Konstantinov, Mikhail Sergeevich (científico)

Mikhail Sergeevich Konstantinov  - Doctor en Ciencias Técnicas, Profesor del Departamento de Mecánica y Mecatrónica del Instituto de Tecnologías Espaciales de la Universidad de la Amistad de los Pueblos de Rusia.

Breve biografía

• 1957 - 1962  - Estudió y se graduó en el Instituto de Aviación de Moscú . Especialidad - aviones. Se ha otorgado la calificación de ingeniero mecánico para aeronaves.
• 1960 - 1965  - Estudió y se graduó en la Universidad Estatal de Moscú. MV Lomonosov . Especialidad - matemáticas. Calificado como matemático.
• 1962 - 1967  - ingeniero, ingeniero superior, investigador superior del departamento 102 del Instituto de Aviación de Moscú.
• 1962 - 1966  - Estudios de posgrado por correspondencia en el Instituto de Aviación de Moscú.
• 1966  - Defendió una disertación para el grado de candidato de ciencias técnicas en la especialidad "Diseño y diseño de aeronaves".
• 1967 - 1976  - asistente, profesor titular, profesor asociado del departamento 601 del Instituto de Aviación de Moscú.
• 1972  - Otorgado el título académico de Profesor Asociado en el Departamento de Diseño de Aeronaves.
• 1975  - Defendió su tesis para el grado de Doctor en Ciencias Técnicas en la especialidad 05.07.02 "Diseño y diseño de aeronaves".
• 1976 - presente  - Profesor del Departamento "Sistemas Espaciales e Ingeniería de Cohetes" del Instituto de Aviación de Moscú.
• 1978  - Otorgado el título académico de profesor en el departamento "Diseño de aeronaves".
• 1996 - hasta el presente  — Investigador Principal, Investigador Principal, Investigador Jefe del Instituto de Investigación de Mecánica Aplicada y Electrodinámica del Instituto de Aviación de Moscú.
• 2003 - 2009  - especialista jefe y especialista líder de la Empresa Estatal Federal "NPO" que lleva su nombre. S. A. Lavochkina.
• 2006 - al presente  - Académico de la Academia Internacional de Astronáutica.
• 2016 - al presente  - Profesor del Departamento de Mecánica de Vuelo Espacial del Instituto de Estudios de Viabilidad Aplicada y Experiencia de la Universidad de la Amistad de los Pueblos de Rusia.
• 2018 - al presente  - Profesor del Departamento de Mecánica y Mecatrónica del Instituto de Tecnologías Espaciales de la Universidad de la Amistad de los Pueblos de Rusia.
• Medalla de la Agencia Espacial Rusa "Estrella de Tsiolkovsky" No. 031; "Signo Tsiolkovsky" de la Agencia Espacial Federal; insignia "Para la promoción de actividades espaciales" de la Agencia Espacial Federal; Premio que lleva el nombre de F. A. Zander en 2008 (Resolución del Presidium de la Academia Rusa de Ciencias No. 548 del 21 de octubre de 2008).

Enseñanza

• Lee cursos de conferencias a los estudiantes:

1. "Diseño de trayectorias de vuelo interplanetario"
2. "Fundamentos de la teoría del vuelo"
3. "Teoría del movimiento de naves espaciales"
4. "Teoría del movimiento de pequeñas naves espaciales"
5. "Teoría del movimiento de las aeronaves"

• Coautor del tutorial:

1. "Mecánica del vuelo espacial" (M. S. Konstantinov, E. F. Kamenkov, B. P. Perelygin, V. K. Bezverby. Moscú: Mashinostroenie, 1989).

