Коммерческие запуски на ГСО

[Agent]

У внешнего рынка есть общие и очень жеские правила. Не играть по ним - не иметь доступа на рынок.
На данный момент демпинг за счет государства нивелируеться посредниками навроде ILS - но и все сливки они себе снимают.  Сча их больше одного. Но с созданием одного госмонстра и посредник останеться один. Тут уже он попадет под ограничения от своего правительства согласно международным договоренностям. То есть иностранная ПН будет поступать под российские запуски по квоте. А она будет устанавливаться не в ущерб своим - то есть обьедки с пирога.
При попытке России выйти на рынок самомтоятельно - введут запрет на запуски ею подконтрольной ПН (в основном ПН делают страны имеющие свои средства вывода) или же обложат каким драконовским налогом\пошлиной так, что это станет невыгодным.

Так что такие последствия (придеться жить только за счет внутренних заказов) - нада учитывать.

[avmich]

Интересно в контексте этого разъяснения посмотреть, как будет объясняться ситуация с Боингом-Эйрбасом и Арианспейсом (европейцы господдерживали весьма).

Дальше, Россия делает конкурентоспособную коммерческую ПН - скажем, спутники связи, и одними запретами на экспорт сейчас на козе не объедешь. Ну, грубо говоря :) .

Дальше, что есть демпинг? В России есть объективные конкурентные рыночные преимущества в секторе предоставления пусковых услуг, и это любой глава МИДа России наглядно может на пальцах объяснить. Опять же ссылка на Эйрбас... Ну, не будет пускать Запад - будут пускать все остальные, с попутным охлаждением отношений как ценой нерыночных попыток того же Запада. Кому надо?.. Иными словами - если бы Америка всегда закрывала свои рынки при угрозе из-за рубежа (вспоминаются "Тойоты"), была бы она такой конкурентоспособной?..

В общем, можно поподробнее? :)

[Agent]

Есть правила ВТО - в ответ на нарушения прописаны и наказания. Эпопея с Боингом и Аэрбасом проходила через призму этих договоренностей. Поэтому и разрешилась благополучно.
Россия не входит в ВТО. Китай, Бразилия и тд и тп - входят. И обязаны придерживаться правил. Из способных изготовить нечто только Украина не в ВТО. И то ненадолго - уже в этом году скорее всего - США их тормозили.

Супротив России же кажен волен применять любые ограничения. Но не может не применять общие. Иначе сам попадет под пресс.

Можно запретить покупать носители, российскую ПН, продавать комплектующие под эту ПН - что в голову взбредет. Поэтому напрямую выйти на рынок - шансы равны нулю. Демпинг - одно из самых наказуемых. И его не нада доказывать - это проблема России доказать что его нет. А при крутом замесе из военных, гражданских программ, госпредприятий и коммерции в одну кучу - сие невозможно.
Дешевле продавать просто не дадут. А при той же цене уже смотрят на качество.

[X]

Интересно в контексте этого разъяснения посмотреть, как будет объясняться ситуация с Боингом-Эйрбасом и Арианспейсом (европейцы господдерживали весьма).

Дальше, Россия делает конкурентоспособную коммерческую ПН - скажем, спутники связи, и одними запретами на экспорт сейчас на козе не объедешь. Ну, грубо говоря .

Дальше, что есть демпинг? В России есть объективные конкурентные рыночные преимущества в секторе предоставления пусковых услуг, и это любой глава МИДа России наглядно может на пальцах объяснить. Опять же ссылка на Эйрбас... Ну, не будет пускать Запад - будут пускать все остальные, с попутным охлаждением отношений как ценой нерыночных попыток того же Запада. Кому надо?.. Иными словами - если бы Америка всегда закрывала свои рынки при угрозе из-за рубежа (вспоминаются "Тойоты"), была бы она такой конкурентоспособной?..

В общем, можно поподробнее?

2 Ballistician:
А вот такой вариант не рассматривался:

РН+РБ, выработав все топливо, выводят спутник с ЭРДУ в облет Луны по медленной траектории – 5 суток до Луны, как Lunar Prospector, и сразу после вывода на эту траекторию РБ отделяется!  Так ли уж обязательно тащить этот РБ для торможения у Земли?

