WWW.NAUKA.X-PDF.RU
БЕСПЛАТНАЯ ЭЛЕКТРОННАЯ БИБЛИОТЕКА - Книги, издания, публикации
 

Pages:   || 2 | 3 | 4 | 5 |   ...   | 17 |

«ПОСВЯЩАЕТСЯ 150-ЛЕТИЮ К. Э. ЦИОЛКОВСКОГО, СО ДНЯ РОЖДЕНИЯ 100-ЛЕТИЮ С. П. КОРОЛЁВА СО ДНЯ РОЖДЕНИЯ 50-ЛЕТИЮ ЗЕМЛИ И ЗАПУСКА ПЕРВОГО В МИРЕ ИСКУССТВЕННОГО СПУТНИКА ЧЕРЕЗ ТЕРНИИ К ЗВЕЗДАМ ...»

-- [ Страница 1 ] --

Фонд поддержки творческих инициатив студентов

ПОСВЯЩАЕТСЯ 150-ЛЕТИЮ К. Э. ЦИОЛКОВСКОГО,

СО ДНЯ РОЖДЕНИЯ

100-ЛЕТИЮ С. П. КОРОЛЁВА

СО ДНЯ РОЖДЕНИЯ

50-ЛЕТИЮ ЗЕМЛИ

И ЗАПУСКА ПЕРВОГО В МИРЕ ИСКУССТВЕННОГО СПУТНИКА

ЧЕРЕЗ ТЕРНИИ

К ЗВЕЗДАМ

ПОД Ю.Ю. КОМАРОВА В.П. МАХРОВА



РЕДАКЦИЕЙ ПРОФ. И ПРОФ.

Москва УДК 629.735.33 Через тернии к звездам / Под ред. проф. Ю. Ю. Комарова и проф. В. П.

Махрова. – М.: Изд-во МАИ, 2007. – 520 с.

В сборнике содержатся статьи научно-исследовательских, проектноконструкторских и технологических работ студентов, молодых ученых и инженеров, представленных на Всероссийский открытый конкурс, посвященный 150-летию со дня рождения К. Э. Циолковского, 100-летию со дня рождения С. П. Королёва и 50-летию запуска первого в мире искусственного спутника Земли.

Редакционная коллегия: В. М. Абашев, А. С. Аветисян, Л. С. Гурьева, Г. А. Дубенский, Ю. Ю. Комаров (председатель), В. З. Максимович, В. П. Махров, С. Л. Самсонович, А. С. Сидоренко, Ю. Г. Сосулин, А. А. Пунтус, А. М. Хомяков.

Рецензенты: С. В. Далецкий, Л. Б. Большаков.

Издание осуществлено с авторских оригиналов, представленных на бумажных и магнитных носителях. Редакция не несет ответственности за ошибки авторов. Претензии не принимаются. При перепечатке ссылка обязательна.

c Фонд поддержки творческих инициатив студентов ISBN _-____-____-_ МАИ, 2007 г.

Роскосмос уверенно смотрит в будущее Запуск 4 октября 1957 года первого ИСЗ ознаменовал начало освоения человечеством космоса и открыл новую эру в исследованиях Земли, планет, Солнца, звезд, Галактик и других объектов Вселенной.

Через год после запуска первого спутника космический аппарат «Луна-1»/«Мечта» совершил пролет вблизи Луны, затем «Луна-3»

облетела и сфотографировала обратную сторону. Полученные результаты впервые позволили создать полный глобус Луны. Последовавшие затем посадка и передача панорам лунной поверхности («Луна-9», «Луноход-1» и Анатолий Николаевич Перминов «Луноход-2») и доставка грунта Луны («Луна-16, «Луна-20», «Луна-24») позволили во многом переосмыслить механизмы формирования Солнечной системы, системы Земля-Луна, уточнить представление о свойствах лунной поверхности и обстановке на ней, приблизиться к постановке проблемы использования лунных минеральных ресурсов.

Запуская первый спутник, основоположник отечественной космонавтики С. П. Королев планировал полет человека в космос. Именно поэтому на втором спутнике был проведен медико-биологический эксперимент с собакой, который показал принципиальную возможность полета живого организма в условиях перегрузок при выведении на орбиту, в невесомости при орбитальном полете и воздействии космических излучений. В дальнейшем медико-биологические исследования в космосе были продолжены и развиты, что дало возможность 12 апреля 1961 года с наименьшим риском выполнить первый в мире пилотируемый космический полет.

Полет Ю. А. Гагарина открыл эру пилотируемой космонавтики. Развитие этого направления потребовало расширить и углубить исследования в области медико-биологического обеспечения экипажей пилотируемых кораблей «Восток», «Восход», «Союз» и станций «Салют», «Мир», МКС.

В результате были разработаны методы обеспечения работоспособности космонавтов в условиях длительных полетов без ущерба для их здоровья.

Помимо этого проводились исследования фундаментальных проблем адаптации живых организмов к факторам космического полета: невесомости и повышенной радиации, что было необходимо для обеспечения межпланетных полетов человека, в первую очередь полетов на Луну и Марс.

Россия является одной из немногих стран мира, создавших уникальную ракетно-космическую промышленность, позволяющую решать задачи совершенствования и развития ракетно-космической техники в интересах социально-экономического развития страны, науки и международного сотрудничества, обеспечения гарантированного доступа и необходимого присутствия России в космическом пространстве.

Упрочение достигнутых российской космонавтикой позиций — одна из основных государственных задач Федерального космического агентства, которое обеспечивает реализацию государственной политики в сфере космической деятельности. Перспективы космической деятельности России связаны с реализацией основного для Роскосмоса документа — Федеральной космической программы России на 2006 – 2015 годы (ФКП-2015), утвержденной Правительством Российской Федерации.





В 2006 году были подведены итоги реализации Федеральной космической программы России на 2001 – 2005 годы (ФКП-2005). К основным результатам реализации ФКП-2005 необходимо отнести следующие: за программный период проведено 79 пусков отечественных ракет-носителей, на орбиты выведен 51 космический аппарат (КА) социально-экономического и научного назначения. Состав орбитальной группировки социальноэкономического и научного назначения увеличился с 31 КА до 39 КА. Улучшилось и качественное состояние орбитальной группировки: доля КА, работающих в пределах гарантированных сроков активного существования, увеличилась с 28 до 51,3 процента. С 2005 года на орбите начал функционировать КА дистанционного зондирования Земли среднего разрешения «Монитор-Э», а с 2006 года — высокого разрешения — «Ресурс-ДК1». На сегодняшний день основу группировки спутниковой связи и вещания составляют космические аппараты нового поколения серии «Экспресс-АМ».

В 2006 году наша страна стала лидером по числу пусков ракетносителей со своих космодромов. Их доля составила около 40 процентов мирового годового объема пусков. На околоземные орбиты всего в мире было выведено 94 новых спутника, в том числе российских — 16.

На сегодняшний день в космосе работает около 950 космических аппаратов, из них более 450 — американских.

Сегодня Россия играет ключевую роль в обеспечении функционирования Международной космической станции, доставке на нее экипажей и грузов. Принятые решения по развитию российского сегмента МКС позволят через несколько лет превратить станцию в орбитальный научнопроизводственный комплекс.

Мы готовы к конструктивному взаимовыгодному сотрудничеству в космосе, к координации и интеграции наших программ, к корректировке планов развития пилотируемой космонавтики с участием Европейского космического агентства. Российскую пилотируемую транспортную космическую систему нового поколения планируется создавать в рамках широкой международной кооперации.

