|
citace:
Vlastně jsem si vzpomněl ještě na jednu věc - prostor pro posádku se mi zdá příliš malý a z prezentace toho moc vidět nebylo. I když si nechával zadní vrátka s tvrzením, že 100 lidí je cíl...
Na NSF to teď někdy počítali a nevypadá to tak hrozně - trojpatrové palandy u třech stran místnosti (což už se reálně používá na některých lodích a ponorkách) udělají hodně. Další možností, i když trochu extremní, ale i tak na ponorkách používanou, jsou sdílené palandy - posádka jede na směny a střídá se na palandách.
Každopádně se zdá, že by mělo zůstane dost místa pro stínění, nějaké zázemí (vesmírné záchody/sprchy) a možná i malou společenskou místnost. Plus samozřejme ještě to šílené solárium/skleník ve špici lodě.
Na druhou stranu Musk prý taky prohlásil, že podle plánu první mise povezou hlavně náklad s malou posádkou (10), takže nacpat tam hned od začátku 100 lidí není potřeba. |
| 04.10.2016 - 08:58 - novák | |
|
citace:
Jestli si pamatuji dobře, výrobní cena F9 je cca 38M$, takže zisk je cca 24M$ na jeden let.
Zdroj? |
| 04.10.2016 - 09:22 - novák | |
|
citace:
Tady je problém, že účetnictví SpaceX není veřejně dostupné, takže nejsou k dispozici fakta a nelze jednoznačně zjistit reálný stav.
To skutečně něco naznačuje. (V civilizovaných zemích, Česku, EU, Rusku jsou mimochodem rozvaha + výkaz zisků a ztrát + něco navíc zveřejňované povinně.)
citace:
- žádná z jeho firem není zisková (a ani se to nečeká v blízké budoucnosti)
To bych jim odpustil. Zatím.
citace:
a své závazky nesplácí.
Ále houby. Firma co nesplácí závazky je v bankrotu. (jako Ukrajina). Máš na mysli, asi, že se jim závazky nesnižují nebo rostou. To je prostě zadlužená firma. (jako ČR, Boeing a vlastně kdekdo)
citace:
Například u Spacex se očekávají roční režijní náklady 1.2GUSD. Oproti tomu roční zisky (z komerčních startů cca 10 startů ročně se ziskem ??10MUSD každý?? a roční platby od NASA) jsou nižší.
Ále houby. Proti nákladům musíš stavět výnosy. Tj. hádám nějakých 60-80 mil za start nebo kolik jim platí zákazníci.
|
|
citace:
citace:
- žádná z jeho firem není zisková (a ani se to nečeká v blízké budoucnosti)
To bych jim odpustil. Zatím.
Také jim to ZATÍM odpouštím ... ;-)
Jen poznamenávám, že tento stav není dlouhodobě udržitelný. Což je v kontrastu s tím, že pro osadníky je životně důležité aby dopravní firma byla dlouhodobě stabilní.
citace:
citace:
a své závazky nesplácí.
Ále houby. Firma co nesplácí závazky je v bankrotu. (jako Ukrajina). Máš na mysli, asi, že se jim závazky nesnižují nebo rostou. To je prostě zadlužená firma. (jako ČR, Boeing a vlastně kdekdo)
... máte pravdu, špatně jsem se vyjádřil. Spacex není v bankrotu, je to jen běžná (byť zřejmě hodně) zadlužená firma. A zřejmě její zadlužení roste, ale přesná čísla nejsou k dispozici.
citace:
citace:
Například u Spacex se očekávají roční režijní náklady 1.2GUSD. Oproti tomu roční zisky (z komerčních startů cca 10 startů ročně se ziskem ??10MUSD každý?? a roční platby od NASA) jsou nižší.
Ále houby. Proti nákladům musíš stavět výnosy. Tj. hádám nějakých 60-80 mil za start nebo kolik jim platí zákazníci.
