К ЗАДАЧЕ СИНТЕЗА ТЕРМИНАЛЬНОГО УПРАВЛЕНИЯ ДЛЯ РАКЕТНОЙ СТУПЕНИ АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКОЙ СИСТЕМЫ

© В.В.Балашов, Б.Х.Давидсон, А.В.Смирнов
© Государственный музей истории космонавтики им. К.Э. Циолковского, г. Калуга
Секция "Проблемы ракетной и космической техники"
2000 г.

Рассмотрена задача о выведении ИСЗ авиационно-космической системой (АКС), в состав которой входят самолет-носитель и трехступенчатая ракета-носитель (РН), характеристики которой полагаются заданными. Первая ступень выводит РН на высоту, где влияние атмосферы на движение РН пренебрежимо мало. Задачей управления для второй ступени РН является выполнение заданных терминальных условий: высота и скорость полета в конце активного участка должны соответствовать параметрам заданной эллиптической орбиты. РН в пассивном режиме продолжает движение по данной орбите, и в окрестности апогея ДУ третьей ступени производит доразгон РН до требуемой скорости орбиты назначения. В настоящей работе рассмотрена задача синтеза управления углом тангажа на активном участке второй степени. Специфика применения АКС требует решения этой задачи автономно бортовыми средствами РН в режиме реального времени. Это практически исключает численное интегрирование уравнений движения и итерационные процедуры решения краевой задачи - вычислительный алгоритм должен представлять собой фиксированную последовательность элементарных операций. Задача терминального уравнения решается в рамках линеаризованного гравитационного поля. На основе известных оптимальных решений задачи синтеза сформирован закон управления углом тангажа второй ступени, обеспечивающий аналитическое решение краевой задачи. Параметры управляющей функции определяются в процессе полета РН в зависимости от начальных условий полета второй ступени и терминальных условий выхода на заданную эллиптическую орбиту.