Что касается перспектив космической деятельности, то она определяется в первую очередь Федеральной космической программой России на 2006 – 2015 годы (ФКП-2015) и Федеральной целевой программой «Глобальная навигационная система» (ГЛОНАСС).

В конце февраля 2007 года в Гвианском космическом центре состоялась закладка камня с «гагаринской» стартовой площадки в фундамент нового французского стартового комплекса, который мы строим там для обеспечения пусков отечественной ракеты-носителя «Союз-СТ». Наземное оборудование уже осенью текущего года отправится во Французскую Гвиану, а первый пуск ракеты-носителя «Союз-СТ» с данного экваториального космодрома запланирован на весну 2009 года. Это символ дружбы России и Франции в космической области.

Наши космические планы направлены на повышение качества жизни граждан страны, а также решение общих проблем и развитие цивилизации на планете.

Руководитель Федерального космического агентства, профессор, д.т.н., зав. кафедрой «Управление эксплуатацией ракетно-космических систем»

Московского авиационного института А. Н. Перминов

Оригинал статьи расположен по адресу:

http://www.roscosmos.ru/Show1Bring.asp?BrifID=6

РАКЕТОСТРОЕНИЕ И КОСМИЧЕСКАЯ

ТЕХНИКА

–  –  –

РАЗРАБОТКА КОНЦЕПЦИИ ПИЛОТИРУЕМОЙ ЭКСПЕДИЦИИ

НА МАРС С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ ДВИГАТЕЛЕЙ МАЛОЙ ТЯГИ

Особенности концепции проекта марсианской экспедиции, разработканной РКК “Энергия” На околоземную орбиту доставляют элементы корабля, которые собираются на орбите в единый комплекс. Затем этот комплекс с помощью двигательных установок выходит на межпланетную траекторию и в течение нескольких месяцев происходит полет к Марсу.

Около Марса комплекс тормозится и выходит на околомарсианскую орбиту. От основной части комплекса отделяется специальный посадочный корабль, в котором экипаж экспедиции или его часть спускается на поверхность Марса.

После выполнения работы экипаж на взлетном модуле, который находился в составе посадочного корабля, возвращается на комплекс и экспедиция берет курс к Земле.

Комплекс состоит из межпланетного орбитального корабля, электрореактивной двигательной установки с солнечными батареями в качестве источника энергии, обеспечивающей перелет от Земли к Марсу и обратно; посадочного корабля с взлетным модулем, на котором часть экипажа садится на планету и возвращается на основную часть комплекса.

Таблица. Основные характеристики межпланетного комплекса по концепции РКК “Энергия” Начальная масса комплекса около 600 т Общее время экспедиции около 2 лет Число членов экипажа 6 человек Тяга межпланетного двигателя 300 Н Мощность солнечной электростанции 15 МВт

Предлагаемая концепция марсианской экспедиции обладает следующими основными особенностями:

6 Рис. 1. Схема полета межпланетного экспедиционного комплекса к Марсу Рис. 2. Общий вид межпланетного экспедиционного комплекса (МЭК) высокая вероятность благополучного возвращения экипажа, использование электрореактивных двигателей и солнечных батарей позволяет сделать корабль многоразовым, невероятная площадь солнечных батарей более 200 000 м.

Альтернативная концепция проекта марсианской экспедиции Вся программа основывается на трех космических аппаратах: двух энергетических космических модулях (ЭКМ) и одном марсианском экспедиционном комплексе (МЭК). Такое разделение необходимо, прежде всего, для обеспечения требований по радиационной безопасности экипажа, а также для повышения вероятности благополучного возвращения на Землю в случае отказа одного из ЭКМ.

На борту энергетического космического модуля располагаются термоэмиссионные ядерные реакторы; преобразователи электрической энергии, вырабатываемой ядерной энергоустановкой, в электромагнитное излучение СВЧ, так называемые, амплитроны; антенна, одна сторона которой передает излучение на борт МЭК, а вторая направлена в тень и является холодильником излучателем для термоэмиссионной ядерной энергоустановки; бортовые системы, обеспечивающие управление ЭКМ и собственная ДУ на основе стационарных плазменных двигателей. Также для осуществления сборки в космосе необходимы манипуляторы.

–  –  –

Состав марсианского экспедиционного комплекса (МЭК):

модуль разгонного блока малой тяги, на котором размещены приборы и агрегаты, баки с запасом рабочего тела, ДУ малой тяги, ферма приёмной антенны СВЧ;

командный модуль, на котором размещены СЖО и БЦВМ, радиационное убежище при солнечных вспышках, жилой модуль для экипажа командный модуль при сборке комплекса на орбите;

служебный модуль с размещенными в нем СЖО, резервными системами, жилым модулем для экипажа;

блок обеспечения нагрузок;

антенна СВЧ, с механизмом раскрытия и полупроводниками;

пилотируемый спускаемый аппарат;

грузовой спускаемый аппарат.

Сборка МЭК и ЭКМ производится на монтажных околоземных орбитах, для МЭК высота ниже 400 км, а для ЭКМ — выше 800 км (работы по монтажу ЯЭУ), далее с помощью жидкостных разгонных блоков 2 ЭКМ и МЭК выводятся на стартовые орбиты, лежащие в плоскости орбиты перелета. Группировка КА формируется таким образом, чтобы один ЭКМ находился выше орбиты МЭК, а второй — ниже. Расстояние от МЭК до ЭКМ 5–10 км. Использование жидкостных разгонных блоков обосновано скоростью прохождения опасных для человека радиационных поясов.

Таблица. Основные характеристики марсианского экспедиционного комплекса по предложенной концепции Масса МЭК на стартовой орбите около 600 т Общее время экспедиции 2,28 года Количество членов экипажа 6 человек Тяга межпланетного двигателя 280 Н Мощность, передаваемая с 2 ЭКМ 6 МВт Площадь приемной антенны 3 240 м КПД передачи энергии от ЭКМ к МЭК, включая обратное 60 % преобразование в электрическую энергию

–  –  –

Расчетная схема полета марсианского экспедиционного комплекса к Марсу Со стартовых орбит группировка КА с помощью двигательных установок переходит на межпланетную траекторию.

При подлете к Марсу группировка тормозится. От основной части комплекса отделяется специальный посадочный корабль, в котором часть экипажа экспедиции спускается на поверхность Марса.

После выполнения работы экипаж на взлетном модуле, находящемся в составе посадочного корабля, возвращается на МЭК и берет курс к Земле.

Траектория перелета Земля-Марс разбита на участки: геоцентрический

– набор нулевой энергии, межпланетный (гелиоцентрический), планетоцентрический – торможение и выход на околомарсианскую орбиту. Траектория перелета Марс – Земля аналогична.

На геоцентрическом участке в рассматриваемой концепции используется тангенциальная тяга.

Система уравнений, описывающая движение МЭК на геоцентрическом участке, следующая

–  –  –

где — начальное ускорение МЭК.

Граничные условия:

В результате интегрирования получается следующая траектория, показанная на рис. 4 Моторное время МЭК — около 72 дней.

Гелиоцентрический участок траектории состоит из двух активных участков и одного пассивного. Для нахождения времени движения на каждом отрезке траектории необходимо решить краевую задачу:

Граничные условия:

–  –  –

1. Для первого активного участка:

2. Для пассивного участка:

3. Для второго активного участка:

Результаты решения краевой задачи:

время движения на первом активном участке (суток) — 61,845;

время движения на пассивном участке (суток) — 203,982;

–  –  –

время движения на втором активном участке (суток) — 48,265;

общее время перелета (суток) — 314,092;

общее моторное время (суток) — 110,11.

