1. Предположим, что Э-АМ6 был выведен на орбиту с перигеем 36000 км и апогеем 80000 км, наклонение 0 градусов. Сколько времени заняло бы довыведение этого спутника его собственными ЭРД на ГСО? Сколько рабочего тела было бы израсходовано?
2. Предположим, что Э-АМ6 запущен Протоном М с Бризом М (модифицированным, сухая масса на 100 кг больше, чем у стандартного) в облет Луны с выходом на ГСО (Левантовский, стр. 237). Какова масса центрального блока Бриз-М + Э-АМ6 на отлетной к Луне? Пусть на коррекции до и после Луны уйдет 100 кг топлива. Интуитивно кажется, что оставшегося топлива не хватит, чтобы последним импульсом сделать ГСО и получится эллиптическая 36000 км - N. Чему равняется N?
О, а можно сразу оффтоп? В одном из номеров НК рассказывалось про спутник, вышедший на ГСО овермуном. Не подскажете, в каком?
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
О, а можно сразу оффтоп? В одном из номеров НК рассказывалось про спутник, вышедший на ГСО овермуном. Не подскажете, в каком?
Вот эта эпическая эпопея:
"Asiasat-3" выведен на нерасчетную орбиту (http://88.210.62.157/content/numbers/167/08.shtml#13)
Asiasat 3 летит к Луне или еще раз о пользе гравитационных маневров (http://88.210.62.157/content/numbers/177/27.shtml)
HGS-1: долгая дорога на геостационарную орбиту (http://88.210.62.157/content/numbers/181/18.shtml)
Имхотеп, спасибо большое!
В.В. Ивашкин из ИПМ им. Келдыша [уже лет 40] пишет, что исследовал эффективность этой схемы еще в 70-е, что есть преимущества над обычным переходом при высокой широте космодрома. Но траекторию облета, естественно, приходится задавать с очень высокой точностью.
http://www.keldysh.ru/papers/2008/source/prep2008_95.pdf
На английском имеются публикации C. Ocampo и соавторов
Например,
здесь (http://onlinelibrary.wiley.com/doi/10.1196/annals.1370.021/abstract;jsessionid=1166DAAC6DC6A37BD4537E95B600C7D2.f03t01?deniedAccessCustomisedMessage=&userIsAuthenticated=false).
Выводы, ЕМНИП, были примерно одинаковые: маневр с облетом Луны при выводе на ГСО энергетически эффективнее при достаточно высокой широте космодрома за счет малых затрат на изменение наклонения орбиты.
Можно прикинуть всё самим. Если не через Луну, то на ГСО можно лететь через "бесконечность". Разворот плоскости орбиты в бесконечности не требует затрат. Эта схема - классическая, просто считается, и она эквивалентна, ЕМНИП, классическому выведению на ГСО с широты 38 градусов при старте с любой широты. Разница при полёте через Луну - это в основном разница между скоростью достижения Луны и второй космической, около 100 м/с. Но что существенно - через Луну гораздо быстрее.
Цитироватьmihalchuk пишет:
Разница при полёте через Луну - это в основном разница между скоростью достижения Луны и второй космической, около 100 м/с. Но что существенно - через Луну гораздо быстрее.
Не. Ещё подъём перигея. Что при идеальной "бесконечности" в-прочем тоже ноль.. :)
У Луны другой минус -- этот фокус она позволяет делать всего два раза в месяц... Один раз похуже, второй -- получше.. Смотря из какого полушария стартовать... 8)
Ранее некоторыми участниками форума высказывались замечания в плане обеспечения функционирования РБ более суток при этой схеме и большем числе повторных включений двигателя. ЕМНИП.
Если кто из инсайдеров просветит общественность, то честь ему и хвала :)
ЦитироватьBack-stabbеr пишет:
Цитироватьmihalchuk пишет:
Разница при полёте через Луну - это в основном разница между скоростью достижения Луны и второй космической, около 100 м/с. Но что существенно - через Луну гораздо быстрее.
Не. Ещё подъём перигея. Что при идеальной "бесконечности" в-прочем тоже ноль..
У Луны другой минус -- этот фокус она позволяет делать всего два раза в месяц... Один раз похуже, второй -- получше.. Смотря из какого полушария стартовать...
Там ещё блохи есть - например, меньше скорость торможения для перехода на ГСО.
Цитироватьmihalchuk пишет:
ЦитироватьBack-stabbеr пишет:
Цитироватьmihalchuk пишет:
Разница при полёте через Луну - это в основном разница между скоростью достижения Луны и второй космической, около 100 м/с. Но что существенно - через Луну гораздо быстрее.
Не. Ещё подъём перигея. Что при идеальной "бесконечности" в-прочем тоже ноль..
У Луны другой минус -- этот фокус она позволяет делать всего два раза в месяц... Один раз похуже, второй -- получше.. Смотря из какого полушария стартовать...
Там ещё блохи есть - например, меньше скорость торможения для перехода на ГСО.
Это само-собой... Но опять-же перекликается с мнением предыдущего оратора о количестве коррекций, точности ГМ и пролонгированности функционирования РБ... 8)
Однико осваивать IMHO -- стоит. Опять-же -- типа как шажочек в с "сторону Луны"... Народ из "экспансиосистов" поймёт и потянется... :D
А там глядишь и станции навигации на Муне окажутся вполне себе аргументированы, и тд тп... ;)
Кто-то может прикинуть насколько в % такой путь даст прирост пн? Может усложнение РБ для такой схемы полета перечеркивает идею?
