2 / 18
Keywords
:
spacecraft, insertion into orbit, combined insertion profile, optimal control,
research technique, analytical algorithm, implementation efficiency.
Одной из важнейших проблем организации космических миссий
для изучения Марса и других планет Солнечной системы является
выработка и обоснование требований к энергетическим и массово-
габаритным параметрам создаваемых перспективных космических ап-
паратов (КА). Это обусловливается необходимостью учета различных
факторов, влияющих на проектный облик и массовые характеристики
автоматических и пилотируемых КА. К ним, в первую очередь, отно-
сится разработка мер защиты от радиационных воздействий, средств
и способов создания искусственных гравитационного и магнитного
полей, технологий производства топлива из местных ресурсов и др.
[1, 2].
Все это в сочетании с необходимостью решения широкого спектра
научно-исследовательских целевых задач предопределяет исключи-
тельную важность проблемы поиска путей увеличения доли научной
аппаратуры в общем весовом балансе КА. Существенным резервом в
решении этой проблемы является организация движения КА по энер-
гетически оптимальным траекториям.
Практика показывает, что при планировании космических экспе-
диций к планетам Солнечной системы, как правило, предполагается
использование ракетодинамических схем формирования спутниковых
орбит (например, программа “ExoMars” [3]). Вместе с тем, представля-
ется интересным оценить энергетическую эффективность применения
комбинированной схемы, предусматривающей предварительное аэро-
динамическое торможение КА в атмосфере и последующий его разгон
в апоцентре промежуточной орбиты.
Проблеме поиска оптимального управления КА при движении на
припланетных участках и в атмосфере посвящен ряд работ отечествен-
ных и зарубежных авторов [4–15]. Проводимые исследования осно-
вывались на использовании фундаментальных методов оптимального
управления КА [4–10]. Кроме того, известен ряд работ, посвященных
решению отдельных задач оптимизации траекторий полета КА в атмо-
сфере при его выведении на орбиту искусственного спутника Марса
(ИСМ). Однако в них рассматривается, как правило, однопараметри-
ческое управление КА углом крена на основе упрощенных матема-
тических моделей движения КА в атмосфере [11–15]. В результате,
найденные решения носят частный характер, а рассчитанные траек-
тории полета КА содержат большие вычислительные погрешности. В
настоящей работе исследуется совместное оптимальное двухпараме-
трическое управление углами крена
γ
и атаки
α
при формировании
орбит ИСМ для системы дифференциальных уравнений, описываю-
щих пространственное движение КА.
ISSN 0236-3941. Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана. Сер. “Машиностроение” 2015. № 6 5