Электрические ракетные двигатели

ratman>>А почему вы не считаете топливо и ступень для вывода на ГТО и ГСО ? Это раза в 4-5 больше, чем масса спутника вместе с его топливом.

Старый>опять вы что-то не поняли. В обоих случаях вывод на ГПО производится обычном разгонным блоком,(а в проектах Руслан ММ и Диалог даже твердопливным), так что тут ЭРД никакого преимущества не даёт. Переход с ГПО на ГСО производится самим спутником с помощью бортового двигателя, в одном случае это ЭРД, в другом обычный ЖРД, запас топлива для которого составляет 50% стартовой массы спутника. Никаких ДОПОЛНИТЕЛЬНЫХ блоков, которые я якобы не учитываю, нет. Всё, что вы сможете сэкономить, применив ЭРД - это вот этот вес топлива, хотя часть экономии будет потрачена да дополнительные СБ, баллоны с ксеноном и т.п. А всё это стоит дороже гидразина.

Повторюсь: почему вы не учитываете массу разгонника ? Скорость в перигее ГПО где-то 10 км/с, а орбитальная 7.8. Например, Зенит выводит на LEO около 13т (Зенит 2), а на ГПО около 5 (Зенит3SL). При этом Зенит3SL стартует с экватора и весит на старте больше. И 2.5 еще хорошее соотношение. Разделите 2.5 на 50% топлива, которые вы упомянули и получите 5т на LEO за каждую тонну на ГСО.


Старый>Так что говоря о снижении стоимости в 3 раза, вам надо постараться объяснить, на чём , собственно, вы собрались столько наэкономить.

Уже постарался Все расчеты см. выше:

http://airbase.ru/cgi-bin/... и далее

Старый>>> идея "электрореактивного буксира" для геостационара существует с начала 70х гг прошлого века, практически с полёта SERT-2.

ratman>>Например в 78 в "Энергии" разрабатывали буксир "Геркулес" с ядерным реактором для вывода на ГСО 100-тонных (!) военных платформ ratman>>http://www.astronautix.com/stages/intaltug.htm

Старый>да так и не разработало!

Т.к. "Звездные войны" навернулись, все подписали соглашение о невыводе ядерных устройств и т.д. И слава богу.

ratman>>До сих пор восхищаюсь програмистами - каждая программа была <100 байт. Часть статических данных использовалась в качестве кода, а часть кода была самомодифицирующейся.

ratman>>Кстати, если это дело у кого-то есть, то я бы с удовольствием вспомнил молодость Заодно бы такой интерфейс к этому наваял ! Старый>Читал. летал. не сохранил.
Старый>но в принципе можно и без неё не хуже наваять, с нынешними-то возможностями! у меня друг этим увлекается.
Старый>А МК-64 до сих пор жива. а как тут улыбку ставить?

Тут сентиментальная ценность А улыбку - либо слева внизу весь набор, либо текстовый смайлик. : ), ; ), : D, и т.д.

Кстати, зайдите - не пожалеете :

ratman>>Давайте проведем мысленный эксперемент: на круговой орбите наклонением 45 гр., находясь на широте 20 гр., повернем вектор скорости горизонтально (в плоскость 20-й параллели). У нас получится круговая орбита с наклонением 20 гр. Так, постепенно, уменьшая наклонение, мы приведем орбиту к допустимым наклонениям.

ratman>>Точно так же, постепенно, по спирали, увеличивается высота орбиты. При этом орбита все время остается почти круговой.

Старый>Эти мысленные эксперименты уже давно проведены в формулах и без нас. Вы совершенно правы, такой разворот плоскости с точки зрения дельта V не оптимален, и очень неоптимален! Посчитайте на досуге потребное дельтаV и вы поймёте, что тогда даже года НЕПРЕРЫВНОЙ работы двигателю не хватит для перехода на стационар

С цифрами, пжалста

Что-то тут не так... Во-первых, не нужно сначала переходить на высокую круговую орбиту, а потом менять её плоскость. Есть методы поэффективней - менять, например, плоскость орбиты в апогее, где, как известно, скорость наименьшая - и время пребывания наибольшая.

Во-вторых, ЕМНИП, для ЭРД и тому подобных двигателей микротяги эффективнее не подбирать гомановские переходы, по полуэллипсам, а двигаться по спиралям.

