超级军网东方红3X全电推版什么情况?居然....
来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/04/28 12:37:41
昨天有兄弟问有没有什么510所60cm电推的消息。
几个月没关心了，今天就去检索了一把，看到10月份一组模拟数据，立即就警觉起来了。
立即发现很有趣的东西。那就是事关我们的全电推东方红3X（3B应该还不是全电推。只是应用电推做南北维持）中所用的电推发动机型号
详细见后面的截图
吓到我的主要是
1 作为主发动机离子电推的最大推力达到500mN，也就是0.5N
2 功率只有2500W
ps:这个还不是霍尔推力器，是太阳能帆板驱动的氙离子发动机
为什么这么说吓人（免得被误解是我在红裤衩），目前国内公开的电推力器，40~80mN，功率就1.2KW以上了（LISP-200 东方红3B用40~60mN推力单台）。
一般0.5N的离子发动机，功率至少得4~7kw吧，核电驱动的，最少也得22kw
这个发动机推力比较大，怀疑可能是510所没公开的30cm电推。双推力器组合。30CM的氙离子推力器，达到200~250mN左右没问题。
主要是输入功率是2500W比较意外。
这个应该是DFH3X卫星太阳能帆板能给卫星动力系统，提供的最大限度电源了（DFH3 最开始的太阳能帆板提供的功率是1700W，后面应该是达到2600~2700W）
文中卫星重量1000kg，是卫星平台的结构总量或干质量，具体看嫦娥1，也是这个重量差不多。
所以判断这个模拟算例，就是DFH3X（全电推进地球同步轨道卫星）
几个月没关心了，今天就去检索了一把，看到10月份一组模拟数据，立即就警觉起来了。
立即发现很有趣的东西。那就是事关我们的全电推东方红3X（3B应该还不是全电推。只是应用电推做南北维持）中所用的电推发动机型号
详细见后面的截图
吓到我的主要是
1 作为主发动机离子电推的最大推力达到500mN，也就是0.5N
2 功率只有2500W
ps:这个还不是霍尔推力器，是太阳能帆板驱动的氙离子发动机
为什么这么说吓人（免得被误解是我在红裤衩），目前国内公开的电推力器，40~80mN，功率就1.2KW以上了（LISP-200 东方红3B用40~60mN推力单台）。
一般0.5N的离子发动机，功率至少得4~7kw吧，核电驱动的，最少也得22kw
这个发动机推力比较大，怀疑可能是510所没公开的30cm电推。双推力器组合。30CM的氙离子推力器，达到200~250mN左右没问题。
主要是输入功率是2500W比较意外。
这个应该是DFH3X卫星太阳能帆板能给卫星动力系统，提供的最大限度电源了（DFH3 最开始的太阳能帆板提供的功率是1700W，后面应该是达到2600~2700W）
文中卫星重量1000kg，是卫星平台的结构总量或干质量，具体看嫦娥1，也是这个重量差不多。
所以判断这个模拟算例，就是DFH3X（全电推进地球同步轨道卫星）
几个月没关心了，今天就去检索了一把，看到10月份一组模拟数据，立即就警觉起来了。
立即发现很有趣的东西。那就是事关我们的全电推东方红3X（3B应该还不是全电推。只是应用电推做南北维持）中所用的电推发动机型号
详细见后面的截图
吓到我的主要是
1 作为主发动机离子电推的最大推力达到500mN，也就是0.5N
2 功率只有2500W
ps:这个还不是霍尔推力器，是太阳能帆板驱动的氙离子发动机
为什么这么说吓人（免得被误解是我在红裤衩），目前国内公开的电推力器，40~80mN，功率就1.2KW以上了（LISP-200 东方红3B用40~60mN推力单台）。
一般0.5N的离子发动机，功率至少得4~7kw吧，核电驱动的，最少也得22kw
这个发动机推力比较大，怀疑可能是510所没公开的30cm电推。双推力器组合。30CM的氙离子推力器，达到200~250mN左右没问题。
主要是输入功率是2500W比较意外。
这个应该是DFH3X卫星太阳能帆板能给卫星动力系统，提供的最大限度电源了（DFH3 最开始的太阳能帆板提供的功率是1700W，后面应该是达到2600~2700W）
文中卫星重量1000kg，是卫星平台的结构总量或干质量，具体看嫦娥1，也是这个重量差不多。
