|
citace:
citace:
citace:
1. Nevi nahodou nekdo, jak to tenkrat dopadlo s obkladem z titanu ? Osvedcil se ?Mam pocit, ze byl pouzit pri testech na Atlantisu ?
Pokud si vzpomínám, tak o kovovém tepelném ochranném štítě se uvažovalo při koncepčních studiích v průběhu první poloviny 70. let 20. stol. ale ne z titanu. Titan totiž při zahřátí nad 610 st. C za přítomnosti kyslíku hoří na TiO2, při zahřátí nad 800 st. C dokonce reaguje s dusíkem za vzniku křehkého nitridu titanu. Z titanu jsou však dělány některé části konstrukce, které přímo nejsou vystaveny tepelnému namáhání při sestupu atmosférou, zejména přetlaková kabina posádky a zadní stěna motorového prostoru se SSME.
Co se týče titanu na Atlantis, tak jde (pravděpodobně) o informační šum. Při přípravě letu STS-115 raketoplánu Atlantis se zvažovala náhrada tzv. IFR (Ice Frost Ramps) držících na povrchu ET kabeláže a tlakovací potrubí za objímky z titanu; ale nakonec se to neuskutečnilo, protože se na nich při testech hromadilo moc námrazy (do brá tepelná vodivost).
Nasel jsem to:
V místech, kde teplota nepřesáhne 540 °C, by stačily titanové desky o rozměrech 300 x 300 mm, vyráběné z titanových fólií spojovaných difúzní technologií. Desky by byly jednou hranou přilepeny k trupu, ostatní hrany by překrývaly další řadu desek (podobně jako např. u eternitové střešní krytiny). Účinnost takového štítu by měla být prakticky ověřena koncem roku 1983 při letu raketoplánu OV-103 Discovery, který by na boku pod závěsem dveří nákladového prostoru nesl čtyřiadvacet takových desek. V místech s vyšší teplotou by bylo třeba použít krytu z kovových desek odolávajících těmto teplotám. Mezi deskami a trupem by ovšem musela ještě být izolace (např. na bázi křemenných vláken).
Je to dokonce v popisu STS na tomto webu. Nebyla to Atlantis, ale Discovery, nebylo jich 9 ale 24 ... ach ta moje pamet ;o)
Takze chtel jsem se zeptat - jak vlastne dopadl tento test ? Povazoval se za uspesny ? Jak s dalsimi moznymi kryty, je zde moznost nahrady za pevnejsi a teplotne odolnejsi material, nebo je zde moznost upravit manevr tak, aby dochazelo k mensimu tepelnemu namahani celeho systemu pri sestupu ? Tim narazim napr. na technologii Space Ship one, ktera je postavena temer jenom na kompozitech, pravda, jejich kineticka ani potencialni energie nedosahuje hodnot raketoplanu.
To znamená, že amíci šetřili? Na nesprávných místech??? |
|
> To znamená, že amíci šetřili? Na nesprávných místech???
Nevím, z čeho vychází tento dotaz. Náhrada tepelné ochrany raketoplánu za jiné materiály by byla problematická i dnes. Křemíkové destičky jsou pravděpodobně nejlepší dostupné řešení (měl je i Buran a jsou i na navrhovaném Kliperu). Myslím, že sestupný manévr raketoplánu je od začátku nastaven na minimální možné tepelné namáhání systému. Žádné šetření na nesprávných místech tedy nevidím (v souvislosti s tepelnou ochranou orbiteru).
Jinak ten článek o možném testování titanových desek na Discovery je z roku 1981, takže to byly jen plány a možná se ten orbitální test nikdy neuskutečnil (nevím). |
|
citace:
> To znamená, že amíci šetřili? Na nesprávných místech???
Nevím, z čeho vychází tento dotaz. Náhrada tepelné ochrany raketoplánu za jiné materiály by byla problematická i dnes. Křemíkové destičky jsou pravděpodobně nejlepší dostupné řešení (měl je i Buran a jsou i na navrhovaném Kliperu). Myslím, že sestupný manévr raketoplánu je od začátku nastaven na minimální možné tepelné namáhání systému. Žádné šetření na nesprávných místech tedy nevidím (v souvislosti s tepelnou ochranou orbiteru).
