28.1.2012 - 19:15 - PINKAS J
Reagovat

Když se někdo vydává za znalce kosmické techniky, měl by si alespoň ověřit to, co tvrdí. Motory RD 107 nebo 108 z raket R7 (později Sojuz) mají opravdu málo společného s motorem z V2/A4, asi hlavně v tom, že jsou to oba raketové motory.

- Motor z A4 byla na 75% etanol/voda + LOX, RD 107 na Kerosen + LOX
- Motor z A4 měl pokud si pamatuji 18 spalovacích předkomůrek, z kterých se teprve spaliny vedly do hlavní komory. Motor R107 má moderní deskovou vstřikovací hlavu. Podobné hlavy byly zavedeny již na operačně taktických raketách 8K11(Scaut).
- Tlak v komoře motoru z A4 byl 15 bar, Isp (vac/sl) 239/203 s . Tlak v komoře RD 107 je 58 bar, Isp 314/257 s.
- Motor z A4 o tahu 32 tun měl hmotu 931 kg, motor RD 107 o víc jak 3 násobném tahu 101 tun má hmotu 1200 kg. Jde tedy o zcela jiný motor.

Úspěšnost ruských konstrukce v oblasti motorů dokazuje, že nejspolehlivější současná americká raketa ATLAS používá ruský motor RD 180 se špičkovými parametry a prakticky ve všech typech LOX/RP a NTO/UDMH motorů nemají ruské motory konkurenci

28.1.2012 - 20:08 - joker Reagovat

Páni. Prosím trochu úcty ku šedinám pána DODGE . Ak lietal na IL 2, Musí mať aspon 80 rokov . To máme ale zocelený lidi...
28.1.2012 - 20:37 - David Reagovat

Sorry, já jsem tu zprávu o sluníčku viděl v televizi ve vědě na 601 a měl jsem z textu dojem, že Rusko již ofi zprávu vydalo.Myslím ale že se asi nebude o mnoho lišit, leda že by " kápli božskou" a přiznali, že sondu, která by doletěla k Marsu a splnila zadání nedokážou udělat.Jinak poučná debata , jen bych dodal k motorům, co je platné, že konstrukčně mohly být ruské motory propracovanější než jiné, když v padesátých létech nedokázali postavit motor o tahu větším než 30 tun a 60 létech 150 tun, ergo kladívko " slavná" prababička R-7 dosud létá s motory o tahu na úrovni V-2 a její "geniální" koncepce má stejnou filozofii jako vonBraunova z konce války pro A-9/10 " nemáš-li silný motor, vezmi tolik slabých kolik je potřeba".Dokonce i , zde tolikrát velebená Eněrgia má k poměru o 30 let staršímu Saturnu -5 pidimotory o tahu necelých 18O tun.A na Atlasu létají ruské motory hlavně proto že byly levně nakoupeny a Rusko jich vyrobilo mraky a nevědělo co s nimi.
28.1.2012 - 20:45 - Fritz Lochmann
Reagovat

quote:
________________________________________
Páni. Prosím trochu úcty ku šedinám pána DODGE . Ak lietal na IL 2, Musí mať aspon 80 rokov . To máme ale zocelený lidi...
________________________________________

Kdyby ten můj vůdce nebyl vůl a netrpezlivej megaloman, tak by pan dodge nelítal na iljušinech, protože by neměl na jakejch.
Krom toho, jakžto elitný pilot lidovědemokratické armády a jistě aj člen strany nemá právo hanit výdobytky socialistého průmyslu a zvláště sovětského. Dále jakožto elitní pilot lidovědemokratické armády létajíci na vynikajíchích strojích z dílny pana Iljušina by se neměl ukrývat pod imerialisticky znějíci nick, měl by se jmenovat například kalinka či lenin
Ináč k tomu kopírovaniu z trocha iného rožku: vynikajúci čs. motorový voz M262.0 je kópiou nemeckého motorového vozu Maybach rady VT137, ťažká posunovacia lokomotíva T669.0 vyvinutá v ČKD Praha a v hojnom počte vyvážaná do bratského ZSSR je kópiou amerických lokomotív Alco a Baldwin, tak kdeže zostala hrdosť "svetovej" českej konštrukčnej školy z ČKD? Takže pane dodge, radšej prosím neporovnávať len ople s volgami, pretože môžete šliapnuť aj do vlastného exkrementu. [Upraveno 28.1.2012 fritz.lochmann]
28.1.2012 - 20:56 - dodge
Reagovat

quote:
________________________________________
Sorry, já jsem tu zprávu o sluníčku viděl v televizi ve vědě na 601 a měl jsem z textu dojem, že Rusko již ofi zprávu vydalo.Myslím ale že se asi nebude o mnoho lišit, leda že by " kápli božskou" a přiznali, že sondu, která by doletěla k Marsu a splnila zadání nedokážou udělat.Jinak poučná debata , jen bych dodal k motorům, co je platné, že konstrukčně mohly být ruské motory propracovanější než jiné, když v padesátých létech nedokázali postavit motor o tahu větším než 30 tun a 60 létech 150 tun, ergo kladívko " slavná" prababička R-7 dosud létá s motory o tahu na úrovni V-2 a její "geniální" koncepce má stejnou filozofii jako vonBraunova z konce války pro A-9/10 " nemáš-li silný motor, vezmi tolik slabých kolik je potřeba".Dokonce i , zde tolikrát velebená Eněrgia má k poměru o 30 let staršímu Saturnu -5 pidimotory o tahu necelých 18O tun.A na Atlasu létají ruské motory hlavně proto že byly levně nakoupeny a Rusko jich vyrobilo mraky a nevědělo co s nimi.
________________________________________


Zlatá slova, ale už mě přestalo fascinovat jak někdo, kdo je evidetně mimo mísu, poučuje starýho orla jak se má lítat. Holt celý generace nás starejch praktiků nic nevědělo a neumělo, a historie se začala psát teprve když se oni narodili a začali brát rozum.
28.1.2012 - 21:09 - Agamemnon
Reagovat

quote:
________________________________________
Sorry, já jsem tu zprávu o sluníčku viděl v televizi ve vědě na 601 a měl jsem z textu dojem, že Rusko již ofi zprávu vydalo.Myslím ale že se asi nebude o mnoho lišit, leda že by " kápli božskou" a přiznali, že sondu, která by doletěla k Marsu a splnila zadání nedokážou udělat.Jinak poučná debata , jen bych dodal k motorům, co je platné, že konstrukčně mohly být ruské motory propracovanější než jiné, když v padesátých létech nedokázali postavit motor o tahu větším než 30 tun a 60 létech 150 tun, ergo kladívko " slavná" prababička R-7 dosud létá s motory o tahu na úrovni V-2 a její "geniální" koncepce má stejnou filozofii jako vonBraunova z konce války pro A-9/10 " nemáš-li silný motor, vezmi tolik slabých kolik je potřeba".Dokonce i , zde tolikrát velebená Eněrgia má k poměru o 30 let staršímu Saturnu -5 pidimotory o tahu necelých 18O tun.A na Atlasu létají ruské motory hlavně proto že byly levně nakoupeny a Rusko jich vyrobilo mraky a nevědělo co s nimi.
________________________________________


jj, to je kľudne možné, že to bude nakoniec aj v oficiálnej správe len som bol prekvapený s tým, že už vyšla ofic...

nejdem veľmi rýpať do toho... ale:
soyuz má 1 motor v hlavnom stupni (rovnako ako má atlas... o 8 menej ako má falcon - aj keď to nie je fér, lebo ten nemá boostre)...
porovnať RD-107 s motorom A-4 chce veľkú dávku odvahy (a to nehovorím už o motoroch RD-171, RD-180 a RD-191, na ktorých lietajú zenit, atlas a potenciálne angara)...
rd-180 je nový motor (1999/2000)... takže ťažko mali skladové zásoby... na atlase lietajú tie motory preto, že američania taký motor nedokážu postaviť (on je oxidizer-rich, a to američania svojho času označili za nemožné vyrobiť)
energia na boosteroch používala motory RD-171 (teraz používané na zenite) - to sú najsilnejšie motory, aké sú (btw - majú o 40s lepší Isp pri hladine mora, ako F-1 - rozdiel robí práve to, že RD je s uzavretým cyklom)

____________________

28.1.2012 - 21:23 - cernakus
Reagovat

quote:
________________________________________
její "geniální" koncepce má stejnou filozofii jako vonBraunova z konce války pro A-9/10 " nemáš-li silný motor, vezmi tolik slabých kolik je potřeba".
________________________________________


Tuto koncepci provozuje Elon Musk, soukromník a je mu za to tleskáno.
quote:
________________________________________

Dokonce i , zde tolikrát velebená Eněrgia má k poměru o 30 let staršímu Saturnu -5 pidimotory o tahu necelých 18O tun.A na Atlasu létají ruské motory hlavně proto že byly levně nakoupeny a Rusko jich vyrobilo mraky a nevědělo co s nimi.
________________________________________


Pidimotory? No nemají tak velké samostatné trysky, ale rozměrově jsou stejné. A právě proto, že mají větší počet menších trysek mají výkony úplně jinde než kdy měl a mohl mít F-1. Ať už se tahu týče, Isp, poměru tah:hmotnost, životnosti, vibrační stability a bezpečnostního čísla.

Navíc z RD-170 se nádherně škálují parametry dolů právě proto, že měly 4 trysky. Nebylo třeba je počítat znova.

A RD-180 do Atlasů? Co by tam dali Američané místo nich? Kdyby něco měli, tak by to tam dali. Američané se od 70tých let věnovali hlavně vodíkovým motorům a motorům na TPH.

Už jsem přišel na to, které že motory měly tah jen 180tun. ty myslíš RD-0120ky? Jenže to jsou LOX/LH2 motory, ty z principu nemohou mít tah jako LOX/RP motory! Nejvýkonější LOX/LH2 motor, RS-68 má při 2/3 hmotnosti F-1 jen 1/2 tahu F-1! Navíc má oproti RS-25 či RD-0120 výrazně horší Isp a tah:hmotnost, takže SSME a RD-120 mi připadnou jako 2 nejlepší LOX/LH2 motory na světě (SSME vede). [Upraveno 28.1.2012 cernakus]
28.1.2012 - 21:35 - Agamemnon
Reagovat

inak... porovnávať core motor energie s core motorom saturnu nie je práve vhodné, keďže energia mal hydrolox motor a saturn mal kerolox... to už môžeme porovnávať RD-0120 s SSME a tie vychádzajú veľmi podobne (a z rovnakého obdobia)

edit:
- motor rs-68 z delty iv (hydrolox) má lepší ťah ako ssme/rd-0120, ale zase horšiu efektivitu
- s f-1 môžeme porovnávať rd-171... tam f-1 vychádza ako dosť horší...

edit 2:
bol som predbehnutý [Edited on 28.1.2012 Agamemnon]

____________________
42
28.1.2012 - 23:56 - Jiří Hošek Reagovat

quote:
________________________________________
A ta posádka by jako zůstala kde? Columbia STS-107 k ISS neletěla...
________________________________________
Kdyby byla Columbia tak sofistikovaný stroj jako Buran, tak by v STS-107 posádka nemusela být, vědecké experimenty by probíhaly automaticky a záchranná mise se nemusela připravovat. Asi takhle to cernakus myslel..
29.1.2012 - 00:33 - Honza Vacek
Reagovat

Neustále se zde srovnává Buran a STS. Připadá mi, že se srovnává nesrovnatelné. Buran absolvoval pouze jeden let a STS sloužil 30 roků se 135 starty. Pokud by srovnání mělo být korektní, měl by se srovnávat let Buranu s STS-1 a nic víc.

O tom s jakými problémy by se Buran potýkal či nepotýkal v případně nasazení do provozu, snad nelze ani spekulovat, protože často se objeví zádrhel tam, kde ho člověk vůbec nečeká. Nemá moc smysl ani argumentovat nedostatkem finančních prostředků, protože s tím se potýkali na obou stranách a výsledek byl ten, že STS vypadal jak vypadal.
quote:
________________________________________
Kdyby byla Columbia tak sofistikovaný stroj jako Buran, tak by v STS-107 posádka nemusela být, vědecké experimenty by probíhaly automaticky a záchranná mise se nemusela připravovat. Asi takhle to cernakus myslel..
________________________________________


Pak si ovšem položme otázku, zda je přítomnost člověka ve vesmíru nutná a jestli má smysl, pokud může vše proběhnout automaticky.

29.1.2012 - 01:20 - cernakus
Reagovat

quote:
________________________________________
quote:
________________________________________
A ta posádka by jako zůstala kde? Columbia STS-107 k ISS neletěla...
________________________________________
Kdyby byla Columbia tak sofistikovaný stroj jako Buran, tak by v STS-107 posádka nemusela být, vědecké experimenty by probíhaly automaticky a záchranná mise se nemusela připravovat. Asi takhle to cernakus myslel..
________________________________________


Ne, doletěla by pro ně třebas Discovery. Samozřejmě, teď budete argumentovat, že by to nešlo, protože její příprava trvá déle, než je životnost raketoplánu ve vesmíru. Ovšem s automatizovanými orbitery by nebyl zásadní problém, kdyby byly připraveny 2 raketoplány. Jenže v momentě, kdy máme manuální raketoplán pro 7 lidí, tak je obtížné poslat záchranný stroj tak, aby se mělo všech 7 trosečníků kam posadit. Ale hlavně, pro v podstatě hypotézu, by si nikdo nedovolil odepsat orbiter za miliardy dolarů. Ovšem s automatickým přistáváním to není problém. Protože pošlu záchrannou loď tam si astronauti přelezou a Columbia sama přistane - respektive nepřistane, protože dnes už víme, že shoří v atmosféře, ale bez 7mi astroušů, díky čemuž to pěkně zamává s celým programem.

Nemám nic proti letům s posádkou (naopak), ale automatika je velký skok v její bezpečnosti (a nosnosti podpora života pro posádku váží docela dost tun. je pravda, že s celkovou hmotou orbiteru to není zase tak zásadní, ale v případě, že se jedná jen o zásobovací nebo dopravní misi...).
29.1.2012 - 01:50 - Honza Vacek
Reagovat

quote:
________________________________________
Jenže v momentě, kdy máme manuální raketoplán pro 7 lidí, tak je obtížné poslat záchranný stroj tak, aby se mělo všech 7 trosečníků kam posadit.
________________________________________


V tom neměl STS problém. Mohl pojmout až desetičlennou posádku. Viz rozmístění sedadel na obytné palubě: http://www.kosmo.cz/modules.php?op=modload&name=kosmo&file=index&fil=/m/pil_lety/usa/sts/lk2.htm
29.1.2012 - 02:00 - cernakus
Reagovat

quote:
________________________________________
quote:
________________________________________
Jenže v momentě, kdy máme manuální raketoplán pro 7 lidí, tak je obtížné poslat záchranný stroj tak, aby se mělo všech 7 trosečníků kam posadit.
________________________________________


V tom neměl STS problém. Mohl pojmout až desetičlennou posádku. Viz rozmístění sedadel na obytné palubě: http://www.kosmo.cz/modules.php?op=modload&name=kosmo&file=index&fil=/m/pil_lety/usa/sts/lk2.htm
________________________________________


Takže vlastně jak koukám se záchranou posádky se počítalo. Jiný raketoplán by je klidně zachránil všechny. Pak už zbývá ten krutý argument peněz. Obětovat orbiter za miliardy se odpovědným zřejmě nechtělo, když simulace vycházely ve prospěch přežití.
29.1.2012 - 02:39 - Honza Vacek
Reagovat

quote:
________________________________________
Takže vlastně jak koukám se záchranou posádky se počítalo. Jiný raketoplán by je klidně zachránil všechny. Pak už zbývá ten krutý argument peněz. Obětovat orbiter za miliardy se odpovědným zřejmě nechtělo, když simulace vycházely ve prospěch přežití.
________________________________________


Tohle se tady diskutovalo už když k té havárii došlo. Záchranná mise by byla splnitelná pouze za určitých předpokladů a asi byla nerálná, ale už jenom ten hlavní předpoklad splněný nebyl: Nikdo neměl ani ponětí, že křídlo Columbie je tak fatálně poškozené.

29.1.2012 - 08:25 - Jiří Hošek Reagovat

quote:
________________________________________
Honza Vacek: Nikdo neměl ani ponětí, že křídlo Columbie je tak fatálně poškozené.
________________________________________
Přesně tak. Korektní situací, o které se můžeme bavit, byla mise STS-125 (poslední let k Hubblu v roce 2009, kdy byl na rampě LC-39B připraven Endeavour jako záchranný stroj).
http://www.kosmo.cz/modules.php?op=modload&name=kosmo&file=index&fil=/m/pil_lety/usa/sts/sts-125/125go.jpg
quote:
________________________________________
Honza Vacek: Pokud by srovnání mělo být korektní, měl by se srovnávat let Buranu s STS-1 a nic víc.
________________________________________
Souhlas.
quote:
________________________________________
cernakus: Nemám nic proti letům s posádkou (naopak)
________________________________________
Tak o to víc Vaše tvrzení nechápu.
29.1.2012 - 10:57 - PINKAS J
Reagovat

Vracím se ještě k mému koníčku-raketovým motorům:

Quote:
…(Rusové) v padesátých létech nedokázali postavit motor o tahu větším než 30 tun a 60 létech 150 tun, ergo kladívko " slavná" prababička R-7 dosud létá s motory o tahu na úrovni V-2 a její "geniální" koncepce má stejnou filozofii jako vonBraunova z konce války pro A-9/10 " ….
….. zde tolikrát velebená Eněrgia má k poměru o 30 let staršímu Saturnu -5 pidimotory o tahu necelých 18O tun.A na Atlasu létají ruské motory hlavně proto že byly levně nakoupeny a Rusko jich vyrobilo mraky a nevědělo co s nimi …..
--------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------
1/ V padesátých letech měli Rusové motor RD 107 s tahem 100 tun. Je 4-komorový se společným turbo-čerpadlem. Rozdělení na 4 komory je u Rusů běžné, umožňuje podstatně větší tlaky a tím lepší Isp, snižuje vysokofrekvenční oscilace hoření a snižuje stavební výšku motoru, což je zvlášť důležité u vyšších stupňů. U velkých motorů (RD 171 ) umožňuje snáze odvodit méně výkonné, ale stejně účinné typy.

V 50-tých letech měli v USA nejvýkonnější motor XLR89-1 pro Atlas :
Tah 77 tun, Isp 282/248 s, tlak 40 bar, tedy parametry značně horší než RD 107 (100 tun, 314/257s, 58 bar)

2/ V 60-tých letech měli Rusové odzkoušený 1- komorový NTO/ UDMH motor Gluška typ RD 270 pro raketu UR 700. Bylo provedeno 27 ostrých testů na 22 motorech, u 3motorů 2x, u jednoho 3x. Bohužel byla nakonec prosazena konkurenční N1 na LOX/RP. Motor RD 270 měl parametry:
Tah 685 tun, Isp 322/301 s, tlak 261 bar, hmota 4470 kg. Pro srovnání:
F1: tah 789 tun , Isp 304/265 s, tlak 70 bar, hmota 8.391 kg.
Při mírně nižším tahu (u země téměř stejným) byl značně úspornější a mnohem lehčí. než F1

Pro N1 nakonec musel Kuzněcov (který nikdy raketové motory předtím nevyvíjel) narychlo vyvinout LOX/RP motor NK15, po haváriích a zlepšení NK 33 o těchto parametrech:
NK 33: Tah: 167 tun , Isp 331/297, tlak 146 bar, hmota 1222 kg
Neboli tah cca 4,7x menší než u F1 (u země cca 4x menším), ale 5 motorů NK33 bylo značně lehčí než jeden F1 a mnohem úspornější. Neboli stejná koncepce , jako u obdivovaného Falkonu, ale s mnohem výkonnějšími a úspornějšími motory NK33. Byly to prvé motory s uzavřeným cyklem a dodnes se řadí k nejlepším a přibližují se motorům RD 191 z Angary.

4. Na Energii byly jak už bylo zde uvedeno dosud nejvýkonnější a nejúspornější (LOX/RP) motory RD 170 o tahu 806 tun a Isp 337/309 s. Motorů RD 180 nemohli mít Rusové mraky, protože je vyvinuly a dosud výhradně vyrábějí na objednávku pro Atlas 5.

Závěr: pan David a pan Dodge mluví o něčem, o čem nic neví.

29.1.2012 - 11:16 - Alchymista
Reagovat

NK-33 boli navrhované v rakete Taurus II (prvý stupeň - Zenit s NK-33, druhý stupeň Pegasus - vývoj od roku 2010)
Deriváty NK-33 - motory Aerojet RJ-26 - sú použité v rakete Antares (pôvodne Taurus II)

29.1.2012 - 11:22 - Alchymista
Reagovat

Porovnanie . . . . F-1 (Saturn 5) . . . . . . . RD-170/171 (Energia/Zenit)

Isp (sl) . . . . . . . . 2600 Ns/kg (265 s) . . . . 3030 Ns/kg (309 s)
Isp (vac) . . . . . . . 2983 Ns/kg (304 s) . . . . 3300 Ns/kg (337 s)
ťah (sl) . . . . . . . . 6,75 MN . . . . . . . . . . . . 7,55 MN
ťah (vac) . . . . . . . 7,74 MN . . . . . . . . . . . . 7,9 MN
doba chodu . . . . . 161 s . . . . . . . . . . . . . . 150 s (×10 cyklov)
tlak v komore . . . 7MPa . . . . . . . . . . . . . . 24,5 MPa
hmotnosť . . . . . . 8319 kg . . . . . . . . . . . . . 9750/9500 kg
dĺžka . . . . . . . . . . 5,64 m . . . . . . . . . . . . . . 3,78 m
priemer . . . . . . . . 3,72 m . . . . . . . . . . . . . . 4,02 m

Saturn 5 mal päť motorov F-1, Energia štyri štvorkomorové motory RD-170 a štyri jednokomorové motor RD-0120
[Upraveno 29.1.2012 Alchymista]

29.1.2012 - 13:36 - PINKAS J
Reagovat

Quote: Saturn 5 mal päť motorov F-1, Energia štyri motory RD-170 a jeden motor RD-0120
-------------------------------------------------------------------------------------------------------------------
Jen malé upřesnění: Energie měla 4 mory RD 170 a 4 motory RD 0120
29.1.2012 - 14:14 - Alchymista
Reagovat

som si neuvedomil, že RD-0120 je jednokomorový...
opravené [Upraveno 29.1.2012 Alchymista]
29.1.2012 - 17:17 - David Reagovat

Tzv. čtyřkomorový motor je obezlička,zcela nepochybně je to pouze napojení čtyř motorů na jedno čerpadlo,takže R-7 má nikoli pět, ale dvacet motorů,stejně dvacet motorů měla Eněrgia a nepovedená N-1 jich měla dokonce přes TŘICET ?!?! Ten Gluško se vskutku pokoušel v
yvinout motor o tahu srovnatelnéms F-1, ale to se mu nepodařilo a tak tam narychlo instalovali motory od Kuzněcova. Svádět to jakousi nevraživost mezi Koroljovem a Gluškem je dětinské, zejména když šlo o prestiž SSSR tak nějaká sabotáž je zcela vyloučena a kdyby Gluško skutečně odmítl, tak skončil v gulagu, nebo s kulkou v týle.Je to obvyklé sovětské, ruské mlžení, svést to na nějaké ďádi, místo toho aby přiznali, že na let na Měsíc prostě neměli a že to s jejich technikou ani dokázat nemohli..Takhle jejich skalní přiznivci žijí v bláhovém přesvědčení a snad tomu i dokonce věří, že kdyby se Gluško s Koroljovem domluvili, tak že by sověti a Měsíc doletěli.Motor je motor, ať má jedno čerpadlo, nebo je zásobován společně s jiným.Samozřejmě když sověti konečně ukázali svůj " výkovek" R-7 přiznám se, že první pohled na něj nutil k bujarému smíchu a invokoval otázku jak asi bude sflikována jejich tehdy a dlouho potom utajovaná superraketa a níž básnili jejich kosmonauti,
tak bylo stravitelnější jej představit a pěti " čtyřkomorovými motory o 100 tun,než jako monstrum poháněné dvaceti pidimotory slabšími než byl motor německé V-2.Za povšimnutí stojí i to, že u tzv. čtyřkomorového motoru není nikdy tah označovann slůvkem CELKOVÝ,nebo příkladně 4x20 tun,takže je snadná mýlka, v tom, že každá tryska je vlastně stotunovým motorem, nikoli pidimotorem slabším než motor německé V-2!










29.1.2012 - 18:02 - novák Reagovat

quote:
________________________________________
šlo o prestiž SSSR tak nějaká sabotáž je zcela vyloučena a kdyby Gluško skutečně odmítl, tak skončil v gulagu, nebo s kulkou v týle.
________________________________________


Spletl jste si východ ze západem, totalitu se svobodnou společností a Sojuz s USA. Po roce 1954 sovětským papalášům nikdy za nic nečekala kulka, zato v Americe v 60. letech o kterých se bavíte kulky jen létaly.


29.1.2012 - 18:10 - cernakus
Reagovat

Davide, to že tomu nerozumíš nemusíš zase tak moc zdůrazňovat.

Je snad čtyřválcový benzínový motor ve skutečnosti 4 různé motory? Ano nebo ne? Je snad Ferari se 4mi výfuky a 4mi tlumiči a 4mi koncovkami čtyřmotorový vůz?! Je snad Titanic tří-motorový, když má 3 šrouby, ale skoro 30 kotelen (= spalovacích komor)?
29.1.2012 - 18:57 - PINKAS J
Reagovat

Quote:

Tzv. čtyřkomorový motor je obezlička,zcela nepochybně je to pouze napojení čtyř motorů na jedno čerpadlo,takže R-7 má nikoli pět, ale dvacet motorů,stejně dvacet motorů měla Eněrgia a nepovedená N-1 jich měla dokonce přes TŘICET ?!?! Ten Gluško se vskutku pokoušel vyvinout motor o tahu srovnatelnéms F-1, ale to se mu nepodařilo a tak tam narychlo instalovali motory od Kuzněcova.
----------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------
To už je opravdu vrchol neserióznosti a popírání faktů. Jak mohl pro měsíční raketu stavět Gluško motor RD 270 na NTO/ UDMH palivo a když se mu to údajně nepovedlo, narychlo tam instalovali motory NK 15/33 na LOX/RP palivo? Vždyť to byly dvě zcela nezávislé a zcela jiné rakety – UR 700 a N1 a taková záměna je ani u jedné z těch raket nemyslitelná.

Nikdo netvrdí, že kdyby místo N1 postavili UR 700, byli by na Měsíci dříve , asi těžko . Přestože vývoj rakety UR 700 byl nakonec pozastaven a dána přednost N1, byl současně Gluško pověřen dokončením vývoje motoru RD 270 třídy F1 a byla již odzkoušena raketa UR 500 (dnešní Proton), jejíž zmenšený první stupeň (jen 3 motory a 3 externí tanky) měl sloužit jako třetí stupeň UR 700.

UR 700 měla velkou naději za Chruščova, neboť u konstrukční kanceláře Čeloměje dělal jeho syn, ale po odstranění Chruščova se prosadily vazby na vedení státu a akademii věd, které měl Koroljov, který argumentoval hlavně bezpečnostními otázkami. Nějaké střílení je směšné a hloupé, obě řešení měla své zastánce jak u vědců tak u vedení a nikdo nevěděl, které by dopadlo lépe. Proto se stavěl RD 270 jako reserva a také raketa UR 500. Konstrukčně by byla rozhodně lepší a výkonnější UR 700: Byla modulová, v prvním stupni 9 modulů s RD 270, z toho 3 patřily již druhému stupni po oddělení 6 modulů. Měla mít „cross-feed systém“, takže po oddělení 6 modulů byly nádrže 3 modulů druhého stupně stále plné. Otázka nebezpečného paliva však byla vážná.

Co se týče 4- komorových motorů, je zajímavé, že veškerá literatura , např. Encyclopedia Astronautica a jiné uvádí vždy čtyřkomorový motor jako jeden motor a jeho výhody jsem již uváděl. Jsou to kompaktní celky a např. u rakety Atlas 5 jsem nikde nečetl, že má 2 motory. V třetím stupni rakety Sojuz by mohl být klidně jednokomorový motor, ale výhody 4-komorového vzhledem k jeho délce převážily. Podobně je to i u některých pohonů pro pohon na oběžné dráze.

29.1.2012 - 20:13 - PINKAS J
Reagovat

Ještě k mému povídání dodávám:
Ten příměr p. Cernakusa s víceválcovým spalovacím motorem je celkem výstižný. Vůbec není rozhodující, kolik má motor válců, ale jaké má výkonové parametry a spotřebu. Důležité je také, v kolika – válcovém provedení je ho možno zastavět do auta. Více válců umožňuje větší otáčky hřídele, větší kompresi a tím větší výkon, snazší zástavbu ať už v řadovém provedení nebo do V. Výrobně je víceválcový motor složitější.

Podobně u raket 2 nebo 4 komorové motory mohou mít větší kompresi při ještě zvládnutelných oscilacích (což je mnohem hůře zvládnutelné u LOX/RP motorů než u LOX/LH2 motorů) a tedy nižší spotřebu.Je zajímavé, že nikdo na světě ještě nevyrobil LOX/RP motor s jednou komorou, tlakem cca 250 bar a tahem větším než 200 tun (jako má RD 191). Nezanedbatelná je také otázka zástavby motoru, především délky u motorů pro vakuum. Výrobně je vícekomorový motor asi náročnější. Montáž do rakety je stejná jako u jednokomorového, má stejné jedno uchycení a stejné propojení na nádrže, neboť je to skutečně jeden motor, podobně jako motor u auta.

29.1.2012 - 20:41 - cernakus
Reagovat

Pinkas J.:

To bezpečnostní riziko bylo veliké, teď si nevzpomenu, která UR (nebo proton) to nezvládla a spadla zpět na rampu, ale faktem bylo, že místo bylo tak toxické, že se muselo počkat na déšť až to spláchne, nedalo se to vyčisti uměle. Když se N-1 vrátila na rampu, bylo po ptákách, ale když dohořelo, mohlo se začít s výstavbou nové. V případě, že by se vrátilo takové monstrum jako UR-700, tak by se od tamud nedalo lítat možná dodnes :-) RD-270ky by musely být velmi spolehlivé a to se zaručuje špatně.

Navíc RD-270ky měly vážné problémy s nestabilitou hoření a predetonacemi. Sovětší inženýři museli řešit stejné potíže jako američtí u F-1ček. V podstatě je Glushkova kancelář do stopnutí někdy na počátku 70tých let nedořešila. I proto Gluškovci na velké zvony zanevřeli. Prvně byly silně neefektivní a druhak se to ladilo odhadem. Tehdy neexistovaly počítače schopné numericky vyjádřit co se v tak velké spalovací komoře a trysce děje. Amíci to řešili tak, že pomocí náloží simulovali náhodné detonace a ručně, odhadem programovali vyrovnávaní... prostě bastlírna jak u Pata a Mata.

To co David prezentuje jako vrchol techniky byla vlastně technika nejhorší a inženýři se s ní velmi zlobili. Lze i tvrdit, že vyřešení problémů F-1ček bylo štěstí, protože ladění byl zcela náhodný proces( na druhou stranu šli štěstíčku naproti, finance pro zkoušky F-1 neměly dno).

Velké motory s jednou komorou a tryskou se ukázaly jako slepá větev vývoje a již se k nim nikdo nevrátil ani vrátit nehodlá (alespoň co já vím). A to, že ve své době umožnili několik výletů na Měsíc na tom nic nezmění, Hindenburg měl také obrovskou kapacitu a dolet, ale přesto se stal slepou větví vývoje.
29.1.2012 - 20:53 - cernakus
Reagovat

Aby to nevypadalo, že opovrhuji americkým lunárním programem. Tak zatímco Saturnovy F-1ky byl jednoúčelový bastl bez zjevné budoucnosti, pak naopak J-2 byly vynikajícími motory, které se hodně podepsali na úspěchu Apolla a dali vzniknout LOX/LH2 motorům, které byly a jsou nejlepší na světě.
30.1.2012 - 09:20 - Ervé Reagovat

F-1 rozhodně nebyl bastl motor, byl to motor optimalizovaný pro daný účel. RD-170 vznikl za mimořádných podmínek - konstruktéři stavěli to nejlepší, co bylo v dané situaci možné, měli dostatek zdrojů i času na ladění. To se už asi nikdy nebude opakovat, obzvlášť pro motor 1. stupně. Současné příklady vývoje - RS-68 nebo Merlin - ukazují, že se nevyplatí investovat obrovské finance do dlouhého vývoje supervýkonného motoru, když nemáte jistotu rozumné konečné ceny a zaručeného odbytu a tím pádem návratu investic. Postupným laděním rychlého levného méně výkonného motoru se dostanete na slušné úrovně, rozumnými kroky a za rozumnou cenu. U F-1 k optimalizaci a vyladění nedošlo, protože F-1A nebyla dotažená do konce.
30.1.2012 - 09:42 - PINKAS J
Reagovat

To Cernakus:
Byla to tzv. „Nedelinova katastrofa“ jednalo se o vojenskou raketu Michaila Yangela, the R-16 ICBM (NATO kód SS-7 Saddler). Startu byl přítomen i generál letectva Nedelin. Na raketě byla porucha – prosakovala pyrotechnická membrána. Znamenalo to vypustit raketu a opravit – zdržení několika týdnů. Generál rozhodl, že se má ve startu pokračovat a sedl si do křesla asi 30 metrů od rakety aby osobně dohlížel na přípravy. Následovali ho jeho podřízení . Bylo porušeno řada nařízení, včetně masek, které Nedelinova skupina neměla. Technici byli ještě kolem rakety. Nějaký bezpečnostní spínač byl omylem postaven do posice po startu, ale raketa již přešla na palubní napájení. Když někdo spínač vrátil, vyhodnotil to systém jako havarijní povel k odpálení druhého stupně při vážné poruše prvého. Druhý stupeň při startu propálil nádrže prvého a ten vybuchl. Asi 125 lidí včetně Nedelina zemřelo, mnoho bylo raněných. Oficiálně bylo oznámeno, že Nedelin zahynul při letecké nehodě a pravda vyšla najevo až v r. 1990.
Jinak s těmi motory máte pravdu. I když je 4-komorové provedení zdánlivě složitější a dražší, 4x větší sériovost komor to může vyvážit. U rakety nebývá problém s průměrem motoru, ale s jeho délkou a lepší parametry takového provedení mluví za sebe.

30.1.2012 - 12:57 - David Reagovat

Nerad se opakuji, ale 100 tunový motor není žádný " velký" motor.Balistické rakety takový motor v padesátých létech ms. vyžadovaly a byl také prDůkazem je Energia, kdyby mrňavé motory byly opravdu tak výhodně, proč má druhý stupeo ně stavěn.Takový motor stavěl i před koncem války v německu vonBraun.Ten jej postavit nedokázal, pro nedostatek času,tak vzal šest malých a bylo to.Amíci takové motory hravě postavili a nosily jejich rakety od samého počátku.Sověti to nedokázali, protože to neuměli,a tak "génius" Kroljov kopíroval vonBrauna a svém monstrum vybavil dvaceti pidimotory a byl by jich tam klidně dal třeba sto, protože u sovětů neměl konkurenci, všem byla jedno, kolik jeho výkovek bude stát, jak bude velký, těžký, jak bude sflikován, jen když alespoň jednou poletí a posměchu se elegantně vyhnuli tím, že to zatajili a do světa " pustili " šeptandu o suprpalivu, či o supermotorech.Ostatně tolik sovětofily opěvovaná Energia je důkazem, že i sověti se snažili o zvětšování svých motorů, kdyby tomu tak nebylo a minimotory ve svazku byla tak výhodné, jak se někteří diskutující domnívají,proč tedy druhý stupeň Energie nemá 16 pidimotorů, ale jen čtyři.Odpověď je nasnadě.
30.1.2012 - 13:16 - Vlado1 Reagovat

Pánové má to cenu sviním perly házet? Má. Proto že se dá z toho hodně čerpat.
30.1.2012 - 16:07 - cernakus
Reagovat

Nedávno jsem tu uváděl ceny Saturnů. Byly špatně (špatný zdroj, wiki je někdy fakt k vzteku). Reálné ceny Saturnů byly jinde. V roce 1967 stál start Saturn V 431 miliónů USD. Start Saturnu I stál 107 mil. USD. V přepočtu na 2012 dolary podle PPP to je nějakých 2800 respektive 700 miliónů USD. Myslím, že v tomto světle již není třeba polemizovat o tom, proč Američané zahodili tuhle část Apollo programu (no a bez Saturnů, neměla smysl ani kosmická loď Apollo, ani Skylab...).

Jenom taková zajímavost - Apollo CSM v konfiguraci pro let na Měsíc (bez LM) šmakovalo 77 mil. USD a bylo tak zlomkem ceny nejen Saturnu V, ale i Saturnu 1B. Pravdou ovšem je, že při přepočtu na 2012 dolary stála ta hliníková "kraksna" 500 mil. USD! Lander pak cca 330 mil. USD. Když to vezmete kolem a kolem, tak aby 2 vořeši mohli ťapat po Měsíci vypláznout 3,5 miliardy USD...:-)

Na druhou stranu, když si vezmete, co tehdy dokázala NASA s (oficiálním) rozpočtem cca 40 miliard (2012) USD ročně (já vím, je to skoro 3x tolik než dnes, ale stejně...) tak to je to k obdivu.

Dnes když NASA vypadne nákladová položka raketoplány (1/3 rozpočtu, +- 5 miliard USD, které jim kongres zatím nechal). Tak to nejde poznat, protože se to tam někde ztratí a nic z toho není.

ervé:
Za úspěchem Saturnu nebyly F-1ky, ale J-2ky. F-1ky jsou jen nejznámější, protože byly vidět, byly obrovské a co je obrovské, je sexy. Pro úplné laiky samozřejmě. Zkuste si v Holubově raketovém kalkulátoru nahradit ve 2 stupni Saturn V těch 5 J-2jek za jednu F-1 a pochopíte, co se snažím říci. Bez J-2jek by se s technologií F-1ček k Měsíci nevyškrábali a nebo minimálně ne dříve než Sověti. Až tak zaostalý ten motor byl. Ve svým způsobem to byl KPH SRB booster. Vytáhnout to z atmosféry, kde mají LOX/LH2 motory špatný Isp a odpor vzduchu je velký a pak teprve začala cesta k Měsíci. F-1 prostě nemohl mít budoucnost. Není se co divit, F-1 se začal vyvíjet v době, kdy USA měla zkušenosti s LOX/RP motory hlavně na papíře (1956 - to byla kosmonautika ještě hodně moc v plenkách).
30.1.2012 - 17:03 - cernakus
Reagovat

quote:
________________________________________
Nerad se opakuji, ale 100 tunový motor není žádný " velký" motor.Balistické rakety takový motor v padesátých létech ms. vyžadovaly a byl také prDůkazem je Energia, kdyby mrňavé motory byly opravdu tak výhodně, proč má druhý stupeo ně stavěn.Takový motor stavěl i před koncem války v německu vonBraun.Ten jej postavit nedokázal, pro nedostatek času,tak vzal šest malých a bylo to.Amíci takové motory hravě postavili a nosily jejich rakety od samého počátku.Sověti to nedokázali, protože to neuměli,a tak "génius" Kroljov kopíroval vonBrauna a svém monstrum vybavil dvaceti pidimotory a byl by jich tam klidně dal třeba sto, protože u sovětů neměl konkurenci, všem byla jedno, kolik jeho výkovek bude stát, jak bude velký, těžký, jak bude sflikován, jen když alespoň jednou poletí a posměchu se elegantně vyhnuli tím, že to zatajili a do světa " pustili " šeptandu o suprpalivu, či o supermotorech.Ostatně tolik sovětofily opěvovaná Energia je důkazem, že i sověti se snažili o zvětšování svých motorů, kdyby tomu tak nebylo a minimotory ve svazku byla tak výhodné, jak se někteří diskutující domnívají,proč tedy druhý stupeň Energie nemá 16 pidimotorů, ale jen čtyři.Odpověď je nasnadě.
________________________________________


Američané neměli tak silné motory jako byly RD-107/108 v 50tých letech. Měli lehčí a slabší, ovšem rozměrově byly větší a to zejména co se průměru týče (i přes to, že Sovětské motory měly 4 komory a trysky).
To byl důvod, proč se nedala udělat konkurentka R-7, prostě se raketě do zadnice nevešly. Ostatně Saturn V je krásným příkladem - podívej se na uchycení - protože čtyři z pěti motorů jsou mimo tělo rakety, bylo nutné vytvořit vzpěrnou konstrukci do které by motory byly usazeny.

RD-107/108 byly na svou dobu vynikající motory (nejlepší na světě). Proto mohou sloužit dodnes, protože i když jsou prehistorické, jejich parametry ještě stále snesou srovnání s moderní konkurencí. To by XLR89 (či co pohánělo první Atlasy) rozhodně nesnesly.
30.1.2012 - 18:55 - PINKAS J
Reagovat

Možná, že tyto diskuse o raketových motorech by patřily jinam.
Ještě bych se vrátil k motorům LOX/LH2 motorům Energie RD 0120. Měly tah cca 200 tun, blízký SSME. Byly 4 a tak vyvstává otázka, proč neudělali společné čerpadlo a nevytvořili 4-komorový motor o tahu cca 800 tun. Zřejmě hlavní důvod byl, že o je LH2 je objemově mnohem větší než RP a čerpadlo by bylo extrémně rozměrné a těžko technicky zvládnutelné. Asi motor RS 68 o tahu 290 tun je maximum, co lze rozumně v LOX/LH2 technologii zvládnout (a to má o něco horší Isp než SSME) a těžko někdo bude stavět větší.

30.1.2012 - 19:52 - cernakus
Reagovat

quote:
________________________________________
Možná, že tyto diskuse o raketových motorech by patřily jinam.
Ještě bych se vrátil k motorům LOX/LH2 motorům Energie RD 0120. Měly tah cca 200 tun, blízký SSME. Byly 4 a tak vyvstává otázka, proč neudělali společné čerpadlo a nevytvořili 4-komorový motor o tahu cca 800 tun. Zřejmě hlavní důvod byl, že o je LH2 je objemově mnohem větší než RP a čerpadlo by bylo extrémně rozměrné a těžko technicky zvládnutelné. Asi motor RS 68 o tahu 290 tun je maximum, co lze rozumně v LOX/LH2 technologii zvládnout (a to má o něco horší Isp než SSME) a těžko někdo bude stavět větší.
________________________________________

Viděl bych 3 důvody


1) RD-0120 je už sám o sobě velký. Kdyby se sloučily 4 tak by to byl tedy obr. (7 metrů v průměru a 14 tun hmotnosti). to je obtížné pro manipulaci.
2) Měrná hustota energie je u kapalného vodíku cca 3-4 menší než u petroleje, takže obava z velikosti potrubí a čerpadel je oprávněná
3) Spolehlivost. Energija byla schopna dokončit misi při výpadku 1 motoru a zachránit náklad (pokud nebyl na hraně nosnosti) při výpadku 2 motorů. Taktéž to bylo vhodné pro Buran. Pokud by Energija měla motor jediný, pak by na jeho funkci stála celá mise. U malých raket to zřejmě není zásadní problém, ale u rakety která táhne na orbitu něco opravdu hmotného a tedy drahého zřejmě ano. Možnosti vypnutí vadné části vícekomorového motoru je omezená.

Zahledl někdo nějaké video ze zkoušek RCS motorků raketoplánu a Apolla?

Buran jako Shuttle :-)



Jinak zkus hledat pod OMS, RCS trysky jsou součástí toho bloku. [Upraveno 30.1.2012 cernakus]

Děkuji.
To je přesně to , co potřebuji. Ještě kdyby tak šlo najít činnost RSC na SM nebo na LM-

Nějak postrádám u Brauna nějakou vývojovou řadu od V2 / A4 po F1.

citace:

---

Nějak postrádám u Brauna nějakou vývojovou řadu od V2 / A4 po F1.

---

Braun, stejně jako Sergej na druhé straně, nebyl ani tak konstruktér motorů, jako spíše konstruktér raket. Byl to geniální inženýr-manažer, která nedělal tu "špinavou" inženýrskou práci, ale vedl své lidi k nějaké ucelené vizi plus dokázal intuitivně odhandout co je dorbé a co už je blbost. Plus uměl improvizovat. Ani motor do V-2 si neudělal sám. F-1 pak je technologie řady, jejížm prvním zástupcem byl E-1 a ten nevycházel z A-6, který lze považovat za "poslední" Braunův motor.

Skupina německých konstruktérů v čele s Braunem pracovala v US po válce na různých vylepšeních rakety A4. Američané se však snažili vyvinout nezávisle své typy motorů, především pro ICBM a proniknutí do vesmíru bez pomoci Brauna i když samozřejmě vycházeli z jediného v té době existujícího výkonného motoru z A4.Tak se Braun dostal jen k vojenským raketám Redstone, Juno 1 a Juno II (Jupiter). Teprve po vypuštění Sputniku 1 a haváriích Vanguardu jednak zachránil prestiž Ameriky svým Jupiterem C, jehož základem byla raketa Redstone. Ale již někdy v r. 1955 začal práce na s návrhu motoru F1 i když víceméně tajně. Po vypuštění sputniku nabídl americké vládě, že jim vyvine tento motor a pak prakticky navrhl i Saturny. Ovšem motory LOX/LH2 byly zřejmě z podstatné části výsledkem práce jen US konstruktérů a měly velkou zásluhu na úspěchu Saturn 5.

Není tajemstvím, že i v SSSR po válce pracovala skupina německých raketových vědců, i když většina hlavních včetně Brauna se vzdala Američanům. Podobně jako v US pracovali na různých vylepšených versích rakety A4. Začátkem 50-let se všichni vrátili domů a po vypuštění Sputniků a prvé „raketové přehlídce“ 7. listopadu 1957 (kde byla mimo jiné předvedena i raket Scaut na pásovém podvozku a další typy krátkého i středního doletu) prohlásili tito konstruktéři, že byli ve skutečnosti isolováni od vlastního ruského programu. Dokazuje to zejména raketa R7 (základ Sojuzu) a její motor, ale i typy raket na tuhé i hypergolické palivo, které byly na přehlídce předvedeny a na kterých nepracovali, ani neměli s jejich motory zkušenosti.

Pokiaľ ide o nemeckých raketových špecialistov, sovieti len "paberkovali" po američanoch a získali odborníkov druhej a skôr tretej kategórie - teda skôr technikov než konštrutérov.
Niekde som čítal vyjadrenie, že kým američania sa od nemcov učili rakety konštruovať, rusi sa ich učili vyrábať/stavať. Väčší vplyv než znalosti nemeckých špecialistov mala na rusov ich "kultúra práce".

Opravuji můj překlep Scoud v označení ruských operačně- taktických raket 8K11 ( R11-M, Scud-A) a 8K14( R17, Scud B). Správné přízvisko raket je Scud ( Scaut byla US operačně taktická raketa). První verse Scut letěla prvně v r. 1953. Obě výše zmíněné verse byly ve výzbroji i Čs. Armády. Je zajímavé srovnání 8K14 s A4, která měla stejný dolet cca 300 km a stejnou nosnost cca 1000 kg. Především jde o naprosto rozdílné rakety:
Scud byl na hypergolické palivo (UDMH/RENA), A4 na ethanol+LOX,
Scud měl moderní Isajevův motor s deskovou vstřikovací hlavou , A4 motor s předkomorami.
Scud byl umístěn na pásovém, později kolovém podvozku, který sloužil po hydraulickém vstyčení jako startovací plošina. Scud byl nesrovnatelně operativnější svou pohyblivostí i druhem paliva.
8K14 měla startovní hmotu 5900 kg , A4 hmotu 12.870 kg

ake je maximalne Isp pre kerolox motor vo vakuu? teoreticke a realne?
nasiel som, ze rusky upper stage kerolox motor RD-0124 ma Isp=359s, co ma dost prekvapilo... viac ako som cakal...
[Edited on 31.1.2012 Agamemnon]

Ano, motor RD 0124 má nejvyšší Isp ze všech známých motorů. Jaké je teoretická hodnota Isp nevím. Je to samozřejmě tím, že na př. oproti RD 170 a jejich derivátech je stavěn s tryskami čistě na vakuum. Má tak cca 30 tun, přesto je 4-komorový, což také umožní více prodloužit trysky a tím zvýšit výtokovou rychlost plynů.

Mimochodom - o osudoch nemeckých raketových špecialistov v Sovietskom Zväze existuje aspoň jedna kniha - česky vyšla v roku 1997 a tuším znovu nedávno,v roku 2011.
Kurt Magnus - OTROCI RAKET

Co nejvíc pomohlo Koroljovovy. Popelnice v Peenemude ,nebo německá tech. obsluha, a nebo válečná kořist V2 od Angličanů ?

Jak si lze vysvětli ,že sověty prodávali USA , strategický materiál ? Rak. motory RD 180.

Když už jsme se dotkli otázky řízení raket a jejich stupňů (v Davidovinách), bylo by dobré podiskutovat o tom, jakým způsobem se provádí skutečné řízení různých raket ve 3 osách:

1/ stranově ( yaw motions)
2/ výškově (pitch motions)
3/ rotace ( rolling motion)

U raket typu Sojuz, nebo objektů na dráze v kosmu lze tyto pohyby relativně snadno provádět rozmístěním trysek pokud možno nejdále v kolmém směru k ose rakety (objektu).

U raket s kardanovým závěsem motoru je stranové a výškové řízení provedeno vychýlením motoru, otáčení pak otáčením vychýleného motoru kolem podélné osy (gimballing). Podobně u raket na tuhé palivo se otáčí jen tryska.

Není mi příliš jasné, řízení rotace u 4 komorového motoru , např. u Zenitu, Energie nebo 3 stupně Sojuzu s motorem RD 0124, pokud nemají kardanový závěs. Stranově a výškově ho lze řídit změnou tahu příslušné komory, nebo u Energie změnou tahu boosterů s RD 170. Avšak co se týče rotace, je ho možno řídit pomocí postupné rotační rychlé změny tahu komor (nebo boosterů), nebo musí k tomu být ještě pomocné trysky pro rotaci? Myslím, že změnou tahu to nelze, ale pomocné trysky jsem nikde u Energie ani Zenitu neviděl, avšak u RD 0124 pravděpodobně jsou. Ví to někdo přesně ?

citace:

---

...
Není mi příliš jasné, řízení rotace u 4 komorového motoru , např. u Zenitu, Energie nebo 3 stupně Sojuzu s motorem RD 0124, pokud nemají kardanový závěs. Stranově a výškově ho lze řídit změnou tahu příslušné komory, nebo u Energie změnou tahu boosterů s RD 170. Avšak co se týče rotace, je ho možno řídit pomocí postupné rotační rychlé změny tahu komor (nebo boosterů), nebo musí k tomu být ještě pomocné trysky pro rotaci? Myslím, že změnou tahu to nelze, ale pomocné trysky jsem nikde u Energie ani Zenitu neviděl, avšak u RD 0124 pravděpodobně jsou. Ví to někdo přesně ?

---

quote] Myslím, že změnou tahu to nelze, ale pomocné trysky jsem nikde u Energie ani Zenitu neviděl, avšak u RD 0124 pravděpodobně jsou. Ví to někdo přesně ?

citace:

---

Motor RD0124 je nasledovnik motoru RD0110 a používá stejný systém řízení. Všechny čtyři komory jsou pevné a jsou doplněny čtyřmi malými tryskami pro ovládání (které jsou natáčené v jedné ose pomocí hydraulického válce).

Podívejte se na fotku a bude vše jasné. Fotka je třeba v ruské wikipedii na adrese:

http://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%A4%D0%B0%D0%B9%D0%BB:RD-0110_rocket_engine.jpg

---

To Honzac:
Děkuji moc za informace. Jenom si myslím, že u RD 170 a RD 171 je to obráceně: RD 170 je úprava pro Energii, kde byly 4 boostery, po obvodě centrálního stupně, tedy stačilo řízení v jedné rovině. RD 171 je použit u ZENIT, kde je sám, takže musí mít řízení ve dvou rovinách.Pokud jsou trysky výkyvné, umožňuje to v obou případech ovládat i otáčení (roll).

Quote:
http://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%A4%D0%B0%D0%B9%D0%BB:RD-0110_rocket_engine.jpg
----------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------

Na tomto obrázku je krásně vidět,jak rozdělením motoru na 4 komory se sníží stavební výška motoru, což je zvlášť důležité u vrchních stupňů. Turbočerpadlo je prakticky schované mezi komorami. Kdyby byl motor jeden, bude nad komorou, která bude mnohem větší a také tryska mnohem delší. Toto je RD 110, ale RD 0124 je obdobný a je to motor s největším Isp ze všech LOX/RP motorů.

citace:

---

To Honzac:
Děkuji moc za informace. Jenom si myslím, že u RD 170 a RD 171 je to obráceně: RD 170 je úprava pro Energii, kde byly 4 boostery, po obvodě centrálního stupně, tedy stačilo řízení v jedné rovině. RD 171 je použit u ZENIT, kde je sám, takže musí mít řízení ve dvou rovinách.Pokud jsou trysky výkyvné, umožňuje to v obou případech ovládat i otáčení (roll).

---

http://www.lpre.de/energomash/RD-170/img/gallery/RD-170_3.jpg
Je to určitě hydr. pohon? (teplota) Z venku to vyzerá jak elektromechanický pohon.

To Honzac:
Je to naprosto jasné, u 4-komorového motoru stačí tangenciální pohyb komor k řízení včetně roll a není vůbec třeba kardan. U RD 171 pro Zenit ho tam nechali zřejmě hlavně proto, že měli vyrobeno dost záložních motorů RD 170 pro boostey Energie a proč to předělávat, stačí radiální pohyb zablokovat.

Tangenciální i radiální pohyb komor a tedy kardanovy závěsy RD 170 u Energie byly asi nutné hlavně kvůli kompenzaci bočního zatížení rakety od hmoty Buranu, neboť výsledný tah (když odmyslíme přitažlivost) musel směřovat do těžiště soustavy Energie-Buran a to nebylo v ose Energie. Je to trochu podobné jako když raketa Atlas 5 jednou startovala jen s jedním boosterem na TPH a motor RD 180 to musel kompenzovat.

citace:

---

To Honzac:
Je to naprosto jasné, u 4-komorového motoru stačí tangenciální pohyb komor k řízení včetně roll a není vůbec třeba kardan. U RD 171 pro Zenit ho tam nechali zřejmě hlavně proto, že měli vyrobeno dost záložních motorů RD 170 pro boostey Energie a proč to předělávat, stačí radiální pohyb zablokovat.

Tangenciální i radiální pohyb komor a tedy kardanovy závěsy RD 170 u Energie byly asi nutné hlavně kvůli kompenzaci bočního zatížení rakety od hmoty Buranu, neboť výsledný tah (když odmyslíme přitažlivost) musel směřovat do těžiště soustavy Energie-Buran a to nebylo v ose Energie. Je to trochu podobné jako když raketa Atlas 5 jednou startovala jen s jedním boosterem na TPH a motor RD 180 to musel kompenzovat.

---

Quote: Je to určitě hydr. pohon? (teplota) Z venku to vyzerá jak elektromechanický pohon.

http://www.lpre.de/energomash/RD-170/index.htm

V tomto odkazu je podrobný popis RD170/171. Je to strašně složitý motor, jsou do podrobna popsány funkce vlastního motoru i příslušenství, ale nikde jsem se nedočetl, zda pohon výkyvu komor je hydraulický, nebo jiný.

citace:

---

Quote: Je to určitě hydr. pohon? (teplota) Z venku to vyzerá jak elektromechanický pohon.

http://www.lpre.de/energomash/RD-170/index.htm

V tomto odkazu je podrobný popis RD170/171. Je to strašně složitý motor, jsou do podrobna popsány funkce vlastního motoru i příslušenství, ale nikde jsem se nedočetl, zda pohon výkyvu komor je hydraulický, nebo jiný.

---

Quote: http://www.buran.ru/htm/08-3.htm
----------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------
Je to tak:

Система рулевых приводов предназначена для отклонения камер двигателя. В ее состав входят 8 гидравлических приводов, трубопроводы и арматура, обеспечивающие подачу жидкости высокого давления. Питание рулевых приводов производится за счет отбора керосина после насоса двигателя с последующим сливом его в расходную магистраль.
Приводы автоматики двигателя также гидравлического типа и также питаются горючим, отбираемым после насоса двигателя.

