Спуск космического аппарата в атмосфере

Материал из Циклопедии
Перейти к навигации Перейти к поиску

Спу́ск косми́ческого аппара́та в атмосфе́ре — участок космического полёта, на котором после входа в атмосферу движение космического аппарата (КА) определяется преимущественно аэродинамическими и гравитационными силами, а при управляемом спуске — также управляющими воздействиями[1][2]. Основными результатами атмосферного взаимодействия являются снижение скорости, изменение траектории и переход аппарата к последующему режиму движения, например парашютному снижению, реактивному торможению или аэродинамической посадке.

Файл:Спускаемый аппарат космического корабля Союз-16.jpg
Спускаемый аппарат космического корабля «Союз-16»

Атмосферный спуск применяется при возвращении КА на Землю, доставке автоматических и пилотируемых аппаратов к поверхности планет с атмосферой, а также в задачах, где аэродинамическое торможение используется для изменения траектории[3][4]. В ходе спуска одновременно решаются задачи механики полёта, аэродинамики, теплопередачи, навигации и управления. Их взаимосвязь учитывается при построении математической модели движения и выборе критериев оптимальности траектории[5][6].

В зависимости от аэродинамической схемы и использования подъёмной силы различают баллистические и управляемые режимы спуска. К управляемым относятся скользящие и планирующие режимы, различающиеся аэродинамическими характеристиками и возможностями изменения траектории[7][8].

Место атмосферного спуска в полёте[править]

Граница между входом в атмосферу и спуском не имеет единственного универсального определения. В одних задачах входом называют переход к существенному аэродинамическому торможению, в других рассматривают его как начальную часть более продолжительного атмосферного участка. Поэтому конкретное определение границ выбирается в соответствии с принятой моделью движения и назначением исследования[9].

Перед атмосферным участком выполняются сход с орбиты и необходимые коррекции траектории. Эти операции определяют положение, скорость и направление движения аппарата в начале аэродинамического участка[10][3].

После аэродинамического торможения аппарат может перейти к парашютному снижению, реактивному торможению, дозвуковому аэродинамическому полёту или непосредственно к посадке. Таким образом, атмосферный спуск следует отличать как от предшествующего входа, так и от собственно посадки[11].

Начальные условия и параметры движения[править]

Начальные условия атмосферного движения определяются положением аппарата, его скоростью и направлением вектора скорости, ориентацией, массой и параметрами атмосферы[5][3]. При возвращении с околоземной орбиты они зависят от параметров орбиты и характеристик тормозного манёвра, а при межпланетных перелётах — также от траектории подлёта к планете и проведённых коррекций[10].

Файл:Vostok1 descent module.jpg
Спускаемые аппараты космических кораблей серий «Восток» и «Восход» спускались по баллистической траектории

Одним из основных параметров является угол наклона траектории к местному горизонту. Он влияет на распределение торможения по высоте и продолжительность прохождения плотных слоёв атмосферы. При расчёте траектории учитываются также допустимые перегрузки и требования к тепловой нагрузке[12]. Пологий вход увеличивает продолжительность аэродинамического взаимодействия, тогда как чрезмерно крутой вход может привести к быстрому возрастанию перегрузок и тепловых нагрузок[13].

К параметрам, определяющим характер спуска, относятся масса аппарата, характерная площадь, аэродинамические коэффициенты, положение центра масс, угол атаки и аэродинамическое качество[14][15].

Важное значение имеет баллистический коэффициент. В одной из распространённых форм он определяется выражением

Невозможно разобрать выражение (SVG с запасным PNG (MathML можно включить с помощью плагина для браузера): Недопустимый ответ («Math extension cannot connect to Restbase.») от сервера «https://wikimedia.org/api/rest_v1/»:): {\displaystyle \beta=\frac{m}{C_D S},}

где Невозможно разобрать выражение (SVG с запасным PNG (MathML можно включить с помощью плагина для браузера): Недопустимый ответ («Math extension cannot connect to Restbase.») от сервера «https://wikimedia.org/api/rest_v1/»:): {\displaystyle m}  — масса аппарата, Невозможно разобрать выражение (SVG с запасным PNG (MathML можно включить с помощью плагина для браузера): Недопустимый ответ («Math extension cannot connect to Restbase.») от сервера «https://wikimedia.org/api/rest_v1/»:): {\displaystyle C_D}  — коэффициент аэродинамического сопротивления, а Невозможно разобрать выражение (SVG с запасным PNG (MathML можно включить с помощью плагина для браузера): Недопустимый ответ («Math extension cannot connect to Restbase.») от сервера «https://wikimedia.org/api/rest_v1/»:): {\displaystyle S}  — характерная площадь. При прочих равных условиях меньшее значение этого отношения соответствует более интенсивному аэродинамическому торможению[16][14]. В различных источниках и прикладных задачах могут использоваться разные определения баллистического коэффициента, поэтому необходимо учитывать принятую систему обозначений.

