Определение аэродинамических характеристик отделяемых от ракеты-носителя элементов конструкции в виде оболочек и разработка способов их аэродинамической стабилизации тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 05.07.01, кандидат наук Назарова Динара Камилевна

• Назарова Динара Камилевна
• кандидат наук
• 2019

Оглавление диссертации кандидат наук Назарова Динара Камилевна

ВВЕДЕНИЕ

ГЛАВА 1. АНАЛИЗ ИССЛЕДОВАНИЙ ОСОБЕННОСТЕЙ ОБТЕКАНИЯ ОТДЕЛЯЕМЫХ ЭЛЕМЕНТОВ КОНСТРУКЦИЙ ТРАНСПОРТНЫХ

СИСТЕМ......................................................................................................................................................................................................................................1 О

1.1. Виды отделяемых элементов конструкции ракеты-носителя..............................1 О

1.2. Исследование процесса отделения элементов ракет-носителей

1.3. Анализ подходов к расчету траекторий и определению районов падения отделяемых элементов РН

1.4. Исследования аэродинамических характеристик и структур обтекания отделяемых элементов

1.5. Способы уменьшения размеров районов падения отделяемых от ракет-носителей тонких оболочек

1.6. Выводы к главе

ГЛАВА 2. ФИЗИЧЕСКОЕ И МАТЕМАТИЧЕСКОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ

ОБТЕКАНИЯ ОТДЕЛЯЕМЫХ ЭЛЕМЕНТОВ В ВИДЕ ОБОЛОЧЕК

2.1. Аэродинамическая установка дозвуковых скоростей и экспериментальное оборудование

2.2. Аэродинамическая установка сверхзвуковых скоростей

2.3. Экспериментальные модели

2.4. Методика проведения экспериментальных исследований в несжимаемом потоке

2.5. Методика проведения экспериментальных исследований в сверхзвуковой аэродинамической трубе

2.6. Погрешности измерительного оборудования

2.7. Математическое моделирование обтекания тел методом контрольных объемов................................................................................................................................................................................5 О

2.8. Построение расчетной области и задание граничных условий..........................0О

2.9. Тестовые расчеты................................................................................................................................................................................66 О

Стр.

2.10. Выводы к главе

ГЛАВА 3. АНАЛИЗ РЕЗУЛЬТАТОВ ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫХ И ЧИСЛЕННЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ ОБТЕКАНИЯ ОБОЛОЧЕК

3.1. Аэродинамические характеристики оболочек в несжимаемом

потоке воздуха

3.2. Аэродинамические характеристики оболочек при трансзвуковых скоростях набегающего потока

3.3. Аэродинамические характеристики оболочек при сверхзвуковом обтекании

3.4. Аэродинамические характеристики комбинированных оболочек

3.5. Выводы к главе

ГЛАВА 4. ОЦЕНКА ЭФФЕКТИВНОСТИ РАЗЛИЧНЫХ МЕТОДОВ СТАБИЛИЗАЦИИ

4.1. Экспериментальное определение балансировочных углов атаки

4.2. Способы аэродинамической стабилизации отделяемых элементов ракет-носителей

4.3. Изменение формы отделяемого элемента РН вскрытием отверстий

и раскрытием щитков

4.4. Стабилизирующие устройства на гибкой связи

4.0. Стабилизация с применением жёсткой связи

4.6. Выводы к главе

ОБЩИЕ ВЫВОДЫ И ЗАКЛЮЧЕНИЕ

СПИСОК СОКРАЩЕНИЙ И УСЛОВНЫХ ОБОЗНАЧЕНИЙ

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Определение аэродинамических характеристик отделяемых от ракеты-носителя элементов конструкции в виде оболочек и разработка способов их аэродинамической стабилизации»

ВВЕДЕНИЕ

Актуальность темы исследования. В процессе полета ракеты-носителя (РН) происходит сброс отработавших элементов конструкции. Отделившиеся части могут достигать поверхности Земли, где предусматриваются районы отчуждения, на территории которых исключается строительство объектов и нахождение людей. К отделяемым элементам относятся ступени РН, разгонные блоки, створки обтекателей, переходные, хвостовые отсеки, различные крышки люков. Как правило, вопросы сокращения районов падения ступеней РН рассматриваются наиболее подробно, так как отработавшие ступени могут содержать остатки токсичного ракетного топлива. Однако створки обтекателей, представляющие собой оболочки, имеющие форму комбинации цилиндрических, конических и сферических поверхностей, имеют наибольшие районы падения, так как они обладают относительно малой массой и большой площадью поверхности. После отделения обтекателя от РН характер движения створок и их траектория не определены. Считается, что они совершают как поступательное движение, так и вращаются с некоторой угловой скоростью. При движении створок в атмосфере может происходить их стабилизация на балансировочном угле атаки. По этой причине возможно падение створок обтекателей в нежелательном районе, где не исключается нахождение людей, техники, а также расположение зданий и сооружений. Для точного прогнозирования и уменьшения районов падения оболочек необходимо знать аэродинамические характеристики (АДХ) таких тел в широком диапазоне скоростей, а также добиться их стабилизации в полете на конкретном угле атаки, при котором они обладают нулевым аэродинамическим качеством.

Таким образом, комплексные исследования АДХ отделяемых элементов конструкции РН, представляющих собой оболочки, а также разработка предложений по их пассивной аэродинамической стабилизации представляют собой актуальную задачу.

Целью диссертационной работы является повышение достоверности и точности определения АДХ отделяемых элементов конструкции РН, представляющих собой оболочки, и разработка предложений по их пассивной аэродинамической стабилизации для уменьшения размеров районов падения.

Для достижения поставленной цели необходимо решить следующие задачи:

1. Проведение комплекса экспериментальных исследований в дозвуковой и сверхзвуковой аэродинамических трубах с использованием специально созданных моделей оболочек.

2. Выполнение параметрических исследований влияния конструктивных характеристик оболочек на их АДХ с применением численного (математического) моделирования.

3. Анализ и обобщение результатов численных и экспериментальных исследований, выявление физических структур обтекания элементов конструкции РН в виде оболочек, определение влияния их формы на АДХ.

4. Разработка предложений и экспериментальное подтверждение эффективности применения систем пассивной аэродинамической стабилизации отделяемых элементов РН, представляющих собой оболочки, в автономном полете.

Объектом исследования являются отделяемые элементы конструкции РН, представляющие собой оболочки, содержащие цилиндрические и конические элементы с различными углами раскрытия.

Предметом исследования являются АДХ и структуры обтекания тонких цилиндрических, конических и комбинированных оболочек с различными углами раскрытия.

Методы исследования. В работе использованы методы экспериментальной аэродинамики, предусматривающие проведение весовых экспериментов, визуализацию течений; математическое моделирование обтекания оболочек различных форм на основе решения вязкой задачи пространственного обтекания тел с использованием численного метода контрольных объемов в различных

пакетах программ, включая открытый пакет ОрепБОАМ. Работа выполнена с использованием оборудования Центра коллективного пользования сверхвысокопроизводительными вычислительными ресурсами МГУ имени М.В. Ломоносова.

Научная новизна диссертационной работы. Экспериментально и численно исследованы АДХ и трансформация структур обтекания оболочек в широком диапазоне скоростей набегающего потока. Определено влияние геометрических параметров на АДХ оболочек, выявлены закономерности изменения аэродинамических характеристик и структур обтекания. Экспериментально показана возможность аэродинамической стабилизации створки головного обтекателя (ГО), обеспечивающий полет на балансировочном угле атаки с минимальным аэродинамическим качеством.

Практическая значимость диссертационной работы:

1. Получены АДХ отделяемых элементов конструкции РН, представляющих собой оболочки, необходимые для расчета траекторий после сброса и определения районов падения.

2. Разработан алгоритм расчета АДХ обтекателей РН типовых форм при до- и сверхзвуковых скоростях их автономного движения с использованием свободно распространяемого программного пакета OpenFOAM.