Překlad:
Systém pohonů řízení je určen k vyklápění spalovacích komor motoru. V její sestavě je 8 hydraulických pohonů (válců) , přívodní potrubí a armatury, které zajišťují dodávku vysokotlaké tekutiny. Napájení řídících pohonů se provádí odběrem kerosinu za čerpadlem motoru a jeho vedením do potrubních magistrál (k válcům)
Také automatika motoru je hydraulického typu a také se napájí palivem odebraný za čerpadlem motoru.

citace:

---

V její sestavě je 8 hydraulických pohonů (válců) , přívodní potrubí a armatury, které zajišťují dodávku vysokotlaké tekutiny.

---

Ano, to je možné, v textu se mluví obecně o hydraulických pohonech, ty válce jsem dal sám do závorky jako jednu z možností

http://en.wikipedia.org/wiki/M-1_(rocket_engine)

Nevím, zda se na těchto stránkách již mluvilo o LOX/LH2 motoru M1 s gas-generátorovým cyklem.

Stručně volný překlad:
Historie M1 vychází z původních studií Air Force pro let na Měsíc (Lunex Project) nazvaných Space Launching System z konce 50-tých let. Všechny vycházely z boosterů na TPH a centrálního stupně na LOX/LH2 a vrchního stupně rovněž na LOX/LH2, vyvíjené ve spolupráci s Aerojet. Paralelně Braun vyvíjel motor F1 a tak vznikala rodina raket Saturn. Lunex předpokládal přímý let na Měsíc, což vyžadovalo velmi výkonný nosič. Znamenalo to v 1. stupni až 8x F1 a v druhém svazek 12 x J2. Proto začaly studie vyvinout výkonnější LOX-LH2 motor s konečným tahem 1.500.000 lbf (6,67 MN) , tlakem v komoře 1000 Psia (155 ata, 14,7 MPa) , Isp 428 s (4.380 Ns/kg)

Když byla v r. 1958 založena NASA, svůj projekt na Měsíc – Apollo (rovněž přímým letem) předpokládala realizovat raketou NOVA, založené rovněž na F1 a M1. Dokonce se zvažovalo nahradit motory F1 prvého stupně motory M1. V r. 1961 vyhlásil Kennedy cíl dosáhnout Měsíce do konce desetiletí. To nebylo splnitelné s motory, které nebyly vyvinuty a nebyly pro ně ani výrobní kapacity. Navíc přišel návrh setkání na LLO namísto přímého letu , což snížilo potřebnou nosnost rakety. NASA převzala koncepci Saturn 5 a raketu NOVA odsunulo do budoucna a tím také motory M1. Začaly však studie na vysokotlakých motorech HG-3, z kterých se nakonec vyklubaly SSME pro Shuttle. Pro zkoušky M1 bylo vyrobeno jen 8 spalovacích komor a v procesu výroby bylo po 4 turbo-čerpadlech, 12 gas generátorů.

Kniha v angličtině Ignition! o historii vývoje raketových paliv k volnému stažení v PDF zde: http://library.sciencemadness.org/library/books/ignition.pdf [Upraveno 10.2.2012 xChaos]

odhliadnime od Davida a jeho svetonazoru technicka otazka: viacero ludi sa vyjadruje o Falcone9 ako o "nemodernej" alebo "primitivnej" rakete. Chcem sa opytat z coho sa pri posudzovani modernosti vychadza? Napr. z poctu motorov, ich tahu, Isp, nosnosti, ceny...?

citace:

---

odhliadnime od Davida a jeho svetonazoru technicka otazka: viacero ludi sa vyjadruje o Falcone9 ako o "nemodernej" alebo "primitivnej" rakete. Chcem sa opytat z coho sa pri posudzovani modernosti vychadza? Napr. z poctu motorov, ich tahu, Isp, nosnosti, ceny...?

---

citace:

---

nemoderne su pre mna motory, ktore nie su nicim zaujimave, pomerne neefektivne, nicim prevratne...

---

ten soyuz-1 (alebo tiez soyuz 2-1v), podla anatolyho zaka:
At the beginning of 2012, the first launch of Soyuz-2-1v was promised in the second quarter of that year.

to by bola dalsia nova raketa v tomto roku, nosnost ma okolo 3t na leo

p.Zak ma na svojom webe (russianspaceweb.com) inak zaujimave informacie - start Soyuz 2-3 (s motorom NK-33 a nosnostou vyse 11t na leo) je planovany na r. 2014... s dalsim vyvojom az na soyuz-3 s nosnostou az 14-17.8t na leo... tiez tam pise, ze sa objavili aj iste dohady o pouziti motorov RD-191 (resp. upravy RD-193) pre buduce verzie...
[Edited on 15.2.2012 Agamemnon]

citace:

---

citace:

---

nemoderne su pre mna motory, ktore nie su nicim zaujimave, pomerne neefektivne, nicim prevratne...

---

tuto definiciu ale splnaju absolutne vsetky dnesne raketove motory prvy "moderny" motor bude Sabre od REL, ak sa zrealizuje

---

a aky je vysledok toho rozdielu Isp? o par desiatok az stoviek kil naviac. Stale zahadzujes celu raketu vratane motorov, stale so sebou vlacis kyslik aj ked pri starte je vsade naokolo, naklad tvori stale len mizive percento startovacej hmotnosti...

Napr. dnesne turboduchadlove prudove motory maju oproti prudovym motorom zo 70tych rokov ovela nizsiu spotrebu, potrebuju ovela menej udrzby, su ovela odolnejsie na pripadne poruchy, maju dlhsiu zivotnost atd. Tomu hovorim moderny motor.
Naproti tomu raketove motory sa uz v 70tych rokoch pohybovali na hranici energetickych moznosti pouziteho paliva, dnes sa este stale po prvom pouziti zahadzuju, nedokazu vyuzivat atmosfericky kyslik, jediny pokrok je v spolahlivosti. Podla mna to na vyhlasenie za "moderny" nestaci.

Takze podla mna je Merlin uplne rovnako "nemoderny" ako vsetky ostatne motory. Jak pravil Elon, all rockets used today suck, includin Falcon

ale to sa uz bavime o novom objave vo fyzike/technologiach, nie? take nic nie je na obzore (povedzme, ze sabre)...
napr... ssto je na uplnej hranici dnesnych poznatkov... reusability tiez... bez novych objavov to lepsie asi nebude...

ale aj zo sucasnych techn. mas modernejsie a menej moderne motory s lepsou technikou a horsou
[Edited on 15.2.2012 Agamemnon]

lenze napr. moderny prudovy motor mi dava celkom jasnu, meratelnu a peniazmi vyjadritelnu vyhodu pred nemodernym. Moderny raketovy motor ma priblizne rovnake parametre ako nemoderny a nijaku zvlastnu vyhodu mi neprinasa (ak odhliadneme od seriovosti vyroby).

Takze preco sa ohanat modernostou motorov, ked to v podstate nic neznamena?

inak nemusime sa bavit o novych objavoch, uplne by stacila napr. dokoncenie a implementacia sabre, alebo nejakych scramjets, co su zname technologie a znama fyzika. Taktiez znovupouzitelnost nie je o nejakej novej fyzike, je to len o urceni priorit, proste sa cast nosnej kapacity obetuje. Zvysok je znama fyzika a technika, pouzita novym sposobom. Taky STS realne vyniesol na orbit cca. 70 ton, lenze 50 z toho sa obetovalo na znovupouzitelnost. Taktiez F9R moze mat nosnost povedzme 16 ton, ale trebars 8 ton sa obetuje. Dostaneme prvy stupen s restartovatelnym motorom (motory vyssich stupnov za letu restartujeme dnes a denne), druhy stupen s TPS a mensimi hypergolickymi motormi na manevrovanie a pristatie, a nosnost systemu 8 ton na orbit. Nic prevratne na tom nie je, ziadny zazracny motor ani palivo, ani ziadny dnes neobjaveny material.

citace:

---

lenze napr. moderny prudovy motor mi dava celkom jasnu, meratelnu a peniazmi vyjadritelnu vyhodu pred nemodernym. Moderny raketovy motor ma priblizne rovnake parametre ako nemoderny a nijaku zvlastnu vyhodu mi neprinasa (ak odhliadneme od seriovosti vyroby).

Takze preco sa ohanat modernostou motorov, ked to v podstate nic neznamena?

inak nemusime sa bavit o novych objavoch, uplne by stacila napr. dokoncenie a implementacia sabre, alebo nejakych scramjets, co su zname technologie a znama fyzika. Taktiez znovupouzitelnost nie je o nejakej novej fyzike, je to len o urceni priorit, proste sa cast nosnej kapacity obetuje. Zvysok je znama fyzika a technika, pouzita novym sposobom. Taky STS realne vyniesol na orbit cca. 70 ton, lenze 50 z toho sa obetovalo na znovupouzitelnost. Taktiez F9R moze mat nosnost povedzme 16 ton, ale trebars 8 ton sa obetuje. Dostaneme prvy stupen s restartovatelnym motorom (motory vyssich stupnov za letu restartujeme dnes a denne), druhy stupen s TPS a mensimi hypergolickymi motormi na manevrovanie a pristatie, a nosnost systemu 8 ton na orbit. Nic prevratne na tom nie je, ziadny zazracny motor ani palivo, ani ziadny dnes neobjaveny material.

---

Co se týče modernosti a nemodernosti Falkon 9 plně souhlasím s Agamemnonem. Navrhnout a vyrábět vysoce účinné motory je největší problém stavby raket. Ovšem může se ukázat, že i velký počet méně výkonných a méně účinných motorů může splnit stejný účel, to ukáže budoucnost. Moc tomu však nevěřím ani z hlediska ceny, ani z hlediska startovní hmotnosti a nosnosti.

Co se týče dalšího vývoje raket Sojuz, na skladě je asi 70 motorů NK33, je možno pak zavézt jejich sériovou výrobu, nebo použít motory RD 191 z Angary nebo jejich versi se sníženým tahem RD 193.
Je otázka, zda u zvažované verse Sojuz 2-3 půjdou cestou podstatného zvýšení nosnosti (zachovají 4 boostery), nebo se spokojí jen s mírným zvýšením – Sojuz jen s 2 boostery a tedy třemi motory při startu. Myslím, že z důvodů využití výrobních kapacit závodu v Samaře a pro zachování reservy budou nové verse Sojuzu velmi užitečné i při zavedení Angary. Nelze zapomínat, že stále existuje velmi moderní raketa Zenit jak v pozemní versi tak pro start z Sea –Launch platformy.

To: Yamato: Vašší Isp není jen o „pár desítek až stovek kil navíc“ Úspora paliva je značná a ta se přímo přenáší do možného zvýšení hmoty dalších stupňů, u konečného stupně pak přímo do hmoty užitečného zatížení. Jsou to velké rozdíly, takže tvrzení že „Moderny raketovy motor ma priblizne rovnake parametre ako nemoderny a nijaku zvlastnu vyhodu mi neprinasa“ je zcela nepravdivé.

to isp som si to prave skusil s tym skriptom na vypocty tu na webe...

zobral som f9 a len som zmenil isp motora v prvom stupni (vm, nie je to uplne koser, ale staci pre predstavu)
f9, isp 2920, nosnost 9891
f9 + motor zo soyuzu, isp 3080, nosnost 10884
f9 + motor z atlasu, isp 3250, nosnost 12043
f9 + ssme, isp 4450, nosnost 22411

tie rozdiely su tam dost velke... keby som to iste zacal robit na hornom stupni, tie rozdiely budu este vacsie, pretoze prejav isp na hornom stupni je vacsi ako na core...

Agamemnon:

A cena s těmito motory?

Yamato má svým způsobem pravdu, pokud zahazuji motor, pak se mi nevyplatí zahazovat 2× dražší motor jen proto, že zvedne nosnost o 20%.
Motory v letectví jsou dnes velice vyspělé, ale také velice drahé. Díky tomu, že ale sníží spotřebu (a zvýší se doba mezi opravami atd.), dopravce na tom nakonec vydělá.
Ale u raket je palivo jen menší položka z celkových nákladů na start, takže úspora nehraje takovou roli.

okej, vyssie Isp znamena vyrazne vyssiu nosnost. Lenze vysoke Isp mali prave uz aj tie motory zo 70tych rokov, ved to sa datuje zaciatok vyvoja napr. STS, Energije (plus minus autobus, presne datumy nepoznam), ktore pouzivaly motory s uzavretym cyklom, ktore da sa povedat zmykaju z paliva co to len da. A dnesne "moderne" motory vlastne pochadzaju z tejto ery, ci nie? Takze da sa povedat ze su moderne?
Dalsia vec - vyssie Isp, teda vyssia nosnost, je pozitivum len vtedy, ak to znamena nizsiu cenu za kilo na LEO/GEO. Ak je "moderny" motor tak komplikovany, ze to realne zvysuje cenu za kilo, tak cele to usilie je vlastne nanic, a ekonomicky vyhodnejsi je "nemoderny" jednoduchsi motor a viac paliva. Ceny SpaceX za kilo na orbit su bezkonkurencne, resp. im moze konkurovat iba rusko a cina s nizkou cenou prace, takze je mozne ze neefektivne, ale lacne motory su vyhodnejsie.

Ohladom reusability, samozrejme to ma zmysel iba ked naklady na udrzbu nedosahuju cenu vyroby noveho kusu (pripad STS). Program Grasshoper ma za ciel nie len testovat technologie pre znovupouzitie prveho stupna, ale takisto testovat ako nakladne bude to znovupouzitie. Skratka program ma overit ze to cele bude davat ekonomicky zmysel. Je trochu skoda ze STS tiez nemal podobny testovaci demonstrator.

citace:

---

Agamemnon:

A cena s těmito motory?

Yamato má svým způsobem pravdu, pokud zahazuji motor, pak se mi nevyplatí zahazovat 2× dražší motor jen proto, že zvedne nosnost o 20%.
Motory v letectví jsou dnes velice vyspělé, ale také velice drahé. Díky tomu, že ale sníží spotřebu (a zvýší se doba mezi opravami atd.), dopravce na tom nakonec vydělá.
Ale u raket je palivo jen menší položka z celkových nákladů na start, takže úspora nehraje takovou roli.

---

citace:

---

okej, vyssie Isp znamena vyrazne vyssiu nosnost. Lenze vysoke Isp mali prave uz aj tie motory zo 70tych rokov, ved to sa datuje zaciatok vyvoja napr. STS, Energije (plus minus autobus, presne datumy nepoznam), ktore pouzivaly motory s uzavretym cyklom, ktore da sa povedat zmykaju z paliva co to len da. A dnesne "moderne" motory vlastne pochadzaju z tejto ery, ci nie? Takze da sa povedat ze su moderne?
Dalsia vec - vyssie Isp, teda vyssia nosnost, je pozitivum len vtedy, ak to znamena nizsiu cenu za kilo na LEO/GEO. Ak je "moderny" motor tak komplikovany, ze to realne zvysuje cenu za kilo, tak cele to usilie je vlastne nanic, a ekonomicky vyhodnejsi je "nemoderny" jednoduchsi motor a viac paliva. Ceny SpaceX za kilo na orbit su bezkonkurencne, resp. im moze konkurovat iba rusko a cina s nizkou cenou prace, takze je mozne ze neefektivne, ale lacne motory su vyhodnejsie.

Ohladom reusability, samozrejme to ma zmysel iba ked naklady na udrzbu nedosahuju cenu vyroby noveho kusu (pripad STS). Program Grasshoper ma za ciel nie len testovat technologie pre znovupouzitie prveho stupna, ale takisto testovat ako nakladne bude to znovupouzitie. Skratka program ma overit ze to cele bude davat ekonomicky zmysel. Je trochu skoda ze STS tiez nemal podobny testovaci demonstrator.

---

noo lenze povodne plany na prvy start treba upravit Muskovym koeficientom (+2 roky)

podla povodnych planov vlastne uz letel, a FH stoji na novej rampe vo Vanderbergu

Ale vždyť v raketové technice nejde vůbec primárně o úsporu paliva (zvláště ne u motorů na LOX/RP). Jde o základní účel raket: S co nejmenší startovní hmotou a co nejmenšími rozměry vynést do kosmu co největší hmotu. Ta startovní hmota zahrnuje nejen palivo, ale i hmotnost a výrobní náklady na konstrukci rakety, složitost montáže a přípravy ke startu, nutný počet stupňů. Proto je snaha zvýšení účinnosti motorů jednoznačná. Jen u motorů LOX/LH2 s největším Isp je nutno počítat navíc velmi vážné ukazatele jako příliš velké rozměry nádrží a tím celé rakety, jejich izolace, pohotovost ke startu, doba skladovatelnosti H2, vliv povětrnosti a další, proto jsou tyto motory nejvýhodnější až ve vrchních stupních.

Jestli je cena jednoho motoru RD 180 z Atlasu větší, než 9 motorů Falkonu je velká otázka, spíše naopak. O spolehlivosti je to rovněž velká otázka. Proto si myslím, kdyby přišlo k opravdové konkurenci Atasu 5 a Falkonu 9, výrobce Atlasu má dost reservy cenově se přiblížit Falkonu a využít důvěru většiny potenciálních zákazníků, zvláště pro drahé vojenské a kosmické mise.

Myslím, že podobné úvahy, zhruba od příspěvku Yamato 15.2.2012, 10.10 by měly být přesunuty např. do tématu raketové motory

citace:

---

noo lenze povodne plany na prvy start treba upravit Muskovym koeficientom (+2 roky)

podla povodnych planov vlastne uz letel, a FH stoji na novej rampe vo Vanderbergu

---

citace:

---

Myslím, že podobné úvahy, zhruba od příspěvku Yamato 15.2.2012, 10.10 by měly být přesunuty např. do tématu raketové motory

---

nie som si isty ci ULA je este schopna skutocnej cenovej konkurencie. Tie ich ceny su vsetko len nie konkurencieschopne, a v tej spleti marzi pre dodavatelov, subdodavatelov a ich subdodavatelov sa realnych vyrobnych nakladov asi nedopatrame.

K cenám paliva pre LOX+RP motory:
Výrobná cena RP je blízka výrobnej cene bežných uhlovodíkových palív (nafta, benzín, letecké palivá). Produkuje sa z rovnakých surovín a na prakticky rovnakých výrobných linkách.
Cena LOX je relatívne nízka, pod 500€ za tonu.
Predpokladám, že na raketové palivo typu RP sa podobne ako na letecké palivo typu Jet spotrebné dane nevzťahujú. Nedopustíme sa teda veľkej chyby, pokiaľ budeme v rôznych odhadoch považovať kilogramovú cenu paliva LOX+RP za podobnú, ako je cena motorových palív pre bežných spotrebiteľov - teda cca 1000-1500€ za tonu.

Potom cena náplne LOX+RP pre raketu predstavuje menej než 1% ceny štartu - hmotnosť náplne prvých dvoch stupňov rakety Sojuz je zhruba 225 ton, cena štartu cca $40-50 milionov.
Čiže zmenšovanie hmotnosti palivovej náplne nemá žiadny praktický význam - skoro nič sa tým neušetrí.

cize lacnejsi motor a viac paliva je vacsia uspora ako efektivnejsi a drahsi motor a menej paliva

dokonalejsie motory by boli cenovo efektivnejsie az pri plnej znovupouzitelnosti, ked cena paliva predstavuje daleko vacsie percento z celkovej ceny startu

cenu paliva nerieste... vyssie isp znamena vyssiu nosnost... o to viac v druhom stupni...

edit:
po tejto diskusii zacinam byt velmi, velmi zvedavy, ake su tam vlastne presne dopady asi si to vecer prepocitam, ak nezabudnem...
[Edited on 15.2.2012 Agamemnon]

citace:

---

cenu paliva nerieste... vyssie isp znamena vyssiu nosnost... o to viac v druhom stupni...

---

citace:

---

citace:

---

cenu paliva nerieste... vyssie isp znamena vyssiu nosnost... o to viac v druhom stupni...

---

viac paliva tiez

ide o to ktory pristup je "modernejsi", podla niektorych je modernejsi motor taky co ma vyssie Isp, podla mna je modernejsi motor taky, z ktoreho mam vacsi uzitok

---

citace:

---

v druhom stupni nie... kazde kg paliva v druhom stupni znamena o kg menej nakladu

---

citace:

---

vacsi uzitok je z motora, ktory je efektivnejsi
tam do toho ide vela veci, napr. pocet motorov, nie?

---

Quote: v druhom stupni nie... kazde kg paliva v druhom stupni znamena o kg menej nakladu
Quote: to myslite vazne?
-------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------
Ano, to je vážné a také jasné:

Dejme konkrétní případ: Sojuz 2-1b (bez Fregatu, který je optional): Její druhý stupeň s motorem RD 0124 má tah 294 kN, Isp 3521 Ns/kg, pracuje 300 sec. Za tu dobu spotřebuje:
Spotřeba [kg] = tah [N] / Isp [Ns/kg] . cas [s] = 294000/3521x 300 = 25049 kg paliva

Kdyby ho poháněl motor se stejným tahem, stupeň měl včetně užitečného zatížení (UZ) stejnou hmotu, ale s Isp motoru na úrovni Merlinu 1C (druhý st. Falkonu 9) – Isp =2982 Ns/kg , pak spotřebuje:
294000/2982x300= 29577 kg paliva

S tímto motorem by tedy vynesl stupeň o cca 4500 kg menší UZ. Nebo by mohlo být stejné UZ, ale celý stupeň včetně UZ by byl o 4.500 kg těžší + ještě hmota větších nádrží. To by se mnohonásobně projevilo ve větší hmotě prvého stupně.

Snad tento příklad říká jasně co znamená větší Isp a také, jak „zastaralá“ je raketa Sojuz.

citace:

---

citace:

---

v druhom stupni nie... kazde kg paliva v druhom stupni znamena o kg menej nakladu

---

to myslite vazne? cize ked odlahcim centaur o 10ton vodika tak vynesie o 10ton viacej? nepomylili ste si to s kg mrtvej hmoty horneho stupna, ktore skutocne znizuju nosnost? palivo urcite nosnost neznizuje

---

citace:

---

... kazde kg paliva v druhom stupni znamena o kg menej nakladu

---

Veľmi mi chýba znalosť jedného ekonomického parametru motorov - totiž ceny motoru. Ostatné parametre motorov, celých stupňov i rakiet sa dajú dohľadať a/lebo spočítať podstatne jednoduchšie.

sorry pani ale mate tam chybu. Vacsie mnozstvo paliva nemoze znamenat nizsiu nosnost. To by sme potom lietali bez paliva a bolo by to vybavene. Ak mam viac paliva a nizsie Isp, tak dostanem to iste co s menej palivom a vyssim Isp. Vyssie Isp to palivo proste lepsie vyuzije, to je cele. Isteze z hladiska fyziky bude stupen s vyssim Isp "dokonalejsi", ale o tom je cela ta polemika - ci je lepsia draho zaplatena dokonalost, alebo lacna nedokonalost

citace:

---

citace:

---

... kazde kg paliva v druhom stupni znamena o kg menej nakladu

---

Jsem přesvědčen o tom, že toto (výše uvedené) tvrzení neplatí. To by platilo snad jen v případě, kdy by se to palivo nespotřebovalo a zůstalo v nádržích. Ale pokud se palivo spotřebuje, tak to prostě nemůže ekvivalentně snížit nosnost (vzroste sice celková startovací hmotnost, ale o to vlastně nejde).

Souhlasím s yamatem, že nejpodstatnější je celkový poměr ceny rakety a hmotnosti nákladu (dělený ještě spolehlvostí rakety). To je to, o co nám jde a co se snažíme minimalizovat.

Isp je důležité, ale jeho nižší hodnota se dá většinou "dohnat" zvětšením rakety. Jak to vyjde cenově se nedá předem snadno říci.

---

citace:

---

sorry pani ale mate tam chybu. Vacsie mnozstvo paliva nemoze znamenat nizsiu nosnost. To by sme potom lietali bez paliva a bolo by to vybavene. Ak mam viac paliva a nizsie Isp, tak dostanem to iste co s menej palivom a vyssim Isp. Vyssie Isp to palivo proste lepsie vyuzije, to je cele. Isteze z hladiska fyziky bude stupen s vyssim Isp "dokonalejsi", ale o tom je cela ta polemika - ci je lepsia draho zaplatena dokonalost, alebo lacna nedokonalost

---

citace:

---

citace:

---

sorry pani ale mate tam chybu. Vacsie mnozstvo paliva nemoze znamenat nizsiu nosnost. To by sme potom lietali bez paliva a bolo by to vybavene. Ak mam viac paliva a nizsie Isp, tak dostanem to iste co s menej palivom a vyssim Isp. Vyssie Isp to palivo proste lepsie vyuzije, to je cele. Isteze z hladiska fyziky bude stupen s vyssim Isp "dokonalejsi", ale o tom je cela ta polemika - ci je lepsia draho zaplatena dokonalost, alebo lacna nedokonalost

---

yamato, vynechávaš z toho to, že prvý stupeň tej rakete udeľuje nejaké delta-v, a druhý zvyšok k cca 9000m/s... to, aké delta-v udelí rakete prvý stupeň závisí oi. od váhy horného stupňa...
čím je ťažsí horný stupeň, tým menej delta-v dostane od prvého stupňa a tým viac bude musieť nahrádzať tú stratu horný stupeň... čím viac delta-v bude potrebovať nahradiť, ešte o to viac paliva (ešte ku tomu, čo potreboval, aby vykompenzoval svoje nižšie isp) bude potrebovať...

---

citace:

---

citace:

---

citace:

---

sorry pani ale mate tam chybu. Vacsie mnozstvo paliva nemoze znamenat nizsiu nosnost. To by sme potom lietali bez paliva a bolo by to vybavene. Ak mam viac paliva a nizsie Isp, tak dostanem to iste co s menej palivom a vyssim Isp. Vyssie Isp to palivo proste lepsie vyuzije, to je cele. Isteze z hladiska fyziky bude stupen s vyssim Isp "dokonalejsi", ale o tom je cela ta polemika - ci je lepsia draho zaplatena dokonalost, alebo lacna nedokonalost

---

yamato, vynechávaš z toho to, že prvý stupeň tej rakete udeľuje nejaké delta-v, a druhý zvyšok k cca 9000m/s... to, aké delta-v udelí rakete prvý stupeň závisí oi. od váhy horného stupňa...
čím je ťažsí horný stupeň, tým menej delta-v dostane od prvého stupňa a tým viac bude musieť nahrádzať tú stratu horný stupeň... čím viac delta-v bude potrebovať nahradiť, ešte o to viac paliva (ešte ku tomu, čo potreboval, aby vykompenzoval svoje nižšie isp) bude potrebovať...

---

ale ano, to si uvedomujem, ale o tom nebola debata. Ja som tvrdil ze horsie Isp sa da nahradit vacsim mnozstvom paliva. Netvrdim ze to nebude mat dopad na konstrukciu rakety. Riesime otazku ci je Isp meradlom modernosti a dokonalosti rakety. Ja tvrdim ze nie, pretoze narast nosnosti sa da dosiahnut aj inak. Vzdy treba posudzovat cenu, ktoru musime za tu nosnost zaplatit (a rataju sa dolare, nie dobry pocit)

---

citace:

---

a ja som tvrdil, že platí, že kg paliva v hornom stupni zníži jeho nosnosť o kg... to platí tiež...

---

citace:

---

citace:

---

a ja som tvrdil, že platí, že kg paliva v hornom stupni zníži jeho nosnosť o kg... to platí tiež...

---

Sry ale ani toto mi nejde do palice. Ako moze palivo navyse znizovat nosnost? Moze zhorsit konstrukcne cislo z dovodu vacsej nadrze, ale znizovat nosnost? Naco tam to palivo potom je?

---

ahaa, uz viem kde urobil pinkas chybu on spocital kolko spotrebuje stupen s vyssim Isp, a kolko stupen s nizsim Isp. Ten druhy spotrebuje viac, to je jasne.
Lenze nasledne to navyse spotrebovane palivo odratal od UZ. Lenze my sa bavime ze stupen s horsim Isp bude mat viac paliva. Teda nemoze to palivo navyse odratavat od UZ, pretoze toho paliva bude viac a UZ ostane rovnake.
Pinkas vlastne potvrdil, ze ak mate horsie Isp a pridate viac paliva, dostanete tu istu nosnost.

citace:

---

dorovnalo nižšie isp - teda to, že sa rýchlejšie spotrebováva... ak ho tam budeme mať viac a nezmeníme hmotnosť horného stupňa, tak logicky musíme presne také množstvo ubrať z užitočného nákladu
[Edited on 15.2.2012 Agamemnon]

---

citace:

---

ahaa, uz viem kde urobil pinkas chybu on spocital kolko spotrebuje stupen s vyssim Isp, a kolko stupen s nizsim Isp. Ten druhy spotrebuje viac, to je jasne.
Lenze nasledne to navyse spotrebovane palivo odratal od UZ. Lenze my sa bavime ze stupen s horsim Isp bude mat viac paliva. Teda nemoze to palivo navyse odratavat od UZ, pretoze toho paliva bude viac a UZ ostane rovnake.
Pinkas vlastne potvrdil, ze ak mate horsie Isp a pridate viac paliva, dostanete tu istu nosnost.

---

Quote: ... kazde kg paliva v druhom stupni znamena o kg menej nakladu
Quote: Jsem přesvědčen o tom, že toto tvrzení neplatí.
----------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------
Provedl jsem již výpočet přes spotřebu paliva. Zkusme to přibližně ověřit přes Ciolkovského rovnici (přibližně proto, že ta platí jen v prostředí bez gravitace) .
Startovní hmotu stupně včetně UZ označme Ms, konečnu (UZ + prázdná hmota stupně ) označme MK

Našel jsem jen starší údaje pro Sojuz 3 stupeň (když počítáme boostery za 1. stupeň):
Prázdná hmota stupně: 2355 kg
Plná hmota stupně: 25200 kg
UZ= 7800 kg
Mk = 7800 + 2355 = 10155 kg
Ms = 7800 +25200 = 33000 kg
Ms/Mk = 3,249
v[m/s]=Isp [Ns/kg] . ln (Ms/Mk)
v= 3521.ln 3,249 = 4149 m/s
Pro stejnou rychlost porovnáme stupeň s Isp s motorem RD0124 a Isp ekvivalentní Merlin 1C

Ms/Mk = e ^ (v/Isp)
Ms/Mk = e^4149/3521 = 3,249
Ms/Mk = e^4149/2982 = 4,020

Neboli startovní hmota stupně (včetně UZ) s Merlinem musí být 4,020/ 3,249 = 1,237 x vyšší než s RD 0124, tedy 33000 x 1,237 = 40821 kg pro stejné UZ

Pokud bychom chtěli zachovat neměnný prvý a druhý stupeň, musí být Ms stejné a tedy musíme snížit UZ, aby jsme v Ms měli více paliva.
Ms/Mk = e ^ (v/Isp)
Mk = Ms/ (e ^ v/Isp)
Mk = 33000/4,020 = 8208 kg
UZ = 8208 – 2335(prázdná hmota stupně) = 5873 kg

Ve skutečnosti bude UZ ještě nižší vlivem gravitace

V prvom rade si je potrebne uvedomit, ze viacstupnova raketa nie je rovnicou jednej neznamej.

A v druhom rade si treba uvedomit zmysel a podstatu viacstupnovej rakety.
Tu totiz ide o formu geometrickych radov.
1/ Vzdy nizsi stupen ma mizerne celkove C vdaka vynasaniu horneho stupna,
2/ Vzdy motor s nizsim Isp spotrebuje "nasobne" viacej paliva
3/ Raketa s nizsim ISP musi byt vacsia, s "nasobne" vacsim a drahsim motorom pre dosiahnutie potrebneho tahu motora.

Takze ak si postavis horny stupen spickovy, tak dolny nieco znesie. (nizsie ISP, vacsie nadrze, nizsie C... vid STS)
Ak sa ale tieto koeficienty znasobia v geometrickych radoch(slabe ISP vo vsetkych stupnoch), tak raketa bude znacne neefektivna a mohutna. Mohutna, aby vobec vyniesla samu seba. vid JUNO I

Inak by totiz najlacnejsia raketa bol 200stupnova zo syfonovych bombiciek...

Pre Sojuz (MEK výpočty):
zlepšenie Isp motorov prvého a druhého stupňa o 1% predstavuje zvýšenie nosnosti o 2,5%,
zlepšenie Isp motoru tretieho stupňa o 1% predstavuje zvýšenie nosnosti o 2,1%
zlepšenie Isp motorov vo všetkých troch stupňoch o 1% predstavuje zvýšenie nosnosti o 4,5%
zvýšenie zásoby paliva v jednom (ľubovolnom) stupni o 1% predstavuje zvýšenie nosnosti o 1,2%.
zvýšenie zásoby paliva o 1% vo všetkých troch stupňoch predstavuje zvýšenie nosnosti o 1,7%

Cesta zvyšovania nosnosti cez zvyšovanie Isp je teda efektívnejšia, ale značne drahšia a limitovaná.
Cesta zvyšovania nosnosti cez zvyšovanie zásoby paliva je o čosi menej efektívna, a tiež je limitovaná, pretože zásoba paliva priamo ovplyvňuje konštrukčné číslo.

Podobne ako nie je možné neobmedzene zvyšovať Isp, nie je možné neobmedzene zvyšovať ani konštrukčné číslo. Pri zvyšovaní Ck sa totiž raketa stáva "krehkou", čo znižuje spoľahlivosť, ale hlavne, pri zvyšovaní Ck sa rýchlo zvyšuje cena samotnej konštrukcie.

citace:

---

proste... ak nemeníme hmotnosti, tak kg pridaného paliva sa rovná nosnosti nižšej o kg...

---

inak ešte jedna úvaha do tohto celého z mojej strany

predpokladajme, že máme tú väčšiu raketu s motorom s nižším isp na hornom stupni, ktorá tým má rovnakú nosnosť ako menšia raketa s lepším isp...
teraz na tej väčšej rakete namontujeme na horný stupeň ten motor s lepším isp... to spôsobí, že môžeme začať odoberať palivo... a opäť môžeme, vďaka tomu, že odoberáme palivo, adekvátne pridávať užitočný náklad...
takže znovu sme sa dostali ku výmene paliva za náklad

edit - doplnenie:
myslím, že toto v skutočnosti znamená, že vždy platí, že palivo meníme v hornom stupni za náklad kg za kg... [Edited on 15.2.2012 Agamemnon]

citace:

---

Cesta zvyšovania nosnosti cez zvyšovanie zásoby paliva je o čosi menej efektívna, a tiež je limitovaná, pretože zásoba paliva priamo ovplyvňuje konštrukčné číslo.

---

citace:

---

citace:

---

proste... ak nemeníme hmotnosti, tak kg pridaného paliva sa rovná nosnosti nižšej o kg...

---

Uf, takhle akademicky a matematicky pojato to už s tou "douškou" (o neměnění hmotností) snad i může být pravda. Ale proč bychom to dělali? Tato úvaha je k ničemu.

---

Skús si to prepočítať...

Isteže ide vždy o cenovú efektivitu - teda o cenu za kilogram na LEO pri "nejakej" typickej hmotnosti nákladu.

citace:

---

Skús si to prepočítať...

---

citace:

---

Isteže ide vždy o cenovú efektivitu - teda o cenu za kilogram na LEO pri "nejakej" typickej hmotnosti nákladu.

---

Ještě bych dodal k výpočtům, které jsem uváděl:

V raketové technice je asi jen jeden lineární vztah (nepřímá úměrnost) ve které vystupuje Isp a to spotřeba paliva: Spotřeba = tah/Isp.cas. Kolikrát je větší/menší Isp, tolikrát je menší/větší spotřeba paliva stupně. Všechny ostatní parametry, jako získaná rychlost, poměr startovní a konečné hmoty, nosnost stupně aj. jsou dány Ciolkovského rovnicí a tedy nemají lineární závislost na Isp nýbrž exponenciální nebo logaritmickou. V tom tedy má obecně pan Holub pravdu a neplatí přesně (jak jsem uváděl), že o kolik kg se sníží spotřeba, o tolik se zvýší nosnost stupně. Tento vztah podstatně závisí na rychlosti, který stupeň uděluje UZ. Čím menší rychlost (prvé stupně), tím menší je vliv Isp. Čím větší rychlost (vrchní stupně), tím větší je vliv Isp. Již kdysi dávno jsem uváděl porovnání vlivu Isp na C= Ms/Mk = e ^ (v/Isp) při různých rychlostech a naopak pro stejnou rychlost a různá paliva (LOX/LH2, LOX/RP, TPH).
Znovu to uvádím. Platíte to pro jeden stupeň a v inerciální soustavě:

C=e ^ (1500/4600) = 1,38
C=e ^ (1500/3300) = 1,57
C=e ^ (1500/2500) = 1,82

C=e ^ (7800/4600) = 5,45
C=e ^ (7800/3300) = 10,60
C=e ^ (7800/2500) = 22,60


C=e ^ ( 100/4600) = 1,025
C=e ^ ( 1000/4600) = 1,24
C=e ^ ( 2000/4600) = 1,545
C=e ^ ( 4000/4600) = 2,38
C=e ^ ( 8000/4600) = 5,69
C=e ^ (16000/4600) = 32,4

Dobře je vidět nelineárnost, pro malé udělené rychlosti řádu 1500 m/s nemá Isp rozhodující vliv a vyplatí se použít i boostery na TPH pro jejich malé rozměry a velký tah. Pro velké rychlosti řádu 7800 m/s má Isp velký vliv a např. stupeň s TPH by tuto rychlost nedosáhl ani v inerciálním soustavě, neboť pro něj C = 22,6 je nereálné. Naopak použití LOX/LH2 je nejvýhodnější pro vysoké rychlosti – vrchní stupně a vzhledem k ceně a problémy s rozměry, manipulací, skladováním se nevyplácí v prvém stupni.

Jinak souhlasím s názorem p. Holuba a dalších, že nezáleží jen na Isp, ale i na jiných parametrech „výhodnosti“, které mohou souviset i s možností realizace, snadné manipulace, rozměry a cenou. Markantně je to vidět na používání LOX/LH2

heh, jedna akademicka otazka a jaka poucna diskusia z toho vzisla asi to mozeme uzavriet tym, ze nizsie Isp sa da kompenzovat "vacsou" raketou, ale nie je to linearny vztah a ma to svoje hranice

citace:

---

heh, jedna akademicka otazka a jaka poucna diskusia z toho vzisla asi to mozeme uzavriet tym, ze nizsie Isp sa da kompenzovat "vacsou" raketou, ale nie je to linearny vztah a ma to svoje hranice

---

vinci má isp 465s?!? to by bol z neho najlepší motor pre horný stupeň vôbec?

edit: podľa wiki ten nárast dvíha o 1,5t nosnosť A5 na gto... heh, dobré...
[Edited on 18.2.2012 Agamemnon]

Ano, je to velmi dobrý LOX/LH2 motor pro horní stupně -Isp 465 sec (4562 Ns/kg), má však jen nepatrně vyšší Isp než RL 10 B2 pro DeltaIV – 464 sec (4552 Ns/kg), ale má větší tah. Takové nuance v Isp jsou spíše otázkou provedení trysky a tlaku v komoře. Na př. Isp motoru RL 10A4-2 pro Atlas 5 se udává jen na 451 sec (4424 Ns/kg).
V každém případě si myslím, že moderní raketa určená pro GTO nebo meziplanetární lety by měla mít vrchní stupeň LOX/LH2

citace:

---

Ano, je to velmi dobrý LOX/LH2 motor pro horní stupně -Isp 465 sec (4562 Ns/kg), má však jen nepatrně vyšší Isp než RL 10 B2 pro DeltaIV – 464 sec (4552 Ns/kg), ale má větší tah. Takové nuance v Isp jsou spíše otázkou provedení trysky a tlaku v komoře. Na př. Isp motoru RL 10A4-2 pro Atlas 5 se udává jen na 451 sec (4424 Ns/kg).
V každém případě si myslím, že moderní raketa určená pro GTO nebo meziplanetární lety by měla mít vrchní stupeň LOX/LH2

---

Nevím, zda jsem to již zde někde nepsal, ale spíše to patří sem:

Někteří diskutující upozornili na zajímavé „zavlnění“ (vyklonění a srovnání) Energie těsně po startu.
Když se podíváme na You Tube na start Energie s Buranem a také prvý start s Pojlotem, je vidět že ten náklon těsně po startu směrem k boční zátěži a následné srovnání do kolmého směru je u obou stejný.

Zřejmě je to normální jev. Setrvačná hmota bočního zatížení od Buranu (Poljotu) má točivý moment – snaží se naklonit Energii směrem k boční zátěži a to se projeví těsně po startu – raketa se vykloní. Náklon se dá kompensovat motory Energie, až se odlepí několik metrů od země a může následně vychýlit spodek rakety ve směru boční zátěže a srovnat raketu do kolmého směru. Tím vzniká viditelné zhoupnutí při startu.

U STS je to jiné: Shuttle má motory, jejichž tah převyšuje několikrát jeho hmotu, takže ještě než se odlepí, lze již nastavit vektor tahu všech motorů, aby směřoval v kolmém směru. Není to tedy klasické boční zatížení, neboť i náklad má motory a pracují spolu s SRB do osy těžiště soustavy. Boční zatížení má naopak Shuttle po odpojení SRB.

U Shuttle stejně jako u Buranu bych si dovolil tak trochu oponovat. Není to ani tak rozdílnými hmotnostmi,ale způsobem zážehu. Shuttle startoval nejdříve matory na KPH a pak se startovaly motory TPH. Toto byl záměr a na kamerách rampy jste skutečně mohli vidět ony záklony cca až 2m od osy sestavy STS. Ten záměr byl čistě z bezpečnostních důvodů zážehu. Totiž motory SSME šly až téměř do kritických momentů zastavit a vyhasit. Kdežto spuštění motorů na TPH/SRM se zastavit nedaly a dodnes nedají. Při snaze zhasit motor TPH hrozí rizika extrémního nárustu tlaku ve spalovací komoře,a zhroucení paliva-následná exploze. Až motory KPH byly spuštěny, a pak následně TPH vykorigovaly svým tahem osovou stavitelnost na startovacím stole-předpoklad pro bezpečný start. Pokud byly parametry vyhodnoceny jako optim. osost sestavy jsou odpáleny nýty na startovním stole palebného postavení....a raketoplán se vydal na svou cestu.
PS.Optimální osost je nutná také pro bezpečné opuštění startovacího stolu. Nesmí vlivem špatné obiter zavadit o konstrukci palebného postavení

Možná si trochu nerozumíme. Nemyslím, že jde o rozdílné hmotnosti. Ty jsou u STS i Energie s Buranem přibližně stejné. A nejde ani o otázku doby zážehů motorů. Samozřejmě, u STS když jsou zažehnuty nejdříve SSME motory na Shuttle, dojde jejich momentem k těžišti k výkyvu soustavy směrem od Shuttle. Po zapálení SRB je však ještě na zemi výkyv vyrovnán, nastaven tah všech motorů a jejich vektor tak, aby výslednice tahu byla svislá a směřovala do těžiště celé soustavy. Tedy STS odstartuje kolmo bez výkyvu.

U Buranu nejsou motory. Jeho hmota vůči hmotě Energie vytváří ohybový (klopivý) moment, který se po startu ještě násobí zrychlením, tedy je dost velký. Tento moment nelze vyrovnat nastavením motorů ještě na zemi, spodek rakety musí opustit startovací rampu kolmo, ale vršek se kvůli momentu od Buranu již vyklání směrem němu. Teprve po nadzvednutí rakety o nějaký metr (to nevím přesně) mohou motory Energie uhnout spodek rakety tak, aby se dostal do svislice s vrškem a vznikne zhoupnutí celku viditelné na filmu. Je to ovšem moje teorie, nemusí být správná.

Ještě k bočnímu zatíženi: Domnívám se a také jsem to někde četl, že boční zatížení a jeho setrvačný moment při vyvedení na dráhu vždy snižuje nosnost rakety, pokud toto zatížení nemá své motory jako je má STS. Ideální vektor tahu motorů by měl směřovat do těžiště soustavy, v aerodynamické ose soustavy a v tečně k plánované dráze vyvedení. U soustavy s bočním zatížením nelze splnit všechny tyto 3 podmínky, aerodynamická osa soustavy není ve směru tečny k dráze. U STS je toho možno dosáhnout hodnotou a vektorem tahu všech motorů . Upozorňuji, že zanedbávám nutnost kompenzace gravitačního pádu a tím nutnost náklonu motorů a celé soustavy proti němu. Ale i to zřejmě vychází u STS příznivěji než u Energie. U Energie je tento nedostatek částečně kompenzován tím, že Buran letí nad Energií, nýbrž Shuttle pod ET. Setrvačný moment od Buranu vždy působí kolmo k Zemi a tedy při šikmém letu již nevyklání soustavu směrem k sobě ale od sebe (tlačí na Energii) a to se dá lépe kompenzovat vektorem tahu motorů, s menší odchylkou aerodynamické osy, než kdyby Buran letěl pod Energií. K tomu navíc jak u Energie tak u STS ještě dochází k posunu těžiště soustavy vlivem spotřeby paliva a odhození boosterů. Samozřejmě, mimo atmosféru je již naprosto jedno, zda aerodynamická osa soustavy je ve směru letu, nebo ne a k žádným ztrátám kvůli tomu nedochází.
Byl bych rád, kdyby někdo potvrdil nebo vyvrátil tyto mé úvahy.

citace:

---

Byl bych rád, kdyby někdo potvrdil nebo vyvrátil tyto mé úvahy.

---

citace:

---

...Byl bych rád, kdyby někdo potvrdil nebo vyvrátil tyto mé úvahy.

---

Děkuji moc za názory, určitě je to nesmírně složitá záležitost sladit všechny vlivy včetně gravitace a změn polohy těžiště, aby aerodynamická osa soustavy byla co nejblíže směru letu. Dokonce by snad bylo možné využívat i aerodynamického vztlaku (alespoň u Buranu, který letí nad Energií). Nevím, zda praktické řešení těchto problémů je někde v literatuře popsáno. Kdybyste někdo něco našel, nebo konkrétněji něco spočetl, napište to.

citace:

---

Nevím, zda jsem to již zde někde nepsal, ale spíše to patří sem:

Někteří diskutující upozornili na zajímavé „zavlnění“ (vyklonění a srovnání) Energie těsně po startu.
Když se podíváme na You Tube na start Energie s Buranem a také prvý start s Pojlotem, je vidět že ten náklon těsně po startu směrem k boční zátěži a následné srovnání do kolmého směru je u obou stejný.

Zřejmě je to normální jev. Setrvačná hmota bočního zatížení od Buranu (Poljotu) má točivý moment – snaží se naklonit Energii směrem k boční zátěži a to se projeví těsně po startu – raketa se vykloní. Náklon se dá kompensovat motory Energie, až se odlepí několik metrů od země a může následně vychýlit spodek rakety ve směru boční zátěže a srovnat raketu do kolmého směru. Tím vzniká viditelné zhoupnutí při startu.

U STS je to jiné: Shuttle má motory, jejichž tah převyšuje několikrát jeho hmotu, takže ještě než se odlepí, lze již nastavit vektor tahu všech motorů, aby směřoval v kolmém směru. Není to tedy klasické boční zatížení, neboť i náklad má motory a pracují spolu s SRB do osy těžiště soustavy. Boční zatížení má naopak Shuttle po odpojení SRB.

---

feature=related

Na tomto videu – start s Buranem asi ve 2/3 ke konci ( když si to zastavíte) je rovněž vidět, že osa Buranu je odkloněna od věže ve směru kde je Buran. Je to zdá se méně, než při letu s Polyem, asi to měli již lépe zkorigované. Nicméně základní důvod vyklonění zůstává stejný – setrvačný klopný moment od bočního zatížení, který na rozdíl od STS nemohou motory Energie kompenzovat již před odlepením od země, ale až za letu. Zkorigovat naklonění obrovského tělesa vážícího cca 2000 tun nelze okamžitě – má velkou setrvačnost, proto viditelné zhoupnutí. U STS jsou řiditelné i trysky SRB, takže po zapálení SRB lze součet vektorů jejich tahu a vektorů SSME nasměrovat do těžiště a zároveň kolmo. Podle různých video které jsem viděl, stoupá STS v prvých vteřinách kolmo.

Po opětovném shlédnutí všech videí souhlasím s Raulem. U Buranu není žádné zhoupnutí prakticky pozorovatelné, takže velmi pravděpodobně byl tah motorů Eněrgie nasměrován do těžiště soustavy ještě před uvolněním z rampy. V takovém případě je pak zhoupnutí Poljusu skoro určitě problém nevyladěného řídicího systému (nenastavil vhodně směr tahu motorů před startem a pak to musel korigovat těsně po vzletu). Souhlasím i s tím, že také STS startoval mírně "šikmo". Sice stoupal kolmo k zemi, ale přitom letěl i trochu "dopředu" (směrem od orbiteru k ET), protože tím směrem generují část tahu motory SSME. Na tom videuje to dobře viditelné (ve škvíře mezi orbiterem a ET se při vzletu odkrývají i ty části krajiny v pozadí, které ET před startem zakrývala).

Takže můj prozatimní závěr? I Eněrgia mohla kompenzovat nesymerii nákladu už před startem vhodným prvotním směrováním tahu motorů. Start s Buranem je toho důkazem.

citace:

---

http://www.youtube.com/watch?v=T_tcIQgbc7U&feature=related

Na tomto videu – start s Buranem asi ve 2/3 ke konci ( když si to zastavíte) je rovněž vidět, že osa Buranu je odkloněna od věže ve směru kde je Buran. Je to zdá se méně, než při letu s Polyem, asi to měli již lépe zkorigované. Nicméně základní důvod vyklonění zůstává stejný – setrvačný klopný moment od bočního zatížení, který na rozdíl od STS nemohou motory Energie kompenzovat již před odlepením od země, ale až za letu. Zkorigovat naklonění obrovského tělesa vážícího cca 2000 tun nelze okamžitě – má velkou setrvačnost, proto viditelné zhoupnutí. U STS jsou řiditelné i trysky SRB, takže po zapálení SRB lze součet vektorů jejich tahu a vektorů SSME nasměrovat do těžiště a zároveň kolmo. Podle různých video které jsem viděl, stoupá STS v prvých vteřinách kolmo.

---

Ano, v tom mají pánové Holub a Raul pravdu, při startu STS je viditelný „snos“ doprava ve směru tahu motorů SSME, přičemž podélná osa soustavy je víceméně kolmá. Tento snos vůbec nevadí, neboť brzy ses STS otočí kolem podélné osy, snos by byl na druhou stranu, ale STS přechází do šikmého letu, kdy se Shuttle dostane pod ET a „snos“ se mění ve „vznos“ a tím motory SSME s šikmou osou tahu (asi jen částečně) kompenzují gravitační pád. Zbytek kompenzují SRB. Proto se domnívám, že motory na boční zátěži jsou z hlediska udržení aerodynamické osy soustavy co nejblíže tečně plánované dráhy výhodné.

U Energie+Buran musí gravitační pád kompenzovat jen její motory. Vektor jejich tahu však musí směřovat do těžiště soustavy, aby nevznikl klopný moment na jakoukoliv stranu. Tento vektor neleží v ose Energie (aerodynamické ose) a v těžišti ještě působí gravitační síla (gravitační pád), kterou vektor motorů musí také kompenzovat. Domníváte se, že lze stejně snadno jako u STS udržet aerodynamickou osu soustavy v tečně dráhy? U STS jsou body působení tahu SRB a SSME zcela jinde a pro řízení výhodněji.

Ještě k startu Energie: Samozřejmě, že lze již před startem nastavit vektor tahu motorů do těžiště, aby nevznikl klopný moment. Tím však již od startu se začne soustava pohybovat svisle, osově sice kolmo, ale s vodorovnou složkou, tedy již od začátku pohybu vznikne ten „snos“ . Domníval jsem se, že není vzhledem k provedení rampy možno to dopustit a odhadoval jsem, že alespoň do zdvihu 1 m je nutno nechat tah motorů kolmo, čímž klopný moment od Buranu vznikne, osa Energie se mírně vykloní a posléze to musí být kompenzováno. Je ale zcela dobře možné, že rampa umožňuje „snos“ již od počátku. Pak by se to příliš nelišilo od STS.

Nemyslím, že k srovnání vektoru tahu s vektorem rychlosti dojde po opuštění atmosféry. Vektor rychlosti je výslednicí součtu vektoru tahu a gravitační síly. Gravitační síla klesá s druhou mocnou úhlové rychlosti s centrem ve středu Země, tedy je jí možno zanedbat až ke konci vyvedení na dráhu.

Pozn.: V těžišti letící soustavy působí ještě setrvačná síla.

1, Setrvačná síla působí vždy proti síle reakční a vektoru zrychlení.

2, Vektorem tahu se pouze koriguje ideální aktivní vzestupná balistická dráha s apogeem dráhy udržovaným ideálně vždy vpředu dokud se nedosáhne orbity. Při pohybu na takovéto dráze gravitace samozřejmě způsobuje volný pád, který je ale podstatou této balistické (suborbitální) dráhy stejně tak jako dráhy orbitální.

S tím souhlasím, jen bych dodal, že na př. při vyvedení u STS na LEO lze mluvit o dráze, která se blíží balistické jen do výšky cca 100 km a horizontální vzdálenosti cca 210 km od startu. Poté uletí STS dalších cca 1000 km prakticky po nízké kruhové dráze, která nepřekročí 109 km a v závěru dokonce klesá až na 102 a 104 km (uvádím konkrétní STS-88). Po celé této části probíhá gravitační pád, který musí být kompenzován vektorem tahu motorů. Jen v závěru je ve větší míře kompenzován kulatostí Země a samozřejmě na LEO těleso spadne přesně o tolik, o kolik se odkloní povrch Země (nebo také odstředivá síla na LEO se rovná přitažlivé).

toto je zaujimave, aj ked z toho asi nic nebude a je to len taky navrh:
(snad sa to celkom hodi do tohto threadu)

ukrajinci navrhli (oktober 2011) nahradit boostre ariane 5 boostrami zenit...

http://forum.nasaspaceflight.com/index.php?topic=27843.msg867156#msg867156
http://www.kosmonavtika.com/lanceurs/ariane/ariane.html

ja som si to skusil dat do vypoctov tu na kosme, a ariane tak dava 50t na LEO a 20 na gto...
ak som hornemu stupnu zvysil isp na hodnotu pre vinci motor, tak to dalo 55t na leo, vyse 22t na gto (a vyse 12t na tmi)...
:)
[Edited on 27.2.2012 Agamemnon]

citace:

---

ja som si to skusil dat do vypoctov tu na kosme, a ariane tak dava 50t na LEO a 20 na gto...

---

Kromě politických problémů je zde jeden technický problém: Ukrajina sice vyrábí první stupeň Zenitu (booster Energie), ale hlavní díl - motor RD 181 vyrábí Rusové. Proto Ukrajina navrhuje, že tento motor nahrdí čtyřmi motory RD 861K, které jsou však na palivo N2O4/UDMH a to by asi těžko v takovém množství jako je u boosteru Energie prošlo.

citace:

---

citace:

---

ja som si to skusil dat do vypoctov tu na kosme, a ariane tak dava 50t na LEO a 20 na gto...

---

Tos tam ale asi musel zadat ty boostery celkem čtyři. Když do toho svého skriptu dám jen dva Zenit boostery (místo těch na TPL u A5), tak se dostanu někam k 36 tunám na LEO a 13 tunám na GTO.

---

citace:

---

Kromě politických problémů je zde jeden technický problém: Ukrajina sice vyrábí první stupeň Zenitu (booster Energie), ale hlavní díl - motor RD 181 vyrábí Rusové. Proto Ukrajina navrhuje, že tento motor nahrdí čtyřmi motory RD 861K, které jsou však na palivo N2O4/UDMH a to by asi těžko v takovém množství jako je u boosteru Energie prošlo.

