Konstantinov, Mihail Sergheevici (om de știință)

Mikhail Sergeevich Konstantinov  - Doctor în Științe Tehnice, Profesor al Departamentului de Mecanică și Mecatronică al Institutului de Tehnologii Spațiale al Universității Prietenia Popoarelor din Rusia.

Scurtă biografie

• 1957 - 1962  - A studiat și a absolvit Institutul de Aviație din Moscova . Specialitate - avioane. A fost acordată calificarea de inginer mecanic pentru aeronave.
• 1960 - 1965  - A studiat și a absolvit Universitatea de Stat din Moscova. M.V. Lomonosov . Specialitatea - matematică. Calificat ca matematician.
• 1962 - 1967  - inginer, inginer superior, cercetător principal al departamentului 102 al Institutului de Aviație din Moscova.
• 1962 - 1966  - Studiu postuniversitar prin corespondență la Institutul de Aviație din Moscova.
• 1966  - a susținut o dizertație pentru gradul de candidat de științe tehnice la specialitatea „Proiectarea și proiectarea aeronavelor”.
• 1967 - 1976  - asistent, lector superior, profesor asociat al departamentului 601 al Institutului de Aviație din Moscova.
• 1972  - a primit titlul academic de conferențiar în cadrul Departamentului de Proiectare aeronave.
• 1975  - și-a susținut teza pentru gradul de doctor în științe tehnice în specialitatea 05.07.02 „Proiectarea și proiectarea aeronavelor”.
• 1976 - prezent  - Profesor al Departamentului „Sisteme spațiale și ingineria rachetelor” al Institutului de Aviație din Moscova.
• 1978  - a primit titlul academic de profesor la catedra „Proiectare aeronave”.
• 1996 - până în prezent  — Cercetător principal, cercetător principal, cercetător șef al Institutului de Cercetare de Mecanică Aplicată și Electrodinamică al Institutului de Aviație din Moscova.
• 2003 - 2009  - specialist șef și specialist principal al Întreprinderii Federale de Stat „NPO” numită după. S. A. Lavochkina.
• 2006 - până în prezent  - Academician al Academiei Internaționale de Astronautică.
• 2016 - până în prezent  - Profesor al Departamentului de Mecanica Zborului Spațial al Institutului de Studii Aplicate de Fezabilitate și Expertiză al Universității Prietenia Popoarelor din Rusia.
• 2018 - până în prezent  - Profesor al Departamentului de Mecanică și Mecatronică al Institutului de Tehnologii Spațiale al Universității Prietenia Popoarelor din Rusia.
• Medalia Agenției Spațiale Ruse „Steaua lui Ciolkovski” nr. 031; „Semnul Tsiolkovsky” al Agenției Spațiale Federale; insigna „Pentru promovarea activităților spațiale” a Agenției Spațiale Federale; Premiul numit după F. A. Zander în 2008 (Rezoluția Prezidiului Academiei Ruse de Științe nr. 548 din 21 octombrie 2008).

Predare

• Citește cursurile cursurilor cursanților:

1. „Proiectarea traiectoriilor de zbor interplanetar”
2. „Fundamentele teoriei zborului”
3. „Teoria mișcării navelor spațiale”
4. „Teoria mișcării navelor spațiale mici”
5. „Teoria mișcării aeronavei”

• Coautor al tutorialului:

1. „Mecanica zborului spațial” (M. S. Konstantinov, E. F. Kamenkov, B. P. Perelygin, V. K. Bezverby. Moscova: Mashinostroenie, 1989).

