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».

В данной работе производится построение перелётов с низкой околоземной орбиты к короткопериодическим орбитам S3 в системе «Солнце-Земля». На первом этапе происходит построение базы данных двухимпульсных траекторий, из которых потом выбираются траектории с удовлетворительными показателями времени перелёта и топливных затрат. Далее производится построение перелётов для аппаратов, использующих двигатели малой 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. 

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.

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 траектории. Итогом работы стала модель периодических и квазипериодических орбит вида R(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.