ЦитироватьBack-stabbеr пишет:
Однико осваивать IMHO -- стоит. Опять-же -- типа как шажочек в с "сторону Луны"... Народ из "экспансиосистов" поймёт и потянется... :D
Хе-хе...:)
Цитироватьоктоген пишет:
Кто-то может прикинуть насколько в % такой путь даст прирост пн? Может усложнение РБ для такой схемы полета перечеркивает идею?
Для Протона с Байконура выигрыш на ГСО примерно 30 %. Т.е. теоретически Ангарой с Плесецка можно запускать больше, чем Протоном, если повысить САС Бриза-М в связке со спутником до недели. :)
Цитироватьfagot пишет:
Цитироватьоктоген пишет:
Кто-то может прикинуть насколько в % такой путь даст прирост пн? Может усложнение РБ для такой схемы полета перечеркивает идею?
Для Протона с Байконура выигрыш на ГСО примерно 30 %. Т.е. теоретически Ангарой с Плесецка можно запускать больше, чем Протоном, если повысить САС Бриза-М в связке со спутником до недели. :)
Товарищи, почему в предложенной теме все проигнорировали
довыведение спутника на его ЭРД?
Мне кажется, применение ЭРД в этой ситуации меняет ситуацию в сравнении с ЖРД. и к лучшему.
вспомним SMART-1. он как попутка был выведен Арианом на стандартную ГПО.
И дальше он шел на своем ЭРД.
я видел карту его околоземных витков с месячным шагом. первые витки мало отличались от предыдущего, но затем процесс пошел и последние витки увеличивались сильно!
чем слабее гравитационное поле, тем лучше ЭРД!
наверное, электросаты можно запускать в облет Луны как АМС - отрабатывает РН, стандартный РБ - спутник сразу же отделяется от него, раскрывает батареи, приходит в сознание и далее сам ...
Сразу после облета Луны он начинает работать на торможение и через 10-15- больших, но последовательно уменьшающихся, витков выходит на ГСО.
кто нибудь сможет посчитать и ответить на вопросы в 1-м сообщении этой ветки?
есть ли на этом форуме кто-нибудь с высшим техническим образованием?
ЦитироватьОлигарх пишет:
Товарищи, почему в предложенной теме все проигнорировали
довыведение спутника на его ЭРД?
В НК писали, что на ЭРД очевидно выводить долго, а каждый день эксплуатации спутника дорого стоит. Т. е. при выведении на протяжении нескольких месяцев имеем косвенные убытки из-за того, что спутник не был в эксплуатации.
Хочу сказать что если кому и заниматься этой тематикой, то только России. Другим космическим державам и так хорошо - их космодромы намного южнее, поэтому в прямых запусках на ГПО/ГСО РФ всегда будет в невыгодной ситуации. Вобщем стОит как минимум прорабатывать такие варианты, тут можно быть только пионером, повторить будет просто не за кем.
ЦитироватьОлигарх пишет:
Товарищи, почему в предложенной теме все проигнорировали
довыведение спутника на его ЭРД?
Если есть варианты "улететь" к Луне с низкой орбиты в один импульс (без использования долгоживущего РБ или лучше просто вторым включением верхней ступени) , а далее добираться до ГСО на электротяге, то это было бы имхо многообещающе.
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
ЦитироватьОлигарх пишет:
Товарищи, почему в предложенной теме все проигнорировали
довыведение спутника на его ЭРД?
В НК писали, что на ЭРД очевидно выводить долго, а каждый день эксплуатации спутника дорого стоит. Т. е. при выведении на протяжении нескольких месяцев имеем косвенные убытки из-за того, что спутник не был в эксплуатации.
Если импульс до Луны обеспечить обычным ЖРД верхней ступени, то какую примерно ХС останется "добрать" с помощью ЭРРД?
ЦитироватьПлейшнер пишет:
ЦитироватьОлигарх пишет:
Товарищи, почему в предложенной теме все проигнорировали
довыведение спутника на его ЭРД?
Если есть варианты "улететь" к Луне с низкой орбиты в один импульс (без использования долгоживущего РБ или лучше просто вторым включением верхней ступени) , а далее добираться до ГСО на электротяге, то это было бы имхо многообещающе.
ЦитироватьПлейшнер пишет:
ЦитироватьАлександр Хороших пишет:
ЦитироватьОлигарх пишет:
Товарищи, почему в предложенной теме все проигнорировали
довыведение спутника на его ЭРД?
В НК писали, что на ЭРД очевидно выводить долго, а каждый день эксплуатации спутника дорого стоит. Т. е. при выведении на протяжении нескольких месяцев имеем косвенные убытки из-за того, что спутник не был в эксплуатации.
Если импульс до Луны обеспечить обычным ЖРД верхней ступени, то какую примерно ХС останется "добрать" с помощью ЭРРД?
Вы о чем спросили?
ЦитироватьОлигарх пишет:
Товарищи, почему в предложенной теме все проигнорировали
довыведение спутника на его ЭРД?
Потому что ЭРД на коленке не посчитаешь, а время нынче дорого. Могу только сказать, что потребная ХС будет порядка 500 м/с и потребуется 100 кг ксенона, только перигей желательно иметь ниже ГСО для уменьшения времени довыведения. По второму же вопросу вроде бы ясно написано, что вывести можно с запасом.
Цитироватьfagot пишет:
Могу только сказать, что потребная ХС будет порядка 500 м/с и потребуется 100 кг ксенона, только перигей желательно иметь ниже ГСО для уменьшения времени довыведения.
