На ГСО с облетом Луны и довыведением на ЭРД спутника

Автор Олигарх, 24.12.2014 16:46:39

« назад - далее »

0 Пользователи и 1 гость просматривают эту тему.

fagot

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.

Плейшнер

#21
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?
Не надо греть кислород!
Я не против многоразовых ракет, я за одноразовые!

Имxотеп

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.:



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.

октоген

А массы спутников в обеих случаях одинаковые выходят?

Плейшнер

#24
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
Не надо греть кислород!
Я не против многоразовых ракет, я за одноразовые!

ZOOR

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.
Я зуб даю за то что в первом пуске Ангары с Восточного полетит ГВМ Пингвина. © Старый
Если болит сердце за народные деньги - можно пойти в депутаты. © Neru - Старому

Денеб

ЦитироватьПлейшнер пишет:
 
Интересно, возможен ли вариант использования вместо второго импульса только ЭРРД спутника
Вместо второго - скорее всего возможен. А вот вместо третьего...

октоген

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.

frigate

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? 
"Селена, луна. Селенгинск, старинный город в Сибири: город лунных ракет." Владимир Набоков

Александр Ч.

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.
Ad calendas graecas

Олигарх

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
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?

Денеб

#31
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, на апогей 150000 км тащат далеко не три тонны...


Олигарх

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
 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 ...

Плейшнер

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?
Не надо греть кислород!
Я не против многоразовых ракет, я за одноразовые!

Плейшнер

#34
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 
Не надо греть кислород!
Я не против многоразовых ракет, я за одноразовые!

Денеб

#35
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.

Олигарх

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? 

Денеб

#37
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

Денеб

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.

Олигарх

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)

PARIS – The first twoBoeing-built, all-electric satellites have begun an eight-month
journey to reach their final orbit after launching atop a Space Exploration Technologies(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's Snecma 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 Defense and Space and Thales Alenia Space 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.