Оптимизация траекторий перелетов космических аппаратов с дополнительным топливным баком. II

Решается задача оптимизации пространственных траекторий перелетов космических аппаратов с дополнительным топливным баком с низкой круговой орбиты искусственного спутника Земли на геопереходную орбиту. Управление движением космического аппарата осуществляется реактивным двигателем ограниченной тяги. Сброс дополнительного бака требует выключения двигательной установки и занимает заданное время. Масса сбрасываемого бака считается пропорциональной массе израсходованного топлива, а масса двигателя и дополнительных конструкций – пропорциональной тяговооруженности. Минимизируется величина импульса довыведения на геостационар при заданной полезной массе.
Во второй части статьи рассматриваемая задача формализуются как задача оптимального управления совокупностью динамических систем и решается на основе соответствующего принципа максимума. Краевые задачи принципа максимума в работе решаются численно методом стрельбы. В результате решения задачи строятся одно- и двухвитковые экстремали Понтрягина. Проводится серия параметрических расчетов, по результатам которых определяются оптимальные параметры конструкции космического аппарата – наилучшая тяговооруженность и наилучшее распределение топлива по бакам.