Петухов Вячеслав Георгиевич
доктор технических наук, член-корреспондент РАН, профессор департамента механики и процессов управления
Достоверность результатов.
1977-1983
Окончил Московский ордена Ленина и ордена Октябрьской революции Авиационный институт имени Серго Орджоникидзе (ныне — Московский авиационный институт, МАИ), факультет «Летательные аппараты», специальность – «Летательные аппараты».
1983-1996
Инженер, младший научный сотрудник, аспирант, научный сотрудник МАИ.
1996
Защитил диссертацию на тему «Оптимизация траекторий и эволюция движения космических аппаратов с двигательными установками малой тяги» на соискание ученой степени кандидата технических наук по специальности «Динамика, баллистика, управление движением летательных аппаратов».
1996-2008
Ведущий научный сотрудник, начальник сектора, заместитель начальника отдела в Государственном космическом научном-производственном центре имени М.В. Хруничева.
2008-н.в.
Начальник отдела, с 2020 г. - первый заместитель директора по науке Научно-исследовательского института прикладной механики и электродинамики МАИ.
2013
Защитил диссертацию на тему «Оптимизация траекторий космических аппаратов с электроракетными двигательными установками методом продолжения» на соискание ученой степени доктора технических наук по специальности «Динамика, баллистика, управление движением летательных аппаратов».
2015
В составе коллектива награжден Премией правительства Российской Федерации в области науки и техники за разработку и внедрение в промышленное производство унифицированной высокоэнергетической космической платформы «Экспресс-2000» и создание на ее базе современных, конкурентоспособных космических аппаратов связи и телекоммуникаций.
2016
Член-корреспондент Российской академии наук по отделению энергетики, машиностроения, механики и процессов управления.
2018-н.в.
Профессор департамента механики и процессов управления инженерной академии Российского университета дружбы народов (РУДН).
Преподавание
Автор курсов лекций:
- «Механика космического полета»;
- «Проектно-баллистический анализ космических аппаратов».
Научные интересы
- Механика космического полета
- Оптимальное управление
- Численные методы
- Асимптотические методы
- Механика космического полета с малой тягой
Научные разработки
- Разработал математические модели движения космических аппаратов с электроракетными двигательными установками с оптимальным управлением.
- Разработал комплекс методов продолжения для решения задач оптимизации межпланетных и межорбитальных траекторий космических аппаратов с электроракетными двигательными установками.
- Провел анализ свойств многовитковых оптимальных траекторий и разработал устойчивый, близкий к оптимальному метод управления космических аппаратов с электроракетными двигательными установками с обратной связью.
- Разработал метод оптимизации комбинированных схем выведения космических аппаратов с электроракетными двигательными установками на рабочие орбиты.
- Разработал метод расчета квазиоптимальных траекторий перелета космических аппаратов с электроракетными двигательными установками к Луне и точкам либрации.
- Разработал эффективные методы совместной оптимизации траектории и основных проектных параметров космических аппаратов с электроракетными двигательными установками.
- Разработал в соавторстве способ бесконтактной транспортировки космических объектов (патент). Изобретение относится к методам управления движением пассивных космических объектов (КО) с помощью активных космических аппаратов, включающих в свой состав двигательную установку с ракетными двигателями малой тяги, в качестве которых могут использоваться электрические ракетные двигатели.
- Разработал в соавторстве способ выведения космического аппарата на геостанционарную орбиту с использованием двигателей малой тяги (патент). Этот способ позволяет выводить на геостационарную орбиту космические аппараты повышенной массы с минимальными требованиями к системе управления движением космическим аппаратом.
- Разработал серию программ для расчета и оптимизации траекторий космических аппаратов с электроракетными двигательными установками.
The optimal trajectories of the spacecraft (SC) with electric propulsion system (EPS) to the near-earth asteroids are considered. Typically, within frame of the problem, the final SC mass is maximized or the active propellant mass is minimized using appropriate choosing of EPS thrust steering program and free trajectory parameters (launch date, magnitude and direction of departure velocity, etc.). Practically, however, more important is the problem of SC useful mass (i.e. mass of the payload and onboard service systems providing the payload operations) maximization. Last problem coincides with the problem of minimization of the total mass of EPS with the propellant storage system and the part of power supply system mass using for EPS operating. Maximum principle is used to derive necessary optimality conditions of thrust vector direction, EPS operation cycles, initial EPS thrust, EPS specific impulse, and free trajectory parameters. The boundary value problem of the maximum principle is solved using smoothing of discontinuous functions and homotopic approach to reduce the boundary value problem to the initial value problem. Both direct and round-trip trajectories are considered. The samples of the optimal trajectories to the near-earth asteroid 2003 GA are presented.
