Чэнь Б., Тимушев С.Ф. «Исследование аэроакустических характеристик распределенной силовой установки легкого самолета с коротким взлетом» Вестник Московского авиационного института, 31, № 2, с. 7-15 (2024)

Описывается расчетное исследование разницы аэроакустических характеристик между одним воздушным винтом и несколькими воздушными винтами, которые имеют одинаковую суммарную тягу и потребляемую мощность. Аэродинамическое моделирование выполняется от высокой нагрузки до низкой нагрузки на лопасть с одинаковой скоростью вращения путем изменения шага. Результаты моделирования показывают, что чем выше нагрузка на винт, тем выше уровень шума, что вытекает из теории Гутина. По сравнению с одним винтом аэроакустические характеристики нескольких винтов не являются осесимметричными. Независимо от того, высока или мала нагрузка на винт, уровень шума нескольких винтов всегда выше.

Яценко М.Ю., Воронцов В.А. «Постановка задачи выбора схемных решений мультироторного летательного аппарата для исследования планеты Венера» Вестник Московского авиационного института, 31, № 2, с. 67-74 (2024)

В настоящее время для российских ученых изучение планеты Венера с помощью автоматических космических аппаратов и различных технических средств в их составе представляет собой одно из приоритетных и активно развивающихся направлений в области планетных исследований. Авторами предлагается включить в состав перспективной миссии на Венеру новое дополнительное техническое средство исследования атмосферы и поверхности этой планеты – мультироторный летательный аппарат, для чего требуется разработать схемные решения такого технического средства. В статье рассматривается постановка задачи выбора схемных решений мультироторного летательного аппарата как нового технического средства исследования Венеры. Показано, что данная задача рассматривается в виде совокупности двух подзадач, для каждой из которых выбираются критерии эффективности и соответствующие схемным решениям схемообразующие признаки. Записаны выражения для критериев эффективности и показателей функциональной эффективности. Корректная постановка задачи позволит максимально рационально разработать и выбрать окончательные варианты схемных решений мультироторного летательного аппарата для включения в состав перспективной экспедиции на Венеру.

Константинов М.С., Шевченко В.В. «Проектно-баллистический анализ выведения космического аппарата на гелиоцентрическую орбиту с наклонением 30 градусов к плоскости солнечного экватора» Вестник Московского авиационного института, 31, № 2, с. 144-154 (2024)

Анализируется выведение космического аппарата (КА) на рабочую гелиоцентрическую орбиту с целью обеспечить требуемое наклонение 30° к плоскости солнечного экватора за счет применения серии пассивных гравитационных маневров (ГМ) у Земли и Венеры. КА выводится на низкую околоземную орбиту с помощью ракеты-носителя «Союз-2.1б». КА оснащен комбинированной двигательной установкой (ДУ), состоящей из химического разгонного блока (ХРБ) «Фрегат», участвующего в старте КА с опорной околоземной орбиты с последующим его отделением, и электроракетной двигательной установки (ЭРДУ) на базе одного двигателя «СПД-140Д». Траектории выведения оптимизируется с использованием принципа максимума Понтрягина. Выбранная схема полета позволила значительно уменьшить время выведения на заданную гелиоцентрическую орбиту с 5 до 3,2 лет, масса КА на этой орбите составила 1500 кг.

Юй В., Старинова О.Л. «Характеристики резонансных орбит солнечных парусов вблизи точки L2 в системе Земля–Луна» Вестник Московского авиационного института, 31, № 2, с. 155-163 (2024)

В рамках будущих проектов по исследованию и освоению Луны, спутники-ретрансляторы для связи между Землей и Луной, особенно обратной стороной и полярными регионами Луны, где планируют построить постоянные базы, вызывают значительный интерес. Резонансные орбиты, сформированные с применением солнечных парусов, имеют регулируемые формы и положения орбит при фиксированных периодах обращения и могут лучше соответствовать требованиям для размещения определенных спутников-ретрансляторов по сравнению с естественными периодическими орбитами. В данной статье разработана методика определения резонансных орбит около точки либрации L2 в системе Земля–Луна на основе круговой ограниченной модели динамики трех тел с использованием метода множественной стрельбы. Кроме того, рассмотрены изменение резонансных орбит под влиянием изменений начального положения Солнца, величины номинального ускорения от светового давления и углов установки солнечного паруса. В результате исследования получены новые типы периодических орбит для размещения спутников-ретрансляторов в системе Земля–Луна, и зависимости изменения резонансных орбит от проектных параметров и параметров управления космических аппаратов с солнечным парусом.