ОДИССЕЙ-3

1.

ПРОЕКТ "ОДИССЕЙ-3"
МАТЕМАТИЧЕСКОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ
ТРЁХСТУПЕНЧАТОЙ ПИЛОТИРУЕМОЙ РАКЕТЫ
Авторы: Студенты СибГУ им. академика М.Ф.
Решетнёва
Кручин Дмитрий БИЭ24-01
Борисов Александр БИА24-01
Безрученко Алексей БИА24-02
Гармаш Илья БИД24-01
Руководитель: М.Е. Семенкина
Год: 2025

2.

КОНЦЕ ПЦИЯ РАКЕ ТЫ : ТЕ ХНИЧЕ СКИЕ ХАРАКТЕ Р ИСТИКИ
Ракета-носитель "Одиссей-3" представляет собой трёхступенчатую систему, оптимизированную для вывода пилотируемой капсулы на низкую околоземную
орбиту (НОО).
ГАБ АРИТЫ
МАССА
Высота: 62.4 мДиаметр: 4.5 м
Стартовая масса: 237 тоннМасса на орбите: 17.5 тонн
ТОПЛИВО И СТУПЕ НИ
КАПСУЛА
Жидкий водород/кислород.
Высота: 8 метровМасса: 3.8 тонны
Тандемная компоновка (3 ступени).
Визуализация: Схема трёхступенчатой ракеты с указанием ключевых модулей.

3.

МАТЕМАТИЧЕСКАЯ МОДЕЛЬ: ФИЗИЧЕСКИЕ
ОСНОВЫ РАСЧЁТОВ
Для точного моделирования траектории и динамики полёта использовались фундаментальные уравнения механики ракетного
движения.
УРАВНЕНИЕ ЦИОЛКОВСКОГО
1
Определяет характеристическую скорость, зависящую от удельного импульса и отношения масс.
ВТОРОЙ ЗАКОН НЬЮТОНА
2
Основной закон движения ракеты, учитывающий все действующие силы.
СИЛА ТЯГИ
3
Учитывает реактивную силу и вклад давления газов на срезе сопла.
СИЛА СОПРОТИВЛЕНИЯ
4
Определяется аэродинамическим сопротивлением, зависящим от коэффициента Cₓ, плотности среды и скорости.

4.

ПРОГРАММНАЯ РЕ АЛИЗАЦИЯ: КОД НА
PYTHON
Моделирование полёта реализовано с использованием численных методов интегрирования на языке Python,
позволяя симулировать полёт с высокой точностью.
while t < t_max:
# 1. Расчёт текущих сил
thrust = сила_тяги_текущей_ступени
АЛГОР ИТМ
МОДЕ ЛИРОВАНИЯ
drag = 0.5 * плотность * скорость² * Cx * площадь
gravity = масса * ускорение_свободного_падения
# 2. Ускорение ракеты
(шаг 1 секунда)
Учёт динамических
изменений массы
ускорение = (thrust - drag - gravity) / масса
# 3. Интегрирование
скорость += ускорение * шаг_времени
Пошаговое интегрирование
Расчёт аэродинамических
потерь
Сохранение всех данных для
послеполётного анализа
высота += скорость * шаг_времени
масса -= расход_топлива * шаг_времени
ПР Е ИМУЩЕ СТВА
Гибкость кода позволяет легко
изменять параметры двигателя и
конструкции для оптимизации.

5.

ХАРАКТЕ РИСТИЧЕ СКАЯ СКОРОСТЬ (ΔV)
Суммарная характеристическая скорость, которую может обеспечить ракета "Одиссей-3", превышает требуемую для выхода на целевую орбиту,
что гарантирует высокий запас прочности.
11,725 м/с
9,700 м/с
2,025 м/с
СУММАР НАЯ ΔV
ТР Е Б УЕ МАЯ ΔV
ЗАПАС ΔV
Обеспечивается всеми тремя ступенями.
Минимально необходимая для достижения
Позволяет корректировать траекторию и
НОО.
компенсировать потери.
1-я ступень
2-я ступень
3-я ступень
2,609 м/с (Isp = 350 с)
3,551 м/с (Isp = 380 с)
5,565 м/с (Isp = 420 с)

6.

ДИНАМИКА ПОЛЁ ТА: В Ы СОТА
И СКОРОСТЬ
Моделирование показывает, что ракета достигает целевой орбиты (400 км) и
орбитальной скорости (~7800 м/с) примерно за 10 минут полёта.
100 с
Отделение 1-й ступени (H ≈ 50 км)
200 с
Отделение 2-й ступени (H ≈ 150 км)
~600 с
Выход на целевую орбиту (400 км, 7,8 км/с)
Конечные параметры: высота 400 км, скорость ~7,800 м/с, масса на
орбите 17.5 тонн.

7.

БЕЗОПАСНОСТЬ ПИЛОТА: АНАЛИЗ
ПЕРЕГРУЗОК
Максимальные перегрузки, испытываемые экипажем, остаются в пределах допустимых
норм для подготовленных космонавтов (до 5g), что обеспечивает безопасность миссии.
Расчётные значения
Перегрузка на старте: 1.3-1.5 g
Максимальная перегрузка: 3.8 g
(достигается при работе 1-й ступени)
Требования к пилоту
Допуск по здоровью: Пилот должен
иметь медицинский допуск к
перегрузкам до 5g.
Средняя перегрузка: 2.5-3.0 g
Общее время, проведённое под
Подготовка: Обязательное
перегрузкой >2g: ~8 минут
прохождение полного курса
космической и центрифужной
подготовки.

8.

МАССОВ Ы Й АНАЛИЗ И ЭФ Ф Е КТИВ НОСТЬ КОНСТРУКЦИИ
Высокая доля массы топлива в общей стартовой массе (87.5%) говорит о высокой эффективности конструкции ракеты-носителя "Одиссей-3".
ТОПЛИВО
87.5%
207.2 тонны. Обеспечивает необходимую ΔV.
КОНСТРУКЦИЯ
10.9%
25.7 тонн. Эффективное использование легких материалов.
КАПСУЛА
1.6%
3.8 тонны. Полезная нагрузка.

9.

ИЗМЕНЕНИЕ МАССЫ В ПРОЦЕССЕ ПОЛЁТА
График наглядно демонстрирует ступенчатое уменьшение общей массы ракеты за счёт сброса отработанных ступеней и непрерывного расхода топлива.
СТАРТ
ПОСЛЕ 1 СТ.
236.7 т
110.7 т
ПОСЛЕ 2 СТ.
ОРБИТА
35.9 т
17.5 т

10.

ИТОГИ ПРОЕ КТА: РЕ АЛИСТИЧНОСТЬ
"ОДИССЕ Я-3"
Проведённое математическое моделирование подтвердило расчётную обоснованность и реалистичность
концепции трёхступенчатой пилотируемой ракеты "Одиссей-3".
1
Концептуальная разработка: Детальный концепт ракеты и всех её систем успешно сформирован.
2
Создание модели: Разработана физически корректная математическая модель движения.
3
Программный анализ: Реализован численный алгоритм на Python для полного анализа полётных
4
Достижение целей: Параметры ΔV, перегрузок и конечной массы соответствуют требованиям вывода
параметров.
экипажа на орбиту.
Основной вывод: Проект "Одиссей-3" является расчётно обоснованным и
реалистичным концептом.
Благодарим за внимание! Особая благодарность руководителю: М.Е. Семенкиной.