Témata: Nejefektivnejsi zpusob dosazeni orbitu

Tom - 4/5/2003 - 22:59

MEK příspěvek #3686

Reaguji na diskisi proc nezkusit X-prise.V soucasne dobe vidime napady a snahy o vytvoreni co nejefektivnejsiho-zvlaste z ekonomickych hledisek,stroje kterym by nas dopravoval na orbit,priemz uz musime brat s retel na soucasne pozadavky a latku ktere nastolil koncept STS.Proto by me zejimal vas nazor jaky by byl dle vas nejefektivnejsi zpusob dopravy na obeznou drahu-moznost dosazitelnosti a schopnosti kterou maji dnesni raketoplany,jak nejlip vyuzit fyzikalnich zakonu.


Aleš Holub - 5/5/2003 - 10:19

MEK příspěvek #3695

Už to tu bylo vícekrát diskutováno, ale zopakuji tu klidně znovu svůj názor.

V tuto chvíli (za současného stavu technologie) považuji za optimální systém složený na prvním stupni z vysoce hypersonického letounu (s maximální rychlostí alespoň 10 Machů a použitelného i samostatně jako dopravního letadla) a na druhém stupni z mnohonásobně použitelného stupně (raketoplánu) s kyslíkovodíkovými motory.

Touto kombinací by se podle mne mělo dát s přehledem dosáhnout jednotkové ceny nižší než 1000 USD na kilogram nákladu na LEO (na nízkou oběžnou dráhu Země).


Hawk - 5/5/2003 - 12:31

MEK příspěvek #3699

Dosáhnout současnými technologiemi levně a bezpečně orbitální dráhy není problém...... na Měsíci.
Bohužel konzervativní pohled je stále zaměřen na Zemi, která je k masivnímu dobývaní kosmu nevhodná (velká gravitace , atmosféra).


Aleš Holub - 5/5/2003 - 14:53

MEK příspěvek #3701

Jenže pro začátek musíme poměrně dost věcí dostat na ten Měsíc právě ze Země, takže má dobrý smysl se snažit o efektivitu i při dopravě z povrchu Země.
A samozřejmě i na Měsíci mohou být některé způsoby dopravy efektivnější než jiné.


igi - 10/5/2003 - 17:35

MEK příspěvek #3803

Myslim, ze hypersonicke lietadlo ako prvy stupen a raketa s kuslikovodikovymi motormi ako druhy stupen je technologicky to uplne najkomplikovanejsie riesenie (a teda najdrahsie). Dnesne rakety spotrebuju okolo 1/3 paliva, nez vobec prekrocia rychlost zvuku. Je to dane hlavne gravitacnymi stratami. A tu je zaujimave, ze najrychlejsie vrtulove stroje (zavodaky v Reno) dosahuju okolo 800 km/hod pri ovela mensej spotrebe paliva. Co keby sme raketu do rychlosti okolo 800-900km/hod pohanali nejakou vrtulou/rotorom (ako Osprey), ktora by sa potom len nastavila do autorotacnej polohy a dalej by sme pokracovali ako klasicka raketa? Ak by na koncoch rotorov boli umiestnene raketove motory, odstrediva sila by zaistila pretlakovu dodavku paliva bez komplikovanych a tazkych turbocerpadiel. A pristavat by sa dalo autorotaciou. Ak by sa to spojilo so stavbou draku z kompozitov, myslim, ze by sa na orbit dostal aj jednostupnovy nosic. Ak ma niekto bude chcet ohovarat, priznavam, neni to moj napad, ale velmi sa mi paci a myslim, ze je realny.


Hawk - 10/5/2003 - 20:06

MEK příspěvek #3805

Možná je pro menší náklady vhodný systém Pegasus startující z podvěsu letadla. Na první pohled bych řekl, že tento systém je levnější a flexibilnější z hlediska doby přípravy na start. Ale žádné přesné informace o něm nemám.


Tomáš Černák - 11/5/2003 - 08:36

MEK příspěvek #3806 - reakce na příspěvek #3803

Neexistuje žádné letadlo, které by vytáhlo do alespoň 10km raketu typu sojuz(poslední dva stipně). Snad možná superobří vzducholodě by byly řešení. Navíc mají ohromný dostup až 60km úplně zdarma. Ale neumím si představit jak velké by musely být. Možná jak celé město:-( A to je asi nerealizovatelné z hlediska materiálů.


Aleš Holub - 11/5/2003 - 17:00

MEK příspěvek #3808

Můj názor vychází z následujících úvah.
Gravitační a aerodynamické ztráty při klasickém startu činí jen cca 15% z celkové potřebné energie (rychlosti). Rozhodující je tedy rychlost.
Jenže např. rychlost 800 km/h je jen cca 220 m/s a to je méně než 3% z potřebné orbitální rychlosti (nejméně 8000 m/s). Start z letadla (nebo pomocí vrtulového pohonu) je tedy sice docela dobrý, ale počáteční rychlost je příliš malá.
Proto se domnívám, že zvýšení rychlosti letadla na cca 3000 m/s (10 Machů, přes 30% orbitální rychlosti) by už hornímu stupni (nejlépe jednostupňovému a mnohonásobně použitelnému) pomohlo mnohem více.
Hypersonické letadlo může využít vztlak (stačí menší tah), vzdušný kyslík jako okysličovadlo (nemusí ho tedy táhnout s sebou), klasické letecké palivo (levné) a je univerzální (i pro pozemskou dopravu), takže by mohlo být výhodnější než raketový první stupeň. Kyslíkovodíkový horní stupeň (který by musel dodat méně než 70% orbitální rychlosti) by pak mohl dostat na LEO snad až 20% své celkové startovací hmotnosti, takže i tady by efektivita vzrostla (proti hornímu stupni, který by musel dodat 97% orbitální rychlosti).
Pokud by horní stupeň včetně nákladu měl hmotnost zhruba 100 tun (což je nosnost největších letadel), tak bychom na LEO mohli dostat určitě více než 15 tun (a k tomu ještě holou konstrukci stupně - tedy třeba malý raketoplán), což je zcela vyhovující nosnost.
Přimlouvám se tu tedy vlastně za vývoj velkého (nosnost 100 tun) a rychlého (10 Machů) hypersonického letadla. Je bohužel nesporným faktem, že takovéto letadlo neexistuje, přestože by mělo být současnými technologiemi realizovatelné :-(


L.Lejcek - 11/5/2003 - 18:15

MEK příspěvek #3809 - reakce na příspěvek #3808

Neco ve stejnem duchu ale skromejsiho chce zacit vyvijet DARPA. Chce letos zacit vyvijet letoun HyperSoar schopny dosahovat az 10 M a vysek az 60 km. Z nej by pak melo byt mozne oddelit raketu, schopnou vynest na drahu asi 1000 kg druzici. Cilem je vynaset mensi druzice, zrejme pro vojenske potreby levne a temer dle okamzite potreby , nebot DARPA (Defense Advanced Research Projects Agency) pracuje pro vojaky. Ve zprave nejsou uvedena zadna data. Jen se poznamenava, ze jde o pokracovani vojenskeho programu RASCAL (Responsive Access, Small Cargo and Affordable Launch Vehicle), urceneho pro vypousteni malych nakladu na LEO z letadel, prvni start kolem 2006.


RaStr - 11/5/2003 - 21:18

MEK příspěvek #3811 - reakce na příspěvek #3809

Nevim, jak jste k tomu dosel pane Holub, ale dle meho, nejobtiznejsi je prave prekonani te gravitacni ztraty. Jen pro nazornost uvedu priklad primo z Vasich stranek: dle vypoctu parametru rakety SOJUZ z http://mek.kosmo.cz/zaklady/vypocty.htm je vchar 3. stupne cca 7550 m/s, tj. zhruba kyzena I. kosmicka. Tzn., ze k dosazeni teto rychlosti staci nosic s pocatecni hmotnosti konstrukce 3t, 30t paliva a urychli se cca 7.5t nakladu. Ovsem 1. a 2. stupen tedy museji nutne slouzit "pouze" k vyneseni tretiho stupne do orbitalni vysky (zjednodusene receno) a pritom jejich celkova hmostnost konstrukce je 25t a paliva 250t ! Muzu Vam garantovat, ze pokud mi tech 33tun 3. stupne vyvezete do 100km vysky, z radosti Vam vypustim 1. cesky orbitalni modul na vlastni naklady ! Pro Vas by to zrejme nemel byt problem, kdyz v prispevku c. 3808 pisete, ze gravitacni a aerodynamicke ztraty nejsou rozhodujici :-) !


