Разработка и применение программных систем для решения задач высотной аэродинамики тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 01.02.05, кандидат технических наук Кашковский, Александр Владимирович

• Кашковский, Александр Владимирович
• кандидат технических наук
• 2008

Оглавление диссертации кандидат технических наук Кашковский, Александр Владимирович

Введение

1 Методы расчета АДХ, применяемые в системах высотной аэродинамики

1.1 Модели взаимодействия газа с поверхностью.

1.2 Метод "Интегрирование"

1.2.1 Аэродинамические нагрузки на элементарную площадку

1.2.2 Численное интегрирование аэродинамических нагрузок по поверхности К А

1.2.3 Учет затенения.

1.3 Локально-мостовой метод.

1.4 Метод пробных частиц Монте-Карло

1.4.1 Моделирование траектории частицы.

1.4.2 Вычисление аэродинамических характеристик

1.4.3 Оценка статистической погрешности результатов

1.4.4 Вычисления газодинамических параметров.

1.4.5 Параллелизация метода ПЧМК.

1.4.6 Использование метода ПЧМК для приближенного расчета АДХ в переходном режиме

1.5 Расчет обтекания сетчатых поверхностей свободномолеку-лярным потоком.

1.5.1 Аэродинамические свойства сетчатых поверхностей

1.5.2 Моделирование обтекания параллельной решетки.

1.5.3 Моделирование обтекания крестообразной решетки

1.5.4 Алгоритм моделирования обтекания сетчатых поверхностей

2 Программные системы высотной аэродинамики

2.1 Система расчета АДХ спутников - RAMSES.

2.2 Система анализа негравитационных ускорений спутников от воздействия солнечного излучения и аэродинамических сил -ANGARA.

2.2.1 Двух-этапный подход к вычислению сил и моментов

2.2.2 Аэродинамический анализ.

2.2.3 Анализ светового давления.

2.3 Система моделирования аэродинамического и теплового разрушения К А при входе в атмосферу - SCARAB.

2.4 Унифицированная система расчета аэродинамики спутников -RuSat.

2.4.1 Концепция и архитектура системы.

2.4.2 Система управления базой данных.

2.4.3 Подсистема создания модели КА.

2.4.4 Подсистема подготовки и запуска заданий

2.4.5 Графический-интерфейс.

3 Применение разработанных программных систем

3.1 Высотная аэродинамика космической станции Мир

3.1.1 Постановка задачи и способы решения.

3.1.2 Конфигурации с СБ модулей ББ и "Квант", развернутых вдоль потока.

3.1.3 Конфигурации с СБ модулей ББ и "Кванта", развернутых поперек потока.

3.1.4 Рекомендуемые конфигурации.

3.1.5 АДХ станции "Мир" в переходном режиме.

3.2 Исследования АДХ спускаемой капсулы "Союз".

3.3 Моделирование взаимодействия струй двигателей управления с поверхностью спутника ХММ.

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Разработка и применение программных систем для решения задач высотной аэродинамики»

Основной задачей высотной аэродинамики является исследование аэродинамических характеристик (АДХ) космических аппаратов (КА) в разреженном газе. Существенным параметром, влияющим на эти характеристики, является средняя длина свободного пробега частицы Л - статистически средняя величина расстояния, проходимого частицами среды между последовательными столкновениями. Течением разреженного газа называется такое течение, в котором длина свободного пробега молекул Л соизмерима с характерным- размером в- поле течения. В качестве характерного размера L может быть выбран в зависимости от рассматриваемой задачи, например, размер обтекаемого тела, толщина пограничного слоя, толщина ударной волны, диаметр трубы и т.д. Следует ожидать, что влияние разреженности газа будет особенно заметно в тех областях течения, где существуют большие градиенты скорости, давления или температуры.

Безразмерное отношение Kn = X/L называется числом Кнудсена. Разделение газовой динамики на различные режимы течения, основывающиеся на характерных значениях соответствующего числа Кнудсена, является весьма условным. Наиболее часто принимают, что влияние разреженного газа следует учитывать, если длина свободного пробега превышает 1% от толщины пограничного слоя. Это значение соответствует границе между течением сплошной среды и "течением со скольжением".

Для сильно разреженных газов отношение средней длины свободного пробега молекул к характерному размеру становится настолько большим, что молекулы, столкнувшиеся с телом, не сталкиваются после этого с молекулами невозмущенного потока на весьма большом расстоянии от тела. Приближенно принимают, что режим "свободномолекулярного течения" соответствует значениям Кп >10.

Наиболее сложна для исследования "переходная область" между "течением со скольжением" и "свободномолекулярным" течением, в которой средняя длина свободного пробега имеет тот же порядок, что и характерный размер обтекаемого тела.

В зависимости от числа Кп течения подразделяют на:

• континуальные: Кп < 0.001;

• околоконтинуальные (течения со скольжением): 0.001 < Кп < 0.01;

• переходные: 0.01 < Кп < 10;

• свободномолекулярные: Кп >10.

Следует подчеркнуть, что указанное выше разделение течения на различные режимы является весьма условным и предназначено только для общей ориентировки. Для тел различной формы появление признаков, характеризующих ту или иную область, может наступить при разных значениях числа Кп. При решении конкретных задач, в частности, задач об обтекании тел с большими скоростями, вследствие возникающих в потоке ударных волн или ударных слоев (т. е. областей с большими градиентами параметров), средний свободный пробег молекул вблизи тела не равен значению А в невозмущенном набегающем потоке, и при оценке режимов течения следует пользоваться местными значениями А в области вблизи тела.

