Господа, а почему бы не компенсировать наше не совсем удобное географическое положение для запусков спутников на ГСО наличием РБ на ионном двигателе? Например, на СПД-140. Его характеристики:
Рабочее тело: Ксенон
Мощность: 4500 Вт.
Разрядное напряжение: 300 В.
Тяга: 290 мН.
УИ: 1770 сек.
Ресурс: 7850 ч.
КПД: 55%.
Масса: 8.4 кг.
Габаритные размеры, мм: 317×270×109.
Сам РБ состоит из четырёх двигателей СПД-140, и двух солнечных батарей 3х10 метров каждая, с суммарной площадью 60 м2. Батареи делаются на основе арсенида галлия, и имеют КПД = 25%. Это позволяет получать до 340 Вт/м2 электроэнергии. 1 м2 солнечной батареи весит 3-4 кг.
РБ с ПН будет увеличивать высоту своей круговой орбиты, а не формировать высокую эллиптическую орбиту. Это потребует около 5000 м/с deltaV для достижения ГСО.
Коррекции положения КА осуществляется изменением тяги ионных двигателей.
Итак, считаем:
Масса ПН на ГСО: 4000 кг.
Масса солнечных батарей: 240 кг.
Масса баков для ксенона с теплоизоляцией: 500 кг.
Масса двигателей: 32.6 кг.
Прочее (трубопроводы топлива, система связи, разъединения ПН и РБ и т.д.): 500 кг.
Масса ксенона: 1800 кг.
Итого: 7072.6 кг.
DeltaV = 5100 м/с.
Запускается этот РБ на РН Союз-2.
Ускорение КА при одновременной работе всех двигателей: 0.29*4/7072.6 = 0.164 мм/сек2.
Соответственно за 1 день скорость КА увеличится на 0.164 мм/сек2*3600*24 = 14.1696 м/с.
Однако, на НОО солнце не светит постоянно, и поэтому прирост ХС за 1 день будет около 7 м/с.
С увеличением высоты орбиты прирост ХС в день будет рости. Возьмём для рассчётов среднее значение - 10 м/с в день.
5000/10 = 500 дней.
Спутники на ГСО работают около 15 лет, полтора года полёта думаю им не повредят.
Отдельного рассмотрения стоит проблема полёта через радиационные пояса, их нежелательно пересекать много раз, т.к. могут произойти поломки техники. Можно поставить микро ДУ на гидразине, дабы быстрее пролететь через радиационные пояса. А дальше продолжать полёт с ионником.
А вот цена запуска спутника на ГСО упадёт почти в 3 раза, с 65 млн.$ (Для Протона-М) до 23 млн.$ (Для Союза-2.1Б)
Почему РБ, а не платформа под электросаты?
500 дней на вывод это слишком долго.
Цитироватьvlad7308 пишет:
Почему РБ, а не платформа под электросаты?
500 дней на вывод это слишком долго.
У РН есть лишь одна характеристика - цена 1 килограмма на НОО/ГПО/ГСО и т.д.
Спутники на ГСО работают по 15 лет, 500 дней это не так уж и много. Напомню: экономия составляет 42 млн.$
Называйте как хотите, хоть платформа, хоть РБ.
Зачем РБ, если на каждом геостационарном КА есть СБ, свой СПД или ионник и запас ксенона к нему?
ЦитироватьSalo пишет:
Зачем РБ, если на каждом геостационарном КА есть СБ, свой СПД или ионник и запас ксенона к нему?
Мощности СБ у КА не хватит, чтоб долететь от НОО до ГСО. Например, у Intelsat'a 15 мощность СБ = 4.6 кВт. А четырём ионникам надо 18 кВт.
Если вы предлагали объединить СБ с спутником, то думаю это неплохая идея. Мощности СБ много не бывает.
1) Летать энергетически выгоднее через эллиптические орбиты
2) С точки зрения радиационных поясов - эллиптические орбиты тоже лучше - быстрее проскакиваешь через пояс.
3) При выведении только с помощью РН высота НОО небольшая и атмосфера будет мешать, особенно с такой площадью СБ (не только тормозить, но и создавать моменты)
Отсюда вывод, что РБ необходим.