RaStr - 11/5/2003 - 21:40

MEK příspěvek #3812 - reakce na příspěvek #3811

P.S.: Pokud by se snad nekdo divil, energeticky ma p. Holub pravdu, ovsem o energii tady vubec nejde. Opet pro priklad: vyvezeni 10t nakladu do vyse 100km odpovida energeticky cca 10GJ. Urychleni 10t nakladu na 8km/s vyjde na 320GJ. To sice vypada na ohromny nepomer, ale ve skutecnosti je to banalni rozdil. Pokud bych uvazoval o pouziti napr. vytahu s ucinnosti pouhych 50% (i kdyz moderni elektromotry maji i 90%), tak spotrebuji 20GJ energie, to zni sice strasne, ale ve skutecnosti to je cca 5600 kWh, coz bude stat (v cenach elektriny pro domacnosti u PRE) cca 24.000,- Kc (vcetne DPH 22% :-) ). Coz je urcite min, nez stoji palivo do 1. a 2. stupne Sojuzu (tipuju tak minimalne 1000x). Takze je jasne, ze problem neni v energii, ale efektivite jeji premeny a zuzitkovani a vubec samotnem principu dopravy. Zmineny postup s vyuzitim letadla je v soucasnosti jediny realny, letadlo by vubec nemuselo byt hypersonicke (resp. pouziji radeji termin nosic, ono letadlo by asi hypersonicke muselo byt uz z principu letadla), staci, kdyz bude mit nosnost radove 50t a dostup 100km (resp. na hranici atmosfery, cili spise 100t do 80km, atp.).


Aleš Holub - 12/5/2003 - 09:12

MEK příspěvek #3816

Pro RaStra:
- vchar jednotlivých stupňů raket na stránce "Výpočty" jsou hodnoty pro SAMOTNÝ STUPEŇ (tedy BEZ NÁKLADU), hodnota skutečného přírůstku rychlosti S NÁKLADEM je v řádce dv (delta vé)
- všimni si, že celková charakteristická rychlost rakety je tu dopočítávána do hodnoty 9500 m/s, což je zhruba 115% orbitální rychlosti (těch 15% jsou ty ztráty)
- hodnota 15% jako gravitační a jiné ztráty je uváděna např. i v knize Rakety a kosmodromy od B.Růžičky a L.Popelínského a to je opravdu důvěryhodný zdroj
- úvahy o kolmém vynesení do velké výšky (100 km) nejsou vhodné, protože ani v té výšce samozřejmě vůbec nejsme na oběžné dráze, takže zde okamžitě po případném vypuštění rakety tato začne padat k Zemi a gravitaci bude třeba stejně kompenzovat
- kolmý dostup do velké výšky nám sice sníží gravitační ztráty, ale ty fakt nejsou rozhodující, věř tomu :-)
- první a druhý stupeň Sojuzu opravdu neslouží jen na vynesení třetího stupně do výšky 100 km, ale také na jeho urychlení na rychlost cca 4000 m/s vodorovným směrem
- nestačí tedy velký dostup, ale podstatná je i vodorovná rychlost v té výšce


travic - 12/5/2003 - 09:24

MEK příspěvek #3817

Hmm, pokud si přečtete nějakou knížku, která se zabývá termodynamikou reaktivních motorů, tak zjistíte, že klasický proudový motor má sice mnohem větší specifický impuls než raketový motor (díky tomu že bere okysličovadlo z atmosféry) , ale pro naše účely se klasický proudový motor nedá použít, při rychlosti 10M, ve výšce 0 m/n m, je teplota vstupních částí motoru řádově 4500 K , což žádný materiál nevydrží, navíc při takovéto teplotě jsou plyny ve spalovací komoře poměrně hodně disociovány, to znamená, že palivo se úplně nespálí. Když zase let probíhá ve velké výšce, tak zase je pro určité množství vzduchu potřeba velkého stlačení (protože je zde atmosféra řídká) a stačováním
vzniká teplo, a do spalovacích komor jde zase vzduch s velkou teplotou.
Když jsem si čmáral M30, tak mi nakonec vyšla nejlepší kombinace raketový motor s přisáváním okolního vzduchu (kapalný kyslík chladí zahřátý stlačený vzduch) , pak je průměrný specifický impuls řádově 10000 Ns. Mám takové podezření, že tento problém vyřešilo již lidstvo v minulosti, neb na kresbách letajících strojů mayských indiánů se objevuje u strojů přisávání vzduchu.


Aleš Holub - 12/5/2003 - 09:27

MEK příspěvek #3818

Naprosto souhlasím s tím, že pohonem hypersonického letounu může být i raketový motor s přisáváním vzduchu (pokud se takový dá postavit).


travic - 12/5/2003 - 09:45

MEK příspěvek #3819

určitě ano, ale problematika proudových motorů je zvládnuta do 3M, při rychlostech > 3M sice není již potřeba kompresoru, ale je zase problém stlačit vstupní proud vzduch adiabaticky, většinou probíhá částečně s rázovou vlnou, a to vede ke vzniku ztrát. Většina nadzvukových letadel ma proto na vstupu difuzor, který zbrzdí nadzvukovou rychlost vstupního proudu na podzvukovou r., který pak kompresor může normálně stlačit.


RaStr - 12/5/2003 - 15:48

MEK příspěvek #3822 - reakce na příspěvek #3816

Mate pravdu, hodne jsem to zjednodusil, ale ciste z Ciolkovskeho rovnice, pro 10t vysledne hmotnosti (pocitam 3t konstrukce 7t naklad), je pocatecni hmotnost pro dv=8000 cca 74t, tj. sice zhruba dvojnasobe 3. stupne, ale stale jeste tretina paliva 1. + 2. stupne. Problem s gravitacni ztratou je v tom, ze pro samotny naklad je sice takrka zanedbatelna, ale zaroven se musi vynest i palivo pro "zvedaci" raketovy motor, a to je strasne neekonomicke, a proto je podle mne zasadni otazkou vyreseni dosazeni dostatecne vyse a ne rychlosti. Mate pravdu s padem z vyse 100km, ovsem za ciste teoretickeho predpokladu, ze zrychledni 3. stupne bude cca 10G, tak potrebna doba "padu" bude cca 80s, tj. propad o 32km, cili velmi zhruba, pokud zacnu zrychlovat ve vysce 132km zrcyhlenim 10G, tak 1. kosmicke dosahnu ve vysce 100km. Ideove je +-jedno, zda vytah bude dosahovat do vyse 100 nebo 130km, prakticky to samozrejme je veliky rozdil, ale ja nepsal o prakticke realizaci, spise jsem chtel upozornit, ze co ja vim, tak vsichni odbornici mluvi o povrchu Zeme, jako o gravitacni jame, jejiz prekonani je hlavnim problemem cest do vesmiru, ne dosazeni potrebne rychlosti. Rychlost samotnou umime jiz dnes snadno a levne nabrat napr. pomoci iontovych motoru, pro ucely vynaseni na LEO jsou vsak samozrejme prilis slabe avsak prave z duvodu problemu s potencialni a ne kinetickou energii. Hlavni problem reaktivniho motoru spatruji v tom, ze musi nutne konat praci, aby udrzel stabilni stav (pri vynaseni, ne pri akceleraci) a to znacne snizuje jeho efektivitu. Dalsi vyvoj bych spatroval bud v hledani noveho reaktivniho motoru s vyrazne vyssim Isp, nebo zpusobu "zdvihu" s ucinnosti blizice se zminenemu vytahu.


Aleš Holub - 12/5/2003 - 16:33

MEK příspěvek #3823 - reakce na příspěvek #3822

Souhlasím v zásadě s tím, že gravitace nás omezuje v použití pohonů s vysokým Isp pro kolmé starty z povrchu. Proto navrhuji vztlakový pozvolný start :-)

Výše uvedené úvahy jsou ale bohužel zase poněkud zkreslující:
- mě pro konečnou hmotnost 10 tun a Isp 3150 Ns/kg (Sojuz) vychází hmotnost paliva přes 100 tun (a i při cca 70 tunách paliva už je těžké zůstat s hmotností konstrukce na 3 tunách)[nejde sice o zásadní rozdíly, ale proč nepočítat přesněji?]
- po hypotetickém pádu budeme mít sice zhruba první kosmickou vodorovně, ale také cca 800 m/s směrem dolů k Zemi a i to musíme ještě zastavit tahem motoru (je to už jen cca 10% "ztrát", ale zůstaly nám stejně [a to jsme zrychlovali na úrovni 10G, což je hodně])

Nakonec chci ale ještě říci, že opravdu souhlasím s tím, že i jen 15% "gravitační ztráty" se projeví snížením nosnosti na polovinu, takže kdybychom je uměli eliminovat, mohli bychom cenu za kosmickou dopravu snížit na polovinu. Čím výše tedy začneme s vodorovným urychlováním, tím lépe. Na tom se shodneme :-)


Lukas Pohl - 12/5/2003 - 20:14

MEK příspěvek #3824

Je zde ještě jedna možnost. Od Ma>3 se dá vytvořit něco jako "raketový motor", jehož jedna stěna je tvořena povrchem letounu a druhá je tvořena rázovou vlnou, kterou udržují expandující plyny z hoření. Jde tedy o jakousi Lavalovu trysku.
V praxi by to znamenalo, nejprve urychlit stroj do Ma>2 a pak zapálit tento motor, který funguje i do vysokých Machových čísel. Ale asi by potřeboval vlastní okysličovadlo. Pokud by to někoho zajímalo může si o tom počíst na webu např: http://search.spacelink.nasa.gov/ heslo AEROSPIKE.