Перигей ниже ГСО но выше радиационных поясов, это понятно
Но принципиальный вопрос - нужен ли будет после пролета Луны единичный достаточно мощный импульс (требующий ЖРД), чтобы на следующем витке не уткнуться опять в Луну, либо же можно обойтись одной только электротягой?
ЦитироватьОлигарх пишет:
Товарищи, почему в предложенной теме все проигнорировали
довыведение спутника на его ЭРД?
Мне кажется, применение ЭРД в этой ситуации меняет ситуацию в сравнении с ЖРД. и к лучшему.
вспомним SMART-1. он как попутка был выведен Арианом на стандартную ГПО.
И дальше он шел на своем ЭРД.
я видел карту его околоземных витков с месячным шагом. первые витки мало отличались от предыдущего, но затем процесс пошел и последние витки увеличивались сильно!
чем слабее гравитационное поле, тем лучше ЭРД!
Так извините каждый такой виток имеет период в недели. Разница на самом деле невелика, пилить на ГСО "сверху" или "снизу", это по-любому месяцы и сопоставимые массы на рабочей орбите.
Что касается маневра у Луны, то грешно здесь жаловаться на недостаток информации. Все это давно посчитано, и за рубежом, и у нас, и с ЭРД и без ЭРД. Результаты, как нетрудно догадаться, не поражают воображения. Если рассматривать конкретно предложенный случай, то уместно обратиться к работам Константинова и Петухова, где в частности оптимизирован такой сценарий.:
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/103543.jpg)
1) Союз с Плесецка выводит на опорную 200км орбиту наклонением 62.8 Фрегат с искомым спутником.
2) Фрегат дает импульс 3135.4 м/с и связка уходит к Луне, куда прибывает 3.64 дня спустя
3) Маневр у Луны разворачивает плоскость орбиты и поднимает перигей до 98000 км
4) В перигее Фрегат дает прощальный импульс 539 м/с и отделяется. Спутник остается на орбите с апогеем около 120000 км, его масса в этот момент - 1495 кг.
5) В течении 60 дней с помощью ЭРДа тягой 0.3472 Н и УИ 16100 м/с спутник доводит орбиту до ГСО. Итоговая масса - около 1380 кг.
Для сравнения: ровно такого же результат можно достичь тем же Союз-Фрегатом с ЭРД-довыведением и при традиционной схеме, только участок полета на малой тяги будет длиться где-то 120 дней.
Вот такой расклад.
А массы спутников в обеих случаях одинаковые выходят?
ЦитироватьИмxотеп пишет: такой сценарий.:
1) Союз с Плесецка выводит на опорную 200км орбиту наклонением 62.8 Фрегат с искомым спутником.
2) Фрегат дает импульс 3135.4 м/с и связка уходит к Луне, куда прибывает 3.64 дня спустя
3) Маневр у Луны разворачивает плоскость орбиты и поднимает перигей до 98000 км
4) В перигее Фрегат дает прощальный импульс 539 м/с и отделяется. Спутник остается на орбите с апогеем около 120000 км, его масса в этот момент - 1495 кг.
5) В течении 60 дней с помощью ЭРДа тягой 0.3472 Н и УИ 16100 м/с спутник доводит орбиту до ГСО. Итоговая масса - около 1380 кг.
Это сценарий со вторым импульсом РБ после пролета Луны.
Вот если бы можно было ограничиться только одним для отлета к Луне, тогда можно было бы вовсе отказаться от РБ и свести "на нет" преимущество американской и европейской геопереходных орбит.
То что второй импульс можно выдать апогейной ДУ самого спутника - это даже практикой проверено.
Интересно, возможен ли вариант использования вместо второго импульса только ЭРРД спутника
ЦитироватьИмxотеп пишет:
2) Фрегат дает импульс 3135.4 м/с и связка уходит к Луне, куда прибывает 3.64 дня спустя
3) Маневр у Луны разворачивает плоскость орбиты и поднимает перигей до 98000 км
4) В перигее Фрегат дает прощальный импульс 539 м/с и отделяется.
А что, Фрегат сможет неделю с гаком в космосе пробыть, не разрядив батарейку и не потеряв точность ГСП?
Все это теоретические изыскания. На практике слабо применимые.
К примеру, считали для КВТК овермун. Получалось, что компонента испарится больше, чем выигрыш. Или надо теплозащиту напылять, что также съедает Мпг.
ЦитироватьПлейшнер пишет:
Интересно, возможен ли вариант использования вместо второго импульса только ЭРРД спутника
Вместо второго - скорее всего возможен. А вот вместо третьего...
Может эти второй и третий импульсы можно при помощи одноразовых РДТТ дать? Они надежны, на надежность системы в целом не повлияют. А недобранное из-за малого УИ РДТТ добрать на ЭРД.
П.С. если овермуном водородный разгонник отправлять, то без освоения заправки шугообразным водородом не обойтись.
ЦитироватьИмxотеп пишет:
Так извините каждый такой виток имеет период в недели. Разница на самом деле невелика, пилить на ГСО "сверху" или "снизу", это по-любому месяцы и сопоставимые массы на рабочей орбите.
Что касается маневра у Луны, то грешно здесь жаловаться на недостаток информации. Все это давно посчитано, и за рубежом, и у нас, и с ЭРД и без ЭРД. Результаты, как нетрудно догадаться, не поражают воображения. Если рассматривать конкретно предложенный случай, то уместно обратиться к работам Константинова и Петухова, где в частности оптимизирован такой сценарий.:
1) Союз с Плесецка выводит на опорную 200км орбиту наклонением 62.8 Фрегат с искомым спутником.
