The object of this study was the motion of an ultralight class variable-length launch vehicle made of a polymer body along the active phase of the trajectory. The work considers the solution to the problem of designing low-cost means of delivery to orbit, namely to the assessment of the possibility of removing the payload by a carrier rocket with a polymer body of variable length beyond the dense atmosphere of the Earth. For this purpose, ballistic projection of the trajectory of the launch vehicle was carried out taking into account overloading; its aerodynamic characteristics and peculiarities of aerothermodynamic processes occurring during flight in the atmospheric phase of the trajectory were determined. The closeness (up to 10 %) of the obtained results with known experimental data is shown. The influence of the aerodynamic force on the parameters of the launch vehicle motion was studied. A flight simulation was conducted, the results of which showed the fundamental possibility of launching a CubeSat 24U class payload using a launch vehicle with a polymer body of variable length to a suborbital trajectory with an altitude of about 300 km. At the same time, the effective longitudinal overload on the body of the launch vehicle does not exceed 4 units, and the temperature on the surface of the body does not exceed 300 K. A feature of the research is the use of a multidisciplinary approach, which implies taking into account the interrelationship of aerodynamic, thermodynamic, and ballistic processes. The established motion parameters, aerodynamic characteristics, and the surface heating temperature of the launch vehicle body are key values for further research on the design and analysis of a launch vehicle with a polymer body of variable length. These data could be used to calculate the mechanical and thermal loads acting on the structure of the launch vehicle during flight

Об’єктом дослідження був рух ракети-носія надлегкого класу змінної довжини з полімерного корпусу на активній ділянці траєкторії. Робота присвячена вирішенню проблеми створення дешевих засобів доставлення на орбіту, а саме оцінці можливості виведення корисного навантаження ракетою-носієм з полімерним корпусом змінної довжини за межі щільної атмосфери Землі. Для цього виконано балістичне проєктування траєкторії ракети-носія з урахуванням перевантаження, визначено її аеродинамічні характеристики та особливості аеротермодинамічних процесів, що відбуваються під час польоту на атмосферній ділянці траєкторії. Показано близькість (до 10%) отриманих результатів з відомими експериментальними даними. Досліджено вплив сили аеродинамічного опору атмосфери Землі на параметри руху ракети-носія. Проведено моделювання польоту, результати якого показали принципову можливість виведення корисного навантаження класу CubeSat 24U за допомогою ракети-носія з полімерним корпусом змінної довжини на суборбітальну траєкторію висотою порядку 300 км. При цьому діюче поздовжнє перевантаження на корпус ракети-носія не перевищує 4 одиниці, а температура на поверхні корпусу її ступені не перевищує 300°К. Особливістю проведеного дослідження є застосування мультидисциплінарного підходу, що визначається урахуванням взаємного зв’язку аеродинамічних, термодинамічних і балістичних процесів. Отримані параметри руху, аеродинамічні характеристики та температура нагріву поверхні корпусу ракети-носія є ключовими величинами для подальших досліджень щодо проєктування та аналізу ракети-носія з полімерним корпусом змінної довжини. Ці дані можуть бути використані для розрахунку механічних та теплових навантажень, що діють на конструкцію ракети-носія під час польоту