Ale podle mého názoru by první urychlovací stupeň, který by startoval stejně jako letadlo, měl mít svůj vlastní, byť menší raketový motor a nádrže jak s palivem, tak i okysličovadlem. Neb dokáže fungovat ve velkých výškách a i při vysokých rychlostech. Letoun by pak mohl být aerodynamicky čistější (žádné sání) a hlavně provozně bezpečnější, neboť turbokomresor je mnohem mechanicky složitější zařízení. Navíc stlačovat vzduch to znamená další pohon, další energii a ještě chladit rozpálený plyn ....
Takže soustava komresor - motor by vyšla skoro stejně tak těžká jako nádrž na okysličovadlo, ale podstatně dražší a míň spolehlivější. Páč při letu horizontálně nepotřebujete takový tah jako u letu vertikálně (raketa).


Aleš Holub - 13/5/2003 - 09:35

MEK příspěvek #3828

Konstrukce vysokorychlostního letounu asi nebude jednoduchá. Ale co náporový motor (SCRAMJET)? Myslel jsem si, že to je vlastně trubka s vhodně tvarovaným vnitřním povrchem, takže klasický kompresor tam není třeba. Nebo to je jinak?

P.S.: Raketový motor typu AEROSPIKE byl vyvíjen pro X-33 (a Venture Star) a měl fungovat od startu ze Země až po dosažení orbitální rychlosti. Omezení na počáteční rychlost M>2 tam asi není.


Petr Vojvodík - 13/5/2003 - 10:55

MEK příspěvek #3831

Problém se scramjetem je to, že funguje pouze při větších rychlostech a ty není snadné dosáhnout. Ten volný pád austalanů bych nepovažoval za skutečný průlom.


igi - 13/5/2003 - 19:01

MEK příspěvek #3843

Teoreticka otazocka: Co spravi normalny raketovy motor, ak by sa usporiadal tak, aby prisaval okolity vzduch a ten by bol strhavany prudiacimi plynmi z trysky? Isp by bolo vyssie alebo nizsie?


igi - 7/7/2003 - 21:55

MEK příspěvek #4546

Tato tema je nejaka mrtva, tak ju trochu ozivim. Ten motor si predstavujem tak, ze by bol konstruovany pre pracu vo vakuu, teda pri zemi preexpandovany. V mieste trysky, kde je tlak plynov rovnaky ako tlak okolitej atmosfery, by sa v tryske otvorili prisavacie zaluzie, a vzduch by prudil do trysky, kde by ho strhavali prudiace plyny. Zaluzie by sa s klesajucim tlakom postupne zatvarali smerom ku koncu trysky, az by vo vakuu bol z toho obycajny raketovy motor. Asi by to bolo vyvojovo jednoduchsie ako naporovy motor, kedze vzduch sa nemiesa s palivom a nespaluje, len sa urychluje. Myslim, ze hlavne v pomalych fazach letu by urychlovanie okoliteho vzduchu prinieslo zasadne zvysenie efektivity.


Aleš Holub - 8/7/2003 - 15:44

MEK příspěvek #4553

Domníváte se, že je možné prostou evolucí stávajících technologií dosáhnout stonásobného snížení jednotkové ceny za dopravu do kosmu (oproti dnešku)? Tedy pod 100 USD za kg na LEO?

Já si myslím, že by to mělo jít (viz. můj příspěvek v tématu VÝKONNÉ RAKETY A JEJICH MOTORY).

Nebo se domníváte, že to bez nějakého převratného objevu prostě nepůjde?


Véna Maixner - 8/7/2003 - 17:35

MEK příspěvek #4557

reakce na příspěvek Aleše ohledně 100x zlevnění a využití kosmu.
Myslím si, že v tento okamžik nedojde k masovému využívání kosmického prostoru:
a) hlavně ze strategických důvodů. Jakmile máme něco na orbitu, tak dolů to dostat je hračka. Takže lehce zneužitelné teroristy
b) není poptávka. Jinými slovy, co nahoře dělat? Turistika? To je dost málo. Do Ameriky se hlavně létalo pro suroviny. T že vymysleme, co se dá v kosmu dělat levněji a lépe než tady dole. Pak to začne být zajímavé. (ale na toto téma tu již diskuze proběhla a nic zásadního ani významného se neukázalo).
c) recese a nedostatek financí pro normální pozemskou činnost
A jak by to mohlo jít?
a) Jak již řekl Aleš (i druzí) snižování nákladů.
b) Výroba léku, nebo suroviny na orbitu, která extrémně pomůže zde dole, takže začne být i komerčně zajímavým artiklem
c) Zázračný objev nového principu ...
Takže s otázkou Aleše možná souvisí, co musí být dřív, zda rozumné využívání kosmu, nebo snaha tam být?


Vladimír Mařan - 8/7/2003 - 21:12

MEK příspěvek #4558

Dovolil jsem si překopírovat jeden článek ( laskavý autor promine ). I mně se MAKS velice líbí. Vzhledem k obecnému nedostatku financí ( nejen ) v Rusku by se mohla třeba zkusit širší mezinárodní spolupráce. Např. veliká akciová společnost a s tím spojené získávání peněz při upisování akcií....



PROJEKT MAKS
Poslal:: Pinkas


Projekt MAKS ORBITER považuji za nejlepší ruský a světový projekt v oblasti kosmonautiky za posledních 20 roků. I projekt ISS je jen pouhá evoluce ve srovnání s MIR, kdežto projekt MAKS představuje skutečnou revoluci v kosmických dopravních systémech, včetně revoluce v oblasti motorů.

Jde o splečnou práci NPO Molniya a NPO Energia. Hrubý projekt byl dokončen v r. 1988 a obsahoval 220 svazků vypracovaných NPO Molniya a 70ti sub-kontraktory.Tento dopravní systém pro dopravu posádky i nákladů na oběžnou dráhu sestává z následujících částí:
- An-225 Mriya, největší letadlo světa zkonstruované původně pro převážení raketoplánu BURAN
- 22 tunový Raketoplán MAKS Orbiter, který An 225 vynese do výše 8 km při rychlosti 900 km/hod společně s vnější nádrží.
- Vnější třípalivová nádrž o hmotě 248 tun (prázdné hmotě pouhých 11 tun). Nádrž s orbiterem má hmotu cca 270 tun , včetně AN-225 pak 620 tun.

Raketoplán s třísložkovým motorem je umístěn na společných lyžinách s nádrží a v podstatě ji před sebou tlačí. Celek je pak umístěn na zádech An 225. Aby nádrž nebyla příliš velká, jako by vyšla při použití jen LH2, navrhli konstruktéři unikátní třísložkový dvoukomorový motor RD 701 s uzavřeným cyklem, měnitelným expansním poměrem a tahem 408 tun v první fázi po startu z An 225, v druhé fázi pak 160 tun. V prvé fázi motor pracuje na směs kerosenu a LH2 s hmotovou převahou kerosenu 2,5: 1 , v druhé pouze na LH2. Okyslicovadlem je v obou fázích LOX. Tlak v komoře je 294 / 124 bar. Specifický impuls 415 / vac. u prvé fáze a 460 /vac. u druhé fáze. Jediným nevratným článkem systému je palivová nádrž.


