CubeSat — стандарт микроспутников

Fakir> Ни в коем случае. Резко упадёт эффективность движка. Даже замена ксенона на криптон роняет характеристики где-то на 10-15%.
С чего это вдруг? Первый раз слышу.

Хотя бы из-за цены иона.

avmich

Вот интересно, сколько СПД-35 стоит...

 

Я с эспэдэшниками давно не общался, но маячит у меня в голове цифирь порядка 50 килобаксов (без гарантий). Правда, относится она скорее к СПД-50 или СПД-100.

Факир, идея в том, чтобы сделать как можно дешевле. Так-то можно и суперисточник энергии присобачить, и супердвижок заточить...

 

Так я про "супер" и не говорю (хотя можно бы в принципе, например, склепать небольшой СПД 2-го поколения, типа АТОН). Я говорю о возможном удешевлении и облегчении движка за счёт уменьшения его ресурса (нужен же всего месяц-два, а то и меньше), м.б. за счёт использования другой керамики канала. Кстати, предварительное профилирование канала СПД может повысить его характеристики - на стендах, насколько мне известно, это новшество еще не обкатывалось, но теоретические результаты есть.

Если лететь по раскручивающейся спирали, то можно долететь быстрее, но топлива требуется больше.

 

Тут лучше взять специальную литературу и выбрать конкретную оптимальную траекторию и оптимальный режим ориентации тяги. Если хочешь, загляни как-нибудь через недельку, я отрою свою "Динамику космического полёта с малой тягой", ксеры Штулингера, ну, может еще что найдётся.

pokos>Вся эта статья написана в двух важных предпосылках:
pokos>1. Рассматриваются только круговые орбиты.
pokos>2. Вектор тяги постоянен и направлен вдоль траектории.
pokos>Нас никто не заставляет следовать этим очевидным догмам, поэтому наши орбиты будут гораздо эффективнее.

Смотря что понимать по словом "гораздо"... Процентов на 10-15 по времени и 5-10 по "дельте" ХС. См. Левантовского, например, как догмата

avmich>Если лететь по раскручивающейся спирали, то можно долететь быстрее, но топлива требуется больше. Поэтому и считал расход для гомановской траектории (её на самом деле мне на пальцах считать проще

Наверное, считать проще... Но ты же понимаешь, что ею тут и не пахнет... Какая гомановская орбита, если мы вместо ХС=3 км/с, будем иметь около 5 км/с Не говоря о чисто внешних отличиях

ЗЫ: Кстати, "немгновенность" импульса третьей ступени Сатурна5, приводила к увеличению потребной ХС для Аполлона около 10 м/с (я об этом где-то читал). На порядок, по крайней мере не ошибаюсь А J-2 далеко не "двигатель малой тяги"...

Fakir>Хотя бы из-за цены иона.
В высокоимпульсных двигателях на составляет несколько процентов от цены тяги, а у криптона и ксенона потенциалы ионизации различаются менее, чем на 20%, поэтому общие потери импулься будут в считанные проценты.
Кроме того, можно подобрать молекулярный газ, который ионизируется гораздо легче, чем инертный, имея тяжёлую молекулу и маленький потенциал ионизации. К примеру, не слышал, чтобы рассматривались двигатели на галогенидах кремния.

igor_suslov>Смотря что понимать по словом "гораздо"... Процентов на 10-15 по времени и 5-10 по "дельте" ХС.
Для нас 10% ХС - это и есть "гораздо". Что касается "сильнотяговых ракет", то они проигрывают в одном важном, в данном случае, качестве - их тяга практически неуправляема, а повторный запуск двигателя сложен, либо невозможен вовсе. Мы же можем регулировать вектор тяги практически без ограничений.

igor_suslov>Наверное, считать проще... Но ты же понимаешь, что ею тут и не пахнет... Какая гомановская орбита, если мы вместо ХС=3 км/с, будем иметь около 5 км/с
Поясняю ещё раз. Эти цЫфры справедливы для КРУГОВОЙ конечной орбиты, которая нам не упёрлась вовсе, и для постоянной тяги, которую мы делать совсем не обязаны. Не уж-то это не понятно?
Понятно, что называть нашу траекторию гомановской абсолютно неправильно.

pokos>Для нас 10% ХС - это и есть "гораздо".

Я имел в виду 10% от "дельты ХС", т.е. речь о сотнях м/с. Непонятно, в чем прикол? Авмич правильно сказал, что "мудрствуя" с направлением и величиной тяги, мы получаем экономию ХС, но увеличиваем время перелета.


>Что касается "сильнотяговых ракет", то они проигрывают в одном важном, в данном случае, качестве - их тяга практически неуправляема...

Ну, и чем же ЖРД отличаются, в этом смысле, от ионников, например? Что значит, в вашем понимании, "управляемая и неуправляемая" тяги?

igor_suslov>> вместо ХС=3 км/с, будем иметь около 5 км/с

pokos>Поясняю ещё раз. Эти цЫфры справедливы для КРУГОВОЙ конечной орбиты, которая нам не упёрлась вовсе


Вы не приводите вообще никаких цЫфр.
Важно в этом вопросе, что ХС для перемещения тела с ЛЕО к Луне будет значительно больше, чем для "мгновенного" гомановского перелета. Если я ошибся, то на немного...