---

Pardon, přečetl jsem ten francouzský článek jen v první části, kda navrhovali motor RD 861K a je tam i jeho tabulka. Motor RD 810 by měl být na LOX/RP, neboli náhrada čtyř za jeden RD 171 by byla možná

http://czech.ruvr.ru/2012_03_28/69880397/

Ví někdo něco o tomto? Nějak jsem nezaznamenal jinde (ale taky jsem moc nehledal). Zejména mně zajímá, zdali rozvíjejí RD-0410 a nebo vyvíjí něco nového?

citace:

---

Tak to se tu ještě nestalo, aby můj názor podpořili dokonce dva diskutující za sebou. Obecně platí, že cokoli napíši vše je špatně. Již jsem si ale zvykl na " psí hlavu" díky tomu, že propaguji názor, že rusko/SSSR nikdy nebylo před amerikou v technologii kosmického výzkumu a v technologii stavby nosičů. Přiznám se, že i já jsem měl obecný názor, že tehdejší SSSR až do Apolla vedl před USA v " kosmických " závodech i ve vývoji nosičů. Z tohoto názoru mne vyléčil můj děda, který kosmonautiku sleduje od samého počátku a věcnou diskuzí a jasnými důkazy mne přesvědčil o opaku. Pokusil jsem se diskuzi na toto téma vyvolat i na tomto fóru, ale místo věcných argumentů jsem se dočkal urážek a přesunu do " spamu". Od dědy jsem dostal jeho sešity s výstřižky denního tisku , se zaznamenaným zprávami z NASA přes " Hlas Ameriky" a články z L+K,Vesmíru a Říše Hvězd, vše z té doby.Nyní " jedu" podle dědovy mapy letu Marinera-4, kde zaznamenával polohy sondy po celou dobu jejího provozu,dle zpráv z tisku a H.A., podobné mapy mi dal děda i k letům Apolla-8, 11 a 12, Marinneru-2 a 10, Pionnerů 10 a 11 a Voyageru-2.

---

citace:

---

citace:

---

Tak to se tu ještě nestalo, aby můj názor podpořili dokonce dva diskutující za sebou. Obecně platí, že cokoli napíši vše je špatně. Již jsem si ale zvykl na " psí hlavu" díky tomu, že propaguji názor, že rusko/SSSR nikdy nebylo před amerikou v technologii kosmického výzkumu a v technologii stavby nosičů. Přiznám se, že i já jsem měl obecný názor, že tehdejší SSSR až do Apolla vedl před USA v " kosmických " závodech i ve vývoji nosičů. Z tohoto názoru mne vyléčil můj děda, který kosmonautiku sleduje od samého počátku a věcnou diskuzí a jasnými důkazy mne přesvědčil o opaku. Pokusil jsem se diskuzi na toto téma vyvolat i na tomto fóru, ale místo věcných argumentů jsem se dočkal urážek a přesunu do " spamu". Od dědy jsem dostal jeho sešity s výstřižky denního tisku , se zaznamenaným zprávami z NASA přes " Hlas Ameriky" a články z L+K,Vesmíru a Říše Hvězd, vše z té doby.Nyní " jedu" podle dědovy mapy letu Marinera-4, kde zaznamenával polohy sondy po celou dobu jejího provozu,dle zpráv z tisku a H.A., podobné mapy mi dal děda i k letům Apolla-8, 11 a 12, Marinneru-2 a 10, Pionnerů 10 a 11 a Voyageru-2.

---

bez toho, aby som chcel kohokoľvek uraziť...
budem písať k nosičom - čo sa týka sond, tam sú američania jasne lepší (sond k vnútorným planétam, vonkajším, aj satelitov na obežnej dráhe)... tam nemá zmysel diskutovať

novinárov vždy niekto platí... novinový článok nie je žiaden dôkaz... existujú totiž také veci, ako sú parametre motorov napr... to, čo je lepšie, nie je o tom, kto čo napíše do novín, ale je to dané fyzikou...

čo sa týka horných stupňov rakiet:
dôležité je tu isp, oveľa viac ako ťah alebo napr. vlastnosti paliva - najvýhodnejší je hydrolox
američania majú vynikajúci motor RL-10... ktorí aj používajú... to je v súčasnosti základ bezkonkurenčne najlepšieho horného stupňa, aký existuje - centaur...
rusi síce majú motor s podobnými parametrami, ale nepoužívajú ho (rd-0146) - možno bude na angare a možno nie... (btw, najlepší motor pre horný stupeň má inak esa - podľa parametrov získaných počas testovania - ale zatiaľ nie je ukončený jeho vývoj a stále prebieha testovanie)
takže horné stupne majú lepšie američania... centaur je vynikajúci

čo sa týka core stupňov (spodný stupeň), tak tu je lepšie palivo kerolox (aj keď o tom sa dá polemizovať možno, ale má väčšiu hustotu ako hydrolox a dáva oveľa väčší ťah)...
kerolox motory majú jednoznačne lepšie rusi, a nikto sa im ani nepribližuje (to súvisí s tým, že sú schopný urobiť kerolox motor s uzavretým cyklom - problém je, že kerolox pri uzavretom cykle funguje ako oxidizer-rich a kyslík pri danom tlaku a teplote je veľmi, veľmi agresívny)... američania svojho času označili takýto motor ako nemožný vyrobiť (podľa wiki) a ak si spomínam, tak po páde opony, keď im to rusi ukazovali, tak si prv mysleli, že si to vymýšľajú...
tu je najlepšia séria motorov odvodená od rd-170 (pôvodne pre boostery pre energiu, vo verzii rd-171 lieta na zenite) - teda motory rd-171, rd-180 (atlas v) a rd-191 (angara) - čo sa týka isp aj ťahu...
hydrolox motory v prvom stupni nemajú dostatočný ťah a preto im musia pomáhať boostery, zvyčajne na pevné palivo a to má svoje problémy...

ak chceš čísla, nie je problém to niekde zavesiť, ale to sú veci, ktoré sa dajú ľahko dohľadať na webe, napr. na astronautix (alebo hoc aj wiki)... prípadne pekný prehľad amerických aj ruských motorov mal anatoly zak na svojom webe...

---

citace:

---

citace:

---

citace:

---

Tak to se tu ještě nestalo, aby můj názor podpořili dokonce dva diskutující za sebou. Obecně platí, že cokoli napíši vše je špatně. Již jsem si ale zvykl na " psí hlavu" díky tomu, že propaguji názor, že rusko/SSSR nikdy nebylo před amerikou v technologii kosmického výzkumu a v technologii stavby nosičů. Přiznám se, že i já jsem měl obecný názor, že tehdejší SSSR až do Apolla vedl před USA v " kosmických " závodech i ve vývoji nosičů. Z tohoto názoru mne vyléčil můj děda, který kosmonautiku sleduje od samého počátku a věcnou diskuzí a jasnými důkazy mne přesvědčil o opaku. Pokusil jsem se diskuzi na toto téma vyvolat i na tomto fóru, ale místo věcných argumentů jsem se dočkal urážek a přesunu do " spamu". Od dědy jsem dostal jeho sešity s výstřižky denního tisku , se zaznamenaným zprávami z NASA přes " Hlas Ameriky" a články z L+K,Vesmíru a Říše Hvězd, vše z té doby.Nyní " jedu" podle dědovy mapy letu Marinera-4, kde zaznamenával polohy sondy po celou dobu jejího provozu,dle zpráv z tisku a H.A., podobné mapy mi dal děda i k letům Apolla-8, 11 a 12, Marinneru-2 a 10, Pionnerů 10 a 11 a Voyageru-2.

---

bez toho, aby som chcel kohokoľvek uraziť...
budem písať k nosičom - čo sa týka sond, tam sú američania jasne lepší (sond k vnútorným planétam, vonkajším, aj satelitov na obežnej dráhe)... tam nemá zmysel diskutovať

novinárov vždy niekto platí... novinový článok nie je žiaden dôkaz... existujú totiž také veci, ako sú parametre motorov napr... to, čo je lepšie, nie je o tom, kto čo napíše do novín, ale je to dané fyzikou...

čo sa týka horných stupňov rakiet:
dôležité je tu isp, oveľa viac ako ťah alebo napr. vlastnosti paliva - najvýhodnejší je hydrolox
američania majú vynikajúci motor RL-10... ktorí aj používajú... to je v súčasnosti základ bezkonkurenčne najlepšieho horného stupňa, aký existuje - centaur...
rusi síce majú motor s podobnými parametrami, ale nepoužívajú ho (rd-0146) - možno bude na angare a možno nie... (btw, najlepší motor pre horný stupeň má inak esa - podľa parametrov získaných počas testovania - ale zatiaľ nie je ukončený jeho vývoj a stále prebieha testovanie)
takže horné stupne majú lepšie američania... centaur je vynikajúci

čo sa týka core stupňov (spodný stupeň), tak tu je lepšie palivo kerolox (aj keď o tom sa dá polemizovať možno, ale má väčšiu hustotu ako hydrolox a dáva oveľa väčší ťah)...
kerolox motory majú jednoznačne lepšie rusi, a nikto sa im ani nepribližuje (to súvisí s tým, že sú schopný urobiť kerolox motor s uzavretým cyklom - problém je, že kerolox pri uzavretom cykle funguje ako oxidizer-rich a kyslík pri danom tlaku a teplote je veľmi, veľmi agresívny)... američania svojho času označili takýto motor ako nemožný vyrobiť (podľa wiki) a ak si spomínam, tak po páde opony, keď im to rusi ukazovali, tak si prv mysleli, že si to vymýšľajú...
tu je najlepšia séria motorov odvodená od rd-170 (pôvodne pre boostery pre energiu, vo verzii rd-171 lieta na zenite) - teda motory rd-171, rd-180 (atlas v) a rd-191 (angara) - čo sa týka isp aj ťahu...
hydrolox motory v prvom stupni nemajú dostatočný ťah a preto im musia pomáhať boostery, zvyčajne na pevné palivo a to má svoje problémy...

ak chceš čísla, nie je problém to niekde zavesiť, ale to sú veci, ktoré sa dajú ľahko dohľadať na webe, napr. na astronautix (alebo hoc aj wiki)... prípadne pekný prehľad amerických aj ruských motorov mal anatoly zak na svojom webe...

---

chlape ty si ale velky odbornik, robis tu na mna dojem, a myslim ze svojimi vedomostami to dokazujes vsetkym, som rad ze si zo SR nie si z KE?

---

pisni na marcellino4@azet.sk dame pivko

v sobotu je v Čani vystava modelov, budem tam mat svoju ISS, STS, Buran a pod
http://spacepapermodels.blogspot.com/

a sorry vsetkym ze si tu vymiename sukromne spravy, ak to admin vymaze nepohnevam sa

Vlákno na novostiach pre salón Dvigateli-2012:

http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=12865

Trochu mimo. Už dosť dávno som videl v TV seriál o gravitačných vlnách v ktorom sa hovorilo o stávke debna vína proti predplatnému pornočasopisu, že do roku 2000 budú zachytené gravitačné vlny. Neviete aký je stav teraz?

citace:

---

Trochu mimo. Už dosť dávno som videl v TV seriál o gravitačných vlnách v ktorom sa hovorilo o stávke debna vína proti predplatnému pornočasopisu, že do roku 2000 budú zachytené gravitačné vlny. Neviete aký je stav teraz?

---

citace:

---

citace:

---

Trochu mimo. Už dosť dávno som videl v TV seriál o gravitačných vlnách v ktorom sa hovorilo o stávke debna vína proti predplatnému pornočasopisu, že do roku 2000 budú zachytené gravitačné vlny. Neviete aký je stav teraz?

---

afaik, taký ako pred rokom 2000
[Edited on 22.4.2012 Agamemnon]

---

citace:

---

citace:

---

citace:

---

Trochu mimo. Už dosť dávno som videl v TV seriál o gravitačných vlnách v ktorom sa hovorilo o stávke debna vína proti predplatnému pornočasopisu, že do roku 2000 budú zachytené gravitačné vlny. Neviete aký je stav teraz?

---

afaik, taký ako pred rokom 2000
[Edited on 22.4.2012 Agamemnon]

---

Gravitační vlny nebyly dosud přímo detekovány. Existují nepřímé důkazy (zpomalování rotace pulsarů), přímé pozorování však ne. LIGO ani VIRGO zatím nic nezaznamenaly.

---

citace:

---

citace:

---

citace:

---

citace:

---

Trochu mimo. Už dosť dávno som videl v TV seriál o gravitačných vlnách v ktorom sa hovorilo o stávke debna vína proti predplatnému pornočasopisu, že do roku 2000 budú zachytené gravitačné vlny. Neviete aký je stav teraz?

---

afaik, taký ako pred rokom 2000
[Edited on 22.4.2012 Agamemnon]

---

Gravitační vlny nebyly dosud přímo detekovány. Existují nepřímé důkazy (zpomalování rotace pulsarů), přímé pozorování však ne. LIGO ani VIRGO zatím nic nezaznamenaly.

---

Aby z toho nebol "prúser" ako nicholsonov experiment.

---

Myslel som experiment, ktorý mal objaviť éther a viedol k teórii relativity. Je zvláštne, že sa investuje do stále citlivejších zariadení s nulovým výsledkom. Pritom sa dá spočítať, aké zariadenie by malo stačiť.

V rámci úvah o znovupoužiteľnosti raketových stupňov:
1) Ako je to vlastne s možnosťami znovupoužitia raketových motorov?
Predpokladajme, že sa nám kvapalinové raketové motory vrátia spolu s okrídleným raketovým stupňom typu Bajkal/GK-175 alebo orbiterom typu Space Shuttle. Nie sú však riešené primárne ako "znovupoužiteľné", nie takým spôsobom, ako boli riešené motory SSME. Ich overená doba chodu na "brzde" však dosahuje povedzme 500-600 i viac sekúnd - dvoj až trojnásobok reálnej doby práce v raketovom stupni a s návratovým raketovým stupňom sa vracajú "nepoškodené, len mierne ojazdené".

2) aké percento ceny štartu nosnej rakety tvoria samotné motory?
3) V akom technickom stave môžu byť motory podľa takéhoto scenára?
4) Dali by sa takéto motory ešte raz použiť?
Myslím po nejakej prehliadke a nejakej minimálnej údržbe (inak odvoz do kovošrotu) ako "lacné motory" napríklad do "lacnej" rakety ekvivalentnej Sojuzu/Falconu, určenej vyslovene pre "veľmi lacné" vynášanie "menej náročných" a lacných družíc či "hlúpych" nákladov, teda na misie typu - doprava 5 ton vody na orbitálnu stanicu, vynesenie 250 cubesatov na GEO, vyslanie "amatérskych" lunochodov na Mesiac a podobne, kde je "cena nákladu" porovnateľná s cenou štartu normálnej rakety alebo dokonca nižšia?
[Upraveno 02.5.2012 Alchymista]

Na portáli www.buran.ru sa objavil slide z prezentácie RKK Energija, na ktorom sú nákresy oboch nových uvažovaných motorov NPO Energomaš - RD-193, RD-175:

http://www.buran.ru/images/jpg/img_5932.jpg

citace:

---

Na portáli www.buran.ru sa objavil slide z prezentácie RKK Energija, na ktorom sú nákresy oboch nových uvažovaných motorov NPO Energomaš - RD-193, RD-175:

http://www.buran.ru/images/jpg/img_5932.jpg

---

citace:

---

mal by tah 10 MN /sucasny rd-171 ma okolo 8 MN - ide o najsilnejsi motor v historii/
[Edited on 25.5.2012 Agamemnon]

---

citace:

---

citace:

---

mal by tah 10 MN /sucasny rd-171 ma okolo 8 MN - ide o najsilnejsi motor v historii/
[Edited on 25.5.2012 Agamemnon]

---

Nejsilnější motor v historii byl F-1A. Sice neletěl, ale fungoval. A možná po modernizaci ještě teprve poletí.

---

citace:

---

citace:

---

citace:

---

mal by tah 10 MN /sucasny rd-171 ma okolo 8 MN - ide o najsilnejsi motor v historii/
[Edited on 25.5.2012 Agamemnon]

---

Nejsilnější motor v historii byl F-1A. Sice neletěl, ale fungoval. A možná po modernizaci ještě teprve poletí.

---

ja som nedokazal najst info o tom, zeby bol vobec postaveny... len, ze bol nadesignovany... mas nejaky zdroj?

---

citace:

---

citace:

---

citace:

---

citace:

---

mal by tah 10 MN /sucasny rd-171 ma okolo 8 MN - ide o najsilnejsi motor v historii/
[Edited on 25.5.2012 Agamemnon]

---

Nejsilnější motor v historii byl F-1A. Sice neletěl, ale fungoval. A možná po modernizaci ještě teprve poletí.

---

ja som nedokazal najst info o tom, zeby bol vobec postaveny... len, ze bol nadesignovany... mas nejaky zdroj?

---

Těžko se to dohledává. V podstatě jsem teď našel jen zmínky v knihách a článcích:

http://www.rocketshoppe.com/forums/attachment.php?attachmentid=8681 - na konci strany 2

Tato informace se opakuje v dalších zdrojích. Dokonce bych měl mít fotku z testu na standu, ale to pravděpodobně najdu už jen náhodou...

---

presuvam tuto otazku aj sem, kedze tu sa hodi asi najviac:

ked sme pri tom:
existuje vobec nejaky aspon teoreticky navrh pre pohon, ktory by mal dostatocny tah pre start zo zeme a pri tom by mal aspon nadej na ovela vyssiu efektivitu ako sucasne chemicke raketove motory?

napada ma florovodik. Teda ak ti nevadi ze palivo rozoziera potrubie

mne sa paci koncept MagBeam (uz som ho tu spominal), ktory umoznuje prenos momenta z jedneho telesa na druhe. Vystacime potom s jednym "zotrvacnikom" - druzicou na obeznej drahe, a so suborbitalnym raketoplanom na bezne palivo. Raketoplan vyleti nad atmosferu, kde zachyti magneticky luc vyslany zo zotrvacnika. Tym sa prenesie momentum zo zotrvacnika na raketoplan a udeli mu obeznu rychlost. Cestou dole bude vsetko naopak, s tym benefitom, ze raketoplan moze spomalit natolko, ze nebude potrebovat tepelny stit. Cely sytem kompletne reusable. Magneticky luc uz bol experimentalne vytvoreny.

Laserbeam - pohon rakety laserem, NIF už funguje, dosáhl 2MJ.

citace:

---

Laserbeam - pohon rakety laserem, NIF už funguje, dosáhl 2MJ.

---

To znamena jaderny reaktor v lodi jako zdroj energie pro laser.

To bude asi kamen urazu hodne pohonu, mit dostatecne silny zdroj energie. A to bez jadra nepujde.

citace:

---

To znamena jaderny reaktor v lodi jako zdroj energie pro laser.

To bude asi kamen urazu hodne pohonu, mit dostatecne silny zdroj energie. A to bez jadra nepujde.

---

Agamemnon:

Je jich několik, vesměs fyzikální. Tedy jaderné, laserové, fyzikálně-chemické využívající vysoceenergetické látky a elektrické-termální.

Faktem ale zůstává, že nejjednodušší jaderné jsou moc nebezpečné.

Laserové mají problém se zaměřením (ale jak postupuje americký program ABL) tak s trvalým výkonem (není problém udělat laser o výkonu stovek MW, ale aby fungoval stovky sekund...).

Vysoko energetické látky, které dle teorie možní jsou se nedaří podle té teorie vyrobit (typicky kovový vodík), nebo se nedají udržet (excitované Helium) a nebo se nedají udržet při použitelné měrné hustotě (např. ozón, který by, pokud by se jej podařilo zkapalnit a skladovat v hustotách jako Lox by zvedl Isp vodíkového motoru z 4500 Ns/kg na 5600 a zvedl tah o minimálně 20%)

A elektrotermální motory (a nebo hybridní chemické motory s elektromagnetickou tryskou) naráží v tuto chvíli na problematiku efektivity skladování elektrické energie. Supravodiče, které by jako toroidní SMES v nádržích s kryogenickou pohonnou látkou složili jako rezervoár elektrické energie pro elektrody v spalovací komoře a/nebo cívku v trysce, jsou zatím na začátku výzkumu.

Osobně se domnívám, že nejreálnější je právě ten SMES v kryogenické nádrži. Například pokud by v nádrži na vodík raketoplánu byla umístěna solenoidní (geometricky prostě válec) cívka z Nb3Sn (má vynikající parametry co se týče kritických intenzit a proudů), pak by byla schopna dodat až 38000kWh elektrické energie při hmotnosti cca 1000kg. Pokud to přeložíme do raketově srozumitelnějšího jazyka, pak by taková cívka na každých 1000kg hmotnosti byla schopna suplovat až 3000kg RP-1, tedy cca cca 10 tun směsi Lox/RP-1 (se kterou musíme v raketové technice počítat). Navíc pokud by tato energie byla použita pro účely kde se projeví naše efektivní přeměna elektrické energie na točivou, třeba turbopumpy motorů, byl by ekvivalentní zisk ještě větší (turbíny těchto pump mají účinnost kolem 40-60% a pokud se nejedná o uzavřený cyklus, jde ten zbytek do nikam).

S ohledem na to, že se v ITERu (termojaderný reaktor) počítá právě se supravodičy založenými na Nb3Sn, mohl by základní výzkum na něj aplikovaný přinést právě kýženou revoluci i do naší raketové techniky.
A to nejen právě hybridními motory, ale také regulérním termonukleární pohonem (představte si ITERovský tokamak, ke kterému přiděláme trysku a máme motor s tahem v MN a Isp v statisících).

edit:
to je v pr.., než sepíšu a vypočítám ten svůj žblept, tak je neaktuální [Upraveno 29.5.2012 cernakus]

citace:

---

Agamemnon:

Je jich několik, vesměs fyzikální. Tedy jaderné, laserové, fyzikálně-chemické využívající vysoceenergetické látky a elektrické-termální.

Faktem ale zůstává, že nejjednodušší jaderné jsou moc nebezpečné.

Laserové mají problém se zaměřením (ale jak postupuje americký program ABL) tak s trvalým výkonem (není problém udělat laser o výkonu stovek MW, ale aby fungoval stovky sekund...).

Vysoko energetické látky, které dle teorie možní jsou se nedaří podle té teorie vyrobit (typicky kovový vodík), nebo se nedají udržet (excitované Helium) a nebo se nedají udržet při použitelné měrné hustotě (např. ozón, který by, pokud by se jej podařilo zkapalnit a skladovat v hustotách jako Lox by zvedl Isp vodíkového motoru z 4500 Ns/kg na 5600 a zvedl tah o minimálně 20%)

A elektrotermální motory (a nebo hybridní chemické motory s elektromagnetickou tryskou) naráží v tuto chvíli na problematiku efektivity skladování elektrické energie. Supravodiče, které by jako toroidní SMES v nádržích s kryogenickou pohonnou látkou složili jako rezervoár elektrické energie pro elektrody v spalovací komoře a/nebo cívku v trysce, jsou zatím na začátku výzkumu.

Osobně se domnívám, že nejreálnější je právě ten SMES v kryogenické nádrži. Například pokud by v nádrži na vodík raketoplánu byla umístěna solenoidní (geometricky prostě válec) cívka z Nb3Sn (má vynikající parametry co se týče kritických intenzit a proudů), pak by byla schopna dodat až 38000kWh elektrické energie při hmotnosti cca 1000kg. Pokud to přeložíme do raketově srozumitelnějšího jazyka, pak by taková cívka na každých 1000kg hmotnosti byla schopna suplovat až 3000kg RP-1, tedy cca cca 10 tun směsi Lox/RP-1 (se kterou musíme v raketové technice počítat). Navíc pokud by tato energie byla použita pro účely kde se projeví naše efektivní přeměna elektrické energie na točivou, třeba turbopumpy motorů, byl by ekvivalentní zisk ještě větší (turbíny těchto pump mají účinnost kolem 40-60% a pokud se nejedná o uzavřený cyklus, jde ten zbytek do nikam).

S ohledem na to, že se v ITERu (termojaderný reaktor) počítá právě se supravodičy založenými na Nb3Sn, mohl by základní výzkum na něj aplikovaný přinést právě kýženou revoluci i do naší raketové techniky.
A to nejen právě hybridními motory, ale také regulérním termonukleární pohonem (představte si ITERovský tokamak, ke kterému přiděláme trysku a máme motor s tahem v MN a Isp v statisících).

edit:
to je v pr.., než sepíšu a vypočítám ten svůj žblept, tak je neaktuální [Upraveno 29.5.2012 cernakus]

---

Problemem vetsiny pohonu je jedna drobnost. Maji obrovske ISP, jsou schopny dosahovat uzasnych rychlosti, ale pokud se jedna o "odlepeni od Zeme", byva problem s pomerem hmota/vykon. Motor, ktery nedokaze zajistit zrychleni vetsi nez 1G na to nema.
LaserBeam, ruzne typy magnetickych nebo chemickych akceleratoru (rakety, dela ...) a vytah jsou asi tak nejrealnejsi. Mne osobne zajima, zda je teroreticky mozne vytvorit iontovy motor, schopny startu z doku na Zemi a zda je mozne pouzit MAK pro dopravu lidi na orbitu. Nejsem prizivec nuklearnich motoru, naproti tomu termonuklearni mi pripada zajimavy (rozhodne trochu cistejsi). Bohuzel, neutrony jsou potvory, coz znamena bud He3, nebo velke komplikace.
Pokud si vezmu odhadovanou hmotnost ITERu a jeho odhadovany vykon, rekneme ze se nejedna o stastne prirovnani. Bude to test, pro pouziti jako motoru by se musela dramaticky orezat hmotnost. Ale do vesmiru by to mohlo byt zajimave.

huuu, vdaka vsetkym za mnozstvo informacii
aspon mam chvilu zase co googlit
[Edited on 29.5.2012 Agamemnon]

a ještě jsem ve výpočtu udělal chybu. Vodíková nádrž ET nemá 6,9 metrů, ale 26 metrů. Takže poměr zůstává (každý 1kg Nb3Sn je ekvivalentní 3kg RP-1, to se nemění), ale celková kapacita se zvedá na 160000kWh (tedy cca 12,5 tuny RP-1).

Martin Krátký:

tady ne, doma mám nějaké teoretické návrhy z líhně MIT, když jestě sdíleli informace zadarmo. Doma budu ale až za týden, tak snad si vzpomenu a najdu to.

Ale ačkoliv SMES zní to sice zajímavě a jednoduše, tak jednoduché to není. Nb3Sn ztrácí své supravodivé vlastnosti už při 20K, což je shodou okolností teplota skladování vodíku v ET, takže bezpečnější by bylo použít tak 14K, tedy rovnou "slush hydrogen"(SH) (má vyšší hustotu, cca 85kg/m3). Ovšem právě při takto kryogenických teplotách je prostě potíž s izolací, transfer tepla je už příliš rapidní, proto se dodnes SH nepoužívá.
Dále je zde nutnost nabíjet cívku po naplnění vodíkové nádrže. Což je trochu potíž. Protože doslova jakákoliv závada na nabíjecím procesu bude dávat mord jiskry (lze omezit velmi nízkým napětím) u kyslíko-vodíkové směsi. Samozřejmostí je, že bypass by musel být taky vysoce kryogenický, což je u pohyblivých částí, stejně jako u spojů taktéž technicky složité.
A poslední věc je stabilita. Nevíme proč, ale supravodče, které jsou na hraně svých kritických parametrů mají tendence občas přeskočit ze supravodivého stavu na normální. Následek je celkem jasný, jestliže v drátě o průměru 1mm tečou tisíce až desetitiscíe Ampérů, pak v momentě kdy přestane být drát supravodivý, se tento změní ve žhavou plazmu a raketoplán by zcela automaticky následoval Chalengera (s tím měli problém i u LHC, kdy jim část údajně doslova explozivně vybuchla, půl roku pak stáli). A zatím ani teoreticky nevíme, proč se tomu tak děje.
Ony ty supravodiče vůbec máme teoreticky zmáknuty málo, zatím to je spíše "věda" jako léková felčařina. Tj. zkouší se různé materiály, různé prostorové konfigurace, postupy při výrobě a pak se zkouší parametry, při různých teplotách atd... Všechno je to drahé a nikdo do toho nechce investovat (firmy vůbec, státy omezeně).

Ovšem ve srovnání s ostatními, mnou uvedenými, pohony to je nejblíže realitě. Vše záleží na ITERu, parametry potřebné a požadované pro ITER by se totiž pro kosmické užití perfektně hodily.

Bohužel, ITER se bude stavět ještě 30 let a stavba cívek pro udržení plazmy jsou v časovém plánu psány zatím jako "30th"

No uvidíme, MIT, který patří v těchto technologiích k lídrům si od roku 2005 škudlí výsledky pro sebe, takže možná už jsou velmi blízko (odvozuji z toho, že do té doby neměli problém se o výsledky dělit) a čeká nás revoluce ve vědě, technice a energoprůmyslu.

" (s tím měli problém i u LHC, kdy jim část údajně doslova explozivně vybuchla, půl roku pak stáli). "

Ze by to vybouchlo to jsem nikde neslysel - to ctu i diskuzni fora fyziku, kde se o LHC bavi.
Proste tam tim dle vseho netecou tak vysoke proudy - proste neni to zasobnik, ale jen supravodivy magnet.
Spise jsem ted cetl - nereknu, jestli primo tam, ale spis to zapojili nejak obracene - tedy dosahli opacneho polu a cele se jim to proto skroutilo.

ITER se stavet 30 let jiste nebude - pokud vim je v tom i nejmene 15 let technicko-fyziklanich vyzkumu - a to jiz bude dostaven a spousten prave kvuli nim , kdy se budou hledat odolne materiali pro komoru a zkoumat moznosti a zpusoby rizeni reakce.

citace:

---

Problemem vetsiny pohonu je jedna drobnost. Maji obrovske ISP, jsou schopny dosahovat uzasnych rychlosti, ale pokud se jedna o "odlepeni od Zeme", byva problem s pomerem hmota/vykon. Motor, ktery nedokaze zajistit zrychleni vetsi nez 1G na to nema.
LaserBeam, ruzne typy magnetickych nebo chemickych akceleratoru (rakety, dela ...) a vytah jsou asi tak nejrealnejsi. Mne osobne zajima, zda je teroreticky mozne vytvorit iontovy motor, schopny startu z doku na Zemi a zda je mozne pouzit MAK pro dopravu lidi na orbitu. Nejsem prizivec nuklearnich motoru, naproti tomu termonuklearni mi pripada zajimavy (rozhodne trochu cistejsi). Bohuzel, neutrony jsou potvory, coz znamena bud He3, nebo velke komplikace.
Pokud si vezmu odhadovanou hmotnost ITERu a jeho odhadovany vykon, rekneme ze se nejedna o stastne prirovnani. Bude to test, pro pouziti jako motoru by se musela dramaticky orezat hmotnost. Ale do vesmiru by to mohlo byt zajimave.

---

citace:

---

citace:

---

Problemem vetsiny pohonu je jedna drobnost. Maji obrovske ISP, jsou schopny dosahovat uzasnych rychlosti, ale pokud se jedna o "odlepeni od Zeme", byva problem s pomerem hmota/vykon. Motor, ktery nedokaze zajistit zrychleni vetsi nez 1G na to nema.
LaserBeam, ruzne typy magnetickych nebo chemickych akceleratoru (rakety, dela ...) a vytah jsou asi tak nejrealnejsi. Mne osobne zajima, zda je teroreticky mozne vytvorit iontovy motor, schopny startu z doku na Zemi a zda je mozne pouzit MAK pro dopravu lidi na orbitu. Nejsem prizivec nuklearnich motoru, naproti tomu termonuklearni mi pripada zajimavy (rozhodne trochu cistejsi). Bohuzel, neutrony jsou potvory, coz znamena bud He3, nebo velke komplikace.
Pokud si vezmu odhadovanou hmotnost ITERu a jeho odhadovany vykon, rekneme ze se nejedna o stastne prirovnani. Bude to test, pro pouziti jako motoru by se musela dramaticky orezat hmotnost. Ale do vesmiru by to mohlo byt zajimave.

---

To Isp a Tah jsou spojité nádoby. Většinou fyzikálním pohonům připisujeme vysoké Isp a nízký tah prostě proto, že mají nízký parametr energetický výkon/ hmotností jednotku. RD-170 má například tento výkon 1,4MW/kg hmotnosti. RS-25 pak dokonce 1,5MW/kg. Fyzikální formy pohonu něco takového nedokáží dosáhnout. Např. jaderný reaktor jako je OK-650B (cca 2000000kg) by musel mít tepelný výkon 3000 GWt! což je cca 10000 tolik než doopravdy má , aby se vyrovnal účinností SSME. Je to dáno prostě teplotou jádra, jakož stíněním a samozřejmě také formou reakce, v tlakovodních reaktorech je reakce velmi pomalá. Ovšem už u takových FBR, zejména chlazené eutetickou směsí, je reakce podstatně rychlější a občas líže už neřízenou řetezovou reakci, alias jaderný výbuch. To samozřejmě vede k tomu, že např. OK-550A (v ponorkách Alfa) váží pohých 273 tun a má výkon 155 MWt, tedy výkon na hmotností jednotku je 0,6kW/kg. To je oproti SSME stále málo. Takže nakonec nezbývá než raktor, kde už k tomu výbuchu opravdu dochází a tam už pak na médiu a jeho množství záleží, zdali bude parametry srovnatelný s chemickými motory (tj. tah dostatečný pro překonání gravitace Země, ale nízký Isp) a nebo bude mít velký Isp a malý tah.

Poslední variantou je přímé užití produktů a a tam právě ITER má co nabídnout, pakliže se po něm žádá aby v tokamaku o průměru 4 metry udržel 500MWt po dobu cca 20 minut, pak pokud mu uděláme trysku, můžeme pohodlně výrazně zvyšovat hustotu výkonu. A to o velké řády. Přitom hustota výkonu může být při termonukleárním výbuchu dostatečně vysoká pro vysoké Isp i vysoký tah (i když ten nebude potřeba).

---

citace:

---

" (s tím měli problém i u LHC, kdy jim část údajně doslova explozivně vybuchla, půl roku pak stáli). "

---

Jan Dusátko:

Ano přesně tak to bylo. Výbuch jako, když exploduje kilo TNT to nebylo, to je moje emotivně-expresivní zkratka, takový autorský "rukopis".

x:
Problém byl právě v nestabilitě na hranici parametrů těch cívek. Takže v momentě, kdy supravodivý stav přeskočil na normální, byly cívky už notně nabité, takže ohmické ztráty byly příliš velké na to, aby je dokázalo chlazení vykompenzovat. Celý proces trval v řádu desetin sekundy, takže nebyl čas ani na reakci. Jako protiopatření zatím nejedou na plný výkon.

Martin Krátký:

Na přednášku v základní škole by to stačilo. Jinak ne. Informace jsou povrchní, věřte nebo ne, ty co jsem uvedl nosím v hlavě (respektive jsem je letmo dopočítal z těch v hlavě). Proto jsou bez záruky a jen přibližně.

Jen pro zajímavost....


http://www.osel.cz/index.php?clanek=4144


Popis průběhu poruchy a následných oprav na LHC z pera pana Wagnera...

citace:

---

Jen pro zajímavost....


http://www.osel.cz/index.php?clanek=4144


Popis průběhu poruchy a následných oprav na LHC z pera pana Wagnera...

---

Zajimave cteni na tema termonuklearni reaktor a pohon vesmirne lodi:

http://hp.ujf.cas.cz/~wagner/popclan/
http://hp.ujf.cas.cz/~wagner/popclan/antivodik/antivodik_rovnost.html
http://hp.ujf.cas.cz/~wagner/popclan/sondy/sondy.html
http://hp.ujf.cas.cz/~wagner/popclan/sondy/russond.html
http://hp.ujf.cas.cz/~wagner/popclan/transmutace/wagneroptimismus.htm
http://hp.ujf.cas.cz/~wagner/popclan/sondy/jadernezdroje.html

citace:

---

...ked sme pri tom:
existuje vobec nejaky aspon teoreticky navrh pre pohon, ktory by mal dostatocny tah pre start zo zeme a pri tom by mal aspon nadej na ovela vyssiu efektivitu ako sucasne chemicke raketove motory?

---

citace:

---

Existuje. "2stupnovy skylon"
V prvom stupni mozes pouzit turbo-naporove motory a elegantne usetrit 99% aerodynamickych strat, 75% gravitacnych strat, odlahcit konstrukciu o AD kryt a este pridat cca 1000m/s z orbital. rychlosti.
A ak by si si chcel nahodou "zaskylonit", mozes pridat aj malu nadrzku stlaceneho vzduchu, alebo LOX+H2O pre nad atmosfericke lety.

Dosiahnes takmer uroven standardnych prvych stupnov, 99% znovupouzitelnost,....
Ale nezaplatis. Navratnost presahuje zivotnost. A to neratam vyvoj.

Mozno pre male naklady, ako vyskumny prototyp, ale pre bezne velke rakety by to bola pridraha obluda.

---

"Zatim rekord Blackbirdu bylo 24,5km a rychlost 3300km/h"

Pokud si dobře pamatuji, tak tohle byl standart a ne rekord.
Rekord výškový je udáván jako 25 929 metrů (v ustáleném letu) a rychlostní 3529,6 km/h.

ja som zase cital ze pri tom rekorde nesli na plny plyn. Ostatne, 3300 a 3500 nie je zase taky rozdiel...

"Ostatne, 3300 a 3500 nie je zase taky rozdiel... "

Pokud máte za zadkem raketu, tak je.

skylon a jemu podobne veci by som z toho vynechal... to je chemicky pohon dnesneho typu, len povedzme ze mierne vylepseny... a ja napr. neverim, ze dokaze vyrazne znizit cenu (rovnako ako to nedokaze f9r, a ani nic podobne) a to hlavne kvoli tomu, ze nebudu mat dostatocny pocet letov (ani skylon, ani f9r)...

ja som sa pytal skor na experimentalne pohony/teorie (aj ked aj skylon, aj f9r su experimentalne stroje)...
neverim, ze cokolvek na chemicky pohon (ako sa dnes pouziva) urobi prevrat

@rekord:
to je len rekord pre sr-71, nie?
vseobecne pre prudove lietadlo su vyssie vysky dosiahnute ako tych 25km sr-71...
[Edited on 08.6.2012 Agamemnon]

citace:

---

neverim, ze cokolvek na chemicky pohon (ako sa dnes pouziva) urobi prevrat

---

citace:

---

citace:

---

neverim, ze cokolvek na chemicky pohon (ako sa dnes pouziva) urobi prevrat

---

ale da sa... len musis startovat z inej planety

---

"vseobecne pre prudove lietadlo su vyssie vysky dosiahnute ako tych 25km sr-71..."

Ano, ale proto jsem napsal v "ustáleném letu". Jinak řečeno SR-71 byl schopen letět v této výšce po delší dobu (třeba nad cílem), kdežto vyšší rekordy jsou zpravidla vytvořeny tím, že letadlo využije svou rychlost, pilot postupně zvedne čumák a letí přibližně po balistické křivce. Max. výška kterou pak dosáhne, může pak dosáhnout větších hodnot. Současný rekord pro proudová letadla je 37 650 metrů (pilot Fedotov v Je-266M (MiG-25M)).

citace:

---

citace:

---

citace:

---

neverim, ze cokolvek na chemicky pohon (ako sa dnes pouziva) urobi prevrat

---

ale da sa... len musis startovat z inej planety

---

hehe, dobra poznamka

---

citace:

---

Co sem nasel, tak odhadovana startovni hmotnost pro Skylon je 700 tun??? Takze si predstavte obludu vetsi nez Mrija v podobe Blackbirdu. Bez boosteru se to neodlepi od zeme.

---

citace:

---

vaha skylonu... natankovaneho... 350 ton

toto sa mi inak nezda ako dobry argument:
a380 ma max. vzletovu hmotnost 600t (wiki)... a nema raketove motory ale prudove...
rd-171 ma tah 8MN... navrhnute upgrady az niekde ku 10...
navyse skylon tym, ze nebude startovat kolmo, nepotrebuje mat t/w vacsie ako 1...
skylon moze mat mnozstvo problemov, ale nemyslim si, ze jeho vaha bude jednym z nich...

---

citace:

---

Takze i tak ses na hmotnosti cca 5x SR-71. To znamena mit motory o tahu pro vodorovny let cca 700kN v naporovem rezimu. A to je zatim hudba dlouhe budoucnosti.

---

citace:

---

Diky za upresneni. Ja jen vytahl par udaju s hlavy. Jen sem chtel najit neco hmatelne podobneho ke Skylonu co uz bylo v provozu at se nebavime jen nad nacrtama, vykresama atd. Dneska by urcite motory byly efektivnejsi, ale porad to nevidim na jednostupnovy dopravni prostredek s motory pracujicich v ruznych rezimech. Co sem nasel, tak odhadovana startovni hmotnost pro Skylon je 700 tun??? Takze si predstavte obludu vetsi nez Mrija v podobe Blackbirdu. Bez boosteru se to neodlepi od zeme.

---

citace:

---

ale vazne - popisali ste v podstate dovody, preco som vacsi optimista ohladom F9R, nez ohladom skylonu. Dvojstupnove rakety sa na orbit dostanu (to vieme), takze uz sme na polceste a musime zariadit "iba" to, aby sa pri tom nerozpadli a v neposkodenom stave sa vratili na zem. To sice vobec nie je lahka vec, ale pride mi to 100x lahsie nez robit to iste s jednostupnovym raketolietadlom

---

hehe, ja tiež si myslím, že f9r má väčšiu šancu na techn. funkčnosť...

ale nemyslím si, že práve hmotonsť je to, na čo skylon prípadne stroskotá... viem si predstaviť rôzne iné, väčšie problémy, ktoré môže mať...

edit:
ku skylonu... v threade o skylone sú nejaké dokumenty od rel, ktoré uvádzajú hodnoty pre skylon, sabre a pod...
[Edited on 08.6.2012 Agamemnon]

citace:

---

ale nemyslím si, že práve hmotonsť je to, na čo skylon prípadne stroskotá... viem si predstaviť rôzne iné, väčšie problémy, ktoré môže mať...

---

odpoveď v skylon threade

citace:

---

až na to, že tú spoľahlivosť majú... porovnateľnú s američanmi a rusmi... sú efektívni, lietajú pomerne často a nepadá im to...

---

citace:

---

U Zenitu je ( ak moja matematika nezlyháva ) pomer hmotnosti rakety k nákladu na LEO v dvojstupňovej verzii 1:35

---

Bylo by lépe opustit zaujaté debaty o tom, jak je Čína na tom špatně nebo dobře a věnovat se kosmonautice. Tak např.:

Booster CZ-5: 2x LOX/RP motor YF 120: Tah (sl/vac): 122 /136 tun, Isp (sl/vac): 301/336 sec
Falcon Heavy: LOX/RP motor Merlin 1D: Tah (sl/vac) : 63 /70 tun, Isp: (sl/vac): 280/310 sec

V 1 stupni CZ 5 bude 2x LOX/LH2 motor YF 50t , tah (sl/vac) : 55/71 tun, Isp(sl/vac): 333/432 sec
Ve vrchní stupni pak 2 motory YF 75 , tah (vac): 8tun, Isp (vac) : 437 sec

Pan M. výše napsal, že je důležitý poměr nosnosti a startovní váhy. S tím lze jen souhlasit:
Takže, když srovnáme tento poměr pro nosnost na GTO u raket s přibližně stejnou zem. šířkou startu:

CZ-5-504: 57
Falcon Heavy: 73 (podle současných údajů Space-X značně větší)
Delta 4 Heavy: 56
Ariane 5 ECA: 74

Takže CZ -5 by se měl tímto parametrem prakticky vyrovnat celo-cryogenní Deltě 4 Heavy

citace:

---

Takže CZ -5 by se měl tímto parametrem prakticky vyrovnat celo-cryogenní Deltě 4 Heavy

---

citace:

---

Booster CZ-5: 2x LOX/RP motor YF 120: Tah (sl/vac): 122 /136 tun, Isp (sl/vac): 301/336 sec

V 1 stupni CZ 5 bude 2x LOX/LH2 motor YF 50t , tah (sl/vac) : 55/71 tun, Isp(sl/vac): 333/432 sec
Ve vrchní stupni pak 2 motory YF 75 , tah (vac): 8tun, Isp (vac) : 437 sec

---

Čína poväčšinou lieta s motormi na UDMH/NOx
Pokiaľ ide o Isp, "hydrazinové" motory na tom nie sú nijak slávne, už z princípu.

YF-20 (CZ-2/ CZ-3)
Specific impulse: 289 s.
Specific impulse sea level: 259 s.
RD-253 (Proton)
Specific impulse: 317 s.
Specific impulse sea level: 285 s.
Maximálne dosiahnuteľné Isp pre NOx/UDMH by malo byť okolo 335 sec (290-295 sec pri hladine mora)

RD-107
Specific impulse: 314 s.
Specific impulse sea level: 257 s.
F-1
Specific impulse: 304 s.
Specific impulse sea level: 265 s.
NK-33
Specific impulse: 331 s.
Specific impulse sea level: 297 s.
RD-191
Specific impulse: 337 s.
Specific impulse sea level: 311 s.

Maximálne dosiahnuteľné Isp pre RP/LOX by malo byť okolo 355-360 sec (320-325 sec pri hladine mora)

citace:

---

Maximálne dosiahnuteľné Isp pre RP/LOX by malo byť okolo 355-360 sec (320-325 sec pri hladine mora)

---

K existenci čínských motorů:

YF 75: vývoj od začátku 90-tých let, první let 1994
YF 120: první horké testy začaly v r. 2003 dodnes pravděpodobně neletěl, čeká se zřejmě na dokončení kosmodromu na Hainanu a zavedení rakety CZ-5
YF 50t: horké testy začaly v r. 2003 dodnes pravděpodobně neletěl, čeká se zřejmě na dokončení kosmodromu na Hainanu a zavedení rakety

Souhlasím, že LOX/LH2 motory nejsou příliš vhodné pro prvé stupně kvůli velikosti nádrží a hlavně velkému rozdílu tahu i Isp u země a ve vakuu. Závisí však také na poměru tahu, které dávají při startu LOX/RP boostery a kolik první LOX/LH2 stupeň. U CZ-5-504 to je to u boosterů 8x122 tun = 976 tun, kdežto prvý stupeň jen 110 tun. Kerolox tedy markantně převažuje a LOX/LH2 je spolehlivě zapálený před startem a může být i seškrcený než převezme sám náklad. Samozřejmě by mohli i centrální „první“ stupeň udělat kerolox, hlavní důvod je asi spolehlivé zapálení prvního stupně na LOX/LH2 a také jeho průměr 5m, který vhodně navazuje na průměr druhého stupně a průměr krytu UZ.

Co se týká max. dosažitelného Isp u keroloxu:

Motor RD 160-1 na LOX/RP má Isp (vac) 160 sec
Motor RD 160 na LOX/LCH4 (metan) má Isp (vac) 381 sec

citace:

---

K existenci čínských motorů:

YF 75: vývoj od začátku 90-tých let, první let 1994
YF 120: první horké testy začaly v r. 2003 dodnes pravděpodobně neletěl, čeká se zřejmě na dokončení kosmodromu na Hainanu a zavedení rakety CZ-5
YF 50t: horké testy začaly v r. 2003 dodnes pravděpodobně neletěl, čeká se zřejmě na dokončení kosmodromu na Hainanu a zavedení rakety

Souhlasím, že LOX/LH2 motory nejsou příliš vhodné pro prvé stupně kvůli velikosti nádrží a hlavně velkému rozdílu tahu i Isp u země a ve vakuu. Závisí však také na poměru tahu, které dávají při startu LOX/RP boostery a kolik první LOX/LH2 stupeň. U CZ-5-504 to je to u boosterů 8x122 tun = 976 tun, kdežto prvý stupeň jen 110 tun. Kerolox tedy markantně převažuje a LOX/LH2 je spolehlivě zapálený před startem a může být i seškrcený než převezme sám náklad. Samozřejmě by mohli i centrální „první“ stupeň udělat kerolox, hlavní důvod je asi spolehlivé zapálení prvního stupně na LOX/LH2 a také jeho průměr 5m, který vhodně navazuje na průměr druhého stupně a průměr krytu UZ.

Co se týká max. dosažitelného Isp u keroloxu:

Motor RD 160-1 na LOX/RP má Isp (vac) 360 sec
Motor RD 160 na LOX/LCH4 (metan) má Isp (vac) 381 sec

---

Oprava: RD 160-1: Isp(vac)360 sec

U Delta Heavy se uvádí u všech 3 bloků hmotnost s palivem 226.400 kg, prázdný blok 26.760 kg. Konstrukční číslo tedy je malé : K = 8,46.
Pro srovnání, centrální blok Sojuzu má hmotu s palivem 100.500 kg, bez paliva 6.500 kg
Konstrukční číslo K= 15,46
file:///C:/Documents%20and%20Settings/pinkas/Dokumenty/Technics/Cosmos%20Boosters/Soyuz%2011A511.htm

Tedy první stupně na LOX/LH2 nejsou příliš výhodné

ten metan znie dobre, preco sa nepouziva?

Oprava odkazu na Sojuz: http://www.astronautix.com/lvs/soy1a511.htm

Omylem jsem dal vlastní odkaz, kde to mám uloženo

citace:

---

U Delta Heavy se uvádí u všech 3 bloků hmotnost s palivem 226.400 kg, prázdný blok 26.760 kg. Konstrukční číslo tedy je malé : K = 8,46.
Pro srovnání, centrální blok Sojuzu má hmotu s palivem 100.500 kg, bez paliva 6.500 kg
Konstrukční číslo K= 15,46
file:///C:/Documents%20and%20Settings/pinkas/Dokumenty/Technics/Cosmos%20Boosters/Soyuz%2011A511.htm

Tedy první stupně na LOX/LH2 nejsou příliš výhodné

---

citace:

---

ten metan znie dobre, preco sa nepouziva?

---

citace:

---

citace:

---

ten metan znie dobre, preco sa nepouziva?

---

na nsf to pocitali, alebo take nieco... diskusia tam bola o tom... a ak si spravne pamatam, tak dosli k niecomu takemu, ze to neposkytuje az taku vyhodu voci rp-1, aby sa to oplatilo pre obycajny booster - napr. ma polovicnu hustotu voci rp-1...
takisto je na nsf spominana studia, ktoru vypracovali rusi (sovieti ?) a z ktorej vychadza, ze pre reusable booster je ch-4 vyhodne...

---

citace:

---

Po vodiku by to melo byt nejlepsi palivo. Pro 1 centralni stupne by to mohl byt dobry pohon. Zase jedna zahada?

---

V rámci programu Dvigateľ-2015 tri firmy, NPO Energomaš, Kbxa a Kbxm, testujú a vyvíjajú metanové motory. Uvažuje sa o nich pri znovupoužiteľných blokoch MRKS-1 alebo pri posledných stupňoch rakiet.

Quote: Ono motory Sojuzu nejsou zadny High-tec. Stara dobra rucni prace. Spis porovnat s boosterem Energia. Jestli sem pocital spravne pro booster Energie je konstrukcni cilso K=22,7
http://www.buran-energia.com/energia/energia-carac.php
--------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------
Jak jste došel k tomu číslu 22,7 ?

http://www.spacedaily.com/reports/Chinas_Long_March_5_carrier_rocket_engine_undergoes_testing_999.html

China's Long March-5 carrier rocket engine undergoes trstiny

Test v trvání 200 sec motoru pro novy nosič Long March 5 (LOX/RP vysokotlaky motor s uzavřeným cyklem o tahu 120 tun) proběhl úspěšně. Čína je druhý stát po Rusku, kdo zvládl tuto technologii pro LOX/RP paliva.

F1 mal otvoreny cyklus?

citace:

---

F1 mal otvoreny cyklus?

---

Vysoko,nebo nízkotlaký, je ve vztahu k účelu pro který byl v polovině padesátých let m.s. stavěn zcela nepodstatné. V době stavby F-1 nebylo ani zcela jasno, zda je kombinace O+H reálná.Jisté je, že to je dosud nejsilnější "jednokomorový" motor, který byl kdy postaven a fungoval bez chyby." Jednokomorový" píši s ohledem na sovětofily, kteří zcela jistě vyrukují s " výkony" čtyřkomorových paskvilů. I kdyby měl F-1 zcela bídné parametry, jeden paramert měl zcela skvělý a dalších min 3O let nepřekonatelný : vynesl člověka / američany/ na Měsíc ! Jinak srovnávat F-1 z padesátých let m.s. s konstrukcemi a 3O let pozdějšími je zcela unfair.

davide, ja sice nie som rusofil, ale tvoje argumenty sa daju pouzit aj obratene - jednokomorovy, stvorkomorovy, to je vo vztahu k ucelu celkom nepodstatne. Podstatne je kolko to zdvihne a kolko to zhlta.

Kombinacia O+H v dobe stavby F1 neoverena? Ved pohanala vyssie stupne

F1 bol sice funkcny a dostal cloveka na mesiac, ale keroloxovy motor s uzavretym cyklom by to urobil o nieco ucinnejsie a keby amici taku technologiu mali, urcite ju radi pouziju.

Nikto tu nezrovnava technologie, pisalo sa ze cina je druhy stat ktory zvlada kerolox s uzavretym cyklom, a to je proste fakt. Na F1 som sa pytal iba z dovodu overenia, ci mal otvoreny alebo uzavrety cyklus.

Davidovy amerikofilní příspěvky jsou irelevantní. Prostě faktem je, že Čína jako druhá zvládla vysokotlaký kerolox motor s uzavřeným cyklem. Takový typ kerolox motoru má dvě velké výzvy. Prvně samotný uzavřený cyklus těžkých spalin (hmotnost a hustota spalin je právě u kerolox motorů výzva, u vodíkových to je tato problematika značně zjednodušena palivem - vodíkem). A za druhé ten vysoký tlak. Je logické, že pokud máme v hlavní spalovací komoře velký tlak, pak musíme zajistit aby výfuk pohonu čerpadel vyvinul vyšší tlak než je v komoře, jinak vám přinejlepším čerpadlo přestane fungovat. A právě zajištění přebytku tlaku je asi ten největší oříšek.

To, že to nějak Čína zvládla a dost možná svépomocí (Rusové už nějaký ten pátek nepomáhají), je vcelku obdivuhodné. A myslím, že to dodává punc realističnosti jejím kosmickým plánům. Není do toho třeba plést politický balast.

Offtopic:
Jen tak pro zajímavost, kdyby měli amigos v roce 1969 RD-170, určitě by jej použili namísto F-1. Vždyť hrubým výpočtem lze odvodit, že by Saturnu-V vzrostla nosnost o 35 tun na leo a to bylo jářku kolem 1/3 nosnosti. Mise na Měsíc by tak byly značně bezpečnější. Samozřejmě je jasné, že nikdo neměl v 60tých letech motor kvalit RD-170. [Upraveno 01.8.2012 cernakus]

Offtopic:
Psát o motoru RD 170/171 že je to čtyřkomorový paskvil, to už je chorobná nenávist, která by se měla léčit v příslušném ústavu. Tento motor, ačkoliv starý více než 30 roků nebude mít ještě mnoho let konkurenta a navíc z něho šla relativně snadno odvodit dvoukomorová varianta pro Atlas 5 a jednokomorová pro Angaru . Tento fakt, dále menší stavební délka, možnost sériové výroby stejných komor pro různé motory, menší síly při vychylování komor jsou hlavní výhody čtyřkomorového uspořádání. To nejdůležitější a nejnáročnější na RD 170 – čerpadlový agregát je jen jeden a musí být výkonnější než u jednokomorového F1 kvůli značně vyššímu tlaku. Takže podle Davida paskvil, podle Američanů výborný motor, jehož varianta jim zajistila řadu spolehlivých startů, včetně vynesení MSL.

Pinkas - to som si urobil v práci test na kolegoch (žiadni vzdelanci...)
Bolo to niekoľko obrázkov motorov s postavami vedľa a mali určiť, ktorý motor je americký a ktorý ruský - väčšina z nich prisúdila RD-170 američanom a F-1 rusom - pretože "samoj boľšoj v mire"

Jeste bych doplnil, ze rusove maji se stavbou vicekomorovzch motoru obrovske zkusenosti. To neni jen RD-170/171 a odvozene verze. Pouziva je taky Sojuz a vojenske rakety napr. SS-19. Jejich vyhodou je snadne vektorovani tahu a rizeni rakety behem pocatecni faze letu. Staci se podivat napr. na start Zenitu, jak jsou trysky odklonene od sebe.

Ještě k tomu řízení:

Motor RD 171 (např. v raketě Zenit) používá k řízení vektoru tahu jen 2 komory. Nejen že tedy stačí k řízení vyklánět poloviční průtok paliva a poloviční hmoty oproti jedno-komorovému motoru, ale navíc komory a jejich trysky jsou mimo osu rakety, takže se upaluje i moment vyosení a tím se dále snižují nároky na mechsnismy pro vektorování tahu, zlepčuje se se jemnost a rychlost vychylování Proto toto řešení používají Rusové i u malých motorů, např. velmi úspěšný RD 0124 je také 4-komorový. I tam je však důležitá menší délka trysek.

Tyto poslední příspěvky by asi bylo vhodné přesunout jinam.

prave jsem nahodou narazil na asi nejlepsi fotky N1, ktere jsem kdy videl. Jsem moc zvedavy, jak dopadne letovy test NK33 na Antaresu. Omlouvam se za OT.
http://englishrussia.com/2012/07/31/launch-vehicle-n1-the-big-soviet-shame/

citace:

---

Jsem moc zvedavy, jak dopadne letovy test NK33 na Antaresu. Omlouvam se za OT.

