igor_suslov
инфо
инструменты
Wyvern-2
Реклама Google — средство выживания форумов :)
-
/ed0b2a67c2f77299fbc7a537b76eca29.jpg)
CubeSat — стандарт микроспутников
Теги:
avmich>>Согласно приведённой Игорем ссылке на synerjetics.ru , при постоянном разгоне общая ХС раза в два больше.
pokos>Не, ну скоко раз можно талдычить
Вместо чтобы "талдычить", взяли бы и посчитали...
Кстати, в написании той статьи на "Сайнерджетикс.ру" я принимал некоторое участие, и могу сказать, что общие принципы от "оптимальности" управления для малой тяги НЕ МЕНЯЮТСЯ...
pokos>Не, ну скоко раз можно талдычить
Вместо чтобы "талдычить", взяли бы и посчитали...
Кстати, в написании той статьи на "Сайнерджетикс.ру" я принимал некоторое участие, и могу сказать, что общие принципы от "оптимальности" управления для малой тяги НЕ МЕНЯЮТСЯ...
[a href="http://www.promtehsnab-chel.ru/index/?node_id=98"]Моя страничка ЗДЕСЬ[/a]
avmich>Итак, ещё раз баланс масс. 0,4 кг движок СПД-35
0,4 кг это масса движка сэлектроклапаном и редуктором давления или без них?
0,4 кг это масса движка сэлектроклапаном и редуктором давления или без них?
Прикреплённые файлы:
igor_suslov>... для перелета с постоянной очень малой тягой без оптимизации это около 6 км/с.
Выкладки, приведённые в статье не вызывают у меня сомнений. Но такой перелёт, как рассмотреный в статье - это ОЧЕВИДНЫЙ перерасход импульса. Перед нами не стоит задача вывода аппрата на орбиту Луны, а только лишь достижение этой орбиты. Неужели непонятна разница?
igor_suslov>... Я утверждал, что с оптимизацией ХС составит не меньше 5 км/с, т.е. снижение ХС составит около 20%.
А вот тут я вижу цифры, взятые с потолка.
igor_suslov>...У уважаемого всеми ratman'a
есть один из замечательных спредшитов
Посмотрю на досуге.
igor_suslov>....что общие принципы от "оптимальности" управления для малой тяги НЕ МЕНЯЮТСЯ...
Общие принципы - это обычные законы физики, естественно, что они не меняются. А вот условия задачи - совсем другие.
igor_suslov>Вместо чтобы "талдычить", взяли бы и посчитали...
С удовольствием, но на это нужно гораздо больше времени, чем на понимание неприменимости энергетических расчётов для круговых орбит к высокоэллиптическим.
Выкладки, приведённые в статье не вызывают у меня сомнений. Но такой перелёт, как рассмотреный в статье - это ОЧЕВИДНЫЙ перерасход импульса. Перед нами не стоит задача вывода аппрата на орбиту Луны, а только лишь достижение этой орбиты. Неужели непонятна разница?
igor_suslov>... Я утверждал, что с оптимизацией ХС составит не меньше 5 км/с, т.е. снижение ХС составит около 20%.
А вот тут я вижу цифры, взятые с потолка.
igor_suslov>...У уважаемого всеми ratman'a
есть один из замечательных спредшитовПосмотрю на досуге.
igor_suslov>....что общие принципы от "оптимальности" управления для малой тяги НЕ МЕНЯЮТСЯ...
Общие принципы - это обычные законы физики, естественно, что они не меняются. А вот условия задачи - совсем другие.
igor_suslov>Вместо чтобы "талдычить", взяли бы и посчитали...
