Konstantinov, Mikhail Sergeevich (videnskabsmand)

Mikhail Sergeevich Konstantinov  - Doktor i tekniske videnskaber, professor i afdelingen for mekanik og mekatronik ved Institute of Space Technologies ved Peoples' Friendship University of Russia.

Kort biografi

• 1957 - 1962  - Studerede og dimitterede fra Moscow Aviation Institute . Specialitet - fly. Kvalifikation som maskiningeniør til fly er blevet tildelt.
• 1960 - 1965  - Studerede og dimitterede fra Moscow State University. M.V. Lomonosov . Speciale - matematik. Uddannet matematiker.
• 1962 - 1967  - ingeniør, senioringeniør, seniorforsker i afdeling 102 af Moscow Aviation Institute.
• 1962 - 1966  - Korrespondance postgraduate undersøgelse ved Moskva Aviation Institute.
• 1966  - forsvarede en afhandling for graden af ​​kandidat for tekniske videnskaber i specialet "Design og design af fly."
• 1967 - 1976  - assistent, lektor, lektor i afdeling 601 i Moskva Luftfartsinstitut.
• 1972  - tildelt den akademiske titel som lektor ved Institut for Luftfartøjsdesign.
• 1975  - forsvarede sit speciale for doktorgraden i tekniske videnskaber i specialet 05.07.02 "Design og design af fly."
• 1976 - nu  - Professor i afdelingen "Space Systems and Rocket Engineering" fra Moskva Aviation Institute.
• 1978  - tildelt den akademiske titel af professor i afdelingen "Design af fly".
• 1996 - til i dag  — Seniorforsker, ledende forsker, chefforsker ved forskningsinstituttet for anvendt mekanik og elektrodynamik ved Moskva Luftfartsinstituttet.
• 2003 - 2009  - chefspecialist og førende specialist i Federal State Enterprise "NPO" opkaldt efter. S. A. Lavochkina.
• 2006 - til nu  - Akademiker fra International Academy of Astronautics.
• 2016 - til nu  - Professor ved afdelingen for rumflyvningsmekanik ved Institute of Applied Feasibility Studies og ekspertise ved Peoples' Friendship University of Russia.
• 2018 - til nu  - Professor ved Institut for Mekanik og Mekatronik ved Institute of Space Technologies ved Peoples' Friendship University of Russia.
• Medalje af den russiske rumfartsorganisation "Star of Tsiolkovsky" nr. 031; "Tsiolkovsky Sign" fra Federal Space Agency; badge "Til fremme af rumaktiviteter" fra Federal Space Agency; Pris opkaldt efter F. A. Zander i 2008 (Resolution fra Præsidiet for Det Russiske Videnskabsakademi nr. 548 af 21. oktober 2008).

Undervisning

• Læser forelæsningskurser for studerende:

1. "Designer baner for interplanetarisk flyvning"
2. "Fundamentals af teorien om flyvning"
3. "Teori om rumfartøjers bevægelse"
4. "Teori om bevægelse af små rumfartøjer"
5. "Teori om flybevægelser"

• Tutorial medforfatter:

1. "Mekanik af rumflyvning" (M. S. Konstantinov, E. F. Kamenkov, B. P. Perelygin, V. K. Bezverby. Moskva: Mashinostroenie, 1989).