---

http://12апреля.рф/wp-content/uploads/2012/materials/section1/grebenuk.doc

Tento link sa objavil na novostiach-kosmonavtiki. Píše sa tam o prácach na acetamových motoroch. Najprv plánujú modifikovať motor RD-161 na acetamový testovací motor RD-161AC, ktorý by sa potom mohol dať použiť na horné stupne. Potom plánujú urobiť acetamovú verziu motora RD-120. V dokumente je i časový plán.

materiál je momentálne nedostupný...

co je to acetam?

citace:

---

co je to acetam?

---

citace:

---

materiál je momentálne nedostupný...

---

citace:

---

... Nyní se vystavím kamenování když o R-7 vyslovím svůj osobní názor, že ta byla konstruována dle zásady " dáme tam tolik motorů, kolik bude třeba a postavíme ji tak velkou jak bude třeba", v zásadě se jednalo z technologii německé A-10...

---

I když tosem nepatří: O R7 Jsme zde mnohokrát diskutovali a David nebere žádné argumenty, jen svou ideologii.Ctyřkomorový motor (s jedním turbočerpadlem ) se ukázal jako velmi výhodný z více důvodů a používá se i u RD 170/171 a dokonce i u jednom z nejlepších LOX/RP motorů současnosti RD 0124, který má tah jen cca 30 tun, kde by bylo snadné udělat ho jednokomorový. K hlavním výhodám této koncepce patří:
- Mnohem kompaktnější konstrukce. Např. motor F1má jen o něco málo menší průměr než RD171, ale téměř dvojnásobnou délku. Tento rozdíl se nejvíce projevuje u motorů pro vakuum, kde jsou nutné velmi dlouhé trysky k dosažení velké výtokové rychlosti (tedy Isp)
- Vzhledem k menší komoře lze dosáhnout větší tlaky, menší náchylnost k vysokofrekvenčním vibracím a tím větší Isp. To pak umožní snížit startovní hmotu rakety.
- Ze 4-komorového motoru lze snáze odvodit dvoukomorový o jednokomorový.
- K řízení rakety s takovým motorem lze použít jen 2 protilehlé výkyvné komory, řízení je jemnější, snadno lze řídit otáčení rakety v podélné ose.

Nyní k Davidem často uváděném názoru, že R7 byla technické monstrum, kovářský výkovek. Když si spočteme konstrukční číslo centrálního bloku rakety R7 8K74 (která byla skutečně rozmístěna jako IBCM), pak je:

Stage Number: 1. 1 x R-7A 8K74-1 Gross Mass: 101,700 kg. Empty Mass: 7,300 kg. Thrust (vac): 95,900 kgf. Isp: 315 sec. Burn time: 325 sec. Isp(sl): 248 sec. Diameter: 3.0 m. Span: 3.0 m. Length: 28.0 m. Propellants: Lox/Kerosene No Engines: 1. RD-108-8D75K

C = 13,93

Když porovnáme centrální stupeň moderní rakety Atlas V:
Stage Number: 1. 1 x Atlas CCB Gross Mass: 306,914 kg. Empty Mass: 22,461 kg. Thrust (vac): 423,386 kgf. Isp: 338 sec. Burn time: 253 sec. Isp(sl): 311 sec. Diameter: 3.8 m. Span: 3.8 m. Length: 32.5 m. Propellants: Lox/Kerosene No Engines: 1. RD-180

C= 13,63

Když porovnáme s moderní raketou Deta 4, common core, pak je to poměr 218.030 kg k 18.000kg

C= 12,1

Takže téměř 60 let stará R7 se plně v konstrukčním čísle vyrovná nejmodernějším americkým raketám a přitom byla konstruovaná pro polní podmínky a musel startovat i ve velmi nepříznivém počasí. Nafukovací rakety byly i v USA až na výjimky již dávno opuštěny , u Atlasu to byla nutnost kvůli slabým motorům, aby vůbec něco unesla pro daný dolet.

Pan David by alespoň jednou uznat některá fakta.

citace:

---

I když tosem nepatří: O R7 Jsme zde mnohokrát diskutovali a David nebere žádné argumenty, jen svou ideologii.Ctyřkomorový motor (s jedním turbočerpadlem ) se ukázal jako velmi výhodný z více důvodů a používá se i u RD 170/171 a dokonce i u jednom z nejlepších LOX/RP motorů současnosti RD 0124, který má tah jen cca 30 tun, kde by bylo snadné udělat ho jednokomorový. K hlavním výhodám této koncepce patří:
- Mnohem kompaktnější konstrukce. Např. motor F1má jen o něco málo menší průměr než RD171, ale téměř dvojnásobnou délku. Tento rozdíl se nejvíce projevuje u motorů pro vakuum, kde jsou nutné velmi dlouhé trysky k dosažení velké výtokové rychlosti (tedy Isp)
- Vzhledem k menší komoře lze dosáhnout větší tlaky, menší náchylnost k vysokofrekvenčním vibracím a tím větší Isp. To pak umožní snížit startovní hmotu rakety.
- Ze 4-komorového motoru lze snáze odvodit dvoukomorový o jednokomorový.
- K řízení rakety s takovým motorem lze použít jen 2 protilehlé výkyvné komory, řízení je jemnější, snadno lze řídit otáčení rakety v podélné ose.

Nyní k Davidem často uváděném názoru, že R7 byla technické monstrum, kovářský výkovek. Když si spočteme konstrukční číslo centrálního bloku rakety R7 8K74 (která byla skutečně rozmístěna jako IBCM), pak je:

Stage Number: 1. 1 x R-7A 8K74-1 Gross Mass: 101,700 kg. Empty Mass: 7,300 kg. Thrust (vac): 95,900 kgf. Isp: 315 sec. Burn time: 325 sec. Isp(sl): 248 sec. Diameter: 3.0 m. Span: 3.0 m. Length: 28.0 m. Propellants: Lox/Kerosene No Engines: 1. RD-108-8D75K

C = 13,93

Když porovnáme centrální stupeň moderní rakety Atlas V:
Stage Number: 1. 1 x Atlas CCB Gross Mass: 306,914 kg. Empty Mass: 22,461 kg. Thrust (vac): 423,386 kgf. Isp: 338 sec. Burn time: 253 sec. Isp(sl): 311 sec. Diameter: 3.8 m. Span: 3.8 m. Length: 32.5 m. Propellants: Lox/Kerosene No Engines: 1. RD-180

C= 13,63

Když porovnáme s moderní raketou Deta 4, common core, pak je to poměr 218.030 kg k 18.000kg

C= 12,1

Takže téměř 60 let stará R7 se plně v konstrukčním čísle vyrovná nejmodernějším americkým raketám a přitom byla konstruovaná pro polní podmínky a musel startovat i ve velmi nepříznivém počasí. Nafukovací rakety byly i v USA až na výjimky již dávno opuštěny , u Atlasu to byla nutnost kvůli slabým motorům, aby vůbec něco unesla pro daný dolet.

Pan David by alespoň jednou uznat některá fakta.

---

citace:

---

Jisté je, že R-7 byla na svou dobu opravdový obr při váze téměř 300 tun a základně 10m, zejména v porovnání s konkurenčíní americkou konstrukcí / pro vypuštění satelitu/ Vanguardem, který vážil 10, slovy: deset tun a měl základu 1, slovy jeden metr a největší americká konstrukce se srovnatelným výkonem jako R-7 vážila 100 tun a měla základnu 3x5m.

---

To: David: To už je a začátek rozumné diskuse a chtěl bych odpovědět na Vaše body:

Bod 1: Zapomněl jsem na jednu důležitou výhodu 4-komorového uspořádání: Možnost sériové výroby stejných komor pro motory různých výkonů.
Nyní k N1okud Rusové nutně potřebovali u N1 vysokotlaký motor s uzavřeným cyklem a vysokým Isp neboť neměli ve vyšších stupních motory LOX/LH2. Ten se dá u LOX/RP rozumně udělat do tahu 200 tun, možná o něco málo více. To splňoval motor NK33 – tah 165 tun, Isp 331/297 sec a byl to první motor toho druhu na světě. Sdružit např. 4 komory NK33 do jednoho motoru s jedním turbočerpadlem by vyžadovalo 4x vyšší výkon čerpadla a na to ve chvatném vývoji N1 nebyl čas. Ale u paliva NTO/UDMH, které Gluško upřednostňoval postavil jednokomorový motor třídy F1 – motor RD 270, který měl ještě lepší Isp (322/301 sec) než F1, tah 685 tun.

2. V USA nestavěli vícekomorové motory, protože Braun se mohl spokojit u motoru F1 s menším tlakem (70 bar a menším Isp (303/265 sec), neboť měl v druhém a třetím stupni motory LOX/LH2, které byly základem úspěchu Saturnu 5 a v tom byli Rusové pozadu. Pak v US vůbec vývoj motorů LOX/RP opustili a u LOX/LH2 motorů jsou problémy oscilací menší, staví se menší výkony – do 300 tun a i Gluško takový motor RD 0120 zvládl v jednokomorovém provedení mnohem snáze než čtyřkomorový motor RD 170/171.

3. Žádný váš kritik vám nevyčítá fandovství k určitému typu raket nebo sond, ale neobjektivní, často urážlivé odsuzování něčeho, např. těch raket, bez porovnání údajů. Stačí vzpomenout, že jste napsal, že Koroljova by nevzali v NASA ani za vrátného, že Rusové dělají na ISS pokusy na úrovni 1. ročníku VŠ, že to , co vynáší Progres je ostuda proti tomu, co bude vynášet Dragon a další vaše perly. Jinak s vámi souhlasím, že v USA jsou při průzkumu dalekého vesmíru úžasní.

Srovnávat F-1 a RD-270 není zcela objektivní, F-1 byl projektován v padesátých létech m.s. a RD-27O o dvacet let později.
Pokud se týče " výhod" vícekomorových motorů je nesporná jediná: komora o čtvrtinovém tahu je snáze konstruovatelná. Komory prvních verzí R-7 nedosahovaly ani tahu motoru německé A-4, zatímco v americe se konstruované motory blížily tahu 100 tun.
Vysokotlaké motory m.j. jsou náchylné k poruchám v případě výrobní nekázně, důkazem je množství sověty tajených neúspěchů a zejména ani jeden úspěšný let nosiče N-1.
Vývoj kyslíkovodíkového motoru, resp. stupně je též velice náročný, zcela jistě náročnější než vývoj vysokotlakých motorů na kerosen.
Zcela markantní rozdíl v úrovni konstrukce velkých nosičů je ve srovnání rodiny Saturnů s Protonem a N-1, zatímco Saturny byly prakticky 100% spolehlivé, N-1 ani jednou " nepřečkala" práci 1.stupně a Proton byl tak nespolehlivý, že se sověti vůbec neodvážili jej použít v pilotovaném programu.
Pokud se týče sovětských/ruských motorů na současné verzi Atlasu, mám dojem, že rozhodující byla cena, nevěřím tomu, že by američané nedokázali podobný motor vyvinout, ale pokud byla licence levnější než vývoj proč ne !
Kosmonautika, ale není o motorech, nosičích, ale o užitečném nákladu, co ten dovede a jaké poznatky přinese a v tomto směru američané počínaje " badatelem-1 " zcela jasně dominovali a byť sověti díky mohutnému nosič R-7 a tajením neúspěchů získávali statistická prvenství, přístrojově byly jejich sondy na bídné úrovni a k dosažení " úspěchu" potřebovali velké množství pokusů a i poté byly výsledky nevalné.

To: David, jen krátce:

Kde jste vzal, že RD 270 byl vyvíjen o 20 roků později, než F1? U F1 sice začal vývoj r. 1955, ale problémy se stabilitou byly vyřešeny až začátkem 60-tých let a motor byl určen pro měsíční program s vyvrcholením koncem 60-tých let. RD 270 byl oficiálně autorizován k vývoji v r. 1962, Gluško na něm ale začal pracovat dříve a vývoj dokončil v r. 1967, pak probíhaly statické zkoušky. Motor byl rovněž určen pro měsíční raketu UR700, která měla konkurovat Apollu, ale kvůli toxickému palivu prohrála s N1. Tento motor má několik jedinečných vlastností: full flow staged combustion cycle (100% paliva a okysličovadla je splynováno, vedeno do turbočerpadla a pak do komory, kde dochází k rychlejší chem. reakci), tlak v komoře 266 bar, hmota jen 4470 kg (u F1 je 8.391 kg)

Co se týče obtížnosti vývoje výkonných LOX/LH2 motorů oproti špičkovým LOX/RP motorům: U LOX/LH2 motorů je náročnější turbočerpadlo, neboť H2 má malou objemovou hmotnost, ale problémy nestability jsou menší. Např. Gluško, který nikdy před tím LOX/LH2 motory nevyvíjel, pro Energii postavil celkem bez větších problémů motor ekvivalentní SSME, ale s motory RD 170 pro boostery Energie se trápil mnoho let, ačkoliv měl velké zkušenosti s motory LOX/RP i NTO/UDMH.

Co se týče vašeho konstatování o ruských sondách, v podstatě s vámi souhlasím.

citace:

---

To: David, jen krátce:

Kde jste vzal, že RD 270 byl vyvíjen o 20 roků později, než F1? U F1 sice začal vývoj r. 1955, ale problémy se stabilitou byly vyřešeny až začátkem 60-tých let a motor byl určen pro měsíční program s vyvrcholením koncem 60-tých let. RD 270 byl oficiálně autorizován k vývoji v r. 1962, Gluško na něm ale začal pracovat dříve a vývoj dokončil v r. 1967, pak probíhaly statické zkoušky. Motor byl rovněž určen pro měsíční raketu UR700, která měla konkurovat Apollu, ale kvůli toxickému palivu prohrála s N1. Tento motor má několik jedinečných vlastností: full flow staged combustion cycle (100% paliva a okysličovadla je splynováno, vedeno do turbočerpadla a pak do komory, kde dochází k rychlejší chem. reakci), tlak v komoře 266 bar, hmota jen 4470 kg (u F1 je 8.391 kg)
Jen bych si dovolil připomenout, že motory Energie jsou zase " čtyřkomorové " tedy vlastně o čtvrtinovém výkonu ve srovnání s americkým SSM a jestliže Gluško dokončil vývoj R-27O v roce 1967, tak byl stejně " s křížkem po funuse " ve vztahu k Apollu.

Kvalitní či výkonné motory nejsou zárukou úspěchu nosiče, nosič se zkládá z desítek dalších konstrukcí a všechny musí být též špičkové a musí všechny být na stejné úrovni.
K " nákupu" elektroniky rusy v americe bych dodal jen to, že v poslední době v této věci " praskla" špionážní aféra, takže se zdá, že rusové se snaží v americe nakupovat " za pět prstů".

Co se týče obtížnosti vývoje výkonných LOX/LH2 motorů oproti špičkovým LOX/RP motorům: U LOX/LH2 motorů je náročnější turbočerpadlo, neboť H2 má malou objemovou hmotnost, ale problémy nestability jsou menší. Např. Gluško, který nikdy před tím LOX/LH2 motory nevyvíjel, pro Energii postavil celkem bez větších problémů motor ekvivalentní SSME, ale s motory RD 170 pro boostery Energie se trápil mnoho let, ačkoliv měl velké zkušenosti s motory LOX/RP i NTO/UDMH.

Co se týče vašeho konstatování o ruských sondách, v podstatě s vámi souhlasím.

---

To: David:
Pane Davide, je zajímavé s Vámi diskutovat, ale když něco kritizujete nebo odsuzujete, je dobré se s tím nejdříve důkladně seznámit. LOX/LH2 motor RD 0120 o tahu 200 tun je jednokomorový jako SSME, tedy nemáte pravdu. Zmátlo vás zřejmě, že Energia má v centrálním stupni 4 trysky, ale jsou to 4 samostatné motory o tahu 4x 200 tun, jako má Shuttle 3 motory SSME. Samozřejmě, kdyby RD 0120 byl čtyřkomorový s tahem jen 200 tun, Energia by nikdy nemohla letět. Sestrojit turbočerpadlo na LH2 pro čtyřkomorový motor, ale o tahu 800 tun by byl asi neřešitelný technický oříšek kvůli rozměrům a odstředivým silám. Proto má každý motor RD 0120 své turbočerpadlo pro LOX i LH2.

To: Alex:
Von Braun se svou skupinou Němců pracovali pro US Army, vyvinuli operačně-taktickou raketu Redstone, později raketu středního doletu Jupiter (neplést s Jupiter C, která byla založena na Redstone a pomocí dalších stupňů na TPH vynesla nakonec prvou americkou družici). Pak chtěla armáda vytvořit velmi silnou raketu jako ICBM k vynesení těžkých vodíkových pum. V r. 1956 tedy začaly studie motoru F1. Když ke konci 50-tých let začaly testy a velké problémy s nestabilitou hoření, armáda od motoru ustoupila a vybrala si mnohem slabší Atlas, mezitím se také zmenšila hmota hlavic. Braunovi se nakonec podařilo problémy s nestabilitou hoření vyřešit a tak po vyhlášení měsíčního projektu nakonec NASA sáhla po tomto motoru a dokonce Braunovi mu svěřila vývoj rakety Saturn 5.

citace:

---

To: David:
Pane Davide, je zajímavé s Vámi diskutovat, ale když něco kritizujete nebo odsuzujete, je dobré se s tím nejdříve důkladně seznámit. LOX/LH2 motor RD 0120 o tahu 200 tun je jednokomorový jako SSME, tedy nemáte pravdu. Zmátlo vás zřejmě, že Energia má v centrálním stupni 4 trysky, ale jsou to 4 samostatné motory o tahu 4x 200 tun, jako má Shuttle 3 motory SSME. Samozřejmě, kdyby RD 0120 byl čtyřkomorový s tahem jen 200 tun, Energia by nikdy nemohla letět. Sestrojit turbočerpadlo na LH2 pro čtyřkomorový motor, ale o tahu 800 tun by byl asi neřešitelný technický oříšek kvůli rozměrům a odstředivým silám. Proto má každý motor RD 0120 své turbočerpadlo pro LOX i LH2.

To: Alex:
Von Braun se svou skupinou Němců pracovali pro US Army, vyvinuli operačně-taktickou raketu Redstone, později raketu středního doletu Jupiter (neplést s Jupiter C, která byla založena na Redstone a pomocí dalších stupňů na TPH vynesla nakonec prvou americkou družici). Pak chtěla armáda vytvořit velmi silnou raketu jako ICBM k vynesení těžkých vodíkových pum. V r. 1956 tedy začaly studie motoru F1. Když ke konci 50-tých let začaly testy a velké problémy s nestabilitou hoření, armáda od motoru ustoupila a vybrala si mnohem slabší Atlas, mezitím se také zmenšila hmota hlavic. Braunovi se nakonec podařilo problémy s nestabilitou hoření vyřešit a tak po vyhlášení měsíčního projektu nakonec NASA sáhla po tomto motoru a dokonce Braunovi mu svěřila vývoj rakety Saturn 5.

---

To: David:
Nemůžete srovnávat hrušky s jablky. Rozměry čerpadla závisí podstatně na objemové hustotě paliva a pokud chcete dopravit zhruba stejnou hmotu paliva, pak objemová hmotnost a rozměry čerpadla jsou podstatně jiné u vodíku než u petroleje.

citace:

---

To: David:
Nemůžete srovnávat hrušky s jablky. Rozměry čerpadla závisí podstatně na objemové hustotě paliva a pokud chcete dopravit zhruba stejnou hmotu paliva, pak objemová hmotnost a rozměry čerpadla jsou podstatně jiné u vodíku než u petroleje.

---

dalsi totalne nezaujaty prispevok este sa dozvieme ze amici vobec nevedia urobit raketu, pretoze kapitalisticke skolstvo nenauci ani 2+2, a tie sondy po celej slnecnej sustave tam strielaju prakom...

trosku ucty, cernakusi

"Američani nikdy nedokázali zkonstruovat kapalinový motor o tahu 800 tun."

A jak můžete dokázat, že to skutečně potřebovali - a nestačili jim menší a na výzkum jen kvůli rekordům a né praktické použitelnosti je opravdu zbytečný.

yamato:

nějaký podrážděný, ne?

x:

To je naprosto irelevantní, jestli 800 tunový motor potřebovali či ne. Technicky jej nikdy nepostavili a je tedy zbytečné, aby david operoval turbočerpadlem pro 800 tunový motor, protože takové čerpadlo Američani nikdy nedokázali postavit. Jsem přesvědčen, že v této oživené mrtvole (diskuzi, viz koukněte z kdy je a na mé varování jste nedbali) si s davidem jen přeměřujeme ptáky, nebo to má být plodná diskuze?

Obecně, yamato, používám jen tvoji argumentační logiku. Když Rusové něco neudělali (například neposlali sondu k Jupiteru), tak to nedokáží. Stejná mince na druhou stranu už není tak po chuti?

BTW. to, že kapitalistické školství je horší než socialistické je prokázaný fakt (bohužel dokonce na mezinárodní úrovni = ostuda:-(. On postačí jako důkaz již fakt, že maturita z matematiky již není ani na gymnáziích povinná. Školství není jen o penězích. Tedy nebylo, když dnes technická VŠ chrlí 5* tolik bakalářů či inženýrů než před 15 lety, je jasné, že někde se muselo ubrat na kvalitě, protože upřímně pochybuji, že se inteligenční kvocient v Gaussově rozdělení za těch 15 let posunul o 10 bodů doprava (za mně - 2001 - se uvádělo, že na VŠ bylo třeba kolem IQ 110, dnes na techniku postačí kolem 100, na humanitní školy a lékařské ještě méně + píle;-)

Takže to myslím vážně. Davidův děda (pokud není imaginární, neb se objevil relativně nedávno), bude zaručeně vzdělanější, než co tu předvádí postkomunistickým (= kapitalistickým, nebo tomuto systému říkáme jinak?) školstvím odchovaný david a baj oko potvrdí výpočtem (v podstatě jen trojčlenka) davidovi můj baj oko výpočet, že cituji Pinkase:
"Rozměry čerpadla závisí podstatně na objemové hustotě paliva a pokud chcete dopravit zhruba stejnou hmotu paliva, pak objemová hmotnost a rozměry čerpadla jsou podstatně jiné u vodíku než u petroleje."

Já bych jen dodal, že jsem si dovolil to mírně přepočítat v tom směru, že nezáleží na objemové hmotnosti (hustotě) paliva, jakož spíše na objemové hmotnosti pohonných hmot (tedy hustota směsi LOX+RP-1 vs hustota směsi LOX-LH2, tím je vodík+kyslík zvýhodněn, neboť poměr hustot mezi vodík-petrolej není 6:1 jako u výše uvedených směsí, ale 11:1 )

Mimochodem, zabili jsme mrtvolu, jejíž život žila tehdejší elita fóra. Posledních 60 příspěvků si sotva zaslouží přesun do Souvislostí. A to je důvod, proč se nemají oživovat dávno mrtvá vlákna. Zejména takovým zapalovačem, jako je david.

okej, takže znovu, aby to bolo korektné: cernakusov príspevok zmazať a nechať tento:

od cernakusa:
Vysvětlujete to příliš složitě. Hele Davide je to jednoduchý. Pro stejný tah vodíkového motoru jako u petrolejového, je nutná trubka s 6* větším průřezem (5,8 přesněji). To znamená, že vodíková trubka musí mít 2,4* větší poloměr něž petrolejová. A to znamená, že odstředivá síla na konci vrtulky, která musí rotovat stejně rychle jako u petrolejové trubky je taky 2,4krát větší. Takže není to vůbec, ale vůbec to samé, viď ;-) Můžeš se na to optat dědy, jsem přesvědčen, že ti to propočítá.

na nsf (l2 a teraz už aj na verejnej časti) sa objavili info o návrhu novej verzii motora f-1 (videl som označenie f-1b), ktorý by vychádzal z pôvodnej verzie (resp. možno f-1a) - má v sebe nejaké vylepšenie, nejaké nové materiály, zobrali nejakú inšpiráciu od rusov a tak...
ale stále bude s otvoreným cyklom...

chris na nsf pripravuje článok o tom

a ešte link:
http://forum.nasaspaceflight.com/index.php?topic=28693.msg971053#msg971053 [Edited on 22.10.2012 Agamemnon]

Docela pekne zpracovane. Rodina ruskch raketovych motoru Energomash.

http://www.b14643.de/Spacerockets_2/Diverse/Energomash_RD-170/index.htm

nice, dik

Všechny plány a nápady, které se ihned nerealizují jsou jen mýdlové bubliny s jepičím životem. Výsledkem v případě sovětů/rusů, že setrvačností stále produkují 60 let vývojově " staré" sojuzy, R-sedmičky a Protony, přičemž je opozdilci dohánějí a mnozí jsou již v některých oblastech daleko vpředu.Na vině zřejmě nyní bude přetrvávající polototalitní organizace průmyslu a vývoje.

Quote: Výsledkem v případě sovětů/rusů, že setrvačností stále produkují 60 let vývojově " staré" sojuzy, R-sedmičky a Protony.
----------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------
Bohužel (spíše bohudík), koncepce rakety Sojuz byla od začátku tak dobrá, že se jak nosností tak váhově vyrovná nejnovějšímu F9(Merlin1C) , který má za sebou pouze 5 letů. Jakmile dostane centrální motor NK33 (později RD193) – Sojuz 2-3, vyrovná se i F9(Merlin 1D), který teprve poletí. Když nahradí všech 5 motorů (a zvětší nádrže), budou výkonově zcela jinde. Proto Sojuzy budou trápit jisté lidi ještě několik desítek let, protože budou stále moderní. Protony brzy skončí kvůli toxickému palivu, ale jejich výkony jsou obdivuhodné. Na LEO vynesou při nižší startovní hmotě stejný náklad jako Delta 4 Heavy.

citace:

---

Všechny plány a nápady, které se ihned nerealizují jsou jen mýdlové bubliny s jepičím životem. Výsledkem v případě sovětů/rusů, že setrvačností stále produkují 60 let vývojově " staré" sojuzy, R-sedmičky a Protony, přičemž je opozdilci dohánějí a mnozí jsou již v některých oblastech daleko vpředu.Na vině zřejmě nyní bude přetrvávající polototalitní organizace průmyslu a vývoje.

---

Ještě bych dodal k přesnosti raket Proton a Sojuz: Nedávno Proton vynesl přímo na GEO (nikoliv GTO) satelit (již nepomatuji který), přičemž musel ještě měnit rovinu dráhy o 51°. Tím přidal satelitu několik let života a předvedl vrcholnou přesnost svého inerciálního řízení. Podobně přesný je Sojuz s Fregatem, jinak by ho ESA těžko využívala.
Něco jiného je, když Sojuz, Proton nebo jiné rakety vynášejí sondy mimo Zemi. Tam se provádí korekce (většinou několikrát) na základě zaměření dráhy sondy ze Země.

citace:

---

nejnovějšímu F9(Merlin1C) , který má za sebou pouze 5 letů.

---

NR=1&feature=endscreen

velice zajimavy dokument, pozrite vsetky casti

piaty diel, 8:40 - nieco pre Davida

trochu ma rozosmial chlapik z LM - vraj ked dostali od rusov vykonove parametre RD-180, myslel si ze nastala chyba v preklade

jop, tú historku poznám...

američania tomu neverili prv...
dokonca si mysleli, že vyrobiť oxidizer-rich motor je nemožné (kerolox motor s uzavretým cyklom musí byť ako oxidizer-rich, inak by sa upchával, kým hydrolox motor s uzavretým cyklom ide ako fuel-rich, pretože môže a je to jednoduchšie na výrobu)... čisté kyslíkové prostredie pri potrebných teplotách a tlakoch je brutálne agresívne a likviduje takmer všetko až kým im ho rusi nepredviedli

edit:
inak vďaka za link na ten dokument... tento som nevidel ešte
[Edited on 23.11.2012 Agamemnon]

v tom dokumente sa hovori ze pri oxidiser rich motoroch, kde vsetok kyslik ide cez gas generator, hrozi ze sa zapali samotny motor Museli velmi presne zmapovat horenie v motore a vyvinut nove druhy oceli, aby im ta vec nevzblkla

citace:

---

v tom dokumente sa hovori ze pri oxidiser rich motoroch, kde vsetok kyslik ide cez gas generator, hrozi ze sa zapali samotny motor Museli velmi presne zmapovat horenie v motore a vyvinut nove druhy oceli, aby im ta vec nevzblkla

---

http://russianspaceweb.com/soyuz1_lv.html#rd193
v oktobri prebehli dalsie testovacie zazihy motora rd-193

zatial prebehlo 5 testov, celkovy cas 678 s...
po ukonceni testovania sa planuje motor rozobrat a preverit, ako dopadol... [Edited on 03.12.2012 Agamemnon]

Tiež už rozoberané v témach Nosiče rady Angara a Nosiče rady Sojuz-2.

http://www.kbkha.ru/?p=17&news_id=111

KbChA otestovalo laserový systém zapaľovania kyslíkovo-vodíkového motora RD-0146D v rámci projektu Dvina-KVTK (vývoj vodíkového stupňa KVTK pre Angaru).

rl-10b-2
http://www.pw.utc.com/Content/RL10_Engine/pdf/B-4-4-4_pwr_rl10b-2.pdf

rl-10a-4
http://www.pratt-whitney.com/Content/RL10_Engine/pdf/B-4-4-4_pwr_rl10a-4.pdf

http://ivdon.ru/magazine/archive/n3y2012/915

Analýza efektivity použitia jadrového ťahača životnosti 5 rokov.

acetam...
nejaké info:

http://v3.marchmontnews.com/Energy-Utilities/Central-regions/19201-Moscow-and-St-Pete-developers-create-Russias-newest-rocket-fuel.html
http://forum.nasaspaceflight.com/index.php?topic=30736.msg996444#msg996444

hmm, vcelku to znie až neuveriteľne...
vraj ide o nejaký mix metánu, amoniaku a ešte nejakých ďalších komponentov... je to hustejšie ako metán, ľahko sa s tým narába, a v kombinácií s LOX má to Isp na úrovni hydroloxu...

ed kyle o tom, aké nosiče (r-7, cz) a prečo sú spoľahlivé, lacné, etc...
tiež aj o tom, prečo kourou je najlepší kozmodróm...
pôvodne téma je "Ultimate Commercial Rocket design"

http://forum.nasaspaceflight.com/index.php?topic=30590.msg996583#msg996583

citace:

---

acetam...
nejaké info:

http://v3.marchmontnews.com/Energy-Utilities/Central-regions/19201-Moscow-and-St-Pete-developers-create-Russias-newest-rocket-fuel.html
http://forum.nasaspaceflight.com/index.php?topic=30736.msg996444#msg996444

hmm, vcelku to znie až neuveriteľne...
vraj ide o nejaký mix metánu, amoniaku a ešte nejakých ďalších komponentov... je to hustejšie ako metán, ľahko sa s tým narába, a v kombinácií s LOX má to Isp na úrovni hydroloxu...

---

jop, vďaka...
sa mi to hneď nezdalo... metán, amoniak ap. majú okrem molekúl vodíku aj rôzne iné... to sa čistému vodíku len ťažko môže vyrovnať

ma acetam aj nejaku podstatnu vyhodu oproti metanu?

citace:

---

ma acetam aj nejaku podstatnu vyhodu oproti metanu?

---

citace:

---

ma acetam aj nejaku podstatnu vyhodu oproti metanu?

---

citace:

---

citace:

---

ma acetam aj nejaku podstatnu vyhodu oproti metanu?

---

Asi bude mít i podstatnou nevýhodu: jedovaté a agresivní splodiny hoření obsahující čpavek.

---

citace:

---

citace:

---

ma acetam aj nejaku podstatnu vyhodu oproti metanu?

---

Asi bude mít i podstatnou nevýhodu: jedovaté a agresivní splodiny hoření obsahující čpavek.

---

http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/messages/forum13/topic12447/message1013280/#message1013280

r=25 extension ratio = 25
K м опт components ratio optimum
Jу.п опт specific impulse optimum
Yу.п опт density kg/m^3
r=6 extension ratio = 6
Керосин - Kerosine
Водород - Hydrogen
Ац.-амм. - Acetylene/Ammonia

z http://forum.nasaspaceflight.com/index.php?topic=28807.msg998067#msg998067

ΔJу.п - zisk špecifického impulzu oproti Kerosínu RG-1

Acetam (podľa tabuľky) teda umožňuje nárast špecifického impulzu o 3,75-6,5%. Napríklad u klasického Sojuzu by nárast špecifického impulzu motorov všetkých troch stupňov o 5% znamenal nárast hmotnosti užitočného zaťaženia na cca 9320kg - teda o viac ako 1800kg alebo bezmála o štvrtinu (podľa http://mek.kosmo.cz/zaklady/vypocty.htm )

Amoniak (čpavok) je v plynnom stave o čosi ľahší ako vzduch (0,86 kg/m3 pri teplote varu -33,34°C, 0,73 kg/m3 pri 15°C), takže by mal stúpať podobne ako vodík. Istým problémom bude jeho jedovatosť a leptavosť na slizníciach, ale jedovatosť čpavku je značne nižšia, než napríklad u hydrazínov alebo N2O4. Práce s palivom Acetam budú samozrejme náročnejšia na bezpečnostné opatrenia ako práca s kerosénmi RP-1/RG-1, ale zasa jednoduchšie ako práce s hydrazínmi a N2O4.

Pokračuji v diskusi o raketových motorech. To však už není pro p. Davida, nechci se znovu dostat k diskusi na úrovni žáka 6 třídy, který zná o spalovacích motorech to, že mají válec a píst a o raketových že mají spalovací komoru a trysku. Když tak mě někdo opravte nebo doplňte

Jak jsem již nedávno psal, Ciolkovského rovnice má dva možné tvary:
Vchar [m/s]=Isp [N.s/kg] . ln (Mp/Mk) (Mp a Mk jsou počáteční a konečná hmota stupně)
Vchar [m/s]= Ve [m/s] .ln (Mp/Mk) (Ve = výtoková rychlost plynů na konci trysky)

Je vidět, že Isp je číselně rovný výtokové rychlosti, i když rozměr Isp vyjadřuje kolik N tahu získáme spálením 1kg hmoty paliva za sec, tedy měrnou spotřebu.
Tato rovnost není jen číselná, ale je shodná i v rozměru obou veličin. Když v rozměru Isp [N.s/kg] dosadíme za tah N jeho rozměr N [kg.m/s^2] (tzn. 1N je síla, která hmotě 1kg udělí zrychlení 1m/ s^2 ) vykrátí se nám kg a sec a dostaneme také rozměr Isp [m/s].

Chci na to upozornit z důvodu, že výtoková rychlost plynů na konci trysky vlastně dává tah motoru (princip akce a reakce). Často se i u motorů prvních stupňů udává jen tah ve vakuu, např. u F1 =789 tun, u RD 170 = 803 tun. Přitom vysoký tah těchto motorů ve vakuu nemá žádný význam, v té době je spíše potřeba ho snižovat (pokud je motor regulovatelný). Pro tyto motory má hlavní význam tah při startu (sl – sea level), kdy zvedají plnou hmotu rakety. Tam však proti výtokové rychlosti plynů, které na konci trysky mají největší rychlost, ale malý tlak pracuje atmosférický tlak a snižuje tuto rychlost. V tahu (sl) se nejvíce projeví rozdíl mezi vysokotlakými motory a nízkotlakými. Nejen že nízkotlaké spotřebují více paliva ve všech režimech, ale také se u nich nejvíce snižuje tah (sl) oproti tahu (vac). Tak na př: F1 má tah při startu jen 690 tun, RD 170 má 769 tun. To platí samozřejmě ještě více pro LOX/LH2 motory, tam však hraje roli nízká objemová hustota plynů a bez vysokého tlaku v komoře by vůbec nebylo možno dosáhnout rozumného tahu.

Rozdíl motorů (hlavně jejich čerpadel) s otevřeným a uzavřeným cyklem velmi dobře ukazuje článek publikovaný v American Institute of Aeronautics and Astronautice (převzato od odborníků KBKhA):
http://www.lpre.de/resources/articles/AIAA-2005-3946.pdf
„Turbopumps for Gas Generator and Staged Combustion Cycle Rocket Engines“
Ukazují to na dvou motorech RD-0110 a RD-0124 LOX o stejném tahu cca 30 tun. Na obou obrázcích je vidět, jak malá je velikost vlastní spalovací komory vzhledem k trysce. Kdyby byl motor jednokomorový, musel by mít trysku mnohem delší, což by prodloužilo celou raketu. Šířka však vůbec nevadí, nádrže mají dostatečný průměr. Navíc společný turbokompresor je elegantně schován mezi motory a nový RD-0124 nemá ani verniéry. Určitě je to lepší řešení než jednokomorový (který také zkoušeli – RD 0124 M)
Isp vzrostl o 33 s, což představuje nárůst nosnosti rakety o 950 kg. Když uvážíme, kolik stojí vynesení 1kg na LEO, tak tato pro laika možná nepostřehnutelná rozdílnost těchto dvou motorů vrchního stupně se zatraceně vyplatí. Zajímavé je, že ačkoliv turbokompresor RD 0124 má značně větší výkon než u RD 0110, má menší rozměry i hmotu. To bylo dosaženo špičkovými technologiemi a materiály, jako např. práškovou metalurgií niklu a titanu, více než dvojnásobnými otáčkami turbíny a samozřejmě náročným vývojem a testy.

V rozboru je věta: The turbopumps are critical components during development of the rocket engine, since the turbopumps require a long time during design, manufacturing and engine certification. (Turbočerpadla jsou kritickým komponentem při vývoji raketového motoru …). Každá větší spalovací komora raketového motoru od 50-tých let a to i nízkotlaká jako byly komory Atlasu, Titanu, Saturnu byla vyvíjena spolu s turbokompresorem jako nedílnou součástí motoru a s parametry šitými na spalovací komoru(y). Je tedy směšné tvrdit, že je možno vyvíjet spalovací komoru a trysku a pak k němu přidat nějaké turbočerpadlo , nebo dokonce přetlakový systém. Žádnou větší kosmickou raketu by motor s přetlakovým systémem nemohl zvednout ze země kvůli hmotě nádrží. Výjimkou jsou poslední stupně nebo experimentální rakety, ale dnes ani to ne, žádná moderní raketa nemá přetlakový systém. Vysokotlaké turbočerpadlo je neméně náročnou částí raketového motoru jako spalovací komora, možná náročnější. Nezáleží, zda jedno čerpadlo obsluhuje více komor nebo jednu komoru (teoreticky) obsluhuje více čerpadel, vždy jde o jeden motor

Děkuji za jasné vysvětlení lsp.

vďaka za ten dokument, vyzerá zaujímavo...

+ doplním jedno objasnenie:

citace:

---

Isp vzrostl o 33 s, což představuje nárůst nosnosti rakety o 950 kg.

---

Turbočerpadlový agregát je skutočne kľúčový prvok kvapalinového raketového motoru.
Už len z hľadiska výkonov, s ktorými pracuje - výkon turbínovej časti je bežne v jednotkách megawattov, prietok rádu stoviek kilogramov až jednotiek ton za sekundu a výstupný tlak v desiatkach MPa (až niečo cez 100 MPa).

Domnievam sa, že pokiaľ je k dispozícii turbočerpadlový agregát s určitým výkonom (tlak + hmotnostný prietok zložiek), je konštrukčne jednoduchšie k turboagregátu vytvoriť príslušné spaľovacie komory a trysky (jednu, dve alebo štyri), než naopak - teda pre spaľovaciu komoru/komory vytvárať turbočerpadlový agregát.

Pokiaľ ide o samotné spaľovacie komory, kľúčovým prvkom je vstrekovacia hlava komory - konštrukcia a rozloženie vstrekovacích trysiek musí zabezpečiť kvalitné zmiešanie zložiek paliva a zároveň vytvoriť podmienky (v podstate dané pomerom zložiek), aby v komore prebiehalo horenie zložiek určitým, presne definovaným spôsobom, s presne definovaným rozložením teploty v priereze spaľovacej komory i pozdĺž spaľovacej komory (počas horenia a prúdenia zmesy komorou). Pokiaľ sa to nepodarí urobiť správne (nielen spočítať, ale aj vyrobiť), pravdepodobne prvým následkom bude lokálne prehrievanie steny spaľovacej komory.

[Upraveno 25.2.2013 Alchymista]

Turbočerpadlo je na motorech opravdu to zdaleka nejsložitější. Vyžaduje nejen vysokou materiálovou čistotu a přesnost profilů. Ale vyžaduje i přísnou kontrolu kvality v celém procesu. Turbočerpadlo je na jedné straně mimořádně kompaktní a zároveň výkonná turbína a zároveň vysokotlaké čerpadlo tekutých pohonných hmot.

Představte si tu turbínu. Tohle
http://www.dlr.de/DesktopDefault.aspx/tabid-837/1344_read-9738/1344_page-7/gallery-1/gallery_read-Image.1.3627/

Má RD-170 vměstnáno do velikosti automatické pračky. Samozřejmě je to na úkor životnosti, ale Turbočerpadlo RD-170 prokázalo na standech střední dobu života skoro hodinu (to umožňovalo plánovat znovupoužití RD-170 až celkem 10×, tedy polovinu střední doby životnosti, tedy 1800 sekund). Hustota výkonu té turbíny je obrovská.
Pro srovnání, proudové motory věhlasného Boeingu 747 jsou v podstatě jedna velká turbína, dva motory CF6-80C2 jsou stejně velké a stejně těžké jako jeden celý RD-170. Tedy turbína toho proudového motru je značně větší (objemem cca 20×) než turbína RD-170. Vyvíjí přitom pouze 44MW, RD-170 vyvíjí 192MW, tedy 4* tolik. Tedy hustota výkonu je cca 160* větší než u proudového motoru dopravního letadla.

Tím se dostáváme k tomu, jak toho taková turbína vůbec může dosáhnout. Celkový výkon turbíny můžeme zvedat buď rozměry a nebo úhlovou rychlostí. Každý z parametrů má svá úskalí. Nicméně pro raketový motor má největší úskalí obvodová rychlost lopatek turbíny. Ta je totiž prostě nadzvuková (jinak by ta turbína musela být mnohem větší) a to je problém. Problém, který lépe vysvětlí jiní, ale ve zkratce, proudění při nadzvukových rychlostech je chaotické a způsobuje nevyváženost toku tekutiny (spalin) a tedy ničivé vibrace.

To však není všechno, je tu ještě odstředivá síla. Lopatky turbíny se točí rychlostí kolem 130kRPM, tedy cca 2200 otáček za sekundu. Odstředivá síla tak atakuje materiálovou soudržnost nejpevnějších materiálů, které známe (vynechámeli grafeny a podobný srandy). K tomu si uvědomme, že turbína musí odolávat mimořádně vysokým teplotám kvůli vysoké hustotě výkonu. Tedy, je nutno ji dělat z materiálů, které mají vysokou teplotu tání a případně i chladit. Jenže materiály vs vysokou teplotou tání jsou vesměs těžké a titan, který by se svými parametry vybízel ztrácí pevnost při pouhých 800K, je tedy nutno užívat titanové kompozity a slity s přídavky wolframu, niobu a dalších těžkých prvků.

A teď si vemte, že se zatím bavíme jen o turbíně. Ještě tu je čerpadlo na ní navázané. Které čerpá kapaliny rychlostí blízkou rychlosti zvuku. Opět, stejně jako v případě odstředivé síly nám zde začne fyzika klást překážky. Bernouliho rovnice a její důsledek, tedy kavitace. Tedy snížený tlak kapalliny an rozhraní kapalina/materiál vrtule způsobí snížení hodnoty kritického bodu na teplotu, kteoru kapalina má a dojde ke zplynění. Plyn setrvačností vytvoří bublinu, ve které vznikne lokální vakuum, které následně imploduje, čímž produkuje vibrace a poškozuje lopatky čerpadla.

Podtrženo sečteno, pokud zde David mlel něco o tom, že raketový motor tvoří tryska a spalovací komora, tak to bylo špatně. To co dělá raketový motor motorem a co je jeho alfa omega, je hlavně a jedině právě to turbočerpadlo. To je "State of the art", to je to co určuje tah, Isp, dobu hoření...
Samozřejmě spalovací komora zejména tvar trysky pak mohou turbočerpadlem předpřipravené parametry ještě vylepšit (či zhoršit), ale ve srovnání s turbočerpadlem to není tak složitá věda (u motoru F-1 spalovací komoru Američani ani nespočítali, prostě ji odhadli a pak pomocí praktických simulací doladili).

Agamemnon:

Myslím, že nejlepší by bylo uvádět o kolik procent nosnosti zvedne procento Isp navíc. U vzorové čtyřstupňové koncepce to je 1%->5,3% (při Isp 3000Ns/kg to je 30Ns/kg, neboli při Isp 300 sec to je 3sec), 2%->10%, 3%->15%, 10%->55% (běžný náskok nekryogenických ruských motorů nad americkými).

EDIT:
Mimochodem zastávám názor, že důvodem, proč Američané zaostávají ve výkonných a zároveň efektivních motorech je prostý. Neumí takové turbočerpadlo udělat. Pokud vezmeme premisu, že turbo musí překonávat nějakou sílu, (bezrozměrné) tah(v MN)*tlak(MPa), pak ty čísla jsou následující:

F-1.......54,2 (Satrun-V)
RS-25.....46,7 (STS)
RS-68.....31,8 (Delta)
RD-190....53,5 (Angara)
RD-180...106,8 (Atlas V)
RD-171...193,6 (Zenit)
RD-0120...42,8 (Eněrgija)
RD-270...175,2 (jen pro zajímavost).


Tady lze pozorovat, že Sověti měli ve výkonných turbínách dlouhodobou tradici a měli na čem stavět (RD-270). Zatímco Američané sice zkonstruovali první velmi výkonnou turbínu pro F-1, ale pak na to hodily bobek, protože jimi dosažené parametry byl pro vodíkové motory více než štědré (vodíkový motor má omezení z hustoty vodíku, trubky paliva nemohou mít neomezený průměr). A dnes jim to chybí.

To taky ukazuje, proč Američané pro Atlas zvolili RD-180. Nic v historii se nepřiblížilo výkonu turbočerpadla RD-180 a tudíž by vývoj něčeho ekvivalentního byl drahý a bez jistého výsledku. [Upraveno 25.2.2013 cernakus]

---

Alchymista - 26/2/2013 - 01:06

Máš dohromady pomiešané LOX+RP a LOX+LH motory - parametre sú podstatne odlišné a výsledok je samozrejme v neprospech LOX+LH motorov. Všimni si, že pre SSME RS-25 je výsledok lepší ako pre RD-0120 - takže tvoj záver nesúhlasí s tvojím výpočtom.

Druhá vec - správnejšie by asi skôr bolo počítať tlak dodávaný čerpadlom, nie tlak v spalovacej komore (čerpadlo dáva najmenej dvojnásobný tlak, aby sa zložky dobre rozprášili v tryskách vstrekovacej hlavy), a prietočné množstvo zložiek paliva v kilogramoch, samozrejme zvlášť pre kerosénové a zvlášť pre vodíkové motory.

Navyše, výsledok je podstatne závislý od ťahu motora.
[Upraveno 26.2.2013 Alchymista]

---

cernakus - 26/2/2013 - 02:03

Alchymista:

Pomíchané je to schválně. Ono totiž to turbočerpadlo roli hraje stejnou jak u LOX/RP-1 tak u LOX/LH2. Samozřejmě, protože LOX/LH2 má cca třetinovou hustotu než LOX/RP-1, postačí třetinový výkon. Srovnat se to nedá, protože průměry potrubí (zejména vodíkové části) by byly příliš velké.

Já jsem jen chtěl ukázat, proč USA v těch turbočerpadlech zaostali. Udělali solidní čerpadlo u F-1 a zkušenosti z něj pak mohli zužitkovat při vývoji čerpadla pro RS-25. Tedy tím, že čerpadlo LOX/LH2 motoru nepřekročilo limity čerpadla F-1, nesnažili se jej vylepšit. To, že je čerpadlo 4× méně výkonné, než je čerpadlo u RD-170 také znamená, že bylo je a bude podstatně méně na hraně technických možností.
RD-0120 jsem jen přidal, že na to, že Sověti střelili tento motor od boku jako první svůj LOX/LH2, tak ho střelili docela slušně. Výsledek je jen o něco horrší než u vymazleného RS-25, který zužitkoval americké zkušenosti s vodíkem.

K druhé věci:
Pokud tam koeficient potřebného tlaku figuruje jako lineární závislost, tak ho můžu vypustit. Jinak ono to číslo tah×tlak v podstatě počítá s průtočným množstvím. Lze to porovnat i napříč palivy, s tím, že LH2 je omezen prostorově. Prostě ty trubky by byly velké a musely by být i tlusté aby udržely ten tlak.

Není to prostě srovnání jak Isp a tahu. Ten potřebný výkon se totiž tutově popčítá jinak a já nevím jak. Takže to klidně může být zatíženo nějakou nelinární chybou.


Budemeli kalkulovat s tím, že tam není nelineární chyba, pak je závěr tedy správný, USA nikdy nezkonstruovala čerpadlo s výkonem alespoň se blížící výkonu RD-180 a to je jejich bolístko u výkonných motorů. Museli by tu nejnáročnější část motoru vyvinout od píky se 40ti letým skluzem (což se možná i snaží, četl jsem, že zkoumají a pokouší se zprovoznit turbopumpu z F-1)

---

David - 26/2/2013 - 08:26

Úporná snaha " povýšit" systém čerpadel na základní část raketového motoru je mimo to co jsem napsal.
Motor na KPH používající čerpadel k dopravě pohonných hmot do spalovací komory je jen specielním případem raketového motoru, protože přítomnost čerpadel není obecně pro práci raketového motoru nezbytně nutné, neboť pohonné hmoty lze do spalovací komory dopravovat i přetlakem v nádržích KPH a jak jsem uvedl takové nosiče byly skutečně postaveny a přetlakovou dopravu KPH měly v prvém stupni.
Všechny "výhody" spoejní malých motorů do čtveřice zásobované jedním čerpadlem stejně popřeli sami sověti když Gluško údajně vyvíjel " jednokomorový" motor o tahu srovnatelném s F-1 a ostatně i Proton osadil jednokomotovými motory. Kdyby skutečněˇ" čtyřkomorové motory" byly takovým zázrakem, tak by Gluško RD-270 stavěl též jako čtyřkomotový.
Faktem je skutečnost že při konstrukci velkých raketových motorů nelze jen otrocky zvětšovat rozměry, ale je třeba řešit vstřikování, hoření, vibrace a pod.. Pokud sověti v době stavby nosiče R-7 zvládli motor o tahu 20 tun a potřebovali 8O tun,který neměli a v dohledné době by nepostavili, tak prostě postavili čtyři motory vedle sebe podobně jako to uděli britové s osmi motory u nosiče Black Arrow, na tom není nic divného ani špatného.
Já jsem jen poukázal na počátku tého minidiskuze na skutečnost že oba státy popisovaly své konstrukce odlišně - britové jako osm motorů s jedním čerpadlem a sověti jako " čtyřkomorový" motor s jedním čerpadlem. Britové přiznali, že toto spojení provedli proto aby ušetřily čas nutný k vývoji silnějšího motoru a sověti mlžili a jejich současní příznivci dále mlží " výhodami" této sestavy, ale zejména sčítají výkony jednotlivých motorů a sestavu účelově vydávají za jeden motor. Možná proto, aby mužici byli tenkrát hrdí na to, že americký H1 měl " jen" 80 tun a jejich RD 108 měl 100 tun.

---

PINKAS J - 26/2/2013 - 08:54

@ Alchymista, Cernakus:
V rozboru o RD0110/0124 je uvedeno, že pro zvýšení tlaku v komoře 2,3x bylo nutno zvýšit výstupní tlak čerpadla 3,4x. Takže skutečné údaje o výkonu čerpadel které uváděl Cerkansus (pokud je počítal z tlaku komory) by byly ještě větší a jsou to opravdu zázraky techniky. Ztráty tlaku jsou jak píše Alchymista v tryskách vstřikovacích hlav, které jsou u ruských motorů konstruované tak, aby již v nich došlo k rozprášení a smíšení obou složek paliva.

Jinak bych souhlasil s Cerkansusem že u takových motorů je rozhodující a nejsložitější turbočerpadlo a teprve podle dosažených parametrů lze k němu navrhnout spalovací komoru. U F1, který měl turbočerpadlo s téměř 4x menším výkonem než RD 170 si možná vyhráli více se spalovací komorou, kde dlouho řešili vysokofrekvenční oscilace. Výkonové hodnot LOX/RP a LOX/LH2 jsou porovnatelné, ale s tím, že u LOX/LH2 nikdy nebude možné dosáhnout hodnot LOX/RP, neboť čerpadla by vycházela rozměrově velké a to by omezilo i použitelné otáčky.

---

Agamemnon - 26/2/2013 - 08:58

tie cerpadla (konkretne turbina) budu state-of-the-art uz len preto, ze pre kerolox staged combustion cyklus bezia ako oxidizer-rich...
[Edited on 26.2.2013 Agamemnon]

---

Milan081 - 26/2/2013 - 09:16

Už tuhle diskuzi "o ničem" sleduju pár dní a původně jsem ani nechtěl zasahovat - obvzlášt do těch tragikomických pasáží o tom jestli jsou vetší borci rusové nebo američané - ale ted ty poslední přispěvky musím korigovat aspoň z pohledu strojařiny : neexistuje vetší nesmysl než nějaké "PAK" nejde vymyslet čerpadlo a PAK trysky nebo trysku a PAK čerpadlo - tím míň systém řízení, zavěšení kontroly atd. atd. - ten motor se vyvíjí podle základních požadavků SOUBĚŽNĚ JAKO CELEK a ty jsou bud splněny a nebo ne a musi se/nemusí upravovat - co by to byl za vývoj "uděláme čerpadlo a pak se uvidí" ??? - kampak by se asi dohrabali v automobilce kdyby nejdřív vymysleli válce a PAK podle vykonu blok s klikou, na každý projekt Je vždycky X peněz X času X lidských zdrojů a buďto je to dost a nebo neni a na konci je fiasko nebo skvělý výrobek a nebo něco mezitím, Raketové motory jsou natolik specificky výrobek v natolik málo variantách že ho nejde ani relevantně srovnávat - neni to o srovnání "obycejný kráječ anebo skvělý V kráječ od horse fuchce" :-) , na kostrukci všech těchle motorů se podílely a podílejí špicky daného oboru a to že dosáhly "téměr maxima" už před 40ti lety je víc než zřejmé - každý další motor už muže být lepší v Řádu max 10% za desetiletí (spíš míň.) a proto ani 40-50let staré koncepce nejsou dneska ani zdaleka mimo hru - co se týče ruské školy myslím že obstála víc než na výbornou - to ale neznamená že to nedokáže kdokoliv jiný je to jen o penězích

---

PINKAS J - 26/2/2013 - 09:35

@ Milan O81
S tím naprosto souhlasím, obojí se musí navrhovat souběžně, jak komora tak turbočerpadlo a tryska. Napsal jsem: „Každá větší spalovací komora raketového motoru od 50-tých let a to i nízkotlaká jako byly komory Atlasu, Titanu, Saturnu byla vyvíjena spolu s turbokompresorem jako nedílnou součástí motoru a s parametry šitými na spalovací komoru(y)“. V té druhé poznámce „u takových motorů je rozhodující a nejsložitější turbočerpadlo a teprve podle dosažených parametrů lze k němu navrhnout spalovací komoru“ jsem měl spíše na mysli, že parametry vysokotlakových motorů jsou nejvíce omezeny možnostmi turbočeroadla , které má extrémní výkony i složitost při ometené hmotě, takže doladění celku +/- bude nejspíše prováděno u spalovací komory, ale nikdy nelze paušalizovat.

---

kratas - 26/2/2013 - 09:53

A cela narocnost se zvysuje v pripade vysokotlakych motoru s uzavrenym cyklem. Vyladit tlakove spady spalin, aby plynule proudily z cerpadel do komory motoru. V dnesni dobe uz je jednodussi diky pocitacum a simulacnim SW, ale v dobe konstrukce RD170 to byl vynikajici pocin. Chapu proc trval vyvoj motoru rusum tak dlouho. U otevrenych cyklu je situace jednodussi.

---

cernakus - 26/2/2013 - 12:32

No tak to se tedy nenavrhovalo, nenavrhuje a nebude navrhovat souběžně
!!!!!

