Константинов, Михаил Сергеевич

Михаил Сергеевич Константинов — доктор технических наук, профессор департамента механики и мехатроники Института космических технологий РУДН.

Михаил Сергеевич Константинов
Имя при рождении Михаил Сергеевич Константинов
Страна
Место работы
Альма-матер
Учёная степень доктор технических наук
Учёное звание Профессор
В Википедии есть статьи о других людях с такой фамилией, см. Константинов; Константинов, Михаил.

Краткая биографияПравить

  • 1957 — 1962 гг. — учился и закончил Московский авиационный институт. Специальность - летательные аппараты. Присвоена квалификация инженера-механика по летательным аппаратам".
  • 1960 — 1965 гг. — учился и закончил Московский государственный университет им. М.В. Ломоносова. Специальность - математика. Присвоена квалификация математика.
  • 1962 — 1967 гг. — инженер, старший инженер, старший научный сотрудник кафедры 102 Московского авиационного института.
  • 1962 — 1966 гг. — заочная аспирантура в Московском авиационном институте.
  • 1966 г. — защитил диссертацию на соискание ученой степени кандидата технических наук по специальности «Конструкция и проектирование летательных аппаратов».
  • 1967 — 1976 гг. — ассистент, старший преподаватель, доцент кафедры 601 Московского авиационного института.
  • 1972 г. — присвоено ученое звание доцента по кафедре «Проектирование летательных аппаратов».
  • 1975 г. — защитил диссертацию на соискание ученой степени доктора технических наук по специальности 05.07.02 «Конструкция и проектирование летательных аппаратов».
  • 1976 г. — по н.в. — профессор кафедры «Космические системы и ракетостроение» Московского авиационного института.
  • 1978 г. — присвоено ученое звание профессора по кафедре «Проектирование летательных аппаратов».
  • 1996 г. — по н.в. — старший научный сотрудник, ведущий научный сотрудник, главный научный сотрудник научно-исследовательского института прикладной механики и электродинамики МАИ.
  • 2003 — 2009 гг. — главный специалист и ведущий специалист Федерального Государственного предприятия «НПО» им. С. А. Лавочкина.
  • 2006 г. — по н.в. — академик Международной академии астронавтики.
  • 2016 г. — по н.в. — профессор кафедры «Механика космического полета» Института прикладных технико-экономических исследований и экспертиз РУДН.
  • 2018 г. — по н.в. — профессор департамента механики и мехатроники Института космических технологий РУДН.
  • Медаль Российского космического агентства «Звезда Циолковского» за № 031; «Знак Циолковского» Федерального космического агентства; знак «За содействие космической деятельности» Федерального космического агентства; премия имени Ф. А. Цандера 2008 года (Постановление Президиума РАН № 548 от 21 октября 2008 года).

ПреподаваниеПравить

  • Читает студентам курсы лекций:
  1. «Проектирование траекторий межпланетного полета»
  2. «Основы теории полета»
  3. «Теория движения космических аппаратов»
  4. «Теория движения малых космических аппаратов»
  5. «Теория движения летательных аппаратов»
  • Соавтор учебника:
  1. «Механика космического полета» (М. С. Константинов, Е. Ф. Каменков, Б. П. Перелыгин, В. К. Безвербый. Москва: Машиностроение, 1989).

