Построение модели возмущений и анализ точности вертикального маневра самолета-носителя при десантировании ракеты-носителя тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 05.07.09, кандидат технических наук Борисов, Андрей Владимирович

• Борисов, Андрей Владимирович
• кандидат технических наук
• 2006

Оглавление диссертации кандидат технических наук Борисов, Андрей Владимирович

Введение. 1 Постановка задачи и анализ нормативных ветровых возмущений

1.1 Постановка задачи диссертационного исследования.

1.2 Нормативные порывы ветра для расчета самолета на прочность и анализа устойчивости и управляемости при полете на больших углах атаки.

1.3 Модель турбулентности атмосферы (ОСТ 1 02514-84).

1.4 Статистические характеристики поля ветров для расчета траекторий ракет-носителей.

2 Оценка воздействия порывов ветра на угол атаки и нормальную перегрузку самолета-носителя.

2.1 Оценка воздействия вертикального восходящего порыва.

2.2 Оценка воздействия горизонтального порыва.

2.3 «Критическое» направление порыва.

2.4 Приближенный учет действия порыва. 2.5 Порыв с градиентным участком нарастания интенсивности

2.6 Маневр самолета-носителя в возмущенной атмосфере.

3 Расчет параметров траектории самолета-носителя в точке страгивания при действии порывов на участке вертикального маневра.

3.1 Параметры номинальной траектории и модели порывов.

1 3.2 Непрерывный по времени вертикальный восходящий порыв . 66 *

3.3 Непрерывный по времени вертикальный нисходящий порыв

Ф 3.4 Импульсный вертикальный восходящий порыв.

3.5 Импульсный вертикальный нисходящий порыв.

3.6 Концептуальная модель порывов.

4 Возможные вариации массы самолета-носителя в точке начала маневра.

4.1 Причины возможных вариаций массы самолета-носителя.

4.2 Струйный ветер в тропосфере.

4.3 Расчет потребной заправки самолета-носителя топливом с учетом известной скорости ветра.

4.4 Концептуальная модель вариаций массы самолета-носителя в точке начала маневра.

5 Оценка точности параметров движения самолета-носителя в точке страгивания ракеты-носителя.

5.1 Возможный разброс параметров движения самолета-носителя в точке начала маневра «Горка».

5.2 Модель возмущений на участках «Горка» и «Перегрузка».

5.3 Уравнения движения самолета-носителя на участках «Горка» и «Перегрузка». Схема расчета возмущенных траекторий.

5.4 Мажоритарные оценки точности параметров движения самолета-носителя в точке страгивания.

5.5 Оценка отклонения параметров движения самолета-носителя в эквивалентных вариациях массы выводимой полезной нагрузки

5.6 Статистический анализ возмущенных траекторий самолета-носителя в точке страгивания.

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Построение модели возмущений и анализ точности вертикального маневра самолета-носителя при десантировании ракеты-носителя»

Идея воздушного старта ракеты-носителя (РН) с самолета-носителя (СН) привлекает внимание разработчиков ракетно-космической техники последние 30 лет. Работы по созданию средств выведения КА воздушного старта проводятся в России, США, Украине, Израиле.

До настоящего времени реализовано две системы воздушного старта -американские проекты ASAT и Pegasus. Система противоспутниковой борьбы AS AT создавалась с конца 1970-х гг. в рамках программы СОИ для поражения низкоорбитальных КА. Комплекс включает в состав двухступенчатую твердотопливную РН, КА-антиспутник массой 16 кг и истребитель F-15 в качестве СН [62].

Для оперативного выведения легких КА корпорациями Orbital Sciences и Hercules Aerospace была создана трехступенчатая твердотопливная РН Pegasus массой 18,5 т, запускаемая с доработанного бомбардировщика B-52G в горизонтальном полете, причем ракета с крылатой первой ступенью подвешена под крылом CH. Первый пуск РН Pegasus проведен в 1990 году. Позднее был реализован старт PH Pegasus-XL большей размерности с доработанного пассажирского самолета Tristar L-1011 [72].

В 1970-х гг. ВВС США по программе М-Х исследовалась возможность создания МБР, рассчитанной на воздушное базирование. В качестве СН рассматривался самолет Boeing 747. Каждый такой самолет мог бы нести внутри фюзеляжа три-четыре МБР, которые сбрасываются из хвостовой части фюзеляжа с помощью вытяжных парашютов [47,48,63,68,73,74].

В России работы по авиационным ракетным комплексам были начаты в 1973 г. КБ «Машиностроения» (ныне ГРЦ«КБ имени академика В.П.Макеева»).