Предложенная концепция обладает следующими особенностями:

высокая вероятность благополучного возвращения экипажа;

возможность дальнейшего использования ЭКМ для других космических программ в качестве источника энергии;

реальные, относительно концепции РКК “Энергия” габариты аппаратов;

увеличилось количество аппаратов, а, следовательно, возросла стоимость космической программы.

–  –  –

Московский авиационный институт (государственный технический университет)

ОПРЕДЕЛЕНИЕ ОПТИМАЛЬНОЙ СХЕМЫ ВЫВЕДЕНИЯ КА НА

ГСО С ПОМОЩЬЮ КОМБИНИРОВАННОЙ ДВИГАТЕЛЬНОЙ

УСТАНОВКИ, ВКЛЮЧАЮЩЕЙ ДВИГАТЕЛЬНУЮ УСТАНОВКУ

ХИМИЧЕСКОГО РАЗГОННОГО БЛОКА И ЭЛЕКТРОРАЕКТНУЮ

ДВИГАТЕЛЬНУЮ УСТАНОВКУ

В настоящее время широко используются космические аппараты, находящиеся на геостационарной орбите (ГСО). Их группировка постоянно обновляется и пополняется. В связи с этим, актуальной является задача осуществления оптимальных режимов выведения космических аппаратов на ГСО. Проблема снижения стоимости выведения на ГСО и другие высокие рабочие орбиты, повышения эффективности проведения этой транспортной операции на сегодняшний день является также весьма актуальной.

Таким образом, возникает вопрос: нельзя ли обеспечить выведение иными средствами, чем используемые ныне для повышения эффективности систем выведения?

Одним из таких средств является использование электроракетных двигателей (ЭРД), которые в литературе часто называют двигателями малой тяги.

Широко известно, что применение ионных и плазменных двигателей позволяет существенно увеличить массу полезной нагрузки за счет большего удельного импульса, которым обладают такие двигатели. Однако в этом случае чрезмерно увеличивается время, требуемое на выведение полезной нагрузки с опорной на рабочую орбиту. Этот отрицательный фактор существенно ограничивает применение такого рода двигателей, так как зачастую большое время выведения не приемлемо в рамках решаемой задачи.

Вследствие этого, возникает необходимость выведения с помощью совместного использования, как традиционных химических ракетных двигателей, так и двигателей малой тяги. Тем самым обеспечивается повышение эффективности системы и приемлемое время выведения. В этом случае перевод полезной нагрузки с низкой околоземной орбиты, которую обеспечивает ракета-носитель, на стационарную орбиту, должен производиться с помощью транспортного комплекса. В состав этого комплекса входит химический разгонный блок и некая транспортная платформа, на которой установлен двигатель малой тяги.

Химический разгонный блок (ХРБ) обеспечивает быстрый вывод полезного груза вместе с транспортной платформой на некоторую промежу

–  –  –

Основной вопрос, который предстояло решить, состоял в нахождении оптимальных параметров промежуточной орбиты, при которых масса полезного груза на конечной орбите была бы максимальна, а выведение осуществлялось бы за приемлемое время.

Переход с низкой круговой орбиты на промежуточную эллиптическую

– двухимпульсный. Первое включение двигателя разгонного блока — в точке 1. В результате происходит увеличение радиуса апоцентра орбиты.

Второе включение — в точке 2. Этим импульсом увеличивается радиус перицентра и изменяется наклонение орбиты. При необходимости, можно выразить значения величин импульсов, которые обеспечат выход системы на орбиту с некоторыми параметрами,,.

Также можно найти массу топлива, необходимую для обеспечения этих импульсов.

Дальнейшее исследование задачи по выбору оптимальных параметров промежуточной траектории невозможно без знания приращений характеристической скорости, которую требуется сообщить системе для перехода с промежуточной орбиты на ГСО.

Очевидно, что эти приращения зависят от параметров промежуточной орбиты.

Решение задачи перехода с некоторой эллиптической орбиты на ГСО с помощью малой тяги рассматривается в статье [1]. В рамках этой работы была получена таблица приращений характеристической скорости для ряда различных значений параметров эллиптической орбиты. Используя эти результаты и проводя аппроксимацию значений приращений характеристической скорости в пространстве трех переменных (,,, стало возможным получать значения хар для любых параметров промежуточной орбиты а также требуемые массы ксенона, для хар обеспечения этих приращений.

Время перехода с промежуточной орбиты на ГСО в этом случае можно записать следующим образом:

где — секундный массовый расход ксенона.

Для нахождения параметров оптимальной промежуточной траектории был создан ряд программных средств, который позволил численно решить поставленную задачу.

Анализируя возможные варианты параметров промежуточной орбиты, были получены их оптимальные значения, при которых конечная масса системы максимальна.

Также были получены значения относительной конечной массы системы, массы топлива ХРБ и требуемой массы ксенона двигательной установки малой тяги для различных значений времен перехода на геостационарную орбиту в интервале от 50 до 240 суток.

Было выявлено, что переход на ГСО не возможен за время менее суток.

Итоговые зависимости показаны на рис. 2.1 – 2.6.

Рассмотрим полученные зависимости. Очевидно, что с увеличением времени перехода конечная масса будет возрастать, что и было подтверждено расчетом. Значение к возрастает по времени (см. рис. 2.1).

График наклонения также возрастает (рис. 2.2). Рост происходит довольно резко, после чего в районе 170 суток значение наклонений выходит на свое предельное значение и далее видно некоторое колебание около этого значения.

Радиус перицентра плавно уменьшается и в районе 160 суток он также выходит на свое предельное значение, соответствующее высоте начальной орбиты (рис. 2.4).

Особый интерес вызывает зависимость радиуса апоцентра от времени (рис. 2.3). В районе 170 – 180 суток происходит скачкообразное изменение вида зависимости. Вероятно, это связано с тем, что именно для этих времен перехода происходит резкое изменение зависимости наклонения.

Фактически, принимает постоянное предельное значение, что сказывается на других зависимостях. На графике R (Т) это влияние менее заметно в связи с тем, что R выходит на свой предел раньше 170 суток.

В рассмотренных решениях было принято одно существенное допущение: не вводилось ограничение на величину топлива, необходимого для запуска двигателя химического разгонного блока. Это условие ограничивает минимальную величину второго импульса и оказывает сильное влияние на итоговые зависимости.

Итоговые зависимости с учетом ограничения по топливу показаны на рис. 3.1 – 3.6, введение ограничения на величину топлива, расходуемого на второй импульс, приводит к тому, что зависимость наклонения орбиты становится более пологой (рис. 3.2). Причем, чем большее ограничение вводится на величину топлива, тем более слабо растет величина.

Особое внимание стоит обратить на графики радиуса апоцентра (рис.

3.3). Значения сначала растут, достигая некоторого максимума, а затем резко убывают, образуя пик на графике. Можно заметить, что абсциссы экстремумов на этих графиках соответствуют абсциссам точек перегиба на графиках наклонения, однако физический смысл этого явления до конца не ясен. Впрочем, вызывает вопросы и тот факт, что после введения условия по ограничению массы топлива, сильно возрастает разброс значений на графике радиусов перицентров. Нарушается та гладкость кривой, которая была получена в первом случае. Этот разброс нельзя списать на погрешность расчета. Увеличение точности и количества обрабатываемых точек не приводят к значительному улучшению картины зависимости.