Аэродинамические силы[править]

При движении в атмосфере на аппарат действуют сила тяжести, сила аэродинамического сопротивления и, при несущей аэродинамической схеме, подъёмная сила[17][6].

Основным параметром аэродинамической нагрузки является динамическое давление:

Невозможно разобрать выражение (SVG с запасным PNG (MathML можно включить с помощью плагина для браузера): Недопустимый ответ («Math extension cannot connect to Restbase.») от сервера «https://wikimedia.org/api/rest_v1/»:): {\displaystyle q=\frac{1}{2}\rho V^2,}

где Невозможно разобрать выражение (SVG с запасным PNG (MathML можно включить с помощью плагина для браузера): Недопустимый ответ («Math extension cannot connect to Restbase.») от сервера «https://wikimedia.org/api/rest_v1/»:): {\displaystyle \rho}  — плотность атмосферы, а Невозможно разобрать выражение (SVG с запасным PNG (MathML можно включить с помощью плагина для браузера): Недопустимый ответ («Math extension cannot connect to Restbase.») от сервера «https://wikimedia.org/api/rest_v1/»:): {\displaystyle V}  — скорость аппарата относительно окружающей среды.

В простейшей модели сила сопротивления и подъёмная сила определяются выражениями

Невозможно разобрать выражение (SVG с запасным PNG (MathML можно включить с помощью плагина для браузера): Недопустимый ответ («Math extension cannot connect to Restbase.») от сервера «https://wikimedia.org/api/rest_v1/»:): {\displaystyle D=q C_D S,\qquad L=q C_L S,}

где Невозможно разобрать выражение (SVG с запасным PNG (MathML можно включить с помощью плагина для браузера): Недопустимый ответ («Math extension cannot connect to Restbase.») от сервера «https://wikimedia.org/api/rest_v1/»:): {\displaystyle D}  — сила сопротивления, Невозможно разобрать выражение (SVG с запасным PNG (MathML можно включить с помощью плагина для браузера): Недопустимый ответ («Math extension cannot connect to Restbase.») от сервера «https://wikimedia.org/api/rest_v1/»:): {\displaystyle L}  — подъёмная сила, Невозможно разобрать выражение (SVG с запасным PNG (MathML можно включить с помощью плагина для браузера): Недопустимый ответ («Math extension cannot connect to Restbase.») от сервера «https://wikimedia.org/api/rest_v1/»:): {\displaystyle C_D} и Невозможно разобрать выражение (SVG с запасным PNG (MathML можно включить с помощью плагина для браузера): Недопустимый ответ («Math extension cannot connect to Restbase.») от сервера «https://wikimedia.org/api/rest_v1/»:): {\displaystyle C_L}  — соответствующие аэродинамические коэффициенты, а Невозможно разобрать выражение (SVG с запасным PNG (MathML можно включить с помощью плагина для браузера): Недопустимый ответ («Math extension cannot connect to Restbase.») от сервера «https://wikimedia.org/api/rest_v1/»:): {\displaystyle S}  — характерная площадь[17].

При снижении скорость обычно уменьшается, а плотность атмосферы увеличивается. Поэтому максимальное динамическое давление и наибольшие аэродинамические нагрузки могут возникать на промежуточном участке траектории, а не в начале или конце спуска[12][13].

Для пространственного движения дополнительно учитываются аэродинамические моменты, положение центра масс и центра давления, вращение планеты и изменение аэродинамических характеристик в зависимости от скорости, высоты и угла атаки[6][18].

Аэродинамическое качество[править]

Аэродинамическое качество определяется отношением подъёмной силы к сопротивлению:

Невозможно разобрать выражение (SVG с запасным PNG (MathML можно включить с помощью плагина для браузера): Недопустимый ответ («Math extension cannot connect to Restbase.») от сервера «https://wikimedia.org/api/rest_v1/»:): {\displaystyle K=\frac{L}{D}.}

Для аппарата с малой подъёмной силой основное изменение скорости и траектории определяется аэродинамическим сопротивлением. При увеличении аэродинамического качества возрастает возможность использовать подъёмную силу для управления траекторией[14][7].

Подъёмная сила может использоваться для изменения дальности спуска, бокового положения и распределения перегрузок. Возможность управления траекторией зависит от аэродинамической схемы и закона изменения ориентации аппарата[19][20].

Высокое аэродинамическое качество расширяет манёвренные возможности, но требует соответствующей аэродинамической формы, устойчивости и системы управления. Поэтому выбор аэродинамической схемы связан с компромиссом между баллистическими, тепловыми, прочностными и управляющими характеристиками[21][22].

Коридор входа[править]

Коридором входа называют область начальных условий, при которых атмосферная траектория удовлетворяет установленным ограничениям по перегрузкам, тепловым нагрузкам, динамическому давлению и конечным параметрам движения[12][13].

В зависимости от используемого описания коридор может задаваться диапазоном углов входа, скоростей, высот условного перицентра или сочетанием нескольких параметров. Его границы определяются аэродинамическими характеристиками, массой и площадью аппарата, свойствами атмосферы и законом управления[12][23].