С удовольствием, но на это нужно гораздо больше времени, чем на понимание неприменимости энергетических расчётов для круговых орбит к высокоэллиптическим.
igor_suslov>>....что общие принципы от "оптимальности" управления для малой тяги НЕ МЕНЯЮТСЯ...
pokos>Общие принципы - это обычные законы физики, естественно, что они не меняются. А вот условия задачи - совсем другие.
igor_suslov>>Вместо чтобы "талдычить", взяли бы и посчитали...
pokos>С удовольствием, но на это нужно гораздо больше времени, чем на понимание неприменимости энергетических расчётов для круговых орбит к высокоэллиптическим.
На самом деле, чем большую часть витка мы включаем двигатель, тем больше потери ХС, но тем меньше время перелета. Нужен компромисс.
Надо ещё учитывать, что есть такой эллипс, при котором скорость в апогее такова, что возможен прямой захват на Лунную орбиту с затратами порядка десятков м/с, и что-то такое и собирается произвести СМАРТ.
То есть, при задаче не просто достичь Луны, а выйти на окололунную орбиту, ЕСТЬ остро выраженный оптимум ХС, и при этом нужно поднимать и перигей, и апогей.
Впрочем, перигей поднимать нужно всё равно. Смарт-то начинал именно с этого, потому что на высоте 400 и даже 500 км остаточное давление понижает характеристики ионника довольно радикально. 700 - это минимум.
pokos>Общие принципы - это обычные законы физики, естественно, что они не меняются. А вот условия задачи - совсем другие.
igor_suslov>>Вместо чтобы "талдычить", взяли бы и посчитали...
pokos>С удовольствием, но на это нужно гораздо больше времени, чем на понимание неприменимости энергетических расчётов для круговых орбит к высокоэллиптическим.
На самом деле, чем большую часть витка мы включаем двигатель, тем больше потери ХС, но тем меньше время перелета. Нужен компромисс.
Надо ещё учитывать, что есть такой эллипс, при котором скорость в апогее такова, что возможен прямой захват на Лунную орбиту с затратами порядка десятков м/с, и что-то такое и собирается произвести СМАРТ.
То есть, при задаче не просто достичь Луны, а выйти на окололунную орбиту, ЕСТЬ остро выраженный оптимум ХС, и при этом нужно поднимать и перигей, и апогей.
Впрочем, перигей поднимать нужно всё равно. Смарт-то начинал именно с этого, потому что на высоте 400 и даже 500 км остаточное давление понижает характеристики ионника довольно радикально. 700 - это минимум.
А.С.>На самом деле, чем большую часть витка мы включаем двигатель, тем больше потери ХС, но тем меньше время перелета. Нужен компромисс.
Пока выдвину только тезис: существует такие параметры мгновенной тяги (вектор), при которых потери ХС не происходит даже при непрерывной работе двигателя. Как доказать, обдумаю на досуге.
А.С.>Надо ещё учитывать, что есть такой эллипс, при котором скорость в апогее такова....
Конечно, могу добавить только, что таких эллипсов, как минимум, две штуки. А если есть задача просто упасть на Луну, то всё ещё проще.
А.С.>.... остро выраженный оптимум ХС, и при этом нужно поднимать и перигей, и апогей.
Не могу оспаривать.
А.С.>.... остаточное давление понижает характеристики ионника довольно радикально. 700 - это минимум.
К сожалению. Самый трудный участок - от начальной орбиты до круговой, равной по высоте будущему перигею. Далее, за счёт увеличения времени перелёта можно сократить потери импульса, выключая двигатель вблизи перигея. Хотя я бы взял не 700, а 1000 км, правда, почти с потолка.
Пока выдвину только тезис: существует такие параметры мгновенной тяги (вектор), при которых потери ХС не происходит даже при непрерывной работе двигателя. Как доказать, обдумаю на досуге.
А.С.>Надо ещё учитывать, что есть такой эллипс, при котором скорость в апогее такова....
Конечно, могу добавить только, что таких эллипсов, как минимум, две штуки. А если есть задача просто упасть на Луну, то всё ещё проще.
А.С.>.... остро выраженный оптимум ХС, и при этом нужно поднимать и перигей, и апогей.