Co to je za nesmysl! Pokud nám tady se strojařinou nekecáš, tak víš že téměř nic se nikdy nevyrábí od píky. Vše je většinou jen evoluce. Když VW zaváděl FSI, tak taky neudělal nový motor, ale vzal ten původní a jen zásadně upravil vstřikovací hlavu a spalovací prostor válce...

Bylo běžné nejen v SSSR ale i v USA, že u tak velkých projektů jako byly rakety, "state of the art" letadla byly konstrukční kanceláře/výrobci donuceni k vzájemné výměně informací. Takže kolikrát výsledné motory byly kombinací produktů více OKB/firem.

Ostatně, to si fakt někdo myslí, že turbočerpadlo RS-25 se vyvíjelo od základu? Zkušenosti z F-1 se naroubovaly na zkušenosti z J-X.

A hlavně zamyslete se nad jedním. Co je složitější zkonstruovat? Komoru, trysku nebo turbočerpadlo? Kde je pravděpodobnost nejvyšší, že se žádané parametry nepodaří splnit? Přesně tak u turbočerpadla, takže opravdu je při vývoji motorů následující postup.
1) Přítok paliva (tedy turbočerpadlo)
2) Vstřikování (tedy promísení, zábránění zpětným zášlehům )
3) Spalovací komora (tedy udržitelný tlak a teplota, výsledný tah)
4) Tryska (tedy poměr, délka a i výsledný Isp)
5) Řízení motoru


Pokud budete mít zadání na motor RD-170, ale selžete při vývoji čerpadla a dosáhnete pouze výkonu čerpadla F-1, tak jste vyvíjeli komoru a trysku naprosto zbytečně. Takhle blbí nebyli konstruktéři ani před 60ti lety, takže co nám to tady kdo vtlouká za hřebíčky do hlavy?!
Když vyvinete čerpadlo s tak velkým výkonem, že se vám nedaří vyvinout trysku s komorou, no tak to pracně rozdělíte na více komor. (joj, to je voda na davidův mlýn :-)

Když to přeženu, dám analogii, nikdo nezačíná stavět všechny části domu souběžně. nejprve jsou základy (přítok paliva pod jakým tlakem) a ty když mám, tak vím, co na nich lze postavit.



TAKŽE, PANE MILANE081, VE STROJAŘINĚ A JAKÉKOLIV JINÉ KONSTRUKCI EXISTUJE JEDINĚ PAK. Vše má svůj postup a vždy se postupuje od nejsložitějšího, protože to má nejvyšší riziko, že se to nepovede zkonstruovat. Při marginální evoluci (praxe v dnešním spotřebním průmyslu i infrastrukturním průmyslu) pak lze vyvíjet souběžně všechny části, protože pokud vývoj určité části selže, lze ji obvykle bez velkých problémů a jen s drobným odchýlením se od požadavků, nahradit celky ze starší verze dané konstrukce.

---

Milan081 - 26/2/2013 - 13:27

Ježiš tady je to horší než ve zvláštní škole :-) dyt si sam odporujete SAMOZŘEJME se jedna o evoluci SAMOZREJME vyjdou ze zkusenosti co maji (pokud mají) ale kdyz dostanou za ukol zkonstrovat cerpadlo na otazku na co bude pouzite NEBUDE "odpoved nevime - uvidime podle vykonu" ale bude to pomerne presne definovane podle zadani ukolu a soubezne uz se delaji i dalsi casti motoru - stjene tak jako ve vasem priklade vzali uz existujici CELY motor a cil byl udelat zase jiny CELY motor - odpoved uz mne nezajima takhle dikuze uz stejne spadla na uroven novinek.cz

---

kratas - 26/2/2013 - 15:43

citace:

---

No tak to se tedy nenavrhovalo, nenavrhuje a nebude navrhovat souběžně
!!!!!

Co to je za nesmysl! Pokud nám tady se strojařinou nekecáš, tak víš že téměř nic se nikdy nevyrábí od píky. Vše je většinou jen evoluce. Když VW zaváděl FSI, tak taky neudělal nový motor, ale vzal ten původní a jen zásadně upravil vstřikovací hlavu a spalovací prostor válce...

---

Kdyz uz to chces vedet. Co se tyka motoru TSI, zustal pouze zdvih a prumer valce, jinak se vse delalo znovu. Od bloku, hlavy, pistu, ojnic, klikoveho hridele spalovaciho prostoru, mazani, chlazeni, sani, vyfuku atd. Jo vyslo se s existujiciho motoru, ale vse se muselo prekopat.

---

cernakus - 26/2/2013 - 19:11

Martine, TSI a FSI jsou dvě naprosto různé věci. Budeš asi mladík, takže tě omlouvá fakt, že FSI je technologie někdy z roku 2000, tudíž jsi ji tehdy nemusel postřehnout.

---

yamato - 26/2/2013 - 20:28

citace:

---

Ježiš tady je to horší než ve zvláštní škole :-)

---

klidek, to je cernakus-style, uz skoro kazdy si tym presiel najskor ta skritizuje jak maleho jozka zo skolky, potom blahosklonne uzna ze s tvojim nedostatocnym vzdelanim si to nemohol vediet, a potom prida nejake uzitocne info. Treba ignorovat prve dve fazy a je to fajn

---

PINKAS J - 7/3/2013 - 06:51

V souvislosti s plánovanými superraketami jako CZ9, SLS a případnou novou ruskou Energií vyvstává zajímavá otázka, co je lepší – sériové řazení stupňů při startu, nebo paralelní řazení, což nejčastěji bývá centrální stupeň + postranní boostery.

Sériové řazení měla a má celá řada raket: většina vojenských (kvůli průměru) dále např. Titan, Saturn 1, Saturn 5, N1, Proton, Zenit, Falcon 9, Ares 1, základní provedení Atlasů , Delt a další.
Éru paralelního řazení zahájila R7 a následující Sojuzy, dále Titan 4, STS, Atlasy a Delty s boostery, Delta IV Heavy, Ariane, Energia, čínské rakety, Ares 5, SLS, Falcon 9 Heavy, Angara aj.

Předností sériového řazení je, že při stejném palivu má pro LEO ve 2-stupňovém provedení teoreticky lepší parametry, než 1,5 - stupňová raketa (paralelní řazení), neboť prázdná hmota 2. stupně, který dosahuje téměř oběžnou rychlost by měla být u 2-stupňového sériového řešení menší než centrálního stupně paralelního řazení. To ale neplatí absolutně, závisí na Isp motorů, na rozdělení výkonu i Isp na jednotlivé stupně (nebo boostery), na konstrukčním čísle.

Příkladem může být srovnání dvoustupňového Saturnu V s STS. O nosnosti dvoustupňového Saturnu 5 nikde není konkrétní údaj. Jen že vynesl Skylab o hmotě 77 tun, ale na dráhu 427/439 km se sklonem 50°. Nosnost třístupňového Saturn V na LEO se udává 120 tun (někde až 127tun), ale to je na velmi nízkou parkovací dráhu (např. A17 to bylo jen 167 km / 28°). Pro park. dráhu pracuje ještě třetí stupeň 165 sec, pro TLI pak 335 sec. Takže skutečnou nosnost 2, stupňového Saturnu V na dráhu ISS (400 km/51,6°) odhaduji 80-90 tun. Startovní váha 2.stupňového Saturn V včetně nákladu je cca 2860 tun

STS má boostery s nižším ISP než F1 Saturnu, přesto při startovní váze jen 2030 tun vynese Shuttle o váze 100 tun. Když odečtu hmotu 3 motorů SSME ( 9500 kg) + uchycení cca 2000 kg , dostanu nosnost STS na LEO cca 88 tun. U Energie , která má lepší boostery se udává nosnost 100 tun. Takže teoretická výhoda klasického sériového řešení se prakticky neprojevuje, ale projevuje se podstatná nevýhoda velmi malé variability v nosnosti. Naopak paralelní řazení při startu umožňuje stejné základní raketě změnou boosterů velmi široký rozsah nosností , což široce používají hlavně Atlasy, Delty, nejpružnější bude Angara, která navíc bude mít nejméně 2 varianty vrchních stupňů. Variabilní má být také vyvíjený SLS. Další velkou výhodou paralelního řazení je, že všechny motory startují na rampě, takže při jakémkoliv problému je možno start stopnout (kromě boosterů na TPH). Takže jak to vypadá, superrakety asi budou mít paralelní řazení a rovněž tak většina raket označovaných EELV.

Pozn: stále mi není jasno, proč u prvé varianty SLS která má letět 2017 , ačkoliv má prodlouženou nádrž oproti STS , má 4 motory oproti 3 motorům STS, má stejné SRB, se udává nosnost na LEO jen 70 -77 tun.
Ještě chci vysvětlit: příčí se mi udávat startovní hmotu v tunách, proto píšu raději startovní váhu. Škoda že není vžitá nějaká jednotka Kkg.

---

Lusyen_ - 13/3/2013 - 09:30

Rád by som sa spýtal na nejaké novinky okolo motoru VASIMR ale jemu podobnej technológie,,, ospravedlňujem sa ak tu na fóre tie informácie sú,,,, nemal som zatial veľa času preštudovať si staršie príspevky

---

David - 28/4/2013 - 15:15

V L+K 16/88 str. 24/624 jsem objevil článek autorů Ing. B. Růžičky CSc. a Vladimíra Kodeše " Pohon rakety Eněrgia " , z něhož cituji :
... Tak například bylo oznámeno, že na prvním stupni jsou umístěny nesilnější a nejvýkonnější nekryogenní motory na světě. ... Z formulace zprávy v tisku se dalo usuzovat, že jde o raketový motor s jedinou spalovací komorou ... Předvedení makety dalo jasnou odpověď ... byla opět uplatněna vícekomorová koncepce. ... Zde je třeba podoktnout, že na myšlenku vícekomorového uspořádání přišel jako první A.M.Isajev. ... v létech 1946-1950 při vývoji pozemní protiletadlové řízené rakety R 101, pro kterou byl původně určen raketový motor U-8000 ... o tahu 78,45 kN. Vzhledem k destrukčnímu účinku vibrací v oblasti rezonančního kmitočtu za chodu motoru, KTERÝ ZBRZDIL VČASNÉ DOKONČENÍ, se Isajev rozhodl spojit do svazku čtyři již dříve realizované a osvědčené raketové motory po 19,61 kN ...

Z článku cituji proto, že podporuje můj názor, že " čtyřkomorová" koncepce je propagandistický trik za účelem maskovat momentální neschopnost postavit dostatečně silný motor, resp. v případě srovnávání s americkým F-1 i úporná snaha mít všechno nej... .

---

Agamemnon - 28/4/2013 - 16:02

david... vieš, čo je problém?

že ty nechápeš, čo znamená ťah motora... prípadne, čo znamená špecifický impulz motora... etc etc
nechápeš, aký to má dopad na výkon nosiča... aký má dopad ťah... aký má dopad špecifický impulz... aký má dopad to, že motor má 1 alebo 4 komory... alebo aký je dopad t/w motora na nosič...

preto sa ty potom točíš stále dokola a stále dokola vyťahuješ úplne nepodstatné články a fakty... nepodstatné pre reálny svet a pre samotný výkon nosiča...
v princípe... ťah motora je plus-mínus nepodstatná charakteristika pre výkon nosiča...

už sme ti tu viacerí napísali, že hlavný rozdiel medzi motormi rd-170(1) a f-1 je špecifický impulz a nie ťah... ťah je tam úplne nepodstatný... takisto je nepodstatné to, že rd-170 má o pár drobných väčší ťah...
špecifický impulz, david... špecifický impulz...

takže choď študovať...
ale ako ukázala minulosť, tak všetci vieme... že teba vôbec reálny svet a fakty nezaujímajú a ide ti len o ideologické nezmysly vytrhnuté z reality, a často aj nepravdivé... ale to je tebe jedno, pretože teba nezaujíma skutočnosť...
ani nemáš snahu sa čokoľvek naučiť, zistiť ako veci skutočne fungujú a tak... a to si tu už pár krát dostal priamo linky, kde treba začať...
[Edited on 28.4.2013 Agamemnon]

---

Agamemnon - 28/4/2013 - 16:06

citace:

---

Rád by som sa spýtal na nejaké novinky okolo motoru VASIMR ale jemu podobnej technológie,,, ospravedlňujem sa ak tu na fóre tie informácie sú,,,, nemal som zatial veľa času preštudovať si staršie príspevky

---

sorry, až teraz som si všimol túto otázku viem, že trochu neskoro...

ale - je tu téma o vasimr...
http://www.kosmo.cz/modules.php?op=modload&name=XForum&file=viewthread&tid=1493

problém s vasimr je, že nie je o ňom veľa informácií... čiastočne závisí na v súčasnosti nereálnom zdroji energie (jadrový reaktor?) a existujú motory s lepším Isp, aj lepším ťahom ako je vasimr... kde ale on dokáže vymeniť Isp za ťah...
vasimr je celkom dosť veľký hype... viac hype ako reálny prínos (toť môj názor - hype > prínos)
[Edited on 28.4.2013 Agamemnon]

---

Alchymista - 28/4/2013 - 16:07

David - Akýže to motor bol napokon použitý?
Pretože Isajevova R-101 bola pokračovaním vývoja rakety Wasserfall a pokiaľ viem, nikdy nebola dokončená.

Mimochodom, david (ako obvykle) pletie hrušky s jablkami - raketa Wasserfall i jej ruský následník mali pretlakovú dodávku paliva, takže zväzok štyroch motorov a štvorkomorová pohonná jednotka sú prakticky nerozlíšiteľné, a je to len hra so slovíčkami. Na rozdiel od motorov s turbočerpadlom, kde je to zrejmé:
- jedno turbočerpadlo na jednu komoru -> zväzok motorov
- jedno turbočerpadlo na niekoľko komôr -> jeden viackomorový motor
[Upraveno 28.4.2013 Alchymista]

---

Agamemnon - 28/4/2013 - 16:10

david:
ešte jedna vec... prestaň tu vyťahovať 30 rokov staré články... navyše ešte z doby, kedy fakty boli utajené a pod... kde o väčšine údajov sa autor článku len dohaduje, a nevie aká je skutočnosť...

v súčasnosti sa ku všetkým informáciam dá priamo dostať... sú dostupné schémy všetkých tých motorov... ako ruských, tak aj amerických...
dostupné sú výsledky testov aj techn. špecifikácie tých motorov... od rôznych organizácií, od rôznych krajín...
všetko sa vie, všetko je verejné...

nie je potrebné, aby si tu argumentoval pochybnými dohadmi z dávneho obdobia, kedy sa ku informáciam nedalo dostať...

---

David - 29/4/2013 - 05:36

Článek, který jsem citoval pochází nejen od na slovo vzatého odborníka, ale též z období " glasnosti", krom toho nelze toho, kdo mohl za totality publikovat podezírat z nepřejícnosti k SSSR. Z článku jasně plyne jeho zklamání, že Sověti nejen, že jako vždy balamutili svět, ale že ve skutečnosti nedokázali postavit funkční motor který by byl třídy F-1 a aby dosáhli jeho výkonu museli opět spojit čtyři daleko menší / s čtvrtinovým výkonem /. Samozřejmě nechci nikomu nutit svůj názor, ale myslím že na veřejně přístupném fóru mají zaznít i menšinové názory, což přispěje k rozšiřování obzorů nás nedávno narozených, nebo náhodných návštěvníků.

---

Agamemnon - 29/4/2013 - 08:52

citace:

---

Samozřejmě nechci nikomu nutit svůj názor, ale myslím že na veřejně přístupném fóru mají zaznít i menšinové názory, což přispěje k rozšiřování obzorů nás nedávno narozených, nebo náhodných návštěvníků.

---

jj, mensinove nazory kludne...
ale ty popieras fakty... navyse ich popieras z pozicie, ze nerozumies tym veciam, o ktorych pises... a co je najhorsie - ani nemas snahu sa nieco naucit...
a este... popieras aj veci, ktore sme ti tu priamo vyargumentovali, a ukazali sme ti, ze tvoj nazor je nespravny (pretoze existuju fakty a skutocnost, ktore ukazuju opak)... nielen o motoroch, ale napr. aj o tych riadiacich pocitacoch nosicov...
jednoducho ty nevies, o com rozpravas, ale rozpravas to stale dokola...

a znovu - rd-171 zvysi nosnost saturnu v o nejakych 30-35 t na leo nie kvoli tahu... ale vdaka specifickemu impulzu...

btw - ked chces pouzivat argumentaciu a hadanie sa o nezmysloch, tak nech sa paci:
odkazy na americke dokumenty (vratane dokumentov priamo od nasa, ula, etc), ktore hovoria o tom, ze rd-171 (rd-180) su 1 motor:
(toto video je velmi zaujimave, hlavne pre teba david... mozno by ti to otvorilo oci, hovori tam kopa inzinierov z ula, lockmartu, boeingu a tak)
http://www.ulalaunch.com/site/pages/Products_AtlasV.shtml
http://www.nasa.gov/pdf/427652main_PMC_2010_Pech_Russian.pdf
http://www.nasaspaceflight.com
http://www.astronautix.com/engines/rd180.htm
a takychto dokumentov je kopa po internete... co keby si zacal studovat?

je mi ale jasne, ze ty, ako hlavny sefinzinier pre americke raketove motory, mas lepsie informacie ako ULA, pripadne ludia z NASA a tak

btw -
uz vies, co je to specificky impulz? alebo aky ma dopad na nosic? alebo aky ma dopad zmena tahu na nosic?
ci este stale sa odmietas cokolvek naucit?
[Edited on 29.4.2013 Agamemnon]

---

PinkasJ - 29/4/2013 - 10:43

Davide, pro Vás by byla asi hrozná duševní muka připustit, že Rusové mají nějaké raketové motory lepší než v USA , což jsou prakticky všechny LOX/RP a NTO/ UDMH motory. O tom, jak mnoho výhod má čtyřkomorové uspořádání hlavně u vysoce výkonných motorů třídy RD 171 bylo napsáno dost. Podobně to platí u víceválcových motorů oproti jednoválcovým, také se ty druhé nemohou vyrovnat těm prvým. Konstruktéru rakety je jedno, zda je motor 1-komorový nebo 2 nebo 4 komorový. Pro něho je rozhodující tah, spotřeba (tedy Isp), možnost řízení rakety ve všech 3 osách a rozměry. Máte bohužel smůlu, že v USA dodnes nevyrobili LOX/RP motor, který by se přiblížil technickými parametry motoru RD 171 (vyvinutý před 30 roky). Ten má turbočerpadlo o výkonu 160 MW (cca 4 x výkonnější než F1), vysoké Isp (tj.nízkou spotřebou) , což značně zvyšuje nosnost raket, má nejen ve vakuu, ale i u země vyšší tah než F1 ( 760 tun oproti 690 tun F1). Tím vůbec nechci snižovat parametry F1. Ve své době to byl motor s daleko nejvyšším tahem, ale již tehdy s vyšší měrnou spotřebou než jeho současník NK33. Necháme se překvapit, jaký kerolox motor vyvinou pro boostery SLS. Vsadil bych se, že nedosáhne parametrů RD 171, spíše použijí kvůli ceně a úspoře vývojových nákladů opět F1. Přesto budou tyto boostery značně lepší než SRB a viděl bych to jako rozumnou volbu.. Nejnovější US kerolox motor Merlin 1D ani zdaleka nedosahuje parametrů 40 let starých NK33 co se týče tahu ani spotřeby. Proto i Musk prohlásil, že budoucnost vidí v motorech s uzavřeným cyklem.

---

cernakus - 29/4/2013 - 11:05

citace:

---

Článek, který jsem citoval pochází nejen od na slovo vzatého odborníka, ale též z období " glasnosti", krom toho nelze toho, kdo mohl za totality publikovat podezírat z nepřejícnosti k SSSR. Z článku jasně plyne jeho zklamání, že Sověti nejen, že jako vždy balamutili svět, ale že ve skutečnosti nedokázali postavit funkční motor který by byl třídy F-1 a aby dosáhli jeho výkonu museli opět spojit čtyři daleko menší / s čtvrtinovým výkonem /. Samozřejmě nechci nikomu nutit svůj názor, ale myslím že na veřejně přístupném fóru mají zaznít i menšinové názory, což přispěje k rozšiřování obzorů nás nedávno narozených, nebo náhodných návštěvníků.

---

Davide, problém je, že ing. Růžička v roce 1988 je menší odborník, než já v roce 2013. Stejně jako Euler 1755 byl v matematice vzdělán méně než já v roce 2013. Ne proto, že bych byl snad chytřejší, ale prostě proto, že mám dnes k dispozici více informací než měli tehdy oni.

Tvrdošíjně tedy trvat na závěrech ing. Růžičky z roku 1988 je tedy liché a jedná se o nepravdy. To co předvádíš není přístup vědecký, ve vědě totiž neexistuje názor menšinový a většinový na jev dokonale prozkoumaný. Koule je z vědeckého hlediska kulatá a menšinový názor, že je to možná nekonečno-stěn je prostě jen názor pošuků, konspirátorů a věčných oppurtunistů. Žádný menšinový názor.

Ovšem v tom je problém u vás humanitně vzdělaných, humanitní "věda" totiž ve skutečnosti není a nikdy nebyla věda. Nepracuje se v ní vědeckými postupy, protože v humanitním oboru je důležitá nejen pozice a vlastnosti jevu pozorovaného, ale i pozorovatele. Tedy v humanitní "vědě" může platit, že 100 lidí, 100 chutí. Ale v regulérní vědě nee (teorie, které nemůžeme dokázat, například teorie superstrun a pod. jsou svým pojetím blíže filozofiím a jsou tedy v podstatě humanitní vědou, nežli vědou přírodovědní. To se změní, až některou teorii o hmotě definitivně prokážeme a ostatní tím vyvrátíme).

Tvůj menšinový názor je tedy stejně validní, jako Vladův, že Amigos celý Měsíc nafilmovali někde na Zemi. Tedy je vědecky nepravdivý.

Mimochodem, už jsem ti snad dokáztal, že Gluško dokázal postavit jednokomorvý motor v třídě tahu F-1 a dokonce výkonnější (výkon = tah*Isp/2) na méně výkonné palivo N2O4/UDMH a to RD-270. Nedávno jsem zjistil, že na tomto motoru, aby jej prosadil, také na standu zkoušel kombinaci N2O4 a pentaboranu, tedy ještě toxičtější kombinace než s hydrazinem, ovšem motor dosáhl ještě vyšší tahu než F1 (7MN při hladině moře) a dokonce vyšší výkonu než RD-170! (díky mnohem vyššímu Isp). Samozřejmě extrémní toxicita pentaboranu a hlavně násilné ukončení prací na RD-270 nikdy nezavedl motor do raket, ale to nic nemění na tom, že stejnou třídu ve stejné době Sověti uměli.

Dále pak v roce 1988 ing. Růžička nemohl vědět, že RD-170 byl od počátku konstruován jako znovupoužitelný (tato informace byla odtajněna až v roce 1992), takový motor vyžaduje, aby byla spalovací komora i tryska opotřebovávána symetricky a nebo alespoň předvídatelně. To u motorů s velkou spalovací komorou, jako byl F1, nelze přesně spočítat, protože prostor je tak velký, že v něm dochází k náhodným detonacím a vírům. Nezapomínej, jak se s nimi vypořádali Američané, pomocí pokus/omyl s náložemi ve spalovací komoře. Tedy motor F-1 z principu byl schopen vydržet jen zlomek celkové doby hoření ve srovnání s vícekomorovým RD-170.
Tedy máme zde 3 parametry, které byly díky vícekomorové koncepci lepší než kdyby byla zvolena koncepce jednokomorová:
1) Vyšší Isp
2) Jednodušší a výkonnější řiditelnost
3) Delší celková životnost

Bylo by hezké, kdyby jsi jednou navždy pochopil, že motor není konstruován samoúčelně, ale pro nějakou aplikaci. A aplikací RD-170 byl motor pro nejlepší nosný systém všech dob, který njespíše ani po 30ti letech nebude překonán (SLSkem). Sověti se snažili udělat ten motor pro tento systém a ne aby si pro nějakého internetového davida kompenzovali ego.

---

Agamemnon - 29/4/2013 - 12:06

citace:

---

Necháme se překvapit, jaký kerolox motor vyvinou pro boostery SLS. Vsadil bych se, že nedosáhne parametrů RD 171

---

nedosiahne urcite...
z toho, co sa da najst rozne po nsf, tak americania na to, aby porovnatelny motor postavili, nemaju cas, peniaze, a mozno ani schopnosti (dokonca sa tam par inzinierov vyjadrilo, ze jedna vec je, ze pwr ma kompletnu dokumentaciu ku rd-180 a nieco uplne ine je ten motor vyrobit - ze si nie su isti, ci vobec by pwr boli schopni ten motor postavit v sucanosti)

takze ta verzia f-1 je celkom realna...
imo, ale, vzhladom na rozne lobby (cca to z nsf vyplyva) to vidim na 5-seg srb od atk (ten je aj najdalej vo vyvoji, myslim)

---

dodge - 29/4/2013 - 12:38

citace:

---

citace:

---

Článek, který jsem citoval pochází nejen od na slovo vzatého odborníka, ale též z období " glasnosti", krom toho nelze toho, kdo mohl za totality publikovat podezírat z nepřejícnosti k SSSR. Z článku jasně plyne jeho zklamání, že Sověti nejen, že jako vždy balamutili svět, ale že ve skutečnosti nedokázali postavit funkční motor který by byl třídy F-1 a aby dosáhli jeho výkonu museli opět spojit čtyři daleko menší / s čtvrtinovým výkonem /. Samozřejmě nechci nikomu nutit svůj názor, ale myslím že na veřejně přístupném fóru mají zaznít i menšinové názory, což přispěje k rozšiřování obzorů nás nedávno narozených, nebo náhodných návštěvníků.

---

Davide, problém je, že ing. Růžička v roce 1988 je menší odborník, než já v roce 2013. Stejně jako Euler 1755 byl v matematice vzdělán méně než já v roce 2013. Ne proto, že bych byl snad chytřejší, ale prostě proto, že mám dnes k dispozici více informací než měli tehdy oni.

Tvrdošíjně tedy trvat na závěrech ing. Růžičky z roku 1988 je tedy liché a jedná se o nepravdy. To co předvádíš není přístup vědecký, ve vědě totiž neexistuje názor menšinový a většinový na jev dokonale prozkoumaný. Koule je z vědeckého hlediska kulatá a menšinový názor, že je to možná nekonečno-stěn je prostě jen názor pošuků, konspirátorů a věčných oppurtunistů. Žádný menšinový názor.

Ovšem v tom je problém u vás humanitně vzdělaných, humanitní "věda" totiž ve skutečnosti není a nikdy nebyla věda. Nepracuje se v ní vědeckými postupy, protože v humanitním oboru je důležitá nejen pozice a vlastnosti jevu pozorovaného, ale i pozorovatele. Tedy v humanitní "vědě" může platit, že 100 lidí, 100 chutí. Ale v regulérní vědě nee (teorie, které nemůžeme dokázat, například teorie superstrun a pod. jsou svým pojetím blíže filozofiím a jsou tedy v podstatě humanitní vědou, nežli vědou přírodovědní. To se změní, až některou teorii o hmotě definitivně prokážeme a ostatní tím vyvrátíme).

Tvůj menšinový názor je tedy stejně validní, jako Vladův, že Amigos celý Měsíc nafilmovali někde na Zemi. Tedy je vědecky nepravdivý.

Mimochodem, už jsem ti snad dokáztal, že Gluško dokázal postavit jednokomorvý motor v třídě tahu F-1 a dokonce výkonnější (výkon = tah*Isp/2) na méně výkonné palivo N2O4/UDMH a to RD-270. Nedávno jsem zjistil, že na tomto motoru, aby jej prosadil, také na standu zkoušel kombinaci N2O4 a pentaboranu, tedy ještě toxičtější kombinace než s hydrazinem, ovšem motor dosáhl ještě vyšší tahu než F1 (7MN při hladině moře) a dokonce vyšší výkonu než RD-170! (díky mnohem vyššímu Isp). Samozřejmě extrémní toxicita pentaboranu a hlavně násilné ukončení prací na RD-270 nikdy nezavedl motor do raket, ale to nic nemění na tom, že stejnou třídu ve stejné době Sověti uměli.

Dále pak v roce 1988 ing. Růžička nemohl vědět, že RD-170 byl od počátku konstruován jako znovupoužitelný (tato informace byla odtajněna až v roce 1992), takový motor vyžaduje, aby byla spalovací komora i tryska opotřebovávána symetricky a nebo alespoň předvídatelně. To u motorů s velkou spalovací komorou, jako byl F1, nelze přesně spočítat, protože prostor je tak velký, že v něm dochází k náhodným detonacím a vírům. Nezapomínej, jak se s nimi vypořádali Američané, pomocí pokus/omyl s náložemi ve spalovací komoře. Tedy motor F-1 z principu byl schopen vydržet jen zlomek celkové doby hoření ve srovnání s vícekomorovým RD-170.
Tedy máme zde 3 parametry, které byly díky vícekomorové koncepci lepší než kdyby byla zvolena koncepce jednokomorová:
1) Vyšší Isp
2) Jednodušší a výkonnější řiditelnost
3) Delší celková životnost

Bylo by hezké, kdyby jsi jednou navždy pochopil, že motor není konstruován samoúčelně, ale pro nějakou aplikaci. A aplikací RD-170 byl motor pro nejlepší nosný systém všech dob, který njespíše ani po 30ti letech nebude překonán (SLSkem). Sověti se snažili udělat ten motor pro tento systém a ne aby si pro nějakého internetového davida kompenzovali ego.

---

Tento ohlas na Davida je typickým příkladem názoru člověka, který si myslí, že celé generace konstruktérů byli naprostí idioti, a historie konstrukce motorů se začala psát teprve až velký ON se začal problematikou zabývat. Bohužel ho musím vyvést z omylu, a důvěrně mu sdělit, že ve vědě a technice existují stále platné pravdy a závěry ing. Růžičky ohledně vícekomorových motorů jsou stále platné a potvrzené praktickým použitím motorů, proti jsou stavěna jen zbožná přání, která nikdy nebyla ověřená operačním nasazením na nosičích s nosností srovnatelnou se Saturnem V a nikdy nepřesáhla stadium zkoušek.

---

Agamemnon - 29/4/2013 - 13:08

citace:

---

Tento ohlas na Davida je typickým příkladem názoru člověka, který si myslí, že celé generace konstruktérů byli naprostí idioti, a historie konstrukce motorů se začala psát teprve až velký ON se začal problematikou zabývat. Bohužel ho musím vyvést z omylu, a důvěrně mu sdělit, že ve vědě a technice existují stále platné pravdy a závěry ing. Růžičky ohledně vícekomorových motorů jsou stále platné a potvrzené praktickým použitím motorů, proti jsou stavěna jen zbožná přání, která nikdy nebyla ověřená operačním nasazením na nosičích s nosností srovnatelnou se Saturnem V a nikdy nepřesáhla stadium zkoušek.

---

- energia letela
- rd-170 lieta pravidelne... rd-180 lieta pravidelne... aj rd-107/108/117/118 lietaju pravidelne... s velkym uspechom dokonca (da sa povedat, ze rd-107/108/117/118 lietaju na najuspesnejsom nosici historie)
- stale plati, ze rd-170 je lepsi motor ako f-1, a nema to nic spolocne s tahom tych motorov (btw - to porovnanie je nefair... rd-170 je motor vyvinuty o 20 r neskor... je predpokladatelne, ze bude lepsi, co aj je)
- ty uz si tiez prezentoval, ze ta cisla nezaujimaju, ak ti nesedia do tvojej ideologie... nielen david...

a teraz to hlavne:
- ty tu prides obvinit ludi, ze ignoruju zavery nejakeho ruzicku, ktory ich ma z druhej ruky... ale pri tom ty sam ignorujes novsie poznatky a dokonca priamo od ludi, co s tymi motormi robia a ich pouzivaju - a dokonca su to americania (pozri si to video napr., alebo tie rozne dokumenty)... takze pre buducnost prv rozmyslaj, co vlastne napises...
- od cias ruzicku sa tie veci zverejnili... je ovela viac informacii, ovela lahsie pristupnych a z viacerych zdrojov ako boli vtedy... pouzivaju tie zariadenia rozne spolocnosti... je samozrejme, ze tym, ze sucasne informacie a specifikacie maju vacsiu hodnotu ako tie, co pouzil ruzicka... a teda aj zavery ruzicku sa pod vplyvom teraz uvolnenych informacii stavaju neplatnymi...

- alebo si hadam myslis, ze newtonove rovnice platia aj pre telesa pohybujuce sa rychlostou blizkou rychlosti svetla? pretoze podla toho, co si napisal, tak si to zjavne myslis...

---

cernakus - 29/4/2013 - 13:10

jo dodge a jeho Slovo Boží nám tu ještě chybělo, málem jsem zapomněl.
Ve tvém stínu david vypadá hnedle lepší. On se totiž alespoň snaží argumentovat.

Mimochodem, vyšší reálnou nosnost než Saturn V měly nejen Eněrgija, ale i STS. Saturn V dostal na LEO prokazatelně nejvýše 77 tun (Skylab). Jak Eněrgija, tak STS dokázaly na orbitu dostat 105 (Buran) a 109 (STS) tun.
To jen k tý tvý "praxi".

Zbytek tvého slintu nemá cenu rozporovat, je to ostatně Slovo Boží, Dodge Ámen.

---

yamato - 29/4/2013 - 13:30

citace:

---

Saturn V dostal na LEO prokazatelně nejvýše 77 tun (Skylab).

---

v dvojstupnovej verzii. Kazdy mesacny Saturn V vyniesol na parkovaciu LEO celu lunarnu zostavu plus S-IVb, ovsem cast dV poskytol samotny S-IVb, islo teda defacto o trojstupnove usporiadanie. K presnym cislam som sa nedopatral, ale zostava apollo + S-IVb mala urcite viac ako 77 ton.

---

dodge - 29/4/2013 - 13:48

citace:

---

citace:

---

Saturn V dostal na LEO prokazatelně nejvýše 77 tun (Skylab).

---

v dvojstupnovej verzii. Kazdy mesacny Saturn V vyniesol na parkovaciu LEO celu lunarnu zostavu plus S-IVb, ovsem cast dV poskytol samotny S-IVb, islo teda defacto o trojstupnove usporiadanie. K presnym cislam som sa nedopatral, ale zostava apollo + S-IVb mala urcite viac ako 77 ton.

---

Hmotnosti vynášené Saturnem V na LEO při letech Apolla se pohybovala v rozmezí 130 - 135 tun.

---

PinkasJ - 29/4/2013 - 14:04

Saturn 5 dostal na LEO prokazatelně 77 tun ve dvoustupňové variantě, kdežto Energia a STS dokonce jen v 1,5 stupňové kolem 100 tun. Ovšem Saturn 5 ve 3-stupňové variantě dostal na velmi nízkou (přechodovou) LEO cca 125 tun, když zhruba odečteme poměrnou část hmoty motoru a nádrží 3. stupně (ve fázi práce do LEO), který pak provedl TLI k Měsíci. Ovšem musí se také vzít v úvahu parametry drah – velmi nízká přechodová LEO měsíčního Saturnu 5, poměrně vysoká dráha Skylab i ISS, kam STS létal, a také rozdílné slony drah.

Jinak je třeba zdůraznit, že jak F1 tak NK33 byly ve své době revoluční motory, ale každý v jiném směru: F1 velikostí a tahem při použití výkonově a rozměrově zvětšené stávající technologie motorů a tím i jejich stávající účinnosti. NK33 znamenal technickou a technologickou revoluci uzavřeného cyklu, která podstatně ovlivnila další vývoj raketových motorů počínaje RD 170, SSME a dalších. V oblasti keroloxů zvládli zatím tuto technologii jen Rusové.
[Upraveno 29.4.2013 PinkasJ]

---

Agamemnon - 29/4/2013 - 14:20

podla astronautix ma saturn 5 (trojstupnovy) nosnost 118 t na leo 185x185 km (nizke, parkovacie) s inklinaciou 28
[Edited on 29.4.2013 Agamemnon]

---

cernakus - 29/4/2013 - 14:43

Pánové já nezpochybňuji nosnost Saturn-V. Jen jsem použil dodgeho argumentovací logiku a ta říká, že Saturn-V dostal na LEO buď 77 tun a nebo 45 tun na TLI. Podle dodgeho "praktické" logiky Saturn-V na LEO nikdy nic těžšího než právě Skylab nevyvezl. Třístupňová nosnost na LEO je jen dopočítaná, tedy prakticky dosáhnuta nikdy nebyla. Doufám, že jste mi porozuměli.

---

yamato - 29/4/2013 - 15:21

neboj, my rozumeli co ty chapes
len som to chcel upresnit, lebo nie je saturn V ako saturn V

---

alamo - 29/4/2013 - 15:50

a bolo vôbec technicky možné aby trojstupňový saturn 5 čokoľvek na nízku dráhu vyniesol?
v zásade bol stavaný na vynesenie presne toho zaťaženia čo mal niesť k mesiacu, a pod 118 tonami by sa asi "ohol"..
potom je tu asi "chyták" s dobou za akú jednotlivé stupne fungovali..
prví fungoval približne dva a pol minúty
druhý približne šesť minút
tretí dohromady (aj s reštartom) sedem minút
nebolo by nutné celú tú dobu chodu skrátiť, a "narvať" do doby fungovania prvého a druhého stupňa?

---

cernakus - 29/4/2013 - 15:54

Saturn V v třístupňové verzi na LEO nic nevynášel. Vždy po vyhoření třetího stupně už byla sestava na TLI. To je právě záludnost té dodgeho logiky.
My s běžnou logikou, víme, že Satrun V měl sílu dostat na LEO 120+ tun (hmotnost sestavy Apollo+S-IVB+zbytokvého paliva). Samozřejmě pro nás s běžnou logikou, je také těžko zpochybnitelný fakt, že RD-170 je JEDEN čtyřkomorový motor.

---

cernakus - 29/4/2013 - 16:03

citace:

---

a bolo vôbec technicky možné aby trojstupňový saturn 5 čokoľvek na nízku dráhu vyniesol?
v zásade bol stavaný na vynesenie presne toho zaťaženia čo mal niesť k mesiacu, a pod 118 tonami by sa asi "ohol"..
potom je tu asi "chyták" s dobou za akú jednotlivé stupne fungovali..
prví fungoval približne dva a pol minúty
druhý približne šesť minút
tretí dohromady (aj s reštartom) sedem minút
nebolo by nutné celú tú dobu chodu skrátiť, a "narvať" do doby fungovania prvého a druhého stupňa?

---

Ne to technicky možné samozřejmě nebylo. Musela by se zásadně upravit kostra Saturnu-V. Celý Saturn-V byl spočítán tak, aby vydržel s 50 tunami na S-IVB. Při dvou a půl násobné hmotnosti by se konstrukce zhroutila.
Ale s těmi úpravami se počítalo. Zvýšenou hmotnost konstrukce by kompenzovaly motory F-1A, takže nevidím důvod, proč by nakonec nebyl Saturn-V schopen vynést 120+ tun na LEO.
Co se týče zkrácení - ono by to vyšlo z toho, že by těžko u S-IVB mohl být jen jeden J-2, musely by tam být dva nejméně, protože jinak by jeden stotunový J-2 tlačil ještě na suborbitální dráze 250 tun a to by opravdu nevytlačil. Kjonstrukčně by to nebyl zásadní problém, S-IVB byl dost široký, aby se tam 2 motory J-2 vešly.

---

alamo - 29/4/2013 - 17:46

uno momento..
dalo by sa dokonca povedať, že snažiť sa čokoľvek dopraviť na LEO pomocou trojstupňovej varianty saturnu 5, by bolo dokonca vyslovene neefektívne?

---

cernakus - 29/4/2013 - 18:05

To těžko říci. Fakt, je že motory J-2 byly svou sílou na hraně v každém stupni. Problém byl, že v S-II by nebylo možné zvýšit počet motorů z fyzikálních důvodů. Pokud by tedy bylo navýšeno palivo v stupni S-II o cca 150 tun (120tun S-IVB plus 30 tun dáno vyšší hmotností konstrukce) tak by motory hořely o 25% déle. Což by možná už nevydržely zase z teplotních důvodů.

Celý Saturn-V byl od počátku navrhován příliš jednoúčelově. Samozřejmě teoreticky, když si člověk bude hrát jen s Isp, hmotnostmi a tahy motorů, tak čím více stupňů tím lepší nosnost. Ale to je teorie, v praxi se pak naráží právě na překážky, které jsem zmínil (jako prostorové uspořádání, či příliš dlouhá doba hoření či nízká akcelerace v suborbitální části trajektorie).

Osobně tedy nedokáži relevantně odhadnout, zdali by byla lepší koncepce dvou stupňového s prodlouženým druhým stupněm nebo třístupňového se zesílenou konstrukcí.

EDIT: Ale koncepce moderních raket (Zenit, Atlas, Delta, Ariane, Angara, H-2) a superraket Eněrgije(Vulkánu) a SLS napovídá, že třístupňová koncepce pro LEO není výhodná. Že výhodnější je koncepce 1,5-2,5 stupňová.

Je třeba taky brát v potaz (u třístupňové koncepce) celkovou délku rakety při startu. Ona totiž 2,5 težší zátěž místo Apolla by měla cca 2,5 větší výšku (45 metrů). A už samotný Saturn-V s Apollem byl na hraně řiditelnosti při vzletu. [Upraveno 29.4.2013 cernakus]

---

Alchymista - 29/4/2013 - 18:14

Trochu počítania a trochu úvah:

Apollo CM+SM - 30 320 kg
Apollo LM - 14 700 kg
-----------------------
Apollo - 45 020 kg
(Apollo LES - ~4 200kg - oddeloval sa skôr)
Saturn S-IVB - 120 800 kg, z toho 110 800 kg palivo
-----------------------
Spolu - 165 820kg na konci práce druhého stupňa nosiča Saturn V

S-IVB pracoval 165 + 335 sec, takže do momentu navedenia na LEO (do konca prvého horenia S-IVB) spotreboval približne 1/3 paliva, čo je asi 37 ton
Takže zostava po navedení na LEO (po prvom horení S-IVB) mala hmotnosť 128-129 ton.

Zostava prvého a druhé stupňa Saturn V potom bola pravdepodobne spočítaná na maximálne zaťaženie nákladom do 175-180 ton (zostava Apollo CM + SM + LM + LES + stupeň S-IVB dáva niečo cez 170 ton + nejaká bezpečnostná rezerva pevnosti).
Zväčšenie druhého stupňa s cieľom zväčšiť nosnosť by si samozrejme vyžiadalo aj rekonštrukciu prvého stupňa - takže celá raketa a jej silová štruktúra by sa musela znovu prepočítať a prekonštruovať a to znamená v podstate vytvoriť novú raketu, pretože konštrukčné bezpečnostné násobky sú u kozmickej techniky veľmi nízke, na úrovni jednotiek percent.
Samozrejme, dá sa uvažovať aj o zväčšení zásoby a predĺžení práce druhého stupňa S-II (36 000 kg prázdny + 444 000 kg paliva) o hmotnosť paliva tretieho stupňa a predĺžiť úmerne jeho horenie (+37 000 kg palivo + 2-3 tony konštrukcia + 45-50 sec doba horenia) a odstrániť tak tretí stupeň úplne, tak, aby sa zaťaženie prvého stupňa nezmenilo. Je to však otázka pomerne zložitej optimalizácie - niečo sa získa ušetrením podstatnej časti hmoty tretieho stupňa, niečo sa ale stratí urýchlovaním väčšej hmoty druhé stupňa v záverečnej fáze navedenia - reálny zisk nosnosti bude malý.

Záver: "trojstupňový" Saturn V by bol schopný dostať na LEO náklad okolo 110-130 ton v závislosti na riešení druhého a tretieho stupňa.
[Upraveno 29.4.2013 Alchymista]

---

alamo - 29/4/2013 - 18:16

zaujímavé..
a čo taký SLS?
to je vlastne bude aký typ nosiča?
určený prioritne pre posielanie nákladu do BEO?
alebo "univerzálny" aj pre LEO?
nakoľko vlastne tie údaje o nosnosti na LEO "brutto" sedia, a na koľko sú vlastne niečím ako tvrdenia o nosnosti saturnu 5?
....

citace:

---

Takže "trojstupňový" Saturn V by bol schopný dostať na LEO náklad okolo 130 ton.

---

vlastne áno.. so "zredukovaným" zmenšeným tretím stupňom [Upraveno 29.4.2013 alamo]

---

Agamemnon - 29/4/2013 - 18:21

citace:

---

zaujímavé..
a čo taký SLS?
to je vlastne bude aký typ nosiča?
určený prioritne pre posielanie nákladu do BEO?
alebo "univerzálny" aj pre LEO?
nakoľko vlastne tie údaje o nosnosti na LEO "brutto" sedia, a na koľko sú vlastne niečím ako tvrdenia o nosnosti saturnu 5?

---

sls...
1,5 stupňový nosič + horný stupeň...
cieľ a optimalizácia - beo...
na leo neefektívny a hlavne veľmi drahý...

---

alamo - 29/4/2013 - 18:27

takže keby sme sa pomocou SLS čírou náhodou rozhodli stavať nejaký ten "marsolet"
ehm.. s čisto ekonomického hľadiska, na efektivitu prevádzky SLS ako dopravného prostriedku..
kde bude výhodnejšie ten "marsolet" stavať?
na LEO?
alebo "niekde vyššie"?

---

cernakus - 29/4/2013 - 18:28

U SLS to IMHO sedí. SLS bude 1,5 (2,5 záleží na úhlu pohledu na ICPS) stupňová konfigurace s LEO "tahačem" na bázi zvětšeného "Delta Cryogenic Second Stage" (nemá dostatečný tah na to aby pomáhala něco dostat na LEO, takže na velmi nízkou LEO tu sestavu bude muset vytáhnout 1 stupeń a boostery a na vyšší LEO to dotáhne tento 2,5tý stupeň). V případě BEO misí to bude 2,5 stupňová koncepce, kdy místo ICPS bude 2,5tý stupeň s tahem 350+ tun a tedy i ekvivalentní hmotností. Takovou hmotnost samotný první stupeň s boostery nevytáhne ani na velmi nízkou LEO (pouze na suborbitu), takže tento 2,5tý stupeň vytáhne BEO misi nejen na LEO, ale i dále. Ovšem jestli půjde tato koncepce použít pro nosnost leo, to nevím. Možná Hošek bude vědět.

---

cernakus - 29/4/2013 - 18:36

Alchymista, alamo:

to takhle nelze počítat. Zkrácený třetí stupeň o cca 2/3 by nesnížil hmotnost o 2/3. 1/3 paliva by nestačila na více než 115 tun na LEO. Navíc jak už tu padlo, ten cca 165 sekundový zážeh stačil na extrémně nízkou LEO (návrat za několik desítek hodin). Nějaká stabilnější LEO (třebas 300x300km) by stála o dost více paliva.

alamo a jeho L2 bodík:

Samozřejmě že na LEO. Přece je ti jasný, že ten marsolet bude mít Ruský jederně elektrický motory :-D [Upraveno 29.4.2013 cernakus]

---

PinkasJ - 29/4/2013 - 19:09

Nosnosti 3-stupňového Saturn 5 na LEO jsou bohužel uváděny v různých uzdrojích různě. Jak uvedl Agamemnon podle Astronautix má Saturn 5 (třístupňový) nosnost 118 t na LEO 185x185 km (nizké, parkovací) s inklinací 28, což je asi realistické. Jinde jsem četl jak uvádí Dodge 130-135 tun 5 tun, ale to zřejmě počítají celou hmotu 3. stupně s palivem pro TLI + UZ k Měsíci, včetně nádrže a motoru bez ohledu, že tento stupeň již pomáhal dostat celek na LEO a tedy se nemůže celá jeho suchá váha počítat do nosnosti na LEO

Nevidím však důvod, proč by nešlo zkrátit nádrž 3 stupně jen pro palivo nutné pro dosažení LEO, mírně jí vyztužit a namísto paliva pro TLI a příslušné části nádrže zvětšit UZ. To by musel zvládnout jeden motor J2 stejně jako to zvládne u normálního Saturnu. V době nasazení 3. stupně již značně klesá gravitace vlivem odstředivé síly, takže stupeň především udílí rychlost a nemusí již mnoho kompenzovat gravitační pád. Takový Saturn 5 by odhadem měl mít nosnost na LEO okolo 120 tun, jak uvádí Cernakus. Proton M také běžně vynáší na LEO náklady v 3-stupňové variantě.

---

cernakus - 29/4/2013 - 19:15

Gravitace sice ne, jenže při nízkém zrychlení roste čas strávený v horních vrstvách atmosféry a narůstají (se vzrůstající rychlostí) aerodynamické ztráty.
Lze si to hezky nasimulovat na Kerbal Space program.

Proton je stará škola, stejně jako Sojuz. Nová škola třem stupňům na LEO nepřeje. Asi to mají spočítané lépe než my. [Upraveno 29.4.2013 cernakus]

---

Agamemnon - 29/4/2013 - 19:19

sojuz je 2,5 stupňový... nemá tretí stupeň (niekedy používa stupeň fregat, ale to je na orbity vyššie ako leo)

---

cernakus - 29/4/2013 - 19:22

No jo vlastně. Jsem to ale ťulpas.

---

martinjediny - 29/4/2013 - 19:23

citace:

---

...V době nasazení 3. stupně již značně klesá gravitace vlivem odstředivé síly, takže stupeň především udílí rychlost a nemusí již mnoho kompenzovat gravitační pád. ...

---

co to je znacne klesa? ja som to bral tak do 5 - 6km/s ze "klesa"
pod 3-4 to nema asi ani moc zmysel uvazovat...

---

alamo - 29/4/2013 - 19:41

http://en.m.wikipedia.org/wiki/Space_Launch_System
block II EDS 3 J-2X burn time 448 sekúnd
to je takmer osem minút..
to isté ako pri saturne..
nie je to troch veľa pre LEO?

---

cernakus - 29/4/2013 - 19:51

Nemyslím si, protože nevíme, kolik bude EDS vážit. J-2X budou mít variabilní tah. Ten čas může být při nižším tahu než maximálním.

Obecně si myslím, že u EDS a 130 tunové SLS je tolik neznámých a je to tak daleko, že je předčasné na jejich základě dělat závěry. Může to být opravdu všelijak. První let je odhadován za 17 let!!! Do té doby se třebas zjistí, že EDS je zbytečnost a vůbec ji nakonec nevyvinou.
Pochybuji, že by USA v roce 2025 vrážela finance do hydrolox třetího stupně pochybných výkonů, když bude existovat dejme tomu již druhá generace ruského jaderně-elektrického tahače. Pokud Rusáci ten fyzikální princip zvládnou (já tomu věřím), tak nepochybuji, že USA vynaloží veškeré dostupné prostředky, aby si udělali něco podobného. A žádný kerolox nemůže konkurovat systému s Isp o řád vyšším.

---

alamo - 29/4/2013 - 20:06

nie je to trochu neefektívny spôsob uvažovania?
ak nevieme určiť ani len to, akú bude mať hmotnosť a aké bude podávať výkony klasický chemický pohon, spoliehať sa na nejaké technologické zázraky, môže byť fakt "ošidné"..
nepochybujem o tom že by rusi vývoj NTR pohonu technicky zvládli, mám pochybnosti o tom, koľko im na to ich vláda dá peňazí..

---

Agamemnon - 29/4/2013 - 20:11

citace:

---

J-2X budou mít variabilní tah. Ten čas může být při nižším tahu než maximálním.

---

práve že j-2x nebude mať variabilný ťah...

http://www.nasaspaceflight.com/2012/03/sls-specifications-take-shape-development-continues/
"The Upper Stage’s J-2X engine will operate at a maximum power level of 100 percent RPL and will not have a throttle range outside the 100 percent throttle setting."

iirc (nechce sa mi teraz overovať tie parametre, ale čo si spomínam), najväšia sranda je, že ten motor nie je okrem ťahu ničím výnimočný... má len priemerné parametre (okrem ťahu) - vzhľadom na motor pre horný stupeň...
[Edited on 29.4.2013 Agamemnon]

---

alamo - 29/4/2013 - 20:16

takže jediný reálny spôsob ako tú deklarovanú nosnosť na LEO u SLS dosiahnuť, asi bude výmena bosterov.. použiť silnejšie, na kvapalné palivo?

---

Alchymista - 29/4/2013 - 20:42

Žiadny kvapalinový booster nebude. ATK sa za žiadnych okolností nenechá od erárneho koryta NASA odstaviť, chápeš?

---

cernakus - 29/4/2013 - 20:45

agamemon:

http://en.wikipedia.org/wiki/J-2X
Takže to nebude tento motor? Já se v tom naprosto rozháraném kosmickém programu NASA přestávám orientovat.

Alamo:
To máš pravdu, ale na rovinu, rusáci plánují svůj jderně elektrický pohon uvést v život za 5 let, přičemž v tomto období nehrozí výměna prezidenta. Američani plánují něco za 17 let a tam je ta výměna prezidenta jistá nejméně 3 krát. Abych řekl pravdu, mám důvody, proč se bojím, že se nepodaří postavit ani samotný základní SLS. Ne, že by to bylo tak technicky těžký (doslova mají všechny technologie k dispozici již dnes), ale proto, že dnešní politický systém USA to nedokáže do konce dotáhnout.

---

alamo - 29/4/2013 - 20:47

to chápem veľmi dobre..
ale aj iný by potom mali pochopiť, že tých 130 ton na LEO je potom iba taká fatamorgána..

---

Agamemnon - 29/4/2013 - 20:57

@cernakus:
ide o ten motor... avšak to info na wiki obsahuje chyby, podľa toho, čo som videl

ako to vidím ja, problém je s wikipédiou...
v tom texte je jedna zmienka o throttle up-down, a to pri teste v júni 2012... problém je, že keď si človek klikne na referencovaný odkaz, tak zistí, že tam sa o throttle up-down nič nepíše, a že dokonca ani nešlo o test motora ale len o test gg, turpočerpadiel a ich príslušenstvá (potrubia), bez spaľovacej komory, etc... a ešte získa dojem, že išlo viac o preskúšanie test standu, ako o test motora...

http://www.nasa.gov/home/hqnews/2012/jun/HQ_12-167_J-2X_Testing_Record.html

"... broke its own record Friday when it conducted a test on the new J-2X powerpack. "
...
"The powerpack is a system of components on the top portion of the J-2X engine, including the gas generator, oxygen and fuel turbopumps, and related ducts and valves."
[Edited on 29.4.2013 Agamemnon]

---

cernakus - 29/4/2013 - 21:08

agamemon:

abych řekl pravdu, moc jsem to nezkoumal. J-2X měl údajně (ještě za Constellation) z plánů J-2S (60tá léta), které trhotling měly v designu.
Takže když mi pak wikipedie napíše throtling u J-2X, tak jsem to akceptoval jako logický fakt. Ono ještě uvidíme. Jestli totiž J-2X bude ekvivalentně drahý jako RS-25, což klidně může být. Tak jeho nasazení by nedávalo smysl (parametry má totiž horší, vč. Isp).

alamo:
budiž. Taky tomu moc nevěřím, ale když se tady o tom budu moc rozkecávat, tak mně USAfilové rošlapají. Musíš jim alespoň kostičku hodit. Víš jak by se vztekali, kdyby jim člověk tvrdil, že SLS po 20 letech vývoje a s 30ti letým zpožděním bude druhým nejlepším a nejefektivnějším komplexem v historii po Eněrgiji? Takže nechť má SLS 130 tun. Teoreticky tomu nic nebrání. Stejně tak nerozporuji 130 tun u Saturnu V. Nepotřebuji si honit ruské ego. Nejsem rusofilná varianta dodgeho či davida.

---

Agamemnon - 29/4/2013 - 21:17

cernakus:
njn, wiki je zvyčajne celkom okej...
jop, ja viem... to je tá vec práve - ten motor sa dá nahradiť aj inými, ak by bol veľmi drahý (výroba)... nie je nijak výnimočný...

