Сформулирована задача оптимизации проектных параметров и программ управления движением ракеты-носителя сверхлегкого класса (РНСК), предназначенной для выведения малоразмерных космических аппаратов (КА) в околоземное космическое пространство. Программа управления движением, обеспечивающая выполнение РНСК различных целевых задач, определяется в классе полиномиальных функций, что позволило свести задачу теории оптимального управления к более простой задаче нелинейного математического программирования. Представлены обобщенный алгоритм решения задачи оптимизации, схема полета РНСК при выведении КА на требуемые орбиты. Для различных целевых задач и стартовых масс РНСК проведена оптимизация проектных параметров и определены диапазоны их изменения.
Сформульовано завдання оптимізації проектних параметрів і програм управління рухом ракети-носія надлегкого класу (РННК), призначеної для виведення малорозмірних космічних апаратів (КА) у навколоземний космічний простір. Програма управління рухом, яка забезпечує виконання РННК різних цільових завдань, визначається в класі поліноміальних функцій, що дозволило звести завдання теорії оптимального управління до більш простого завдання нелінійного математичного програмування. Представлено узагальнений алгоритм розв’язання завдання оптимізації, схема польоту РННК при виведенні КА на необхідні орбіти. Для різних цільових завдань і стартових мас РННК проведена оптимізація проектних параметрів і визначені діапазони їх змінювання.
The optimization problem of design parameters and programs for motion control of a superlight launch vehicle (SLV) to inject small-dimension spacecraft (SC) to near-earth space is formulated. The program of motion control providing the execution of various target missions of SLV is determined in the class of polynominal functions. This allowed the problem of the optimal control theory to be reduced to a simpler problem of nonlinear mathematical programming. A generalized algorithm of the solution of the optimization problem, the pattern of the SLV flight when injecting the spacecraft to desired orbits are presented. Design parameters for various target missions and SLV launching masses are optimazed and their changed ranges are defined.
