Комментарии 76
Таймыр, Даурия и т.д. в проекте работают по той же схеме?
Теоретически, за возможность быстрого выведения своего кубсата на отдельную орбиту заказчик может заплатить и больше.
Вопрос только в том насколько это востребовано. Не так много кубсатов в год строится, еще меньше надо срочно запустить.
А в общем случае имеет смысл, если ракеты могут долго храниться. Производя некоторое количество универсальных ракет в год, которые могут быстро подготовлены для запуска после хранения, можно снизить стоимость. По требованию заказчика либо в космос либо как метеорологическая. К слову в СССР было много запусков
Ежегодно они запускали по 600 ракет.
Если смогут сделать дешево и пускать часто, то и цена снизится
Спрос, как видите, растет, их сотнями в год уже пускают.
С коммерческой точки зрении создание систем и связи и ДЗЗ на базе КА типа CubeSat в настоящее время лишено всякого смысла
Но вот на пальцах — берём фотик на 20МПх, прикручиваем к нему крутой объектив и снимаем поверхность. Реально? Да.
Конечно 0.5м на пиксель не получим, но для каких-то задач будет нормально.
И пуск сильно дешевле, и разрешение лучше и с облаками проблем меньше.
Вопрос только в том насколько это востребовано. Не так много кубсатов в год строится, еще меньше надо срочно запустить.
Ну рынок кубсатов имеет туже проблему, что и у их старших братьев — это стоимость вывода. Так что рынок можно запросто увеличить в разы, если цену на запуски снизить. Тем более сейчас средний вес спутников постоянно снижается (за счёт прогресса в электронике, фотоэлементах и средствах связи), так что рынок кубсатов весьма перспективен сам по-себе (хотя основным форм-фактором для спутников он конечно вряд ли станет.
И у кубсатов есть одно важное преимущество — их срок жизни на низкой орбите ограничен десятками лет, в то время как обычные спутники, в зависимости от орбиты — могут оставаться там сотни, и даже тысячи лет (а мусора на орбите уже и так хватает).
Так что у кубсатов есть своя ниша: возможность попробовать себя — для студенческих групп; проверка каких-нибудь технологий для старших братьев — чтобы целым «большим» спутником не рисковать; какие-то простые проекты, вроде создания искусственной звезды.
Т.е. он может иметь активные элементы и двигатели — если бабахнет, то не теряется дорогая основная нагрузка «большого запуска»
Будущее уже давно не на этом поле ..http://oaum-ozon.narod.ru/library/publications_vsg_s84/bystroprotekayuschie_pvsfvkify_1988.html
Это только вектор… на поле ЭПС. Но чтобы его читать… Нужна физика 3000
а сейчас =физика 1999.
Если Америка поменяет свою матрицу =клептопаразита. на синергиста. То может… технологии пойдут не на военку… а в гражданку… Но Сами америкосы.такого потенциала не имеют. Значит… надо ждать… климато-геологический фактор… Потому что Верить народу который участвовал в мошенничестве полета Голливуда на Луну… Проблематично… если бы Это был Зять для Вашей Дочери.То исход был бы понятен.Идейный наркоман хуже -химического. Тот питается людьми другой химией от людей…
В России пользуют Физику 3000. в Публичном Доступе =второй год.
Сначала я подумал отклонить этот комментарий, но потом передумал — хороший, качественный бред с шизофазией встречается не так часто.
Больше упоминаний нет
Не поленился сходил по ссылке.
Давно так не смеялся.
Прочитал: "Для облегчения головной боли используют просеянную муку..."
И закрыл.
Мукой, значит, голову сыплем и мигрень прошла.
А мы то и не знали…
Пойду сито поищу.
Именно здесь может найтись ниша простым ракетам-носителям, которые:
1) Используют твердое топливо, с которым проще и дешевле обращаться.
2) Минимизируют количество электроники — стартуют с рампы, стабилизируются вращением и вообще не используют системы управления на некоторых ступенях.
1) Обращаться проще, только вот изготовление и корпуса и заряда требует привлечения профессионально занимающихся этим фирм, с их не имеющих аналогов ценами.
В то время как бак для керосина можно сварить из листа в гараже.