Рассмотренные результаты решения не охватывают весь спектр вопросов, связанных с этой задачей. Например, здесь не рассматривается нахо

–  –  –

0,3 0,25 0,2 0,15 0,1 0,05

–  –  –

Рис. 2.3. Зависимость радиуса апоцентра Рис. 2.4. Зависимость радиуса перицентра промежуточной орбиты от времени перехо- промежуточной орбиты от времени перехода на ГСО да на ГСО <

–  –  –

Рис. 2.5. Зависимость оптимальной мас- Рис. 2.6. Зависимость оптимальной массы сы топлива ХРБ от времени перехода на ксенона ЭРДУ от времени перехода на ГСО ГСО.m1 и m2 – массы топлива, требуемые для обеспечения первого и второго импульса <

–  –  –

0,3 0,25 0,2 0,15 0,1 0,05 Рис. 3.1. Зависимость относительной конеч- Рис. 3.2. Зависимость наклонения промежуной массы от времени перехода на ГСО для точной орбиты от времени перехода на ГСО различных ограничений по топливу ХРБ для различных ограничений по топливу ХРБ

–  –  –

Рис. 3.5. Зависимость оптимальной массы Рис. 3.6. Зависимость оптимальной массы топлива ХРБ от времени перехода на ГСО ксенона ЭРДУ от времени перехода на ГСО для различных ограничений по топливу ХРБ для различных ограничений по топливу ХРБ ждение максимально возможной массы полезного груза, доставляемой на ГСО. Однако представленные здесь результаты позволяют сделать заключение о большой эффективности транспортного комплекса такого рода.

–  –  –

1. Konstantinov M. S, Petukhov V. G. Easy engineering technique of optimal electric propulsion trajectory estimation. Proceeding of 57-th International Astronautical Congress, October 2–6 2006, Valencia, Spain. Paper IAC-06-C4.4.06

–  –  –

Московский авиационный институт (государственный технический университет)

СОСТАВ И ТЕХНОЛОГИЯ СБОРКИ МЭК НА МОНТАЖНОЙ

ОРБИТЕ

В данной работе ставится задача по уточнению состава межпланетного экспедиционного комплекса (МЭК) для пилотируемой экспедиции к Марсу с использованием энергетических космических модулей (ЭКМ); порядка и технологии сборки комплекса на монтажной орбите; предварительному определению массы пассивной радиационной защиты командного модуля.

1. Уточненный состав межпланетного экспедиционного комплекса и порядок его сборки на орбите При проектировании основным приоритетом было использование отработанных технологий и элементов конструкций, применявшихся на орбитальных станциях. В результате была получена схема технологического и функционального членения, разработана последовательность сборки комплекса на орбите.

Схема технологического членения представлена на рис. 1.

По своему функциональному назначению МЭК делится на:

1) Командный модуль

Назначение:

размещение СЖО и БЦВМ;

радиационное убежище при солнечных вспышках;

жилой модуль для экипажа;

Рис. 1. Схема технологического членения

командный модуль при сборке комплекса на орбите.

Основные параметры:

суммарная масса (без водной радиационной защиты) 15 тонн;

масса с радиационной защитой 70 тонн;

размеры: длина – 14000 мм, диаметр – 4100 мм;

для размещения на РН используется технологическая проставка, шлюзовой отсек закрывается обтекателем;

жилой объём 48 м.

2) Служебный модуль

Назначение:

размещение СЖО, эксперименты, резервные системы;

жилой модуль для экипажа.

Основные параметры:

суммарная масса 20 тонн;

размеры: длина – 12000 мм, диаметр – 4100 мм;

для размещения на РН используется технологическая проставка, шлюзовой отсек закрывается обтекателем;

жилой объём 48 м.

3) Модуль разгонного блока малой тяги

Назначение:

размещение приборов и агрегатов;

размещение баков с запасом рабочего тела ДУ малой тяги;

размещение двигательных панелей малой тяги;

размещение фермы приёмных антенн СВЧ.

Основные параметры:

суммарная масса (без рабочего тела) — 18 тонн;

размеры: длина — 20000 мм, диаметр — 5800 мм;

размеры контейнера: длина – 25000 мм, диаметр — 6000 мм.

4) Приёмная антенна СВЧ Назначение: приём и преобразование СВЧ энергии от энергоблока

Основные параметры:

суммарная масса 9,5 тонн;

размеры в сложенном состоянии: длина — 35000 мм, диаметр — 6000 мм;

в развёрнутом: радиус — 35000 мм;

принимаемая мощность 4 МВт;

при выведении размещается на внешней подвеске РН в контейнере.

5) Жидкостной разгонный блок Назначение: сообщение комплексу разгонного импульса с целью быстрого выхода на орбиту радиусом 24000 км.

Компоненты: кислород-водород;

масса в незаправленном состоянии: 24 т, масса в заправленном состоянии: 420 т, масса окислителя 333 т, масса горючего 60 т;

размеры одного ускорителя: длина — 17 000 мм, диаметр — 4 100 мм;

Нн = 400 км, Нк = 24 000 км.

6) Панель двигательной установки малой тяги Число двигателей на двух панелях — 1000 шт;

размеры 4160 3740 235;

тип двигателей — СПД-140;

суммарная тяга — 280 Н;

удельный импульс — 26 000 м/c;

потребляема мощность — 6 кВт;

масса двух панелей — 9 тонн.

Выведение осуществляется РН с массой ПН – 12 тонн, габариты головного обтекателя – 9000, диаметр 4250.

Разработана подробная технологическая схема монтажа двигательных панелей малой тяги (таблица 1).

Суммарное время выхода около 6 часов 5 минут не превышает максимального - 7 часов. Резерв по времени 1 час. Технологическая последовательность монтажа второй панели малой тяги идентична первой и выполняется во время второго выхода космонавтов.

–  –  –

Методика позволяет определить толщину стенки радиационного убежища для различных радиационных воздействий:

1. солнечных вспышек,

2. галактического излучения,

3. радиационных поясов Земли.

Ослабление дозы протонов солнечных вспышек (доза за защитой):

–  –  –

где — частота вспышек; — длительность полёта; — риск превышения заданного потока протонов солнечных вспышек.

Для периода максимума солнечной активности (max СА):

–  –  –

где — тяговооружённость корабля; — тяга двигателя; — масса корабля; — угол наклона орбиты раскрутки к плоскости экватора.

При пребывании в космосе в течение от одного до трёх лет предельно допустимая эквивалентная доза может быть определена по следующей формуле (российский стандарт ГОСТ 25645.215-85):

–  –  –

Отсюда легко определить, что предельно допустимая эквивалентная доза облучения при годичном пребывании в космосе будет равна 66 Бэр, при двухгодичном 118 Бэр, при трёхгодичном 162 Бэр.

При расчётах было принято:

–  –  –

В результате работы был определён состав межпланетного экспедиционного комплекса для пилотируемой экспедиции к Марсу с использованием энергетических космических модулей, также разработан порядок и технология сборки комплекса на монтажной орбите. Выработаны рекомендации к построению линейки грузоподъёмности РН для осуществления выведения модулей и рабочих тел МЭК на монтажную орбиту. Оценена масса пассивной радиационной защиты в составе командного модуля.

–  –  –

Московский авиационный институт (государственный технический университет)

АНАЛИЗ ВАРИАНТОВ ТРАНСПОРТНОЙ СИСТЕМЫ

ЗЕМЛЯ—ЛУНА—ЗЕМЛЯ ДЛЯ ОБСЛУЖИВАНИЯ ЛУННЫХ БАЗ

Задача работы заключается в анализе вариантов транспортной системы Земля—Луна—Земля для обслуживания лунных баз. При этом предполагается, что доставка груза по обоим направлениям в транспортной системе Земля—Луна—Земля будет осуществляться с использованием разгонных блоков (РБ) для придания космическому аппарату скорости, необходимой для перелета. Многообразие вариантов связано с возможностью доставки грузов различными разгонными блоками, имеющими разные характеристики, а также с различными потребностями в размерности грузопотока и в направлении Земля—Луна, и в направлении Луна—Земля.

