Анотація: Нині під час створення будь-якого ракетного космічного комплексу актуальним є забезпечення його перспективності та конкурентоспроможності. Для створення такого комплексу технічні системи, що входять до його складу, мають бути реалізовані з мінімальними економічними й енергетичними витратами. У ракетних комплексах космічного призначення системою, відповідальною за забезпечення необхідного вологотемпературного режиму ракети космічного призначення на усіх етапах її підготовки до пуску, є система термостатування. Створення конкурентоспроможного РКК потребує нового підходу і до створення  систем термостатування. Створення системи, яку можна серійно виготовляти та використовувати у складі будь-якого ракетного космічного комплексу, є одним із основних завдань. Вирішення цього завдання дозволить значно скоротити витрати на створення, експлуатацію як самих систем, так і всього комплексу в цілому. Один із шляхів вирішення поставленого завдання — це створення системи термостатування універсального типу. Оптимальним є модульний принцип конструктивної побудови системи термостатування, що полягає у створенні системи з окремих модулів. Це спрощує загальний монтаж різних варіантів системи та полегшує налаштування й експлуатацію. У роботі продемонстровано можливість і перспективність створення модульних систем термостатування, що дозволяють забезпечити повітрям з потрібними параметрами різних споживачів. Наведено характеристики та конструкція універсального модуля термостатування, який може бути використаний як основний складовий елемент без змін у складі стаціонарних систем термостатування і транспортних систем термостатування.

Анотація: Запропоновано ефективний підхід у технології відпрацювання ракетних конструкцій, який ґрунтується на методі числового моделювання, що дозволяє до початку експериментального відпрацювання проводити віртуальні експлуатаційні випробування для перевірки працездатності штатних конструкцій і прогнозувати проблемні питання. Метод реалізовано на базі комп’ютерних моделей, розроблених у середовищі програмного комплексу ANSYS Workbench. На основі запропонованого методу проведено віртуальні випробування складної механічної системи кріплення кидкових елементів касетної головної частини в умовах температурних і циклічних впливів, що виникають під час наземного транспортування ракети. Розроблено розрахункові моделі, критерії та практичні технології випробувань, які необхідні для аналізу механічного стану та прогнозу працездатності реальної конструкції головної частини. При цьому розрахункові моделі враховують усі конструктивні і технологічні особливості конструкції: компонування кріплення кидкових елементів, початковий напружено-деформований стан системи після затягування нарізних з`єднань, тертя між складовими елементами системи та їх взаємне зміщення, залежність від температури фізикомеханічних характеристик і граничних напруг матеріалів. Для заданих режимів навантаження під час наземної експлуатації головної частини визначено найнебезпечніші розрахункові випадки, які реалізовано під час проведення віртуальних випробувань. За результатами випробувань проведено статичний аналіз механічного стану, міцності й умов, що забезпечують працездатність реальної конструкції кріплення на експлуатаційних рівнях температурних і циклічних впливів. Результати віртуальних випробувань підтверджують працездатність системи кріплення кидкових елементів касетної головної частини. Їх упроваджено у практику підприємства на етапі конструкторського розроблення.