К выбору методов, используемых при оптимизации проектных параметров и программ управления ракетным объектом

Abstract

Проведен выбор рациональных методов для решения одной из комплексных задач начального этапа проектирования, связанной с оптимизацией проектных параметров, параметров траектории, программ управления и основных характеристик одноступенчатых управляемых ракетных объектов (УРО) с маршевыми ракетными двигателями на твёрдом топливе. В состав оптимизируемых параметров включены проектные параметры УРО, а также параметры траектории, позволяющие формировать программы управления движением УРО на различных участках полёта. Оптимизация параметров проводилась из условия максимума целевой функции дальности полёта – расстояния, на которое доставляется головная часть УРО с требуемыми значениями кинематических параметров движения в конце полёта.

Проведено вибір раціональних методів для вирішення однієї з комплексних задач початкового етапу проектування, яка пов'язана з оптимізацією проектних параметрів, параметрів траєкторії, програм керування і основних характеристик одноступінчатих керованих ракетних об'єктів (КРО) з маршовими ракетними двигунами на твердому паливі. До складу параметрів, які оптимізуються, включені проектні параметри КРО, а також параметри траєкторії, які дозволяють формувати програми керування рухом КРО на різних ділянках польоту. Оптимізація параметрів проводилася з умови максимуму цільової функції дальності польоту – відстані, на яку доставляється головна частина КРО з необхідними значеннями кінематичних параметрів руху в кінці польоту.

The aim of this work is to choose rational methods for solving the combined problem of the optimization of the design parameters, trajectory parameters, control programs, and basic characteristics of single-stage controlled rockets with solid-propellant sustainer engines at the initial design stage. The optimization parameters include rocket design parameters and trajectory parameters that allow one to form flight control programs in different flight segments. The parameters were optimized in such a way as to maximize the flight range objective function, i. e. the distance for which the rocket head is to be delivered with the required values of the kinematic parameters at the end of the flight.