@sls:
problém s tými 130 t sls je ten... že to nie je techn. požiadavka s nejakým cieľom (let niekam alebo tak), ale politická...
nasa zo zákona "musí" postaviť 130 t nosič... dostala to príkazom od kongresu... tam už nikoho nezaujíma, že či sa to oplatí, alebo ako na to...
preto sú aj niektoré rozhodnutia smerom k sls také, aké sú... aj keď občas divné... (a existujú aj lepšie návrhy na super nosič v usa, len nikdy neprešli ďalej)

edit:
keďže tam nie je špecifikovaný čas, že kedy má letieť... len že má... tak dátum je o xy (10+) rokov (ja mám pocit, že ľudia v nasa dúfajú, že kongres to nariadenie zmení a oni ten 130 t nosič postaviť nebudú musieť a aspoň ušetria)
[Edited on 29.4.2013 Agamemnon]

---

alamo - 29/4/2013 - 21:21

ja mám pre všetkých amerikanofilov, len jednu odpoveď, SLS nevymyslelu americký inžinieri ale kongres.. a následkom toho bude podávať "kongresové" výkony..
čo ale rozhodne nebude následok technologického neumenia

---

yamato - 29/4/2013 - 21:35

zase sa to tu zvrhava na vselijakych ...filov? Sa potom necudujte ze vam admini mazu prispevky

---

alamo - 30/4/2013 - 13:29

tak sa radšej vráťme k tomu druhu "filizmu", pre ktorí je toto fórum určené

citace:

---

Alchymista, alamo:

to takhle nelze počítat. Zkrácený třetí stupeň o cca 2/3 by nesnížil hmotnost o 2/3. 1/3 paliva by nestačila na více než 115 tun na LEO. Navíc jak už tu padlo, ten cca 165 sekundový zážeh stačil na extrémně nízkou LEO (návrat za několik desítek hodin). Nějaká stabilnější LEO (třebas 300x300km) by stála o dost více paliva.

---

neexistuje predsa len nejaký spôsob ako spraviť s SLS nosič pre LEO?

keď sa pozriem na ariane 5 tá sa konštrukčným riešením aj profilom letu na SLS napriek disproporcii vo veľkosti dosť podobá..
a po hriechu trpí aj podobným problémom s vrchným stupňom ako SLS..
variant ECA s kryogénnym horným stupňom sa používa výhradne pre dopravu na GEO, ak chce ESA dopraviť na LEO 20 tonoví ATV musí na A5 ES použiť "stupidsatage" na UDMH
http://en.wikipedia.org/wiki/Ariane_5
"The ESC-A cryogenic second stage does not improve the performance to Low Earth orbit compared to Ariane 5G, and for this reason the Ariane 5 ECA will not be used to launch the Automated Transfer Vehicle (ATV)."
napriek tomu že má kryogénny ESC kratšiu dobu chodu, aj vyšší celkoví výkon, nedokáže svoje vysoké ISP pri doprave na LEO využiť na to aby podal lepší výkon
dokonca aj už nepoužívaná 5G dokázala na LEO dodať väčší náklad 19,7 t, v porovnaní k 5ECA 18,3 t..
http://fr.wikipedia.org/wiki/Ariane_5
..
takže.. dalo by sa toto riešenie "proti zdravému rozumu" použiť aj na SLS, a nasadiť na prví stupeň kyslík vodík s vysokým ISP, "stupid" stupeň na "blbé" palivo s vyšším ťahom a nížším ISP?
(vo výsledku mal by byť aj rozhodne lacnejší ako EDS..)
....
ale nie som si istý, či tá výhodnosť tohto riešenia, nevyplýva skôr s toho, že EPS je oproti ESC mnohonásobne štartovateľný.. [Upraveno 30.4.2013 alamo]

---

cernakus - 30/4/2013 - 13:44

Ale dyť SLS je nosič na LEO. Block 0 bez druhého (2,5tého) stupně by měl mít nosnost 70 tun na LEO. Dtto Block I s ICPS (tedy zvětšenou DCSS) by měl mít stejnou nosnost na LEO, ale na vyšší orbity (ISS a dále). Dáno tím, že ICPS nemá dostatečný tah na přechod ze suborbitální trajektorie na trajektorii orbitální, tedy Core musí dostat sestavu nejprve na LEO (byť nízkou) a ICPS to dostrká na vyšší LEO.

Základní požadavek je 70 tun na LEO a to splní víceméně i 1,5 stupňová konfigurace.

Těžší varianty jsou IMHO vedlejší produkt misí BEO, nežli zadáním nosnosti na LEO.

Co se týče Ariane, jde o to, že Ariane bez tohoto druhého stupně je schopna ATV vytáhnout na nízkou orbitu. K dostrkání na dráhu ISS by kryogenický druhý stupeň byl zbytečně předimenzovaný a drahý. [Upraveno 30.4.2013 cernakus]

---

Agamemnon - 30/4/2013 - 13:51

citace:

---

Těžší varianty jsou IMHO vedlejší produkt misí BEO, nežli zadáním nosnosti na LEO.

---

v pripade sls je to opacne... misie na beo su vedlajsim produktom zadania kongresu

kongres zadal nasa ulohu... postavit 130 t nosic... bez misie, bez deadline a tak
nasa si misie zatial vymysla len tak od boku... preto je to raz mars, raz asteroid etc.

---

alamo - 30/4/2013 - 14:12

citace:

---

Ale dyť SLS je nosič na LEO. Block 0 bez druhého (2,5tého) stupně by měl mít nosnost 70 tun na LEO.

---

to je pravda.. ibaže block 0 úplne zrušili, a povedali že ho samostatný používať nebudú ani neplánujú.. pre misie na LEO by bol príliš drahý, a ani preň nie je vo výhľade nijaký náklad na ktorí by ho využili..

nevyše keď som tu rýpal, či by nebolo vhodné stavať marsolet alebo veľkú stanicu pomocou nosiča s nosnosťou 50 t na LEO (sidemount), hneď som dostal odpoveď, že by to boli "príliš malé kúsky"..
tak asi aj 70 tonové kúsky, budú príliš "malé"?

---

alamo - 30/4/2013 - 14:22

citace:

---

Co se týče Ariane, jde o to, že Ariane bez tohoto druhého stupně je schopna ATV vytáhnout na nízkou orbitu. K dostrkání na dráhu ISS by kryogenický druhý stupeň byl zbytečně předimenzovaný a drahý

---

lenže ak už toto platí pre ariane, nebude to u SLS ktorí je navyše nekomerčný (a možno vyrobia tak maximálne jeden za dva roky) platiť dvojnásobne?

---

PinkasJ - 30/4/2013 - 17:41

@Martin Jediný
Odstředivá síla stoupá a tedy gravitace G klesá s druhou mocninou úhlové rychlosti rakety vzhledem k centru Země. Jestliže budeme počítat jen s horizontální rychlostí rakety vh, pak můžeme úhlovou rychlost nahradit horizontální rychlostí. Gravitační síla pak bude záviset na vztahu
G = [ 1- (vh/vk)^2 ] (kde vk je kruhová rychlost 8km/s, vh okamžitá horizontální rychlost .
Při vh =
3 km/s (3/8)^2 klesne G o 14%
4 km/s (4/8)^2 klesne G o 25%
5 km/s (5/8)^2 klesne G o 40%
6 km/s (6/8)^2 klesne G o 56%
7 km/s (7/8)^2 klesne G o 76%
7,5 km/s (7,5/8)^2 klesne G o 88%
8 km/s (8/8)^2 klesne G o 100%

---

JiříHošek - 30/4/2013 - 21:44

citace:

---

Saturn 5 dostal na LEO prokazatelně 77 tun ve dvoustupňové variantě, kdežto Energia a STS dokonce jen v 1,5 stupňové kolem 100 tun.

---

Podle Space40 dostala Energija prokazatelně na LEO prázdný Buran o hmotnosti 73 tun.

---

cernakus - 30/4/2013 - 22:02

To těžko. I bez náplní vážil o 2 tuny více. A bez paliva by jen těžko provedl navedení na kruhovou orbitu a následně brzdný manévr.
Vítkova encyklopedie taky nemá vše 100% správně.

---

Alchymista - 30/4/2013 - 23:01

Páni, dostávate sa na klzký ľad s kategorickými tvrdeniami...

Buran.ru ( http://buran.ru/htm/table48.htm ) uvádza:
Максимальная стартовая масса (в первом полете ), т . 105 (79,4)
в т.ч.: запас окислителя (кислород ), т . . . . . . . . . . 10,4
. . . . запас горючего (циклин ), т . . . . . . . . . . . . . . . . 4,1
Масса полезного груза, выводимого в ОК на орбиту H=200 км:
. . . . . . с наклонением i=50.7 град., т . . . . . 30 (27**)
. . . . . . с наклонением i=97 град., т . . . . . . . 16

Посадочная масса ОК:
. . . . . . номинальная, т . . . . . 82
. . . . . . максимальная, т . . . . 87
Масса полезного груза, возвращаемого с орбиты в ОК:
. . . . . . максимальная, т . . . . . . . . 20
. . . . . . номинальная, т . . . . . . . . . 15 (13**)

Pri prvom lete bol Buran nedokončený - údajne nemal namontované všetko vybavenie pre posádku a časť systému zabezpečenia života. To môže predstavovať niekoľko sto kilogramov až niekoľko ton vybavenia, ktoré by mal mať, ale nemal...

Trochu úvah a počítania:
Ak mal pri prvom lete maximálnu zásobu paliva pre manévrovanie, tak prázdna hmotnosť vychádza na 64,9 tony (s chýbajúcim vybavením).
Ak je maximálna štartovacia hmotnosť 105 ton a maximálny užitočný náklad 30/27 ton, tak hmotnosť raketoplánu s palivom je 75/77 ton, bez paliva (max 14,5 tony) potom 60,5/62,5 tony. Pre maximálny náklad však zrejme mohla/musela byť zásoba paliva zmenšená.

Pokiaľ je pristávacia hmotnosť 82/87 ton a náklad 15/20 ton, tak hmotnosť raketoplánu so "zvyškom paliva" a posádkou vychádza na 67 ton.

V niektorých článkoch (napr. Техника - молодежи апрель 1989) bola suchá hmotnosť Buranu uvedená 65 ton. To pomerne dobre korešponduje s vyššie uvedenými odhadmi, zvlášť s odhadom z pristávacej hmotnosti.
[Upraveno 30.4.2013 Alchymista]

---

alamo - 1/5/2013 - 02:14

a má to vôbec nejaký zmysel porovnávať takto energiu s SLS?
nie je to ako porovnávanie hrušiek s jablkami?
zatiaľ čo energia booa prioritne určená a stavaná na vynášanie nákladu na LEO
SLS je zdá sa momentálne určený pre posielanie nákladu na BEO

ak ich chcete porovnávať musíte si primyslieť nejakú teoretickú úpravu, čo to porovnávanie prenáša do krajiny fantázie..
napríklad k energii si pridať nejaký ďalší "papierový" stupeň.. [Upraveno 01.5.2013 alamo]

---

JiříHošek - 1/5/2013 - 07:04

citace:

---

Páni, dostávate sa na klzký ľad s kategorickými tvrdeniami...

---

Já jsem těmi 73 tunami na LEO, dosaženými dne 15.11.1988, upřesňoval údaj v diskusi o dosažených 100 tunách. Mimochodem, těch 73 tun je uprostřed intervalu mezi startovní hmotností uvedenou na buran.ru 79,4 tun a Vámi odhadnutou přistávací hmotností cca 67 tun.

citace:

---

a má to vôbec nejaký zmysel porovnávať takto energiu s SLS?
nie je to ako porovnávanie hrušiek s jablkami?

---

Ale my jsme neporovnávali Energiji s SLS

---

alamo - 1/5/2013 - 08:17

nie je v tej deklarovanej nosnosti energie 100 ton na LEO, zase zašitý nejaký chyták?
ak by sa to počítalo, iba s výkonu motorov, zásoby paliva a suchej hmotnosti nosiča, pričom by sa zanedbal fakt že energia nenosila náklad na špici, ale zavesený asymetricky na boku.. výsledok by ukázal o dosť vyššiu nosnosť než by bola skutočná..

http://www.astronautix.com/craft/polyus.htm
poljus síce vážil osemdesiat ton.. ale bol tvarovaný ako bol..
nemalo by to za následok určitú stratu nosnosti z deklarovanej, aj to, keby mal náklad napríklad iný tvar, teda aj inak tvarovanú a hmotnejšiu odhadzovateľnú kapotáž, alebo inak umiestnené ťažisko?

mám podozrenie že pri pokuse o iné využitie energie ako "vojenského nákladiaku", nejakom civilnom programe, by nastali veľké problémy pri snahe dosiahnuť tú deklarovanú nosnosť 100 ton..

---

Agamemnon - 1/5/2013 - 08:38

alamo... neviem, či správne chápem, čo si napísal...

ale to je opačne -
paralelný náklad znižuje nosnosť - tj. s nákladom v štandardnom usporiadaní má nosič väčšiu nosnosť ako pri paralelnom usporiadaní

---

alamo - 1/5/2013 - 13:28

ano.. presne tak som to myslel
navyše poljus bol v zavesení otočený "hore nohami"
prečo? kde mal náklad ťažisko?

---

alamo - 1/5/2013 - 15:21

ja už asi nastálo, keď niekto na niečom bude vychvaľovať univerzálnosť
začnem mať pocit, ako pri sledovaní teleshopingu v ktorom vychvaľujú, nejakú tú "univerzálnu ws naparovačku"

---

Agamemnon - 1/5/2013 - 15:39

nič nie je univerzálne všetko sa stavia s nejakým účelom

---

alamo - 1/5/2013 - 16:18

súhlas.. takže aj poljus bol otočený hore nohami, z nejakého účelu.. (moc sa to neosvedčilo)
ako by asi vypadalo to zhupnutie, čo energia predvádzala na štarte, keby poljus bol zavesený "normálnejšie"? [Upraveno 01.5.2013 alamo]

---

JiříHošek - 1/5/2013 - 17:50

citace:

---

súhlas.. takže aj poljus bol otočený hore nohami, z nejakého účelu..

---

Myslím, že nebyl otočený. FGB byl orientovaný stejně jako na Protonu.
[Upraveno 01.5.2013 JiříHošek]

---

Alchymista - 1/5/2013 - 20:34

citace:

---

aj poljus bol otočený hore nohami, z nejakého účelu.. (moc sa to neosvedčilo)

---

Dôvody "obrátenej montáže" sú zrejme v aerodynamike zostavy.
"Predná strana" Poljusu (Skif-DM, 17F19DM) (pri montáži na rakete Energia "spodná") s rádiolokátorom, laserovým zariadením a pravdepodobne aj malokalibrovým automatickým kanónom, niesla po stranách dva moduly s "vystrelovacími terčami" pre testy palubnej aparatúry.

Hmota Poljusu bola rozložená viacmenej rovnomerne - na "hornom" konci, pod aerodynamickým krytom bol modul odvodený od TKS, na "dolnom" konci zasa aparatúra rádiolokátoru, moduly s terčami, laserová aparatúra, kanón, v strede potom aparatúra na odstránenia inercie pri streľbe kanónu a vypúšťaní "kozmických mín" z aparatúry tiež umiestnenej v strednej časti Poljusu... Takže ťažisko nebolo ďaleko od stredu modulu.
[Upraveno 01.5.2013 Alchymista]

---

JiříHošek - 1/5/2013 - 21:57

http://www.buran.ru/htm/cargo.htm

Zde se nepíše o obrácené montáži Poljusu na Energii, jen o motorech na přídi místo na zádi:

"Protože FGB už byl jako kosmický aparát vyzkoušen dříve, bylo nutno dodržet takovou zátěž, na kterou byl vypočítán při vynesení Protonem. Proto bylo možno ze všech variant rozvržení vybrat pouze tu, ve které je FGB v čele Poljusu. A protože pohonný systém, který byl v FGB, bylo nevýhodné přenést na záď, letěl Poljus s motory vpředu."

---

alamo - 2/5/2013 - 11:33

koniec koncov, na to aby dali poljus dohromady, mali sotva dva roky
museli ho dávať dokopy, s toho čo bolo práve po ruke..

...
potom "zmenili algoritmus"
ale aj tak by ma strašne zaujímalo, nakoľko "zmena algoritmu" spočívala v manévrovaní s motormi, a na koľko, v čo najväčšom odľahčení buranu?

kľudne si ma ukameňujte, ale ja mám za to, že tých 100 ton by energia v bočnom závese proste nezdvihla.. [Upraveno 02.5.2013 alamo]

---

PinkasJ - 3/5/2013 - 07:24

U STS udávají nosnost na LEO 100 tun, když odečteme hmotu 3 motorů SSME, která do nosnosti nepatří, dostáváme zhruba nosnost 90 tun

Nevím, proč by Energia nezvedla 100 tun, když udávají maximální vzletovou hmotu Buranu 105 tun (http://buran.ru/htm/table48.htm ) a když měla 4 podstatně lepší a boostery než 2 boostery SRB a 4 motory LOX/LH2 oproti 3 u STS. Motory SRB jen krátce dosahovaly tah 1360 tun, dokonce při startu měly jen 1270 tun, tedy celkem 2540 tun, viz http://en.wikipedia.org/wiki/Space_Shuttle_Solid_Rocket_Booster
Naproti 4 boostery Energie měly celkový tah při startu 3040 tun, během letu i vyšší a hlavně měly podstatně lepší Isp i konstrukční číslo.

---

alamo - 3/5/2013 - 09:10

dobre uznávam.. odvolávam čo som napísal
bez tak mám len argumenty na úrovni konšpiračných teórií
čo sa nepáči, ani mne

---

Agamemnon - 25/7/2013 - 07:29

mozno to niekoho bude zaujimat:

porovnanie h2/h2o2 a h2/lox

"380sec vs. 455sec
1000psi, epsilon=100, frozen flow"

http://forum.nasaspaceflight.com/index.php?topic=18920.msg1077709#msg1077709

---

martinjediny - 25/7/2013 - 13:32

citace:

---

mozno to niekoho bude zaujimat:

porovnanie h2/h2o2 a h2/lox

"380sec vs. 455sec
1000psi, epsilon=100, frozen flow"

http://forum.nasaspaceflight.com/index.php?topic=18920.msg1077709#msg1077709

---

bez podrobnejsich vypoctov na prvy pohlad musi byt rozdiel ISp viac ako 1,41 nasobny a aj to pri 100% peroxide, co je o drzku.

---

Agamemnon - 25/7/2013 - 13:41

?
to je reakcia na co teraz? resp. som sa stratil

edit:
mne by to celkom aj sedelo...
toho vodika tam az o tolko viac nie je - resp. jeho molova hmotnost voci kysliku je velmi mala...
[Edited on 25.7.2013 Agamemnon]

---

Alchymista - 25/7/2013 - 13:59

Palivová zmes: . . . . . . LOX/hydrazin . . H2O2/hydrazin . . LOX/kerosen . . H2O2/Kerosen
Specific impulse I(vac): . . . 365 s . . . . . . . . . . 327 s . . . . . . . . . 353 s . . . . . . . . 319 s
Specific impulse I(sl): . . . . . 313 s . . . . . . . . . . 282 s . . . . . . . . 300 s . . . . . . . . . 273 s

---

Agamemnon - 25/7/2013 - 14:04

jop, vdaka za tieto cisla...
toto je konzistentne s tym vodikom...
[Edited on 25.7.2013 Agamemnon]

---

martinjediny - 25/7/2013 - 16:24

S velkostou ISp mate pravdu pani,

pretoze aj ked H2O2 je mizerny oxidant,
treba priratat uvolnenu energiu jeho vlastnym rozkladom...

potom mozem ist aj na mensi pomer ako 1,41 voci LOX ...

---

PinkasJ - 24/1/2016 - 14:04

Full stage cobustion a tedy vysoké Isp je méně důležité u prvních stupňů nebo boosterů, které končí činnost někde ve 40 km a relativně malé rychlosti. To plyne ze samé podstaty logaritmického tvaru Ciolkovského rovnice . U prvých stupňů je velmi důležitý hlavně tah. To vidíme dobře u Saturnu 5 i SLS. Pokud se stupeň s menším Isp vrací, je celkově těžší, protože potřeboval pro stejnou rychlost více paliva, tedy i více paliva pro návrat, ale to se ještě dá akceptovat. Horší je to u dalších stupňů, které dosahují větší dv. U posledního stupně úspora hmoty prostřednictvím vysokého Isp přechází přímo do nosnosti UZ. Raptor má mít dost podobné parametry jako BE-4, uvidíme, zda a kdy se který z nich osvědčí. Myslím, že při jen dvoustupňovém uspořádání je nejoptimálnější methan v prvém stupni a vodík v druhém

Na př. výpočet C= (M počáteční / M konečná):
Pro dosažení rychlosti 1500 m/s u LOX/RP potřebujeme C = 1,57 , u LOX/LH2 : C= 1,38
Tedy rozdíl ne příliš podstatný.

Pro rychlost 7800 m/s vyjde u LOX/RP : C= 10,6 , u LOX/LH2: C= 5.45
Tedy rozdíl podstatný.

Do konečné hmotnosti Mk se počítá suchá váha stupně, všechny následující stupně i UZ

UPOZORŇUJI, ŽE JE TO BEZ GRAVITAČNÍCH A AERODYNAMICKÝCH ZTRÁT, které jsou značné (celkem přes 50% a nejvíce připadají na prvý stupeň)
[Upraveno 24.1.2016 PinkasJ]

---

pet.rok - 24/1/2016 - 14:26

problem je ze rozdiel medzi metalox a kerlox v prvom stupni nie je prilis zretelny, realne sa prejavuje hlavne pouzitym systemom plnenia PHM (generator, SG alebo FSG) motora pretoze v nizkej vyske ma pomerne vyznamny vplyv na vykon tlak v komore
kedze SpaceX ma generatorovy kerloxovy motor vyvinuty myslim ze by vyslo lacnejsie a jednoduchsie naškálovať zvacsenim motor (5-10x) na vyssi vykon na mars missie nez vyvijat FSG metalox a na druhy stupen vyvinut "lacny" generatorovy H2LOX niekde v triede 1-2MN.

---

pet.rok - 24/1/2016 - 14:29

citace:

---

...
UPOZORŇUJI, ŽE JE TO BEZ GRAVITAČNÍCH A AERODYNAMICKÝCH ZTRÁT, které jsou značné (celkem přes 50% a nejvíce připadají na prvý stupeň)
[Upraveno 24.1.2016 PinkasJ]

---

tie straty sa pohybuju niekde v rozmedzi 1300-1800m/s

---

PinkasJ - 24/1/2016 - 17:44

Re: pet.rok : tie straty sa pohybuju niekde v rozmedzi 1300-1800m/s 

To je právě ten problém. Údaj, který uvádíte jako ztrátu ( 1300 – 1800 m/s) vychází z tzv. „charakteristické rychlosti“, to je rychlosti, kterou by mohla raketa dosáhnout, kdyby nebyly ztráty.
Charakteristické rychlosti reálných raket jsou poněkud vyšší, než uvádíte, např. u Delta IV medium je 10.822 m/s
a Atlas 501 je 10.376 m/s ( spočteno ze skutečných hmot a jako dvoustupňové)
Vezměme průměr, tedy vchar. = 10.600 m/s
Tedy např. raketa stavěná pro kruhovou rychlost 7.800 m/ s by mohla dosáhnout v inerciální soustavě rychlosti 10.600 m/s. Lineárně spočteno je to tedy ztráta 36 %. Jenomže tyto rychlosti vycházejí z Ciolkovského rovnice, která je pro výpočet hmot exponenciální. Pro výpočet potřebných hmot má tvar: C = Mp/Mk = e ^ v/Isp

Takže např. LOX/RP palivo Isp 3.330 N.s/kg, rychlost 7.800 m/s vychází C:
C = 10.628
Pro stejnou raketu a palivo , ale rychlost 10.600 m/s vychází potřebné C=24,83 – více než 2x větší.
Raketa musí mít více než 2x větší startovní hmotu, než by musela mít v prostředí beze ztrát. To však navíc není lineárně rozloženo, rovněž vlivem ciolkovského exponenciály. Největší gravitační ztráty jsou v prvém stupni, který musí zvedat největší hmoty.

Vidíte to i v praxi, na př: F9 FT: jeho celková hmota je 541 tun, hmota prvého stupně je 432 tun.
Celá tato hmota 1. stupně je ztracena ( spotřebována a odpojena) po dosažení rychlosti cca 1600 m/s. Největší hmota (paliva a konstrukce) se nespotřebovává na dosažení rychlosti, ale na překonání výšky při relativně malé rychlostí. Naopak poslední stupně spotřebují největší množství hmoty na dosažení rychlosti.

---

PinkasJ - 24/1/2016 - 20:03

citace:

---

kedze SpaceX ma generatorovy kerloxovy motor vyvinuty myslim ze by vyslo lacnejsie a jednoduchsie naškálovať zvacsenim motor (5-10x) na vyssi vykon na mars missie nez vyvijat FSG metalox a na druhy stupen vyvinut "lacny" generatorovy H2LOX niekde v triede 1-2MN.

---

To si také myslím, v prvém stupni postavit něco jako F1, motory měly velký tah a celkem dobré Isp. Pak následovaly účinné vodíkové stupně

---

pet.rok - 25/1/2016 - 17:23

PinkasJ: priznam sa ze uplne nerozumiem co vyplyva z uvedenych prepoctov, ze odhad 1300-1800 m/s strat je nizky a skutocne strata je vyssia?

kazdopadne straty su rozdelene (vzostupne) tak ze :
1. aerodynamicke straty sa tykaju letu do vysky cca 80km cize prvych 2-3min
2. straty vektorovanim tahu sa tykaju teoreticky celeho aktivneho letu
3. gravitacne straty sa tykaju celeho aktivneho letu s tym ze klesaju v suvislosti s rastom horizontalnej zlozky rychlosti a dosiahnu 0 ked sa dosiahne orbitalna rychlost pre danu vysku.

problem vypoctu z ciolkovskeho rovnice je ze nepozname presne Isp, resp. Isp sa nam meni v case. napr. uvadzanych 3.330 N.s/kg je mozno udaj vo vakuu u LOX/RP motora 2 stupna (s "velkou" tryskou) ale asi tazko u motora 1 st. v malych vyskach.
ked vezmeme profil letu tak rychlost 1M dosiahne priemerna raketa medzi 8-13km vysky a cca okolo 50s letu cize napr. 1. stupen pracuje v podmienkach "nizkej" vysky medzi tretinou az polovicou casu. preto treba pocitat s nejakou odhadnutou priemernou hodnotou.
cize ak napr. merlin 1D uvadza Isp SL 282s a Isp vac 311s bude priemerna hodnota Isp v prvom stupni niekde medzi 290-295s.

dalsi faktor preco konstrukcne cislo vychadza vyssie ako realna nosnost rakety je ze v rakete vzdy ostane nejake palivo t.j. konecna hmotnost je sucha hmotnost + nespalene palivo

---

PinkasJ - 25/1/2016 - 18:43

To: pet.rok:

Pokud bereme ztráty ( celkem) v pojmu charakteristické rychlosti, vy jste uvedl 1300-1800 m/s, neboli v(char) = 7800 + (1300-1800). Samozřejmě, že některé rakety mají v(char) v tomto rozsahu, jiné trochu vyšší, jiné i nižší. Já jsem uvedl příklad 2 raket, kde jsem to kdysi dávno počítal , samozřejmě pro každý stupeň zvlášť a Isp jsem také bral u 1 stupně nějaký průměr mezi Isp(sl) a Isp(vac). Vzal jsem číslo 10.600 m/s, tedy s mírně vyššími ztrátami, než byl váš rozsah.
V tom nynějším příkladu mně vůbec nešlo o nějaký přesný výpočet, jenom o zdůraznění, že ztráty, především gravitační vyjádřené ve spotřebě hmot (paliva a konstrukce) jsou mnohem vyšší, než kdyby se bral poměr v(char) / 7800 m/s. Samozřejmě že přesný výpočet by musel zahrnovat nějaký integrál okamžitých hodnot Isp, to by mě vyšly ztráty ještě větší, neboť jsem bral Isp pro LOX/RP vakua. Muselo by se to spočíst pro oba stupně zvlášť. Ale o to mně vůbec nešlo.

Jinak vámi vyjmenované ztráty jsou všechny podstatné. Gravitační ztráty skutečně trvají prakticky celý let a hodně klesají až v konečné fázi, neboť gravitační zrychlení klesá s druhou mocninou úhlové rychlosti rakety vzhledem k Zemi , protože s druhou mocninou úhlové rychlosti stoupá odstředivá síla. Gravitační ztráty závisí také dost na době, která uběhne od startu k vyvedení na dráhu, tedy na zrychlení rakety.

Celkem vzato ztráty u raket závisí na terminologii. Za užitečné se všeobecně bere u rakety dosažení rychlosti. Ale to, že musíme nabrat výšku a téměř po celý aktivní let kompenzovat gravitační pád rakety se bere jako ztráty, i když je to stejně důležité, jako nabrat rychlost a nemělo by se to počítat jako ztráta. [Upraveno 25.1.2016 PinkasJ]

---

pet.rok - 25/1/2016 - 19:34

to PinkasJ: len pre upresnenie, uvedene straty v rozmedzi 1300-1800m/s by mali byt "namerane" hodnoty v realnych misiach a nie rozdiel medzi vypocitanou teoretickou konstrukcnou nosnostou a tou realnou.
Cize skutocne (namerane, spocitane) deltaV v ramci misie voci orbitalnej rychlosti.
Tu sme sa asi neporozumeli.

Ale uz dufam ze chapem co ste chceli povedat ze vztah: dV a hmotnosti spotrebovaneho paliva nie je linearny ale exponencialny.

---

PinkasJ - 25/1/2016 - 19:56

Re: pet.rok: Ale uz dufam ze chapem co ste chceli povedat ze vztah: dV a hmotnosti spotrebovaneho paliva nie je linearny ale exponencialny.

Ano, o to mně přesně šlo. Jinak si dovedu představit, že v(char) a tedy i ztráty lze u konkrétní rakety spočíst z údajů o jejích motorech, palivu a jeho Isp, suchých hmotností stupňů, zbytkovém množství paliva, hmotě UZ, atd. Není mě však jasné, jak by se v(char) dala změřit. [Upraveno 25.1.2016 PinkasJ]

---

pet.rok - 25/1/2016 - 20:14

to Pinkas: nie v(char) ale deltaV misie sa da zmerat a spocitat pomocou telemetrickych udajov : odcitanim akcelerometrov, vypoctom prietoku paliva (z otacok cerpadla), atd.

---

PinkasJ - 25/1/2016 - 21:02

To: pet.rok.
Ano, to chápu – z telemetrie se dá změřit skutečné delta V rakety i jednotlivých stupňů. Ve výsledku dostaneme rychlost UZ třeba na oběžné dráze, kterou můžeme na dráze také přímo změřit. Ale jak z toho spočteme ztráty? Ztráty můžeme spočíst, jen když spočteme v(char).
Nebo máte na mysli, že by se měřením spotřeby paliva spočetla dv, která by mohla být v inerciální soustavě a pomocí akcelerometrů skutečné dv a rozdíl by byly ztráty?

---

pet.rok - 25/1/2016 - 21:13

to PinkasJ: stratu spocitame tak ze spravime rozdiel medzi "nameranou" hodnotou dV a orbitalnou rychlostou pre danu drahu, ktoru sme teleso vyniesli.

---

PinkasJ - 26/1/2016 - 10:24

To pet.rok.

Stále nevím, jestli to dobře chápu: zjednodušeně: raketa má akcelerometry a integrátory ve svislém a vodorovném směru a dv ve svislém směru považujeme za gravitační ztráty. Tuto svislou dv přidáme k orbitální rychlosti 7800 m/s a dostali bychom „měřenou“ hodnotu V(char). Z té bychom pak pomocí Ciolkovského rovnice se zpětně dopočetli na ztráty vyjádřené ve hmotě rakety. Nějak by nám vypadly aerodynamické ztráty
Myslíte to tak nějak? [Upraveno 26.1.2016 PinkasJ]

---

ales - 26/1/2016 - 15:18

To měření chápu tak, že např. akcelerometr na raketě může průběžně určovat aktuální zrychlení (stačí jen v ose tahu motorů) a časovou integrací těchto hodnot získáme "očekávanou" konečnou rychlost rakety (tedy to, o kolik raketa měla zrychlit). Rozdíl proti skutečné orbitální rychlosti jsou pak "ztráty". Fakt je, že "aerodynamické ztráty" takto asi nezměříme. To by snad šlo, pokud bychom navíc měřili tah motorů a průtok paliva do motorů (dala by se tak určit okamžitá hmotnost rakety).

---

martinjediny - 26/1/2016 - 15:44

citace:

---

To měření chápu tak, že např. akcelerometr na raketě může průběžně určovat aktuální zrychlení (stačí jen v ose tahu motorů) a časovou integrací těchto hodnot získáme "očekávanou" konečnou ("charakteristickou") rychlost rakety (tedy to, co motory opravdu musely raketě dodat). Rozdíl proti skutečné orbitální rychlosti jsou pak "ztráty". V prvním přiblížení není nutno rozlišovat nějaké "směry", nebo "druhy" ztrát.

---

to sa mi zda prilis zjednodusene...
pocas letu nie je ani gravitacne pole homogenne, ani dostrediva sila konstatna.a navyse je draha rakety zakrivena a jej hmotnost sa meni...
preto integral by musel zahrnovat aj polohu a rychlost rakety.


1/ po starte, som uz 100m nad povrchom a akcelerometer ukazuje 2g po dobu jednej sekundy
2/ uz som temer na orbite, letim rychlosotu 7200m/s a akcelerometer ukazuje 2g po dobu jednej sekundy

prirastky k rychlosti asi nebudu rovnake...

edit:
ak by som bral integral zrychleni v smere obehu, ziskal by som presne obeznu rychlost.

PS myslim si, ze akcelerometer uz vyjadruje pomer rozdielu tahu a stratovych sil ku okamzitej hmotnosti rakety [Editoval 26.1.2016 martinjediny]

---

ales - 26/1/2016 - 18:06

citace:

---

prirastky k rychlosti asi nebudu rovnake...

---

Právěže budou! Neměříme "skutečnou" rychlost rakety, ale tu "očekávanou" rychlost (jakoby "bez gravitace").

---

PinkasJ - 26/1/2016 - 20:55

V obou případech, kdy je stejné zrychlení 2g a stejný čas t (1s) bude stejná výsledná rychlost v = a.t
Akcelerometr samozřejmě vyjadřuje vztah mezi tahem a hmotou : a = F/m
Problém je, jak měřit zrychlení ve směru oběhu (nebo horizontálně). Jestliže bude akcelerometr spojen s gyroskopem nastaveným u země v horizontálním směru, gyroskop bude směr udržovat i když už raketa bude svou dráhu zakřivovat kolem povrchu země. Gyroskop by musel mít automatickou korekci, aby vždy směřoval kolmo na spojnici se středem země a to asi nejde.
Vidím, že se dostáváme do problémů, které jsou asi již dávno vyřešeny, jen my nevíme přesně jak. Asi nejlépe by to šlo, jak píše pan Holub.
[Upraveno 28.1.2016 PinkasJ]

---

martinjediny - 26/1/2016 - 21:16

ano, mas pravdu,
neuvedomil som si, ze pises chrakteristickou rychlost

"např. akcelerometr na raketě může průběžně určovat aktuální zrychlení (stačí jen v ose tahu motorů) a časovou integrací těchto hodnot získáme "očekávanou" konečnou ("charakteristickou") rychlost rakety"

[Editoval 26.1.2016 martinjediny]

---

Alchymista - 26/1/2016 - 23:28

Uvažujte inak, pretože pre riadenie/meranie dráhy rakety potrebujete inú zostavu prístrojov:
- trojosý gyroskop a s ním spojenú gyroskopicky stabilizovanú platformu
- jednu sada akcelerometrov umiestnenú na gyroskopicky stabilizovanej plošine
- druhú sada akcelerometrov spojenú s konštrukciou rakety
Gyroskopicky stabilizovaná plošina musí byť s korekciou na miestnu vertikálu, pretože vzhľadom k dĺžke výstupného oblúka pri štarte kozmickej rakety už nemožno zakrivenie Zeme zanedbávať.

"Gravitačné straty" sa zrejme musia spočítať inak:
Treba zrejme vychádzať z doby letu rakety od štartu po dosiahnutie orbitálnej rýchlosti. Počas celej tejto doby na raketu pôsobí gravitačné pole Zeme a vytvára gravitačné zrýchlenie úmerné vzdialenosti od stredu Zeme. Lenže zároveň ako raketa získava horizontálnu rýchlosť (vzhľadom k miestnej vertikále), narastá "odstredivé" zrýchlenie, pôsobiace proti gravitačnému zrýchleniu (pri dosiahnutí kruhovej orbitálnej rýchlosti je rozdiel gravitačného zrýchlenia a odstredivého zrýchlenia nulový). Takže pre výpočet gravitačných strát je potrebné poznať jednak priebeh výšky nad povrchom počas výstupu a jednak priebeh horizontálnej zložky rýchlosti)

Pre určenie aerodynamických strát je potrebné poznať časový priebeh dopredného zrýchlenia v smere pohybu rakety (je len približne totožný s osou rakety a "nulovou" polohou ťahu motorov), a časový priebeh "výpočtového zrýchlenia" ako pomeru okamžitej hmotnosti rakety a okamžitého osového ťahu so započítaním zmien ťahu v dôsledku zmien Isp s výškou a zmien osového ťahu motorov v dôsledku "riadiacich"/"kormidlovacích" výchyliek motorov.

Domnievam sa, že rozdiel v charakteristickej rýchlosti 9800m/s a 10600m/s ktorý uvádza PinkasJ je spôsobený práve tým, že Vchar 9800m/s zahrňuje len "idealizované" gravitačné a aerodynamické straty a Vchar 10600m/s už zahrňuje aj "straty riadením/kormidlovaním" a zrejme aj straty v dôsledku vyvedenia nákladu na dráhy s iným sklonom, než zodpovedá miestu štartu (a tiež na inú ako presne kruhovú dráhu).

[Upraveno 26.1.2016 Alchymista]

---

PinkasJ - 27/1/2016 - 09:13

To: Alchymista:
Pokud bychom měli akcelerometr na gyroskopické plošině s korekcí na okamžitou vertikálu, mohli bychom měřit jedním „horizontální“ složku zrychlení a rychlost, druhým vertikální zrychlení a rychlost a součtem rychlostí bychom dostali Vchar (bez aerodynamických ztrát). Ale nedělal by nám tento součet přímo akcelerometr spojený s osou rakety, jak psal pan pet.rok a pan Holub? Myslím že ano.

---

martinjediny - 27/1/2016 - 09:44

To Alchymista...
1/ k akcelerometrom a meraniu v-char som pristupil podobne ako ty, ale krasa Alesovej myslienky je v jednoduchosti.

ak meriam pocas chodu motora zrychlenie v osi, tak integraciou ziskam rychlost pre neinercialnu sustavu. ze realna rychlost bude ina je logicke, lebo ako som sprvu namietal, tak hned po starte odpocitavam pre realnu rychlost 1g zemskej pritazlivosti, ale pre v-char, teda v neinercialnej sustave by som ziskal plny prirastok rychlosti. preto pre v-char mi staci akcelerometer v osi.
?
EDIT:
Ale problem nastane pri aerodynamickych stratach, ktore sa na akcelerometri neprejavia rovnako ako gravitacne...
takze akcelerometer nerozozna pokles tahu motora od narastu odporu
?

2/ k rozdielu "v charakteristickej rýchlosti 9800m/s a 10600m/s ktorý uvádza PinkasJ je spôsobený práve tým, že Vchar 9800m/s zahrňuje len "idealizované" gravitačné a aerodynamické straty a Vchar 10600m/s už zahrňuje aj "straty riadením/kormidlovaním" a zrejme aj straty v dôsledku vyvedenia nákladu na dráhy"
myslim, ze presne toto, co pises, treba brat do uvahy.
rozdiel pre teoreticke minimum a realnu potrebu [Editoval 27.1.2016 martinjediny]

---

dodge - 27/1/2016 - 10:50

Gyroskopy se již dávno v oblasti inerciálních referenčních systémů nepoužívají, byly nahrazeny mikromechanickými vibračními senzory úhlové rychlosti.

http://www.roznovskastredni.cz/dwnl/pel2011/06/cizmar.pdf

---

ales - 27/1/2016 - 10:57

Už jen poznamenám, že nutnost charakteristické rychlosti kolem 10600 m/s mi připadá přehnaná. Pokud by to tak bylo, tak by rakety musely mít cca o 30% nižší nosnost, než výrobci běžně udávají. Ze zveřejněných údajů (Isp a hmotností) mohou udávané nosnosti vyjít jen tehdy, pokud je charakteristická rychlost raket pro LEO někde v rozmezí 9200 - 9500 m/s. Tedy nejen "teoretické", ale i "praktické" ztráty určitě nemohou být vyšší, než 1500 - 1800 m/s (jak už psal pet.rok). Řekl bych, že z toho "gravitační ztráty" budou někde na úrovni cca 1300 - 1500 m/s a "aerodynamické ztráty a ztráty řízením" se mohou dohromady vejít hodně pod 300 m/s.

https://gravityloss.wordpress.com/2008/01/10/drag-loss-in-ascent-gain-in-descent-and-what-it-means-for-scalability/

---

PinkasJ - 27/1/2016 - 12:26

Ty mnou kdysi dávno počítané Vchr - např. u Atlas 501 = 10.376m/s jsem počítal klasicky se zahrnutím všech hmot, 2stupňů a UZ=10.000 kg. Že by v tom případě výkony skutečných raket musely být nižší (ve skutečnosti jsou vyšší) může být způsobeno např. když raketa startuje v úhlu 27° (často americké rakety) dostává od rotace Země rychlost navíc 368 m/s .
Ale velikost Vchar nebyla důležitá v této diskusi, šlo jen o to, jak ji měřit a také o exponenciální vliv na startovní hmoty a v tom jsme se shodli [Upraveno 27.1.2016 PinkasJ]

---

yamato - 9/8/2016 - 07:17

citace:

---

Horizontálně startující nosič je v kosmu totiž vždy o "jednu délku napřed" !

---

a to uz preco?

---

RiMr - 9/8/2016 - 11:19

...protože je čínský nebo ruský (a tedy jen v tom případě ).

Osobně si čínské kosmonautiky a toho jak rozvážně postupují vážím, je vidět že hlavně nechtějí šlápnout vedle, ale jsem moc zvědavý, kdy dokáží překročit cizí stín a přijít s něčím vlastním, s vlastní invencí. To by byl třeba ten horizontálně startující "raketoplán"... Necháme se překvapit.

---

NovýJiřík - 9/8/2016 - 11:34

Horizontálně startující nosič je v kosmu totiž vždy o "jednu délku napřed" !

---

a to uz preco?

---

Yamato, vzal jsi mi to z huby. Svisle startující raketa zákonitě prolétá tenčí vrstvou atmosféry, než její vodorovný konkurent, a jestli přistává svisle nebo vodorovně, to je podle mne fuk, pokud k tomu dojde tam, kde má.

---

milantos - 9/8/2016 - 12:45

citace:

---

. Svisle startující raketa zákonitě prolétá tenčí vrstvou atmosféry, než její vodorovný konkurent,

---

A to by mě skutečně zajímalo, jaká bude spotřeba v případě využití vztlaku při vodorovném startu a při kolmém startu, pro srovnání např. do výšky 15 km

---

RiMr - 9/8/2016 - 12:53

...no ale 15 km je málo, tam doletí "kdeco", zajímavější by to bylo "až nahoru" Kolik si toho ten horizontálně startijící prostředek bude muset sebou potáhnout nahoru, jak mu odlepení od země bude komplikovat to, co bude potřebovat nahoře...

---

xChaos - 10/8/2016 - 17:01

citace:

---

A to by mě skutečně zajímalo, jaká bude spotřeba v případě využití vztlaku při vodorovném startu a při kolmém startu, pro srovnání např. do výšky 15 km

---

Řešilo se to tam stokrát:

Právě, že tam úspora není. Protože nejde ani o horizontální, ani o vertikální vzdálenost - požadavek na translaci souřadnic tam je když už, tak jen vertikální - ale právě jen na delta-V

Delta-V se využitím vztlaku nijak nezvýší. Vakuum jak snižuje odpor vzduchu, tak i zvyšuje specifický impuls motorů... (pokud si to nepletu :-)

Využití vztlaku má jediný minimální význam, že při letu na proudové motory se ušetří okysličovalo - v kombinaci se zvýšením výšky a zkrácením letu v hustých vrstvách atmosféry tohle nějakou roli hrát tak může, ale ne až tak velkou (a když, tak výhodou je prostě ten start ve vyšší výšce a řidčím vzduchu... ale stejně ta raketa nestartuje vodorovně s využitím vztlaku, ale zamíří po oddělení od letadla vzhůru a aerodynamické plochu slouží max. pro stabilizaci během té otočky vzhůru...)

Vzdušný start pořád nějaké ty přednosti má... ale nespočívají rozhodně v tom, že kdyby křídlatá raketa zrychlovala nejdřív vodorovně, tak že by tím cokoliv získala (snad jen tedy kdyby tím dokázala šetřit okysličovadlo...)

---

yamato - 10/8/2016 - 19:26

raketa s vodorovnym vzdusnym startom existuje, ale ziadnu revoluciu nesposobila

co sa tyka okridleneho navratu, tam to moze byt zaujimavejsie, ale aj to je otazne. F9 robi tri zazehy, ale nevyhnutne su len dva - reentry burn a landing burn. Ak by chcel okridleny stupen fungovat bez reentry burn, musel by mt tepelnu ochranu (t.j. udrzba, naklady). Ak chce na tych kridlach niekam doletiet, potrebuje motor (t.j. udrzba, naklady a nejake to palivo).
Celkovy pokles nosnosti by bol asi mensi ako pri F9, ale pouzivanie by bolo zrejme komplikovanejsie a teda nakladnejsie. Cize vysledny cenovy efekt moze byt iny ako ocakavame

---

PinkasJ - 10/8/2016 - 21:11

Efektivnost vzdušného startu závisí na jeho celkové koncepci: Dám příklad u projektu MAKS, který byl značně rozpracován, ale opuštěn po rozpadu SSSR:
Nosnost osobní verse na LEO, tedy hmota návratného raketoplánu měla být 22.000 kg ( včetně motoru)
Vzdušný nosič AN 225 do výšky cca 10 km spotřeboval cca 50 tun paliva.
Samotný nosný systém MAKS měl hmotu při startu včetně paliva a užitečného nákladu cca 250 tun.
NA ZEMI SE VRÁTILO VŠE, KROMĚ NÁDRŽE O HMOTNOSTI 11.000 Kg. V raketoplánu by se vrátil tedy i dvou-palivový, dvoukomorový motor RD 701 s tahem 408/160 tun.
Nosnost nákladní verse MAKS T na LEO měla být 18.000 kg . Raketoplán měl být použit až 100x, motor až 15x
Efektivita zvláště osobní verse oproti čistě raketovému provedení je očividná. Podobné nosnosti mají rakety startovní hmoty min. 500 tun a ztratí přinejmenším (při znovupoužitelnosti 1.stupně) motor druhého stupně a jeho nádrž – např. F9 při vynášení Dragonu.
Nosič AN 225 měl umožnit až 1000 startů s nepatrnou údržbou a nemusel být vázán jen na jedno letiště.
Podstata efektivnosti není rychlost dosažená AN225 ale to, že klasické rakety pro dosažení výšky cca 10 km spotřebují v závislosti na zrychlení cca 25 % startovní hmoty (včetně poměrné části suché hmoty). Dalším faktorem efektivnosti byl dvou-palivový motor s LOX/LH2 v druhé fázi na LOX/LH2
Kdyby vzdušný start obsahoval i nadzvukové náporové motory a dosahoval větších výšek a rychlostí, efektivita by byla ještě větší.
Vzdušný start není řešení pro všechno, zvláště ne pro vysoké nosnosti nad 20 tun na LEO a zřejmě ani pro GTO nebo únikové dráhy. Pro mnoho použití by ale byl efektivní – na př. vynášení nákladů a posádky na ISS a zpět s přistáním na letišti.

---

yamato - 10/8/2016 - 21:36

lenze to 15x pouzitie motora bola len teoria. Jediny opakovane pouzivany kryogenny motor bol SSME, kde to opakovane pouzitie vyzeralo tak, ze po kazdom lete sa motory kompletne vymontovali a odoslali na generalku.

MAKS mal pouzivat trojpalivove motory, tazko ocakavat ze by vyzadovali mensiu udrzbu.

Na druhu stranu, ak by chcel MAKS vyuzivat robustnejsi kerolox pohon, zrejme by sa ani nevyskriabal na orbit

Tepelna ochrana je dalsi faktor, material ktory by mohol opakovane lietat hore dole bez udrzby nemame este ani dnes. Tutiz ak je hlavnou poziadavkou bezudrzbovost, tak aktualne najlepsi pristup je brzdit motorom.

---

Ervé - 11/8/2016 - 15:58

MAKS měl kromě praktického testu motoru ještě několik neřešených problémů - bezpečnost posádky - snad chtěli použít vystřelovací sedadla Buranu. Nákladní verze zachraňovala motory jak? Blok motorů plus štít a padáky? Nosnost Mrije byla 250 t jen pro interiérový náklad. Na hřbetě byl pokud vím limit 200 t, a to jen pro kompaktní aerodynamický náklad. Výhledově se počítalo s 250 t, ale je otázkou, kdy (a s jakými motory). Zkrátka, hodně peněz a času chybělo, a nemůžeme srovnat projekt s reálně létajícím Falconem IX.

---

pet.rok - 12/8/2016 - 15:43

xChaos:
efektivita (ISP) prudovych motorov je radovo vyssia ako u raketovych.

raketove (vac)
LH2/LOX : 410 - 470
KER/LOX : 310 - 350

prudove (vo vyske 0-25 km)
RAMJET : 1000 - 2000
TurboJET: 3000 - 6000

cize cisto teoreticky je prekonanie spodnych 20-30 km horizontalnym letom za pomoci motorov vyuzivajucich vzdusny kyslik jednoznacne vyhodou.
samozrejme existuju teoreticke aj prakticke aspekty ktore tuto vyhodu ciastocne eliminuju.

---

Petr_Šída - 12/8/2016 - 16:38

citace:

---

cize cisto teoreticky je prekonanie spodnych 20-30 km horizontalnym letom za pomoci motorov vyuzivajucich vzdusny kyslik jednoznacne vyhodou.
samozrejme existuju teoreticke aj prakticke aspekty ktore tuto vyhodu ciastocne eliminuju.

---

největší nevýhodou je, že doposud není motor, který by dokázal oba režimy, takže u hybridního stroje bude nutné buď mít oba typy motorů (těžká mrtvá váha), nebo letadlový nosič, který ale nebude schopný dodat počáteční rychlost ve výšce odpojení srovnatelnou s rychlostí rakety tamtéž

... třeba se zadaří SABRE

---

Petr_Šída - 12/8/2016 - 16:42

citace:

---

Podstata efektivnosti není rychlost dosažená AN225 ale to, že klasické rakety pro dosažení výšky cca 10 km spotřebují v závislosti na zrychlení cca 25 % startovní hmoty (včetně poměrné části suché hmoty).

---

Nikoli, srovnejte rychlosti AN225 (potažmo odhozené rakety) a rakety v 10 km, ten rozdíl je značný

---

yamato - 12/8/2016 - 18:22

citace:

---

... třeba se zadaří SABRE

---

tomuto nerozumiem. Fungujuce riesenie (motoricke pristavanie F9) je kritizovane zo vsetkych stran - velky pokles nosnosti, nezname naklady znovupouzitia, dlho to trva, blabla.
A ako etalon nadeje sa stale vytahuje koncept, ktory je v stadiu predbeznych overovacich prototypov uz 30 rokov.

??

---

Petr_Šída - 13/8/2016 - 00:31

citace:

---

citace:

---

... třeba se zadaří SABRE

---

tomuto nerozumiem. Fungujuce riesenie (motoricke pristavanie F9) je kritizovane zo vsetkych stran - velky pokles nosnosti, nezname naklady znovupouzitia, dlho to trva, blabla.
A ako etalon nadeje sa stale vytahuje koncept, ktory je v stadiu predbeznych overovacich prototypov uz 30 rokov.

??

---

pouze v kontextu kombinace využití raketového a leteckého motoru, jinak to vnímám stejně, aneb proč to dělat složitě

přistát raketou zpět už zvládá(ME), okřídlená raketa je zatím scifi

---

PinkasJ - 13/8/2016 - 12:57

citace:

---

Nikoli, srovnejte rychlosti AN225 (potažmo odhozené rakety) a rakety v 10 km, ten rozdíl je značný

---

Byl jsem vždy fanda využití vzdušného startu na LEO a především dopravy lidí a materiálu na LEO a zpět (na př. k ISS) pomocí malých, okřídlených raketoplánů, jako měly být MAKS, Kliper, je X37B a snad bude Dream Chaser.
Bohužel nikde jsem nenašel u F9 FH pro lety k ISS detailní křivky závislosti výšky a rychlosti na čase. Snad někdo z vás to najde a uveřejní. Pan Pospíšil uveřejnil 31.12.2015 ve vlákně F1/F9 takové grafy pro let s OG2 (apogeun/perigeum 720 km, což je vyšší než ISS)
Na forum NSF jsem našel:
https://forum.nasaspaceflight.com/index.php?topic=34464.msg1182409#msg1182409
příspěvek „aero“ uvádí přibližný graf výška /čas u F9
Podle něho F9 dosáhne výšky 10 km za cca 70 sec.
Když vezmu střední tah i střední Isp motorů merlin 1D ( sea level – vacuum), dostanu: za 70 sec:
Spotřeba paliva (kg) = tah (N) / Isp (Ns/kg) * čas (s)
Spotřeba: 880000*9 / 2908 * 70 = 190646 kg, což je cca 34,6% startovní hmoty F9FH – 550.000 kg. Spotřeba hmoty se započtením poměrné části suché hmoty 1. stupně by byla ještě větší.
Rychlost v 10 km počítaná podle Cioklovského (bez gravitace a ve vacuu) vychází 1250 m/s, ale skutečná podle grafů je cca 300 m/s , z toho užitečná horizontální složka jen cca 120 m/s, tedy menší, než u AN225. U AN 225 však také nelze využít plně horizontální složku. Plánovalo se, že před vypuštěním přejde krátce AN 225 do velkého úhlu náběhu a MAKS odstartuje šikmo vzhůru.

Závěr: Využití vzdušného start u MAKS by ušetřilo přes 30% startovní hmoty rakety. Bez složitého vracení 1. stupně pomocí motorů a paliva rakety by AN225 i raketoplán MAKS přistály elegantně na dráze, ztráta by byla jen jedna nádrž o hmotě 11 tun. Výsledkem by byl mnohem levnější provoz a mnohem výhodnější přistávání lidí i nákladů.

Hlavní překážka zavedení tohoto systému byla, že AN225 byl vyroben jen v 1 exempláři (druhý rozpracován) a po rozpadu SSSR připadl Ukrajině, kde se dosud využívá po celém světě jako nosič nejtěžších nákladů. Pro soukromou firmu je jednodušší a mnohem levnější vyrobit raketový první stupeň s 9 motory, než vyvinout nebo někde objednat výrobu speciálního obrovského letadla. Avšak z hlediska dlouhodobého využití pro lety na LEO, speciálně pro ISS a její nástupce by byl výhodnější systém MAKS. Čína to v budoucnu může udělat a budu jí fandit. Neexistuje jen jedna cesta úspor, jak někteří zde se stále snaží nás přesvědčit. Cesta F9 je však reálná již nyní.

Pro pana Ervé: Čistě nákladní verse projektu MAKS neuvažovala záchranu motoru – proto uváděli nosnost jen 18 tun. Verse pro malý raketoplán - náklad i posádku (MAKS) měla nosnost 22 tun, včetně motoru a příslušenství.

---

pet.rok - 13/8/2016 - 16:36

PinkasJ:
len na upresnenie: rychlost F9 v 10km vyske pri SES9 cca 375m/s v case T71s

---

PinkasJ - 13/8/2016 - 17:41

Děkuji za upřesnění, ale SES 9 byl vyveden na GTO dráhu, kde 1. stupeň F9 dosahuje zřejmě v celém průběhu vyšších rychlostí než při letu k ISS. Nicméně i tak je 375 m/s malá rychlost a jeho horizontální složka ještě značně menší [Upraveno 13.8.2016 PinkasJ]

---

pet.rok - 13/8/2016 - 23:11

ano s dragonom to leti pomalsie cca 330m/s v 10 km.

