Синтез оптимального управления движением наводимого летательного аппарата на маневрирующий космический объект

Размещение США оружия в космосе сокращает подлетное время средств поражений до важных стратегических наземных и космических объектов, что, в свою очередь, значительно ограничивает возможности парирования угроз и ответного удара отечественных стратегических ядерных и не ядерных сил. Данный фактор повышает значимость задачи оптимального управления движением наводимого летательного аппарата на маневрирующий космический объект для увеличения точности наведения. Рассмотрен синтез оптимального управления движением наводимого летательного аппарата на маневрирующий космический объект. Цель синтеза – обеспечить допустимые условия захвата космического объекта телевизионной головкой самонаведения за счет выполнения условий квазиколлинеарности векторов скоростей летательного аппарата и космического объекта в момент окончания дальнего наведения. Экспериментальные результаты исследования подтверждают достижение цели. Для определения области перехода наводимого летательного аппарата на самонаведение предложено циклически на небольшие интервалы времени рассчитывать области достижимости целевого объекта по данным внешних измерителей. По рассчитанным областям достижимости аппроксимируется кривая, на которой определяется область перехода наводимого летательного аппарата на самонаведение. Разработанный синтез оптимального управления движением наводимого летательного аппарата на маневрирующий космический объект вносит вклад в развитие существующих методов наведения. В работе впервые применено цикличное построение областей достижимости заатмосферного целевого объекта.