Не могу оспаривать.
А.С.>.... остаточное давление понижает характеристики ионника довольно радикально. 700 - это минимум.
К сожалению. Самый трудный участок - от начальной орбиты до круговой, равной по высоте будущему перигею. Далее, за счёт увеличения времени перелёта можно сократить потери импульса, выключая двигатель вблизи перигея. Хотя я бы взял не 700, а 1000 км, правда, почти с потолка.
Fakir> Нет. Проводились стендовые испытания СПД 2-го поколения АТОН, на ксеноне и криптоне. Разница заметна.
Внимательно почитайте заключение статьи, на которую я уже ссылался.
Внимательно почитайте заключение статьи, на которую я уже ссылался.
Я думаю, на synerjetics.ru достаточно близкая к существующему положению вещей схема приводится. Поэтому будем считать - за неимением аргументов к противному - что ХС при постоянном разгоне 7000 м/с, при разгоне вблизи перигея - 3500 . Из этого исходить.
avmich>Этой осенью РН Днепр собирается вывести на орбиту 14 спутников, сделанных студентами разных университетов. Это уже второй запуск "кубосатов", придуманных Робертом Твиггсом из Стэнфорда. Смысл в том, что в объёме 1х1х1 дм массой 1 кг можно сделать спутник, который будет запущен за относительно небольшие деньги. Вначале, помнится, просили 10, теперь - 40 тысяч долларов . Ну да неважно...
Непонятно
Почему же для стЬюдентов 40 К?
Ник
P.S.Прикинув...мнэээ...орган к носу - 3 кг до Луны - маловато. Нужэно минимум 10-15...
. Ну да неважно...Непонятно
Попутные запуски на «Рокоте»
В октябре СП Eurockot предложило потенциальным заказчикам проведение попутных запусков микро- и миниспутников вместе с основными полезными нагрузками на РН «Рокот» по программе Launch a Piggy. Такая услуга предлагается при пусках с космодрома Плесецк начиная уже с 2001 г.
В качестве достоинств этого способа запуска Eurockot называет высокую надежность носителя, хорошую инфраструктуру для подготовки КА на космодроме и низкие цены за услуги. Стоимость запуска 1 кг попутной нагрузки на «Рокоте» обойдется в 10–15 тыс $.
На стандартном диспенсере, установленном на верхнем шпангоуте РБ «Бриз-КМ», возможно разместить от 2 до 7 спутников весом от 50 до 250 кг. Прежде всего, это могут быть КА для научных экспериментов, отработки новых технологий, наблюдения Земли из космоса и связи.
Почему же для стЬюдентов 40 К?
Ник
P.S.Прикинув...мнэээ...орган к носу
- 3 кг до Луны - маловато. Нужэно минимум 10-15...
Жизнь коротка, путь искусства долог, удобный случай мимолетен, опыт обманчив.... Ἱπποκράτης
Предыдущие кубосаты предлагались по 10 тыс. за штуку. Эти - по 40. Может, инфляция...
Не знаю, Ник. Что интересно, спрос всё равно есть.
10 кг... почти полмиллиона за запуск... Дороговато получается.
Кстати, о солнечных парусах - я, собственно, против потому, что вон пробуют, на Волнах Космосы запускать, и оказывается, что не такое это простое дело. Конечно, волков бояться... да и где тут простые дела - но всё же, риск уменьшить не помешает.
Факир, а если делать ЭРД - что с этим может получиться? Какие характеристики и за сколько?
Не знаю, Ник. Что интересно, спрос всё равно есть.
10 кг... почти полмиллиона за запуск... Дороговато получается.
Кстати, о солнечных парусах - я, собственно, против потому, что вон пробуют, на Волнах Космосы запускать, и оказывается, что не такое это простое дело. Конечно, волков бояться... да и где тут простые дела - но всё же, риск уменьшить не помешает.
Факир, а если делать ЭРД - что с этим может получиться? Какие характеристики и за сколько?
