zlevneni urcite nie, mam dojem ze ide skor o spruznenie, znizenie zavislosti od pozemnych ramp a pocasia atd. Mimochodom aj pozemne zariadenie, range safety atd. hltaju znacne naklady. S tou energiou je to zrejme trosku inak, Rutan uviedol ze uspora je 5-10%, ked sa zavadzal Pegasus tak som cital nejaky clanok, kde to tiez vyslo ze uspora je nezanedbatelna. Ale stale potrebujeme zahadzovat casti rakety, takze ten pravy zlom to nie je.
citace:zlevneni urcite nie, mam dojem ze ide skor o spruznenie, znizenie zavislosti od pozemnych ramp a pocasia atd.
len je otazka, ci vobec ku tomu dojde... to lietadlo je obrovske, a to bude mat svoje vlastne problemy...
to pocasie.. hm, vietor vo vyskach im stale asi bude prekazat... a zle pocasie (sneh, dazd) nevadi ani teraz - teda aspon rusom - ked sa pozrieme na posledny start soyuzu s ludmi
ale viem si predstavit, ze to moze pomoct, ak bude napr. vietor nad lauch siteom... tak budu moct vyletiet mimo danej oblasti a odstartovat...
citace:Uvedu hrubý výpočet kinetické energie (ta je podstatná pro oběžnou dráhu):
- pro let na orbitální dráze potřebujete rychlost 7.8km/s, tedy musíte družici předat energii zhruba 61MJ/kg.
- pokud budete vypouštět družici z podvěsu za rychlosti 1000km/h (tedy 277m/s), tak jste předali energii 0.077MJ/kg
Tedy letmým startem uspoříte zhruba jedno promile energie kinetické za cenu obrovských komplikací.
Z hlediska výšky (a tedy potenciální energie) bude úspora také nevýznamná:
- pro zdvih z hladiny moře do 200km potřebujete 1,96MJ/kg
- pro zdvih ze startovací hladiny 10km do 200km potřebujete 1,86MJ/kg
Tedy zde je úspora zhruba pět procent potenciální energie.
Tedy dovolte mi být za skeptika. Myslím, že vzdušný start není to pravé pro zlevnění cesty do kosmu ...
Úvaha nevychází z reality. 7,8km je teoretická rychlost u rovníku, ve směru otáčení Země a bez atmosféry. Reálná energie potřebná pro orbitu např. U Bajkonuru je 45MJ/kg (předaná energie u družice při 7,8km/h je 30MJ/kg - vypadlo vám z kinetické energie půlítko) a to je způsobeno mnoha faktory z nichž nejvýznamnější jsou tyto:
1) Výrazně nižší Isp kvůli vysokému tlaku vzduchu, který je v 10 km cca čtvrtinový, v 15 km už zhruba desetinový.
2) Velké aerodynamické ztráty způsobené viz. 1)
3) Velké gravitační a setrvačnostní ztráty způsobené profilem letu (první fáze co nejkratší cestou uniknout z husté atmosféry, tedy vertikální let) kvůli bodu 2)
Tedy lze tvrdit, že například s ryze vodíkovými motory je nutné C pro start ze výšky 0 m dejme tomu 10, pak pro start z 10km a 300 m/s horizontálně bude potřebné C někde kolem 6. A to už se počítá.
16.12.2011 - 16:30 - Jan Bastecky
citace: ...
Úvaha nevychází z reality. 7,8km je teoretická rychlost u rovníku, ve směru otáčení Země a bez atmosféry. Reálná energie potřebná pro orbitu např. U Bajkonuru je 45MJ/kg (předaná energie u družice při 7,8km/h je 30MJ/kg - vypadlo vám z kinetické energie půlítko) a to je způsobeno mnoha faktory z nichž nejvýznamnější jsou tyto:
1) Výrazně nižší Isp kvůli vysokému tlaku vzduchu, který je v 10 km cca čtvrtinový, v 15 km už zhruba desetinový.
