Обеспечение эффективности транспортировки на околоземную орбиту малых искусственных спутников Земли с помощью тяжелых самолетов-носителей тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 05.22.14, доктор технических наук Пышный, Иван Анатольевич

• Пышный, Иван Анатольевич
• доктор технических наук
• 2004

Оглавление диссертации доктор технических наук Пышный, Иван Анатольевич

Список сокращений.

Введение.

1. Космические программы транспортировки малых спутников на орбиту с использованием самолетов-носителей.

1.1. Транспортная проблема и перспективы развития авиационно-космических систем.

1.2. Основные проекты авиационно-космических комплексов.

1.3. Схемы разделения космического разгонщика и самолета-носителя.

1.4. Транспортная космическая программа «Скиф».

1.4.1. Состав, компоновка, характеристики комплекса.

1.4.2. Космический разгонщик «Скиф» с воздушным стартом.

1.4.3. Самолет-носитель Ту-22МЗК.

1.5. Некоторые физико-технические проблемы, связанные с реализацией авиационно-космических программ.

Выводы по главе 1.

2. Математическое моделирование траекторного движения сверхзвукового самолета-носителя вблизи статического потолка.

2.1. Уравнения движения.

2.2. Уравнения в вариациях и параметры возмущенного движения.

2.3. Оптимальное по быстродействию управление продольным движением.

2.4. Методы пилотирования самолета-носителя вблизи статического потолка.

Выводы по главе 2.

3. Оптимизация траектории движения сверхзвукового самолета-носителя при пуске космического разгонщика ИСЗ.

3.1. Область динамических режимов полета и оптимальная траектория движения самолета-носителя.

3.1. Оптимизация траекторий пуска с самолета ракеты-носителя ИСЗ.

3.2. Алгоритмы точного пилотирования самолета-носителя на динамических маневрах.

3.2.1. Управление выходом в точку апогея динамической траектории.

3.2.2. Управление вертикальным движением.

3.3.3. Управление боковой координатой.

Выводы по главе 3.

4. Реализация траекторий динамических маневров и точного пилотирования вблизи статистического потолка.

4.1. Инструментальное обеспечение управления сложными маневрами и точного пилотирования.

4.1.1. Требования к командно-пилотажному индикатору.

4.1.2. Этапы реализации командно-пилотажного индикатора.

4.2. Моделирование управления самолетом с использованием командно-пилотажного индикатора.

4.1.1. Управление выведением самолета на заданную высоту.

4.2.2.Управление выходом самолета в точку старта ракеты-носителя ИСЗ.

4.2.3.Демпфирование фугоидных колебаний при полете на статическом потолке.

Выводы по главе 4.

5. Математическое моделирование обтекания элементов аэрокосмического объекта с учетом теплообмена.

5.1. Математическая постановка задач.

5.1.1. Динамическое уравнение.

5.1.2. Моделирование турбулентности.

5.1.3. Уравнение энергии.

5.1.4. Уравнение состояния.

5.1.5. Безразмерная форма записи.

5.1.6. Граничные условия на стенке.

5.2. Многоблочные вычислительные технологии (МВТ).

5.2.1. Интегральная форма уравнения сохранения.

5.2.2. Дискретный аналог.

5.2.3. Уравнение поправки давления.

Выводы по главе 5.

6. Многоблочный вычислительный комплекс.

6.1. Структура и наполнение модифицированного пакета VP2/3.

6.2. Верификация пакета. Результаты методических исследований.

Выводы по главе 6.

7. Развитие и применение луночных технологий для решения задач интенсификации теплообмена и снижения тепловых нагрузок при гиперзвуковом обтекании.

7.1. Влияние глубины уединенной лунки на вихревую структуру и теплообмен в окрестности уединенной лунки на плоскости.

7.2. Вихревое движение жидкости в узком плоскопараллельном канале с уединенной сферической лункой на одной из стенок.

7.3. Поиск рациональных криволинейных рельефов.

7.4. Пакет лунок в узком плоскопараллельном канале.