Through companies like Eurokot and Kosmotras, launch costs currently translate to about $40,000 per single cube for the developer.
avmich>Я думаю, на synerjetics.ru достаточно близкая к существующему положению вещей схема приводится. Поэтому будем считать - за неимением аргументов к противному - что ХС при постоянном разгоне 7000 м/с, при разгоне вблизи перигея - 3500.
Есть еще один неплохой аргументец за ПОСТОЯННЫЙ разгон вдоль вектора-скорости.
Вектор скорости, в виду сверхмалости ускорения, будет практически "всю дорогу" до Луны перпендикулярен радиусу-вектору из центра Земли и лежать в плоскости орбиты, поэтому не потребуется НИКАКОЙ ориентации вектора тяги (например, можно стабилизироваться гравитационно), тогда как ОПТИМАЛЬНЫЙ разгон потребует достаточно широкого маневрирования аппарата в плоскости орбиты около центра масс, что приведет к перетяжелению аппарата, притом, ВОЗМОЖНО, ГОРАЗДО БОЛЬШЕМУ, чем мы сэкономим на массе топлива...
Есть еще один неплохой аргументец за ПОСТОЯННЫЙ разгон вдоль вектора-скорости.
Вектор скорости, в виду сверхмалости ускорения, будет практически "всю дорогу" до Луны перпендикулярен радиусу-вектору из центра Земли и лежать в плоскости орбиты, поэтому не потребуется НИКАКОЙ ориентации вектора тяги (например, можно стабилизироваться гравитационно), тогда как ОПТИМАЛЬНЫЙ разгон потребует достаточно широкого маневрирования аппарата в плоскости орбиты около центра масс, что приведет к перетяжелению аппарата, притом, ВОЗМОЖНО, ГОРАЗДО БОЛЬШЕМУ, чем мы сэкономим на массе топлива...
[a href="http://www.promtehsnab-chel.ru/index/?node_id=98"]Моя страничка ЗДЕСЬ[/a]
avmich>Факир, а если делать ЭРД - что с этим может получиться? Какие характеристики и за сколько?[»]
Государственный аэрокосмический университет имени Н.Е. Жуковского
«Харьковский авиационный институт»
Кафедра 402
"В нашем университете многие годы ведется детальная разработка таких движителей."
"Это означает, что стартовая масса спутника при использовании РИД вместо электродугового двигателя или СПД уменьшается"
http://referatfrom.ru/download/18598.zip
Государственный аэрокосмический университет имени Н.Е. Жуковского
«Харьковский авиационный институт»
Кафедра 402
"В нашем университете многие годы ведется детальная разработка таких движителей."
"Это означает, что стартовая масса спутника при использовании РИД вместо электродугового двигателя или СПД уменьшается"
http://referatfrom.ru/download/18598.zip
avmich>Я думаю, на synerjetics.ru достаточно близкая к существующему положению вещей схема приводится.....ХС при постоянном разгоне 7000 м/с, при разгоне вблизи перигея - 3500 .
igor_suslov>...(например, можно стабилизироваться гравитационно), тогда как ОПТИМАЛЬНЫЙ разгон потребует достаточно широкого маневрирования аппарата ....
Честно скажу, удивлён, что вы не понимаете элементарных вещей.
Хочется всё время разгоняться вблизи перигея? Разгоняйтесь на здоровье! Ни кто не заставляет сохранять круговую орбиту. Пусть она будет эллиптической, а эллипс с каждым витком будет увеличивать апогей (но не перигей!). При этом вообще не обязятельно ворочать вектором тяги, а основную ориентацию тоже сделать гравитационной.
Время полёта будет определяться только скоростью набора необходимой ХС, поэтому, однозначно, время полёта по эллиптической орбите будет даже меньше времени полёта по круговой. Хотя, тут ещё надо посчитать.