---

Petr_Šída - 14/8/2016 - 02:03

citace:

---

Děkuji za upřesnění, ale SES 9 byl vyveden na GTO dráhu, kde 1. stupeň F9 dosahuje zřejmě v celém průběhu vyšších rychlostí než při letu k ISS. Nicméně i tak je 375 m/s malá rychlost a jeho horizontální složka ještě značně menší [Upraveno 13.8.2016 PinkasJ]

---

jenže takhle nízko u Země nehraje horizontální složka roli, důležitá je vertikální, musíte se dostat co nejrychleji z atmosféry, teprve pak je možné zvedat horizontální složku beze ztrát

takže jste v poměru nějakých 350 m/s vertikálně u rakety a cca polovina horizontálně u letadla, pokud ho pošlete do stoupání, tak se dostanete na vertikální rychlost v desítkách metrů za sekundu (hodně optimistické u potvory nesoucí na zádech slona)

takže po oddělení se stejně bude raketoplán muset nejdřív postavit na ocas a začít honit výšku/vertikální rychlost

je to jako postavit kosmodrom na špičku Mount Everestu, taky si z hlediska celkového deltav moc nepomůžete

k tomu připočtěte mrtvou váhu křídel raketoplánu (k vlastnímu letu je použije de facto jenom při přistání), složitou tepelnou ochranu, složité oddělení při startu (není to odhoz)

celé by to dávalo smysl, kdyby letecký nosič dosahoval výškově i rychlostně parametrů prvního stupně rakety, jenže to jsme u řádově složitějšího stroje

nevím, je to krásný koncept, ale proti tomu co předvádí Falcon je to strašně složité

---

PinkasJ - 14/8/2016 - 09:20

To: Petr_Šída:
To se vracíme k velmi staré diskusi, zda spotřeba hmot (paliva + suché hmoty stupňů) k překonání aerodynamických a především gravitačních ztrát (volný pádu rakety k zemi) je mnohem menší, než spotřeba hmot pro udělení horizontální rychlosti 7,8 km/s. Z Ciolkovského rovnice nám vyjde spotřeba hmot bez těchto ztrát – pro tzv. charakteristickou rychlost rakety. Ta závisí jen na kvalitě paliva, Isp motorů a konstrukčním čísle. Bývá u běžných raket cca 9,5 km/s. Rozdíl proti 7,8 km/s je malý a to zavádí k názoru, že ztráty nehrají velkou roli. Rovnice má ale logaritmickou funkci, takže od povrchu země zvedáme velmi pomalu ty největší hmoty v nejhustší atmosféře a do výšky 10 km spotřebujeme min. 30% startovní hmoty, aniž jsme získali nějakou významnější horizontální rychlost. Proto i Everest by měl velký význam a byly dokonce návrhy raketových kolejových saní (případně okřídlených) z údolí na vrchol nějaké velehory. Jenomže An 225 je značně jednodušší. U projektu MAKS vychází hmota raketové části mírně více než poloviční vůči startovní hmotě F9 FT při stejné nosnosti. Hmota a spotřebu paliva AN 225 hraje jen nepatrnou roli a systém umožňoval návrat téměř všech hmot s přistáním na letišti. Velmi pochybuji, že ruští konstruktéři se spletli ve svých výpočtech a že vzdušný start nemá podstatný význam. Byla promarněna velká šance, když již existoval AN 225, model MASK, externí tank, a provedeno 50 zkoušek dvousložkového motoru s přechodem mezi dvěma druhy paliva

---

ales - 14/8/2016 - 10:49

Ano, o "hmotách" potřebných k dopravě do kosmu jsme tu už napsali hodně. Od té doby ale už víme, že např. palivo, tvoří jen méně než 1% ceny startu. Takže i když bychom nějak ušetřili 30% paliva, tak cena startu stejně neklesne ani o procento. A ve skutečnosti nejde o nic jiného, než o tu cenu startu (všechno ostatní je v podstatě nezajímavé).

Ano, teoreticky by se při snížení startovací hmotnosti dalo ušetřit na motorech, ale aby se to vyrovnalo konceptu SpaceX, tak by bylo nutno nějak zachránit i ty zbývající motory prvního stupně. A to vzdušný start sám o sobě nezajistí. Domnívám se proto, že vzdušný start je celkově méně efektivní, než RTLS koncept v podání SpaceX.

Ohledně případného startu "z Everestu" musím podotknout, že i "z Everestu" by raketa musela zase spotřebovat těch zmiňovaných cca 30% paliva na prvních 10 km výšky, protože to podstatné není rychlý průlet hustější atmosférou ("aerodynamické ztáty" nepřekračují ani 200 m/s), ale "zvednutí" celé rakety minimálně do výšky 100 km (to jsou ty "gravitační ztráty", které z principu překračují hodnotu 1000 m/s). Takže i podle mne je velmi důležité, že první stupeň dodá raketě ve výšce 10 km VERTIKÁLNÍ rychlost přes 300 m/s (narozdíl od vodorovného vzdušného startu, nebo od startu "z Everestu").

Nakonec nemohu zapomenout ani na to, že MAKS koncept vzdušného startu byl principiálně hodně nebezpečný, protože v tom letounu měli být živí lidé (piloti), kteří by při případném výbuchu rakety byli "na odpis"). To u raketového prvního stupně nehrozí (je "nepilotovaný").

---

pet.rok - 14/8/2016 - 12:56

citace:

---

Ano, o "hmotách" potřebných k dopravě do kosmu jsme tu už napsali hodně. Od té doby ale už víme, že např. palivo, tvoří jen méně než 1% ceny startu. Takže i když bychom nějak ušetřili 30% paliva, tak cena startu stejně neklesne ani o procento. A ve skutečnosti nejde o nic jiného, než o tu cenu startu (všechno ostatní je v podstatě nezajímavé).

---

Vzdusny start moze v pripade vhodneho usporiadania priniest uspory v manipulacnych nakladoch a predstartovej priprave. Takisto moznost vypustat na lubovolnom mieste a v lubovolnom uhle je velke plus.

citace:

---

Ano, teoreticky by se při snížení startovací hmotnosti dalo ušetřit na motorech, ale aby se to vyrovnalo konceptu SpaceX, tak by bylo nutno nějak zachránit i ty zbývající motory prvního stupně. A to vzdušný start sám o sobě nezajistí. Domnívám se proto, že vzdušný start je celkově méně efektivní, než RTLS koncept v podání SpaceX.

---

Konkretne u konceptu MAKS sa recykluju vsetky motory.

citace:

---

Ohledně případného startu "z Everestu" musím podotknout, že i "z Everestu" by raketa musela zase spotřebovat těch zmiňovaných cca 30% paliva na prvních 10 km výšky, protože to podstatné není rychlý průlet hustější atmosférou ("aerodynamické ztáty" nepřekračují ani 200 m/s), ale "zvednutí" celé rakety minimálně do výšky 100 km (to jsou ty "gravitační ztráty", které z principu překračují hodnotu 1000 m/s). Takže i podle mne je velmi důležité, že první stupeň dodá raketě ve výšce 10 km VERTIKÁLNÍ rychlost přes 300 m/s (narozdíl od vodorovného vzdušného startu, nebo od startu "z Everestu").

---

prinos vyskoveho startu (z Everestu) je okrem samotnej vysky aj v tom ze umoznuje vyssie zrychlenie (a teda nizsie gravitacne straty) hned od startu, ktore sa u startov z hladiny (SL) nevyuzivaju z dovodu vysokeho aerodynamickeho namahania. MaxQ ktore je v transsonickej rychlosti pripada u SL startov na vysku 10-15km by sa v pripade vyskoveho startu mohlo posunut niekde na 16-18km, cize odhadom je mozne pocitat s kombinovanou usporou dV na urovni niekolko sto m/s.

citace:

---

Nakonec nemohu zapomenout ani na to, že MAKS koncept vzdušného startu byl principiálně hodně nebezpečný, protože v tom letounu měli být živí lidé (piloti), kteří by při případném výbuchu rakety byli "na odpis"). To u raketového prvního stupně nehrozí (je "nepilotovaný").

---

zase samotne vynasanie (napr. v ramci konceptu MAKS) v podzvukovom rezime neprinasa nejake dramaticke podmienky, ze by hrozila explozia a po odhodeni je to uz jedno. Rozhodne je to nezrovnatelne napr. so shuttlom.

---

PinkasJ - 14/8/2016 - 13:06

Pan Holub má v mnohém pravdu, např. v ceně paliva, nebo v nebezpečí při výbuchu při jednom stupni. Takové nebezpečí ale měly všechny projekty SSTO a bude ho mít také MCT při startu z Marsu.
Nelíbí se mi ale udávat ztráty v rychlosti (m/s). To je strašně zavádějící jak už jsem vícekrát psal kvůli logaritmickému tvaru Ciolkovského rovnice.
Když napíšu, že aerodynamické ztráty jsou 200 m/s, gravitační 1500 m/s pro dosažení LEO rychlosti 7800 m/s (char. rychlost 9500 m/s), nezaujatý člověk řekne – o co jde, ztráty jsou velmi malé Ve skutečnosti vyjádřeno v hmotě rakety dosahují cca 50%. Z Ciolkovského rovnice pro ztrátovou rychlost 1500 m/s vyjde koeficient potřebného nárůstu hmot Mp/Mk 1,57 (pro střední Isp= 3335Ns/kg
Na př. Falcon 9FH by v prostředí bez gravitace a atmosféry mohl být jen jednostupňový a ještě by jeho hmota vyšla nižší, než současných 550 tun
Je pravda, že při startu z Everestu by raketa zase potřebovala cca 30% paliva na dalších 10 km výšky, ale její první stupeň by již mohl být o 30% lehčí.

Nemůžeme úsporu při vzdušném startu 30% startovní hmoty počítat v ceně paliva, ale v kompletní hmotě prvého stupně a jeho ceně, která tvoří 70% ceny rakety. Největší gravitační i aerodynamické ztráty jsou při zdvihání velkých hmot od země do výše cca 10 km a nabírání převážně vertikální rychlosti. Gravitační ztráty však působí po celou dobu vyvedení na dráhu (ale už na stále menší hmoty). Klesají postupně až k nule vlivem odstředivé síly s druhou mocninou poměru okamžité horizontální rychlosti k oběžné rychlosti 7,8 km/s, tedy klesají hlavně ke konci vyvedení.

S poznámkami a doplněním pana pet.rok souhlasím
[Upraveno 14.8.2016 PinkasJ]

---

pet.rok - 14/8/2016 - 14:22

z teoretickeho hladiska by asi najvhodnejsi koncept kombinovaneho prostriedku (t.j. letecko-raketoveho) predstavoval hypersonicke lietadlo s motormi spalujucimi vzdusny kyslik ako prvy stupen a druhy raketovy stupen s LOX/LH raketovym pohonom.
realne by ale vyvoj prveho stupna asi zhltol take prostriedky ze tazko mozno ocakavat ze sa do toho niekto pusti iba ze by niekto nasiel vhodne vojenske vyuzitie .

---

ales - 14/8/2016 - 14:58

Přidám ještě pár poznámek:
- hypersonik jsem dříve také považoval za optimální řešení, ale teď už si myslím, že cenově by nebyl výhodnější, než standardní první stupeň rakety (zvláště podle mne cenově "prohrává" s recyklovatelným prvním stupněm rakety)
- souhlasím s tím, že start "z Everestu" by mohl přinést úsporu dv až "pár set m/s" (podle mne max do 300 m/s), ale "přirážka" za stavbu a provoz vysokohorského kosmodromu by to zřejmě znehodnotila, a navíc pro rychlejší start by bylo třeba použít silnější (a tím i dražší) motory
- myslím, že z výše uvedeného plyne, že při startu "z Everestu" by nosič nemohl být "o 30% lehčí" (než při startu od moře při stejné nosnosti)
- je pravda, že dynamické podmínky při vzdušném startu asi nejsou nijak extrémní, ale přece jen by ti piloti museli být dost dlouho velmi blízko plně natankované rakety s funkčním zažehovacím a destrukčním systémem, zatímco u standardní pozemní rakety v tu chvíli už nikdo poblíž není (kromě případné posádky pilotované mise, ale v tuto chvíli píšu spíš o nepilotovaných misích)
- vzdušný start je podle mne také značně limitován obtížnějším případným zvětšováním velikosti (nosnosti) letounu, zatímco gigantické rakety (s obrovskou nosností) jsou pro mne představitelnější

---

Petr_Šída - 14/8/2016 - 15:00

citace:

---

z teoretickeho hladiska by asi najvhodnejsi koncept kombinovaneho prostriedku (t.j. letecko-raketoveho) predstavoval hypersonicke lietadlo s motormi spalujucimi vzdusny kyslik ako prvy stupen a druhy raketovy stupen s LOX/LH raketovym pohonom.
realne by ale vyvoj prveho stupna asi zhltol take prostriedky ze tazko mozno ocakavat ze sa do toho niekto pusti iba ze by niekto nasiel vhodne vojenske vyuzitie .

---

vtip celého je ten, že první stupeň F9 je přesně ono, jenom to není letadlo (ale umí evidentně to samé)

---

PinkasJ - 14/8/2016 - 15:30

To pet.rok:
To asi ano, ale pro náklady na LEO do 20 tun postavit hypersonické nebo i jen supersonické letadlo s nosností 150-200 tun by byl velký oříšek. Jedině, kdyby ho vyvinuli pro vojáky jako nosiče balistických raket pro možnost pohotovostní aktivace v případě, že akutně hrozí útok proti pevným základnám balistických raket. Ale na to jsou asi jednodušší lodě a ponorky. Výhodou by byla vyšší rychlost i výška a možnost startu druhého stupně šikmo vzhůru. Jsem zvědav, zda se Číňané někdy do něčeho podobného pustí.

To: pan Holub:
Limitování nosnosti vzdušným startem do cca 20 tun na LEO je zřejmě skutečnost. Dále si myslím, že vzdušný start by nemohl konkurovat raketovému (s návratem 1, stupně), pokud by se nevracel motor druhého stupně v rámci malého raketoplánu - koncepce MAKS. To znamená nemožné využití pro GTO a vysoké dráhy v rámci jen dvoustupňové koncepce. Koncepce by musela být 3-stupňová, což již snižuje efektivnost a asi by neuspěla.

To Petr Šída:
F9 neumí to samé jako koncept MAKS: Ztrácí celý druhý stupeň i s motorem. Provoz jeho prvého stupně včetně návratu a znovupoužití je mnohem složitější než start, krátký let a přistání AN225 na dráhu.

---

Petr_Šída - 14/8/2016 - 18:16

citace:

---

To Petr Šída:
F9 neumí to samé jako koncept MAKS: Ztrácí celý druhý stupeň i s motorem. Provoz jeho prvého stupně včetně návratu a znovupoužití je mnohem složitější než start, krátký let a přistání AN225 na dráhu.

---

Přečtěte si pořádně, na co reaguji

---

Ervé - 14/8/2016 - 18:53

Souhlas s nebezpečností - od natankování paliva je systém nebezpečný. V případě potíží nosiče (An-225 u MAKSu) - prasknutí pneumatik, porucha motoru atd., je posádka ohrožená, s minimální možnosti záchrany - odhození Maksu je vpodstatě vyloučené - manévr pro odhoz by byl tak razantní, že v nouzi nepřichází v úvahu. Druhý stupeň F9, o který přijdete, je současně i stupeň pro vynesení nákladu na GTO, o který u Maksu taky přijdete. Vzdušný start má omezení v tom, že stejně nemůžete startovat z jakéhokoliv letiště (rozměry dráhy, nosnost), bezpečnostní důvody - nikdo nepovolí 200 t brizantní výbušniny nad městskými částmi (hodně velkých letišť). Stejně tak systém pro plnění paliva (i pro RCS není tak jednoduché někam přesunout). Provoz An-225 není levný - musíte taky soutěžit s komerčními zakázkami - omezené možnosti startu.

---

PinkasJ - 14/8/2016 - 20:02

Myslím, že všechny příspěvky ke vzdušnému startu zde byly hodnotné, měly racionální jádro a přispěly ke kritickému pohledu ze všech stránek

---

Petr_Šída - 15/8/2016 - 08:36

Dovolil bych si malý dovětek

Výše uvedené nosnosti jsou značně nadsazené

Co jsem našel je údaj z Wikipedie - startovní váha Maks 275 tun, nosnost na Leo 7 tun
Údaj 22 tun u osobní verze je váha stroje, to ale není nosnost

Pro Maks M měla být nosnost vyšší ale kolik a jak toho dosáhnout se nepíše

Resumé pro mě je: na jeden start F9 minimálně 2 starty Maks , kde je úspora?

Pro nárůst nosnosti neúměrně rostou nároky na nosič

---

PinkasJ - 15/8/2016 - 13:47

Pane Šída, Wikipedia jako v mnoha případech informuje nepřesně. 7 tun je jen nosnost lidí a nákladu, kterou může vzít MASK na palubu. Podobně jako např. Dragon v2 má celkovou hmotu
cca 9700 kg, ale může vzít 3310 kg nákladu + posádku.
V NOSNOSTI NA LEO SE VŽDY POČÍTÁ CELKOVÁ HMOTA DOPRAVENÁ NA LEO, ALE BEZ MOTORŮ A NÁDRŽÍ, KTERÉ SE PŘÍPADNĚ ZÚČASTNILY VYVEDENÍ NA DRÁHU.
U MAKS je to celý raketoplán včetně posádky, nákladu a vlastních 28 RSC motorů umožňující manévrování. Musí se odečíst hmota hlavního motoru RD 701, který ho vynesl na LEO, viz dále.

Jestli se chcete podrobně seznámit s celým projektem a jeho několika variantami, doporučuji dokument od RKK Energia v angličtině: FROM SPIRAL TO MA KS
http://www.buran-energia.com/documentation/documentation-akc-maks-multipurpose.php
Byly navrženy 3 základní verse MAKS -T, MAKS-OS a MAKS M,
MAKS T je nenávratný systém bez posádky pro vynášení těžkých nákladů do 18 tun
MAKS M měl být plně návratný systém, včetně nádrže, což i článek považuje za velmi problematickou versi při dnešní technologii.
MAKS OS měl mít ještě dvě verse verse TMS-1 s přetlakovou kabinou i pro náklad, TMS-2 s ne-tlakovanou kabinou pro náklad. Obě verse mohou letět i v nepilotované versi. V závěru je tabulka s technickými údaji všech versí. Shrnuji z tabulky nosnosti a hmoty:

HMOTA DOPRAVENÁ NA LEO:
MAKS-OS: 26 tun ( v tom je motor RD 71), bez motoru se uvádí 22 tun
MAKS-T: 38 tun

NÁKLAD DOPRAVENÝ V MAKS NEBO SAMOSTATNĚ NA LEO:
MAKS-OS : podle inklinace a verse: od 7 tun do 11 tun
MAKS-T : 18 tun

GEOSTACIONÁRNÍ DRÁHA: 4,8 tun ( jen verse MAKS-T)

---

martinjediny - 16/8/2016 - 22:04

jeden problem vidim v tom, ze ak mam spolahlivost rakiet menej ako 1:100, tak letecky motor schopny uniest raketu je nedostupne drahy...

a zas sme u penazi... nee, ze by to neslo, ale financmajster je xxx

---

Petr_Šída - 17/8/2016 - 13:24

citace:

---

Pane Šída, Wikipedia jako v mnoha případech informuje nepřesně. 7 tun je jen nosnost lidí a nákladu, kterou může vzít MASK na palubu. ....

---

Děkuji za odkaz s přehledem

s tou nosností je to u podobných konceptů složité, neměla by se do ní započítávat hmota stupně, který vynáší náklad na Leo, takže nejenom nádrž, a motory, ale i celý stupeň, pokud pracuje (popřípadě poměrná část, pokud mu zbyde palivo)

proto třeba nosnost Shutlu nebyla 100 tun, ale oněch cca 25

tady jsme na +-7 tunách u osobní verze (jinak bychom u Dragonu museli počítat i s hmotou druhého stupně)

ale souhlasím, že u osobního stroje má smysl porovnávat mezi sebou nosnost stroje, nikoli nosnost rakety


u nákladní verze by mě zajímal výpočet, jak je nosnost stanovena, pokud je 22 tun - 4 tuny motoru, tak mi tam schází sama hmotnost stupně, která není nulová a do nosnosti se nedá započítat, ale na tyhle úvahy je i v uvedeném textu málo informací - takže nosnost teoreticky +- Falcon, kompletní ztráta druhého stupně, nosič místo raketového stupně letadlo, jenom provoz by ukázal, co by bylo levnější

u osobní verze by opět jenom provoz ověřil, zda je nutné provádět složitou revizi tepeného štítu, nebo ne (křídlaté stroje mají principiálně složitější štít, než kabina, to je bohužel fyzika, kterou neobejdeme)


Koncept je to hezký, to plně souhlasím, jako problém bych ale viděl to, že je to první inženýrský projekt na papíře

nejde srovnávat efektivitu něčeho co lítá s něčím, co je ve stádiu projektu, který ještě nenarazil na reálné problémy

jinými slovy koncept je jedna věc, realita druhá, čím složitější stroj, tím více se realita a projekt rozcházejí

(PS - osobně se mi křídlaté stroje taky líbí víc, jenom jsou prostě složité, řekl bych, že prostě musí počkat na pokrok materiálového inženýrství)

---

PinkasJ - 17/8/2016 - 15:01

Pane Šída, od začátku jsme porovnávali nosnost rakety F9 a nosnost systému MAKS na LEO. MAKS není jen raketoplán, ale celý systém. Stejně u STS se někdy bavíme o Space Shuttle, ale k němu patří to, co ho vynese – STS.
Neporovnáváme zde nákladovou nosnost Dragonu s nosností raketoplánu MAKS , ale nosnost F9 se systémem MAKS a rozdíly v hmotách a vracejících se částí. Poslední stupeň rakety se nikdy do nosnosti nepočítá. U STS a systému MAKS se však z něho dostanou na LEO motory (motor), jejich hmotu je nutno odečíst

Tedy u STS: Nosnost STS je celková hmota Shuttle včetně nákladu – cca 110 tun bez hmoty 3 motorů – cca 10 tun = cca 100 tun. Samozřejmě že v tom není hmota externí nádrže, která se na LEO ani nedostane . Vnitřní nosnost vlastního Shuttle je cca 20 tun (suchou hmotu má cca 90 tun)

U systému MAKS: Nosnost je celková hmota raketoplánu MAKS (26 tun) minus hmota motoru – cca 4 tuny = cca 22 tun. Samozřejmě že v tom není hmota externí nádrže, která se na LEO nedostane ( mluvím o MAKS -OS). Vnitřní nosnost raketoplánu MAKS je 7-11 tun

U nákladní verse vám chybí hmota stupně: Ten se skládá z motoru RD 701 (což jste odečetl) a externí nádrže (cca 18 tun), která ve hmotě není započtena – těsně před dosažením LEO se náklad oddělí a vlastními motorky se musí dotáhnout na LEO, jak je to běžné prakticky u všech letů na LEO. Tyto motorky i palivo pro ně se již počítají do nosnosti rakety, protože většinu práce dělají při orientaci a manévrech na LEO. Pokud by MAKS-T vynášel náklad ne GTO nebo GEO, pak samozřejmě celý druhý stupeň bude jiný a dostane se na LEO a dále urychlí náklad na GTO (GEO), podobně jako F9. V obou případech se jeho hmota stupně do nosnosti na GTO (GEO) nepočítá

Vaše připomínky ke srovnávání konceptu a reality jsou oprávněné, bohužel zde realita skončila vyrobením externí nádrže, makety raketoplánu a zkouškami motoru RD 701 v obou režimech.
S tepelným štítem by to asi také nebylo jednoduché a problémů by jistě byla celá kopa.

---

PinkasJ - 1/5/2019 - 22:34

DETONAČNÍ, IONTOVÉ, PLAZMOVÉ A JADERNÉ KOSMICKÉ MOTORY
t=8s

Detonační motory mají vyšší Isp, ale malý tah, jsou vhodné jen pro vrchní stupně raket. Jejich velkou výhodou jsou nízké vstupní tlaky, nepotřebují tak drahá turbočerpadla, jako klasické rak. motory.

Na Iontových motorech se v USA zpočátku prováděly jen výzkumné práce. První praktické použití iontového motoru bylo na sovětské Sondě Zond 2, kde pracoval pro orbitální manévry. Byly vyvinuty v Keldyšově ústavu. Nyní již pracují např. i na amerických i evropských sondách, jako palivo se používá xenon.

Další stupeň jsou plazmové motory. Parametry převyšují iontové a ostatní elektrické motory. V současné době představují 70% světového trhu elektrických raketových motorů. Technologie byla vyvinuta v Keldyšově ústavu a v současné době dodávky těchto ruských motorů zaujímají 95% světového trhu (nevím, z kterého je to data ) a používají se hlavně pro korekce drah.

Další typy – např. Vasimr vyvíjený v USA má mít velmi vysoké teploty plynu od radiových vln, které ho ionizují, elektromagnetickým polem jsou ionty urychlovány a proud iontů je držen od stěn magnetickým polem, používá se plyn argon.

V r. 2010 byl v Rusku byl zahájen projekt nového typu jaderného raketového motoru od Rasatomu. Tento motor se odlišuje značně od dřívějších sovětských prototypů s jaderným pohonem. Elektrický výkon bude cca 1MW a váha 3 tuny, výkon může být až 10 MW. Jde o uzavřený cyklus. Podle ocenění, motor může dopravit kosmickou loď do Pluta za 2 měsíce, ke hvězdě Alfa Centaura za 12 roků. První vzorek má být hotov k 2025. Jeho kompaktní reaktor bude možno použít nejen pro raketové motory, ale i jako zdroj energie např. pro posádku na Marsu.

[upraveno 2.5.2019 06:18]

---

Ervé - 2/5/2019 - 07:48

Zajímavé, některé věci jsem nevěděl. Těmi plazmovými motory myslí Hall effect thrusters - vyráběny v SSSR a Rusku, Snecma koupila licence a vyrábí jako PPS-1350 a další - díky vyšší efektivitě a spolehlivosti nahradili opravdu většinu iontových motorů na satelitech.
Těmi detonačními motory nemyslí Pulse Detonation Engine (otestován v USA, příliš komplikované na výpočty a chování) ale Rotation Detonation Engine - testován v USA i Rusku - vyšší efektivita, ale i složitost. Vývoj probíhá, uvidíme, jestli se Rusko dostane dál než k testování prototypu. Podle mně příliš malý pokrok za příliš velkou cenu, ale třeba se mýlím a za deset let bude v běžném provozu.
Jaderný motor od Rosatomu je hezká teorie, čísla hodně přestřelené, chybí peníze na vývoj, stavbu a reálný program, který by je využil. K Plutu za dva měsíce ani omylem. Alfa Centauri je blábol.

---

PinkasJ - 2/5/2019 - 12:08

citace:

---

Alfa Centauri je blábol.

---

Také si to myslím. I přes velké Isp by motor spotřeboval za 12 roků tolik paliva, že by to bylo naprosto nereálné. Zřejmě to někdo spočetl z tahu, Isp a předpokládané hmoty vesmírné lodě, bez ohledu na hmotu paliva (vodíku). Ten by nikde na cestě natankovat nemohli.
Možná, že to ale spočetli z nějakého realistického množství paliva a další let setrvačností - sonda bez návratu [upraveno 2.5.2019 12:15]

---

admin - 17/6/2019 - 16:28

Termojaderný pohon do deseti let? Mno, to teda nevím...

https://www.space.com/fusion-powered-spacecraft-could-launch-2028.html

---

xChaos - 16/9/2020 - 21:46

Na tuhle knížku se odkazoval Scott Manley, a teď koukám, že je volně ke stažení - celkem zajímavé a zábavné čtení....
http://library.sciencemadness.org/library/books/ignition.pdf

---

petrpetr - 16/9/2020 - 21:58

Termojaderný pohon jednou bude.... [upraveno 16.9.2020 21:59]

---

kacenka - 17/9/2020 - 09:55

citace:

---

Termojaderný pohon jednou bude....

---

Mně by prozatím stačilo, kdyby se opustili různé iracionální předsudky. A následně se používali "bežné jaderné motory" (a lá NERVA), které jsou již vyvinuté a odzkoušené a které jsou zhruba 3x účinnější než dnešní chemické motory. ...

ps: lepší vrabec v hrsti, než holub na střeše ..

---

Ervé - 17/9/2020 - 11:21

citace:

---

citace:

---

Termojaderný pohon jednou bude....

---

Mně by prozatím stačilo, kdyby se opustili různé iracionální předsudky. A následně se používali "bežné jaderné motory" (a lá NERVA), které jsou již vyvinuté a odzkoušené a které jsou zhruba 3x účinnější než dnešní chemické motory. ...

ps: lepší vrabec v hrsti, než holub na střeše ..

---

V tomto rozhodně souhlasím. NERVA tahač pro urychlení nákladu z LEO na vysoce výstřednou dráhu dv=2,9 km/s s následným zbrzděním štítem o atmosféru, doplnění vodíku a další použití - vhodné jak pro náklady a posádku k Měsíci i Marsu. Jen zbytek potřebné rychlosti by dodal vlastní motor. Jenže na to potřebujete mít velký program a jasný plán kroků na 20 let.

---

xChaos - 17/9/2020 - 22:27

citace:

---

NERVA tahač pro urychlení nákladu z LEO na vysoce výstřednou dráhu dv=2,9 km/s s následným zbrzděním štítem o atmosféru, doplnění vodíku a další použití - vhodné jak pro náklady a posádku k Měsíci i Marsu.

---

Vhodné pro náklady... proč ne, pokud to při startu nespadne někomu na hlavu (což v těch 60tých letech šlo garantovat podstatně hůře, než třeba dnes, ale budiž).

Vhodné pro posádku: tady myslím byl zakopán kámen úrazu, proč to nakonec zabalili (i když hlavní důvod byly Nixonovy škrty v megarozpoočtu NASA, které toho ukončily daleko víc). Někde jsem četl, že třeba kvůli radiaci reaktoru by se Apollo s posádkou muselo ke stupni s motorem Nerva přibližovat pouze ve velmi přísně vymezeném úhlu, aby byl posádka celou dobu stíněna od radiace reaktoru nádrží s pracovní látkou... tzn. stačil by jediný chybný manévr (a v éře Apolla ještě tyhle manévry pokud vím byly řízeny ručně, automatické dokování první vyvinuli Rusové...) a posádka by byla vystavena nepřijatelné dávce radiace.

Ale jako nebudu se hádat, že např. pro bezpilotní mise do vnější sluneční soustavy je to zajímavé. Pro náklad, který nikam nespěchá, podle mě stačí iontový pohon (a tady je diskutabilní, jestli ve vnitřní sluneční soustavě ten solární má podstatné nevýhody vůči jadernému). Pro lety s posádkou vidím vážný problém v tom, že té radiace, kterou je potřeba řešit, je už takhle hodně a ten reaktor to fakt nezlepší.

Jen taková krátká úvaha: jasně, že jsou reaktory na Zemi, pokud se neporouchají, relativně bezpečné: protože není problém masivní nádoba samotného reaktoru a kolem něj masivní železobetonové stínění. Jenže nic z toho s sebou nejde jednoduše vláčet do kosmu. Ze stejného důvodu se reaktory ujaly na ponorkách, ale nikoliv v letadlech: stínění mezi reaktorem a posádkou, které by případně letadlo dokázalo unést, by výrazně snižovalo užitečné zatížení letadlo.. a nakonec, podobně jako na těch ponorkách, je prostě absolutní vzdálenost mezi posádkou a reaktorem příliš malá. V kosmu tohle sice dokáže celkem elegantně řešit nějaký dlouhý nosník, ale stejně: pořád se dostáváme zpátky k tomu, že když nepoháníme parní turbínu, ale odebíráme energii jinak, tak potřebujeme poměrně vysokou pracovní teplotu reaktoru, což zase vede k poměrně extrémnímu uspořádání toho reaktoru a to má svoje bezpečnostní důsledky (tenhle problém měla Nerva, což byl vysokoteplotní reaktor a na to samé myslím narazily i pokusy s reaktory v letadlech).

Suma sumárům: rozvoj jaderné energie v kosmu nezabrzdily ani tak předsudky (RTG generátory navzdory předsudkům v pohodě létají celá desetiletí), jako spíš konkrétní praktické problémy.

Myslím je tu na jaderné pohony nějaké jiné vlákno. Rusové teď ohlásili třeba tohle:
http://www.russianspaceweb.com/tem.html

Jakok proč ne, kdyby to třeba Rusku umožnilo nějakou flagship misi do vnější sluneční soustavy, kterou by z fleku dohnali a předehnali NASA, tak jim budu jedině fandit. Ale domnívám se jednak, že pro lety s posádkou to fakt jen tak nevyužijí ani oni, jednak prostě kombinace Rusko a jaderná energie je o všem, jen ne o předsudcích (když vynecháme Mayak a Černobyl, tak je tu bezpočet drobných incidentů na ponorkách a nakonec i na tom prvním jaderném ledoborci a v neposlední řadě teď ten výbuch minulý rok, který se víceméně přestal řešit, protože ve srovnání s globální pandemií a různými doutnajícími konflikty to byla skutečně relativně banalita.... obecně ale Rusové měli docela blbé score i u těch vojenských radarových družic s jaderným zdrojem, ze kterým minimálně jedna spadla na Kanadu, a celkově se bohužel obávám, že i kdyby ten TEM náhodou nespadl nikomu na hlavu, tak že to buď bouchne, nebo nebude fungovat jak má, a že to image jaderné energie v kosmu nějak 2x nezlepší...) [upraveno 17.9.2020 22:28]

---

Ervé - 18/9/2020 - 07:22

citace:

---

Suma sumárům: rozvoj jaderné energie v kosmu nezabrzdily ani tak předsudky (RTG generátory navzdory předsudkům v pohodě létají celá desetiletí), jako spíš konkrétní praktické problémy.

Myslím je tu na jaderné pohony nějaké jiné vlákno. Rusové teď ohlásili třeba tohle:
http://www.russianspaceweb.com/tem.html

Jakok proč ne, kdyby to třeba Rusku umožnilo nějakou flagship misi do vnější sluneční soustavy, kterou by z fleku dohnali a předehnali NASA, tak jim budu jedině fandit. Ale domnívám se jednak, že pro lety s posádkou to fakt jen tak nevyužijí ani oni, jednak prostě kombinace Rusko a jaderná energie je o všem, jen ne o předsudcích (když vynecháme Mayak a Černobyl, tak je tu bezpočet drobných incidentů na ponorkách a nakonec i na tom prvním jaderném ledoborci a v neposlední řadě teď ten výbuch minulý rok, který se víceméně přestal řešit, protože ve srovnání s globální pandemií a různými doutnajícími konflikty to byla skutečně relativně banalita.... obecně ale Rusové měli docela blbé score i u těch vojenských radarových družic s jaderným zdrojem, ze kterým minimálně jedna spadla na Kanadu, a celkově se bohužel obávám, že i kdyby ten TEM náhodou nespadl nikomu na hlavu, tak že to buď bouchne, nebo nebude fungovat jak má, a že to image jaderné energie v kosmu nějak 2x nezlepší...) [upraveno 17.9.2020 22:28]

---

Proto jsem chtěl jen booster - motor zůstává s posádkou lodi jen nezbytnou dobu, a díky tomu, že loď potřebuje celkem velké nádrže paliva, vody a zásob, můžete je umístnit mezi posádku a jaderný motor. Štít tak můžete mít jen malý.
Pokud jde o iontový motor, úspora paliva je znehodnocena cenou motoru plus paliva a dobou letu - dávka radiace obdržená nákladem za dlouhý let by byla asi větší než za několik minut chodu jaderného motoru se štítem.

---

PinkasJ - 6/11/2020 - 18:12

citace:

---

Proste Saturn je skvost, ktory bude prekonany snad v tomto storoci...

---

Po technologické stránce raketové oblasti je to pravda. Saturnu 5 se mohla vyrovnat jen Energia, kdyby dostala třetí vodíkový stupeň, ale ten nedostala, protože byla určena pro vynášení Buranu na LEO. Pozdější plány uvažovaly s ní let na Měsíc, mezitím po rozpadu SSSR byla Energia zrušena.

Srovnávat Saturn 5 s SHS je těžké, jde o zcela jinou filosofii. SHS používá metan/O2, což je jakýsi kompromis k použití O2/RP + O2/H2, mělo by to být jednodušší. Po stránce konstrukce nádrží a celé rakety, používá ocel, což je krok zpět. Vyžaduje pro stejnou nosnost značně větší startovní hmotu a více motorů, ale údajně to bude levnější. Pro lety na LEO, Starship může mít nosnost blízkou Saturnu 5 (140 tun), ale pro lety např. k Měsíci s nákladem jaký nosil Saturn 5 (48 tun) by potřeboval navíc 2 starty stejně velkého tankeru. Pro přistání Starshipu s posádku na Měsíci a návrat zpět by potřeboval min. 13 startů tankerů na LEO + HEO – asi nepraktické.

Celá otázka v porovnání těchto odlišných systémů je cena, ale na druhé straně také praktická stránka takových letů. Cenu u SHS má vyřešit znovu-použitelnost obou stupňů i tankerů. Podle SpX to vyjde levněji, než jednorázový expendable let. Bude to platit i u letu na Měsíc? Zda to bude časově realizovatelné tak, aby to bylo použitelné a také skutečně levnější, ukáže budoucnost.

Mohlo by to také vézt ke kompromisu obou technologií – SHS by vynesl na LEO třetí vodíkový stupeň od NASA, nesoucí Orion + lander. Ovšem takový třetí stupeň by musel mít hmotu s nákladem alespoň 160 tun (aby byl nějaký pokrok vůči Apollu) a je otázka, zda by SHS takový náklad vynesl jedním letem.
[upraveno 6.11.2020 18:27]

---

ejencik - 29/11/2020 - 17:09

Pan Pribyl ve sve velmi zajimave prednasce o Sovetskem lunarnim programu :



zminuje v case 1:10:00 , ze motory NK-15 bylo mozno zapalit jenom jednou a tedy je nebylo mozno odzkouset. Pri vysvetleni mu bohuzel vypadnul mikrofon - nevite v cem byl problem?
Mmch - to testovani kvality motoru hazeci kostkou bylo take zajimave.
Dik.

---

yamato - 29/11/2020 - 17:20

citace:

---

zminuje v case 1:10:00 , ze motory NK-15 bylo mozno zapalit jenom jednou a tedy je nebylo mozno odzkouset. Pri vysvetleni mu bohuzel vypadnul mikrofon - nevite v cem byl problem?

---

matne si spominam, ze tam boli nejake jednorazove ventily/membrany. Niekde som to zachytil, ale uz neviem kde.

---

jregent - 29/11/2020 - 18:17

citace:

---

zminuje v case 1:10:00 , ze motory NK-15 bylo mozno zapalit jenom jednou a tedy je nebylo mozno odzkouset. Pri vysvetleni mu bohuzel vypadnul mikrofon - nevite v cem byl problem?

---

Myslim ze tam byly pyropatrony, pokud jsem dobre slysel [upraveno 29.11.2020 18:18]

---

yamato - 29/11/2020 - 18:22

citace:

---

citace:

---

zminuje v case 1:10:00 , ze motory NK-15 bylo mozno zapalit jenom jednou a tedy je nebylo mozno odzkouset. Pri vysvetleni mu bohuzel vypadnul mikrofon - nevite v cem byl problem?

---

Myslim ze tam byly pyropatrony, pokud jsem dobre slysel [upraveno 29.11.2020 18:18]

---

ano! pyropatrony!
proste nieco jednorazove

---

Alchymista - 29/11/2020 - 19:37

To bude nejaký nezmysel...
V takom prípade sú jednorazové i motory F1 zo Saturn 5 a mnoho iných - všetky majú práve jednu náplň hypergolickej zmesi na zapálenie komory motoru a práve jednu náplň hypergolickej zmesi na zapálenie spalovacej komory turbočerpadla.
Keď sa štart všetkých turboagregátov a spalovacích komôr nepodarí, technici musia všetky náplne vymeniť...

---

petrpetr - 5/12/2020 - 05:15

Blue origin: https://www.blueorigin.com/news/be7-engine-testing?utm_source=twitter&utm_medium=social&utm_campaign=HLS&utm_content=be7_hotfire_1204

---

RiMr - 5/12/2020 - 10:19

Hmmm. takže BE-7 jim běžel v kuse "už" 20 sekund?

---

petrpetr - 10/12/2020 - 12:19

Ať tam byl bor, baryum, měd, selhal motor s timto palivem. Tipl bych si bor. Má úžasné vlastnosti. B2H6. Odvážnější je ještě LiBH4. Kdysi bylo uvažováno jako palivo. A nejlepší je izotop 6Li B a 2De.
Samá pozitiva až na tu explozivitu.

Jinka blahopřání k úspěchu.
Zaspal jsem to.

---

milantos - 10/12/2020 - 14:12

citace:

---

Ať tam byl bor, baryum, měd, selhal motor s timto palivem. Tipl bych si bor. Má úžasné vlastnosti. B2H6. Odvážnější je ještě LiBH4.

---

A kde je ve směsi paliva kyslík/metan bór nebo jeho sloučeniny ?

---

petrpetr - 10/12/2020 - 14:46

Milantos:
Já neříkám že je. Jen spekuluji. LiBH4 bylo potenciální palivo.
Nebo také NaBH4 Borohydrid sodný, ale tam je jiná barva.
Mlčí se o tom. Třeba to zvládli a jen to vyzkoušeli naostro.
Hustota energie- výhřevnost je 43,4 MJ/L. Metan má Hustotu energie-výhřevnost 33,8 MJ/L, pokud se nemýlím.
Mi se ta zelená barva líbila.
Kdo hlasuje, že to hořel Borohydrid lithný ?
Borohydrid lithný s těmi izotopy výše je dobré palivo pro fúzi...:-)
Málo se to ví...

---

milantos - 10/12/2020 - 15:27

Kdybys vynechal všechny své spekulativní , nikdy ničím nepodložené příspěvky, co by tu asi zůstalo ?
Pokud se tu uvažuje, co způsobilo zelenou barvu, tak že by za to mohlo zrovna jiné palivo, než deklarují SpX ?

---

Alchymista - 10/12/2020 - 15:41

Bórové fúzne palivo?
c-c-c
Bór je jeden z najlepších žrútov neutronov.

---

petrpetr - 10/12/2020 - 17:25

citace:

---

Kdybys vynechal všechny své spekulativní , nikdy ničím nepodložené příspěvky, co by tu asi zůstalo ?
Pokud se tu uvažuje, co způsobilo zelenou barvu, tak že by za to mohlo zrovna jiné palivo, než deklarují SpX ?

---

Uvazuje znamená spekuluje. Chapitó?
To není zakázáno. Zkus premyslet a ne jen papouškovat....mne to zajímá. Evidentně jsi líný o tom něco najít... [upraveno 10.12.2020 17:27]

---

milantos - 10/12/2020 - 17:28

Uvažuje ten, co o tom něco ví, jinak spekuluje. Zkus si dát i sobě někdy dobrou radu.

---

petrpetr - 10/12/2020 - 21:02

Vaše filosofické diskuse jsou hodny do literarnich novin.
Čistě hypoteticky, jak by se zvysilo lsp paliva, pokud by misto metanu používali borohydrid lithny?
Umime porovnání?
Zajímá mne jen chemická energie.
Fúze záleží na vyteznosti. Bych ji do toho nepocital.

---

Alchymista - 10/12/2020 - 22:59

citace:

---

Kdybys vynechal všechny své spekulativní , nikdy ničím nepodložené příspěvky, co by tu asi zůstalo ?

---

nezostalo by nič.

---

Alchymista - 10/12/2020 - 23:13

keď je niekto, ako som už napísal, tak neprekvapuje, že si nepozrie elementárne informácie, napríklad aj na wiki.

LiBH4 je tuhá látka s teplotou tavenia +268°C.

---

petrpetr - 11/12/2020 - 22:06

citace:

---

keď je niekto, ako som už napísal, tak neprekvapuje, že si nepozrie elementárne informácie, napríklad aj na wiki.

LiBH4 je tuhá látka s teplotou tavenia +268°C.

---

Alchymista, Můžeš říci zdroj? Odkaz?
Může být ve směsi s uhlovodikem.tak jak se používá standardně.
A nebo trietylboran Et3B ? A nebo Zip palivo?
HEF-1 (ethyldiboran), HEF-2 (propylpentaboran), HEF-3 (ethyldekarboran), HEF -4 (methyldekarboran) a HEF-5 (ethylacetylenedecaboran).
Řada letadel byla navržena tak, aby používala zip, včetně XB-70 Valkyrie , XF-108 Rapier , stejně jako BOMARC , a dokonce i letecký program s jaderným pohonem.
Vše uhlovodík s Borem.
Borany mají vysokou specifickou energii , přibližně 70 000 kJ / kg
Ve směsi s 10–15% triethylalueinia byl použit trietylboran před startem k zapálení motorů F-1 na raketě Saturn V.
Studuj ....elon zkouší.
[upraveno 12.12.2020 06:43]

---

petrpetr - 13/12/2020 - 06:07

Upřímně řečeno, SN8 je obrovský úspěch. Ale jak sám Elon několikrát na twitteru tvrdil, jistotu vzletu neměli. Je to opravdu velké, to co se vzneslo.
Aleši děkuji za práci na simulaci, prostuduji.

Aleši, dotaz čistě hypoteticky. Dokázal by Raptor spalovat jedno z paliv HEF-1 (ethyldiboran), HEF-2 (propylpentaboran), HEF-3 (ethyldekarboran), HEF -4 (methyldekarboran) a HEF-5 (ethylacetylenedecaboran)?
Je v tom nějaký technický problém?
Dělali pokusy do konce 60 tých let.
Je to nejlepší palivo poměr výkon/váha paliva.
Elon není hloupý a rád by jistě něco takového vyzkoušel, jen aby to dalo vyšší výkon.
Jak by se to chovalo při přistání, zajímá mne simulace.
Děkuji PetrV [upraveno 13.12.2020 06:38]

---

kacenka - 12/3/2021 - 18:58

citace:

---

...
Možná by to chtělo přesunout pod Raketové motory a efektivita raket.
Raptor svou kolonku nemá i když jsem od Kacenky pochopil, že by si to díky množství různých verzí zasloužil.
Kacenko, můžete dát odkaz na diskusní forum o raptorech v USA?
Zmiňovala jste to v přesunuté diskusi.
Děkuji. Petr

---

Začala bych tímto výborným grafem:
https://forum.nasaspaceflight.com/index.php?action=dlattach;topic=47506.0;attach=1965351;image


a obecně zkoukla tento twitter:
https://twitter.com/nasaspaceflight/status/1296186820598861837


... doporučuji i tuto práci o regenerativním chlazení stěn metaloxových motorů:
https://www.sciencedirect.com/science/article/pii/S1000936118301985


ale jako oddychovka ke kávě stačí i:
https://en.wikipedia.org/wiki/SpaceX_Raptor

https://en.wikipedia.org/wiki/SpaceX_rocket_engines

---

petrpetr - 12/3/2021 - 19:51

Kacenko děkuji. Z té úžasné práce:
https://www.sciencedirect.com/science/article/pii/S1000936118301985
vyplývá, že spalovací komora rak. motoru se systémem drážek má krátkou životnost. Dochází tam k napětím vlivem teplotní deformace a šoku, které má velký vliv na znovupoužitelnost... viz závěry práce bod 4.
To ale není celý motor natož zbytek trysky.
Pochopil jsem to správně?

Jinak mé srdce zaplesalo u výstupů v ANSYSU. Učil jsem se s ním dělat na škole v roce 1994-95. Pak jsem šel do praxe. Pan doc. Salajka jej používal na statické ale hlavně dynamické namáhání konstrukcí - viz obálka JETE.
Tepelné namáhání je jeden z nejdůležitějších vstupů. Je jedno zdali jste statik a nebo strojař - výpočtář.

Proto dává logiku aby zvon měl Vámi předpovězené chlazení.
Přesuneme se do jiného fóra?
Třeba: Raketové motory a efektivita raket

---

petrpetr - 13/4/2021 - 09:19

Výborný článek, čerpáno z NSF:
https://www.elonx.cz/testovani-raptoru-pro-orbitalni-starty-starship-zrychluje-prototyp-sn15-dostane-vylepsenou-verzi-motoru/

Patrně zkoušeli různé varianty motorů u SN 8 - SN 11
Mají hromadu dat a šrotu.

---

PinkasJ - 24/4/2021 - 09:06

Něco k teorii: Specifický impuls Isp (N.s/kg) říká, kolik newtonů tahu získáme spálením 1 kg paliva za sec. Jak známo, vede vodík-kyslík. Nevíte někdo z literatury hodnoty Isp vztažené ne k spotřebované hmotě paliva, ale k spotřebovaného objemu paliva? V tom případě by možná byl na prvém místě metanox. Musí se ovšem brát skutečný směšovací poměr, nikoliv teoretický. Hmota a tedy i cena nádrží by měla být nižší při větším objemovém Isp. To platí ale jen pro rakety s turbo-čerpadly, ne pro tlakované nebo TPH [upraveno 24.4.2021 09:24]

---

petrpetr - 25/4/2021 - 19:17

Pane Pinkas,

Kdysi jsem tu řešil výhřevnost paliva na kg a m3.
https://cs.wikipedia.org/wiki/V%C3%BDh%C5%99evnost

když jsem si prohlížel
https://en.wikipedia.org/wiki/Liquid_rocket_propellant

tak mne zaujalo, že Oxidační činidlo směs F2 : O2 30:70
zvyšuje Isp ve směsi s H2 i RP1.
Používalo se to někdy pro rakety?

---

RiMr - 25/4/2021 - 20:42

Admini, nemůžete tomu králi OT udělat nějaké vlastní vlákno kde bude debatovat sám se sebou a nebude zanášet VŠECHNA vlákna?

---

Ervé - 25/4/2021 - 21:36

citace:

---

Pane Pinkas,
tak mne zaujalo, že Oxidační činidlo směs F2 : O2 30:70
zvyšuje Isp ve směsi s H2 i RP1.
Používalo se to někdy pro rakety?

---

Flor je extrémně toxický a extrémně reaktivní.
V SSSR o tom přemýšleli, vyzkoušeli a zamítli. V USA to radši ani nezkoušeli.

---

petrpetr - 26/4/2021 - 07:08

Erve děkuji. Aleši taktéž.

---

xChaos - 4/5/2021 - 12:13

citace:

---

Flor je extrémně toxický a extrémně reaktivní.
V SSSR o tom přemýšleli, vyzkoušeli a zamítli. V USA to radši ani nezkoušeli.

---

A kromě floru je tu ještě FOOF. Dělá zhruba to, co by člověk očekával od anglické výslovnosti těhle čtyř písmen :-) Více viz videa Scotta Manleyho, kniha "Ignite!" o průkopnicích exotickýchh raketových paliv, ,apod. :-) Hodně o téhle možnosti vypovídá to, že jí nezkoušeli ani v tom SSSR.

(Ono je totiž několik kombinací raketových paliv a okysličovadel, které jako tajná služba máte velké nutkání podstrčit tajné službě nepřítele jako zaručenou informaci, že na nich pracujete, protože tím značně zvyšujete šanci, že se raketoví vědci nepřítele sami vyhoděj do vzduchu :-)

---

Grofino - 21/4/2022 - 08:30

Změní tato nová slitina raketové motory? A nejen motory...
https://www.nasa.gov/feature/glenn/2022/nasa-s-new-material-built-to-withstand-extreme-conditions

https://twitter.com/TheMarsSociety/status/1517000213990412288

---

Grofino - 9/7/2022 - 18:28

Povídání s Elonem Muskem o raptoru 2, vánočním stromku( raptor 1), něco o budoucím raptoru 3.

Tabulka vlastností paliv:
Hodně poučné.

---

martinjediny - 9/7/2022 - 20:24

citace 9.7.2022 - 18:28 - Grofino:

---

...
Tabulka vlastností paliv:
Hodně poučné.
... https://i.imgur.com/HuEfKcP.jpeg ...

---

Vacsina to tu uz pocula mnohokrat, ale ked uz sa to vytahuje opat, tak len pripominam, ze hoci vodik ma najvyssie Isp, tak vdaka nizkej hustote ma obrovske nadrze a vdaka nizkej molarnej hustote ma motory s tak nizkym tahom, ze prakticky su nepouzitelne v prvom stupni.

naopak co sa tyka bezpecnosti, lahko a rychlo sa rozptyluje a nie je ho jednoduche len tak zapalit, vid flash point...

a ked uz sme tu pred par dnami spominali v inom vlakne N2O (Isp=110) monopropellant ako nahradu UMDH, tak vlastnosti UDMH su nedosiahnutelne. Skoda agresivity a toxicity...

---

Grofino - 9/7/2022 - 20:36

Nejen toxicita, ale i výbušnost. A pak cena. Hydrazin ani vodík nejsou levná paliva.
Nechceš vyrobit raketku na metan? Flash point evidentně zvládli. [upraveno 9.7.2022 20:42]

---

martinjediny - 9/7/2022 - 20:56

naopak
v hladaciku mam N2O, pripadne v kombinácii s C3H8
pripadne rozne variacie H2O
i ked to je skor na cubesaty ako na raketky...
ale momentalne som vytazeny inymi projektami, takze najskor september.

---

Grofino - 10/7/2022 - 16:07

Tak tu vodu asi zvládneš. Otázka je, kam doletíš.

---

martinjediny - 10/7/2022 - 20:21

pri volbe pohonu ides najprv
-co chces dosiahnut, (tah, delta-v, znovupouzitelnost,...)
-narocnost technologie financna, legislativna, bezpecnostna a technologicka...

...to ti moze vyhodnost znacne prehadzat

---

Grofino - 11/7/2022 - 01:45

Nejbezpečnějši rakety jsou ty, co nemají palivo- makety.
Jen nelétají...

Drsný požár zařízení na zkapalňování zemního plynu.
https://twitter.com/Resist_05/status/1546087338366750720

Bude dostatek L metanu pro lety?
Netušíte odkud bere SpaceX kapalný metan? [upraveno 11.7.2022 01:54]

---

Grofino - 18/7/2022 - 18:26

EverydayA vysvětluje, proč je Důležitý
celkový tah rakety vice než Specifický impuls.
https://twitter.com/Erdayastronaut/status/1549035658617901056

---

Grofino - 26/1/2023 - 10:06

NASA prověřuje typ motoru RDRE. Predpoklad úspory 25% chemického paliva. Otazka je, zdali je to nějak použitelné pro planovaný fúzní pohon.
https://www.nasa.gov/centers/marshall/feature/nasa-validates-revolutionary-propulsion-design-for-deep-space-missions
https://afresearchlab.com/technology/rotating-detonation-rocket-engines-rdre/
https://news.satnews.com/2023/01/05/general-atomics-receives-advanced-space-contract-for-afrl-cislunar-spacecraft/?utm_source=dlvr.it&utm_medium=twitter
[upraveno 26.1.2023 10:09]

---

Grofino - 30/1/2023 - 15:02

A Číňané zvládli hypersonickou technologii dříve.
https://eurasiantimes.com/chinese-firm-claims-breakthrough-in-novel-engine-tech/?amp


https://twitter.com/TSLAQQ/status/1618612700959105024

[upraveno 30.1.2023 15:04]

---

Grofino - 4/2/2023 - 16:27

Dlouhý 5+ hodin rozhovor o raptorech a SHS. Na dlouhé zimní večery.

https://twitter.com/CJHandmer/status/1621542609876582400

---

Grofino - 4/2/2023 - 16:58

Ještě graf, co SHS dokáže dle počtu čerpání pohonných hmot.
https://twitter.com/Neo_EimajOzear/status/1621248854350864384

https://twitter.com/Neo_EimajOzear/status/1621273174426980352

[upraveno 4.2.2023 17:16]

---

martinjediny - 4/2/2023 - 21:38

Neviem ako to pocitali a nakolko je to garantovatelne...

Ale ak graf plati a odcitavam odhadom, tak bude zaujimave na Mars tankovat 20x miesto 10x a skratit prelet s 250 na 150 dni.

Ale pre Slnecnu sustavu je tento pohon nepouzitelny.
V tejto chvili je vsak aj Mars stale este len zelanim.

To co tam vsak nedali je start na Mars mimo Hohmanovej drahy. Skratit 550, to by mohlo byt zaujimave.

---

Grofino - 5/2/2023 - 13:47

Mají patrně dobré informace.
S tím Marsem se musí trefit do interplanetarní dálnice.
https://www.nasa.gov/mission_pages/genesis/media/jpl-release-071702.html
https://en.m.wikipedia.org/wiki/Interplanetary_Transport_Network
CAPSTONE, DANURI, HAKUTO R letí jen po BLO, Mars a dále jsou velké výzvy pro SHS.
Na konci roku jsem dával na fórum tento obrázek.

