Содержание
Основные обозначения 3
Введение 4
1 Вычислительные основы решения задач оптимизации траекторий перелетов КА с реактивным двигателем ограниченной тяги 12
1.1 Краевые задачи принципа максимума................................... 13
1.2 Построение начального приближения для краевых задач принципа максимума в задачах ракетодинамики ...................................... 16
1.3 Вычислительная схема численного решения задачи..................... 21
1.4 Особые управления................................................... 23
2 Задача оптимизации многовитковых межорбитальных перелётов между круговыми компланарными орбитами ИСЗ 24
2.1 Постановка задачи.................................................. 24
2.2 Условия принципа максимума.......................................... 25
2.3 Краевая задача...................................................... 26
2.4 Анализ краевой задачи.............................................. 26
2.5 Вычислительная схема решения краевой задачи........................ 27
3 Задача оптимизации многовитковых межорбитальных перелётов между некомпланарными круговыми орбитами ИСЗ 30
3.1 Постановка задачи.................................................. 30
3.2 Условия принципа максимума.......................................... 31
3.3 Краевая задача...................................................... 32
3.4 Анализ краевой задачи.............................................. 33
3.5 Вычислительная схема решения краевой задачи. Двухимпульсный перелёт. ................................................................ 33
3.6 Вычислительная схема решения краевой задачи. Трсхимпульсный перелёт. .................................................................. 36
4 Результаты и качественный анализ полученных решений 41
4.1 Задача оптимизации многовитковых межорбитальных перелётов между круговыми компланарными орбитами ИСЗ .................................. 41
4.1.1 Результаты решения краевой задачи............................ 41
4.1.2 Анализ полученных результатов............................... 44
4.1.3 "Простая" схема............................................. 50
4.2 Задача оптимизации многовитковых межорбитальных перелётов между некомпланарными круговыми орбитами ИСЗ................................. 57
4.2.1 Результаты решения краевой задачи........................... 57
4.2.2 Анализ полученных результатов............................... 60
4.3 Задача оптимизации поворота плоскости орбиты ИСЗ................... 65
4.4 Оценка точности полученных решений................................. 65
А Задачи оптимизации межорбитальных космических перелётов в импульсной постановке 75
АЛ Общие сведения..................................................... 75
А.2 Импульсная постановка задач ракетодинамики......................... 78
1
А.З Краевая задача. Плоский случай. Два импульса.......................... 79
А.3.1 Постановка задачи............................................... 79
А.3.2 Необходимые условия оптимальности............................... 80
А.3.3 Краевая задача.................................................. 81
А.4 Краевая задача. Пространственный случай. Два импульса............... 82
А.4.1 Постановка задачи............................................... 82
А.4.2 Необходимые условия оптимальности............................... 84
А.4.3 Краевая задача.................................................. 85
А.5 Краевая задача. Пространственный случай. Три импульса............... 86
А.5.1 Постановка задачи............................................... 86
А.5.2 Необходимые условия оптимальности............................... 88
А.5.3 Краевая задача.................................................. 90
Литература 92
2
Основные обозначения
КА — космический аппарат;
ИСЗ — искусственный спутник Земли;
ГСО — геостационарная орбита;
РДБТ — реактивный двигатель большой тяги;
РДОТ — реактивный двигатель ограниченной тяги;
ЭРД — электро-реактивный двигатель;
дз — гравитационное ускорение у поверхности Земли, дз = 9.81м/с2;
/уд — удельный импульс (удельная тяга), [Руд]си = с;
С — скорость истечения реактивной струи (постоянная величина, не зависящая от величины тяги), С = д$Руд;
Яз — средний радиус Земли, Яз = 6378.155км [1];
Ярсо — радиус геостационарной орбиты ИСЗ, Кгсо— 42164км [34, стр.425];
/х — гравитационный параметр Земли, /х = 3.986013 • 105км3/с2 [1];
Я — величина реактивной тяги двигательной системы (двигателя) КА;
М(і) — абсолютная масса КА в момент времени
т{І) = М(І)/М(0) — относительная масса КА в момент времени £;
По = Р/(М(0)дз) — начальная тяговооруженность (перегрузка) КА;
Я = дзЩ,;
г, <р — координаты КА в полярной системе координат;
и}у — радиальная и трансверсальная составляющие вектора скорости КА в полярной системе координат;
9 — угол между вектором тяги и радиус-вектором в полярной системе координат, отсчитываемый от положительного направления радиус-вектора в ту же сторону, что и угол у;
г, ^ — координаты КА в сферической системе координат;
и, V, ь) — составляющие вектора скорости КА в сферической системе координат.
