать объём аппарата в пилотируемом и
беспилотном вариантах.
Здесь в основном используется многолетний опыт проектирования СА «Союз»
позволивший определить ряд опытных коэффициентов плотности компоновки
аппаратуры и экипажа в характерных зонах гермокабины и увязать в единую
систему процесс формирования объёмно-массовых зависимостей.
Объёмное уравнение для аппарата полученное суммированием уравнений для
функциональных вышеупомянутых групп достаточно громоздко однако после
соответствующих преобразований становится удобным для проведения работ по
формированию проектного облика космического аппарата первого этапа
совместно с массовым уравнением.
Vса = VI ФГ + V IIФГ + V IIIФГ + V IVФГ + V VФГ + Vр
V IФГ = nпил (Gпил ( эк) Кэк +(Gпг( пг) Кпг + nэк ( [pic]св
Здесь [pic]св = 05 м3чел - отсутствие комфорта экстремальные условия
пребывания в кабине (несколько часов).
[pic]св = 1 м3чел - стеснённые условия 05 2 суток.
[pic]св = 2 м3чел - удовлетворительные условия пребывания во время
непродолжительной экспедиции 2 5 суток.
V IIФГ = 0.36Е +(0.126 10-3 ( G2IIIфг + 0.128 GIIIфг +28.5) ( бкс
V IIIФГ = (Gсуд(суд) Ксуд +(Gсубк (субк) Ксубк +(Gрта( рта) Крта +
+( Gафу (афу ) Кафу + (Gасп(асп)Касп
VIVФГ = Ксож[(165nэк) + nэк tавт Gвп] (сож +
+Кстр(67+647nэк+2.5D+665nэкtавт) (стр + Ккэ( Gкэ (
Объём наиболее интересной в проектном плане пятой функциональной группы
выводится следующим уравнением:
VVФГ = Vк + Vтзп + Vтзи + Vксп+ Vсиос.
Vк + Vтзп = S( ([pic]к + [pic] тзп) = Кф (D2 ([pic]к + [pic]тзп).
Vтзи = 4836[pic] тзи ([pic]cв ( [pic]эк)23.
Здесь [pic]св - свободный объём приходящийся на одного человека в кабине
аппарата. (для СА «Союз» [pic]св ( 0.2 ÷ 05 м3 см. рис.
[pic]к [pic] тзп и [pic] тзи - приведённые толщины конструкции
теплозащиты и теплозвукоизоляции (см. рис.).
Удобно использовать коэффициент формы аэрокосмического аппарата Кф = [pic]
где D - диаметр миделевого сечения аппарата капсульного типа.
Для СА «Союз» Кф = 3347.
С учётом этих соотношений уравнение объёма пятой функциональной группы
можно представить в более удобном для проведения проектного анализа виде:
V VФГ = Кф D2 ([pic]к + [pic] тзп) = 4836[pic]тзи ([pic]cв ( [pic]эк)23 +
[pic]GКСП + [pic]( Gсиос.
Дальнейшее преобразование этого уравнения сведётся к учёту типа КСП и СИОС
через массовые соотношения этих систем.
Ошибка в определении объёма аппарата при использовании этого метода обычно
не превышает 3 5 % для объектов класса «Союз».
Для аппаратов класса «несущий корпус» рекомендуется использовать
критериальный переход от базовой формы «Союз» через объёмный КПД (Кзап).
Удельная плотность блоков и элементов аппаратуры а также плотность
компоновки по характерным зонам аппарата приведены выше (табл.).
Оба предложенных уравнения (для массы и объёма) решаются совместно методом
последовательных приближений (обычно достаточно 2х 3х приближений для
первого этапа) варьируя характерные размеры аппарата. Затем проводится
окончательное объёмно-массовое регулирование.
Как и в уравнении для расчёта массы «замыкающим» элементом является
полезный груз к которому добавляется резервный объём в ряде случаев
составляющий при анализе перспективных компоновок примерно 4 ÷ 6% от
суммарного объёма аппарата. Кроме того функцию «замыкающего» элемента
может выполнять и свободный объём обычно в дальнейшем в процессе рабочего
проектирования доводимый до минимальных значений.
В качестве примера приводятся объёмно-массовые сводки некоторых
гипотетических вариантов аэрокосмических аппаратов класса «Союз» и
Разработка массовой сводки СА производится методом последовательных
приближений используя вышеприведенные статистические материалы по реальным
прототипам аппаратов. Одним из важных моментов массового анализа является
правильный прогноз стартовой массы аппарата. На стадии когда массовая
сводка только начинает создаваться стартовая масса капсульного аппарата
может быть спрогнозирована на основе объёмно-габаритного анализа когда
выполнен первый вариант теоретического чертежа СА и определён класс формы
(СА «скользящего» типа баллистическая капсула аппарат класса «несущий
корпус» и т.д.). Для каждого типа форм можно ориентироваться на реальную
плотность компоновки аппарата. С ростом объёма как показали результаты
проектного анализа ряда реальных и перспективных компоновок аппаратов
плотность компоновки падает. Для основных типов аппаратов рассматриваемых
в настоящем пособии указанные зависимости с достаточной степенью точности
соответствуют приведенным в таблице и на графике характеристикам.
Коэффициент плотности спускаемых аппаратов и капсул.
Полезный груз ПГ (пг = 1.1÷ 1.2 1.2÷ 1.3
Теплозащита ТЗП Vтзп = S([pic]прив. тзп. [pic]прив.
Система обеспеченияСОЖ (сож = 1.05 1.15
жизнедеятельности 0.5 ÷1.1 ÷1.2
СА (т) 3 5.6 10 12.4
Холодильно-сушильны12 18 22 28
Ручной насос 1 1 1 1
Ёмкость для сбора 3 4 5 6
Распределительный и1 1 1 1
Пироклапаны и 4 4 4 4
Датчики температуры3 3 3 3
Электрообогреватель1 1 1 1
Трубопроводы 5 7 9 12
Заправка системы 4 6 7 10
Вентиляционные 9 10 11 12
Суммарная масса 43 55 64 72
Приведём справочные таблицы по массовым характеристикам системы
жизнеобеспечения аппаратов «скользящего» спуска и аппаратов класса «несущий
3.4. Система жизнеобеспечения (СОЖ).
Космический аппарат блочной схемы класса «Союз».
№ Состав СОЖ Численность экипажа
Командный отсек с экипажем 5450 (5310
Обтекатель при выведении на 317
Теплозащитное покрытие боковой 1360
Камера для проведения 9.07
экспериментов в вакууме
Крышка верхнего стыковочного люка36.2
Система управления и контроля
Блок гироскопов 10 2
Приборы контроля вращения 3.17 2
Система контроля входа в 9.5
Трехосный блок акселерометров 2.27
Индикатор направления полета 4.08 2
Индикатор давления в топливных 0.909
Инерциальная система измерений 18.5
Приборы системы навигации 7.88
Сервопривод с преобразователем 22.3
Приборы системы связи 16.5
Счетно-решающее устройство 31.8
Главная клавишная панель 7.89
Система исполнительных органов
Горючее (монометилгидразин) 20.4 2
Окислитель (четырехокись азота) 40.3 2
Бак для гелия (0.258 кг гелия) 0.257 4
Система жизнеобеспечения и
Бак для водногликолиевого 2.04
Бак для гидроокиси лития 8.94
Компрессор для наддува скафандра 4.89 2
Бак для питьевой воды (216 литров5.4
Связные и телеметрические системы
Программно-временное устройство 4.53
Цифровой генератор определения 2.94
Импульсно-кодовый модулятор 19.1
телеметрического оборудования
Устройство для предварительной 6.58
Скрытая антенна работающая в 2.5 4
диапазоне 1550 ÷ 5200 МГц
Преобразователь сигналов 20.3
Черно-белая телевизионная камера 2.03
Цветная телевизионная камера 5.43
Ручной (и автоматический) 6.12
высокочастотный приемопередатчик
Высокочастотная сетчатая 5.66 2
всенаправленная антенна
Высокочастотный радиомаяк 12.25
Поисковая антенна 1.36 2
Высокочастотный триплексер 0.771
Система приземления
Парашют основной 57.5 3
Двигательная установка системы
аварийного спасения
Основной двигатель САС 2130
РДТТ для сброса ДУ САС 250
РДТТ бокового увода спасаемой 227
Аэродинамический обтекатель 317
Кассета 0.227 10 ÷ 15
Кислородный шланг к скафандру 2.4 2
Шланг для перехода в лунную 3.51
Полетная документация 9.06
Кислородная маска 1.81
Спальный мешок 1.13 2
Контейнер с радиомаяком 15.6
Сумка с инструментами 0.98
Носимый аварийный запас
Приборно-двигательный отсек
Система энергопитания (СЭП)
Батарея водородно-кислородных 37.7 3
Жидкий кислород в том числе: 148 2
Для работы топливных элементов 95
Для поддержания газового состава 49.8
Жидкий водород 13.1 2
Зарядное устройство батарей 1.95
Система навигации и наведения 244
(масса в целом для основного
Оборудование системы связи (для 242
всего основного блока)
Телевизионная камера 3.3
Маршевая двигательная установка
Маршевый двигатель 350
Окислитель в основном баке 6530
(четырехокись азота)
Окислитель во вспомогательном 5110
баке (четырехокись азота)
Горючее в основном баке 3980
Горючее во вспомогательном баке 3200
ориентации и стабилизации
Горючее в основном баке 31.4 4
Горючее во вспомогательном баке 20.5 4
Окислитель в основном баке 63 4
Окислитель во вспомогательном 40.4 4
Гелий для наддува баков 0.59 4
Лунная кабина с топливом и 14700
Взлетная ступень без топлива 2200
Посадочная ступень без топлива 1990
ЖРД взлётной ступени 95.7
Топливо (аэрозин-50 четырехокись
Для взлетной ступени 2350
Для посадочной ступени 8180
Для системы управления ЛК 275
Система жизнеобеспечения ЛК 103
Ранцевая система жизнеобеспечения30 2
Основной запас кислорода PLSS 0.45
Аварийный запас кислорода 0.613
Запасы воды на посадочной ступени146
Запасы воды на взлетной ступени 36
(2 бака по 18 литров)
Система наведения и навигации
Радиолокатор для определения 32
дальности радиальной скорости
углов и угловых скоростей
Система энергопитания
Серебряно-цинковые батареи 29.5 2
взлетной ступени (300 А. час)
Серебряно-цинковые батареи 15.9 4
посадочной ступени (400 А. час)
Связное оборудование
Поворотная антенна Dalmovictor 12.2
Записывающее устройство 1
Научное оборудование для
исследований на Луне
Контейнер с приборами (ALSEP) 95
доставляемыми на поверхность Луны
Спектрометры частиц в солнечной 4.72
Детектор ионов имеющих скорость 5.53
Приборы для измерения теплового 4.31
потока из недр Луны
Детектор протонов и электронов у 2.22
Телеметрическая система 16.2
Радиоизотопная энергоустановка 17
Массовые характеристики системы теплозащиты капсульных аппаратов
Ниже приводятся результаты расчётов массовых характеристик систем
теплозащиты спускаемых аппаратов класса «Союз» и «Аполлон» в диапазоне
Следует отметить существенный вклад в массовые характеристики систем
теплозащиты конструктивных деталей и технологических элементов спускаемых
аппаратов являющихся составной частью систем теплозащиты.
Массовые характеристики теплозащиты СА класса «Союз»
№ Наименование Исследуемые диаметры
Диаметр СА м 2.2 2.4
Скорость входа в Vвх кмсек 7.9 На высоте
Угол входа в атмосферу[pic]вх град. - 2 На высоте
Нагрузка на несущую Pх= кгм2 700
площадь =GСАCxaSp[p
Аэродинамическое Kгип=CyaCxa 0.3
Полученные в результате баллистического расчёта характеристики траектории
спуска (зависимость скорости и высоты полета от времени полёта)
используются для аэротермодинамического анализа аппарата т.е. для
определения величины тепловых потоков и температур на поверхности аппарата
и расчёта прогрева пакета теплозащитных материалов.
Имея характеристики H и V (см. прилагаемый типовой график) учащийся должен
по таблицам стандартной атмосферы определить необходимые для теплового
расчёта параметры траектории.
При входе СА в атмосферу проблема перегрузок воздействующих на
космический аппарат и экипаж становится очень важным эргономическим
фактором. Если перегрузки при торможении могут превысить допустимый для
человека предел то необходимо использовать траектории управляемого
спуска с подъёмной силой. Уменьшая вертикальную составляющую скорости
спуска подъёмная сила удлиняет траекторию спуска СА тем самым уменьшая
максимальную перегрузку. Подъёмная сила используется иногда даже при
высоких допустимых перегрузках для уменьшения тепловых потоков для
управления временем достижения поверхности планеты и для коррекции
координат точки посадки. Основной характеристикой СА обладающего
подъёмной силой является его аэродинамическое качество. Чем более
удлинённой формой обладает аппарат тем выше значение аэродинамического
качества. При заданной форме аппарата аэродинамическое качество является
функцией угла атаки. Аппараты со значением аэродинамического качества не
превышающего 2 могут осуществить посадку в любой точке весьма обширной
области простирающейся на тысячи километров в продольном и боковом
направлениях относительно данной траектории и точки входа. Меняя угол
крена и угловую ориентацию аппарата можно посадить его в любой точке
заданного района. В результате таких маневров с изменением подъёмной силы
можно также снизить максимальную перегрузку по сравнению с её величиной
при постоянном качестве. Однако в ряде случаев спуск аппарата с высоким
значением аэродинамического качества может привести к увеличению тепловых
2. Классификация траекторий входа в атмосферу.
В основу классификации траекторий входа могут быть положены различные
критерии. В частности начальная скорость входа в атмосферу величина
располагаемого для управления аэродинамического качества форма
траектории полета (с одним или двумя погружениями) дальность полёта от
точки входа до точки посадки и некоторые другие критерии.
Одним из главных факторов определяющих траекторию полёта в атмосфере
(условная граница которой принимается на высоте ~100 км) является
начальная скорость входа. По её величине можно классифицировать следующие
случаи входа в атмосферу:
вход с околокруговой скоростью при спуске с низких орбит
вход с околопараболической скоростью при возвращении от Луны или с
высоких эллиптических орбит
— вход с гиперболическими скоростями при возвращении от планет
По существу величина скорости входа в значительной степени определяет
облик спускаемого аппарата. Так если при входе с околокруговой скоростью
возможен неуправляемый (баллистический) спуск то при входе с
околопараболической и гиперболической скоростями необходимо использовать
управление траекторией спуска. Управление как правило осуществляется с
использованием подъёмных сил величина которых определяется
аэродинамическими характеристиками аппарата и скоростным напором т.е. за
счет аэродинамических сил действующих на аппарат при полёте в атмосфере.
По величине располагаемого аэродинамического качества космические
аппараты и реализуемые ими траектории спуска можно разделить на следующие
баллистические аппараты не обладающие аэродинамическим качеством (К
аппараты «скользящего» типа для аппарата с малым аэродинамическим
аппараты «планирующего» типа обладающие большим аэродинамическим
2. Управляемая траектория при входе СА в атмосферу.
Для управления полётом СА в атмосфере более естественно использовать
аэродинамические силы которые весьма значительны даже при малом
аэродинамическом качестве аппарата. В связи с этим большое практическое
применение нашли осесимметричные сегментально-конические формы СА с
Величина аэродинамического качества обеспечивается за счёт смещения центра
масс СА от оси симметрии аппарата. Плоскость угла атаки проходящая через
вектор скорости и ось симметрии при поступательном движении СА является
мгновенной плоскостью аэродинамической симметрии и содержит главный вектор
аэродинамической силы.
Спускаемые аппараты эллипсоид инерции у которых близок к сфере
статистически устойчивы по тангажу и рысканию и нейтральны по крену т. е.
имеют положение устойчивого равновесия на балансировочном угле атаки
[pic]БАЛ и произвольном угле крена[pic]. Отмеченное свойство используется
для управления аппаратом атмосферном участке.
Если повернуть СА относительно вектора скорости на угол крена [pic] то
продольное движение будет определяться проекцией полной аэродинамической
силы на продольную плоскость а боковое движение — соответствующей
проекцией на поперечную плоскость.
Если реализуется траектория с прогнозируемым недолётом то угол крена
должен уменьшаться или вообще приниматься равным нулю. В случае
прогнозируемого перелёта наоборот угол крена должен увеличиваться (в
пределе до [pic] если это допускается) что позволяет ликвидировать
ожидаемый перелёт. Таким способом регулируется промах в продольном
движении. Боковой промах регулируется за счёт чередования участков полёта с
правым и левым креном. Поскольку боковой промах на порядок меньше
продольного то некоторые алгоритмы управления вообще не предусматривают
регулирование бокового промаха.
Управление с малым аэродинамическим качеством позволяет решать сложную
задачу входа в атмосферу Земли с околопараболической скоростью. Такая
задача возникает при возвращении СА от Луны или с сильно вытянутой
эллиптической орбиты. Малая величина аэродинамического качества характерна
для сегментально-конических аппаратов затупленной формы типа «Союз»
«Зонд» (СССР) и «Аполлон» (США). Даже небольшое аэродинамическое качество
позволяет в 2÷3 раза снизить максимальную перегрузку и несколько уменьшить
тепловые потоки по сравнению с баллистическими аппаратами. Такие аппараты
целесообразно использовать до скоростей входа порядка 15 кмс.
Наличие даже небольшой подъёмной силы позволяет значительно снизить
перегрузки в процессе спуска а управление подъёмной силой – значительно
расширить допустимый коридор входа в атмосферу. Это с одной стороны
позволяет избежать необходимости специальной ориентации членов экипажа
относительно вектора перегрузки и приводит к снижению аэродинамического
нагрева аппарата а с другой стороны позволяет уменьшить требования к
точности начальных параметров входа.
Использование подъёмной силы в процессе спуска даёт возможность значительно
увеличить маневренные возможности спускаемых аппаратов что существенно
облегчает выбор места посадки в продольном и боковом направлениях.
Спускаемые аппараты обладающие незначительным качеством (К≤05)
называются аппаратами «скользящего» спуска а аппараты обладающие более
высоким качеством (05≤К≤30) - аппаратами планирующего спуска.
Уравнения движения СА в скоростной системе координат является сугубо
нелинейными дифференциальными уравнениями. Анализ уравнений показывает что
центростремительное ускорение обусловленное суточным вращением планеты
мало по сравнению с ускорением силы тяжести и ускорением вызванным
аэродинамическими силами (при Н ≤ 100 км). Центростремительное ускорение на
экваторе на высоте Н=100 км (для Земли) составляет ~ 0.35 % от ускорения
силы тяжести на этой высоте так что с достаточной степенью точности
центробежной силой Rc можно пренебречь. Кориолисовы силы инерции при спуске
с первой космической скоростью составляют ~ 10 % а при спуске со второй
космической скоростью ~ 14 % от силы тяжести. При точных навигационных
расчётах их необходимо учитывать. При некоторых приближенных расчётах ими
можно пренебречь. В этом случае имеем
Для общего случая точные аналитические решения отсутствуют однако можно
найти некоторые приближённые решения.
Управление аппаратом на участке спуска может осуществляться для следующих
) полёт с постоянным торможением или с постоянным скоростным
) полёт с постоянным углом наклона траектории;
) полёт с постоянным тепловым потоком в критической точке или полет
с постоянной средней температурой в критической точке теплоизолированной
) полёт с постоянной скоростью спуска.
Блок №7. Расчет тепловых режимов поверхности аппарата. Тепловые потоки
и температуры. Выбор теплозащитных материалов.
1. Проектирование системы теплозащиты аэрокосмических аппаратов и капсул.
При входе спускаемого аппарата (СА) или другого какого-либо объекта в
атмосферу со скоростями соответствующими скорости спутника
возвращающегося с орбиты его поверхность подвергается интенсивному
нагреву величина которого определяется скоростью набегающего потока
плотностью атмосферы и геометрической формой аппарата.
Решение основных проблем возникающих при создании надежных аэрокосмических
