Разработка методов термобаллистического анализа для исследование перспективных технологий возвращения пилотируемого космического корабля со второй космической скоростью

Получены численные результаты, иллюстрирующие работоспособность предложенной методики построения траекторий возврата на примере перелета с низкой круговой полярной селеноцентрической орбиты. Разработана методика построения оптимальной траектории перелета для возвратной ракеты, обеспечивающей доставку аппарата из заданной точки поверхности Луны в заданный район поверхности Земли. Осуществлена модификация алгоритмов решения соответствующих обратных задач теплопереноса. В ходе предшествующих этапов была разработана методика идентификации параметров газовой среды по результатам измерения теплового потока в критической точке обтекаемого тела. Задача идентификации сводилась к обратной задаче для уравнений пограничного слоя, которая решалась в экстремальной постановке с применением методов оптимизации нулевого порядка. В ходе заключительного этапа осуществлена модификация разработанной методики с целью применения градиентных методов оптимизации, что позволяет ускорить вычислительный процесс и получить более высокую точность идентификации. Проведены экспериментально-расчетные исследования по отработке технических и методических средств разрабатываемых технологий. Проведен комплекс экспериментальных исследований на установке конвективного нагрева. Проведена экспериментальная апробация расчетно-экспериментального метода определения параметров внешнего газового потока из решения обратных задач теплопереноса. Проведен анализ эффективности и верификация вычислительных алгоритмов математического моделирования процессов сопряженного тепло- и массопереноса при взаимодействии материалов с высокоэнтальпийными газовыми потоками в случае радиационно-конвективного теплообмена для различных условий движения в атмосфере. Разработан вычислительный алгоритм комплексного термобаллистического проектирования космического аппарата