2) Velké aerodynamické ztráty způsobené viz. 1)
3) Velké gravitační a setrvačnostní ztráty způsobené profilem letu (první fáze co nejkratší cestou uniknout z husté atmosféry, tedy vertikální let) kvůli bodu 2)
Tedy lze tvrdit, že například s ryze vodíkovými motory je nutné C pro start ze výšky 0 m dejme tomu 10, pak pro start z 10km a 300 m/s horizontálně bude potřebné C někde kolem 6. A to už se počítá.
Však jsem psal, že jde o velmi hrubý odhad (např. i bez zápočtu aerodyn. ztrát). Pár poznámek:
- Omlouvám se za vypadlé půlítko. Ale vypadlo mi všude a tedy na poměr energií to nemá vliv.
- aerodynamické ztráty jsou dané kombinací rychlosti a výšky. Většina raket má maximální ztráty ve výšce 15-22km. Startem z rakety se budeme mít v této výšce nižší rychlost a ztráty se zmenší. Nejsem schopen toto přesně spočítat, ale nepřeceňoval by tuto úsporu.
Obecně vzato si myslím, že "letmý" start většího tělesa nese mnoho komplikací navíc a nepřináší dostatek výhod. Navíc komplikace stoupají s velikostí takto vypouštěného tělesa.
Mimochodem, letmý start používá raketa Pegasus od firmy Orbital. Naposledy letěla v roce 2008 a od té doby nebyla použita ...
Uvedu hrubý výpočet kinetické energie (ta je podstatná pro oběžnou dráhu):
- pro let na orbitální dráze potřebujete rychlost 7.8km/s, tedy musíte družici předat energii zhruba 61MJ/kg.
- pokud budete vypouštět družici z podvěsu za rychlosti 1000km/h (tedy 277m/s), tak jste předali energii 0.077MJ/kg
Tedy letmým startem uspoříte zhruba jedno promile energie kinetické za cenu obrovských komplikací.
Z hlediska výšky (a tedy potenciální energie) bude úspora také nevýznamná:
- pro zdvih z hladiny moře do 200km potřebujete 1,96MJ/kg
- pro zdvih ze startovací hladiny 10km do 200km potřebujete 1,86MJ/kg
Tedy zde je úspora zhruba pět procent potenciální energie.
--------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------
To je ten velký omyl, který zde byl již dříve rozebírán: kinetická energie takto spočtená platí pro prostředí bez gravitace a bez odporu atmosféry. Na překonání gravitace a odporu atmosféry běžný nosič potřebuje více než 50% počáteční hmoty. Pro překonání prvních 10 km výšky se spotřebuje velká část, neboť raketa musí zdvihat ty největší hmoty a překonávat největší odpor atmosféry. Pokud byste někdo měl údaj o čase, za který nějaký nosič na KPH dosáhne výšky 10 km, snadno spočteme, kolik hmoty spotřebuje do této výšky.
Porovnával jsem zde již dříve hmoty potřebné pro Deltu 4 Heavy a Maks pro vynesení zhruba stejné zátěže na LEO:
- Nosnost Maks na LEO: 22.000 kg
- Nosnost Delta 4 heavy na LEO: 22.500 kg
- MAKS má hmotu paliva a systému 250 tun + cca 50 tun paliva AN225
Samotné letadlo má být použito až 1000 x , není ho třeba vyvíjet.
- Delta 4 Heavy má startovní hmotu cca 700 tun,
- MAKS má mít jen jeden dvoupalivový, dvoukomorový (někdy uváděno 2 jednokomorové) motory o celkovém tahu 408 tun v prvé fázi a 160 tun v druhé fázi
- Delta 4 Heavy má 3 motory, s celkový tahem 900 tun + motor vrchního stupně
- Jediné, co se nenávratně “ztratí” u MAKS je nádrž o hmotě pouhých 11.000 kg, vše ostatní se vrátí na Zemi.
- Delta 4 Heavy nenávratně ztrácí 3 LOX/LH2 motory a tři velké tanky, každý z nich větší, než je tank MAKS + motor a nádrž 2. stupně. Nic se nevrací na Zemi.
Jsou to takové úspory, že je jasně vidět, jak výhodný je vzdušný start a není nutno vymýšlet složité přistávání stupňů na zem a jejich opravy, ztráta jedné nádrže není tak velká.
