Оптимизация траектории вывода

Оптимизация траектории вывода на орбиту 43, 96 [c.723]

Применение численных методов при оптимизации траектории ракеты-носителя спутника Авангард позволило получить ряд интересных результатов. В качестве основных условий были взяты условия, упоминавшиеся ранее, т. е. ракета должна сообщить спутнику максимальную горизонтальную скорость на высоте 300 миль. При этом скорость па оптимальной траектории оказывается примерно на 200 фут сек большей, чем на траектории нулевой подъемной силы. Хотя эта величина составляет менее 1 % от полной скорости, она все же весьма ощутима с технической точки зрения. Как и следовало ожидать, траектория нулевой подъемной силы не является оптимальной. Поэтому лишь на начальном участке полета большинство реальных ракет движется по траекториям нулевой подъемной силы. Такая траектория может служить в качестве опорной траектории, так как ее основные физические особенности просты и понятны. К тому же она зависит всего лишь от одного параметра в том смысле, что выбор начального угла наклона ( 1), или Г, определяет всю траекторию. Поэтому для любой данной ракеты существует единственная траектория нулевой подъемной силы, соответствующая требуемой высоте вывода. [c.98]

Другим типом траектории, обладающей теми же особенностями и в то же время весьма близкой к оптимальной, является такая траектория, которая в определенной своей части является траекторией нулевой подъемной силы, а на остальном протяжении активного участка — траекторией постоянного угла 0 (см. гл. 2). Например, движение на активном участке первой ступени может совершаться вдоль траектории нулевой подъемной силы, а на активном участке второй ступени — вдоль траектории постоянной ориентации оси, т. е. при постоянном 0. Эта траектория также зависит только от одного параметра, и поэтому при оптимизации высоты вывода удобно воспользоваться методикой, обсуждаемой далее. При этом достигается выигрыш в скорости почти 200 фут сек по сравнению с программой нулевой подъемной силы. Получаемая траектория близка к оптимальной, и ее простота является важным преимуществом с точки зрения технической реализации. [c.98]

Проведенное обсуждение касалось методов оптимизации траектории. Величиной, максимума которой стремились при этом достигнуть, была скорость в конце вывода при выполнении ряда условий. Эта скорость рассматривалась как функция определенного числа независимых параметров, таких, как угол начального наклона траектории и программа изменения этого угла. [c.99]

Как показано в [7], без применения ЭВМ задача оптимизации управления для систем с заданным конечным состоянием и учетом функции управляющих устройств в общем виде не может быть решена. Однако анализ картины фазовых траекторий в рассматриваемой задаче позволяет сделать вывод, что в случаях б), в) и г) при синтезе оптимального управления необходимо только одно переключение. Поэтому задачу оптимального управления для объекта, поведение которого описывается дифференциальным уравнением (12) с начальными и конечными условиями, соответствующими а) ф(0)=<ро, ф(0)=0 и в) (p(ton)=0 [c.20]

В первом приближении снаряд можно представить в виде некоторой системы, состоящей из топлива, баков, двигателя и полезной нагрузки. Если предположить, что к нему применимы такие масштабные закономерности, как пропорциональность веса баков весу топлива, веса двигателя силе тяги и т. п., то проблему оптимизации конструкции можно свести к тому, что к системе уравнений, определяющих траекторию, добавится еще система алгебраических соотношений. Однако даже ценой введения таких довольно сомнительных предположений не удается получить достаточно простых и ясных результатов. Даже для двухступенчатого снаряда окончательная система уравнений столь сложна, что не позволяет получить аналитически какие-либо существенные выводы о характере взаимосвязи параметров конструкции и может быть решена только численно. [c.60]

Другими интересными примерами задач оптимизации траектории являются задачи вывода спутника на орбиту. Если считать, что основные параметры и летные характеристики ракеты-носителя заданы, то, например, представляет интерес осуществить такой вывод спутника на орбиту, чтобы высота перигея была наибольшей, с целью предотвратить снижение, вызываемое аэродинамическим сопротивлением. В других случаях может потребоваться минимизировать высоту апогея, максимизировать среднее арифметическое апогея и перигея и т. д< В любой из этих задач W будет зависеть лишь от г/ и г , так что из уравнения (2,6) следует, что tg ij) будет линейной функцией времени ). Для определения коэффициентов этой линейной функции приходится использовать тот или иной прием приближения, однако здесь, как и в задаче о максимальной дальности полета, главная ценность результата заключается в том, что он подсказыв ает характер функциональной зависимости ij) от [c.43]

Изучение различных вопросов расчета и проектирования снарядов требует рассмотрения как весьма сложных моделей — например, при оптимизации конструкции снаряда, — так и упрощенных моделей, которые фактически дополняют друг друга. Упрощенные модели делают возможным аналитическое изучение задачи и позволяют получать решение в замкнутой форме, что позволяет сделать важные выводы относительно характера траектории полета. Это оказывается весьма ценным при проведении обобщенного анализа на оптимум с учетом параметров конструкции и характера траектории. В свою очередь усложненные модели позволяют учесть многие эффекты, которые в силу необходимости не учитывались в упрощенной модели тем самым они открывают большие возможности для использования современных быстродействующих вычи--слительных машин в практике расчета и проектирования снарядов. [c.64]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...