7.5. Захолаживающее влияние рельефа из вогнутостей и выпуклостей при его гиперзвуковом обтекании.

Выводы по главе 7.

8. Исследование способа управления обтеканием тел с помощью вихревых ячеек (ВЯ) на примере обтекания толстого профиля.

8.1. Анализ нестационарного отрывного обтекания толстого профиля с активными ВЯ.

8.2. Оценка влияния угла атаки на аэродинамические характеристики толстого профиля с ВЯ.

Выводы по главе 8.

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Обеспечение эффективности транспортировки на околоземную орбиту малых искусственных спутников Земли с помощью тяжелых самолетов-носителей»

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

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

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

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

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

• КА систем мобильной связи (40.250 кг),

• КА дистанционного зондирования Земли (40.200 кг),

• технологические КА (50. 150 кг),

• «университетские» КА (10. 120 кг).

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

• индивидуальные запуски носителями легкого класса,

• «пакетные» запуски нескольких ИСЗ на одном носителе,

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

Главным достоинством АКК является мобильность старта, которая подразумевает:

- перемещаемость точки старта РН в пределах зоны достижимости СН,

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

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

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

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

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

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

ИСЗ с помощью тяжелых сверхзвуковых самолетов-носителей. Исследование выполнено в рамках общероссийских космических программ «Миг-Космос», «Скиф». Проблематика диссертации находится в русле приоритетных направлений развития науки и техники, определенных согласно постановления правительства РФ от 21 июля 1996г (1. информационные технологии и электроника; 1.1. многопроцессорные ЭВМ с параллельной архитектурой; 1.6. системы математического моделирования; 5. транспорт; 5.1. авиационная и космическая техника с использованием новых технологических решений, включающих нетрадиционные компоновочные схемы; 6. топливо и энергетика; 6.16. энергосберегающие технологии межотраслевого применения). Она поддержана Российским фондом фундаментальных исследований (в рамках проектов №№ 02-02-17562; 02-01-01160; 00-02-81045; 02-02-81035; 04-0281005).

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

Для достижения цели работы решены следующие задачи:

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

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

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

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

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

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

- разработан многоблочный вычислительный комплекс и проведено тестирование комплекса;

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

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

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

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

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

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

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

5. разработки и тестирования многоблочного вычислительного комплекса;

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

Достоверность результатов, проведенных в работе исследований подтверждается:

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

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

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

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

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

- сократить сроки поэтапного создания экономичной мобильной аэрокосмической системы с использованием существующих сверхзвуковых самолетов и конверсионных разработок ракет -носителей.

На защиту выносится:

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

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

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

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

- многоблочрый вычислительный комплекс;

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

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

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

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

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

Публикации. Основные результаты диссертации опубликованы в 18 печатных работах.

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

Заключение диссертации по теме «Эксплуатация воздушного транспорта», Пышный, Иван Анатольевич

Выводы по 8 главе.

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

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

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

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

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

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

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

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

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

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

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

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

Список литературы диссертационного исследования доктор технических наук Пышный, Иван Анатольевич, 2004 год

1. Брюшгерс Г.С., Студнев Р.В. Аэродинамика самолёта. Динамика « продольного и бокового движения. М.: Машиностроение, 1979.

2. Григорьев В.А. Устойчивость фугоидного движения неманевренного самолета в оптимальном режиме полёта // Труды ЦАГИ, вып. 2469 М., 1990.

3. Болтянский В.Г. Математические методы оптимального управления. М.: Наука, Главная редакция физико-математической литературы, 1969.

4. Жуковский Н.Е. О парении птиц // Собрание сочинений, т.4, Аэродинамика. Москва-Ленинград: Гостехиздат, 1949.

5. Пышнов B.C. Энергетический метод рассмотрения движения самолёта // «Вестник Воздушного флота», №№ 4,5,6,1951.

6. Понтрягин Л.С., Болтянский В.Г., Гамкре)$идзе Р.В., Мищенко М.Ф. V Математическая теория оптимальных процессов. М.: Физматгиз, 1961.