3. Предложен вариант системы пассивной аэродинамической стабилизации, предусматривающий использование разнесенных перфорированных конических стабилизаторов и обеспечивающий движение отделяемых элементов РН после сброса с минимальным аэродинамическим качеством.

4. Результаты исследований, вошедших в диссертацию, использованы в учебном процессе кафедры динамики и управления полетом ракет и космических аппаратов МГТУ им. Н. Э. Баумана при проведении курсового и дипломного проектирования, а также в лекциях по курсам «Математическое моделирование в аэродинамике» и «Управление процессами обтекания летательных аппаратов»; при выполнении гранта УМНИК «Разработка системы аэродинамической

стабилизации для отделяемых элементов ракет-носителей в целях сокращения площадей районов падения» (2018-2019 гг., договор № 13092ГУ/2018).

Рекомендации по внедрению. Результаты данной работы могут быть рекомендованы при проектировании обтекателей РН, расчете размеров районов падения отделяемых элементов РН в ПАО «РКК «Энергия», ФГУП «ЦЭНКИ», ФГУП «ЦНИИмаш», АО «РКЦ «Прогресс».

Достоверность и обоснованность научных положений и полученных результатов гарантируется согласованием результатов численных исследований с экспериментальными результатами соискателя и данными, полученными при проведении испытаний в ЦАГИ, ЦНИИМаш, NASA и др. организациях; использованием математических моделей обтекания, базирующихся на основных уравнениях механики сплошных сред, являющихся выражением фундаментальных законов сохранения массы, количества движения и энергии; корректностью выбора допущений и ограничений при проведении численного моделирования; приемлемой точностью измеряемых и вычисляемых величин при проведении физического и численного эксперимента; применением нескольких независимых пакетов для численного моделирования и согласованием результатов, полученных в них.

Основные положения диссертационной работы, выносимые на защиту:

1. Результаты экспериментальных исследований обтекания тонких цилиндрических и конических оболочек в дозвуковом сверхзвуковом потоках.

2. Алгоритм расчета аэродинамических характеристик оболочек методом контрольного объема с использованием открытого пакета OpenFOAM.

3. Результаты численного моделирования обтекания отделяемых элементов РН в форме оболочек и влияние их геометрических параметров на аэродинамические характеристики.

4. Система аэродинамической стабилизации, предусматривающая использование разнесенных перфорированных конических стабилизаторов, которая обеспечивает движение отделяемых элементов РН после сброса с минимальным аэродинамическим качеством.

Личный вклад автора заключается в создании алгоритма расчета АДХ оболочек, проведении численного моделирования, экспериментальных исследований, обработке и анализе полученных результатов.

Апробация работы и публикации. Результаты исследований докладывались и обсуждались на следующих конференциях: Международная молодежная научная конференция "XXII Туполевские чтения" (Казань, 2015); Международная неделя авиакосмических технологий "Aerospace science week" (Москва, 2015); Академические чтения по космонавтике, посвященные памяти С.П. Королева (Москва, 2016, 2017, 2018, 2019); Всероссийская молодежная научно-практическая конференция "Орбита молодежи и перспективы развития российской космонавтики" (Самара, 2016); Всероссийская конференция молодых ученых и специалистов "Будущее машиностроения России" (Москва, 2016); Информационные технологии в ракетно-космической отрасли "ИТ РКО - 2017", (Химки, 2017); Международная конференция "Фундаментальные и прикладные задачи механики" (Москва, 2017); Научно-техническая конференция молодых ученых и специалистов ПАО «РКК «Энергия» (Королев, 2017); Всероссийский семинар с международным участием по струйным, отрывным и нестационарным течениям (Санкт-Петербург, 2018).

Наиболее существенные положения и результаты диссертационного исследования опубликованы в 1 статье из списка Scopus и в 7 статьях в журналах перечня изданий, рекомендованных ВАК при Министерстве науки и высшего образования Российской Федерации, объёмом 2,65 п.л.

Структура и объем работы. Диссертационная работа состоит из введения, четырех глав, общих выводов и заключения, списка литературы, включающего 141 наименование. Текст диссертации изложен на 176 машинописных страницах, содержит 95 рисунков и 9 таблиц.

Первая глава носит обзорно-аналитический характер. В ней проведена классификация видов отделяемых элементов конструкции РН, описаны основные этапы их движения после сброса. Проведен анализ отечественных и зарубежных работ, посвященных изучению вопросов сброса, дальнейшего движения,

аэродинамики отделяемых элементов, поиску способов сокращения размеров районов падения. Во второй главе рассмотрены способы определения аэродинамических характеристик тонких оболочек: описан комплекс проведенных экспериментальных исследований и приведен алгоритм численного моделирования обтекания. Проведена оценка точности измеряемых и вычисляемых величин. В третье главе проведен анализ результатов численных и экспериментальных исследований. Выявлены особенности в аэродинамических характеристиках оболочек по сравнению с соответствующими сплошными и плоскими телами при до-, транс- и сверхзвуковых скоростях набегающего потока, рассмотрена трансформация структур обтекания тонких цилиндрических и конических оболочек. В четвертой главе рассмотрены результаты исследований эффективности применения пассивной аэродинамической стабилизации в целях уменьшения размеров районов падения отделяемых элементов конструкции РН на примере цилиндро-конической створки ГО. В общих выводах и заключении сформулированы основные результаты работы и даны рекомендации по применению пассивной аэродинамической стабилизации отделяемых от РН элементов, представляющих собой оболочки, в целях сокращения размеров районов их падения.

ГЛАВА 1. АНАЛИЗ ИССЛЕДОВАНИЙ ОСОБЕННОСТЕЙ ОБТЕКАНИЯ ОТДЕЛЯЕМЫХ ЭЛЕМЕНТОВ КОНСТРУКЦИЙ ТРАНСПОРТНЫХ

СИСТЕМ

1.1. Виды отделяемых элементов конструкции ракеты-носителя

С целью повышения энергетических характеристик средств выведения отдельные элементы конструкции РН сбрасываются на участке траектории выведения при достижении определённых скоростных напоров. К таким элементам конструкции относятся разгонные блоки, отработавшие ступени ракет, обтекатели разгонных блоков и створки головных обтекателей, переходные и хвостовые отсеки, крышки люков научной аппаратуры (Рисунок 1.1).

Рисунок 1.1 - Виды отделяемых элементов

Отработавшие ступени и разгонные блоки РН представляют собой сплошные тела, содержащие элементы цилиндрических и конических поверхностей. Отделяемые переходные отсеки, обтекатели, крышки люков представляют собой тонкие изогнутые оболочки, содержащие элементы цилиндрических, конических, сферических поверхностей, они могут быть круговыми или разрезными.

1.2. Исследование процесса отделения элементов ракет-носителей

Процесс отделения отработавших элементов конструкции является одним из самых важных и ответственных процессов при запуске РН. Известно, что большое количество аварийных ситуаций связано с несрабатыванием либо неправильным функционированием систем отделения. Надежное функционирование систем отделения включает в себя безотказность срабатывания всех элементов и обоснованный выбор параметров относительного движения разделившихся тел.

В работе [1] рассмотрены схемы отделения ступеней РН с поперечным и продольным делением, различные конструктивные варианты исполнения средств разделения и отделения, приведен алгоритм расчета отделения ступеней РН, ГО (без и с учетом упругих свойств оболочек), крышек люков научной аппаратуры.

Активный участок траектории вывода КА на околоземную орбиту характеризуется отделением элементов, обладающих значительными габаритами и массой. В процессе разделения на элементы конструкции действуют значительный скоростной напор и перегрузки. Алгоритмы расчета и экспериментальной отработки процесса отделения боковых блоков РН, которые отделяются в указанных условиях, рассматриваются в работах [1; 2].

