¿Podría un cubesat impulsarse a Marte?

Escribí la respuesta a continuación a la pregunta ¿Se podría impulsar un cubesat a la luna? antes de darme cuenta de que decía Luna y lo había escrito para Marte, así que cloné esa pregunta y moví la respuesta aquí.

¿Es posible con las tecnologías actuales impulsar un cubesat, que se lanza desde la Tierra, a la Luna Marte?

Estoy un poco desconcertado aquí porque cada respuesta asumió la propulsión eléctrica, lo que parece cuestionable en un cubesat donde la energía nuclear está fuera de discusión.
@ikrase Creo que todos están asumiendo la propulsión eléctrica solar . Los paneles solares pueden ser bastante ligeros. Eso me da una idea para una nueva pregunta: relación de masa de energía solar-eléctrica versus energía termoeléctrica de radioisótopos para la propulsión; ¿Más allá de cuántas AU ganan los RTG?

Respuestas (2)

Supongo que te refieres a la propulsión del propio CubeSat.

¡No en este momento! Principalmente debido a la restricción de rendimiento (vida útil del propulsor) en los pequeños propulsores de propulsión eléctrica (EP) diseñados para CubeSats.

En este momento, el propulsor líder de CubeSat EP es el BIT-3 (este es el propulsor que se usará para ir a la luna en mi respuesta a su pregunta original).

Aquí están las especificaciones relevantes:

ISP: 3500

Empuje: 1,4 mN

Vida útil del propulsor: 20.000 horas = 2,28 años

Asumiendo un CubeSat 6U de 20 Kg, aquí hay una simulación de trayectoria de bajo empuje no óptima.Trayectoria de bajo empuje

Esto requiere 2,36 años de tiempo de empuje, que es superior a la vida útil del propulsor de 2,28 años. Sin embargo, estamos muy cerca de que esto sea posible. Esta simulación no tiene en cuenta la inserción en una órbita marciana o la inserción en una órbita de escape terrestre desde una órbita de lanzamiento. Ambos violarían aún más la restricción de rendimiento.

Como última palabra, muchas personas asumen erróneamente que esto usaría una gran cantidad de propulsor. esto es falso La simulación anterior solo usa 3,04 kg de propulsor de una masa total de 20 kg, que en realidad es pequeña cuando lo piensas. El propulsor no es el problema cuando se trata de EP.

+1Esta es una respuesta genial; gracias por tomarse el tiempo para describir una trayectoria real!
y sí, he ajustado el título a "¿Podría un cubesat impulsarse a Marte?" para que coincida con su suposición, gracias
"Esto lleva 2,36 años de tiempo de propulsión, que es superior a la vida útil del propulsor de 2,28 años", en cuyo caso parece que la respuesta es en realidad 'Sí, si su propulsor dura un poco más que el promedio'. O alternativamente, 'Sí, si tiene un diseño que incluye un segundo propulsor para cuando muere el primero'.
El propulsor de iones BIT-3 todavía está en CDR. Se realizará una demostración de vuelo en algún momento de la década de 2020 en la primera misión SLS. Una misión a Marte será mucho más desafiante que ir a la luna. Mi simulación no incluye el escape de la Tierra ni la inserción en Marte. Ambos violarán aún más la restricción de rendimiento, por lo que dije que todavía no. La versión 2 del propulsor BIT-3 probablemente tendrá suficiente tiempo de vida para llegar a Marte. Sin embargo, todavía estamos a unos años de eso.
@Knudsen, ¿tiene el código fuente para su gráfico de simulación? Me encantaría verlo. +1 independientemente
No puedo encontrar una masa para el BIT-3, pero en las imágenes es bastante pequeña. Construya un refuerzo de dos etapas, cuando el primer BIT-3 falle, deséchelo y termine la misión en el segundo.
El BIT-3 se trata de un propulsor de 2U. Si tuviera dos de ellos en su nave espacial, necesitaría convertirlo en 10 o 12U, lo que probablemente casi duplicaría la masa (de hecho, creo que un 10U con 2 BIT-3 podría llegar a Marte). Sin embargo, no consideraría que nada por encima de 12U sea un CubeSat. Su punto de que si amplía el problema se vuelve tratable, es válido. A medida que aumenta el tamaño de la nave espacial, EP se convierte en una solución más capaz. Dawn es un gran ejemplo de esto.
El enlace está roto.
^ Debería arreglarse ahora. Gracias.
Me sorprende que nadie esté considerando combustible químico.

Veamos algunos ejemplos posibles, basándonos en la respuesta de @ben y la respuesta de @Knudsen .

Sabemos que los cubesats de MarCo pudieron navegar de la Tierra a Marte, con

  • control de actitud a través de ruedas de reacción y propulsores de gas frío
  • recopilación de imágenes y datos científicos
  • comunicación directamente con la Tierra a través de una exclusiva antena plana emergente de alta ganancia
  • 70 W de energía solar a 1 AU a través de dos paneles solares desplegables más almacenamiento de batería
  • factor de forma estándar de 6U

para obtener más información, consulte esta respuesta y los enlaces que contiene.