Спутник далее летит сам, после облета Луны он уже на экваториальной относительно Земли орбите.
Если спутник не тормозит, то он окажется на примерно такой орбите 36000-350000 км.
Но он начнет тормозить сразу после перигея (это мин расстояние до Земли? – 36000 км) и за несколько месяцев выйдет на ГСО. Почти обратный вариант движения Smart-1!
Имеет ли смысл такой вариант? Например, на ГСО доставляется больше ПН, чем в стандартном варианте перехода с внутренней орбиты на ГСО.  

Avmich и agent рассмотрели общую ситуацию. Да, наши РН оказались по разные стороны баррикад J
Но хотелось бы, чтобы они воевали не между собой, а с чужими РН. И сотрудничали между собой.
На самом деле, Протон и Союз не конкуренты, но оба они конкурируют с Зенитом, который, может быть, пора уже воспринимать как чужой?

[X]

2 Ballistician:
А вот такой вариант не рассматривался:

Рассматривался.

РН+РБ, выработав все топливо, выводят спутник с ЭРДУ в облет Луны по медленной траектории – 5 суток до Луны, как Lunar Prospector, и сразу после вывода на эту траекторию РБ отделяется!  Так ли уж обязательно тащить этот РБ для торможения у Земли?

Спутник далее летит сам, после облета Луны он уже на экваториальной относительно Земли орбите.
Если спутник не тормозит, то он окажется на примерно такой орбите 36000-350000 км.
Но он начнет тормозить сразу после перигея (это мин расстояние до Земли? – 36000 км) и за несколько месяцев выйдет на ГСО. Почти обратный вариант движения Smart-1!
Имеет ли смысл такой вариант? Например, на ГСО доставляется больше ПН, чем в стандартном варианте перехода с внутренней орбиты на ГСО.

У этого варианта есть определенные преимущества:
1) длительный участок перелета с малой тягой проходит вне радиационных поясов;
2) В силу отдаленности от Земли орбиты, на которой начинается скрутка на ГСО с малой тягой, тяговооруженность КА может быть меньше, чем при раскрутке на ГСО с низких начальных орбит.
Главные недостатки:
1) Требуемое приращение скорости (отлетный импульс), который должен обеспечить РБ - 3130-3140 м/с (напомню, что при выведении с Куру на ГСО с низкой орбиты по прямой схеме требуется ~4000 м/с). При использовании относительно низкой промежуточной орбиты (без грав. маневра у Луны) приращение скорости, обеспечиваемое РБ может изменяться от 0 до разницы между параболической и круговой скоростями, что дает свободу выбора между значением массы КА, доставляемого на ГСО и временем выведения. В рассматриваемой схеме с грав. маневром у Луны значительно увеличить массу КА, доставляемого на ГСО нельзя, так как минимальное приращение скорости с помощью РБ достаточно велико.
2) Необходимо существенно дорабатывать служебные системы КА, включая систему управления, командную и телеметрическую системы.
3) Для обеспечения коррекции траектории на отлетной траектории в такой схеме необходима традиционная ДУ КА (на ЖРД).

[Старый]

Начальная орбита, на которой стартует 702-я с ЭРДУ имеет (примерно) радиус перигея окю 35000 км, радиус апогея ок. 45000 км, наклонение в пределах 5 градусов.

Вы уверены?

[X]

Начальная орбита, на которой стартует 702-я с ЭРДУ имеет (примерно) радиус перигея окю 35000 км, радиус апогея ок. 45000 км, наклонение в пределах 5 градусов.

Вы уверены?

Я же говорил: "примерно" . Заставили меня посмотреть. У меня есть данные по нескольким первым КА. У них радиус перигея изменяется от 36000 до 39700 км, радиус апогея - от 45200 до 47600 км, а вот с наклонением я промахнулся: не более 0.2 градусов у всех этих КА.

[Старый]

Начальная орбита, на которой стартует 702-я с ЭРДУ имеет (примерно) радиус перигея окю 35000 км, радиус апогея ок. 45000 км, наклонение в пределах 5 градусов.

Вы уверены?

Я же говорил: "примерно" . Заставили меня посмотреть. У меня есть данные по нескольким первым КА. У них радиус перигея изменяется от 36000 до 39700 км, радиус апогея - от 45200 до 47600 км, а вот с наклонением я промахнулся: не более 0.2 градусов у всех этих КА.

А, блин, виноват! Вы сказали "радиус" а я чегото понял как "высота"... И ужаснулся откуда там такие суперстационарные орбиты, когда там ни разу апогея больше 40000 не было. Ну может если только 1 раз...
 Вобще странный манёвр. Фактически менялась не высота а эксцентриситет орбиты. Вы не скажете: зачем так сделали?

