Разработка алгоритмов оптимального управления космическим аппаратом с малым аэродинамическим качеством при спуске в атмосфере Земли

• Автор: Мани Лоуаи
• Шифр специальности: 05.07.09
• Научная степень: Кандидатская
• Год защиты: 2002
• Место защиты: Москва
• Количество страниц: 105 с. : ил

ОГЛАВЛЕНИЕ.
• Введение
Г лава 1. Формирование оптимальной номинальной
траектории спуска космического аппарата в атмосфере
1. Спуск космического аппарата с орбиты спутника планеты
1.1. Внеатмосферный участок спуска КА с орбиты
спутника планеты
1.2. Уравнения движения спускаемого аппарата на
атмосферном участке
1.3. Области возможного маневра
2. Формирование оптимальной траектории спуска
2.1. Постановка задачи оптимизации траектории на основе принципа максимума Понтрягина
2.2. Выбор начального приближения
2.3. Решение краевой задачи методом деформируемого многогранника
2.4. Формирование оптимальной траектории
спуска методом модулирующих функций
2.5. Анализ полученных численных результатов
• Выводы к главе
Глава 2. Синтез оптимального управления спускаемого аппарата
1. Решение линейной задачи синтеза в детерминированном
случае с использованием принципа максимума Понтрягина
2. Решение нелинейной задачи синтеза в детерминированном
Случае методом модулирующих функций
3. Синтез оптимального стохастического управления
3.1. Постановка задачи синтеза

3.2. Математическая постановка задачи синтеза
управления СА в продольной плоскости движении
3.3. Математическая постановка задачи синтеза
управления в боковой плоскости движения СА
4. Синтез оптимального управления по полным данным
4.1. Разработка алгоритма оптимального управления с использованием линейной модели движения
4.2. Разработка алгоритма оптимального управления пространственным движением СА
5. Оптимальная обработка результатов наблюдений
5.1. Формирование блока оптимальной обработки информации
5.2. Алгоритм решения задачи синтеза
6. Статистическое моделирование процесса управляемого спуска
• Выводы к главе
Глава 3. Анализ требуемых точностных характеристик бесплатформенной инерциальной навигационной системы БИНС
1. Особенности построения бесплагформенных
инерциальных навигационных систем (БИНС)
□ Функциональные алгоритмы решения задачи
определения параметров ориентации
2. Анализ точности расчета в БЦВМ матрицы
направляющих косинусов
2.1. Погрешности масштаба и неортогональности
2.2. Погрешности дрейфа
3. Методика оценки точностных характеристик БИНС на основе корреляционного анализа. Обоснование
требуемых точностных характеристик приборов
• Выводы к главе
• Заключение
Список литературы
Приложение 1 - Коэффициенты линеаризации уравнений
продольного движения в детерминированном случае
Приложение 2 - Линеаризация стохастического дифференциального уравнения управляемого процесса относительно номинальной
траектории
Приложение 3 - Вычисление производных вектора наблюдения по расширенному вектору состояния при движении в вертикальной
плоскости
Приложение 4 - Формирование матрицы коэффициентов
линеаризации динамической модели СА, оснащенного БИНС
Приложение 5 - Формирование оптимальной номинальной траектории с использованием алгоритмов соседних экстремалей и вычисления переходной матрицы методом обратной прогонки

Глава
Синтез оптимального управления спускаемого аппарата.
В настоящей главе в начале с целью выявления структуры алгоритмов собственно управления рассматриваются задачи синтеза оптимального управления в детерминированной постановке для линейной модели движения с использованием принципа максимума Понтрягина, и синтеза оптимального управления методом модулирующих функций для нелинейной модели движения. Далее рассматривается решение задачи синтеза оптимального стохастического управления для линейной и нелинейной модели движения, включающие решения задач оптимальной статистической обработки информации. В заключение осуществляется моделирование процессов управляемого движения методом статистических испытаний.
1. Решение линейной задачи синтеза в детерминированном случае с использованием принципа максимума Понтрягина.
Как известно, уравнения движения центра масс летательного аппарата можно разделить на уравнения продольного движения и уравнения бокового движения.
Уравнения продольного движения спускаемого аппарата (СА) при использовании в качестве аргумента высоты полета получаются путем деления уравнений движения (1-9) на (А) в следующем виде:

х' = f{x,u)
а-p-у g а ' Р ' к эф g cos в #
sin# v’ sin# V2 sin#’
(2-1)
кэф = к ■ cosyc- эффективное качество (управление); х - вектор состояния, включающий (v, #, I);
Х dh'