Jinak ten článek o možném testování titanových desek na Discovery je z roku 1981, takže to byly jen plány a možná se ten orbitální test nikdy neuskutečnil (nevím).
Já si myslím, že by existovaly (nebo možná i existují) i lepší typy tepelné ochrany použitelné na orbiteru raketoplánu a nejen tam. Nejlepší by byly podle mne kovové destičky z velmi tepelně odolné slitiny... (byly by o hodně odolnější na nárazy než ty dnešní,...) Problém je v tom, že by to bylo poměrně hodně peněz navíc a to bohužel rozhoduje všude... ____________________
Tomáš Kovařík |
|
citace:
citace:
> To znamená, že amíci šetřili? Na nesprávných místech???
Nevím, z čeho vychází tento dotaz. Náhrada tepelné ochrany raketoplánu za jiné materiály by byla problematická i dnes. Křemíkové destičky jsou pravděpodobně nejlepší dostupné řešení (měl je i Buran a jsou i na navrhovaném Kliperu). Myslím, že sestupný manévr raketoplánu je od začátku nastaven na minimální možné tepelné namáhání systému. Žádné šetření na nesprávných místech tedy nevidím (v souvislosti s tepelnou ochranou orbiteru).
Jinak ten článek o možném testování titanových desek na Discovery je z roku 1981, takže to byly jen plány a možná se ten orbitální test nikdy neuskutečnil (nevím).
Já si myslím, že by existovaly (nebo možná i existují) i lepší typy tepelné ochrany použitelné na orbiteru raketoplánu a nejen tam. Nejlepší by byly podle mne kovové destičky z velmi tepelně odolné slitiny... (byly by o hodně odolnější na nárazy než ty dnešní,...) Problém je v tom, že by to bylo poměrně hodně peněz navíc a to bohužel rozhoduje všude...
Obavam se, ze by to znamenalo zmenit celou konstrukci raketoplanu. Pokud nemate moznost zbavit se tepla salanim (ablace materialu tomu znacne pomaha), tak kovovy trup, ktery dobre vede teplo znamena pro soucasny raketoplat tak jako tak rozsudek. Kostra je jako u letadla z duralu a kovove kryty by znamenaly udelat z nej jednu velkou pec. Obavam se ze 20minutovy pobyt pri prumerne teplote presahujici 600C neni pro lidskou posadku uplne idealni, azbestove skafandry asi nepomohou a co to udela s elektronikou ? Kremik a grafit je paradoxne velice dobra volba, odolne kovove kryty maji smysl az pod touto vrstvou(problemem je jejich vaha). Pri sestupu nema teplo prakticky moznost unikat do okoli a zbyva jenom dobra tepelna izolace. |
| 22.3.2007 - 18:19 - Martin Kolman | |
|
Nedal by se použít aktivně chlazený tepelný štít ? Napada mě třeba
tekutý dusík/vodík/kyslík nebo prostě nechat odpařit vodu a páru vypouštět ven ? Asi by stačilo chladit jen na potřebnou úroveň (např. pod těch 500 stupňů pro použití kovového tepelného štítu) a zbytek nechat sálání....
Je to jen nápad, nemám potuchy, jestli by potřebné množství chladiva nebylo neúměrně vysoké a na druhou stranu by se jednalo o další systém, jehož závada by defakto znamenala, že se nemůžete vrátit (i když takových systému už dnes je víc - podpora života, pohon, etc.). |
|
citace:
...
Já si myslím, že by existovaly (nebo možná i existují) i lepší typy tepelné ochrany použitelné na orbiteru raketoplánu a nejen tam. Nejlepší by byly podle mne kovové destičky z velmi tepelně odolné slitiny... (byly by o hodně odolnější na nárazy než ty dnešní,...) Problém je v tom, že by to bylo poměrně hodně peněz navíc a to bohužel rozhoduje všude...