... máte pravdu, moje chyba. I tak to podle mých odhadů nevychází výnosy vyšší než náklady.
|
|
Nejsem specialista přes aerodynamiku, ale čistě logická úvaha:
Přistání na Marsu bude podstatně jiné, než z LEO na zemi. Z LEO má loď vysokou tečnou rychlost a krátkým brzdícím impulsem si může vybrat úhel vstupu. Vlivem této vysoké tečné počáteční rychlosti je balistická dráha velmi dlouhá a navíc jí lze prodloužit nesymetrickým uložením těžiště a tím zajistit vztlak, takže přetížení lze dobře regulovat
Když loď přiletí k Marsu, nebude mít velkou vzájemnou rychlost, nebotˇbude snaha, aby TMI bylo co nejmenší, řekněme 4 km/s. S malou vzájemnou rychlostí danou také rozdílem rychlosti Marsu kolem Sunce a rychlosti, kterou lodi udělila Země bude balistická křivka strmá. Nějaká „hustší“ atmosféra začíná asi v 15 km a bude navíc 100 x řidší než na Zemi. V 15 km bude mít loď značnou rychlost , (úniková rychlost Marsu je 5 km/s). S takovou rychlostí by dosáhla povrchu při balistickém sestupu za několik sec. Bude nutno včas dokázat aerodynamickým případně motorovým manévrem se značnou horizontální složkou převézt loď do nějakého klouzání (aerogliding). Nebo musí mít loď při příletu větší rychlost, aby mohla vstoupit do atmosféry hodně šikmo ( kruhová rychlost Marsu je 3,56 km/s) Myslím si, že potřeba motorického brzdění bude o dost vyšší než cca 1,3 km/s jak předpokládá SpX. Zajímal by mne názor specialistů v oboru aerodynamiky. [Upraveno 04.10.2016 PinkasJ] |
|
citace:
Vlastně jsem si vzpomněl ještě na jednu věc - prostor pro posádku se mi zdá příliš malý a z prezentace toho moc vidět nebylo. I když si nechával zadní vrátka s tvrzením, že 100 lidí je cíl...
... také jsem si všimnul. A ještě víc mne zarazila absence zásob a technického zázemí. V ITS je sice nakreslen jakýsi nákladový prostor na zádi, ale ten je asi určený pro věci dopravované na Mars a je za letu nedostupný.
Občas se používají různá agregovaná kritéria. Jde sice o zjednodušení problému, ale i tak je zde slušná výpověďní hodnota. Tedy spočtu měrnou hmotnost naložené lodi na osobu a den u existujících lodí (doporučuji si všimnout hodnoty pro Apollo, což je jediná loď přistávající mimo Zemi):
Sojuz TMA (pouze transport na LEO) .... 7.9t/3osoby/10dní -> cca 263kg na osoboden
Šen-čou (pouze transport na LEO) .... 9t/3osoby/14dní -> cca 214kg na osoboden
Apollo 17 (roundtrip na Měsíc, CM+SM+LM) .... 31t/3osoby/14dní -> cca 738kg na osoboden
STS (LEO, bez dopravovaného nákladu) .... 68t/7osob/19dní -> cca 511kg na osoboden
ISS (zásoby na samostatný let 9měs.).... 450t/6osob/180dní -> cca 416kg na osoboden
Orion (CM+SM) .... 21.5t/4osoby/21dní -> cca 256kg na osoboden
ISRU OV (indicka kapsle na LEO) .... 3,7t/3osoby/5dní -> cca 247kg na osoboden
Boeing CST-100 Starliner (CM+SM, na LEO, verze pro NASA) .... 7.5t/7osoby/3dni -> cca 357kg na osoboden
Je vidět, že dneska se už technologie ustálila a lodě podobného určení vychází podobně. Stejný parametr u navrhovaných lodí SpaceX je ovšem jiný:
Dragon (pouze transport na LEO,návrh) .... 7.5t/7osob/7dní -> cca 153kg na osoboden
ITS (návrh, pouze rychlý přelet k Marsu).... 450t/100osob/90dní -> cca 50kg na osoboden
ITS (návrh, roundtrip k Marsu) .... 450t/100osob/450dní -> cca 10kg na osoboden
Podle mého názoru je SpaceX velmi optimistický a obzvlášť pro ITS to vychází nesmyslně málo. Očekával bych hodnotu kolem 500-600kg/os/den (někde mezi ISS a Apollem se započítáním vlivu technického pokroku ve formě částečného snížení hodnoty).
citace:
Na druhou stranu Musk prý taky prohlásil, že podle plánu první mise povezou hlavně náklad s malou posádkou (10), takže nacpat tam hned od začátku 100 lidí není potřeba.
ITS (návrh, roundtrip k Marsu) .... 450t/10osob/450dní -> cca 100kg na osoboden
Což je stále nereálně málo. Pokud vezmu za bernou minci hodnotu 500-600kg/os/den, pro ITS roundtrip na Mars a zpět mi vychází kapacitně možná posádka o velikosti dvou lidí.