Нет, ну кто когда по круговой орбите к Луне летал? Может, я не в курсе? Просветите.
igor_suslov>...(например, можно стабилизироваться гравитационно), тогда как ОПТИМАЛЬНЫЙ разгон потребует достаточно широкого маневрирования аппарата ....
Честно скажу, удивлён, что вы не понимаете элементарных вещей.
Хочется всё время разгоняться вблизи перигея? Разгоняйтесь на здоровье! Ни кто не заставляет сохранять круговую орбиту. Пусть она будет эллиптической, а эллипс с каждым витком будет увеличивать апогей (но не перигей!). При этом вообще не обязятельно ворочать вектором тяги, а основную ориентацию тоже сделать гравитационной.
Время полёта будет определяться только скоростью набора необходимой ХС, поэтому, однозначно, время полёта по эллиптической орбите будет даже меньше времени полёта по круговой. Хотя, тут ещё надо посчитать.
Нет, ну кто когда по круговой орбите к Луне летал? Может, я не в курсе? Просветите.
С меня хватит.
[a href="http://www.promtehsnab-chel.ru/index/?node_id=98"]Моя страничка ЗДЕСЬ[/a]
Покосу больше не наливать . Если он раньше предполагал, что разгон около перигея и сохранение орбиты круговой предлагаются одновременно...
. Если он раньше предполагал, что разгон около перигея и сохранение орбиты круговой предлагаются одновременно...
Покос, никто не говорит, что круговая орбита быстрее эллиптической - с апогеем, равным радиусу круговой.
Кто когда летал по круговой орбите в Луне ... Мда...
Ответ в этой теме уже звучал
.
Кто когда летал по круговой орбите в Луне
... Мда...Ответ в этой теме уже звучал
.
avmich>Покосу больше не наливать . Если он раньше предполагал, что разгон около перигея и сохранение орбиты круговой предлагаются одновременно...
Я-то, как раз, сразу подразумевал эллиптическую орбиту, о чём неоднократно писал. А вот вы всё тычете мне в нос статьёй, в которой с самого начала чёрным по белому:
"Рассматривается элементарный метод оценки характеристической скорости перелета аппарата малой тяги между круговыми орбитами."
" Если в течение всего перелета с одной круговой орбиты на другую направление траектории мало отличается от трансверсального,...."
"Для этого проведем сравнение результатов численного моделирования перелета аппарата малой тяги с низкой круговой орбиты (LEO) на геостационарную орбиту (GSO)...."
Где там эллипсы? Каким боком все эти расчёты применимы к случаю полёта к Луне?
Ладно... Пойду закушу. Чего и вам желаю.
. Если он раньше предполагал, что разгон около перигея и сохранение орбиты круговой предлагаются одновременно...Я-то, как раз, сразу подразумевал эллиптическую орбиту, о чём неоднократно писал. А вот вы всё тычете мне в нос статьёй, в которой с самого начала чёрным по белому:
"Рассматривается элементарный метод оценки характеристической скорости перелета аппарата малой тяги между круговыми орбитами."
" Если в течение всего перелета с одной круговой орбиты на другую направление траектории мало отличается от трансверсального,...."
"Для этого проведем сравнение результатов численного моделирования перелета аппарата малой тяги с низкой круговой орбиты (LEO) на геостационарную орбиту (GSO)...."
Где там эллипсы? Каким боком все эти расчёты применимы к случаю полёта к Луне?
Ладно... Пойду закушу. Чего и вам желаю.
Покос, ты, видимо, не понимаешь, что там написано. Мы исходно решаем задачу перелёта между круговыми орбитами - с низкой околоземной на орбиту Луны - не окололунную, а околоземную, высотой 384 тысячи километров, круговую. Так что применимость стопроцентная. Только нам необязательно выводить аппарат на круговую орбиту - как необязательно и не выводить - а всего лишь надо дотянуться до окрестностей Луны. Любым способом.
