Abstract
The task of optimizing the space vehicle combined orbital plane change maneuver with the aim of maximizing its final mass is considered in the paper. Burst of power is used for the vehicles exit from the initial low earth orbit and subsequent re-entry. Starting from atmospheric entry till the end of the orbital plane change with the entry in the final orbit the angle of attack, the air-path bank angle and the fuel-flow rate are used as controls. Limitations for the angle of attack, fuel-flow rate, adiabatic recovery temperature, longitudinal and vertical load factor are introduced. The successive linearization method is used to determine the optimal control programs. Solving the optimization task is exemplified by a hypothetical space vehicle. The results of modeling space vehicle motion are presented. The changes in the determined aerodynamic (angle of attack and air-path bank angle) and motion (fuel-flow rate) controls with increasing the angle of orbital plane change are discussed with and without account of the key limitation on the modes of motion maximum adiabatic recovery heating temperature.
Highlights
Рассматривается задача оптимизации комбинированного поворота плоскости орбиты аэрокосмического аппарата
Частным случаем задачи оптимизации с нефиксированным временем перелёта является задача на быстродействие при работе двигателя без выключений: max
The task of optimizing the space vehicle combined orbital plane change maneuver with the aim of maximizing its final mass is considered in the paper
Summary
Рассматривается задача оптимизации комбинированного поворота плоскости орбиты аэрокосмического аппарата. В качестве управлений используются угол атаки, скоростной угол крена и секундный расход топлива. Обсуждаются изменения в структуре «двигательного» управления (секундный расход топлива) и «аэродинамическом» управлении (угол атаки и скоростной угол крена) в зависимости от длительности перелёта. Аэрокосмический аппарат; комбинированный поворот плоскости орбиты; оптимальное управление; угол атаки; скоростной угол крена; секундный расход топлива; принцип максимума Понтрягина. Оптимизация комбинированного поворота плоскости орбиты аэрокосмического аппарата методом принципа максимума Понтрягина // Вестник Самарского университета. В работах [1,2,3,4] с использованием принципа максимума Понтрягина [5] решалась задача оптимизации управления по углу атаки и скоростному углу крена (двухканальное управление) на атмосферном участке траектории. Целью данной работы является определение на основе принципа максимума Понтрягина оптимальных программ трёхканального управления при комбинированном повороте плоскости орбиты без ограничений на фазовые переменные. Полученные результаты могут использоваться для оценки предельных манёвренных возможностей аппарата, а также для верификации методов приближённого решения задачи оптимизации
Sign-in/Register to view highlights & summary 
Published Version (
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