аппаратов во многом зависит от успехов создания их теплозащиты и знания
аэротермодинамических процессов при входе аппаратов в атмосферу.
К настоящему времени накоплен большой опыт в области создания теплозащиты
как малоразмерных аппаратов и капсул так и создания систем теплозащиты
спускаемых аппаратов «Союз» «Аполлон» «Спейс Шаттл» «Буран» и многих
Проблема теплозащиты поверхности ужесточается для аппаратов входящих в
атмосферу со второй космической скоростью (лунные траектории) а тем более
с гиперболической скоростью что характерно для режимов входа аппарата
после возвращения из марсианской экспедиции.
Тепловой поток поступающий к поверхности аппарата входящего в атмосферу
складывается из лучистого тепла поступающего от ударной волны и
конвективного тепла выделяющегося в пограничном слое при торможении
газового потока. При определенной величине теплового потока может начаться
плавление и сублимация (абляция) поверхностных слоев теплозащитного
покрытия. Соответственно некоторая величина теплового потока идет на
нагревание пакета теплозащитных материалов и излучается поверхностью
аппарата в окружающее пространство. В расчетах иногда учитывается тепло
подходящее к поверхности аппарата от атмосферы и т.д. однако доля этого
тепла обычно мала по сравнению с конвективным теплом от пограничного слоя и
лучистого тела от ударной волны поэтому им в проектных расчетах на
начальном этапе разработки обычно пренебрегают.
Температура поверхности аппарата таким образом находится в прямой
зависимости от конвективного и радиационного (лучистого) нагрева определяя
темп прогрева слоев теплозащитного покрытия. Температурные профили
устанавливающиеся в пакете теплозащитных материалов зависят от
теплофизических характеристик составляющих пакет материалов толщины слоев
и темпа нагрева поверхности. В конечном итоге определяется масса
теплозащитного покрытия составляющая весомую долю суммарной массы
Кроме вышеуказанного теплозащитного покрытия в систему теплозащиты
реального аппарата входят также конструктивные элементы масса которых
также значительна ввиду необходимости обеспечения работы ряда систем и
агрегатов спускаемого аппарата (гермовводы фланцы окантовки люков и
т.д.). Разработчики спускаемого аппарата стремятся свести к минимуму массу
системы теплозащиты что достигается выбором наиболее прогрессивных
теплозащитных материалов уточнением расчетных методик введением
оптимального управления аппаратом на траектории спуска и наконец
оптимизацией формы и габаритных размеров аппарата.
Итак при проектировании системы теплозащиты решаются следующие технические
Рассчитывается тепловой режим аппарата при спуске в атмосфере
(определяются величины тепловых потоков и температур поверхности аппарата в
характерных точках и зонах).
Определяется профиль температур в характерных точках аппарата в процессе
Определяется класс теплозащитных материалов рациональных для
использования в системе теплозащиты.
Производится взаимная увязка системы теплозащиты и силовой конструкции
аппарата для обеспечения заданных условий эксплуатации аппарата.
Рассчитывается тепловой режим выбранных конструктивных узлов и агрегатов
критичных с точки зрения нагрева.
Методика расчета теплового режима спускаемого аппарата приводится ниже.
2. Анализ условий работы теплозащитных систем.
К наиболее сложным техническим проблемам возникающим при разработке
аэрокосмического корабля и его системы теплозащиты относятся следующие:
- создание надежной системы теплозащиты внешней поверхности аппарата;
- проектирование силовых элементов конструкции аппарата работающих в
условиях значительных градиентов температур;
- создание системы теплоизоляции и кондиционирования кабины экипажа;
- теплозащита баков с криогенным топливом.
В связи с этим возникает необходимость иметь надежную методику расчета
тепловых потоков к поверхности аппарата температурных полей и как
следствие необходимость правильного выбора структуры теплозащитного
пакета т.е. выбора теплозащитных материалов.
Следует заметить что теоретический расчет аэродинамического нагрева
аэрокосмического аппарата весьма сложен.
Распределение теплозащиты по поверхности аппарата тесно связано с
конструктивным исполнением аэрокосмического аппарата и его компоновочной
схемой и все это вместе взятое самым существенным образом влияет на
массовые характеристики как аппарата в целом так и на массу полезной
нагрузки. Поэтому фирмы занимающиеся проектированием аэрокосмических
аппаратов прилагают большие усилия по разработке новых перспективных
материалов теплозащиты применение которых сулит большие преимущества в
массе технологии возможности многократного использования аппарата то
есть с экономической точки зрения. Особое место в процессе создания
надежной теплозащитной системы отводится проблеме конструктивного
воплощения узлов крепления теплозащитных панелей крышек люков
аэрокосмических аппаратов иллюминаторов конструктивных узлов
электрических гидравлических и пневматических связей СА с другими отсеками
В настоящее время на этапе разработки рабочего проекта аэрокосмического
аппарата приходится уделять много внимания не столько разработке новых
методов теплозащиты сколько анализу как существующих методов так и тех
которые известны но еще недостаточно отработаны. Теплозащитные системы
аэрокосмических аппаратов капсульного типа и ракетопланов самолетного типа
имеют существенные отличия вследствие различных компоновочных схем.
Наиболее показательный признак при этом – аэродинамическое качество
аппарата определяющее тип формы баллистику спуска и компоновочные
Традиционно для аппаратов входящих в атмосферу с орбитальными скоростями
рассматривались два типа силовой конструкции: «горячая» и «холодная». В
«горячей» или прогреваемой конструкции силовые элементы корпуса и крыла
если рассматривается крылатый ракетоплан работают в условиях высоких
температур. При изготовлении этого типа конструкции предусматривается
использование жаропрочных сплавов и материалов. Для подобного типа
конструкций необходимо использовать силовую схему обеспечивающую
приемлемую величину температурных напряжений. Система теплозащиты в этом
случае требует минимума массы теплоизоляции а сама конструкция в условиях
интенсивного теплового воздействия практически не связана с ограничением по
«Холодная» конструкция отличается нормальными температурными условиями
работы силовых элементов и в связи с этим наличием внешнего слоя
теплозащиты и системы охлаждения. Для большинства рассматриваемых в
настоящее время теплозащитных систем «горячая» конструкция оказывается
несколько легче «холодной»
сложнее в конструктивном выполнении поэтому для большинства
рассматриваемых в настоящее время проектов отдают предпочтение «холодной»
как более простой в конструктивном воплощении силовой конструкции с
системой теплозащиты тип которой определяется условиями спуска в
атмосфере его аэродинамической формой и т.д. Кроме того большие
термические напряжения возникающие в «горячей» конструкции требуют
установки дополнительных силовых элементов что увеличивает массу и
стоимость этих систем.
Рассматриваемые в настоящее время теплозащитные системы достаточно
разнообразны и могут быть представлены в виде следующих основных типов:
Аккумулирующая теплозащитная система.
. Радиационная теплозащитная система.
Абляционная теплозащитная система.
Активные системы теплозащиты включающие в себя системы охлаждения
кабины экипажа отдельных отсеков элементов конструкции и приборов.
Как показали многочисленные исследования наиболее эффективно применение
комбинированных систем сочетающих в себе элементы указанных выше систем.
При нагреве отдельных участков поверхности аппарата например наветренной
образующей затененных зон лобовых точек кромок крыла и рулей выгодно
использовать или систему теплозащиты радиационного типа или абляционные
покрытия или использовать систему охлаждения.
Для осуществления идей заложенных в проекте аэрокосмического аппарата
перспективного назначения совершенствование системы теплозащиты является
обязательным мероприятием. Для создания комбинированных высокоэффективных
радиационно-абляционных теплозащитных систем с активным или испарительным
охлаждением необходимы дополнительные экспериментальные данные о поведении
абляционных материалов при различных способах крепления к конструкции
кабины экипажа и в различных условиях работы в процессе уноса массы
теплозащитного покрытия с поверхности аппарата.
Необходимы также экспериментальные данные по системам охлаждения которые
позволили бы оценить их характеристики и надежность а также относительную
эффективность различных компонентов систем.
Для получения надежных не подверженных окислению жаропрочных металлических
конструкций необходимо решить проблемы связанные с получением
перспективных тугоплавких металлов и их покрытий особенно с учетом
возможности их повторного использования.
Любая конструкция аэрокосмического аппарата может рассматриваться в
качестве аккумулирующей системы. Количество аккумулированного тепла зависит
от массы используемого материала его удельной теплоемкости и допустимых
рабочих температур на материале конструкции. Дополнительное теплопоглощение
возможно при использовании плавления или испарения материала конструкции.
Металлы в аккумулирующей системе теплозащиты могут использоваться только в
случае низких тепловых потоков и малого времени теплового воздействия.
Материал аккумулирующей системы должен иметь высокую удельную теплоемкость
и высокую теплопроводность чтобы предупредить оплавление материала на
поверхности теплоподвода. При удельных тепловых потоках меньших 450квтм2
что в настоящее время является пределом для применения излучающих
металлических поверхностей теплоизолированные металлические экраны
излучающие поглощенное тепло в окружающее пространство обладают наилучшими
характеристиками. Особенности конструкции тепловых экранов обусловливают
малое изменение их массы. Поэтому эффективность такой системы в
значительной мере зависит от интегрального количества тепла подведенного к
поверхности. На поверхностях аппарата где низкие тепловые потоки позволяют
использовать данную теплозащиту аккумулирующего типа в условиях
планирующего спуска большой продолжительности может быть допущена тепловая
нагрузка порядка 46500 квткг.
Радиационная система теплозащиты должна удовлетворять следующим
- Выдерживать температуры нагрева поверхности до 9000С при
продолжительности нагрева около 30 ÷ 45 минут.
- Обеспечивать температуру силовой конструкции ниже 3500С (при
использовании титана).
- Не создавать температурных напряжений.
- Компенсировать тепловое расширение.
- Иметь внешнюю поверхность с высокой излучательной способностью.
- Состоять из легко восстанавливаемых панелей.
Материал для теплозащитного экрана должен быть коррозионностойким должен
сохранять достаточную прочность на растяжение и упругость при температурах
до 8000 С. Для изготовления экранов можно использовать жаропрочные сплавы и
металлы с высокими температурами плавления такие как вольфрам ниобий
тантал молибден и их сплавы при условии защиты их противоокислительными
покрытиями. Надежность подобных покрытий представляет серьезную техническую
Для уменьшения термических напряжений в конструкции и для снижения
теплопередачи в силовую оболочку целесообразно иметь многослойную
теплозащитную систему.
Теплоизоляционная система устанавливаемая между внешней тепловой защитой и
несущей конструкцией может включать систему жидкостного охлаждения
эффективно работающую весь период активного теплового воздействия и
различные типы изоляции обеспечивающие оптимальные массовые характеристики
теплозащитной системы. Тепловое состояние несущей конструкции определяется
процессами теплообмена между системой тепловой защиты и конструкцией т.е.
теплопередачей излучением конвекцией теплопроводностью в газовом слое и
теплопроводностью в твердом теле. Для снижения теплопередачи излучением от
внешнего теплозащитного слоя в конструкцию целесообразно использовать пакет
из радиационных экранов с низкой излучательной способностью внутренних
поверхностей. В качестве таких радиационных экранов можно применять
металлическую фольгу с высокой отражательной способностью сохраняющуюся
при нескольких температурных циклах например легкую металлическую фольгу
(или волокнистую изоляцию) с антикоррозийным платиновым покрытием.
При наличии конструктивных зазоров в системе тепловой защиты необходимо
учитывать теплопередачу конвекцией и теплопроводностью в газовом слое при
величине произведения чисел Грасгофа и Прандтля большего 17000. Для
снижения теплопередачи конвекцией и теплопроводностью можно дополнительно
использовать волокнистую изоляцию. Теплопроводность в силовой конструкции
определяется коэффициентами теплопроводности материалов конструкции и
геометрическими характеристиками. В настоящее время предложено большое
число различных типов конструкций тепловых экранов. Известны конструкции
экранов состоящих из слегка гофрированной наружной обшивки и находящегося
под ней слоя теплоизоляции. Силовая конструкция кабины аппарата находится
под слоем теплоизоляции. Допустима неравномерная деформация внешней обшивки
в направлении перпендикулярном к гофру а для обеспечения расширения в
другом направлении концы гофрированной внешней панели упруго заделываются.
Теплозащитный экран целесообразно выполнять из нескольких слоев в
результате снижаются температурные напряжения которые могут воздействовать
на силовую конструкцию и уменьшается теплопередача между внешним экраном и
силовой конструкцией.
При восстановительном ремонте панели теплозащитного экрана должны легко
сниматься. Однако в летных условиях панели должны быть надежно закреплены
чтобы избежать повреждений от вибраций. Разработка плотно запирающихся
панелей которые легко снимались бы после продолжительного сильного
нагрева достаточно трудна даже если применяются жаропрочные металлы.
Теплоизоляция между внешним теплозащитным экраном и силовой конструкцией
используемая совместно с системой активного охлаждения должна быть
настолько эффективной чтобы после продолжительного нагрева температура
конструкции не превышала 3500С. Панели радиационных экранов кроме того
должны выдерживать воздушные нагрузки и иметь достаточную жесткость для
предотвращения возникновения флаттера. Узлы крепления панелей передающие
нагрузку на силовую конструкцию должны обеспечивать возможность
перемещения панелей в случае термического расширения. Конструкция типовой
панели металлической теплозащитной системы показана на рис.
3. Принципы выбора толщин материалов теплозащитного пакета.
В качестве основного принципа используется минимизация массы системы
теплозащиты аэрокосмического аппарата. Идеальная схема – материал
сочетающий свойства теплоизолятора и конструктивно-предохраняющего
материала. В современных аэрокосмических аппаратах капсульного типа как
правило для наружной поверхности используются материалы сохраняющие
целостность в условиях нагрева до максимально допустимых температур.
Выбор высокотемпературных материалов отличающихся к тому же низкой
температуропроводностью достаточно велик. Наиболее исследованными в части
теплофизических конструктивно-технологических характеристик в настоящее
время признаны стеклотекстолиты (ССТФ) асботекстолиты (АТ)
капронофенольные материалы (ПКТ-11КФЛ) т.е. материалы полученные путем
пропитки фенольными и другими смолами многослойного набора тканей
проходящего соответствующую термообработку в специальных автоклавах
прессование механическую обработку и т.д.
Эти материалы широко использовались и используются для создания наружного
слоя пакета теплозащиты СА «Восток» «Союз» и т.д. а также для многих
других российских и зарубежных аэрокосмических аппаратов и капсул.
Основные механические и теплофизические характеристики наиболее известных
материалов этого класса приводятся в таблице.
Предельно допустимые температуры указанных материалов определялись
экспериментально и подтверждались результатами натурных испытаний ряда
известных аэрокосмических аппаратов.
При определенной величине тепловых потоков происходят физико-химические
превращения материала поверхностного слоя теплозащитного материала а также
определенные изменения теплофизических характеристик по толщине
теплозащитного материала в соответствии с профилем температуры в пакете
теплозащиты. При превышении температуры поверхности свыше определенного
уровня происходит унос части теплозащитного покрытия вследствие абляции и
механического уноса. Так на траекториях спуска СА «Союз» наблюдался унос
материала поверхности (асботекстолит) до 2-х миллиметров. Процесс абляции
приводит к определенному изменению характеристик пограничного слоя к
известной блокировке теплоподвода к поверхности аппарата с одной стороны и
к изменению теплофизических свойств материала пакета. В конечном итоге
изменяется профиль температур в пакете и тепловой режим конструктивных
материалов кабины аппарата.
Известно что унос теплозащитного материала может привести к
неблагоприятному воздействию на аэрокосмический аппарат: изменяется
аэродинамическая форма аппарата (изменяются наружные обводы появляются
нерасчетные шероховатости и асимметрия формы) его центровочные и
инерционные характеристики в процессе спуска. В любом случае этот класс
материалов не может быть признан рациональным для использования в
конструкции многоразовых космических аппаратов.
Ввиду высоких значений удельного веса (плотности) этих материалов наружное
покрытие вносит основной вклад в суммарную массу системы теплозащиты
аэрокосмического аппарата поэтому расчету температуры поверхности и
профиля температур наружного слоя уделяется особое внимание.
Технологичность наружного покрытия и минимизация массы обеспечивается за
счет введения теплоизоляционного подслоя обладающего низким удельным весом
и теплопроводностью. Как правило материалы подслоя обладают низкими
механическими характеристиками. Принцип организации подобного
теплозащитного пакета заключается в определении минимально-допустимой
температуры на границе наружного слоя и теплоизоляционного подслоя. Для
большинства спроектированных спускаемых аппаратов устанавливалась
постоянная суммарная толщина слоя теплозащиты что определялось
технологическими требованиями в связи с наличием большого числа
гермовводов фланцев датчиков окантовок люков и т.д. Поэтому в затененной
зоне боковой поверхности СА допускается заведомо завышенная толщина пакета
теплозащитных материалов по сравнению с теоретической толщиной пакета
полученной с учетом эпюры тепловых потоков к поверхности аппарата.
Эта переразмеренность однако при небольших габаритах современных СА не
приводит к большим массовым потерям поскольку увеличение суммарной толщины
пакета достигается за счет увеличения толщины подслоя с малым удельным
весом. В случае необходимости для дальнейшего снижения массы системы
теплозащиты в ряде случаев идут на введение третьего или четвертого слоя в
пакете. Эти слои могут носить чисто конструктивный характер и выполняться в