7. Коваленко Г., Куреев В., Литовченко Н. «Воздушный старт» взгляд с Земли// «Новости космонавтики», №3,2001, с. 46.

8. Соловьев Ц.В., Хохлушин Е.А. Энерго-массовые характеристики ракетных комплексов авиационного старта// Труды XXXIX чтений, посвященных К.Э. Циолковскому Калуга, 13-15 сентября 1994 г.

9. Ишлинский А.Ю. Инерциальное управление баллистическими ракетами. М.: Наука, 1968.

10. Брайсон А., Хо Ю-ши. Прикладная теория оптимального управления. М.: Мир, 1972.

11. Давидсон Б.Х., Пышный И.А. Авиационно-ракетная система на базе манёвренного самолёта для выведения малых ИСЗ и суборбитальных аппаратов.// Доклад на XXII научных чтениях по космонавтике, посвященных памяти С.П. Королёва М., 1998.

12. Давидсон Б.Х., Пышный И.А. Терминальное управление гиперзвуковыми летательными аппаратами// Доклад на I Всероссийской конференции по гиперзвуковым технологиям Жуковский, 1998.

13. Пышный И.А. Методы точного пилотирования самолёта вблизи статического потолка// Доклад на III конференции памяти Н.Е. Жуковского -М., 1999.

14. Айзерман М.А. Теория автоматического регулирования. М.: Наука, 1966.

15. Андронов А.А., Вигг А.А., Хайкин С.Э. Теория колебаний. М.:Наука,1981

16. Цянь Сюэ-Сэнь. Техническая кибернетика. М.: Иностр. литература, 1956.t

17. Лойцянский Л.Г., Лурье А.И. Курс теоретической механики// Динамика, т.2, изд. 6, М.: Наука, Главная редакция физ-мат литературы, 1983.

18. Седов Г.А. Скорость и высота/ «Летчику о практической аэродинамике -М.: Военное издательство Министерства обороны СССР, 1961.

19. Эверест Ф. Человек, который летал быстрее всех. М.: Издательство иностранной литературы, 1960.

20. Бриджмен У., Азар Ж. Один в бескрайнем небе. М.: Военное издательство Министерства обороны СССР, 1959.

21. Микоян С.А. Динамический метод набора высоты/ «Летчику о практической аэродинамике под ред. Седова Г.А., Реброва М.Ф. М.: Военное издательство Министерства обороны СССР, 1961., с. 15-27.

22. Котик М.Г., Филиппов В.В. Полёт на предельных режимах. М.: Военное издательство Министерства обороны СССР, 1977.

23. Цихош Э. Сверхзвуковые самолёты. М.: Мир, 1983.

24. Результаты летных испытаний самолёта Норт Америкен Х-15. Техническая информация ЦАГИ, №5,1964.

25. Системы управления самолёта Х-15. Техническая информация ЦАГИ, №5,1964.

26. Галлай М.Л. Особенности пилотирования реактивных самолётов. М.: ДОСААФ, 1962.

27. Практическая аэродинамика маневренных самолётов. Учебник для лётного состава/ Под общ. ред. Лысенко Н.М. М.: Военное издательство Министерства обороны СССР, 1977.

28. Котик М.Г., Павлов А.В., Пашковский И.М., Щитаев Н.Г. Лётные испытания самолётов. М.: Машиностроение, 1968.

29. Interavia № 4978,25.04.1962 (APT № 146,12.05.62).

30. Шкадов Л.М., Буханова Р.С., Илларионов В,Ф., Плохих В.П. Механика оптимального пространственного движения летательных аппаратов в атмосфере М.: Машиностроение, 1972.

31. Сумачёв В.М., Ярошевский В.А. Расчет оптимальной траектории набора высоты истребителем-перехватчиком// «Техника воздушного флота», №7,1976.

32. Гревцов Н.М., Ефимов О.Е., Мельц И.О., Трубецкой А.Б. Соотношение условий оптимальности стационарного и нестационарного режимов полёта в методе сингулярных возмущений//Учёные записки ЦАГИ, t.XXVI, №1-2, 1995.

