Аннотация: Исследование посвящено изучению механических свойств двухмерного тетрахирального механического метаматериала. Для изучения влияния параметров элементарной ячейки метаматериала на его эффективные механические свойства проведено моделирование механического отклика разных образцов метаматериала, в которых геометрические параметры хиральной элементарной ячейки варьировались независимо друг от друга. Механическое поведение изучалось при одноосном сжатии образца. Моделирование проводилось численно с использованием метода конечных элементов. Исследовался вопрос влияния варьируемых параметров на поперечное отклонение подвижного торца образца, вызванное эффектом "одноосное сжатие - скручивание", и эффективные упругие свойства двухмерного метаматериала. Наибольшая деформация, оцениваемая по отклонению образца метаматериала от исходного положения, наблюдается при соразмерных значениях кольца и связок. Проанализирована корреляция изученных эффективных свойств, а также их связь с эффектом "одноосное нагружение - скручивание". Способность сопротивляться одноосному сжатию существенно возрастает, когда происходит касание соседних ячеек и затруднено скручивание тетрахиральных структур. Когда структура реализует механизм скручивания, проявляется свойство ауксетичности. Наименьшее значение эффективного коэффициента Пуассона было равно -0. 1. Данное свойство исчезает, когда нарушается тетрахиральная геометрия метаматериала.

Аннотация: Рассмотрено сопряжение стержней с эксцентриситетами их осей в узле соединения. Предложена матрица жёсткости пространственного балочного конечного элемента, полученная переносом узловых сил и перемещений, коэффициенты жёсткости которой учитывают эксцентриситеты осей в узле сопряжения стержней.

Аннотация: Рассмотрена задача управления траекторией космического аппарата при спуске в атмосфере Марса. Разработаны номинальные траектории для программы изменения угла крена по нормализованной энергии. Представлен новый алгоритм управления ADRC и исследовано его применение при выдерживании номинальной траектории. Проведено моделирование по данным прототипа марсианского спускаемого аппарата "Кьюриосити". Установлено, что управление траекторией с регулятором ADRC повышает точность приземления по сравнению с регулятором ПИД.

Аннотация: Нелинейная модель космического летательного аппарата требует высокой робастности, а классический метод управления, как один из самых ранних разработанных методов управления, имеет простые алгоритмы и высокую робастность. Предложена структура системы управления, обеспечивающая удержание угла атаки и перегрузки, путем комбинации нечеткого управления с классическим управлением для адаптивной оптимизации и настройки параметров управления, отслеживания шаговых сигналов угла атаки. Результаты моделирования показывают, что характеристики усовершенствованной системы лучше, чем у исходной системы. Усовершенствованные алгоритмы использованы для проведения моделирования участков удержания угла атаки и перегрузки, а также проведено моделирование аэродинамических неопределенностей. Результаты показывают, что разработанный закон управления соответствует требованиям определенного уровня робастности.

Аннотация: Предложены соотношения для расчета деформационного и силового режимов процесса раздачи с нагревом элементов трубопроводов в условиях вязкопластического деформирования. Расчет операции раздачи проводили для заготовок, выполненных из легких и прочных сплавов на основе алюминия и титана. Технологические процессы раздачи применяют для увеличения диаметра концевой части трубной цилиндрической заготовки. Изделия из высокопрочных материалов используют в качестве переходников трубопроводных систем с разными диаметрами, элементов топливных баков, кожухов в аэрокосмической, химической и других отраслях техники, где необходимо обеспечение работоспособности конструкций при экстремальных температурах, давлении, вибрационных и силовых нагрузках в агрессивных средах. Соблюдение специальных условий, регламентирующих температурные и скоростные параметры формоизменения, позволяет пластически обрабатывать заготовки из высокопрочных сплавов с большими степенями деформации и прогнозируемыми механическими характеристиками. Использование технологии нагрева только части трубной заготовки, подвергаемой пластическому деформированию, приводит к существенной экономии энергоресурсов и времени, необходимого для подъема температуры. Материал заготовок принят анизотропным, вязкопластическим и релаксирующим при заданных температурных и скоростных условиях деформирования. Использован энергетический метод расчета по кинематике деформирования. Приведены соотношения для расчета давления и потери сплошности исходного материала заготовки от степени формоизменения заготовки, скорости операции и анизотропии механических свойств. Показано, что скорость деформирования оказывает существенное влияние на величины деформаций, давление в операции и повреждаемость материала заготовок, т. е. на качество изделий. Представлены расчетные результаты и образцы изделий.

