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: Сформульовано задачу з проектування даних вузлів стикування систем термостатування повітрям низького тиску ракет космічного призначення. Визначено та викладено основні вимоги, що ставляться до вузлів стикування з боку ракети космічного призначення та наземного комплексу. Для цього проведено аналіз умов експлуатації і можливих ситуацій при пусках ракет. Крім того, були застосовані методологічні основи на базі проблемного, системного і структурнофункціонального підходів з використанням теоретичних і емпіричних можливостей, залученням загальнонаукових і спеціальних методів досліджень, а також історичного і логічного методів. Відображено перелік проблемних питань для реалізації в конструкції вузла стикування. Запропоновано шляхи створення вузлів, які відповідають вимогам, що ставляться. Як результат було встановлено, що вузли стикування можуть бути виконані більш простою і в той же час безвідмовною конструкцією у вигляді комбінованого триєдиного гумового рукава, забезпеченого металевим вузлом фіксації-розфіксаціі, який встановлюють на ущільнювальному фланці у спеціальній канавці. Особливо відзначена універсальність пропонованого технічного рішення для застосування у складі будь-яких відомих у світовій практиці ракетно-космічних комплексів. Наприкінці статті зроблено такі висновки: сформульовано основні вимоги до вузлів стикування систем термостатування наземніх комплексів для забезпечення підготовки та пуску ракет космічного призначення і при цьому визначено проблемні питання; запропоновано наукові основи проектування вузлів стикування систем термостатування для комплексного вирішення проблемних питань, включаючи можливі критичні ситуації; розроблено, виготовлено вузли стикування систем термостатування за статичних робочих тисків повітря та у разі позаштатних ситуацій, які пройшли успішне наземне експериментальне відпрацювання з імітацією умов.

Анотація: Розглянуто методику оцінювання параметрів акустичного навантаження в точці спостереження поблизу головної частини ракети-носія під час проходження відрізків максимальних швидкісних напорів, а також чисел Маха, близьких до одиниці. При цьому ставлять завдання визначити інтегральний рівень звукового тиску та відповідні йому рівні в октавних і 1/3-октавних смугах частот. Методика, яку розглядають, ґрунтується на напівемпіричній залежності характеристик широкосмугового аеродинамічного шуму, що виникає під час польоту ракети-носія на високих швидкостях від турбулентних пульсацій тиску та безрозмірних аеродинамічних параметрів набіжного потоку. Загальна ідея розглядуваного підходу полягає у встановленні зв’язку між швидкісним напором і пристінковими пульсаціями тиску у примежовому шарі шляхом обчислення напружень зсуву (тертя) на поверхні обшивки, виходячи із співвідношень, застосовуваних у теорії примежового шару й інженерній практиці. Основними перевагами методики є простота й універсальність, обумовлені можливістю її застосування для розрахунку акустичних навантажень навколо обтічників ракет-носіїв різних розмірів і форм у широкому діапазоні швидкостей і висот польоту.