所以判断这个模拟算例，就是DFH3X（全电推进地球同步轨道卫星）
几个月没关心了，今天就去检索了一把，看到10月份一组模拟数据，立即就警觉起来了。
立即发现很有趣的东西。那就是事关我们的全电推东方红3X（3B应该还不是全电推。只是应用电推做南北维持）中所用的电推发动机型号
详细见后面的截图
吓到我的主要是
1 作为主发动机离子电推的最大推力达到500mN，也就是0.5N
2 功率只有2500W
ps:这个还不是霍尔推力器，是太阳能帆板驱动的氙离子发动机
为什么这么说吓人（免得被误解是我在红裤衩），目前国内公开的电推力器，40~80mN，功率就1.2KW以上了（LISP-200 东方红3B用40~60mN推力单台）。
一般0.5N的离子发动机，功率至少得4~7kw吧，核电驱动的，最少也得22kw
这个发动机推力比较大，怀疑可能是510所没公开的30cm电推。双推力器组合。30CM的氙离子推力器，达到200~250mN左右没问题。
主要是输入功率是2500W比较意外。
这个应该是DFH3X卫星太阳能帆板能给卫星动力系统，提供的最大限度电源了（DFH3 最开始的太阳能帆板提供的功率是1700W，后面应该是达到2600~2700W）
文中卫星重量1000kg，是卫星平台的结构总量或干质量，具体看嫦娥1，也是这个重量差不多。
所以判断这个模拟算例，就是DFH3X（全电推进地球同步轨道卫星）
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是不是可以理解为卫星轨道转移用太阳能就可以了，这样能节省很多燃料啊
2014-1-22 14:58 上传
dreamboat 发表于 2014-1-22 14:59
是不是可以理解为卫星轨道转移用太阳能就可以了，这样能节省很多燃料啊
文中提到还需要化学燃料发动机，做过范艾伦地球辐射带的备案。
这个是离子推力器是用来做主推发动机的。
是不是可以理解为卫星轨道转移用太阳能就可以了，这样能节省很多燃料啊
文中提到还需要化学燃料发动机，做过范艾伦地球辐射带的备案。
这个是离子推力器是用来做主推发动机的。
2014-1-22 15:03 上传
2014-1-22 15:09 上传
510的霍尔电推，同样没有合适产品
510的霍尔电推，同样没有合适产品
2014-1-22 15:13 上传
楠宫萧vn 发表于 2014-1-22 15:03
LIPS300也不够……按理说东4SP全电星的动力系统用在东3SP上没什么问题……可能论文数据有点错误吧？500mN… ...
你没仔细看他发的东西吧，电弧发动机而已，这东西要是先进，那真是见了鬼了，电弧发动机是电热发动机的一种，是最简单的电推发动机之一，好处是推力容易做大，坏处是比冲很低
LIPS300也不够……按理说东4SP全电星的动力系统用在东3SP上没什么问题……可能论文数据有点错误吧？500mN… ...
你没仔细看他发的东西吧，电弧发动机而已，这东西要是先进，那真是见了鬼了，电弧发动机是电热发动机的一种，是最简单的电推发动机之一，好处是推力容易做大，坏处是比冲很低
按照500MN功率2.5KW计算
即便效率100%，该发动机的比冲也就1000
即便效率100%，该发动机的比冲也就1000
lsquirrel 发表于 2014-1-22 15:42
你没仔细看他发的东西吧，电弧发动机而已，这东西要是先进，那真是见了鬼了，电弧发动机是电热发动机的一 ...
被他的510所300毫米电推误导了
你没仔细看他发的东西吧，电弧发动机而已，这东西要是先进，那真是见了鬼了，电弧发动机是电热发动机的一 ...
被他的510所300毫米电推误导了
纸飞机 发表于 2014-1-22 15:44
按照500MN功率2.5KW计算
即便效率100%，该发动机的比冲也就1000
电弧型电推的效率一般也就在30%到90%，比冲最高才700秒
按照500MN功率2.5KW计算
即便效率100%，该发动机的比冲也就1000
电弧型电推的效率一般也就在30%到90%，比冲最高才700秒
东方红4SP的电推确定下来了啊，LIPS300
如果你提供的论文数据没有错误……那么只能说明东3全电平台使 ...