33. Исаев В.К., Сонин В.В. Об одной нелинейной задаче оптимального управления// «Автоматика и телемеханика» т. XXIII, №9,1962.

34. Исаев В.К., Сонин В.В. Об одной модификации метода Ньютона численного решения краевых задач// Вычислительная математика и математическая физика, т. 3, №6,1963.

35. Исаев В.К. Принцип максимума Л.С. Понтягина и оптимальное программирование тяги ракет// «Автоматика и телемеханика» т. XXII, №8, 1961.

36. Исаев В.К., Давидсон Б.Х. Об оптимальном программировании величины и ориентации реактивной силы при пространственном манёвре ракеты в центральном гравитационном поле. Труды ЦАГИ, 1980.

37. Крылатая авиационная ракета «Пегас». Техническая информация ЦАГИ №20,1989.

38. Давидсон Б.Х. Некоторые задачи оптимального управления пространственным движением летательных аппаратов// Диссертация на соискания учёной степени к. т. н., ЦАГИ-МФТИ, 1969.

39. Bliss G.A. Mathematics for exterior ballistics. New York, 1944.

40. Ярошевский B.A. Вход в атмосферу космических летательных аппаратов. М.: Наука, Главная редакция физико-математической литературы, 1988.

41. Кобзев В.И., Студнев Р.В. Инсрциалыюе управление траекторией летательного аппарата при входе в плотные слои атмосферы. Труды ЦАГИ, 1966.

42. Давидсон Б.Х. Некоторые вопросы инерциального управления гиперзвуковыми аппаратами. Труды ЦАГИ, 1965.

43. Розоноэр Л.И. Вариационный подход к проблеме инвариантности// Автоматика и телемеханика т.24, №№ 6,7,1963.

44. Дж. Ланс. Численные методы для быстродействующих вычислительных машин. М.: Иностранная литература, 1962.

45. Михалёв И.А., Окоёмов Б.Н., Павлина И.Г., Чикулаев М.С., Киселёв Ю.Ф. Системы автоматического и директорного управления самолётом. М.: Машиностроение, 1974.

46. Гладков Д.И., Балуев В.М., Семенцов П.А. и др. / под ред. Гладкова Д.И. -Боевая авиационная техника: авиационное вооружение. М.: Воениздат, 1987.

47. Истребитель завоевания превосходства в воздухе Макдоннелл-Дуглас F-15 «Игл». Отделение научно-технической информации ЦАГИ, 1986.

48. Boyd J.R., Christie T.R., and Gibson J.E. Energy Maneuverability. APGS-TR-66-4, March 1966.

49. Zagalsky N.R. Aircraft Energy Management. AIAA Paper № 73-228.

50. Loh J.M., and Lusty A.H., Display of Energy Maneuverability Performance Information for Fighter Aircraft. AIAA Paper № 73-814.

51. Тренажёры фирмы Треком Лтд. Проспект фирмы, 1977.

52. Проспект фирмы Octagon Systems, 1998.

53. Проспект фирмы Rockwell, 1997.

54. Проспект фирмы Planar, 1998.

55. Дуров В.Р. Боевое применение и боевая эффективность истребителей-перехватчиков. М.: Военное издательство Министерства обороны СССР, 1972.

56. Пышный И.А., Чепига В.Е. Запуск малых искусственных спутников Земли с использованием самолетов-носителей. М., Машиностроение,2004. 211с.

57. Белов И.А., Исаев С.А., Коробков В.А. Задачи и методы расчета отрывных течений несжимаемой жидкости. JI.: Судостроение, 1989.256с.

58. Управление обтеканием тел с вихревыми ячейками в приложении к летательным аппаратам интегральной компоновки (численное и физическое моделирование) / Под редакцией А.В.Ермишина и С.А.Исаева. М.: МГУ, 2003. 360с.

59. Белов И.А., Исаев С.А. Моделирование турбулентных течений. Учебное пособие. СПб: БГТУ, 2001. 107с.

