Константинов Михаил Сергеевич

Наука

Ученые в РУДН

Доктор технических наук

Профессор,

Тише едешь – дальше будешь!

+7 (495) 955-07-62

konstantinov-ms@rudn.ru

Связаться с ученым

Научные интересы:

орбита механика космического полета траекторная оптимизация проектно-баллистический анализ оптимизация траектории межорбитального и межпланетного перелета гравитационный маневр

1962

Окончил Московский авиационный институт (МАИ). Специальность «Летательные аппараты». Присвоена квалификация инженера-механика по летательным аппаратам.

1960 - 1965

Учился и окончил Московский государственный университет им. М.В. Ломоносова. Специальность «Математика». Присвоена квалификация математика.

1962 - 1967

Инженер, старший инженер, старший научный сотрудник кафедры 102 «Проектирование летательных аппаратов» Московского авиационного института.

1962 - 1966

Заочная аспирантура в Московском авиационном институте.

1966

Защитил диссертацию на соискание ученой степени кандидата технических наук по специальности «Конструкция и проектирование летательных аппаратов».

1967 - 1976

Ассистент, старший преподаватель, доцент кафедры 601 «Проектирование летательных аппаратов» Московского авиационного института.

1972

Присвоено ученое звание доцента по кафедре «Проектирование летательных аппаратов».

1975

Защитил диссертацию на соискание ученой степени доктора технических наук по специальности 05.07.02 «Конструкция и проектирование летательных аппаратов».

1976 - н.в.

Профессор кафедры «Космические системы и ракетостроение» Московского авиационного института.

1978

Присвоено ученое звание профессора по кафедре «Проектирование летательных аппаратов».

1996 - н.в.

Старший научный сотрудник, ведущий научный сотрудник, главный научный сотрудник научно-исследовательского института прикладной механики и электродинамики МАИ.

2003 - 2009

Главный специалист и ведущий специалист Федерального Государственного предприятия «Научно-производственное объединение им. С.А. Лавочкина».

2006 - н.в.

Академик Международной академии астронавтики (англ.: International Academy of Astronautics, IAA).

2016 - 2017

Профессор кафедры «Механика космического полета» Института прикладных технико-экономических исследований и экспертиз РУДН.

2018 - н.в.

Профессор департамента механики и мехатроники Института космических технологий РУДН.

Преподавание

Читает студентам РУДН курс лекций:

«Проектирование траекторий межпланетного полета».

Наука

Проанализировал требуемое совершенство ядерной электроракетной двигательной установки (удельной массы установки) для реализации пилотируемой марсианской экспедиции. Провел анализ этого требуемого совершенства как функции времени экспедиции и массы космического комплекса, выводимого на базовую околоземную орбиту.
Проанализировал влияние характеристик энергетической установки при использовании электроракетной двигательной установки в проекте исследования Меркурия.
Для проекта исследования Солнца проанализировал рациональные характеристики солнечной энергетической установки космического аппарата (КА) с электроракетной двигательной установкой. Рассмотрел прямое (без гравитационных маневров) выведение КА на низкую гелиоцентрическую орбиту с большим наклонением к плоскости солнечного экватора.
Показал, что в начале энергетически сложного межпланетного перелёта целесообразно использовать гелиоцентрический перелет Земля – Земля с гравитационным маневром у Земли. Траектория гелиоцентрического перелета реализуется с применением электроракетной двигательной установки. Такой маневр 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.
Проанализировал изменение оптимального профиля тяги электроракетной двигательной установки (закона включения - выключения двигателя) как функции характеристик транспортной системы для космических транспортных задач.
Разработал метод оптимизации сложных схем межпланетного перелета (перелетов с цепочкой гравитационных маневров) КА с электроракетной двигательной установкой. Метод использует три этапа. На первом этапе анализируется задача оптимизации траектории перелета к планете назначения с использованием гравитационных маневров и дополнительных импульсов скорости в глубоком космосе. Использовал метод эволюционной стратегии с адаптацией матрицы ковариаций. На втором этапе отдельно проводится оптимизация каждого из гелиоцентрических участков (планета-планета) рассматриваемого маршрута. На третьем этапе решается многоточечная краевая задача сквозной оптимизации. Весь набор необходимых условий оптимальности для гравитационных маневров удовлетворяются.
Проанализировал несколько схем выведения КА на гелиоцентрические орбиты для исследования Солнца (проект «Интергелио-Зонд»). Показал, что использование электроракетной двигательной установки на начальном этапе гелиоцентрического перелета и системы гравитационных маневров позволяет обеспечить выведение на конечную рабочую орбиту КА достаточно большой массы за относительно малое время (например, 5 лет). Проанализировал ряд цепочек гравитационных маневров, обеспечивающих выведение КА на рабочие орбиты и выделены схемы полета, которые могут быть рекомендованы для использования.
Рассмотрел проблему парирования траекторных возмущений, которые могут возникнуть при межпланетном перелете КА с электроракетной двигательной установкой из-за временной невозможности штатного использования двигателя. Показал, что нештатное выключение двигателя должно быть предусмотрено при проектировании межпланетной траектории КА. Предложил новый подход с учетом необходимости парирования возмущения траектории, связанного с нештатным выключением электроракетной двигательной установки (ЭРДУ). Сделал вывод о целесообразности корректирования номинальных траекторий для увеличения предельно допустимого времени нештатного выключения двигателя. Показал, 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 интересы

