В данной работе производится построение перелетов с низкой околоземной орбиты к короткопериодическим орбитам вокруг точки Лагража L5 в системе «Солнце-Земля». На первом этапе происходит построение базы данных двухимпульсных траекторий. Далее, используя полученные двухимпульсные траектории, производится построение перелетов для аппаратов, использующих двигатели ограниченной тяги.

Разрабатываются методы оценки максимальных отклонений космического аппарата от лунных гало-орбит вокруг точек либрации L1 и L2 при неопределенности начального состояния. Сравниваются методы оптимизации в линейной и нелинейных постановках, в том числе с использованием полиномиальной аппроксимации потока динамической системы.

В работе создана математическая модель космического аппарата с произвольным количеством солнечных парусов, которые крепятся к спутнику при помощи двухстепенных шарниров. Также созданна программная реализация разработанной модели, которая позволила определить достижимый главный вектор и главный момент сил давления солнечного излучения, а также гироскопические составляющие, связанные с поворотом парусов относительно корпуса спутника..

В работе рассматривается задача управления относительным движением космических аппаратов, находящихся на низкой околоземной орбите. Управление осуществляется за счет разности действующих на аппараты аэродинамических сил сопротивления. Предложен закон управления на основе пропорционально-дифференциального регулятора и адаптирован для решения задачи фазирования заданного числа аппаратов для равномерного распределения в плоскости орбиты после кластерного запуска. 

Исследуется оптимальный межпланетный перелёт с малой тягой. Рассмотрены линейный, квадратичный и смешанный функционалы качества. С помощью принципа максимума Понтрягина получены структуры оптимального управления. Для решения задачи при различных α применён адаптивный метод продолжения по параметру.

Рассматривается задача одновременной оптимизации параметров ракеты (масс ступеней, профилей тяги) и её траектории, формулируемая как мультифазная задача оптимального управления. Прямые локальные коллокационые методы сводят её к задаче NLP, решаемой прямо-двойственным методом внутренней точки. Производные вычисляются при помощи автоматического разреженного суррогатного дифференцирования. Устойчивость обеспечивается последовательным добавлением ограничений, точность - h-адаптацией сетки. 

Разработана методика расчёта показателя надежности космической системы. Полученные результаты показывают, что на основе данной методики можно проводить сравнительный анализ стратегий резервирования. Предложенный подход универсален относительно орбитальной конфигурации и может быть внедрён при проектировании многоспутниковых группировок, для которых критична глобальность сервиса.

В работе исследуется вопрос влияния аэродинамики на изменение орбитальных элементов с использованием зеркально-диффузной модели. Проводится сравнение падения высоты для 2 геометрических форм космического аппарата (КА), а также падение высоты в зависимости от ориентации КА. Полученные результаты можно учитывать при конструировании КА, летающих на низких околоземных орбитах.

Была выполнена аналитическая аппроксимация семейства плоских периодических DRO, были построены высокоточные модели в полярных координатах (r, φ) методом линейной регрессии. На втором этапе моделировались пространственные квазипериодические орбиты. Итогом работы стала модель периодических и квазипериодических орбит вида F(φ, a).

В работе на примере поддержания режима орбитальной ориентации определяются возможности управления угловым движением КА в случае отказа одного из маховиков.

В работе исследуется управляемое движение треугольной тросовой формации. Численное моделирование проводится с учетом гибкости, растяжимости и проводимости тросов. Управление системой осуществляется за счет силы Лоренца, действующей на тросы при создании электрического тока в них.

Работа посвящена эффективному уводу низких окололунных аппаратов на поверхность Луны с использованием особенностей её нецентрального гравитационного поля. Численно промоделировано 150 000 траекторий для трёх типов орбит (средняя высота 100 км) с ретроградными импульсами до 25 м/с. Определены времена и координаты падений. Результаты подтверждают возможность квази-пассивной утилизации аппаратов с минимальными затратами топлива.

Работа посвящена решению задачи проектирования топливно-оптимальных траекторий космических аппаратов с двигателем малой тяги в системе Солнце-Земля в рамках круговой ограниченной задачи трех тел. Предложен подход к многоэтапной оптимизации перелетов, позволяющий найти управление типа «bang-bang».