Программирование траектории методом обратных задач и оптимизация управления спускаемым космическим аппаратом

• Автор: Мортазавибак Мехди
• Шифр специальности: 05.07.09
• Научная степень: Кандидатская
• Год защиты: 2000
• Место защиты: Москва
• Количество страниц: 117 с. : ил.

ОГЛАВЛЕНИЕ
Введение
Глава 1. Формирование номинальной траектории спуска КА
методом обратной задачи
1.1- Постановка задачи и ее особенности
1.2 - Теоретическая основа метода обратных задач
1.3- Способы задания опорной траектории
1.4 - Задачи оптимизации траектории спуска КА
1.5 -Алгоритм, программа, анализ результатов моделирования
1.6- Выводы
Глава 2. Синтез алгоритмов управления СА
2.1- Анализ алгоритмов и систем управления спускаемыми аппаратами. Требования, предъявляемые к алгоритму управления
2.2- формирование адекватной математической модели движения спускаемого аппарата при синтезе управления
2.2.1- уравнения движения на участке схода с орбиты
2.2.2- математическая модель движения С А в атмосфере
2.3- математические модели случайных возмущений
2.3.1- разброс начальных условий входа в атмосферу
2.3.2- атмосферные возмущения
2.З.З.- разброс геометрических и массово-инерционных
характеристик спускаемого аппарата
2.3.4- инструментальные ошибки аппаратуры системы
управления
2.4- модифицированный многошаговый алгоритм управления

2.4.1- Метод модулирующих функций и его модификация
2.5 - Результаты статистического моделирования системы
управления С А и их анализ
2.5.1- схема моделирования процесса управления СА по методу Монте-Карло
2.5.2- Параметрический анализ влияния возмущений
2.6 - Выводы
Глава 3- Навигационное обеспечение системы управления
спускаемого аппарата
3.1- Структура оптимальной стохастической системы управления
3.2- Решение задачи оптимальной фильтрации в линейной постановке. Фильтр Кальмана и его модификации
3.3- Формирование расширенной математической модели управляемого спуска. Модели возмущений, используемые
при оптимальной статистической обработке информации
3.4-Синтез навигационных алгоритмов системы управления спускаемого аппарата для различных вариантов использования первичной навигационной информации
3.5- Моделирование процесса оптимальной статистической обработки информации с использованием квазилинейного фильтра Кальмана
3.6-Выводы
Заключение
Список литературы

Введение.
Актуальность работы. Спуск космического аппарата (КА) на поверхность Земли является важнейшим этапом космического полета, так как от успешности его реализации зависит сохранение и доставка на Землю результатов исследования и уникальных научных экспериментов. Многочисленные теоретические исследования, а также целый ряд экспериментальных данных показывают, что спуск с орбиты искусственных спутников Земли (ИСЗ) может быть успешно произведен в широком диапазоне начальных условий с приемлемыми перегрузочными и тепловыми нагрузками как при баллистическом спуске, так и при спуске с использованием аэродинамического качества аппарата. Одной из основных проблем, с которой приходится сталкиваться при разработке космических систем, является обеспечение высокой точности посадки спускаемым аппаратом (СА). В связи со значительным расширением в ближайшем будущем класса задач, которые будут решатся космическими аппаратами в околоземном пространстве, вопросы повышения точности посадки возвращаемых космических объектов становится весьма актуальными [11]. Данная проблема особенно важна для стран с ограниченной ровной ненаселенной поверхностью на своих территориях, подходящей спуску корабля. Кроме того, поисковая работа по нахождению СА в районе посадки значительно облегчается тогда, когда порядок максимального отклонения от расчетной точки посадки варьируется в диапазоне сотен метров.
В общем случае задача спуска формулируется следующим образом: КА, движущийся на орбите ИСЗ, необходимо с высокой точностью посадить в заданном районе земной поверхности, выдержав некоторые дополнительно вводимые условия и ограничения.

аргумента Ь е ЬИ,ЬК] и удовлетворяет ограничениям на функцию управления. Начальными условиями для вычисления новых коэффициентов опорной функции являются значения высоты и ее первой и второй производных по аргументе Ь = Ц, при котором произошло нарушение ограничения.
К = К Кн, = К' (1.34)
Конечные условия траектории сохраняются неизменными. Значения варьируемых параметров Ц,Ь2, соответствующие трем участком опорной траектории, принимаются равными:
Ц=~(ЬК-Ц Ь2=~(ЬК~Ц), (1.35)
где значение Ьк соответствует конечному значению аргумента I на том участке, на котором нарушались ограничения.
Итак, предположим, что на г-ом шаге угол крена (у) превысил установленную для него границу. Следовательно, дальнейшее движение по траектории, определяемой опорной функции /»(/„), становится невозможным. Необходимо отказаться от прежней опорной функции и сформировать новую на отрезке изменения Ь с В качестве
начальных значений высоты и ее первой и второй производных по дальности для формирования новой опорной функции необходимо взять значения высоты и ее первой и второй производных по дальности на /-ом шаге, вычисленные при граничном значении угла крена. Необходимо отметить что, вычисление значений фазовых координат, их первых и вторых производных на /-ом шаге осуществляется интегрированием параметров движения СА между /-1-м и /-м шагами. Вычисление эти выполняются в следующей последовательности.
Опорную траекторию нужно менять так, чтобы на / -м шаге угол крена имел предельное значение {у„ред). При этом значения фазового