Продолжением этой работы в ГРЦ «КБ имени академика В.П.Макеева» стал проект авиационного ракетно-космического комплекса «Аэрокосмос», в котором РН «Штиль-2А» с ЖРД (или РН «Штиль-ЗА») размещается в фюзеляже СН Ан-124РКК (или Ил-76МД) на специальной платформе, которая вытягивается парашютом площадью 20 м2. Ракеты «Штиль-2А» и

Штиль-ЗА» проектировались на базе БРПЛ РСМ-54 и имели стартовую массу 40 и 45 т соответственно. Сброс РН предполагался на высоте 10.12 км при скорости СН 760.800 км/ч. Масса выводимой на низкую орбиту полезной нагрузки (ПН) составляла 750 кг [46].

В МКБ «Радуга» в 1989-1990 гг. был разработан двухступенчатый вариант крылатой ракеты «Бурлак» массой около 25.30т для выведения легких спутников на низкие орбиты. Ракета должна была стартовать горизонтально с переоборудованного бомбардировщика Ту-160СК на высоте 13,5 км при скорости, соответствующей М=1,7. Грузоподъемность РН на стандартную полярную орбиту высотой 200 км не превышала 775 кг [8].

Наиболее проработанным в классе РН массой около 100 т является проект авиационно-ракетного комплекса космического назначения (АРК КН) «Воздушный старт», реализуемый за счет средств внебюджетных источников. Работы по этому проекту были начаты в 1998 г. на основании распоряжения Правительства РФ от 01.12.98 №1702-р с разработки по госконтракту с Российским космическим агентством технического предложения по АРК КН «Воздушный старт» [7].

С 1999 г. работы по проекту «Воздушный старт» ведет одноименная Аэрокосмическая корпорация «Воздушный старт». По ее заданию РКК «Энергия» им. С.П.Королева, ГРЦ «КБ имени академика В.П.Макеева» и АНТК им. О.К.Антонова с привлечением ведущих аэрокосмических предприятий России и Украины разработаны эскизные проекты комплекса «Воздушный старт».

Эскизный проект РКК «Энергия» им. С.П.Королева разработан в 2001 г. на РН грузоподъемностью около 2 т (на полярную орбиту Нкр=200 км) и является первой версией проекта «Воздушный старт» [42-45].

Дальнейшее развитие проект получил в 2003 г. после разработки эскизного проекта АРК КН «Воздушный старт» в ГРЦ «КБ имени академика В.П.Макеева» [38-41]. Комплекс «Воздушный старт» состоит из СН Ан-124-100ВС (доработанного транспортного самолета Ан-124-100) и двухступенчатой РН «Полет» массой около 100 т на компонентах топлива (жидкий кислород + керосин) с космическим разгонным блоком (КРБ).

Грузоподъемность РН при выведении на полярную орбиту высотой 200 км составит 3 т, на экваториальную опорную орбиту — около 4 т, на геостационарную орбиту - до 0,8 т (при старте с экватора).

Проект «Воздушный старт» включен в Федеральную космическую программу России на 2006-2015 гг.

При работе над проектом «Воздушный старт» требовалось решение ряда новых научно-технических проблем, связанных с размещением РН внутри фюзеляжа СН, ее десантированием, безопасным включением двигателя первой ступени, компенсацией (при необходимости) начальных ошибок движения РН, порожденных подвижным стартом, т.е. самолетом, и др.

Отличительной особенностью проекта «Воздушный старт» является размещение РН в грузовом отсеке СН в транспортно-пусковом контейнере (ТПК) внутри СН, выполнение самолетом вертикального маневра десантирования для снижения нагрузок на РН и СН при разделении и увеличения массы выводимой ПН, а также применение парогазогенератора (111 Г) для выталкивания РН из ТПК [1,41].

Кроме упомянутых отечественных проектов в настоящее время существует достаточно широкий круг проектов авиационно-космических систем (АКС) с использованием находящихся в эксплуатации самолетов: АКС с высотным самолетом М-55 (ЭМЗ им. В.М.Мясищева), МАКС с Ан-225 (НПО «Молния»), АКС «Ту-160-Штиль» (ГРЦ), АКС «Ту-22МЗ-Скиф» (ОАО «Туполев») и др. [46]. ГРЦ «КБ имени академика В.П.Макеева» рассматривает вариант размещения твердотопливной РН «Прибой-М» со стартовой массой 90,5 т внутри фюзеляжа СН Ан-124-100 в транспортно-пусковом контейнере. Для десантирования РН предлагается использовать источник сжатого газа и стабилизирующий парашют. Грузоподъемность РН при выведении на экваториальную орбиту высотой 200 км составит 2,5 т [21].