 А по поводу аналогий с Диалогом получается антианалогия - здесь спутник маневрировал на ЭРД не с переходной а фактически с ГСО.

[X]

Вобще странный манёвр. Фактически менялась не высота а эксцентриситет орбиты. Вы не скажете: зачем так сделали?

Если в двух словах: такой маневр позволяет увеличить массу целевой ПН на 100-150 кг.
Поясняю на примере GALAXY11. Сразу оговорюсь, что проектные параметры (в отличие от траекторных) этого КА я специально не уточнял, и взял примерные значения (которые, тем не менее, близки к действительности).
Начальная орбита после отделения от РН 6641.427х46250.6 км, i=5.6344 град. Пусть начальная масса КА на этой орбите 5000 кг, а удельный импульс апогейной ДУ КА (это которая на ЖРД) - 310 с. Тогда при прямом выведении КА на ГСО с этой орбиты, на ГСО прилетит КА массой 2927.49 кг (dV=140.69+1486.62=1627.31 м/с). Запомним это число.

Фактически же этот КА был с помощью апогейной ДУ на ЖРД переведен на промежуточную орбиту (ПО) 39671.24х45321.35 км, i=0.117 град. На это было потрачено dV=91.977+1380.38=1472.36 м/с, и масса КА на этой орбите равна 3080.58 кг. Далее выведение на ГСО осуществлялось ЭРДУ в течение 45 суток. Пусть удельный импульс ЭРДУ 3000 с, тяга 0.214 Н (соответствует 4.5 кВт электрической мощности и к.п.д. 0.7). Тогда, после аккуратной оптимизации перелета получим, что для выведения с этой ПО на ГСО за 45 суток требуется всего 11.24 кг ксенона, т.о. масса КА на ГСО в этом случае равна 3069.34 кг, или на 141.85 кг больше, чем при использовании только ЖРД.

Такая прибавка в массе ПН эквивалентна примерно 14 стандартным транспондерам. Пусть в базовой конфигурации у КА имеется 100 транспондеров, тогда при использовании ЭРДУ для довыведения их будет 114.  При средней цене годовой аренды 1 транспондера 250 тыс. у.е., полуторомесячная задержка введения в эксплуатацию КА из-за довыведения с помощью ЭРДУ приведет к издержкам в 3.125 млн. у.е. В то же время, добавка 14 дополнительных транспондеров приведет к дополнительным доходам в 3.5 млн. у.е. в год. Таким образом, в случае с GALAXY11 издержки на довыведение окупаются менее чем за год. При 15-летнем САС дополнительный (не приведенный) доход из-за использования довыведения с ЭРДУ составит примерно (15-1)*3.5=49 млн. у.е.

А по поводу аналогий с Диалогом получается антианалогия - здесь спутник маневрировал на ЭРД не с переходной а фактически с ГСО.

Сколько раз можно повторять про географию? :roll:
Между прочим, я уверен что HS702 - это только первый шаг. Это традиционная геостационарная платформа, при проектировании которой не принимались специальные меры для обеспечения задачи довыведения на ЭРДУ. Электроракетный транспорт становится все более эффективным с развитием технологий, поэтому наверняка это направление будет развиваться, в том числе и в США, в том числе и в сторону увеличения вклада ЭРДУ в выведение КА на ГСО.

[X]

Электроракетный транспорт становится все более эффективным с развитием технологий, поэтому наверняка это направление будет развиваться, в том числе и в США, в том числе и в сторону увеличения вклада ЭРДУ в выведение КА на ГСО.

Совершенно согласен!

Единственно я видел немножко другие данные по ЭРДУ.
Удельный 3800 тяга 0.165 Н и 4.5 кВт

http://www.boeing.com/defense-space/space/bss/factsheets/xips/xips.html
http://www.spacetethers.com/thrust.html

[Старый]

Вобще странный манёвр. Фактически менялась не высота а эксцентриситет орбиты. Вы не скажете: зачем так сделали?

Если в двух словах: такой маневр позволяет увеличить массу целевой ПН на 100-150 кг.
Поясняю на примере GALAXY11.Тогда при прямом выведении КА на ГСО с этой орбиты, на ГСО прилетит КА массой 2927.49 кг (dV=1627.31 м/с). Запомним это число.

