Dansk Rumforskningsinstitut Byg din egen satellit - Space.aau.dk

More documents

Recommendations

Info

Dansk Rumforskningsinstitut Byg din egen satellit ⎛ ⎜ ⎝ mp := m0⋅ 1 − e − Δv Isp⋅g0 ⎞ ⎟ ⎠ (5.3-1) hvor mp er massen af brændstof, m0 er den samlede masse af fartøjet incl. raketmotor, brændstoftanke, brændstof, nyttelast, kort sagt det hele. Δv er den ønskede hastighedsændring, Isp er den specifikke impuls for det benyttede brændstof (se afsnit 5.2) og g0 er tyngdeaccelerationen (g0 = 9.80665 m/s 2 ). 5.3.1 Regneeksempel #3 med Mars Micromission Som et regneeksempel tages artiklen “Mars Micromisisons” , ref. [2], fig. 3, som er gengivet som fig. 5.3.1-1 nedenfor. Grafer: NASA JPL Fig. 5.3.1-1 Dv værdier for at komme fri af Jorden fra en GTO bane og via en eller flere slyngture (gravity assists) om månen og Jorden at sætte kursen mod Mars. På y-aksen skal man gå ind med tidspunktet for apogæum for den GTO bane man kan komme med op til. Mest sandsynligt er kl. 12 middag (Noon). Vælger vi et opsendelsestidspunkt midt i marts 2003, får man den billigste rejse. De skrå kurver starter for oven med Δv = 1500 m/s, tæller nedad til 1200 m/s, som forekommer to gange, og derefter opad til 1500 m/s i trin af 50 m/s. Det mest optimistiske er derfor Δv = 1200 m/s. En Mars Micromission, som skildret i gen/dssp/mis/tn/0010(2) Side 30 Byg_din_egen_satellit_2_Draft_1.doc
Dansk Rumforskningsinstitut Byg din egen satellit artiklen, vejer ved frigørelsen fra raketten m0 = 240 kg. Antager vi, at vi anvender tokomponent brændstof om bord, f.ex. UDMH + N2O4, er Isp = 307 s. Indsættes disse værdier i formel 5.3-1, fås mængden af brændstof til mp = 78.9 kg. Dette lyder helt rimeligt. Nu skal vi dog huske at medregne brændstof til Δv manøvrer undervejs til Mars og til opbremsning for at gå i kredsløb om Mars. Dette kan i værste fald beløbe sig til lige så meget. Indsætter vi derfor Δv = 2400 m/s i formel 5.3-1 får vi brændstofmængden mp = 131.8 kg. Dette er lidt over halvdelen af satellittens totale masse, men det er også ganske rimeligt. Mere end 2/3 af satellittens masse til brændstof skal man dog ikke regne med går an i praksis. En tur til Venus kan gøres for cirka samme delta-v som til Mars mens en mission til Merkur kræver yderligere et delta-v på ca. 800 m/s. For at nå asteroidebæltet mellem Mars og Jupiter vil man benytte en Venus “gravity assist” med samme delta-v forbrug. Det er derimod tvivlsomt om man kan nå Jupiter, Saturn … med denne type mission. Se også ref. [2]. I tabel 5.3.1-1 er forsøgt uddraget nogle cirka-værdier for delta-v til forskellige steder i solsystemet på grundlag af "Mars Micromission" konceptet. Værdierne kan dog variere en hel del alt efter opsendelsestidspunktet , se fig. 5.3.1-1, antallet af slyngture og de nødvendige delta-v manøvrer for at lægge kursen rigtigt hertil samt geometrien ved en eventuel indsætning af en sonde i kredsløb om planeten. Manøvre Merkur Mars, Venus Asteroider (via Venus) Δv for at nå til målet og flyve tæt forbi. (Δv to approach) Yderligere Δv for at at gå i kredsløb om målet (Additional Δv to orbit) ca. 2400 m/s ca. 1650 m/s ca. 1650 m/s ca. 1050 m/s ca. 1050 m/s Ikke relevant Ialt ca. 3450 m/s ca. 2700 m/s - Tabel 5.3.1-1 Dv krav for forskellige mål i solsystemet på basis af "Mars Micromissions" gen/dssp/mis/tn/0010(2) Side 31 Byg_din_egen_satellit_2_Draft_1.doc
Page 1 and 2: Dansk Rumforskningsinstitut Byg din
Page 29: Dansk Rumforskningsinstitut Byg din
Page 79: Dansk Rumforskningsinstitut Byg din

Dansk Rumforskningsinstitut Byg din egen satellit - Space.aau.dk

Create successful ePaper yourself

Delete template?

Save as template?