تحلیل ماموریت سامانه لغو پرتاب یک فضاپیمای سرنشیندار به کمک شبیه سازی مسیر و مدلسازی عددی آیرودینامیک

هدف از پژوهش حاضر، طراحی و تحلیل دینامیک پرواز سامانه لغو پرتاب یک فضاپیمای سرنشین‌دار زیرمداری در مرحله طراحی مفهومی است. برای این منظور پس از بررسی انواع پیکربندی‌های متداول و براساس ملاحظات ماموریتی، دو نوع واریانت اصلی انتخاب و تحلیل‌های گوناگون برای ارزیابی عملکرد ایرودینامیکی در رژیم های جریان و سناریوهای عملیاتی مختلف بر روی آنها صورت گرفت. به علاوه اثر جت‌های خروجی از نازل‌های موتور فرار بر جریان حول سامانه لغو پرتاب نیز مورد مطالعه قرار گرفت. شبیه‌سازی‌های انجام شده نشان می‌دهد که پیکربندی دارای اتصال خرپا و نازل موتور فرار پایین در شرایط پروازی مختلف پسای به نسبت کمتری دارد. اما تداخل کمتر جت‌های خروجی موتور فرار با بدنه، پیکربندی با اتصال آداپتور و نازل موتور فرار بالا را مطلوبتر می‌سازد. پسای افزوده در این پیکربندی نیز که عمدتا ناشی از چهار نازل بیرون‌زده از بدنه است با بازطراحی موتور فرار و نازل‌های آن تا حد زیادی کاهش می‌یابد. بر این اساس یک پیکربندی نهایی به عنوان طرح مفهومی سامانه لغو پرتاب فضاپیمای سرنشین‌دار مورد نظر پیشنهاد شده است. با توجه به محاسبات ایرودینامیکی صورت گرفته، شبیه سازی دینامیک پرواز برای سنجش صحت مسیر طراحی شده انجام شد، نتایج بدست آمده نشان می‌دهد طراحی ایرودینامیکی پیکربندی توانسته است به خوبی نیازمندی‌های مسیر پروازی را پوشش دهد.

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

The purpose of the presented work is to design and 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 strutbased lowmounted 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 adaptorbased highmounted 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.