Классическая газовая динамика справедлива при числах Кп << 1, когда параметры газа слабо меняются на длине свободного пробега молекул. Благодаря столкновениям между молекулами в окрестности каждой точки поля течения устанавливается близкое к равновесному распределение молекул по скоростям, которое определяется несколькими макроскопическими величинами (скоростью течения U, плотностью р, температурой Т) и производными от них. Это позволяет использовать локальные связи между тензором напряжений, вектором потока энергии и другими величинами, с одной стороны, и газодинамическими переменными и их производными - с другой, и построить замкнутую систему газодинамических уравнений.

По мере увеличения числа Кп функция распределения скоростей определяется все большей областью течения и становится невозможным установить локальные связи, и получить замкнутую систему уравнений для конечного числа макроскопических величин. Такие течения требуют описания на молекулярном уровне с помощью функции распределения, удовлетворяющей уравнению Больцмана.

В околоконтинуальных течениях в потоке уже могут возникать характерные для газовой динамики ударные волны и пограничные слои на поверхности тел. Однако, в отличие от обычного пограничного слоя, температура примыкающего к стенке газа не равна температуре стенки, а скорость База на поверхности тела не равна нулю (поток проскальзывает). Скачок температуры на стенке и скорость скольжения пропорциональны длине свободного пробега. Известно, что в таких течениях происходит утолщение ударной волны, возрастает и толщина пограничного слоя. Ударная волна может распространиться на всю область сжатого газа в районе передней критической точки обтекаемого тела и слиться с пограничным слоем. Распределение плотности в районе передней критической точки становится плавным, а не скачкообразным, как в континууме. В области околоконтинуальных течений еще можно использовать сплошносредный подход (уравнения Навье-Стокса с граничными условия скольжения и температурного скачка), но и здесь желательно использовать кинетический подход.

На Рис. 0.1 показаны режимы течения разреженного газа и, для примера, траектория спуска К А "Союз". Видно, что его траектория выше 85 км находится в режимах течения, где континуальный подход неприменим, и необходимо использовать методы и средства аэродинамики разреженного газа.

Для чего необходимо исследовать аэродинамику космических аппаратов? Запуск любого КА не обходится без траекторных расчетов. Они необходимы не только на этапе выведения КА на орбиту и его спуска, но

Рис. 0.1. Режимы течения и траектория спуска с орбиты капсулы "Союз" и орбитальной стадии полета К А. Использование спутников в навигации, топографии, предсказании цунами (измерение высоты волн и выделение из них волн большой длины и скорости, но малой, в несколько дециметров, амплитуды) и т. п. требует повышенной точности предсказания орбиты. Например, для спутников "ERS-1/ERS-2", спроектированных для осуществления высокоточных измерений при наблюдении за поверхностью Земли и ее атмосферой (включая информацию о состоянии моря, морских ветрах, циркуляции океанической воды и уровне ледяного покрова) среднеквадратичное отклонение от расчетной орбиты должно быть не более чем 5 см по высоте, 10 см в поперечном, и 40 см в продольном направлениях [1]. Очевидно, что это невозможно без тщательных траекторных расчетов. Помимо гравитационных сил, наибольшее влияние на движение КА оказывают аэродинамические силы. Даже когда КА находится на орбите, и плотность атмосферы довольно низкая, влияние аэродинамических сил довольно существенно, и именно ими определяется время существования КА на орбите.

В орбитальном полете используется реактивные двигатели управления положением КА. Воздействие струй этих двигателей на поверхность КА и, тем более, на аппаратуру, установленную на аппарате, крайне нежелательно. Изучение струй, истекающих из сопел двигателей управления в вакуум, и их взаимодействие с окружающими объектами также является задачей высотной аэродинамики.

В еще большей степени знание АДХ нужно при спуске К А с орбиты. Это необходимо для определения траектории движения КА и его ориентации, расчетов силовых и тепловых нагрузок. Без знаний АДХ невозможно спроектировать тепловую защиту возвращаемых аппаратов [2]. В случае разрушения КА, для определения района выпадания несгоревших частей КА необходимо проводить траекторные расчеты для обломков.

Исследование высотной аэродинамики К А имеет ряд особенностей:

• Экспериментальные исследования высотной аэродинамики технически сложны и, поэтому, АДХ К А получают в основном вычислительными методами аэродинамики разреженного газа.

• Различные режимы обтекания: от свободномолекулярного на орбитальном участке полета до переходного и околоконтинуального вдоль траектории спуска.

• Сложная геометрическая форма КА, которая может изменяться в полете (вращение солнечных батарей, антенн и т.д.). • При спуске КА с орбиты плотность атмосферы увеличивается. Это приводит к изменению структуры течения вокруг КА и проявлению эффектов реального газа (высоты 80. 100 км).

При свободномолекулярном обтекании длина свободного пробега отраженных от тела молекул значительно больше характерного размера обтекаемого тела. Поэтому взаимодействие отражённых молекул с набегающими молекулами вблизи тела незначительно. Это даёт возможность рассматривать падающий и отражённый потоки молекул независимо, что существенно облегчает описание их движения. Движение любой молекулы можно считать как бы состоящим из двух частей: 1) молекулы участвуют в направленном движении газового потока, и их скорость равна скорости потока в целом; 2) одновременно молекулы участвуют в хаотическом тепловом движении и при этом движутся с различными скоростями, значения которых- описываются распределением Максвелла. Применение кинетической теории газов даёт принципиальную возможность рассчитать как давление газа на стенку, так и количество тепла, которое она получает или отдаёт при взаимодействии с молекулами газа. Для этого необходимо знать законы отражения молекул от твёрдой поверхности.

При свободномолекулярном обтекании нет взаимодействия-между потоком молекул, приходящим на поверхность, и потоком, отраженным от нее-, поэтому воздействие на любую элементарную площадку поверхности выпуклого тела зависит только от параметров набегающего потока и ориентации этой площадки и не зависит от формы остальной поверхности.