Экономить все равно можно, но делать не отдельный РБ, а довыводиться до ГСО с помощью платформы интегрированной в КА. Так вся система (СПД, СБ, баки, магистрали, СУ) послужит дальше на ГСО для поддержания орбиты. Кроме того управление на этом этапе будет происходить из ЦУПа КА, его персоналом и с задействованием штатных средств связи. Если делать отдельный РБ на СПД (предоставлять это как отдельную услугу выведения) то (кроме того что после того как он долетит на ГСО он по сути выбрасывается) нужно будет на эти полгода-год содержать ЦУП, персонал и арендовать средства связи.
Цитировать_Andrey пишет:
Экономить все равно можно, но делать не отдельный РБ, а довыводиться до ГСО с помощью платформы интегрированной в КА. Так вся система (СПД, СБ, баки, магистрали, СУ) послужит дальше на ГСО для поддержания орбиты. Кроме того управление на этом этапе будет происходить из ЦУПа КА, его персоналом и с задействованием штатных средств связи. Если делать отдельный РБ на СПД (предоставлять это как отдельную услугу выведения) то (кроме того что после того как он долетит на ГСО он по сути выбрасывается) нужно будет на эти полгода-год содержать ЦУП, персонал и арендовать средства связи.
Так тогда надо уже весь спутник целиком делать. А тут предлагается автономное средство выведения, на котором к тому же можно использовать аппаратуру со значительно меньшим сроком службы, чем на штатном спутнике, с его гарантийным сроком работы в 15 лет. К тому же на подобный РБ можно будет поставить существенно более мощные батареи, чем на спутник и тем самым сократить время выведения, что позволит быстрее приступить к целевой эксплуатации спутника.
Цитировать_Andrey пишет:
1) Летать энергетически выгоднее через эллиптические орбиты
2) С точки зрения радиационных поясов - эллиптические орбиты тоже лучше - быстрее проскакиваешь через пояс.
3) При выведении только с помощью РН высота НОО небольшая и атмосфера будет мешать, особенно с такой площадью СБ (не только тормозить, но и создавать моменты)
Отсюда вывод, что РБ необходим.
Экономить все равно можно, но делать не отдельный РБ, а довыводиться до ГСО с помощью платформы интегрированной в КА. Так вся система (СПД, СБ, баки, магистрали, СУ) послужит дальше на ГСО для поддержания орбиты. Кроме того управление на этом этапе будет происходить из ЦУПа КА, его персоналом и с задействованием штатных средств связи. Если делать отдельный РБ на СПД (предоставлять это как отдельную услугу выведения) то (кроме того что после того как он долетит на ГСО он по сути выбрасывается) нужно будет на эти полгода-год содержать ЦУП, персонал и арендовать средства связи.
1) Лететь на ионнике через эллиптическую орбиту очень долго. Через круговую хоть и энергозатратней, но всё-же быстрей.
2) Я уже предложил вариант решения этой проблемы - микро ДУ с гидразином.
3) Почитайте про спутник GOCE. Он летал на орбите высотой 255 км с одним ионником аж 4 года! У него тяговооружённость была в 21 раз хуже, чем в нашем случае. А с интегрированием ионника в платформу спутника согласен, так даже лучше будет.
Комодский Варан,
все просто на самом деле.
1. ДУ ГСО-спутнику все равно необходима в любом случае (даже если его ставят прямо точно на место). Для коррекций, ориентации.
2. СБ - тем более.
3. СУ - тем более.
Так что зарождающийся тренд на электросаты, довыводящиеся самостоятельно с ГПО, вполне логичен.
А Ваш ЭРД РБ - нет.
РБ - на то и РБ, что он выбрасывается после того, как он сделал свое дело. А какой смысл выбрасывать ДУ и СБ, если они продолжают быть нужны?
А если РБ все таки не выбрасывается, а продолжает служить в составе спутника весь его САС, обеспечивая его энергией и средствами позиционирования и ориентации - то это уже не РБ, а самая что ни на есть спутниковая платформа для электросатов.
И дальше остается вопрос, имеют ли экономический смысл элетросаты, довыводимые не с ГПО (как сейчас), а с НОО.
Лично я - не знаю. Можно порассуждать на тему, сколько дохода генерирует один день работы спутника. Но именно только порассуждать.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
1) Лететь на ионнике через эллиптическую орбиту очень долго. Через круговую хоть и энергозатратней, но всё-же быстрей.