Так что ЭРД вроде вполне подходят для вывода на ГСО

сайт где TLE:

это база данных Джонатана Макдауэлла. но будьте внимательны, они там рассортированы по номеру в каталоге NORAD
Опять вы про разгонник! Если вам угодно оснастить Зенит-SL вместо блока ДМ электрореактивным разгонником - ради бога! Изложите свой проект, мы обсудим и его, кстати, ниже я этой темы коснусь.
Однако счас мы говорим о конкретных проектах "Руслан-ММ" от Челомея и "Диалог" от Хруничева. Там предусмотрен вывод ракетами Стрела и Рокот на низкую орбиту наклонением соответственно 51 и 63 град. Потом перевод обычным , твердотопливным НЕЭЛЕКТРОРЕАКТИВНЫМ РАЗГОННЫМ БЛОКОМ на ВЫСОКОЭЛЛИПТИЧЕСКУЮ переходную орбиту, а затем перевод с ПЕРЕХОДНОЙ орбиты на геостационарную с помощью ЭРД. Кто всё ещё чего-то не понял перечитайте ещё раз проекты, хотя бы в "Новостях космонавтики" и решите окончательно прежде всего для себя: есть ли там высокоэллиптическая орбита, есть ли там разгонный блок который я то ли не учитываю, то ли его не надо учитывать. Возражений по существу рассмотреных проблем я не нашёл, так что вывод с этими проектами ясен: не полетят! Похоронены....
Выдвигаются возражения следующего характера: есть какие-то другие способы долететь до стационара, минуя импульс в апогее переходного эллипса. Таких способов миллион, но все они имеют одно свойство: потребная для них характеристическая скорость больше, чем в рассмотренном классическом случае. Во всех них прелполагается изменять наклонение орбиты не в плоскости экватора и на высоте меньшей, чем ГСО. Просто для того, чтоб вы поняли смысл того, что прелагаете, приведу вам следующий классический пример, взятый для крайнего случая.
Предположим, ваш спутник летит по низкой круговой орбите наклонением 89град, а вам нужно увеличить его до 90. Если вы сделаете это над экватором, то прийдётся повернуть вектор скорости на 1 градус. Правильно? Но если вы решите сделать это над 89-й параллелью, то вектор скорости вам прийдётся повернуть уже на 90 (девяносто!) градусов. Это трудно сразу воспринять, поэтому начертите схемку, где изобразите вид земли сверху, со стороны полюса. Нарисйте там 89-ю параллель и по касательной к ней вектор скорости спутника. А потом как он должен расположиться, чтобы пройти через полюс. На сколько его нужно повернуть? То-то же! И второе: чем ближе спутник к перигею, тем больше его скорость. Таким образом, чем дальше от апогея и от экватора вы собираетесь осуществлять изменение наклонения, тем больший по модулю вектор скорости и на больший угол вам прийдётся разворачивать. А это - увеличение времени работы ЭРУ. Таким образом вы получите то, от чего какраз стремились избавиться. А я ведь сразу предупреждал: не ищите обходных путей, их нет.
Всё меняется при запуске с экватора: там не надо крутить плоскость орбиты. Вывел Арианой-5 или Зенитом-SL тонн так 16 на низкую орбиту, включил ЭРД и погнал по спирали! Примерно 4 тонны ксенона израсходуется, но как минимм 10 тонн на геостационаре гарантированы. Почему же никто так не делает и даже всеръёз не предлагает? Может забыли спросить вашего совета? Всё дело в том, что тут или потребуются СБ в сотни киловатт, или всё это растянется на годы. Ничего не сделаешь: тяга ЭРД создаётся электричеством и никакого другого способа нет.
Кстати, насчёт ядерных реакторов. Разумеется нет никаких договоров или других международных ограничений, которые запрещали бы установку атомных реактров на космических аппаратах. Дело тут в том, что при современном уровне техники реактор не имеет существенных преимуществ перед солнечными батареями, зато геморою обеспечивает выше крыши. Имено по этому, а не из-за мифических договоров отказались от эксплуатации реакторов, в том числе и на спутниках УС-А. Вот и в нашем случае вес реакторной установки съел бы всю экономию в весе топлива, а по стоимости был бы гораздо дороже. Вобщем как ни крути, нужен лёгкий и мощный источник энергии, о чём я сразу же и предупредил в первом письме. Следите за прессой!
Так что дорогие товарищи, если есть какие сомнения по существу моего первоначального письма - спрашивайте. Всегда отвечу. Если есть другие предложения - излагайте, обсудим. Но в обозримом будущем на ЭРД всеръёз не рассчитывайте.