Vlastní 22 tunový Orbiter ve versi s posádkou má kabinu pro 2 lidi a nákladní prostor pro 8,3 tuny s průměrem 2,6 a délkou 6,8 m. Je rovněž uvažována varianta, kdy by za pilotní kabinou v nákladním prostoru byla další kabina pro 4 kosmonauty, nebo turisty, tedy celkem 6 lidí. Jsou navrhovány také čistě automatické nákladní verse a to jednak bez návratu, jednak s návratem na Zemi. Předpokládá se že tento systém sníží náklady na vypouštěná do kosmu cca 10x oproti stávajícím systémům a to na hodnotu 450 – 500 USD / kg na LEO. Pro velké náklady by dále sloužily klasické rakety, jichž je na trhu dostatek.


Jistě si lze představit obrovskou změnu, kdy kosmonauté nebo turisté by starovali z letiště v podstatě jako v letadle a i po odpojeni od AN 225 by stoupali hlavami vzhůru a Zemi by měli pod sebou, nikoliv jako u STS hlavami dolů. Podstatné jsou však náklady. Letadlo AN225 již existuje, není třeba nic vyvíjet, NPO Molniya udajně vlastní jeden kus. Jeho provozní náklady na každý vzlet jsou malé a takové letadlo může sloužit mnoho roků pro mnoho set vzletů. Již koncem osumdesátých let byla postavena maketa raketoplánu MAKS i odzkoušen zmenšený prototyp třípalivového motoru v obou režimech s cca 50 zážehy. K dokončení projektu by zřejmě stačily náklady, které stojí jeden start STS – několik set mil. USD. NPO Molnia žádala ruský parlament o státní podporu tohoto projektu ve výši směšných 200 mil. Rublů pro tento rok ( cca 7 mil. USD) !!!. Je jasné, že ruští technici a závody jsou schopny realisovat takové projekty za zlomek ceny, které by stály v USA. Proč nespojit síly pro společnou investici ? Takový projekt by umožnil vysokou frekvenci letů do vesmíru, jen z příjmů za vesmírnou turistiku by se náklady rychle vrátily, přestože by byla značně levnější a dostupnější. Systém by si mohlo dovolit koupit více zemí s potřebnými znalostmi a financemi. Svět by se postupně dostal na cestu, kde začal rozvoj letectví a vymanil by se z dnešního marastu drahých a nebezpečných letů člověka do kosmu. Jen takový systém může přinést revoluční změnu, na kterou již čekáme příliš dlouho. Byla by to lepší a levnější cesta, než dnes řešit vážné problémy systémů navržených před 30 roky.


Dalším vývojem třísložkových motorů by se mohl uskutečnit i jiný sen dopravy do kosmu - kolmý startem v jednom stupni, neboť takový systém by se spíše blížil dvoustupňovému, ale bez oddělování stupňů a zmenšil by rozměry nádrží na únosnou míru.




Radek Pirochta - 9/7/2003 - 13:03

MEK příspěvek #4562

Pro levnou dopravu lidí
http://mek.kosmo.cz/forum1/2003/06/4330.htm#m4537
href="http://mek.kosmo.cz/forum1/2003/06/4330.htm#m4551">http://mek.kosmo.cz/forum1/2003/06/4330.htm#m4551
Pro ostatní náklad používat levné "vesmírné dělo"
http://mek.kosmo.cz/forum1/2003/06/4330.htm#m4443
href="http://mek.kosmo.cz/forum1/2003/06/4330.htm#m4447">http://mek.kosmo.cz/forum1/2003/06/4330.htm#m4447

Nebo vytáhnout z archivu http://www.military.cz/russia/air/tupolev/tu2000/tu2000.htm
Vše je dávno vymyšlené. Jen ze strategických důvodů se to moc neřeší. Holt, kdo má patent na Vesmír, může ovládat Zemi.


Radek Pirochta - 9/7/2003 - 14:37

MEK příspěvek #4568

MiG-31S: Commercial small satellite launch variant, with Fakel OKB Micron missile capable of delivering a 100 kg (220 lb) payload into a 200 km (124 mile) orbit or a 70 kg (154 lb) payload into a 500 km (311 mile) orbit. The type could also launch the Aerospace Rally System rocket-powered suborbital glider, for astronaut training, upper atmosphere research or space tourism.


Archimedes - 9/7/2003 - 14:48

MEK příspěvek #4569 - reakce na příspěvek #4568

Kolik jeden start stoji?


Aleš Holub - 10/7/2003 - 07:26

MEK příspěvek #4576

MIG-31 je pro dopravu lidí NA OBĚŽNOU DRÁHU ještě příliš malý (slabý). Jinak ale souhlasím s tím, že čím rychlejší bude letounový nosič rakety se vzdušným startem, tím lépe.

"Vesmírné dělo" musí být buď nedosažitelně veliké (dlouhé stovky kilometrů a vysoké mnoho kilometrů, spíš desítky kilometrů), nebo musí pracovat s obrovským přetížením (stovky G a více), které žádné rozumné užitečné zatížení nevydrží. Planetární sondy, telekomunikační družice, ani díly kosmické stanice nevydrží vetší přetížení, než člověk (cca 10 G). Nepotřebujeme zatím na oběžnou dráhu dostávat "kusy železa", ale spíš "jemné přístroje".

To, že je něco teoreticky vymyšlené a je to na papíře ještě neznamená, že to je také realizovatelné. Papír snese hodně, ale pokus o praktickou realizaci např. X-33 (Venture Star) skončil neúspěchem. Na takovéto konstrukce technologie asi ještě nedozrály (a "zrají" na můj vkus sakra pomalu).


Radek - 10/7/2003 - 10:04

MEK příspěvek #4584

Zajímalo by mně, nakolik by realizovatelnost Venture Star zlepšilo použití třísložkového motoru, došlo by ke zmenšení rozměrů a prázdné hmotnosti, to by mohlo dost pomoct. Isp LOX/LH u Země 360 s oproti 320 s u LOX/RP (nebo uhlovodíková směs?) je podle mně zanedbatelný rozdíl, petrolej je levný a snadno se s ním manipuluje.


Radek Pirochta - 10/7/2003 - 10:30

MEK příspěvek #4587 - reakce na příspěvek #4576

S tím dělem nemáte až tak pravdu. Jelikož jsem ten pořad viděl, nebylo dlouhé desítky km (pro lidi, při čtyřech g to vychází kol 16 km, což pořád nejsou ty desítky ;-)). Tak jsem něco našel z TTD.
The Project Babylon gun would have a barrel 156 meters long with a one meter bore. The launch tube would be 30 cm thick at the breech, tapering to 6.5 cm at the exit. Like the V-3 the gun would be built in segments. 26 six-meter-long sections would make up the barrel, totalling 1510 tonnes. Added to this would be four 220 tonne recoil cylinders, and the 165 tonne breech. The recoil force of the gun would be 27,000 tonnes - equivalent to a nuclear bomb and sufficient to register as a major seismic event all around the world. Nine tonnes of special supergun propellant would fire a 600 kg projectile over a range of 1,000 kilometres, or a 2,000 kg rocket-assisted projectile. The 2,000 kg projectile would place a net payload of about 200 kg into orbit at a cost of $ 600 per kg.
Specifications
LEO Payload: 200 kg. to: 180 km Orbit. at: 33.0 degrees. Payload: 600 kg. to a: 500 km altitude suborbital trajectory. Total Mass: 2,000 kg. Core Diameter: 1.0 m. Launch Price $: 0.12 million. in 1990 price dollars. Total Development Built: $25 million in 1990 price dollars.
http://www.astronautix.com/lvs/babongun.htm
Podívejte se, projekt je to starý deset let. Tvůrce zabil Mosad, protože to dělo dělal v Iráku a mohlo být použito proti Izraeli, postavené dělo zabavilo UN a jeho další osud není znám. Ale délka je 156 m, cena je 700 milionů korun, ale hlavně cena za kg na oběžnou dráhu je naprosto bezkonkurenční. V podstatě je to vystřelení rakety, přetížení činní 5.000 až 6.000 +g.
V projektu pokračuje USA, Čína...
http://www.astronautix.com/lvs/sharp.htm
Nebo ještě lépe i se základními vzorci
http://www-istp.gsfc.nasa.gov/stargaze/SSHARP.htm
Už v 50. letech balistikové zjistili, že dalšímu zrychlování projektilu brání vysoká molekulová hmotnost zplodin hoření nálože. Vymysleli proto dělo plněné vodíkem, kterému dodávala potřebnou energii klasická výbušnina. Později systém ještě vylepšili tím, že výbušnou náplň od vodíku oddělili membránou nebo pístem. Této konstrukci se říká "dvojstupňové dělo". Již roku 1966 se tak podařilo vystřelit malý náboj do výšky 180 kilometrů...