3
Введение
В работе рассматриваются математические проблемы оптимизации многовитковых траекторий перелётов космического аппарата (КА) с реактивным двигателем огра-ниченной тяги (РДОТ) в гравитационном поле в вакууме. Решаются задачи о многовитковых перелетах с минимальными затратами массы при ограниченном времени перелета. Исследование проводится на основе принципа максимума Понтрягина. Краевые задачи принципа максимума решаются численно методом стрельбы (пристрелки). Предлагаются вычислительные схемы решения краевых задач и согласованные с ними способы выбора начального приближения. Определяются удовлетворяющие необходимым условиям оптимальности (принципу максимума) многовитковые траектории перелетов КА между орбитами ИСЗ в плоской и пространствепной задачах. Из полученных экстремалей для заданного времени перелета определяется лучшая по функционалу траектория.
За последние 400 лет закономерности движения объектов по орбитам под действием только сил притяжения были хорошо изучены. Однако, для описания управляемого движения КА в космосе умения определять траектории пассивного (неуправляемого) движения КА недостаточно. Возникла необходимость в решении задач, связанных с маневрами КА. Как отмечалось, например, в [40], в задачах оптимизации перелетов с двигателями большой тяги допустимо использовать импульсное приближение решения. При этом, задача оптимизации сводится к минимизации характеристической скорости и требует только построения оптимальных траекторий с указанием на них моментов и направления приложения импульсов тяги. При оптимизации перелетов с двигателями малой по величине тяги необходим более глубокий подход, основанный на выборе оптимального управления величиной и направлением вектора тяги.
Необходимость в методике решения рассматриваемых математических задач при максимально приближенных к практике космических полетов предположениях возникает, в частности, при системной оценке проектных вариантов в процессе разработки реальной технической системы управления КА. Вместе с тем, эти задачи представляют, помимо практического, значительный теоретический (научный) интерес. Эти задачи требуют для своего решения синтеза методов оптимального управления, механики космических полетов, небесной механики и вычислительной математики. Развитие математической теории оптимального управления, совершенствование вычислительной техники, вычислительных методов и программного обеспечения создают благоприятные возможности дтя более глубокого проникновения в существо рассматриваемых здесь проблем, делают возможным решение задач, безуспешные попытки решения которых предпринимались ранее.
Задачам оптимизации траекторий межорбитальных перелетов КА, в том числе и задачам оптимизации многовитковых траекторий перелетов, посвящено значительное количество работ.
Ряд авторов [83, 88, 90, 93] сводят решение задачи оптимального управления к конечномерной параметрической задаче, которую решают методами нелинейного программирования. Различные комбинации способов дискретизации и методов решения задач параметрической оптимизации приводят к успеху в решении отдельных задач. Решения, получаемые такими способами, не являются решениями задач оптимального управления в строгом смысле, однако, могут давать результаты близкие к оптимальным. К подобным работам можно отнести работы, в которых задачи параметрической оптимизации решаются стохастическими методами [87]. Такому подходу способствует также появление большого количества программного обеспечения (ПО), претендую-
4
щего на ’'универсальность" в решении задач оптимизации или подзадач (интегрирование уравнений движения и т.д.). Готовые программы не требуют от исследователей навыков программирования и могут быть легко использованы. Стоит отметить, что подобное программное обеспечение может решать только ограниченный круг задач, точнее, каждое ПО способно решать одну задачу, но с разными параметрами. В целом проблема решения задач оптимального управления настолько сложна, что создать универсальный метод (как, например, метод решения квадратных уравнений), а, следовательно, и ПО, реализующее его, не удается. Для того чтобы в какой-то мере обосновать оптимальность решений, получаемых методом параметрической оптимизации, желательно сравнивать их по функционалу с решениями, оптимальность которых доказана. Например, при оптимизации затрат массы для сравнения можно рассмотреть решения соответствующей задачи в импульсной постановке. Очевидно, что если при постановке и решении задачи параметрической оптимизации будет учтена структура оптимальных траекторий, то поиск и оценка оптимальности решений задачи существенно упрощаются.
Ещё один подход [47, 66, 68, 94] к решению задач оптимизации траекторий перелётов КА с двигателями "малой тяги" связан с предположением, что небольшая по величине тяга за один виток изменяет параметры орбиты движения КА незначительно. Это позволяет использовать осреднение дифференциальных уравнений движения. Траектории, получаемые при решении осредненной краевой задачи, оказываются близкими к оптимальным решениям. Хотя они и не являются решениями исходной задачи оптимального управления, но их можно использовать в качестве начального приближения, и они позволяют получать качественное представление об устройстве многовитковых траекторий. Использование осреднения предполагает очень слабую тягу, и эффективность такого приема падает с ростом величины тяги двигателя. Поэтому такая методика не подходит дія более "сильных" двигателей. Но дія очень "слабых" двигателей решения осредненной задачи дают хорошее приближение оптимальных решений, и, возможно, являются на настоящий момент единственным способом оптимизации траекторий перелётов КА с очень "слабыми" двигателями. При решении осредненных краевых задач, с фиксированным временем перелета, в качестве начального приближения, как правило, используются результаты решения задачи быстродействия.