Слишком пологий вход может привести к недостаточному торможению и выходу аппарата в разреженные слои атмосферы. При слишком крутом входе могут резко возрастать перегрузки, динамическое давление и тепловая нагрузка[12][13].

Реальный аппарат входит в атмосферу с ошибками начального положения и скорости. Поэтому при расчёте коридора учитываются неопределённость начальных условий, ошибки навигации, разброс аэродинамических характеристик и изменения плотности атмосферы[24].

Управляемый спуск позволяет частично компенсировать такие отклонения. Использование подъёмной силы расширяет возможности изменения конечного положения аппарата и управления дальностью полёта[25][20].

Режимы спуска[править]

По характеру использования аэродинамической подъёмной силы выделяют баллистический и управляемые режимы спуска. Управляемые схемы различаются аэродинамическим качеством и способом изменения траектории[7][8].

Баллистический спуск[править]

При баллистическом спуске подъёмная сила практически не используется для управления траекторией. Движение определяется аэродинамическим сопротивлением и силой тяжести, а изменение траектории главным образом задаётся начальными условиями и аэродинамическими характеристиками аппарата[7][14].

Баллистическая схема отличается относительной простотой конструкции и управления. Она предъявляет меньшие требования к аэродинамическим органам управления, но имеет ограниченные возможности коррекции дальности и бокового положения[19].

При возвращении пилотируемых аппаратов баллистический режим может приводить к большим перегрузкам по сравнению с некоторыми управляемыми схемами спуска. Допустимость такого режима определяется характеристиками конкретного аппарата и ограничениями миссии[12][11].

Скользящий спуск[править]

Скользящий спуск использует подъёмную силу для изменения траектории. Возможности маневрирования зависят от аэродинамического качества аппарата и располагаемых управляющих воздействий[8][7].

Для капсульных аппаратов направление подъёмной силы может регулироваться изменением крена. При наклоне аппарата подъёмная сила получает боковую составляющую, что позволяет менять дальность и направление движения[20][19].

Скользящий режим позволяет перераспределять торможение и компенсировать часть отклонений от номинальной траектории. В то же время он требует более точного поддержания ориентации по сравнению с неуправляемым баллистическим спуском[8].

Планирующий спуск[править]

Планирующий спуск характеризуется существенным использованием подъёмной силы и сравнительно высоким аэродинамическим качеством. Он возможен для аппаратов с несущим корпусом или крылатой аэродинамической схемой[26][4].

Планирующая схема позволяет изменять дальность и направление движения и может обеспечивать переход от гиперзвукового атмосферного участка к последующему аэродинамическому полёту. Ограничениями являются сложность управления, требования к устойчивости, прочности и теплозащите[26][27].

Управляемый спуск[править]

Управляемый спуск предназначен для изменения траектории в соответствии с заданной программой и компенсации отклонений начальных условий и внешних возмущений[7][5].

Управление необходимо для достижения заданной области завершения спуска, ограничения перегрузок, соблюдения тепловых ограничений и удержания аппарата в допустимом коридоре движения[12][27].

Для капсульных аппаратов одним из средств управления является изменение крена. Для аппаратов с развитой аэродинамикой могут дополнительно использоваться изменение угла атаки и аэродинамические органы управления[20][22].

Управление может выполняться по заранее рассчитанной опорной траектории или с использованием текущих навигационных данных. Во втором случае закон управления корректируется в процессе движения с учётом фактического состояния аппарата и параметров атмосферы[20].

Для автономного спуска важна устойчивость алгоритма к навигационным ошибкам, неопределённости атмосферы и изменению параметров движения. Такие задачи исследуются, в частности, для аппаратов, выполняющих спуск в атмосфере планеты[28][29].

Динамика движения[править]

Движение КА в атмосфере описывается уравнениями механики, учитывающими силу тяжести и аэродинамические силы, а для управляемых аппаратов — также управляющие воздействия[5][6].

В упрощённых задачах аппарат рассматривается как материальная точка, а его пространственное положение определяется интегрированием уравнений поступательного движения. Для более подробного анализа учитываются вращательное движение, аэродинамические моменты и работа системы ориентации[6].

При снижении высоты меняются плотность и температура атмосферы, скорость движения и аэродинамические характеристики. Поэтому силы и моменты являются переменными величинами и должны определяться для текущего состояния полёта[5].

На динамику спуска могут влиять вращение планеты, атмосферные ветры, отклонения параметров атмосферы, ошибки ориентации и изменения массы аппарата. Значимость этих факторов зависит от продолжительности атмосферного участка и конкретной миссии[24].

Аэродинамическая форма и устойчивость[править]

Форма спускаемого аппарата определяет его сопротивление, подъёмную силу, аэродинамические моменты и характер обтекания[14][15].

