Модели и методы решения задач оптимизации околоземных маневров космических аппаратов с двигателями малой тяги

  • автор:
  • специальность ВАК РФ: 05.07.09
  • научная степень: Докторская
  • год, место защиты: 1998, Самара
  • количество страниц: 249 с. : ил.
  • бесплатно скачать автореферат
  • стоимость: 240,00 руб.
  • нашли дешевле: сделаем скидку
  • формат: PDF + TXT (текстовый слой)
pdftxt

действует скидка от количества
2 диссертации по 223 руб.
3, 4 диссертации по 216 руб.
5, 6 диссертаций по 204 руб.
7 и более диссертаций по 192 руб.
Титульный лист Модели и методы решения задач оптимизации околоземных маневров космических аппаратов с двигателями малой тяги
Оглавление Модели и методы решения задач оптимизации околоземных маневров космических аппаратов с двигателями малой тяги
Содержание Модели и методы решения задач оптимизации околоземных маневров космических аппаратов с двигателями малой тяги
Вы всегда можете написать нам и мы предоставим оригиналы страниц диссертации для ознакомления

СОДЕРЖАНИЕ
ВВЕДЕНИЕ
1. ПРОБЛЕМА ОПТИМИЗАЦИИ ОКОЛОЗЕМНЫХ ПЕРЕЛЕТОВ КА С ДВИГАТЕЛЯМИ МАЛОЙ ТЯГИ
1.1. Перспективы применения электрореактивных двигательных установок в космосе
1.2. Состояние проблемы оптимизации космических перелетов с двигателем малой тяги
1.3. Постановка задачи оптимизации межорбитальных маневров
1.3.1 Математическая модель. Критерии оптимальности
1.3.2. Разделение задачи
1.3.3. Частные случаи решения динамической и параметрической задач
1.4. Метод разделения фазового пространства
1.5. Разделение в пространстве оскулирующих элементов
1.6. Метод усреднения в задачах оптимального управления
2. ОПТИМАЛЬНОЕ УПРАВЛЕНИЕ ОТНОСИТЕЛЬНЫМ ДВИЖЕНИЕМ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ
2.1. Постановка задачи и математическая модель движения
2.2.Оптимальные программы управления продольным движением
2.3. Разделение процесса управления на этапы. Поэтапная оптимизация
2.3.1. Управление вековыми параметрами движения
2.3.2. Управление боковыми составляющими движения
2.3.3. Управление амплитудой периодической составляющей продольного движения
2.4. Оптимизация алгоритмов управления и проектных параметров
спутниковой системы сопровождения
2.4.1. Алгоритм гарантирующего управления
2.4.2. Определение времени баллистического существования системы
2.4.3. Моделирование относительного движения спутниковой системы
3. ОПТИМИЗАЦИЯ ТРАЕКТОРИЙ И ПАРАМЕТРОВ МЕЖОРБИТАЛЬНЫХ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ ПРИ ПЕРЕЛЕТАХ МЕЖДУ КРУГОВЫМИ НЕКОМПЛАНАРНЫМИ ОРБИТАМИ
3.1. Выбор схемы управления движением
3.2. Оптимальное управление траекторным и угловым движением
3.2.1. Оптимизация программ управления без учета ограничений
3.2.2. Оптимизация траекторий перелета с учетом динамики углового движения КА
3.2.3. Оптимальная программа управления КА с поворотными маршевыми двигателями
3.2.4. Выбор программы управления в задаче с ограничением
на радиус орбиты
3.3. Управление движением КА при некомпланарном переходе на орбиту стационарного спутника Земли
3.3.1. Наведение КА в заданную точку орбиты
3.3.2. Численное моделирование алгоритма управления выведением КА на геостационарную орбиту
4. ФОРМИРОВАНИЕ И КОРРЕКЦИЯ СИЛЬНОЭЛЛИПТИЧЕСКОЙ ОРБИТЫ
4.1. Постановка задачи и математическая модель движения
4.2. Выбор структуры управления на витке эллиптической орбиты

4.2.1. Выбор структуры управления при отсутствии ограничений на направление вектора тяги
4.2.2. Выбор структуры управления при трансверсальной ориентации вектора тяги
4.3. Расчет межорбитальных перелетов при управлении без ограничений на направление вектора тяги
4.3.1. Оптимизация перелета между околокруговой и сильноэллиптической орбитами
4.3.2. Построение аналитических решений
4.3.3. Построение приближенно-оптимальной схемы межорби-тального перелета
4.4. Расчет межорбитальных перелетов при управлении с трансверсальной ориентацией вектора тяги
4.4.1. Оптимизация перелета между околокруговой и высокоэллиптической орбитами
4.4.2. Построение аналитических решений
4.4.3. Построение приближенно-оптимальной схемы межорби-тального перелета
4.5. Коррекция орбиты со значительным эксцентриситетом
4.5.1. Коррекция большой полуоси и эксцентриситета
4.5.2. Коррекция аргумента перигея
ЗАКЛЮЧЕНИЕ
ЛИТЕРАТУРА
ПРИЛОЖЕНИЕ 1. Оптимизация проектных параметров многоразового
транспортного космического аппарата
ПРИЛОЖЕНИЕ 2. Оптимизация комбинированных схем выведения КА
на рабочие орбиты
ПРИЛОЖЕНИЕ 3. Акты внедрения
где х - вектор фазовых координат; и,ц), V - векторы управлений, проектных параметров и возмущений с компонентами, определяемыми в соответствие с (1.8),(1.9),(1.10). Пусть заданы граничные условия и критерий оптимальности (функционал) динамического маневра в виде
где X - допустимая область положения КА в фазовом пространстве. Эта область определяется типом динамического маневра с учетом разного рода ограничений.
Итогом решения динамической задачи является определение функции м(/) и построение динамической характеристики в соответствии с (1.12),(1.13).
Разделим данную задачу на ряд более простых. Откажемся от получения универсального решения для всего пространства переменных и поставим цель определить ряд упрощенных решений для каждой отдельной выделенной области.
Разделим допустимую область фазового пространства переменных на т подобластей таких, что
X с:Х1иХ2иХ3...уиХт.
Заменим двухточечную краевую задачу на многоточечную. Определим следующую последовательность перехода (Рис. 1.1)
Таким образом, межорбитальный переход представим в виде суммы более простых переходов с параметрами маневров
Функция управления для единичного маневра определяется из условия минимума функционала с использованием принципа максимума Понтрягина, методов локальной оптимизации или другим способом
х(1, хк е X, J(x, и) —» тіп,
(1.27)
где = {х,,х2...хт_,} - граничные условия промежуточных нефиксированных точек; хі єХі гХ2,
х2 еХ2ГХ3,
(1.28)

(1.29)

Вы всегда можете написать нам и мы предоставим оригиналы страниц диссертации для ознакомления

Рекомендуемые диссертации данного раздела