Основные грузы в направлении Земля—Луна, определяющие размерность грузопотока — это элементы будущей лунной базы, оборудование, ресурсы, которые невозможно получить на Луне. В связи с этим предполагаемый грузопоток на поверхность Луны составляет 200 т в год с квантом груза 10 т. На орбиту искусственного спутника Луны (ОИСЛ) для этого нужно доставлять 600 т в год с квантом 30 т. Основным грузом в направлении Луна—Земля станет гелий-3. Для транспортировки 1 т его нужно около 4 т сопровождающего груза в виде контейнеров, охлаждающего оборудования и пр; т. е. за квант груза на поверхность Земли можно принять 5 т, а на орбиту искусственного спутника Луны (ОИСЛ) — 5,5 т. Грузопоток по этому маршруту связан с энергетическими потребностями. Для энергетического обеспечения России нужно 20 т гелия-3 в год (100 т груза в год на поверхность, 110 т груза в год на ОИСЗ), для обеспечения мировой потребности нужно 200 т гелия-3 в год (1000 т груза в год на поверхность Земли, 1100 т груза в год на ОИСЗ). Таким образом, для предварительных расчетов приняты следующие значения квантов груза: 30 т на ОИСЛ; 5,5 т на ОИСЗ.

Анализ вариантов транспортной системы Земля—Луна—Земля поможет оценить, какие именно разгонные блоки пригодны для использования в транспортной системе, какой квант полезного груза сможет доставить каждый из них и до какой степени нужно модифицировать разгонный блок, чтобы он смог доставить груз большей массы.

Описание области применения Транспортная система Земля—Луна—Земля предназначена для освоения Луны и создания на ней постоянной базы. В этой системе будет использован принцип прямой и обратной транспортировки груза с поверхности планеты старта на поверхность планеты назначения с использованием орбит искусственного спутника Земли и искусственного спутника Луны. При этом реализация транспортной системы будет зависеть от ее востребованности, эффективности и экономичности.

По мере выполнения программы освоения Луны уровень потребных грузопотоков по маршруту Земля—Луна будет возрастать, причем на определенном этапе может произойти качественный переход от запуска только автоматических КА к регулярному запуску пилотируемых КА на Луну.

Реализация промышленного этапа освоения Луны потребует резкого наращивания мощности транспортной космической системы Земля—Луна— Земля. Возможности такого наращивания, однако, далеко не безграничны вследствие нарастания экологических угроз при увеличении интенсивности пусков ракет-носителей с химическими ДУ. Выход из этой ситуации придется искать, вероятно, по двум направлениям. За счет максимального использования лунных (и, возможно, других внеземных) ресурсов можно добиться снижения потребного уровня грузопотоков с Земли. В частности, имеется в виду переход к так называемому "самообеспечению"лунных баз и использованию лунных ресурсов для производства ракетного топлива. С другой стороны, на базе ожидаемых научно-технических достижений могут быть разработаны совершенно новые, нетрадиционные средства космической транспортировки на различных физических принципах (использующие термоядерную энергию, неракетные ускорители разных типов и т. д.).

Полученные результаты могут быть использованы для оценки энергетических затрат на транспортировку грузов, оценки возможности использования существующих транспортных космических систем (ТКС) при создании транспортной системы Земля-Луна-Земля.

Описание проделанной работы Для проведения анализа в среде MathCAD 2003 была написана программа расчета перелетов. Она позволяет, задавшись исходными данными и выбрав разгонный блок, получить параметры траекторий перелета, разгонный и тормозной импульсы, проследить изменение массы КА на разных этапах перелета, узнать массовые характеристики модификации РБ, которая позволит доставить на орбиту планеты назначения заданный полезный груз.

При расчете перелетов были приняты следующие допущения:

рассматривается “плоская задача”, т. е. предполагается, что перелет осуществляется в одной плоскости, совпадающей с плоскостью движения Луны вокруг Земли, ОИСЗ и ОИСЛ также лежат в этой плоскости;

рассматриваются перелеты ОИСЗ-ОИСЛ и ОИСЛ-ОИСЗ, а выведение КА на орбиту и спуск на поверхность — не рассматриваются;

при рассмотрении модификаций РБ принято, что масса конструкции РБ линейно зависит от массы топлива для каждого сочетания КРТ.

Исходные данные задаются для полета в направлении Земля—Луна и Луна—Земля отдельно, но структура их одинаковая. Сначала в программе из предложенных существующих (“Икар”, “Фрегат”, “ДМ-SL”, “ДМПротон-К”, “Бриз-М”) и перспективных (“ДМ-Ангара”, “КВРБ”, “КВТК”) разгонных блоков предлагается выбрать тот, который будут использовать.

Каждому РБ соответствуют свои значения удельного импульса IудРБ, сухой массы mРБ, массы топлива т и символьное значение компонентов ракетного топлива (КРТ). Далее предлагается вводить следующие данные:

удельный импульс КТДУ IудКТДУ, суммарный корректирующий импульс скорости Vкор, массу КА, стартующего с орбиты ст, масса полезной нагрузки, которую нужно доставить на орбиту ПНк, высота стартовой круговой орбиты ст, высота конечной круговой орбиты к. Для расчета также необходимы значения различных констант: радиус орбиты Луны Л, радиус Луны Л, гравитационная постоянная Луны Л, радиус Земли З, гравитационная постоянная Земли З, ускорение свободного падения на поверхности Земли.

Вся программа разделена на две части по направлениям перелета:

Земля—Луна и Луна—Земля. Структуры этих частей похожи.

Расчет траекторий разделяется на 2 участка: геоцентрический и селеноцентрический. Для геоцентрического участка рассчитываются параметры перелетного эллипса, для наглядности строится этот эллипс в полярной системе координат, рассчитывается импульс скорости (разгонный для направления Земля-Луна и тормозной для направления Луна—Земля), находится гиперболический избыток скорости относительно Луны и время перелета. Для селеноцентрического участка рассчитывается импульс скорости (тормозной для направления Земля-Луна и разгонный для направления Луна—Земля), параметры гиперболической траектории движения относительно Луны, для наглядности строится эта гипербола в полярной системе координат.

Расчет масс КА разделен на три части. В каждой части масса КА представлена на всех этапах полета: масса КА, стартующего с орбиты ст, масса КА после работы РБ, масса КА после сброса РБ, масса КА после коррекции, масса КА на конечной орбите к. В первой части рассчитывается максимальная масса КА, которую может доставить выбранный РБ на конечную орбиту. Во второй части, взяв за исходное значение массу КА, стартующего с орбиты, находится соответствующая ей масса КА на конечной орбите. Также рассчитывается количество затраченного топлива и в зависимости от его значения находится количество неизрасходованного топлива или количество топлива, которого не хватит. В третьей части за исходное значение берется масса КА на конечной орбите. Далее рассчитывается масса КА, который должен стартовать с орбиты, количество затраченного топлива и, в зависимости от его значения, находится количество неизрасходованного топлива или количество топлива, которого не хватит. В случае, если топлива достаточно, модификация РБ не требуется. Если же топлива не хватит, то рассчитываются масса конструкции и масса топлива модификации РБ. Для этого расчета принято, что масса конструкции РБ линейно зависит от массы топлива для каждого сочетания КРТ.

констр констр топл где констр — масса конструкции РБ; топл — масса топлива РБ; констр, — коэффициенты, найденные для каждого сочетания КРТ по массовым характеристикам двух РБ, использующих эти компоненты.

Заканчивается расчет модификации РБ пересчетом масс КА на всех этапах полета.

