Сформулирована задача оптимизации основных проектных параметров и программ управления движением ракеты-носителя с двигательными установками, которые работают на жидких компонентах ракетного топлива. Программы управления движением ракет-носителей, которые предназначены для выведения космических аппаратов в околоземное космическое пространство, определяются в классе полиномиальных функций, что позволило свести задачу теории оптимального управления к более простой задаче нелинейного математического программирования. Использовано два метода решения задачи: метод Монте-Карло и метод с использованием регрессионных моделей, которые описывают зависимость целевого функционала от вектора основных проектных параметров ракеты-носителя. Для различных целевых задач проведена оптимизация основных проектных параметров и программ управления движением с использованием предложенных методов. Полученные результаты могут быть полезными при разработке методического обеспечения для решения задач начального этапа проектирования ракет-носителей.
Сформульовано задачу оптимізації основних проектних параметрів і програм керування рухом ракети-носія з руховими установками, що працюють на рідких компонентах ракетного палива. Програми керування рухом, які призначені для виведення космічних апаратів у навколоземний космічний простір, визначаються в класі поліноміальних функцій, що дозволило звести задачу теорії оптимального керування до більш простої задачі нелінійного математичного програмування. Використано два методи розв’язання задачі: метод Монте-Карло і метод з використанням регресійних моделей, що визначають залежність цільового функціонала від вектора основних проектних параметрів ракети-носія. Для різних цільових задач з використанням запропонованих методів проведена оптимізація основних проектних параметрів і програм керування рухом. Отримані результати можуть бути корисними при розробці методичного забезпечення для рішення задач початкового етапу проектування ракет-носіїв.
The problem of the optimization of the basic design parameters and programs of the motion control of liquid launch vehicles is formulated. Programs of the motion control of space launch vehicles are determined in the class of polynomial functions resulting in the reduction of the problem of the optimal control theory to a simpler problem of nonlinear mathematical programming. Two methods of the solution of the problem are used: the Monte Carlo method and the method using regression models for the dependence of the end functional on the vector of the basic design parameters of the launch vehicle. For various end problems the basic design parameters and programs of the motion control are optimized using the methods proposed. The results from this study can be useful in developing methodical support for the solution of problems at the initial stage for designing launch vehicles.