В последнее время в США вновь усилился интерес к созданию авиационно-ракетных систем. Министерство обороны в лице агентства перспективных исследований DARPA заказало создание нового средства выведения малого класса с воздушным стартом. В проекте компании AirLaunch двухступенчатая РН QuickReach с ЖРД размещается в грузовом отсеке транспортного самолета С-17 Globemaster. В октябре 2005 г. были проведены испытания по десантированию полномасштабного макета ракеты массой 33 т. В 2006 г. планируется выполнить еще несколько испытаний десантирования [65]. На основе РН QuickReach планируется создание РН QuickReach-2 увеличенной грузоподъемности для выведения на низкую околоземную орбиту пилотируемого корабля. Для пусков РН QuickReach-2 компания Scaled Composites разрабатывает тяжелый СН [32].

Проект транспортной космической системы AirLaunch, предназначенной для оперативного запуска военных, научных и коммерческих КА, разрабатывается компанией Boeing совместно с Thiokol Propulsion. Оснащенная крылом и хвостовым оперением трехступенчатая ракета устанавливается сверху на фюзеляже СН Boeing 747-400F [66,67]. Масса выводимой на низкие орбиты полезной нагрузки составит 3 т [64].

На Украине работы по авиационным космическим ракетным комплексам (АКРК) были начаты в 1989 г. в рамках проекта «Спейс Клипер» на базе самолета Ан-124 и снимаемой с вооружения МБР. Позднее на основе самолета Ан-124-100 был разработан проект АКРК «Ориль», предназначенного для выведения ПН массой до 1 т на орбиты высотой до 1000 км. В 1994 г. разработан проект АКРК «Свитязь» на базе самолета Ан-225-100 с РН массой 250 т [19,28]. В обоих вариантах комплексов РН размещается внутри СН, а десантирование осуществляется с использованием парашютной системы.

В Израиле компанией Israël Aircraft Industries ведутся работы по созданию двухступенчатой РН воздушного запуска на базе РН Shavit. Ракета, десантируемая из самолета С-130 Hercules с использованием специального парашюта и направляющего поддона, способна вывести ПН массой до 350 кг на низкую приэкваториальную орбиту. Вытягивание РН из грузового отсека и ее стабилизацию обеспечит специальная парашютная система [31].

Все упомянутые выше средства выведения воздушного старта по способу размещения РН можно разделить на три варианта: под крылом или фюзеляжем СН, сверху на фюзеляже и внутри грузового отсека.

Первый вариант размещения позволяет осуществить сброс РН наиболее простым способом, однако ограничивает массу и габариты ракеты.

Установка РН над фюзеляжем СН позволяет увеличить ее массу и габариты для повышения массы выводимой ПН, но усложняет разделение РН и СН.

Большие возможности открывает размещение ракеты внутри фюзеляжа СН, как это принято в проекте «Воздушный старт». При таком решении существенно увеличивается дальность полета СН с ракетой к точке ее запуска, что расширяет оперативные возможности системы. Масса и габариты РН, как и в варианте размещения сверху на фюзеляже СН, могут быть увеличены. При этом десантирование РН большой массы требует выполнения самолетом специального маневра разделения. При размещении РН в грузовом отсеке СН сброс РН может быть осуществлен через задний грузовой люк с использованием пневматической системы десантирования или вытяжной парашютной системы (ВПС). Пневматическая система представляется более предпочтительной, так как обеспечивает стабильность десантирования и лучшие, по сравнению с ВПС, траекторные параметры РН в точке страгивания, т. е. точке начала движения РН относительно СН. Кроме того, для десантирования РН большой массы с помощью парашюта необходимо разработать многокупольную парашютную систему (в настоящее время самой большой штатной ВПС для военно-транспортных самолетов является ВПС-14 с вытяжным парашютом площадью 14 м2) [3,16,35,58].

Данная диссертация выполнена в процессе решения одной из научно-технических проблем при разработке проекта «Воздушный старт», в связи с чем ниже представлены основные характеристики и особенности комплекса «Воздушный старт».

Самолет-носитель Ан-124-100ВС на базе серийного самолета Ан-124-100 предназначен для установки на его борту РН, оборудования и систем ракетного сегмента общей массой 120 т. Максимальная взлетная масса СН составляет 392 т [50].

Двухступенчатая РН «Полет» массой около 100 т с модифицированными кислородно-керосиновыми двигателями НК-43М (НК-33-1) на I ступени и РД-0124 на II ступени размещается в ТПК внутри СН на специальных опорах (обтюраторах) и десантируется из него под действием 1111'.

Воздушное десантирование РН осуществляется при выполнении самолетом-носителем Ан-124-100ВС специального маневра в вертикальной плоскости для обеспечения наилучших начальных условий движения РН в целях выведения максимальной ПН на орбиту. Авторские права на этот маневр защищены международным патентом [15].

