Previous Page  11 / 18 Next Page
Information
Show Menu
Previous Page 11 / 18 Next Page
Page Background

Таким образом, с помощью уравнений (19), (20) определяется

структура двухпараметрического оптимального управления углами

крена и атаки при движении КА на участке предварительного аэроди-

намического торможения при выведении на орбиту ИСМ.

Алгоритм ускоренного расчета траекторий движения КА.

Для

определения траекторий движения КА, соответствующих найденной

структуре оптимального управления, разработан алгоритм ускоренно-

го расчета, базирующийся на прогнозировании оставшихся участков

полета на основе данных о текущих координатах КА. В качестве не-

зависимого аргумента при расчете траекторий использовалась пере-

менная

z

i

, изменяющаяся в диапазоне от

z

min

=

z

0

до

z

max

=

z

к

с

интервалом

Δ

z

. Значения скорости КА

V

i

, траекторного угла

θ

i

, высо-

ты полета

h

i

и курсового угла

ε

i

вычисляются в зависимости от

z

i

.

Скорость

V

i

определяется в соответствии с введенной заменой пе-

ременных для преобразования системы уравнений (10) по формуле

V

i

=

e

z

i

.

(21)

Зависимость траекторного угла

θ

от аргумента

z

определяется на

основе интегрирования первого уравнения системы (11) и может быть

записана в виде

θ

i

+1

=

θ

i

+ (

K

cos

γ

2

P

x

M

1

) (

z

i

+1

z

i

)

.

(22)

Из анализа функции

M

1

следует, что она имеет монотонно возра-

стающий характер. Сразу после входа КА в атмосферу функция

M

1

является отрицательной, затем обращается в ноль и принимает поло-

жительные значения. Из зависимости (22) следует, что траекторный

угол

θ

в процессе движения КА имеет аналогичный характер: меняет-

ся от отрицательных значений до положительных.

Поделив первое уравнение системы (11) на третье, получим диф-

ференциальное уравнение с разделяющимися переменными

=

C

y

S

cos

γ

2

mM

1

2

mβsinθ

.

После его интегрирования с учетом экспоненциальной зависимо-

сти плотности атмосферы от высоты получаем соотношение между

текущими значениями высоты полета

h

и траекторного угла

θ

h

i

+1

=

h

i

1

β

ln

β

ρ

0

cos

θ

i

+1

cos

θ

i

M

1

K

cos

γ/

2

P

x

.

(23)

Для определения значений курсового угла

ε

i

проинтегрируем диф-

ференциальное уравнение, полученное путем деления второго урав-

нения системы (11) на первое. В результате запишем формулу

ε

i

+1

=

ε

i

+

C

y

sin

γ

cos

θ

i

2

mM

2

C

x

S

cos

γ

2

mM

1

.

(24)

14 ISSN 0236-3941. Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана. Сер. “Машиностроение”. 2015. № 6