Ale tady nejde o to, aby ten materiál tu teplotu vydržel!!! Tady jde především o TEPELNOU IZOLACI - a kov je VELMI špatný tepelný izolátor.
To znamená, že pod kovovými destičkami, by jste stejně musel mít tepelnou izolaci zhruba stejné třídy. Byla by o něco lépe mechanicky chráněná, ale zase by skrz ní museli prostupovat upínací prvky kovových destiček.
Existují i další komplikace:
- Kov mnohem hladší, takže by na povrchu raketoplánu byla tenčí mezní vrstva a tedy by byl povrch zahřátý na vyšší teplotu.
- Současně má kov větší tepelnou kapacitu, takže by působení teplot na izolační "podloží" bylo delší.
- Kov není prostupný pro rádiové vlny, takže by se muselo předělat spousta dalších systémů (antény, ...).
- na kovu by před startem kondenzovala voda a po startu by vlhkost POD destičkami zamrzla a ničila podkladovou izolaci.
Mimochodem si povšimněte, že při přistání raketoplánu je povrch stroje už docela chladný (občas přepínají na zobrazení infrakamerou)
zdravím
Honza
|
| 22.3.2007 - 19:55 - J2930 | |
|
citace:
...Ale tady nejde o to, aby ten materiál tu teplotu vydržel!!! Tady jde především o TEPELNOU IZOLACI - a kov je VELMI špatný tepelný izolátor..
Nekde na netu jsem videl video normalni a video infra jak horakem zahrivaji nejaky kuzel (presny tvar si nevybavuju) a ten predmet nejen ze vydrzel vysokou teplotu, ale temner se nezahrival... neabsorboval teplo z horaku. Nebo rychle chladl? Byl tam i plan na nejaky raketoplan a aplikaci materialu jako tepelne ochrany pri navratu z orbitu. Kde to jen bylo... v pameti mne uvizl jen nazev Sharp... ale treba v jine souvislosti. Nevim. Mozna sem to daval i nekam do diskuse na kosmo. |
| 22.3.2007 - 20:24 - J2930 | |
|
uz ted nemam cas ale: All metal thermal... ale to asi neni ono.
http://www.planetspace.org/lo/osf.htm
ale je to taky sharp  |
| 22.3.2007 - 20:42 - Martin Kolman | |
|
"heatpipe cooled leading edges" to zni zajimavě - odvádět teplo z více exponovaných oblastí do méně exponovaných - to už IMHO hned přibližuje alternativy k normálním keramickým destičkám realitě.
BTW, mé osobní zkušenosti s heatpipe chlazením PC jsou zatím velice dobré, ty trubičky dokážou opravdu divy. |
|
| Prostě to chce silné elekromagnetické pole. Podobný princip lze použít ke spoutání plazmy. Chce to jen pár monočlánků :-) |
|
SHARP Spaceplane - http://www.space-rockets.com/sharp.html
Ovšem pokud to dobře chápu tak "SHARP" materiál je také nějaký druh keramiky na bázi křemíku - viz. http://www.nasa.gov/centers/ames/research/humaninspace/humansinspace-thermalprotectionsystem.html
"Silver Dart" taky vypadá dobře a souhlasím s tím, že aktivní systémy tepelné ochrany by se také měly vyzkoušet. Ovšem výsledek je v tuto chvíli nejistý - ono na obrázku a na papíře vypadá všechno snadněji, než to pak ve skutečnosti bývá ... |
|
citace:
Ovšem pokud to dobře chápu tak "SHARP" materiál je také nějaký druh keramiky na bázi křemíku - viz. http://www.nasa.gov/centers/ames/research/humaninspace/humansinspace-thermalprotectionsystem.html
