Лодкина И.Г., Ермолаев Ю.И., Ермолаев М.Ю., Рязанцева М.О. «Некоторые вопросы идентификации крупномасштабных типов солнечного ветра» Космические исследования, 56, № 5, с. 353-364 (2018)

Продолжение ранней работы, в которой обсуждены некоторые некорректные подходы в идентификации крупномасштабных типов солнечного ветра и связанные с ними неправильные выводы при анализе данных по солнечно-земной физике. Анализируются списки 28 событий CME и 31 события CIR в 2013–2016 гг., которые были использованы Shen и др. для сравнения реакции радиационных поясов Земли на различные межпланетные драйверы. Интерпретация типов солнечного ветра в этих списках отличается как от каталога авторов для Sheath, ICME и CIR, так и от каталога Richardson and Cane для CME. Авторы статьи Shen и др. не делают различий между Sheath- и ICME-индуцированными магнитными бурями, включая их в общий тип «СМЕ-индуцированные бури». Анализ авторов показал, что из 28 приведенных событий CME-индуцированных бурь 16 событий относится к Sheath, 2 события – к МС, 4 события – к Ejecta, 2 к СIR, 4 – к невозмущенному солнечному ветру с ударными волнами. В каталоге Richardson and Cane, который также не разделяет Sheath и ICME, содержится 18 из 28 событий CME-индуцированных бурь, приведенных в работе Shen и др. Из приведенного авторами Shen и др. 31 события CIR, согласно анализа авторов, 25 событий относится к CIR, 2 события к Sheath, 4 события к невозмущенному солнечному ветру. В каталоге Richardson and Cane одно из 31-го события CIR из работы Shen и др. представлено как СМЕ. Так как свойства областей сжатия CIR и Sheath близки, то выводы авторов статьи Shen и др. о свойствах CIR-индуцированных бурь мало искажены неверной идентификацией типов течений, в то время как выводы, касающиеся CME-индуцированных бурь, которые более чем на половину представляют собой Sheath-индуцированные бури, нам представляются неверными.

Семиков С.А. «Новый метод регистрации солнечных пятен и планет» Космические исследования, 56, № 5, с. 365-374 (2018)

Разработан метод регистрации планет и поиска малых планет (астероидов), АМС и спутников, проходящих по диску Солнца – усовершенствованный метод доплеровской томографии. Также этот метод, за счёт высокой чувствительности, позволит обнаруживать экзопланеты, уточнять элементы орбит планет и параметры самих звёзд. Новый метод можно применить для определения формы звёзд, распределения поверхностной яркости и анализа вращения поверхности звёзд, её активных участков (пятен, вспышек и т.д.). Наконец, метод позволит установить форму планет, АМС, спутников, проходящих по диску звезды. Метод основан на анализе спектральными приборами высокой разрешающей силы – вариаций профилей линий излучения и поглощения звёзд, уширенных за счёт вращения звёзд или потоков излучающих газов. Для применения спектроскопов высокой разрешающей силы предложены новые типы телескопов-спектрографов рекордной светосилы и схема зеркального коллиматора-конденсора. Рассмотрены возможные проявления эффекта Ритца в таких измерениях.

Игнатов А.И., Сазонов В.В. «Стабилизация режима солнечной ориентации искусственного спутника Земли электромагнитной системой управления» Космические исследования, 56, № 5, с. 375-383 (2018)

Исследован режим солнечной ориентации искусственного спутника Земли. Параметры спутника соответствуют параметрам спутников Бион М и Фотон М-4. В этом режиме нормаль к плоскости солнечных батарей спутника неизменно направлена на Солнце, продольная ось лежит в плоскости орбиты, абсолютная угловая скорость спутника весьма мала. Режим стабилизируется с помощью электромагнитов, взаимодействующих с магнитным полем Земли и вращающегося маховика, создающего постоянный гиростатический момент вдоль продольной оси спутника. Такой момент можно создать и с помощью системы двигателей-маховиков; постоянство гиростатического момента означает, что эта система будет функционировать без насыщения. Управление вращательным движением спутника осуществляется за счет изменения токов в электромагнитах. Исследованы два закона управления, уменьшающие угловую скорость спутника и стабилизирующие солнечную ориентацию. Их реализация не требует проведения сложных измерений, достаточно иметь показания солнечного датчика, трехосного магнитометра и аппаратуру для их обработки. Эффективность законов управления проверена посредством математического моделирования движения спутника относительно центра масс под действием гравитационного и аэродинамического моментов, а также момента, создаваемого электромагнитами.