Выводы На рис. 1 приведена диаграмма, показывающая максимальную полезную нагрузку, которую могут доставить существующие и перспективные РБ на ОИСЛ.

11,5 10,5 1,5

–  –  –

Анализ данных диаграммы на рис. 1 показывает, что РБ “Икар” не способен доставлять грузы на ОИСЛ. РБ “Фрегат” может доставлять грузы порядка 1,5 т, “ДМ-SL” и “ДМ-Протон-К” - порядка 5 т, “Бриз-М” и “ДМАнгара” — порядка 7 т, “КВРБ” — порядка 11,5 т и “КВТК” — порядка 10,5 т. Лучшим по критерию максимума полезного груза среди существующих разгонных блоков является “Бриз-М” (7 т), среди перспективных — “КВРБ” (11,5 т).

Предварительные расчеты показали, что ни один существующий и даже перспективный РБ не способен вывести на ОИСЛ квант груза 30 т. Для этого у них недостаточно топлива. Но можно оценить возможные модификации РБ, у которых увеличен запас топлива и масса конструкции, чтобы вместить этот запас.

На рис. 2 приведены три диаграммы: на 1-й показано, какой запас топлива должен иметь каждый РБ, чтобы доставить на ОИСЛ груз массой 30 т, на 2-й — масса конструкции модификации РБ, на 3-й — масса КА, стартующего с ОИСЗ.

Анализ данных диаграмм на рис. 2 показывает, что значения запаса топлива, массы конструкции и массы КА, стартующего с ОИСЗ для модификаций РБ на одинаковых КРТ очень близки. Для РБ “Икар”, “Фрегат” и “Бриз-М” на КРТ АТ+НДМГ масса топлива модификации РБ порядка 83 т, масса конструкции модификации РБ порядка 8,5 т, масса КА, стартующего с ОИСЗ порядка 132 т. Для РБ “ДМ-SL”, “ДМ-Протон-К” и “ДМ-Ангара” на КРТ кислород+керосин эти параметры соответственно порядка 67 т, 4,5 90 83,5 82,5 10,5 67,5 8,5 8,5 8,5 51,5 4,5 4,5 4,5 133 132,5 140 131,5 112,5 112,5 103,5 Рис. 2. Масса топлива, конструкции РБ и масса КА, стартующего с ОИСЗ т и 113 т, для РБ “КВРБ” и “КВТК” на КРТ кислород+водород - порядка 51 т, 10,5 т и 103 т.

Меньше всего топлива для доставки 30 т груза на ОИСЛ требуется РБ на КРТ кислород+водород. Эти РБ проигрывают по массе конструкции, по этому показателю они даже хуже РБ на КРТ АТ+НДМГ. Это связано с маленькой плотностью, а, следовательно, большим объемом, который занимает водород. По массе КА, стартующей с ОИСЗ РБ “КВРБ” и “КВТК” на КРТ кислород+водород являются лучшими.

Итак, уже в настоящее время возможно организовать транспортировку грузов на ОИСЛ массой порядка 7 т с помощью РБ “Бриз-М” и грузов меньшей массы, если это целесообразно, с помощью других существующих РБ.

После создания РБ на КРТ кислород+водород масса доставляемого груза увеличится до 10,5 т.

В том случае, если нужно доставлять груз массой больше 10,5 т, то можно провести модернизацию РБ с целью увеличения количества топлива, запасенного на его борту. Модернизацию лучше всего проводить для РБ на КРТ кислород+водород, так как у этих РБ удачное сочетание массовых и энергетических характеристик, позволяющее доставлять ту же массу полезного груза на ОИСЛ при меньшей, по сравнению с РБ на других КРТ, массе КА, стартующего с ОИСЗ.

–  –  –

Московский авиационный институт (государственный технический университет)

ВОПРОСЫ ОЦЕНКИ КОНКУРЕНТОСПОСОБНОСТИ РАКЕТНОЙ

ТЕХНИКИ

В условиях развивающихся экономических отношений все более остро встает вопрос о конкурентоспособности продукции РКТ. Причина состоит в ограниченности средств выделяемых на производство и реализацию продукции.

Проводя анализ литературы, выяснили, что конкурентоспособность товара рассматривается как некоторое свойство, присущее товару, которое, однако, может меняться во времени и пространстве в связи с изменением условий “жизни” товара.

Такой подход позволяет описать факторы конкуренции, но не дает возможности сформулировать, что надо делать, чтобы обеспечить эффективную реализацию продукции, то есть обеспечить высокий уровень конкурентоспособности. Для решения таких вопросов правильнее не обсуждать состояние товара и его свойства, а сосредоточится на анализе деятельности производителя, тех условий и действий, которые обеспечивают продвижение продукции.

Можно выделить три группы факторов, влияющих на оценку вероятности реализации продукции:

внутренние факторы, связанные с особенностью продукции и с особенностями деятельности самого производства;

внешние факторы, обусловленные общими условиями деятельности предприятия, а также действиями конкурирующей стороны;

рейтинговая оценка.

Конкурентоспособность продукции можно оценить дифференцированным и комплексным подходом. При дифференцированном подходе оценка конкурентоспособности проводится по отдельным факторам, которые являются главными в конкретной ситуации:

При комплексной оценке используют зависимость

где.

Используя такой подход, остановимся на оценке конкурентоспособности ДУ.

Основными факторами 1-й группы являются (внутренние):

тяга ; ду ду — масса двигательной установки; надежность ; — длительность работ; габариты.

Все эти параметры определяют научно-технический уровень. Также учитываются: себестоимость, цена; сроки изготовления и поставки; топливо, экологичность.

К факторам 2-й группы относятся (внешние): k2 — потребность в продукции (данного типа или модификации); k2 — уровень заинтересованности; k2 — престиж предприятия; k2 — широта экономических связей предприятия; k2 — развитие технико – экономической активности; k2 — уровень рекламного обеспечения; k2 — развитие технико – экономической активности; k2 — наличие торговых ограничений.

3-я группа факторов (рейтинговая оценка):

k3 — опыт реализации продукции; k3 — длительность присутствия на рынке технологий.

Далее проводится оценка конкурентоспособности по 1- ой группе

Оценка конкурентоспособности по -му показателю в случае неопределенности данных и вероятности подхода:

вер где — оценка значения уровня -го показателя качества разработки, которая преобладает конкурирующей стороной; — достигнутый уровень показателя качества (НТУ) разработки производителя, стремящегося реализовать продукцию.

Для определения используются экспертные оценки. По данным опроса экспертов формируется множество

–  –  –

Оценка конкурентоспособности по 2-й группе факторов проводится, в основана основе маркетинговых исследований, на базе экспертных оценок, причем:

где — число факторов, которые принимаются во внешние (актуальные при сложившейся ситуации); — эвристический коэффициент, определяющий важность группы; — среднее значение -го показателя 2-й группы.

Расчет 3-й группы факторов, влияющих на оценку уровня конкурентоспособности, проводится также на основе экспертных данных:

Рассмотрим в качестве примера результаты модельных исследований.

Пусть речь идет о предложении ДУ с тягой = 2 т и ДУ с тягой = 20 т (компоненты топлива АТ +НДМГ).

Оценка экспертов характеристик перспективных образцов техники конкурентов приведена в таблице 1 и 2, то есть там же даны оценки численных характеристик — математического ожидания и среднего квадратического отклонения:

Пример 1. = 2 т (компоненты топлива АТ +НДМГ).

МП, П, где Пт ду вкл уд.

При расчете МП и П используются зависимости

–  –  –

В таблице 2: — потребность, — уровень заинтересованности;

— престиж предприятия; — уровень рекламного обеспечения.

