| 12.2.2015 - 08:48 - dodge | |
|
Všechny světové rakety, minulost, současnost a budoucnost.
Největší světové rakety, minulost, současnost a budoucnost.
http://www.universetoday.com/118922/all-the-worlds-rockets-past-present-and-future/ |
|
citace:
Všechny světové rakety, minulost, současnost a budoucnost.
Chýba tam toho hodne, nevidel som Zenit, nevidel som Sojuz 2 ... ďalšie si nespomínam, ale určite ešte niečo chýba. Ďalej zaráža ma nosnosť Falcon Heavy ... nie sú to náhodou 3 spojené prvé stupne z Falcon 9.1? 53t je zrejme veľmi optimistický predpoklad, nie? |
|
citace:
citace:
Všechny světové rakety, minulost, současnost a budoucnost.
Chýba tam toho hodne, nevidel som Zenit, nevidel som Sojuz 2 ... ďalšie si nespomínam, ale určite ešte niečo chýba. Ďalej zaráža ma nosnosť Falcon Heavy ... nie sú to náhodou 3 spojené prvé stupne z Falcon 9.1? 53t je zrejme veľmi optimistický predpoklad, nie?
No vždyť ano. 3 první stupně vedle sebe.
http://www.spacex.com/falcon-heavy
Maximální nosnost při maximálním vyčerpání paliva, tedy bez záchrany "prvních stupňů". |
|
citace:
Ďalej zaráža ma nosnosť Falcon Heavy ... nie sú to náhodou 3 spojené prvé stupne z Falcon 9.1? 53t je zrejme veľmi optimistický predpoklad, nie?
Možná ani není. Vždyť ani nevíme, jak nakonec dopadnou ty upratované motory. Třeba to nakonec ještě dvě-tři tuny přidá. |
|
Ďalej zaráža ma nosnosť Falcon Heavy ... nie sú to náhodou 3 spojené prvé stupne z Falcon 9.1? 53t je zrejme veľmi optimistický predpoklad, nie?
Tohle už jsem tady psal. Je to až k nevíře třeba ve srovnání s Deltou IV-H; proti ní je FH úplné tintítko a přesto má mít nosnost dvakrát tak velkou. Uvěřím, až to poletí a ten náklad to opravdu unese. |
|
| Jaké "tintítko"? Delta IV Heavy váží při startu 730 tun, Falcon Heavy skoro 1500 tun. Máte zřejmě vidiny. |
|
ono to bude tym ze vo svete fyziky odhad od oka casto klame. Delta Heavy vyzera robustne, pretoze ma objemne nadrze na kvapalny vodik. Ten ma extremne nizku hustotu, tzn. na dane mnozstvo vodiku treba nezvycajne velku nadrz. Opticky to potom vyzera ako mohutna raketa. Podobne ako STS, Ariane alebo Energija.
FH pouziva kerozin, ktory je ovela hustejsi, takze do toho "tintitka" sa ho zmesti dost vela.
DeltaHeavy vyhrava hlavne vodikovym hornym stupnom, pretoze na orbite sa rata hlavne isp. Mat tam hore 20t kerozinu a 20t vodiku je velky rozdiel. [Edited on 12.2.2015 yamato] |
|
citace:
Jaké "tintítko"? Delta IV Heavy váží při startu 730 tun, Falcon Heavy skoro 1500 tun. Máte zřejmě vidiny.
Nemluvil jsem o hmotnosti, ale o rozměrech. "Roury" FH jsou mnohem štíhlejší než u Delty. Pokud někdo nerozliší 3,6 metru od 5 metrů, tak ty vidiny bude mít spíš on. Jinak děkuji Yamatovi za hmotnostně-palivové porovnání v předchozím příspěvku. |
|
| Jenže Jiříku, rozhoduje hmotnost. 3,6 m je míň než 5 m, tak nechápu, na co se vlastně ptáš? Ve srovnání s Deltou 4H je FH štíhlejší díky palivu, to ale neříká nic o výkonech. Jestli chceš s něčím srovnávat vzhled FH, tak s Protonem a pak je to jasné. |
|
citace:
Jinak děkuji Yamatovi za hmotnostně-palivové porovnání v předchozím příspěvku.
