Оптимальное управление космическим аппаратом на участке предварительного аэродинамического торможения при выведении на орбиту искусственного спутника Марса

ДИНАМИКА, БАЛЛИСТИКА, УПРАВЛЕНИЕ

ДВИЖЕНИЕМ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

DOI: 10.18698/0236-3941-2015-6-4-21

УДК 629.782

ОПТИМАЛЬНОЕ УПРАВЛЕНИЕ КОСМИЧЕСКИМ АППАРАТОМ

НА УЧАСТКЕ ПРЕДВАРИТЕЛЬНОГО АЭРОДИНАМИЧЕСКОГО

ТОРМОЖЕНИЯ ПРИ ВЫВЕДЕНИИ НА ОРБИТУ ИСКУССТВЕННОГО

СПУТНИКА МАРСА

Н.Л. Соколов

ЦУП ЦНИИмаш, г. Корол¨ев, Московская область, Российская Федерация

e-mail:

sokolov@mcc.rsa.ru

Исследована задача оптимального управления движением космического аппа-

рата при применении комбинированной схемы его выведения на орбиту искус-

ственного спутника Марса. В качестве основных критериев оптимальности

использованы максимум скорости вылета космического аппарата из атмосфе-

ры и максимум ширины коридора входа аппарата в атмосферу. Разработа-

ны аналитический метод и алгоритм ускоренного расчета квазиоптимальных

траекторий выведения аппаратов на спутниковые орбиты. Полученные дан-

ные использованы в качестве первого приближения при решении задач опти-

мального управления космическим аппаратом в общей постановке. Анализ чи-

сленных материалов показал принципиальную возможность реализации пред-

ложенной комбинированной схемы выведения при использовании космического

аппарата с аэродинамическим качеством более 0,3. Полученные результаты

имеют практическое значение и могут быть использованы при исследовании

конкретных миссий дальнего космоса.

Ключевые слова

космический аппарат, выведение на орбиту, комбинированная

схема, оптимальное управление, метод исследований, аналитический алгоритм,

эффективность применения.

SPACECRAFT OPTIMAL CONTROL IN DRAG

BRAKING FLIGHT SEGMENT DURING INSERTION INTO ORBIT

OF MARS ARTIFICIAL SATELLITE

N.L. Sokolov

Central Research Institute for Machine Building, Korolev,

Moscow Region, Russian Federation

e-mail:

sokolov@mcc.rsa.ru

The article analyzes the spacecraft optimal control problem while using a combined

profile of the spacecraft insertion into the orbit of the Mars artificial satellite. The

authors use both the maximum atmosphere escape velocity and the maximum width

of the re-entry corridor of the spacecraft as the main criteria of optimization. Both

an analytical method and algorithm are used for a high-speed calculation of the

quasi-optimal trajectories of the spacecraft insertion into the satellite orbits. The

obtained results are regarded as an initial approximation for solving the spacecraft

optimal control problem in a general statement. The numerical data obtained during

the research showed the possibility of implementing the proposed combined profile of

the spacecraft insertion into the orbit, if a spacecraft with a lift-to-drag ratio of over

0.3 is used. The results are of practical importance and can be used while analyzing

certain deep space missions.

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