Возвращаясь к условию задачи имеем для СПД-50 0,8кг+1,75кг СБ для него пол кило под все остальное. Вывод - уже мало - не подходит.
Для СПД-35 0,4кг и ~1 кг для СБ остается ~1,5кг под
балон с рабочим телом и все остальное.
По-моему этого не хватит. Нужно искать другие движки.

au>Да что там дорогущего? 75 рублей за литр.
Что-то как-то дёшево. Это получается $400/кг. Токо ещё сжижить надо.

igor_suslov>Я имел в виду 10% от "дельты ХС", т.е. речь о сотнях м/с.
"вместо ХС=3 км/с, будем иметь около 5 км/с"
Это 10% от дельты? Или я недопонял, что есть "дельта".
igor_suslov>... но увеличиваем время перелета.
В текущей постановке задачи время перелёта - наименее критичная величина.

igor_suslov>Ну, и чем же ЖРД отличаются, в этом смысле, от ионников, например?
Покажите мне на ЖРД, который может иметь тягу 5% от максимальной без потери УИ в разы.

igor_suslov>Вы не приводите вообще никаких цЫфр.
Смысл? Они будут близки к гомановским с точностью до 10%, которые списываются на неоптимальность управления тягой.
igor_suslov>Важно в этом вопросе, что ХС для перемещения тела с ЛЕО к Луне будет значительно больше...
Не обязательно. Почему, объяснил.

pokos

В высокоимпульсных двигателях на составляет несколько процентов от цены тяги, а у криптона и ксенона потенциалы ионизации различаются менее, чем на 20%,

 

Вот вам уже увеличение потребляемой мощности.

поэтому общие потери импулься будут в считанные проценты.

 

Нет. Проводились стендовые испытания СПД 2-го поколения АТОН, на ксеноне и криптоне. Разница заметна.

Согласно приведённой Игорем ссылке на synerjetics.ru , при постоянном разгоне общая ХС раза в два больше.

Разгон для полёта по гомановской траектории - это дайтся импульс, скажем, секунд 500 в районе перигея, потом ждётся виток, потом ещё 500 секунд импульс... Постепенно апогей повышается. В идеале суммарная ХС равна ХС одноимпульсного перехода - конечно, идеала сложно достичь, но всё же экономия, по сравнению с постоянным разгоном, ожидается. В обмен на время ожидания - витки высотой тысячи километров уже существенно дольше низкоорбитальных полутора часов длятся, а десятки (и сотни) тысяч километров - там счёт на часы и дни.

То есть, вполне может оказаться, что лететь к Луне, скажем, 3 года. Всё это время бортовая аппаратура должна не сломаться... а мы многократно пролетаем через пояса Ван-Аллена...

Итак, ещё раз баланс масс. 0,4 кг движок СПД-35 (кто-нибудь предложит лучший вариант? Факир, а?), объём - поллитра (10х10х5 см). 900 г топлива. Бак... не знаю, сколько он весить будет. Солнечные батареи на 200 Вт - это 1 кв. м, по данным Каррибеана, вес 1 кг. Плюс к ним аппаратура из разворачивания (?) - при запуске нам надо уложиться в 10х10х30 см. Сами батареи 1 кг (допустим), аппаратура разворачивания - вопрос...

Итого, 3 кг минус 0, 4 на движок минус 0,8 на топливо минус 1 на СБ - остаётся 0,8 на бак, устройство развёртывания, бортовую аппаратуру... да, ещё ПН бы, конечно...

Плохо вписывается . Как бы оптимизировать? Данные нужны...

>Покажите мне на ЖРД, который может иметь тягу 5% от максимальной без >потери УИ в разы.

Вроде как, посадочный движок Аполлона мог работать без заметного падения характеристик на тяге 10% от номинальной. И посадочный движок "Лун" 3-го поколения мог 5%, вроде, на одном газогенераторе

Господа, а какова ваша цель? Долететь на 3 кг до Луны и сделать, что либо полезно-интересное, например сфотографировать места высадок Аполло? Или просто ЭРД-самотык до Луны?

А "старший товарищ" в вопросительной форме, уже рекомендовал вам "солнечный парус". Металлизированная пленка(коэф. отр 80-90%) толщиной 5 мкм весит порядка 5 грамм на м.кв. Т.е. парус в 1 кг будет иметь площадь 200м.кв.+ еще грамм 300-400 на оборудование(баллончик с газом, мех. поворота и пр. ) Таким образом мы имеем примерно 0,2 грамма тяги...на шару

Ник

Солнечный парус - неотработанная технология. А риск хочется свести к минимуму.

Да, декларируемая задача - добраться до Луны (до окрестностей Луны) за как можно меньшие деньги. Скажем, за несколько лет полёта максимум.

avmich>Солнечный парус - неотработанная технология. А риск хочется свести к минимуму.