2) Удешевляет, но резко повышает риск «что-то по мелочи пошло не так и с этим ничего не поделать»
Бак для керосина можно, а жрд — уже не очень.
И кстати, любительские ракеты как раз сплошь твердотопливные.
Наоборот, это скорее твердое топливо можно лить чуть ли не в гараже. А вот ЖРД, всякие клапаны, едкие или холодные компоненты — вот тут простор для разных проблем.
Ну и мотанный корпус — тоже не просто так.
В общем всё как обычно — чем меньше трудозатраты запускающего — тем больше трата его денег.
Топливо на основе перхлората аммония — давно не военная тайна. В США разных двигателей на нем — выше крыши, значит и другие могут.
И напрасно Вы так уничижительно отозвались о карамельках.
Работа с азотной кислотой или ЖК требует просто аккуратности — жидкости хоть своеобразные, но не ядовитые.
Во-первых, производство РДТТ на перхлоратах это 223 УК РФ.
Во-вторых, перхлорат стоит на два порядка дороже азотной кислоты.
В третьих, работать с концентрированной азотной безопаснее, чем с перхлоратами. На этом видео человек вообще работает с НДМГ и АТ даже без перчаток.
В четвёртых, процесс изготовления РДТТ требует контроля качества, чтобы в заряде не было микротрещин.
В пятых, на первой ступени РН теплоизоляция не обязательна (в случае с ЖК).
В шестых, УИ любительского РДТТ составляет 250-260 сек. УИ любительского ЖРД на паре скипидар/азотная кислота составляет до 305 секунд (Interorbital Systems).
В седьмых, любительские РДТТ имеют худшее массовое совершенство, чем любительские ЖРД.
В восьмых, использование ЖРД позволяет сделать двухступенчатую РН с хорошей мю ПН. Для РДТТ — минимум три ступени.
В девятых, РДТТ имеют большую перегрузку в конце работы. Её можно уменьшить, изменяя профиль заряда. Но это не для любителей.
Интересно, а комбинированные двигатели (ГИРД-0Х, космолеты Рутана) проще или сложнее сделать, чем ЖРД?
Погодите, "в гараже" я понял как юр. лицо с минимальными техническими возможностями. Оно сможет юридически обосновать законность производства твердотопливных ракетных двигателей. Хотя, честно скажу, я не могу оценить степень сложности и дороговизны такого разрешения.
С точки зрения хранения и обращения твердое топливо сильно выгоднее и проще, пусть и дороже на килограмм. Азотка — кислота, разьедает все, до чего дотянется, НДМГ — сильнейший яд и канцероген, даже перекись разлагается. В общем, проблем у каждого варианта хватает.
Хотя, честно скажу, я не могу оценить степень сложности и дороговизны такого разрешения.Поэтому нужно забыть про твёрдое топливо. Азотная кислота в свободной продаже, по 18 руб/кг. Её оборот на территории РФ никак не ограничен.
С точки зрения хранения и обращения твердое топливо сильно выгоднее и проще.Это не так. Хранение ПХА уже привело к взрыву:
Пожар на заводе возник примерно между 11:30 и 11:40 4 мая 1988 года. Далее огонь распространился на 55-литровые пластмассовые контейнеры внутри помещения склада, содержащего продукты производства. Первоначально сотрудники завода тщетно пытались тушить пожар внутри здания, заливая их из шлангов водой. Первый из серии взрывов, произошел около 10-20 минут после начала загорания, и сотрудники начали убегать или уезжать машинах от происходящего. Далее на заводе началась цепная реакция взрывов и возгораний. В процессе этого также был поврежден магистральный газопровод, и вся территория была объята пламенем. Пожар и взрывы продолжались несколько часов.
Про ПХА даже тема была на авиабазе.
Взрывоопасность перхлоратов, а главным образом — их смеси с горючими/восстановителями ГОРАЗДО более значительна, чем их токсичность.У Лина взорвался относительно простой ЖРД на перекиси, а вы предлагаете использовать перхлораты?
пусть и дороже на килограмм.
Заправка двухтонной ракетной ступени обойдётся в 4 миллиона рублей. А нам нужно хотя-бы 2-3 полных прожига ступени сделать. Такими темпами начинающая компания типа Лина быстро разорится.
Азотка — кислота, разьедает все, до чего дотянетсяДобавлять в азотную кислоту ингибитор научились ещё со времён Р-12.