Петухов В.Г., Абгарян В.К. Иванюхин А.В. Оптимизация перелетов космических аппаратов с солнечными электроракетными двигательными установками к околоземным астероидам (2018) AIP Conference Proceedings, 2046, статья № 020073
Рассматриваются оптимальные траектории космических аппаратов (КА) с электроракетными двигательными установками (ЭРДУ) к околоземным астероидам. Обычно, в контексте рассматриваемой задачи, максимизируется конечная масса КА или минимизируется масса рабочего топлива с помощью выбора программы управления вектором тяги ЭРДУ и свободных траекторных параметров (дата старта, величина и направление отлетной скорости и т.д.).
На практике, однако, более важна задача максимизации полезной массы КА, т.е. массы полезной нагрузки и бортовых служебных систем, обеспечивающих ее функционирование. Последняя задача связана с проблемой минимизации общей массы ЭРДУ с системой хранения рабочего тела и частью системы электропитания, используемой только для обслуживания ЭРДУ. Для вывода необходимых условий оптимальности программы ориентации вектора тяги, циклограммы работы ЭРДУ, начальной тяги и удельного импульса ЭРДУ, а также свободных траекторных параметров используется принцип максимума. Краевая задача принципа максимума решается с использованием сглаживания разрывных функция и гомотопического подхода для редукции этой краевой задачи к задаче Коши.
Рассматриваются прямые и замкнутые перелеты. Представлены оптимальные траектории к околоземному астероиду 2003 GA.
The fixed-time heliocentric trajectory optimization problem is considered for planar solar sail with minimum area. Necessary optimality conditions are derived, a numerical method for solving the problem is developed, and numerical examples of optimal trajectories to Mars, Venus and Mercury are presented. The dependences of the minimum area of the solar sail from the date of departure from the Earth, the time of flight and the departing hyperbolic excess of velocity are analyzed. In particular, for the rendezvous problem (approaching a target planet with zero relative velocity) with zero departing hyperbolic excess of velocity for a flight duration of 1200 days it was found that the minimum area-to-mass ratio should be about 12 m2/kg for trajectory to Venus, 23.5 m<sup>2</sup>/kg for the trajectory to Mercury and 25 m2/kg for trajectory to Mars.
Петухов В.Г. Оптимальные гелиоцентрические траектории солнечного паруса минимальной площади (2018) AIP Conference Proceedings, 1959, статья № 040013
Рассматривается задача оптимизации гелиоцентрических траекторий плоского солнечного паруса минимальной площади с фиксированным временем перелета. Выводятся необходимые условия оптимальности, разрабатывается численный метод решения задачи и приводятся численные примеры оптимальных траекторий к Марсу, Венере и Меркурию. Проводится анализ зависимости минимальной площади солнечного паруса от даты отлета от Земли, времени перелета и отлетного гиперболического избытка скорости. В частности, для задачи сопровождения (сближения с планетой-целью с нулевой относительной скоростью) с нулевым отлетным гиперболическим избытком скорости и временем перелета 1200 суток было найдено, что минимальное отношение площади к массе должно быть около 12 м<sup>2</sup>/кг для траекторий к Венере, 23.5 м<sup>2</sup>/кг для траекторий к Меркурию и 25 м<sup>2</sup>/кг для траекторий к Марсу.
The problem of joint optimization of the trajectory of a spacecraft with an electric propulsion system and for the main parameters of electric propulsion and power supply systems is considered. It is well known that for every space transportation operation there is an optimal value of specific impulse of electric propulsion corresponding to the minimum total mass of the system, the power supply system ensuring electric propulsion operation, and the propellant. It is easy to show that there is also an optimal value of electric power of an electric propulsion system, associated with the growth of the required characteristic velocity with the thrust decrease. Optimal specific impulse and electric power can be found only by joint optimization of the trajectory and design parameters of electric propulsion. A simple spacecraft mass budget model and the maximum principle are used for optimization. The necessary optimality conditions for the specific impulse and electric power of electric propulsion system are derived. Numerical examples of the joint optimization of interplanetary trajectory, electric power and specific impulse of electric propulsion systems are presented.
Петухов В.Г., Вук В.С. Совместная оптимизация траектории и основных параметров электроракетной двигательной установки (2017) Procedia Engineering, 185, С. 312-318
Рассматривается задача совместной оптимизации траектории космического аппарата с электроракетной двигательной установкой и основных параметров электроракетной двигательной установки и системы электропитания. Хорошо известно, что для каждой космической транспортной операции существует оптимальное значение удельного импульса электроракетного двигателя, соответствующее минимуму суммарной массы электроракетной двигательной установки, системы электропитания, обеспечивающей работу электроракетной двигательной установки и топлива. Легко показать, что существует также оптимальное значение электрической мощности электроракетной двигательной установки, связанное с ростом характеристической скорости при уменьшении тяги.
Оптимальные значения удельного импульса и электрической мощности могут быть определены только в результате совместной оптимизации траектории и проектных параметров электроракетной двигательной установки. Для оптимизации используется простая массовая модель космического аппарата. Выводятся необходимые условия оптимальности для удельного импульса и электрической мощности электроракетной двигательной установки и межпланетной траектории, электрической мощности и удельного импульса электроракетной двигательной установки.