Фактически же этот КА был с помощью апогейной ДУ на ЖРД переведен на промежуточную орбиту (ПО) 39671.24х45321.35 км, i=0.117 град. На это было потрачено dV=1472.36 м/с, и масса КА на этой орбите равна 3080.58 кг. Далее выведение на ГСО осуществлялось ЭРДУ в течение 45 суток.  Для выведения с этой ПО на ГСО за 45 суток требуется всего 11.24 кг ксенона, т.о. масса КА на ГСО в этом случае равна 3069.34 кг, или на 141.85 кг больше, чем при использовании только ЖРД.

Я наверно недосчтаточно чётко обозначил вопрос и вы не поняли. Я не спрашивал чем ЭРД лучше ЖРД, я спросил почему был выполнен такой странный манёвр: не подъём орбиты а её скругление? Почему на орбиту с периодом соответствующим стационарному выведение осуществлялось с помощью обычной ЖРДУ, а с помощью ЭРД затем только убирался её эксцентриситет? Зачем вообще потребовался этот "финт ушами": сначала выйти на некруговую орбиту а потом в холостую жечь ксенон поднимая перигей но одновременно понижая апогей? Если б спутник вышел с помощью ЖРД на орбиту высотой к примеру 30000-35800км а потом с помощью ЭРД дотягивал перигей до 35800 то всё было бы понятно, но в данном случае почему был выбран такой странный способ выведения? Зачем вообще в данном случае потребовался суперсинхронный апогей, ведь менять наклонение было практически не нужно?

Такая прибавка в массе ПН эквивалентна примерно 14 стандартным транспондерам. Пусть в базовой конфигурации у КА имеется 100 транспондеров, тогда при использовании ЭРДУ для довыведения их будет 114.
 При средней цене годовой аренды 1 транспондера 250 тыс. у.е., полуторомесячная задержка введения в эксплуатацию КА из-за довыведения с помощью ЭРДУ приведет к издержкам в 3.125 млн. у.е. В то же время, добавка 14 дополнительных транспондеров приведет к дополнительным доходам в 3.5 млн. у.е. в год. Таким образом, в случае с GALAXY11 издержки на довыведение окупаются менее чем за год. При 15-летнем САС дополнительный (не приведенный) доход из-за использования довыведения с ЭРДУ составит примерно (15-1)*3.5=49 млн. у.е.

Както вы странно считаете. В Хруничеве все расчёты такие? Почемуто всю прибавку веса вы израсходовали на транспондеры, какбудьто они у вас будут питаться святым духом, не стабилизироваться в точке стояния, не излучать тепло и т.д. и т.п. Между тем транспондерам нужна электроэнергия (дополнительные солнечные батареи) топливо для удержания в точке стояния, радиаторы для отвода тепла, волноводы и т.п. Если спутник весит 3 тонны и имеет 100 транспондеров значит на один транспондер приходится 30 кг веса а не 10. И 140 кг лишнего веса позволят вам разместить только 4 транспондера а не 14. Соответственно в три раза увеличится рассчитанный вами срок окупаемости и в три раза уменьшится рассчитанный вами экономический эффект. Если б с вашей зарплатой так ошиблись (заплатив в три раза меньше обещаного) вы б наверно были в шоке?

А по поводу аналогий с Диалогом получается антианалогия - здесь спутник маневрировал на ЭРД не с переходной а фактически с ГСО.

Сколько раз можно повторять про географию? :roll:

Да нет. Это мне приходится вам очередной раз напоминать про географию. Про то что все 702-е запущены с экватора, а вы хотите использовать эту аналогию для полярного круга. В запусках 702-х платформ за счёт ЭРД не происходило ни изменения наклонения ни подъёма орбиты. Таким образом никакой аналогии с изменением наклонения наших северных широт нет. Более того, если следовать этой аналогии, то вытаскивать спутник на геостационарную высоту и обнулять наклонение прийдётся обычными ЖРД, а уж потом (если за какимто хреном спутник окажется на элиптической но суточной орбите) то тогда только скруглять её с помощью ЭРД. То есть в запусках 702-й серии ЭРД выполняли задачи СОВЕРШЕННО ИНЫЕ нежели те, которые вы предусматриваете для Диалога. Это не говорит о том, что для предлагаемых вами задач использовать ЭРД нельзя, но это говорит о том что никакой аналогии между Диалогом и 702-й нет, более того, есть антианалогия.
 В запусках 702-х НЕ происходило подъёма орбиты и изменения наклонения с помощью ЭРД, вы же предлагаете поднимать орбиту и изменять наклонение. Это НАОБОРОТ по сравнению с тем что делалось на 702-х. Где аналогия?
 Я понимаю что очень хочется национальным путём обойти супостата на повороте (особенно когда на нормальный путь нет ни сил ни средств) но надо хорошенько подумать не заведёт ли этот путь очередной раз в тупик.