виде сотовых панелей или элементов из пенопласта с очень низкими удельными
весами. Естественно эти мероприятия достаточно усложняют конструкцию
системы теплозащиты.
Материалы используемые в качестве наружного высокотемпературного подслоя
в настоящее время хорошо исследованы и отработаны на спускаемых аппаратах
класса «Союз» и возвращаемых баллистических капсулах. Материалы подслоя
такие как ТИМ ВИМ и т.д. обладают хорошей технологичностью отличными
теплофизическими характеристиками и в настоящее время сертифицированы.
В свое время было проведено достаточно полное исследование рациональных
типов конструкций систем теплозащиты спускаемых аппаратов и ракетопланов и
сформулированы общие требования к потребным механическим и теплофизическим
характеристикам материалов входящих в состав пакета. Создание надежной и
эффективной системы теплозащиты требует от материалов пакета ТЗП
уникального сочетания характеристик удовлетворяющих повышенным проектным
требованиям в части обеспечения минимальной массы ТЗП при одновременном
выполнении требований
минимальной температуропроводности пакета в заданных режимах. На рис.
представлены относительные массовые характеристики теплозащиты аппаратов
класса «Союз» в диапазоне диаметров 2.2 ÷ 4.5м. Наблюдается монотонное
увеличение массы расчетных материалов ЛТЭ и боковой поверхности и снижение
доли конструктивных элементов при увеличении габаритных размеров СА. График
иллюстрирует значительный вклад в суммарную массу ТЗП аппарата теплозащиты
лобового теплозащитного экрана (ЛТЭ).
№ Класс Материал Удельный вес
материала теплозащиты [pic] (гсм3)
AR 1.038 10-4 2.28 10-18 8.405 10-5
Тепловой поток к передней кромке крыла ракетоплана Андреевский предлагает
оценивать по формуле
qконв[pic]СТР = qконв[pic]СТР=0(1 – Соs2[pic] Sin[pic]СТР) 0.618
Здесь [pic] - угол атаки крыла [pic]СТР – угол стреловидности крыла.
Приведем конкретный пример.
Спускаемый аппарат класса «Союз» возвращается по штатной управляемой
траектории спуска. На 300й секунде полёта достигает высоты Н = 50
километров при скорости 5.25 кмсек. С учётом радиуса затупления лобового
теплозащитного экрана R0 = 2.2м и коэффициента черноты поверхности [pic]
= 0.8 для случая ламинарного обтекания определим величину теплового
потока и равновесную температуру в критической точке в пренебрежении
энтальпийным фактором.
qw0л = (31500 (R0)0.5)([pic]н[pic]0)0.5 (Vн V1к)3.25
=(31500(2.2)0.5) (8.7788 10-4) (5.257.9)3.25 =
Тw = [pic][pic]-12 =24100К = 21370С.
Суммарная массаGСА т 7 8 9
КСП. ЗСП GКСП т 0.75÷1.10.975÷1.41.2÷1.5
Критерий КСП = 0.1÷0.120.123÷0.10.134÷0.16
массовой GКСПGСА 5 8 7
Скорость Vy мсек 0÷7.5 0÷7.5 0÷2
Время зависанияТвис сек 0 30÷200 30÷200
Указанные зависимости были получены для аппаратов входа в атмосферу Земли
после возвращения из марсианской экспедиции (проектные разработки 1969-1971
2. Анализ парашютно-реактивной системы посадки.
В настоящее время парашютная система СА «Союз» считается наиболее простой и
Комплекс средств посадки СА «Союз» состоит из следующих основных элементов:
- основная парашютная система;
- запасная парашютная система;
- автоматика системы приземления;
- амортизационные кресла экипажа;
- двигатели мягкой посадки;
- конструктивные элементы СА.
Парашютная система состоит из вытяжного тормозного и основного парашютов
упакованных в парашютный контейнер. В спускаемом аппарате парашютные
контейнеры установлены над заголовниками кресел пилотов. Относительно малое
удлинение аппарата (λ1) заставило сконструировать контейнеры в виде сильно
притупленных эллиптических конусов с выходом парашютных каскадов в донной
части аппарата наиболее благоприятной с точки зрения распределения
тепловых потоков и давлений на поверхности СА. Требование по обеспечению
полного дублирования комплекса средств посадки привело к установке в
аппарате второй полностью независимой от основной парашютной системы
(«холодное резервирование»).
Основные характеристики основной и запасной парашютных систем СА «Союз»
как классического образца аппарата использующего парашютную систему и
имеющего многолетнюю наработку указаны ниже.
Оба купола парашютной системы и основной и тормозной выполняются
рифованными (площадь купола уменьшена введением специальной стренги) для
уменьшения пиковых нагрузок на них. Каждая парашютная система снабжается
вытеснительной ёмкостью которая устанавливается на донышке контейнера
заполняющей контейнер после выходов парашютов с целью предотвращения
попадания в контейнер забортной воды и изменения остойчивости аппарата при
посадке на воду. Наддув вытеснительной ёмкости обеспечивается газом из
баллона высокого давления. Как основная так и запасная парашютная система
на конечной фазе работы переходят на осесимметричную подвеску аппарата с
помощью специальной тросовой системы. Стальные перецепочные тросы
укладываются в специальные желоба закрываемые специальными теплозащитными
крышками срываемыми тросами. Узлы перецепки ввёртываются в титановый
хвостовой шпангоут СА. Переход на осесимметричную подвеску обеспечивает
оптимальный для СА режим работы двигателей мягкой посадки расчётное
касание днища аппарата земли нормальную работу кресел амортизации.
Основная парашютная система СА.
№ Наименование Индекс Значение
Скорость парашютирования Vy мсек 6.8
СА на момент посадкиGса кг
Предельная 3000 ÷ 3200
Высота ввода ПС в поток H км 4.5 ÷ 6
Скорость ввода в поток V мсек
Тормозного парашюта 220 ÷270
Основного парашюта 50
Площади куполов F м2
Вытяжной парашют 0.6 ÷ 4.0
Тормозной парашют 25
Основной парашют 1000
Массовые характеристики GКУП кг
Основной купол парашюта отделяется от СА после посадки с помощью
автоматики или вручную экипажем с целью ликвидации аварийного волочения
аппарата по земле или завала аппарата основным куполом после посадки СА на
воду. Проектные проработки по КСП на основе парашютных систем следует
проводить при следующих значениях основных расчётных параметров:
коэффициент сопротивления при движении на тормозном куполе Сn=0.54
коэффициент сопротивления при движении на основном куполе Cn=0.7
коэффициент динамичности следует положить Кд=1.8.
Рывок парашюта воспринимаемый основной конструкцией СА оцениваем
величиной R=16.5 т (для СА «Союз»).
Запасная парашютная система СА.
Скорость парашютирования Vy мсек 9.5
СА на момент посадки Gса кг
Высота ввода ПС в поток H км 3 ÷ 6
Тормозной парашют 16
Основной парашют 600
Запасная парашютная система вводится в поток при отказе основной парашютной
системы (отказ парашютной системы или автоматики парашютной системы).
Расчёт характеристик парашютной системы.
При анализе парашютной системы будем ограничивать скорости приземления
спускаемого аппарата условием в 6÷8 мс. Дальнейшее снижение скорости
нецелесообразно так как приведёт как будет показано ниже к резкому
увеличению массы и объёма парашютной системы. Общую массу основного
купола можно записать в виде:
где [pic] – масса строп парашюта
[pic]– масса ткани парашюта
[pic]– масса камеры парашюта
Или полагая что масса камеры укупорки парашюта по статистике равен 4÷5%
от массы основного купола имеем:
при поверхностной плотности ткани γтк= 04 кгм2
Здесь [pic]– расчётная перегрузка при введении в действие купола и [pic]–
масса СА на момент введения в действие основного купола парашюта. В отличие
от основных парашютов которые обеспечивают приземление с заданной
скоростью тормозные парашюты предназначены для получения необходимых
режимов спуска для введения в действие основных парашютов. У капсульных
спускаемых аппаратов («Союз» «Аполлон») тормозные купола вводятся на
скоростях 200÷280 мс а основные – до 100 мс. При этом скоростные напоры
на момент введения системы достигают значений q=1000 1600 кгм2 и q=100 250
кгм2 соответственно для тормозных и основных куполов.
Таким образом на долю тормозного каскада приходится свыше 90% всей
кинетической энергии системы «СА - парашют» на долю основного парашюта
10% и всего лишь 01 02% приходится на систему амортизации аппарата
(ДМП баллоны соты и т.д.).
Площадь тормозного парашюта выбирается из условия обеспечения заданной
скорости системы и моменту ввода основного парашюта.
где [pic]– допустимая скорость наполнения основного купола – равна:
Максимальная скорость ввода основной системы определяет расчётные нагрузки
Масса тормозного купола представляется как
где [pic] – масса вытяжных куполов с камерой и силовыми звеньями.
Принимая что [pic] имеем:
где [pic] – масса спускаемого аппарата на момент ввода тормозного парашюта.
Суммарную массу парашютной системы вспомогательный тормозной и основной
парашюты можно таким образом представить в виде:
Здесь принимается что [pic] где [pic] – коэффициент учитывающий
изменение массы аппарата в процессе введения парашютной системы (сброс ЛТЭ
некоторых элементов оборудования и т.д.).
Принимая в качестве расчётной перегрузки при введении тормозного и
основного куполов n=6 что согласуется с данными по парашютным системам СА
«Союз» и других аналогичных объектов можно записать формулу (2.3) в виде:
(при коэффициенте φ=1).
Учитывая усовершенствование ткани парашюта и строп (переход на новые ткани
типа СВМ) эту зависимость можно переписать в виде:
3. Расчёт двигателей мягкой посадки.
Двигатели мягкой посадки служат для гашения скорости парашютирования до
значений при которых ударные перегрузки на корпусе спускаемого аппарата
при приземлении не превосходят безопасных значений.
Пределы перегрузок устанавливаются исходя из физических возможностей
экипажа с учётом работы амортизации кресел экипажа и конструкции корпуса
аппарата при соударении.
Двигатели мягкой посадки отличаются от обычных пороховых ракетных
двигателей тем что на протяжении всего времени полёта они находятся в
гермокабине рядом с экипажем и срабатывают в непосредственной близости от
него. Поэтому необходима гарантия максимальной безопасности экипажа.
Достигается она главным образом за счёт увеличения коэффициента
безопасности при расчёте корпуса двигателей на прочность.
Всё это к тому что масса конструкции двигателей спускаемых аппаратов
значительно больше чем у обычных систем.
Схема использования пороховых ракетных двигателей состоит в следующем.
Двигатели мягкой посадки устанавливаются на корпусе спускаемого аппарата
так что равнодействующая силы тяги направлена вверх и проходит через центр
масс спускаемого аппарата. При снижении аппарата до высоты на которую
настроен высотомер происходит включение ДМП.
За время работы ДМП происходит снижение скорости парашютирования аппарата
до безопасной величины. Значение конечной скорости приземления зависит от
выбранного импульса двигателей а также от целого ряда дополнительных
факторов. При работе ДМП имеет место следующая картинка торможения и
Первый этап. При включении двигателей мягкой посадки система «СА-парашют»
продолжает своё движение как единое целое стропы при этом остаются
Второй этап. Усилие растяжения строп парашюта (усилие на подвеске) падает
до нуля что в ряде случаев оправдывает пренебрежение присоединённой массой
парашюта. Купол парашюта продолжая двигаться с некоторой скоростью
перестаёт оказывать влияние на движение спускаемого аппарата. Спускаемый
аппарат продолжает движение под действием силы тяги ДМП и собственного веса
G3. Скорость аппарата уменьшается.
Третий этап. Сила тяги ДМП уменьшается до нуля. Здесь в зависимости от
конкретных условий посадки могут возникнуть различные случаи.
Если ДМП отработают на высоте существенно большей чем расчётная то после
их выключения спускаемый аппарат начнёт свободное падение вновь появится
натяжение строп парашюта и далее будет происходить обычный процесс
Если система ДМП включится на высоте меньшей чем расчётная может
произойти удар аппарата о грунт при продолжающих работать двигателях. После
остановки СА на грунте тяга двигателей начнёт поднимать аппарат вверх.
После окончания работы и выключения ДМП произойдёт повторный удар
спускаемого аппарата о грунт.
Таким образом картина движения СА является достаточно сложной.
На практике в ряде случаев её можно существенно упростить приняв ряд
допущений которые заключаются в следующем:
) присоединённая масса купола парашюта не учитывается;
) масса купола принимается значительно меньшей по сравнению с массой СА;
) перегрузка создаваемая работой ДМП принимается существенно большей
единицы т.е. nДМП=PG>>1.
Это допущение означает что время в течение которого перегрузка от ДМП
нарастает от нуля до единицы намного больше общего времени работы ДМП.
) стропы парашюта принимаются нерастяжимыми;
) пульсация купола парашюта в момент работы ДМП отсутствует. Это
допущение справедливо в том случае если период пульсации купола
существенно больше времени работы двигателей мягкой посадки и
выполняется для больших куполов в сочетании с ДМП большей тяги. При
данных допущениях систему «СА-парашют» можно считать твёрдым телом с
установившейся скоростью движения в момент включения ДМП.
В этом случае уравнение движения системы имеет вид:
где m – масса спускаемого аппарата;
V – скорость аппарата;
[pic] - аэродинамическая сила сопротивления парашюта.
Так как движение на момент включения ДМП считаем установившимся со
скоростью V=V0 то справедливо выражение
Подставляя (3.2) в (3.1) получаем:
После выхода системы ДМП на режим максимальной тяги перегрузка от
двигателей остаётся практически постоянной что связано с особенностями
работы пороховых ракетных двигателей.
Следовательно с учётом ранее сделанных допущений в формуле (3.3) можно
принять n=соnst. Сделав это получаем:
где [pic] - соответственно время работы ДМП пройденный путь (высота) и
скорость СА к моменту окончания работы двигателей.
Используя зависимости (3.4) и (3.5) можно определить основные параметры
системы ДМП для разных сочетаний исходных данных.
Так необходимую массу порохового заряда можно определить по формуле:
Для упрощения зависимости примем конечную скорость аппарата VК=0 величину
перегрузки n=6 и единичный номинальный импульс [pic] кг[pic]скг.
Тогда (3.6) принимает вид:
Рассматривая в качестве материала корпуса двигателей ДМП сталь с в=1200
МПА суммарную массу двигателей мягкой посадки можно записать в виде:
Необходимая сила тяги находится из соотношения [pic]
Суммарный импульс двигателей:
С учётом формул (2.4) и (3.8) можно получить зависимость для массы
парашютно-реактивной системы в целом (без запасной ПС):
Учитывая переход на облегчённую парашютную ткань облегченные стропы
парашютной системы на основе ткани СВМ и с учётом увеличенного импульса
ДМП массу системы посадки можно оценить зависимостью:
Из графика где приведена зависимость массы ПРСП от скорости приземления
видно что распределение массы имеет явный минимум при VПР 20 мс. В
данном случае система посадки будет оптимальной по массе. Однако реальные
системы посадки пилотируемых СА рассчитаны на значительно меньшую скорость
приземления. На сознательное ухудшение массовых характеристик КСП идут для
обеспечения безопасности аппарата и экипажа в аварийном режиме приземления
при отказе ДМП. Таким образом мы видим что выбор оптимальных параметров
системы ДМП представляет собой достаточно сложную задачу.
Параметры входящие в зависимости (3.4) и (3.5) являются по существу
случайными величинами. Так скорость аппарата Vпр к моменту включения
двигателей мягкой посадки зависит от высоты места посадки над уровнем моря
от скорости восходящих иили нисходящих потоков воздуха в приземном слое
атмосферы от пульсации купола парашюта. Таким образом:
где [pic] - плотность воздуха по высоте посадки H.
Перегрузка от работы ДМП зависит от допусков на тягу двигателей т.е.:
Масса спускаемого аппарата к моменту приземления также может быть
различной например из-за изменения количества членов экипажа в корабле
при смене экипажей на орбитальной станции изменения массы полезного груза
Высотомер включающий ДМП также работает с определённой погрешностью по
высоте включения следовательно:
Таким образом при вычислении параметров посадки аппарата на парашютно-
реактивной системе мы имеем дело с целым комплексом характеристик
отклонения величин которых от номинальных являются случайными. Нахождение
скорости посадки аппарата на ПРСП с учётом перечисленных параметров и
соответственно корректная настройка высотомера системы посадки является
вероятностной задачей решаемой с применением ЭВМ.
При выполнении домашнего курсового задания учащемуся рекомендуется
использовать статистические данные по комплексу средств посадки капсульного
аппарата приводимые в разделе о массовых характеристиках.
Двигатели мягкой посадки (ДМП) СА «Союз»
ДМП представляют собой твердотопливные многосопловые реактивные двигатели
корпус которых выполнен из высокопрочной стали.
Устанавливаются ДМП на днище СА («Союз Т» и «Союз ТМ») в количестве 6 штук
по правому и левому борту в виде 2 компактных батарей по 3 двигателя в
каждой. В первой модификации СА «Союз» имел 4 ДМП равномерно размещенных по
периферии переднего днища с меньшими энергетическими характеристиками.
Размещение ДМП отличалось от СА «Союз-ТМ» углом установки относительно СА
сопловые решётки устанавливались заподлицо поверхности днища.
При посадке СА «Союз-ТМ» на основной парашютной системе срабатывают четыре
двигателя а при использовании запасной срабатывают все шесть двигателей.
Запуск ДМП производится подрывом стандартного пиропатрона (на корпусе
двигателя выполнено гнездо для двух пиропатронов) поджигающих специальную
пороховую навеску (запал) воспламеняющую в свою очередь трубчатые
Команду на запуск ДМП вырабатывает система гамма-лучевого высотомера
«Кактус» состоящего из приёмника и излучателя сигнала установленных на
днище СА. Срабатывание ДМП происходит на высоте примерно одного метра от
поверхности земли или воды по отражённому сигналу.
С учётом особенности условий посадки (скорость парашютирования
характеристики поверхности температурные характеристики заряда масса СА
задержки команды на срабатывание системы) не удаётся (математически)
добиться нулевой скорости посадки однако настройка системы высотомера
производится из условия получения оптимальных условий работы ДМП. Команда
на запуск ДМП блокируется в случае отказа сброса лобового теплозащитного
экрана СА. Обычно после штатной посадки на ОСП два неработавших ДМП
разряжаются командой технического обслуживания пороховые заряды подлежат
уничтожению в соответствии с технической инструкцией. Обе схемы имеют
определённые положительные и отрицательные особенности как в части силовой
компоновочной схемы так и в части условий срабатывания вблизи поверхности
Земли (газодинамика ДМП и условия воздействия на днище газовой «подушки»).
Эта схема позволила реализовать идею задействования ДМП для обеих
парашютных систем СА (основной и запасной) за счёт некоторого усложнения
автоматики системы приземления логика которого использовало чёткое
представление о работе той или иной ветви ПС и массовых характеристиках СА
и скоростях посадки. Настройка гамма-лучевой датчиковой системы «Кактус» на
указанные условия работы проводятся в условиях по заданным характеристикам