Во время выполнения маневра десантирования самолет выходит на непродолжительный режим (5.6 с), близкий к невесомости с перегрузкой пу=0,1.0,3. Это обеспечивает снижение нагрузок на РН и СН при десантировании РН, а также уменьшение кабрирующего момента, возникающего вследствие изменения центровки СН при выходе РН из ТПК. Тем самым обеспечиваются условия для безопасного выхода РН массой 100 т из СН [1,2,52,53]. Авторские права на использование такого способа десантирования защищены международными патентами [16,18].

Ракета-носитель расположена в СН носовой частью против направления полета и после выхода совершает разворот по тангажу с помощью РДТТ управления для получения требуемой начальной ориентации. На безопасном расстоянии от СН (-250 м) включается маршевый двигатель первой ступени РН и начинается её выведение на орбиту [3,34,39,41,50].

На активном участке траектории РН навигационная задача решается с помощью систем типа «Глонас» или «Науз1аг». Способ решения защищен международным патентом [17].

Самолет-носитель Ан-124-100ВС является бустерной многоразовой ступенью АРК КН «Воздушный старт», обеспечивая ненулевые начальные условия (высоту ~10 км, скорость ~180 м/с и угол наклона траектории -24° в точке страгивания РН). Это позволяет увеличить выводимую полезную нагрузку примерно в 1,5 раза по сравнению с наземным стартом, в том числе, за счет применения высотного сопла на двигателе первой ступени [37,59].

Вместе с тем, как уже отмечалось, из-за подвижного старта в точке страгивания ракеты, т.е. в начале ее движения, могут возникать ошибки по положению в пространстве и времени пуска [56]. Эти ошибки имеют наиболее существенное значение при решении задачи встречи на орбите в конце активного участка. Например, с Международной космической станцией.

Актуальность настоящей диссертации обусловлена отсутствием в настоящее время нормативных возмущений для оценки точности выполнения используемого специального маневра транспортным самолетом и отсутствием у разработчиков комплекса «Воздушный старт» согласованной модели возмущений на всех участках совместного полета СН и РН. Поэтому возникла необходимость создания обоснованной модели возмущений для участка вертикального маневра и оценки начальных ошибок движения РН вследствие воздушного старта, которые в конечном счете влияют на массу выводимой полезной нагрузки. Такая работа была проделана в Аэрокосмической корпорации «Воздушный старт» с участием автора. Указанные возмущения и оценка их влияния на параметры траектории СН в точке страгивания являются предметом диссертационного исследования.

Целью настоящей диссертации является построение научно обоснованной стохастической модели возмущений, действующих на СН Ан-124-100ВС в процессе вертикального маневра, и получение оценок точности параметров движения в точке страгивания РН и эквивалентных вариаций массы выводимой полезной нагрузки.

К настоящему времени имеются оценки точности параметров движения в точке страгивания РН, полученные в АНТК им. О.К.Антонова по проекту «Воздушный старт» [1,2,24,52,53]. Эти оценки основаны, главным образом, на результатах исследования на пилотажном стенде ИПС-400 движения СН в процессе десантирования. При моделировании предстартового маневра из возмущающих факторов учитывалось влияние только однократного нормированного для Ан-124 порыва ветра, задаваемого в нормах прочности ДА и при анализе вопросов устойчивости и управляемости самолета. Воздействие нормированного вертикального порыва рассматривалось в качестве расчетного случая, вероятностный характер интенсивности порыва и момента его приложения не учитывался. Не рассматривались и другие возмущающие факторы, существенно влияющие на точность вертикального маневра, за исключением лишь погрешностей ручного пилотирования.

В других работах [3,4,36,51], выполненных по проекту «Воздушный старт» и касающихся исследования динамики предстартового маневра и

разделения СН и РН, главное внимание уделено задаче безопасного десантирования и действие ветровых возмущений рассматривается только на участке разделения после страгивания РН. В качестве возмущений рассматривается вертикальный порыв ветра.

Научная новизна полученных результатов состоит в следующем:

- выдвинута концепция модели порыва ветра и обоснована построенная на основе анализа нормативных документов, экспериментальных данных зондирования атмосферы и результатов моделирования на пилотажном стенде с участием пилотов стохастическая модель возмущений, которая учитывает вероятностный характер порыва ветра и специфику вертикального маневра СН Ан-124-100В С и, наряду с вертикальными порывами ветра, включает горизонтальные порывы ветра и струйный ветер, вариации плотности, отклонение массы СН от номинальной величины вследствие горизонтального ветра по маршруту полета, отклонения параметров движения СН от номинальных в точке начала участка «Горка»;

- с использованием построенной модели возмущений доказана возможность прямого выведения РН в точку встречи при наличии начальных ошибок, порождаемых подвижным стартом;

- определена «цена» в виде потерь ПН (3%) гарантированного выдерживания эксплуатационных ограничений на СН в процессе выполнения вертикального маневра с целью десантирования РН.