НаукаПравить

  • Проанализировано требуемое совершенство ядерной электроракетной двигательной установки (удельной массы установки) для реализации пилотируемой марсианской экспедиции. Проведен анализ этого требуемого совершенства как функции времени экспедиции и массы космического комплекса, выводимого на базовую околоземную орбиту.
  • Выполнен анализ влияния характеристик энергетической установки при использовании электроракетной двигательной установки в проекте исследования Меркурия.
  • Для проекта исследования Солнца проанализированы рациональные характеристики солнечной энергетической установки КА с электроракетной двигательной установкой. Проанализировано прямое (без гравитационных манёвров) выведение КА на низкую гелиоцентрическую орбиту с большим наклонением к плоскости солнечного экватора
  • Показано, что в начале энергетически сложного межпланетного перелёта целесообразно использовать гелиоцентрический перелета Земля — Земля с гравитационным манёвром у Земли. Траектория гелиоцентрического перелета реализуется с применением электроракетной двигательной установки. Такой манёвр позволяет существенно увеличить величину гиперболического избытка скорости и расширяет транспортные возможности КА. Показано, как расширяются транспортные возможности космических систем на базе ракет-носителей среднего («Союз-2») и тяжелого класса («Союз-2») при использовании такой схемы перелета и солнечной электроракетной двигательной установки с электрической мощностью 5 кВт.
  • Проанализировано изменение оптимального профиля тяги электроракетной двигательной установки (закона включения — выключения двигателя) как функции характеристик транспортной системы для космических транспортных задач.
  • Разработан метод оптимизации сложных схем межпланетного перелета (перелетов с цепочкой гравитационных манёвров) КА с электроракетной двигательной установкой. Метод использует три этапа. На первом этапе анализируется задача оптимизации траектории перелета к планете назначения с использованием гравитационных манёвров и дополнительных импульсов скорости в глубоком космосе. Задача оптимизации перелета формулируется как задача безусловной минимизации функционала большого числа переменных, в качестве которого выступает характеристическая скорость перелета. Для решения сформулированной задачи используются метод эволюционной стратегии с адаптацией матрицы ковариаций. На втором этапе отдельно проводится оптимизация каждого из гелиоцентрических участков (планета-планета) рассматриваемого маршрута. При этом используются моменты времени выполнении гравитационных манёвров и векторы гиперболических избытков скорости после гравитационных манёвров, полученные на первом этапе. На третьем этапе решается многоточечная краевая задача сквозной оптимизации. При этом весь набор необходимых условий оптимальности для гравитационных манёвров удовлетворяются.
  • Проанализированы несколько схем выведения КА на гелиоцентрические орбиты для исследования Солнца (проект «Интергелио-Зонд»). Эти орбиты имеют относительно малые радиусы перигелия (рассмотрены варианты от 50 до 100 радиусов Солнца) и относительно большое наклонение к плоскости эклиптики и к плоскости солнечного экватора. Показано, что использование электроракетной двигательной установки на начальном этапе гелиоцентрического перелета и системы гравитационных манёвров позволяет обеспечить выведение на конечную рабочую орбиту КА достаточно большой массы за относительно малое время (например, 5 лет). Проанализированы ряд цепочек гравитационных манёвров, обеспечивающих выведение КА на рабочие орбиты и выделены схемы полета, которые могут быть рекомендованы для использования.
  • Рассмотрена проблема парирования траекторных возмущений, которые могут возникнуть при межпланетном перелете КА с электроракетной двигательной установкой из-за временной невозможности штатного использования двигателя. Показано, что такая нештатная ситуация (нештатное выключение двигателя) должна быть предусмотрена при проектировании межпланетной траектории КА. Предложен подход к проектированию траектории межпланетного перелета КА с электроракетной двигательной установкой с учётом необходимости парирования возмущения траектории, связанного с нештатным выключением ЭРДУ в любой точке любого активного участка траектории. Получены оценки допустимой продолжительности нештатного выключения ЭРДУ для рассматриваемых ранее программных траекторий. Сделан вывод о целесообразности корректирования номинальных траекторий для увеличения предельно допустимого времени нештатного выключения двигателя. Предложены два пути корректировки номинальных траекторий. Они основаны на увеличении длительности пассивного участка на конечном участке гелиоцентрического перелета и на введении одного или нескольких дополнительных пассивных участков на гелиоцентрических траекториях перелета. Показано, что оптимизация характеристик дополнительных пассивных участков (их положение на траектории и длительность) приводит к увеличению предельно допустимого времени нештатного выключения двигателя до уровня, который может удовлетворять проектанта транспортной системы.