就是因为功率不对，所以才说很奇怪
如果你提供的论文数据没有错误……那么只能说明东3全电平台使 ...
就是因为功率不对，所以才说很奇怪
你没仔细看他发的东西吧，电弧发动机而已，这东西要是先进，那真是见了鬼了，电弧发动机是电热发动机的一 ...
电弧是另一个dfh4电推文献里的
我也是觉得很怪异。
按楼上的指标，电弧也很困难
电弧是另一个dfh4电推文献里的
我也是觉得很怪异。
按楼上的指标，电弧也很困难
电弧发动机Arcjet的推力功率比高，很普通的也可达150mn/kw以上，功率可以做的很大，不仅可以做数百瓦几千瓦的功率，也可以做出几十千瓦甚至上百千瓦功率的电弧发动机来。此外电弧发动机的结构相当简单，推进剂选择范围宽，不像离子发动机那样要用昂贵的氙，电弧发动机可以直接用氢、氮、肼甚至氨做工质。
有这么多优势，但电弧发动机并没有霍尔电推或是离子电推那么广泛应用，因为商用型电弧发动机的比冲低的可怜，只有450~600秒，上天的试验型发动机ESEX算高的也只有约600秒，最高不过现役静电霍尔发动机主流的不到一半，是静电离子电推主流水平的1/5左右。当然，你要拿美国人实验室里16km/s的数据出来，说电弧发动机比冲1600秒，或是拿德国人实验室里HIPARC的1970秒的数据，那我也只好呵呵呵了
有这么多优势，但电弧发动机并没有霍尔电推或是离子电推那么广泛应用，因为商用型电弧发动机的比冲低的可怜，只有450~600秒，上天的试验型发动机ESEX算高的也只有约600秒，最高不过现役静电霍尔发动机主流的不到一半，是静电离子电推主流水平的1/5左右。当然，你要拿美国人实验室里16km/s的数据出来，说电弧发动机比冲1600秒，或是拿德国人实验室里HIPARC的1970秒的数据，那我也只好呵呵呵了
电弧发动机Arcjet的推力功率比高，很普通的也可达150mn/kw以上，功率可以做的很大，不仅可以做数百瓦几千瓦 ...
原文哪里肯定说是电弧发动机了，说的是太阳能离子推进器，氙气工质。我后面贴另外文献中有电弧等几种发动机的比较，不是一个文献。
原文哪里肯定说是电弧发动机了，说的是太阳能离子推进器，氙气工质。我后面贴另外文献中有电弧等几种发动机的比较，不是一个文献。
支持J8 发表于 2014-1-22 15:56
电弧是另一个dfh4电推文献里的
我也是觉得很怪异。
按楼上的指标，电弧也很困难
2500瓦/500mN，这么做真的不是有病么。火箭发动机功率P=0.5*F*V，2500=0.5* 0.5N X Isp，换算100%转换率也就是1000秒比冲，而离子电推的效率高的就是60%左右，或者说比冲只有600秒，对比电弧发动机这还真是扬短避长了
电弧是另一个dfh4电推文献里的
我也是觉得很怪异。
按楼上的指标，电弧也很困难
2500瓦/500mN，这么做真的不是有病么。火箭发动机功率P=0.5*F*V，2500=0.5* 0.5N X Isp，换算100%转换率也就是1000秒比冲，而离子电推的效率高的就是60%左右，或者说比冲只有600秒，对比电弧发动机这还真是扬短避长了
东方红五太慢了啊！！！
楠宫萧vn 发表于 2014-1-22 15:51
电弧型电推的效率一般也就在30%到90%，比冲最高才700秒
原文是氙气作为发动机工质。
电弧推力器的工质多数以肼催化分解产物为主吧
看这个，里面电弧推力器的工质里面，没有Xe氙.....
http://wenku.baidu.com/view/e5a3ed1c227916888486d785.html
电弧型电推的效率一般也就在30%到90%，比冲最高才700秒
原文是氙气作为发动机工质。
电弧推力器的工质多数以肼催化分解产物为主吧
看这个，里面电弧推力器的工质里面，没有Xe氙.....
http://wenku.baidu.com/view/e5a3ed1c227916888486d785.html
lsquirrel 发表于 2014-1-22 16:10
2500瓦/500mN，这么做真的不是有病么。火箭发动机功率P=0.5*F*V，2500=0.5* 0.5N X Isp，换算100%转换率 ...