Aleš Holub - 10/7/2003 - 14:59

MEK příspěvek #4593

U "vesmírného děla" asi každý mluvíme trochu o něčem jiném. Já mám na mysli skutečně orbitální systém, schopný dostat něco rovnou až (skoro) na oběžnou dráhu (úsťová rychlost hodně přes 8000 m/s). V takovém případě je pro 4 G potřeba dráha dlouhá minimálně 800 km (s = 0.5 * a * t * t).

Často se ale má na mysli rozjezdová dráha ("skokanský můstek"), který slouží jen jako nultý stupeň pro normální raketu s dalšími stupni. Taková náhrada letadla pro vzdušný start. V takovém případě se počítá s mnohem menší maximální dosaženou rychlostí. Většinou jde maximálně o Mach 3 (cca 1000 m/s). Pak samozřejmě dráha může být dlouhá řádově jen kilometry, ale už to není opravdové čisté "kosmické dělo".


Radek Pirochta - 10/7/2003 - 16:09

MEK příspěvek #4595 - reakce na příspěvek #4593

Tak to je pak jasné. Já jsem mínil to, co se dá reálně postavit, nebo co se testuje. U tak dlouhé dráhy je pak více problémů než užitku - urychlování, problémy s třením, těsnění atd. Myslím, že dvojstupňové dělo pro 4 G není příliš optimální, ale pro náklady co snesou minimálně 1.000 g+ asi nic lepšího není..


Aleš Holub - 10/7/2003 - 17:14

MEK příspěvek #4596

Jaký užitečný náklad s výdrží 1000 g+ bych si měl pro dnešní potřeby představit? Snad jen vodu a palivo pro ISS. Jenže dnes je každoročně na oběžnou dráhu dopraveno přes 100 tun užitečného vybavení (především družic) a jen méně než 10 tun z toho je voda a palivo pro ISS. Navíc tento náklad nepotřebujeme dostat jen "někam na oběžnou dráhu", ale přesně do roviny dráhy ISS a ještě k ní domanévrovat a spojit se s ní.

Až budou na oběžné dráze existovat "továrny" na zpracování jednoduchých surovin do podoby použitelných konstrukcí a zařízení, tak pak bude "vesmírné dělo" vhodné a výhodné (obzvlášť třeba na Měsíci). Zatím ale není třeba.

Z celé proběhlé diskuse mi vyplývá, že v dnešní době je zřejmě nejefektivnějším (relativně snadno uskutečnitelným) způsobem dosažení oběžné dráhy něco jako MAKS. Tedy vzdušný start velkým proudovým letadlem, nesoucím co nejdokonalejší raketový nosič. To by mohlo přinést snížení jednotkové ceny pod hranici 1000 USD/kg na LEO.

Asi s tím budeme muset vystačit do doby uskutečnění nějakého zásadnějšího objevu (např. antigravitace), nebo zdokonalení (hypersonik pro Mach 10+), vhodného pro využití v kosmické dopravě.

Myslím, že cena cca 1000 USD/kg na LEO by dost pomohla současné kosmonautice, protože cena za vynesení by už přestala být limitujícícm faktorem pro některé nové oblasti využití (např. zpracování speciálních materiálů, více turistů). Za stávající peníze by tak bylo možno kosmickou činnost dost rozšířit. A to by se mi líbilo :-)


Radek Pirochta - 11/7/2003 - 09:29

MEK příspěvek #4605 - reakce na příspěvek #4596

Jak jsem se už tady několikrát zmínil, není nutné nic vymýšlet, stačí oprášit plány či vytáhnout prototypy z hangárů. Pokud si uvědomíme, že SSSR ve své světové paranoi vyvíjel zařízení a stroje, které předběhly dobu (a především vlastní ekonomiku) o desítky let.
Stroje na orbit existují, Tu-2000 ve fázi prototypu (ale orbitální verze projektově), projektově Mig-2000 a modifikace Nevy.
Chce to jen sehnat peníze (projekt + business plán) a správné kontakty (investor+důležití lidé).
K tomu 1.000 g+. Měl jsem v rukou Notebook, který byl schopen pracovat do 20G. Běžné Hardisky snesou vypnuty kolem 200 g...
Pokud by nefungovala elektronika po vystřelení děla, tak by se nemohla používat ani inteligentní munice střílená ze 155 mm houfnice... Mimochodem, moc levné. Nepotřebujete stíhačky, ani křižující střely.


Aleš Holub - 11/7/2003 - 11:23

MEK příspěvek #4610

Pokud by ty SSTO projekty (např. Tu-2000 nebo NASP) byly technologicky realizovatelné, tak je opravdu stačí jen oprášit. Vzhledem k problémům s X-33 (ale také s X-43, DC-X atd.) si ale bohužel myslím, že tyto projekty nejsou zatím prakticky realizovatelné ani s dostatkem peněz.

Má proto velmi dobrý smysl vymýšlet nové věci a pokračovat ve vývoji vhodných technologií (lehké materiály pro nádrže a tepelnou ochranu, výkonné a spolehlivé motory, ...) a konstrukčních řešení, ketré umožní výše uvedené projekty (nebo něco obdobného) prakticky postavit a ještě zlepšit jejich charakteristiky (vyšší nosnost, spolehlivost a bezpečnost, nižší cena).

A ještě nakonec. Ano, uznávám, že pro řadu nákladů by bylo možno využít i "kosmické dělo". Nemohly by to být "družice" tak, jak je známe dnes, ale asi by se dala postavit zařízení, která by to vydržela (nejde o elektroniku, ale o "jemnou mechaniku" vyklápěcích antén, fotovoltaických panelů a vědeckých přístrojů). Beru prostě vše, co může kosmonautice pomoci.


travic - 11/7/2003 - 12:56

MEK příspěvek #4612

s tim delem bych byl opatrny, i kdyby se podarilo vystrelit projektil
s rychlosti 8km/s , stejne by se to zastavilo o atmosferu. Mozna kdyby se
to resilo jako podkaliberní strela ( dlouha tyc maleho prumeru, s minimalnim celnim odporem, pak mozna. ale by se musel vyresit odvod tepla, protoze trenim o atmosferu by se projektil zahral na vysokou teplotu a v kosmu by se teplo nemelo jak odvest do okoli. Vysoka teplota by jiste znicila elektroniku))


Radek Valkovič - 11/7/2003 - 18:04

MEK příspěvek #4615

U MAKSU vidím mnoho problémů s bezpečností: posádka by měla mít aspoň vystřelovací sedadla (kus nejmíň 150 kg), ale ty se dají použít jen do rychlosti kolem Mach 1-1,2. Dalším velkým problémem je led na nádrži, bude ho podstatně víc než u STS - vzhledem k dlouhé době od startu Mrije po odpoutání MAKSu. Záchranný systém obdobný SAS Sojuzu by pomohl, ale zase problém s více než 2 kosmonauty. Systém tepelné ochrany MAKSu vychází z Buranu a ten zase z STS a jsme zpátky u Columbie, u které se selhání ochrany objevilo po 112 letech bez problémů.
Myslím, že podstatnou úsporu by přineslo celosvětové sjednocení používaných raket, tak aby se používalo jen pár typů, řekněme Atlas 5 (Medium), Angara, CZ-2E, Vega a 1 lehký typ. Tyto rakety by se vyráběli v mnohem větším počtu, levně a spolehlivě. Další krok je jasný, SSTO s třísložkovým motorem nebo pomocnými stupni (např. Bajkal). Dalším stupněm je kosmický výtah (z rovníku, takže bez Coriolisova zrychlení).


Radek Pirochta - 14/7/2003 - 10:35

MEK příspěvek #4636 - reakce na příspěvek #4615

No, až dokážeme táhnout diamantové vlákna, tak možná...


Honza Mocek - 15/7/2003 - 07:11

MEK příspěvek #4649 - reakce na příspěvek #4636

Vytah neni vubec "dalsim logickym stupnem" jakehokoli reaktivniho pohonu.
A jestli na nem pusobi nejake zrychleni tak prave Corriolisovo. Utechou nam budiz, ze je nepatrne (fyziologicky, na rozkyvani kontrukce to vliv ma).
Materialove je vytah zatim mimo misu, at si splecnost SpaceLift taha penize z investoru jak chce. Narozdil od ruznych koncepci ruzne vylepsovanych reaktivnich pohonu.


Hawk - 15/7/2003 - 09:29

MEK příspěvek #4653

Já myslím, že by byl pro začátek úspěch postavit znovupoužitelný nákladový či pilotovaný modul (kabinu, např. znovupoužitelný Sojuz). Je snad jedno jestli se bude vracet pomocí křídel nebo padáku, teda až na tu eleganci a omezenou ředitelnost.