Neznate nahodou nekoho, kdo by byl schopen pomoci spocitat letove vlastnosti a chovani "kridla" (ci spise keramicke zehlicky), areodynamicky odpor a dalsi zalezitosti ? Pokousim se neco sesmolit v mathcadu. Zajima mne, jestli je mozne definovat drahu s minimalni a maximalni teplnou zatezi, jake to budou hodnoty a na cem vsem to bude zavisle. Neni to jednoduche, nebude to presne, ale experimenty jsou silene drahe, nejak na ne moje kapesne nestaci ;o)) |
|
citace:
Mimochodem si povšimněte, že při přistání raketoplánu je povrch stroje už docela chladný (občas přepínají na zobrazení infrakamerou)
Všiml jsem si při jednom z posledních přistání na infra při vysunutí podvozku celkem výrazného tepelného rozdílu, vnitřek raketoplánu je pořád výrazně chladnější. Jinak v 90. letech minulého století probíhal vývoj nástupce raketoplánu - jednostupňový, kryogení pohoné hmoty, kovová tepelná ochrana - program Venture Star, X33 tento program byl pro technické potíže zastaven. Jen mimochodem jsem tady ne některém diskuzním fóru viděl nějaký snímek přípravy motoru J2X pro Ares - rozebírání motoru pro X33 (vzcházel z J2). |
|
Co se týče tepelné ochrany návratového kluzáku s posádkou, je nutno vycházet z dvou zcela rozdílných přístupů k problému:
Prvý přístup cca v r. 1948 prosazoval Von Braun ve svém návrhu kosmického kluzáku vynášeného klasickými 2 startovacími stupni, dále také podobný projekt Saenger-Bredt - Silverbird – kosmický bombardér a byl v podstatě převzat i do projektu Boxing X-20ADyna-Soar III globálního bombardéru/průzkumného stroje, který měl být v konečném projektu vynášen raketou Titan IIIC. Podstatou tohoto přístupu (který dodnes preferuje řada vědců) byla dlouhá návratová trasa – cca 22.000 km s vysokým koeficientem vztlaku a nízkým přetížením- řádově max. 0,5 g. Při tak dlouhé době návratu musí být řešena otázka rovnováhy mezi přijímaným a vyzařovaným teplem – tedy použit nějaký systém chlazení a odpovídající tepelná ochrana. Von Braun předpokládal použití konvenčních ocelí a chlazení kabiny klasickým kompresorovým chladičem, avšak pozdější výpočty v projektu Dyna-Soar ukázaly, že špičkové teploty jsou vyšší oproti výpočtu Von Brauna – špičková teplota na nose měla dosáhnout 2160°K a stabilizovaná teplota konstrukce max. 1255°K. To už nebylo možno zvládnout kompresorovým chlazením, ale musela být použita obálka kabiny a nákladního prostoru pomocí značně hmotné stěny z vody, která cirkulovala přes chladič. Vnější plášť Dyna- Soar byl pokryt molybdenem, vnitřní konstrukce z Rene-41 niklové slitiny. Výhodou takového bombardéru (původní verse se suborbitální rychlostí) měla být mnohem kratší doba poskytnutá na reakci protivníka – 3 minuty oproti 20 minutám u ICBMs, možnost napadení cíle z různých směrů, možnost odvolání mise na poslední chvíli, různé rychlosti kluzáku od Mach 5 do Mach 25, možnost použití stroje pro průzkum a značná manévrovatelnost na LEO – až 2km/sec (pomocí 3 stupně rakety). Ta umožnila změnit rovinu dráhy až o 15,8° a s pomocí aerodynamické manévrovatelnosti kluzáku až o 20.3°. Poslední návrhy počítaly s hmotností návratového kluzáku 6400 kg a s hmotností návratového nákladu až 1800 kg při cross range až 3150 km, posádka 1 pilot. Podobné projekty byly zpracovány i dalšími firmami, jako Douglas, Convair, Northop, Martin + Bell. V r. 1959 zvítězil projekt Boeing a v podstatě byl zabit McNamarou v r. 1963 a nahrazen projektem MOL.