2) Фрегат дает импульс 3135.4 м/с и связка уходит к Луне, куда прибывает 3.64 дня спустя
3) Маневр у Луны разворачивает плоскость орбиты и поднимает перигей до 98000 км
4) В перигее Фрегат дает прощальный импульс 539 м/с и отделяется. Спутник остается на орбите с апогеем около 120000 км, его масса в этот момент - 1495 кг.
5) В течении 60 дней с помощью ЭРДа тягой 0.3472 Н и УИ 16100 м/с спутник доводит орбиту до ГСО. Итоговая масса - около 1380 кг.
Для сравнения: ровно такого же результат можно достичь тем же Союз-Фрегатом с ЭРД-довыведением и при традиционной схеме, только участок полета на малой тяги будет длиться где-то 120 дней.
Вот такой расклад.
3135.4 м/с это ХС для отлётной траектории с учетом грав. потерь?
Просто мысль в слух: а не лучше ли посмотреть дисер Фадеенкова про оптимизациию перелёта с низкой опорной на высокую целевую орбиту? Там, правда Плесецка нет, но это не принципиально.
ЦитироватьZOOR пишет:
ЦитироватьИмxотеп пишет:
2) Фрегат дает импульс 3135.4 м/с и связка уходит к Луне, куда прибывает 3.64 дня спустя
3) Маневр у Луны разворачивает плоскость орбиты и поднимает перигей до 98000 км
4) В перигее Фрегат дает прощальный импульс 539 м/с и отделяется.
А что, Фрегат сможет неделю с гаком в космосе пробыть, не разрядив батарейку и не потеряв точность ГСП?
Все это теоретические изыскания. На практике слабо применимые.
К примеру, считали для КВТК овермун. Получалось, что компонента испарится больше, чем выигрыш. Или надо теплозащиту напылять, что также съедает Мпг.
Сценарий Петухова и Константинова вызывает некоторые вопросы:
- почему у них прлучился такой большой перигей - 98000 км?
- почему прощальный импульс РБ выдается в перигее? У Левантовского это имеет смысл, так после этого спутник оказывается на ГСО, но здесь то еще будет довыведение на ЭРД спутника. Если я правильно понимаю Левантовского про использлвание пролетов небесных тел для разгонов/торможений, то соответствующие импульсы надо выдавать как можно ближе к этому телу. То есть, в данном случае прощальный импульс выдавать сразу же после облета, как только спутник окажется в плоскости ГСО.
Апогей благодаря этому и более раннему включению ЭРД спутника на торможение должен оказаться меньше ...
Но пусть РБ используется только для направления спутника к Луне.
Здесь
http://omyconf.com/uploads/conference/43feaeeecd7b2fe2ae2e26d917b6477d/material/popov.pdf (http://omyconf.com/uploads/conference/43feaeeecd7b2fe2ae2e26d917b6477d/material/popov.pdf)
расматривается применение АЭРДУ, но без облета Луны.
Мне кажется, Союз 2.1б+фрегат может вывести спутник, очент похожий на генпрокурора ... то есть на Экспресс АМ8 с применением АЭРДУ и облета Луны.
начальная масса такого спутника будет около 3-х тонн и Союз+Фрегат не сможет его вывести к Луне.
Ничего, пусть выведет сколько получится, например на орбиту 500-150000 км. За несколько недель спутник доразгонит себя до облета Луны, а потом скругление.
За 6 месяцев получится?
ЦитироватьОлигарх пишет:
- почему прощальный импульс РБ выдается в перигее?
...
...
Если я правильно понимаю Левантовского про использлвание пролетов небесных тел для разгонов/торможений, то соответствующие импульсы надо выдавать как можно ближе к этому телу. То есть, в данном случае прощальный импульс выдавать сразу же после облета, как только спутник окажется в плоскости ГСО.
Апогей благодаря этому и более раннему включению ЭРД спутника на торможение должен оказаться меньше ...
Если на пальцах, то основной принцип управления орбитами звучит так: "Условная точка приложения корректирующего импульса всегда лежит одновременно и на начальной, и на конечной орбитах". То есть, если, в Вашем случае, тормозящие импульсы выдавать в окрестностях Луны, на следующем витке спутник опять прилетит в окрестность Луны. А надо, чтобы он остался в окрестности Земли. Поэтому тормозящий "прощальный" импульс следует выдавать именно в перигее, чтобы ЭРД осталось меньше работы по опусканию апогея.
ЦитироватьОлигарх пишет:
Мне кажется, Союз 2.1б+фрегат может вывести спутник, очент похожий на генпрокурора ... то есть на Экспресс АМ8 с применением АЭРДУ и облета Луны.
начальная масса такого спутника будет около 3-х тонн и Союз+Фрегат не сможет его вывести к Луне.
Ничего, пусть выведет сколько получится, например на орбиту 500-150000 км. За несколько недель спутник доразгонит себя до облета Луны...
А Вы прикиньте, опять же, на пальцах, сколько времени спутник будет находиться в окрестности перигея на каждом витке орбиты 500-150000. Вангую, что меньше часа. Этого времени ЭРД может банально не хватить на подъём апогея до Луны до того, как спутник затормозится об атмосферу и упадёт. Поэтому жизненно необходимо либо лететь на облёт Луны с первого витка, либо сразу поднимать перигей хотя бы до 1000 км, а лучше до 10000 км.