RaStr - 15/7/2003 - 16:44

MEK příspěvek #4670 - reakce na příspěvek #4653

Tuhletu uvahu uz meli asi i pred 30-ti lety v NASA, kdyz se rozhodovali o projektu STS. Praxe vsak bohuzel ukazala, ze i kdyz neni neresitelny problem postavit vicenasobne pouzitelny dopravni prostredek, je problem udelat to tak, aby pri stejne mire spolehlivosti, bezpecnosti a operativnosti i pri vicenasobnem vyuziti nebyl ve vysledku drazsi nez prostredky na jedno pouziti.
Napr. k cemu by byl prostredek, ktery by sice mel naklady na jeden let 100 milionu dolaru (tedy 3x mene nez uvadene naklady na let STS), protoze by zvladl az celkem 1000 startu, ovsem pocatecni investice by byla 100 miliard dolaru a minimalni doba mezi dvemi starty 12 mesicu. Takovy stroj by byl ve vysledku uplne naprd, i kdyz by jeden let stal (teoreticky) trikrat mene nez u STS ! protoze na vice nez jeden by NASA penize neziskala a jeden start za 12 mesicu by byl jeste daleko horsi nez frekvence letu STS (i pres nekolikalete vypadky po zatim dvou nehodach) a to uz vubec nemluvim o ciste jednorazove pouzitelnych raketach.


Aleš Holub - 16/7/2003 - 07:59

MEK příspěvek #4675

Dnes jsme ale o 30 let dál, než když se rodil STS. Stále je sice problém udělat vícenásobně použitelný kosmický prostředek provozně levnější než jednorázový, ale je třeba se o to stále pokoušet. Jednou se to určitě podaří. Letadla ani jejich (proudové) motory také nikdo nepoužívá jednorázově a je zřejmé, že právě jejich mnohonásobné použití zajišťuje ekonomickou efektivnost.

Musíme prostě postupně dosáhnout toho, aby zařízení pro kosmonautiku nemusela pracovat zcela na hranici možností, ale aby potřebné vlastnosti a výkony byly dosaženy relativně "přirozeně" a "snadno" (asi tak jako u proudových letadel). Osobně si myslím, že to musí jít (během příštích dvaceti let). Mnohonásobnou použitelnost kosmických dopravních prostředků považuji do budoucna za nutnost.


Radek Valkovič - 17/7/2003 - 12:58

MEK příspěvek #4698

Rozdíl mezi letadly s proudovými motory a raketami (STS) je hlavně v tom, že STS byl vyroben v 5 kusech (6.-Enterprise), zatímco letadla se vyrábí po stovkách, prototypů je 3-6. Sojuzy byly tak levné taky proto, že se jich dělalo 50 ročně. Nikdo neodpověděl na návrh na sjednocení používaných typů raket - větší počet startů, nižší výrobní náklady, používání pouze efektivních kosmodromů - např. Courou a Indie pro GEO a pilotované lety, Vandenberg a Pleseck pro polární dráhy. Znovupoužitelný systém by byl efektivní při 30-50 startech ročně, takže by jeho zavedením muselo dojít k výraznému omezení jednorázových raket.


Aleš Holub - 18/7/2003 - 09:21

MEK příspěvek #4701

Sjednocení (omezení počtu) používaných typů raket by možná přineslo snížení cen, jenže to je mezinárodní obchod a ten se asi nedá uměle regulovat.

Letadla jsou používána vícenásobně, i když jsou to jen prototypy, nebo jsou vyrobena ve velmi malém počtu (Mrija, Ruslan). Znovupoužitelnost je prostě jejich přirozená vlastnost. Souhlasím samozřejmě i s tím, že hromadná výroba snižuje VÝROBNÍ náklady. Mnohonásobné a intenzivní používání pak ale snižuje PROVOZNÍ náklady. Obě tyto složky by měly být v rovnováze.

Znovupoužitelný systém MUSÍ být VÝRAZNĚ efektivnější, než jednorázové rakety (aby měl pořádný smysl). Pak samozřejmě a přirozeně vytlačí jednorázové rakety z trhu a omezí jejich používání.


Josef Pinkas - 18/7/2003 - 09:55

MEK příspěvek #4703 - reakce na příspěvek #3822

Diskuse mezi p. Holubem a p. RaStr (kolik energie je třeba k překonání „gravitačních ztrát“ a co je více energeticky náročné –výška nebo rychlost) byla velmi zajímavá. Oba mají svým způsobem pravdu, nejvíce totiž závisí na výkladu samotného pojmu „gravitační ztráty“. Chtěl bych k tomu uvézt několik poznámek:
1/ My nevynášíme objekt o hmotě na př. 10 tun do výše 200 km abychom překonali gravitaci, ale čistě proto, abychom se dostali do vzduchoprázdna a orbiter tam mohl létat setrvačností. Nebýt atmosféry a kdyby Země byla dokonale hladká, mohli bychom startovat i s nějakého umělého kopečka a dosáhnout první kosmickou rychlost vodorovným letem v nízké výši nad Zemí. Stejně tak můžeme létat nad Měsícem v malé výši. Celý problém je v tom, že i v tomto idealisovaném případě startu z kopečka ve vzduchoprázdnu vodorovným letem klasickou raketou by se tato raketa musela nadzvednout kolmo a nabírat vodorovnou rychlost ve velkém a postupně se zmenšujícím sklonu její osy od vodorovné roviny. Zpočátku hlavní část energie by stejně musela jít do svislé složky tahu motorů, na udržení cele hmoty rakety nad Zemí a tato svislá složka by se postupně zmenšovala ve prospěch vodorovné s vyprázdňováním nádrží, při velkých rychlostech by pak přispělo i zakřivení Země a zmenšila by se na nulu až při dosažení prvé kosmické rychlosti. Taková raketa by mohla být jen ve tvaru krychle s vodorovným motorem pro rychlost a svislým pro kompensaci gravitace, čímž by nemuselo docházet ke změně náklonu krychle. Ačkoliv bychom tedy neměnili výšku dráhy rakety nad Zemí, přesto bychom na překonání gravitačního pádu museli vynaložit mnoho energie. Je jasné, že energie potřebná pro svislou složku tahu motorů závisí značně na tom, jak rychle raketa nabere první kosmickou rychlost, tedy na násobku g. Při vystřelení objektu vodorovně přímo prvou kosmickou rychlostí bychom nepotřebovali žádnou svislou složku energie.

U reálné dráhy ve výši 200 km je tomu obdobně, navíc raketa musí této výše dosáhnout. Tedy veškerá energie reálné rakety (kromě aerodynamických ztrát) je potřebná pro překonání gravitace (nebo „gravitačních ztrát“ ). Není to jen samotná potenciální ani samotná kinetická složka energie ale je to navíc ještě složka energie působící proti gravitačnímu pádu bez ohledu na to, zda se mění výška dráhy nebo ne. Tato poslední složka se postupně zmenšuje a je nulová až v okamžiku dosažení první kosmické rychlosti. Na tuto složku energie se často zapomíná, přestože je velmi významná.

2/ Potřebnou energii na dosažení oběžné dráhy ani zdaleka nelze spočíst prostým součtem potenciální a kinetické energie užitečného objektu na oběžné dráze (jak správně ukazuje p.RaStr). Značnou část energie nutnou pro konečný cíl ztratíme v prvých několika km dráhy, kdy zvedáme a urychlujeme obrovskou masu rakety. Celková potřebná energie k dosažené orbitu je součtem integrálů inkrementálních přírůstků jak potenciální tak kinetické energie, tak energie potřebné ke kompensaci gravitačního pádu. Hlavní proměnnou je hmota rakety, kterou zvedáme a urychlujeme, nebo prostě urychlujeme ve stejné výši a pak samozřejmě okamžitá rychlost. Vždyť i poslednímu prázdnému stupni rakety, který mívá podobnou hmotu jako užitečný náklad, musíme udělit podobnou energii, která je nám nanic.