Как считали? Даже используя эллипс с небольшим эксцентриситетом, можно очень быстро поднять апогей до высоты ССПО, а также аккуратно поменять наклонение орбиты и поднять перигей. И при этом количество прохождений через радиационные пояса будет минимальным.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
2) Я уже предложил вариант решения этой проблемы - микро ДУ с гидразином.
А не лучше обойтись нормальным РБ, пусть хотя бы и небольшим?
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
А с интегрированием ионника в платформу спутника согласен, так даже лучше будет.
Что в этом хорошего? Такое в принципе нельзя продать всем, ну и параметры будут крайне ограничены. Спутнику не нужно мощности больше необходимого, а с тем что у них есть, они и так спокойно могут доползти с ГПО или ССПО за несколько меньший срок.
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Почитайте про спутник GOCE.
Вы его видели? Он адаптирован для длительного полета по низкой околоземной орбите, и потому имеет крайне специфическую форму для минимизации аэродинамического сопротивления.
Цитироватьvlad7308 пишет:
РБ - на то и РБ, что он выбрасывается после того, как он сделал свое дело. А какой смысл выбрасывать ДУ и СБ, если они продолжают быть нужны?
СБ могут быть в разы больше, чем нужно конкретному спутнику для работы. И вывести с такими СБ можно будет куда быстрее, чем он сможет за счет своих.
Если сравнивать с выведением прямо на ГПО, а оттуда своими силами на ЭРД, следует учесть расположение космодрома. Для высокоширотных космодромов перераспределение импульсов между ЖРД и ЭРД может оказаться более актуальным для увеличения выводимой массы полезной нагрузки, даже с учетом создания такого РБ-прокладки. То есть относительно небольшой РБ осуществляет перевод связки "спутник-РБ на ЭРД" на некий эллипс, с апогеем меньше, чем у ГПО/ССПО, но без изменения наклонения, а этот буксир далее идет своим ходом. Ну а для срока службы в полгода-год нашей отечественной электроники должно же все-таки хватить. И это можно продать любому заказчику с любым аппаратом.
ЦитироватьАнтон Матвеев пишет:
ЦитироватьКомодский Варан пишет:
1) Лететь на ионнике через эллиптическую орбиту очень долго. Через круговую хоть и энергозатратней, но всё-же быстрей.
Как считали? Даже используя эллипс с небольшим эксцентриситетом, можно очень быстро поднять апогей до высоты ССПО, а также аккуратно поменять наклонение орбиты и поднять перигей. И при этом количество прохождений через радиационные пояса будет минимальным.
Рад. пояса начинаются на высоте 500 км. Поэтому прохождений через них будет очень много в случае с вашим эллипсом.
ЦитироватьАнтон Матвеев пишет: ЦитироватьКомодский Варан пишет:
2) Я уже предложил вариант решения этой проблемы - микро ДУ с гидразином.
А не лучше обойтись нормальным РБ, пусть хотя бы и небольшим?
Топливо, необходимое для перелёта через один рад. пояс будет весить 2% от массы КА, или 140 кг в нашем случае. Делать РБ для 140 кг топлива?
ЦитироватьАнтон Матвеев пишет: ЦитироватьКомодский Варан пишет:
А с интегрированием ионника в платформу спутника согласен, так даже лучше будет.
Что в этом хорошего? Такое в принципе нельзя продать всем, ну и параметры будут крайне ограничены. Спутнику не нужно мощности больше необходимого, а с тем что у них есть, они и так спокойно могут доползти с ГПО или ССПО за несколько меньший срок.
Из-за чего параметры будут ограничены? Из-за мощной ДУ или из-за больших мощных СБ?
ЦитироватьАнтон Матвеев пишет: ЦитироватьКомодский Варан пишет:
Почитайте про спутник GOCE.
Вы его видели? Он адаптирован для длительного полета по низкой околоземной орбите, и потому имеет крайне специфическую форму для минимизации аэродинамического сопротивления.
Да, видел. Можно в чём-то повторить его форму, у Союза-2б обтекатель 11.43 метра в длину.
Можно вывести сразу на орбиту 600х600 км, за 1-й рад. пояс. Там атмосферы практически нет.
А если на этот РБ поставить ещё и термический двигатель, работающий на энергии нагрева солнечных батарей?
так как современный КПД СБ находится около отметки 25%, то остальные 75% - это тепло, которое разогревает СБ, и с которым нужно бороться (холодные СБ работают лучше горячих). Это тепло как правило отводится радиаторами охлаждения.