В этом режиме течения АДХ простых тел (пластина, сфера, цилиндр, конус) получены аналитически [3]-[6]. Тела сложной формы можно представить композицией из простых тел, аналитически вычислить АДХ для каждой составной части и, просуммировав получить АДХ для всего КА. Такой способ получил название "Shape element method" [7], [8]. Этот метод позволяет получить точное аналитическое значение АДХ для выпуклых тел.

При рассмотрении обтекания свободномолекулярным потоком тел, обладающих вогнутостями, необходимо учитывать затенение одних частей тела другими". Для каждой элементарной площадки поверхности из процедуры интегрирования воздействующего на нее потока необходимо исключить телесный угол, под которым видна остальная часть тела. Аналитическое решение такой задачи достаточно сложно и, поэтому, для учета затенения используют различные численные алгоритмы. Обычно предполагают, что элементарная площадка либо полностью находится в потоке (тогда воздействие на нее вычисляется как для выпуклого тела), либо полностью экранирована от набегающего потока другими частями тела (воздействие на нее полностью отсутствует). В [9] предложен достаточно эффективный алгоритм анализа затенения для триангулированной поверхности КА.

Для получения АДХ в свободномолекулярном режиме течения также применяют метод пробных частиц Монте-Карло [10], [11], [12] состоящий к моделировании движения-молекул (заменяемых пробными частицами) и статистической оценке результатов этого моделирования.

В переходном режиме существенна роль межмолекулярных столкновений, когда отражённые от поверхности тела молекулы значительно искажают распределение скоростей молекул набегающего потока. Теоретические решения для свободномолекулярного потока здесь неприменимы. Многопараметрические аэродинамические исследования основанные на точном математическое описании^ движения разреженного газа в переходном режиме с помощью уравнений кинетической теории газов (уравнение Больцмана или модельные кинетические уравнения)-представляет значительные трудности. Поэтому только использование приближенных (инженерных) методов расчета аэродинамики КА позволяет получить АДХ в требуемом объеме.

Широкое распространение получил способ получения АДХ на основе интерполяции между свободномолекулярным и сплошносредным пределами. В этом способе предполагается существование некой интерполяционной ("мостовой") функции

Скп = ^(Кп, С/т, Ссоп) где: С/то - значения коэффициентов АДХ в свободномолекулярном режиме обтекания Kn 1; Ссоп - значения коэффициентов АДХ в гиперзвуковом сплошносредном режиме обтекания Kn <С 1; Скп ~ значения коэффициентов АДХ при заданом числе Кп.

Зная такую функцию (которая, как правило, выбирается на основе анализа экспериментальных и численных данных), свободномолекулярный и сплошносредный пределы, можно получить значения АДХ на переходных режимах обтекания. Интерполяционную функцию можно применять к интегральным АДХ [13] - [18].

Известно, что свободномолекулярный и сплошносредный пределы сильно зависят от формы КА. С изменением Кп изменение макропараметров в какой-либо точке поверхности сильно зависит от угла нормали в этой- точке к набегающему потоку. Интерполяционная функция- также очень сильно зависит от формы. Поэтому применяется локальный (local bridging) метод [19} - [27], который, используя интерполяционную функцию, вычисляет АДХ для элементарных площадок поверхности и затем проводит интегрирование.

Для аэрогазодинамического сопровождения проектных и конструкторских разработок КА необходимы не только программы, позволяющие быстра провести необходимые вычисления, но и способ быстрого задания геометрических моделей КА и исходных данных, анализа и хранения результатов. Создание геометрических моделей и исходных данных должно быть простым, наглядным и очевидным. Это позволит пользователям, не являющимися экспертами в области вычислительной аэродинамики, проводить многочисленные аэродинамические расчеты. Именно поэтому возникла потребность в программных комплексах высотной аэродинамики, которые объединяли бы в себе как расчетные программы, так и программы подготовки данных и анализа результатов.

Создание таких программных комплексов началось в конце 70-х - начале 80-х гг. В 1982 году сотрудниками ИТПМ СО РАН, ЦАГИ, ЦНИИМаш и ИТМ АН УССР был разработан Пакет Прикладных Программ (ППП) "Высота" [28] для ЭВМ БЭСМ-6. В дальнейшем, этим же коллективом была начата разработка усовершенствованной версии ППП "Высота-2", которая была принята в эксплуатацию в 1991 г. Этот пакет уже имел развитую базу данных, возможности создания геометрической модели КА, формирования начальных данных и проведения расчетов. ППП "Высота-2" был разработан для ЭВМ БЭСМ-6 и ЭВМ серии ЕС. Поскольку эти ЭВМ имели разную архитектуру и операционные системы, программы для каждой ЭВМ разрабатывались независимо, и ППП был непереносимым. В то время ЭВМ комплектовались алфавитно-цифровыми мониторами, что делало невозможным графическую визуализацию модели КА или графиков на экране. Если и имелись графические средства (графопостроители или специальные графические мониторы), то на каждой ЭВМ они были уникальными, что требовало обязательной адаптации-программ визуализации под конкретное устройство даже в пределах одной платформы.

В конце 80-х и начале 90-х годов началось бурное развитие персональных компьютеров и рабочих станций. Уже к 1991 году персональные компьютеры превзошли БЭСМ-б и ЭВМ серии ЕС по быстродействию и объему памяти. Кроме того, наличие графических мониторов позволяло создать более развитую визуализацию. Поэтому было решено продолжить дальнейшее развитие программных систем высотной аэродинамики для рабочих станций (как наиболее производительных па тот момент времени) [29, 30]. Результатом этой активности стало создание в 1993-1994 г. системы RAMSES (Rarefied Aerodynamics Modeling System for Earth Satellites - система моделирования аэродинамики разреженного газа для спутников Земли) [31, 32, 33], и ее дальнейшее развитие - системы ANGARA и SCARAB. Эти системы позволяют определять АДХ КА в свободномолекулярном потоке при ориентированном и неориентированном полете по орбите; АДХ космических ступеней ракет и спускаемых аппаратов (СА) на активном и пассивном участках полета в свободномолекулярном потоке и при переходном режимах обтекания; воздействие на КА прямого солнечного давления, отраженного от Земли света и инфракрасного излучения Земли.