Аннотация: Получен алгоритм синтеза терминальной переориентации космического аппарата в инерциальной системе координат. Алгоритм основан на определении программных значений компонент вектора угловой скорости и решении задач стабилизации программных значений компонент вектора угловой скорости и требуемой конечной ориентации космического аппарата. Приведены результаты математического моделирования, показывающие успешную работу предлагаемого алгоритма и высокую точность терминального управления для широкого диапазона начальных условий выполнения маневра переориентации космического аппарата в инерциальной системе координат.

Аннотация: Для управления орбитальной стабилизацией космического аппарата при отсутствии измерений полного вектора состояния и наличия измерений его производных получено аналитическое решение задачи синтеза регулятора. В качестве математической модели использована линеаризованная модель углового движения космического аппарата. В качестве метода синтеза применен метод управления MIMO-системой с обратной связью по производным вектора состояния, который обеспечивает заданное размещение собственных значений замкнутой системы. Приведен пример численного моделирования.

Аннотация: Систематизированы и формально описаны методы автоматизации испытаний бортовой аппаратуры командно-измерительной системы космического аппарата. Показано применение сценарного метода для подготовки и выполнения испытательных процедур. Описан метод испытания командно-программного управления бортовой аппаратурой на основе имитаторов сопряженных систем. Методы внедрены в производство и позволяют проводить в полном объеме исследования функциональных характеристик бортовой аппаратуры космических систем.

Аннотация: Для получения информации о наличии и величине деформационных процессов в ходе разработки Заполярного нефтегазоконденсатного месторождения применена интегрированная методика маркшейдерско-геодезических работ, включающих: высокоточные геодезические спутниковые наблюдения на всех пунктах наблюдательной сети месторождения для определения глобальных сдвижений горных пород, выраженных изменениями координат пунктов геодинамического полигона; высокоточное нивелирование локального участка геодинамического полигона для определения вертикальных сдвижений горных пород в районе геодинамически активной зоны; применение метода радарной интерферометрии устойчивых отражателей на регион нефтегазодобычи с большим числом техногенных объектов. В настоящей работе выполнен сопоставительный анализ техногенного влияния разработки месторождения (по накопленным картам отбора и падания пластовых давлений) на современные деформации земной поверхности (по результатам спутниковых наблюдений и радарной интерферометрии).

Аннотация: Рассмотрен обобщённый алгоритм применения современных программ конечно-элементного анализа для расчёта nроцессов обьёмного сжатия. Описаны особенности расчёта композиционных материалов с полимерной матрицей по приведённому алгоритму. Приведены nримеры результатов расчёта.

Аннотация: Разработана проблемно-ориентированная инфраструктура имитационного моделирования бортовой аппаратуры космических систем на основе международного стандарта "Simulation Model Portability". Она позволяет создавать, интегрировать и совместно использовать имитационные модели различного назначения, в том числе разных производителей. Инфраструктура включает в себя программные компоненты, спецификации, имитационные модели, результаты экспериментов и базы знаний, консолидирующие опыт экспертов по созданию бортовой аппаратуры космических систем.

Аннотация: Кратко рассмотрены основы ракетного движения. Обоснован научный и практический интерес к поиску путей и расчету оптимальных межпланетных перелетов. Проведены моделирование и проектирование межпланетного космического перелета. Описаны задачи оптимизации перелета космических летательных аппаратов. Уделено внимание применению и алгоритмам нелинейного программирования. Практические реализации проектирования перелетов космических летательных аппаратов представлены на примерах перелетов к Юпитеру (станция Галилео) и Меркурию (проект BepiColombo).

