ВЕСТНИК НПО имени С.А. ЛАВОЧКИНА

В статье отмечена тенденция увеличения числа запускаемых низкоорбитальных космических
микроаппаратов и прогнозируемая в связи с этим проблематика неконтролируемого схода с орбиты большого их количества. В статье приведена модель спуска космического
микроаппарата в атмосфере Земли, учитывающая аэродинамический нагрев и, как следствие, унос массы с поверхности КА и изменение аэродинамических параметров в зависимости от угла входа в атмосферу.

В статье рассмотрены вопросы, связанные с обоснованием подхода к проектированию
движителей, обладающих квазиамебоидными признаками. Несмотря на новизну вопроса,
амебоидный тип обладает несомненными преимуществами по сравнению с существующими
движителями. Это определяет хорошую перспективу дальнейшего применения данного
типа движителей в робототехнических и транспортных устройствах. Предложен к рассмотрению вариант конструктивного выполнения агрегата такого типа.

В статье проведён анализ перспективы применения составных сварных единиц алюминиевых сплавов, включающих как детали, полученные аддитивным методом, так и детали, полученные традиционными методами формообразования (прокатка, штамповка, механообработка). Представлены предпочтительные для получения составных сварных единиц алюминиевых сплавов способы термомеханической сварки: контактной точечной сварки, ударно-конденсаторной сварки, стыковой сварки дугой низкого давления. Рассмотрены результаты опытных работ по применению приведённых способов сварки
для получения составных сварных единиц космической отрасли.

Рассматривается выведение космического аппарата на низкую круговую полярную орбиту
искусственного спутника Луны высотой 100 км, которую можно использовать для посадки
на поверхность Луны. Проводится анализ низкоэнергетических схем выведения, использующих траектории выведения на орбиту вокруг Луны через окрестность точки либрации L2 системы Солнце – Земля. Исследуются два основных варианта, в случае первого для схода спутника с орбиты вокруг точки либрации сообщается импульс скорости, в случае второго – необходимость сообщения импульса схода с орбиты вокруг точки либрации отсутствует. Численные и графические результаты работы приводятся для 2023 и 2030 годов.

В статье с помощью метода линеаризации решается задача оптимизации межпланетной
траектории перелёта и гравитационного манёвра КА с малой тягой. Даются рекомендации по выбору начального приближения. Полученные результаты сравниваются с результатами других авторов.

Проведено сравнение методов оценки вероятности безотказной работы (ВБР) ракетно-космической техники по результатам лётных испытаний и эксплуатации: метода максимального правдоподобия, метода несмещённых оценок и метода с использованием в качестве предварительной информации проектных оценок. Приведено обоснование корректности применения гипотезы о том, что проектные оценки ВБР изделий ракетно-космической техники однородны с экспериментальными оценками. Показана корректность применения предложенной методики с использованием предварительной информации
для оценок надёжности серийной ракетно-космической техники как на этапах лётных
испытаний, так и на этапе эксплуатации.

В статье анализируются особенности применения и новые возможности, предоставляемые
современными стратостатными системами Swifty, SuperBIT, ASTHROS.

Проведён анализ показателей качества радиолокационного изображения, формируемого
современными видеорадиолокаторами с синтезированной апертурой (Video SAR).
Предложена математическая модель, позволяющая учитывать влияние некогерентного
накопления на разрешающую способность и другие показатели качества.

Показано, что общепринятый критерий ширины функции рассеяния точки не позволяет
учитывать влияние некогерентного суммирования изображений на пространственную разрешающую способность.

Проведена оценка улучшения разрешающей способности по критериям Рэлея, Спэрроу
и Аббе. Получено выражение для функции передачи модуляции контраста информационного тракта для различных коэффициентов некогерентности. Определена предельная пространственная частота, позволяющая связать разрешающую способность с радиометрической чувствительностью

Определяются взаимосвязи между рисками принятия ошибочных решений при оптимальном статистическом контроле надёжности сложных систем космической техники (КТ) в двухуровневой иерархической структуре: при производстве изделий, составляющих
иерархическую систему КТ, и производстве системы в целом. При этом результаты контроля надёжности нижних уровней, т.е. изделий, учитываются при оптимальном планировании контроля надёжности системы в целом, что является особенно важным для систем КТ, производство которых является мелкосерийным и характеризуется недостатком
статистической информации для достоверного подтверждения высоких требований, предъявляемых к их надёжности.

Рассмотрены теоретико-экспериментальные вопросы проектного расчёта на основе линейного заряда взрывчатых веществ (ВВ). Разработана методика этого расчёта, приведён пример использования упомянутой методики.

В статье описана конструкция разгонного блока «Фрегат» (РБФ) и сформулированы ограничения на пространственную ориентацию РБФ на этапе выведения, обеспечивающие заданный тепловой режим, подтверждённый телеметрией, полученной в 45 пусках при выведении различных КА. Представлена разработанная авторами тепловая математическая модель (ТММ) РБФ, использующая специально модифицированную ими библиотеку ТЕРМ USER.dll для того, чтобы данная модель могла использовать массив директивных
температур, составленный на основе наземной отработки маршевого двигателя РБФ, учитывать переменную по мере выработки топлива теплоёмкость топливных баков, а также связь тепловых узлов, моделирующих температуры газа в приборных отсеках с остальными узлами ТММ, моделирующими температуры конструкции РБФ. На основе анализа результатов выполненного вычислительного эксперимента получено обоснование ограничений на пространственную ориентацию РБФ по тепловому режиму применительно к его основному приборному отсеку.

Представлены результаты измерений теплового потока, отводимого низкотемпературной
системой охлаждения из инструментального отсека космического телескопа Т-170М в процессе тепловакуумных испытаний. Приведён состав применяемых в испытаниях экспериментальных сборок, описаны конструкция и принцип работы теплообменника-тепломера, с помощью которого осуществляется термостатирование объекта испытаний и измерение тепловых потоков.Дан сравнительный анализ эффективности экранно-вакуумной теплоизоляции в зависимости от способа изготовления теплоизоляции и технологии её нанесения на агрегаты низкотемпературной системы.