После прохождения РН плотных слоев атмосферы происходит сброс ГО. Различные способы отделения ГО от геофизической ракеты рассматриваются в работе [3]. В настоящее время на большинстве российских РН космического назначения отделение ГО происходит следующим образом: после подачи команды на отделение разрываются связи сначала по продольному стыку створок ГО, затем по поперечному стыку между створками и РН. ГО разделяется на две створки, которые под действием сил от средств отделения разворачиваются относительно осей, расположенных на нижнем стыковочном шпангоуте. При достижении угла разворота -60°-70° происходит сброс обтекателя. Для исключения соударения точкам, расположенным вблизи узла вращения, сообщается дополнительная скорость, для этого в узлах вращения

перпендикулярно продольной оси устанавливаются пружинные толкатели. После отделения створки обтекателя приобретают угловую скорость вращения ~ 1 рад/с.

В патентах [4-6] приводятся альтернативные варианты устройств и способов сброса ГО РН. Рассматривается, например, перемещение нижних кромок створок перед отделением на заданное расстояние от корпуса РН для обеспечения безударного отделения [5]. В статье [7] рассмотрен вопрос воздействия от срабатывания пироустройств на РН «Титан» и «Дельта» при отделении ГО, проведено сравнение с экспериментальными данными.

Статья [8] посвящена исследованию вопроса отделения цилиндрических створок грузового транспортного космического аппарата (КА), результаты численного моделирования динамики упругих оболочек показали, что при выборе необходимого зазора для безопасного отделения необходимо учитывать перемещение краев верхнего шпангоута створки.

На активном участке траектории также отделяются как неразрезными, так и предварительно расчлененными различного вида переходные и хвостовые отсеки [2]. В патенте [9] рассмотрено устройство отделения переходного отсека, которое позволяет сбрасывать его неразрезным, это увеличивает массу полезного груза, повышает надежность и снижает стоимость выведения груза на орбиту. Примеры устройств отделения хвостовых отсеков рассмотрены в [10-12]. В работе [10] предлагается отделять хвостовой отсек, состоящий из двух створок, следующим образом: по достижении номинальной тяги двигателя ракетного блока последовательно подаются команды на раскрытие продольного и поперечного стыков, створки под действием тяги двигателя и сил инерции вращаются в узлах разворота. При расчетном угле раскрытия створкам сообщают импульс отделения в направлении продольной оси ракетного блока, они приобретают максимальную составляющую относительной поперечной скорости и освобождаются от связи с ракетным блоком. Такой способ отделения обеспечивает необходимую скорость створок хвостового отсека без использования дополнительных средств, что приводит к увеличению массы выводимого на орбиту полезного груза и снижению стоимости изготовления хвостового отсека.

При разработке систем разделения очень важным этапом является наземная экспериментальная отработка. Данный вопрос рассматривается в [2; 3; 13; 14]. В статье [14] рассмотрены результаты численного моделирования наземных испытаний отделения ГО методом конечных элементов. Исследование проведено в целях изучения воздействия атмосферы при наземных испытаниях. Получено, что максимальное отличие перемещения ГО при его отделении в процессе полета РН на высоте 100 км и при наземных испытаниях может достигать 13,3 %. Следовательно, воздействие атмосферы при наземных испытаниях существенно и данный факт необходимо учитывать при разработке и расчете систем отделения.

В целях повышения энергетики существующих РН возможна оптимизация траекторий выведения, что приводит к сбросу ГО при повышенных скоростных напорах, а следовательно, и к увеличению силового и теплового воздействий на полезный груз. Исследованию аэродинамического воздействия на КА при сбросе ГО в плотных слоях атмосферы посвящены работы [15-18]. В статье [15] рассмотрено обтекание ГО, открытого на малый угол, потоком с М(Х)=5. Задача решена в нестационарной постановке, получены аэродинамические коэффициенты сх выводимого КА и с ГО при угле раскрытия ГО 2°. Результаты показали, что между КА и створками обтекателя образуется сложная структура течения.

В работе [16] приведены результаты расчетных и экспериментальных исследований статического давления и его пульсаций на поверхности выводимого КА и солнечных батарей, выявлены области максимального нагрева при Мда=8, различных углах атаки а и поворота створок обтекателя ф для кораблей «Прогресс» и «Союз». Визуализация теневой картины обтекания модели в исследовании проводилась с помощью высокоскоростной киносъемки (Рисунок 1.2, а). Экспериментальные и расчетные результаты сравнивались с данными летных испытаний (Рисунок 1.2, в), получение которых подробно описано в статье [17]. При определении скоростного напора расхождение между показаниями датчиков, установленных на реальном изделии, и результатами моделирования составило 13%.

а=10°, 9=180°, ф,=30°

1

/

/ 1

г

Ч

— АБЭР Ехрепт РПаМ аа

□

• ta

У

> г

Л /

—ч п у ч

< ч/ • V/

V

0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0.6 0.7 0.8 0.9 1 X

в)

Рисунок 1.2 - Результаты исследований распределения давления по поверхности

КА при отделении створок ГО: а) экспериментальная фотография течения, б) численное моделирование, в) распределение коэффициента давления по нижней образующей КА, сравнение расчетных, экспериментальных и натурных данных

Ср

3

2

0

Выявлено, что при обтекании исследуемой конфигурации в пространстве между створками ГО и КА формируется сложное нестационарное течение с взаимодействующими скачками уплотнения, картина течения существенно трансформируется при изменении а и ф (Рисунок 1.2, а, б). В процессе раскрытия створок существенно повышается давление в носовой и кормовой частях КА (Рисунок 1.2, в), в средней части КА формируется интенсивное поперечное течение, направленное в сторону щели между створками. На определенных режимах раскрытия реализуются интенсивные пульсации давления в зазоре между КА и створками ГО.

В статье [18] рассмотрено распределение давления по КА после сброса ГО, проведено сравнение расчетных и экспериментальных результатов с данными летных испытаний.

1.3. Анализ подходов к расчету траекторий и определению районов

падения отделяемых элементов РН

После отделения от РН отделившийся элемент начинает совершать неуправляемый полет. Анализу неуправляемого движения верхней ступени РН «Союз» после отделения КА посвящена статья [19]. В работах [20; 21] проведено исследование пространственного неуправляемого движения отделившегося ускорителя цилиндрической формы с конической головной частью и двигателем в кормовой части.

В настоящий момент оценку размеров районов падения отделяемых элементов РН проводят, считая, что отделяемый элемент в автономном полете в атмосфере вращается вокруг своего центра масс с большой угловой скоростью, при этом его усредненная подъемная сила равна нулю. Для такого неуправляемого тела рассчитывают номинальную баллистическую траекторию полета, используя значения минимального и максимального сха, считают, что под действием случайных факторов реализуются малые отклонения от номинальной траектории и формируют эллипс рассеивания. Такой подход даёт достаточно надёжное прогнозирование размеров районов падения, но не исключает падение створок за границей регламентированного района [20-23]. В работе [24] отмечено, что реальные траектории отделяемых частей РН не совпадают с теоретическими баллистическими траекториями и наблюдаются отклонения точек падения отделяемых частей РН от расчетных величин. Для проведения более точных расчетов необходимо уточнить модель движения отделяемого элемента РН на участке спуска.

Для более точного расчета траекторий спуска и определения размеров районов падения отделяемых элементов необходимо знать АДХ таких элементов, которые используются для решения задачи движения их центра масс и движения вокруг центра масс; распределение аэродинамической и тепловой нагрузки по корпусу отделяемого элемента при движении на различных участках траектории; АДХ элементов отделяемых частей, образующихся при их разрушении,

необходимые для оценки районов падения обломков отделяемых частей РН [24]. Исключение фактора разрушения из расчётных математических моделей описания движения отделяемых элементов может привести к несоответствию расчётных районов падения реальным [23].