Știință

• Se analizează perfecțiunea necesară a unui sistem de propulsie electrică nucleară (masa specifică a instalației) pentru implementarea unei expediții marțiane cu echipaj. Se efectuează o analiză a acestei perfecțiuni necesare în funcție de timpul de expediție și de masa complexului spațial lansat în orbita bazei apropiate de Pământ.
• A fost efectuată o analiză a influenței caracteristicilor centralei electrice la utilizarea unui sistem de propulsie electrică a rachetei în proiectul de cercetare Mercury.
• Pentru proiectul de cercetare solară sunt analizate caracteristicile raționale ale centralei solare a unei nave spațiale cu sistem de propulsie electrică. Se analizează introducerea directă (fără manevre gravitaționale) a unei nave spațiale pe o orbită heliocentrică joasă cu o înclinație mare față de planul ecuatorului solar.
• Se arată că la începutul unui zbor interplanetar complex energetic este indicat să se folosească zborul heliocentric Pământ-Pământ cu o manevră gravitațională în apropierea Pământului. Traiectoria zborului heliocentric este implementată cu ajutorul unui sistem electric de propulsie a rachetei. O astfel de manevră face posibilă creșterea semnificativă a mărimii excesului de viteză hiperbolic și extinde capacitățile de transport ale navei spațiale. Se arată cum capacitățile de transport ale sistemelor spațiale bazate pe vehicule de lansare de clasă medie (Soyuz-2) și grele (Soyuz-2) sunt extinse atunci când se utilizează o astfel de schemă de zbor și un sistem de propulsie solar electric cu o putere electrică de 5 kW. .
• Modificarea profilului optim de tracțiune al unui sistem de propulsie a rachetei electrice (legea on-off motor) este analizată în funcție de caracteristicile sistemului de transport pentru problemele de transport spațial.
• A fost dezvoltată o metodă pentru optimizarea schemelor complexe de zbor interplanetar (zboruri cu un lanț de manevre de asistare gravitațională) pentru nave spațiale cu sistem de propulsie electrică a rachetei. Metoda folosește trei etape. În prima etapă, problema optimizării traiectoriei de zbor către planeta destinație este analizată folosind manevre de asistență gravitațională și impulsuri suplimentare de viteză în spațiul profund. Sarcina de optimizare a zborului este formulată ca problema minimizării necondiționate a funcționalității unui număr mare de variabile, care este viteza caracteristică a zborului. Pentru rezolvarea problemei formulate se folosește metoda strategiei evolutive cu adaptarea matricei de covarianță. În a doua etapă, optimizarea fiecăreia dintre secțiunile heliocentrice (planetă la planetă) ale traseului considerat se realizează separat. În acest caz se folosesc momentele de timp ale efectuării manevrelor gravitaționale și vectorii exceselor hiperbolice de viteză după manevrele gravitaționale obținute în prima etapă. În cea de-a treia etapă, se rezolvă o problemă a valorii la limită multipunct de optimizare end-to-end. În acest caz, întregul set de condiții de optimitate necesare pentru manevrele de asistență gravitațională este satisfăcut.
• Sunt analizate mai multe scheme de lansare a navelor spațiale pe orbite heliocentrice pentru studiul Soarelui (proiectul Interhelio-Zond). Aceste orbite au raze de periheliu relativ mici (se iau în considerare variante de la 50 la 100 de raze solare) și o înclinare relativ mare față de planul ecliptic și față de planul ecuatorului solar. Se arată că utilizarea unui sistem de propulsie electrică a rachetei în stadiul inițial al unui zbor heliocentric și a unui sistem de manevre gravitaționale face posibilă asigurarea că o masă suficient de mare a unei nave spațiale este lansată pe orbita finală de lucru într-un timp relativ scurt. timp (de exemplu, 5 ani). Sunt analizate o serie de lanțuri de manevre gravitaționale care asigură lansarea navei spațiale pe orbite de lucru și sunt identificate scheme de zbor care pot fi recomandate pentru utilizare.
• Se ia în considerare problema operării perturbărilor de traiectorie care pot apărea în timpul unui zbor interplanetar al unei nave spațiale cu sistem de propulsie electrică din cauza imposibilității temporare a utilizării regulate a motorului. Se arată că o astfel de situație de urgență (o oprire anormală a motorului) ar trebui prevăzută atunci când se proiectează o traiectorie a unei nave spațiale interplanetare. Se propune o abordare a proiectării traiectoriei unui zbor interplanetar al unei nave spațiale cu un sistem de propulsie a rachetei electrice, ținând cont de necesitatea de a opri perturbarea traiectoriei asociată cu o oprire anormală a EPS în orice punct al oricărei părți active a traiectoriei. . Estimările sunt obținute pentru durata admisibilă a unei opriri de urgență a EPS pentru traiectoriile de program considerate anterior. Se concluzionează că este oportună corectarea traiectoriilor nominale pentru a crește timpul maxim admisibil pentru o oprire anormală a motorului. Sunt propuse două moduri de corectare a traiectoriilor nominale. Ele se bazează pe o creștere a duratei segmentului pasiv pe segmentul final al zborului heliocentric și pe introducerea unuia sau mai multor segmente pasive suplimentare pe traiectoriile de zbor heliocentrice. Se arată că optimizarea caracteristicilor secțiunilor pasive suplimentare (poziția lor pe traiectorie și durată) duce la creșterea timpului maxim admisibil de oprire anormală a motorului la un nivel care poate satisface proiectantul sistemului de transport.