Naproti tomu u řešení návratu z LEO a tím i tepelné ochrany, které se současně používá (ablativní materiál, nebo keramické dlaždice) vyžaduje strmý sestup v délce cca 5500 km s přetížením min. 2G. Toto řešení však vychází hmotově lépe, teplo se nepřenese do kabiny ani nákladového prostoru a konstrukce může být z aluminiových slitin (Shuttle). Ovšem zatížení křídla je u Shuttle mnohem vyšší (585 kg/m2 oproti 158 kg/m2 u Dyna-Soar).
Není vyloučeno, že prvý přístup se znovu vrátí hlavně s postupným rozvojem kosmické turistiky na LEO.
|
|
| Ještě jednou otázka: Byl by technický problém ochránit při startu nejcitlivější část raketoplánu- náběžnou hranu? Nějakým krytem... |
|
citace:
špičková teplota na nose měla dosáhnout 2160°K a stabilizovaná teplota konstrukce max. 1255°K.
Nemate nekdo informace o moznostech aktivniho chlazeni, nejenom kompresory atd ?
citace:
...molybdenem, vnitřní konstrukce z Rene-41 niklové slitiny...
Protoze jsem na to nedavno narazil, pro ciste prvky (zadne slitiny) plati nasledujici hodnoty. Tyto prvky se vetsinou pouzivaji pro legovani oceli. Slitiny nebo specialni konfigurace mohou tyto hodnoty mit uplne jine. Wiz wikipedia:
Bor:
Teplota tání 2 076 °C, (2 349 K)
Teplota varu 3 927 °C, (4 200 K)
Chrom:
Teplota tání: 1 875 - 1 907 °C , tj. 2 148 - 2 180 K (různé zdroje)
Teplota varu: 2 672 ° C, tj. 2 945 K
Mangan:
Teplota tání: 1 246° C, tj. 1 519 K
Teplota varu: 2 061 – 2 097 °C, tj. 2 334 – 2 370 K (různé zdroje)
Molybden:
Teplota tání 2 623 °C
Teplota varu 4 612 - 4 639 °C
Titan:
Teplota tání: 1 668 °C , 1 941 K
Teplota varu: 3 287 °C , 3 560 K
Wolfram:
Teplota tání: 3 380 – 3 422 °C (asi 3 700 K)
Teplota varu: okolo 5 560 °C (asi 5 830 K)
citace:
Mach 5 do Mach 25
Hledal jsem nejake informace o chovani pri letu v supersonickych a hypersonickych rychlostech. Vcera jsem si zkusil naivne neco rychle sesmolot, do rychlosti zvuku to jeste jde. Pri rychlosti prekracujici rychlost zvuku jsem nedokazal dostat smysluplne vysledky. Navic, krivka odporu a vysledne tepelne zatizeni zavisi nejenom na rychlosti, ale i tlaku a schopnosti vyzarovat teplo.
citace:
Ovšem zatížení křídla je u Shuttle mnohem vyšší (585 kg/m2 oproti 158 kg/m2 u Dyna-Soar).
Nemate informace o tom jak je reseny SpaceShip one ? |
|
citace:
Navic, krivka odporu a vysledne tepelne zatizeni zavisi nejenom na rychlosti, ale i tlaku a schopnosti vyzarovat teplo.
Omlouvam se za chybu: krivka areodynamickeho odporu a vysledne tepelne zatizeni zavisi nejenom na rychlosti, ale i tlaku, tepelne zatizeni zavisi na schopnosti vest a vyzarovat teplo. |
|
| Ptám se potřetí: Byl by technický problém ochránit při startu nejcitlivější část raketoplánu- náběžnou hranu? Nějakým krytem... Poté jej odhodit před přistáním do atmosféry... |
| 23.3.2007 - 15:03 - J2930 | |
|
citace:
dlouhá návratová trasa....silné elekromagnetické pole....
na Mesici napr atmosfera neni o kterou by se dalo brzdit a spolehat tak musime na vykon motoru. Takze resenim by bylo vstupovat do atmosfery tak pomalu aby ke treni dochazelo jen minimalne. Tak jako se bude pristavat na Mesici. Proste se na MOZNA levnejsi brzdeni o atmosferu vykaslat a nechat to vojakum pro rychly vysadek z orbity. Ale to je dnes sci-fi.
