Розробка конструктивної схеми та вибір проектних параметрів аеродинамічної системи відведення з орбіти розгінних ступенів ракет-носіїв

Abstract

Наведено аналіз та класифікацію аеродинамічних систем відведення з орбіти розгінних ступенів ракет-носіїв і визначено технічну реалізованість і можливість створення аеродинамічних надувних систем для відведення. Складено математичну модель орбітального руху розгінного ступеня ракети-носія. Проведено розрахунок параметрів аеродинамічних систем відведення різних конфігурацій без урахування впливу факторів космічного простору. Оцінено вплив факторів космічного простору на аеродинамічну систему відведення та показано, що вплив атомарного кисню й космічного вакууму (сублімації) призводить до зменшення товщини оболонки аеродинамічного елементу системи, а вплив фрагментів космічного сміття — до збільшення витрат робочої речовини для наддування оболонки аеродинамічного елементу системи. Обрано конструктивну схему та проведено розрахунок параметрів аеродинамічної системи відведення з урахуванням впливу факторів космічного простору.

The aerodynamic systems for upper-stage rocket launcher de-orbit have been analyzed. The feasibility and possibility of creating aerodynamic inflatable deorbit systems have been established. A mathematical model of upper-stage rocket launcher orbital motion has been developed. The aerodynamic deorbit system parameters for various configurations neglecting effects of space factors have been calculated. The effect of space factors on the aerodynamic deorbit system has been estimated. The effect of atomic oxygen and cosmic vacuum (sublimation) has been showed to lead to a decrease in shell thickness, while space debris causes an increase in consumption of working substance to inflate shell. The structural design has been selected and aerodynamic deorbit system parameters have been calculated with effect of space factors taken into account.

Представлен анализ и классификация аэродинамических систем увода с орбиты разгонных ступеней ракет-носителей и определена техническая реализуемость и возможность создания аэродинамических наддувных систем для увода. Составлена математическая модель орбитального движения разгонной ступени ракеты-носителя. Проведен расчет параметров аэродинамических систем увода различных конфигураций без учета влияния факторов космического пространства. Проведена оценка влияния факторов космического пространства на аэродинамическую систему увода, показано, что влияние атомарного кислорода и космического вакуума (сублимации) ведет к уменьшению толщины оболочки, а влияние фрагментов космического мусора — к увеличению расходов рабочего вещества для наддува оболочки. Выбрана конструктивная схема и проведен расчет параметров аэродинамической системы увода с учетом влияния факторов космического пространства.