Comments 62
Ребята, желаю вам не перегореть в этом деле и всё довести до конца! Держу за вас кулачки!
Спасибо большое за видео.
Из пожеланий: Хотелось бы получать больше информации по ходу работы над проектом, ведь это безумно интересно. Даже небольшие заметки.
Из пожеланий: Хотелось бы получать больше информации по ходу работы над проектом, ведь это безумно интересно. Даже небольшие заметки.
Стараюсь писать по возможности, но поскольку в проекте участвует много людей, далеко не все согласны с тем чтобы выносили все подробности «с кухни». Приходится искать компромисс.
This video has been removed for violating YouTube's Terms of Service.
НДМГ/АТ на базаре покупать будете? Хоть примерно знаете, сколько эти топливные компоненты стоят? Работать с ними вы умеете? Знаете про их высочайшую токсичность?
НДМГ/АТ на базаре покупать будете? Хоть примерно знаете, сколько эти топливные компоненты стоят? Работать с ними вы умеете? Знаете про их высочайшую токсичность?
А Вы хотите предложить работать с криогенными компонентами?
Я хочу предложить работать с перекисью, используя её как однокомпонентное топливо. Проигрыш в УИ по сравнению с НДМГ/АТ не столь большой, зато перекись не токсична, стоит в несколько десятков раз дешевле, и однокомпонентные двигатели на перекиси намного проще двигателей на НДМГ/АТ.
С перекисью чего? Водорода? 30% перекись водорода тоже на базаре не купишь, и она довольно агрессивна. Насчет УИ — большие сомнения.
Да, водорода. Купить можно и 3%, потом выпаривать под вакуумом, повышая концентрацию. Вот тема на авиабазе: http://forums.airbase.ru/2005/04/t32193--perekis-vodoroda.html
Агрессивность перекиси-ничто, по сравнению с токсичностью НДМГ и АТ.
УИ двигателя на перекиси доходит до 200 сек против 275 сек для НДМГ/АТ. Меньший УИ перекиси компенсируется бОльшей плотностью перекиси (1.4 г/см^3 против 1.17 г/см^3 для НДМГ/АТ) и простотой однокомпонентных перекисных двигателей, и, как следствие бОльшим массовым совершенством ступеней на перекиси перед ступенями на НДМГ/АТ.
Агрессивность перекиси-ничто, по сравнению с токсичностью НДМГ и АТ.
УИ двигателя на перекиси доходит до 200 сек против 275 сек для НДМГ/АТ. Меньший УИ перекиси компенсируется бОльшей плотностью перекиси (1.4 г/см^3 против 1.17 г/см^3 для НДМГ/АТ) и простотой однокомпонентных перекисных двигателей, и, как следствие бОльшим массовым совершенством ступеней на перекиси перед ступенями на НДМГ/АТ.
Вопросы «кто вам даст денег/ракету/гидразин/снимать Луну без разрешения Верховного Предиктора», мы отложили на этап эскизного проектирования. Сейчас ставится задача определить наиболее простую/надежную/легкую/недорогую конструкцию способную решить поставленные задачи.
Кот, ты сам же писал про кубсаты тут: https://habrahabr.ru/company/dauria/blog/223771/
Кубсаты 3U с высоты около 300 км обеспечивают разрешение 5-10 метров/пиксель. На Луне орбита будет раз в 15-20 ниже. Соответственно разрешение будет 25-50 см/пиксель. Этого более, чем достаточно. Добавить к этому небольшой ионник, собрать на платформе 6U. И отправить на лунную орбиту с низкой околоземной, за год долетит.
Масса этого спутника будет не более 10 кг, в отличие от ваших 160 кг.
Кубсаты 3U с высоты около 300 км обеспечивают разрешение 5-10 метров/пиксель. На Луне орбита будет раз в 15-20 ниже. Соответственно разрешение будет 25-50 см/пиксель. Этого более, чем достаточно. Добавить к этому небольшой ионник, собрать на платформе 6U. И отправить на лунную орбиту с низкой околоземной, за год долетит.
Масса этого спутника будет не более 10 кг, в отличие от ваших 160 кг.
Задуманные 25см на пиксель со 100 км прямо внушают. Гораздо лучше, чем было у Lunar Reconnaissance Orbiter, правильно понимаю?
Я немного может не в теме, но, почему-бы не вести всю разработку в виде Open Source? Причем как железную, так и програмную части. Вдруг такой подход позволит лучше скомпоновать, да и эффективнее создать микроспутник для таких целей исследования окололунного пространства?
Open Source обсуждался в самом начале проекта, но не все разработчики готовы выкладывать результаты своего интеллектуального труда на всеобщее обозрение и использование. Какое-то ПО выложим, когда до этого дойдет время.