ITS (návrh, roundtrip k Marsu) .... 450t/2osoby/450dní -> cca 500kg na osoboden
Pro jednosměrný kolonizační transport (tedy bez návratu, a bez následných zásob) po klasické dráze pak vychází pětičlenná posádka:
ITS (návrh, kolonizační výsadek na Mars) .... 450t/5osob/180dní -> cca 500kg na osoboden
(rychlejší dráhy mají výrazně větší spotřebu paliva pro odlet i pro dobrždění u cíle, takže nevím, jestli jsou použitelné)
[Upraveno 04.10.2016 HonzaB] |
|
citace:
Když loď přiletí k Marsu, bude mít velmi malou vzájemnou rychlost, pravděpodobně v řádu stovek metrů /s, neboť bude snaha o co nejmenší spotřebu paliva při startu od Země.
lod nepoleti klasickou hohmanovskou drahou (sudiac podla preletovych casov), ale ovela rychlejsie. To ma vplyv aj na vstup do atmosfery. |
|
Ano, SpX na grafu ukazuje rozumně využitelné TMI od 4 km/s (největší nosnost 450 tun ) , do TMI 6 km/s, kdy je je nosnost 200 tun a Mars Entry velocity 8,5 km/s. U tohoto údaje nevím, zda jde o hodnotu rychlosti na hranici přitažlivosti Marsu a důležité je také, jaký úhel tato rychlost svírá s dráhou Marsu. K rychlosti lodě, v okamžiku, kdy opouští hranici přitažlivosti Země se samozřejmě musí připočíst rozdíl rychlosti Marsu kolem Slunce vůči větší rychlosti, kterou lodi udělila Země.
Pozn: ten můj příspěvek viz výš jsem mírně upravil.
[Upraveno 04.10.2016 PinkasJ] |
|
citace:
V ITS je sice nakreslen jakýsi nákladový prostor na zádi, ale ten je asi určený pro věci dopravované na Mars a je za letu nedostupný.
Možná vycházíte například z obrázku, který jsem tu dával včera večer. Ten ale nepředstavuje úplně konečné řešení ITS. Podle posledních informací byl nákladový prostor přesunut a je teď uprostřed lodi mezi nádrží a habitatem. |
|
citace:
citace:
V ITS je sice nakreslen jakýsi nákladový prostor na zádi, ale ten je asi určený pro věci dopravované na Mars a je za letu nedostupný.
Možná vycházíte například z obrázku, který jsem tu dával včera večer. Ten ale nepředstavuje úplně konečné řešení ITS. Podle posledních informací byl nákladový prostor přesunut a je teď uprostřed lodi mezi nádrží a habitatem.
... hmmm! povzdech: jak komentovat něco, co se neustále mění? ;-(
Ten nákladový prostor na "spodním" konci dával smysl. Minimálně z pohledu zachování těžiště při různém stupni vyčerpání paliva a také z důvodu výrazně snazšího vykládání/nakládání na Marsu ... |
|
citace:
... hmmm! povzdech: jak komentovat něco, co se neustále mění? ;-(
Ten nákladový prostor na "spodním" konci dával smysl. Minimálně z pohledu zachování těžiště při různém stupni vyčerpání paliva a také z důvodu výrazně snazšího vykládání/nakládání na Marsu ...
Aktuálnější obrázek je tento, ale bez popisu a detailů:
Informaci o prohození nádrže s nákladem jsem přebral z článku na kosmonautixu. [Edited on 04.10.2016 Arccos] |
|
Jestli si pamatuji dobře, výrobní cena F9 je cca 38M$, takže zisk je cca 24M$ na jeden let.
Není. Náklady nejsou jen na výrobu jedné rakety, ale jsou i náklady mzdové, náklady režijní (pronájmy apod.) atd., které všechny je nutné rozpočítat na jeden uskutečněný let. |
|
Hledal jsem na internetu pojem „Direct Entry Velocity“ nebo „Mars Entry Velocity“ a je ve většině případů myšlen jako „ velocity at the top of Mars atmosphere“.