Как правило, в публикациях, посвященных проблеме расчета траекторий движения и определения размеров районов падения отделяемых элементов РН, основное внимание уделялось высокоскоростному участку траектории полета и особенностям входа в атмосферу отделяемой части, когда вращательное движение переходит в колебательное. Однако, в работе [20] отмечено, что отделяемый элемент РН может застабилизироваться в окрестности балансировочного угла атаки с ненулевой подъемной силой на сравнительно небольшом дозвуковом участке перед приземлением, что приведет к «взрывному» увеличению размера района падения. В статье [21] показано, что вид траектории элемента и характер его движения в автономном полете зависит от высоты отделения. При отделении элемента на малых высотах (И < 45 км) и существенных скоростных напорах

Л

(д > 3000 Н/м ) из-за начальной ненулевой скорости вращения и действия аэродинамических моментов всё его дальнейшее движение сопровождается быстрым вращением вокруг центра масс. В таком случае подход, используемый на практике, является приемлемым. Если отделяемый элемент РН сбрасывается в разреженных слоях атмосферы, то захват тела атмосферой сопровождается его стабилизацией в окрестности устойчивого балансировочного угла атаки. Таким образом, траектории и размеры районов падения отделяемых элементов необходимо определять с учетом АДХ этих элементов [21]. В процессе спуска в атмосфере скорость полета отделившейся ступени, например, уменьшается от гиперзвуковой (5-8 км/с) вплоть до дозвуковой (100-200 м/с) [24]. Анализ траектории полета блока «А» с учетом разрушения, проведенный в работе [23], показал, что на высотах от 60 до 15 км части ступени движутся со сверхзвуковыми скоростями, а от 15 км до поверхности земли с - дозвуковыми скоростями. Выявлено, что с дозвуковой скоростью элементы движутся в 2 -4 раза дольше и испытывают существенное влияние ветра. Следовательно,

аэродинамические характеристики отделяемых частей РН необходимо знать в широком диапазоне скоростей набегающего потока и углов, характеризующих ориентацию вектора скорости относительно оси тела [23].

Если отделяемый элемент обладает высокими несущими свойствами, как например, створки обтекателей, хвостовых отсеков, различные переходные отсеки или фрагменты отделяемых частей после разрушения, то величина разброса точек падения увеличивается и возрастает площадь района падения, что подтверждено статистикой пусков РН [21-24].

1.4. Исследования аэродинамических характеристик и структур обтекания

отделяемых элементов

Определение аэродинамических характеристик отделяемых элементов возможно несколькими способами: экспериментально, с применением аналитических и эмпирических зависимостей, например метода Ньютона, и при помощи численного моделирования [22; 24]. Наибольшую сложность как в расчётном, так и в экспериментальном плане представляет исследование аэродинамических характеристик тонких отделяемых элементов. Трудность определения аэродинамических характеристик таких конструкций экспериментальным путём связана со сложностью их закрепления в рабочей части аэродинамической трубы. Державки значительно изменяют форму исследуемой конфигурации и существенно влияют на аэродинамические характеристики. В этом случае результаты математического моделирования могут существенно дополнить экспериментальные данные [22].

Список литературы диссертационного исследования кандидат наук Назарова Динара Камилевна, 2019 год

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1. Расчет и проектирование систем разделения ступеней ракет / К.С. Колесников [и др.]. Красноярск: Изд-во Сибирского аэрокосмического университета им. М.Ф. Решетнева, 2011. 340 с.

2. Разработка и моделирование процессов отделения крупногабаритных ракетно-космических блоков / Кокушкин В.В. [и др.] // Космическая техника и технологии. 2013. № 1(1). С. 46-57.

3. Huiwen Hu, Jieming Wang, Wei-Jun Lu Simulation and Analysis of Fairing Jettison from Sounding Rocket // Journal of Aeronautics, Astronautics and Aviation, Series A. 2008. Vol. 40, No. 4, P. 237-244.

4. Устройство разделения и сброса головного обтекателя ракеты-носителя: патент на изобретение 2406662 РФ / М.В. Макарьянц, В.А. Васильев, М.А. Вайнблат, Т.В. Голева, М.М. Минаев; заявл. 14.09.09; опубл. 20.12.10. Бюлл. № 35.

5. Способ отделения головного обтекателя баллистической ракеты: патент на изобретение 2072097 РФ / Б.К. Бессчетнов, Р.З. Камалеев, И.А. Клепиков, А.Ф. Марусик, В.И. Могиленко, Н.А.Обухов; заявл. 22.09.94; опубл. 20.01.97. Бюлл. № 2.

6. Устройство разделения головного обтекателя ракеты-носителя: патент на изобретение 2231486 РФ / О.Н. Жданов, Б.Н. Хлопков; заявл. 23.08.02; опубл. 27.06.04. Бюлл. № 12.

7. Cheng S.C. Payload Fairing Separation Dynamics // Journal of Spacecraft and Rockets. 1999. Vol. 36, No.4. P. 511-515.

8. Панкова Н.В. Отделение защитных цилиндрических оболочек в ракетно-космических системах // Проблемы машиностроения и авиации. 2010. № 2. С. 82-87.

9. Устройство для отделения переходного отсека от космического объекта: патент на изобретение 2200117 РФ / А.П. Ковригин, В.В. Кокушкин; заявл. 16.07.01; опубл. 10.03.2003. Бюлл. № 7.

10. Устройство и способ отделения хвостового отсека от ракетного блока: патент на изобретение 2208562 РФ / А.П. Ковригин, В.В. Кокушкин, С.В. Борзых, Ю.Н. Щиблев, Н.С. Ососов; заявл. 16.07.01; опубл. 20.07.03. Бюлл. № 20.

11. Устройство отделения хвостового отсека ракетного блока: патент на изобретение 2497732 РФ / А.В. Божко, С.Р. Бурназян, Г.Е. Круглов, В.С. Солунин, В.В. Юдинцев; заявл: 06.06.12, опубл. 10.11.13. Бюлл. № 31.

12. Отделяемый хвостовой отсек ступени ракеты-носителя: патент на изобретение 2345931 РФ / В.М. Шемендюк, Г.Е. Круглов; заявл. 07.05.07; опубл. 10.02.09. Бюлл. № 4.

13. Separation Jettison Test of Japanese H-ll Rocket Satellite Fairing / Yasunaga Y. [et. al.] // 28th Aerospace Sciences Meeting.: Proc. of International Conf. Reno, Nevada. 1990. AIAA 90-0720. Р. 1-8.

14. Separation dynamics of large-scale fairing section: a fluid-structure interaction study / Yanjie Liu [et. al.] // Journal of Aerospace Engineering. 2013. № 227. P. 1767-1779. DOI: 10.1177/0954410012462317.

15. Xuechang Zhu, Xiaojing Yu, Hong Yan Aerodynamic Characteristics of Fairing Separation at Initial Opening Angle // 2012 International Conference on Mechanical Engineering and Material Science.: Proc. of International Conf. Paris, France. 2012. P. 259-262.

16. Aerodynamic effect on spacecrafts during head firing jettison in dence atmosphere layers / A.V. Beloshitsky [et. al.] // 4th European Symposium Aerothermodynamics for Space Applications.: Proc. of International Conf. Capua, Italy. 2001. P. 299-306.

17. The flight measurements of aerodynamics influencies to «Progress-M» spacecraft at the jettisoning of «Soyuz» launcher head fairings / A.V. Beloshitsky [et. al.] // 4th European Symposium Aerothermodynamics for Space Applications.: Proc. of International Conf. Capua, Italy. 2001. P. 315-322.

18. Numerical modeling and experimental data analysis of the flow near spacecraft "Progress-M" nose after the head fairings jettisoning / A.N. Krylov [et. al.] // 4th

European Symposium Aerothermodynamics for Space Applications.: Proc. of International Conf. Capua, Italy. 2001. P. 307-314.

19. Белоконов И. В., Сторож А. Д., Тимбай И. А. Анализ неуправляемого движения верхней ступени ракеты-носителя «Союз» после отделения полезной нагрузки // Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета. 2012. № 4 (35). С. 44-51.