Если вы готовы прочесть кратенько лекцию «Что такое Open Source и какая от него великая польза» — приходите на наши собрания. У меня убедить всех участников проекта в выгодах Open Source не получается.
Если вы готовы прочесть кратенько лекцию «Что такое Open Source и какая от него великая польза» — приходите на наши собрания. У меня убедить всех участников проекта в выгодах Open Source не получается.
Спорный вопрос, выгодно это или нет. Человек не из команды, который решил что-то по мелочи доработать — вряд ли принесёт проекту много пользы.
С радостью пришел-бы агитировать «за советскую власть» ) Но пока временно нахожусь за пределами нашей родины, и вернусь не ранее сентябля.
Я в свое время очень плотно занимался APM1 и частично APM2, и уверен, что вообще не занимался-бы этим, если-бы не подход OpenHardware при разработке железа. Взлететь компании (3DR) концепция Opensource не помешала, а напротив — только помогла.
Я согласен с тем, что наверное бОльшая часть разработки делается именно ядром комманды, но частичная ловля блох и частичный траблшутинг коммюнити делает очень даже не плохо.
Учитывая специфику(космоаппарат все-же), мне просто не ясен лейтмотив разработчиков «не выкладывать результат своего интеллектуального труда», т.е. не понятно — что именно мешает, это-же не железка, которую китайцы склонируют в шензене, и начнут миллионами на своем условном алиэкспрессе продавать… Я действительно не до конца понимаю именно опасения в выкладывании своего интеллектуального труда в столь экзотической области. Напротив — это и популяризация, и, при должном старании — серьезный плюсик в свою репутацию и в свое имя, что позволит сильно расширить горизонт доступных коммерческих предложений для себя лично, как для инженера.
Я в свое время очень плотно занимался APM1 и частично APM2, и уверен, что вообще не занимался-бы этим, если-бы не подход OpenHardware при разработке железа. Взлететь компании (3DR) концепция Opensource не помешала, а напротив — только помогла.
Я согласен с тем, что наверное бОльшая часть разработки делается именно ядром комманды, но частичная ловля блох и частичный траблшутинг коммюнити делает очень даже не плохо.
Учитывая специфику(космоаппарат все-же), мне просто не ясен лейтмотив разработчиков «не выкладывать результат своего интеллектуального труда», т.е. не понятно — что именно мешает, это-же не железка, которую китайцы склонируют в шензене, и начнут миллионами на своем условном алиэкспрессе продавать… Я действительно не до конца понимаю именно опасения в выкладывании своего интеллектуального труда в столь экзотической области. Напротив — это и популяризация, и, при должном старании — серьезный плюсик в свою репутацию и в свое имя, что позволит сильно расширить горизонт доступных коммерческих предложений для себя лично, как для инженера.
В том и дело, что сфера применения узкая, если что-то сам сделал, можешь считаться единственным экспертом в этой области, поэтому дарить направо и налево никто не хочет. Вспомните, например, Маска. Он спокойно выложил патенты на Теслу, а в SpaceX ревностно хранит все ноу-хау.
А вот тут как раз опен сорс только на руку: это публичная демонстрация своей экспертизы. От того, что кто-то прочитает твои исходники/документы/чертежи, ты не станешь менее экспертом, да и тот человек тоже не сильно прокачается без реального опыта. SpaceX всё же больше про коммерческую тайну, а вы, на сколько я понимаю, не ставите перед собой цели зарабатывать бабло.
Ну, как бы не очень хотелось, чтобы каждый встречный и поперечный мог построить недорогую баллистическую ракету.
на SpaceX всякие «договоры о нераспространении» распространяются. И на вас, кстати тоже — типа сими пилите, а всяким иранам-кореям подсказывать тонкости ни к чему.
Да просто код — г**но может оказаться)) А потом тебя и на работу не возьмут с таким гитхабом то, сколько бы ты там спутников не запустил к луне.
Ну и к тому же, если вдруг после запуска кто-нибудь найдет багу в коде, и не дай бог до того момента когда прошивку в спутник перезальют спутник подохнет на орбите из-за этой баги — будет сразу видно кто накосячил, коммиты то подписаны. И это сразу конец карьере)
Ну и к тому же, если вдруг после запуска кто-нибудь найдет багу в коде, и не дай бог до того момента когда прошивку в спутник перезальют спутник подохнет на орбите из-за этой баги — будет сразу видно кто накосячил, коммиты то подписаны. И это сразу конец карьере)
На мой взгляд код — наименее интересное.
Намного более интересно — это physical design & construction, т.е. аппаратная часть проекта. Если говорить о лунном спутнике — совершенно не понятно о каких договорах о нераспостраненнии может идти речь. Да и от спутника до ракеты — как от автомобиля до танка, т.е. пропасть.