Neboli rychlost lodě na hranici Marsovy atmosféry, tedy příletová rychlost zvětšená o gravitační působení Marsu. Uvádí se v průměru 6,75 km/s a vstupní rychlost z LMO cca 4 km/s. Jak vysoko je ta hranice atmosféry jsem jednoznačně nenašel |
|
Nejen o ITS...
http://www.rozhlas.cz/radiowave/spolecnost/_zprava/vedci-prijali-muskovu-vizi-o-marsu-s-nadsenim-nebere-ale-v-potaz-vliv-vesmirne-radiace-na-cloveka-rika-cesky-expert--1656284 |
|
citace:
citace:
V ITS je sice nakreslen jakýsi nákladový prostor na zádi, ale ten je asi určený pro věci dopravované na Mars a je za letu nedostupný.
Možná vycházíte například z obrázku, který jsem tu dával včera večer. Ten ale nepředstavuje úplně konečné řešení ITS. Podle posledních informací byl nákladový prostor přesunut a je teď uprostřed lodi mezi nádrží a habitatem.
Popravdě, většina SSTO konceptů mívala nákladové prostory či prostory pro posádku někde dole, či mezi nádržemi, apod.
Snaha posunutou těžiště co nejvíce dolů, i pokud jsou nádrže prázdné, je poměrně logická... ale samozřejmě se potom můžeme rozloučit s jakýmkoliv smyslupným abort modem a záchranou posádky. A taky od motorů je radno být co nejdál (už kvůli akustickému prostředí).
Aktuální ITS dává dobrý smysl při startu, ale jak si nezávisle na mě povšimli i hračičkové, kteří to zkoušeli simulovat v KSP: s prázdnými nádržemi to bude mít těžký čumák a to bude mít špatný vliv na ovladatelnost. |
|
novák, NovýJiřík:
http://spacenews.com/spacexs-reusable-falcon-9-what-are-the-real-cost-savings-for-customers/
Článek Seldinga vychází z kvalifikovaného odhadu firmy Jefferies, která se pohybuje i v aerokosmickém průmyslu.
Tedy jsem si to nevycucal z palce, ale přesná čísla od Musku pochopitelně nemám. |
|
citace:
Aktuální ITS dává dobrý smysl při startu, ale jak si nezávisle na mě povšimli i hračičkové, kteří to zkoušeli simulovat v KSP: s prázdnými nádržemi to bude mít těžký čumák a to bude mít špatný vliv na ovladatelnost.
Opravdu? Viděl jsem asi deset videí na trubce, ale všichni sedal "normálně" zadkem dopředu... Nejsem si úplně jistý, jak KSP přesně řeší vztlakové těleso téměř bez křídel, ale mám pocit že v základu nijak.
Pokud bude MCT procházet atmosférou tak, jak bylo ve videu od SpaceX, tak bude vyžadovat rovnoměrnější rozložení nákladu. S většinou zátěže u motorů by to prostě nešlo.
Mimochodem, metan prý docela slušně izoluje proti kosmickému záření...
Tak mě napadlo - šlo by prostě strčit nafukovací habiat do metanové nádrže? Vyřešilo by to veškeré prostorové potíže a navíc by se metan nemohl v nádrži pohybovat při manévrování.... |
|
citace:
Občas se používají různá agregovaná kritéria. Jde sice o zjednodušení problému, ale i tak je zde slušná výpověďní hodnota. Tedy spočtu měrnou hmotnost naložené lodi na osobu a den u existujících lodí (doporučuji si všimnout hodnoty pro Apollo, což je jediná loď přistávající mimo Zemi):
Sojuz TMA (pouze transport na LEO) .... 7.9t/3osoby/10dní -> cca 263kg na osoboden
Šen-čou (pouze transport na LEO) .... 9t/3osoby/14dní -> cca 214kg na osoboden
Apollo 17 (roundtrip na Měsíc, CM+SM+LM) .... 31t/3osoby/14dní -> cca 738kg na osoboden
STS (LEO, bez dopravovaného nákladu) .... 68t/7osob/19dní -> cca 511kg na osoboden
ISS (zásoby na samostatný let 9měs.).... 450t/6osob/180dní -> cca 416kg na osoboden
Orion (CM+SM) .... 21.5t/4osoby/21dní -> cca 256kg na osoboden
ISRU OV (indicka kapsle na LEO) .... 3,7t/3osoby/5dní -> cca 247kg na osoboden
Boeing CST-100 Starliner (CM+SM, na LEO, verze pro NASA) .... 7.5t/7osoby/3dni -> cca 357kg na osoboden
Je vidět, že dneska se už technologie ustálila a lodě podobného určení vychází podobně. Stejný parametr u navrhovaných lodí SpaceX je ovšem jiný:
Dragon (pouze transport na LEO,návrh) .... 7.5t/7osob/7dní -> cca 153kg na osoboden
ITS (návrh, pouze rychlý přelet k Marsu).... 450t/100osob/90dní -> cca 50kg na osoboden
ITS (návrh, roundtrip k Marsu) .... 450t/100osob/450dní -> cca 10kg na osoboden
Podle mého názoru je SpaceX velmi optimistický a obzvlášť pro ITS to vychází nesmyslně málo. Očekával bych hodnotu kolem 500-600kg/os/den (někde mezi ISS a Apollem se započítáním vlivu technického pokroku ve formě částečného snížení hodnoty).