Опыт создания и эксплуатации этих программных систем позволил выработать ряд основных требований к математическому обеспечению аэродинамических расчетов:

• интегрированная программная система;

• база данных для хранения геометрических моделей и результатов расчетов;

• простой и очевидный интерфейс пользователя для облегчения периодического использования;

• графическая визуализация данных;

• возможность проведения расчетов несколькими программными модулями: разные численные методы, но единый интерфейс ввода начальных данных и просмотра результатов.

Целью диссертационной работы является разработка программных систем высотной аэродинамики КА для аэрогазодинамического сопровождения проектных и конструкторских разработок. Также в диссертации представлено применение разработанных систем для исследования прикладных задач высотной аэродинамики.

В первой главе рассмотрены широко используемые вычислительные методы аэродинамики разреженного газа для расчета обтекания сложных геометрических моделей КА в свободномолекулярном и переходном (на основе локально-мостового метода) режимах. Также в этой главе приведены модификации метода пробных частиц Монте-Карло, значительно повышающие вычислительную эффективность.

Вторая глава посвящена описанию разработанных программных систем высотной аэродинамики - RAMSES, ANGARA, SCARAB. Опыт создания и эксплуатации этих систем наиболее полно был учтен при создании программной системы высотной аэродинамики RuSat, детально описанной в этой главе.

В третьей главе приведено несколько примеров практического использования описанных методов и созданных программных систем. Все эти примеры возникли из практики конструкторской деятельности при разработке и эксплуатации космической техники, и были использованы для принятия тех или иных решений.

На защиту выносятся следующие результаты, составляющие научную новизну работы:

1. модификации алгоритма вычисления АДХ К А сложной формы статистическим методом пробных частиц, значительно повышающие скорость вычислений;

2. алгоритм моделирования статистическим методом пробных частиц обтекания сетчатых поверхностей свободномолекулярпым потоком;

3. концепция создания и использования в аэродинамических расчетах параметризированной геометрической модели КА и ее программная реализация;

4. функциональная структура программных систем для численного анализа задач высотной аэродинамики КА и их разработка.

5. результаты численных исследований прикладных задач высотной аэродинамики: создание базы данных АДХ орбитальной станции "Мир"; АДХ модели спускаемого аппарата "Союз" в диапазоне высот полета от 130 до 85 км; дальнего поля струи управляющего двигателя спутника "ХММ".

Достоверность полученных результатов обеспечивается использованием апробированных численных алгоритмов и подтверждается многочисленными внутренними тестами, сравнением с экспериментальными данными, сопоставлением с результатами других авторов.

Разработанные программные системы позволяют оперативно получать АДХ разрабатываемых и эксплуатируемых КА на орбите и на начальном участке траектории спуска. Эти программные системы могут быть использованы и уже используются в различных аэрокосмических организациях России- (РКК "Энергия", ЦНИИМаш, НПО "Красная звезда") и в Европейском космическом агентстве. С их помощью проведены исследования высотной аэродинамики перспективных К А [34]-[41]. Программный комплекс RuSat применяется в РКК "Энергия" (имеется акт внедрения) для аэродинамического обеспечения эксплуатации Международной космической станции.

По теме диссертации опубликовано 24 печатных работы. Основные результаты диссертации докладывались и обсуждались на следующих научных конференциях:

• Международная конференция по методам аэрофизических исследований (ICMAR) - 1996, 2007;

• Международный симпозиум по динамике разреженного газа (RGD) - 1990, 1992, 1994, 1996, 2006;

• Конференции Американского института аэронавтики и астронавтики (AIAA) - 1997, 2000, 2005, 2006, 2007;

• Международный конгресс по астронавтике (IAC) - 1999, 2000;

• Европейская конференция по реактивным двигателям КА - 1997;

• Европейский симпозиум по аэротермодинамике космических аппаратов - 1998;

• Конференция по высокоскоростным течениям - 2005, 2007;

• Европейская конференция по аэрокосмическим наукам (EUCASS) -2005, а также на семинарах ИТПМ СО РАН и РКК "Энергия".

Заключение диссертации по теме «Механика жидкости, газа и плазмы», Кашковский, Александр Владимирович

Выводы по Главе 3.

• Предложена, апробирована и применена методика получения АДХ станции "Мир" для разной ориентации солнечных батарей путем суперпозиции АДХ, значительно сокращающая объем необходимых вычислений.

• Показана возможность создания статически устойчивых конфигураций станции Мир с малыми значениями коэффициентов возмущающих моментов (0.03 v 0.1) и с достаточно большим коэффициентом сопротивления.

• Использование локально-мостового метода позволило выявить смену знака момента тангажа модели спускаемого аппарата "Союз" на начальном участке траектории спуска. Достоверность этих результатов подтверждена сравнением с расчетами обтекания это аппарата методом ПСМ и результатами экспериментов.

• Численно исследован процесс истечения газовой струи из двигателя управления в вакуум. Предложен "многозонный" подход, при котором течение газа внутри сопла было рассчитано на основе уравнений Навье-Стокса, далее - методом ПСМ и затем - методом ПЧМК. Показано, что в результате взаимодействия струи с поверхностью спутника возникает осевая сила, значительно снижающая эффективность работы управляющих двигателей.

