Оптимальное по быстродействию управление в задаче выведения ракеты-носителя

Рассматриваются вопросы построения оптимального управления в задаче выведения ракеты-носителя (носителя) на заданную околоземную эллиптическую орбиту. Задача оптимизации заключается в построении программного управления носителем, которое обеспечивает выведение им на заданную орбиту полезной нагрузки максимальной массы. Движение носителя описывается нелинейной динамической системой, а к искомому управлению предъявляются дополнительные требования, которые приводят к возникновению в задаче ограничений на фазовое состояние системы. В рамках рассматриваемой математической модели управляемого движения носителя задача максимизации массы выводимой полезной нагрузки эквивалентна задаче оптимального быстродействия с терминальными ограничениями [1]. Реализация общих подходов к решению этой задачи связана с существенными вычислительными трудностями. Для ее приближенного решения разработан алгоритм [2], основанный на декомпозиции исходной задачи на несколько задач оптимального управления. Здесь близкое к оптимальному управление строится в результате выполнения специальной итерационной процедуры.
1. Думшева Т.Д., Костоусов В.Б., Костоусова Е.К., Починский В.И. Исследование задачи оптимального вывода полезной нагрузки на заданную эллиптическую орбиту // Труды Института математики и механики. УрО РАН. 2010. Т.16. №5. C.57-65. 2. Мазгалин Д.В., Починский В.И. Метод определения азимута пуска и программы угла тангажа на атмосферном активном участке полета РН // Вестник ЮУрГУ. Серия "Компьютерные технологии, управление и радиоэлектроника". 2010. Вып.12. N22 (198). С. 47-50.