3/Kdybychom si udělali graf celkové vynaložené energie v závislosti na dosažené výšce dráhy podle výše uvedeného způsobu, zjistíme, že i výška řádově 10 km a podzvuková rychlost které bychom mohli dát do vínku raketovému nosnému systému jiným, neraketovým způsobem ušetří ohromné hmoty, energii a tedy náklady. Příkladem je projekt MAKS. Z výšky cca 8 km, při vodorovné rychlosti cca 900 km-hod, celkové hmotě orbiteru + ET jen 270.000 kg, hmotě Orbiteru 22.000 kg plánuje dosáhnout v jednom stupni a s jedním motorem oběžné dráhy . Kdybychom tento výkon měli dosáhnout raketovým startem z povrchu Země, museli bychom přidat prvý stupeň s mnoha sty tunami paliva. Letoun AN 225 ho nahradí nesrovnatelně levněji, neboť využívá vztlaku a atmosférický kyslík, který je zdarma. Navíc letoun se bez problému vrátí na letiště a bez oprav může být znovu použit. Proto stále považuji projekt MAKS za nejreálnější, nejlepší a nejlevnější k dosažení orbitu, i když má také značná bezpečnostní rizika. Samozřejmě, supersonický nebo dokonce hypersonický nosič, který by dosáhl větší výšky a rychlosti by byl lepší než AN225, avšak musel by se nosností alespoň trochu k němu přiblížit. To je však hudba vzdálené budoucnosti, kdežto AN 225 již reálně existuje alespoň 10 roků.


Petr - 18/7/2003 - 10:04

MEK příspěvek #4704

V případě raketoplánu nesouhlasím s tím, že by se snižovaly provozní náklady-bohužel. Původní plán byl takový a le výsledek se nedostavil.


Aleš Holub - 18/7/2003 - 10:11

MEK příspěvek #4705

To, že se to nepovedlo, ještě neznamená, že to nejde. V případě STS je prostě třeba příliš mnoho oprav a údržby k přípravě na další let (a navíc nádrž ET není mnohonásobně použitelná). Použité technologie ještě nejsou na takové úrovni, aby stačila minimální údržba.


Aleš Holub - 18/7/2003 - 13:07

MEK příspěvek #4710 - reakce na příspěvek #4703

Tak tyto poslední připomínky zase asi nějak nechápu, protože mi připadají nepřesné a zavádějící.

Začnu odzadu.
3/ Zkusil jsem si přepočítat MAKS a přidat k němu hypotetický první stupeň (nebo zvětšit množství paliva v nádrži) a vyšlo mi, že by ke stejnému efektu, jako má AN225 (výška cca 8 km a rychlost cca 900 km/h = 250 m/s), by stačilo cca 70 tun "prvního stupně" (ekvivalentní delta-v cca 750 m/s). Tvrzení pana Pinkase (stanovené zřejmě odhadem) o tom, že by to musel být "stupeň s mnoha sty tunami paliva" mi tedy připadá dost nepřesné. 70 tun kerosenu mi dokonce připadá srovnatelné s množstvím paliva, které by letoun AN225 spotřeboval pro vynesení MAKSU (a opětovné přistání).

A teď ke "gravitačním ztrátám" (1/, 2/). Pod tímto pojmem si představuji rozdíl v celkové charakteristické rychlosti rakety mezi tím, když by raketa jen čistě vodorovně zrychlovala v příslušné orbitální výšce (zcela bez vlivu gravitace) a mezi reálným navedením užitečného zatížení na oběžnou dráhu ve stejné výšce po startu z povrchu Země.

Já si myslím (podobně jako je to uvedeno např. v knize Rakety a kosmodromy od B.Růžičky a L.Popelínského), že tento rozdíl je cca 1600 m/s a vyjádřeno v procentech celkové charakteristické rychlosti rakety je to méně než 20%. Tomu říkám "gravitační ztráty". Opakuji také, že tento rozdíl v rychlosti se reálně projeví buď snížením nosnosti na polovinu, nebo zvýšením startovací hmotnosti na dvojnásobek proti ideálnímu stavu "bez gravitačních ztrát".

Není mi také jasná argumentace s "kompenzací gravitace" při stoupání nosné rakety. Záleží také hodně na trajektorii letu. V příkladu s krychlí s vodorovným a svislým tahem si lze vzlet například představit i tak, že nejprve "krychle" stoupá zcela svisle (nemá žádný vodorovný tah) a po dosažení takové rychlosti, že setrvačností už dostoupá do potřebné orbitální výšky, se zcela vypne svislý tah (např. cca v T+100s při rychlosti 2000 m/s) a začně se urychlovat čistě vodorovně (bez jakékoliv motorické "kompenzace" gravitace). Teprve po dosažení nejvyššího bodu setrvačného letu (cca v T+300s ve výši cca 200 km) by se opět zapnul svislý tah pro "kompenzaci" případné zbývající složky "gravitačního pádu k Zemi". Při průměrném přetížení 4G bychom ale už v té době měli kompletní orbitální rychlost a už by nebylo třeba nic "kompenzovat".

V reálných případech jsou obě složky rychlosti nabírány současně tak, že raketa nejprve stoupá téměř kolmo (nabírá svislou rychlost) a pak se postupně sklání do vodorovné polohy a tak stále víc roste vodorovné zrychlení (a rychlost) na úkor svislého zrychlení (svislá rychlost postupně klesá k nule).

Chci tím jen říci, že si uvědomuji dodatečnou složku rychlosti, kterou je třeba "kompenzovat pád k zemi" po dosažení orbitální výšky. Domnívám se však, že složka rychlosti, protřebná k "doskočení" do orbitální výšky je významnější a stále výrazně menší, než potřebná složka vodorovné orbitální rychlosti. Vyjádření pana Pinkase v tom smyslu, že "veškerá energie reálné rakety (kromě aerodynamických ztrát) je potřebná pro překonání gravitace" mi tedy připadá nevhodné a zavádějící. V principu je to pravda, ale my jsme diskutovali o "gravitačních ztátách" a RaStr se domníval, že stačí něco svisle vynést do výšky 200 km a "už jsme skoro na oběžné dráze" (že dosažení orbitální rychlosti je pak už relativně snadné). S tím já nemohu souhlasit.

V souvislosti s diskusí o poloze orbiteru v tématu SPACE SHUTTLE PROBLEMS, jsem chtěl na svém výše uvedeném příkladu dále ukázat, že vhodnou trajektorií vzletu lze dosáhnout toho, že raketa není vůbec vyosena ze směru letu a vektor tahu (zrychlení) vždy (téměř) přesně odpovídá vektoru okamžité rychlosti (a aerodynamický odpor je tedy přesně v podélné ose rakety). Přinejmenším v prvních několika stovkách sekund letu (a pak už na tom vyosení aerodynamicky nezáleží, protože už jsme v orbitální výšce).

Pokud to není pravda, tak mi řekněte, kde se ve svých úvahách mýlím.


xChaos - 20/7/2003 - 18:37

MEK příspěvek #4731

Vede se tu myslim diskuze na pomerne vysoke urovni, ktera od poznamky ze "na kresbách letajících strojů mayských indiánů se objevuje u strojů přisávání vzduchu" plynule preskakuje k uvaham, zda turbokompresor pro stlacovani atmosferickeho vzduchu vlastne neni tezsi nez okyslicovadlo ktere si vezeme s sebou.

Pritom hmotnost kapalneho kysliku ktery si raketa veze s sebou je pokud vim zejmena u LOH motoru nejvetsi slozkou startovni hmotnosti (ovsem kapalny vodik zase zabere nejvetsi objem...).

Jakkoliv se mi koncept MAKS intuitivne libi, dovoluji si pripomenout relativne nedavnou katastrofu Concorde - coz je letoun, jehoz "explozivni schopnosti" uz se urcite blizi mensimu orbitalnimu dopravnimu prostredku. Piloti nejen ze nemeli sanci letadlo zachranit, ale predevsim meli urcite velky problem najit misto, kde by pri dopadu mohli "bezpecne vybuchnout", tzn. nezabit dalsi desitky lidi na zemi. Da se predpokladat, ze starty letadla ktere ponese 200 tun paliva, z toho asi tak 100 tun kapalneho kysliku, by asi nebyly tak jako tak mozne z beznych letist.

Nuze. Jsou tady jeste dve koncepce, ktere uzce souvisi a navazuji:

1. Pioneer Rocketplane. Ve zjednodusene podobe tez prihlaseny do X-prize. Puvodni koncepce je ale velice zajimava: predpoklada start raketoplanu ktery poveze pouze kerosen na prodovy motor, z komercnich letist a podle pravidel komercniho leteckeho provozu. Po startu letadla za letu natankuje 75 tun kapalneho kysliku z upraveneho Boeingu 747 (kdo a za jakych podminek necha startovat ten Boeing, o tom se nikde nezminuji ;-), a vystoubi do suborbitalni vysky, kde vypusti prvni stupen. Chteji pouzit ruske motory RD-120

http://www.rocketplane.com/

2. Dalsi koncepce pokud vim nema jmeno a URL bych musel slozite hledat. Je vsak skutecne genialni. Predpoklada, ze prvni stupen bude take dopravni letadlo, ktere odstartuje pouze na kerosen a se zasobami kerosenu. Na palube bude zarizeni pro zkapalnovani kysliku, takze behem nekolika hodin letu se zkapalni dostatecne mnozstvi kysliku ktere se precerpa do druheho stupne, ktery pak dosahne obezne drahy.