citace:
Na druhou stranu Musk prý taky prohlásil, že podle plánu první mise povezou hlavně náklad s malou posádkou (10), takže nacpat tam hned od začátku 100 lidí není potřeba.
ITS (návrh, roundtrip k Marsu) .... 450t/10osob/450dní -> cca 100kg na osoboden
Což je stále nereálně málo. Pokud vezmu za bernou minci hodnotu 500-600kg/os/den, pro ITS roundtrip na Mars a zpět mi vychází kapacitně možná posádka o velikosti dvou lidí.
ITS (návrh, roundtrip k Marsu) .... 450t/2osoby/450dní -> cca 500kg na osoboden
Pro jednosměrný kolonizační transport (tedy bez návratu, a bez následných zásob) po klasické dráze pak vychází pětičlenná posádka:
ITS (návrh, kolonizační výsadek na Mars) .... 450t/5osob/180dní -> cca 500kg na osoboden
(rychlejší dráhy mají výrazně větší spotřebu paliva pro odlet i pro dobrždění u cíle, takže nevím, jestli jsou použitelné)
[Upraveno 04.10.2016 HonzaB]
Třeba jde a artefakt škálování ? Některé věci které tam prostě musí vždycky být (podpora života, tepelný štít, motory, atd.) možná nejsou o tolik těžší i pro výrazně větší počet pasažérů, což následně snižuje váhový podíl na jednoho pasažéra.
Mega humpolácké porovnání - Škoda 120 vs Karosa B 731:
Škoda 120 - 880 kg / 4 pasažéři = 220 kg/pasažér
Karosa 731 B - 10500 kg / 94 pasažérů = 112 kg/pasažér
Opět - obě vozidla potřebují kola, motor palivovou nádrž, etc. a i když jsou dané systémy samozřejmě těžší u autobusu než u sobního auta, autobus uveze mnohem více lidí než osobní auto.
Dalším aspektem může být použití pokročilejších materiálů - současné & momentálně plánované kosmické lodě nepoužívají/neplánují používat karbonová vlákna v takové míře v jaké to je v plánu pro ITS. |
|
Ale hlavně je to pitomost, protože jednou tam je palivo, jednou ne, jednou se započte hmotnost lodi, jednou ne, jednou tam je specializovaný přistávací modul, jednou ne ....
Když už srovnávat, tak jenom hmotnost nákladu přímo zajišťujícího přežití
A i pak bude platit, čím větší loď a čím delší pobyt, tím menší podíl bude mít hardware na výsledku takového výpočtu
Takže to kritérium není ani dobré ani nemá slušnou výpovědní hodnotu [Upraveno 05.10.2016 Petr_Šída] |
|
http://www.kosmonautix.cz/2016/10/mars-colonial-transporter-pred-rokem-a-dnes/
Rozdíl návrhů SpX na MCT před rokem a dnes je neuvěřitelný a přímo protikladný:
Před rokem start. hmotnost 5000-6000 tun, průměr 15 m, délka 1.st 120m, délka 2.st. 60 m
Dnes: start. hmotnost 10500 tun, průměr jen 12m., délka 1.st jen 77,5 m, délka 2.st. jen 49,5 m
Takže jen když vezmeme 1.st: dříve délka x průměr : 120 x 15 m , dnes 77,5 x 12 m
Dnes se do mnohem menšího rozměru stupně vejde mnohem víc paliva – celkem 6700 tun, to je jako původně celková startovací hmotnost. Co mělo být v těch původních nádržích 1.st. kromě paliva – vzduch? Někde musí být chyba, nebo že by v SpX před rokem nebo dnes neuměli počítat?
|
|
mohlo by to byť napríklad hustotou tekutého kyslíku - blízko teploty varu je hustota 1,14g/cm3, blízko teploty tuhnutia 1,41g/cm3, podobné, hoci menšie rozdiely sú aj u metánu - blízko teploty varu je hustota ~0,422g/cm3 ~0,45g/cm3 blízko teploty tuhnutia.