Харченко И., Пеньков М.М., Миронов Е., Шестопалова О.Л. «Способ прогнозирования предельного срока "жизни" орбит космических аппаратов с учетом прогрессирующей засоренности околоземного космического пространства космическим мусором» Космические исследования, 56, № 5, с. 384-395 (2018)

Выделены особенности моделирования процесса механического загрязнения околоземного космического пространства, дана краткая характеристика существующих моделей прогнозирования механического загрязнения околоземного космического пространства, проанализировано влияние неопределенности исходных данных на точность прогнозов механического загрязнения околоземного космического пространства современными моделями. Предложено осуществлять прогнозирование предельного срока «экологической жизни» околоземной орбиты на основе описания увеличения плотности механического загрязнения околоземного космического пространства с помощью логистических зависимостей. Получена и впервые представлена аналитическая функция, позволяющая получить прогнозное значение величины предельного срока существования околоземной орбиты в виде уравнения, включающего значение предельно допустимой плотности засоренности, заданное в виде нечеткой величины. Подробно представлено решение данного нечеткого уравнения в случае треугольной формы функции принадлежности значения предельно возможной плотности засорения. Показана возможность преобразования нечеткого результата прогнозирования к четкой интервальной форме путем нахождения интервального четкого множества альфа-уровня, ближайшего к рассматриваемому нечеткому множеству.

Воротников В.И., Вохмянина А.В. «К нелинейной задаче "прохождения" трехроторным гиростатом заданного углового положения в пространстве при неконтролируемых внешних помехах» Космические исследования, 56, № 5, с. 396-402 (2018)

Решается нелинейная задача «прохождения» трехроторным гиростатом заданного углового положения в пространстве при неконтролируемых внешних помехах. Используется метод «эквивалентной линеаризации» нелинейных управляемых систем, позволяющий свести решение данной задачи к решению линейной игровой антагонистической задачи с нефиксированным временем окончания. Получена оценка допустимых уровней помех в зависимости от заданных ограничений на управляющие моменты.

Воробьев А.Л., Ельников Р.В. «Анализ структуры семейств локально-оптимальных решений задачи межпланетного перелета космического аппарата с двигателем малой тяги» Космические исследования, 56, № 5, с. 403-411 (2018)

Рассматривается задача оптимального межпланетного перелета космического аппарата, оснащенного нерегулируемой электроракетной двигательной установкой. В качестве критерия оптимизации управления рассматривается величина затрат топлива или время перелета, которые минимизируются. Для нахождения законов оптимального управления используется формализм принципа максимума. На примере задачи перелета к Марсу, выявлена структура и взаимосвязь различных локально-оптимальных решений, принадлежащих к различным семействам экстремалей.

Константинов М. «Анализ требуемого совершенства ядерной электроракетной двигательной установки для марсианской экспедиции длительностью два года» Космические исследования, 56, № 5, с. 412-427 (2018)

Представлены результаты проектно-баллистического анализа двухгодичной пилотируемой марсианской экспедиции. Получены зависимости максимально допустимой удельной массы энергодвигательной установки от массы КА на начальной околоземной орбите. Показано, что для анализируемого набора характеристик систем КА при массе КА на начальной орбите 200 т для реализации марсианской экспедиции продолжительностью два года требуемое совершенство энергодвигательной установки должно быть нереально высоким (удельная масса энергодвигательной установки должна быть не больше 3.26 кг/кВт). Увеличение массы на начальной орбите приводит к снижению требований к совершенству транспортной системы. Если массу на начальной орбите увеличить до 475 т, то максимально допустимая удельная масса энергодвигательной установки КА увеличится до 11 кг/кВт. Оптимальная величина электрической мощности ядерной энергетической установки при изменении начальной массы в указанном диапазоне (от 200 до 475 т) увеличивается от 7.7 до 11.7 МВт. Оптимальная величина удельного импульса ЭРДУ уменьшается от 9000 с (это значение принято максимально допустимым) до 6880 с. Показано, что, если удельная масса энергодвигательной установки равна 5, 7.5, 10 кг/кВт, то для реализации экспедиции масса КА на начальной орбите должна быть не менее 234.1, 305.4, 415.5 т соответственно.

Куликов Н., Попов В.Д., Чубунов П.А. «Прогнозирование вероятности безотказной работы микроконтроллера на геостационарной орбите» Космические исследования, 56, № 5, с. 428-433 (2018)

По результатам радиационных испытаний микроконтроллеров типа ATmega-128 в широком диапазоне мощностей дозы и температур сделана оценка вероятности безотказной работы микроконтроллера в реальных условиях эксплуатации. Применена функция Эйринга для учета температурного воздействия.