Для возвращаемых аппаратов распространены затуплённые носовые части. При гиперзвуковом движении перед затуплённым телом формируется ударная волна, а конфигурация течения влияет на распределение тепловой нагрузки на поверхности[27][13].

Устойчивость определяется положением центра масс и центра давления, геометрией корпуса и зависимостью аэродинамических моментов от углов атаки и скольжения[14][18]. Нарушение устойчивости изменяет ориентацию аппарата, а следовательно, аэродинамические силы и тепловой режим.

Для аппаратов с управляемой подъёмной силой аэродинамическая схема и система управления проектируются совместно. Изменение центровки или геометрии может потребовать изменения закона управления и повторной проверки траектории[22][12].

Перегрузки и динамическое давление[править]

Перегрузки возникают вследствие аэродинамического торможения и изменения направления вектора скорости. Их величина определяется скоростью, плотностью атмосферы, массой, площадью аппарата, аэродинамическими характеристиками и траекторией движения[12][6].

Для пилотируемых аппаратов перегрузки ограничиваются физиологическими возможностями экипажа и конструктивной прочностью. Для автоматических аппаратов ограничения определяются прочностью конструкции и допустимыми режимами работы оборудования[11][30].

Управляемый спуск позволяет перераспределять торможение по траектории и тем самым изменять максимальные перегрузки. Это достигается выбором параметров ориентации и управляющих воздействий[12][20].

Динамическое давление определяется плотностью атмосферы и квадратом скорости. Превышение допустимого значения может привести к чрезмерным нагрузкам на корпус, крепления, антенны и раскрываемые элементы. Поэтому ограничение динамического давления учитывается при выборе траектории и аэродинамической схемы[12][13].

Аэродинамический нагрев и теплозащита[править]

При больших скоростях перед аппаратом возникает ударно-сжатый слой газа с высокой температурой. Передача энергии от газа к поверхности приводит к интенсивному аэродинамическому нагреву[27][31].

Тепловая нагрузка зависит от скорости, плотности атмосферы, геометрии и размеров аппарата, состояния поверхности и траектории[13]. При высоких скоростях учитываются химические реакции в газе, неравновесность течения и, при соответствующих условиях, радиационный теплообмен[27][32].

Для поверхности аппарата важны как максимальный тепловой поток, так и интегральное воздействие за весь атмосферный участок. Эти параметры определяют требования к теплозащите и допустимые условия входа[27][31].

Выбор теплозащитной системы связан с массой аппарата, его аэродинамической формой, скоростью входа и длительностью теплового воздействия. Поэтому изменение траектории может потребовать изменения конструкции теплозащиты, а изменение теплозащиты — пересмотра массовых и баллистических характеристик[27][11].

Экспериментальные данные используются для проверки расчётных моделей. Например, при анализе лётных данных марсианского аппарата Schiaparelli исследовались конвективный и радиационный нагрев его поверхности[32].

Навигация и точность спуска[править]

Точность спуска зависит от начального состояния аппарата, точности навигации, аэродинамических характеристик, модели атмосферы и исполнения управляющих воздействий[33][24].

На разных участках используются навигационные измерения и оценки состояния аппарата. Выбор состава навигационной системы определяется требованиями к точности и особенностями миссии[33].

При расчёте точности учитывается не одна номинальная траектория, а совокупность возможных траекторий при разбросе начальных условий и параметров среды. Формируется область допустимых конечных состояний, в которой должны находиться высота, скорость и положение аппарата перед следующим этапом[12][25].

Для управляемых аппаратов навигационная система образует вместе с алгоритмом управления замкнутый контур. Текущая оценка состояния используется для коррекции ориентации и траектории, что позволяет компенсировать часть возмущений[33][28].

Возмущения атмосферы[править]

Плотность и температура атмосферы изменяются с высотой и временем. Расчётная модель поэтому представляет приближение реального состояния среды[34][24].

Отклонение плотности от расчётного значения изменяет аэродинамические силы и тем самым влияет на торможение, перегрузки, тепловой режим и дальность спуска[13][24].

К атмосферным неопределённостям добавляются ошибки определения начальной скорости и положения, изменение массы и положения центра масс, разброс аэродинамических коэффициентов и погрешности системы управления[24][33].

При расчёте траекторий исследуется совокупность таких отклонений. Для управляемых аппаратов дополнительно оценивается способность системы управления сохранять допустимое движение при изменении параметров атмосферы и начальных условий[24][28].

Математическое и физическое моделирование[править]

Математическое моделирование используется для расчёта траекторий, выбора начальных условий, оценки коридора входа и анализа чувствительности движения к различным возмущениям[5][6].

Физические эксперименты дополняют расчёты. В аэродинамических и термодинамических установках могут определяться характеристики потока, силы, моменты и тепловые нагрузки, после чего результаты сопоставляются с численными моделями. Выбор метода проверки зависит от исследуемого режима и возможностей экспериментальной установки[5][32].

Экспериментальная проверка[править]

Расчётные характеристики спуска проверяются по данным наземных и лётных экспериментов. Лётные данные позволяют исследовать фактическую траекторию, воздействие атмосферы и тепловую нагрузку, а также уточнять расчётные модели[32].