Заключение

При выполнении данной работы, были получены следующие резуль

Созданы и применены в программных системах модули расчета модифицированным методом ПЧМК (одно- и многопроцессорная реализации), позволяющие определять АДХ К А в свободномолекулярном и переходном режимах, получать свободпомолекулярные поля течений и исследовать процесс истечения струй двигателей в вакуум: предложен и реализован в этих модулях алгоритм ускоренного поиска пересечения траектории частицы с поверхностью КА; создана и программно реализована модель обтекания сетчатой поверхности свободномолекулярным потоком газа для метода ПЧМК, значительно упрощающая исследования таких течений.

Разработаны четыре программные системы высотной аэродинамики КА: RAMSES, ANGARA, SCARAB и RuSat, позволяющие значительно расширить класс решаемых прикладных задач и заметно упростить и ускорить процесс их исследований: предложена концепция создания и использования геометрической модели КА для многопараметрических расчетов АДХ; обеспечен многопользовательский и удаленный режим работы программной системы RuSat на основе архитектурной концепции "клиент-сервер"; разработан быстрый и наглядный способ создания набора начальных данных для многопараметрических расчетов АДХ.

Системы RAMSES, ANGARA, SCARAB и RuSat используются для практических приложений в РКК "Энергия", в ЕКА и в других организациях, занимающихся исследованием АДХ КА. Система RuSat используется в РКК "Энергия" для аэродинамического сопровождения эксплуатации МКС (акт внедрения находится в приложении).

• Проведены исследования высотной аэродинамики моделей космической станции "Мир", спускаемой капсулы "Союз" и спутника "ХММ": предложена и апробирована методика получения АДХ станции "Мир" для разной ориентации солнечных батарей путем суперпозиции АДХ базовой конфигурации и вклада в АДХ солнечных батарей; найдены статически устойчивые конфигурации станции "Мир" обладающие малыми значениями аэродинамических возмущающих моментов; обнаружена смена знака момента тангажа модели спускаемой капсулы "Союз" на больших высотах полета вдоль траектории спуска. Спускаемый аппарат статически неустойчив выше 90 км и становится устойчивым- ниже этой высоты. Этот эффект подтвержден расчетами методом ПСМ и сравнением с экспериментальными данными; использован "многозонный" подход для расчета струй двигателей управления спутника "ХММ", истекающих в вакуум: течение газа внутри сопла было рассчитано на основе уравнений На-вье - Стокса, от среза сопла и на расстояние 33 калибров от него - методом ПСМ и далее (на 200 - 300 калибров) - методом ПЧМК. Обнаружена значительная (до 15%) потеря тяги двигателей управления из-за взаимодействия струй с поверхностью спутника.

Список литературы диссертационного исследования кандидат технических наук Кашковский, Александр Владимирович, 2008 год

1. H.Klinkrad, B.Fritsche, A.Kashkovsky. Modeling of non-gravitational forces for low Earth orbits. // 50-th 1.ternational Austronautical Congress. 4-8 Oct 1999. Amsterdam, The Netherlands.

2. Коган М.Н., Динамика разреженного газа. М. Наука, 1967

3. Аэродинамика разреженных газов, сб. 1, под ред. С. В. Валландера, Л., 163;

4. Паттерсон Г. Н., Молекулярное течение газов, пер. с англ., М., 1960;

5. Тзян X. IIL, Аэродинамика разреженных газов, в сборнике: Газовая динамика, сб. статей, пер. с англ., под ред. С.Г. Попова и С.В. Фаль-ковича, М., 1950.

6. Jaslow Н. Aerodynamic Relationships Inherent in Newtonian Impact Theory. AIAA Journal, Vol.6, No.4, p. 608, 1967

7. Pike J. Forces on Convex Bodies in Free Molecular Flow. AIAA Journal, Vol.13, pp. 1454-1459, 1975

8. A.Shelkonogov, G.Koppenwallner, et al. Integral method for the Free-Molecular regime. (WP 9 Report) Hypersonic Technology Gottingen, Report 93/9.

9. M.Ivanov, D.Johannsmeier, A.Kashkovskiy; G.Koppenwallner, Monte-Carlo method, "Monte-an"and "Monte-pan"modules. Hypersonic Technology Gottingen, Report 93/4.

10. Иванов M.C. Численное моделирование течений разреженного газа в переходном режиме. Диссертация к.ф.-м.н., Новосибирск, 1979 г. 204 с.

11. Иванов М.С. Статистическое моделирование гиперзвуковых течений разреженного газа. Диссертация д.ф.-м.н., Новосибирск, 1993 г. 419 с.

12. Potter J.L. Transitional Aerodynamic Simulation and Scaling. Progress in Astronautics and Aeronautics: Thermophysical Aspects of Reentry Flow, ed. J.N. Moss and C.D.Scott, AIAA, Vol. 103, pp 79-96, New York 1986

13. Potter J.L. Procedure for Estimation of the Aerodynamics of Three-Dimensional Bodies in Transitional Flow. Progress in Astronautics and Aeronautics: Rarefied Gas Dynamics, 1988. AIAA /Vol 118, USA.pp. 485 -492,

14. Rhys Jones T.J. The Drag of Slender Axisymetric Bodies in Rarefied Hypersonic Flow. AGARD-CP- 426 Aerodynamics of Hypersonic Lifting Vehicles, 1987. AGARD, pp. 10.1- 10.12

15. Koppenwallner G., Johannsmeier D. Behaviour and Modelling of the Aerothermodynamics of Ballistic Entry Vehicles in the High Altitude Flow Regimes. Proc. of 1th European Symposium on Aerothermodynamics for Space Vehicles. ESA SP -318, pp. 461-468, 1991

16. Bunimovich A.I. , Dubinskii A.V. Local Methods in Rarefied Gas Dynamics// Rarefied Gas Dynamics Vol.1 , Proc. 13th Symp., Novosibirsk, Plenum Press, New York, 1982, pp 431-438

17. Boettcher R. Legge H. A study of Rocket Exhaust Plumes and Impingement Effects on Spacecraft Surfaces III. Plume Impingement Analysis.// DLR IB 222-81 A 28, 1981

18. A.Shelkonogov, G.Koppenwallner, et al. Local Bridging Methods. (WP 5 Report) Hypersonic Technology Gottingen, Report 93/10.

