@Article{, title={Optimum Satellite Launcher Trajectory Guided With Proportional Navigation Plus Gravity Compensation Guidance}, author={Waleed Kh. Al-Ashtari}, journal={Journal of Engineering مجلة الهندسة}, volume={12}, number={4}, pages={916-928}, year={2006}, abstract={The optimum trajectory of a single or multi-stage satellite launcher guided with proportional navigation guidance (PNG) is addressed. The PNG is extended to compensate for the gravity effect. For the trajectory optimization problem, the launcher is modeled as a mass point flying around the center of the Earth. To provide a completely valid analysis, all known influences on the launcher trajectory have been considered; Empirical equations have been used in order to model the Earth standard atmosphere in SI units. A computer program had been constructed in order to simulate the trajectory of such launcher from the available initial conditions. Pegasus launcher is used as a hypothetical example. The simulator results show that the proportional navigation plus gravity compensation guidance gives fairly accurate results.

في هذا البحث, تمت دراسة المسار الأمثل لناقل أقمار صناعية (مرحلة واحدة أو متعدد المراحل ) موجه بطريقة الملاحة التناسبية وتم تطوير قانون الملاحة التناسبية للتعويض عن تأثير الجاذبية الأرضية على مسار الناقل. لغرض ايجاد المسار الامثل, تم فرض الناقل كجزيئة تطير حول مركز الكرة الارضية. ولغرض توفير تحليل رصين, تم اعتبار كل العوامل المؤثرة على مسار الناقل بما فيها تأثير دوران الكرة الأرضية ، وكذلك تم وضع معادلات تجريبية عالية الدقة لوصف تغير خصائص الغلاف الجوي للأرض مع ارتفاع الناقل بالوحدات العالمية الموحدة. لقد تم أعداد برنامج لمحاكاة مسار هكذا ناقل من خلال توفير المعلومات الأوليةلاطلاق الناقل ، وقد تم استخدام بيغاسوس كمثال لتطبيق موضوع البحث. وقد اضهرت النتائج آن استخدام طريقة الملاحة التناسبية مع التعويض عن الجاذبية الأرضية يعطي نتائج مقبولة الدقة.} }