Сопоставление расчётных и измеренных характеристик используется для уточнения моделей и эксплуатационных ограничений. При этом учитываются погрешности измерений и отличия реальных условий полёта от расчётных[32][24].

Многократный вход в атмосферу[править]

При некоторых схемах возвращения аппарат может совершать несколько последовательных прохождений атмосферы, разделённых участками движения в разреженной среде. Такая схема позволяет распределять аэродинамическое торможение и тепловое воздействие между несколькими атмосферными участками[35].

Многократный вход может использоваться при возвращении с высокоэнергетических траекторий. Параметры таких траекторий выбираются с учётом ограничений по перегрузкам, нагреву, точности и возможностям управления. В отличие от однократного глубокого входа, часть кинетической энергии рассеивается в течение нескольких взаимодействий с атмосферой[35].

Спуск в атмосферах разных планет[править]

Общие закономерности атмосферного движения сохраняются для различных планет, однако конкретные характеристики спуска определяются силой тяжести, составом и плотностью атмосферы, температурой, скоростью подлёта и назначением миссии[34][2].

Земля[править]

Земная атмосфера позволяет эффективно снижать скорость возвращаемых аппаратов за счёт аэродинамического сопротивления. Для капсульных аппаратов применяются баллистические и управляемые схемы, а для несущих и крылатых конфигураций возможен планирующий спуск[8][26][36].

При возвращении с околоземной орбиты начальные условия определяются тормозным манёвром и параметрами орбиты. Для возвращения с Луны или межпланетных траекторий вход происходит при иных начальных скоростях, что меняет требования к теплозащите и траекторному управлению[11][23].

Марс[править]

Файл:Entry.jpg
Космический аппарат входит в атмосферу Марса, рисунок

Атмосфера Марса значительно разреженнее земной. Она позволяет использовать аэродинамическое торможение, но его эффективность существенно зависит от начальных условий, баллистических параметров аппарата и состояния атмосферы[37][38].

При марсианском спуске особое значение имеет согласование аэродинамического торможения с последующей системой мягкой посадки. При исследовании траектории учитываются коридор входа и конечная скорость перед включением посадочных средств[37][29].

Проблема управления движением в атмосфере Марса включает выбор траектории и законов управления для аппаратов, использующих аэродинамическую подъёмную силу[29][38].

Венера[править]

Плотная атмосфера Венеры обеспечивает сильное аэродинамическое торможение, одновременно создавая значительные тепловые и механические нагрузки. Поэтому траектория спуска и теплозащита венерианского аппарата рассматриваются совместно[39][40].

В процессе снижения характеристики среды изменяются от условий высокоскоростного входа к плотным нижним слоям. Поэтому конструкция аппарата и её теплозащита должны сохранять работоспособность в широком диапазоне температур, давлений и аэродинамических нагрузок[39][40].

Переход к последующему режиму[править]

Атмосферный спуск заканчивается переходом к режиму, который обеспечивает дальнейшее снижение или посадку. Универсальной высоты окончания спуска не существует: она определяется конструкцией аппарата и программой конкретной миссии[41][11].

Для одних аппаратов границей служит раскрытие парашютной системы, для других — включение посадочных двигателей, переход к дозвуковому аэродинамическому полёту или выполнение другого управляющего манёвра[42].

К моменту перехода должны быть достигнуты требуемые высота, скорость, ориентация и положение относительно расчётной траектории. Для автоматических планетных аппаратов существенным параметром является также конечная скорость перед включением системы мягкой посадки[41][37].

Значение атмосферного спуска для проектирования[править]

Атмосферный спуск представляет собой взаимосвязанную задачу баллистики, аэродинамики, аэротермодинамики, навигации и управления. Масса и форма аппарата определяют аэродинамические характеристики и тепловую нагрузку, траектория определяет распределение скорости и перегрузок, а система управления обеспечивает выполнение заданных ограничений[1][6].

Изменение одного проектного параметра может повлиять сразу на несколько характеристик. Увеличение массы изменяет баллистический коэффициент, изменение формы — аэродинамические силы и тепловую нагрузку, изменение центровки — устойчивость и управляющие характеристики. Поэтому параметры атмосферного участка определяются совместно с конструкцией КА и его системами[16][27][15].

