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: 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: 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: 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.

Аннотация: Детали и элементы конструкций летательных аппаратов (валы, шестерни, оси, рычаги, диски, втулки и т. д. ) работают в условиях переменных циклических нагрузок и напряжения, возникающих в них в процессе эксплуатации, переменных во времени, по величине и (или) знаку. Одним из основных видов эксплуатационных отказов деталей механизмов ЛА являются усталостные разрушения. Поэтому задача заключается в определении коэффициента запаса по разрушению. Рассмотрено влияние концентраторов напряжений, масштабного коэффициента и состояния поверхностных слоев деталей на величину коэффициента запаса по разрушению. Представлена графическая интерпретация определения коэффициентов запаса по разрушению и текучести.

Аннотация: Статья посвящена разработке высокоточного алгоритма управления углом крена для летательного аппарата с одинарной подвижной массой. С учетом немоделируемой неопределенности и параметрических неопределенностей в системе предлагается адаптивный робастный алгоритм управления, основанный на схеме бэкстеппинга. Алгоритм состоит из робастной и адаптивной структур. Робастная структура нивелирует немоделируемые неопределенности и возмущения в системе, а адаптивная структура оценивает параметры системы. Предложенный регулятор теоретически гарантирует глобальную ограниченную способность отслеживания согласно методу анализа Ляпунова. Приведены результаты моделирования, подтверждающие эффективность предложенного алгоритма.