A vy jste fakt nevěděl, že Delta IV Heavy je čistě vodíková? Tak to pro vás mám ještě jeden šok: kromě toho má také mizerný kyslíkovodíkový motor.  Se specifickým impulzem 4.0 kNs/kg ve vakuu se opravdu nedá moc kouzlit. Schválně zkusím vypátrat, jak by to dopadlo s lepším pohonem někde kolem 4.3 kNs/kg ve vakuu, ale osobně jsem spíš vždycky patřil do kategorie lidí, které při pohledu na D4H vždycky napadne spíš "jak může čistě kyslíkovodíková raketa být tak neschopná?" než cokoli jiného. Škoda, protože to pořádně zařízli. (I Delta IV M+(4,2) má zjevně lepší poměr nákladu a vzletové hmotnosti, přestože u ní třetinu hmotnosti při startu tvoří tuhé palivo). [Upraveno 13.2.2015 Geal] |
|
| Neviem teraz z hlavy presne parametre toho motoru, o ktorom hovorite, ale pokial je to motor v prvom stupni, zrejme to bude suvisiet aj s tym, ze ten motor by mal mat nejaky tah, aby to cele zdvihol. To je potom klasicky motorarsky trade tah vs. isp. Cisto vodikovy prvy stupen je celkovo divna koncepcia. |
|
No to je právě ten problém. Já jsem o tom svého času přemýšlel, a dospěl jsem k závěru, že z trojice 1) otevřený cyklus, 2) vodíkový motor a 3) vzletový motor může člověk vybrat maximálně jen dvě ze tří možností, aby nevznikl neúčinný nesmysl. Návrháři Delty vybrali všechny tři najednou, a podle toho to dopadlo. 
On je problém hlavně ta pumpa. Ve vakuu nižší tlak v komoře tolik nevadí, tah bude nižší, Isp to moc neovlivní. Ale na hladině moře ho člověk potřebuje velký. Jenže jak víme ze střední školy, mechanická práce na pumpování je úměrná součinu pV. A vodík to V má obrovské... [Upraveno 13.2.2015 Geal] |
|
citace:
No to je právě ten problém. Já jsem o tom svého času přemýšlel, a dospěl jsem k závěru, že z trojice 1) otevřený cyklus, 2) vodíkový motor a 3) vzletový motor může člověk vybrat maximálně jen dvě ze tří možností, aby nevznikl neúčinný nesmysl. Návrháři Delty vybrali všechny tři najednou, a podle toho to dopadlo.
No a napsali jsi jim o tom do NASA? Třeba to tam nikoho nenapadlo.  |
|
| Co má Delta IV společného s NASA? Delta IV byla zadána jako příspěvek do tendru USAF. NASA jim do návrhu, pokud vím, nemluvila. |
|
citace:
Co má Delta IV společného s NASA? Delta IV byla zadána jako příspěvek do tendru USAF. NASA jim do návrhu, pokud vím, nemluvila.
No tak dobře, poslal jsi to teda do USAF? |
|
Ne, já v té době vůbec nevěděl, že projekt EELV existuje. Přeci jen ani v 90. letech u nás Internet a tedy ani podrobnější zprávy ze Západu nebyly až tak k mání. Ale že Delta IV dopadla docela špatně, naznačuje vůbec její letová frekvence a absolutní absence komerčních letů pro ni - letectvo zjevně silně preferuje mnohem lepší Atlas, a komerční zákazníci se jí pro jistotu rovnou vyhnuli obloukem. Tak trošku mi to připomíná Cygnus/Antares - nebýt potřeby mít zálohu pro Atlas a toho občasného letu těžké varianty, asi by si vláda tu miliardovou roční subvenci Delty rychle rozmyslela.
Jinak jsem mimochodem nabyl dojmu, že za volbu paliva možná tak trošku může taky Rocketdyne. Recyklace součástek z SSME kvůli snížení nákladů Rocketdyne asi pomohla, ale Deltě IV už to pomohlo méně. Inu, politika. Stejně tak by se člověk mohl ptát, proč raketoplán vypadal tak, jak vypadal. [Upraveno 13.2.2015 Geal] |
|
Ono to ma otvoreny cyklus?  |
|
RS-68? Ano. A ablativní chlazení. Prostě snížili cenu kyslíkovodíkového motoru na minimum, a možná tak nějak zapomněli, že velké lehké nádrže a provoz infrastruktury kosmodromu se tím nezlepší, zato nosnost rakety půjde někam. Takže Delta 4 je provozně drahá, ale zato špatná.