20. Голиков А.А., Леутин А.П., Филатьев А.С. Качественно новые явления при рассеивании неуправляемых тел в атмосфере // XXV научно-техническая конференция по аэродинамике.: Тез. докл. Всерос. конф. п. Володарского. 2014. С. 104-105.

21. Особенности неуправляемого движения в атмосфере отделяемых частей космических ракет-носителей / А.А. Голиков [и др.] // Доклады академии наук. 2010. Т. 435, № 4. С. 470-474.

22. Особенности аэродинамики тонкостенных конструкций / Назарова Д.К. [и др.] // Космическая техника и технологии. 2016. № 3(14). C. 15-25.

23. Методика определения аэродинамических характеристик элементов отделяемых частей ракет-носителей / С.Ю. Пирогов [и др.] // Известия ТулГУ. Технические науки. 2018. Вып. 7. С. 368-375.

24. Грибакин В.А., Перфильев А.С., Пирогов С.Ю. Методика оценки аэродинамических характеристик отделяемых частей ракет-носителей // труды военно-космической академии им. А.Ф. Можайского. 2018. С. 172-179.

25. Проблемные вопросы использования трасс запусков космических аппаратов и районов падения отделяющихся частей ракет космического назначения / В.В. Авдошкин [и др.]. СПб.: Изд-во Военно-космической академии имени А.Ф. Можайского, 2016. 372 с.

26. Irish Angelin S., Senthilkumar S. Aerodynamic shaping of payload fairing for a launch vehicle // International Journal of Engineering and Science Research. 2014. Vol. 4, Issue 5. P. 295-299.

27. Enda Dimitri Vieira Bigarella, Joao Luiz F. Azevedo, Leonardo Costa Scalabrin Centered and Upwind Multigrid Turbulent Flow Simulations of Launch Vehicle

Configurations // Journal of Spacecraft and Rockets. 2007. Vol. 44, No. 1. Р. 5265. DOI: 10.2514/1.23843.

28. Харитонова А. Н., Шахов В. Г. Особенности решения пространственных задач обтекания ракет-носителей с надкалиберными головными обтекателями с использованием программного комплекса ANSYS FLUENT // Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета. 2012. № 4(35). С. 116-123.

29. Лагно О.Г. Метод "крупных частиц" для исследования аэрогазодинамических характеристик головных обтекателей ракет: автореф. дис. ... канд. техн. наук. Самара. 2003. 20 с.

30. Борисов В.Е., Кудряшов И.Ю., Луцкий А.Е. Численное исследование трансзвукового обтекания модели надкалиберной головной части ракеты-носителя с учетом акустических возмущений в потоке. Москва. 2018. 16 с. (Препринт ИПМ им. М.В. Келдыша., № 264) D0I:10.20948/prepr-2018-264. URL:http://keldysh.ru/papers/2018/prep2018_264.pdf (дата обращения 29.12.2018).

31. Кудряшов И.Ю. и др. Численные исследования особенностей трансзвуковой перестройки течения на надкалиберной модели // Математическое моделирование. 2015. Т. 27, № 10. С. 65-80.

32. Юрченко И.И. Экспериментально-аналитическая методика определения тепловых потоков на поверхности космических головных частей в полете: дис. ... канд. техн. наук. Москва, 2005. 140 с.

33. Каракотин И.Н., Юрченко И.И. Экспериментально-аналитическая методика определения тепловых потоков на головных обтекателях // Восьмая Международная школа-семинар «Модели и методы аэродинамики».: Материалы международн. конф. Евпатория. 2008. С. 77-78.

34. Юрченко И.И. Исследование параметров течения и теплообмена на затупленных конусах Естественные и технические науки. 2012. № 2(58). С. 259-264.

35. Юрченко И.И., Каракотин И.Н., Кудинов А.С. Влияние свойств теплозащитных покрытий на тепловые потоки к поверхностям сверхзвуковых ЛА и методы оптимизации теплозащиты // Электронный журнал «Труды МАИ». 2011. № 43. 15 с. URL: https://mai.ru/publications/index.php?ID=24786 (дата обращения 11.11.2018).

36. Reisenthel P.H., Childa R.E., Higgins J.E.. Surrogate-Based Design Optimization of a Large Asymmetric Launch Vehicle Payload Fairing // 45th AIAA Aerospace Science Meeting and Exhibit.: Proc. of International Conf. Reno, Nevada. 2007. AIAA 2007-361.

37. Design and Testing of a Large Composite Asymmetric Payload Fairing / T. Ochinero [et. al.] // 50th AIAA/ASME/ASCE/AHS/ASC Structures, Structural Dynamics, and Materials Conference.: Proc. of International Conf. Palm Springs, California. 2009. AIAA 2009-2696. 19 р. D0I:10.2514/6.2009-2696.

38. Головной аэродинамический обтекатель для космических аппаратов с выступающими за мидель ракеты-носителя частями: патент на изобретение 2245510 РФ / А.Ю. Алле, В.Н. Блинов, Ю.В. Булыгин, В.И. Горлов, Н.Н. Иванов, Г.М. Касаткин, В.В. Маркелов; заявл. 03.06.03; опубл. 27.01.05. Бюлл. № 3.

39. Wiesendanger A. RUAG Reusable Payload Fairing // 32nd National Space Symposium.: Materials of International conf. Colorado Springs, US. 2016. 19 р. URL: http://www.spacesymposium.org/papers-from-tech-track-2016 (дата обращения 11.11.2018).

40. Петров К.П. Аэродинамика тел простейших форм. М.: Факториал, 1998. 432 с.

41. Петров К.П. Аэродинамика ракет. М.: Машиностроение, 1977. 136с.

42. Калугин В.Т., Луценко А.Ю., Назарова Д.К. Аэродинамические характеристики тонких цилиндрических и конических оболочек в несжимаемом потоке // Известия высших учебных заведений. Авиационная техника. 2018. № 3. С. 81-87.

43. Kalugin V.T., Lutsenko A.Yu., Nazarova D.K. Aerodynamic Characteristics of Thin Cylindrical and Conical Shells in the Incompressible Flow // Russian Aeronautics. 2018. Vol. 61, No. 3. P. 404-411. DOI: 10.3103/S1068799818030133.

44. Савкина Н.В., Биматов В.И., Христенко Ю.Ф. Расчет обтекания и аэродинамических характеристик острого конуса на основе решения прямой задачи нелинейной аэробаллистики // Вестник Томского государственного университета. Математика и механика. 2014. №1(27). С. 110-116.

45. Коваленко В.В., Кравцов А.Н., Мельничук Т.Ю. Сопротивление конических носовых частей при сверхзвуковом обтекании // Ученые записки ЦАГИ. 2011. Т. XLII. № 1. С. 31-36.

46. Острый круговой конус в сверхзвуковом потоке вязкого совершенного газа /

B.А. Башкин [и др.] // Ученые записки ЦАГИ. 2003. Т. XXXIV, № 3-4.

C. 3-16.

47. Леутин П. Г. Распределение давления на острых конусах при углах атаки а=0-10° в сверхзвуковом потоке // Ученые записки ЦАГИ. 2011. Т. VII, № 2. С. 163-166.

48. Аэродинамические характеристики острых и притупленных конусов при дозвуковых и сверхзвуковых скоростях / Артонкин В.Г. [и др.] // Труды ЦАГИ. 1982. Вып. 1413. 92 с.

49. Toukir Islam, S.M. Rakibul Hassan Experimental and Numerical Investigation of Flow over a Cylinder at Reynolds Number 105 // Journal of Modern Science and Technology. 2013. Vol. 1, No. 1. P. 52-60.

50. Lysenko D.A., Ertesvag I.S., Rian K.E. Modeling of turbulent separated flows using OpenFoam // Computers and Fluids. 2013. No. 80. P. 408-422. DOI: 10.1016/j.compfluid.2012.01.015.