По экспертным оценкам имеем:

На начальном этапе коммерческой деятельности опыт реализации продукции незначительный, поэтому эксперты оценивают показатель третьей группы факторов:

Тогда комплексная оценка уровня конкурентоспособности — вероятность реализации продукции ( ДУ Р= 2т) будет иметь значение

–  –  –

0,4 0,6 0,7 0,3 0,5 0,1 Где — потребность; — уровень заинтересованности; — престиж предприятия; — уровень рекламного обеспечения.

По экспертным оценкам имеем:

На начальном этапе коммерческой деятельности опыт реализации продукции незначительный, поэтому эксперты оценивают показатель третьей группы факторов:

Тогда комплексная оценка уровня конкурентоспособности – вероятность реализации продукции ( ДУ т) будет иметь значение:

Сравнительный анализ двух проектных разработок показывает, что конкурентоспособность второго изделия выше первого в основном за счет технических показателей Учитывая факторы рассмотренных примеров можно сделать следующие выводы:

1. Более четко определять рациональные параметры, исходя из спроса и конкурентной обстановки.

2. Оценивать уровень реализации продукции на всех этапах её производства.

3. Иметь надежные критерии оценки используемых экспертных систем.

–  –  –

Московский авиационный институт (государственный технический университет)

АНАЛИЗ ТЕХНИЧЕСКОГО УРОВНЯ И КОНСТРУКТИВНОГО

СОВЕРШЕНСТВА ОТЕЧЕСТВЕННЫХ И ЗАРУБЕЖНЫХ

МНОГОРАЗОВЫХ СРЕДСТВ ВЫВЕДЕНИЯ

Анализ необходим для выявления проблемных вопросов существующих проектов и проведения сравнительного анализа и выбора из них наиболее предпочтительных.

На протяжении многолетней истории проектирования и создания многоразовых космических транспортных систем (МКТС) в различных странах рассматривалось множество проектов и концепций их разработки и создания.

В настоящее время приоритет все больше отдается коммерческому применению космических систем, несмотря на то, что объем других задач, которые решаются в космосе и с использованием космических средств, не сокращается. В качестве одного из основных критериев использования перспективных средств выведения с учетом последующей эксплуатации рассматривается фактор минимизации затрат. Одним из кардинальных путей достижения поставленной цели может быть переход к частично или полностью многоразовым космическим транспортным системам (МКТС).



Pages:   || 2 | 3 | 4 | 5 |   ...   | 17 |
Похожие работы:

«ББК 91.9:26.89 (2Р344-4Тв) Т 266 Составители: Л.В. Пазюк Н.В. Романова Редколлегия: А.М. Бойников Н.Л. Волкова А.В. Кобызская С.Д. Мальдова Л.С. Романова Н.В. Романова Е.Н. Флегонтова О.Н. Яковлева Ответственный за выпуск: С.Д. Мальдова Т266 Тверские памятные даты на 2015 год. – Тверь: ТО «Книжный клуб», 2015. – 272 с.: ил. ББК 91.9:26.89 (2Р344-4Тв) © Тверская областная универсальная научная библиотека им. А.М. Горького, составление, 2015 © ТО «Книжный клуб», издательство, 2015 Год...»

«Министерство культуры Российской Федерации Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования «Челябинская государственная академия культуры и искусств» ОТЧЕТ о самообследовании федерального государственного бюджетного образовательного учреждения высшего профессионального образования «Челябинская государственная академия культуры и искусств» (по состоянию на 1 апреля 2015 г.) Челябинск 2015 Содержание 1. Общие сведения об образовательной...»

«Учреждение образования «Белорусский государственный университет культуры и искусств» УДК 008(476)(043.3):004.65 – 059.1 Смоликова Татьяна Михайловна ИНКУЛЬТУРАЦИЯ ЛИЧНОСТИ В УСЛОВИЯХ СОВРЕМЕННОГО МЕДИАПРОСТРАНСТВА РЕСПУБЛИКИ БЕЛАРУСЬ Автореферат диссертации на соискание ученой степени кандидата культурологии по специальности 24.00.01 – теория и история культуры Минск, 2015 Работа выполнена на кафедре культурологии учреждения образования «Белорусский государственный университет культуры и...»

«АСТРАХАНСКИЙ ВЕСТНИК ЭКОЛОГИЧЕСКОГО ОБРАЗОВАНИЯ № 2 (32) 2015. с. 74-89 УДК 639.212.053.7:639.271.2 (262.81) ЗНАЧЕНИЕ ЕСТЕСТВЕННОГО НЕРЕСТА И ИСКУССТВЕННОГО ОСЕТРОВОДСТВА В ФОРМИРОВАНИИ ЗАПАСОВ ОСЕТРОВЫХ КАСПИЙСКОГО МОРЯ Раиса Павловна Ходоревская Федеральное государственное бюджетное научное учреждение «Каспийский научноисследовательский институт рыбного хозяйства» chodor@mail.ru Осетровые заводы, нерестилища, нерестовые миграции, белуга, русский осетр, севрюга, соотношение естественного и...»

«Олеся Витальевна Рунова Любое желание за 30 минут. Карта желаний. Быстрое исполнение желаний «золотыми» методами практического фэн-шуй http://www.litres.ru/pages/biblio_book/?art=181438 Олеся Витальевна Рунова. Любое желание за 30 минут. Карта желаний. Быстрое исполнение желаний «золотыми» методами практического фэн-шуй: ACT, АСТ-Москва, Прайм-Еврознак; Москва, Санкт-Петербург; 2008 ISBN 978-5-9713-9206-4, 978-5-9713-9206-4, 978-5-93878-813-8 Аннотация Карта желаний – новое, уникальное и очень...»

«СОДЕРЖАНИЕ 1. Паспорт проекта.. 2. Нормативно-правовая основа..3. Анализ потенциала муниципального бюджетного учреждения дополнительного образования «Детская школа искусств №2».4. Пояснительная записка..5. Цель и задачи проекта..6. Этапы реализации проекта.. 7. Участники проекта..9 8. Направления деятельности по реализации проекта.10 9. Механизм реализации проекта..10 10. Ожидаемые результаты..11 11. Список используемых источников..13 12. Тезариус...15 13. Приложение...16 Паспорт проекта Проект...»

«УДК 930.85 ИСТОРИЯ ПЕРВОГО ВСЕРОССИЙСКОГО КОНКУРСА ИСПОЛНИТЕЛЕЙ НА КЛАССИЧЕСКОЙ ГИТАРЕ В КУРСКЕ © 2015 М. Л. Космовская докт. искусствоведения, профессор, зав. кафедрой методики преподавания музыки и изобразительного искусства e-mail: KosmosvskayaML@outlook.com Курский государственный университет В статье дан аналитический обзор фактов прошедшего в Курском государственном университете Первого всероссийского конкурса исполнителей на классической гитаре – новой страницы музыкальной жизни Курского...»

«Лабороторная работа №9 Классифицикация спутниковых снимков Landsat8. Теоретическая часть Спутниковые изображения — собирательное название данных, получаемых посредством космических аппаратов (КА) в различных диапазонах электромагнитного спектра, визуализируемых затем по определённому алгоритму. Как правило, под понятием спутниковых изображений в широких массах понимают обработанные данные дистанционного зондирования Земли, представленные в виде визуальных изображений. Исходная информация...»

«Муниципальное бюджетное учреждение дополнительного образования «Детская школа искусств № 2» муниципального образования города Братска Основная задача нашей школы это становление и развитие личности ребёнка, создание условий для педагогического творчества, внедрение новых педагогических технологий, поиск, поддержка и развитие детской творческой одарённости! Самообследование образовательного учреждения проводится согласно утвержденного приказа Министерства образования и науки Российской Федерации...»

