تحليل ماموريت سامانه لغو پرتاب يك فضاپيماي سرنشيندار به كمك شبيه سازي مسير و مدلسازي عددي آيروديناميك

Mission Analysis of Launch Abort System of a Manned Spacecraft via Trajectory Simulation and Aerodynamic Numerical Modelling

هدف از پژوهش حاضر، طراحي و تحليل ديناميك پرواز سامانه لغو پرتاب يك فضاپيماي سرنشين‌دار زيرمداري در مرحله طراحي مفهومي است. براي اين منظور پس از بررسي انواع پيكربندي‌هاي متداول و براساس ملاحظات مأموريتي، دو نوع واريانت اصلي انتخاب و تحليل‌هاي گوناگون براي ارزيابي عملكرد ايروديناميكي در رژيم هاي جريان و سناريوهاي عملياتي مختلف بر روي آنها صورت گرفت. به علاوه اثر جت‌هاي خروجي از نازل‌هاي موتور فرار بر جريان حول سامانه لغو پرتاب نيز مورد مطالعه قرار گرفت. شبيه‌سازي‌هاي انجام شده نشان مي‌دهد كه پيكربندي داراي اتصال خرپا و نازل موتور فرار پايين در شرايط پروازي مختلف پساي به نسبت كمتري دارد. اما تداخل كمتر جت‌هاي خروجي موتور فرار با بدنه، پيكربندي با اتصال آداپتور و نازل موتور فرار بالا را مطلوبتر مي‌سازد. پساي افزوده در اين پيكربندي نيز كه عمدتا ناشي از چهار نازل بيرون‌زده از بدنه است با بازطراحي موتور فرار و نازل‌هاي آن تا حد زيادي كاهش مي‌يابد. بر اين اساس يك پيكربندي نهايي به عنوان طرح مفهومي سامانه لغو پرتاب فضاپيماي سرنشين‌دار مورد نظر پيشنهاد شده است. با توجه به محاسبات ايروديناميكي صورت گرفته، شبيه سازي ديناميك پرواز براي سنجش صحت مسير طراحي شده انجام شد، نتايج بدست آمده نشان مي‌دهد طراحي ايروديناميكي پيكربندي توانسته است به خوبي نيازمندي‌هاي مسير پروازي را پوشش دهد.

The purpose of the presented work is to analysis flight dynamic of launch abort system of a manned spacecraft in the conceptual stage of development. To this goal, through studying of various conventional configurations and based on the mission considerations, two main variants are selected and several analyses are performed on them for the evaluation of aerodynamic performance in different flow regimes and operational scenarios. Moreover, the effect of exhaust jets of scape tower nozzles on the flow pattern around launch abort system is investigated. The results of simulations indicate that the strut-based low-mounted nozzle configuration has lower drag force in different flight conditions. On the other hand, less interaction between the exhaust jets and spacecraft body is favorably observed for the adaptor-based high-mounted nozzle configuration. The second variant has extra drag due to four projected nozzles that can be handled via redesigning of scape rocket and its nozzles. Accordingly, the final concept of launch abort system of considered manned spacecraft is proposed. Based on the aerodynamic solutions, flight dynamic simulations are carried out for the assessment of designed flight path and the results show that the presented aerodynamic configuration has met the flight path requirements of launch abort mission.