Abstract
The paper deals with application of the differential evolution method in optimizing aeroassisted orbital plane change maneuver performed by an aerospace vehicle with a high lift-to-drag ratio. The vehicles motion relative to the Earth is described by a system of differential equations in the flight path axis system. The angle-of-attack and the air path bank angle control programs are presented in the form of Fourier series and thrust control has the form of flip-flop control. The results of solving problems without phase parameter constraints obtained by the differential evolution algorithm were compared with the results obtained using Pontryagins maximum principle. The solution of the optimization problem taking into account temperature limitations at the stagnation point was obtained on the basis of the differential evolution algorithm.
Highlights
Значительное аэродинамическое качество аэрокосмических аппаратов (АэрКА) определяет перспективность их использования при проведении манёвров с траекториями, включающих полёт в атмосфере
The paper deals with application of the differential evolution method in optimizing aeroassisted orbital plane change maneuver performed by an aerospace vehicle with a high lift-to-drag ratio
The results of solving problems without phase parameter constraints obtained by the differential evolution algorithm were compared with the results obtained using Pontryagin’s maximum principle
Summary
Что АэрКА движется над поверхностью Земли, имеющей форму сферы среднего радиуса Rср 6371 км; поле притяжения принимается центральным. P I удg0, где I уд – удельный импульс двигателя; g0 – среднее гравитационное ускорение у поверхности Земли. Где Cxa , Cya – коэффициенты лобового сопротивления и подъёмной силы соответственно; S – площадь крыла. При атмосферном манёвре поворота плоскости орбиты АэрКА движется с околокосмическими скоростями и его аэродинамические коэффициенты слабо зависят от числа Маха M. Тогда Cxa и Cya , заданные табличными значениями, могут быть определены бикубической интерполяцией как функции угла атаки и высоты полёта: Cxa , H ai j iH j , Cya , H bi j i H j , i 0 j 0 i 0 j 0 где ai j ,bi j – коэффициенты соответствующих бикубических полиномов. V Vи sin cos cos и sin i arccos cos cos и , где VЗ R З cos – переносная скорость, обусловленная суточным вращением Земли
Sign-in/Register to view highlights & summary Sign-in/Register to access full text options 
Free) 
Talk to us
Join us for a 30 min session where you can share your feedback and ask us any queries you have
Schedule a call