Старый> Всё меняется при запуске с экватора: там не надо крутить плоскость орбиты. Вывел Арианой-5 или Зенитом-SL тонн так 16 на низкую орбиту, включил ЭРД и погнал по спирали! Примерно 4 тонны ксенона израсходуется, но как минимм 10 тонн на геостационаре гарантированы. Почему же никто так не делает и даже всеръёз не предлагает? Может забыли спросить вашего совета? Всё дело в том, что тут или потребуются СБ в сотни киловатт, или всё это растянется на годы. Ничего не сделаешь: тяга ЭРД создаётся электричеством и никакого другого способа нет.

Вы открыли мне глаза Никаких сотен киловатт не нужно. Срок вывода - 6 мес. Я так понимаю, что назад по ссылке вы не ходили...
Значит сделаем copy/paste...

А насчет дельта V при постепенном развороте плоскости орбиты - я вот вернусь и таки напишу считалку... Вот тогда с цифрами и поговорим. Кстати, вы так уверенно говорите - а можно с цифрами ? ....

---

>ratman 1. Расчет для 2т:

ratman>>6 месяцев

CaRRibeaN>Гы-гы, и как это у вас получилось? Я напутал с питанием, а вот если добираться на ГСо с LEO у меня получилось 4+ лет.

двигатели - 8 СПД-100
уи = 2500 с
масса (без топлива) = 2 т
масса топлива (Xe) = 400 кг
потребляемая мощность = 9.8 кВт

тяга = 8*0.083 = 0.664 Н
расход топлива = F/V = 2.7*10-5 кг/с
время = 171 день
приращение ХС (dV)
приближенно: dV = F*t/(средняя масса) = (0.664*1.48*10+7)/2200 = 4467 м/с
более точно: dV = U*ln(m0/m1) = 4471 м/с

А, если не секрет, как у вас 4 года получилось ? (гы-гы)

---

2. Расчет для тяжелой платформы

ratman>>Во-первых, как это ни дико звучит, давайте-ка снизим уи до 1500. Проиграем по массе, зато снизим энергопотребление до разумных 20 кВт. Тогда за 6 месяцев мы, потратив 2.7т топлива (врядли это будет ксенон), мы дотащим до ГСО около 8т груза. При этом на LEO нам нужно всего 11т

CaRRibeaN>По-подробнее плиз, с резвесовочками и тягами, вам нужно пробить ХС 4.47 км/с, с LEO на ГСО. Чем хороши ЭРД - они легко считаються из первых принципов (Уи, затраты на ионизацию, и , скажем к.п.д. 80%)

Расчет делается для уже существующих движков, поэтому топливо - Хе (о ксеноне - ниже).
Выбран режим двигателя при котором (для одного двигателя):

КПД = 83% (как у СПД-100)
уи = 1500 с
тяга = 200 мН
расход топлива = F/V = 1.36*10-5 кг/с
потребляемая мощность = Е/КПД = 1772 Вт

(все значения - в пределах заявленых в справочнике; по энергии все сходится)
Итого:

двигатели - 12 СПД-140
уи = 1500 с
масса (без топлива) = 8 т
масса топлива (Хе) = 3 т
потребляемая мощность = 21.3 кВт

тяга = 2.4 Н
расход топлива = 1.6*10-4 кг/с
время = 217 дней
приращение ХС (dV)
dV = U*ln(m0/m1) = 4686 м/с

Я бы, конечно, поставил еще батарей, но увы: обещал 20 кВт... Пацан сказал - пацан сделал

---

Старый>сайт где TLE:

Missing File Notice

// hea-www.harvard.edu

 

Старый>это база данных Джонатана Макдауэлла. но будьте внимательны, они там рассортированы по номеру в каталоге NORAD