Ciencia

• Se analiza el perfeccionamiento requerido de un sistema de propulsión nuclear eléctrica (masa específica de la instalación) para la puesta en marcha de una expedición marciana tripulada. Se realiza un análisis de esta perfección requerida en función del tiempo de expedición y de la masa del complejo espacial lanzado a la órbita base cercana a la Tierra.
• Se realizó un análisis de la influencia de las características de la central eléctrica al utilizar un sistema de propulsión de cohetes eléctricos en el proyecto de investigación Mercury.
• Para el proyecto de investigación solar se analizan las características racionales de la planta de energía solar de una nave espacial con sistema de propulsión eléctrica. Se analiza la inserción directa (sin maniobras de gravedad) de una nave espacial en una órbita heliocéntrica baja con una alta inclinación al plano del ecuador solar.
• Se demuestra que al inicio de un vuelo interplanetario energéticamente complejo, es recomendable utilizar el vuelo heliocéntrico Tierra-Tierra con maniobra gravitacional cerca de la Tierra. La trayectoria del vuelo heliocéntrico se implementa mediante un sistema de propulsión de cohete eléctrico. Tal maniobra permite aumentar significativamente la magnitud del exceso de velocidad hiperbólico y amplía las capacidades de transporte de la nave espacial. Se muestra cómo se amplían las capacidades de transporte de los sistemas espaciales basados ​​en vehículos de lanzamiento de clase media (Soyuz-2) y pesada (Soyuz-2) cuando se utiliza un esquema de vuelo de este tipo y un sistema de propulsión eléctrica solar con una potencia eléctrica de 5 kW. .
• El cambio en el perfil de empuje óptimo de un sistema de propulsión de cohetes eléctricos (la ley de encendido y apagado del motor) se analiza en función de las características del sistema de transporte para problemas de transporte espacial.
• Se ha desarrollado un método para optimizar esquemas complejos de vuelo interplanetario (vuelos con una cadena de maniobras asistidas por gravedad) para naves espaciales con un sistema de propulsión de cohetes eléctricos. El método utiliza tres pasos. En la primera etapa, se analiza el problema de optimizar la trayectoria de vuelo hacia el planeta de destino utilizando maniobras de asistencia por gravedad y pulsos de velocidad adicionales en el espacio profundo. La tarea de optimizar el vuelo se formula como el problema de minimización incondicional del funcional de un gran número de variables, que es la velocidad característica del vuelo. Para resolver el problema formulado se utiliza el método de estrategia evolutiva con la adaptación de la matriz de covarianza. En la segunda etapa, se realiza por separado la optimización de cada uno de los tramos heliocéntricos (planeta a planeta) de la ruta considerada. En este caso se utilizan los momentos de tiempo de realización de maniobras de gravedad y los vectores de excesos de velocidad hiperbólicos tras maniobras de gravedad obtenidos en la primera etapa. En la tercera etapa, se resuelve un problema de valor límite multipunto de optimización de extremo a extremo. En este caso, se satisface todo el conjunto de condiciones de optimización necesarias para las maniobras de asistencia por gravedad.
• Se analizan varios esquemas de lanzamiento de naves espaciales en órbitas heliocéntricas para el estudio del Sol (proyecto Interhelio-Zond). Estas órbitas tienen radios de perihelio relativamente pequeños (se consideran variantes de 50 a 100 radios solares) y una inclinación relativamente grande al plano de la eclíptica y al plano del ecuador solar. Se muestra que el uso de un sistema de propulsión de cohetes eléctricos en la etapa inicial de un vuelo heliocéntrico y un sistema de maniobras de gravedad permite garantizar que una masa suficientemente grande de una nave espacial se lance a la órbita de trabajo final en un tiempo relativamente corto. tiempo (por ejemplo, 5 años). Se analizan una serie de cadenas de maniobras gravitatorias que aseguran el lanzamiento de la nave espacial a órbitas de trabajo, y se identifican esquemas de vuelo que se pueden recomendar para su uso.
• Se considera el problema de parar las perturbaciones de trayectoria que pueden surgir durante un vuelo interplanetario de una nave espacial con sistema de propulsión eléctrica debido a la imposibilidad temporal de uso regular del motor. Se muestra que tal situación de emergencia (una parada anormal del motor) debe preverse al diseñar la trayectoria de una nave espacial interplanetaria. Se propone un enfoque para diseñar la trayectoria de un vuelo interplanetario de una nave espacial con un sistema de propulsión de cohete eléctrico, teniendo en cuenta la necesidad de parar la perturbación de la trayectoria asociada con un apagado anormal del EPS en cualquier punto de cualquier parte activa de la trayectoria. . Se obtienen estimaciones de la duración admisible de una parada de emergencia de la EPS para las trayectorias del programa consideradas anteriormente. Se concluye que es conveniente corregir las trayectorias nominales para aumentar el tiempo máximo permisible para una parada anormal del motor. Se proponen dos formas de corregir las trayectorias nominales. Se basan en un aumento de la duración del segmento pasivo en el segmento final del vuelo heliocéntrico y en la introducción de uno o más segmentos pasivos adicionales en las trayectorias de vuelo heliocéntrico. Se muestra que la optimización de las características de las secciones pasivas adicionales (su posición en la trayectoria y duración) conduce a un aumento en el tiempo máximo permisible de apagado anormal del motor a un nivel que puede satisfacer al diseñador del sistema de transporte.