51. Аэродинамические характеристики диска под углом атаки в сверхзвуковом потоке / С.Д. Животов [и др.] // Ученые записки ЦАГИ. 2000. Т. XXXI, № 1-2. С. 111-118.

52. Бельчихина А.А., Долженко Н.Н., Дубов Ю.Б. Аэродинамические характеристики плоских пластин различных форм в плане на углах атаки от нуля до 85°// Труды ЦАГИ. 1987. Вып. 233. С. 3-8.

53. Ву Т.Ч., Вышинский В.В. Исследование влияния теплообмена на подъёмную силу модели прямоугольного крыла при дозвуковых скоростях // Труды Московского физико-технического института. 2013. Т. 5, № 2 (18). С. 088-093.

54. Ortiz H., Rival D., Wood D. Forces and Moments on Flat Plates of Small Aspect Ratio with Application to PV Wind Loads and Small Wind Turbine Blades // Energies. 2015. No. 8. P. 2438-2453. DOI: 10.3390/en8042438.

55. Stallings R. L., Lamb Jr., Lamb M. Wing-Alone Aerodynamic Characteristics for High Angles of Attack at Supersonic Speeds. NASA Technical Paper. Hampton, NASA Langley Research Center. 1981. No. 1889. 188 p.

56. Lee T. Impact of Gurney Flaplike Strips on the Aerodynamic and Vortex Flow Characteristic of a Reverse Delta Wing // Journal of Fluids Engineering. 2016. Vol. 138. DOI 10.1115/1.4032301.

57. Cosyn P., Vierendeels J. Numerical Investigation of Low-Aspect-Ratio Wings at Low Reynolds Numbers // Journal of Aircraft. 2006. Vol. 43, No. 3. DOI: 10.2514/1.16991.

58. Breuer M., Jovicic N., Mazaev K. Comparison of DES, RANS and LES for the separated flow around a flat plate at high incidence // International Journal for Numerical Methods in Fluids. 2003. No. 41. P. 357-388. DOI: 10.1002/fld.445.

59. Breuer M., Jovic^ N. Separated flow around a flat plate at high incidence: an LES investigation // Journal of Turbulence. 2001. № 18. DOI: 10.1088/1468-5248/2/1/018.

60. Визуализация неустойчивых структур обтекания прямоугольных крыльев при малых скоростях потока / Безменова Т.Н. [и др.] // Ученые записки ЦАГИ. 1987. Т. XVIII, № 3. C. 9-19.

61. Нейланд В.А., Столяров Г.И., Табачников В.Г. Влияние относительной толщины прямоугольного крыла малого удлинения и числа Рейнольдса на

режимы перестройки структуры обтекания // Ученые записки ЦАГИ. 1985. Т. XVI, № 3. C. 1-10.

62. Никитин Н.Д. Разработка метода расчета и исследования аэродинамических характеристик створок головных обтекателей ракет-носителей : дис. .. .канд. физ.-мат. наук. Москва. 1998. 161 с.

63. Поливцева А.А. Нестационарные аэродинамические характеристики падающих ступеней ракет-носителей совершающих плоские угловые движения // Гагаринские чтения.: Тез. докл. международн. конф. Москва. 2017. С. 19.

64. Касимов Н.С. Экологическая безопасность ракетно-космической деятельности. М.: ООО "Издательство "Спутник+", 2015. 280 с.

65. Сергеева А.В. Анализ влияния ракетно-космической деятельности на окружающую среду // Сервис в России и за рубежом. 2007. № 4(4). URL: http://service-rusj ournal. ru/index.php?do=cat&category=2007_4 (дата обращения: 13.11.2018).

66. Приходько Н.Н., Алексеева Е.В. Об экологических аспектах деятельности отечественных и зарубежных космодромов. Опыт работы в Амурской области // Проблемный анализ и государственно-управленческое проектирование. 2010. № 1. С. 69-72.

67. Экологические результаты запуска ракет с жидкостными и твердотопливными ракетными двигателями / А. Ю. Васянина [и др.] // Актуальные проблемы авиации и космонавтики.: Тез. докл. Всерос. конф. Красноярск. 2014. С. 44-45.

68. Реальные и мнимые последствия ракетно-космической деятельности для здоровья населения / Мешков Н.А. [и др.] // Гигиена и санитария. 2015. № 7. С. 117-122.

69. Попов И.Н. Влияние ракетно-космической деятельности на окружающую среду европейского севера России (на примере Архангельской области): автореферат дисс. .канд. геол.-минерал. наук. Москва. 2009. 24 с.

70. Казаков Р.Р., Мингалиев Э.Р. Анализ влияния космического мусора на безопасность космических полетов // Оборонный комплекс - научно-техническому прогрессу России. 2015. №2(127) С. 77-87.

71. Анализ факторов, влияющих на движение, разрушение и разбросы точек падения отделяемых частей ракет-носителей, разработка способов уменьшения районов падения / В.В. Еремин [и др.] // XXI научно-техническая конференция по аэродинамике.: Тез. докл. Всерос. конф. п. Володарского. 2010. С. 78-79.

72. Аверкиев Н.Ф., Булекбаев Д.А., Кубасов И.Ю. Построение огибающих эллипсов рассеивания точек падения отделяющихся частей ракет-носителей // Труды Военно-космической академии им. А.Ф. Можайского. 2012. № 634. С. 5-9.

73. Аверкиев Н.Ф., Булекбаев Д.А Прогнозирование районов падения отделяемых частей ракет-носителей с учетом информации измерительных средств // Изв. ВУЗов. Приборостроение. 2013. Т. 56, № 12. С. 3-6.

74. Аверкиев Н.Ф., Булекбаев Д.А Метод поиска оптимальной программы движения ракет-носителей для минимизации площади рассеивания отделяемых частей. Изв. ВУЗов. Приборостроение. 2013. Т. 56, № 7. С. 10-12.

75. Аверкиев Н.Ф., Булекбаев Д.А, Клюшников В.Ю. Метод минимизации площади рассеивания отделяемых частей ракеты космического назначения // Двойные технологии. 2013. № 3(64). С. 44-46.

76. Route Optimization of the Aircraft Flight / Averkiev N.F. [et. al.] // Russian Aeronautics (Iz.VUZ). 2016. Vol. 59, No. 4. P. 474-479.

77. Проблемные вопросы расчета районов падения отделяющихся частей ракет-носителей / С.А. Елисейкин [и др.] // Труды Военно-космической академии им. А.Ф. Можайского. 2016. № 655. С. 107-113.

78. Гуляев А.Ю., Елисейкин С.А., Кубасов И.Ю. Исследование влияния географических условий и сезонного фактора на рассеивание точек падения боковых блоков ракет-носителей типа «Союз» // Труды Военно-космической академии им. А.Ф. Можайского. 2016. № 655. С. 196-198.

79. Елисейкин С.А., Кубасов И.Ю., Подрезов В.А. Анализ функций влияния вариаций параметров атмосферы на отклонения точек падения отделяющихся частей ракет-носителей // Труды Военно-космической академии им. А.Ф. Можайского. 2016. № 655. С. 175-178.

80. Оценка точности применения модели стандартной атмосферы при расчете рассеивания точек падения отделяющихся частей ракет различного назначения / С.А. Елисейкин [и др.] // Труды Военно-космической академии им. А.Ф. Можайского. 2016. № 655. С. 179-182.

81. Методика определения характеристик районов падения отделяющихся частей ракет-носителей с учетом разрушения отделяющихся частей и оперативных данных о состоянии атмосферы / Булекбаев Д.А. [и др.] // Труды Военно-космической академии им. А.Ф. Можайского. 2012. № 635. С. 14-17.

82. Оценка рассеивания точек падения головного обтекателя ракеты-носителя «Союз-У» («Прогресс») на пусках 2003-2016 годов / Елисейкин С.А. [и др.] // Труды Военно-космической академии им. А.Ф. Можайского. 2016. № 655. С. 183-187.