Так вот, если сделать тепловой насос, который это тепло не отводит на радиатор, а греет теплообменник перед входом того-же ксенона в СПД, т.е. ксенон подаётся в СПД уже горячим, что должно, по идее, уменьшить расход энергии на превращение газа в плазму....
если в предложенном примере СБ генерирует 20 кВт электричества, то, думаю, можно и тепла с них снять те-же 20 кВт, с учётом 3 кВт на ньютон тяги, получается где-то 7 Н тяги этого двигателя должно добавится, что существенно...
ЦитироватьАнтон Матвеев пишет:
Цитироватьvlad7308 пишет:
РБ - на то и РБ, что он выбрасывается после того, как он сделал свое дело. А какой смысл выбрасывать ДУ и СБ, если они продолжают быть нужны?
СБ могут быть в разы больше, чем нужно конкретному спутнику для работы.
могут быть, а могут и не быть :)
Цитироватьvlad7308 пишет:
могут быть, а могут и не быть :)
Нужно стремиться к максимальному охвату рынка. И исходить из технологических возможностей, если уж говорить о России. Много стран возжелают купить у нас спутник связи для ГСО? Особенно с учетом проблем с импортозамещением и т.п.? И сможем ли мы сделать спутник с таким сроком работы? А такой РБ скорей всего сможем, к тому же можно попытаться применить некоторые перспективные конструкции. Например, бескаркасные солнечные батареи:
(http://www.aselibrary.ru/dataphotos/a/a4/a4e02002d8ffc4a94b4aa34373116a98.jpg)
ЦитироватьSubrogator пишет:
если в предложенном примере СБ генерирует 20 кВт электричества, то, думаю, можно и тепла с них снять те-же 20 кВт, с учётом 3 кВт на ньютон тяги, получается где-то 7 Н тяги этого двигателя должно добавится, что существенно...
Существенно то, сколько все эти добавочные системы будут весить. Мы же на ГСО летим! Там каждый грамм на счету.
Если делать это отдельным РБ, то
1) придется это "выбрасывать" после прилета
2) Масса. Если это часть спутника, то максимум на него навешивается что-то дополнительное (бак-для топлива на перелет, дополнительные пара движков), если это отдельный РБ, то все это дублируется (СБ, СУ, СОТР, движки ...)
3) Создание ЦУПа, зарплата персонала, аренда средств связи на время выведения
4) И наконец главное: как это время будет жить сам КА. При обычном выведении на ГСО, на пассивных участках строятся солнечные ориентации в целях обеспечения теплового режима КА и засветок его СБ (для обеспечения питания). Тут же ориентация будет определятся законом управления вектором тяги.
Цитировать_Andrey пишет:
Если делать это отдельным РБ, то
1) придется это "выбрасывать" после прилета
Или делать многоразовым и дозаправляемым. Что его изрядно утяжелит наверное...
Да, бескаркасные батареи (если они выглядят так как на рисунке) не подойдут. Тут нужны стандартные поворотные панели, так как корпус (двигатели) будет разворачиваться в соответствии с программой управления вектором тяги, а СБ поворачиваться в сторону Солнца.
И еще. На нынешних тяжелых спутниках целевая аппаратура потребляет столько, что на этапе выведения (когда она не работает) энергии с СБ на четыре СПД-140 должно хватить, то есть в случае интеграции - дополнительные СБ не нужны, только более емкий топливный бак и, возможно, дополнительные двигатели.
Цитировать_Andrey пишет:
1) придется это "выбрасывать" после прилета
А что, жалко? Зато не придется тащить потом лишнюю массу вместо полезной нагрузки.
Цитировать_Andrey пишет:
2) Масса. Если это часть спутника, то максимум на него навешивается что-то дополнительное (бак-для топлива на перелет, дополнительные пара движков), если это отдельный РБ, то все это дублируется (СБ, СУ, СОТР, движки ...)
Без полезной нагрузки спутника (антенн, передатчиков и т.п.) все это может быть несколько компактней и к тому же рассчитано на существенно меньшее время работы - не требуется большой ресурс.
Цитировать_Andrey пишет:
3) Создание ЦУПа, зарплата персонала, аренда средств связи на время выведения
Время выведения будет меньше, чем при использовании только своих СБ, так что заказчик сэкономит на времени работы своего ЦУПа.