Научные интересыПравить

  • Проектно-баллистический анализ транспортных операций в космосе
  • Механика космического полета КА с двигателями малой тяги
  • Проектирования траекторий при реализации сложных схем межорбитального и межпланетного перелетов

Ключевые словаПравить

Орбита, механика космического полета, траекторная оптимизация, проектно-баллистический анализ, оптимизация траектории межорбитального и межпланетного перелета, гравитационный манёвр.

Список публикацийПравить

  1. Konstantinov, M.S. Analysis of the Requested Perfection of a Nuclear Electric Propulsion System for a Mars Mission with a 2-Year Duration Cosmic Research, 2018, 56(5), pages 352—364 https://link.springer.com/article/10.1134/S0010952518050039
  2. Konstantinov M.S. Analysis of the Change in the Optimum Thrust Profile as a Function of the Parameters of the Transport System with Electric Propulsion AIP Conference Proceedings (2018) AIP Conference Proceedings 2046, 020048 (2018). https://doi.org/10.1063/1.5081568
  3. Konstantinov M.S., Thein M. Method of interplanetary trajectory optimization for the spacecraft with low thrust and swing-bys Acta Astronautica, 2017, 136, pages 297—311 https://www.sciencedirect.com/science/article/pii/S0094576516305975
  4. Konstantinov M.S., Thein M. Optimization of the trajectory of the spacecraft insertion into the system of heliocentric orbits Cosmic Research, 2017, 55(3), pages 214—223 https://link.springer.com/article/10.1134/S0010952517020034
  5. Konstantinov, M.S. Optimal direction of the hyperbolic excess velocity vector at the boundary points of the heliocentric flight Advances in the Astronautical Sciences, 2017, 161, с. 731—750 http://www.univelt.com/book=6305
  6. Konstantinov M., Svotina V. Analysis for Feasibility of Spitzer’s Schemes Complication for Spacecraft Final Insertion into Geostationary Orbit by Electric Propulsion Procedia Engineering, 2017, 185, с. 304—311 https://www.sciencedirect.com/science/article/pii/S1877705817314625
  7. Konstantinov M., Thein M. Preliminary Optimization of the Complicated Interplanetary Flight Path of the Spacecraft with Electric Propulsion Procedia Engineering, 2017, 185, с. 246—253 https://www.sciencedirect.com/science/article/pii/S1877705817314613
  8. Konstantinov M.S., Thein M. Low thrust trajectory optimization using covariance matrix adaptation evolution strategy Advances in the Astronautical Sciences, 2017, 161, с. 435—454 http://www.univelt.com/book=6305
  9. Konstantinov M.S., Nguyen D.N. The analysis of ballistic capabilities for countering disturbances associated with temporary emergency electric propulsion shutdown Solar System Research, 2016 50(7), с. 560—567
  10. Platov I.V., Simonov A.V., Konstantinov M.S. Choosing an efficient option of the combined propulsion system and flight profile of the INTERHELIO-PROBE Solar System Research, 2016 50(7), с. 581—586 https://link.springer.com/article/10.1134/S0038094616070212
  11. Константинов М. С., Орлов А. А. Анализ влияния характеристик энергетической установки при использовании ЭРДУ в проекте исследования Меркурия Известия РАН. Энергетика, № 3, 2018, с. 106—118 https://www.libnauka.ru/journal/izvestiya-ran-energetika/izvestiya-rossiyskoy-akademii-nauk-energetika-2018-3/
  12. Константинов М. С., Тейн Мин. Рациональные характеристики солнечной энергетической установки КА с ЭРДУ при прямом выведении на гелиоцентрическую орбиту для исследования Солнца Известия РАН. Энергетика, № 3, 2018, с. 93-105. http://www.enin.su/press/magazine_of_energy
  13. Константинов М. С. Анализ возможностей космической транспортной системы при использовании электроракетной двигательной установки и гравитационного манёвра у Земли в начале межпланетного перелёта Некоторые аспекты современных проблем механики и информатики: сб. науч. ст. М.: ИКИ РАН, 2018. С. 153—165 DOI: 10.21046/aspects-2018-153-165