P.S. Союз с Фрегатом дают переходную орбиту с перигеем 250 км и, согласно Руководству пользователя (http://www.arianespace.com/launch-services-soyuz/Soyuz-Users-Manual-March-2012.pdf), на апогей 150000 км тащат далеко не три тонны...
(https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/forum/file/51838)
ЦитироватьПлейшнер пишет:
Цитироватьfagot пишет:
Могу только сказать, что потребная ХС будет порядка 500 м/с и потребуется 100 кг ксенона, только перигей желательно иметь ниже ГСО для уменьшения времени довыведения.
Перигей ниже ГСО но выше радиационных поясов, это понятно
Но принципиальный вопрос - нужен ли будет после пролета Луны единичный достаточно мощный импульс (требующий ЖРД), чтобы на следующем витке не уткнуться опять в Луну, либо же можно обойтись одной только электротягой?
в феврале состоится
A SpaceX Falcon 9 rocket will launch the Eutelsat 115 West B and ABS 3A communications satellites. Eutelsat 115 West B will provide the Americas with video, data, government, and mobile services for Paris-based Eutelsat. ABS 3A will distribute television programming, Internet and mobile phone connectivity, and maritime services across the Americas, Europe, Africa and the Middle East for Asia Broadcast Satellite of Bermuda and Hong Kong. Built by Boeing, the satellites are the first spacecraft to launch in a conjoined configuration and are
!!! the first payloads to use !!! all-electric propulsion for orbit-raising.
сообщалось, что масса каждого из этих спутников около двух тонн.
На какой орбите их оставит РН? Интуитивно кажется, на суперпереходной ГПО ...
и первый европейский электросат
http://www.arianespace.com/news-press-release/2015/1-22-2015-SES-agreement.asp (http://www.arianespace.com/news-press-release/2015/1-22-2015-SES-agreement.asp)
Weighing 5,300 kg at launch, SES-12 will be placed alongside SES-8 in geostationary orbit at 95° East. It will replace the operator's NSS-6 satellite.
Built by Airbus Defence and Space using an all-electric propulsion version of the Eurostar E3000 platform, SES-12 will be fitted with 68 Ku-band and 8 Ka-band transponders.
Очевидо, этот электросат будет выведен а стандартную ГПО из Куру?
И насчет запуска электросата с облетом Луны. мне кажется, мощный импульс после облета не нужен.
даже при пассивном полете на 1м витке он не врежется в Луну.
как интересно с электросатами ...
ЦитироватьОлигарх пишет:
сообщалось, что масса каждого из этих спутников около двух тонн.
На какой орбите их оставит РН? Интуитивно кажется, на суперпереходной ГПО ...
У Гюнтера в описании платформы написано 4000 фунтов= 1816 кг.
Немного смущает, что при низком перигее спутник в течении нескольких месяцев будет пересекать радиационные пояса, а не задумано ли третьего включения верхней ступени Фалкона в апогее?
Если не ошибся в расчетах, то чтобы перейти с низкой орбиты на круговую 5000 км нужно добавить 1840 м/с т.е. даже меньше чем с низкой орбиты на ГПО
ЦитироватьПлейшнер пишет:
ЦитироватьОлигарх пишет:
сообщалось, что масса каждого из этих спутников около двух тонн.
На какой орбите их оставит РН? Интуитивно кажется, на суперпереходной ГПО ...
У Гюнтера в описании платформы написано 4000 фунтов= 1816 кг.
Немного смущает, что при низком перигее спутник в течении нескольких месяцев будет пересекать радиационные пояса, а не задумано ли третьего включения верхней ступени Фалкона в апогее?
Боинг заявляет, что они используют в платформе 702SP очень-очень радиационно стойкое оборудование, а также толстое защитное стекло на солнечных батареях.
ЦитироватьДенеб пишет:
ЦитироватьПлейшнер пишет:
ЦитироватьОлигарх пишет:
сообщалось, что масса каждого из этих спутников около двух тонн.
На какой орбите их оставит РН? Интуитивно кажется, на суперпереходной ГПО ...
У Гюнтера в описании платформы написано 4000 фунтов= 1816 кг.
Немного смущает, что при низком перигее спутник в течении нескольких месяцев будет пересекать радиационные пояса, а не задумано ли третьего включения верхней ступени Фалкона в апогее?
Боинг заявляет, что они используют в платформе 702SP очень-очень радиационно стойкое оборудование, а также толстое защитное стекло на солнечных батареях.
Насчет толстых стекол - это хохма?
Но проблема с многократным пересечением обоих поясов есть, а в случае облета Луны ее нет :)
итак, завтра:
Launch is set for 10:50 p.m. EST on March 1 (0350 GMT on March 2) from Cape Canaveral's Complex 40 launch pad. The satellites will be deployed in a supersynchronous transfer orbit with perigee of approximately 400 kilometers (250 miles), an apogee of 43,792 kilometers (27,211 miles) and an inclination of 24.8 degrees.
а при запусках из Куру нужна ли суперсинхронная орбита?
ЦитироватьОлигарх пишет:
Насчет толстых стекол - это хохма?
Может и хохма, но достаточно официальная. Цитирую: " Radiation hardened components, shielded harnesses, increased solar array coverglass thickness and the choice of electronics with robust radiation tolerance are all key design considerations in the face of this obstacle. A robust radiation approach has been incorporated, using a variety of components and design philosophies developed for previous LEO and GEO missions as well as some modifications specifically for the 702SP application."
