Proceedings of the International scientific and practical conference ―Education and Scientific Progress‖ (April 24-26, 2026) / Publisher website: www.naukainfo.com. – Manchester, United Kingdom, 2026. - 218 p.

194 Вступ. На сучасному етапі розвитку суспільства актуальним є розробка досліджень з космічної тематики. Це пов‗язано з важливою проблемою захисту планети від астероїдної небезпеки, дослідженню ресурсів Землі з космосу, поверненням зацікавленості до дослідження Місяця, Марсу та поясу астероїдів. Зазначимо, що проблеми цієї сфери діяльності базуються на розв‗язанні дуже складних науково-технічних задач з використанням методів математичного моделювання та теорії оптимального керування, наприклад [1,2,3]. Особливо це важливо при виконанні маневрів у космічному просторі за відсутності можливості енергетичної підпитки з Землі. Зазначимо, що в практиці для підвищення ефективності розв‗язання технічних проблем використовують ДРД, в якому передбачено можливість плавної зміни величини тяги. Це суттєво поліпшує експлуатаційні можливості двигунів і знижує масу необхідного запасу палива. Але при цьому виникають науково-технічні проблеми, що потребують попередніх ретельних досліджень. Метою даного дослідження є - провести імітаційний аналіз за використання методів математичного моделювання і методів оптимального керування для оцінювання можливості підвищення ефективності виконання маневрів з вказаними двигунами ДРД. Розв‘язання задачі. Для одержання оцінок ефективності зміни величини тяги ракетної рушійної системи космічного апарату (КА) нами модифіквано класичну моделі математичну модель ракетного двигуна великої тяги. Необхідність її модифікації пов'язана з неадекватністю в класичній моделі функції ракетного двигуна: P=qV- p h s , де P – величина тяги двигуна, q – витрата робочого тіла, пропорційна тиску p 0 в камері згоряння, V – швидкість ракетного струменя, p h – величина тиску атмосфери, в якій працює двигун, s – площа вихідного перерізу сопла. Як бачимо, коли двигун вимкнено ( q=0 ), класична формула дає замість очікуваного нуля некоректне значення p h s . У статті [4] представлена сформульована автором цієї роботи математична модель ракетного двигуна, що дозволяє точно обчислити величину тяги у всьому діапазоні зміни p 0 : від нуля до максимально допустимого конструкцією двигуна