МОЛОДЕЖНЫЙ НАУЧНО-ТЕХНИЧЕСКИЙ ВЕСТНИК

В статье рассматривается участок движения в атмосфере Марса при переходе с межпланетной гиперболической орбиты на эллиптическую орбиту вокруг планеты. Используя метод торможения в атмосфере, появляется возможность экономить топливо при переходе от эллиптической к круговой орбите на орбиту планеты. Дается оценка возможной экономии расхода топлива при использовании торможения с маневрами в атмосфере планеты.

В статье рассмотрены вопросы математического моделирования полёта проектируемого в настоящее время микроспутника Бауманец-2. Приведены сведения об основных возмущающих факторах, определяющих параметры эволюции орбиты космического аппарата и скорость их изменения. Исследования выполнены с использованием программ, созданных для баллистических расчётов движения космических аппаратов. Полученные результаты отражают основные закономерности влияния гравитационного поля Земли на параметры орбиты и могут быть использованы при проектных оценках времени активного существования аппарата с позиций сохранения рабочей высоты полёта и скорости прецессии долготы восходящего узла.

В работе представлены результаты исследования задачи определения траектории перелёта космического аппарата (КА) к сближающемуся с Землей астероиду Апофис и возвращения КА на Землю, при максимизации полезной массы КА в конце полёта.Приводятся данные, позволяющие выбрать оптимальную дату старта, а также продолжительности гелиоцентрических участков перелёта. В данном исследовании анализируется случай экспедиции с 3 импульсами скоросити. Приближенное определение траектории перелёта КА получено с помощью задачи Эйлера-Ламберта.

Аэродинамические иглы и дисковые надстройки устанавливают в носовых частях затупленных летательных аппаратов, движущихся со сверхзвуковыми скоростями, для значительного снижения лобового сопротивления, а также для уменьшения тепловых потоков на обтекаемой поверхности.

В данной работе на примере конкретных средств выведения рассмотрен вопрос оптимизации активного участка разгона КА. Её конечной целью является возможность применения полученных оптимальных законов управления при решении задач полёта к Луне. Путём численного интегрирования проводится поиск оптимального по конечной массе закона управления на активном участке разгона КА с начальной круговой опорной орбиты у Земли высотой H₀ с целью достижения заданной величины большой полуоси a₀=220000 км орбиты перелёта к Луне. В данном исследовании анализируется случай с одним включением ДУ, т.е. импульс не делится. Авторы анализируют вопрос применения двухпараметрической оптимизации закона управления углом ориентации тяги. Анализ проводится с помощью метода перебора, квазиньютоновского метода Пауэлла и принципа максимума Понтрягина. Делаются выводы об их преимуществах и недостатках.

Предметом статьи является оценка энергетики управления полётом летательного аппарата (ЛА) на этапах баллистического проектирования методом импульса силы (ИС). Метод ИС предлагается использовать с целью сокращения объёма поисковых работ и повышения качества экспертных оценок. Алгоритм оценки методом ИС рассмотрен на примере баллистического проектирования гипотетической зенитной управляемой ракеты (ЗУР). Сущность разрабатываемого метода заключается в оценке величины данного импульса при математическом моделировании полёта ЛА. Для упрощения понимания основных принципов принята тривиальная модель полёта ракеты и цели. В описанном примере представлен математический аппарат и произведены расчёты для нескольких вариантов исходных данных, а также рассмотрены случаи рулевых систем с постоянным и переменным расходом рабочего тела.

В работе проводится исследование движения космического спускаемого аппарата (СА) с надувным тормозным устройством (НТУ) на всём этапе спуска. В качестве объектов моделирования выбраны спускаемые аппараты по типу MetNet иIRVE–3. Основной задачей данного исследования является определение параметров движения спускаемого аппарата, особенностей движения центра масс аппарата, вращения аппарата относительно центра масс, а также устойчивости аппарата. Для обеспечения пассивной стабилизации СА ещё на внеатмосферном участке развёртывается НТУ и аппарат вместе с НТУ закручивается вдоль продольной оси. Моделирование движения СА проводится для условий входа в атмосферу Земли и Марса при одинаковых исходных данных. 

В данной статье представлена концепция орбитального буксира на основе твердофазного ядерного ракетного двигателя. Буксир предназначен для доставки различных грузов и/или пилотируемого космического корабля с радиационно безопасной орбиты искусственного спутника Земли на орбиту искусственного спутника Луны. В работе определены затраты рабочего тела на орбитальные манёвры и испарение во время проведения транспортных операций. С целью снижения гравитационных потерь рассмотрены схемы перехода на отлётную траекторию с несколькими активными участками. Решены краевые задачи перелёта на орбиту искусственного спутника Луны и возвращения на радиационно безопасную орбиту   Баллистические расчёты проводились интегрированием системы дифференциальных уравнений движения методом Рунге-Кутты-Фельберга 7(8) порядка с учётом возмущений, обусловленных нецентральностью гравитационного поля Земли и Луны, а также притяжением Солнца.

Статья посвящена аэродинамическому явлению авторотация и методике действий экипажа воздушного судна при отказе или неполадке двигателей. Подробно освещается возникновение и характер этого явления. Исследуются проблемы, возникающие в такой ситуации и пути их решения. В работе также представлен план полетов на авторотацию и их результаты, ошибки и рекомендации пилотов современных вертолетов. С помощью графиков освещается характер изменения аэродинамических характеристик, считанные с бортовых твердотельных накопителей. В статье присутствуют выводы по результатам испытаний инженерного состава летно-испытательного комплекса ОАО Московский вертолетный завод им. М.Л. Миля.

В данной статье рассматривается такое явление, как стабилизация летательного аппарата, имеющего дисковую надстройку в кормовой части. Цель работы заключается в определении центра давления, при котором летательный аппарат находился бы в стабилизированном состоянии. За счет изменения длины стержня дисковой надстройки в кормовой части будет либо каверна открытого типа, либо закрытого. Соответственно будет рассмотрено две структуры течения. В ходе данной работы были проведены параметрические исследования, а также рассчитаны все аэродинамические характеристики. Графики показывают характер изменения аэродинамических характеристик от углов атаки, чисел Маха, а также от расположения центра давления и различных геометрических параметров. Все расчеты были проведены в программной среде C++. 

В данной статье рассмотрены структуры обтекания спускаемого аппарата с щитковым органом управления установленным в головной части. Приведены результаты экспериментального исследования. Представлены графические зависимости коэффициентов аэродинамических сил и моментов в зависимости от углов атаки, углов наклона щитка и геометрии щитка. Автором проведено численное моделирование процессов обтекания данного тела и приведены результаты в виде полей давления и скоростей для различных конфигураций и геометрии.

Обеспечение безопасности космических полетов требует полного и регулярно обновляемого каталога космических объектов, находящихся в околоземном пространстве. В процессе ведения такого каталога, возникает проблема прогнозирования движения активных космических аппаратов. Для решения этой проблемы необходимо оценивать произведенные маневры по измерениям, полученным от наблюдательных пунктов. Данная оценка является основной целью работы. Авторы рассмотрели различные варианты одно- и двухимпульных маневров, выполненных двигателями как большой, так и малой тяги. В основу вычислений положены аналитические и численно-аналитические методы. Это позволяет использовать предложенный алгоритм в технологическом цикле составления и поддержания каталога космических объектов.