Какой риск? Ну выйдет аппаратик на орбиту. Управление солнечным парусом - чистая геометрия +баллистика. Ну месяцок можно поучится. Заодно -набрать за небольшие деньги тот самый ОПЫТ которого так всем, в т.ч. серьезным проектам нехватает.

Ник

igor_suslov>>Я имел в виду 10% от "дельты ХС", т.е. речь о сотнях м/с.
pokos>"вместо ХС=3 км/с, будем иметь около 5 км/с"
pokos>Это 10% от дельты? Или я недопонял, что есть "дельта".

Естественно, я считать умею. Конечно не очень: в пределах десяти, в целых числах, но тем не менее...
Я имел в виду, что всякого рода ухищрения с изменением направления и модуля вектора тяги, приведут к экономии не более чем 10% (хорошо, не буду столь категоричным - пусть будет 20% ) от потребной ХС для перелета с ЛЕО к Луне.

Вот то, что предлагает авмич (т.е. "импульсный", в перигее запуск ДУ), не знаю, к чему приведет. Но чутье подсказывает, что потери также будут высоки и вместо 3 км/с потребной ХС для "мгновенного" импульса мы будем иметь ... ну, 4 - 5 км/с ... Конечно, "чутье" - плохой физик



igor_suslov>>... но увеличиваем время перелета.
pokos>В текущей постановке задачи время перелёта - наименее критичная величина.

Но время возрастает ДИКО! Вместо 3 суток, мы можем "поиметь" 3 года... Устроит?


pokos>Покажите мне на ЖРД, который может иметь тягу 5% от максимальной без потери УИ в разы.

Есть такой ДУ. Щас найду

Кстати, а зачем для ЖРД иметь такую возможность?

igor_suslov>Я имел в виду, что всякого рода ухищрения с изменением направления и модуля вектора тяги, приведут к экономии не более чем 10% (хорошо, не буду столь категоричным - пусть будет 20% ) от потребной ХС для перелета с ЛЕО к Луне.
И ЭТО мало!? 10% от 13 км/с = 1300м/с. Если учесть, что 9км/с мы имеем после вывода на LEO, то эта экономия делает проект из нереального реальным.
igor_suslov>Но время возрастает ДИКО! Вместо 3 суток, мы можем "поиметь" 3 года... Устроит?
На ЭРД в любом случае будет не месяц даже. Тяга-то какая? Увеличение времени полёта с оптимальной тягой против постоянной по круговым орбитам ещё посчитать надо. Не факт, что оно увеличится.
igor_suslov>Кстати, а зачем для ЖРД иметь такую возможность?
ЖРД такая возможность приятна, но необязательна, потому что тяга у него больше на порядки, соответственно, отклонение от гомановских условий достаточно мало. И с потерями на неоптимальность тяги можно мириться. Кстати, на них именно Вы указали, как на негатив.
А я упомянул управление ЖРД только в свете того, что запросто уравнивать критерии минимальных затрат рабочего тела для ЖРД и ЭРД абсолютно недопустимо.

avmich>Согласно приведённой Игорем ссылке на synerjetics.ru , при постоянном разгоне общая ХС раза в два больше.
Не, ну скоко раз можно талдычить, что условия, заданные в начале этой статьи нам СОВЕРШЕННО не нужны. Отсюда, все дальнейшие выкладки не имеют к нашему случаю никакого отношения.

avmich>Разгон для полёта по гомановской траектории - это дайтся импульс, скажем, секунд 500 в районе перигея,...
Есть ещё метод. Тот же импульс в районе апогея, но не вдоль, а поперёк траектории. Получим ту же эллиптическую орбиту.
avmich> ...но всё же экономия, по сравнению с постоянным разгоном, ожидается.
Очередной раз поясняю. Никакой экономии не ожидается. Просто постоянную тягу нужно применять не так тупо, как показано в статье. Особенно обращаю Ваше внимание, что круговая орбита нам НЕ нужна.

pokos>И ЭТО мало!? 10% от 13 км/с = 1300м/с. Если учесть, что 9км/с мы имеем после вывода на LEO, то эта экономия делает проект из нереального реальным.

Я же говорю "ДЕЛЬТА ХС, НЕОБХОДИМАЯ ДЛЯ ПЕРЕЛЕТА С ЛЕО НА ЛУНУ" - для "мгновенного" импульса это около 3,2 км/с, для перелета с постоянной очень малой тягой без оптимизации это около 6 км/с. Я утверждал, что с оптимизацией ХС составит не меньше 5 км/с, т.е. снижение ХС составит около 20%.



pokos>На ЭРД в любом случае будет не месяц даже.


Согласен.


pokos> Увеличение времени полёта с оптимальной тягой против постоянной по круговым орбитам ещё посчитать надо. Не факт, что оно увеличится.

Конечно, не факт. Но веское предположение. К тому же, это можно посчитать. У уважаемого всеми ratman'a есть один из замечательных спредшитов (Orbital Model), в котором это как раз и можно сделать.


Кстати, ЖРД с глубоким дросселирование существует. Это маршевый ДУ Лунного Модуля корабля Аполло, он дросселируется в диапазоне 10-100% тяги, без существенного снижения (проценты) УИ. Но это так, к слову...