Космический аппарат, оснащенный нерегулируемым двигателем малой тяги, стартует с начальной круговой орбиты и должен разогнаться до параболической скорости.
Уравнения движения в безразмерных переменных имеют вид[1]:
где r – радиус; u – радиальная скорость; v – трансверсальная скорость; φ – полярный угол, a – постоянное реактивное ускорение; λ – угол, определяющий ориентацию вектора тяги двигателя в плоскости орбиты; tM – моторное время;
.
Требуется найти функции и , которые обеспечивают минимум времени работы двигателя при заданном времени разгона tk и при условии достижения параболической скорости в момент времени t = tk: .
Оптимизация траектории движения носителя
Допущения: – аэродинамические силы отсутствуют;
– гравитационное поле – плоско-параллельное;
– планета не вращается.
Модель движения в начальной стартовой системе координат:
,
где h – высота;
m – масса ЛА;
P – сила тяги двигателя;
J – удельный импульс;
β – секундный расход топлива;
βm – максимально возможный расход топлива;
g – ускорение силы тяжести;
g0 – ускорение силы тяжести на поверхности планеты;
RP – радиус планеты.
Используя необходимые условия оптимального управления, найти программы управления вектором тяги и расходом топлива, , которые обеспечат выход взлетной ступени на круговую орбиту вокруг Луны при минимальных затратах топлива.
Исходные данные – взлетная ступень лунного модуля должна выйти на орбиту командного модуля Аполлон.