Между прочим, я уверен что HS702 - это только первый шаг. Это традиционная геостационарная платформа, при проектировании которой не принимались специальные меры для обеспечения задачи довыведения на ЭРДУ. Электроракетный транспорт становится все более эффективным с развитием технологий, поэтому наверняка это направление будет развиваться, в том числе и в США, в том числе и в сторону увеличения вклада ЭРДУ в выведение КА на ГСО.

Электрореактивный транспорт ничем не становится и не станет. Чем он был крайние 30 лет (начиная с ATS-6) тем он и остался и останется. Его удел - небольшие медленные коррекции. Большие орбитальные переходы это удел ЖРД на длительную перспективу, пока не будет изобретено чтото по массе и тяге адекватное нынешним ЖРД.
 Между прочим я уверен (и уже говорил об этом) что ЖРДУ исчезнут с борта геостационарных спутников. Но не потому что они будут летать на ГСО с помощью ЭРД, а наоборот, потому что их туда будут доставлять жидкостные межорбитальные буксиры. А уж по геостационару спутники будут путешествовать на ЭРД.

 И это уже не завтрашний а сегодняшний день. Уже летают Экспрессы и Ямалы без ЖРД, Только с ЭРД. И доставляют их туда буксиры. Раньше это была прерогатива Протона и Титана. Сейчас уже основные тяжёлые носители Дельта-4Н и Ариан-5ЕСВ рассчитаны на такую возможность. Не видеть этого значит быть либо слепцом либо уж слишком ангажированным.
 Все эти бредни с использованием лёгких списаных МБР пускаемых с полярного круга и малых спутников с перелётом на ГСО на ЭРД - это идеи позавчерашнего дня космонавтики. Их реализация (если бы она даже состоялась) толкала бы нас не вперёд а назад в прошлое. Всё это очередной "национальный путь" ведущий в очередной тупик.

[avmich]

Когда Старый толкует про "национальный путь" - верный признак...

Эх :( . Так хорошо дискуссия шла...

[X]

Все эти бредни с использованием лёгких списаных МБР пускаемых с полярного круга и малых спутников с перелётом на ГСО на ЭРД - это идеи позавчерашнего дня космонавтики. Их реализация (если бы она даже состоялась) толкала бы нас не вперёд а назад в прошлое. Всё это очередной "национальный путь" ведущий в очередной тупик.

Не знаю насколько применимы например к проекту @bus слова "легкая списанная МБР" - это Ariane 5,  "малые спутники" - масса более 2 тонн,
"национальный путь" к европейскому проекту:).

[Старый]

Все эти бредни с использованием лёгких списаных МБР пускаемых с полярного круга и малых спутников с перелётом на ГСО на ЭРД - это идеи позавчерашнего дня космонавтики. Их реализация (если бы она даже состоялась) толкала бы нас не вперёд а назад в прошлое. Всё это очередной "национальный путь" ведущий в очередной тупик.

Не знаю насколько применимы например к проекту @bus слова "легкая списанная МБР" - это Ariane 5,  "малые спутники" - масса более 2 тонн,
"национальный путь" к европейскому проекту:).

Я имел в виду "проекты" Диалог, Руслан-ММ и т.п.

[Старый]

Когда Старый толкует про "национальный путь" - верный признак...
Эх . Так хорошо дискуссия шла...

А по существу чего-нибудь возразить?
 Как, кстати, камера?

[avmich]

А к чему возражения, когда идёт просто обмен субъективными мнениями? ДипСпейс на ЭРД миссию откатал. Смарт на ЭРД к Луне успешно слетал. Артемис на ЭРД на ГСО вытащили. Идеи, может, не сегодняшние, но достаточно мало проработанные - и доработка идёт сейчас, последние пять лет. Дальше будет то же - в каждый моментиспользование ЖРД и ЭРД будет сбалансировано в соответствии с современным уровнем развития технологии - при этом ЖРД часто развивается медленнее, чем ЭРД, поэтому ЭРД отвоёвывает себе задачи...

Это, конечно, только мнение. О камере - мы пишем в другом месте, чтобы от темы не отходить.

[Старый]

ДипСпейс на ЭРД миссию откатал.