Аннотация: Рассмотрена проблема определения степени управляемости линейной нестационарной системы и предложен скалярный метод иерархического исследования управляемости для комплексирования системы высокодинамичного наведения автономной посадки космических аппаратов. Новый критерий степени управляемости (DOC) разработан по задаче оптимального управления с минимизацией расхода энергии путем вычисления сингулярных значений и числа обусловленности матрицы управляемости Грамиана. Предлагаемый критерий DOC позволяет измерять степени управляемости системы и каждой переменной состояния. Кроме того, метод нормализации и модификации был применен при вычислении степени управляемости. Приведено математическое моделирование процесса наведения космического аппарата при спуске в атмосфере Марса по схеме отслеживания программной траектории с использованием алгоритма управления с активной компенсацией возмущений (ADRC) и ПИД. По результатам моделирования можно оценить и сравнить оптимальность различных опорных траекторий с помощью критерия DOC. Критерий DOC может функционировать как индикатор для исследования влияния параметров траектории на процесс посадки с точки зрения управляемости.

Аннотация: Рассмотрен балочный конечный элемент, матрица жёсткости которого получена приведением сил и перемещений узлов стержня к узлам его контуров сечений. Для формирования матрицы жёсткости конечного элемента с узлами по контурам сечений предложен П-образный конечный элемент.

Аннотация: Рассмотрены балочные конечные элементы с узлами по контурам сечений в начале и конце стержня и с узлами по контуру сечения на одном конце, матрицы масс которых получены приведением инерционных сил и перемещений узлов стержня к узлам его контуров сечений.

Аннотация: В детерминированной постановке для математической модели относительного движения космических аппаратов при их сближении разработан ковариационный регулятор, обеспечивающий синтез высокоточной обратной связи на участке облета. В основу регулятора положен алгоритм синтеза ковариационного управления, который построен с использованием оригинальной декомпозиции модели движения космического аппарата. Получены простые аналитические формулы расчета ковариационного регулятора и приведены результаты моделирования отслеживания программной траектории облета при сближении космических аппаратов.

Аннотация: Исследован процесс посадки космического летательного аппарата на Марс или другую планету. При спуске летательного аппарата в атмосфере выбрана тестовая математическая модель наведения. Для определения степени управляемости при движении по различным траекториям применен критерий степени управляемости. Приведено математическое моделирование процесса наведения космического аппарата при спуске в атмосфере Марса по схеме отслеживания программной траектории с использованием алгоритма управления с активной компенсацией возмущений и пропорционально-интегрально-дифференцирующего (ПИД) регулятора. По результатам моделирования можно оценить и сравнить оптимальность различных опорных траекторий с помощью критерия, который используется как индикатор для исследования влияния параметров траектории на процесс посадки с точки зрения управляемости.

Аннотация: Рассмотрена система управления посадкой космического аппарата "Луна-Глоб" на этапе прецизионного торможения. Реализацию процесса посадки на Луну предполагается осуществить на основе информации от перспективного измерительного комплекса. Приведены математическая модель системы управления посадкой на участке прецизионного торможения и результаты моделирования. Получена математическая модель системы у правления посадкой космического аппарата на поверхность Луны с применением программных продуктов MatLab и Simulink.

Аннотация: Рассмотрены особенности углового движения космического летательного аппарата при посадке на поверхность малого небесного тела. Исследованы варианты посадки космического аппарата с использованием прижимных двигателей и троса. Определены параметры работы системы посадки с использованием системы закрепления космического посадочного аппарата в различных условиях. Рекомендованы оптимальные условия закрепления космического посадочного аппарата на поверхности малого небесного тела.

Аннотация: Рассматривается проблема низкого качества напряжения общей шины системы электроснабжения космического аппарата с распределённым трёхуровневым иерархическим управлением.