НДМГ — сильнейший яд и канцерогенНДМГ и не нужен, вместо него подойдёт скипидар. Он самовоспламеняется с азотной кислотой, и не проигрывает по УИ керосину.
Достаточно рассчитать ЖРД в RPA, выточить КС из инконеля, поставить несколько штифтовых форсунок, графитовую вставку в критическое сечение — и можно испытывать. В этом случае не нужны эксперименты с катализаторным пакетом (как у перекиси), не нужна система зажигания (как у ЖК), не нужно экспериментировать с подбором оптимальной смеси (как у РДТТ).
> SS-520-4
А ведь четвёрка у них считается несчастливой: четвёртая версия какого-либо продукта обычно пропускается.
На каком типе двигателя будут строить ракету чаще всего определяется тем, какие двигатели умеет исполнитель, получивший заказ на разработку и производство.
Можно подумать, что те ракеты не ломались. Технический прогресс сам себя не поддержит, вполне можно разучиться и деградировать.
пусков пока не было, ждем
Т.е если Протон выводит на ГСО около 3 тонн при массе 705т, т.е примерно 0.4%, почему нельзя запустить ракету в 1/0.004 = 250 кг, чтобы вывести на орбиту 1кг? Ограничениями на электронику можно пренебречь.
В частности, выводимая масса пропорциональна кубу размеров ракеты, а сопротивление атмосферы — квадрату.
Т.е. получается что чем меньше ракета — тем меньший процент массы она выводит. А учитывая что требуется выводить и бесполезную нагрузку (отработавшую последнюю ступень, например) — на полезную может не остаться ничего.
(y+x)/(y+kx)=exp(deltaV/g/Isp), где:
y — масса полезной нагрузки
x — масса заправленной ступени, которую нам и нужно найти
k — коэффициент массового совершенства (масса пустой ступени, делённая на массу заправленной ступени)
deltaV — запас характеристической скорости ступени
Isp — удельный импульс двигателя ступени, выраженный в секундах
g — ускорение свободного падения на Земле, равное 9.81м/с^2.
Для выхода на низкую околоземную орбиту сверхлёгкой ракете нужно примерно 10000 м/с deltaV, для полёта на геопереходную — ещё 2400 м/с deltaV, для выхода на ГСО — ещё 2400 м/с при старте с широты Байконура (1800 м/с при старте с широты Канаверала)
Итого: 14800 м/с deltaV.
Для повышения скорости расчётов примем УИ всех ступеней равным 300 секунд, а массовое совершенство всех ступеней примем равным 0.15. Ступеней будет четыре, как у Протона. Масса ПН = 1 кг.
exp(14800/4/9.81/300)=3.52.
Решаем уравнение: (1+x)/(1+0.15x)=3.52
x=5.39. Прибавим к этому массу ПН (1 кг) и возведём в 4-ю степень, т.к. ступеней четыре:
(5.39+1)^4=1667. Мю ПН = 1/1667 = 0.06%. В семь раз хуже Протона.
А если сделать пять ступеней?
exp(14800/5/9.81/300)=2.734
Решаем уравнение: (1+x)/(1+0.15x)=2.734
x=2.94. Прибавим к этому массу ПН (1 кг) и возведём в 5-ю степень, т.к. ступеней пять:
(2.94+1)^5=949. Мю ПН = 1/949 = 0.105%. В четыре раз хуже Протона.
Кстати, массовое совершенство я немного завысил. Масса четвертой ступени для четырехступенчатой ракеты составит составит 0.808 кг, а масса заправленной — 5.39 кг. У пятиступенчатой РН масса пятой ступени составит 0.441 кг, заправленной — 2.94 кг. Создать ступень таких размеров с таким массовым совершенством невозможно. Поэтому чем лучше массовое совершенство, чем выше УИ и чем больше число ступеней — тем выше мю ПН.
Т.е, в принципе, носители такого размера вполне можно создавать, но масса полезной нагрузки будет близка к 0.
Насколько я понял, массовое совершенство в случае малых ракет зависит от создания очень миниатюрных и очень легких ракетных двигателей, баков, насосов, клапанов, электроники, итп.
Простым сверхлегким ракетам что-то не везет