Источник - Feuerborn, S. A., Neary, D. A., and Perkins, J. M. «Finding a way: Boeing's «All Electric Propulsion Satellite», AIAA-2013-4126, 49nd Joint Propulsion Conference, 2013 (http://arc.aiaa.org/doi/abs/10.2514/6.2013-4126)
ЦитироватьОлигарх пишет:
а при запусках из Куру нужна ли суперсинхронная орбита?
Суперсинхронная орбита нужна, чтобы применить схему Спитцера - схему, минимизирующую время довыведения на малой тяге. Она работает только на "скругление" орбиты, не меняя большой полуоси (или периода обращения - как кому нравится)
и не затрагивает наклонение. Для ГСО нужен период обращения, равный суткам, то есть начальная орбита должна быть геосинхронной. Геосинхронная с апогеем выше 36000 называется суперсинхронной.
Поэтому нет разницы, с какого космодрома пускать - если хочешь лететь на ГСО по Спитцеру, нужна суперсинхронная орбита. Только если наклонение этой орбиты будет отлично от нуля, итоговая круговая орбита будет наклонной круговой геосинхронной, а не геостационарной.
ЦитироватьДенеб пишет:
ЦитироватьОлигарх пишет:
а при запусках из Куру нужна ли суперсинхронная орбита?
Суперсинхронная орбита нужна, чтобы применить схему Спитцера - схему, минимизирующую время довыведения на малой тяге. Она работает только на "скругление" орбиты, не меняя большой полуоси (или периода обращения - как кому нравится) и не затрагивает наклонение . Для ГСО нужен период обращения, равный суткам, то есть начальная орбита должна быть геосинхронной. Геосинхронная с апогеем выше 36000 называется суперсинхронной.
Поэтому нет разницы, с какого космодрома пускать - если хочешь лететь на ГСО по Спитцеру, нужна суперсинхронная орбита. Только если наклонение этой орбиты будет отлично от нуля, итоговая круговая орбита будет наклонной круговой геосинхронной, а не геостационарной.Y
Неточно сформулировал вопрос :)
При запусках из Куру нужен ли высокий апогей для суперсинхронной или еще не суперсинхронной орбиты?
В декабре 2013 Протоном на суперсинхронную орбиту с апогеем 65000 км и апогеем 4000 км и наклонением 26 градусов был запущен гибридный intesat 5 F1. очевидно, в апогее импульс ЖРД перевел эту орбиту в плоскость ГСО, и затем с применением ЭРД орбита была скруглена. Не смог найти планируемую/фактическую схему довыведения этого спутника. если кто знает, pls, ссылку.
примерно в это же время состоялись первые пуски spaceX на ГСО. точнее, спутники выводились на суперсинхронные с апогеем на 80000 и 90000 км. Далее, очевидно, как с intelsat 5 F!. понятно, почему в этих случаях нужен высокий апогей - для минимизации расхода топлива на изменение плоскости орбиты.
высокий апогей, чевидно, нужен по этой же причине и электросатам. Верно?
В случае КУру изменять орбиту нужно только на 5 градусов и, наверное, это можно сделать попутно с круглением орбиты, как это сделали с Э АМ-6. но из Куру, как я понимаю, электросаты пойдут в обычных парных запусках. то есть, они из обычной ГПО будут делать сначала суперсинхронную и , наверное, еще на этом этапе, изменят наклонение в плоскость ГСО.
Интересный обзор:
Dawn Of The All-Electric Satellite (http://aviationweek.com/space/dawn-all-electric-satellite (http://aviationweek.com/space/dawn-all-electric-satellite))
PARIS – The first twoBoeing (http://awin.aviationweek.com/OrganizationProfiles.aspx?orgId=12083)-built, all-electric satellites have begun an eight-month
journey to reach their final orbit after launching atop a Space Exploration Technologies (http://awin.aviationweek.com/OrganizationProfiles.aspx?orgId=130904)(SpaceX) Falcon 9 rocket earlier this month, ushering in a new era in commercial satellite design
... Boeing announced the Eutelsat/ABS deal in March 2012, sparking a trend in the commercial telecom industry that saw satellite manufacturers in Europe and Asia scrambling to catch up. Three years on, however, Boeing has announced only one follow-up deal for its xenon-ion fueled 702SP satellite bus — the SES-15 for Luxembourg fleet operator SES that will launch in 2017 in the lower berth of the Ariane 5 ECA rocket.
In the meantime, competitors in Europe are now selling larger and much more powerful all-electric platforms using Hall-effect propulsion systems that require less time to finalize their orbit than the 702SP.
The French government is now financing development of a European electric-propulsion thruster being designed by Safran (http://awin.aviationweek.com/OrganizationProfiles.aspx?orgId=132193)'s Snecma (http://awin.aviationweek.com/OrganizationProfiles.aspx?orgId=24659) motors division. Snecma has been producing electric thrusters for years for in-orbit station keeping under license to
!!! Fakel of Russia. The new development is for an all-European thruster that will fly on spacecraft platforms built by Airbus (http://awin.aviationweek.com/OrganizationProfiles.aspx?orgId=33990) Defense and Space and Thales Alenia Space (http://awin.aviationweek.com/OrganizationProfiles.aspx?orgId=221463) of France and Italy.
Airbus Defense and Space, which is offering an electric-propulsion variant of its Eurostar E3000 equipped with the new Snecma propulsion system, says that of the four commercial telecom satellites it sold last year, two were all-electric, including the 3,500-kg Eutelsat 172B – the first European communications satellite equipped with electric plasma thrusters designed to raise, maneuver and position itself in geosynchronous orbit.