Ну и как? Все радостно ломанулись за ним? Маршевые ЭРД пошли на серийные спутники?

Это, конечно, только мнение. О камере - мы пишем в другом месте, чтобы от темы не отходить.

На авиабазе? Я чегото там нашёл один флуд.

[X]

Я наверно недосчтаточно чётко обозначил вопрос и вы не поняли. Я не спрашивал чем ЭРД лучше ЖРД, я спросил почему был выполнен такой странный манёвр: не подъём орбиты а её скругление? Почему на орбиту с периодом соответствующим стационарному выведение осуществлялось с помощью обычной ЖРДУ, а с помощью ЭРД затем только убирался её эксцентриситет? Зачем вообще потребовался этот "финт ушами": сначала выйти на некруговую орбиту а потом в холостую жечь ксенон поднимая перигей но одновременно понижая апогей? Если б спутник вышел с помощью ЖРД на орбиту высотой к примеру 30000-35800км а потом с помощью ЭРД дотягивал перигей до 35800 то всё было бы понятно, но в данном случае почему был выбран такой странный способ выведения? Зачем вообще в данном случае потребовался суперсинхронный апогей, ведь менять наклонение было практически не нужно?

Четкий ответ:

Целью оптимизации перелета по комбинированной схеме (ЖРД+ЭРД) за фиксированное время между двумя заданными орбитами является выбор программы управления и свободных граничных условий таким образом, чтобы они максимизировали целевой функционал, которым в данном случае является масса КА на ГСО. Программа управления определяется моментами включения и выключения ДУ и ориентацией вектора тяги на активных участках траектории, свободные граничные условия – это параметры промежуточной орбиты (ПО), на которой кончает работать ЖРД и включается ЭРД и, в ряде случаев, положение КА на начальной и конечной орбите. Такая задача оптимального управления с использованием формализма принципа максимума Л.С. Понтрягина сводится к краевой задаче для системы обыкновенных дифференциальных уравнений, дополненной условиями трансверсальности на граничных (начальная и конечная орбиты) и промежуточном (ПО) многообразиях. В результате решения этой задачи, помимо программы управления, определяются оптимальные параметры ПО, которые, в силу особенностей ньютоновской механики, обычно соответствуют эллиптической орбите даже для компланарного перелета (Ньютон – это один малоизвестный английский натурфилософ, Вы про него вряд ли слышали). Конкретные параметры оптимальной ПО определяются параметрами начальной и конечной орбит, проектными параметрами КА и его ДУ.

Меня восхищает Ваша безграничная самоуверенность в использовании не подкрепленной знаниями собственной интуиции для толкования достаточно тонких вопросов механики и оптимального управления.

Както вы странно считаете. В Хруничеве все расчёты такие? Почемуто всю прибавку веса вы израсходовали на транспондеры, какбудьто они у вас будут питаться святым духом, не стабилизироваться в точке стояния, не излучать тепло и т.д. и т.п. Между тем транспондерам нужна электроэнергия (дополнительные солнечные батареи) топливо для удержания в точке стояния, радиаторы для отвода тепла, волноводы и т.п. Если спутник весит 3 тонны и имеет 100 транспондеров значит на один транспондер приходится 30 кг веса а не 10. И 140 кг лишнего веса позволят вам разместить только 4 транспондера а не 14. Соответственно в три раза увеличится рассчитанный вами срок окупаемости и в три раза уменьшится рассчитанный вами экономический эффект.

А в армии все такие самоуверенные? Тогда понятно, почему мы страну профукали.
Я не специалист в радиотехнике и экономике, и эти цифры привел только для оценки, без претензий на какую-либо точность.
К Вашему сведению – транспондер – это не железяка такая, а частотный диапазон в канале связи. Всякие фидеры, антенны, радиаторы, преобразователи, ЛБВ/ТТУ уже включены в массу условного стандартного транспондера. Между прочим, масса модуля целевой аппаратуры (с радиаторами, антеннами, БКС, и т.д.) на современных западных больших геостационарных КА – около одной трети от их начальной массы на ГСО. Для HS702 это как раз около 1000 кг, а маломощных стандартных транспондеров на них как раз размещается порядка сотни.
Возможно, Вы удивитесь, но затраты топлива на ориентацию современных геостационарных КА крайне незначительны. Периодические моменты снимают маховики, а для их разгрузки используются не только ЭРД, но и моменты светового давления. Иногда, как на «Ямалах», совмещают разгрузку с коррекцией.
Так что я могу согласиться только с неучтенными дополнительными издержками на систему электропитания. 14 дополнительных транспондеров электрической мощностью по 60 Вт – это 840 Вт. На современной западной элементной базе дополнительная масса солнечных батарей, аккумуляторных батарей, аппаратуры регулирования и контроля на такую мощность составит около 30 кг. Поэтому готов согласиться на 11 транспондеров вместо 14.

