Нариманов Г.С. Основы теории полета космических аппаратов (1972) (1246632), страница 68
Текст из файла (страница 68)
Из полученных условий оптимального управления (9. !3), (9. 16) видно, что а принципе могут быть использованы два способа оптимального выведения КА на заданную орбиту; — выведение при оптимальном законе изменения угла тангажа (9.!3) и законе изменения тяги РЯ =Рм,; — выведение при оптимальных законах изменения угла тангажа (9.13) н тяги двигательной установки (9. 16) При первом способе выведения двигательная установка работает непрерывно на участке выведения до получения последней ступенью необходимой скорости Такой метод является наиболее простым, но для получения отдаленных орбит он становится экономически невыгодным.
Иногда называют этот способ выходом на орбиту без дожига. При втором способе выведения двигатель работает с перерывом. После окончания первой части активного участка ракета движется по эллиптической орбите (переходному эллипсу), в одной из точек которой снова включается двигатель (пронзводится «дожиг» топлива), и последняя ступень ракеты выходит уже на требуемую орбиту. Этот способ называют выходом ла орбиту с дожигом топлива. ЛИТЕРАТУРА К ГЛ. !Х 1. Аппазов Р. Ф., Лавров С, С., Мишин В.
А. Баллистика управляемых ракет дальнего действия. М., «Наука», !966. 2, Б ел л м а н Р. Динамическое программирование. М., ИЛ, !960. 3. Б л и с с А. Лекции по вариационному исчислению. М., ИЛ, !950. 4. Б р э к в е л л. Оптимизация траектории, — «Вопросы ракетной техники», 1961, № 1 5. Г а мел ь Г. Об одной задаче вариационного исчисления, связанной с движением ракеты.
— Сб. «Исследование оптимальных режимов движения ракеты М., Оборонгнз, 1959 р = и (1 — ез); О« — истинная аномалия точки орбиты. Анализ сопряженной системы уравнений (9.12) показывает, что в общем случае программа угла тангажа на внеатмосферном участке траектории является нелинейной функцией времени. В тех случаях, когда протяженность участка выведения сравнительно невелика и поле тяготения может быть прн. нято как плоскопараллельное (Я-««ю), из системы уравнений (9.!2) можно получить !де = а — ЬА где а и Ь вЂ” постоянные коэффи- 6. Д у б о ш и н Г.
Н, Небесная механика. М., Физматгиз, 1963. 7. Е го р о в В. А. Пространственная задача достижения Луны. М., «Наука», 1965. 8. И с а ее В. К. Принцип максимума Л, С. Понтрягина и оптимальное программирование тяги ракет. — «Автоматика и телемеханика», 1961, № 8. 9. Ко р л и с с У. Ракетные двигатели для космических полетов.
М., ИЛ, 1962. 1О. Космическая техника Под ред. Г. Сейферт. М., «Наука», 1964. 11. К р а с н о в Н. Ф, Аэродинамика тел вращения. — Сб. «Механииа» М., Оборонгнз, 1958. 12 К р о то в В. Ф. Разрывные решения аариационныя задач. «Изв. вузов» СССР. «Математика», 1960, № 5. 13. К о с моде м ья нс к и й А. А. Экстремальные задачи для точки переменной .массы, ДАН СССР, аып. 63, 1946, № 1. 14 Л а в ренее М. А., Л юс терн и к Л А.
Основы вариационного исчисления, г. 1, ч. 2, ОНТИ, 1935. 15. Л е бе де в В. А. Вариационная задача о взлете космического аппарата с круговой орбиты. — «Вычислительная математика и математическая физика», т. 3, вып, 6, 1963. 16. Л о у де и Дж. Межпланетные траектории ракет. — Сб. «Космические траектории».
М., ИЛ, !963, 17. Мел ь ни ко в А. П Аэродинамика больших скоростей. М„Воениздат, 1961. 18. М еще р с к и й И. В. Работы по механике тел переменной массы. М., Гостехпздат, 1952. 19. Методы оптимизации с приложениями к механике космического полета. Под ред. Дж. Лейтмапа.
М., «Наука», 1965. 20. О р л о в Б. В. и др. Основы проектирования ракетно-прямоточных двигателей. М., «Машиностроение», 1967. 21, Ох о ц и м с к и й Д Е. К теории движения ракет, ПММ, 10, вып. 2, 1946. 22. Ох о ци м с к и й Д. Е., Э пеев Т. М. Некоторые вариационные задачи, связанные с запуском искусственного спутника Земли. — «Успели физических наук», т. 63, вып.
1а, 1957. 23. П а у ш к пи Я. М. Химия реактивных топлив. Изд-во АН СССР, 1962. 24. По но м а р е в В. М, Теория управления движением космических аппаратов. М., «Наука», 1965 25. П о н т р я г и н Л. С., Б ол т я н с к и й В. Г. и др. Математическая теория оптимальных процессов. М., Физматгиз, 1961. 26. П о н т р я г и н Л. С., М и щ е н ко Е. Ф. Об одной статистической задаче оптимального управления. «Иза.