19. Kotov V.M., Lychin E.N., Reshetin A.G., Schelkonogov A.N. An approximate metod of aerodynamic calculation of complex shape bodies in a transition region. Rarefied gas Dynamics. Vol.1, Proc. 13th Symp., Novosibirsk, Plenum press, New York, 1982.

20. Boettcher R. Legge H. Modelling Control Thruster Plume Flow Impingement.// Rarefied Gas Dynamics Vol. 2, Proc. 13th Symp. held in Novosibirsk, Plenum Press, New York , 1982, pp. 983-992.

21. Boettcher R. Studies of Rocket Exhaust Plumes and Impingement Effects related to Columbus Space Station Programm// WP1 Proximity Impingement: Analysis of RVD Impingement Problems. DFVLR IB 22288 A 13, 1988

22. Legge H. Hypersonic approximations for Heat transfer and shear stress applied to continuum and rarefied plume impingement// DLR IB 222-87 A 23 , 1987

23. Boettcher R.D. Applicability of Bridging Methods to Hypersonic Rarefied Flow Aerodynamics.// Proc. of 1th Europ. Symp. on Acrothermodynamics for Space Vehicles. ESA SP -318, pp. 469-476, 1991

24. Xie,Y., Tang, Z., Approximate Calculation of Rarefied Aerodynamic Characteristics of Convex Axiysymmetric Configurations.// Rarefied Gas Dynamics , Vol 118 of Progress in Astronautics and Aeronautics , AIAA, USA. pp. 476-483

25. Potter J.L., Petersen S.W., Local and Overall Aerodynamic Coefficients for Bodies In Hypersonic Rarefied Flow.// AIAA Paper 91-0336, 29th Aerospace Meeting , Jan.7-10 1991 Reno , Nevada USA

26. Potter J.L., Petersen S.W., Local Bridging to Predict Aerodynamic

27. Coefficients in Hypersonic Rarefied Flow.// AIAA J. Spacecraft and Rockets, Vol 29 No.3, 1992 pp.344- 351

28. Иванов M.C., Малыхин C.M., Шелконогов A.H. и др. Пакет прикладных программ расчета аэродинамических характеристик летательных аппаратов в свободномолекулярном и промежуточном режимах обтекания. ППП "Высота". Москва: ГОНТИ 1. 1983 г. ОФАП САПР СМБ-21

29. Ivanov M.S., Antonov S.G., Gimelshein S.F., Kashkovsky A.V. Rarefied numerical aerodynamic tools for reentry problems // Proc. I European Computational Fluid Dynamics Conference. -Elsevier, 1992. -P.1121-1128.

30. Ivanov M.S., Antonov S.G., Gimelshein S,F., Kashkovsky A.V. Computational Tools for Rarefied Aerodynamics // Proc. XVII Intern, symp. on Rarefied Gas Dynamics. -Vancouver, Canada. -1994. -Vol.160. -P.115-126.

31. G.Koppenwallner, D.Johannsmeier, H.Klinkrad, M.Ivanov, A.Kashkovskiy. A Rarefied Aerodinamic Modelling System for Earth Satellites (RAMSES) // Proc. XIX Intern. Conf. on Rarefied Gas Dynamics. -Oxford University Press. -1995. -Voh2. -P.1366-1372.

32. G.Koppenwallner, M.Ivanov, D.Johannsmeier, A.Kashkovskiy. Free Molecular and Transitional Aerodynamics of Spacecraft. Summary Report, Hypersonic Technology Gottingen, Rep. 94-1

33. Г.А.Жукова, А.В.Кашковский, О.Н.Мосейчук. RAMSES система моделирования аэродинамики.разреженного газа для спутников Земли. -Новосибирск, 1995. - 31с. -(Препр./РАН Ин-т теор. и прикл. механики; N 4-95).

34. Antonov S.G., Ivanov M.S., Kashkovsky A.V., Chistolinov V.G., Influence of atmospheric rarefaction on aerodynamic characteristics of flyingvehicles. // Proc. 11th Intern. Symp. on Rarefied Gas Dynamics, Aachen, 1991. P. 522-530.

35. Vashchenkov P.V., Kashkovsky A.V., Ivanov M.S. Rarefied Aerodynamics of the Clipper Reentry Vehicle. // Proc. Europ. Conf. for Aerospace Sciences, Moskow, 2005. 6 p.

36. Vashchenkov P.V., Kashkovsky A.V., Ivanov M.S. Numerical Analysis of Aerodynamics of Reentry Vehicles in Wide Range of Knudsen Numbers. // Proc. East-West High Speed Flowfields Conf., Beijing, 2005. 7 p.

37. Vashchenkov P.V., Kashkovsky A.V., Krylov A.N., Ivanov M.S. Numerical Analysis of High Altitude Aerodynamics of Reentry Vehicles. // AIAA-2005-3409. 6 p.

38. Ivanov M.S., Vashchenkov P.V., Kashkovsky A.V. Numerical Modeling of High Altitude Aerodynamics of Reentry // Proc. 9th AIAA/ASME Joint Thermophys. and Heat Transfer Conf., San Francisco, 2006. 8 p.

