Анотація: Одним з напрямів еволюції ракетно-космічних комплексів є перенесення точок старту ракет космічного призначення в різні райони Світового океану. По-перше, це дає можливість отримати власний доступ до космічних послуг тим країнам, які мають складнощі з вибором місць розташування космодрому на суходолі. По-друге, це дозволяє збільшити кількість азимутів пуску ракет. По-третє, допомагає підвищити енергетичні можливості ракет у випадках наближення точок пуску до екватора. Коротко розглянуто сучасний стан робіт у світі з використання пускових суден у складі морських ракетно-космічних комплексів. Показано, що все більше країн світу приділяють увагу розробленню та створенню морських ракетно-космічних комплексів. ДП «КБ «Південне», як одне з провідних підприємств ракетно-космічної галузі, проводить відповідні розроблення, у результаті яких створено концептуальний проєкт такого комплексу для ракети космічного призначення легкого класу «Циклон-1К». Засобом запуску для неї було обрано спеціальне, відповідним чином споряджене, морське судно. Наведено вихідні дані, які було обрано для проєктування комплексу в цілому та пускового судна зокрема. Під час пророблень було використано сучасні програмні комплекси для 3D-моделювання та кінцево-елементних розрахунків. Подано концептуальний вигляд пускового судна та його основні характеристики, отримані в результаті проєктування. Описано основні суднові системи. Показано особливості розміщення технологічного обладнання, яке забезпечує підготовку пуску ракети та його проведення, а також вплив цього розміщення на вигляд і внутрішню будову пускового судна. Зазначено, що результати роботи матимуть цінність при переході до практичної реалізації проєкту морського ракетно-космічного комплексу. При цьому пускове судно є найважливішим елементом комплексу, тому що на ньому зосереджено все необхідне для запуску з поверхні моря. Завдяки універсальності пускового судна з’являється можливість сформувати його вигляд і характеристики залежно від стратегії на ринку пускових послуг.

Анотація: Проведено математичне моделювання польоту триступеневої ракети-носія легкого класу, що виводить корисне навантаження на сонячно-синхронну орбіту заввишки 700 км, і угруповання спостережуваних об’єктів космічного сміття в умовах динамічно змінюваної каталогізованої космічної обстановки. З наближенням до моменту запуску каталогізовану космічну обстановку уточнюють, оскільки постійно змінюються кількість небезпечних об’єктів космічного сміття, спостережуваних в околі траєкторії ракети-носія, а також параметри їх зближення з ракетою-носієм: мінімальна відносна відстань, відносна швидкість, кут зустрічі і момент часу запуску, для якого виявлено небезпечне зближення. Небезпечні зближення для розглянутої траєкторії ракети-носія частіше спостерігаються з відносними швидкостями більше 8 км/с і кутами зустрічі менше 90 град, коливання яких у межах вікна запуску не перевищують 1,2 м/с і 0,035 град відповідно. При цьому гістограми розподілу відносної відстані, відносної швидкості і кута зустрічі від каталогу до каталогу змінюються незначно. Розподіл небезпечних зближень за часом моменту запуску у межах вікна нерівномірний, спостерігаються області з низькою кількістю небезпечних зближень і високою. Підтверджено небезпеку зіткнення ракети-носія зі спостережуваними об’єктами космічного сміття у запуску. Усього в розглянутому вікні моментів часу у день запуску виявлено більше десяти небезпечних зближень, з двома з яких спрогнозовано зближення на мінімальну відстань менше 1 км. Це свідчить про потребу вжити заходів щодо підвищення безпеки прольоту ракети-носія через угруповання спостережуваних об’єктів космічного сміття. Щоб підвищити безпеку виконання місії ракетаминосіями українського виробництва в умовах забрудненості навколоземного космічного простору, запропоновано створити систему передпускового аналізу космічної обстановки, завданнями якої є періодичний аналіз не менше одного разу на добу, виявлення небезпечних зближень, визначення їх параметрів і підготування даних для прийняття рішення про час запуску.

Анотація: Сучасні тенденції розвитку ракетно-космічної техніки свідчать про зростання попиту на ракети легкого та надлегкого класів. Першим напрямком розвитку такої ракетної техніки є підвищення точності доставки вантажу в заданий район, другим – підвищення енергетичних характеристик і зниження собівартості виготовлення й експлуатації. Застосування закручування навколо поздовжньої осі симетрії може бути одним із способів удосконалення легкої та надлегкої ракетної техніки за цими напрямками. Закручування істотно підвищує стійкість рухомого об’єкта, що дозволяє частково нівелювати негативні впливи зовнішніх і внутрішніх збурювальних факторів (перекосів і ексцентриситетів рушійної установки й органів керування, вітру). Відмова від застосування систем, що забезпечують стабілізацію навколо поздовжньої осі симетрії, знижує масу апаратури системи керування, у такий спосіб підвищуючи енергетичну досконалість ракетної техніки. Отже, обертання ракети навколо поздовжньої осі може бути викликане як спеціально за допомогою органів закручування, так і збурювальними впливами, якщо немає керування в каналі крену. У цій статті розглянуто пропозиції щодо алгоритмічної реалізації методів керування ракетою легкого класу в умовах швидкого обертання навколо поздовжньої осі для будь-якого з наведених вище варіантів, запропоновано методи керування ракетою, що обертається навколо поздовжньої осі, які дозволяють забезпечити кутову стабілізацію, поліпшити якість перехідних процесів і визначити кут крену після програмного зупину обертання навколо поздовжньої осі.

Анотація: Сучасні тенденції розвитку ракетно-космічної техніки свідчать про зростання попиту на ракети легкого та надлегкого класів. Першим напрямком розвитку такої ракетної техніки є підвищення точності доставки вантажу в заданий район, другим – підвищення енергетичних характеристик і зниження собівартості виготовлення й експлуатації. Застосування закручування навколо поздовжньої осі симетрії може бути одним із способів удосконалення легкої та надлегкої ракетної техніки за цими напрямками. Закручування істотно підвищує стійкість рухомого об’єкта, що дозволяє частково нівелювати негативні впливи зовнішніх і внутрішніх збурювальних факторів (перекосів і ексцентриситетів рушійної установки й органів керування, вітру). Відмова від застосування систем, що забезпечують стабілізацію навколо поздовжньої осі симетрії, знижує масу апаратури системи керування, у такий спосіб підвищуючи енергетичну досконалість ракетної техніки. Отже, обертання ракети навколо поздовжньої осі може бути викликане як спеціально за допомогою органів закручування, так і збурювальними впливами, якщо немає керування в каналі крену. У цій статті розглянуто пропозиції щодо алгоритмічної реалізації методів керування ракетою легкого класу в умовах швидкого обертання навколо поздовжньої осі для будь-якого з наведених вище варіантів, запропоновано методи керування ракетою, що обертається навколо поздовжньої осі, які дозволяють забезпечити кутову стабілізацію, поліпшити якість перехідних процесів і визначити кут крену після програмного зупину обертання навколо поздовжньої осі.