Определение ориентации связанной системы координат (ССК) космического аппарата (КА) относительно орбитальной системы координат (ОСК) на участке выведения на орбиту ракетой-носителем необходимо для решения следующих задач: довыведение КА при помощи собственной двигательной установки при нештатном выведении на орбиту; управляемый спуск КА при возникновении аварии ракеты-носителя; нештатное отделение КА от ракеты-носителя.

Представлены летные испытания разработанного алгоритма.

В докладе обсуждается схема коррекции командного угла крена, рассмотренная в статье С.И. Кудрявцева "Терминальный алгоритм управления спуском в атмосфере пилотируемого аппарата скользящего типа с однократным прогнозированием траектории" (Космонавтика и ракетостроение. 2023. №4. C. 5-18). Предлагается вариант, не требующий больших объемов закладываемой на борт априорной информации: угол крена для прогнозной траектории фиксируется, командный крен вычисляется одной функцией arctg (z/x).

В работе рассматриватся использование свёрточных нейронных сетей и преобразования Хафа  с целью определеить взаимное положение объектов по фотографии

При возникновении аварийных ситуаций на участке выведения перспективного транспортного корабля на орбиту необходимо выполнить приведение возвращаемого аппарата в один из полигонов посадки. В работе для управления программным углом крена использовался трёхпрогнозный терминальный алгоритм спуска. Алгоритм интегрирует три прогнозные траектории, по точкам приведения которых вычисляется зона манёвра и зависимости продольных и боковых дальностей от угла крена. 

В работе рассматривается процесс нагрева и плавления металлической втулки, выступающей на поверхности теплозащитного экрана возвращаемого аппарата, в условиях, где число Маха соответствует скоростям, сопоставимым с орбитальной.
Для решения задачи использован энтальпийный метод (задача Стефана), реализованный с помощью конечно-разностной схемы Дугласа — Ганна.
В результате моделирования получены картины разрушения втулки в характерные моменты времени движения по траектории.

В данной работе предложена конструкция автономного астроинерциального навигационного прибора, состоящего из системы акселерометров, лазерных гироскопов и звёздного датчика. Прибор позволяет полностью решить задачу позиционирования космического аппарата, вычислив как его координаты, так и его ориентацию. Ключевой особенностью предлагаемого решения является его независимость от карт гравитационного поля планеты (не обязательно Земли) и моделей её атмосферы (если таковая у планеты есть).

Цель работы: создание модели представительного элемента теплозащитного синтактового композиционного материала для дальнейших расчётных исследований на основе информации о микроструктуре и некоторых физических свойствах материала, полученной в результате его анализа с помощью метода компьютерной томографии и электронной микроскопии.

Изучение структуры и устойчивости турбулентного следа для аппаратов типа несущий корпус играет ключевую роль в понимании их поведения при различных углах атаки и, как следствие, обеспечивает более точное прогнозирование траектории полета и, соответственно, более безопасную посадку, упрощая таким образом сложную задачу посадки с низким аэродинамическим качеством.

Рассмотрен бортовой алгоритм определения углов положения равновесия перспективной орбитальной станции, основанный на применении наблюдателя Люенбергера. Используются метод точного размещения корней, настройка модели проводится методом градиентного спуска. Алгоритм позволяет значительно сократить расход топлива на поддержание ориентации

В данной работе рассматривается движение жидкости в полости вертикально стоящего тора для случая заправки наполовину. Численным методом решается задача на собственные колебания жидкости в полости. Полученное численное решение применяется для расчета гидродинамических параметров жидкости для первого тона колебаний.

Представлен обзор научных исследований, посвящённых применению силовых гироскопов в системах управления ориентацией космических станций. Рассматриваются принципы формирования управляющего момента инерционными исполнительными органами, а также ключевые направления развития методов управления, направленных на повышение эффективности, надёжности и энергетической экономичности систем управления ориентацией.

Процесс раскрытия парашютной системы космического аппарата сопровождается интенсивными нестационарными аэродинамическими эффектами. Данное явление оказывает существенное влияние на динамику нагружения строп, что необходимо учитывать при проектировании надежных средств посадки. В работе представлены результаты численного моделирования нестационарного взаимодействия парашютной системы с набегающим потоком при торможении спускаемого аппарата.