83. Способ минимизации зон отчуждения для отделяемых частей многоступенчатой ракеты-носителя: патент на изобретение 2464526 РФ / А.В. Владимиров, Н.Г. Ганзен, А. В. Рослов, В.В. Бородкин; заявл. 30.03.11; опубл. 20.10.12. Бюлл. № 29.

84. Титов Б.А., Рычков С.А. Уменьшение размеров районов падения отработавших блоков ракеты-носителя типа «Союз» при преднамеренном членении их конструкции // Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета. 2007. №1. С. 90-97.

85. Еленев Д.В. Аэродинамическая стабилизация с помощью тросовой системы движения космических аппаратов при спуске в атмосфере: дисс. канд. техн. наук. Самара, 2007. 117 с.

86. Способ спуска в атмосфере отделяемого от гиперзвукового летательного аппарата элемента, обладающего аэродинамическим качеством, и устройство для осуществления способа: патент на изобретение 2086903 РФ / В.И.

Бодриков, В.А. Болотин, С.В. Борзых, Л.С. Григорьев, А.А. Дядькин, В.В. Кокушкин, Н.Д. Никитин, В.И. Петров, А.Г. Решетин, И.Ф. Рубайло, Б.П. Сотсков, В.М. Филин, Ю.Н. Щиблев; заявл. 29.06.95; опубл. 10.08.97. Бюлл. № 22.

87. Исследование аэродинамических аспектов проблемы сокращения районов падения створок обтекателей ракет-носителей. / Дядькин А. А. [и др.] // Космонавтика и ракетостроение. 2002. № 28. С. 17-25.

88. Отделяемый от гиперзвукового летательного аппарата элемент, обладающий аэродинамическим качеством: патент на изобретение 2223896 РФ / Н.Д. Никитин, В.А. Болотин; заявл. 12.08.02; опубл. 20.02.04. Бюлл. № 5.

89. Ракета-носитель: патент на изобретение 211903 РФ / А.К. Недайвода, А.П. Пеструхин, В.Н. Каменщиков; заявл. 10.07.96; опубл. 27.05.98; Бюлл. № 15.

90. Советкин Ю. А., Щербина Д. В. Оценка технико-экономической эффективности разработки ракет-носителей с многоразовыми блоками первых ступеней // Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета. 2010. № 1 (21). С. 91-96.

91. Способ спуска отделяющейся части ракеты-носителя: патент на изобретение 2643073 РФ / В.И. Трушляков, Д.В. Ситников; заявл. 02.03.16; опубл. 30.01.2018. Бюлл. № 4.

92. Трушляков В.И., Куденцов В.Ю. Выведение ракет космического назначения с реализацией управляемого спуска отделяющихся частей в заданные районы падения // Омский научный вестник. 2011. № 1 (97). С. 92-95.

93. Способ спуска отделяющейся части ступени ракеты космического назначения и устройство для его осуществления: патент на изобретение 2621771 РФ / В.И. Трушляков, Д.В. Ситников, В.Ю. Куденцов; заявл. 15.09.2015; опубл. 07.06.2017. Бюл. № 16.

94. Вожова И.Р., Трушляков В.И., Шатров Я.Т. Обеспечение экологической безопасности и повышение тактико-технических характеристик перспективных ракет-носителей с бортовыми системами спуска

отработавших ступеней // Космонавтика и ракетостроение. 2017. № 4(97). С 54-64.

95. Технологии снижения техногенного воздействия пусков ракет космического назначения на окружающую среду / Я. Т. Шатров [и др.] // Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета. 2016. Т. 15, № 1. С. 139-150.

96. Многоразовый ускоритель ракеты-носителя: патент на изобретение 2321526 РФ / В.Е. Соколов, Л.П. Воинов; заявл. 04.08.06; опубл. 10.04.08. Бюлл. № 10.

97. Многоразовый ускоритель первой ступени ракеты-носителя на базе унифицированного ракетного блока: патент на изобретение 2492123 РФ / А.И. Кузин, П.А. Лехов, А.И. Семенов, Л.В. Корнакова, В.В. Мамин, А.А. Альдяков; заявл. 16.05.12; опубл. 10.09.13. Бюлл. № 25.

98. Расчетное исследование аэрогазодинамики крылатого возвращаемого блока 1 ступени перспективной ракеты-носителя на этапе сверхзвукового планирования / С.М. Задонский [и др.] // XXV научно-техническая конференция по аэродинамике: Тез. докл. Всерос. конф. п. Володарского. 2014. С. 137-138.

99. Поляков П.П. Управление отделяемыми частями ракет-носителей с целью сокращения районов падения // Лесной вестник. 2015. № 3. С. 90-94.

100. Способ применения парашютной системы для спасения отработанных ступеней ракет-носителей или их частей и спускаемых космических аппаратов: патент на изобретение 2495802 РФ / Ю.Н. Гвоздев, П.И. Иванов, Ю.Г. Мехоношин, В.Н. Чижухин, В.А. Юшков; заявл. 17.03.11; опубл. 20.10.13. Бюл. № 29.

101. Парашют для спасения отработанных ступеней ракет и других частей систем выведения грузов на орбиту: Патент на полезную модель 113240 РФ / Ю.Н. Гвоздев, П.И. Иванов, Ю.Г. Мехоношин, В.Н. Чижухин, В.А. Юшков; заявл. 17.03.11; опубл. 10.02.12. Бюлл. № 4.

102. Мухаметов, И.Ф., Салопахин С.К. Разработка системы спуска створок головного обтекателя для РКН семейства «Ангара» // Проблемы разработки,

изготовления и эксплуатации ракетно-космической техники и подготовки инженерных кадров для авиакосмической отрасли.: Тез. докл Всерос. конф. Омск. 2015. С. 270-276.

103. SpaceX впервые смогла посадить головной обтекатель // Интерфакс. 2017. URL: https://www.interfax.ru/world/556250 (дата обращения 11.11.2018).

104. Котляр П. Парашют подвел: Илон Маск не поймал обтекатель // Газета. ru. 2018. URL: https://www.gazeta.ru/science/2018/03/30_a_ 11701274.shtml?updated (дата обращения 11.11.2018).

105. Давыдович Д.Ю. Анализ существующих подходов к снижению площадей районов падения створок головного обтекателя // Проблемы разработки, изготовления и эксплуатации ракетно-космической техники и подготовки инженерных кадров для авиакосмической отрасли.: Тез. докл. Всерос. конф. Омск. 2016. С. 29-36.

106. Иордан Ю.В., Степень П.В. Анализ методов снижения площадей районов падения головного обтекателя ракеты // Проблемы разработки, изготовления и эксплуатации ракетно-космической техники и подготовки инженерных кадров для авиакосмической отрасли.: Тез. докл. Всерос. конф. Омск. 2015. С. 142-146.

107. Иордан Ю.В., Давыдович Д.Ю. Исследование конструкции головного обтекателя с целью его разрушения на атмосферном участке траектории спуска // Наука будущего - наука молодых.: Тез. докл. Всерос. конф. Нижний Новгород. 2017. С. 70-72.

108. Utilization of thermite energy for re-entry disruption of detachable rocket elements made of composite polymeric / K. Monogarov [et. al.] //Acta Astronautica .2017. Vol. 150. P. 49-55. DOI: 10.1016/j.actaastro.2017.11.028.

109. Trushlyakov V., Davydovich D. The use of pyrotechnic composition for dispersing fairings during atmospheric re-entry // Procedia Engineering. 2017. No. 174. С. 4-10.

110. Способ минимизации зон отчуждения отделяемых частей ракет-носителей: патент на изобретение 2626797 РФ / В.И. Трушляков, Я.Т. Шатров, Д.Б. Лемперт; заявл. 01.09.15; опубл. 01.08.17. Бюлл. № 22.

111. Афанасьев А.А. Определение погрешностей измерений аэродинамических коэффициентов при исследованиях обтекания тел с вдувом кольцевой струи навстречу потоку // Труды МВТУ. 1987. № 492. С. 11-19.