На ЭРД сплошь и рядом так летают, с трансверсальным ускорением. Отсюда и твои ошибки, что ты этого не знаешь, видимо . Не знаешь, а шумишь. Пошёл бы ты пообедал, что ли...
На ЭРД сплошь и рядом так летают, с трансверсальным ускорением. Отсюда и твои ошибки, что ты этого не знаешь, видимо
. Не знаешь, а шумишь. Пошёл бы ты пообедал, что ли...
avmich>Покос, ты, видимо, не понимаешь, что там написано.
Не надо судить по себе. Шутка.
Там рассматривается не просто перелёт, а именно выведение на круговую орбиту.
avmich>Покос, никто не говорит, что круговая орбита быстрее эллиптической - с апогеем, равным радиусу круговой.
"Конечно, не факт. Но веское предположение." - кто-то, всё же, говорит.
avmich>Ответ в этой теме уже звучал.
Ну-ка, ну-ка, а поподробнее?
avmich> Мы исходно решаем задачу перелёта между круговыми орбитами ....а околоземную, высотой 384 тысячи километров, круговую. ....Только нам необязательно выводить аппарат на круговую орбиту.
Так на круговую хотите вывести, или всё же нет? Или у кого-то из нас глюки?
Вы уж определитесь как-нибудь однозначно.
avmich>На ЭРД сплошь и рядом так летают, с трансверсальным ускорением.
Флаг им в руки, я запретить это не в состоянии.
Щас уже закусываю. Разум слегка успокоился.....
Не надо судить по себе. Шутка.
Там рассматривается не просто перелёт, а именно выведение на круговую орбиту.
avmich>Покос, никто не говорит, что круговая орбита быстрее эллиптической - с апогеем, равным радиусу круговой.
"Конечно, не факт. Но веское предположение." - кто-то, всё же, говорит.
avmich>Ответ в этой теме уже звучал.
Ну-ка, ну-ка, а поподробнее?
avmich> Мы исходно решаем задачу перелёта между круговыми орбитами ....а околоземную, высотой 384 тысячи километров, круговую. ....Только нам необязательно выводить аппарат на круговую орбиту.
Так на круговую хотите вывести, или всё же нет? Или у кого-то из нас глюки?
Вы уж определитесь как-нибудь однозначно.
avmich>На ЭРД сплошь и рядом так летают, с трансверсальным ускорением.
Флаг им в руки, я запретить это не в состоянии.
Щас уже закусываю. Разум слегка успокоился.....
pokos
Рекомендую вам почитать заключение внимательно. Там говорится об одинаковых режимах с точки зрения критериев подобия.
avmich
По-моему, лучше сначала выбрать траекторию, и уж под неё подбирать двигло. То есть хотя бы знать, какой нужен ресурс, УИ.
Если пойти на некоторый риск - можно, например, немного облегчить тот же СПД-35 за счёт отказа от одного катода-компенсатора.
Во сколько выльется делать новый ЭРД - ну... наверное, не меньше ста килобаксов (совсем новьё). Ежели доработать существующий - поменьше. Теорию, я думаю, даже Морозов может сделать за деньги символические
, но исполнение в железе и обкатка на стендах - шут его знает, сколько стоит.
OlM
Что-то я не просёк преимуществ РИД перед СПД.
Внимательно почитайте заключение статьи, на которую я уже ссылался
Рекомендую вам почитать заключение внимательно. Там говорится об одинаковых режимах с точки зрения критериев подобия.
avmich
?),0,4 кг движок СПД-35 (кто-нибудь предложит лучший вариант? Факир, а
Факир, а если делать ЭРД - что с этим может получиться? Какие характеристики и за сколько?
По-моему, лучше сначала выбрать траекторию, и уж под неё подбирать двигло. То есть хотя бы знать, какой нужен ресурс, УИ.
Если пойти на некоторый риск - можно, например, немного облегчить тот же СПД-35 за счёт отказа от одного катода-компенсатора.