Цитировать_Andrey пишет:
4) И наконец главное: как это время будет жить сам КА. При обычном выведении на ГСО, на пассивных участках строятся солнечные ориентации в целях обеспечения теплового режима КА и засветок его СБ (для обеспечения питания). Тут же ориентация будет определятся законом управления вектором тяги.
А разве СБ не после отделения раскрывают? Тут возможны варианты - либо удастся обойтись некой поворотной платформой (либо постоянно крутим, либо попеременно бока подставляем), либо придется городить контейнер с теплозащитой и радиаторами. Так что тут надо подробно считать. Весь вопрос в том, откуда выводим - особых выгод при возможности прямо выйти на ГПО тут не просматривается, а если взять Байконур или Плесецк, то возможно стоит подумать, тут и контейнер, и фактически еще один КА (или сильно доработанный РБ) могут оказаться выгодными. Все равно ведь летаем по 7-9, а то и 15 часов туда, куда весь мир добирается за 10-20 минут.
Время выведения не будет меньше, так как своих СБ вполне должно хватить.
За счет дублирования систем (СБ, СОТР, ДУ, СУ) итоговая масса на ГСО сильно уменьшается.
Кстати забыл еще один серьезный аргумент - обеспечение ориентации. В случае, когда все интегрировано - маховики находятся в центре и все прекрасно разворачивают в нужную сторону. А тут органы управления будут смещены относительно центра масс и на разворот тратятся гораздо большие усилия и время.
Цитировать_Andrey пишет:
Да, бескаркасные батареи (если они выглядят так как на рисунке) не подойдут. Тут нужны стандартные поворотные панели, так как корпус (двигатели) будет разворачиваться в соответствии с программой управления вектором тяги, а СБ поворачиваться в сторону Солнца.
Можно так поставить - как в одном энергиевском проекте. Две бескаркасные СБ, вращаются в разные стороны, за счет небольшого изменения их взаимного расположения можно управлять ориентацией связки КА+РБ.
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/325741.jpg)
Цитировать_Andrey пишет:
И еще. На нынешних тяжелых спутниках целевая аппаратура потребляет столько, что на этапе выведения (когда она не работает) энергии с СБ на четыре СПД-140 должно хватить, то есть в случае интеграции - дополнительные СБ не нужны, только более емкий топливный бак и, возможно, дополнительные двигатели.
И сколько они с жалким десятком киловатт туда будут ползти не с ГПО? Емкий бак - это большая масса неиспользованного ксенона и лишняя масса конструкции, если уж пытаться лететь с НОО или близкой по начальной энергетике орбиты. И это выльется в довольно существенное увеличение габаритов спутника, так как потребная характеристическая скорость вырастет в разы. К черту Куру и Канаверел, там подобные извращения вряд ли будут иметь смысл - потому электросаты под ГПО и делаются.
Так и не надо лететь с НОО. Это плохо во всех отношениях. Лететь надо с эллиптической орбиты.
Цитировать_Andrey пишет:
Время выведения не будет меньше, так как своих СБ вполне должно хватить.
Весь вопрос - с какой опорной орбиты? Можно подобрать такие параметры орбиты и такие параметры РБ, которое позволят получить существенный выигрыш по ПН. У нас ведь затраты для выхода на ГСО около 5 км/с.
Цитировать_Andrey пишет:
Так и не надо лететь с НОО. Это плохо во всех отношениях. Лететь надо с эллиптической орбиты.
Весь вопрос в том, с какими параметрами эллипса и какой мощностью РБ можно уложить выведение в более-менее вменяемый срок. Можно ли будет за полгода дотянуть туда тонн 8 хотя бы? И окажется ли это экономически рентабельней использования А5В с увеличенным КВТК?
Интересно, что даст круговая орбита в 19000 км по сравнению с ГСО? Грубо говоря насколько на орбиту Глонасса можно вытянуть больше на химии, а потом доковылять на ГСО на ЭРД.
Цитироватьоктоген пишет:
Интересно, что даст круговая орбита в 19000 км по сравнению с ГСО? Грубо говоря насколько на орбиту Глонасса можно вытянуть больше на химии, а потом доковылять на ГСО на ЭРД.
А наклонение какое? 51 градус?
Не силен в тонкостях.Если можете, то прикиньте 51 градус и 0. Ноль полученный на химии.