Ale skôr bude problém v tom, "čo sa počíta" - 5-6000 ton v roku 2015 môže byť myslený len prvý stupeň, 10500 ton v roku 2016 celá zostava. to si chce vypočuť Muskovu prednášku a presne si to preložiť (nič pre mňa). |
|
Jenže celkový objem 1.stupně byl před rokem 2,5x větší než teď - to nějaká procenta asi nedoženou.
Ale ono to je jedno, za rok to bude stejně zase úplně jinak  |
|
ještě pár poznámek k tématu "agregované kriterium":
1) citace:
Mega humpolácké porovnání - Škoda 120 vs Karosa B 731:
Škoda 120 - 880 kg / 4 pasažéři = 220 kg/pasažér
Karosa 731 B - 10500 kg / 94 pasažérů = 112 kg/pasažér
To pořád není tak špatné, protože Karosa má stojící lidi, ale Škodovka jen sedící. Pokud budete uvažovat linkovou Karosu se sedačkama (Škoda má jen sedačky), tak dostanete:
Karosa 731 C - 10500 kg / 45 sedadel pasažérů = 233 kg/pasažér
... a tady jste velmi porovnatelní! ;-)
2) ad "artefakt škálování/úspory z rozsahu" nezpůsobuje zas tak velikou odchylku. U větší lodi a déle letící lodi musíte mít systémy mnohem robustnější, takže toto hodně vyruší "artefakt škálování". Spousta parametrů roste lineárně, takže agregované kritérium jako jejich podíl se příliš nemění.
3) pokud se podíváte například na všechny současné dopravní kosmické kapsle, tak zjistíte, že se takovéto agregované kritérium liší v procentech až desítkách procent. Proto ve mě vzbuzuje nedůvěru, když někdo od stolu prohlásí, že postaví loď, která tento parametr bude mít o více než řád jinak.
4) ad "karbonová vlákna". S tímto materiálem pracují někteří naši zákazníci. Je to úžasná věc, ale není to zdaleka optimální materiál pro kosmoaplikace. Problematická je citlivost na vnější vlivy a na cyklické zatížení. Nešťastný je i průběh deformační křivky (lidově: dlouho nic a pak kompletní selhání). Tedy třeba tenzometrem nejste schopni odhalit přetížení a hrozící prasknutí ...
|
|
citace:
ještě pár poznámek k tématu "agregované kriterium":
1) citace:
Mega humpolácké porovnání - Škoda 120 vs Karosa B 731:
Škoda 120 - 880 kg / 4 pasažéři = 220 kg/pasažér
Karosa 731 B - 10500 kg / 94 pasažérů = 112 kg/pasažér
To pořád není tak špatné, protože Karosa má stojící lidi, ale Škodovka jen sedící. Pokud budete uvažovat linkovou Karosu se sedačkama (Škoda má jen sedačky), tak dostanete:
Karosa 731 C - 10500 kg / 45 sedadel pasažérů = 233 kg/pasažér
... a tady jste velmi porovnatelní! ;-)
2) ad "artefakt škálování/úspory z rozsahu" nezpůsobuje zas tak velikou odchylku. U větší lodi a déle letící lodi musíte mít systémy mnohem robustnější, takže toto hodně vyruší "artefakt škálování". Spousta parametrů roste lineárně, takže agregované kritérium jako jejich podíl se příliš nemění.
3) pokud se podíváte například na všechny současné dopravní kosmické kapsle, tak zjistíte, že se takovéto agregované kritérium liší v procentech až desítkách procent. Proto ve mě vzbuzuje nedůvěru, když někdo od stolu prohlásí, že postaví loď, která tento parametr bude mít o více než řád jinak.
Problém je ve srovnávání váhy plné lodi na jedné straně a váhy nákladu na straně druhé, to způsobuje ten řadový rozdíl |
|
Co se týká BFR/ITS a superraket v USA, je postavení každého z 3 výrobců značně jiné.
