Könnte sich ein CubeSat zum Mars befördern?

Ich nehme an, Sie meinen den Antrieb durch den CubeSat selbst.

Nicht im Moment! Hauptsächlich aufgrund der Durchsatzbeschränkung (Triebwerkslebensdauer) bei kleinen Triebwerken mit elektrischem Antrieb (EP), die für CubeSats entwickelt wurden.

Im Moment ist das führende CubeSat EP-Triebwerk das BIT-3 (dies ist das Triebwerk, das verwendet wird, um auf meine Antwort auf Ihre ursprüngliche Frage zum Mond zu fliegen).

Hier die relevanten Spezifikationen:

Internetanbieter: 3500

Schubkraft: 1,4 mN

Triebwerkslebensdauer: 20.000 Stunden = 2,28 Jahre

Unter der Annahme eines 20 kg 6U CubeSat ist hier eine nicht optimale Trajektoriensimulation mit niedrigem Schub.

Dies erfordert eine Schubzeit von 2,36 Jahren, was höher ist als die Lebensdauer des Triebwerks von 2,28 Jahren. Wir sind jedoch sehr nah dran, dass dies möglich ist. Diese Simulation berücksichtigt nicht das Einfügen in eine Umlaufbahn um den Mars oder das Einfügen in eine Erdfluchtumlaufbahn aus einer Startumlaufbahn. Beides würde die Durchsatzbeschränkung weiter verletzen.

Als letztes Wort nehmen viele Leute fälschlicherweise an, dass dies viel Treibmittel verbrauchen würde. Das ist falsch. Die obige Simulation verbraucht nur 3,04 kg Treibmittel bei einer Gesamtmasse von 20 kg, was eigentlich wenig ist, wenn man darüber nachdenkt. Treibmittel ist nicht das Problem, wenn es um EP geht.

Sehen wir uns einige mögliche Beispiele an, die auf der Antwort von @ben und der Antwort von @ Knudsen aufbauen .

Wir wissen, dass die Marco-CubeSats in der Lage waren, mit von der Erde zum Mars zu navigieren

• Lageregelung über Reaktionsräder und Kaltgasstrahlruder
• wissenschaftliche Daten- und Bildsammlung
• Kommunikation direkt mit der Erde über eine einzigartige Pop-up-Flachantenne mit hoher Verstärkung
• 70 W Solarleistung bei 1 AE über zwei ausfahrbare Solarmodule plus Batteriespeicher
• Standard-6U-Formfaktor

Weitere Informationen finden Sie in dieser Antwort und den darin enthaltenen Links.

Übernehmen wir also das Marco-Design. Sie haben keinen eigenen Antrieb bereitgestellt, also fügen wir ein Antriebssystem direkt zu Marcos 6U, 14kg Erstkonfiguration hinzu und nennen es 10U und 22 kg. Das zusätzliche 4U-Volumen ist hauptsächlich für Motoren und zusätzlichen Treibstoff, das zusätzliche 8-kg-Massenbudget ist für Motoren und zusätzliche Solarmodule für mehr elektrische Leistung, insbesondere in der Nähe des Mars, und eine ganze Menge mehr Treibstoff!

Auf der Suche nach zumindest scheinbar vorhandenen elektrischen CubeSat-Antriebssystemen, die Sie heute (oder bald) in einen 3U-CubeSat einbauen könnten, ist das erste, das bei meiner Suche auftauchte, der IFM Nano Thruster für CubeSats . Ich bin mir sicher, dass es noch andere Möglichkeiten gibt, nehmen wir dies einfach als Beispiel. Laut dieser Seite:

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

Unser CubeSat wird fast genug elektrische Leistung für zwei Motoren bei 1 AE haben, da wir den Formfaktor um 4 HE und das Massenbudget um 8 kg erweitert haben, nehmen wir an, wir haben einen Weg gefunden, die Größe der Solaranlage zu verdoppeln treiben unsere neuen Motoren an. Wir haben jetzt 140 W bei 1 AE und ~60 W bei 1,5 AU in der Nähe des Mars.

Nehmen wir an, unser Cubesat beginnt im kreisförmigen LEO bei 400 km mit einer Umlaufgeschwindigkeit, die durch die Vis-Viva-Gleichung gegeben ist :

Mit$a=(6378+400) \times 1000$Meter und der Standardgravitationsparameter der Erde $GM_{Earth}=$3.986E+14 m^3/s^2, die Umlaufgeschwindigkeit beträgt etwa 7700 m/s.

