Abstract
Control programs and flight paths of the hypersonic first stage of an aerospace system in climb with acceleration to hypersonic velocity are analyzed. Two approaches to determining the control programs and flight paths are identified: the "traditional" approach and the "optimization" one. The "traditional" approach implies specifying a typical mission profile with max-q and peak heat flux. In the case of the "optimization" approach the problem of propellant mass minimum is stated and solved using the method of Pontryagins maximum principle. It concerns the mass of propellant consumed in hypersonic acceleration for various terminal flight path angles. Optimal control programs and optimal flight paths are determined. Those meeting the max-q and peak heat flux requirements are selected. The results of modeling the motion of a hypersonic booster with typical and optimal angle-of-attack schedules corresponding to the "traditional" and "optimization" approaches are presented and discussed. It is established that less propellant is consumed in the case of optimal control, which is accounted for by more efficient use of the hypersonic booster's aerodynamic performance due to direct control of the angle of attack.
Highlights
Одним из возможных применений гиперзвуковых летательных аппаратов является их использование в перспективных авиационно-космических системах (АКС) в качестве первых ступеней – гиперзвуковых разгонщиков (ГР).
Для различных значений конечного угла наклона траектории полученные в результате решения оптимальной задачи зависимости угла атаки от числа Маха приведены на рис.
1. Изменение угла атаки по числу Маха для различных значений конечного угла наклона траектории: 1 – К 2 ; 2 – К 4 ; 3 – К 6 ; 4 – К 8 ; 5 – К 12 ; 6 – К 16 ; 7 – К 18 ; 8 – максимальное аэродинамическое качество
Summary
Одним из возможных применений гиперзвуковых летательных аппаратов является их использование в перспективных авиационно-космических системах (АКС) в качестве первых ступеней – гиперзвуковых разгонщиков (ГР). Для различных значений конечного угла наклона траектории полученные в результате решения оптимальной задачи зависимости угла атаки от числа Маха приведены на рис. 1. Изменение угла атаки по числу Маха для различных значений конечного угла наклона траектории: 1 – К 2 ; 2 – К 4 ; 3 – К 6 ; 4 – К 8 ; 5 – К 12 ; 6 – К 16 ; 7 – К 18 ; 8 – максимальное аэродинамическое качество
Talk to us
Join us for a 30 min session where you can share your feedback and ask us any queries you have
More From: VESTNIK of Samara University. Aerospace and Mechanical Engineering
Disclaimer: All third-party content on this website/platform is and will remain the property of their respective owners and is provided on "as is" basis without any warranties, express or implied. Use of third-party content does not indicate any affiliation, sponsorship with or endorsement by them. Any references to third-party content is to identify the corresponding services and shall be considered fair use under The CopyrightLaw.