Примечания[править]

  1. ↑ 1,0 1,1 Иванов Н. М., Мартынов А. И. Движение космических летательных аппаратов в атмосферах планет. — М.: Наука, 1985. — С. 25—30.
  2. ↑ 2,0 2,1 Баженов В. И., Осин М. И. Посадка космических аппаратов на планеты. — М.: Машиностроение, 1978. — С. 6—25.
  3. ↑ 3,0 3,1 3,2 Иванов Н. М., Лысенко Л. Н. Баллистика и навигация космических аппаратов. — 2-е, перераб. и доп.. — М.: Дрофа, 2004. — С. 368—385.
  4. ↑ 4,0 4,1 Петров Ю. А., Карраск В. К. Конструирование и проектирование космических летательных аппаратов. — М.: Машиностроение, 1986. — С. 58—63.
  5. ↑ 5,0 5,1 5,2 5,3 5,4 5,5 5,6 Иванов Н. М., Мартынов А. И. Движение космических летательных аппаратов в атмосферах планет. — М.: Наука, 1985. — С. 43—55.
  6. ↑ 6,0 6,1 6,2 6,3 6,4 6,5 6,6 6,7 Константинов М. С., Каменков Е. Ф., Перелыгин Б. П., Безвербый В. К. Механика космического полёта / под ред. В. П. Мишина. — М.: Машиностроение, 1989. — С. 326—342.
  7. ↑ 7,0 7,1 7,2 7,3 7,4 7,5 Константинов М. С., Каменков Е. Ф., Перелыгин Б. П., Безвербый В. К. Механика космического полёта / под ред. В. П. Мишина. — М.: Машиностроение, 1989. — С. 315—352.
  8. ↑ 8,0 8,1 8,2 8,3 8,4 Иванов Н. М., Лысенко Л. Н. Баллистика и навигация космических аппаратов. — 2-е, перераб. и доп.. — М.: Дрофа, 2004. — С. 387—410.
  9. ↑ Иванов Н. М., Мартынов А. И. Движение космических летательных аппаратов в атмосферах планет. — М.: Наука, 1985. — С. 30—38.
  10. ↑ 10,0 10,1 Охоцимский Д. Е., Сихарулидзе Ю. Г. Основы механики космического полёта. — М.: Наука, 1990. — С. 197—207.
  11. ↑ 11,0 11,1 11,2 11,3 11,4 11,5 Баженов В. И., Осин М. И. Посадка космических аппаратов на планеты. — М.: Машиностроение, 1978. — С. 26—42.
  12. ↑ 12,00 12,01 12,02 12,03 12,04 12,05 12,06 12,07 12,08 12,09 12,10 12,11 Иванов Н. М., Мартынов А. И. Движение космических летательных аппаратов в атмосферах планет. — М.: Наука, 1985. — С. 76—103.
  13. ↑ 13,0 13,1 13,2 13,3 13,4 13,5 13,6 13,7 Сидняев Н. И. Влияние аэродинамики космического аппарата на коридор входа и нагрев в атмосфере планетрус. // Вопросы электромеханики. Труды ВНИИЭМ. — 2021. — том 184. — № 5. — С. 14—30.
  14. ↑ 14,0 14,1 14,2 14,3 14,4 14,5 Зеленцов В. В., Казаковцев В. П. Основы баллистического проектирования искусственных спутников Земли. — М.: Издательство МГТУ им. Н. Э. Баумана, 2012. — С. 126—130.
  15. ↑ 15,0 15,1 15,2 Козлов Д. И., Аншаков Г. П., Агарков В. Ф., Антонов Ю. Г., Козлов В. Д. Конструирование автоматических космических аппаратов. — М.: Машиностроение, 1996. — С. 222—226.
  16. ↑ 16,0 16,1 Иванов Н. М., Мартынов А. И. Движение космических летательных аппаратов в атмосферах планет. — М.: Наука, 1985. — С. 131—137.
  17. ↑ 17,0 17,1 Иванов Н. М., Мартынов А. И. Движение космических летательных аппаратов в атмосферах планет. — М.: Наука, 1985. — С. 31—37.
  18. ↑ 18,0 18,1 Калугин В. Т. Аэрогазодинамика органов управления полётом летательных аппаратов. — М.: Издательство МГТУ им. Н. Э. Баумана, 2004. — С. 6—18.
  19. ↑ 19,0 19,1 19,2 Гущин В. Н. Основы устройства космических аппаратов. — М.: Машиностроение, 2003. — С. 68—70.
  20. ↑ 20,0 20,1 20,2 20,3 20,4 20,5 Джабаров М. А., Зубов Н. Е. Об одном подходе к решению задачи спуска космического аппарата в атмосфере Землирус. // Пилотируемые полёты в космос. — 2018. — № 2 (27). — С. 46—63.
  21. ↑ Иванов Н. М., Мартынов А. И. Движение космических летательных аппаратов в атмосферах планет. — М.: Наука, 1985. — С. 37—42.
  22. ↑ 22,0 22,1 22,2 Калугин В. Т. Аэрогазодинамика органов управления полётом летательных аппаратов. — М.: Издательство МГТУ им. Н. Э. Баумана, 2004. — С. 218—229.
  23. ↑ 23,0 23,1 Иванов Н. М., Лысенко Л. Н. Баллистика и навигация космических аппаратов. — 2-е, перераб. и доп.. — М.: Дрофа, 2004. — С. 418—429.