Во сколько выльется делать новый ЭРД - ну... наверное, не меньше ста килобаксов (совсем новьё). Ежели доработать существующий - поменьше. Теорию, я думаю, даже Морозов может сделать за деньги символические
, но исполнение в железе и обкатка на стендах - шут его знает, сколько стоит. OlM
"Это означает, что стартовая масса спутника при использовании РИД вместо электродугового двигателя или СПД уменьшается"
Что-то я не просёк преимуществ РИД перед СПД.
Не, 100 к долларов на разработку - много.
Вопрос ставится так. Если использовать возможность запуска кубосата как платформу для вывода ПН на низкую околоземную орбиту. То - можно ли сделать аппарат, в три кубика, который доберётся до Луны? Скажем, не больше, чем за 5 лет? За деньги - ну, скажем, не больше 20 тыс долларов?
Если надо набрать 3500 м/с (число довольно условно), а ускорение - 3 мм/с за секунду, то есть, надо миллион секунд работы примерно, или примерно 300 часов. Ресурс не очень велик, по меркам СПД.
Вопрос ставится так. Если использовать возможность запуска кубосата как платформу для вывода ПН на низкую околоземную орбиту. То - можно ли сделать аппарат, в три кубика, который доберётся до Луны? Скажем, не больше, чем за 5 лет? За деньги - ну, скажем, не больше 20 тыс долларов?
Если надо набрать 3500 м/с (число довольно условно), а ускорение - 3 мм/с за секунду, то есть, надо миллион секунд работы примерно, или примерно 300 часов. Ресурс не очень велик, по меркам СПД.
Если уж все так уперлись в ЭРД 
то обратите внимание на импульсные плазменные двигатели (ИПД) на твердом рабочем теле
или плазменно-эрозионные двигатели. Они проще в кострукции и имеют высокую (относительно) тягу.
Преимущества ИПД:
− эффективное функционирование в диапазоне малых располагаемых мощностей (1...100 Вт);
− широкие пределы регулирования тяги без снижения эффективности рабочего процесса (за счет изменения частоты срабатывания);
− точная дозировка импульса тяги;
− простота и надежность конструкции, обусловленная использованием твердого рабочего тела и, как следствие, отсутствием баков для хранения компонентов топлив, трубопроводов и т.п.;
− отсутствие паразитных моментов в связи с отсутствием утечек рабочего тела; − возможность бесконтейнерного размещения;
− низкая стоимость изготовления и эксплуатации в связи с использованием деше-вых конструкционных материалов и рабочих тел;
− отсутствие принципиальных ограничений обеспечения длительного срока эксплуатации.
ВСЕ особенности как специально предназначенны для любителей
Импульсные плазменные двигатели (ИПД)
Ник
P.S. Прикинув...мнэээ... орган к носу считаю, что 3 кг до Луны - маловато. НадотЬ кило 10-15... И парус ессественно
то обратите внимание на импульсные плазменные двигатели (ИПД) на твердом рабочем телеили плазменно-эрозионные двигатели. Они проще в кострукции и имеют высокую (относительно) тягу.
Преимущества ИПД:
− эффективное функционирование в диапазоне малых располагаемых мощностей (1...100 Вт);
− широкие пределы регулирования тяги без снижения эффективности рабочего процесса (за счет изменения частоты срабатывания);
− точная дозировка импульса тяги;
− простота и надежность конструкции, обусловленная использованием твердого рабочего тела и, как следствие, отсутствием баков для хранения компонентов топлив, трубопроводов и т.п.;
− отсутствие паразитных моментов в связи с отсутствием утечек рабочего тела; − возможность бесконтейнерного размещения;
− низкая стоимость изготовления и эксплуатации в связи с использованием деше-вых конструкционных материалов и рабочих тел;
− отсутствие принципиальных ограничений обеспечения длительного срока эксплуатации.