112. Computation modelling of the combustion problems with the use of "Aeroshape-3D" numerical technique / V.N. Gavriliouk [et. al.] // Proc. 19th Int. Symp. on Space Technologies and Science. Yokohama, Japan. 1994.

113. Пантакар С. Численные методы решения задач теплообмена и динамики жидкости. М.: Энергоатомиздат, 1984. 152 с.

114. Ferziger J.H., Peric M. Computational methods for fluid dynamics. 3rd, rev: ed. Berlin et al.: Springer, 2002. 423 p.

115. Hirsch C. Numerical computation of internal and external flows: The fundamentals of computational fluid dynamics. Second Edition. Oxford: Elsevier, 2007. 680 p.

116. Jasak H. Error analysis and estimation in the Finite Volume method with application to fluid flows: Ph. D. Thesis. London. 1996. 394 p.

117. Калугин В.Т., Мордвинцев Г.Г., Попов В.М. Моделирование процессов обтекания и управления аэродинамическими характеристиками летательных аппаратов. М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2011. 527 с.

118. Toro E.F. Riemann solvers and numerical methods for fluid dynamics: A practical introduction. Third edition. Berlin: Springer, 2009. 724 p.

119. Железнякова А.Л. Анализ современных численных схем решения задачи о распаде произвольного разрыва в рамках метода расщепления по физическим процессам для расчета гиперзвуковых течений // Физико-химическая кинетика в газовой динамике. 2014. Т. 15, № 5. URL: http://chemphys.edu.ru/media/published/12-01 -002-Железнякова.pdf (дата обращения 22.01.2016).

120. Современные подходы к моделированию турбулентности: учебное пособие / Гарбарук А.В. [и др.]. СПб: Изд-во Политехн. ун - та, 2016. 234 с.

121. Численное исследование обтекания модели космического аппарата / Борисов В.Е. [и др.]. Москва. 2017. 19 с. (Препринт ИПМ им. М.В. Келдыша., № 130). DOI: 10.20948/prepr-2017-130. URL: http://keldysh.ru/papers/2017/prep2017_130.pdf (дата обращения 29.12.2018).

122. Назарова Д.К. Анализ применения различных численных схем в пакете OpenFOAM для расчета аэродинамических характеристик затупленного конуса // XLII Академические чтения по космонавтике.: Тез. докл. Всерос. конф. Москва. 2018. С. 259.

123. Луценко А.Ю., Назарова Д.К. Экспериментальное исследование аэродинамических характеристик тонких конических и цилиндрических оболочек в дозвуковом потоке // Инженерный журнал: наука и инновации. 2018. № 3 (75). URL: http://engjournal.ru/articles/1736/1736.pdf (дата обращения: 20.12.2018).

124. Луценко А.Ю., Крашенинников П.А., Назарова Д.К. Аэродинамические характеристики тонких цилиндрических оболочек // XLI Академические чтения по космонавтике.: Тез. докл. Всерос. конф. Москва. 2017. С. 300.

125. Луценко А.Ю., Назарова Д.К. Моделирование сверхзвукового обтекания отделяемых от ракет-носителей элементов // XLII Академические чтения по космонавтике.: Тез. докл. Всерос. конф. Москва. 2018. С. 258.

126. Назарова Д.К. Численное и физическое моделирование сверхзвукового обтекания тонких оболочек // XXI Научно-техническая конференция молодых ученых и специалистов.: Тез. докл. Всерос. конф. Королев. 2017. С. 279-280.

127. Луценко А.Ю., Назарова Д.К., Фомин М.А. Аэродинамические характеристики тонких конических оболочек при сверхзвуковых скоростях набегающего потока // Инженерный журнал: наука и инновации. 2017. № 4 (64). URL: http://engjournal.ru/articles/1610/1610.pdf (дата обращения 01.04.2017).

128. Луценко А.Ю., Фомин М.А., Назарова Д.К. Аэродинамические характеристики тонких конических оболочек // XLI Академические чтения по космонавтике.: Тез. докл. Всерос. конф. Москва. 2017. С. 299.

129. Назарова Д.К. Влияние поддерживающих устройств на аэродинамические характеристики тонкостенных конструкций при испытаниях в аэродинамических трубах // XLI Академические чтения по космонавтике.: Тез. докл. Всерос. конф. Москва. 2017. С. 300-301.

130. Исследования особенностей аэродинамики тонкостенных оболочек при сверхзвуковых скоростях с использованием компьютерного моделирования / Назарова Д.К. [и др.] // XXII Туполевские чтения (школа молодых ученых).: Тез. докл. междунар. конф. Казань. 2015.С. 68-71.

131. Луценко А.Ю., Назарова Д.К. Численное моделирование обтекания тонкостенных конструкций створок головного обтекателя ракеты-носителя // Авиация и космонавтика - 2015.: Тез. докл. междунар. конф. Москва. 2015. С. 69-70.

132. Назарова Д.К. Численное моделирование обтекания и расчет аэродинамических характеристик отделяемых от ракеты-носителя тонкостенных элементов конструкции // Орбита молодежи и перспективы развития российской космонавтики.: Тез. докл. Всерос. конф. Самара. 2016. С. 196-197.

133. Луценко А.Ю., Назарова Д.К. Анализ результатов численного моделирования обтекания тонкой оболочки при сверхзвуковых скоростях набегающего потока // XL Академические чтения по космонавтике.: Тез. докл. Всерос. конф. Москва. 2016. С. 263-264.

134. Дядькин Н.А., Луценко А.Ю., Назарова Д.К. Математическое моделирование обтекания тонкостенных конструкций в до- и трансзвуковом диапазоне скоростей // Научный вестник Московского государственного технического университета гражданской авиации. 2016. № 223 (1). С. 45-50.

135. Калугин В.Т., Луценко А.Ю., Назарова Д.К. Расчет аэродинамических характеристик створок головных обтекателей транспортных систем //

Научный вестник Московского государственного технического университета гражданской авиации. 2018. Т. 21. № 1. С. 22-29.

136. Луценко А.Ю., Назарова Д.К., Слободянюк Д.М. Расчет аэродинамических характеристик и параметров обтекания створки головного обтекателя ракеты-носителя в пакете ANSYS CFX // Инженерный журнал: наука и инновации. 2018. № 5 (77). URL: http://engjournal.ru/articles/1766/1766.pdf (дата обращения: 20.12.2018).

137. Гребенева Ю.В., Луценко А.Ю., Назарова Д.К. Аэродинамические характеристики створки отделяющегося головного обтекателя в дозвуковом несжимаемом потоке // XLIII Академические чтения по космонавтике.: Тез. докл. Всерос. конф. Москва. 2019. С. 414-415.

138. Назарова Д.К., Шмуляев А.О. Компьютерное моделирование обтекания тонкостенных конструкций //Будущее машиностроения России.: Тез. докл. Всерос. конф. Москва. 2016.С. 609-612.

139. Назарова Д.К., Шмуляев А.О. Определение аэродинамических характеристик тонкостенных конструкций с использованием компьютерного моделирования // XLI Академические чтения по космонавтике.: Тез. докл. Всерос. конф. Москва. 2017. С. 301.

140. Луценко А.Ю., Назарова Д.К., Слободянюк Д.М. Исследование аэродинамических характеристик створки обтекателя ракеты-носителя с применением конических средств пассивной стабилизации // XLIII Академические чтения по космонавтике.: Тез. докл. Всерос. конф. Москва. 2019. С. 395-396.

141. Калугин В.Т., Луценко А.Ю., Назарова Д.К. Особенности в аэродинамике тонкостенных оболочек и элементов конструкций летательных аппаратов при до- и сверхзвуковых скоростях обтекания // XXV Всероссийский семинар с международным участием по струйным, отрывным и нестационарным течениям.: Тез. докл. Всерос. конф. Санкт-Петербург. 2018. С. 119