Así que adoptemos el diseño de MarCo. No proporcionaron su propia propulsión, así que agreguemos un sistema de propulsión directamente a la configuración inicial de 6U y 14 kg de MarCo y llamémoslo 10U y 22 kg. El volumen adicional de 4U es principalmente para motores y propulsor adicional, el presupuesto de masa adicional de 8 kg es para motores y paneles solares adicionales para obtener más energía eléctrica, ¡especialmente cerca de Marte y mucho más propulsor!

Buscando al menos sistemas de propulsión eléctrica cubesat aparentemente existentes que podrías poner en un cubesat 3U hoy (o pronto), el primero que apareció en mi búsqueda es el IFM Nano Thruster para CubeSats . Estoy seguro de que hay otras opciones, usemos esto como ejemplo. Según esa página:

Dynamic thrust range        10 μN to 0.5 mN
Nominal thrust              350 μN
Specific impulse            2,000 to 5000 s
Propellant mass             250 g
Total impulse               more than 5,000 Ns
Power at nominal thrust     35 W incl. neutralizer

Nuestro cubesat tendrá energía eléctrica casi suficiente para dos motores a 1 AU, dado que hemos ampliado el factor de forma en 4 U y el presupuesto de masa en 8 kg, supongamos que hemos encontrado una manera de duplicar el tamaño de la matriz solar para impulsar nuestros nuevos motores. Ahora tenemos 140 W a 1 AU y ~60 W a 1,5 AU cerca de Marte.

Supongamos que nuestro cubesat comienza en LEO circular a 400 km con una velocidad orbital dada por la ecuación vis-viva :

v 2 = GRAMO METRO mi a r t h a .

Con a = ( 6378 + 400 ) × 1000 metros y el parámetro gravitatorio estándar de la Tierra GRAMO METRO mi a r t h = 3.986E+14 m^3/s^2, la velocidad orbital es de unos 7700 m/s.

Para lograr la velocidad de escape de la Tierra y ponerla en una órbita heliocéntrica, la respuesta de @ MarkAdler nos dice que el delta-v necesario para que una espiral lenta de bajo empuje hacia afuera escape a una velocidad muy baja en relación con la Tierra es igual a la velocidad orbital en el comenzar.

Delta-v de LEO a heliocéntrico es de aproximadamente 7700 m/s a través de una espiral de bajo empuje.

Pasando de 1 AU a 1,5 AU, podemos volver a aplicar la misma respuesta, que también nos dice que el delta-v necesario para transferir entre dos órbitas circulares es simplemente la diferencia en sus velocidades.

Usando el parámetro gravitacional estándar del Sol GRAMO METRO S tu norte = 1.327E+20 m^3/s^2, 1AU ~ 1.5E+11 metros, y 1.0 y 1.5 AU como distancias orbitales de la Tierra y Marte, podemos hacer que la diferencia de velocidad sea 29700 m/s menos 24300 m/s o unos 5400 m/s.

Delta-v de 1 AU a 1,5 AU heliocéntrica es de aproximadamente 5400 m/s a través de una espiral de bajo empuje.

Nuestros dos motores listos para usar con tanques de propulsor de 250 g cada uno pueden proporcionar un impulso total de hasta 10 000 Newton segundos. Con una masa promedio de alrededor de 20 kg, eso solo proporciona un delta-v de 500 m/s, y estamos buscando más de diez veces eso incluso si ya hemos llegado a heliocéntrico a 1 AU. Eso se basa en 500 gramos de propelente.

Afortunadamente, habíamos agregado 8 kg a nuestro presupuesto de masa, por lo que si hubiéramos agregado 5 kg adicionales de propelente, tendríamos un impulso total de 100 000 Newton segundos y un delta-v de aproximadamente 5000 m/s.

Conclusión:

Un cálculo básico que comienza con un cubesat tipo MarCo con capacidad demostrada para ir de la Tierra a Marte, aumentado de 6U 14 kg a 10U 22 kg con dos diseños de motor existentes y otros 5 kg de propulsor, podemos obtener de una órbita heliocéntrica a 1 UA a una a 1,5 UA utilizando propulsión solar-eléctrica.

Es una espiral larga y lenta, muchas décadas o probablemente un siglo. Necesitaría aún más propulsor para hacerlo más rápido usando energía solar, pero incluso un 50% más reduciría su tiempo de tránsito a una década más o menos según algunos cálculos simples que hice aquí .

También necesitará un refuerzo externo para darle el delta-v de LEO a la velocidad de escape de la Tierra a una órbita heliocéntrica primero.

a continuación: Fuente: Entrada de blog de la Sociedad Planetaria de Emily Lakdawalla MarCO: ¡CubeSats a Marte!

Encontrado en esta respuesta .

NAVE ESPACIAL MARCO: El ingeniero Joel Steinkraus junto a las dos naves espaciales Mars Cube One (MarCO) en el Laboratorio de Propulsión a Chorro de la NASA. El de la izquierda está plegado de la forma en que se guardará en su cohete; el de la derecha tiene sus paneles solares completamente desplegados, junto con su antena de alta ganancia en la parte superior.

NAVE ESPACIAL MARCO de la publicación del blog de Planetary Society

Un sistema de propulsión futuro alternativo con un Isp aún mayor y, por lo tanto, que necesita menos masa propulsora:

Un vídeo alentador:

¿Podría un cubesat impulsarse a Marte?
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