Литература к курсу лекций.doc

Список литературы к курсу лекций
Настоящий список литературы должен использоваться как в процессе освоения
материала лекций так и при проведении плановых работ (НИРС курсовые и
мероприятиях. Некоторые выделенные литературные источники являются наиболее
популярными и общедоступными. Многие из приведенных книг можно найти в
материалы приводимые в журнальной периодике как российской так и в
Исторические этапы развития научно-технических программ создания
Глушко В.П. Развитие ракетостроения и космонавтики в СССР.
Гэтланд К. Космическая техника. М. МИР. 1968 г.
Елисеев А.С. Техника космических полётов. М. МИР. 1983 г.
Инженерный справочник по космической технике. Ред. Солодов А.В. М.
Исследования по истории и теории развития авиационной и ракетно-
космической науки и техники. М. Наука.1981 г.
Космонавтика СССР. М. Планета. 1986 г.
Космонавтика. Энциклопедия под редакцией Глушко В.П. М. Советская
энциклопедия.1985 г.
Лей В. Ракеты и полёты в космос. М. Воениздат.1961 г.
Пилотируемые космические корабли. Проектирование и испытание. (Сборник
статей). М. Маш. 1968 г.
Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П.Королева. Гл.
редактор Семенов Ю.П. 1996г.
Руппе Гаррио. Введение в астронавтику. М. Наука. Т.1. 1971 г. т.2.
«Союз» и «Аполлон». Под редакцией Бушуева К.Д. М. Полит. Литература.
Улубеков А.Т. У истоков ракетно-космической техники СССР.
Феоктистов К.П. (ред.). Космические аппараты. М. Воениздат. 1988г.
Фернисс Т. История завоевания космоса. Энциклопедия космических
аппаратов. М. Эксмо. 2007г.
Феодосьев В.И. Основы техники ракетного полета. М. Наука. 1981 г.
Шунейко И.И. Крылатые космические корабли. АН СССР.1966 г.
Гольдовский Д.Ю. Работы США по исследованию космоса. ЦНИИМАШ. НТ
Латышев Л.А. Введение в авиационную и космическую технику. М.
Ребров Н.Ф. Гильберг Л.А. «Союз – Аполлон». М. Маш.1975 г.
Шавров В.Б. История конструкций самолетов в СССР. М. Маш. 1978 г.
Основы системного подхода к проектированию космических аппаратов и
общая методология проектирования.
Айзерман М.А. Алескеров Ф.Т. Выбор вариантов. Основы теории. М.
Бадягин А.А. Егер С.М. Мишин В.Ф. Склянский Ф.И. Фомин Н.А.
Проектирование самолетов. М. Маш. 1972 г.
Брусов В.С. Баранов С.К. Оптимальное проектирование многоцелевых
летательных аппаратов. М. Маш. 1989 г.
Банди Б. Методы оптимизации. Вводный курс. М. Радио и связь. 1988 г.
Батищев Д.И. Поисковые методы оптимизации проектирования. М. С.
Батков А.М. Методы оптимизации в статистических задачах управления.
Браунли К.А. Статистическая теория и методология в науке и технике.
Горощенко Б.Т. Дьяченко А.А. Фадеев Н.Н. Эскизное проектирование
самолетов. М. Маш. 1970 г.
Гаспарский В. Праксеологический анализ проектно-конструкторских
разработок. М. МИР. 1978 г.
Гличев А.В. Экономическая эффективность технических систем. М.
Давлетшин Г.З. Методы многокритериальной оптимизации параметров
технических систем. Оценка их качества. ЦНИИМАШ. Калининград. 1993 г.
Дружинин В.В. Конторов Д.С. Системотехника. М. Радио и связь. 1985г
Зиатдинов Ю.К. Методы определения оптимальных проектных параметров
сложных технических систем при наличии ограничений. Косм. наука и
технология. т2. 1-2. 1996 г.
Кендэл М.Д. Ранговая корреляция. М. Статистика. 1975 г.
Кожевников Ю.В. Статистическая оптимизация летательных аппаратов. М.
Клиланд Д. Кинг В. Системный анализ и целевое управление. М. Сов.
Моисеев Н.Н. Численные методы в теории оптимальных систем. М. Наука.
Мангейм М.Л. Иерархические структуры. М. МИР. 1976г.
Моисеев Н.Н. Математические задачи системного анализа. М. Наука.
Матвеевский С.Ф. Основы системного проектирования комплексов
летательных аппаратов. М. Маш. 1987г.
Макол Р. Справочник по системотехнике. М. Сов. Радио. 1970г.
Николаев В.И.Брук М.В. Системотехника. Методы и приложения. Л. Маш.
Основы проектирования летательных аппаратов (транспортные системы).
Под редакцией Мишина В.П. М.1985 г.
Острейковский В.А. Теория систем. М. Высшая школа. 1997 г.
Основы построения систем автоматизированного проектирования. Сб.
статей. Ред. Беляков И.Т. и Чернобровкин А.С. М. МАИ. 1979 г.
Под редакцией Мавеенко А.М.и Алифанова О.М. М. 2005 г.
Панкратов Б.М. Спускаемые аппараты. М. Маш. 1984 г.
Пономарев А.Н. Пилотируемые космические корабли. М. Оборонгиз. 1968
Силин В.Б. Поиск структурных решений комбинаторными методами. М. МАИ.
Саркисян С.А. Минаев Э.С. Экономическая оценка летательных
аппаратов. М. Маш. 1972 г.
Тарасов Е.В. Алгоритм оптимального проектирования летательного
аппарата. М. Маш. 1970 г.
Щеверов Д.Н. Проектирование беспилотных аппаратов (системотехника и
проектирование ЛА). М. Маш. 1978 г.
Щеверов Д.Н. Проектирование и эффективность летательных аппаратов.
Организация работ над проектом и машинные методы конструирования ЛА.
М. Изд. МАИ. 1975 г.
Эшли Холт. Инженерные исследования летательных аппаратов. М. Маш.
Фомин Н.А. Проектирование самолетов. М. Оборонгиз. 1961 г.
Тищенко А.А. Ярополов В.И. Моделирование при обеспечении
безопасности космических полётов. М. Маш. 1981 г.
Антонов А.В. Системный анализ. М. Высшая школа. 2008 г. 454 с.
Новосельцев В.И. Тарасов Б.В. и др. Теоретические основы системного
анализа. М. Майор. 3006 г. 592 с.
Основные проблемы и методы массового анализа. Расчёт массы центра
масс и моментов инерции аппарата.
Безвербый В.К. Зернов В.Н. Перелыгин Б.П. Выбор проектных
параметров летательных аппаратов. М. МАИ. 1984 г.
Егер С.М. (ред.). Проектирование самолетов. М. Маш. 1983 г.
Захарова М.К. Разумеев В.Ф.. Выбор оптимальных параметров по
весовым и стоимостным критериям. М. МВТУ.1980 г.
Лобанов Н.А. Основы расчёта и конструирования парашютов. М. Маш.
Матвеенко А.В. Бекасов В.И. Долгушев В.Г. и др. Системы
оборудования летательных аппаратов. М. Маш. 2005г.
Шейнин В.М. В.Н. Козловский В.Н.. Весовое проектирование и
эффективность пассажирских самолетов. М. Маш.1984 г.
Шэнли Ф.Р.. Анализ веса и прочности самолетных конструкций. М.
Шейнин В.М. Весовая и транспортная эффективность пассажирских
самолетов. М. Оборонгиз. 1962 г.
Курочкин Ф.П. Весовой расчет несущего винта вертолета.
Лебедев А.В. Метод расчёта веса шасси. Труды ЦАГИ
Казиевский В.П. К определению весовых и энергетических параметров
самолетных шасси на воздушной подушке. Труды ЦАГИ.
Выбор аэродинамической формы аэрокосмического аппарата. Расчёт
аэродинамических характеристик. Газодинамика.
Аэродинамика сверхзвукового обтекания тел вращения степенной формы.
Сборник статей под редакцией Гродзовского Г.Л.. М. МАШ. 1975 г.
Аржанников Н.С. Садекова Г.С. Аэродинамика летательных аппаратов. М.
Высшая школа.1983 г.
Аржанников Н.С. Садекова Г.С. Аэродинамика больших скоростей. М.
Ван Дайк М. Методы возмущений в механике жидкости. М.МИР.1967 г.
Абрамович Г.Н. Прикладная газовая динамика. М. ГИТТЛ. 1953 г.
Бертрам М Д.Феттерман Д Генри Дж. Аэродинамика гиперзвуковых
самолетов и ракетопланов. Сборник Газовая динамика космических
аппаратов. М.МИР.1965 г.
Бушуев В.И. Ганиев Ф.Е.. Аэродинамическая компоновка и характеристики
летательных аппаратов. М.МАШ.1991 г.
Белоцерковский О.М.. Расчет обтекания осесимметричных тел с отошедшей
ударной волной. (Расчётные формулы и таблицы полей течений). ВЦ АН СССР.
Гинзбург И.П. Аэрогазодинамика (краткий курс). М. ВШ. 1966 г.
Гинзбург И.П. Теория сопротивления и теплопередачи. Л. ЛГУ. 1970
Газовая динамика космических аппаратов. Сб. статей. М. МИР.1965 г.
Гиро Ж. Основные вопросы теории гиперзвуковых течений. М. МИР. 1965 г.
Дорренс У.Х.. Гиперзвуковые течения вязкого газа. М. МИР.1966 г.
Зауэр Р. Введение в газовую динамику. ОГИЗ Гостехиздат.1947 г.
Краснов Н.Ф.. Аэродинамика тел вращения. М. МАШ. 1964 г.
Кочин Н.Е. Кибель И.А. Розе Н.В. Теоретическая гидромеханика. ч.1. М.
Краснов Н.Ф. и др. Аэродинамика ракет. М. Высшая школа.1964 г.
Краснов Н.Ф. Захарченко В.Ф. Кошевой В.Н.. Основы аэродинамического
расчёта. М. Высшая школа.1984 г.
Краснов Н.Ф.. Аэродинамика в вопросах и задачах. М. Высшая школа.1985
Краснов Н.Ф. Аэродинамика ч.1. Основы теории. Аэродинамика профиля и
крыла. М. ВШ. 1976 г.
Краснов Н.Ф. Аэродинамика ч.2. Методы аэродинамического расчета. М. ВШ.
Кемпбелл Дж. Исследования по аэродинамике малых скоростей связанные с
посадкой космических аппаратов. Сборник Газовая динамика космических
аппаратов. М. МИР. 1965 г.
Кюхеман Д. Аэродинамическое проектирование самолетов. М. Маш. 1983 г.
Лунёв В.В.. Гиперзвуковая аэродинамика. М. МАШ. 1975 г.
Лойцянский Л.Г. Ламинарный пограничный слой. М. ФМГ. 1962 г.
Миеле А.М.(ред.) Теория оптимальных аэродинамических форм. МИР.1969 г.
Майкапар Г.И. О наивыгоднейшей форме несущих тел при гиперзвуковых
скоростях. Известия Академии наук. Механика жидкости и газа. 2. 1967 г.
Нейланд В.Я. Снегирев Ю.И. Степанченкова З.А. Аэродинамические
характеристики класса форм летательных аппаратов входящих в атмосферу
Земли с большими сверхкруговыми скоростями. ЦАГИ. 1966 г.
Осватич К. Шварценбергер Р. Сборник задач и упражнений по газовой
динамике. М. МИР. 1967 г.
Петров К.П. Аэродинамика ракет. М. Маш. 1977 г.
Ферри А. Аэродинамика сверхзвуковых течений. ГИТТЛ. М. 1953 г.
Чуткин П.И. Шумилина Н.П.. Таблицы сверхзвукового течения около
затупленных конусов. ВЦ АН СССР. М.1961 г.
Черный Г.Г. Течение газа с большой сверхзвуковой скоростью. М.
Швец А.И. Сверхзвуковые летательные аппараты. М. МГУ.1989 г.
Швец А.И. и И.Т. Аэродинамика несущих форм. Киев. ВШ. 1985 г.
Широков М.Ф. Физические основы газодинамики. М. ГИФМЛ. 1958 г.
Шлихтинг Г. Теория пограничного слоя. М. ИЛ. 1956 г.
Эшли Х. Лэндал М. Аэродинамика крыльев и корпусов летательных
аппаратов. М. Маш. 1969 г.
Нейланд В.Я. Тумин А.М. Аэротермодинамика воздушно-космических
самолётов. Конспект лекций. ФАЛТ МФТИ. г Жуковский. 1991г.
Чапкис Р. Гиперзвуковое обтекание эллиптических конусов. Теория и
эксперимент. А.и Р.14.1962 г.
Хейз У.Д. Пробстин Р.Ф. Теория гиперзвуковых течений. М. ИЛ. 1962
Баллистика спуска в атмосфере. Основные проблемы баллистики.
Приближенные методы анализа. Управление на участке спуска в атмосфере и на
внеатмосферном участке.
Аллен. Гиперзвуковые полёты и проблема возвращения. Сб. Проблемы
движения головной части ракет дальнего действия. ИЛ.1952 г.
Андреевский В.В. Динамика спуска космических аппаратов на Землю.
Абцуг М.Д. Управление космическими летательными аппаратами. М.МАШ.
Аппазов Р.Ф. Лавров С.С. Мишин В.П. Баллистика управляемых ракет
дальнего действия. М. Наука. 1966 г.
Абгарян К.А. Калязин Э.Л. Мишин В.П. Раппопорт В.В. Динамика
ракет. М. МАШ. 1990 г.
Авдеев Ю.Ф. Беляков А.И. и др. Полёт космических аппаратов. Примеры
и задачи. М. МАШ. 1990 г.
Алексеев К.Б. и др. Маневрирование космических аппаратов. М. МАШ.
Алексеев К.Б. Бебенин Г.Г. Ярошевский В.А. Маневрирование
космических аппаратов. М. Маш. 1970 г.
Бебенин Г.Г. Скребушевский Б.С. Соколов Г.А. Системы управления
полётом космических аппаратов. М.Маш. 1978 г.
Балк М.Б. Элементы динамики космического полета. М. Наука. 1965 г.
Бэттин Р. Наведение в космосе. М. Маш.1966 г.
Белецкий В.В. Движение искусственных спутников относительно центра
масс. М. Наука. 1965 г.
Бузулук В.И. Оптимизация траекторий движения аэрокосмических
летательных аппаратов. ФГУП ЦАГИ. Жуковский. 2006 г.
Воробьев Л.М. К теории полёта реактивных аппаратов. М. Маш. 1979г.
Долгополов Г.А. Основные вопросы баллистического проектирования
космических спускаемых аппаратов в аналитической постановке. РКК
«Энергия». Королев Мос. обл. ГОНТИ. 1997 г.
Горбатенко С.А. Макашов Э.М. Полушкин Ю.Ф. Шефтель Л.В. Механика
полёта (Общие сведения. Уравнения движения). Инженерный справочник.
ГОСТ 20058-80. Динамика летательных аппаратов в атмосфере. Термины
определения и обозначения. М. Изд. Стандартов. 1989г.
ГОСТ 4401-81. Атмосфера стандартная. Параметры. М. Изд. Стандартов.
Костров А.В. Движение асимметричного баллистического аппарата. М. Маш.
Лебедев А.А. Чернобровкин Л.С. Динамика полёта беспилотных летательных
аппаратов. М. Маш. 1973г.
Лоуден Д.Ф. Оптимальные траектории для космической навигации. М. МИР.
Дубошин Г.Н. Небесная механика. М. Физматгиз. 1963 г.
Иванов Н.М. А.И. Мартынов. Движение космических летательных
аппаратов в атмосфере планет. М. Наука. 1985 г.
Иванов Н.М.. Управляемое движение космического аппарата в атмосфере
Марса. М. Наука. 1977 г.
Иванов Н.М. Дмитриевский А.А. Лысенко Л.Н. Баллистика и навигация
Ковтуненко В.М. (ред.) Проектирование спускаемых автоматических
космических аппаратов. М. Маш. 1985г.
Каменков Е.Ф. Траектории движения спускаемых аппаратов. МАИ. 1968 г.