«Международный электронный журнал.УСТОЙЧИВОЕ РАЗВИТИЕ: НАУКА И ПРАКТИКА SUSTAINABLE DEVELOPMENT: SCIENCE AND PRACTICE специальный выпуск Светлой памяти выдающегося русского ученого Побиска Георгиевича Кузнецова ПОСВЯЩАЕТСЯ Содержание выпуска 1. Слово об учителе Страницы биографии П.Г.Кузнецова..5 2. Кузнецов П.Г. Искусственный интеллект и разум человеческой популяции.1 3. Большаков Б.Е., Кузнецов О.Л. П.Г.Кузнецов и проблема устойчивого развития Человечества.50 4. Никаноров С.П. Концептуальные...»

«Международный Фестиваль Культуры и Искусства Гуманитарные науки «Роль вещной детали в произведениях художественной литературы» Степанова Марина Юрьевна Руководитель работы: Пидерова Алла Ивановна, учитель русского языка и литературы ГБОУ СОШ с. Среднее Аверкино м.р. Похвистневский Самарской области 2015 г. Содержание Введение Краткий экскурс в историографию вопроса о художественной 1. детали: понятие о вещной детали, классификация вещной детали в работах исследователей Есина А.Б., ЧудаковаА.П.,...»

«ЛЕКТОРИЙ ГОСУДАРСТВЕННОГО МУЗЕЯ ИЗОБРАЗИТЕЛЬНЫХ ИСКУССТВ имени А.С. ПУШКИНА Лекторий ГМИИ им. А.С. Пушкина дает возможность вне рамок профессионального образования получить глубокие и систематические знания в области мирового искусства и культуры. Каждый год сотрудники музея и приглашенные специалисты представляют последние исследования в области истории и теории живописи, архитектуры, фотографии, прикладного искусства, рассказывают о традициях частного коллекционирования, о новых изысканиях в...»

«Приложение к научному журналу «Вестник СПбГУКИ» МОЛОДЕЖНЫЙ ВЕСТНИК Санкт-Петербургского государственного университета культуры и искусств Сборник статей аспирантов, магистрантов, студентов № 1 (2) • 2013 Санкт-Петербург Издательство СПбГУКИ МОЛОДЕЖНЫЙ ВЕСТНИК Санкт-Петербургского государственного университета культуры и искусств Сборник статей аспирантов, магистрантов, студентов № 1 (2) • 2013 Приложение к научному журналу «Вестник СПбГУКИ» Приложение издается ежегодно с 2012 г. УЧРЕДИТЕЛЬ...»

«Водный кодекс Российской Федерации от 3 июня 2006 г. N 74-ФЗ С изменениями и дополнениями от: 4 декабря 2006 г., 19 июня 2007 г., 14, 23 июля 2008 г., 24 июля, 27 декабря 2009 г., 28 декабря 2010 г., 11, 18, 19, 21 июля, 21 ноября, 6, 7 декабря 2011 г., 25 июня, 28 июля 2012 г., 7 мая, 2 июля, 21 октября, 28 декабря 2013 г., 28 июня, 14, 22 октября, 29, 31 декабря 2014 г., 13 июля 2015 г. Принят Государственной Думой 12 апреля 2006 года Одобрен Советом Федерации 26 мая 2006 года ГАРАНТ: См....»

«Водный кодекс Российской Федерации от 3 июня 2006 г. N 74-ФЗ Принят Государственной Думой 12 апреля 2006 года Одобрен Советом Федерации 26 мая 2006 года ГАРАНТ: Настоящий Кодекс вводится в действие с 1 января 2007 г. См. комментарии к Водному кодексу РФ Глава 1. Общие положения Статья 1. Основные понятия, используемые в настоящем Кодексе В целях настоящего Кодекса используются следующие основные понятия: 1) акватория водное пространство в пределах естественных, искусственных или условных...»

«Майкл Фини Каллен Быть Энтони Хопкинсом. Биография бунтаря Издательский текст http://www.litres.ru/pages/biblio_book/?art=10274324 Быть Энтони Хопкинсом. Биография бунтаря: РИПОЛ классик; М.; 2015 ISBN 978-5-386-07848-5 Аннотация Энтони Хопкинс – один из самых разноплановых и интересных актеров нашего времени. По кассовым сборам и профессиональному долголетию он опередил всех британских корифеев актерского искусства, с которыми его некогда сравнивали; и даже теперь, когда ему уже за семьдесят,...»

«Федеральное агентство по образованию Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Амурский государственный университет (ГОУВПО АмГУ) УТВЕРЖДАЮ И.о. зав. кафедрой дизайна Е.Б. Коробий «»_2007г. ИСТОРИЯ КОСТЮМА И КРОЯ учебно-методический комплекс по дисциплине для специальности: 070601 – «Дизайн» специализации: «Дизайн костюма» Составитель: Т.Ю. Благова, канд. пед. наук, доцент кафедры «Дизайн» 2007 г. Печатается по решению редакционно-издательского совета...»

«УДК 930.85 ИСТОРИЯ ПЕРВОГО ВСЕРОССИЙСКОГО КОНКУРСА ИСПОЛНИТЕЛЕЙ НА КЛАССИЧЕСКОЙ ГИТАРЕ В КУРСКЕ © 2015 М. Л. Космовская докт. искусствоведения, профессор, зав. кафедрой методики преподавания музыки и изобразительного искусства e-mail: KosmosvskayaML@outlook.com Курский государственный университет В статье дан аналитический обзор фактов прошедшего в Курском государственном университете Первого всероссийского конкурса исполнителей на классической гитаре – новой страницы музыкальной жизни Курского...»

«Людмила Дмитриевна Рыбакова Татьяна Ивановна Маршкова Большой театр. Золотые голоса http://www.litres.ru/pages/biblio_book/?art=6371166 Большой театр. Золотые голоса: Алгоритм; Москва; 2011 ISBN 978-5-6994-7640-4 Аннотация Большой театр всегда был и остается символом Москвы, России, русской культуры. Наша национальная реликвия, овеянная славой и духом великих, в любые времена он жил большими артистами, дирижерами, режиссерами, художниками, всецело отдающими себя творчеству, сохраняющими и...»

«ISSN 1997-4558 ПЕДАГОГИКА ИСКУССТВА http://www.art-education.ru/AE-magazine № 1, 2015 МУЗЫКА В ПОСТИЖЕНИИ ПРОЦЕССА РОЖДЕНИЯ, САМОУТВЕРЖДЕНИЯ И ТРАНСФОРМАЦИИ ЦЕННОСТНЫХ ПАРАДИГМ В ПРОСТРАНСТВЕ ОТЕЧЕСТВЕННОЙ КУЛЬТУРЫ MUSIC IN UNDERSTANDING THE PROCESS OF BIRTH, SELF-AFFIRMATION AND TRANSFORMATION VALUE PARADIGMS IN THE SPACE OF RUSSIAN CULTURE ЩЕРБАКОВА АННА ИОСИФОВНА SHCHERBAKOVA ANNA IOSIFOVNA доктор педагогических наук, доктор культурологии, профессор декан факультета искусств и...»







 
2016 www.nauka.x-pdf.ru - «Бесплатная электронная библиотека - Книги, издания, публикации»

Материалы этого сайта размещены для ознакомления, все права принадлежат их авторам.
Если Вы не согласны с тем, что Ваш материал размещён на этом сайте, пожалуйста, напишите нам, мы в течении 1-2 рабочих дней удалим его.