Разработка модели системы управления демонстратора многоразовой ракеты-носителя с многокамерной двигательной установкой на этапе посадки
Рубрика: Расчет и конструирование
Статья в выпуске: 3 т.26, 2026 года.
Бесплатный доступ
В статье рассматривается задача разработки модели системы управления демонстратора многоразовой ракеты-носителя на этапе посадки. Современные методы проектирования систем управления основаны на использовании цифровых моделей систем. В случае синтеза систем управления ракет-носителей необходимо учитывать то, что характеристики ракет-носителей сильно меняются в зависимости от времени и этапов полета. Целью исследования являлся вопрос построения модели многоразовой ракеты-носителя на этапе посадки и синтеза следящих систем, входящих в состав общей системы управления. В статье рассмотрена общая структура системы управления демонстратора ракеты-носителя с показом основных связей между ее элементами, даны структуры следящих систем демонстратора, приведены основные подходы к синтезу регуляторов систем стабилизации с целью получения требуемых статических и динамических свойств системы управления, приведены результаты моделирования движения демонстратора с использованием программной системы Simulink. Показаны оценки точности движения демонстратора ракеты-носителя на этапе посадки, даны данные по воздействию внешних условий на точность посадки. Приведенный подход к проектированию систем управления ракет-носителей является достаточно общим, позволяющим использовать материалы статьи при проектировании систем управления и частично конструкций ракет-носителей и их двигательных установок в целях оценки управляемости всего летательного аппарата. Материал статьи содержит достаточный объем графического материала, приведен обзор литературных источников, подтверждающих актуальность темы исследования и современный ее уровень
Короткий адрес: https://sciup.org/147255036
IDS: 147255036 | УДК: 62-503.51 | DOI: 10.14529/engin260304
Development of a control system model for a demonstrator landing module with a multi-chamber propulsion unit with a central body
This article examines the problem of developing a control system model for a reusable launch vehicle demonstrator during the landing phase. Modern control system design methods are based on the use of digital models of systems. When synthesizing launch vehicle control systems, it is necessary to consider that launch vehicle characteristics vary significantly depending on time and flight phases. The aim of the study was to construct a model of a reusable launch vehicle during the landing phase and synthesize the tracking systems that comprise the overall control system. This article examines the general structure of the demonstrator launch vehicle's control system, demonstrating the key relationships between its elements. It also describes the structure of the demonstrator's tracking systems. It also presents key approaches to synthesizing stabilization system controllers to achieve the required static and dynamic properties of the control system. It also presents the results of modeling the demonstrator's motion using the Simulink software system. It also presents estimates of the demonstrator launch vehicle's motion accuracy during the landing phase, and provides data on the impact of external conditions on landing accuracy. The presented approach to launch vehicle control system design is sufficiently general to allow the article's materials to be used in the design of control systems and, in part, launch vehicle and propulsion system designs for the purpose of assessing the controllability of the entire aircraft. The article contains a sufficient amount of graphic material and a review of literary sources confirming the relevance of the research topic and its current state.
