В данной работе производится табулирование семейства плоских периодических орбит, связанных с точкой либрации L5 при помощи методов дифференциальной коррекции и метода продолжения по параметру. Полученные данные могут быть использованы для построения произвольных орбит из семейства, проектирования перелётов и разработки алгоритмов поддержания орбит.

Рассматривается задача оптимизации минимального расхода топлива при полете к Марсу с использованием прямого метода оптимизации. Согласно принципу максимума Понтрягина, оптимальное управление — релейная функция.

Основная цель заключается в максимизации длительности пассивного участка и определении его оптимального расположения. При этом ищется управление в классе кусочно-постоянных функций времени, используя полиномиальную модель для определения функции тяги вне пассивного участка.

В работе приведено описание метода расчета силы и момента аэродинамической природы для спутников сложной формы. Он позволяет вычислять силу и момент взаимодействия налетающих частиц разреженного газа с поверхностью спутника интерполяцией по сферической сетке методом триангуляции поверхности. Данный метод будет в дальнейшем использован для интегрирования уравнений движения, в частности уравнений Эйлера с аэродинамическим моментом.

В работе решается задача построения оптимального по времени разворота оптической оси космического аппарата из некоторого начального положения в точку интереса на поверхности Земли. Строится специальная опорная траектория углового движения, удовлетворяющая ограничениям на маховики. Вид траектории определяется сплайном с оптимальными параметрами, которые ищутся с помощью метода роя частиц. Численное моделирование с найденными оптимальными параметрами проводится с учетом внешних возмущений.

Доклад посвящен задаче выбора орбиты космического аппарата для избегания столкновения с космическим мусором. Ставится оптимизационная задача поиска такой орбиты, которая бы слабо отличалась от номинальной орбиты аппарата, и в то же время обеспечивала конечное расстояние до объектов на других орбитах. Для определения максимального разброса положений объекта в зависимости от его навигационной неопределённости используются методы автоматического дифференцирования.

В данной работе рассматриваются два космических аппарата, соединённые проводящим тросом. В геомагнитном поле на трос действует сила Лоренца, которая используется для управления движением системы. Проводится численное моделирование движения системы с учётом гибкости троса, исследуется зависимость характеристик управления от различных параметров системы.

В настоящей работе проводится исследование наблюдаемости движения роя чипсатов в различных конфигурациях относительного движения. Выявлены условия, при которых нарушается полная наблюдаемость системы. Для случая полной наблюдаемости представлен пример работы алгоритма определения движения на основе расширенного фильтра Калмана.

В настоящей работе рассматривается ситуация, когда один аппарат из группы выходит из строя, и требуется выполнить перестроение для достижения прежнего заданного относительного расстояния между функционирующими аппаратами в группе и при этом требуется обеспечить уклонение от столкновения с вышедшим из строя аппаратом. Предложено несколько подходов к решению этой задачи, проводится сравнение характеристик управляемого движения при перестроении.

В работе исследуется влияние начальных условий отделения спускаемой капсулы от окололунной тросовой системы на область её посадки на поверхность Луны. Рассматриваются несколько возможных моментов отделения спускаемой капсулы от тросовой системы: пассивный спуск в конце процесса развёртывания; отделение от стабилизированной вдоль местной вертикали КТС; задание начальной скорости при отделении  от стабилизированной КТС.