Rusové svého času taky měli plán na kyslíkovodíkovou raketu, a ta měla být při startu o 200 tun lehčí než D4H (asi jen 530 tun celkem), zato ale měla vynést 35 tun najednou. Inu, RD-0120... [Upraveno 13.2.2015 Geal] |
|
Nuze... hlavne ze ula je jediny dodavatel pre dod a vstup dalsieho sutazitela je podmieneny milionom papierov a x uspesnymi startmi (co ula nikdy splnit nemusela). Nech ziju statne zakazky 
Ohladom RD-0120 - ako som uz raz pisal, kontrast ruskych inzinierskych schopnosti a ruskej (financnej a politickej) neschopnosti ich vyuzit je jedna z najvacsich tragedii kozmonautiky |
|
| Já tak nějak pořád doufám, že jestli v Rocketdynu opravdu udělají RS-25E, možná by s ním mohli časem nahradit RS-68 alespoň na Deltě 4 Medium. On sice bude tak jako tak mít o něco nižší tah, ale aspoň na D4M to vykompenzují SRB. Kdyby ten motor vyráběli jak pro SLS, tak pro Deltu, tak by tím snad ušetřili docela dost peněz. |
|
| RS-68 byl konstruován hlavně na to, aby se ta kráva raketa opravdu sama zvedla z rampy - tedy na maximální tah - Isp v 0m je 365 s, SSME měl 366 s - tedy téměř shodné. Problém je v tom, že cca od 60. sekundy letu už jste v dost řídké atmosféře, kde už je výhodnější vysoké Isp. Prostě chtěli motor pro 1. stupeň a mají ho. |
|
No ano, a pak stačí na to plácnout RS-25E, předělat GEM-60 pro zvýšení počátečního tahu (změna tvaru zrna?), a hned máme výkonnější raketu za téměř stejně peněz. No dobře, možná přeháním, ale přeci jen... |
|
| RS 68 byl (jak už bylo řečeno) u Delta IV nutnost kvůli tahu oproti RS-25. Byla to ale náhrada užitečná, motor je jednodušší a levnější, u země má stejné Isp a jen málo nižší ve vakuu. Motory za nic nemohou, nevýhodou je celková koncepce – měl to být unikát a také asi navždy zůstane. Nevýhody již byly popsány – velké rozměry (zvláště Delta IV Heavy), velká náchylnost na vítr kvůli velké ploše v poměru k setrvačné hmotě a především provozní otázky: manipulace s ohromným množstvím vodíku a nutnost jeho vypuštění i při krátkém odkladu startu. Prostě u prvých stupňů jsou lepší alespoň boostery na TPH nebo LOX/RP. Takže jednoduchá Delta IV s boostry na TPH zase není tak špatné řešení, i když cenově a provozně se asi Atlasu 5 nevyrovná |
|
Motor se sice zlevní, ale protože jednak infrastruktura, jednak velké, a přitom lehké nádrže pro velmi nízké teploty zůstanou pořád stejně drahé, nemůžu se ubránit dojmu, že to je šetření na nesprávném místě. Když už levnější motor, tak na provozně levnější palivo. A naopak, když už jít do vodíku, tak proto, že mi to něco přinese, třeba s účinným motorem v horním stupni. Jak říkám, je pro mě velmi těžké nevidět za tím nějaké "politické" rozhodnutí, o kterém třeba nevíme.
Když člověk nahradí RS-68 motorem RS-25D/E (za předpokladu stejných parametrů u verze -E) nebo třeba i J-2X, a místo GEM-60 tam dá boostery z Atlasu V (zase, proč udržovat dvě řady modulárních TPH boosterů? Nechápu...), vyjde z toho "Aridelta 5". :-) I kdyby ten J-2X byl třeba dvakrát dražší než RS-68, ten nárůst výkonu by měl být tak masivní, že cena za kilo klesne. Mně třeba vyšlo o 40% více nebo tak nějak, ještě si to přepočítám... |
| 14.2.2015 - 10:29 - dodge | |
|
Tady je lepší využití pro tryskové stíhačky - vypouštění satelitů.
Umělecká představa od ALASA o nasazení stíhačky USAF F-15.
Umělecká představa činnosti druhého stupně ALASA.
Umělecká představa uvedení ALASA na oběžnou dráhu.
http://www.universetoday.com/118969/heres-a-better-use-for-fighter-jets-launching-satellites/ |
|
| Nevím, jestli to patří sem, ale prezident Aerojetu právě rezignoval. |
|
Chtěl bych se dotknout parametru nosnosti raket na LEO:
Většina raket udává nosnost na LEO, ale není jasné, zda u některých jde o skutečnou nosnost nákladu: Např. u F9: https://wiki2.org/en/Falcon_9_Block_5
V parametru nosnost na LEO je uvedena nosnost 22.800 kg, ale pod ním je poznámka: PAF structurar limit: 10.886 kg
Přičemž PAF znamená Paylod Attachment Fitting , tedy parametry uchycení nákladu.