我的看法，这个电推发动机，仅仅是用几个月用来做GTO到GEO的升轨。
不考虑寿命什么的。
你不能用深空探测或工作15年以上的南北维持动力的思路，来考虑这个主推进器。
2500瓦/500mN，这么做真的不是有病么。火箭发动机功率P=0.5*F*V，2500=0.5* 0.5N X Isp，换算100%转换率 ...
我的看法，这个电推发动机，仅仅是用几个月用来做GTO到GEO的升轨。
不考虑寿命什么的。
你不能用深空探测或工作15年以上的南北维持动力的思路，来考虑这个主推进器。
那这60cm口径的离子电推推力得到多大啊
那这60cm口径的离子电推推力得到多大啊
lsquirrel 发表于 2014-1-22 16:10
2500瓦/500mN，这么做真的不是有病么。火箭发动机功率P=0.5*F*V，2500=0.5* 0.5N X Isp，换算100%转换率 ...
注意到楼上LISP-100C发动机的参数。
比冲变化500~3000s
说明离子发动机，比冲设计在500s的时候是可能的。
我认为，离子发动机大功率运作时，对阴极伤害较大，比较损寿命。
所以一般都不会大功率运作。而上升发动机，工作时间只需要几个月。所以就把寿命值压低。
在我看来推进功率一定时。推力大，周期短，效果和推力小，周期长的最终是一样的。
但是推力大。相对应急机动能力强。
2500瓦/500mN，这么做真的不是有病么。火箭发动机功率P=0.5*F*V，2500=0.5* 0.5N X Isp，换算100%转换率 ...
注意到楼上LISP-100C发动机的参数。
比冲变化500~3000s
说明离子发动机，比冲设计在500s的时候是可能的。
我认为，离子发动机大功率运作时，对阴极伤害较大，比较损寿命。
所以一般都不会大功率运作。而上升发动机，工作时间只需要几个月。所以就把寿命值压低。
在我看来推进功率一定时。推力大，周期短，效果和推力小，周期长的最终是一样的。
但是推力大。相对应急机动能力强。
lsquirrel 发表于 2014-1-22 16:10
2500瓦/500mN，这么做真的不是有病么。火箭发动机功率P=0.5*F*V，2500=0.5* 0.5N X Isp，换算100%转换率 ...
查到了
最近有一篇哈工大的硕士论文，也是讲类似的方案研究（GTO转GEO轨道），只是用的推力器是他们的P70 80~120mN。
里面有很多数据，大部分看不懂。
但有一个表，就是推进系统总功率、比冲与入轨时间的比较（用多模态霍尔推力器）
同总功率下，如果是升轨的话，比冲越大，升的越慢
由此来说，此文的背景离子推力器，是特殊设计的双模态或多模态的离子推进器。
应该有至少两个模式，大推力，低比冲。
小推力，高比冲。
大推力、低比冲设计，这种设计有利于快速提升轨道，但消耗的燃料较多，花费的时间短。
大致是这样
2500瓦/500mN，这么做真的不是有病么。火箭发动机功率P=0.5*F*V，2500=0.5* 0.5N X Isp，换算100%转换率 ...
查到了
最近有一篇哈工大的硕士论文，也是讲类似的方案研究（GTO转GEO轨道），只是用的推力器是他们的P70 80~120mN。
里面有很多数据，大部分看不懂。
但有一个表，就是推进系统总功率、比冲与入轨时间的比较（用多模态霍尔推力器）
同总功率下，如果是升轨的话，比冲越大，升的越慢
由此来说，此文的背景离子推力器，是特殊设计的双模态或多模态的离子推进器。
应该有至少两个模式，大推力，低比冲。
小推力，高比冲。
大推力、低比冲设计，这种设计有利于快速提升轨道，但消耗的燃料较多，花费的时间短。
大致是这样
东四平台的通信卫星载荷还是进口法国的吗？