Co jiného se asi nevrátí... Orbiter?... nebo Antonov?... No nevím co by se nemělo vrátit krom celkem "primitivní" nádrže.... Holt MAKS není tak oblíbeny pač ho nevyvinul MUSK.
Hlavně co je důležité je že MAKS jeho konstruktéři projektovali jako raketoplán II. Generace a již v něm zohlednili nejen problémy STS ale i jejich konstrukci Buranu, takže motory byly projektovány aby byly masivní a odolné a případná jejich demontáž a kontrola byla zohledněna v konstrukci, takže šly jednoduše vytáhnout z motorového lože. Dále motory RD 701 byly velmi efektivní a zvládali dva režimy spalovaní paliva a využívali dva druhy paliva...
Dále MAKS nepotřebuje žádnou obří infrastrukturu kterou potřeboval STS či Buran, žádnou masivní startovací rampu ani velký VAB, také jeho keramický štít vycházel z Buranu ale byl upraven a zefektivněn, v jeho případě nehrozilo žádné poškození těsnicí pěnou nebo odpadávajícím ledem, protože letadlo i s MAKS-em a nádrži na zádech by bylo schováno až do startu v hangáru, kde ho mohli kontrolovat v teple mechanici.
STS byl drahý hlavně kvůli tomu že nelétal, když neletěl orbiter tak celá infrastruktura stála a doslova rezivěla, dále nádrž a boostery na pevné palivo leželi ve skladu, tuto problematiku eliminoval už projekt Buran kdy samotný orbiter byl pouze náklad, takže Energia by mohla vynášet i jiné náklady, ale i to bylo konstruktérum NPO Molnija málo protože i Buran potřeboval na start ohromnou infrastrukturu.
Další nevýhoda STS je, že se při vývoji nepočítalo s tím že po každém startu se orbiter rozmontuje a smontuje, ba ani nezohlednili kontrolu a výměnu motorů, což v konstrukci MAKS-u bylo zohledněno... Protože jaksi to byl Orbiter II. generace tak Rusové vysípali problémy kterými se potýkal STS a částečně Buran, jediné v čem byl Buran lepší než MAKS bylo to že pilotovatelné stroje měli mít uložené v konstrukci i proudové motory a tak mohl orbiter letět celkem dlouhou dobu v atmosféře a naletět si na ideální runway jako klasický letoun což MAKS kvůli menší konstrukci neobsahoval ale na druhé straně MAKS nepotřeboval tak dlouhou runway jako jeho větší kolegové takže to nebylo potřeba a mohl přistát na klasickém letišti. [Upraveno 16.12.2011 Conquistador]
klidek chcel som tym len povedat ze predpoklady a realita sa casto dost lisia. Aj keby MAKS mal zazracne bezudrzbove motory (a to prve svojho druhu), aj keby mal tepelnu ochranu ktora nepotrebuje po kazdom lete dokladnu kontrolu (nejaky zazracny material?), aj keby mal dostatok nakladov aby lietal dost casto (kam?), stale sedi na tej prekliatej kryogenickej nadrzi, takze jeho TPS by schytavala lad, ci chcete ci nechcete. Toho ladu sa proste nezbavite.
Predpokladam ze MAKS ako raketoplan II. generacie by vyriesil niektore neduhy STS a Buranu, a objavil by ine, svoje vlastne Samozrejme keby sa postavil a bol by skutocne omnoho lacnejsi nez cokolvek ine, tak ja som ten prvy co buchne sampanske Mimochodom uz som niekde pisal ze by ma neprekvapilo keby sa toho chytil nejaky sukromnik, ked uz teraz bude mat aj ten nosic...
Sem v klídku (jen mi MAKS a SKYLON -což je orbiter III generace připadne jako lepší prostředek než kapsulka z 60 let typu Apolla)...
Jinak jsem neřekl že RD 701 jsou zázračné, pouze že jsou odolné a především jejich kontrola a případná výměna by nebyla problém problematická jak u STS.
citace:
aj keby mal tepelnu ochranu ktora nepotrebuje po kazdom lete dokladnu kontrolu (nejaky zazracny material?)