В авиационных нормах и правилах для транспортных самолетов заданы только вертикальные порывы ветра на участках горизонтального полета, наборе высоты и снижении, где углы наклона траектории не превышают 10°. В связи с тем, что используемый маневр типа «Горка» реализует углы наклона траектории до 28°, в модель включены порывы, отличающиеся от вертикальных, воздействие которых на самолет оказывается существенным.

Практическая значимость диссертационной работы заключается в использовании модели возмущений и результатов моделирования при проведении работ по эскизному проекту «Воздушный старт» в части исследования динамики предстартового маневра СН и оптимального выведения ПН на орбиту. В дальнейшем предполагается использовать и данную модель возмущений при проведении работ по обеспечению безопасного воздушного десантирования с учетом внешних возмущений, в том числе уточнению алгоритмов управления безопасным разделением и расчетных условий нагружения РН и СН.

Диссертационная работа связана с реализацией проекта «Воздушный старт», но концептуальный подход и построенная модель возмущений имеют общий характер и могут быть использованы в других аналогичных проектах.

Основные результаты диссертации опубликованы в статье в журнале «Известия АН. Теория и системы управления» [14], препринтах ИПМ им. М.В.Келдыша РАН [13,56], научно-техническом отчете [6], а также содержатся в международных патентах на изобретения [15-18].

Отдельные положения диссертации обсуждались в АНТК им. О.К.Антонова, ГРЦ «КБ имени академика В.П.Макеева» и ЦАГИ имени профессора Н.Е.Жуковского, а также на НТС научного центра Российской академии космонавтики им. К.Э.Циолковского при «Аэрокосмической корпорации «Воздушный старт» и на кафедрах 604 и 704 Московского авиационного института.

Диссертация состоит из введения, пяти глав, заключения и библиографического списка.

Заключение диссертации по теме «Динамика, баллистика, дистанционное управление движением летательных аппаратов», Борисов, Андрей Владимирович

Заключение

Проведенный анализ возмущений на участке вертикального маневра СН с целью определения возможных отклонений параметров траектории от номинальных значений в точке страгивания при десантировании РН позволяет сделать следующие выводы.

1) Вертикальный маневр, включающий участки «Разгон», «Горка», «Перегрузка», «Разделение», является специфическим для самолета Ан-124-100, и необходимость в нем возникла в связи с реализацией проекта «Воздушный старт». Существующие авиационные нормы и правила самолетов транспортной категории, которые регламентируют форму, интенсивность и вероятность возникновения вертикальных порывов, рассматривают только горизонтальный полет самолета, а также участки взлета и посадки, где угол наклона траектории не превышает 10°.

2) Нормативные порывы ветра связаны с перегрузкой, действующей на самолет, которая не должна превышать допустимых эксплуатационных перегрузок (положительной и отрицательной), а также с приращением угла атаки, которое не должно приводить к превышению допустимого угла атаки. При этом вопросы точности маневра не регламентируются и не рассматриваются.

3) Предложенная в диссертации вероятностная модель возмущений на участке вертикального маневра, где угол наклона траектории может достигать 28°, включает: а) атмосферные возмущения (вертикальный и горизонтальный порывы ветра, струйный ветер, отклонения параметров атмосферы от стандартных значений); б) отклонения параметров движения от номинальных в точке начала участка «Горка», вызванные ручным пилотированием на участке «Разгон»; в) отклонение массы СН от номинальной величины вследствие случайного горизонтального ветра по маршруту полета.

4) Наиболее существенным возмущением является вертикальный ступенчатый порыв ветра в конце участка «Горка», который может вызывать кратковременное (в течение ~2 с) превышение допустимого угла атаки на —3°. Вероятность такого события меньше величины 3-10"6, что классифицирует его как маловероятное.

Малая вероятность порыва дает основание не рассматривать на участках «Горка» и «Перегрузка» такой порыв в качестве обязательного условия, как принято в авиации (т.е. с вероятностью 1).

Порывы ветра на участке вертикального маневра не приводят к нарушению допустимых перегрузок (положительной и отрицательной).

5) Определено управление нормальной перегрузкой на участке маневра «Горка», которое гарантирует, что в случае порыва ветра не будет превышен допустимый угол атаки. При этом масса полезной нагрузки уменьшается на 3%, что является «ценой» выполнения всех летных ограничений для базового самолета Ан-124-100.