Кузмак Г.Е. Динамика неуправляемого движения летательных аппаратов
при входе в атмосферу. М. Наука. 1970 г.
Кубасов Дашков А.А. Межпланетные полёты. М. МАШ. 1982 г.
Каменков Е.Ф.. Маневрирование спускаемых аппаратов. Гиперболические
скорости входа в атмосферу. М. МАШ. 1983 г.
Лох У. Динамика и термодинамика спуска в атмосфере планет. М. МИР.
Мишин В.П. и др. Механика космического полёта. М. МАШ. 1989 г.
Мартин Дж. Вход в атмосферу. М. МИР. 1969 г.
Миеле А. Механика полёта. Т1. М. Наука. 1965г.
Москаленко Г.М. Механика полёта в атмосфере Венеры. М. Маш.1978 г.
Научные проблемы искусственных спутников Земли. Сборник. М. ИЛ. 1959
Остославский И.В. Стражева И.В. Динамика полёта. Траектории
летательных аппаратов. М. Оборонгиз. 1963 г.
Остославский И.В. Стражева И.В. Динамика полёта. Устойчивость и
управляемость летательными аппаратами. М. Оборонгиз. 1965 г.
Основы теории полёта космических аппаратов. Под ред. Нариманова Г.С.
и Тихонравова М.К. М. Маш. 1972г.
Охоцимский Д.Е. Голубев Ю.Ф. Сихарулидзе Ю.Г. Алгоритмы управления
космическими аппаратами. М. Наука. 1975 г.
Орлов Б.В. (ред.) Проектирование ракетных и ствольных систем. М. Маш.
Пенцак И.Н.. Теория полёта и конструкция баллистических ракет. М.
Пономарев В.М. Теория управления движением космических аппаратов. М.
Современное состояние механики космического полёта. Сборник. М.
Справочное руководство по небесной механике и астродинамике. Дубошин
Г.Н. М. Наука. 1976 г.
Соловьёв Ц.В. Тарасов Е.В. Прогнозирование межпланетных полётов. М.
Сихарулидзе Ю.Г. Баллистика летательных аппаратов. М. Наука. 1982 г.
Себехей В. Теория орбит. М. Наука. 1981 г.
Титов Г.С.и др. Межорбитальные и локальные маневры КА. М. МАШ. В.Н.
Тарасов Е.В. Оптимальные режимы полёта летательных аппаратов. М.
Чепмен Д.Р.. Приближённый аналитический метод исследования входа тел
в атмосферу планет. М. ИЛ. 1962 г.
Шкадов Л.М. и др. Механика оптимального пространственного движения
летательных аппаратов в атмосфере. М. МАШ. 1972 г.
Эльясберг П.Е. Введение в теорию полёта искусственных спутников
Земли. М. Наука. 1965 г.
Эрике К. Космический полёт. т 1. М. Физматгиз.1963 г.
Ярошевский В.А. Движение неуправляемого тела в атмосфере. М. Маш.
Ярошевский В.А. Вход в атмосферу космических летательных аппаратов.
Нариманов Г.С. Тихонравов М.К. (ред.) Основы теории полёта
космических аппаратов. М. Маш. 1972г.
Проектирование системы теплозащиты. Расчёт тепловых режимов спуска.
Выбор теплозащитных материалов.
Аллен Х. Дж. Газодинамические проблемы космических летательных
аппаратов. Сборник Газовая динамика космических аппаратов. М. МИР.
Беляев Н.М. Рядно А.А. Методы теории теплопроводности. М. ВШ. ч2.
Босворт Р.Ч.Л. Процессы теплового переноса. М. Изд. ТТЛ.1957 г.
Варгафтик И.В. Справочник по теплофизическим свойствам газов и
жидкостей. М. ФМГ. 1963г
Воскресенский К.Д.. Сборник задач и расчётов по теплопередаче. Л.
Госэнергоиздат. 1959 г.
Гребер Г. Эрк С. Григуль У. Основы учения о теплообмене. М. ИЛ. 1958
Гудвин Г. Хоу Дж. Новейшие исследования процессов переноса массы
импульса и энергии при очень больших скоростях. Сборник Газовая
динамика космических аппаратов. М. МИР. 1965 г.
Дорренс У.Х. Гиперзвуковые течения вязкого газа. М. МИР. 1966 г.
Дракин И.И.. Аэродинамический и лучистый нагрев в полёте. М.
Зарубин В.С. Температурные поля в конструкции летательных аппаратов.
Кутателадзе С.С. Основы теории теплообмена. Новосибирск. 1970 г.
Кошкин В.К. и др. Основы теплопередачи в авиационной и ракетно-
космической технике. М. 1975 г.
Ковалевский В.И. Бойков Г.П. Методы теплового расчёта экранной
изоляции. М. Энергия. 1974 г.
Ландау Л.Д. Лифшиц Е.М. Гидродинамика. М. Наука.1986 г.
Лойцянский Л.Г. Механика жидкости и газа. М. Наука. 1987 г.
Лыков А.В. Тепло - и массообмен (справочник). М. Энергия. 1972г.
Лох У. Динамика и термодинамика спуска в атмосфере планет.
Методы расчётов температурных полей и теплоизоляции летательных
аппаратов. Сборник статей. М. Маш. 1966г.
Нерем Р.М. Стикфорд Г.Н. Лучистый и конвективный нагрев при входе в
атмосферу со сверхзвуковыми скоростями. Ракетная техника и
космонавтика №6.1964г.
Нейланд В.Я. Снегирев Ю.И.. Тепловой режим летательного аппарата при
скоростях входа в атмосферу Земли близких к 15 кмс.
Огнеупоры для космоса. Справочник. М. Металлургия. 1967 г.
Полежаев Ю.В. Юревич Ф.Б.. Тепловая защита. М. Энергия. 1976 г.
Панкратов Б.М. Основы теплового проектирования транспортных
космических систем. М. МАШ. 1988 г.
Проблемы высоких температур в авиационных конструкциях. Сборник статей
под ред. Ужика Г.В. М. ИЛ. 1961 г.
Проблемы движения головной части ракет дальнего действия. Сборник
статей. М. ИЛ. 1959 г.
Проблемы полета с большими скоростями. Сборник статей под ред.
Кудрявцева Е.В. М. ИЛ. 1960 г.
Романенко П.Н.. Гидродинамика и теплообмен в пограничном слое.
Сахаров Г.И. Андреевский В.В. Букреев В.З. Нагрев тел при движении
с большими сверхзвуковыми скоростями. М. Оборонгиз. 1961 г.
Сейферт Г. Космическая техника. Сборник статей. М. Наука.1964 г.
Тримпи Р.Л. Грант Ф.С. Коэн Н.Б.. Проблемы аэродинамики и нагревания
при входе перспективных летательных аппаратов в атмосферу. Сборник
Газовая динамика космических аппаратов. М. МИР. 1965 г.
Фэй Дж. А. Ридделл Ф.Р. Теоретический анализ теплообмена в лобовой
точке омываемой диссоциированным воздухом. Сборник статей. Проблемы
движения головной части ракет дальнего действия. М. ИЛ. 1959 г.
Хейз У.Д. Пробстин Р.Ф. Теория гиперзвуковых течений. М. ИЛ. 1962 г.
Чиркин В.С. Теплофизические свойства материалов. М. ФМ. 1959 г.
Чепмен Д.Р. Приближённый аналитический метод исследования входа тел в
атмосферы планет. М. ИЛ. 1962 г.
Шлычков Ю.П. Ганин Е.А. Контактный теплообмен. М. ВШ. 1982 г.
Эккерт Э.Р. Дрейк Р.М. Теория тепло - и массообмена. Л.
Госэнергоиздат. 1961 г.
Эккерт Э.Р. Введение в теорию тепло - и массообмена. М. Л.
Комплекс средств посадки аппарата и систем аварийного спасения.
Расчёт парашютных и парашютно-реактивных систем. Аэродромная система
посадки. Посадка с помощью ротора. Средства амортизации.
Алексеев С.М. и др. Современные средства аварийного покидания
самолета. М. Оборонгиз.1961 г.
Алексеев С.М. и др. Средства спасения экипажа самолета. М. Маш.1975
Антоненко А.И. Рысев О.В. Фатыхов Ф.Ф. и др. Динамика движения
парашютных систем. М. Маш. 1982 г.
Акимов А.Н. Воробьев В.В. Демченко О.Ф. Долженков Н.Н. Матвеев
А.И. Подобедов В.А. Особенности проектирования боевых и учебно-
тренировочных самолетов. М. Маш. 2005г.
Баженов В.И. Осин М.И.. Посадка космических аппаратов на планеты.
Братухин И.П. Проектирование и конструкции вертолётов. М. Оборонгиз.
Бехли Ю.Г. Компрессорная система реактивного привода несущего винта
вертолёта. М. Оборонгиз. 1960 г.
Далин В.Н. Конструкция вертолётов. М. Маш. 1971 г.
Исследование парашюта и дельтаплана на ЭВМ. М. Маш. 1987 г.
Загордан А.М. Элементарная теория вертолёта. М. Воениздат. 1960 г.
Кемпбелл Дж. Исследования по аэродинамике малых скоростей связанных
с посадкой космических летательных аппаратов. Сб. Газовая динамика
космических аппаратов. М. МИР. 1965 г.
Курочкин Ф.П. Весовой расчёт несущего винта вертолета. М. Оборонгиз.
Козьмин В.В.Некрасов И.В. Радин А.С. Вертолёты. М. Маш. 1976 г.
Клименко А.П. Никитин И.В. Мотодельтапланы. Проектирование и теория
полёта. М. Патриот. 1992 г.
Каганович Б.П. Некоторые проблемы реактивного привода вертолёта с
помощью ТРД установленных на лопастях. Сб. Силовые установки
вертолетов. М. Оборонгиз. 1959 г.
Курочкин Ф.П. Проектирование и конструирование самолетов с
вертикальным взлётом и посадкой. М. Маш. 1977 г.
Моисеенко А.Е. Особенности парапланера и возможности его применения
в системах возвращения из космоса. В. Академия им. Дзержинского. М.
Ордоди М. Дельтапланеризм. М. Маш. 1984 г.
Проблемы полёта с большими скоростями. Сборник статей под ред.
Северин Г.И. и др. Системы аварийного спасения экипажей космических
летательных аппаратов. Конспект лекций. ч. 1. МАИ. 1974 г.
Павленко В.Д. Силовые установки летательных аппаратов вертикального
взлёта и посадки. М. Маш. 1972 г.
Пейн П.Р. Динамика и аэродинамика вертолёта. М.Оборонгиз.1963 г.
Тищенко М.Н. Некрасов А.В. Радин А.С. Вертолёты. Выбор параметров
при проектировании. М. Маш. 1972 г.
Хэг. Применение роторов для торможения пилотируемых космических
аппаратов при посадке и входе в атмосферу. ВРТ. 7. 1960 г.
Хафер К. Закс Г. Техника вертикального взлёта и посадки. М. Мир.
Шибанов Г.П. Эксплуатация и безопасность парашютных систем. М. Маш.
Юрьев Б.Н. Аэродинамический расчёт вертолётов. М. Оборонгиз. 1956 г.
Янг А. Раймонд. Теория и расчёт геликоптера. М. Оборонгиз.1951 г.
Вопросы эргономики. Рабочее место экипажа. Условия работы в
Адамс Д. Инженерная психология. М. Прогресс. 1964г.
Адамович Н.В. Управляемость машин. М. Маш. 1977 г.
Барер А.С. Предел переносимости человеком поперечно действующих
ускорений и физиологические реакции организма. Проблемы космической
Богачев С.К. Авиационная эргономика. Вероятностные методы. М. Маш.
Бутусов В. Эстетика в технике. М. Московский рабочий. 1967 г.
Береговой Г.Т.Ярополов В.И. Баранецкий И.И. Справочник по
безопасности космических полётов. М. Маш. 1989г.
Барер А.С. Гозулов С.А. и др. Реакция организма человека на
воздействие перегрузок с большими скоростями нарастания. Проблемы
космической биологии. Т VI М. Наука 1967г.
Барер А.С. Проблемы ускорений в космической физиологии. Космическая
биология и медицина №1.1967г
Вудсон У. Коновер Д. Справочник по инженерной психологии для
инженеров и художников-конструкторов. М. МИР.1968 г.
Войненко В.М. Мунипов. Эргономические принципы конструирования. Киев.
Денисов В.Г. Онищенко В.Ф. Инженерная психология в авиации и
космонавтике. М. Маш. 1972 г.
Котовская А.Р. Виль-Вильямс И.Ф. Лукьянук В.Ю. Катаев Ю.В.
Переносимость космонавтами перегрузок +GX в полётах на кораблях типа
«Союз» в экспедициях МКС-1 6-9 ЭП-1 7 МКС. Авиакосмическая и
экологическая медицина. Т 39.№5.2005г.
Меньшов А.И. Рыльский Г.И. Человек в системе управления летательными
аппаратами (эргономика). М. Маш. 1976 г.
Методические рекомендации по использованию антропометрических данных
при конструировании оборудования. М. ВЦСПС. 1982г.
Основы инженерной психологии. Под ред. Б.Ф. Ломова. М. В.Ш. 1977 г.
Правецкий В.Н. Общая аэрокосмическая эргономика проектирования систем
жизнеобеспечения космических летательных аппаратов. М. МАИ. 1974 г.
Рабинович Б.А. Безопасность человека при ускорениях (биомеханический
Северин Г.И. Рабинович Б.А. Проектирование амортизационного кресла
пилота летательного аппарата. МАИ 1987г.
Северин Г.И. Основные концепции систем аварийного спасения экипажей
ЛА. М. Техника воздушного флота №1. 1991г.
Суворов П.М. Сидорова К.А. Длительные перегрузки +GZ и
прогнозирование их переносимости. Авиационная и экологическая
медицина. Т.29.№2. 1995г.
Адушкин В.В. Козлов С.И. Экологические проблемы и риски воздействия
ракетно-космической техники на окружающую природную среду (справочное
пособие). М. Амкил. 2992 г.
Сидоров О.А. Физиологические факторы человека определяющие
компоновку поста управления машины. М. Оборонгиз. 1962г
Физические и радиобиологические исследования на искусственном
спутнике Земли. (К оценке радиационной опасности космического
полёта). М. Атомиздат. 1971 г.
Шмид М. Эргономические параметры. М. МИР. 1980 г.
Paul Webb. M.D. editor. Bioaasronautiks Data Book.NASA. Washington
Beier W. Dorner E. Probleme der Raumflugmedizin. Veb Georg Thieme
Космический аппарат межпланетной экспедиции.
Большаков В.Д. Атлас планет земной группы и их спутников. М. МИИГАиК.
Захаров Ю.А. (ред.). Проектирование межорбитальных буксиров. М.
Кондратьев Москаленко. Ключевые проблемы исследования планет
солнечной системы. М. ВИНИТИ. 1983 г.
Москаленко Г.М. Механика полёта в атмосфере Венеры. М. Маш. 1978г.
Москаленко Г.М. Дирижабль для Венеры. Н. и Ж. №9.1981г.
Марков Ю. Курс на Марс. М. Маш.1989 г.
Соловьев Ц.В. Тарасов Е.В. Прогнозирование межпланетных полётов. М.
Фертрегт М. Основы космонавтики. М. Просвещение.1969 г.
Эрике К. Космический полёт. т.1. ФМ. 1963 г.
Системы и оборудование летательных аппаратов.
Алексеев С.М. Уманский С.П. Высотные и космические скафандры. М. Маш.
Алексеев С.М. и др. Средства спасения экипажа самолёта. М. Маш. 1975
Башта Т.М. Гидравлические приводы летательных аппаратов. М.Маш.1967 г.
Башта Т.М. Расчёты и конструкции самолетных гидравлических устройств.
М. Оборонгиз.1961 г.
Беляев Н.М. Уваров Е.И.. Расчёт и проектирование реактивных систем