The other satellite, SES-12, is also based on the Eurostar E3000 platform and will likewise use electric plasma thrusters for orbit-raising and maneuvers. The 5,300-kg spacecraft will carry 68 high-power Ku-band transponders and eight Ka-band transponders and a new digital transparent processor for anti-jamming and in-orbit reconfiguring.
... Beranger says Eutelsat and SES are using the mass savings in different ways.
"Eutelsat decided to keep the mission, with Eutelsat 172B weighing roughly 3,500 kg," which will allow it to fit in the lower-cost position on the Ariane 5 in 2017, he said. If the satellite had been built to use traditional chemical propulsion for orbit-raising, it would weigh more than 6,000 kg.
SES, meanwhile, has done the opposite. "SES is using the room left over from the mass savings in order to grow the payload and the mission, so it's very interesting," Beranger said.
More recently, Airbus sold a second hybrid electric satellite, SES-14, which will launch in 2017 on a Falcon 9.
ЦитироватьОлигарх пишет:
Неточно сформулировал вопрос
При запусках из Куру нужен ли высокий апогей для суперсинхронной или еще не суперсинхронной орбиты?
В декабре 2013 Протоном на суперсинхронную орбиту с апогеем 65000 км и апогеем 4000 км и наклонением 26 градусов был запущен гибридный intesat 5 F1. очевидно, в апогее импульс ЖРД перевел эту орбиту в плоскость ГСО, и затем с применением ЭРД орбита была скруглена. Не смог найти планируемую/фактическую схему довыведения этого спутника. если кто знает, pls, ссылку.
примерно в это же время состоялись первые пуски spaceX на ГСО. точнее, спутники выводились на суперсинхронные с апогеем на 80000 и 90000 км. Далее, очевидно, как с intelsat 5 F!. понятно, почему в этих случаях нужен высокий апогей - для минимизации расхода топлива на изменение плоскости орбиты.
высокий апогей, чевидно, нужен по этой же причине и электросатам. Верно?
В случае КУру изменять орбиту нужно только на 5 градусов и, наверное, это можно сделать попутно с круглением орбиты, как это сделали с Э АМ-6. но из Куру, как я понимаю, электросаты пойдут в обычных парных запусках. то есть, они из обычной ГПО будут делать сначала суперсинхронную и , наверное, еще на этом этапе, изменят наклонение в плоскость ГСО.
Орбита с апогеем 65000 и перигеем 4000 не является суперсинхронной, поскольку период обращения КА на такой орбите составляет около 22,7 часов, то есть меньше суток.
В принципе, да, при выведении на орбиты с апогеем выше ГСО и наклонением больше, условно, 20 градусов, суммарное приращение скорости оказывается существенно ниже, чем для стандартной переходной орбиты. Поэтому КА с химическим апогейником удобно запускать на такие орбиты, при условии достаточности энергетических возможностей РН.
Что касается ЭРД малой тяги, то не надо забывать о длительности набора скорости при помощи двигателей малой тяги и связанной с этим длительностью и частотой "окунания" в радиационный пояс высоких энергий. Схема Спитцера позволяет сократить продолжительность выведения, но она требует именно синхронной орбиты.
Насчёт наклонения Вы правы - при малом наклонении апогей выше 36000 не несёт существенных преимуществ по суммарному приращению скорости. Однако с увеличением апогея растёт время нахождения КА на участке орбиты в окрестности апогея, что позволяет увеличить время работы двигателей малой тяги на каждом витке и сократить суммарное время выведения КА.
ЦитироватьДенеб пишет:
В принципе, да, при выведении на орбиты с апогеем выше ГСО и наклонением больше, условно, 20 градусов, суммарное приращение скорости оказывается существенно ниже, чем для стандартной переходной орбиты. Поэтому КА с химическим апогейником удобно запускать на такие орбиты, при условии достаточности энергетических возможностей РН.
Ну а если не условно, то выгода начинается с широты точки старта больше 38 градусов.
ЦитироватьОлигарх пишет:
В декабре 2013 Протоном на суперсинхронную орбиту с апогеем 65000 км и апогеем 4000 км и наклонением 26 градусов был запущен гибридный intesat 5 F1. очевидно, в апогее импульс ЖРД перевел эту орбиту в плоскость ГСО, и затем с применением ЭРД орбита была скруглена. Не смог найти планируемую/фактическую схему довыведения этого спутника. если кто знает, pls, ссылку.
примерно в это же время состоялись первые пуски spaceX на ГСО. точнее, спутники выводились на суперсинхронные с апогеем на 80000 и 90000 км. Далее, очевидно, как с intelsat 5 F!.понятно, почему в этих случаях нужен высокий апогей - для минимизации расхода топлива на изменение плоскости орбиты.
У Интелсата почти весь переход на ГСО производился на ЖРД. В случае Фалкона-9 высокий апогей применялся для утилизации избыточной грузоподъемности носителя, чтобы не связываться с апогейным включением второй ступени, а так при старте с Канаверала выгоднее выведение через ГПО с апогеем на уровне стационара.
Цитироватьfagot пишет:
ЦитироватьОлигарх пишет:
В декабре 2013 Протоном на суперсинхронную орбиту с апогеем 65000 км и апогеем 4000 км и наклонением 26 градусов был запущен гибридный intesat 5 F1. очевидно, в апогее импульс ЖРД перевел эту орбиту в плоскость ГСО, и затем с применением ЭРД орбита была скруглена. Не смог найти планируемую/фактическую схему довыведения этого спутника. если кто знает, pls, ссылку.