спасибо

> Предположим, ваш спутник летит по низкой круговой орбите наклонением 89град, а вам нужно увеличить его до 90. Если вы сделаете это над экватором, то прийдётся повернуть вектор скорости на 1 градус. Правильно? Но если вы решите сделать это над 89-й параллелью, то вектор скорости вам прийдётся повернуть уже на 90 (девяносто!) градусов. Это трудно сразу воспринять

Автору трудно, наверное, будет воспринять, что он толкует о разных орбитах. Та орбита, на которой окажется спутник при повороте на 1 градус на экваторе, и та, на которой он окажется при повороте на 90 градусов над 89-й параллелью - это, как говорят, две большие разницы, или четыре маленькие . Конечно, если наплевать, как плоскость орбиты ориентирована относительно звёзд, и интересует только относительно Земли, которая внутри орбиты вращается, тогда этот вариант может пройти.

> Таким образом, чем дальше от апогея и от экватора вы собираетесь осуществлять изменение наклонения, тем больший по модулю вектор скорости и на больший угол вам прийдётся разворачивать. А это - увеличение времени работы ЭРУ. Таким образом вы получите то, от чего какраз стремились избавиться. А я ведь сразу предупреждал: не ищите обходных путей, их нет.

Хм, когда я последний раз проверял, то апогей на экваторе означает и перигей там же . Дальше, автор (опять ошибочно) предполагает, что угол между двумя плоскостями зависит от места его измерения . Видимо, поэтому он не может найти обходные пути там, где они, как ни странно, есть.

> Возражений по существу рассмотреных проблем я не нашёл, так что вывод с этими проектами ясен: не полетят! Похоронены...

> Выдвигаются возражения следующего характера: есть какие-то другие способы долететь до стационара, минуя импульс в апогее переходного эллипса. Таких способов миллион, но все они имеют одно свойство: потребная для них характеристическая скорость больше, чем в рассмотренном классическом случае.

И снова неправильно. Существует, например, метод лететь на ГСО через Луну - более энергетически экономичный, чем вышеописанный (с поворотом плоскости в апогее на высоте ГСО), но гораздо менее простой (из-за чего его и не применяют).

> Возражений по существу рассмотреных проблем я не нашёл, так что вывод с этими проектами ясен: не полетят! Похоронены...

Уважаемый, Вы или не понимаете сути вопроса, или плохо в нём разбираетесь. При таком подходе, как у Вас, Вы просмотрите слишком большое множество возможных - и эффективных решений. Если у Вас не получается получить требуемый результат, дайте другим .

Я бы с удовольствием послушал мнение К. Горника по этому вопросу.

ratman> двигатели - 8 СПД-100
ratman> уи = 2500 с
ratman> масса (без топлива) = 2 т
ratman> масса топлива (Xe) = 400 кг
ratman> потребляемая мощность = 9.8 кВт

ratman> тяга = 8*0.083 = 0.664 Н
ratman> расход топлива = F/V = 2.7*10-5 кг/с
ratman> время = 171 день
ratman> приращение ХС (dV)
ratman> приближенно: dV = F*t/(средняя масса) = (0.664*1.48*10+7)/2200 = 4467 м/с
ratman> более точно: dV = U*ln(m0/m1) = 4471 м/с