Nikolivěk zázračný ale vývoj tepelného štítu probíhal díky projektům Bor, Spiral a Buran celkem dlouho a MAKS byl vybaven verzi (keramických destiček) které byly více odolné vůči mechanickému a tepelnému zatížení, ale samosebou by se musel štít po přistáni prohlednout ale taková prohlídka čeká každý vicepoužitelný stroj.
citace:
aj keby mal dostatok nakladov aby lietal dost casto (kam?),
Mohl by zastoupit jak Soyuz tak Progress (v jednom startu by zastal obě mise), jinak muže vynášet satelity nebo by mohl opravit F-G.
citace:
stale sedi na tej prekliatej kryogenickej nadrzi, takze jeho TPS by schytavala lad, ci chcete ci nechcete. Toho ladu sa proste nezbavite.
Ale nebyly by to takové pecky při startu kdy odpadává led a izolace jako v případě STS, a pokud by letoun byl až do startu schován v hangáru tak by se ani moc ledu nekonalo.
citace:
Predpokladam ze MAKS ako raketoplan II. generacie by vyriesil niektore neduhy STS a Buranu, a objavil by ine, svoje vlastne Samozrejme keby sa postavil a bol by skutocne omnoho lacnejsi nez cokolvek ine, tak ja som ten prvy co buchne sampanske Mimochodom uz som niekde pisal ze by ma neprekvapilo keby sa toho chytil nejaky sukromnik, ked uz teraz bude mat aj ten nosic...
Tak samosebou, ale stroje II generace jsou vždy podstatně lepší než stroje generace I a závady II generace nebývají tak velké jak u generace I. Tím neříkám že by MAKS jako orbiter II generace neměl problémy, určitě by se našli, ale od toho je vývoj a hle vývoj nezaostal a orbiter III generace SKYLON se pomalu vyvíjí.
No soukromník nevím jestli by NPO Molnyja prodala svoji konstrukci třeba do USA kde by ji dovyvinuli, spíše by to muselo byt tak že americká firma nebo nějaká nadace dozafinancovala vývoj a postarala by se společně s NPO o starty a zisk by si dělili. A i kdyby byl MAKS o 30% levnější než dnešní rakety tak by to byl enormní úspěch i když já jako optimista to vidím tak na 50-60% zlevnění z důvodu které jsem již zde popsal, už jen tím že v době kdyby se MAKS připravoval na start tak muže Antonov vozit komerční náklady po celém světě (vydělávat), což mi ukažte který jiný první stupeň rakety-booster toto zvládne.
Podporuji názor pana Pinkase, že vzdušný start má opravdu značný přínos. Také jsem tomu původně nechtěl věřit, ale v minulých diskusích na tomto fóru jsem i já dospěl k přesvědčení, že dobře provedený vzdušný start může zvýšit nosnost identické rakety (startující kolmo ze Země) o cca 30% (a možná i více). Je třeba si uvědomit, že při startu ze Země tvoří gravitační a aerodynamické ztráty ekvivalent více než 1000 m/s z potřebné charakteristické rychlosti rakety (9000 až 9500 m/s). Z těchto ztrát je vzdušný start schopen pokrýt více než polovinu (protože nahrazuje první část vzletu rakety, kdy těžký nosič dlouho stoupá relativně pomalu a téměř kolmo [do výšky 10 km běžné rakety doletí za 40 - 60 sekund od startu]). Proto nyní odhaduji ekvivalentní přínos vzdušného startu nejméně na 500 až 700 m/s. To už je dost znát a z mých hrubých "simulací" na zdejší stránce "Výpočty" mi pak vychází to zvýšení nosnosti o 30% (i více).
Na druhou stranu je ale nutno připomenout, že za to je "zaplaceno" vývojem a provozem toho "nosného letounu", což může být srovnatelné s cenou za silnější klasický první stupeň rakety, takže celková cena ani efektivita vzdušného startu rozhodně nemůže být o 30% lepší (proti ekvivalentní klasické raketě). Cenovou situaci lze zlepšit jen optimalizací celého návrhu výhradně pro vzdušný start a tam je zřejmě na špičce možné efektivity právě zde zmiňovaný MAKS (odhadovaná jednotková cena je u MAKSu 1000 - 2000 USD/kg užitečného zatížení, tedy nižší než u F9).