39. Vashchenkov P.V., Kashkovsky A.V., Ivanov M.S. Numerical Analysis of High-altitude Aerodynamics the EXPERT Capsule. // Proc. West-East High-Speed Flow Field Conf., Moscow, 2007. 8 p.

40. Vashchenkov P.V., Kashkovsky A.V., Ivanov M.S. Numerical Investigation of the EXPERT Reentry Vehicle Aerothermodynamics Along the Descent Trajectory. // Proc. 39th AIAA Thermophys. Conf., Miami, 2007. 6 p.

41. Ivanov M.S., Kashkovsky A.V., Grinberg E.I. Statistical Simulation of space debris cloud aerodynamics in the free-molecular and transitional regimes. // Proc. 19t/l Intern. Conf. on Rarefied Gas Dynamics. Vol. 2. Oxford, 1994. P. 1401-1408.

42. Schaaf S.A., Chambre P.L. Flow of Rarefied Gases , Princeton Aeronatical Paperbacks Princeton University 1961

43. F.G. Collins, E.C. Knox. Parameters of Nocilla gas/surface interaction model from measured accommodation coefficients. AIAA journal, 1994. Vol. 32, No. 4, P.765-773.

44. O.G. Freedlender, A.P. Nikiforov. Modelling aerodynamic atmospheric effects on the space vehicle based on test data,. Proc. of 2nd Int. Symp. on Environment testing for space programmes, 1993. P. 307-312.

45. Мирошин P.H., Халидов И.А. Теория локального взаимодействия. JL: Издательство Ленинградского университета. 1991.

46. Иванов М.С., Кашковский А.В., Гимелынейн С.Ф., Маркелов Г.Н. Статистическое моделирование гиперзвуковых потоков от свободно-молекулярного до около-континуального режимов. // Теплофизика и аэромеханика, 1997. Т. 4. No. 3. С. 263-282.

47. Ivanov M.S., Markelov G.N., Kashkovsky A.V., Gimelshein S.F. Statistical simulation of high-altitude aerodynamic problems. // Proc. 3rd Europ. Symp. on Aerothermodynamics for Space Vehicles. Noordwijk, 1998. ESA SP-426. P. 245-252.

48. J. Moss, C. Glass, and F. Greene, DSMC Simulations of Apollo Capsule Aerodynamics for Hypersonic Rarefied Conditions // AIAA paper 20063577, June, 2006

49. Ермаков C.M., Михайлов Г.А. Статистическое моделирование // М. Наука, 1982

50. Nocilla S. The Surface Re-Emission Law in Free Molecule Flow. Rarefied gas Dynamics, 3-rd Symposium, J.Laurmann ed, (Academic Press N.Y. 1963) p.327

51. Musanov S.V., Omelik A.I., O.G. Freedlander, Determination of Aerodynamic Characteristics of Convex Bodies in a

52. MPICH-A Portable Implementation. of MPI httprwww-unix.mcs.anl.govmpimpichl

53. Гунько Ю.Ф., Христинич В.Б. Расчет сопротивления плоской решетки в потоке разреженного газа: // Молекулярная газовая динамика и динамика разреженного газа: Материалы VII Всесоюзной конференции по МГД и ДРГ, М., Изд-во АН СССР, 1985, том 1, с. 250-258

54. Гущина-Н.А., Омелик А.И., Помаржанский В.В., Шведов А.В. Экспериментальное определение аэродинамических характеристик образцов сеток в гиперзвуковом свободномолекулярном потоке. Ученые записки ЦАГИ. 1986 г., том 18, N 4, с. 16-23

55. Шведов А.В. О расчете аэродинамических характеристик тел с сетчатыми поверхностями в гиперзвуковом потоке разреженного газа. // Труды ЦАГИ: Динамика разреженных газов и молекулярная газовая динамика. Вып. 2436. М., 1990г. с. 44-60.

56. Гувернюк С.В. О гиперзвуковом обтекании тел с сетчатыми экранами. // Газовая и волновая динамика. М. Айрис-Пресс. 2005г. с. 236-242

57. Musen, P. The influence of the solar radiation pressure on the motionof an artificial satellite. Journ. Geophys. Research, 1960. v.65, No.5, pp. 1391-1396.

58. Parkinson R.W., Jones H.M. and Shapiro I.I. The effect of solar radiation pressure on Earth satellite orbits. Science, 1960. v.131, March 25, pp.920921.

59. Ferraz-Mello, S. Sur le probleme de la pression de radiations dans la theorie des satellites artificiels. C.R. Acad. Sc., Paris, 1964. v.258, p.463.

60. Lala, P. and Sehnal, L. The Earth's shadowing effects in the short-periodic perturbations of satellite orbits. Bulletin of the astronomical institutes of Czechoslovakia, 1969. v.20, p.328.

61. Lala, P. Semi-analytical theory of solar pressure perturbations of satellite orbits during short time intervals. Bulletin of the astronomical institutes of Czechoslovakia, 1971. v.22, p.63.

62. Ferraz-Mello, S. Analytical study of the Earth's shadowing effects on satellite orbits. Celestial Mechanics, 1973. No. 5.

63. Vashkov'yak, S.N. Radiation pressure effect on the motion of artificial Earth satellites. // "Monitoring of artificial Earth satellites 1973. N13, p. 124.

64. Vashkov'yak, S.N. Changes in balloon-satellite orbits induced by light radiation. Astronomicheskii zhurnal,1976. v. 53, No. 5.

65. Sehnal, L. The perturbations of the orbital elements caused by the pressureof the radiation reflected from the Earth's. Trajectories of Artificial Celestial Bodies, Springer Verlag, 1966. p.80.

