Программа DEP, разработанная в МАИ, использовалась для проектно-баллистического расчёта ракет, включая возможность моделирования от 1 до 4 ступеней и пакетных схем. Она учитывала ограничения по перегрузке, скоростному напору, позволяла вводить баллистическую паузу и формировать управление углом тангажа. Несмотря на некоторые упрощения, программа обеспечивала точность расчётов в пределах 1% от реальности, что делало её полезной для студентов и предварительных этапов профессионального проектирования.
Для определения оптимальных параметров ракеты-носителя варьируются относительная конечная масса ступеней, начальная тяговооружённость и угол наклона вектора скорости, учитывая заданную массу полезной нагрузки, целевую орбиту и ограничения. Критериями оптимизации служат отношение массы полезного груза к стартовой массе и стоимость ракеты, вычисляемая на основе стоимости материалов и компонентов.
Итерационный процесс поиска оптимальных параметров включает в себя варьирование различных параметров ступеней ракеты. Результаты этих итераций помогают выявить оптимальные значения тяговооруженности и конечной массы ступени, которые дают максимальную эффективность ракеты при минимальной стоимости. При этом важными являются не абсолютные, а относительные значения характеристик, и масса полезной нагрузки не влияет на процесс оптимизации.
В ходе оптимизации подбираются значения для относительной конечной массы, начальной тяговооруженности ступеней и угла наклона вектора скорости. На основе оптимизированных параметров вычисляются конкретные массовые характеристики ракеты-носителя. Завершающим этапом является проверка и корректировка параметров, при необходимости пересмотр весовых коэффициентов, что позволяет найти наиболее оптимальное решение для ракеты-носителя.
Изображение носит иллюстративный характер
Для определения оптимальных параметров ракеты-носителя варьируются относительная конечная масса ступеней, начальная тяговооружённость и угол наклона вектора скорости, учитывая заданную массу полезной нагрузки, целевую орбиту и ограничения. Критериями оптимизации служат отношение массы полезного груза к стартовой массе и стоимость ракеты, вычисляемая на основе стоимости материалов и компонентов.
Итерационный процесс поиска оптимальных параметров включает в себя варьирование различных параметров ступеней ракеты. Результаты этих итераций помогают выявить оптимальные значения тяговооруженности и конечной массы ступени, которые дают максимальную эффективность ракеты при минимальной стоимости. При этом важными являются не абсолютные, а относительные значения характеристик, и масса полезной нагрузки не влияет на процесс оптимизации.
В ходе оптимизации подбираются значения для относительной конечной массы, начальной тяговооруженности ступеней и угла наклона вектора скорости. На основе оптимизированных параметров вычисляются конкретные массовые характеристики ракеты-носителя. Завершающим этапом является проверка и корректировка параметров, при необходимости пересмотр весовых коэффициентов, что позволяет найти наиболее оптимальное решение для ракеты-носителя.