Videnskab

• Den nødvendige perfektion af et nukleart elektrisk fremdriftssystem (specifik masse af installationen) til gennemførelse af en bemandet Mars-ekspedition analyseres. En analyse af denne krævede perfektion som funktion af ekspeditionstiden og massen af ​​det rumkompleks, der er opsendt ind i grundkredsløbet omkring Jorden, udføres.
• En analyse af indflydelsen af ​​kraftværkets karakteristika ved brug af et elektrisk raketfremdriftssystem i Mercury-forskningsprojektet blev udført.
• Til solforskningsprojektet analyseres de rationelle karakteristika af solkraftværket i et rumfartøj med et elektrisk fremdriftssystem. Den direkte (uden tyngdekraftsmanøvrer) indsættelse af et rumfartøj i en lav heliocentrisk bane med en høj hældning i forhold til solækvatorplanet analyseres.
• Det er vist, at i begyndelsen af ​​en energisk kompleks interplanetarisk flyvning er det tilrådeligt at bruge den heliocentriske Jord-Jord-flyvning med en gravitationsmanøvre nær Jorden. Banen for den heliocentriske flyvning implementeres ved hjælp af et elektrisk raketfremdriftssystem. En sådan manøvre gør det muligt betydeligt at øge størrelsen af ​​den hyperbolske overskydende hastighed og udvider rumfartøjets transportkapacitet. Det er vist, hvordan transportkapaciteten af ​​rumsystemer baseret på løfteraketter af medium (Soyuz-2) og tung klasse (Soyuz-2) udvides ved brug af en sådan flyveordning og et solcelle-elektrisk fremdriftssystem med en elektrisk effekt på 5 kW .
• Ændringen i den optimale trykprofil for et elektrisk raketfremdrivningssystem (motorens tænd-sluk-lov) analyseres som en funktion af transportsystemets karakteristika for rumtransportproblemer.
• En metode er blevet udviklet til at optimere komplekse skemaer for interplanetarisk flyvning (flyvninger med en kæde af tyngdekraftsassistancemanøvrer) for rumfartøjer med et elektrisk raketfremdriftssystem. Metoden bruger tre trin. I det første trin analyseres problemet med at optimere flyvebanen til destinationsplaneten ved hjælp af tyngdekraftassistancemanøvrer og yderligere hastighedsimpulser i det dybe rum. Opgaven med at optimere flyvningen er formuleret som problemet med ubetinget minimering af det funktionelle af en lang række variable, som er flyvningens karakteristiske hastighed. For at løse det formulerede problem anvendes metoden til evolutionær strategi med tilpasning af kovariansmatrixen. På anden fase udføres optimeringen af ​​hver af de heliocentriske sektioner (planet-til-planet) af den betragtede rute separat. I dette tilfælde bruges tidspunkterne for udførelse af tyngdekraftsmanøvrer og vektorerne for hyperbolske overskridelser af hastighed efter tyngdekraftsmanøvrer opnået i det første trin. På det tredje trin løses et flerpunktsgrænseværdiproblem med end-to-end-optimering. I dette tilfælde er hele sættet af nødvendige optimalitetsbetingelser for tyngdekraftassistancemanøvrer opfyldt.
• Adskillige skemaer til opsendelse af rumfartøjer i heliocentriske baner til undersøgelse af Solen (Interhelio-Zond-projektet) analyseres. Disse baner har relativt små perihelionradier (varianter fra 50 til 100 solradier tages i betragtning) og en relativt stor hældning til ekliptikplanet og til solækvatorplanet. Det er vist, at brugen af ​​et elektrisk raketfremdrivningssystem i den indledende fase af en heliocentrisk flyvning og et system af tyngdekraftsmanøvrer gør det muligt at sikre, at en tilstrækkelig stor masse af et rumfartøj sendes ind i den endelige arbejdsbane på relativt kort tid. tid (f.eks. 5 år). En række kæder af gravitationsmanøvrer, der sikrer opsendelsen af ​​rumfartøjet i arbejdsbaner, analyseres, og flyveskemaer, der kan anbefales til brug, identificeres.
• Problemet med at parere baneforstyrrelser, der kan opstå under en interplanetarisk flyvning af et rumfartøj med et elektrisk fremdriftssystem på grund af den midlertidige umulighed af regelmæssig brug af motoren, overvejes. Det er vist, at en sådan nødsituation (en unormal motorafbrydelse) bør sørges for, når man designer en interplanetarisk rumfartøjsbane. En tilgang til at designe banen for en interplanetarisk flyvning af et rumfartøj med et elektrisk raketfremdrivningssystem er foreslået under hensyntagen til behovet for at parere baneforstyrrelsen forbundet med en unormal nedlukning af EPS på et hvilket som helst tidspunkt af enhver aktiv del af banen . Estimater indhentes for den tilladte varighed af en EPS-nødstop for de tidligere overvejede programforløb. Det konkluderes, at det er hensigtsmæssigt at korrigere de nominelle baner for at øge den maksimalt tilladte tid for en unormal motorstop. Der foreslås to måder at korrigere de nominelle baner på. De er baseret på en stigning i varigheden af ​​det passive segment på det sidste segment af den heliocentriske flyvning og på introduktionen af ​​et eller flere yderligere passive segmenter på de heliocentriske flyvebaner. Det er vist, at optimeringen af ​​egenskaberne for yderligere passive sektioner (deres position på banen og varighed) fører til en stigning i den maksimalt tilladte tid for unormal motornedlukning til et niveau, der kan tilfredsstille designeren af ​​transportsystemet.