Разработка методики формирования облика многоразовой аэрокосмической системы, оптимизация ее проектных параметров и траекторий движения
Исследована концепция аэрокосмической системы, основанная на воздушном старте с дозвукового двухфюзеляжного самолета и ракетном способе выведения на орбиту. Предложена схема траектории аэрокосмической системы, обеспечивающая возврат к точке старта как самолета-носителя, так и первой ракетной ступени с жидкостным ракетным двигателем. Разработана методика многодисциплинарного расчета и оптимизации проектных параметров аэрокосмической системы и приближенно оптимального управления движением ступеней системы с различными силовыми установками на всех участках полета. На основе разработанной методики технико-экономического анализа для определения основных проектных параметров и характеристик был составлен комплекс вычислительных программ на языке С++. Сравнительный анализ трех вариантов горючего на первой ракетной ступени показал, что в случае применения вместо керосина на борту гиперзвукового самолета-разгонщика водородного горючего можно значительно увеличить массу полезного груза при близкой стоимости выведения на орбиту. При сопоставлении технико-экономических показателей аэрокосмической системы с одноразовой ракетой-носителем типа «Союз-2» получено, что за счет многоразовости можно существенно снизить удельную стоимость выведения аэрокосмической системы по сравнению с одноразовыми средствами выведения