60. Spalart P.R., Allmares S.R. A one-equation turbulence model for aerodynamic flows // AIAA Paper. 1992. №92-0439. 22p.

61. Menter F.R. Zonal two equation k-co turbulence models for aerodynamic flows // AIAA Paper. 1993. №93-2906. 21p.

62. Launder B.E., Spalding D.B. The numerical computation of turbulent flow // Сотр. Meth. Appl. Mech. Eng. 1974. Vol.3. N2. P.269-289.

63. Wilcox D.C. Turbulence modeling for CFD. La Canada, California: DCW Industries, Inc., 1998.537p.

64. Menter F., Ferreira J.C., Esch Т., Konno B. Turbulence model with improved wall treatment for heat transfer predictions in gas turbines // Proceedings of the International Gas Turbine Congress 2003 Tokyo. November 2-7, 2003.

65. Esch Т., Menter F.R. Heat transfer predictions based on two-equation turbulence models with advanced wall treatment / Turbulence, Heat and Mass Transfer 4. Ed. K.Hanjalic, Y.Nogano and M.Tummers. Begell House Inc., 2003. 8p.

66. Hellsten A. Some improvements in Menter's k-co turbulence model // AIAA-98-2554. 1998. lip.

67. Ferziger J.H., Peric M. Computational methods for fluid dynamics. Berlin, Heidelberg. 1999.389р.

68. Oosterlee C.W., Gaspar F.J., Washio Т., Wienands R. Multigrid line smoothers for higher order upwind discretizations of convection-dominated problems // J. Comput. Physics. 1998. N1. P.274-307.

69. Lai Y.G., So R.M.C., Przekwas A.J. Turbulent transonic flow simulation using a pressure-based method // Int.J.Engng Sci. 1995. Vol.33. No.4. P.469-483.

70. Исаев С.А., Судаков А.Г., Лучко H.H., Сидорович Т.В., Харченко В.Б. Численное моделирование ламинарного циркуляционного течения в кубической каверне с подвижной гранью // Инженерно-физический журнал. 2002. Т.75. №1. С.49-53.

71. Похилко В.И. О решении уравнений Навье-Стокса в кубической каверне. М,, 1994. (Препринт / Ин-т матем.моделирования РАН, №11).

72. Исаев С.А., Баранов П.А., Лучко Н.Н. и др. Численное моделирование отрывного несжимаемой жидкости в квадратной и кубической кавернах с подвижной границей. Минск, 1999. (Препринт / АНК "ИТМО им.А.В.Лыкова", №7).

73. Исаев С.А., Леонтьев А.И., Баранов П.А., Метов Х.Т., Усачов А.Е. Численный анализ влияния вязкости на вихревую динамику при ламинарном отрывном обтекании лунки на плоскости с учетом ее асимметрии // Инженерно-физический журнал. 2001. Т.74. №2. С.62-67.

74. Громов П.Р., Зобнин А.В., Рабинович М.И., Сущик М.М.// Письма в ЖТФ. 1986. Т. 12.Л&21.С. 1323-1328.

75. Roshko A. On the drag and shedding frequency of two-dimensional bluff bodies // NACA Tech. Note. 1954. № 3169. 29p.

76. Igarashi T. Flow characteristics around a circular cylinder with slit. Bulletin JSME, 1978, v.21, № 154, p.654-664.

77. Terekhov V.I., Kalinina S.V., Mshvidobadze Yu.M. // Russian J. Eng. Ther-mophysics. 1995. V.5. P. 11-34.

78. Horstman C.C. Hypersonic shock-wave turbulent boundary-layer interaction flows experiment and computation II AIAA Paper. 1991. N 91-1760, 23 p.

79. Исаев C.A., Леонтьев А.И., Баранов П.А., Пышный И.А. Численный анализ влияния на турбулентный теплообмен глубины сферической лунки на плоской стенке // Инженерно-физический журнал. 2003. Т.76. №1. С.52-59.