6) Импульсный порыв ветра с мгновенным увеличением скорости до максимальной величины и таким же уменьшением скорости до нуля является самым критичным по воздействию на динамику СН. Предлагаемый модельный импульсный порыв ветра представлен вектором с вертикальной, горизонтальной и боковой компонентами, которые являются независимыми случайными величинами и имеют: а) нормальное распределение; б) математическое ожидание ш(\\0=0; в) среднее квадратичное отклонение с%=1,66 м/с ИН; г) длительность 2 с.

На участке вертикального маневра рассматривается один порыв ветра. Момент начала порыва является случайной величиной с равномерным распределением. В качестве предельного значения4 Зст\у интенсивности порыва л принято 5 м/с ИН, что соответствует вероятности 3-10" .

7) Вертикальный маневр выполняется по барометрической высоте и приборной скорости, поэтому параметры движения в точке страгивания (кроме истинной высоты РН) не зависят от состояния возмущенной атмосферы. Ошибка по высоте должна быть компенсирована на активном участке РН за счет увеличения гарантийных запасов топлива.

8) Помимо ограничений по перегрузке и допустимому углу атаки, рассматривается точность выдерживания номинальных параметров движения в точке страгивания РН (начальные ошибки положения точки старта) и соответствующее изменение массы выводимой полезной нагрузки. Предварительная оценка мажоритарных предельных ошибок (±3а) параметров движения СН в точке страгивания при наличии рассмотренных возмущений дала следующие результаты:

А1тс=±2,2 с; АУтс=±34,5 м/с при случайном горизонтальном ветре и

10 м/с без этого ветра; Д0тс=±2,4°; АН тс = ±218 м; АЬхс =± 520 м.

Ошибки по времени и дальности в необходимых случаях могут быть компенсированы путем малых вариаций тяг двигателей второй ступени и/или КРБ. Ошибки по скорости, углу наклона траектории и высоте в совокупности эквивалентны предельным вариациям (±3а) массы полезной нагрузки порядка ±106 кг при случайном струйном ветре и ±39кг без этого ветра, которые должны быть компенсированы за счет увеличения гарантийных запасов топлива. Такие ошибки допустимы в смысле реализации тактико-технических требований, предъявляемых к комплексу «Воздушный старт».

9) Мажоритарные оценки предельных ошибок, в целом, подтверждены статистическим анализом возмущенных траекторий. Рассогласование оценок

За) скорости составляет по абсолютной величине 6 м/с, угла наклона траектории 0,4°, высоты 30 м.

Список литературы диссертационного исследования кандидат технических наук Борисов, Андрей Владимирович, 2006 год

1. Авиационно-ракетный комплекс космического назначения «Воздушный старт». Самолет-носитель. Пояснительная записка. Книга 4. Часть 2. Динамика движения СН при десантировании РКН. ВС.31.ЮОО-ОШ 5. АНТК им. О.К.Антонова. 2001.

2. Авиационно-ракетный комплекс космического назначения «Воздушный старт». Пояснительная записка. Книга 4. Часть 3. Исследования на пилотажном стенде движения СН в процессе десантирования РКН. ВС 31.ЮОО-ОПЗ 6. АНТК им. О.К Антонова. Киев, 2001.

3. Авиационно-ракетный комплекс космического назначения «Воздушный старт». Самолет-носитель. Пояснительная записка. Книга 5. Динамика системы «самолет-пусковое устройство-ракета». Безопасность десантирования. ВС.31.ЮОО-ОПЗ 7. АНТК им. О.К.Антонова. 2001.

4. Авиационно-ракетный комплекс космического назначения «Воздушный старт». Пояснительная записка. Книга 7. Прочность. ВС.31.ЮОО-ОПЗ 9. АНТК им. О.К Антонова. 2001.

5. Авиационно-ракетный комплекс космического назначения «Воздушный старт». Техническое предложение. Пояснительная записка. 104 КМ.0000-0ПЗ. ОАО «Корпорация Компомаш», 1998.

6. Авиационно-космический комплекс «Бурлак-Диана». МКБ «Радуга», Дубна, 1998.

7. Авиационные правила. Часть 25. Нормы летной годности самолетов транспортной категории. Межгосударственный авиационный комитет. Москва, 1994.

8. Авиация. Энциклопедия. Научное издательство «Большая Российская энциклопедия». ЦАГИ им. Н.Е.Жуковского. Москва, 1994.

9. Бехтир В.П., Ржевский В.М. Практическая аэродинамика самолета Ан-124. Ульяновское высшее авиационное училище гражданской авиации. Ульяновск, 1995.