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

Константинов М.С. Сравнительный проектно-баллистический анализ использования химической и электроракетной двигательных установок в проекте солнечного зонда // Космические исследования, 2019, том 57 №5, С. 1-15.

Анализируется возможность реализации проекта солнечного зонда с выведением исследовательского космического аппарата (КА) на систему гелиоцентрических орбит с относительно малым радиусом перигелия и достаточно большим наклонением к солнечному экватору (наклонение последней гелиоцентрической орбиты к плоскости солнечного экватора должно быть не менее 30о). Проведен сравнительный проектно-баллистический анализ возможности использования химической и электроракетной двигательных установок (ЭРДУ) при выведении КА на рассматриваемую систему гелиоцентрических орбит. Анализируемые транспортные системы предполагают использование ракеты-носителя «Союз-2 1б» и химического разгонного блока «Фрегат» при старте КА от Земли. Двигательные установки собственно КА различны. В одном случае используется химическая двигательная установка, в другом – солнечная электроракетная двигательная установка на базе одного стационарного плазменного двигателя типа СПД-140. Время выведения КА на последнюю гелиоцентрическую орбиту рассматриваемой системы орбит ограничено сверху пятью годами. Показано, что использование ЭРДУ позволяет значительно увеличить массу КА на рабочих орбитах (с 910 кг до 1600 кг).

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.

Проводится анализ увеличения транспортных возможностей космической системы при реализации межпланетных перелетов благодаря использованию (на начальном этапе полета) гелиоцентрического перелета Земля – Земля (на нем предполагается работа электроракетной двигательной установки) и гравитационного маневра у Земли. Предполагается, что химический разгонный блок обеспечивает уход космического аппарата (КА) из окрестности Земли с относительно небольшим гиперболическим избытком скорости. Затем химический разгонный блок отделяется от КА. Гелиоцентрический перелет Земля – Земля реализуется с использованием электроракетной двигательной установки (ЭРДУ). Благодаря её работе КА подлетает к Земле (для гравитационного маневра у неё) с относительно большим гиперболическим избытком скорости (8…10 км/с). Таким образом, введение в схему межпланетного полета участка гелиоцентрического перелета Земля – Земля и гравитационного маневра у Земли позволяет вывести на гиперболическую траекторию отлета от Земли (с большим гиперболическим избытком скорости) КА довольно большой массы. В работе проанализирована зависимость массы КА на гиперболе отлета от Земли (после гравитационного маневра у неё) как функция величины гиперболического избытка скорости. Показано, что анализируемый маневр позволяет существенно увеличить диапазон реализуемых гиперболических избытков скоростей и увеличить массу КА на гиперболе отлета от Земли для фиксированных значений гиперболического избытка скорости. Анализируемый маневр должен рассматриваться как начальный этап дальнейшего перелета к исследуемому небесному телу или планете, у которой будет осуществляться гравитационный маневр. То есть, как часть анализируемого маршрута межпланетного перелета.

Константинов М.С. Анализ требуемого совершенства ядерной электроракетной двигательной установки для марсианской экспедиции длительностью два года // Космические исследования, 2018, том 56, №5 С. 352-364.