Proto se celkově domnívám, že Startolaunch s Falconem 5 asi nebude nijak efektivnější než samotný Falcon 9. Jedinou naději vidím ve využití toho letounu pro "něco jako MAKS".
citace:
No soukromník nevím jestli by NPO Molnyja prodala svoji konstrukci třeba do USA kde by ji dovyvinuli, spíše by to muselo byt tak že americká firma nebo nějaká nadace dozafinancovala vývoj a postarala by se společně s NPO o starty a zisk by si dělili. A i kdyby byl MAKS o 30% levnější než dnešní rakety tak by to byl enormní úspěch i když já jako optimista to vidím tak na 50-60% zlevnění z důvodu které jsem již zde popsal, už jen tím že v době kdyby se MAKS připravoval na start tak muže Antonov vozit komerční náklady po celém světě (vydělávat), což mi ukažte který jiný první stupeň rakety-booster toto zvládne.
mal som skor na mysli ze sukromnik sa chopi tej myslienky. Kupit nakresy a patenty od NPO by sa asi nepodarilo, jednoduchsie je inspirovat sa a urobit vlastny navrh (aj ked tie motory asi len tak niekto neurobi... ale sak aj ruski inzinieri ziju za peniaze, ze...) Inak neviem ci ten antonov nemal byt nejako specialne upraveny.
mal som skor na mysli ze sukromnik sa chopi tej myslienky. Kupit nakresy a patenty od NPO by sa asi nepodarilo, jednoduchsie je inspirovat sa a urobit vlastny navrh (aj ked tie motory asi len tak niekto neurobi... ale sak aj ruski inzinieri ziju za peniaze, ze...) Inak neviem ci ten antonov nemal byt nejako specialne upraveny.
Kupit nákresy a myšlenky asi tak nepujde ale společný nebo spolufinancovaný vyvoj v NPO to by šlo a bylo by to levnější než vývoj třeba v USA... bohužel kosmické technologie jsou v zájmu jednotlivých zemí a ty chcou si své technologie ponechat a vyvýjet od píky prostředek který někdo už z 80-90% má hotový jen mu chybí peníze je podle mne blbost, lepší se s tou firmou i státní dohodnout a pak si dělit zisk.
Jinak Antonov An 225 v konfiguraci které byl vyroben je plně připraven na MAKS, dokonce se z jeho hřbetu vypouštěl demonstrátor ve velikosti a váze 1:1.
Quote: do výšky 10 km běžné rakety doletí za 40 - 60 sekund od startu
------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------
Udělám hrubý výpočet, kolik hmoty spotřebuje Zenit 2 za 50 sec od startu při stálém tahu. Raketu Zenit beru, protože má jen jeden motor a snadno se počítá:
Isp/sl =3051, Isp/vac = 3306, jelikož počítáme ještě v husté atmosféře, vezmu 3010
F/sl = 7260 kN, F/vac = 7850 kN, pro atmosféru v průměru vezmu 7400 kN
Plná hmota prvého stupně je 354 tun, prázdná 29 tun
Startovní hmota rakety je 460 tun
Spotřeba [kg] = (tah [N] / Isp [Ns/kg]) . cas [s]
Spotřeba = 7400000/3010 x 50 = 122923 kg = cca 123 tun paliva + 10 tun odpovídající podíl suché hmoty stupně , celkem raketa do 10 km výšky (za 50 sec) spotřebuje 133 tun hmoty.
Je to téměř 30% startovní hmoty a odpovídá to tomu, co uváděl pan Holub.
citace:Podporuji názor pana Pinkase, že vzdušný start má opravdu značný přínos. Také jsem tomu původně nechtěl věřit, ale v minulých diskusích na tomto fóru jsem i já dospěl k přesvědčení, že dobře provedený vzdušný start může zvýšit nosnost identické rakety (startující kolmo ze Země) o cca 30% (a možná i více). Proto nyní odhaduji ekvivalentní přínos vzdušného startu nejméně na 500 až 700 m/s. To už je dost znát a z mých hrubých "simulací" na zdejší stránce "Výpočty" mi pak vychází to zvýšení nosnosti o 30% (i více).
