К выбору параметров космического аппарата и апогейного ракетного двигателя на твёрдом топливе

• Veröffentlicht in: Техническая механика
• Datum: 2015
• 1. Verfasser: Сенькин, В.С.
• Format: Artikel
• Sprache: Russian
• Veröffentlicht: Інститут технічної механіки НАН України і НКА України 2015
• Online Zugang: https://nasplib.isofts.kiev.ua/handle/123456789/100769
• Назва журналу: Digital Library of Periodicals of National Academy of Sciences of Ukraine
• Zitieren: К выбору параметров космического аппарата и апогейного ракетного двигателя на твёрдом топливе / В.С. Сенькин // Техническая механика. — 2015. — № 3. — С. 18-29. — Бібліогр.: 12 назв. — рос.

Рассмотрена задача совместной оптимизации проектных параметров космического аппарата (КА) и установленного на нём апогейного ракетного двигателя на твёрдом топливе (РДТТ), обеспечивающего осуществление орбитального маневра, связанного с переводом КА с переходной эллиптической орбиты на заданную круговую орбиту. Задача сформулирована как задача нелинейного математического программирования с ограничениями в виде равенств и дифференциальных связей. С учётом требований системного подхода к проектированию сложных систем проведены исследования по определению оптимальных значений проектных параметров КА и апогейного РДТТ, при которых обеспечивается выведение максимальной полезной нагрузки на заданную конечную круговую орбиту. Розглянуто задачу спільної оптимізації проектних параметрів космічного апарата (КА) і встановленого на ньому апогейного ракетного двигуна на твердому паливі (РДТП), що забезпечує здійснення орбітального маневру, пов'язаного з переводом КА із проміжної еліптичної орбіти на задану кругову орбіту. Задачу сформульовано як задачу нелінійного математичного програмування з обмеженнями у вигляді рівностей і диференціальних в'язей. З урахуванням вимог системного підходу до проектування складних систем проведено дослідження з визначення оптимальних значень проектних параметрів КА й апогейного РДТП, при яких забезпечується виведення максимального корисного навантаження на задану кінцеву кругову орбіту. The problem of a combined optimization of spacecraft design parameters and its apogee solid rocket engine for the orbital maneuver resulting in the spacecraft transfer from elliptic orbit into given circular orbit is examined. The problem is formulated as a problem of nonlinear mathematical programming with limitations in the form of equalities and differential constraints. Optimal values of spacecraft design parameters and its apogee solid rocket engine resulting in delivery of maximal payloads to given final circular orbit are determined considering requirements of a system approach to designing complicated systems.