Myslím si, že nosnost F9 na LEO 22.800 kg značí hmotu paliva 2 stupně, které zbylo v nádrži, kdyby byl F9 použit jako tanker, bez dalšího nákladu na vrcholu stupně, nebo s nákladem v rámci limitu PAF a zbytkem paliva v nádrži. Pro vynesení většího nákladu, než udává v limitu PAF by musel být stupeň značně zesílen a tím by klesla jeho nosnost. Tedy současný F9 by zřejmě nemohl vynést na LEO např. modul Zarja pro ISS o hmotě přes 21 tun, jako vynesl Proton.
Stejné váhové omezení PAF je uváděno i u F9H , viz https://www.reddit.com/r/spacex/comments/3vs3il/f9fh_payload_attach_fittings_can_carry_up_to/
Je to zřejmě dané velmi lehkou konstrukcí (velkým konstrukčním číslem) druhého stupně F9/F9H. Tedy nějaká nosnost F9H - 65 tun na LEO je asi jen fiktivní, nejde o skutečný náklad, ale podobně jako F9, jen paliva zbude víc - na př. pro GTO. Nosnost F9 na GTO je v rámci limitu PAF.
U třístupňových raket, pokud třetí stupeň startuje z LEO je nosnost pro náklad na LEO dána hmotou celého 3 stupně + náklad (GTO) a stejnou nosnost by tedy měl nosič i na LEO jen ve 2- stupňové versi.
Zajímal by mně váš názor, upřesnění a příklady z jiných raket, zda uvádějí skutečnou nosnost nákladu na LEO. Nikde jsem neviděl u jejich LEO nosnosti omezení hmoty PAF a všechny mají značně nižší konstrukční čísla vrchních stupňů oproti F9.
[Upraveno 30.9.2018 PinkasJ] |
|
PAF je něco jiného.... 
Už bylo několikrát zmiňováno, že hmotnost nákladu je omezena nosností adaptéru PAF... |
|
citace:
PAF je něco jiného....
Už bylo několikrát zmiňováno, že hmotnost nákladu je omezena nosností adaptéru PAF...
Jenomže F9 nemá PAF s větší nosností než 10.886 kg. To není proto, že by neuměli udělat PAF s větší nosností. Je to proto, že konstrukční číslo 2.st F9 je C= 27,8 a větší náklad by neunesl. Např. Atlas 5 má C= 10, Proton 3.st má 12. , Angara 2.st má 7,1.
F9 i současný FH jsou zcela jistě optimalizované pro GTO, nebo lety dále do vesmíru a nemohou na LEO vynést uváděné výkony, museli by značně zesílit tento stupeň a tím by klesla i uváděná nosnost.
Ovšem bez nákladu na konci 2.st a bez PAF by měl FH jako tanker uváděnou LEO nosnost kolem 65 tun a byl by pro tento účel ideální.
[Upraveno 30.9.2018 PinkasJ] |
|
citace:
citace:
PAF je něco jiného....
Už bylo několikrát zmiňováno, že hmotnost nákladu je omezena nosností adaptéru PAF...
Jenomže F9 nemá PAF s větší nosností než 10.886 kg. To není proto, že by neuměli udělat PAF s větší nosností. Je to proto, že konstrukční číslo 2.st F9 je C= 27,8 a větší náklad by neunesl. Např. Atlas 5 má C= 10, Proton 3.st má 12. , Angara 2.st má 7,1.
F9 i současný FH jsou zcela jistě optimalizované pro GTO, nebo lety dále do vesmíru a nemohou na LEO vynést uváděné výkony, museli by značně zesílit tento stupeň a tím by klesla i uváděná nosnost.
Ovšem bez nákladu na konci 2.st a bez PAF by měl FH jako tanker uváděnou LEO nosnost kolem 65 tun a byl by pro tento účel ideální.
[Upraveno 30.9.2018 PinkasJ]
a na základě čeho tvrdíte, že to druhý stupeň neunese? Z konstrukčního čísla to podle mě odvodit nejde
PAF je takový, jaký je, protože těžší náklad zatím nikdy nebyl ve hře |
|