...
Na druhou stranu je ale nutno připomenout, že za to je "zaplaceno" vývojem a provozem toho "nosného letounu", což může být srovnatelné s cenou za silnější klasický první stupeň rakety, takže celková cena ani efektivita vzdušného startu rozhodně nemůže být o 30% lepší (proti ekvivalentní klasické raketě). Cenovou situaci lze zlepšit jen optimalizací celého návrhu výhradně pro vzdušný start a tam je zřejmě na špičce možné efektivity právě zde zmiňovaný MAKS (odhadovaná jednotková cena je u MAKSu 1000 - 2000 USD/kg užitečného zatížení, tedy nižší než u F9).
Proto se celkově domnívám, že Startolaunch s Falconem 5 asi nebude nijak efektivnější než samotný Falcon 9. Jedinou naději vidím ve využití toho letounu pro "něco jako MAKS".
zarátali ste aj fakt že "to" bude schopné doletieť s KSC až na rovník, a odpaľovať raketu tam?
16.12.2011 - 22:28 - Jan Bastecky
citace: ...
Jsou to takové úspory, že je jasně vidět, jak výhodný je vzdušný start a není nutno vymýšlet složité přistávání stupňů na zem a jejich opravy, ztráta jedné nádrže není tak velká.
... a jak to, že když je to takové skvělé, že to nefunguje v praxi?
Delta IV lítá, zatímco MAKS neopustil projekční kanceláře. Kromě toho se zde bavíme o laciném přístupu do kosmu, a tedy už intuitivně o jednoduchém systému. Vyšší spotřeba paliva není podstatná, protože cena paliva není zásadním faktorem určujícícm cenu letu. Cena letu je především určena náklady na vývoj a náklady na údržbu.
Jsou to takové úspory, že je jasně vidět, jak výhodný je vzdušný start a není nutno vymýšlet složité přistávání stupňů na zem a jejich opravy, ztráta jedné nádrže není tak velká.
... a jak to, že když je to takové skvělé, že to nefunguje v praxi?
Aby mal vzdusny start evidentny prinos ratal som vstart s viac ako Mach2, Pouzil som odvodeninu Concordu.
Navratnost mi vychadza cca 80 -120 startov. a zisk az potom.
ALE len ak nosic bude plne vyuzity a ak dozije...
A to este treba zaratat vyvoj
tak ma napadlo, ci tych 30% navyse nie je nahodou ten zamlcany detail, ktory nam Musk neukazal vo svojich viziach znovupouzitelnosti...
Inak ohladom MAKSu, ano, bola by hlupost vyvijat od zaciatku nieco co rusi uz maju z 90% hotove. Rovnako je blbost spolocna polnohospodarska politika, eurofondy, DPH, bankovy bailout atd... Realny svet je plny blbosti
Vzdušný štart je určite výhodný, aspoň pre menšie rakety (tak do štartovacej hmotnosti 100-200 ton). Vidno to aj na spomenutej rakete Pegasus.
Pri vzdušnom štarte z L-1011 má uvádzanú nosnosť 443kg.
Pokiaľ ju prepočítam na kalkulátore http://mek.kosmo.cz/zaklady/vypocty.htm pre pozemný štart, tak dôležitý je hlavne prvý stupeň, ktorý má uvádzané Isp(vac) 293 sec a Isp(sl) 180 sec
-> Isp(vac) 2875 Ns/kg nosnosť 210kg
-> Isp(sl) 1765 Ns/kg nosnosť 61kg
Realita bude niekde medzi, niekde okolo 100-120kg, pretože Isp motoru prvého stupňa sa bude s rastúcou výškou zvyšovať.
Alebo aj trochu inak - vzdušným štartom získam bonus zhruba 2000m/s do charakteristickej rýchlosti, pretože odpadne podstatná časť aerodynamických strát a aj gravitačné straty budú menšie.
Každopádne, vzdušným štartom vo výške cca 10km a pri rýchlosti 800km/h získam pri malej rakete možnosť vynášať najmenej dvojnásobne, ale možno až štvornásobne väčší náklad než s rovnakou raketou pri pozemnom štarte.