  24. ↑ 24,0 24,1 24,2 24,3 24,4 24,5 24,6 24,7 Иванов Н. М., Мартынов А. И. Движение космических летательных аппаратов в атмосферах планет. — М.: Наука, 1985. — С. 168—176.
  25. ↑ 25,0 25,1 Константинов М. С., Каменков Е. Ф., Перелыгин Б. П., Безвербый В. К. Механика космического полёта / под ред. В. П. Мишина. — М.: Машиностроение, 1989. — С. 357—370.
  26. ↑ 26,0 26,1 26,2 Иванов Н. М., Лысенко Л. Н. Баллистика и навигация космических аппаратов. — 2-е, перераб. и доп.. — М.: Дрофа, 2004. — С. 410—418.
  27. ↑ 27,0 27,1 27,2 27,3 27,4 27,5 27,6 27,7 Иванов Н. М., Мартынов А. И. Движение космических летательных аппаратов в атмосферах планет. — М.: Наука, 1985. — С. 104—167.
  28. ↑ 28,0 28,1 28,2 Орлов Д. А., Купреев С. А., Самусенко О. Е., Мельников В. М. Алгоритм поддержки принятия управленческих решений при автономном управлении космическими аппаратами в атмосфере планетырус. // Вестник Российского университета дружбы народов. Серия: Инженерные исследования. — 2023. — том 24. — № 2. — С. 121—134. — DOI:10.22363/2312-8143-2023-24-2-121-134
  29. ↑ 29,0 29,1 29,2 Иванов Н. М., Мартынов А. И. Управление движением космического аппарата в атмосфере Марса. — М.: Наука, 1977. — С. 389—416.
  30. ↑ Гущин В. Н. Основы устройства космических аппаратов. — М.: Машиностроение, 2003. — С. 40—41.
  31. ↑ 31,0 31,1 Ярошевский В. А. О критериях оптимизации теплового режима космических аппаратов при входе в атмосферурус. // Космические исследования. — 1997. — том 35. — № 1. — С. 91—98.
  32. ↑ 32,0 32,1 32,2 32,3 32,4 Суржиков С. Т., Яцухно Д. С. Анализ лётных данных по конвективному и радиационному нагреву поверхности спускаемого марсианского космического аппарата Schiaparelliрус. // Известия Российской академии наук. Механика жидкости и газа. — 2022. — № 6. — С. 74—85. — DOI:10.31857/S0568528122600394
  33. ↑ 33,0 33,1 33,2 33,3 Иванов Н. М., Лысенко Л. Н. Баллистика и навигация космических аппаратов. — 2-е, перераб. и доп.. — М.: Дрофа, 2004. — С. 495—499.
  34. ↑ 34,0 34,1 Иванов Н. М., Мартынов А. И. Движение космических летательных аппаратов в атмосферах планет. — М.: Наука, 1985. — С. 11—24.
  35. ↑ 35,0 35,1 Леонов В. В., Гришко Д. А., Айрапетян М. А., Швыркина О. С., Никитин Г. А. Тепловой анализ траекторий возвращения от Луны с несколькими входами в атмосферу для баллистической капсулы и аппаратов скользящего спускарус. // Космические исследования. — 2021. — том 59. — № 3. — С. 196—208. — DOI:10.31857/S0023420621030079
  36. ↑ Космические аппараты / под общ. ред. К. П. Феоктистова. — М.: Воениздат, 1983. — С. 119—126.
  37. ↑ 37,0 37,1 37,2 Баженов В. И., Осин М. И. Посадка космических аппаратов на планеты. — М.: Машиностроение, 1978. — С. 43—53.
  38. ↑ 38,0 38,1 Соколов Н. Л., Орлов Д. А. Проектно-баллистические исследования проблемы спуска космических аппаратов в атмосфере Марсарус. // Вестник Московского авиационного института. — 2016. — том 23. — № 1. — С. 98—106.
  39. ↑ 39,0 39,1 Баженов В. И., Осин М. И. Посадка космических аппаратов на планеты. — М.: Машиностроение, 1978. — С. 54—58.
  40. ↑ 40,0 40,1 Ксанфомалити Л. В., Экономов А. П. О системах теплозащиты спускаемых аппаратов для исследований Венерырус. // Астрономический вестник. Исследования Солнечной системы. — 2018. — том 52. — № 1. — С. 43—50. — DOI:10.7868/S0320930X17060019
  41. ↑ 41,0 41,1 Иванов Н. М., Мартынов А. И. Движение космических летательных аппаратов в атмосферах планет. — М.: Наука, 1985. — С. 168—188.
  42. ↑ Зеленцов В. В., Казаковцев В. П. Основы баллистического проектирования искусственных спутников Земли. — М.: Издательство МГТУ им. Н. Э. Баумана, 2012. — С. 130—136.