примерно в это же время состоялись первые пуски spaceX на ГСО. точнее, спутники выводились на суперсинхронные с апогеем на 80000 и 90000 км. Далее, очевидно, как с intelsat 5 F!.понятно, почему в этих случаях нужен высокий апогей - для минимизации расхода топлива на изменение плоскости орбиты.
У Интелсата почти весь переход на ГСО производился на ЖРД. В случае Фалкона-9 высокий апогей применялся для утилизации избыточной грузоподъемности носителя, чтобы не связываться с апогейным включением второй ступени, а так при старте с Канаверала выгоднее выведение через ГПО с апогеем на уровне стационара.
Насчет Inmarsat 5 F1.
The flight profile was designed to be virtually identical to the previous Proton mission with the Inmarsat-5 satellite (http://www.russianspaceweb.com/proton_inmarsat5f1.html). The 15-hour 31-minute orbital insertion process included the delivery of the satellite into
!!!! the Supersynchronous Transfer Orbit with an altitude of 65,000 by 4,341 kilometers,
which is almost twice as high as the satellite's ultimate destination in the geostationary orbit at 36,000 kilometers above the Equator. The satellite was to use its own propulsion system to enter an operational orbit with an orbital position 55 degrees West longitude over the Equator.
Salo в ветке про этот запуск отметил, что ЖРД будет использоваться для изменения плоскости орбиты и повышения апогея орбиты. Возможно, ЖРД перевел орбиту в плоскость ГСО, затем заработали ЭРД и когда апогей был достаточно поднят ЖРД, используя оставшееся топливо, поднял апогей до ГСО. И получилась орбита похожая на ту, про которую я задал вопрос в 1-м сообщении этой темы :)
Вскоре состоится первый пуск новой версии Фалкона, которая доставит на ГПО около 6000 кг, то есть практически догонит Протон. Если это пуск будет удачен, толпы операторов, бросая arianspace и ILS, ринутся к Маску ...
А Arianspace и ILS останется только жрать друг друга в сегменте, до которого МАСК пока не добрался. мне кажется :) ЦиХ и ILS стоит подумать о предложении с облетом Луны для тяжелых гибридных спуиников.
Насколько я понял из НК, вклад ЭРД на Инмарсате-5 в довыведение минимален.
Что касается Фалкона-9, то 6 т на канаверальской ГПО с недобором до ГСО 1800 м/с по массе спутника на целевой орбите примерно эквивалентны 5,4 т на протоновской и ариановской ГПО с недобором 1500 м/с, что позволит Маску охватить 50-55 % рынка против нынешних 35-40 %. Вот если состоится массовый переход на электросаты, это существенно облегчит ему задачу.
Цитироватьfagot пишет:
Насколько я понял из НК, вклад ЭРД на Инмарсате-5 в довыведение минимален.
Что касается Фалкона-9, то 6 т на канаверальской ГПО с недобором до ГСО 1800 м/с по массе спутника на целевой орбите примерно эквивалентны 5,4 т на протоновской и ариановской ГПО с недобором 1500 м/с, что позволит Маску охватить 50-55 % рынка против нынешних 35-40 %. Вот если состоится массовый переход на электросаты, это существенно облегчит ему задачу.
Решетневцы идут по пути, указанному товарищем Воропаевым;
Лёгкий и прочный бак с увеличенной прочностью и вместимостью позволил обеспечить большим количеством топлива двигательные установки, используемые для довыведения спутника на целевую орбиту. Благодаря таким инновационным разработкам стал в принципе возможным запуск носителем «Протон-М» крупногабаритного космического аппарата с увеличенной полезной нагрузкой.
Новый металлокомпозитный бак высокого давления будет создан
!!!!! для перспективного спутника ещё большей размерности, а также
!!!! для аппаратов среднего класса. Его вместимость теперь составит уже не 350, а 570 кг ксенона.
очевидно, большая часть из этих 570 кг будет использоваться для довыведения.
что это за спутники? Большой, очевидно, будет использовать два СПТ-100 для довыведения
А средние типа Э-АМ8? очевидно, их можно запускать на Союз 2-1б и А3?
ЦитироватьОлигарх пишет:
Интересный обзор:
Dawn Of The All-Electric Satellite ( http://aviationweek.com/space/dawn-all-electric-satellite )
PARIS – The first two Boeing (http://awin.aviationweek.com/OrganizationProfiles.aspx?orgId=12083) -built, all-electric satellites have begun an eight-month
journey to reach their final orbit after launching atop a Space Exploration Technologies (http://awin.aviationweek.com/OrganizationProfiles.aspx?orgId=130904) (SpaceX) Falcon 9 rocket earlier this month, ushering in a new era in commercial satellite design
... Boeing announced the Eutelsat/ABS deal in March 2012, sparking a trend in the commercial telecom industry that saw satellite manufacturers in Europe and Asia scrambling to catch up. Three years on, however, Boeing has announced only one follow-up deal for its xenon-ion fueled 702SP satellite bus — the SES-15 for Luxembourg fleet operator SES that will launch in 2017 in the lower berth of the Ariane 5 ECA rocket.
In the meantime, competitors in Europe are now selling larger and much more powerful all-electric platforms using Hall-effect propulsion systems that require less time to finalize their orbit than the 702SP.
...
своего рода дополнение к обзору;
http://spacenews.com/airbus-charges-ahead-with-electric-propulsion/ (http://spacenews.com/airbus-charges-ahead-with-electric-propulsion/)