Если б с вашей зарплатой так ошиблись (заплатив в три раза меньше обещаного) вы б наверно были в шоке?

Объяснение доступное для тупого хруника. Вообще-то не 4, а 11. Это Вы ошиблись в 3 раза.

В запусках 702-х НЕ происходило подъёма орбиты и изменения наклонения с помощью ЭРД, вы же предлагаете поднимать орбиту и изменять наклонение. Это НАОБОРОТ по сравнению с тем что делалось на 702-х. Где аналогия?

Аналогия в схеме выведения и в оптимальном управлении, по крайней мере. И решение для «Диалога», и решение для HS702 – близки к оптимальным для специфических в каждом случае условий выведения. Антианалогия в том, что американцы считают выгоду, разрабатывают и отрабатывают новые технологии, а нашей мерой перспективности технологий является интуиция Старого.

Я понимаю что очень хочется национальным путём обойти супостата на повороте (особенно когда на нормальный путь нет ни сил ни средств) но надо хорошенько подумать не заведёт ли этот путь очередной раз в тупик... Все эти бредни с использованием лёгких списаных МБР пускаемых с полярного круга и малых спутников с перелётом на ГСО на ЭРД - это идеи позавчерашнего дня космонавтики. Их реализация (если бы она даже состоялась) толкала бы нас не вперёд а назад в прошлое. Всё это очередной "национальный путь" ведущий в очередной тупик.

No comments.
Один умный Старый может задать столько вопросов, что сто дураков не ответят. :wink:

[X]

Ну и как? Все радостно ломанулись за ним? Маршевые ЭРД пошли на серийные спутники?

Вы не считаете что ЭРДУ 702-й выполняет маршевую задачу?

Тогда что Вы подразумеваете под словом маршевая задача?

[Старый]

Целью оптимизации перелета по комбинированной схеме (ЖРД+ЭРД) за фиксированное время между двумя заданными орбитами является выбор программы управления и свободных граничных условий таким образом, чтобы они максимизировали целевой функционал, которым в данном случае является масса КА на ГСО. Программа управления определяется моментами включения и выключения ДУ и ориентацией вектора тяги на активных участках траектории, свободные граничные условия – это параметры промежуточной орбиты (ПО), на которой кончает работать ЖРД и включается ЭРД и, в ряде случаев, положение КА на начальной и конечной орбите. Такая задача оптимального управления с использованием формализма принципа максимума Л.С. Понтрягина сводится к краевой задаче для системы обыкновенных дифференциальных уравнений, дополненной условиями трансверсальности на граничных (начальная и конечная орбиты) и промежуточном (ПО) многообразиях. В результате решения этой задачи, помимо программы управления, определяются оптимальные параметры ПО, которые, в силу особенностей ньютоновской механики, обычно соответствуют эллиптической орбите даже для компланарного перелета (Ньютон – это один малоизвестный английский натурфилософ, Вы про него вряд ли слышали). Конкретные параметры оптимальной ПО определяются параметрами начальной и конечной орбит, проектными параметрами КА и его ДУ.

Дяденька? Вы с кем это счас разговаривали?
 Насколько я понял вы не в состоянии вразумительно объяснить почему в данном случае была выбрана такая траектория? Напомню на всякий случай: апогей переходной орбиты был выбран существенно выше геостационарной и затем тратилось топливо на его понижение. Неслабо вам посчитать характеристическую скорость для "обычной" схемы с апогеем 35800 км и для этой?

Меня восхищает Ваша безграничная самоуверенность в использовании не подкрепленной знаниями собственной интуиции для толкования достаточно тонких вопросов механики и оптимального управления.

А меня ваша способность уходить от объяснений в дебри псевдонаучных разглагольствований отнюдь не восхищает... К тому же в данном случае вопрос был без всякого подвоха: мне хочется разобраться каков был физический смысл рассматриваемого финта.

А в армии все такие самоуверенные? Тогда понятно, почему мы страну профукали.