The problem of the simultaneous optimization of the low-Thrust trajectory of the spacecraft, the main design parameters of its electric propulsion system and power supply system is considered. The optimization criterion is the spacecraft useful mass. The thrust vector orientation program, the thrust switch on/off moments, and trajectory parameters (the launch date, the departure hyperbolic excess velocity direction and value) are being optimized. Alongside with the control program and the trajectory parameters, the main parameters of the electric propulsion system (maximum power consumption, specific impulse) and the power supply system (initial electric power at the heliocentric distance of 1 AU) are being optimized. The necessary optimality conditions, the main methodical ideas, and the numerical examples of optimal low-thrust Earth-Mars missions are presented.
Петухов В.Г., Вук В.С., Константинов М.С. Одновременная оптимизация траектории с малой тягой и основных проектных параметров космического аппарата (2017) Advances in the Astronautical Sciences, 161, С. 639-653
Рассматривается задача одновременной оптимизации траектории с малой тягой, основных проектных параметров электроракетной двигательной установки и системы электропитания космического аппарата.
Критерий оптимизации — полезная масса космического аппарата. Оптимизируются программа управления ориентацией вектора тяги, моменты включения и выключения тяги и траекторные параметры (дата старта, вектор отлетного гиперболического избытка скорости). Вместе с программой управления и траекторными параметрами оптимизируются основные параметры электроракетной двигательной установки (максимальная потребляемая мощность, удельный импульс) и основные параметры системы электропитания (начальная электрическая мощность на гелиоцентрическом удалении 1 а.е.). Представлены необходимые условия оптимальности, основные методические идеи и численные примеры оптимальных миссий к Марсу с малой тягой.
To provide long-term operation of spacecraft (SC) in low-orbit, it is necessary to correct its motion periodically in order to compensate for the SC aerodynamic drag. Duration of such SC orbital life is limited by the store of propellant of the corrective propulsion system and its lifetime. Therefore, application of electric propulsion (EP) with high specific impulse and long lifetime provides longer operating life comparing to the traditional application of liquid-propellant engines for such tasks. Ion thrusters with electrodeless inductive radio-frequency discharge with relatively low power (from 300 to 1000 W) developed by RIAME MAI have performance that make them competitive in the market.
Богатый А.В., Петухов В.Г. Попов Г.А., Хартов С.А. Применение высокочастотного ионного двигателя для управления движением КА (2017) Advances in the Astronautical Sciences, 161, С. 979-988
Для обеспечения длительного существования низкоорбитального космического аппарата (КА) необходимо периодически корректировать его движение с целью компенсации аэродинамического сопротивления. Время орбитального существования такого КА ограничено запасом топлива корректирующей двигательной установки и ее ресурсом. Поэтому применение электроракетных двигателей (ЭРД) с высоким удельным импульсом и большим ресурсом обеспечивает большую продолжительность существования по сравнению с использованием для этих задач традиционных жидкостных ракетных двигателей. Разработанные в НИИ ПМЭ МАИ ионные двигатели с безэлектродным индуктивным радиочастотным разрядом с относительно малой мощностью (от 300 до 1000 Вт) имеют характеристики, которые делают их конкурентоспособными на этом рынке.
The problem of optimizing the interplanetary trajectories of a spacecraft (SC) with a solar electric propulsion system (SEPS) is examined. The problem of investigating the permissible power minimum of the solar electric propulsion power plant required for a successful flight is studied. Permissible ranges of thrust and exhaust velocity are analyzed for the given range of flight time and final mass of the spacecraft. The optimization is performed according to Portnyagin’s maximum principle, and the continuation method is used for reducing the boundary problem of maximal principle to the Cauchy problem and to study the solution/ parameters dependence. Such a combination results in the robust algorithm that reduces the problem of trajectory optimization to the numerical integration of differential equations by the continuation method.
Иванюхин А.В., Петухов В.Г. Оптимизация межпланетных траекторий космического аппарата с солнечной электроракетной установкой минимальной мощности (2016) Solar System Research, 50 (7), С. 552-559
Рассматривается задача оптимизации межпланетных траекторий космического аппарата (КА) с солнечной электроракетной двигательной установкой (СЭРДУ). Исследуется проблема определения минимально допустимой электрической мощности системы электропитаня СЭРДУ для реализации перелета. Анализируются допустимые диапазоны изменения тяги и скорости истечения для заданного диапазона длительности перелета и ограничения на конечную массу КА. Оптимизация выполняется с использованием принципа максимума Понтрягина, а для редукции краевой задачи принципа максимума к задаче Коши и исследования зависимости решения от параметров применяется метод продолжения. Такая комбинация приводит к устойчивому алгоритму, сводящему задачу оптимизации траектории к численному интегрированию дифференциальных уравнений метода продолжения.