Представлены результаты проектно-баллистического анализа двухгодичной пилотируемой марсианской экспедиции. Анализируется проект марсианского пилотируемого комплекса с ядерной электроракетной двигательной установкой (ЭРДУ). Основное внимание уделяется оптимизации основных проектных параметров энергодвигательной установки, параметров схемы и траектории замкнутого перелета космического аппарата (КА) к Марсу с возвращением на Землю. Критерием оптимизации рассматривается максимально допустимая удельная масса энергодвигательной установки (отношение её массы к входной мощности ЭРДУ). Представлен разработанный метод оптимизации анализируемой проблемы. Основным результатом работы можно считать полученные зависимости максимально допустимой удельной массы энергодвигательной установки от массы КА на начальной околоземной орбите. Показано, что для анализируемого набора характеристик систем КА (массы межпланетного экспедиционного комплекса, массы взлетно-посадочного марсианского комплекса и т.д.) при массе КА на начальной орбите 200 т для реализации марсианской экспедиции продолжительностью два года требуемое совершенство энергодвигательной установки должно быть нереально высоким (удельная масса энергодвигательной установки должна быть не больше 3.26 кг/кВт). Увеличение массы на начальной орбите приводит к снижению требований к совершенству транспортной системы. Если массу на начальной орбите увеличить до 475 т, то максимально допустимая удельная масса энергодвигательной установки КА увеличится до 11 кг/кВт. Оптимальная величина электрической мощности ядерной энергетической установки при изменении начальной массы в указанном диапазоне (от 200 до 475 т) увеличивается от 7.7 до 11.7 МВт. Оптимальная величина удельного импульса ЭРДУ уменьшается от 9000 с (это значение принято максимально допустимым) до 6880 с. Показано, что, если удельная масса энергодвигательной установки равна 5, 7.5 ,10 кг/кВт, то для реализации экспедиции масса КА на начальной орбите должна быть не менее 234.1, 305.4, 415.5 т соответственно.

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.

К настоящему времени было реализовано два проекта исследования Меркурия. Готовится новый проект “BepiColombo”. Он характеризуется достаточно сложной схемой перелета, включающей девять гравитационных манёвров у Земли, Венеры и Меркурия. При этом время перелёта к Меркурию с выходом на орбиту около него значительно и составляет 7 лет. Вместе с тем, когда космический аппарат осуществляет перелет к Меркурию, используя солнечную электроракетную двигательную установку, электрическая мощность солнечной энергетической установки может увеличиваться из-за того, что космический аппарат приближается к Солнцу. Используя это свойство, был проанализирован прямой полет к Меркурию (полет без гравитационных маневров) с существенным сокращением времени экспедиции (до 3 лет). Проанализировано влияние электрической мощности солнечной энергетической установки на характеристики миссии.

Константинов М.С., Тейн М. 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.

В России продолжается работа над проектом “Интергелиозонд”. В этом проекте предполагается выведение космического аппарата (КА) на гелиоцентрическую орбиту с относительно низким перигелием и большим наклонением к плоскости эклиптики для исследования Солнца. В настоящей работе анализируется возможность использования электроракетной двигательной установки (ЭРДУ) в проекте “Интергелиозонд” и схема полета, не предполагающая использование гравитационных маневров. Анализируются оптимальные характеристики транспортной системы (удельный импульс и тяга ЭРДУ, мощность солнечной энергетической установки), как функции удельной массы солнечной электроракетной двигательной установки (СЭРДУ) и КПД ЭРДУ. Показано, что транспортная система на базе ракеты-носителя «Союз-2 1б», химического разгонного блока «Фрегат», ЭРДУ с удельным импульсом 3000с при удельной массе 20 кг/кВт и КПД 0.7 на рабочую гелиоцентрическую орбиту может вывести КА с массой полезной нагрузки почти 900 кг. При этом оптимальная мощность солнечной энергетической установки немного меньше 7.1 кВт, оптимальная тяга ЭРДУ 337 мН. Рассмотренный вариант схемы перелета можно рассматривать как возможную альтернативную схему при реализации проекта “Интергелиозонд”.

Константинов М.С., Тейн М. Оптимизация траектории выведения космического аппарата на систему гелиоцентрических орбит // Космические исследования, 2017, 55 (3), С. 214-223.