S rastúcou hmotnosťou rakety však bude zrejme výhodnosť pomeru klesať.
Je treba tiež pripomenúť, že Pegasus nie je zrovna najlepší príklad nosnej rakety pre výpočty na http://mek.kosmo.cz/zaklady/vypocty.htm, pretože je vybavený krídlom, ktoré výrazne zlepšuje jeho vlastnosti - získavanie výšky aerodynamickým vztlakom je do výšky cca 40 km podstatne účinnejšie, ako ziskavanie výšky ťahom motoru.
Quote: Vyšší spotřeba paliva není podstatná, protože cena paliva není zásadním faktorem určujícícm cenu letu.
---------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------
Ale vždyť nižší spotřeba paliva zdaleka není hlavní úsporou MAKS nebo obecně Stratolaunch. Jestli např. MAKS oproti Delta 4 Heavy ušetří 3x LOX/LH2 motory, každý o tahu 300 tun, dvě velké nádrže (jednu jsem započetl oproti ztracené nádrži Maksu), jeden druhý LOX/LH2 stupeň o hmotě 31 tun (včetně motoru a drahého naváděcího systému), pak opravdu nevím, jaké větší úspory by měl přinést.
Chtěl bych znovu upozornit na někdy zavádějící pojem „charakteristická rychlost“. Je to rychlost, kterou by daná raketa dosáhla v prostředí bez gravitace a atmosféry. Jestliže kruhová rychlost na LEO je 7.800 m/s, pak char.rychlost běžné rakety pro dosažení LEO může být cca 10.300 m/s. Rozdíl je jen 2.500 m/s a tedy zdá se na první pohled, že jen cca 30% jde na gravitační a aerodynamické ztráty. Ve skutečnosti je to značně více:
vchar = Isp.ln(C)
C= Ms/Mk (poměr startovní ke konečné hmotě rakety)
C= Ms/Mk = e ^ (v/Isp)
Při Isp =3200 Ns/kg je pro v= 7.800 m/s, C= 11,44
Při Isp =3200 Ns/kg je pro v= 10.300 m/s, C= 25
Potřebný poměr startovní a konečné hmoty se tedy více než zdvojnásobí, na ztráty připadne více jak 50% hmoty. Je to proto, že funkce je exponenciální. Výpočet (pro zajímavost) také ukazuje, že s běžným LOX/RP palivem (Isp=3200) a celkem realistickým C=11,44 bychom ve vakuu a bez gravitace dosáhli v jednostupňovém uspořádání rychlosti 7.800 m/s.
Proto I relativně malá rychlost, kterou přidá letoun raketě má znatelný vliv, aerodynamické ztráty značně klesnou, podstatně klesne potenciální energie (u Zenitu bychom nemuseli zvedat v průměru 130:2 = 65tun váhy do výšky 10 km), použitý LOX/LH2 motor v MAKSu v 10 km pracuje s vyšším Isp a tahem, než by pracoval od země, konstrukční číslo C orbitálního stupně může být značně lepší, než by muselo být při startu ze země (např. u MAKS je C nádrže = 24.). Pokud již existuje potřebné letadlo, nebo se nové postaví, takový projekt nemůže být ztrátový, naopak
Ja sa na to divam cez jestvujuce technologie...
Napr. STS. Stratolunch-om usetrim max. 2x SRB a trochu nosnosti...
Staci sa pozriet pri akej rychlosti sa odhadzovali SRB...
Od SSTO nas deli skutocne len krocik. A Stratolauch je sposob ho prekonat...
Okrem toho, pri klasickych jednorazovkach, pokial by lietadlo dokazalo skocit nad 70km, tak sa da zahodit aj aerodynamicky kryt a tepelna izolacia horneho stupna a mam dalsie C k dobru...
Podobne som to navrhoval v malom dopravnom systeme s dvojstupnovou raketou. Tam to totiz ma zmysel na rozdiel od stratolunch-u aj pri malych seriach. Peniaze nepustia...
citace:Od SSTO nas deli skutocne len krocik. A Stratolauch je sposob ho prekonat...
stratolaunch je trojstupňový nosič...
sorry, niekedy vyjadrim len polovicu myslienok.
SSTO je na hranici sucasnych technickych moznosti. Chyba len krocik, aby sme to dokazali bezne.
A staci tejto technologii SSTO len trosku pomoct, (uz to nebude sice cistokrvne SSTO), ale bude to nieco velmi podobne a s podobnymi vlastnostami... Pardon, s lepsimi...
1/ Prave pre vyhody Stratolunch-u neverim na zmysluplnost SSTO.
2/ Pre mnohostupnove rakety je Stratolunch luxus a riziko...
podľa mňa stratolaunch nemá nič spoločné s SSTO... a ani sa ku nemu nijak neblíži...
súhlasím, že ak namontujú 1 stupňovú raketu pod lietadlo, že je to zaujímavé a povedzme možno aj zlepšenie v niektorých smeroch (=2 stupňový nosič)...
ale nemyslím si, že ak namontujeme 2 stupňový nosič pod lietadlo, že je to niečo prevratné (dostaneme 3 stupňový nosič, zvýšime zložitosť systému, pravdepodobne aj cenu voči čistej rakete, etc)
tiež si nemyslím, že lietadlo veľkosti ako stratolaunch je nejakým medzikrokom a zjednodušením štartu... potrebuje obrovské letisko (zatiaľ som ako dostatočne veľké po internete - články, diskusie - našiel len pristávacie dráhy pre raketoplán - a tie sú 2, myslím)... netuším, či majú vybavenie na natenkovanie kerolox rakety...
btw, ssto... skylon má lepšie predpoklady ako stratolaunch - keď už, tak len kvôli veľkosti... ani jeden z nich nemá na letiskách infraštruktúru, ale to je tá menej zložitá vec pri ssto... ani jeden z nich zatiaľ nefunguje, jeden z nich určite nebude ssto a nikde ani nie sú plány aby z neho ssto bol, a myslím, že z neho ssto ani nebude, na to ide zlým smerom... a druhému sa to možno nepodarí, uvidíme...
[Edited on 18.12.2011 Agamemnon]
Mozna by ten novej typ kosmoplanu mohl mit zatahovaci tryskove motory.
Nekde v 16km by se vyply tryskove motory a nasledne by se zatahly do trupu pod zajizdeci aerodynamicky kryt.
Cili by chvilku cele teleso letelo klouzavym letem k zemi.
Pak by se zapalily normalni raketove motory.
Cili nebylo by to jako u Skylonu dvousystemovej motor, presto by to mohl byt prvni krok pred nastupem SABRE motoru.
Otazkou je, jestli je lepsi nosne letadlo zvlast nebo slozitejsi zatahovaci tryskovy motor ci system, kdy by se nasavaci predni cast aerodynamicky uzavrela.
Zajimavosti je, ze MAKS-M nemel odhazovaci nadrz a jako celek letel na LEO. Pravda, unesl jen asi 5.5t (Bajkonur/51st/200km), ale neodhazuje nadrz. Cili se na zem vraci vse.
Kdyz by to startovalo z Korou (rovnik/200km LEO), tak se da dosahnout.
MAKS-OS ... 10t (vcetne 2 pilotu)
MAKS-T ... 20t (nakladni bezpilotni verze)
MAKS-M ... 9t (nakladni bezpilotni verze, neodhazuje se nadrz)
Rekl bych, ze kdyz se zmodifikuje verze M pro pilotovanou lod, tak by to mohlo uvezt i 8 lidi vcetne 2t nakladu.
Predpokladem by asi melo byt, ze nakladni verze by mela byt zvlast a pilotovana taky zvlast. Tak jak se to tu uz probiralo...na LEO vynaset naklad a lidi zvlast.
Kazdopadne ve verzi kdy by se neodhazovala nadrz a zapadni firma by pomohla s vhodnym motorem (LH2/LOX nebo tekutej metan/LOX) a materialy, by se dalo dosahnout dobreho vysledku i ve verzi bez odhazovatelne nadrze.
(jen mi MAKS a SKYLON -což je orbiter III generace připadne jako lepší prostředek než kapsulka z 60 let typu Apolla)... 