управления космических летательных аппаратов. М. Маш.1974 г.
Воронин Г.И. Верба М.И.. Кондиционирование воздуха на летательных
аппаратах. М. Маш.1965 г.
Воронин Г.И. Поливода А.И. Жизнеобеспечение экипажей космических
кораблей. М. Маш. 1967 г.
Иванов Д.И. Хромушкин А.И. Системы жизнеобеспечения человека при
высотных и космических полётах. М. Маш. 1968 г.
Кудрин О.И. Солнечные высокотемпературные энергодвигательные
установки. М. Маш. 1987 г.
Корнилов Б.Н. Высокоэффективные химические источники тока для
космических аппаратов. Серия 3. 1988 г.
Лещинер Л.Б. Ульянов И.Е. Тверецкий В.А. Проектирование топливных
систем самолётов. М. Маш. 1991 г.
Ладыженский Р.М. Кондиционирование воздуха. Пищепромиздат. 1957 г.
Матвеенко А.В. Бекасов В.И. Долгушев В.Г. и др. Системы оборудования
летательных аппаратов. М. Маш. 2005г.
Микеладзе В.Г. Титов В.М.. Основные геометрические и аэродинамические
характеристики самолётов и ракет. М. Маш. 1982 г.
Малышев Г.В. Блейх Х.С. Ильин М.Н. Проектирование и конструирование
летательных аппаратов. ч.2. Проектирование спускаемых аппаратов.
Принципы конструирования. МАИ. 1976 г.
Малышев Г.В. Блейх Х.С. Ильин М.Н. Типы аппаратов. Условия работы.
Принципы проектирования бортового комплекса. ч.1. МАИ.1976 г.
Перевёрткин С.М. Кантор А.В. Бородин Н.Ф. Щербакова Т.С. Бортовая
телеметрическая аппаратура космических летательных аппаратов. М. Маш.
Правецкий В.Н. Человек и пилотируемые космические аппараты. Ч 1. М.
Ратманский О.И. Кричкер И.Р. Арматура реактивных систем управления
космическими летательными аппаратами.
Сизов Н.И. и др. Бортовые источники электропитания. М. Воениздат. 1973
Северин Г.И. Повицкий А.С. Рабинович Б.А. Системы аварийного
спасения экипажей космических летательных аппаратов. ч.1. М. МАИ. 1974
пилота летательного аппарата. М. Изд. МАИ. 1987г.
Сыромятников В.С. Стыковочные устройства космических аппаратов. М.
Фаворский О.Н. Каданер Э.С. Вопросы теплообмена в космосе. М. Высшая
Человек в условиях высотного и космического полёта. Сборник. М. ИЛ.
Эскин Н.И. Самолетные шасси с носовым колесом. М. Оборонгиз.1947 г.
Вопросы расчёта на прочность аэрокосмических аппаратов и их
конструктивных элементов.
Астахов М.Ф. и др. Справочная книга по расчёту самолета на прочность.
М. Оборонгиз. 1954 г.
Авдонин А.С. Фигуровский В.И. Расчёт на прочность летательных
аппаратов. М. Маш. 1985 г.
Балабух Л.И. Колесников К.С. Усюкин В.И. Чижов В.Ф. Основы
строительной механики ракет. М. Высшая школа. 1962 г.
Балабух Л.И. Алфутов Н.А. Усюкин В.И. Строительная механика ракет.
М. Высшая школа. 1984 г.
Галлагер Р. Метод конечных элементов. Основы. М.МИР. 1984 г.
Гладкий В.Ф. Динамика конструкций летательного аппарата. М. Наука. т
Зенкевич О. Метод конечных элементов в технике. М. МИР.1975 г.
Лизин В.Т. Пяткин В.А. Проектирование тонкостенных конструкций. М.
Новожилов В.В. Теория тонких оболочек. Л. Судпромгиз. 1962 г.
Оболенский Б.П. Сохаров Б.И.Стрекозов Н.П. Прочность агрегатов
оборудования и элементов систем жизнеобеспечения летательных
аппаратов. М. Маш. 1989 г.
Образцов И.Ф. (ред.). Строительная механика летательных аппаратов. М.
Оболенский Е.П. Сахаров Б.И. Сибиряков В.А. Прочность летательных
аппаратов и их агрегатов. М. Маш.1995 г.
Образцов И.Ф. Савельев Л.М. Хазанов Х.С. Метод конечных элементов в
задачах строительной механики летательных аппаратов. М. Высшая школа.
Тимошенко С.П. Устойчивость упругих систем. М. Гостехиздат. Изд. 2.
Тимошенко С.П. Войновская-Крюгер С. Пластинки и оболочки. М.
Феодосьев В.И. Сопротивление материалов. М. Наука. 1974 г.
Цытович Н.А. Механика грунтов. М. Высшая школа. 1968 г.
Усюкин В.И. Строительная механика конструкций космической техники. М.
Чижов В.Ф. Теория тонкостенных элементов конструкции. Учебное пособие.
Харрис С.Н. Крид Ч.И. Справочник по ударным нагрузкам. Л.
Судостроение. 1980 г.
Общие вопросы создания объектов авиационной и космической техники.
Безвербый В.К. Зернов В.Н. Перелыгин Б.П. Выбор проектных параметров
летательных аппаратов. М. МАИ. 1984 г.
Бэлью Л. Стулингер Э. Орбитальная станция «Скайлэб». М. Маш. 1977г.
Варфоломеев В.И. Копытов Н.И. Проектирование и испытания
баллистических ракет. М. Воениздат. 1970г.
Дементьев Г.П. Физико-технические основы создания и применения
космических аппаратов. М. Маш. 1987 г.
Елисеев А.С. Техника космических полётов. М. Маш. 1983 г.
Карраск С.К. Шаевич С.К. Компоновка и конструкция отсеков и
оборудования ПКЛА. Учебное пособие. М. МАИ.1988г.
Лозино-Лозинский Г.Е. Дудар Э.Н. Сравнительный анализ многоразовых
космических транспортных систем (Проблемы машиностроения и надёжности
машин). М. Наука. 1995г. №4.
Корлисс У. Ракетные двигатели для космических полётов. М. Маш.1962 г.
Легостаев В.П. Миненко В.Е. Возвращаемая баллистическая капсула
«Радуга» научно-производственного объединения «Энергия». ЦНТИ «Поиск».
Москаленко Г.М. Дирижабль для Венеры. (Н и Ж №9). 1981 г.
Малышев Г.В. Блейх Х.С. Проектирование автоматических аппаратов.
Методы проектирования конструкций самолётов М. Маш. 1977 г.
Мишин В.П. (ред.). Основы проектирования летательных аппаратов. М.
Москаленко Г.М. Инженерные методы проектирования в ракетодинамике. М.
Максимов Г.Ю. Теоретические основы разработки космических аппаратов.
Подгорный А.Н. Балыбердин В.В. Кремнев Р.С. Эндотермические
Паничкин Н.И. Слепушкин Ю.В. Инкин В.П. Яцынин Н.А. Конструкция и
проектирование космических летательных аппаратовю М. Маш. 1986г.
Персер П. и др. Пилотируемые космические корабли. Проектирование и
испытания. М. Маш. 1968г.
Пономарёв А.Н. Пилотируемые космические корабли. М. Воениздат. 1968
Разумеев В.Ф. Трофимов В.В. Многоразовая транспортная космическая
система. М. МВТУ.1981г.
Стег (ред.). Космическая технология. М. МИР. 1980 г.
Толяренко Н.В. Основы проектирования орбитальных станций. М. МАИ.
Тихонравов М.К. Бажинов И.К. и др. Основы теории полёта и элементы
проектирования искусственных спутников Земли. М. Маш. 1974г.
Торенбик Э. Проектирование дозвуковых самолётов. Пер. с англ. М. Маш.
Труды одиннадцатых чтений посвящённых разработке научного наследия
К.Э. Циолковского. Калуга. 1976 г.
Феодосьев В.И. Синярёв Г.Б. Введение в ракетную технику. М.
Феоктистов К.П. (ред.) Космические аппараты. М. Воениздат. 1988 г.
Шарп М. Человек в космосе. М. МИР. 1971 г.
Фертрегт М. Основы космонавтики. М. Просвещение. 1969 г.
Феодосьев В.И. Основы техники ракетного полёта. М. Наука. 1981
Экспериментальный проект «Союз» - «Аполлон». Информационный материал
для прессы. Справочный материал по проекту СССР – США.NASA. 1975г.
Конструкция летательных аппаратов.
Бирюк В.И. Липин Е.К. Фролов В.М. Методы проектирования конструкций
самолётов. М. Маш. 1974 г.
Бауэрс П. Летательные аппараты нетрадиционных схем. М. Мир.1991 г.
Баничук Н.В. и др. Методы оптимизации авиационных конструкций. М. Маш.
Бельский В.Л. и др. Конструкция летательных аппаратов. М. Оборонгиз.
Гиммельфарб А.Л. Основы конструирования в самолётостроении. М. Маш.
Егер С.М. и др. Проектирование самолётов. М. Маш. 1983 г.
Егер С.М. Матвеенко А.М. Шаталов И.А. Основы авиационной техники.
Житомирский Г.И. Конструкция самолётов. М. Маш. 1991 г.
Карраск В.К. Проектирование конструкций ЛА. МАИ. 1987.
Карраск В.К. Шаевич С.К. Проектирование конструкций космических ЛА.
Никозаков Д.Д. Статистическая оптимизация конструкций ЛА. М. Маш. 1977
Манёнок Л.И. Несущие конструкции ракет и космических кораблей.
Конструирование и испытания на прочность. ОНТИ РКК «Энергия». 1999г.
Новиков В.Н. Авхимович Б.М. Вейтин В.Е. Основы конструирования
летательных аппаратов. М. Маш. 1991 г.
Пенцак Н.Н. Теория полёта и конструкция баллистических ракет. М. Маш.
Синюков А.М. Морозов Н.И. Конструкция управляемых баллистических
ракет. М. Оборонгиз. 1969 г.
Шульженко М.Н. Конструкция самолётов. М. Маш. 1971 г.
Шульженко М.Н. Мостовой А.С. Курс конструкции самолётов. М. Маш.
Двигательные установки ракет и космических кораблей.
Бондарюк М.М. Ильяшенко С.М. Прямоточные воздушно-реактивные
двигатели. М. Оборонгиз. 1958 г.
Беляев Н.М. Системы наддува топливных баков ракет. М.Маш. 1976г.
Бассард Р. Ракета с атомным двигателем. М. ИЛ. 1960 г.
Беляев Н.М. Расчёт пневмогидравлических систем ракет. М. Маш. 1978г.
Баррер М. Жомотт А. Бебек Б.Ф. Ванденкеркхове Ж. Ракетные
двигатели. М. Оборонгиз. 1962 г.
Барсук Н.А. и др. Экспериментальные исследования модернизированных
коротких сопел подъёмных двигателей. М. Труды ЦИАМ. 1975 г.
Гришин С.Д. Захаров Ю.А. Одилевский В.К. Проектирование космических
аппаратов с двигателями малой тяги. М. Маш. 1990 г.
Глушко В.П. Развитие ракетостроения и космонавтики в СССР (изд.2). М.
Горст А.Г. Пороха и взрывчатые вещества. М. Оборонгиз. 1957 г.
Добровольский М.В. Жидкостные ракетные двигатели. М. Маш.1968 г.
Зенгер Е. К механике фотонных ракет. М. ИЛ. 1958 г.
Кулагин В.В. (ред.). Теория расчет и проектирование авиационных
двигателей и энергетических установок. Кн.3. Основные проблемы. М.
Квасников А.В. Теория жидкостных ракетных двигателей. Судпромгиз. 1959
Маккей Б. Дональд. Конструирование космических силовых установок. М.
Орлов Б.В. Мазинг Г.Ю. Термодинамические и баллистические основы
проектирования ракетных двигателей на твердом топливе. М. Маш. 1968 г.
Плазменные и электростатические ракетные двигатели. М. ИЛ. 1962 г.
Саттон Д. Ракетные двигатели. М. ИЛ. 1952 г.
Полухин А.Д. Миркин Н.Н. Пневмогидравлические системы двигательных
установок с ЖРД. М. Маш. 1978г.
Ринг Эллиот. Двигательные установки ракет на жидком топливе. М. МИР.
Соколовский М.И. и Петренко В.И. Управляемые энергетические установки
на твердом ракетном топливе. М. Маш. 2003г.
Фаворский О.Н. Фишгойт В.В. Янтовский Е.И. Основы теории космических
электрореактивных двигательных установок. М. Высшая школа. 1979 г.
Штулингер Э. Ионные двигатели для космических полётов. М. Изд. Мин.
Свойства конструкционных и теплозащитных материалов.
Александров В.Г. Справочник по авиационным материалам. М. Трансп.1972
Андриевский Р.А. Прочность тугоплавких соединений и материалов на их
Винаров С.М. Авиационное металловедение. М. Оборонгиз. 1962 г.
Глазунов С.Г и др. Конструкционные титановые сплавы. М.
Зиновьев В.Е. Теплофизические свойства металлов при высоких
температурах (справочник).
Конструкционные и жаропрочные материалы для новой техники. Сборник
статей. М. АН СССР. Наука. 1978 г.
Лейкин А. Е. Авиационное материаловедение. М. Маш. 1964 г.
Лившиц Б.Г. Физические свойства металлов и сплавов. М. Маш. 1959 г.
Титан и его сплавы (справочник). Ленинград. Судпромгиз.1960 г.
Огнеупоры для космоса. Справочник. М. Металлургия.
Папиров Н.И. Бериллий - конструкционный материал. М. Маш. 1977.
Пономарев А.И. и др. Анализ сплавов на основе ниобия титана хрома.
Папиров Н.И. Структуры и свойства сплавов бериллия (справочные
материалы). М. Энергоиздат. 1981 г.
Промышленные алюминиевые сплавы. Справочник. М. Металлургизиздат. 1975
Сплавы молибдена. Справочник. М. Металлургиздат. 1975 г.
Теплофизические свойства титана и его сплавов (справочник). М.
Металлургиздат. 1985 г.
Чиркин В.С. Теплопроводность промышленных материалов. М. Машгиз. 1957
Надёжность и безопасность объектов космической техники.
Волков Л.И. Шишкевич А.М. Надёжность летательных аппаратов. М. Высшая
Вентцель Е. С. Овчаров Л.А. Теория вероятности. М. Наука. 1973 г.
Труханов В.М. Надёжность технических систем типа подвижных установок
на этапе проектирования и испытания опытных образцов. М. Маш. 2003г.
Когге Ю.К. Майский Р.А. Основы надёжности авиационной техники. М.Маш.
Абезгауз Г.Г. Тронь П.П. Копенкин Ю.Н. Коровина И.А. Справочник по
вероятностным расчётам. Воениздат. 1960 г.
Барлоу Р. Прошан Ф. Математическая теория надёжности. Советское
Вагнер И.В. Методы расчёта надёжности элементов и систем. Киев.
Гнеденко Б.В. Беляев Ю.К. Соловьёв А.Д. Математические методы в
теории надёжности. М. Наука. 1965 г.
Горский Л.К.Статистические алгоритмы исследования
надёжности.М.Наука.1970 г.
Дружинин Г.В. Надёжность систем автоматики. М. Энергия. 1967 г.
Епифанов А.Д. Надёжность автоматических систем. М. Маш. 1964 г.
Ллойд Д. Липов М. Надёжность. Организация исследования методы
математический аппарат. М. Советское радио. 1964 г.
Сандлер Дж. Техника надёжности систем М. Наука. 1966 г.
Смирнов Н.В. Дунин-Барковский И.В. Курс теории вероятностей и
математической статистики. М. Физматгиз.1965 г.
Сотсков Б.С. Методические указания и справочные данные для расчёта
надёжности элементов и устройств. М. МАИ. 1964 г.
Фокин Ю.Г. Надёжность при эксплуатации технических средств. М.