10. Богославский J1.E. Практическая аэродинамика самолета Як-40. Изд-во «Транспорт». Москва, 1970.

11. Борисов A.B. Анализ возмущений на участке вертикального маневра («Горка») самолета-носителя в целях десантирования ракеты-носителя и оценка точности маневра. Препринт ИПМ им. В.М. Келдыша РАН №42, 2005.

12. Борисов A.B., Иванов Р.К., Карпов A.C., Сихарулидзе Ю.Г. Анализ возмущений на участке вертикального маневра самолета-носителя в целях десантирования ракеты-носителя. Известия АН. Теория и системы управления. 2006, №3, с. 192-202.

13. Борисов A.B., Карпов A.C., Рачук B.C., Иванов Р.К. и др. Патент на изобретение №2160214. Способ управления авиационно-космической системой для выведения полезного груза.

14. Борисов A.B., Карпов A.C., Рачук B.C., Иванов Р.К. и др. Патент на изобретение №2160215. Авиационно-космическая система.

15. Борисов A.B., Карпов A.C., Рачук B.C., Иванов Р.К. и др. Патент на изобретение №2160216. Способ определения положения осей координат инерциальной навигационной системы объекта относительно базовой системы координат (его варианты).

16. Борисов A.B., Карпов A.C., Иванов Р.К. и др. Патент на изобретение №2175932. Устройство десантирования из самолета тяжелых крупногабаритных грузов.

17. Бюшгенс Г.С., Студнев Р.В. Аэродинамика самолета: Динамика продольного и бокового движения. -М.: Машиностроение, 1979.

18. ГОСТ 4401-81. Таблица стандартной атмосферы. Госстандарт. Москва, 1981.

19. Государственный ракетный центр «КБ им. академика В.П.Макеева». М.: Оружие и технологии, 2001.

20. Доброленский Ю.П. Динамика полета в неспокойной атмосфере. Изд-во «Машиностроение», Москва, 1970.

21. Единые нормы летной годности гражданских транспортных самолетов стран-членов СЭВ. Совет экономической взаимопомощи. Москва,1985.

22. Исследования на пилотажном стенде движения СН в процессе десантирования. Технический отчет. АНТК им. О.К.Антонова, 2001.

23. Кан С.Н., Свердлов И.А. Расчет самолета на прочность. Машиностроение. Москва, 1966.

24. Корн Г., Корн Т. Справочник по математике (для научных работников и инженеров). Изд-во «Наука», Москва, 1978.

25. Купер Ж., Макгиллем К. Вероятностные методы анализа сигналов и систем. Мир. Москва, 1989.

26. Летающие космодромы Ан. http://www.space.com.ua/29/09/04.

27. Лигум Т.И., Скрипниченко С.Ю., Чульский Л.А., Шишмарев A.B., Юровский С.И. Аэродинамика самолета Ту-154. М., «Транспорт», 1977.

28. Маховер З.М., Наровлянский Г.Я., Солонин C.B. Метеорологические условия на международных воздушных трассах. Гидрометеоиздат. Ленинград, 1973.

29. Новости космонавтики. №7,2003, стр. 48.

30. Новости космонавтики. Том 15, №9 (272), 2005, стр. 26,27.

31. Отраслевой стандарт ОСТ 1 02514-84. Модель турбулентности атмосферы. Характеристики. Госстандарт, Москва, 1984.

32. Оценка безопасности СН Ан-124-100ВС на начальном участке раздельного движения с РКН «Полет» в штатных и нештатных ситуациях. Техническая справка. Аэрокосмическая корпорация «Воздушный старт», 2004.

33. Оценка вариантов десантирования ракеты-носителя «Полет» из самолета-носителя Ан-124-100. Технический отчет. АНТК им. O.K.Антонова. Киев, 1999.

34. Предварительный анализ проблем безопасного десантирования и оптимального выведения в проекте АКТС «Воздушный старт». Техническая записка. ЦАГИ, г.Жуковский, 1999.

35. Проблемы создания перспективной авиационно-космической техники. -М.: ФИЗМАТЛИТ, 2005.

36. Ракета космического назначения АРК КН «Воздушный старт». Пояснительная записка. Конструктивно-компоновочные особенности и основные характеристики. КР-05.00.00.000 ПЗ 1. ГРЦ. Миасс, 2003.

37. Ракета космического назначения АРК КН «Воздушный старт». Пояснительная записка. Динамика и стабилизация. КР-05.00.00.000 ПЗ 3. ГРЦ. Миасс, 2003.

38. Ракетный и космический сегменты АРК КН «Воздушный старт». Пояснительная записка. Пусковая установка и способ пуска. 370ВС10.000 ПЗ 3. ГРЦ. Миасс, 2003.

