Previous Page  12 / 18 Next Page
Information
Show Menu
Previous Page 12 / 18 Next Page
Page Background

Таким образом, с использованием соотношений (21)–(24) рас-

считываются траектории движения до выхода КА из атмосферы

(

h

к

= 100

км) с параметрами

V

к

,

θ

к

и

ε

к

. При этом расчеты могут

проводиться при различных программах управления углами крена и

атаки.

Для определения скорости, траекторного и курсового углов при

выходе КА из атмосферы в инерциальной системе координат исполь-

зуются следующие соотношения [4]:

V

ки

=

q

V

2

к

+

V

2

вр

+ 2

V

к

V

вр

cos

θ

к

cos

ε

к

, V

вр

=

ωr

к

cos

ϕ

ки

,

θ

ки

= arcsin sin

θ

к

V

к

V

ки

, ε

ки

= arcsin sin

ε

к

V

к

cos

θ

к

V

ки

cos

θ

ки

.

Поскольку при использовании структуры оптимального управле-

ния (19), (20) плоскость движения КА не меняется, широту подспут-

никовой точки при выходе КА из атмосферы можно рассчитать по

формуле в зависимости от наклонения орбиты

i

и курсового угла

ε

ки

:

ϕ

ки

= arccos

cos

i

cos

ε

ки

.

Определив параметры

V

ки

,

θ

ки

,

ε

ки

и вычислив значения кеплеров-

ских интегралов энергии

C

1

и площадей

C

2

C

1

=

2

μ

r

к

V

2

ки

, C

2

=

r

2

к

V

2

ки

cos

2

θ

ки

, r

к

=

R

+ 100

км

,

получим формулы для расчета высоты и скорости КА в апогее пере-

ходной орбиты

h

α

=

μ

p

μ

2

C

1

C

2

C

1

R, V

α

=

s

V

2

к

2

μ

(

r

α

r

к

)

r

α

r

к

.

(25)

Разработанные зависимости (21)–(25) положены в основу алгорит-

ма определения управляющих параметров, при которых обеспечива-

ется максимум скорости вылета КА из атмосферы и, соответственно,

скорости аппарата в апогее переходной орбиты.

Как было отмечено, вход КА в атмосферу при использовании опти-

мальной структуры управления осуществляется с нулевым углом кре-

на и углом атаки

α

, соответствующим максимальному значению аэ-

родинамического качества. Далее с интервалом

Δ

z

=

z

i

+1

z

i

по

соотношениям (21)–(24) пересчитываются текущие значения скорости

V

i

, углов

θ

i

,

ε

i

и высоты полета

h

i

. В результате определяются значе-

ния скорости

V

к

, траекторного

θ

к

и курсового

ε

к

углов при вылете КА

из атмосферы для двух различных режимов полета: с

γ

= 0

,

α

=

α

и

γ

=

π

,

α

=

α

. В соответствии с уравнением (25) вычисляются

значения высот апогея переходных орбит

h

α

1

(

γ

= 0)

и

h

α

2

(

γ

=

π

)

.

ISSN 0236-3941. Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана. Сер. “Машиностроение” 2015. № 6 15