Белоконов И.В., Тимбай И.А., Николаев П.Н., Оразбаева У.М. «Анализ движения наноспутника SamSat-218Д по траекторным измерениям» Вестник Самарского университета. Аэрокосмическая техника, технологии и машиностроение, 18, № 4, с. 18-28 (2019)

Анализируется движение наноспутника SamSat-218Д по траекторным измерениям. Экспериментально подтверждены особенности поведения наноспутников на низких орбитах, обусловленные как влиянием атмосферы, так и присущими им массово-инерционными характеристиками: срок существования наноспутников на орбите меньше, а угловое ускорение, порождаемое аэродинамическим моментом, значительно выше, чем у спутников с большими размерами и массой. По известным траекторным измерениям и информации о средней плотности атмосферы в точках траекторных измерений оценено изменение баллистического коэффициента во времени. Баллистический коэффициент наноспутника SamSat-218Д, имеющего форму прямоугольного параллелепипеда, зависит от пространственного угла атаки и угла собственного вращения. Отношение максимального значения баллистического коэффициента к минимальному значению равно 4,75. Это позволило по характеру изменения баллистического коэффициента оценить характер возможного движения относительно центра масс наноспутника. Наиболее вероятным движением относительно центра масс наноспутника SamSat-218Д является переходный режим движения между различными положениями равновесия, обусловленный соизмеримыми аэродинамическим и гравитационным моментами и незначительными угловыми скоростями.

Голяков А.Д., Ричняк А.М., Калабин П.В. «Сравнительное оценивание точности методов автономной навигации малых космических аппаратов при групповом полёте» Вестник Самарского университета. Аэрокосмическая техника, технологии и машиностроение, 18, № 4, с. 29-40 (2019)

Представлены результаты сравнительного оценивания точности методов автономной навигации малых космических аппаратов, выполняющих групповой полёт. Для проведения исследований выбраны «зенитный» метод и метод навигации по орбитальным ориентирам, которые основаны на измерениях углового положения Земли и орбитального ориентира относительно навигационных звёзд. При исследованиях введены допущения о центральном гравитационном поле Земли, нормальном законе распределения погрешностей бортовых навигационных измерений с известными постоянными дисперсиями. Исследования выполнены с использованием теории аналитического оценивания точности методов автономной навигации космических аппаратов, с помощью которой удаётся получить ковариационную матрицу погрешностей искомого вектора навигационных параметров и оценить потенциальные (предельно достижимые) характеристики точности применяемых методов навигации. В качестве показателя точности метода навигации МКА выбран безразмерный коэффициент погрешностей навигации, который связан с элементами главной диагонали ковариационной матрицы, характеризует прецизионные свойства метода, носит интегральный характер, не зависит от объёма и погрешностей результатов навигационных измерений. Критерий целесообразности применения метода определения параметров движения центра масс космического аппарата основан на сравнении коэффициентов погрешностей навигации. Представленные результаты позволяют обоснованно подойти к выбору метода автономной навигации и состава бортового комплекса управления малых космических аппаратов, выполняющих групповой полёт.

Елисов Н.А., Ишков С.А., Храмов А.А. «Применение метода дифференциальной эволюции в задаче атмосферного поворота плоскости орбиты» Вестник Самарского университета. Аэрокосмическая техника, технологии и машиностроение, 18, № 4, с. 41-51 (2019)

Исследуется применение метода дифференциальной эволюции при оптимизации атмосферного поворота плоскости орбиты аэрокосмического аппарата с большим аэродинамическим качеством с использованием трёхканального управления. Движение аппарата относительно Земли описывается системой дифференциальных уравнений в траекторной системе координат. Программы управления по углу атаки и скоростному углу крена представляются в виде ряда Фурье, а управление по тяге – в виде релейного закона. Критерием оптимальности управления является максимум конечной массы аппарата. Проведена апробация результатов решения задач без ограничений на фазовые параметры, полученных с использованием алгоритма дифференциальной эволюции, путём сравнения с решениями, полученными методом принципа максимума Понтрягина. На основе метода дифференциальной эволюции получено решение оптимизационной задачи с учётом ограничения на температуру в точке торможения.

Крючков А.Н., Плотников С.М., Сундуков Е.В., Сундуков А.Е. «Имитационная модель колебаний пары «солнечная шестерня–сателлиты» планетарного редуктора турбовинтового двигателя при наличии дефектов боковых поверхностей зубьев» Вестник Самарского университета. Аэрокосмическая техника, технологии и машиностроение, 18, № 4, с. 87-95 (2019)

Дефекты планетарных редукторов турбовинтовых двигателей часто являются источниками возбуждения высокочастотных колебаний, вызывающих поломки элементов конструкции компрессоров. Вибрационное состояние данных редукторов представляет собой широкополосный процесс с наличием большого количества составляющих колебаний, что существенно усложняет поиск информативных диагностических признаков дефектов. Для упрощения процедуры идентификации вибрации, вызванной дефектами зубчатых зацеплений, предложена имитационная модель вибрационного состояния узла дифференциального редуктора турбовинтового двигателя. Модель учитывает кинематику и конструкцию редуктора, определяет структуру его вибрационного состояния при наличии дефектов на боковых поверхностях зубьев. На примере часто встречающегося дефекта в виде износа зубьев пары «солнечная шестерня–сателлиты» показана адекватность модели фактическому вибрационному состоянию механизма.

Хабибуллин Р.М. «Программа управления для некомпланарного гелиоцентрического перелёта к Венере космического аппарата с неидеально отражающим солнечным парусом» Вестник Самарского университета. Аэрокосмическая техника, технологии и машиностроение, 18, № 4, с. 117-128 (2019)

Рассматривается некомпланарный управляемый гелиоцентрический перелёт космического аппарата с неидеально отражающим солнечным парусом к Венере. Целью гелиоцентрического движения является попадание космического аппарата в сферу Хилла Венеры с нулевым гиперболическим избытком скорости. Для реализации перелёта разработан алгоритм применения законов локально-оптимального управления для наискорейшего изменения оскулирующих элементов. Управление ориентацией солнечного паруса осуществляется с помощью тонкоплёночных элементов управления, расположенных по периметру поверхности солнечного паруса. В результате моделирования движения определены траектория перелёта, программа управления и необходимые ширина и площадь тонкоплёночных элементов управления.

Шорников А.Ю. «Оптимальное управление движением космического аппарата в поле притяжения астероида Эрос 433» Вестник Самарского университета. Аэрокосмическая техника, технологии и машиностроение, 18, № 4, с. 148-156 (2019)

Рассматривается алгоритм оптимизации управляемого движения космического аппарата с двигателями малой тяги в поле притяжения астероида Эрос 433. Гравитационное поле астероида имеет сложную конфигурацию. Приведена математическая модель гравитационного потенциала данного тела и математическая модель движения космического аппарата с электроракетными двигателями малой тяги. Оптимальная по быстродействию программа управления ищется с помощью принципа максимума Понтрягина. Сформулированная краевая задача решается численно модифицированным методом Ньютона. Описанный алгоритм решения может быть использован для решения схожих задач динамики полёта с малой тягой при маневрировании вблизи объектов с гравитационными полями сложной конфигурации.