Ой! Уж не военные ли её профукали? Может даже конкретно авиатехники?  :shock:  

Я не специалист в радиотехнике и экономике, и эти цифры привел только для оценки, без претензий на какую-либо точность.
К Вашему сведению – транспондер – это не железяка такая, а частотный диапазон в канале связи. Всякие фидеры, антенны, радиаторы, преобразователи, ЛБВ/ТТУ уже включены в массу условного стандартного транспондера. Между прочим, масса модуля целевой аппаратуры (с радиаторами, антеннами, БКС, и т.д.) на современных западных больших геостационарных КА – около одной трети от их начальной массы на ГСО. Для HS702 это как раз около 1000 кг,  

А из чего же состоят остальные 2000 кг веса спутника, если транспондеры по вашему могут обходиться без них?
 Не надо быть специалистом в экономике чтобы понять, что если спутник весит три тонны и имеет сто транспаондеров, то на один транспондер приходится 30 кг веса спутника. И если модкль целевой аппаратуры весит тонну то значит для обеспечения его функционирования требуется ещё две тонны служебных систем без которых целевая аппаратура работать не будет. И если вы добавляете 140 кг "лишней" целевой аппаратуры то по любому должны найти для неё 280 кг "лишних" служебных систем.
 Между прочим масса источников электроэнергии современных западных больших геостационарных КА составляет около половины сухой массы КА. А у 702-го наверно даже больше.

Возможно, Вы удивитесь, но затраты топлива на ориентацию современных геостационарных КА крайне незначительны. Периодические моменты снимают маховики, а для их разгрузки используются не только ЭРД, но и моменты светового давления.  

Возможно вы удивитесь, но ориентация тут вобще не причём. Топливо на современных геостационарных ИСЗ расходуется в основном на удержание аппарата в точке стояния а также на поддержание нулевого наклонения орбиты. И на удержание в расчётной точке и с расчётным наклонением ваших 140 кг дополнительной транспондятины вам потребуется топливо хоть вы застрелитесь.

Иногда, как на «Ямалах», совмещают разгрузку с коррекцией.
Так что я могу согласиться только с неучтенными дополнительными издержками на систему электропитания. 14 дополнительных транспондеров электрической мощностью по 60 Вт – это 840 Вт. На современной западной элементной базе дополнительная масса солнечных батарей, аккумуляторных батарей, аппаратуры регулирования и контроля на такую мощность составит около 30 кг. Поэтому готов согласиться на 11 транспондеров вместо 14.

Вам прийдётся согласится на всё что потребовалось для 100 основных транспондеров. 30 кг на один транспондер. Или же предположить что ваши дополнительные транспондеры обладают чудодейственными свойствами - требуют для себя меньше ресурсов чем основные.

Если б с вашей зарплатой так ошиблись (заплатив в три раза меньше обещаного) вы б наверно были в шоке?

Объяснение доступное для тупого хруника. Вообще-то не 4, а 11. Это Вы ошиблись в 3 раза.

 Для "тупого хруника" приходится повторить ещё раз по буквам. Для 100 основных транспондеров требуется 3 тонны массы спутника - по 30 кг на каждый. Либо ваши дополнительные 11 транспондеров волшебные (чисто хруничевские в натуре) либо на каждый из них тоже потребуется 30 кг.

Аналогия в схеме выведения и в оптимальном управлении, по крайней мере. И решение для «Диалога», и решение для HS702 – близки к оптимальным для специфических в каждом случае условий выведения.

Ясненько. Что общего между Мерседесом и гужевой телегой? То, что они оптимальны для специфических условий. Исходя из этого поставим на телегу электрообогреваемое заднее стекло. Чтоб было как на Мерседесе. Переднее ставить не будем - нахрен оно надо?

Антианалогия в том, что американцы считают выгоду, разрабатывают и отрабатывают новые технологии, а нашей мерой перспективности технологий является интуиция Старого.

Наши геостационарные спутники давно уже обогнали американские в этом направлении. Давно уже, задолго до американских они обходятся без ЖРД и работают на чистых ЭРД. Давно уже у нас делается то, к чему только подходит Запад. Но разве до этого есть дело хруникам? Разве им нужны выгода и новые технологии? Им нужно впарить потребителю свою продукцию - Рокоты и что там ещё и ради этого они готовы не видеть чего угодно и объявлять прогрессом регресс и деградацию.  

No comments.
Один умный Старый может задать столько вопросов, что сто дураков не ответят. :wink:

Да уж, блин. Тяжело будет объяснить что уменьшение размера спутника и количества транспондеров это и есть прогресс.