- SLS dostává poměrně štědře státní peníze a jelikož je před dokončením, žádné powerpointové plány konkurence ho prozatím nemohou ohrozit. Jiná je otázka voleb nebo vzdálenější budoucnosti,
- NEW GLEN má zámožného výrobce, který může značné prostředky vynaložit přímo do vývoje rakety i jejího následníka. Má odzkoušen velmi účinný motor BE-3 a u motoru BE-4 je asi také dost daleko, neboť jinak by ztratil šanci pro rakety ULA ve prospěch AJ.
- BFR/ITS – jeho výrobce SpX začal v této oblasti podnikat jen s malými prostředky a pro vývoj dalších nosičů si musí nutně udržet nemalý počet startů F9, aby zajistil financování, což zaměstnává velkou většinu jejich 5000 zaměstnanců. Dále chtějí odzkoušet F9H.
Mrs. Shotwell řekla: Five thousand people [the current SpaceX head count] is a lot. Less than 5 percent of my staff by number is working on the LEO constellation. Actually if I’m doing math in public it’s substantially less than 5 percent. And it’s an even smaller percentage working on the Mars vehicle right now.
Tedy, na LEO komun. satelitech pracuje podstatně méně než 5% lidí a na raketě pro Mars ještě menší procento. Kolik? Odhaduji kolem 2%. Proto mají zatím jen powerpointy a jednu zkušební nádrž. Zda byla odzkoušena s podchlazeným palivem a provozním zrychlením a vibracemi není jasné, spíše ne. Co se týče methanového motoru, předvedli jen zapálení experimentálního vzorku na několik vteřin a podle NSF měl cca 100 tun tahu. Takže budoucnost BFR/ITS je ještě hodně vzdálená. Pokud v reálnějším čase dotáhnou vývoj motorů Raptor , mohli by snad potom odzkoušet samotný ITS se startem ze ze země na suborbitální dráze, nebo dokonce na LEO dráze jen s palivem pro návrat. To by byl velký pokrok a úspěch. Vše je otázka času a peněz.
[Upraveno 10.10.2016 PinkasJ] |
|
NEW GLEN má zámožného výrobce, který může značné prostředky vynaložit přímo do vývoje rakety i jejího následníka. Má odzkoušen velmi účinný motor BE-3 a u motoru BE-4 je asi také dost daleko
Naprostý souhlas, Bezos má majetek asi 70 miliard dolarů, má navíc vcelku garantovaný další přísun peněz ze svých vesměs nekosmických aktivit, takže si může dovolit luxus věnovat se kosmonautice jako koníčku a část z těch svých peněz do ní převádět, asi jako když si někdo jiný staví velkou autodráhu nebo vláčkový model nádraží. U Blue Origin nehrozí zastavení dalšího rozvoje kvůli nedostatku peněz (i kdyby mu na rampě bouchlo deset raket po sobě), což je riziko, které se naopak nad SpaceX vznáší permanentně.
PS: Dost mě ale děsí, že podle údajů na wikipedii je Bezos libertarián... |
|
citace:
Bezos má majetek ..., takže si může dovolit luxus věnovat se kosmonautice jako koníčku a část z těch svých peněz do ní převádět, asi jako když si někdo jiný staví velkou autodráhu nebo vláčkový model nádraží.
Tak nějak jsem to, včetně té motivace, vždy předpokládal i u Muska. Není tomu tak? |
|
Musk nema tak silny zdroj financii ako Bezos. SpaceX je profitabilna len ak startuje casto (co sa moc neda ked buchaju rakety), Tesla je zatial v strate, solarcity tiez nic moc. Na Muskovom mieste by som na zaciatku zalozil nejaky mozno menej vizionarsky, ale stabilne vynosny biznis (napr. nejaky algoritmicky riadeny fond)
Kazdopadne, ak chcete pomoct realizacii ITS, kupte si Teslu |
|
Yamatocitace:
...
Kazdopadne, ak chcete pomoct realizacii ITS, kupte si Teslu
Nezmysel, financne presuny z Tesly do SpX nie su realne.
Ak naozaj chcete pomoct poskladajte sa a kupte let FalconH a
ako odmenu navrhujem meno kazdeho darcu v mikrobodke. |
|
citace:
Nezmysel, financne presuny z Tesly do SpX nie su realne.
ale ano, zmysel
presuny z tesly do spx realne nie su, ale presuny z Muskovho vrecka do spx realne su, a dokonca sa k nim zaviazal. A medzi Teslou a Muskovym vreckom je silna korelacia  |
|