Международная система единиц.doc

Международная система единиц (СИ)
С 1 января 1963 года государственным стандартом СССР (ГОСТ 986761) введена
Международная система единиц СИ охватывающая единицы измерения
механических тепловых электрических магнитных и других величин. Для
перевода формул из системы МКГСС в систему СИ рекомендуется пользоваться
следующими положениями:
Вид формул связывающих безразмерные величины так же как и входящие в
них численные коэффициенты не изменяется.
Не изменяется вид формул в том случае если в них отсутствуют величины g
и А. Необходимо только обратить внимание на численные коэффициенты в
состав которых могут входить указанные величины.
Удельный вес γ надо заменить через плотность .
Следует исключить g и А из всех формул в которых они фигурируют (
остаётся только для обозначения земного тяготения).
При численных расчётах удобно пользоваться следующей таблицей в которой
приведены основные единицы измерения и переводные коэффициенты
Наименование Единица Сокращённое Соотношение между единицами
величины измерения обозначение в системе МКГСС и СИ
Термодинамическая Кельвина
Наименование Единица Сокращённое Соотношение между единицами в
величины измерения обозначение системе МКГСС и СИ
Сила ньютон н 1кг =9.8 н
Площадь кв. метр м2 1м2 = 1 м2
Объём куб. метр м3 1 м3 = 1 м3
Плотность кгм3 кгм3 1 кг.сек2м4 = 9.81 кгм3
Секундный расход кгсек кгсек 1 кгсек = 1 кгсек
Удельный объём м3кг м3кг 1 м3кг = 1 м3кг
Удельный вес (вес ньютон в м3 нм3 1 кгм3 = 9.81 нм3
Давление ньютонм2 нм2 1кгм2 = 9.81 нм2 = 9.81.10-5
Напряжение модульньютон на м2 нм2 1 кгм2 = 9.81 нм2
Работа и энергия джоуль дж 1 кгм = 9.81 дж
Количество теплотыджоуль дж 1 ккал = 4187 дж
Энтальпия джоуль на кг джкг 1 ккалкГ= 4187 джкг
У дельная джоуль на дж кг.град 1 ккалкГ.град = 4187
теплоёмкость кг.град джкг.град
Газовая постояннаяджоуль на дж кг.град 1 кГмкГ.град = 9.81
Мощность ватт вт 1 кГмсек = 9.81 вт
Коэффициент ватт на втм2.град 1 ккалм.час.град = 1.163
теплопроводности м2.градус втм.град
Коэффициент ватт на втм2.град 1 ккалм2.град = 1.163
теплоотдачи и м2.градус втм2.град
Динамическая ньютон. сек. н.секм2 1 кГ.секм2 = 9.81 н.секм2
вязкость на метр кв.
Кинематическая кв. метр в секм2сек
Электрическое вольт в
Электрическое ом ом
Значения некоторых основных физических величин
Гравитационная постоянная γ= 6.67.10-11 м3кг.сек2
Объём одного моля газа при нормальных 0= 22.4 м3кмоль
Постоянная Больцмана k = 1.38. 10-23джград
Постоянная Планка h = 6.62.10-34 дж.сек
Постоянная Стефана - Больцмана = 5.67 10-8 втм2.град
Универсальная газовая постоянная R = 8.32 103 дж.град.кмоль
Число Авогадро N= 6.02 1026 кмоль-1

Таблицы единиц (по Абрамовичу).doc

Таблицы единиц (из книги Абрамовича)
Наименование СИ Техническая CGSM
Время t с (секунда) с с
Длина l м (метр) м см = 10-2
Масса m кг (килограмм) кг.см2м = 9.81 г = 10-4
Плотность кгм3 кг.сек2м = 9.81 гсм3 = 103
Сила F Н (ньютон) = кг = 9.81 дина = г.смс2 =
Скорость W мс мс смс = 10-2
Работа A Дж (джоуль) = н.м кг.м = 9.81 эрг =г.см2с = 107
Тепло Q Дж (джоуль) кал = 4.187 эрг
Мощность Qm Вт (ватт) = Джс =кг.мс = 9.81 эргс
Соотношение между единицами технических величин
Название механической Основные единицы и соотношения между единицами
величины различных систем
Масса 1 килограмм (кг) = 0.102 т.е.м
техническая единица массы (т.е.м) = 9.81
Сила 1 ньютон (Н) = 105 дин = 0.102 кгс
килограмм-сила.метр (кгс.м) = 9.81 Дж
Работа 1 джоуль (Дж) = 107 эрг (эрг) = 0.102 кгс
ватт.час (Вт.ч) = 36000 Вт.с = 3600