[upraveno 5.2.2023 14:08]

---

Grofino - 19/2/2023 - 13:05

Zajimavý rozvoj konceptu raketového motoru pod hlavičkou NIAC NASA. Je to kombinace jaderného, elektrického a výroba pozitronů a anihilace?
Hodně zdaru ve výzkumu.
https://www.osel.cz/12739-pohon-s-uranovym-aerogelem-slibuje-radikalni-zrychleni-kosmickych-letu.html
Firma:
http://www.positrondynamics.com/#titles-1
https://angel.co/company/positron-dynamics
Josh Macháček z austrálie je chytrý pán.
https://physics.anu.edu.au/contact/people/profile.php?ID=745
https://physics.anu.edu.au/research/npaa/positron/

A nejen on. V USA jsou chytří lidé.
https://positrons.ucsd.edu/
https://en.m.wikipedia.org/wiki/Buffer-gas_trap


[upraveno 19.2.2023 13:34]

---

Grofino - 1/3/2023 - 11:56

Starší video popisující koncept pozitronového motoru.

---

Grofino - 9/3/2023 - 23:13

Video, jak nastartovat raketový motor pomocí TEA-TEB od Everydayastronaut.

https://twitter.com/Erdayastronaut/status/1633861501936185344

---

ArX - 10/3/2023 - 20:41

citace 9.3.2023 - 23:13 - Grofino:

---

Video, jak nastartovat raketový motor pomocí TEA-TEB od Everydayastronaut.

---

Everydayastronaut je prostě borec. Obdivuji jeho schopnost se ponořit do problematiky a zpracovat to do adekvátní hloubky tak, aby to bylo dobře pochopitelné pro každého kdo to pochopit chce, a zároveň to nebylo jen povrchní.

Připomělo mi to knihu Ignition, kterou asi velká část z vás zná.
Je k mání například zde:
https://library.sciencemadness.org/library/books/ignition.pdf
Pro všechny kdo vládnou anglickým jazykem a zajímají se o motory je to zajímavé čtení na dlouhé zimní večery.

Z podobné kategorie je i hezký článeček o evoluci Von Braunova motoru A-4 do RD-107 v Rusku - The Germans and the Development of
Rocket Engines in the USSR. Dost často byla ta historie podávána výrazně jinak.
K mání například zde:
http://www.raketenspezialisten.de/pdf/jbisdruckvorlage.pdf

Kdyby někomu bylo líto že anglicky neumí, ale dá němčinu, tak jsou k mání hezké dobové materiály o motorech pro posádky raket V2.
K mání zde: http://www.aggregat4.de/pdf/A4_Fibel.pdf
A zde: http://www.aggregat4.de/pdf/Ger%C3%A4tebeschreibung_A4.pdf

Obzvláště ta první příručka stojí za shlédnutí i pro němčináře. Je vtipně ilustrovaná a navíc je zajímavým vhledem do dobové dokumentace.


[upraveno 10.3.2023 21:57]

---

Grofino - 10/3/2023 - 21:04

citace 10.3.2023 - 20:10 - ArX:

---

Everydayastronaut je prostě borec. Obdivuji jeho schopnost se ponořit do problematiky a zpracovat to do adekvátní hloubky tak, aby to bylo dobře pochopitelné pro každého kdo to pochopit chce.

---

Plný souhlas. Každý by techniku měl pochopit.

---

Grofino - 1/4/2023 - 09:47

Zajímavý popis výhod N2O jako paliva satelitů.
https://payloadspace.com/transitioning-space-propulsion-to-a-nitrous-based-industry-standard/
https://twitter.com/lrocket/status/1641877674066059265

---

xChaos - 23/4/2023 - 21:59

Hledám místo, kde bych si s někým, kdo tomu rozumí, pokecal o svých teorií týkajících toho, co se dělo prvních 7-15 sekund (podle různých odhadů) před tím, než se Starship na rampě konečně dala do pohybu :-)

Velmi zhruba jde o to, že tah raketového motoru je nejvyšší ve vakuu, a s rostoucím tlakem atmosféry klesá. Při tlaku 1 atmosféry rozdíl není nijak extrémní.. ale třeba z povrchu Venuše by vzhledem k tlaku atmosféry nejspíš pomocí raketového motoru šlo odstartovat jen stěží (nejdřív by asi bylo nutné vystoupat výše do atmosféry jiným způsobem a teprve tam přejít na raketový pohon).

Pokud raketový motor při startu přílíš přiblížíme k povrchu pod raketou, tak vytvoříme oblast vysokého tlaku, ve které bude tah motoru nižší. (Pokud bychom motor postavili úplně tryskou na zem, tak místo vytvoření tahu vytvoříme větší či menší detonaci, která může a nemusí pohnout celou raketou dost na to, aby se vytvořil průduch a ustavilo nějaké proudění a vytvořil se nějaký tah.... výsledky budou dost náhodné)

Jedním z důvodů je, že turbulence vede ke zpomalení rychlosti toku horkých plynů. A jak víme díky p.Bernoullimu, tlak rychle proudícího plybnu je nižší, než tlak plynu proudícího pomalu. I toto je důvodem pro tvarování deflektorů plynů na rampách (nejde jen o prosté přežití rampy) - prostě skutečným důvodem pro to mít komicky obří startovací stůl jako deriváty R-7, nebo mít různé tvarové výdechy jako všichni ostatní, je to, aby se v oblasti trysek startující rakety nevytvořila oblast vysokého tlaku, snižující efektivní tah rakety.

Co se příště stane, pokud SpaceX nezvýší Orbital Launch Mount, nevyhrabou pod něj díru a ani se nepokusí odklonit směr toku plynů nějakým deflektorem? Tedy pokud udělají přesně to, co ohlásil Elon, tedy pouze pod stolec postaví vodou chlazenou ocelovou desku?

Podle mě se problém při vzletu pouze zhorší. Popravdě, ten úspěšný vzlet byl jen náhoda, která se povedla díky tomu, že dostatek betonu včas povolilo. Pokud pod raketou bude ocel, tak bude raketa na rampě dost možná jen stát, pokud nebude pokus o vzlet ukončen nebo se dostatečné množství motorů opět neroztaví žárem (nebo motory neodstaví nějaké sensory).

Oblast vysokého tlaku, vyvolaná tím, že turbulence prudce sníží rychlost toku plynů z trysek, snižuje tah Raptorů natolik, že raketa se nedokáže zvednout z rampy, dokud si neprohrabe větší díru a nesníží se tlak. Přesně tohle se těch 15 sekund dělo: tah motorů měl být z hlediska dosažen. Raketa musela doslova čekat, dokud:

1) nespotřebovala dost paliva, aby stačil nížší tah (tohle mělo vliv zcela určitě)
2) neprohrabala si větší díru pod stolcem, aby se snížil v prostoru pod tryskama tlak
3) dostatečný počet trysek motorů se nahromaděným žárem neroztekl/nebo nevydržel akustické podmínky (vibrace), což dá přispělo ke snížení tlaku a zvýšení efektivního tahu a tedy odlepení od rampy (ostatně soudím, že motory se roztekly na té straně, kde se jim nepodařilo podhrabat pod beton, protože tam prostě teplota narostla víc... fungující motory mezi vyraženými "zuby" asi půjde lokalizovat do míst, kde proudění neblokovaly nohy startovacího stolu (alternativně se od těch nohou mohl odrážet hluk/rázové vlny a zničit trysky mechanicky - tohle by zřejmě pak byl problém i v případě zvýšení OLM).

Nevěřím teoriím ve smyslu "Saturn V se taky dával do pohybu velmi pomalu", apod. - těch podle některých odhadů až 15 nehybných sekund bylo velmi anomálních a podle mě Raptory zkrátka nevyvinuly kvůli oblasti vysokého tlaku pod raketou dostatečný tah. (Je možné, že potřebnou výšku Orbita Launch Mount někdo spočítal ještě v době, kdy mělo být motorů méně a měly mít menší tah, jenže od té doby došlo k upgradu?)

Zkrátka, počítám, že ve SpaceX je někdo dost chytrý, aby všechny tyhle možnosti vzal v úvahu. A vyplyne z toho, že bud to celé překopají (doslova, díru už mají, takže tolik kopání to nebude) - a nebo jim to při příštím startu v lepším případě nevzlétne ani po 15 sekundách, v horším to na rampě vybouchne (scénář 2.startu N1).

Předpokládané změny startovacího stolce kromě zvýšení můžou znamenat i změnu prostoru pod tryskami po vzoru všech normálních ramp, kdy nosné prvky budou dál od vytékajících plynů a zejména objem kaverny bude násobně větší, aby nedošlo k takovému nárůstu tlaku, který by snížil tlak motorů.

Pokud ho zvyšovat nebudou (to asi už nejde), měli by tu díru nějak prohloubit a udělat do šesti stran výdechy, což ale podle mě staticky už taky nepůjde. Takže jsou v háji... budou to muset zbořit a udělat obrovskou díru a vymyslet stolec celý znovu a jinak... akorát horní okraj bude muset být zachovaný v té výšce, ve které je (předpokládám)

Každopádně Elon je podle mě mimo s těmi jeho teoriemi, že doufali, že beton vydrží, a že tam místo něj daj ocel. Ze všech těch videí je jasné, že tlakový gradient v prostoru kolem rampy je takový, že tah motorů musí efektivně klesat na zlomek hodnot, který dosahuje při tlaku 1 atmosféry... a čím víc motorů běží současně v tak malém prostoru, tím je ten efekt horší.

Scott Manley něco naznačoval v twítu... takže si jdu poslechnout, jestli dospěl ke stejným závěrům, jako já...

Taky bych uvítal nějaké peer review mého názoru - ale od někoho, kdo té fyzice fakt rozumí :-) Je možné, že se mýlím, ale chtěl bych si to poslechnout od někoho fundovaného :-)

---

alamo - 23/4/2023 - 23:25

citace 23.4.2023 - 21:59 - xChaos:

---

Taky bych uvítal nějaké peer review mého názoru - ale od někoho, kdo té fyzice fakt rozumí :-)

---

Tomu bohužiaľ nezodpovedám..
Mám ale otázku.
Všimol som si jeden detail.. Saturn 5 mal motory, ich trysky, vysunuté úplne "mimo telo".
Spodok "BFR" (aj N1) motory, úplne "schováva"..
Pripadá mi to že spodok nosiča, tak nejak "v súčte" funguje ako jedna veľká tryska o veľkom priemere.
Či to ten efekt nezosylňuje?
[upraveno 23.4.2023 23:27]

---

xChaos - 23/4/2023 - 23:36

1) Booster má hořet 170 sekund, hmotnost metanu + LOX je 3400t, tedy průměrně produkuje 20t horkých plynů za sekundu (při startu spíš víc)
2) Raketa stála na rampě asi 7 sekund, než se uvedla do pohybu. Za 7 sekund, než se pořádně dala do pohybu, tedy asi 140t...
3) Objem kaverny pod motory je pro cca válec o průměru 10m, výšce 30m velmi zhruba něco jako 24000 m^2. Kaverna je uzavřená zhora i zdola. 6 bočních "bran" má velmi zhruba průřez 150 m^2 každé, 6 jich tedy má asi 900 m^2. Rozšiřují se směrem dolů - takže dejme tomu 1000 m^2?
4) Aby se 6ti "branami" startovacího stolu dostalo 140 t/s, musí každým metrem čtverečním průřezu proudit 140kg horkých plynů za sekundu (?)
5) 24000 m^2 vzduchu v kaverně váží při tlaku jedné atmosféry něco málo přes 30t
6) Každou sekundu motory do tohoto prostoru ovšem vhání skoro pětinásobek tohoto objemu, za 7 sekund to byl dokonce 35 násobek
7) těžko si domýšlet, jak přesně vypadalo pole vysokého tlaku v kaverně, ale podle mě není úplně mimo mísu představit si na dně kavery cca kuželovitou oblast vysokého tlaku, sahající až pod prostřední tři motory, ve které klidně mohl tlak dosahovat až 35 atmosfér - a pouze směrem k okrajům byl nižší
8) efektivní tah minimálně prostředních 3 motorů tedy během startu bude podle mě téměř nulový, protože hodně štěstí s během raketového motoru v prostředí s 35x menším poměrem tlaku uvnitř a venku, než na jaký je konstruován... (bylo by zajímavé mít data, na kolik % výkonu během vzletu prostřední motory skutečně běží - pokud se ale raketu snaží zvednout bez nich, tak ale zase budou mít logicky problém s thrust-to-weight ratio)
9) tah prostředního prstence nebude omezený tak drasticky, ale pořád bude menší, než kdyby pod sebou raketa měla volný prostor
10) není divu, že si raketa velikost kaverny zvojnásobila, když vidíme tahle čísla :-) jednak ji větší potřebovala a jedna nevím, jaká betonová deska by vydržela těch 35 atmosfér... [upraveno 23.4.2023 23:58]

---

xChaos - 23/4/2023 - 23:43

citace 23.4.2023 - 23:25 - Slavomír Fridrich:

---

Všimol som si jeden detail.. Saturn 5 mal motory, ich trysky, vysunuté úplne "mimo telo".
Spodok "BFR" (aj N1) motory, úplne "schováva"..
Pripadá mi to že spodok nosiča, tak nejak "v súčte" funguje ako jedna veľká tryska o veľkom priemere.

---

No, N1 se pokud vím snažila o aerospike efekt - v podstatě se více motorů může chovat jako jeden motor s daleko větší tryskou - a je možné, že Starship Booster na to spoléhá taky. Tento efekt se ale během startu téměř určitě nemůže vytvořit - nebo pokud ano, tak právě přispěl k k tomu zbourání rampy.

Viz předchozí příspěvek - snažím se spíš spočítat, kolik plynu z těch trysek během startu leze a kolik místa je v té kaverně pod motory. A nevychází mi to nijak povzbudivě.

Pokud by tam byl deflektor, tak by jenom minimální množství plynu zpomalilo a byl by to sice fičák, ale v podstatě při atmosférickém tlaku. Tím, jak ale velká část plynu nutně musela turbulentně zpomalit, se tam podle mě musely vytvořit oblasti strašně vysokého tlaku (navíc plynu o obrovské teplotě, v podstatě plazma... každý Raptor je víceméně obrovský autogen). Minimálně v prostřední části sloupce si umím představit, že oblast vysokého tlaku sahala skoro až k tryskám (nedivil bych se, kdyby booster startoval s prostředními tryskami ztlumenými - minimálně do doby, než přehoupnou přes okraj rampy - a naopak s vnějším prstencem na "110%" nebo kolik uměj...)

---

alamo - 23/4/2023 - 23:52

Hmm.. Ja neviem..
Čo tak všetky tie motory, neštarovať naraz..
Ale niektoré z nich vynechať, a naštartovať ich s oneskorením, až keď sa nosič odlepí od rampy?
Tak nejak.. to sa stalo.. "BFR" sa odlepil od rampy, až keď niektoré s tých motov zhasli.. a v "bloku" vznikli medzery..

---

xChaos - 24/4/2023 - 00:12

citace 23.4.2023 - 23:52 - Slavomír Fridrich:

---

Ale niektoré z nich vynechať, a naštartovať ich s oneskorením, až keď sa nosič odlepí od rampy?

---

V podstatě, tuhle úvahu tam píšu. Prostřední 3 motory by měli během startu ztlumit (ale tak chytří jsou zřejmě sami od sebe...). Jinak si to lze představit jako "negativní aerospike efekt" - prostě se tam zformuje špička vysokého tlaku, která se ale zrcadlí od podlahy kaverny, odráží zpět a "zabodává" do rakety... sice to teoreticky může zafungovat jako "píst", ale otázka pak je, co to udělá s konstrukcí (dost to zřejmě ty motory pochroumalo).

citace 23.4.2023 - 23:52 - Slavomír Fridrich:

---

Tak nejak.. to sa stalo.. "BFR" sa odlepil od rampy, až keď niektoré s tých motov zhasli.. a v "bloku" vznikli medzery..

---

No to v podstatě popisuju... akorát nevíme, jestli nejdřív povolily motory a díky asymetrii se pak provalila jedna strana rampy, nebo jestli nejdřív povolila rampa a nějak to odnesla jedna strana motorů :-) (myslel jsem si, že to byly motory na té protější straně, kde se rampa neprovalila.. ale nevím... mohlo to být fakt jakkoliv...)

Podle mě by měli vyvézt zpod rakety nějaký tvarovaný výdech za deflektorem, který v momentě, kde bude končit, bude mít průřez třeba 10000 m^2 (to je cca 100x100m, nebo při výšce těch 30m by měli kanál vést do šířky třeba 300m. Kromě toho, že by zabránil turbulencím proudění plynu by ještě kanál měl být tvarovaný tak, aby se zvukové vlny neodrážely zpět na raketu, ani nekoncentrovaly do žádného ohniska... ideálně by je měl odrážet šikmo do strany...

---

martinjediny - 24/4/2023 - 00:22

citace 23.4.2023 - 23:43 - xChaos:

---

...
Viz předchozí příspěvek - snažím se spíš spočítat, kolik plynu z těch trysek během startu leze a kolik místa je v té kaverně pod motory. A nevychází mi to nijak povzbudivě...

---

Raptor ma 900kg/s vid. https://en.wikipedia.org/wiki/SpaceX_Raptor
raptorov mas 33 => 30 ton/s
pre 200m2 to je "len" 150kg/s /m2

Takze uz pre niekolko barov bude hustota spalin dostatocna, aby unikali z pod startovacieho stola podzvukovou rychlosotu

Nemyslim si, ze tlak na obvode startovacieho stola presiahol 5 barov



PS tebou uvadzanych 35at=3,5MPa vydrzi lubovolny beton... stacila by aj cementova malta dobre podlozena... Tam skor chybala vystuz a podklad.

---

alamo - 24/4/2023 - 00:37

citace 24.4.2023 - 00:12 - xChaos:

---

Jinak si to lze představit jako "negativní aerospike efekt"

---

Čo tak pridať do opláštenia "trupu" okolo motorov, nejaké otvory s uzatvárateľnými "klapkami", aby tam počas štartu mohol byť ťahaný vzduch?
ehm.. "fixírka"..

---

alamo - 24/4/2023 - 00:57

citace 24.4.2023 - 00:22 - Martin Jediny:

---

PS tebou uvadzanych 35at=3,5MPa vydrzi lubovolny beton...

---

Pri zvýšenom tlaku, sa zvýši aj teplota varu vody obsiahnutej v betóne..
Pričom tuhosť materiálu, domnievam sa.. zostáva konštantná.
Ale.. Neprdne to potom, už fakt ako papiňák so zadreným ventilom?

---

alamo - 24/4/2023 - 06:43

Koroljov umrel v roku 1966, tie konštrukčné zmeny vraj urobili až potom.
Do stredu pridali ďalších 6 motorov a prívody pre vzduch zabednili.
Ak mal mať ten pôvodný "aerospike" dizajn N1, nejak rozsiahlejší zmysel než iba získať trochu ťahu naviac počas letu.
Šéfkonštruktér asi rotoval v hrobe.

---

Ervé - 24/4/2023 - 07:41

citace 24.4.2023 - 06:43 - Slavomír Fridrich:

---

Koroljov umrel v roku 1966, tie konštrukčné zmeny vraj urobili až potom.
Do stredu pridali ďalších 6 motorov a prívody pre vzduch zabednili.
Ak mal mať ten pôvodný "aerospike" dizajn N1, nejak rozsiahlejší zmysel než iba získať trochu ťahu naviac počas letu.
Šéfkonštruktér asi rotoval v hrobe.

---

N1 s 24 motory je projekt z roku 1962. Změnu na 30 motorů udělal Koroljov v roce 1964, aby porazil Čeloměje a získal projekt letů na Měsíc (zvedl nosnost ze 70 na 90 t) - z projektu N1 se stal N1-L3. Rozhodnutí o Měsíci jako cíli padlo 3.srpna 1964. Zbytek roku 1964 pracoval Koroljov na projektu 30motorové N1. 30. prosince 1964 měl kompletní projekt podložený výpočty a výkresy. V lednu 1965 získal objednávku 16 nosičů a porazil Čeloměje. Někde jsem četl, že změnou ztratili 6 měsíců, což rozhodlo.
Vzduch vysoký tlak neudrží, tlak se snižuje vysokou podzvukovou rychlostí. Takže k nárůstu tlaku a kvůli tomu k poklesu tahu motorů Starship došlo, proto seděl tak dlouho na rampě - snížil se Isp motoru. Zničení ale způsobil dynamický tlak proudu horkých plynů letících vysokou rychlostí z motorů a odrážející se od betonu rampy všemi směry s omezenou možností úniku do volného prostoru.
Nejspíš by pomohl postupný zážeh motorů od středu ven a upravit okolí rakety pro přisávání vzduchu shora směrem dolů (obrácený komín). Rozhodně je nutné udělat větší prostor kolem motorů a rampy a usměrnit proud plynů.

---

xChaos - 24/4/2023 - 08:15

citace 24.4.2023 - 00:22 - Martin Jediny:

---

Takze uz pre niekolko barov bude hustota spalin dostatocna, aby unikali z pod startovacieho stola podzvukovou rychlosotu

Nemyslim si, ze tlak na obvode startovacieho stola presiahol 5 barov

PS tebou uvadzanych 35at=3,5MPa vydrzi lubovolny beton... stacila by aj cementova malta dobre podlozena... Tam skor chybala vystuz a podklad.

---

No, přesně o tomhle toho moc nevím, takže díky za odpověd'.

Můj hrubý odpad, že přímo pod motory je tlaková špička (odhad 35 násobku tlaku je fakt hodně hrubý nástřel, není to doopravdy výpočet) se nevylučuje s tím, že na obvodu byl tlak menší.

Beton podle mě popraskal kombinací akustického a tepelného zatížení - kontinuální tlak by asi vydržel... Ale jakmile jednou popraskal, tak ten tlak a rychlost toku spalin ho pochopitelně už "odfoukly".

K té "chybějící výstuži" se stačí podívat na fotku těch zbytků základů nebo fotky kusů betonů na pláži - beton to samozřejmě odfouklo i s výstuží. Samozřejmě přímo pod tryskama mohla být teplota narůst tolik, že ocel ztratila ztratila svoje vlastnosti a povolila... sice těžko uvěřit, že by se to prohřálo tak rychle, ale jak říkám - je to v podstatě obrovský autogen a ve srovnání s tím objemem energie měla podkladová deska sílu listu papíru...

---

xChaos - 24/4/2023 - 08:39

citace 24.4.2023 - 00:37 - Slavomír Fridrich:

---

citace 24.4.2023 - 00:12 - xChaos:

---

Jinak si to lze představit jako "negativní aerospike efekt"

---

Čo tak pridať do opláštenia "trupu" okolo motorov, nejaké otvory s uzatvárateľnými "klapkami", aby tam počas štartu mohol byť ťahaný vzduch?
ehm.. "fixírka"..

---

V tenhle moment si nejsem jistej, jestli chceme v kaverně pod tryskami ještě větší objem plynů, než ty samotné spaliny :-) Ano, snížilo by to teplotu výstupní směsi, to přisávání vzduchu. Ale "všechno, co musí jít dovnitř, musí jít taky ven" - takže pokud máme problém s celkovým (malým) objemem kaverny, tak to "utěsnění" je spíš pozitivní věc...

Spíš si myslím, že potřebujeme "komín" - a hlavně potřebujeme zabránit turbulencím (které se nárazem spalin o kolmou desku pod rampou zaručeně vytvoří). Potřebujeme takové ty "uši" nebo "trychtýře", které jsou dobře patrné na rampách pro Proton nebo Ariane - musí to mít tvar té trysky proto, aby s tím, jak budou spaliny postupně vychládat, vznikl "odsávací" efekt z prostoru kaverny. Tedy ne "přisávání" vzduchu ke spalinám motorům - to sníží teplotu, ale v ničem ostatním nepomůže - ale potřebujem naopak "odsávání".

Jak říkám, tu fyziku kolem raket často celý léta chápu blbě, ale přišlo mi, že jsem začal chápat všechny ty trychtýřovitý výdechy zpod rampy: jednoduše mají za cíl vyvolat komínový efekt a vytvořit "tah" odsávající spaliny. Rampa se principiláně neliší od kamen, akorát to v nich hoří špatným směrem...

Stage 0 je zatím jen "ohniště" - ale bude potřeba ho pojmout jako "krb" a přidat k tomu "komín". Ovšem pojmout to jako dodatečnou stavbu znamená zkomplikovat pojezd všech těch jeřábů okolo rampy... nejjednodušší by bylo přeci jen udělat to od začátku patrové, jenže pojmout horní desku jako most, který unese tisíce tun, by zřejmě bylo dost drahé...

U Saturnu, Shuttlu, SLS, N1 i Energie jsou ty základové desky dost dobře patrné, i když Rusové je překlápěly spolu s raketou, zatímci NASA ne. Přisávání vzduchu spíš bránily, ale viditelně to byly masivní (v podstatě mostní) konstrukce s tisícitunovou nosností, které měly za úkol, aby pod motory bylo co nejvíc volného prostoru (a ne nějaké podpěry).

Elonův plán byl v podstatě pokus škálovat menší rakety, které takovéhle stoličky na začátku 60tých let fakt mívaly - a vlastně to stačilo (třeba Redstone...). Jenže obávám se, že šlo o vizuální extrapolaci. Třeba energie obsažená v toku plynu (např. i ve větru) roste s 3.mocninou rychlosti, ne s 2. Zřejmě už i u daleko menších raket a slabších motorů ty stoličky přestaly být únosné (kromě toho, že ten stísněný prostor zřejmě snižuje tah motorů ve chvíli, kdy je ho potřeba nejvíc...)

---

alamo - 24/4/2023 - 09:21

citace 24.4.2023 - 08:39 - xChaos:

---

V tenhle moment si nejsem jistej, jestli chceme v kaverně pod tryskami ještě větší objem plynů, než ty samotné spaliny :-) Ano, snížilo by to teplotu výstupní směsi, to přisávání vzduchu. Ale "všechno, co musí jít dovnitř, musí jít taky ven" - takže pokud máme problém s celkovým (malým) objemem kaverny, tak to "utěsnění" je spíš pozitivní věc...

---

Potom neviem, čo by pod šesťnohou podivnisťou narobil vodný protihlukový systém..
Veľa pary?

---

xChaos - 24/4/2023 - 09:25

Ještě k tomu přisávání - tak, jak to mají udělané, musí po zážehu všech Raptorů vznikat podél rakety masivní "downdraft" - prostě přisávání vzduchu ke spalinám. Všechny ostatní rakety měly masivní startovací stůl, který určitě bránil tomu, aby ten downdraft vznikl moc blízko rakety a strhával jí zpět dolů. (vlastně to mají rakety obráceně, než letadla - ty jsou blízko nad zemí v dosahu přízemního jevu a mají vyšší vztlak, než ve výšce - rakety v otevřeném prostoru nízko nad zemí mají naproti tomu u země tah oslabený přetlakem, který si dělají pod sebou a současně jsou stahované dolu turbulencí, kterou vytváří to rovnoměrné roztékání spalin do stran a která zmizí až po dosažení určité výšky... ale tohle všechno je určitě známý už někdy od 30tých let...).

Zkrátka verdikt je, že potřebujou startovací desku a přiměřeně velký "komín" a potřebujou ho vyvést přiměřeně daleko od základů rampy - nějaké odsávací trychtýře, přiměřeně větší, než u Ariane 5 (například 10x). Jestli se s tím napasujou na pozemek, co maj, to fakt netuším. Ale tu energii potřebujou rozptýlit nějak řízeně - na jednu stranu ta turbulence ji skutečně rozptýlí, na druhou stranu když středobodem té turbulence je rampa, tak to asi není úplně dobře...

A pokud vím, tak všechny ty vodní plochy kolem ramp NASA pro Saturn a Shuttle byly vždycky vysvětlovány potřebou změnit akustické prostředí a odrážení toho hluku - o chlazení tam moc nešlo.

---

yamato - 24/4/2023 - 10:01

citace 24.4.2023 - 09:25 - xChaos:

---

Jestli se s tím napasujou na pozemek, co maj, to fakt netuším.

---

nejde o pozemok, ide o to ze par metrov od mora nemozes vykopat taky zlab ako je napriklad v Bajkonure. Preto napr. rampy NASA na floride maju pod sebou taky ten navozeny kopec, a odvod spalin je v nom.

SpX sa zjavne snazili vyhnut sa navazaniu kopca (lebo to dlho trva), a teraz maju rampu aku maju. Neviem ci sa to da vyriesit bez toho, aby celu raketu posunuli vyssie.

Paradox je, ze rok sa cakalo na FAA - takze az tak vela casu neusetrili...

---

PinkasJ - 24/4/2023 - 10:53

Souhlasím plně s názory x-Chaose a Yamaty. Snad každý technik nebo ten, kdo trochu technicky myslí, musel mít divný pocit, když viděl ten Muskův startovací stůl. Nikdo rozumný si nemohl myslet, že všichni ostatní, kdo staví startovací rampy, jsou blázni a jen utrácejí peníze. Nechápu především Muska, vždyť za ta léta snad by měl mí nějaký technický cit a vidět i praxi u jiných raket.

---

martinjediny - 24/4/2023 - 11:18

ono pozor na jeden detail...
tie motory mali spolu tah 76MN
10m kruh ma plochu78m2

potom by bol ale tlak na beton priemerne cca 1MPa
ca pre bezne 20MPa betony je tlak v pohode, pre specialne mozme ist v tlaku az cez 32MPa

Naopak v tahu beton ratame v jednotkach Megapaskalov takze pri lokalnych spickach to moze byt problem

Ak 1MPa je vlastne 100 ton/m2,
tak celkom rozhodujuci problem mohlo byt podlozie pod betonom - s naslednym rozlamanim betonu

V takom pripade by stacilo podlozit vrchny beton mohutnym zakladovym betonom a to je mozne aj v podmacanej pode a pod hladinou spodnej vody

Ale videl by som to skor ako otazku na statika...
Ako konstrukter by som mu zadal pozadovanu unosnost podlahy 100 ton/m2 plus rezerva... Kolko dal SpX netusim.

---

Ervé - 24/4/2023 - 13:18

citace 24.4.2023 - 10:01 - yamato:

---

citace 24.4.2023 - 09:25 - xChaos:

---

Jestli se s tím napasujou na pozemek, co maj, to fakt netuším.

---

nejde o pozemok, ide o to ze par metrov od mora nemozes vykopat taky zlab ako je napriklad v Bajkonure. Preto napr. rampy NASA na floride maju pod sebou taky ten navozeny kopec, a odvod spalin je v nom.

SpX sa zjavne snazili vyhnut sa navazaniu kopca (lebo to dlho trva), a teraz maju rampu aku maju. Neviem ci sa to da vyriesit bez toho, aby celu raketu posunuli vyssie.

Paradox je, ze rok sa cakalo na FAA - takze az tak vela casu neusetrili...

---

Dá se vykopat žlab i v mořském dně, takže jde jen o postup - nejspíš by se to muselo nejdřív vykopat, pak vyložit vodotěsným plechem, odsát vodu a vybetonovat koryto. Možná je lehčí zvednout věž a rampu o 15 m.

---

yamato - 24/4/2023 - 15:50

citace 24.4.2023 - 11:18 - Martin Jediny:

---

potom by bol ale tlak na beton priemerne cca 1MPa
ca pre bezne 20MPa betony je tlak v pohode, pre specialne mozme ist v tlaku az cez 32MPa

Naopak v tahu beton ratame v jednotkach Megapaskalov takze pri lokalnych spickach to moze byt problem

Ak 1MPa je vlastne 100 ton/m2,
tak celkom rozhodujuci problem mohlo byt podlozie pod betonom - s naslednym rozlamanim betonu

---

treba uvazit aj chybajuci vodny system. Rozprasovanie vody nesluzi iba na chladenie, ale (hlavne) na tlmenie zvukovych vibracii.

Tie sonicke tresky aj pri podstatne slabsich raketach maju netlmene schopnost roztrieskat a rozobrat prakticky cokolvek.

Takze moze to byt aj tak, ze zbytocne budeme pod rampou pridavat beton, ak potom pri starte do neho busi 76MN zbijacka. To ho proste rozlame a potom uz 32MPa nevydrzi.

---

alamo - 24/4/2023 - 16:51

@yamato
Bude treba..
Pretože úrad FAA, ktorý existuje aj preto aby sa historické udalosti nekonali každodenne. Podľa všetkého, začne pri udeľovaní ďalšieho povolenia na štart, venovať pozornosť aj pripravenosti "nultého stupňa".

---

martinjediny - 24/4/2023 - 17:37

citace 24.4.2023 - 15:50 - yamato:

---

Tie sonicke tresky ...
...potom pri starte do neho busi 76MN zbijacka...

---

Tych sonickych treskov som sa trochu obaval, najma ak by chytili nejaku harmonicku frekvenciu. Otazka, ze do akej miery to je modelovatelne a aka je realita...

Tiez pustit motory proti kolmej stene mi bolo trochu proti srsti, ale myslel som si, ze prave toto odfiltrovali pri tych skusobnych startoch bez vzletu....

Nech sa mi startovaci stol nepacil akokolvek, neocakaval som zlyhanie prave tam.

...vsetci stavaju mohutne startovacie stoly a najvacsia raketa na svete si vzlietne z betonovej plochy...

---

xChaos - 24/4/2023 - 21:22

citace 24.4.2023 - 11:18 - Martin Jediny:

---

ono pozor na jeden detail...
tie motory mali spolu tah 76MN
10m kruh ma plochu78m2

---

Já si nejsem úplně jistý svým odhadem, který vychází z hmotnosti spalin za sekundu hoření vs. hmotnosti vzduchu v prostoru startovacího stolku (když nic jiného, tak spaliny nejsou vzduch, ale vodní pára a CO2 a ten tlak jsem extrapoloval dost ledabyle)... ale myslím si, že úplně přesný odhad není ani tohle: Protože spaliny nejsou nějaký sloup, o který se raketa opře silou tahu motorů :-)

Tah vzniká, jak název oboru napovídá, reaktivně: souvisí s hmotností spalin a rychlostí, jakou vylétají z trysky. Ta rychlost v prostoru pod stolem by teoreticky nemusela klesat moc, pro naprostou většinu objemu. Pouze v části objemu přímo pod tryskajmi se vytvoří nějaká oblast, kde se to bude chovat hodně turbulentně, rychlost bude nižší a tlak vyšší. Ale samozřejmě nemám vůbec žádný matematický aparát, abych velikost a chování téhle oblasti dokázal modelovat. Podle mě tahle oblast působila na beton spíš akusticky a pak tepelně, než nějakou absolutní velikostí tlaku. (Spíš jsem se snažil na vyšší tlak v tom prostoru svést nižší tah motorů, který přispěl k té pomalosti odlepení ze startovního stolu... ale nevím. Intuitivně si asi všichni představují, že ty motory se nějak hrozně pomalu roztáčely aby dosáhly požadovaného tahu... ale to nemusí být úplně přesné...)

SpaceX naposledy startovali z vlastní rampy s Falconem 1, a to není opravdu srovnatelné s tím, co postavili nyní. Od tého doby měli k dispozici profi rampy s odvodem spalin, které postavil někdo před nimi a nemuseli nad ničím moc přemýšlet (nevím jak moc ty rampy předělávaly i včetně betonu, teda... tu největší LC-39 nebo kolik myslím vůbec...)

Jako potenciální průšvih vidím, že stejnou rampu mají rozestavěnou na Floridě a může se nyní ukázat, že ji budou muset zahodit...

---

martinjediny - 24/4/2023 - 23:11

citace 24.4.2023 - 21:22 - xChaos:

---

... Protože spaliny nejsou nějaký sloup, o který se raketa opře silou tahu motorů :-)...

---

Ale akcia a reakcia a zakon zachovania hybnosti by platit mohli...
...takze ak prud spalin vytekajuci z motora ma hybnost s efektom 76MN, tak od kolmej dosky prud zastvajuci by som tiez ocakaval 76MN...
...a to by sme este mohli prud spalin otocit o 180° a ziskat 152MN posobiacich na dosku...

samozrejme ze to ma od idealneho stavu daleko a vysledne sily budu o nieco mensie, ale nie o vela...

---

kacenka - 25/4/2023 - 01:07

citace 24.4.2023 - 11:18 - Martin Jediny:

---

ono pozor na jeden detail...
tie motory mali spolu tah 76MN
10m kruh ma plochu78m2

potom by bol ale tlak na beton priemerne cca 1MPa
ca pre bezne 20MPa betony je tlak v pohode, pre specialne mozme ist v tlaku az cez 32MPa

Naopak v tahu beton ratame v jednotkach Megapaskalov takze pri lokalnych spickach to moze byt problem

Ak 1MPa je vlastne 100 ton/m2,
tak celkom rozhodujuci problem mohlo byt podlozie pod betonom - s naslednym rozlamanim betonu

---

Osobně se domnívám, že statický tlak nebyl problém. Ostatně běžné betony vydrží řádově větší statické zatížení.

Za základ problému považuji extrémní tlakové vibrace (tedy "hluk"). Ten se obvykle řeší třemi způsoby a tato rampa nepoužila žádný z nich:
1) pohlcení na povrchové vrstvě kapaliny (velmi efektivní je v tomto vodní mlha/nebo bublinky vzduchu ve vodě). Používá se u ponorek (bublinky) a na všech větších startovacích rampách.
2) odkloněním proudu spaliny do strany. Včetně zamezení odrazu tlakových vln zpět ke konstrukci rampy a rakety.
3) vytvořením velkého prostoru pro jeho rozptýlení. To je i jeden z důvodů obrovského prostoru pod startovacím stolem Sojuzu. A také třeba postupu odpalování raket z ponorek, kde se provádí start hlavního raketového motoru až nad hladinou (i když při tlaku ve spalovací komoře výrazně převyšujícím tlak okolní vody je vlastně jedno, kde by se ten motor spouštěl).

Raketu možná zachránilo i to, že se "prokopala k hladině spodní vody" a tu vodní mlhu si vytvořila (na fotografiích je vidět zaplavení spodní části vyhloubené jámy).

Pro představu o intenzitě zvukových vln: na videu "Everyday Astronaut" to uvolní a nakloní kameru a rozvibruje celou stěnu domku (přestože ta zdaleka není kolmo na gradient vln) až se rozechvějí zavřené dveře a vnitřní žaluzie. A to jsou 8km od rampy...

NASA na Floridě má vyřešené vodní tlumení i odvod spalin. A přesto má stanovená pásma, kde hrozí smrt (proto je kolem ramp plot, i když jsou součástí pozemku kosmodromu), kde vážné poškození zdraví, ... atd.

Tady Musk nemá nic podobného, rampa je doslova pár metrů od silnice - která je pouze obecní policií uzavřena. Navíc zóny ohrožení zasahují do blízké přírodní rezervace a na území Mexika. Trosky rakety také spadly do Mexických pobřežních vod (do příbřežního šelfu s místní hloubkou kolem 70metrů). Zajímalo by mne, jestli se bude toto nějak řešit ...

ps: vzhledem k extrémně pomalé akceleraci (i při vypadlých třech motorech) si myslím, že v této podobě ta raketa (která byla kompletně nevybavená) nemá téměř žádnou nosnost. Působí to na mne tak, že pokud by měla normální vnitřní vybavení (=vyšší hmotu), tak by se ani nezvedla z rampy ... ;-(

---

Ervé - 25/4/2023 - 06:53

Účinek motorů nejspíš o dost snížil vyšší tlak v jejich okolí (pokles Isp při startu do prostředí s vysokým tlakem), způsobený nedostatečným odtokem tryskajících plynů z rampy plus rázové vlny a odrazy. Kopat se dá i pod úroveň vody, dělá se to běžně. Jen je to náročnější. Uvidíme za měsíc, jak začnou rampu upravovat pro další start.

---

Derelict - 25/4/2023 - 10:01

citace 24.4.2023 - 13:18 - Ervé:

---

citace 24.4.2023 - 10:01 - yamato:

---

citace 24.4.2023 - 09:25 - xChaos:

---

Jestli se s tím napasujou na pozemek, co maj, to fakt netuším.

---

nejde o pozemok, ide o to ze par metrov od mora nemozes vykopat taky zlab ako je napriklad v Bajkonure. Preto napr. rampy NASA na floride maju pod sebou taky ten navozeny kopec, a odvod spalin je v nom.

SpX sa zjavne snazili vyhnut sa navazaniu kopca (lebo to dlho trva), a teraz maju rampu aku maju. Neviem ci sa to da vyriesit bez toho, aby celu raketu posunuli vyssie.

Paradox je, ze rok sa cakalo na FAA - takze az tak vela casu neusetrili...

---

Dá se vykopat žlab i v mořském dně, takže jde jen o postup - nejspíš by se to muselo nejdřív vykopat, pak vyložit vodotěsným plechem, odsát vodu a vybetonovat koryto. Možná je lehčí zvednout věž a rampu o 15 m.

---

Ale to se k Bernoulimu přidá Archimedes. A ten může narušit stabilitu. Ano, není problém vykopat obrovskou díru, vylít ji betonem. Ale beton musí ztvrdnout a musí zde být kvalitní hydroizolace, navíc odolávající vysokým teplotám. Protože jinak se k Bernoulimu a Archimedovi přidá ještě Lusis Papen.
Taková rampa musí odolat slané vodě, musí mít zabezpečenou armaturu proti korozi, musí být dostatečně těžká aby ji tlak vody nenadnesl (beton má 2,4-2,8t/m^3), musí zajistit izolaci před propouštěním slané vody dovnitř a zároveň zajistit, že rozdíl teplot nezpůsobí likvidaci betonu. Tedy budou tam muset být vzduchové "izolační" kapsy nebo nějaká termoizolační skořepina. Navíc, bylo by vhodné mít možnost tlumení hluku vodní mlhou (ale jak budete dostávat ven přebytek vody?). Přesto musí mít dostatečnou pevnost a stabilitu ... obávám se, že daleko levnější bude postavit ten kopec a přesunout rampu.
Mimochodem, jestli se na to dívám dobře, voda stékající po betonovém deflektoru působí nejenom jako chladivo a pomáhá snížit hlučnost. Působí i jako docela odolná stěna, která snižuje namáhání betonu.

---

alamo - 25/4/2023 - 11:00

Domnievam sa že v SpaceX, by teraz mali asi hľadať dve riešenia.
Jedno trvalo udržateľné, viacnásobne použiteľný nosič chce aj viacnásobne použiteľnú rampu, riešenie ktoré ale môže byť hotové aj za viac ako dva roky.
A preto aj druhé, s prepáčením sflikované, ktoré umožní nejaký štart čo najskôr.

---

kacenka - 25/4/2023 - 11:31

citace 25.4.2023 - 06:53 - Ervé:

---

Účinek motorů nejspíš o dost snížil vyšší tlak v jejich okolí (pokles Isp při startu do prostředí s vysokým tlakem), způsobený nedostatečným odtokem tryskajících plynů z rampy plus rázové vlny a odrazy. Kopat se dá i pod úroveň vody, dělá se to běžně. Jen je to náročnější. Uvidíme za měsíc, jak začnou rampu upravovat pro další start.

---

Byla bych opatrná na kopání pod úroveň spodní vody. ;-(

To už bych považovala za lepší verzi navézt cca 10m materiálu (do výšky prvního betonového segmentu obslužné věže) a udělat nový startovací stůl s vodním chlazením a odvodem spalin do boku. Současně obslužné věži přidat jeden segment a taky přesunout nádrže dál od rampy (stejně jich je nejméně polovina poškozená a uvidí se, nakolik budou těsnit a izolovat po vystavení tato silným vibracím).

Nebo jen opravit startovací stůl a celou tuto sestavu nechat jen na dílčí zkoušky (stejně bude potřeba). A postavit novou rampu načisto (se všemi modifikacemi) o kilometr vedle ... ;-)

ps: už kdysi jsem se divila, že SpaceX tady koupila a vlastní jen několik stavebních parcel. Zbytek území je veřejné/státmí území a rezervace. V blízkém okolí (<6-10km) je přitom několik osídlení (Port Isabel, South Padre Island, Laguna Heights, ...) ale blízko je i městečko Brownsville, několik rezervací a také Mexické území.

Z tohoto pohledu je pomalu nejlepší varianta využít mělký mořský šelf a startovat z nějaké plošiny. Nese to komplikaci v podobě využítí přístavu v Brownsville, nebo postavení mola u kanálu k němu (nebo u laguny SouthBay - ale tam je podle map hloubka vody jen 2m).

Pokud vím, tak tímto směrem již SpaceX vykročilo, ale pak ten plán zrušilo. Ale nevím proč ... ;-)

[upraveno 25.4.2023 12:12]

---

NovýJiřík - 25/4/2023 - 13:19

Řešil tu někdo otázku návratu z Marsu? Se Starshipem na devíti Raptorech (než se poletí k Marsu, tak už jich těch devět určitě bude)? Já vím, devět je míň než 33, ale i tak, a to tím spíš, že na Marsu po řadu let nejen že nebude žádný deflektor, ale ani ten stůl, co mají teď, prostě se poletí rovnou ze země z toho místa, na kterém se přistálo. Jestli právě tohle není důvod toho netradičního způsobu startu, který Musk tak neuváženě prosadil, protože pokud by se pro start nezbytně předpokládal obří žlab pro odvod spalin, tak se asi žádná návratová výprava na Mars konat nebude.

---

yamato - 25/4/2023 - 13:20

KSC je prakticky na urovni mora, rovnako ako BocaChica. NASA asi vedela, preco navaza kopce, namiesto kopania zlabov... ako popisala kacenka, je to zjavne jednoduchsie a lacnejsie riesenie.

SpX zariskovali a dufali, ze aspon zopar startov takyto stolec vydrzi. Nevydrzal.

Akykolvek sofistikovanejsi odvod spalin asi uvidime az na floride, BocaChica je cela o filozofii "fast forward" - prevybuchovat sa co najskor k niecomu pouzitelnemu. Ved tam stavali rakety v stanoch prepanakrala. Ono postavit taky poriadny odvod spalin moze trvat roky...

Cize, moj odhad - SpX nebude prerabat cely stol, iba tam vsunie nejake vodou chladene ocelove platy a bude dufat. Aj za tu cenu ze po kazdom starte to budu opravovat. Hlavne aby to "aspon" neznicilo raketu.


Ohladom tankfarm, tak sa mi mari ze tie nadrze maju dvojite steny (ako termoska). Takze to co je tam pomackane je vonkajsia stena - v tom pripade to staci vyklepat a zavarit diery (alebo len zavarit diery, ak sa nehrame na krasu). To nemusi byt az taka katastrofa ako to vyzera.

---

yamato - 25/4/2023 - 13:23

citace 25.4.2023 - 13:19 - NovýJiřík:

---

Řešil tu někdo otázku návratu z Marsu? Se Starshipem na devíti Raptorech (než se poletí k Marsu, tak už jich těch devět určitě bude)? Já vím, devět je míň než 33, ale i tak, a to tím spíš, že na Marsu po řadu let nejen že nebude žádný deflektor, ale ani ten stůl, co mají teď, prostě se poletí rovnou ze země z toho místa, na kterém se přistálo. Jestli právě tohle není důvod toho netradičního způsobu startu, který Musk tak neuváženě prosadil, protože pokud by se pro start nezbytně předpokládal obří žlab pro odvod spalin, tak se asi žádná návratová výprava na Mars konat nebude.

---

s navratmi sa pocita az ovela neskor - tou dobou tam uz urcite budu mat aspon spevnene plochy z martanskeho betonu, ak nie rovno nejaku primitivnu rampu

---

Grofino - 25/4/2023 - 14:17

Dle mne budou na rampě vždy škody. Jde o to jak velké.
Saturn V s tím zápasil a SLS také nebylo bez ztráty kytičky.
A to jsou rakety s polovičním tahem.

---

NovýJiřík - 25/4/2023 - 15:20

citace 25.4.2023 - 13:23 - yamato:

---

citace 25.4.2023 - 13:19 - NovýJiřík:

---

Řešil tu někdo otázku návratu z Marsu? Se Starshipem na devíti Raptorech (než se poletí k Marsu, tak už jich těch devět určitě bude)? Já vím, devět je míň než 33, ale i tak, a to tím spíš, že na Marsu po řadu let nejen že nebude žádný deflektor, ale ani ten stůl, co mají teď, prostě se poletí rovnou ze země z toho místa, na kterém se přistálo. Jestli právě tohle není důvod toho netradičního způsobu startu, který Musk tak neuváženě prosadil, protože pokud by se pro start nezbytně předpokládal obří žlab pro odvod spalin, tak se asi žádná návratová výprava na Mars konat nebude.

---

s navratmi sa pocita az ovela neskor - tou dobou tam uz urcite budu mat aspon spevnene plochy z martanskeho betonu, ak nie rovno nejaku primitivnu rampu

---

A kdo (a hlavně z čeho) tu rampu postaví? Že by do té doby na Marsu vznikla pokročilá metalurgie, aby se daly vyrábět betonářské armatury, o startovní věži ani nemluvě, o tom bych pochyboval. Nějaký vodní záplavový systém je pak vyloučený úplně. Ostatně i na různých v dobré víře dělaných videích jsou na Marsu vidět vždy jen rovné (betonové?) plochy, na kterých rakety přistávají a z nichž pak taky nepochybně budou startovat.
O SpaceX se mockrát psalo, že cokoliv dělají, dělají v první řadě s perspektivou, zda a nakolik to bude použitelné pro Mars. A mám vážnou obavu, že žádný z dnes používaných startovních způspobů na Marsu nebude hodně, hódně, hóóóódně dlouho použitelný. Proto jsem vyslovil hypotézu o tom velmi netradičním startu ze stolu s plochou betonovou deskou vespod. Vždyť za tu dobu, co čekali na povolení FAA, mohli s nepříliš velkými náklady pod tím stolem nejmíň desetkrát vybudovat menší betonový kužel se žlabovitými prohloubeními směrem mezi nohy stolu, což by spaliny do těch "oken" usměrňovalo, místo aby kolmo narážely na pevnou betonovou desku. I když by to bylo nedostatečné, bylo by to lepší než nic. Ale neudělali to. Proč?

---

alamo - 25/4/2023 - 15:38

citace 25.4.2023 - 15:20 - NovýJiřík:

---

I když by to bylo nedostatečné, bylo by to lepší než nic. Ale neudělali to. Proč?

---

Keď už sa tak priamo pýtaš..
Tak najväčšia záhada vždy je, ako je na tom vlastne Elon so stavom "bankového konta a ďalšieho úveu"..
O tom že napríklad Tesla "takmer skrachovala", sme sa už s odstupom času, dozvedeli myslím trikrát po sebe..

---

PinkasJ - 25/4/2023 - 15:53

Zdá se, že HLS od SpX nebude v nejbližších letech k disposici a kvůli komplikované architektuře s mnoha starty tankerů na LEO (uvádí se 5-10) nebude příliš praktický a mohli by ho předhonit Číňané jen s 2 starty.
Proto bych větší naději dával do projektu Lunar Sustaining Systém, kde má naději lander od Dyntics a spol. Pokusím se o rozbor možností:

Apollo Lunar Lander měl startovní hmotu 16.400 kg, suchou hmotu 4.920 kg.
Neznám hmotnostní parametry landeru Dynetics , ale řekněme, budou vyšší,
Na př: hmota s palivem 20.000 kg,.
Takovou hmotu by mohla na TLI vynést jen raketa SLS, ale dva starty za sebou (lander a Orion) by asi byl velký oříšek pro SLS a NASA

Rozeberu varianta s 2 starty rakety Falcon Heavy:
Prvý start by musel vynést na LEO naplněný lander o hmotě 20.000 kg a měl by ještě velkou reservu nosnosti na pomocný stykový mechanismus a příslušnou elektroniku.

Druhý start FH by vynesl vesmírný tahač s jedním motorem Raptor, palivem Metan, o celkové hmotě 60 tun, suché hmotě 6 tun
Vesmírný tahač by musel vynést na TLI celkovou hmotu landeru 20.000 kg + suchou hmotu tahače 6 tun, celkem cca 26 tun,

Nebudu to přesně počítač (závisí na palivu), ale přibližně je možno vzít průměrné údaje: stupeň na LEO o hmotě x tun vynese na TLI zhruba 3x menší náklad.
Hmota tahače na LEO by musela být cca 3x26 = 72 tun

FH má udanou LEO nosnost 63 tun, tedy málo. Musel by se využít kapacita prvé rakety s nějakou přídavnou nádrží pro tahač, ale to je komplikované, nebo tahač na vodík a to je také komplikované.

Myslím, že nejlepší by byl start 2x SLS, nebo lander s tahačem vynést na LEO jedním startem pomocí SHS. Zkuste někdo navrhnout jinou možnost.

[upraveno 26.4.2023 09:14]

---

Grofino - 25/4/2023 - 15:59

SpaceX stojí nejvíce, že SHS nelétá se Starlinky. I kdyby se let 24/7 podařil, tak návratnost není.
Poškození rampy očekávalo SpaceX i každý soudný fanoušek.
Na Měsíci i na Marsu bude pro zpětný start patrně upravená plocha.
HLS s max 6 motory bude vyvíjet podstatně menší tlak na podkložku.
1/6 gravitace je snadnější nežli start z pláže s +5000 tunami.

---

yamato - 25/4/2023 - 16:17

citace 25.4.2023 - 15:20 - NovýJiřík:

---

A kdo (a hlavně z čeho) tu rampu postaví? Že by do té doby na Marsu vznikla pokročilá metalurgie, aby se daly vyrábět betonářské armatury, o startovní věži ani nemluvě, o tom bych pochyboval. Nějaký vodní záplavový systém je pak vyloučený úplně. Ostatně i na různých v dobré víře dělaných videích jsou na Marsu vidět vždy jen rovné (betonové?) plochy, na kterých rakety přistávají a z nichž pak taky nepochybně budou startovat.

---

preto som pisal PRIMITIVNU rampu, nepredstavuj si tam hned mechazzillu s vodnym systemom. O vyrabani roznych druhov betonu v mesacnych alebo martanskych podmienkach sa hovori uz dlho, aj sa s tym experimentuje, takze otazka "z coho" je jasna. Armatury prinajhorsom privezies zo Zeme (pokial nemas tolko odvahy aby si rozrezal "na slize" jeden z volne pohodenych Starshipov)

V praxi moze ist o pomerne jednoduchu betonovu stolicu (presne na sposob stolice v BocaChica), ktorej jedinym ucelom bude dostat Starship trochu vyssie nad povrch, aby pri starte neznicila beton pod sebou.

Hoci v martanskych podmienkach mozno bude uplne postacovat betonove spevnenie povrchu. Pri starte z marsu bude pracovat 6 motorov, nie 33,
v tretinovej gravitacii a skoro nulovom atmosferickom tlaku. Namahanie betonu bude o dost kratsie, zvukove vibracie v tom tlaku tiez nebudu mat taku energiu ako na Zemi.

---

alamo - 25/4/2023 - 16:36

citace 25.4.2023 - 15:53 - PinkasJ:

---

Zdá se, že HLS od SpX nebude v nejbližších letech k disposici..

---

Neviem ako to lepšie povedať..
Ale vzhľadom k tomu že Elon ako ajťák a ťažkotonážny managor, dostal už fakt poriadnu "ťafku", ohľadom toho že má "reči" skutočných inžinierov brať vážnejšie..
Nejaké možnosti by tu ešte boli.

---

Vilík - 25/4/2023 - 16:52

Já bych to celé zase tak neprožíval. Podrobnější fotky rampy ukazují, že kromě díry v povrchu konstrukce jinak žádné větší poškození neutrpěla. Nakonec dost možná postačí zpevnit ten povrch.

---

alamo - 25/4/2023 - 17:19

@PinkasJ
Sic.. Ja sám seba osobne, za "skutočného inžiniera" netrúfam sa označiť..
Bolo by treba kruto skúmať, v akom vlastne odbore..

---

martinjediny - 25/4/2023 - 23:11

citace 25.4.2023 - 16:17 - yamato:

---

citace 25.4.2023 - 15:20 - NovýJiřík:

---

A kdo (a hlavně z čeho) tu rampu postaví? Že by do té doby na Marsu vznikla pokročilá metalurgie, aby ...startovat.

---

preto som pisal PRIMITIVNU rampu, ...

---

Primitivnu startovaciu rampu si so sebou nieslo uz Apollo...
...kym sa HLS dostane na Mars moze mat uplne inu podobu...

---

martinjediny - 15/1/2024 - 10:42

https://novinkykosmonautiky.blogspot.com/ 12.1.2024
v zahranici si vsimli napad:
Tým z James Watt School of Engineering na University of Glasgow pod vedením profesora Patricka Harknesse vyvinul samohořící raketový motor. Když je spuštěna „autofagie“, spotřebuje motor část vlastního těla jako palivo. Jedná se o poměrně originální koncept,...

Takuto "novinku" pouzil v navrhu mozno pred 10 rokmi Csaba Boros, ked ponukol NASA koncept hybridneho motora, ktory v zavere spaluje stenu motora...

---