Намного более интересно — это physical design & construction, т.е. аппаратная часть проекта. Если говорить о лунном спутнике — совершенно не понятно о каких договорах о нераспостраненнии может идти речь. Да и от спутника до ракеты — как от автомобиля до танка, т.е. пропасть.
Извините, что заявляюсь с таким приземленным вопросом на этот праздник инженерии и космоса, но дайте значочек. :) Их, вроде, уже пора получать, а почта молчит.
«Сейчас „в максимальной комплектации“ заправленный аппарат получается не легче 160 кг, это уже не микроспутник, а мини-, но в „сухом“ состоянии он в два раза легче, поэтому формально в пределах 100 кг держимся и можем считаться микроспутником.»
Полная масса = 160 кг;
Сухая масса = 80 кг;
При удельном импульсе 275 сек (именно такой УИ у РСУ на НДМГ/АТ) deltaV = 1870 м/с. А от ГСО до низкой окололунной орбиты необходимо 2400 м/с.
Можно перейти на вытянутую лунную орбиту, для этого понадобится около 1800 м/с deltaV. Только вот спутник на этой орбите просуществует очень недолго.
PS: Может вы для Кербина считали?
Пруф: https://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/thumb/7/74/Delta-Vs_for_inner_Solar_System.svg/2000px-Delta-Vs_for_inner_Solar_System.svg.png
Полная масса = 160 кг;
Сухая масса = 80 кг;
При удельном импульсе 275 сек (именно такой УИ у РСУ на НДМГ/АТ) deltaV = 1870 м/с. А от ГСО до низкой окололунной орбиты необходимо 2400 м/с.
Можно перейти на вытянутую лунную орбиту, для этого понадобится около 1800 м/с deltaV. Только вот спутник на этой орбите просуществует очень недолго.
PS: Может вы для Кербина считали?
Пруф: https://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/thumb/7/74/Delta-Vs_for_inner_Solar_System.svg/2000px-Delta-Vs_for_inner_Solar_System.svg.png
По вашей же картинке, с GTO (геопереходной орбиты) до лунной орбиты — 1600 м/с
Читайте внимательнее статью:
«Сейчас „в максимальной комплектации“ заправленный аппарат получается не легче 160 кг, это уже не микроспутник, а мини-, но в „сухом“ состоянии он в два раза легче, поэтому формально в пределах 100 кг держимся и можем считаться микроспутником. „
“К счастью нам подсказали компромиссный вариант: проектировать один тип спутника, но с двумя вариантами топливных баков: больше или меньше. Опубликованный вариант облика: большой.»
От комплектации зависит лишь размер баков.
Для полёта от ГСО до лунной орбиты нужно больше dV, чем от лунопереходной. В ихней «МАКСИМАЛЬНОЙ» комплектации (т.е. в комплектации для полёта от ГСО) deltaV=1870 м/с. В минимальной ещё меньше т.к. она рассчитана на полёт от ЛПО.
Всё это к тому, что ихняя «максимальная комплектация» подходит для полёта от ЛПО, но не от ГСО.
«Сейчас „в максимальной комплектации“ заправленный аппарат получается не легче 160 кг, это уже не микроспутник, а мини-, но в „сухом“ состоянии он в два раза легче, поэтому формально в пределах 100 кг держимся и можем считаться микроспутником. „
“К счастью нам подсказали компромиссный вариант: проектировать один тип спутника, но с двумя вариантами топливных баков: больше или меньше. Опубликованный вариант облика: большой.»
От комплектации зависит лишь размер баков.
Для полёта от ГСО до лунной орбиты нужно больше dV, чем от лунопереходной. В ихней «МАКСИМАЛЬНОЙ» комплектации (т.е. в комплектации для полёта от ГСО) deltaV=1870 м/с. В минимальной ещё меньше т.к. она рассчитана на полёт от ЛПО.
Всё это к тому, что ихняя «максимальная комплектация» подходит для полёта от ЛПО, но не от ГСО.
Хз, возможно, в статье ошибка — от ГСО же летать дороже. В любом случае, по вашим же расчетам получается, что энергетики максимального варианта вполне хватает для полета от ГПО, а если запульнут прям в Луну, то для выхода на орбиту нужно будет еще меньше (~700 м/с согласно этой схеме)
Я вообще невеликий специалист в баллистике (не больше обычного кербонавта ;), но вот здесь говорится вообще про 1310 м/с с LEO до LLO.
Пардон, это я не в ту сторону таблицу читал :) 1310 — это вернуться с учетом торможения в атмосфере.
