Том 62, № 5 (2024)

23-го сентября 2024 г. исполняется 100 лет со дня рождения академика РАН Тимура Магометовича Энеева (1924–2019) — выдающегося советского и российского механика и математика. Ему принадлежат основополагающие научные исследования в области динамики космического полета, фундаментальные труды по теории движения ракет, астродинамике, прикладной небесной механике, астрофизике и космогонии, разработке математических методов для анализа генетического кода в биологии. Будучи неизменным сотрудником отдела «Механика космического полета и управление движением» Института прикладной математики им. М.В. Келдыша РАН, Т.М. Энеев выполнял пионерские работы по теоретическому обоснованию возможности полетов первых искусственных спутников Земли и советских космических аппаратов к Луне, Венере и Марсу и их баллистико-навигационному обеспечению. Исследования Т.М. Энеева были связаны с проблемами оптимального управления движением ракет и космических аппаратов, с проблемами астрофизики, космогонии и биоматематики. Его научные достижения заложили прочный фундамент для успешного развития отечественной астродинамики, науки о происхождении планетных систем и галактических аномалий, структуре генетического кода. Созданные им совместно с Д.Е. Охоцимским фундаментальные результаты в теории оптимального управления послужили прочной основой для обеспечения устойчивой работы прямых методов оптимизации.

При решении задач о разлете плазменных струй электроракетного двигателя в космосе необходимо учитывать влияние магнитного поля Земли на формирование плазменного потока. В работе показано, что под воздействием геомагнитного поля плазменные струи приобретают на некотором расстоянии от источника специфические трехмерные формы, двояковыпуклые плазменные лепестки — «корсуноиды». Сила такого воздействия определяется параметром электромагнитного взаимодействия — параметром Ампера, равного отношению масштаба поперечных электромагнитных сил к градиенту давления.

В работе предлагается метод построения траекторий выведения космического аппарата на круговую полярную орбиту искусственного спутника Луны (ИСЛ), основанный на использовании свойств инвариантных многообразий решений круговой ограниченной задачи трех тел. Такой подход по сравнению с классическим гомановским переходом позволяет существенно сократить тормозной импульс за счет увеличения времени перелета. Процесс построения орбит перелета включает два этапа. На первом этапе производится анализ решений круговой ограниченной задачи трех тел, в результате которого выбираются наименее затратные варианты выхода на орбиту ИСЛ. На втором этапе в эфемеридной модели Солнечной системы строятся орбиты, соответствующие найденным вариантам и проходящие на заданном расстоянии от Земли. Разработанный метод применен для анализа возможностей перелетов на полярные орбиты ИСЛ высотой 150 км в 2030 г. Описаны варианты выхода на орбиту ИСЛ, соответствующие значениям тормозного импульса 619.5 и 623.3 м/с при продолжительности перелета 111 дней и 93 дня соответственно.

Рассматривается движение наноспутника формата 3U-кубсат, оснащенного телескопом для наблюдения короны Солнца и регистрации солнечных вспышек в вакуумной ультрафиолетовой области спектра. Для поддержания заданной ориентации оптической оси телескопа используются электромагнитная и маховичная системы ориентации. Требование по точности стабилизации оптической оси составляет две угловые минуты в секунду. Проводится сравнение результатов работы обеих систем для солнечно-синхронной орбиты. Сформулированы условия успешного применения систем.

В работе формулируется методика сведения общей задачи оптимального управления космическими аппаратами к задаче машинного обучения с подкреплением. Методика включает метод оценки качества алгоритма управления на основе неравенств теории вероятностей. Представлена авторская программная библиотека для сведения задач оптимального управления к обучению с подкреплением. Рассматривается два примера применения методики. Предлагаемая методика может представлять интерес также для построения управления общими механическими системами.

В статье представлены результаты лабораторных испытаний селективного лазерного сплавления (СЛС) порошковых композиций имитаторов лунного реголита из земных пород габбро-диабаза и лабрадорита, которые имеют различные диапазоны фракционности. Показано, что композиции с узкими диапазонами фракционности с размерами частиц 50…100 мкм и 100…140 мкм позволяют изготовить тестовые образцы с достаточно хорошими свойствами с параметрами относительно низкой пористости и приемлемым воспроизведением заданной геометрической формы. Получены экспериментальные зависимости пористости тестовых образцов от величины объемной плотности энергии сплавления. В обоих случаях узких диапазонов фракционности порошковых композиций из габбро-диабаза, как для 50…100 мкм, так и 100…140 мкм, эти зависимости практически совпадают с ростом плотности энергии и при 20 Дж/мм³ и выше достигают минимального значения пористости 30…35 %. С другой стороны, было экспериментально установлено, что применение СЛС для порошковых композиций с широким диапазоном фракционности от нескольких микрон до 100 мкм не позволяет изготовить тестовые образцы с удовлетворительными свойствами — как по низкой пористости, так и по точности соответствия заданной геометрии.

Геостационарные спутники связи «Ямал-201» и «Ямал-202» были выведены на орбиту 24.XI.2003. Работа спутника «Ямал-202» продолжается уже более 20 лет. Успешной эксплуатации спутников этого типа (даже в условиях выхода из строя гироскопических измерителей угловой скорости — основных датчиков кинематического контура, а также ограничений в работе звездных датчиков и датчиков определения координат центра Земли) способствовала разработка режимов поддержания ориентации космических аппаратов (КА) с коррекцией от специального аппаратно–программного комплекса, использующего, в том числе, и сигналы земных станций спутниковой связи пользователей частотного ресурса КА. В статье рассмотрено решение задачи управления ориентацией спутников как в полуавтоматическом режиме, когда расчет и выдача на борт управляющих сигналов выполнялась с рабочего места оператора центра управления полетами (ЦУП), так и в автоматическом режиме, когда на борт передавались рассчитанные значения параметров углового движения спутника, по которым на борту рассчитывались необходимые управляющие воздействия для управления угловым движением КА.