Задачи быстродействия — один из важных классов задач, которые решаются при оптимизации траекторий перелётов КА с двигателями малого ускорения [21, 39]. Это связано с тем, что межорбитальные перелёты со слабыми двигателями осуществляются за дштельное время и даже самые быстрые перелёты (без ограничения на конечную массу) могут занимать неприемлемо большое время.
В задачах быстродействия без ограничений на конечную массу тяга всегда включена и максимальна. Поэтому при решении таких задач необходимо определить только направление вектора тяги [21]. При этом система дифференциальных уравнений движения, как правило, имеет гладкие правые части. Трудностью в решении задач быстродействия с двигателями малого ускорения является большое время перелета и, следовательно, время интегрирования задачи Коши, что вызывает накопление значительной глобальной вычислительной ошибки, которая ухудшает сходимость метода стрельбы. Существенными вычислительными трудностями также являются возможность ветвления решений и возможность вырождения орбит (столкновение с притягивающим центром). Задача быстродействия существенно усложняется, если учитывается движение КА относительно центра масс. При малой тяге двигателя влияние этого фактора может оказаться значительным [71].
5
В результате предварительного анализа были получены решения задачи быстродействия при перелете КА между круговыми компланарпыми орбитами ИСЗ (см. табл. 1). Из таблицы 1 видно, что перелет с низкой круговой орбиты на ГСО с использованием двигателя типа СПД-100 и начальной массой около тонны займет минимум полтора года. Затраты массы при этом будут на 4% (от общей начальной массы аппарата) больше затрат массы при импульсном перелете, который является абсолютно оптимальным по затратам массы, то есть, оптимизируя затраты массы путем включения и выключения двигателя, можно экономить до 4% начальной массы. Для сравнения, масса всего топлива в КА 8МАКТ-1 составляет 22.7% от начальной массы аппарата. При перелетах между круговыми компланарными орбитами отличие затрат массьг в решении задачи быстродействия от затрат массы в импульсном решении (гоимп-тбыс) уменьшается с уменьшением величины начальной тяговооруженности двигателя КА, так как чем больше витков занимает перелет — тем мгновенный эксцентриситет переходных орбит меньше, а, следовательно, меньше и гравитационные потери на такой траектории.
Таблица 1: Решепие задачи быстродействия без ограничений на конечную массу. Перелёт между компланарными орбитами (До = 6580 км, Ят = Дрсо > ^УД = 1600 с).
По Ю’2 10~3 10"4 Ю-5
Т, с 5.10 -104 4.19 -105 4.11- 10б 4.11 • 107
Т, сут 0.59 4.85 47.61 475.95
кол-во витков 3.53 33.30 331.26 3312.19
ш(Т) 0.6601669 0.7208511 0.7257754 0.7258508
^ИМП ^6ы с. СО 0.1052 0.0445 0.0396 0.0395
Численное определение экстремалей многовитковых перелетов в задаче минимизации затрат массы, при ограниченном времени перелета, рассматривалось в работах [7, 18, 75, 84, 86|. Следует обратить внимание, что построение многовитковых экстремалей (с включениями и выключениями тяги) несколько сложнее и ранее удалось построить лишь экстремали со сравнительно небольшим числом витков (до четырех [84, 86]), при этом обязательно учитывалась специфика Ньютоновского гравитационного поля, что позволяло упростить задачу, например, аналитически интегрировать пассивные участки. В работе [86] для построения экстремалей, при решении краевой задачи, в вектор параметров пристрелки включались продолжительности всех активных и пассивных участков. При этом, количество участков было фиксировано, а пассивные участки интегрировались в аналитическом виде. По результатам, представленным в работе, для построения экстремали с тремя активными участками в пространственной задаче, при использовании такой схемы, требуется 62 итерации метода Ньютона.
В работе [75] была приведена одна многовитковая траектория пространственного перелета между орбитами ИСЗ. Полученная траектория состояла более чем из 50 витков и являлась экстремалью Понтрягина в задаче минимизации расхода массы при ограниченном времени перелета.
В работе [7] решена плоская задача оптимального многовиткового перелета КА с малой тягой с высокоэллиптической орбиты на ГСО. Построены экстремальные траектории с количеством витков до 1000. Решение задачи в этой работе стало возможным благодаря следующему способу построения начального приближения: сначала, с
6
- Київ+380960830922