Схема 5.frw

Моменты инерции.doc

Глава 3. Моменты инерции космических аппаратов.
Инерциальная модель.
Наряду с проблемой определения массовых центровочных и объемных
характеристик космического аппарата проблема определения его инерционных
характеристик также весьма важна ввиду большого влияния моментов инерции
космического аппарата на баллистику спуска на характеристики системы
управления как на участке спуска в атмосфере так и на орбитальном участке
полёта. Со стороны системы управления и баллистики существуют определенные
требования к величинам моментов инерции аппарата при которых
обеспечивается минимум массовых характеристик систем и конструктивных
Без знания моментов инерции невозможно проведение расчётов движения
аппарата относительно центра масс что в случае неуправляемого спуска
приводит к появлению нерасчётных параметров движения (угловые скорости и
ускорения превосходят заданные) и к отказу ряда важнейших систем аппарата
(система управления движением комплекс средств посадки и т.д.).
В данном случае инерционные характеристики космического аппарата наряду с
аэродинамическими и массовыми и габаритными характеристиками определяют
требования к надёжности исполнительных органов системы управления спуском
к потребным массам топлива для управления аппаратом к тяговым
характеристикам микродвигателей системы управления. Следует заметить что
результаты расчётов величин моментов инерции всегда менее точны чем
расчёты массово-центровочных характеристик. Экспериментальное определение
моментов инерции обычно производится на стадии подготовки аппарата к
штатному полёту и данные полученные на этом этапе естественно не
используются на начальной стадии проектирования. Тем не менее определение
инерционных характеристик космического аппарата имеет большое значение даже
на начальном этапе проектирования когда информация по массовым и
компоновочным характеристикам аппарата недостаточно точна.
Расчёт величин моментов инерции космического аппарата на начальном этапе
проектирования можно проводить с использованием габаритно-массовой модели
аппарата когда не определена чёткая компоновочная схема аппарата а
массовые и габаритные характеристики систем аппарата теплозащиты и
конструкции известны приближённо. Обычно определению подлежат величины
осевых и центробежных моментов инерции для принятой системы координатных
Моментом инерции твердого тела относительно какой-либо оси называется
скалярная величина равная сумме произведений массы каждой материальной
точки тела на квадрат расстояния от этой точки до оси.
Для каждого исследуемого аппарата устанавливаются координатные оси с
соответствующей координацией центра масс аппарата и его габаритных
параметров по всем осям. Каждый элемент входящий в состав аппарата имеет
в выбранной системе осей определённые координаты своего центра масс
массовые и объёмно-габаритные характеристики. Расчёт моментов инерции
проводится одновременно с определением центра масс аппарата. Исходными
данными в этом случае являются требования к положению центра масс
базирующиеся на требованиях аэродинамики. Определение аэродинамических
характеристик аппарата в свою очередь зависит от баллистических
характеристик и требований предъявляемых к маневренности аппарата.
В конечном итоге балансировка аппарата с учётом всех необходимых запасов
по устойчивости на различных этапах функционирования (вход в атмосферу
прохождение участка трансзвуковых скоростей работа аппарата на участке
работы комплекса средств посадки при посадке на сушу или воду и т.д.)
предусматривает также корректировку величин моментов инерции. Это
достигается зачастую с помощью специально устанавливаемых балансировочных
грузов что естественно отрицательно сказывается на суммарных массовых
характеристиках аппарата. При определении центра масс и моментов инерции
аппарата учитываются и такие специфические факторы как унос в твердой или
газовой фазе части теплозащитного покрытия корпуса расход рабочих
компонентов топлива системы управления спуском возможность изменения
состава экипажа в полёте установка дополнительных блоков полезного груза
Балансировка аппарата производится после установки приборов и агрегатов и
укомплектования его другими штатными элементами или массовыми и
габаритными эквивалентами (макетами) части оборудования в основном
макетами продуктов питания ёмкостей с водой одежды и т.д.
Одновременно производится определение необходимой массы балансировочных
грузов используемых для коррекции положения центра масс аппарата и величин
моментов инерции для всех расчётных случаев штатных и аварийных. На
основании баллистических требований для аэрокосмических аппаратов жёстко
задаются требования к моментам инерции осевым и центробежным особенно для
случаев отказа каких-либо каналов управления спуском. При расчёте моментов
инерции массовых характеристик определении положения центра масс
обязательно используются современные средства вычислительной техники
поскольку лимит времени на подготовку изделия к эксплуатации на
заключительной стадии весьма мал.
Но и на стадии предварительных проектных изысканий и проведения
компоновочных работ когда не проводятся сборочные работы определение
массовых центровочных и инерционных характеристик требует кропотливого
труда по определению координат образующих аппарат элементов: конструктивных
элементов теплозащиты приборов и агрегатов трубопроводов бортовой
кабельной сети экипажа в креслах и т.д.
Расчёт моментов инерции реального космического аппарата например
спускаемого аппарата производится на основе имеющегося реального состава
оборудования и приборов а также подробной конструктивной сводки.
В процессе курсового или дипломного проектирования когда подробная
поэлементная компоновка аппарата не выполняется можно использовать
упрощённый подход к процессу расчёта координат центра масс массы
балансировочного груза и моментов инерции.
Учащийся может заменять подробную поэлементную компоновку изделия поблочной
компоновкой первого этапа приближения и осуществить приведение
характеристик элементов к требуемым центровочным характеристикам аппарата.
Расчёт моментов инерции аппарата в этом случае производится с ориентировкой
на сформированные компоновочные блоки имеющие свои собственные массовые и
центровочные характеристики в конечном итоге определяющие суммарные
массовые и центровочные характеристики аппарата а также и инерционные
характеристики. При проведении проектных исследований на первом этапе
обычно используется принцип равномерной плотности в пределах каждого
компоновочного блока. Габаритные характеристики компоновочных блоков в
пределах заданных обводов исследуемого аппарата обычно представляются рядом
простейших геометрических фигур с приведением их центов масс к центрам
тяжести объёма указанных фигур. Относительно координатных осей этих блоков
определяются собственные моменты инерции блоков. Увеличение числа блоков
соответственно увеличивает точность определения моментов инерции аппарата
но в то же время увеличивает трудоёмкость вышеуказанных работ. Учащийся
сформировав компоновочные блоки составляет проектную массовую и
центровочную сводку аппарата приводя итоговые массовые и центровочные
характеристики к заданным. При этом производится операция корректировки
потребной массы и координат центра масс балансировочного груза. Параллельно
определяются собственные моменты инерции компоновочных блоков суммируются
с переносными моментами инерции относительно соответствующих осей
координат и определяются суммарные значения моментов инерции как осевых
так и центробежных. Балансировочный груз на этой стадии проектных
исследований допускается использовать в виде точечной нагрузки внедрённой
в пределах компоновочной схемы в реальную координату установки
балансировочного груза. Таким образом мы видим что определение
инерционных характеристик аппарата является взаимосвязанным процессом с
компоновочными массовыми и центровочными операциями и тщательность
процесса компоновки приборов и агрегатов в аппарате в пределах выбранных
компоновочных блоков определяет степень приближения рассчитанных таким
методом величин моментов инерции к реальным величинам моментов инерции.
Данные о величинах моментов инерции аппарата (осевые и центробежные)
заносятся в паспорт изделия наряду с массовыми и центровочными
В приложении приводятся справочные данные по моментам инерции ряда
простейших тел из которых комплектуется объёмно-массовая инерциальная
модель первого приближения по исследуемым аппаратам. Компоновка аппарата
может моделироваться цилиндрическими элементами прямыми и коническими
кольцами усечёнными конусами параллелепипедами сферическими сегментами
и рядом других элементов.

Вопросы на зачёте по КП КА.DOC

Вопросы на зачёте по курсу проектирования космических аппаратов
Состав и назначение отсеков ТКК «Союз» массовые характеристики ТКК и
отдельных отсеков. Основные системы ТКК. Основные технические
характеристики ТКК «Союз». Состав отсеков массовые характеристики ТКК
и отдельных отсеков. Основные системы ТКК.
Основные технические характеристики СА «Союз».габаритные
размеры объёмные и поверхностные характеристики. Основные критерии
оценки технического совершенства космического аппарата (КЗАП φVX
φVY GСА КОНСТР ТЗП КСП ПГ).
Последовательность прохождения этапов функционирования ТКК и СА
Состав конструктивных элементов и агрегатов на примере СА «Союз».
Особенности компоновочной схемы СА «Союз».
Этапы подготовки космического изделия.
Метод управления СА при спуске в атмосфере.
Основные массовые характеристики СА и ТКК «Союз».
Комплекс средств посадки СА «Союз». Основные системы комплекса.
Характеристики парашютных систем и ДМП. Особенности кресла космонавта.
Состав КСП СА «Союз». Основные системы комплекса. Характеристики
парашютных систем и ДМП. Особенности кресла космонавта.
Аэродинамические характеристики СА «Союз» схема действия
аэродинамических сил понятие об аэродинамическом качестве центре
давления СА Аэродинамические коэффициентыв связанной и скоростной
системе координат. Выбор позы размещения космонавта в СА.
Схема действия аэродинамических сил на примере СА класса «Союз» (
nБАЛЛ nАВАР). Исходные данные для подготовки и проведения
баллистических расчётов спуска СА. Виды траекторий спуска. Понятие о
скоростном напоре и перегрузочном режиме на участке спуска.
Факторы учитываемые при разработке условий эксплуатации. Этапы
эксплуатации космического аппарата.
Функциональные массовые группы оборудования конструкции и полезной
нагрузки при проектировании СА.
Конструкционные материалы применяемые для изготовления СА и ТКК
«Союз» (удельный вес предел прочности модуль упругости
технологические особенности).
Основные материалы ТЗП СА «Союз».
Топливные компоненты применяемые в ДУ ТКК и в СИОС СА «Союз».
Основные элементы СОЖ в ТКК и СА «Союз».
Исходные данные для подготовки и проведения баллистических расчётов
спуска СА. Виды траекторий спуска.
Понятие о скоростном напоре и перегрузочном режиме на участке спуска.
Тепловой режим СА на участке спуска. Формулы для расчёта тепловых
потоков при ламинарном и турбулентном режиме обтекания сферического
затупления. Определение температурного режима поверхности СА. Формула
Кемпа и Ридделла для расчёта величины теплового потока к сферическому
затуплению в условиях ламинарнрго обтекания. Формула Сибулкина для
условий турбулентного обтекания.
Состав ТЗП СА «Союз». Теплозащитные материалы лобового теплозащитного
экрана и боковой поверхности СА.
Определение температуры теплоизолированной поверхности аппарата по
заданному тепловому потоку (qW=250 ккал м2 сек = 0.8).
Критерии Рейнольдса Нуссельта и Прандтля.
Состав систем ТКК и СА «Союз».
Массовый анализ. Понятие о лимитной массовой сводке. Функциональные
группы систем и агрегатов.
Классификация СА по аэродинамическому совершенству. Баллистические
аппараты аппараты «скользящего» спуска аппараты класса «несущий
корпус» крылатые аппараты авиационного типа (ракетопланы).
Классификация СА по скоростям входа в атмосферу. Особенности СА для
спуска с орбиты ИСЗ СА лунной экспедиции СА гиперболического
диапазона скоростей входа в атмосферу.
XT PX nУПР nБАЛЛ nАВАР).
Методы управления СА на участке спуска.
Основные критерии оценки технического совершенства космического
аппарата (КЗАП φVX φVY GСА КОНСТР ТЗП КСП ПГ).

Магистры. Контрольные вопросы для поступающих.doc

Контрольные вопросы для поступающих в магистратуру
Классификация спускаемых аппаратов по аэродинамическим и
баллистическим характеристикам.
Состав отсеков транспортного космического пилотируемого корабля класса
«Союз». Основные массовые характеристики отсеков и корабля в целом.
Назначение системы теплозащиты СА. Методы определения теплового режима
в критической точке СА. Материалы теплозащитных покрытий.
Основные технические характеристики современных средств выведения.
Состав ступеней характеристики используемых топливных компонентов
(ракеты-носители «Протон» «Великий Поход» «Сатурн 5»).
Конструктивные материалы используемые для изготовления силовых
конструкций ракет-носителей и космических аппаратов (алюминиевые
сплавы титан стали композитные материалы). Основные технические
характеристики материалов. (удельный вес предел прочности модуль
упругости технологические собенности).
Метод расчёта аэродинамических характеристик спускаемых аппаратов.
Понятие о аэродинамическом качестве центре давления диаграмма
действующих сил на участке спуска.
Комплексы средств посадки космических аппаратов. Характеристики
парашютно-реактивной системы СА «Союз». Принцип расчёта ДМП. Порядок
Система обеспечения жизнедеятельности транспортного космического
корабля «Союз». Компоновка СОЖ в отсеках корабля основные технические
характеристики блоков системы.
Баллистика входа в атмосферу спускаемого аппарата. Подготовка исходных
данных для баллистического расчёта. Понятие о перегрузочном режиме.
Использование баллистических параметров для проведения теплового и
прочностного расчёта. Классификация траекторий спуска.
Документация выпускаемая при проектировании космических аппаратов.
Техническое задание. Эскизный проект. Состав эскизного проекта.
Программа полёта. Условия эксплуатации космических аппаратов. Факторы
учитываемые при разработке условий эксплуатации. Этапы эксплуатации
космического аппарата.
Массовые характеристики. Связь массовых характеристик с возможностями
средств выведения. Функциональные группы систем космических аппаратов.
Состав систем космического аппарата и массовая сводка. Объёмно-массовые
оценки характеристик спускаемого аппарата при формировании
массовой и объёмной сводки спускаемого аппарата.
Характеристики спускаемых аппаратов «скользящего» спуска. СА «Союз»
«Аполлон». Конструктивные характеристики аппаратов. Сопоставление
характеристик СА «Союз» и «Шеньжоу».
Особенности проектирования возвращаемых баллистических капсул.
Проектные характеристики капсулы «Радуга». Метод спуска капсул с
Проблемы разработки и эксплуатации средств выведения космических
объектов. Технические проблемы. Экономические проблемы. Проблемы
экологии и охраны окружающей среды.
Особенности проектирования межпланетных экспедиционных комплексов.
Проблемы освоения Луны. Лунные экспедиции. Лунные базы. Характеристики
спускаемых аппаратов для входа в атмосферу Земли со второй космической

Схема 1.frw

Замечания по КП и ДП.doc

Замечания по результатам защиты курсовых и дипломных проектов на кафедре СМ-
Студент в большинстве своём неудовлетворительно излагает содержание
выполненной им работы будь то курсовой или дипломный проект.
Необходимо чётко обозначить постановку задачи исходные предпосылки
обозначать класс разрабатываемого аппарата (или проблемы).
При защите кратко озвучивать содержание работы (по главам частям
Приводить ссылки на отечественные и зарубежные аналогичные разработки.
Указывать что лично в работе сделано студентом (расчёты компоновочные
и конструкторские проработки исследования по рассматриваемой проблеме).
Приводить ссылки на использованные литературные источники особенно
рассмотренные материалы вне курса лекций.
Какие программы использованы при выполнении работы над проектом какие
программы вновь разработаны лично студентом.
Особое внимание обратить на массовые характеристики проектируемых
изделий (отсеков агрегатов систем).
Дать сопоставимые массовые сводки.
Провести если требуется по заданию критериальный анализ: массовый
баллистический тепловой прочностной.
Студент должен представлять массовые оценки конкретных конструктивных
элементов показывать их вклад в суммарный итоговый результат привести
критериальные оценки.
Дать трактовку перевода проектных характеристик в разных системах.
Особое внимание обратить на оформление таблиц графиков эскизов. Всё
должно быть удобочитаемо. Текстовое оформление должно соответствовать
Представляемые результаты расчётов должны соответствовать инженерному
уровню восприятия с соответствующими округлениями. Будущий инженер должен
мыслить в реальных категориях.
Особое внимание должно быть обращено на знание студентом технических
характеристик используемых в проекте материалов силовой конструкции
теплозащиты в части прочностных теплофизических особенностей
технологических свойств.
В каждом курсовом или дипломном проекте должен предусматриваться раздел
по прочностному анализу проектируемого изделия выбору расчётных случаев
нагружения с использованием различных методов расчёта.
Студент должен демонстрировать свои знания в области различных методов
инженерного расчёта конструктивных элементов строительной механики
сложнонагруженных элементов конструкции.
Студент при разработке транспортных космических кораблей должен хорошо
знать используемые в проекте двигательные установки: режим работы тяговые
и массовые характеристики характеристики используемых компонентов топлива
схемы компоновки ДУ на борту ТКК прототипы ДУ. Такое же требование
относится и проектам ракет-носителей разгонных блоков лунных посадочных
Студент должен объявить что нового в его проекте по сравнению с
реально выполненными известными изделиями отметить плюсы и минусы своего
проекта в смысле трудоёмкости технологичности изготовления экономики и
Хорошим тоном является оценка перспектив разработки и использования
рассмотренного в проекте изделия.
В дипломную записку должны включаться чертежи и схемы разрабатываемого
изделия в соответствующем масштабе а также программы (в виде приложения)
разработанные студентом.
Вместе с дипломной запиской студент представляет электронную версию
своей работы а также в случае защиты электронного варианта представляет
презентационные брошюры для членов Госкомиссии. Основные виды проекта
выполненные на плоттере также должны присутствовать при защите.
Желательно проводить предзащиту проекта в присутствии руководителя
проекта и ведущих преподавателей кафедры.

Приложение 1.Образцы вариантов спускаемых аппаратовdoc.doc

Варианты исследуемых форм аэрокосмических аппаратов.
Сегментально-конические аппараты «скользящего» спуска класса «Союз».
D 2.0 2.2 2.5 2.7 3.0 3.2
[pic]к2 - 3 3.5 2.5 4 5
[pic]к1 5 10 10 8 12 10
[pic] =2.5 3 3.5 3.2 3.5 4
[pic]ц 0 0.25 0 0.6 0 0.5
[pic]к2 0 1.2 1.75 2 1.75 2
Схема аппарата показана на рис 5.
Возвращаемые баллистические капсулы.
D (м) 1.5 1.8 2.0 2.2 2.4 2.5
[pic] = L D3.77 2.44 1.7 1.59 0.933 0.55
[pic]К 5 7 10 10 15 20
[pic] = L L0.66 0.6 0.6 0.56 0.5 0.4
Схема капсулы показана на рис 7.

Схема 7.frw