Там ошибка какая-то. Для полёта с НОО до НЛО нужно как минимум около 3.2 км/сек для перехода на лунопереходную орбиту + около 700 м/с для торможения в перицентре около Луны. Итого: около 3900 м/с. 1310 м/с ну никак не может быть.
Лучше всего было бы лететь с НОО с помощью своей двигательной установки. Проблем с запуском на НОО не будет, перелёт по траектории НОО-ГПО-НЛО (низкая лунная орбита) эффективнее, чем НОО-ГСО-НЛО т.к. в первом случае экономится около 1600 м/с dV, спутник для первой траектории будет почти в 2 раза легче спутника для второй траектории.
А у расчётов Кота ошибка: «максимальной» комплектации не хватает для полёта с ГСО, но её слишком много для полёта с ГПО.
Лучше всего было бы лететь с НОО с помощью своей двигательной установки. Проблем с запуском на НОО не будет, перелёт по траектории НОО-ГПО-НЛО (низкая лунная орбита) эффективнее, чем НОО-ГСО-НЛО т.к. в первом случае экономится около 1600 м/с dV, спутник для первой траектории будет почти в 2 раза легче спутника для второй траектории.
А у расчётов Кота ошибка: «максимальной» комплектации не хватает для полёта с ГСО, но её слишком много для полёта с ГПО.
(удалено)
Я в тексте дал очень приближенное значение. Точные характеристики даны в презентации, или она для вас слишком сложна?
Классная идея.
Единственный вопрос — источник финансирования есть?
Если даже заикнуться про радстойкий бортовой компьютер, то можно распугать всех желающих ценой на него.
Единственный вопрос — источник финансирования есть?
Если даже заикнуться про радстойкий бортовой компьютер, то можно распугать всех желающих ценой на него.
Скажите, пожалуйста, какой в данный момент предполагается профиль полёта по орбите? Я правильно понимаю, что планируется круговая орбита ниже 100 км вдоль линии лунного экватора с последующим баллистическим спуском над Аполлонами для более чётких снимков? Или же этот вопрос пока не прорабатывался?
Совершенно неправильно понимаете. Всё же сказано на видео и презентации. Орбита круговая, почти перпендикулярная плоскости экватора. Средняя высота 50 км.
Спасибо за ответ, но позвольте уточнить один момент — места посадок Аполлонов 11, 12 и 14 находятся на линии экватора, 16 рядом с ней (15 и 17, конечно, чуть повыше), а учитывая, что основной задачей миссии объявлено именно подтверждение посадки американцев на Луну, почему не стали выбирать экваториальную орбиту, с которой лучше видно целых 4 посадочных модуля, включая исторический 11-й?
Вы не подумайте, что я придираюсь, просто хочется понять подоплёку вашего решения, из презентации я этот момент как-то не понял.
Вы не подумайте, что я придираюсь, просто хочется понять подоплёку вашего решения, из презентации я этот момент как-то не понял.
Желаю вам успехов в этом трудном деле!
По картинками получается что телескоп с апертурой ~ 250мм. Это примерно 27см*п. Этого точно хватит чтобы рассмотреть луноходы? Можете озвучить более детальные характеристики? Какова будет минимально возможная высота полета?
А еще, кроме картинок в посте, есть текст. В котором как раз говорится о том, что планируемый размер «трубы» телескопа 700мм.
Это я прочитал. Но там же написано что думали использовать сложную оптическую схему и сделать трубу в 350. Сейчас 700мм это его фокусное расстояние, или будет стоять корректор. Это будет обычный ньютон, или что-то более замороченное по типу Максутов-Кассегрен (хотя для него труба длинновата конечно). Также не сказано про используемую камеру. В общем мало информации о самой зрелищной части миссии.
> Можно использовать сложную оптическую схему и сделать его длиной 350 мм, но наш оптик утверждает, что в таком случае потребуется высочайшая точность сборки, высокая стойкость к вибрациям, сложность юстировки. В общем слишком высокие риски получить «близорукий» телескоп на орбите. Поэтому «труба» получается 700 мм, зато более неприхотливая по допускам, вибростойкости, температурным искажениям конструкции.
От 350мм отказались в пользу 700мм. Если вам действительно интересно, рекомендую посмотреть видео, или хотя бы полистать презентацию. Там больше подробностей.
Нужно понимать, что это аванпроект в стадии разработки. Окончательное решение по многим вопросам еще не принято.
От 350мм отказались в пользу 700мм. Если вам действительно интересно, рекомендую посмотреть видео, или хотя бы полистать презентацию. Там больше подробностей.
Нужно понимать, что это аванпроект в стадии разработки. Окончательное решение по многим вопросам еще не принято.
Кстати, по картинкам тоже около 700мм получается:
картинка
Sign up to leave a comment.
Новый проектный облик лунного микроспутника