Анализируется возможность выведения космического аппарата (КА) на систему гелиоцентрических рабочих орбит. Предлагается использовать систему нескольких рабочих гелиоцентрических орбит. На каждой из орбит КА делает один или несколько витков относительно Солнца. Эти орбиты характеризуются относительно небольшим радиусом перигелия и относительно большим наклонением, позволяющим исследовать полярные области Солнца. Переход КА с одной орбиты на другую осуществляется с использованием пассивного гравитационного маневра у Венеры и не требует работы маршевой двигательной установки. Каждый маневр переводит КА на последовательность рабочих гелиоцентрических орбит. Проанализированы несколько систем рабочих гелиоцентрических орбит, на которые рассматриваемая транспортная система с электроракетной двигательной установкой (ЭРДУ) может вывести КА. Получена оценка массы КА, доставляемого на эти системы рабочих орбит.

Константинов М.С., Свотина В. Анализ целесообразности усложнения схем “Spitzer” для окончательного вывода космических аппаратов на геостационарную орбиту с помощью электрической тяги

В середине 90-х годов прошлого века Арнон Шпицер предложил схему полета, включающую эллиптическую синхронную экваториальную орбиту для выведения космического аппарата (КА) на геостационарную орбиту (ГСО). Преимущества такой схемы связаны с простотой управления КА при его переносе с эллиптической синхронной орбиты на ГСО. Основные преимущество схемы “Spitzer” – возможность наблюдения космических аппаратов с Земли с помощью ограниченного числа наземных станций по всей траектории полета КА с промежуточной орбиты на ГСО. Проанализированы некоторые схемы полета, которые сохраняют основное преимущество схемы “Spitzer”. Оптимизированы наклонение и эксцентриситет промежуточной синхронной орбиты. Проанализировано несколько вариантов управления углом рыскания. Проведен численный анализ космического транспортного комплекса на базе ракеты-носителя "Ангара-А5", химической разгонной ступени "КВТК" и электрической силовой установки в составе четырех подруливающих устройств СПД-140 с удельным импульсом 1700 сек.

Константинов М., Тейн М. Предварительная оптимизация сложного межпланетного маршрута полета космического корабля с электрическим двигателем

Рассматривается сложная межпланетная траектория полета космического аппарата с электрической тягой, использующего многократные гравитационные маневры. Разработанная методика основана на использовании решения вспомогательной задачи для КА с химической силовой установкой. Результаты решения этой вспомогательной задачи предложили использовать для определения рациональных траекторий полета КА с электрической силовой установкой и оптимизации этих траекторий полета. Вспомогательная задача анализируемого конкретного пути полета сформулирована как задача математического программирования. При решении этой задачи должно быть удовлетворено большое количество ограничений, связанных с равенством и неравенством. В качестве типичного примера рассматривается сложная траектория полета космического аппарата к Юпитеру. В качестве промежуточных планет рассматриваются Земля, Венера и Марс, на которых будут совершаться гравитационные маневры.

Константинов М.С., Нгуен Д.Н. Анализ баллистических возможностей парирования возмущений, связанных с временным нештатным выключением ЭРДУ // Solar System Research, 2016 50(7), С. 560-567.

Проанализирована баллистическая возможность парирования возмущений траектории межпланетного перелета космического аппарата с электроракетной двигательной установкой, связанных с временной невозможностью штатного использования электроракетной двигательной установки на участках гелиоцентрического перелета. Основной результат настоящего исследования – метод нахождения такой новой номинальной траектории выведения космического аппарата, при реализации которой допускается максимально большое время нештатного отключения электроракетной двигательной установки в любой точке траектории выведения. Численный анализ приведен для одной из возможных схем выведения космического аппарата для исследования Солнца на рабочую гелиоцентрическую орбиту.

Платов И.В., Симонов А.В., Константинов М.С. Выбор рационального варианта построения комбинированной двигательной установки и схемы полёта космического аппарата «Интергелио-Зонд» // Solar System Research, 2016 50(7), С. 581-586.

Статья посвящена особенностям разработки перспективного российского космического аппарата «Интергелио-Зонд», на котором в качестве маршевой используется, в зависимости от варианта компоновки, электроракетная или «химическая» двигательная установка. Научной целью проекта является исследование околосолнечного пространства с близких расстояний (60–70 радиусов Солнца). В статье приведено описание нескольких вариантов облика КА в зависимости от оснащаемой двигательной установки. Также указаны основные характеристики схемы полёта в зависимости от типа двигателя.