Um die Fluchtgeschwindigkeit der Erde zu erreichen und sie in eine heliozentrische Umlaufbahn zu bringen, sagt uns die Antwort von @MarkAdler, dass das Delta-v, das für eine langsame Spirale mit niedrigem Schub nach außen erforderlich ist, um mit sehr niedriger Geschwindigkeit relativ zur Erde zu entkommen, gleich der Umlaufgeschwindigkeit bei ist Start.

Delta-v von LEO zu heliozentrisch beträgt etwa 7700 m/s über eine Spirale mit geringem Schub.

Wenn wir von 1 AU auf 1,5 AU gehen, können wir dieselbe Antwort erneut anwenden, die uns auch sagt, dass das Delta-v, das zum Wechseln zwischen zwei kreisförmigen Umlaufbahnen erforderlich ist, einfach die Differenz ihrer Geschwindigkeiten ist.

Unter Verwendung des Standardgravitationsparameters der Sonne$GM_{Sun}=$1,327E+20 m^3/s^2, 1AU ~ 1,5E+11 Meter und 1,0 und 1,5 AU als Umlaufbahnentfernungen von Erde und Mars, können wir die Geschwindigkeitsdifferenz auf 29700 m/s minus 24300 m/s oder erhalten etwa 5400 m/s.

Delta-v von 1 AU bis 1,5 AU heliozentrisch beträgt etwa 5400 m/s über eine Spirale mit geringem Schub.

Unsere beiden handelsüblichen Motoren mit je 250 g Treibstofftanks können einen Gesamtimpuls von bis zu 10.000 Newtonsekunden liefern. Bei einer durchschnittlichen Masse von etwa 20 kg ergibt das nur ein Delta-v von 500 m/s, und wir suchen nach mehr als dem Zehnfachen, selbst wenn wir bei 1 AE bereits heliozentrisch sind. Das basiert auf 500 Gramm Treibmittel.

Glücklicherweise hatten wir 8 kg zu unserem Massenbudget hinzugefügt, wenn wir also 5 kg zusätzliches Treibmittel hinzugefügt hätten, hätten wir einen Gesamtimpuls von 100.000 Newtonsekunden und ein Delta-v von etwa 5.000 m/s.

Abschluss:

Eine Berechnung auf der Rückseite des Umschlags, beginnend mit einem MarCo-ähnlichen CubeSat mit nachgewiesener Fähigkeit, von der Erde zum Mars zu fliegen, erweitert von 6U 14 kg auf 10U 22 kg mit zwei bestehenden Triebwerksdesigns und weiteren 5 kg Treibmittel, können wir bekommen von einer heliozentrischen Umlaufbahn bei 1 AE zu einer bei 1,5 AU unter Verwendung eines solarelektrischen Antriebs.

Es ist eine lange, langsame Spirale, viele Jahrzehnte oder wahrscheinlich ein Jahrhundert. Sie würden noch mehr Treibstoff benötigen, um es mit Solarstrom schneller zu machen, aber selbst 50 % mehr würden Ihre Transitzeit auf etwa ein Jahrzehnt verkürzen, basierend auf einigen einfachen Berechnungen, die ich hier gemacht habe .

Sie benötigen auch einen externen Booster, um Ihnen zuerst die Delta-V-Fluchtgeschwindigkeit von LEO zur Erde in eine heliozentrische Umlaufbahn zu geben.

unten: Quelle: Emily Lakdawallas Blogpost der Planetary Society MarCO: CubeSats to Mars!

In dieser Antwort gefunden .

MARCO SPACECRAFT: Ingenieur Joel Steinkraus steht mit beiden Raumsonden Mars Cube One (MarCO) im Jet Propulsion Laboratory der NASA. Der linke ist so zusammengeklappt, wie er auf seiner Rakete verstaut wird; Das rechte hat seine Solarmodule vollständig entfaltet, zusammen mit seiner High-Gain-Antenne oben.

Ein alternatives, zukünftiges Antriebssystem mit noch höherem Isp und daher weniger Treibladungsmasse:

• http://neumannspace.com/science/
• https://spacenews.com/more-startups-are-pursuing-cubesats-with-electric-thrusters/
• Wird der Neumann-Antrieb irgendwann im Jahr 2018 an Bord der ISS getestet?
• In welche Richtung wird der Neumann (auf der ISS) fahren, was wird sein maximal möglicher Schub sein?

Ein ermutigendes Video: