|
Ještě se vrátím (bez vzorečků) k pojmu „účinnost raketového motoru“. Jak už jsem psal (a také pan Holub), pokud považujeme za účinnost poměr hmoty spotřebovaného paliva k dosaženému tahu a tedy rychlosti v určitém čase, pak hodnota Isp motoru tuto účinnost přímo vyjadřuje.
Pokud ale chceme rozšířit tento pojem i na to, jakou hmotu motoru a dalších přídavných zařízení (čerpadla, nádrže, el. zdroje a pod.) k tomu potřebujeme, pak by bylo dobré rozdělit tyto motory na chemické a motory s vysokým Isp (jaderné, iontové, fotonové).
U chemických motorů si můžeme dát příklad dvou motorů se stejným palivem LOX/RP, podobným tahem a různým Isp:
Americký F1: tah 789 MT, Isp vac/sl 304/265 s , tlak 70 bar, hmota 8.391 kg
Ruský RD 171: tah 806 MT, Isp vac/sl 337/309 s, tlak 245 bar, hmota 9.500 kg
RD171 má značně větší tlak, potřebuje silnější čerpadlo a stěny, má tedy mírně větší hmotu. Výpočtem ale dostaneme, že při zemi spotřebuje na tah 806 MT za vteřinu 2608 kg paliva, kdežto F1 na tah 789 MT spotřebuje 2977 kg paliva. Při větším Isp nejen dochází k velkým úsporám paliva, ale pro danou rychlost stačí i menší nádrže, případně mohou být robustnější.
U chemických motorů tedy Isp jednoznačně vyjadřuje kvalitu motoru a celého pohonu. Trochu technickou výjimkou jsou motory LOX/LH2 s největším Isp, které kvůli vlastnostem LH2 lze těžko stavět na extrémní tahy někdy potřebné při startu, atmosféra více snižuje jejich tah a Isp při zemi, ale zase mohou pracovat dlouho a ve vakuu nemají konkurenci. Proto jsou často doplňovány u země motory na TPL s horším Isp, krátkou dobou činnosti, velkou prázdnou hmotou, ale velkým tahem. Nikdy ale u daného typu paliva se nemůžeme snažit zvýšit tah motoru snížením Isp, naopak. Třísložkové motory (MAKS) byly navrženy hlavně proto, aby se zmenšila velikost nádrže, dosáhlo se s jedním motorem většího tahu zpočátku a maximální účinnosti v druhé fázi.
U motorů s vysokým Isp (jaderné, iontové, fotonové) je skutečně do účinnosti nutno zahrnout i hmoty zdrojů, které vytváří výtokovou rychlost, neboť většinou hrají rozhodující vliv na efektivnost a realizovatelnost celého pohonu.
|
|
citace:
... U chemických motorů tedy Isp jednoznačně vyjadřuje kvalitu motoru a celého pohonu. ... Nikdy ale u daného typu paliva se nemůžeme snažit zvýšit tah motoru snížením Isp, naopak. ... U motorů s vysokým Isp (jaderné, iontové, fotonové) je skutečně do účinnosti nutno zahrnout i hmoty zdrojů, které vytváří výtokovou rychlost, neboť většinou hrají rozhodující vliv na efektivnost a realizovatelnost celého pohonu.
Naprosto souhlasím. U chemických raketových motorů skutečně nemá smysl hledat nějakou výhodu ve snížení Isp. Reálně je nižší Isp prostě nevýhodné. Jedině u konceptů jako je VASIMR apod. má trochu smysl "si s tím hrát" (protože ten koncept umožňuje měnit Isp a protože reálně dosažitelné generátory energie jsou zatím příliš slabé a těžké). Samozřejmě si také myslím, že budoucnost je v pohonech s co nejvyšším použitelným specifickým impulsem (Isp). |
| 08.1.2009 - 15:21 - Petr Tomek | |
|
citace:
citace:
... U chemických motorů tedy Isp jednoznačně vyjadřuje kvalitu motoru a celého pohonu. ... Nikdy ale u daného typu paliva se nemůžeme snažit zvýšit tah motoru snížením Isp, naopak. ... U motorů s vysokým Isp (jaderné, iontové, fotonové) je skutečně do účinnosti nutno zahrnout i hmoty zdrojů, které vytváří výtokovou rychlost, neboť většinou hrají rozhodující vliv na efektivnost a realizovatelnost celého pohonu.
Naprosto souhlasím. U chemických raketových motorů skutečně nemá smysl hledat nějakou výhodu ve snížení Isp. Reálně je nižší Isp prostě nevýhodné. Jedině u konceptů jako je VASIMR apod. má trochu smysl "si s tím hrát" (protože ten koncept umožňuje měnit Isp a protože reálně dosažitelné generátory energie jsou zatím příliš slabé a těžké). Samozřejmě si také myslím, že budoucnost je v pohonech s co nejvyšším použitelným specifickým impulsem (Isp).
Pochopil jsem a myslel jsem to původně trochu jinak: Tedy tak, že je někdy v konkrétních případech výhodnější použití motoru s vyšším tahem (pro start) i za cenu nižšího Isp. T.j. nejde o to snížit Isp. (to je vcelku nechtěný vedlejší efekt)ani nejde zpravidla o stejný motor. Jde o to získat větší tah, prostě proto, že tak velké (silné) motory s lepším Isp zatím neumíme. Viz výše zmíněné SRB a třípalivové motory. |
|
| Pri štarte zo planéty je dôležitejší ťah ako Isp. Jednoducho preto, že raketa sa musí pohybovať proti gravitačnému zrýchleniu a pokiaľ nie je ťah motorov dostatočný na jeho prekonanie, raketa zostane na zemi bez ohľadu na to, ako dlho budú jej motory pracovať. |
| 08.1.2009 - 17:52 - Petr Tomek | |
|
citace:
Co se tyce rovnic pro fanousky raket nebo kosmonautiky, tak jich prece neni zapotrebi az tak moc, ne?
Ciolkovskij, Kepler, Newton, zakladni pohybove rovnice... Pochybuju ze z tohoto webu bude cerpat nekdo se skutecnym zamerem vypustit a ridit druzici nebo raketu.
No a taky se hodí něco k chemii, vlastnosti atmosféry v závislosti na výšce a možná pár tabulek jednak k palivům a jednak k Sluneční soustavě. Aby se dalo orientovat v prostoru. Myslím, že nejde o to postavit družici, ale udělat si podle toho jasno, co jde a co je už jen fikce. S někým se o tom poradím. V každém případě je lepší když je toho víc, než když je toho málo. |
|
citace:
Výtahářům bych doporučoval ať se vrátí na Zem . Nemají představu o mechanických vlastnostech materiálů a technických možnostech lidstva. A zpomalování rotace Země by byl další eko problém.
Pan Vlado mali by ste pochopit, ze moznosti ludstva nekoncia pri tom co dokazete pochopit vy ani pri tom co dokazete postavit na zahrade vy. Ked sa raz mozno zobudite, tak zistite, ze moznosti a schopnosti ludstva boli pocas vaseho zivota (a aj nejaku dobu pred nim) radovo velmi ale naozaj velmi daleko pred vasimi moznostami a aj schopnostami ich chapat. A to je aj dovod preco vy nedokazete pochopit, ze ludstvo sa naozaj dostalo na mesiac. Proste su ludia, aj ked vam sa to chape tazko, ktory vas selsky rozum prekracuju radovo niekolko krat svojimi vedomostami a inteligenciou.
Takze v vasej predstave o mechanickych vlastnostich materialov, jediny limitujuci faktor, ktory je mozne zhodnotit ci vyroba daneho materialu je mozna lebo nie su fyzikalne zakony. Pokial nam fyzika hovori, ze takyto material (dokonca aj lepsi ako potrebujeme) moze existovat tak by som moznosti ludstva az tak nepodcenoval. Bohuzial vy si velmi casto zamienate schopnosti ludstva s vasimi schopnostami. Takze to, ze vy takyto material nedokazete vyrobit (ani pochopit, ze moze existovat) zdaleka neznamena, ze sa neda alebo nebude dat vyrobit (a to v dohladnom case).
Este mam pre vas jedno "tajomstvo", rotacia zeme sa spomaluje, dokonca dost dobre meratelne, aj ked sa nejedna o predvidaelny jav (nieje to pravidelne rovnake spomalovanie, teoreticky sa moze aj zrychlit ale, za poslednych 30 rokov sa len spomalovala) a nikto z ekologov nekrici aby niekto zvesil ten mesiac z oblohy. Nemyslim, ze by vytah nejak extremne tento jav ovplyvnil. A ak by aj tak sa proste bude castejsie vladat jedna sekunda navyse. Za poslednych cca 30 rokov je vdaka tomu, ze sa rotacia zeme spomaluje rozdiem medzi Atomovym casom a UTC -34s. |
| 08.1.2009 - 22:23 - Adolf | |
|
| U raketových stupňů, co letí v kosmickém vakuu, kde se chce ten maximální jmenovitý impuls, je určitá rezerve ve zvyšování apalovacího tlaku, ale rakety s uzavřeným oběhem ve vyšších stupních jsou technický oříšek, a v prodloužení trysky. Kdyby se tam s rozvojem materiálů dovedlo rozvinout něco jako trysko-deštník, tak by raketu neopouštěly plameny ale studené superrychlé plyny a lsp i veškeré účinnosti by se zvedly. Teď tlakový i tepelný spád není zatím nic moc. Tedy ty spády jsou to, co dovedem technicky za rozumné prachy pořídit. Ale potenciál hnout s tím nějakými inovacemi tu je. ____________________
Áda |
| 09.1.2009 - 10:21 - Petr Tomek | |
|
citace:
U raketových stupňů, co letí v kosmickém vakuu, kde se chce ten maximální jmenovitý impuls, je určitá rezerve ve zvyšování apalovacího tlaku, ale rakety s uzavřeným oběhem ve vyšších stupních jsou technický oříšek, a v prodloužení trysky. Kdyby se tam s rozvojem materiálů dovedlo rozvinout něco jako trysko-deštník, tak by raketu neopouštěly plameny ale studené superrychlé plyny a lsp i veškeré účinnosti by se zvedly. Teď tlakový i tepelný spád není zatím nic moc. Tedy ty spády jsou to, co dovedem technicky za rozumné prachy pořídit. Ale potenciál hnout s tím nějakými inovacemi tu je.
Z teoretického hlediska to problém není, trysku lze ve vakuu zvětšovat až do absurdních rozměrů a schopnost využití expanze plynů bude stoupat. Omezení je jenom v technické stránce - tu gigantickou trysku musí vynést nosná raketa. Rozšiřitelnou trysku ve tvaru "deštníku" zkoušel R. C. Truax v 60 letech. Měla být použita v jeho dvoustupňových raketách startujících z vody.Při startu měla tryska tvořit jakousi sukni kolem prvního stupně rakety. Je to ta pruhovaná věc zakrývající první stupeň:
http://neverworld.net/truax/seadragon.jpg
V dokumentaci
http://neverworld.net/truax/Sea_Dragon_Concept_Volume_1.pdf
najdete rozšiřovatelnou trysku na straně 132. |
|
Prakticky se zvetsovani trysky puziva u horniho stupne Delty IV. Nastavec trysky obaluje ve slozenem stavu vetsi cast motoru RL-10. Pred nastartovanim motoru (nebo snad az po nem?) je nastavec "spusten" do provozni polohy. Ve slozenem stavu je tryska mnohem kratsi a vleze se do kratsiho mezistupne.
ISP se timto zvysi o 11s, coz bohate vyvazi vyssi hmotnost trysky. |
|
Omlouvám se, že jsem se nezapojil do debaty, ač bylo proč
Kdo si věří v astrodynamice, může se do 27.2. přihlásit do soutěže o návrh optimální trajektorie "4th Global Trajectory Optimisation Competition (GTOC4)"
http://www.esa.int/gsp/ACT/newsroom/NewsArchive/New19_Jan08_GTOC4.htm
I pro nesoutěžící nadšence do modelování a výpočtů může být zajímavé si stáhnout starší data a modely: http://www.esa.int/gsp/ACT/inf/op/globopt.htm
|
|
citace:
Takze to, ze vy takyto material nedokazete vyrobit (ani pochopit, ze moze existovat) zdaleka neznamena, ze sa neda alebo nebude dat vyrobit (a to v dohladnom case).
Vo Vladovom svete nemozu existovat ani pyramidy alebo velky cinsky mur. Nieco take postavit s dnesnou technikou je proste nerealne. Aha, ono to ma par tisic rokov, pardon...
citace:
Este mam pre vas jedno "tajomstvo", rotacia zeme sa spomaluje, dokonca dost dobre meratelne, aj ked sa nejedna o predvidaelny jav (nieje to pravidelne rovnake spomalovanie, teoreticky sa moze aj zrychlit ale, za poslednych 30 rokov sa len spomalovala) a nikto z ekologov nekrici aby niekto zvesil ten mesiac z oblohy. Nemyslim, ze by vytah nejak extremne tento jav ovplyvnil. A ak by aj tak sa proste bude castejsie vladat jedna sekunda navyse. Za poslednych cca 30 rokov je vdaka tomu, ze sa rotacia zeme spomaluje rozdiem medzi Atomovym casom a UTC -34s.
Ak si predstavime taku priemernu druzicu s hmotnostou 10 ton, kolko druzic treba vypustit vesmirnym vytahom, aby ich vplyv na rotaciu zeme bol vobec meratelny? Pocitajte...  |
|
citace:
Jakou ma vlastne energie teleso pohybujici se po obezne draze - mylim tu dodanou po startu ze Zeme. Nemyslim jak efektivne ji doda reaktivni pohon - snad jedine odpor vzduchu behem startu je treba vzit v uvahu...
Vztahy pro energii vychazeji z fyzikalnich zakonu - prazdny orbiter ma hmotnost cca 90 tun, plny az 120 tun [hmotnost jednotlivych raketoplany se lisi]. Rychlost na obezne draze bude okolo 7,7km/s. Doba nutna pro dosazeni teto rychlosti je cca 500-510s, pozdeji se provadi jeste dalsi manevry, ale zmeny rychlosti jsou minimalni.
Presnemu vypoctu bych se vyhnul. Kazdy raketoplan ma trochu odlisnou hmotnost, naklad a lisi se drobne okamzik pro vypnuti hlavnich motoru. Vykon SSME a SRB se v case meni, SRB navic pracuji jenom po dobu dvou minut. Musely zapocitat vlivy atmosfery a dalsi "drobnejsi podminky", jako rotace zeme, cilova orbita ...
Vztahy je mozne dopocitat z jednotek SI. Jen nevim, v jakem vztahu chcete tuto energii dostat. Muzete ji brat jako pohybovy impuls ktere to teleso musi dostat v Ns (kg*m/s), jako klasicky vykon ve Wattech (kg*m^2/s^3) nebo jako energii v Joulech (kg*m^2/s^2). Myslim ze uvedene pro hruby vypocet staci. |
|
citace:
Jakou ma vlastne energie teleso pohybujici se po obezne draze - myslim tu dodanou po startu ze Zeme. Nemyslim jak efektivne ji doda reaktivni pohon.
Řekl bych, že dvě základní složky energie kosmického tělesa jsou energie kinetická Ek = 0,5*m*v^2 spolu s energií potenciální Ep = m*g*h . Těleso na kruhově oběžné dráze kolem Země ve výši cca 350 km má rychlost cca 7700 m/s.
Pro každý kilogram své hmotnosti má tedy těleso energii E = Ek + Ep = (0,5 * 7700 * 7700) + (9,81 * 350000) = 29645000 + 3433500 = 33078500 J = 33078500 Ws = cca 9,2 kWh.
Pokud se tedy někde nepletu, tak např. raketoplán o hmotnosti cca 120000 kg má na oběžné dráze energii na úrovni cca 1100 MWh. Za tuto energii bychom na Zemi ve formě elektřiny zaplatili cca 5,5 mil. Kč (při ceně 5 Kč/kWh).
"Neefektivita" raketového pohonu je tedy z tohoto (energetického a cenového) pohledu značná. Problém je v tom, že oběžnou dráhu zatím prakticky neumíme jinak dosáhnout (při rozumných hodnotách přetížení). |
|
citace:
... Ep = m*g*h ...
jen dve poznamky
1. vhodnejsi je pouzit integralni vztah pro potencialni energii, tento pocita s homogennim gravitacnim polem, nulovou hladinu si polozit nekam na dohodnute misto povrchu Zeme, viz bod 2 (aby vysla kladna, jinak normalne do nekonecna)
2. dulezite je si take nadefinovat souradnou soustavu, v niz uvazujeme (protoze rychlost je relativni a tedy kineticka energie take). Nejlepsi pro tyto vypocty je ECI, tedy inercialni soustava (spojena s hvezdami) a posouvajici se spolu se Zemi po obezne draze kolem Slunce (tedy dokonale inercialni samozrejme neni :-)
z toho vyplynou korekce, ale ne moc vyznamne, takze pro predstavu je Alesuv postup ok (zasadni je kineticka slozka, neni zadne velke umeni vyletet nahoru, ale problem je ziskat rychlost k udrzeni se tam). |
|
Pro každý kilogram své hmotnosti má tedy těleso energii E = Ek + Ep = (0,5 * 7700 * 7700) + (9,81 * 350000) = 29645000 + 3433500 = 33078500 J = 33078500 Ws = cca 9,2 kWh.
Pokud se tedy někde nepletu, tak např. raketoplán o hmotnosti cca 120000 kg má na oběžné dráze energii na úrovni cca 1100 MWh. Za tuto energii bychom na Zemi ve formě elektřiny zaplatili cca 5,5 mil. Kč (při ceně 5 Kč/kWh).
"Neefektivita" raketového pohonu je tedy z tohoto (energetického a cenového) pohledu značná. Problém je v tom, že oběžnou dráhu zatím prakticky neumíme jinak dosáhnout (při rozumných hodnotách přetížení).
Tuto úvahu jsme již také kdysy provedl a mám k ní dvě poznámky.
1.(ta žertovnější) Pokud by STS létal za 5,5 mil. Kč na jeden let tak by mi nepřišel vůbec neefektivní.
2. Úvaha ve skutečnosti takto nefunguje, protože gigantické první stupně raketu především zvedají do výšky a také sami sebe, a pak jí následně naopak relativně malé stupně urychlují na 1. kosmickou rychlost. |
|
citace:
2. Úvaha ve skutečnosti takto nefunguje, protože gigantické první stupně raketu především zvedají do výšky a také sami sebe, a pak jí následně naopak relativně malé stupně urychlují na 1. kosmickou rychlost.
To je pravda, ale úvahu lze dotáhnout k vyšší reálnosti tím, že lze zhruba odhadnout výkon raketových motorů z jejich tahu F a specifického impulsu Isp. K mému překvapení mi vyšlo, že motory STS (SRB i SSME dohromady) za celou dobu své činnosti při startu vygenerují cca 6000 MWh, což je zhruba šestinásobek "čisté" energie raketoplánu na oběžné dráze. Intuitivně jsem očekával tento poměr daleko horší. Ekvivalentní cena 6000 MWh elektřiny na Zemi je cca 30 mil. Kč (při 5 Kč/kWh).
Odhad energie z motorů jsem udělal takto. Při mnou odhadnuté 50% účinnosti motorů lze jejich "ekvivalentní výkon" (spíše "příkon" nebo "tepelný výkon") vyjádřit zhruba vztahem P = F*Isp, takže pro první 2 minuty letu STS je výkon P1 = 30MN*3000Ns/kg = 90000 MW a pro zbývajících cca 6 minut činnosti SSME je výkon P2 = 7MN*4000Ns/kg = 28000 MW. Z toho mi pak vychází, že za první 2 minuty letu vytvoří všechny motory sestavy energii cca 3000 MWh a za zbývajících 6 minut samostatné činnosti SSME pak dalších cca 2800 MWh. Dohromady tedy něco kolem těch 6000 MWh. "Čistý mechanický výkon" produkovaný motory je navíc zhruba poloviční proti jejich "příkonu", takže samotná "mechanická účinnost" celé nosné rakety (STS) je někde na úrovni 30% (pohon za dobu své činnosti dodá celé sestavě jen cca 3x větší energii, než jakou má pak těleso dopravené na oběžnou dráhu), což vůbec není špatné. Odhad je to samozřejmě velmi hrubý a určitě dost něpřesný, ale dává snad solidní představu o tom, jak to "funguje". |
|
Quote: zasadni je kineticka slozka, neni zadne velke umeni vyletet nahoru, ale problem je ziskat rychlost k udrzeni se tam).
-----------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------
To není úplně tak . Pokud chceme např. získat rychlost 7,8 km/s v prostředí bez gravitace bez atmosféry, pouze v jednostupňové raketě na LOX/RP , Isp 4460 Ns/kg pro užitečné zatížení 100.000 kg a hmotě prázdného stupně 40.000 kg, vychází z Ciolkovského rovnice:
Pro konečnou hmotu Mk = 140000 kg dostaneme potřebnou počáteční hmotu Mp:
MP/MK = exp(v/Isp)
Mp = MK x exp(v/Isp)
MP = 140.000 x 5,75 = 805.000kg
Avšak startovní hmotnost STS, který je navíc 1,5 stupňový je cca 2.000.000 kg. Rozdíl tedy připadá na gravitační a aerodynamické ztráty.
Výpočet pana Holuba z výkonu a energie je přesnější, ale u SRB tah po téměř celou dobu práce značně klesá a s ním zřejmě i Isp, je regulován i tah SSME, takže takto počítaná energie by byla menší, ale účinnost motorů naopak horší. Do výpočtu skutečně dosažené kinetické energie by se musela zahrnout i hmota prázdného ET a její konečná rychlost, stejně tak hmota prázdných SRB s příslušnou rychlostí.
|
| 19.11.2009 - 19:28 - ViVa | |
|
Doporučuji diskutujícím tohoto vlákna návštěvu této přednášky, po ní vám Dr. Grygar rád zodpoví vaše laické otázky ohledně fyziky a astronomie.
SERIE PREDNASEK NA PODPORU RACIONALNIHO, KRITICKEHO MYSLENI A ODHALOVANI PSEUDOVEDY
RNDr. Jiri Grygar, CSc.
PROC ASTRONOMIE FUNGUJE, KDEZTO ASTROLOGIE NIKOLI
ctvrtek 26. listopadu od 18:00 hod
poslucharna C - VSE v Praze
http://www.sysifos.cz/index.php?id=vypis&sec=1258121146
|
|
"Pro každý kilogram své hmotnosti má tedy těleso energii E = Ek + Ep = (0,5 * 7700 * 7700) + (9,81 * 350000) = 29645000 + 3433500 = 33078500 J = 33078500 Ws = cca 9,2 kWh.
Pokud se tedy někde nepletu, tak např. raketoplán o hmotnosti cca 120000 kg má na oběžné dráze energii na úrovni cca 1100 MWh. Za tuto energii bychom na Zemi ve formě elektřiny zaplatili cca 5,5 mil. Kč (při ceně 5 Kč/kWh).
"Neefektivita" raketového pohonu je tedy z tohoto (energetického a cenového) pohledu značná. Problém je v tom, že oběžnou dráhu zatím prakticky neumíme jinak dosáhnout (při rozumných hodnotách přetížení). "
Dekuji za tuto i dalsi odpovedi na toto tema, me castecne uvahy se potvrdili - rovnice jsou zhruba ty co jsem mel zhruba na mysli - co se tyce te energie - jen jsem si nebyl jisty zdali to tak opravdu jde spocitat.
Je z toho pro me videt - je to potvrzeni, ze zcela jiny druh pohonu nez ten soucany by mohl byt opravdu velmi znacnym skokem vpred a nektere moznosti ze SciFi by pak byli skutecne blizko realite. |
|
citace:
Je z toho pro me videt - je to potvrzeni, ze zcela jiny druh pohonu nez ten soucany by mohl byt opravdu velmi znacnym skokem vpred a nektere moznosti ze SciFi by pak byli skutecne blizko realite.
To je spíš Tvoje přání než reálná možnost. Jaké jiné pohony máš na mysli? Obávám se, že "sci-fi možnosti" by vyžadovaly "sci-fi pohony". Pro Tebou občas zmiňovanou "antigravitaci" zatím nevidím žádnou reálnou fyzikální možnost (ani náznak). Taky bych si antigravitaci přál, ale to pro realizaci nestačí. |
|
citace:
citace:
Je z toho pro me videt - je to potvrzeni, ze zcela jiny druh pohonu nez ten soucany by mohl byt opravdu velmi znacnym skokem vpred a nektere moznosti ze SciFi by pak byli skutecne blizko realite.
To je spíš Tvoje přání než reálná možnost. Jaké jiné pohony máš na mysli? Obávám se, že "sci-fi možnosti" by vyžadovaly "sci-fi pohony". Pro Tebou občas zmiňovanou "antigravitaci" zatím nevidím žádnou reálnou fyzikální možnost (ani náznak). Taky bych si antigravitaci přál, ale to pro realizaci nestačí.
Antigravitace - emitovani gravitonu by mel vyvaret tah diky vyvolavani silne umele gravitacni sily pusobici proti gravitaci Zeme.
Vim, ze graviton je hypoteticka castice - ale proste pisu jako teoretickou moznost - nevyloucenou moznost.
Emitovani gravitonu by vyzadovalo pouze prisun energie - je otazka v jake forme - pochazejici treba z rizeneneho stretavani hmoty s antihmotou - a ne dodavku i latky napriklad xenonu na jeho vypuzovani ven jak u bezneho reaktivniho pohonu.
Jde mi spise o to, ze podobne dopravni prostredky typu pomerne malych kosmickych dopravnich lodi muzou v budoucnu existovat a tak neni vubec na miste poukazovat na jejich udajnou nemoznost zkonstruhovani srovnavanim s velikosti dnesnich raket pri uzitecne hmotnosti, kterou jsou schopne na obeznou drahu dopravit.
Proste vyvoj kosmicke techniky - tedy predevsim pohonu nerekl sve posledni slovo - alespon tak pevne doufam. |
|
citace:
To není úplně tak . Pokud chceme např. získat rychlost 7,8 km/s ... Avšak startovní hmotnost STS, který je navíc 1,5 stupňový je cca 2.000.000 kg. Rozdíl tedy připadá na gravitační a aerodynamické ztráty.
Mluvil jsem o necem jinem - porovnaval jsem velikost rakety nutne k dosazeni vysky 350 km (ciste balisticky) a velikost rakety, potrebne k dosazeni vysky - a udrzeni se tam dostatecne dlouho, nez je dosazena orbitalni rychlost.
To co uvadite, je velikost potrebna k vyzdvizeni nahoru "nakladu a jeste urychlovaciho stupne". Neni zde zadny spor, jen mluvime kazdy o necem jinem.
Kdyz zustaneme u zjednoduseneho Ep = mgh a Ek = 1/2mv^2 tak pro jednotkovou hmotnost je pomer energii Ek/Ep = v^2/2gh coz pro 350km a 7700m/s vychazi asi 8.6 tedy kineticka slozka v tomto prvnim priblizeni dela skoro 90 procent celkove "energie" vzhledem k povrchu. |
| 22.11.2009 - 23:15 - Jan Baštecký | |
|
citace:
citace:
Je z toho pro me videt - je to potvrzeni, ze zcela jiny druh pohonu nez ten soucany by mohl byt opravdu velmi znacnym skokem vpred a nektere moznosti ze SciFi by pak byli skutecne blizko realite.
To je spíš Tvoje přání než reálná možnost. Jaké jiné pohony máš na mysli? Obávám se, že "sci-fi možnosti" by vyžadovaly "sci-fi pohony". Pro Tebou občas zmiňovanou "antigravitaci" zatím nevidím žádnou reálnou fyzikální možnost (ani náznak). Taky bych si antigravitaci přál, ale to pro realizaci nestačí.
Existuje reálná fyzikální možnost ... atomový raketový motor!
Funkční prototypy v šedesátých a sedmdesátých letech (NERVA, VASIMIR, ...) vykazovaly zhruba trojnásobnou účinnost oproti klasickému chemickému palivu. Jenže tato možnost není (hlavně politicky) průchodná.
Ještě si dovolím poznámku: i se současným chemickým pohonem je cena za palivo zanedbatelná v celkových nákladech na start STS. Celkové náklady na start jsou zhruba o dva až tři řády vyšší (především z administrativních důvodů). Takže efektivnější (soukromý)provozovatel by se mohl dostat s STS na výrazně nižší náklady. A naopak, pokud NASA nezmění systém administrativních nákladů, tak bude i systém Orion/Ares velmi nákladný (ale s nižším vynášeným zatížením a schopnostmi oproti STS)
|
| 01.12.2009 - 09:39 - David | |
|
| Každý bod na zemském plášti rotuje nějakou rychlostí kolem zemské osy a tuto rychlost dostává z něj startující rakera do vínku ve vztahu ke středu Země, pokud ovšem startuje východním směrem, tak aby sklod dráhy k rovníku byl ve stupních stejný jako zeměpisná šířka místa startu. Čím blíže k rovníku, tím je tato darovaná rychlost větší. Rozdíl mezi Capam a Korou bude tak asi 120 m/s a to by nemělo mít takový vliv na zvýšení nosnosti / údajně o 25% /. |
|
Prírastok rýchlosti od rotácie zeme sa počíta asi takto:
delta V = 465 sinA cosB
kde B je zemepisná šírka a A je azimut streľby.
465m/s je obvodová rýchlosť povrchu Zeme na rovníku (pre r=6378km t=86164s).
Potom vychádza pre A=90° (streľba smerom na východ):
pre Kourou: 5°14' s.š. delta V = 463,17 m/s
pre Cap Canaveral: 28°27' s.š. delta V = 409,95 m/s
pre Bajkonur: 47°22' s.š. delta V = 316,35 m/s
Mám dojem, že zvýšenie nosnosti sa počíta cez Ciolkovského číslo.
Takže ďalej už bez záruky, je to len úvaha pre teoretickú jednostupňovú raketu.
Ciolkovského číslo
C = (Mk + Mp + Mn) / (Mk + Mn)
Mk - hmotnosť konštrukcie
Mp - hmotnosť paliva
Mn - hmotnosť nákladu
Potrebujeme dosiahnuť rýchlosť 7905m/s, zmenšenú o delta V (tú získame zadarmo od rotácie zeme)
Vp = 7905 - delta V.
Gravitačné a aerodynamické straty sú asi 15-17%, takže potrebujeme dosiahnuť teoretickú rýchlosť Vchar.
Vchar = Vp * 1,16
Isp charakterizuje motor a udáva sa v Ns/kg, slušný motor nech má Isp=3000 Ns/kg (RD-107 má 3080 Ns/kg)
Ciolkovského rovnica má tvar
Vchar = Isp * ln(C)
po úprave
ln(C) = Vchar / Isp (nie som si istý, či je to takto vyjadrené korektne)
Potom:
delta V = 0m/s; Vchar = 9169,8 m/s; C = 21,255 (pól alebo streľba na sever/juh)
delta V = 465 m/s ; Vchar = 8630,4 m/s; C = 17,757 (rovník)
delta V = 463,17m/s; Vchar = 8632,5 m/s; C = 17,77 (Kourou)
delta V = 409,95m/s; Vchar = 8694,258 m/s; C = 18,14 (Cap Canaveral)
delta V = 316,35m/s; Vchar = 8802,834 m/s; C = 18,81 (Bajkonur)
Majme teoretickú jednostupňovú raketu s hmotnosťou konštrukcie 10ton a hmotnosťou paliva 200 ton.
Hmotnosť nákladu vychádza pre
rovník 1935kg (100%)
Kourou 1926kg (99,5%)
Cap Canaveral 1668kg (86%)
Bajkonur 1229kg (63,5%)
pól 0kg
Len neviem, či som uvažoval správne 
Edit: rozdiel Kourou - Cap Canaveral vychádza len 13%, ale treba mať na pamäti, že strelecký sektor CC nesmeruje priamo na východ, ale na juhovýchod, čiže azimut nie je 90° ale o čosi viac, okolo 120°, podobne aj Bajkonur, kde azimut smeruje viac na sever. [Upraveno 01.12.2009 Alchymista] |
| 01.12.2009 - 13:12 - David | |
|
Nejsem matematik, ale naprosto souhlasím, je bych požádal o výpočet teoretické jednostupňové rakety pro jednotlivé případy jak jsou v posledním odstavci pro konkrétní případy :
Váha konstrukce 24,5 tuny, váha paliva 255,5 tuny a váha konstrukce 11 tun a paliva 105 tun.
Podklad : Ing. B. Růžočka-seriál Rakety str. 986 a 705.
Díky. |
|
| Myslím, že úvahy jsou vedeny docela správně, ale upozorňuji na to, že u vícestupňových raket bude výsledný rozdíl v nosnosti o něco menší (spíš o hodně menší), než u teoretické jednostupňové rakety, takže výsledky berte spíš jako "nejhorší možný případ", nebo "největší možný rozdíl". |
|
Ako jednostupňová nepoletí na orbitu ani jedna. Prvá dosiahne bez nákladu rýchlosť 7308m/s, druhá 7067 m/s
Jedno počítadlo je i tu - http://www.kosmo.cz/modules.php?op=modload&name=kosmo&file=index&fil=/m/zaklady/kurz/kurz3.htm
podľa neho by na orbitu nedoletela ani tá "moja", pretože požadovaná Vchar je nastavená ako 9500m/s a "moja" dosiahne len 9133m/s (Isp so bral pre všetky rovnaké)
Edit
Pokiaľ použijete kalkulátor a údaje z http://www.astronautix.com, je treba prepočítať Isp zo sec na Ns/kg - prevodný pomer je 9,80665 (1N = 1/9,80665kgf). [Upraveno 01.12.2009 Alchymista] |
|
| Davide, ještě z té knížky připiš Isp, jinak ti to nikdo nespočítá :-) |
| 01.12.2009 - 15:44 - David | |
|
Jedná se jen o orientační výpočet, vložit místo 10 tun konstrukce 200 tun paliva do původního schematu, mnou navržené parametry by neměl být problém , uvidíme co vyjde .Samozřejmě některé hodnota v původním schematu jsou nadsazené, ale to kompenzuje fakt, že skutečné konstrukce nebyly jednostupňové, ale 1,5 stupňové i když u Atlasu je to sporné, neb odhazoval jen dva motory.
Dík. |
|