39. Ракетный и космический сегменты АРК КН «Воздушный старт». Пояснительная записка. Дополнительные материалы эскизного проекта. 370ВС10.000 ПЗ 13. ГРЦ. Миасс, 2003.

40. Ракетный сегмент АРК КН «Воздушный старт». Пояснительная записка. Часть 1. Общие сведения и основные характеристики. ВС.20.1000-0 ПЗ. РКК «Энергия», 2001.

41. Ракетный сегмент АРК КН «Воздушный старт». Пояснительная записка. Часть 8. Книга 1. Пусковое устройство. ВС.20.1000-0 ПЗ 7 книга 1. РКК «Энергия», 2001.

42. Ракетный сегмент АРК КН «Воздушный старт». Пояснительная записка. Часть 8. Книга 3. Пусковое устройство. ВС.20.1000-0 ПЗ 7 книга 3. РКК «Энергия», 2001.

43. Ракетный сегмент АРК КН «Воздушный старт». Пояснительная записка. Часть 13. Десантирование РКН. Динамика десантирования. ВС.20.1000-0 ПЗ 12. РКК «Энергия», 2001.

44. Самолет Ан-124-100. Руководство по летной эксплуатации. Книга первая. Авиастар СП. Ульяновск, 1993.

45. Самолет-носитель авиационно-ракетного комплекса космического назначения «Воздушный старт». Пояснительная записка. Книга 2. Часть 1. Общие сведения. Основные характеристики. 351 ВС 01.000 ПЗ. АНТК им. О.К.Антонова. 2004.

46. Самолет-носитель авиационно-ракетного комплекса космического назначения «Воздушный старт». Пояснительная записка. Книга 2. Часть 7. Прочность. 351 ВС 01.000 П317. АНТК им. О.К.Антонова. 2004.

47. Самолет-носитель авиационно-ракетного комплекса космического назначения «Воздушный старт». Пояснительная записка. Книга 2. Часть 12. Модернизированное бортовое радиоэлектронное оборудование СН. 351 ВС 01.000 П317. АНТК им. О.К.Антонова. 2004.

48. Сертификационный базис самолета типа Ан-124. Испожом НЛГ. Москва, 1992.

49. Сихарулидзе Ю.Г. Баллистика летательных аппаратов. Наука. Москва, 1982.

50. Сихарулидзе Ю.Г., Иванов Р.К., Борисов A.B. Анализ порывов ветра на участке вертикального маневра («Горка») самолета-носителя с целью десантирования ракеты-носителя. Препринт ИПМ им. В.М. Келдыша РАН №38, 2005.

51. Сихарулидзе Ю.Г., Карпов A.C., Иванов Р.К. Концепция управления ракетой-носителем воздушного старта с компенсацией начальных ошибок по дальности и времени при прямом выведении в точку встречи на орбите// Космические исследования. 2005. Т.44. №5.

52. Соснин Б.А., Цепелев С.В., Чернышев Г.И. Патент на изобретение №2068169. Способ выполнения старта ракеты с самолета.

53. Сравнительный анализ АРК КН «Воздушный старт» с традиционными современными РК легкого класса. Техническая справка. Аэрокосмическая корпорация «Воздушный старт», 2000.

54. Феллер В. Введение в теорию вероятностей и ее приложения. Мир. Москва, 1984.

55. ASM-135 ASAT. http://www.airwar.ru.

56. Aviation Week&Spase Technology. February 11, 1974, p. 60, 61.

57. Aviation Week&Spase Technology. March 13,2000, p. 33.

58. Aviation Week&Spase Technology. October 24, 2005, p. 56-59.

59. Boeing Considering AirLaunch Vehicle. Aeroworldnet. http://www.aeroworidnetcom

60. Boeing looks at air-launched addition to rocket family. Boeing news release. Posted: March 3,2000.

61. Boeing VP stresses attractiveness of ICBM-carrying aircraft // Aerospace Daily. 1974. V. 65. №21. P. 165, 166.

62. COSPAR International Reference Atmosphere 1986 (CIRA 1986).

63. EASA Certifications Specifications for Large Aeroplanes CS-25. Book 1. Airworthness code.

64. Federal Aviation Regulation. Part 25. Airworthiness Standards: Transport Category Airplanes.

65. Flight International. 1997.V. 151. № 4569. P. 23.

66. Godfrey D. Air-mobile ICBM systems // Flight International. 1974. V. 105. №3391. P. 309,310.

67. USAF hopes to press advanced ICBM // Aviation Week and Space Technology. 1974. V. 100. №6. P. 60,61.