Литература[править]

Учебники и монографии[править]

  • Иванов Н. М., Мартынов А. И. Движение космических летательных аппаратов в атмосферах планет. — М.: Наука, 1985. — 384 с.
  • Баженов В. И., Осин М. И. Посадка космических аппаратов на планеты. — М.: Машиностроение, 1978. — 159 с.
  • Иванов Н. М., Лысенко Л. Н. Баллистика и навигация космических аппаратов. — 2-е, перераб. и доп.. — М.: Дрофа, 2004. — 543, [1] с. — ISBN 5-7107-7085-X.
  • Константинов М. С., Каменков Е. Ф., Перелыгин Б. П., Безвербый В. К. Механика космического полёта / под ред. В. П. Мишина. — М.: Машиностроение, 1989. — 407 с. — ISBN 5-217-00145-3.
  • Зеленцов В. В., Казаковцев В. П. Основы баллистического проектирования искусственных спутников Земли. — М.: Издательство МГТУ им. Н. Э. Баумана, 2012. — 174 с. — ISBN 978-5-7038-3585-2.
  • Космические аппараты / под общ. ред. К. П. Феоктистова. — М.: Воениздат, 1983. — 319 с.
  • Гущин В. Н. Основы устройства космических аппаратов. — М.: Машиностроение, 2003. — 272 с. — ISBN 5-217-01301-X.
  • Петров Ю. А., Карраск В. К. Конструирование и проектирование космических летательных аппаратов. — М.: Машиностроение, 1986.
  • Калугин В. Т. Аэрогазодинамика органов управления полётом летательных аппаратов. — М.: Издательство МГТУ им. Н. Э. Баумана, 2004. — 686 с. — ISBN 5-7038-1968-7.
  • Охоцимский Д. Е., Сихарулидзе Ю. Г. Основы механики космического полёта. — М.: Наука, 1990. — 448 с. — ISBN 5-02-014090-2.
  • Иванов Н. М., Мартынов А. И. Управление движением космического аппарата в атмосфере Марса. — М.: Наука, 1977. — 416 с.
  • Козлов Д. И., Аншаков Г. П., Агарков В. Ф., Антонов Ю. Г., Козлов В. Д. Конструирование автоматических космических аппаратов. — М.: Машиностроение, 1996.

Научные публикации[править]

  • Сидняев Н. И. Влияние аэродинамики космического аппарата на коридор входа и нагрев в атмосфере планетрус. // Вопросы электромеханики. Труды ВНИИЭМ. — 2021. — том 184. — № 5. — С. 14—30.
  • Джабаров М. А., Зубов Н. Е. Об одном подходе к решению задачи спуска космического аппарата в атмосфере Землирус. // Пилотируемые полёты в космос. — 2018. — № 2 (27). — С. 46—63.
  • Орлов Д. А., Купреев С. А., Самусенко О. Е., Мельников В. М. Алгоритм поддержки принятия управленческих решений при автономном управлении космическими аппаратами в атмосфере планетырус. // Вестник Российского университета дружбы народов. Серия: Инженерные исследования. — 2023. — том 24. — № 2. — С. 121—134. — DOI:10.22363/2312-8143-2023-24-2-121-134
  • Соколов Н. Л., Орлов Д. А. Проектно-баллистические исследования проблемы спуска космических аппаратов в атмосфере Марсарус. // Вестник Московского авиационного института. — 2016. — том 23. — № 1. — С. 98—106.
  • Леонов В. В., Гришко Д. А., Айрапетян М. А., Швыркина О. С., Никитин Г. А. Тепловой анализ траекторий возвращения от Луны с несколькими входами в атмосферу для баллистической капсулы и аппаратов скользящего спускарус. // Космические исследования. — 2021. — том 59. — № 3. — С. 196—208. — DOI:10.31857/S0023420621030079
  • Суржиков С. Т., Яцухно Д. С. Анализ лётных данных по конвективному и радиационному нагреву поверхности спускаемого марсианского космического аппарата Schiaparelliрус. // Известия Российской академии наук. Механика жидкости и газа. — 2022. — № 6. — С. 74—85. — DOI:10.31857/S0568528122600394
  • Ксанфомалити Л. В., Экономов А. П. О системах теплозащиты спускаемых аппаратов для исследований Венерырус. // Астрономический вестник. Исследования Солнечной системы. — 2018. — том 52. — № 1. — С. 43—50. — DOI:10.7868/S0320930X17060019
  • Ярошевский В. А. О критериях оптимизации теплового режима космических аппаратов при входе в атмосферурус. // Космические исследования. — 1997. — том 35. — № 1. — С. 91—98.
Рувики

Одним из источников, использованных при создании данной статьи, является статья из википроекта «Рувики» («ruwiki.ru») под названием «Спуск космического аппарата в атмосфере», расположенная по адресу:

—https://ru.ruwiki.ru/wiki/Спуск_космического_аппарата_в_атмосфере

Материал указанной статьи полностью или частично использован в Циклопедии по лицензии CC-BY-SA 4.0 и более поздних версий.

Всем участникам Рувики предлагается прочитать материал «Почему Циклопедия?».

Источник — http://cyclowiki.org/w/index.php?title=Спуск_космического_аппарата_в_атмосфере&oldid=2760846