всё правильно. погорячился в два раза, не годы, а полугодия Суть такая: действительно, если лететь прямо с низкой экваториальной орбиты на ГСО, то например Ариан-44L сможет вывести в одном запуске не одну, а три платформы типа FS-1300. Стоимось запуска снижается почти в три раза. Общая стоимость спутника включающая изготовление, выведение, страховку, снизится примерно на 20%. Осталось узнать, как изменится стоимость самого спутника? Я честно говоря, не знаю, будет ли полтонны ксенона дороже, чем три тонны гидразина, и если да, то во сколько раз.
Рассмотренный вами пример какраз соответствует платформе FS-1300 в варианте для Интелсата-900. Но мощность у неё 8.5 кВт, так что гдето пару киловатт прийдётся добавить. Я понятия не имею, и очень хотел бы узнать, каков вес, стоимость и к.п.д. десятикиловатного преобразователя тока. Очень хотелось бы узнать, в каком виде хранится на борту ксенон, под каким далением и с какой плотностью, не будут ли баки больше и тяжелее, чем для трёх тонн гидразина. Стыдно признаться, но очень хотел бы узнать, каковы сейчас удельная масса, удельная стоимость и удельная мощность арсенидгаллиевых солнечных батарей. (если кто знает - скажите) Только не тех, рекордных, что на DS-1, а серийных, которые ставят на геостационарные платформы. Ну и естественно стоимость самих ЭРД. Если всё это в электрореактивном варианте увеличит стоимость спутника примерно на треть, то уже перекроет экономию в стоимости выведения. А потерянные полгода будут висеть тяжёлым минусом.
Есть ещё один непринципиальный, но малоприятный нюанс. При раскрутке с низкой экваториальной орбиты первые пару-тройку месяцев спутник на каждом витке будет входить в тень Земли. Двигатели прийдётся выключать. Понятия не имею, сколько времени нужно на включение/выключение ЭРД. Если более получаса, то вся идея рушится в корне: двигатель не успеет как следует включится. И нет ли у них ограничения по количеству включений? Если они включаются мгновенно, то всё равно время пребывания в тени нужно приплюсовать к общему времени на выведение, а это гдето месяц-два. Так что получится не 170, а 210 суток.
Так или иначе, но ни один мировой заказчик и производитель спутников не предлагают лететь на стационар с помощью ЭРД.
Даже с экватора, а вы тут с наших широт... Про себя вы конечно подумаете, что производители все вредители, им надо побольше ракет - носителей продать, вот они и саботируют , ну а заказчики-то чего тупят?
Когда наши изобретатели от Хруничева и Челомея предлагали свои проекты, над ними довлела сверхазадача: нужно было найти хоть какое-нибудь применение доставшимся им дармовым ракетам Стрела и Рокот. Единственное комерческое применеие - геостационарные спутники связи. Но по-нормальному на геостационар они ничего не выведут, вот и ухватились за ЭРД. Как это будет реализовано на практике - никто и не думал.
А тут вроде появились заказы, вроде даже деньги пошли, за деньги надо отчитываться, а как? Оно же не полетит! По непроверенным секретным данным уже найдена палочка-выручалочка.
Диалоги будут запускать Протоном по обычной схеме прямо на геостационар по четыре штуки за раз. А уж там ЭРД развернутся в своей стихии - медленные коррекции наклонения и периода. Готово уже и оправдание: твердотопливного разгонного блока-то нету! Покупать за границей или специально разрабатывать - дорого, опыта нет. Дешевле Протоном.
Но вы, сторонники ЭРД, всё-таки пошлите письмишко с предложением: дозаправить Русланы ксеноном до 600 кг и жахнуть Зенитом-SL двадцать штук за раз, а там своим ходом на геостационар! Один Зенит ведь дешевле, чем 5 Протонов или 20 Рокотов. Вы напишите. Может вам благодарность пришлют. Или пошлют...

Старый>всё правильно. погорячился в два раза, не годы, а полугодия Погорячились вы, действительно, неслабо. И не полугодиЯ, а полугодиЕ. И не в два раза, а побольше (см. ниже)

Старый> Вывел Арианой-5 или Зенитом-SL тонн так 16 на низкую орбиту, включил ЭРД и погнал по спирали! Примерно 4 тонны ксенона израсходуется, но как минимм 10 тонн на геостационаре гарантированы. Почему же никто так не делает и даже всеръёз не предлагает? Может забыли спросить вашего совета? Всё дело в том, что тут или потребуются СБ в сотни киловатт, или всё это растянется на годы.

Для 10т пн: 20 кВт, 5т рв и 7 месяцев. Почувствуйте разницу #1
Старый>Так что говоря о снижении стоимости в 3 раза, вам надо постараться объяснить, на чём , собственно, вы собрались столько наэкономить.

#2
Старый> Суть такая: действительно, если лететь прямо с низкой экваториальной орбиты на ГСО, то например Ариан-44L сможет вывести в одном запуске не одну, а три платформы типа FS-1300. Стоимось запуска снижается почти в три раза.

Ну вот вы сам себе и ответили...


Старый> Общая стоимость спутника включающая изготовление, выведение, страховку, снизится примерно на 20%.

