Сформулирована задача совместной оптимизации проектных параметров космического аппарата (КА) и установленного на нём тормозного ракетного двигателя, работающего на твёрдом топливе (РДТТ), который обеспечивает выполнение орбитального маневра, связанного со снятием КА с рабочей орбиты в заданный промежуток времени. 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 программы управления КА на участке торможения, оптимальных значений проектных параметров КА и тормозного РДТТ, при которых обеспечивается снятие КА с рабочих круговых орбит различной высоты за заданный промежуток времени из условия обеспечения максимальной массы полезного груза, размещаемого на КА. Разработаны элементы математической модели, которые могут быть использованы проектными организациями на начальном этапе проектирования КА с установленными на борту двигательными установками, работающими на твёрдом ракетном топливе.
Сформульовано задачу спільної оптимізації проектних параметрів космічного апарата (КА) і встановленого на ньому гальмового ракетного двигуна, що працює на твердому паливі (РДТП), що забезпечує виконання орбітального маневру, пов'язаного зі зняттям КА з робочої орбіти в заданий проміжок часу. Задачу сформульовано як задачу нелінійного математичного програмування з обмеженнями у вигляді рівностей і диференціальних зв'язей. З урахуванням вимог системного підходу до проектування складних систем проведено дослідження щодо визначення програми управління КА на ділянці гальмування, оптимальних значень проектних параметрів КА й гальмового РДТП, при яких забезпечується зняття КА з робочих кругових орбіт різної висоти за заданий проміжок часу з умови забезпечення максимальної маси корисного вантажу, що розташовується на КА. Розроблено елементи математичної моделі, які можуть бути використані проектними організаціями на початковому етапі проектування КА з установленими на борті рушійними установками, що працюють на твердому ракетному паливі.
The problem of the combined optimization of the design parameters of the spacecraft (SC) and its solidpropellant retro-engine (SPRE), which provides an orbital manoeuver to de-orbit spacecraft in a definite time, is formulated. It is presented as a task of nonlinear mathematical programming with constraints in the form of the equalities and differential relations. Studies for specifying the SC deceleration control program, the optimal values of the design parameters of the spacecraft and the SPRE, which provide the spacecraft removal from operational circular orbits of different altitudes in a definite time under conditions of maximization of the weight of the spacecraft payload, have been conducted using the requirements of the systems approach to the design of complex systems. The elements of the mathematical model for an initial design of the spacecraft with the on-board solid propulsion systems have been developed.