Jsem docela zbedav jestli prijde napr. Rutan s nejakym originelnim resenim stihne-li se zabyvat orbitou...  Nejspis jen prodlouzi dobu sestupu... protoze on vyuziva vlasnosti okoli v miste akce. Na Zemi je to prave vzduch ktery se da vyuzit a vyuziva.
SHARP Spaceplane...ano ano! To je ono! Diky
Je to keramika. Naproti tomu takova uzavrena PRAVEKA pec na vypalovani keramickych hrncu je jen z hliny a teplotni odolnost je neuveritelna. |
|
citace:
Ptám se potřetí: Byl by technický problém ochránit při startu nejcitlivější část raketoplánu- náběžnou hranu? Nějakým krytem... Poté jej odhodit před přistáním do atmosféry...
Nějaký problém v tom asi bude. Varianta "krytu" náběžné hrany byla totiž mezi posuzovanými možnostmi řešení po katastrofě Columbie. K realizaci ale tato možnost vybrána nebyla. Proč, to nevím.
Problémem by možná mohla být hmotnost "krytu", protože plocha náběžných hran raketoplánu je několik desítek metrů čtverečních. Mohlo by to vážit stovky kilogramů až pár tun a každý kilogram konstrukce navíc snižuje nosnost raketoplánu.
Jinou věcí je také to, že i stávající náběžné hrany (z RCC dílů) jsou mimořádně odolné a udělat něco ještě odolnějšího není snadné ... |
|
citace:
V místech, kde teplota nepřesáhne 540 °C, by stačily titanové desky ... měla být prakticky ověřena koncem roku 1983 při letu raketoplánu OV-103 Discovery ... Discovery poprvé letěla až roku 1984... Doma mám souhrnné zprávy o letech šatlů, tak se podívám na všechny startu v letech 1983-4.
Prohlédl jsem originály NASA Mission reports za období 1983-84, ale o realizaci zkoušek titanových desek nebylo ani Ň.
Jinak po havárii Columbie se objevil návrh (to se ještě ale nevědělo, že poškozená byla náběžná hrana) na sendvičovou úpravu křemenných dlaždic tak, že by měly na povrchu folii z molybdenové slitiny, pak by byla dlaždice z původního materiálu jako tepleně izolační vrstva, zespoda zesílená titanovým plechem, pak teprve lepená na nomexovou pružnou vrstvu pro přichycení na hliníkovou slitinu, tvořící vlastní trup. Ale znamenalo by to neuvěřitelný vzrůst hmotnosti TPS.
____________________
Antonín Vítek |
|
| Díky moc za odpověď. Ještě jedna otázka: Co dát na izolaci hlavní nádrže vysokopevnostní síť, která by zabránila odpadání izolace, případně izolaci udělat uměle z malých dílů, který když odpadne, tak je pravděpodobné, že nezpůsobí takové škody. |
|
citace:
Díky moc za odpověď. Ještě jedna otázka: Co dát na izolaci hlavní nádrže vysokopevnostní síť, která by zabránila odpadání izolace, případně izolaci udělat uměle z malých dílů, který když odpadne, tak je pravděpodobné, že nezpůsobí takové škody.