80. Исаев С.А., Леонтьев А.И., Метов Х.Т., Харченко В.Б. Моделирование влияния вязкости на смерчевой теплообмен при турбулентном обтекании неглубокой лунки на плоскости // Инженерно-физический журнал. 2002. Т.75. №4. С.98-104.

81. Исаев С.А., Леонтьев А.И., Усачов А.Е. Методологические аспекты численного моделирования динамики вихревых структур и теплообмена в вязких турбулентных течениях// Известия РАН. Энергетика. 1996. №4. С.140-148.

82. Исаев С.А., Леонтьев А.И. Усачов А.Е. Численное исследование механизма вихревой интенсификации тепломассообменных процессов в окрестности поверхности с лункой // Инженерно-физический журнал. 1998. Т.71. №3. С.484-490.

83. Исаев С.А., Леонтьев А.И., Баранов П.А., Усачов А.Е. Бифуркация вихревого турбулентного течения и интенсификация теплообмена в лунке // Доклады РАН. 2000. Т.373. №5. С.615-617.

84. Исаев C.A., Леонтьев А.И., Митяков A.B., Пышный И.А. Интенсификация смерчевого турбулентного теплообмена в асимметричных лунках на плоской стенке // Инженерно-физический журнал. 2003. Т.76. №2. С.31-34.

85. Sapozhnikov S.Z., Mitiakov V.Y., Mitiakov A.V. // 11-th International Heat Transfer Conference. Kyongju, Korea, 1998. V.4. P.77-79.

86. Исаев С.А., Леонтьев А.И., Баранов П.А., Пышный И.А., Усачов А.Е. Численный анализ вихревой интенсификации теплообмена в канале с пакетом глубоких сферических лунок на одной из стенок // Доклады РАН. 2002. Т.386. №5. С.621-623.

87. Chyu М.К., Y.Yu, Ding Н., Downs J.P., Soechting F.O. // ASME Paper. 1997. № 97-GT-437. 8p.

88. Щукин Л.Н. Летательные аппараты "ЭКИП'7/ Гражданская авиация, 1993, №6, с.11-15.

89. Баранов П.А., Исаев С.А., Пригородов Ю.С., Судаков А.Г. Расчет ламинарного обтекания профиля с пассивными и активными вихревыми ячейками на многоблочных пересекающихся сетках // Изв. вузов. Авиационная техника, 1999, №3, с.30-35.

90. Исаев С.А., Пригородов Ю.С., Судаков А.Г. Численный анализ эффективности вихревых ячеек при ламинарном и турбулентном обтекании кругового цилиндра со встроенными вращающимися телами // Изв. РАН. Механика жидкости и газа. 2000. №4. С.88-96.

91. Баранов П.А., Исаев С.А., Судаков А.Г. Численное моделирование влияния сгенерированной завихренности на дорожку Кармана за круговым цилиндром // Изв. РАН. Механика жидкости и газа. 2000. №2. С.68-74.

92. Баранов П.А., Исаев С.А., Усачов А.Е. Численный анализ влияния вращающихся кормовых цилиндров на нестационарный след за удлиненным телом // Инженерно-физический журнал. 2000. Т.73. №3. С.606-613.

93. Чжен П. Управление отрывом потока. М., Мир, 1979, 552с.

94. Баранов П.А., Исаев С.А., Пригородов Ю.С., Судаков А.Г. Численное моделирование эффекта снижения сопротивления цилиндра с вихревыми ячейками при наличии системы управления турбулентным пограничным слоем // Письма в ЖТФ, 1998, т.24, вып. 17, с. 16-23.

95. Баранов П.А., Исаев С.А., Пригородов Ю.С., Судаков А.Г. Численный анализ влияния угла атаки на турбулентное обтекание толстого профиля с вихревыми ячейками потоком несжимаемой жидкости // Инженерно-физический журнал. 2000. Т.73, №4. С.719-727.

96. Исаев С.А., Пригородов Ю.С., Судаков А.Г. Расчет отрывного обтекания низкоскоростным воздушным потоком профиля с вихревыми ячейками // Инженерно-физический журнал. 1998. Т.71, №6. С.1116-1120.