66. Baker, R.M. Radiation on a satellite in the presence of partly diffuse and partly specular reflecting body. Trajectories of Artificial Celestial Bodies, Springer Verlag, 1966. p.85.

67. Wyatt, S. The effect of terrestrial radiation pressure on satellite orbits. Dynamics of Satellites, Springer Verlag, 1963. p. 180.

68. Sehnal, L. Radiation pressure effects caused by the pressure of the radiatin the motion of artificial satellites. Dynamics of Satellites, Springer Verlag, 1970. p.262.

69. S.brchten, J.Border Strategies for high precision global" positioning system orbit determination. Journ. Geoph. Research, v.92, 1987, pp 12751-12762.

70. Y.Vigue, S.Lichten, R.Muellerschoen, G.Blewitt, M.Heflin Improved GPS solar radiation pressure modeling for precise orbit determination. J. Spacecraft and Rockets, Vol 31, No.5, 1994, pp.830-833.

71. D.Rubincam, N.Weiss Earth albedo and the orbit of LAGEOS. Celestial Mechanics, v.38, 1986, pp.233-296

72. D.Rubincam LAGEOS orbit decay due to infra-red radiation from Earth. NASA TM 87804, Jan, 1987

73. J.Marshall, S.Luttke, P.Antresian Modeling radiation forces acting on TOPEX/POSEIDON for precise orbit determination. NASA TM 104564, June 1992.

74. P.Antresian, G.Rosborough Prediction of radiant energy forces on the TOPEX/POSEIDON spacecraft. J. Spacecraft and Rockets, vol 29, No.l, 1992, pp.81-90

75. Larson, W.J. and Wertz J.R. Space mission design and analysis. Space Technology Series, Kluwer Academic Publishers (1992).

76. NASA Langley Research Center, ERBE Monthly Scanner Data Products, CD ROM distributed by the NASA Distributed Active Archive Center, 1996

77. H.Klinkrad, B.Fritsche, A.Kashkovsky, E.Grinberg. Spacecraft disintegration during uncontrolled atmospheric entry. / / 50-th International Austronautical Congress. 4-8 Oct 1999/Amsterdam, The Netherlands.

78. B.Fritsche, H.Klinkrad, A.Kashkovsky, E.Grinberg Aplication of the Scarab to destructive satellite re-entries. // 51-th International Austronautical Congress. 2-6 Oct 2000/Rio de Janeiro, Brazil.

79. B.Fritsche, H.Klinkrad, A.Kashkovsky, E.Grinberg Spacecraft disintegration during uncontrolled atmospheric re-entry./ / Acta Astronautica Vol.47, Nos.2-9, pp.513-522, 2000

80. Кашковский А.В., Ващенков П.В., Иванов М.С. Программная система для расчета аэродинамики космических аппаратов. // Теплофизика и аэромеханика. 2008. Т. 15. No. 1. С. 79-91.85. wxWidgets. Cross-Platform GUI Library, http://www.wxwidgets.org/

81. V. Luchinskij R. Murtazin, O. Sytin, Yu. Ulybyshev. Mission profile of targeted splashdown for space station Mir. // Journal of spacecraft and rockets, 2003. Vol. 40, No. 5. P. 665-671.

82. V.K. Dogra, R.G. Wilmoth and J.N. Moss Aerothermodynamics of 1.6-m-Diameter Sphere in Hypersonic Rarefied Flow. AIAA-91-0773.

83. Markelov" G.N., Kashkovsky A.V., Ivanov M.S. Space Station MIR Aerodynamics along the Descent Trajectory. // Journal of Spacecraft and Rockets. 2001. Vol. 38. No 1. P. 43-50.

84. M.S.Ivanov, G.N.Markelov, A.V.Kashkovsky, V.M.Kotov, A.N.Krylov, L.V.Mishina. Numerical Investigation of Hypersonic Flows Around

85. Reentry Capsules in the Transitional Regime. // Proc.International Conference on the Methods of Aerophysical Research (ICMAR), Novosibirsk, Russia, 2-6 September 1996, vol. 3, pp 109-114.

86. Решетин А.Г., Семенов Ю.П. Исследование аэродинамических характеристик космического аппарата// Труды III Всес. школы по методам аэрофизических исследований. Новосибирск, 1982. - С.10-14.

87. Ivanov M.S., Markelov G.N., Gimelshein S.F., Mishina L.V., Krylov A.N., Grechko N.V. High-altitude Capsule aerodynamics with real gas effects// J. of Spacecraft and Rockets. 1998. - Vol.35. - No.l. - P.16-22.

88. D. Giordano, M. Ivanov, A. Kashkovsky, G. Markelov, G. Tumino, G. Koppenwallner. Application. o£ DSMC to the Study of Satellite Thruster Plumes.// Atlanta, AIAA Paper 97-2538

89. M. Ivanov, G. Markelov, A. Kashkovsky, and D. Giordano. Numerical analysis of thruster plume interaction problems. // Second Europian Spacecraft Propulsion Conference, ESA SP-398, August 1997, pp 603-610.

90. Giordano D., Ivanov M.S., Kashkovsky A.V., Markelov G.N., Tumino G., and Koppenwallner G. Application of the numerical multizone approach to the Study of Satellite Thruster Plumes. //J. Spacecraft and Rockets, Vol.35, No. 4, 1998, pp. 502-508.

91. M.S. Ivanov, A.V. Kashkovsky, S.F. Gimelshein, G.N. Markelov, A.A. Alekseenko, Ye.A. Bondar, G.A. Zhukova, S.B. Nikiforov,

92. P.V. Vaschenkov. "Computation package SMILE for 2D/3D DSMC modeling". Proc. of 13th International Conference on the Methods of Aerophysical Research (5 10 February, 2007, Novosibirsk, Russia).