Tyhle otázky je třeba dávat lidem v NASA. Tady na fóru to asi nedokážeme dobře zhodnotit. Osobně vidím u "sítě" zase možný problém s hmotností (vnější plocha nádrže ET má stovky metrů čtverečních a přesně o tolik, kolik by ta síť vážila, by se snížila nosnost raketoplánu [z těch současných necelých 20 tun na dráhu k ISS]). U rozdělení izolace na malé díly vidím jako možný problém to, že když odpadne jeden "kousek", tak turbulence v okolí vzroste a bude mít tendenci trhat další a další "kousky" (až do "oholení" nádrže). Ale jak říkám, na tohle mohou opravdu fundovaně odpovědět asi jen lidé z NASA. |
|
| S tou izolací si už lámalo hlavy mnoho let stovky lidí v NASA a těžko někdo z nás (v podstatě laiků) může něco převratného vymyslet. Jediné převratné a nejjednodušší řešení je umístit návratový kluzák nebo kabinu na špici rakety. Proto to tak řeší CEV a také Klipper ( i když jde o kluzák), bude nepochybně umístěn na špici nosiče. |
|
citace:
Co dát na izolaci hlavní nádrže vysokopevnostní síť, která by zabránila odpadání izolace, případně izolaci udělat uměle z malých dílů, který když odpadne, tak je pravděpodobné, že nezpůsobí takové škody.
ET tank je nadrz 46.9 m dlouha(vysoka) o prumeru 8.4 m. Prazdna vazi 26,559 kg a plna 762,136 kg. Pri prvnich startech byla pouze natrena bilou barvou, coz pry delalo navic dalsich 272 kg.
Plocha tanku je necelych 1237 ctverecnich metru (je to spocitane pro valec, nikoliv pro tvar nadrze). Tenka kovova sit nebude mit dostatecnou pevnost, takze je nutne pouzit materialy jako je kevlar nebo mylar. Pro kevlar jsem nasel jenom prirovnani - pri stejne vaze jako ocel je 5x pevnejsi, pro mylar jsem tento udaj nenasel. Problemem je ale Florida. Jedna se o velice slunecne misto a kevlar pusobenim UV zareni ztraci pevnost. Takze jsme na zacatku. Bud klasicke materialy typu ocelove, kde folie z 0.5 mm plechu by znamenala dalsi vahu okolo 4t. Sit by mohla snizit vahu na ctvrtinu, zalezi na jejich geometrickych charakteristikach, na druhou stranu muze jenom diky vaze tepelnou izolaci "prorezavat". Zvlast pri staru, kde je podstatne vyssi pretizeni. A ted ... babo rad. Mozna by mohla mit smysl sendvicova struktura lehkych slitin, uhlikovych kompozitu a tepelne izolace, ale bez znalosti presnejsich udaju .....
citace:
Tyhle otázky je třeba dávat lidem v NASA. Tady na fóru to asi nedokážeme dobře zhodnotit.
Mozna to nedokazeme zhodnotit, ale muzeme si dovolit mit vlastni nazor. Pokud se podepre argumenty (tim chci rict cisly), uz je to nazor, ktery ma i nejakou hodnotu ;o) |
| 23.3.2007 - 17:56 - J2930 | |
|
citace:
S tou izolací si už lámalo hlavy mnoho let stovky lidí v NASA a těžko někdo z nás (v podstatě laiků) může něco převratného vymyslet. Jediné převratné a nejjednodušší řešení je umístit návratový kluzák nebo kabinu na špici rakety. Proto to tak řeší CEV a také Klipper ( i když jde o kluzák), bude nepochybně umístěn na špici nosiče.
Nebo proste pocitat s hmotnosti nejakeho kompaktnejsiho plaste.
Kryt na nabezne hrane kridla treba neni proto (kdyz odmyslim hmotnost), protoze mozna neni jak ho tam umistit, pevne umistit. A muselo by to byt na mnoha bodech. To uz by bylo lepsi schovat cely raketoplan do nejake kapsle Ale to by asi hmotnostne vysel lepe ocelovy plast na hlavni nadrzi. |
|
citace:
citace:
S tou izolací si už lámalo hlavy mnoho let stovky lidí v NASA a těžko někdo z nás (v podstatě laiků) může něco převratného vymyslet. Jediné převratné a nejjednodušší řešení je umístit návratový kluzák nebo kabinu na špici rakety. Proto to tak řeší CEV a také Klipper ( i když jde o kluzák), bude nepochybně umístěn na špici nosiče.
Nebo proste pocitat s hmotnosti nejakeho kompaktnejsiho plaste.
