С учетом некоторых упрощающих допущений для вывода ракеты-носителя на орбиту оптимален «линейно-тангенциальный» закон управления :
т. е. тангенс угла траектории полета изменяется линейно от точки, в которой начинается наведение по вводу, до достижения круговой орбиты. Мой вопрос заключается в том, как вычислить правильные значения для а также .
Предполагая, что для начального подъема используется программа наведения по тангажу без обратной связи, линейно-тангенциальное наведение возьмет на себя заданный вектор скорости и положение, и наша цель состоит в том, чтобы достичь заданной высоты с правильной горизонтальной скоростью для круговой орбиты:
Есть ли более прямой способ определить а также коэффициенты, чем методом проб и ошибок? Моя заявка предназначена для универсального инструмента моделирования запуска на НОО.
Весь математический аппарат, описывающий полет ракеты — гравитация, уравнение ракеты — это набор функций, которые принимают некоторые параметры, позволяющие моделировать процесс. Если мы установим вектор тяги постоянным, мы закончим полным уравнением движения, где мы просто подставим параметры (земная стандартная сила тяжести, масса транспортного средства, и т. д.), и мы можем численно интегрировать его в будущее. Но если мы хотим, чтобы тяга изменила направление, мы должны описать, как она меняется: параметризовать ее. У нас должна быть функция, которая моделирует это изменение, используя некоторые константы, чтобы мы могли интегрировать траекторию, используя заданные константы, ИЛИ получать их по заданной траектории. LTG (линейно-тангенциальный закон рулевого управления) как раз и является такой функцией — она позволяет только моделировать управление транспортным средством.
Чтобы получить константы навигации, вам нужен алгоритм навигации, такой как Powered Explicit Guidance. Вики Orbiter описывает PEG в виде руководства, чтобы вы могли попробовать реализовать его самостоятельно. Поначалу мне это было довольно трудно понять, поэтому я также укажу вам на оригинальную статью — с этими двумя источниками вместе вы сможете собрать их вместе. Есть несколько других, таких как IGM (итеративный режим наведения) от Apollo или UPFG (унифицированное управление полетом с питанием) от Space Shuttle, но у первого нет легкодоступной документации, а другой просто очень сложен.
Не стесняйтесь проверить мою собственную реализацию на GitHub .
пользователь36480