Сформулирована задача оптимизации проектных параметров ракетного двигателя на твёрдом топливе (РДТТ) как задача нелинейного математического программирования с ограничениями типа равенств и неравенств. Приведены элементы математической модели РДТТ и алгоритм, позволяющие на начальном этапе проектирования определять конфигурацию и габаритные размеры заряда с щелевыми проточками в области переднего днища камеры сгорания. В состав оптимизируемых параметров РДТТ включены геометрические параметры, характеризующие начальную конфигурацию заряда, что позволит в результате решения задачи выбрать такую конфигурацию, которая в процессе работы РДТТ обеспечит требуемую программу изменения во времени тяговых характеристик двигателя.
Сформульована задача оптимізації проектних параметрів ракетного двигуна на твердому паливі (РДТП) як задача нелінійного математичного програмування з обмеженнями типу рівностей і нерівностей. Приведені елементи математичної моделі РДТП і алгоритм, що дозволяють визначити на початковому етапі проектування конфігурацію й габаритні розміри заряду із щілинними проточками в області переднього днища камери згоряння. До складу параметрів РДТП, які оптимізуються, включені геометричні параметри, що характеризують початкову конфігурацію заряду, і це дозволить у результаті розв’язання задачі вибрати таку конфігурацію, яка у процесі роботи РДТП забезпечить необхідну програму зміни в часі тягових характеристик двигуна.
The problem of the optimization the design parameters of the solid rocket motor as a nonlinear mathematical programming problem with equality/inequality constraints is formulated. The elements of a mathematical model of the solid rocket motor and an algorithm for the determination of the configuration and overall dimensions of the charge with the slotted ductules in the front bottom of the combustion chamber at the initial design stage are presented. The structure of the optimized parameters of the solid rocket motor includes geometric parameters characterizing the initial charge configuration resulting in the selection of such a configuration, which will provide a required program of variations in time of a thrust performance of the motor during the solid rocket motor operation.