Kryt na nabezne hrane kridla treba neni proto (kdyz odmyslim hmotnost), protoze mozna neni jak ho tam umistit, pevne umistit. A muselo by to byt na mnoha bodech. To uz by bylo lepsi schovat cely raketoplan do nejake kapsle Ale to by asi hmotnostne vysel lepe ocelovy plast na hlavni nadrzi.
Nejen z hlediska hmotnosti, ale i areodynamickeho odporu. Raketoplan ve velice kratke dobe (minuta - dve, z hlavy nevim) prekonava rychlost zvuku. Jde o to co mozna nejoptimalneji dosahnout pozadovanou rychlost a vysku, coz pri zvetsenem odporu znamena zvetsenou spotrebu paliva. Pokud by se cely raketoplan schoval .... ehmm... nechtel bych vedet, kolik by toho sezral ;o) |
| 23.3.2007 - 18:55 - Vítězslav Novák | |
|
Přiznejme si, že raketoplán tak, jak byl v 70. letech plánován, nebyl technologií 70. a 80. let relizovatelný. Protože se nepokračuje nějakým STS2 nebo VentureStarem XXX, nejspíš není použitelná technologie ještě teď.
Ruský Buran+Eněrgija byl koncepčně lepší a modernější, ale přišla stejná technologická omezení - a prostě jeho start bude řádově podobně drahý jako u STS. Rusové si lety Buranu dovolit nemohli - a měli kliku, že si nezničili Sojuzy jako Američani Apollo. Američanům nic jiného než STS nezbývalo.
Zdálo se, že lékem na drahotu raket bude znovupoužitelnost. A ukázalo se, že znovupoužitelnost je 1) značně iluzorní, protože STS jde po letu prakticky na generálku a 2) tak drahá, že jednorázové rakety pořád vyjdou levněji.
K raketoplánům a mnohonásobně použitelným prostředkům se vrátí lidstvo až bude mít na to technologie. Zjevně je ještě nemá, když Rusové u Klipperu chtějí všechny důležité a kritické díly (záchranná věžička, tepelný štít, padáky, brzdicí rakety) po každém letu dávat nové. A proč ne? A Američani se pokorně vracejí k něčemu jako bylo Apollo.
Dneska je cestou ke snížení nákladů sériovost. Ne nějaký velký skok s představou, že "všechno máme a co ne, to vyvineme". |
|
citace:
Dneska je cestou ke snížení nákladů sériovost. Ne nějaký velký skok s představou, že "všechno máme a co ne, to vyvineme".
Problem je ze na revoluci v podobnych zalezitostech pak je nutne sehnat financniho sebevraha. Raketoplan byl po ekonomicke strance fiasko, ale rozhodne potrebne. Raketoplan je mozna mistrem "slepych ulicek" podobne jako Jara Cimrman, ale na druhou stranu fakta, ktera se ziskala jeho provozem budou za par let potreba. Drive nebo pozdeji prijde nekdo kdo rekne - takhle to bude lepsi. Bez ohledu na to, co tu bylo, se najde par lidi, co tuto myslenku akceptuji. A treba se to priste povede lepe, rozhodne ale pouze za predpokladu, ze budou k dispozici uvedena data.
Vzhledek k pokrokum v materialove technologii, fyzice a dalsich pribuznych oborech chci verit, ze behem 30-50 let by se podobna zarizeni mohla dat realizovat a tentokrat spolehliveji. Ale to je pouze fantazie. Z technickeho hlediska rozhodne, bohuzel z ekonomickeho take, zvlaste pri seriove vyrobe raket. |
| 23.3.2007 - 19:29 - Vítězslav Novák | |
|
Vždyť říkám - až budou technologie (a klidně můžou být i dřív než za 30 let) pak se bude moct něco znovupoužitelného postavit. Resp. levně a přitom bezpečně znovupoužitelného.
Raketoplán byl dobrý nápad v nesprávnou dobu.
Hodně špatný nápad bylo ukončení programu Saturn/Apollo před ukončením vývoje STS. To byl nápad aspirující na blbost století. |
|