??? С цифрами, пжалста. Подозреваю, что вы опять горячитесь Старый> Осталось узнать, как изменится стоимость самого спутника? Я честно говоря, не знаю, будет ли полтонны ксенона дороже, чем три тонны гидразина, и если да, то во сколько раз.

Невнимательно читаете топик. Полтонны ксенона сейчас стоят 800тыс. Как уже было замечено, если выростет потребность, то цены в конце концов снизятся. Тем более, что добывают его из воздуха.

Старый> Рассмотренный вами пример какраз соответствует платформе FS-1300 в варианте для Интелсата-900. Но мощность у неё 8.5 кВт, так что гдето пару киловатт прийдётся добавить. Я понятия не имею, и очень хотел бы узнать, каков вес, стоимость и к.п.д. десятикиловатного преобразователя тока.

Ничего не обязательно добавлять. Оставьте 8.5 кВт - пусть пилит 4 мес. Даже платформу менять не нужно - присобачить движки, баки (потом отстрелить) и перепрограмировать комп.

Старый> Очень хотелось бы узнать, в каком виде хранится на борту ксенон, под каким далением и с какой плотностью, не будут ли баки больше и тяжелее, чем для трёх тонн гидразина

Будут. Но это не ко мне. Если кто-то знает - интересно было бы послушать. Imho, все равно намного лучше получится. Под 100атм полтонны - это кубометр.

Старый> Стыдно признаться, но очень хотел бы узнать, каковы сейчас удельная масса, удельная стоимость и удельная мощность арсенидгаллиевых солнечных батарей. (если кто знает - скажите)

Сам интересуюсь

Старый> Ну и естественно стоимость самих ЭРД.
Да уж поменьше, чем стоимость третьей ступени...

Старый> Есть ещё один непринципиальный, но малоприятный нюанс. При раскрутке с низкой экваториальной орбиты первые пару-тройку месяцев спутник на каждом витке будет входить в тень Земли. Двигатели прийдётся выключать. ... Если они включаются мгновенно, то всё равно время пребывания в тени нужно приплюсовать к общему времени на выведение, а это гдето месяц-два. Так что получится не 170, а 210 суток.

Блин, читайте внимательно - все учтено выше.

Старый> Понятия не имею, сколько времени нужно на включение/выключение ЭРД. Если более получаса, то вся идея рушится в корне: двигатель не успеет как следует включится. И нет ли у них ограничения по количеству включений?

Шутить изволите. Ну откуда там может быть полчаса ? Мне просто интересен ход вашей мысли... Старый> Эх, давно я вроде ничего не предполагал ошибочно...
Лиха беда начало Старый> Таким образом, дорогие сторонники ЭРД, совершить перелёт на геостационарную орбиту с помощью ЭРД при современном уровне техники невозможно. Маленькие медленные коррекции - вот их удел.

Вы по-прежнему так считаете ?

Старый> Так или иначе, но ни один мировой заказчик и производитель спутников не предлагают лететь на стационар с помощью ЭРД.

Кстати, бы мне напомнили... Прелесть ЭРД еще и в том, что на них можно не только долететь до ГСО или до Луны, но и вернуться обратно без особых проблем. С ЖРД это на порядок сложнее. Уж больно много топлива нужно. И включать их сложно.

ratman>Невнимательно читаете топик. Полтонны ксенона сейчас стоят 800тыс.

Мда, а тонна гидрозина - 10 тысяч баксов. Т.е. в 27 раз дороже. Однако на фоне цены того же РБ - порядка 10-15 МИЛЛИОНОВ $. Цена топлива не существенна.

Старый> Стыдно признаться, но очень хотел бы узнать, каковы сейчас удельная масса, удельная стоимость и удельная мощность арсенидгаллиевых солнечных батарей. (если кто знает - скажите)

ratman>Сам интересуюсь

Значиться так. Я давно не интересовался, но в свое время 9,5 киловаттная система энергопитания для 601HP (с преобразователями) весила порядка 370 кг и стоила порядка миллионов долларов.