АН СССР», сер. «Математика», № 25, 1961. 27. Р о з о но э р Л. И. Принцип максимума Л. С. Понтрягина в теории оптимальныя систем, ч. 1, Н, Н!, — «Автоматика и телемеханика», вып. 20, 1952, № 10, 11, 12. 28 Р улез В. А. О необходимых и достаточных условиях экстремума в вариационных задачах динамики полета летательных аппаратов.
«Изв. вузов СССР, Авиационная техника», 1961, № 1. 29 Т а р а с о в Е. В. Оптимальные режимы полета летательных аппаратов, М., Оборонгиз, 1958 30. С и с а к я н А. В. Проблемы космичесиой биологии. М., «Наука», 1965. 31. С те ч к и н Б. С., К аз а н д ж а н П. К, и др. Теория реактивных двигателей. М., Оборонгиз, 1958. 32.
Т р о и ц к и й В. А. Задача Майера — Больца вариационного исчисления и теория оптимальных систем, ПММ, 25, вып, 4, 1961. 33. Т р о и ц к ий В. А. О вариационныя задачах оптимизации процессов управления, ПММ, 26, вып. 1, 1962. 34. Т р о и ц к и й В. А. Вариационные задачи оптимизации процессов управления в системах с ограниченными координатами, ПММ, 26, вып, 3, 1962.
35. Ф р и д Б., Р и ч а р д с о н Д. Оптимальные траектории ракет. — Сб, «Исследование оптимальных режимов движения ракет». М., Обороигиз, 1959. 36, Ц а н де р Ф, А Проблема полета при помощи ракетных аппаратов. М., Оборонгиз, 1947. 37. Ци оп к о вский К. Э. Труды по ракетной технике. М., «Машиностроение», 1967. 38. Ч и к а л а Р., М пел е А. Обобщенная теория оптамального программирования тяги ппи гопизонтальном полете самолета с ракетным двигателем.
— Сб. «Исследование оптимальных режимов движения ракет». М., Оборонгиз, 1959. 39. Ш е вел ю к М. И. Теоретические основы проектирования жидкостных ракетных двигателей. М., Оборонгиз, 1960. 40. Ш те р н ф е л ь д А. Я. Введение в космонавтику, ОНТИ, 1937. 41. Э л ь я с б е р г П Е. Введение в теорию полета искусственных спутников Земли. М., «Наука», 1965. 42.
Исследования по динамике полета. Под ред. И. В. Остославского, вып. 1. М., «Машиностроение», 1905, 43 Исследования по динамике полета. Под ред. И. В. Остославского, вып. 2, М., «Машиностроение», 1969. ГЛАВА Х ОПРЕДЕЛЕНИЕ ОРБИТ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ УСЛОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ А — матрица системы нормальных уравнений; азимут направления на КА. А — скорость слежения по азимуту, а — большая полуось оскулирующего эллипса на момент 1,.  — матрица-столбец правых частей системы нормальных уравнений. Ьм Ьт — коэффициенты в разложении гравитационного потенциала. Π— наклонная дальность хо КА.
0 — радиальная скорость. Ь вЂ” высота полета ИСЗ; число групп коррелированныл и некоррелированных измерений. й~ — шаг численного интегрирования системы дифференциальных уравнений движения ЙСЗ. м — наклонение оскулируюшего эллипса в момент времени 1ь гя — наклонение орбиты в начале т-го витка. К вЂ” корреляционная матрица ошибок измерений К вЂ” корреляционная матрица ошибок измерений т-й группы. (») дя — геоцентрическая долгота.
ь(бг) — функция правдоподобия выборки из отклонений измеряемых параметров. 1 — порядок системы нормальных уравнений. т< — масса г-й планеты. Ьà — число измерений; номер витка. а„ вЂ” число измерений в т.й группе. Р— весовая матрица. Р— фокальный параметр оскулирующего эллипса на момент 1». (~~ — определяемые параметры дг — текущие элементы орбиты.  — средний радиус Земли. В» — экваториальный радиус Земли. г, и, ь, У, У, Ус — составляющие векторов положеаия и скорости в системе координат Огнь. г, п У„У» — составляющие векторов положения и скорости в цилиндрической системе координат Огнь. гр и г„— расчетное и измеренное значения измеряемого параметра.
Т вЂ” драконический период обращения ИСЗ. 1з — момент времени, к которому относятся определенные координаты и компоненты скорости. и „ — диагональные элементы матрицы, обратной матрице А. из — фиксированное начальное значение аргумента широты Х, У, Х, Ух, У», Уз — составляющие векторов положения и скорости ИСЗ в абсолютной системе координат ОХУХ.
Х», У», Х», Ух», Уг», Уз» вЂ” координаты измерительного пункта и их производные в абсолютной системе координат ОХУХ Х„ У„ Х, — координаты планеты. х, у, з, о„ ою о, — координаты и составляющие вектора скорости спутников на невозмущенной орбите в гринвичской системе координат.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
