rpd000015074 (220402 (27.05.01).С2 Управление и эффективность применения организационно-технических систем космического назначения), страница 5
Описание файла
Файл "rpd000015074" внутри архива находится в следующих папках: 220402 (27.05.01).С2 Управление и эффективность применения организационно-технических систем космического назначения, 220402.С2. Документ из архива "220402 (27.05.01).С2 Управление и эффективность применения организационно-технических систем космического назначения", который расположен в категории "". Всё это находится в предмете "вспомогательные материалы для первокурсников" из 1 семестр, которые можно найти в файловом архиве МАИ. Не смотря на прямую связь этого архива с МАИ, его также можно найти и в других разделах. Архив можно найти в разделе "остальное", в предмете "вспомогательные материалы для первокурсников" в общих файлах.
Онлайн просмотр документа "rpd000015074"
Текст 5 страницы из документа "rpd000015074"
Заметим, что есть безразмерный период обращения на k –м витке.
Требуется определить последовательность , и число N, которые доставляют минимум времени перелета (при постоянно работающем двигателе это эквивалентно минимизации затрат топлива) при следующих терминальных условиях:
где r* и i* – заданные значения безразмерного радиуса конечной орбиты и наклонения.
Для учета терминальных требований рекомендуется ввести в рассмотрение квадратичный штраф
Начальные условия: ; i1 = 60о;
Конечная орбита: r* = 2…6; i* = 0..50о;
Безразмерное ускорение a = 0.0001…0.001.
12. Разгон до параболической скорости при минимальном времени работы ДУ
Космический аппарат, оснащенный нерегулируемым двигателем малой тяги, стартует с начальной круговой орбиты и должен разогнаться до параболической скорости.
Уравнения движения в безразмерных переменных имеют вид2:
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: .
13. Оптимизация траектории движения носителя
Допущения: – аэродинамические силы отсутствуют;
– гравитационное поле – плоско-параллельное;
– Земля 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 максимум горизонтальной скорости на заданной высоте y* при минимальных затратах топлива.
14. Оптимизация траектории движения носителя
Допущения: – аэродинамические силы отсутствуют;
– гравитационное поле – плоско-параллельное;
– Земля 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.
Программа управления задана в параметрической форме .
Требуется найти параметры , , при которых достигается максимум горизонтальной скорости на заданной высоте y* при минимальных затратах топлива.
15. Выведение на орбиту
Допущения: – аэродинамические силы отсутствуют;
– гравитационное поле – центральное;
– Земля не вращается.
| Модель движения |
где R0 – радиус сферической Земли;
μ – гравитационная постоянная;
m – масса топлива;
m0 – масса сухого ЛА;
P – сила тяги двигателя;
J – удельный импульс;
β – секундный расход топлива;
βm – максимально возможный расход топлива;
h – высота над поверхностью сферической Земли.
g0 – ускорение силы тяжести на поверхности Земли
В конечный момент времени КА должен быть выведен на круговую орбиту заданного радиуса R* при минимальном расходе топлива.
Найти программу управления углом тангажа, используя необходимые условия оптимального управления.
16. Выведение на орбиту
Допущения: – аэродинамические силы отсутствуют;
– гравитационное поле – центральное;
– Земля не вращается.
| Модель движения |
где R0 – радиус сферической Земли;
μ – гравитационная постоянная;
m – масса топлива;
m0 – масса сухого ЛА;
P – сила тяги двигателя;
J – удельный импульс;
β – секундный расход топлива;
βm – максимально возможный расход топлива;
h – высота над поверхностью сферической Земли.
g0 – ускорение силы тяжести на поверхности
В конечный момент времени КА должен быть выведен на круговую орбиту заданного радиуса R* при минимальном расходе топлива.
Программа управления углом тангажа задана в параметрической форме
Следует найти неизвестные параметры , , сведением исходной задачи программирования управления к задаче нелинейного программирования.
17. Перевод КА в заданное положение на орбите
Космический аппарат орбитальной группировки необходимо перевести в новое место орбитальной структуры. Перевод осуществляется в плоскости опорной круговой орбиты импульсами тяги, прикладываемыми по касательной к орбите. Можно считать, что переходная орбита остается близкой к круговой, а состояние КА можно характеризовать двумя координатами:
x1 = Δφ – отклонение аргумента широты КА от требуемого при прохождении характерной точки орбиты, например – восходящего узла;
x2 – скорость дрейфа, численно равная изменению аргумента широты за один драконический период (т.е. между двумя проходами восходящего узла) опорной орбиты.
При импульсной коррекции орбиты математическую модель можно представить в виде
где N – количество коррекций; – интервал времени (измеряется в оборотах) между коррекциями; uk – величина k-го импульса скорости дрейфа; μk – гауссовская центрированная случайная величина с дисперсией . Статистические характеристики переменных начального состояния заданы.
Цель управления – выполнить терминальные требования
при минимальных затратах топлива.
Критерий оптимальности и ограничения аппроксимируем квадратичными функционалами3.
Найти управление , которое обеспечивает минимум энергетических затрат
где ; , , – константа, выбираемая так, чтобы терминальные требования выполнялись бы с достаточной вероятностью.
Для решения задачи ввести критерий Лагранжа .
Исследовать зависимости и при различных N.
Длительности пассивных участков могут быть произвольными положительными (заданы).
18. Разгон КА до параболической скорости за минимальное время.
Космический аппарат, оснащенный нерегулируемым двигателем малой тяги, стартует с начальной круговой орбиты и должен разогнаться до параболической скорости за минимально возможное время.
Уравнения движения в безразмерных переменных имеют вид4:
где r – радиус; u – радиальная скорость; v – трансверсальная скорость; φ – полярный угол, λ – угол, определяющий ориентацию вектора тяги двигателя в плоскости орбиты; – начальное ускорение; V – скорость истечения реактивной струи.
Требуется найти программу управления , которая обеспечивает минимум времени достижения параболической скорости при заданных начальных условиях, ускорении и скорости истечения. Условие достижения параболической скорости имеет вид (при t = tk)
19. Синтез управления при самонаведении
Основные допущения
1). Движение ЛА в трехмерном инерциальном пространстве задается как движение материальной точки под действием управляющего ускорения.
2). Ограничения на направление и величину вектора ускорения отсутствуют
3). Интервал времени, на котором реализуется управление, фиксирован и известен.
4). Начальное состояние ЛА задано.
5). Конечное состояние ЛА определяется положением цели в момент окончания процесса наведения и некоторыми дополнительными условиями.
Уравнения движения: , , где V – вектор скорости, up – искомый вектор управления.
Начальные условия известны.
Критерий оптимальности , где – заданная положительно-определенная матрица.
Требуется найти управление u(t), которое минимизирует критерий при условии
где rц – заданный вектор.
Указание. Для решения задачи использовать методику, приведенную в учебном пособии «Динамическое проектирование систем управления автоматических маневренных летательных аппаратов» под ред. акад. Е.А.Федосова. ( разд.7.3).
20. Синтез управления при самонаведении с учетом терминальной скорости
Основные допущения
1). Движение ЛА в трехмерном инерциальном пространстве задается как движение материальной точки под действием управляющего ускорения.
2). Ограничения на направление и величину вектора ускорения отсутствуют
3). Интервал времени, на котором реализуется управление, фиксирован и известен.
4). Начальное состояние ЛА задано.
5). Конечное состояние ЛА определяется положением цели в момент окончания процесса наведения и некоторыми дополнительными условиями.