Стоит полотно баттареи - порядка 270 долларов за квадратный децеметр, или 27 тысяч за метр квадратный, ну пусть с механикой - 30 тысяч за метр квадратный. Кпд GaAs - 25%, или 340 Вт на метр квадратный. Весит этот квадратик - не знаю сколько но пусть допустим полотно в 601 весит 330 кг или 34,7 кг/Квт (я вот только абсолютно не помню с баттареями указанно или нет, полный вес, подореваю что так и есть, не может квадратный метр толщиной 110 мкм весить 11 кг). Реальный показатель где-то судя по всему раза в три выше или 100 вт/кг.

Таким образом, экстраполируя, система энергопитания мощностью 10 Квт будет стоить приблизительно 1 мегабакс, весить - 390 кг.

В свою очередь имею что сказать по комбинированной системе электропитания Руслана-ММ, 2 крыла по 9 панелей, с преобразователями и акумуляторами весят "меньше 150 кг" как мне сказали на Максе. Обеспечивают мощность - 5 Квт. Так что судя по всему приведенные показатели - правильны по сути.

Хотя есть еще один метод - спросить Алекса пугачева сколько может весить никель-гидритный акумулятор такой-то энергоемностью и сколько он стоит.

>Я понятия не имею, и очень хотел бы узнать, каков вес, стоимость и к.п.д. десятикиловатного преобразователя тока.

Вес - ~15 кг, кпд 95-97%, стоимость - не знаю ,банальный транс такого калибра стоит баксов 200. Поскольку космос - наверное тысяч 10-20 долларов >А тут вроде появились заказы, вроде даже деньги пошли, за деньги надо отчитываться, а как? Оно же не полетит!

С чего вы взяли-то? Откуда приплюсовали ТТ разгонник, если Интерспутник говорит о выведении Рокотом + Бриз-КМ. Возможно собака порылась в том, что НПОмаш не хотят пускать на Стрелу Бриз?

Кстати, кто-нибудь знает методы численного расчета оптимальных траекторий перехода для двигателей непрерывного действия ? Что-то мне не верится, что оптимальная программа кусочно-линейная...

То есть оптимальные по дельта V понятно какие (гомановские), но они могут оказаться очень долгими по времени. А вот как считать оптимальные по времени ? Или по функции от времени и дельта V ? Или по произвольному функционалу от орбиты (например для минимизации времени в радиационных поясах) ?

ratman>Ничего не обязательно добавлять. Оставьте 8.5 кВт - пусть пилит 4 мес. Даже платформу менять не нужно - присобачить движки, баки (потом отстрелить) и перепрограмировать комп.

Как это 4 мес? Вы же выше посчитали: 170 дней, т.е. скорее полгода. Это с мощностью 9.8 кВт. Если мы оставим 8.5, то сможем подавать на двигатели гдето 7.5 т.е. на четверть меньше. Это пропорционально уменьшит тягу и увеличит время тоже на четверть, то есть до 215 сут. Это скорее уже 7 меес. Ну и не забывайте накинуть пару месяцев на тень, это уже плучается ближе к двум полугодиям .

ratman>>Ничего не обязательно добавлять. Оставьте 8.5 кВт - пусть пилит 4 мес. Даже платформу менять не нужно - присобачить движки, баки (потом отстрелить) и перепрограмировать комп.

Старый>Как это 4 мес? Вы же выше посчитали: 170 дней, т.е. скорее полгода. Это с мощностью 9.8 кВт. Если мы оставим 8.5, то сможем подавать на двигатели гдето 7.5 т.е. на четверть меньше. Это пропорционально уменьшит тягу и увеличит время тоже на четверть, то есть до 215 сут. Это скорее уже 7 меес. Ну и не забывайте накинуть пару месяцев на тень, это уже плучается ближе к двум полугодиям . Старый, вы начнете читать внимательно или нет ? 170 дней 2т на уи 2500, 9.8 кВт - это тот старый пост, который вы не удосужились прочитать

153 дня 4т на уи 1000, 7.5 кВт, с экватора - это то, что насчитал компутер, с учетом тени (третий раз повторяю - я ее учитываю)

а также

110 дней 3т на уи 1000, 20кВт, с 60й параллели - с учетом разворота орбиты и тени

Вообще, все это можно как угодно умножать и делить в зависимости от потребностей (в отличие от ЖРД). Движков можно поставить любое кол-во, баков добавить, уи поменять - все это без переделок платформы или носителя.