97. Баранов П.А., Исаев С.А., Пригородов Ю.С., Судаков А.Г. Численное моделирование эффекта увеличения аэродинамического качества профилей за счет отсоса в вихревых ячейках // Инженерно-физический журнал. 1999. Т.72, № 3. С.572-575. 1

98. Исаев С.А., Судаков А.Г., Баранов П.А., Пригородов Ю.С. Эффект суперциркуляции при обтекании толстого профиля с вихревыми ячейками // Доклады РАН. 2001. Т.377, №2. С.1-3.

99. Щукин Л.Н., Шибанов А.П., Щукин И.Л. и др. Способ управления пограничным слоем на аэродинамической поверхности летательного аппарата: Патент №2015941 РФ//Б.И. 1991. №13. С.71.

100. Исаев С.А., Пригородов Ю.С., Судаков А.Г. Анализ эффективности управления обтеканием тел с помощью вихревых ячеек с учетом энергетических затрат // Инженерно-физический журнал. 2002. Т.75. №3. С.47-50.

101. Bunyakin A.V., Chernishenko S.I., Stepanov G.Yu. // J. Fluid Mech. 1996. V.323. P.367-376.

102. Bunyakin A.V., Chernishenko S.I., Stepanov G.Yu. // J. Fluid Mech. 1998. V.358. P.283-297

103. Бунякин A.B. Вихревая ячейка с вращающимся внутри цилиндром на поверхности крылового профиля при больших числах Рейнольдса // МЖГ.2001. №4. С.87-92.

104. Modi V.J., Fernando M.S.U.K., Yokomizo Т. // AIAA J., V.29, N9. P.1400-1406.

105. Печатные труды диссертанта

106. Давидсон Б.Х., Пышный И.А. Терминальное управление гиперзвуковыми летательными аппаратами // Сб. трудов Всероссийской научно-технической конференции «Фундаментальные исследования гиперзвуковых технологий». Жуковский, 1998. С.36-42.

107. Davidson В.Н., Pishnjy I.A. Terminal control of aircraft dynamic maneuvers // First Int. Conf, On Advanced Engineering Design. Prague, 1999. P.133-141.

108. Исаев C.A, Пышный И А., Усачов A.E., Харченко В.Б. Тестирование многоблочной вычислительной технологии при расчете ламинарного и турбулентного обтекания сферической лунки на стенке канала // Инженерно-физический журнал.2002. Т.75. №5. С.122-124.

109. Исаев С.А., Леонтьев А.И., Баранов П.А., Пышный И.А., Усачов А.Е. Численный анализ вихревой интенсификации теплообмена в канале с пакетом глубокихсферических лунок на одной из стенок //Доклады РАН. 2002. Т.386. №5. С.621-623.

110. Бабаскин В.В., Исаев С.А., Метов Х.Т., Пышный И.А., Чепига В.Е. Сдвиг ветра в летной эксплуатации. Санкт-Петербург: Академия гражданской авиации. 2002. 146с.

111. Исаев С А, Леонтьев А.И., Баранов П.А., Пышный И.А. Численный анализ влияния на турбулентный теплообмен глубины сферической лунки на плоской стенке // Инженерно-физический журнал. 2003. Т.76. №1. С.52-59.

112. Исаев С.А., Леонтьев А.И., Митяков А.В., Пышный И.А. Интенсификация смерчевого турбулентного теплообмена в асимметричных лунках на плоской стенке // Инженерно-физический журнал. 2003. Т.76. №2. С.31-34.

113. Исаев СА, Кудиноз П.И., Кудрявцев НА., Пышный И.А. Численный анализ струйно-вихревой картины течения в прямоугольной траншее // Инженерно-физический журнал. 2003. Т.76. №2. С.24-30.

114. Пышный И.А., Чепига В.Е. Запуск малых искусственных спутников Земли с использованием самолетов-носителей. М., Машиностроение, 2004. 211с.