ВСЕ особенности как специально предназначенны для любителей
Импульсные плазменные двигатели (ИПД)
Ник
P.S. Прикинув...мнэээ... орган к носу считаю, что 3 кг до Луны - маловато. НадотЬ кило 10-15... И парус ессественно
Жизнь коротка, путь искусства долог, удобный случай мимолетен, опыт обманчив.... Ἱπποκράτης
Это сообщение редактировалось 15.09.2004 в 00:25
avmich , коллега, Вы так и не ответили на животрепещущий вопрос:
Вы хотите долететь до Луны, или же вывести аппарат на круговую орбиту с радиусом лунной?
Возвращаясь к напечатанному. Оптимизация тяги - довольно трудная задача, потому что ф-ции оказываются прерывны. Тупая модель в Екселе оказалась недостаточно точной в смысле вычислений. Работы веду.
Вы хотите долететь до Луны, или же вывести аппарат на круговую орбиту с радиусом лунной?
Возвращаясь к напечатанному. Оптимизация тяги - довольно трудная задача, потому что ф-ции оказываются прерывны. Тупая модель в Екселе оказалась недостаточно точной в смысле вычислений. Работы веду.
Это сообщение редактировалось 15.09.2004 в 09:07
"Это означает, что стартовая масса спутника при использовании РИД вместо электродугового двигателя или СПД уменьшается"
Fakir> Что-то я не просёк преимуществ РИД перед СПД.[»]
Я привел 2-е цитаты из реферата и ссылку на сам реферат.
Т.к. СПД не подходит, а с солнечным парусом заморачиваться облом, то в качестве альтернативы я нашел РИД и его разработчиков с котороми можно, наверное, связаться для создания ЭРДУ для кубосата 3х1х1дм и 3кг.
А где можно ознакомиться с состоянием запущенных в прошлый раз кубосатов?
Меня интересует судьба одного, с тросовой установкой, а то сразу у них ничего не получилось.
Реклама Google — средство выживания форумов :)
OlM>
Fakir>> Что-то я не просёк преимуществ РИД перед СПД.[»]
OlM>Меня интересует судьба одного, с тросовой установкой, а то сразу у них ничего не получилось.[»]
У них вообще ничего не получилось. Слушали радиотелескопом полгода , но никаких призников активности не уловили.
А между прочим тросы - это именно то что нужно. Топлива вообще не потребляет , проволочка длиной сотню-другую метров даст до 10-20 мН тяги при потребляемой мощности в десяток ватт и весе в сотни грамм. Для пущей скорости подъема орбиты можно поставить аккумуляторы, копить энергию на витке и потом всю сливать в перигее. Почти оптимальная схема выведения получается. Никаких проблем с ориентацией тоже не будет. Ну и дешево конечно.
"Это означает, что стартовая масса спутника при использовании РИД вместо электродугового двигателя или СПД уменьшается"
Fakir>> Что-то я не просёк преимуществ РИД перед СПД.[»]
OlM>Меня интересует судьба одного, с тросовой установкой, а то сразу у них ничего не получилось.[»]
У них вообще ничего не получилось. Слушали радиотелескопом полгода , но никаких призников активности не уловили.
А между прочим тросы - это именно то что нужно. Топлива вообще не потребляет , проволочка длиной сотню-другую метров даст до 10-20 мН тяги при потребляемой мощности в десяток ватт и весе в сотни грамм. Для пущей скорости подъема орбиты можно поставить аккумуляторы, копить энергию на витке и потом всю сливать в перигее. Почти оптимальная схема выведения получается. Никаких проблем с ориентацией тоже не будет. Ну и дешево конечно.
Copyright © Balancer 1997..2018
Создано 10.09.2004
Связь с владельцами и администрацией сайта: anonisimov@gmail.com, rwasp1957@yandex.ru и admin@balancer.ru.
Создано 10.09.2004
Связь с владельцами и администрацией сайта: anonisimov@gmail.com, rwasp1957@yandex.ru и admin@balancer.ru.
