Е.А. Губарева, Т.Ю. Мозжорина
2
стью представляемой работы. Модель двигателя соответствует пер-
вому уровню, описанному в [3]. Характеристики узлов двигателя да-
ны в виде математических моделей нулевого уровня (обобщенные
аппроксимационные зависимости). При необходимости решения си-
стемы алгебраических нелинейных уравнений (в модуле расчета ха-
рактеристик двигателя) используется модифицированный метод
Ньютона. Переходные режимы работы двигателя не моделируются.
Термодинамические свойства рабочего тела определяются в соответ-
ствии с алгоритмами, изложенными в [3], [4].
Постановка задачи.
Оптимизация программы полета на участке
разгона – набора высоты
(
( ))
Н f V
проводится с использованием
следующих критериев эффективности:
минимум потерянной дальности
пот
;
L
минимум времени
t
, затраченного на набор высоты;
минимум топлива
т
m
, израсходованного на этом участке полета.
Указанные критерии являются функционалами в задаче вариаци-
онного исчисления
2
1
2
1
2
1
пот
1
2
т
3
( , , , , , )
min,
( , , , , , )
min,
( , , , , , )
min .
e
e
e
e
e
e
H
t
e
H
H
t
e
H
H
t
e
H
L
F V H R G dH
t
F V H R G dH
m F V H R G dH
Решение вариационной задачи сводится к минимизации в каждой
расчетной точке программы полета на участке основного набора высо-
ты (с 450 м, где считаем, что перестройка конфигурации крыла с взлет-
ной на крейсерскую уже произведена и двигатели выведены на номи-
нальный режим работы, до высоты 10 600 м и М
п
= 0,8) таких локаль-
ных критериев эффективности, как функции Флорова [1], [2] вида
усл
1
2
1
1
,
t
c
x
x
G i L
m V F
F
n
n V
или
3
.
t
x
G i
F
n V