Povsimnete si u teto koncepce prosim nasledujicich detailu:

- pri startu jsme lehci o nekolik desitek tun kapalneho kysliku.
- pri startu mame na palube pouze kerosen, a to nikoliv v mnozstvi, ktere by u
velkych dopravnich letadel nebylo bezne.
- v optimalni letove vysce a se vsemi pracujicimi motory dopravni letadlo unese takove mnozstvi kapalneho kysliku, se kterym by se absolutne nemohlo odlepit ze zeme.
- dostatecne bezpecnosti muzeme dosahnout tim, ze kyslik rovnou precerpavame z letounu do raketoveho stupne.
- behem nekolika hodin letu je dopravni letadlo schopne doletet napr. z Evropy na rovnik (pokud poletime sikmo na jih, tak bychom mohli startovat z rovniku smerem na vychod nekde nad vychodnim pobrezim Afriky = mezinarodni vody, Indicky ocean...)
- pokud vyzadujeme navrat raketoveho stupne na misto startu, musime s letadlem zustat na "svoji" zemepisne sirce. Perfektni je, ze si pro kazdy start muzeme vybrat zcela libovolnou zemepisnou sirku (!), protoze tam proste doletime. V tom pripade je optimalni behem sbirani paliva krouzit, protoze nemusime setrit palivo pro navrat na zakladnu. Pro raketovy stupen tedy zbyde vetsi podil hmotnosti kerosenu pri startu...

Tak co tomu rikate ? Myslite, ze existuje technologie, ktera je treba behem 4 hodin letu schopna ze vzduchu vyrobit nekolik desitek tun kapalneho kysliku ? Ten projekt uvazoval o vyziti kompresoru v proudovych motorech - z upravenych proudovych motoru by se cast vzduchu prepoustela do zkapalnovaciho a odstrediveho zarizeni. Samozrejme bychom asi okyslicovali neprilis cistym kapalnym kyslikem, s velkou primesi dussiku... ale porad by to bylo okyslicovadlo, ktere by se nezapocitavalo do startovni hmotnosti...

Jeste mate pocit, ze nejde prijit s elegantnejsi kocepci, nez je trislozkovy motor u projektu MAKS ? ;-) Jiste je myslim jedno: cim mene motoru s sebou vezeme, o tolik bude celkova sucha hmotnost stroje nizsi - a tim spolehlivejsi ten motor musi byt (bude totiz horet celou dobu letu).

Tady me napada jeste jedna moje "klukovska vize", ktera uz souvisi spise s jinde diskutovanou X-prize: totiz jestli by bezny proudovy motor neslo "krmit" cistym plynym kyslikem pri nizsim tlaku. Samozrejme to nebude efektivni, ale myslenka byla takovato: kdybychom obycejnemu proudovemu motoru ve velkych vyskach nasadili "kyslikovou dychaci masku" - tzn. pripousteli do jeho saciho prostoru plyny kyslik - tak co se stane ? Bude motor porad pracovat, i kdyz treba mene efektivneji, nebo nebude pracovat vubec ? Tlak kysliku sice bude nizky, ale na druhou stranu prece pujde o cisty kyslik - takze by k nejakemu spalovani paliva melo dojit, ne ? A co takhle poustet cisty stlaceny kyslik do modifikovaneho proudoveho motoru az ZA kompresor ? Samozrejme vzhledem k vyssim teplotam takoveho spalovani by asi bylo potreba tah motoru vyrazne snizit... ale stejne to je porad tah... Nemate nekdo na dvorku vyrazene Aero L29 Delfin na experimentovani ? ;-)



xChaos - 20/7/2003 - 18:55

MEK příspěvek #4732

Jeste ke kosmickemu delu: drive me to prilis nelakalo, ale kdyz si uvedomim, ze by se tak na obeznou drahu slo extremne levne v malem mnozstvi dopravovat vodu, vzduch a raketove palivo, tak zacinam mit pocit, ze to je urcite ta prava cesta k trvalemu osidleni blizkeho kosmickeho prostoru. Samozrejme by projektily bylo na obezne draze potreba "lovit", ale to by porad melo byt levnejsi, nez suroviny na obeznou drahu vozit raketami.

Kosmicke delo tim padem bude zajimave az v pozdejsich fazich, kdy bude na obezne draze existovat stale osidleni. Me ale po pravde receno zajima neco jineho - laka me spis moznost, ze by slo tradicni kratkodobe kosmicke lety realizovane 60.letech podnikat daleko, daleko levneji, v podstate jako sveho druhu "turistiku". To je koncepce, ktera dnes nutne pro velke kosmicke agentury neni zajimava. Viz muj dalsi diskuzni thread, ktery jsem zalozil...



Aleš Holub - 21/7/2003 - 08:31

MEK příspěvek #4735

xChaos#4731:
V bodě 2. máš asi na mysli indický ideový koncept Avatar, který se v této diskusi krátce objevil už v roce 2001 (Avatar - indický VentureStar).

Mě se také moc líbí, ale s tou technologií výroby kapalného kyslíku za letu to asi moc jednoduché nebude. Obávám se, že nic podobného dnes reálně neexistuje :-(

Musím také upřesnit, že podle mých informací by musel Avatar při startu nést nejen kerosen, ale především hodně kapalného vodíku, který by pak musel použít jako raketové palivo s vysokým Isp, aby byl vůbec schopen dosáhnout LEO.

Technologicky je to bohužel zřejmě stále velmi obtížně realizovatelný koncept (superlehká konstrukce, ramjet, scramjet, Mach 8 v husté atmosféře, výroba kapalného kyslíku za letu, superlehká tepelná ochrana pro návrat, ...)


Aleš Holub - 21/7/2003 - 08:57

MEK příspěvek #4736

FénixJeště bych se na chvilku vrátil k těm "kresbám letajících strojů mayských indiánů", protože v této souvislosti se mi velmi líbí rekonstrukce takového hypotetického stroje pod názvem Fénix.

Řekněte sami, není ten stroj prostě nádherný :-) (viz. obrázek vpravo)
Někdy si prostě nemohu pomoct a mám zkrátka pocit, že co je krásné, musí i dobře fungovat. Tak mi to, prosím, tolerujte :-)

Je to sice z WM magazínu, ale v článku jsou i docela zajímavé informace o hybridních motorech, náporových motorech, i o indickém Avataru.

Viz. http://www.mwm.cz/clanek1.php?id=127 , nebo také starší http://www.gewo.applet.cz/phoenix/fenix.html


Jiří Hošek - 21/7/2003 - 23:49

MEK příspěvek #4742

#4558 "Letadlo AN225 již existuje, není třeba nic vyvíjet, NPO Molniya udajně vlastní jeden kus. Jeho provozní náklady na každý vzlet jsou malé a takové letadlo může sloužit mnoho roků pro mnoho set vzletů. Již koncem osumdesátých let byla postavena maketa raketoplánu MAKS…"
Možná jste ve zprávách o víkendovém přistání letadla Antonov 225 Mrija na Ruzyni také zaregistrovali informaci, že tento 15 let starý letoun existuje jen v jediném exempláři. Jeho majitelem je letecká společnost Antonov Airlines.


xChaos - 22/7/2003 - 11:51

MEK příspěvek #4743

Nevim, jestli mam na mysli Avatar - cetl jsem to nekde jinde, a nebyla to jednostupnova ale dvoustupnova konstrukce. Prvni stupen melo byt dopravni letadlo, ktere za letu vyrabelo kapalny kyslik a plynule ho cerpalo ho do druheho stupne.

Jinak vleci s sebou stroj na vyrobu kysliku na obeznou drahu je preci jenom moc... predpokladam, ze to bude nekolikatunove vybaveni, ktere bude lepsi nechat v tom dopravnim letadle...

A pouziti motoru na kerosen me v pripade kombinace s dopravnim letadlem prijde vice nez samozrejme.

Jinak krome startu na hrbete by mozna byl konstrukcne jednodussi start spise jako vlecneho kluzaku: raketoplan bez zasob kapalneho kysliku bude asi relativne lehky, a budou stacit mensi upravy dopravniho letadla i letiste, nez v pripade startu na hrbetu. Ale opravdu netusim, jestli ve virech za startujicim dopravnim letadlem je jeste mozne vubec nejake vleceni jineho letounu...

Samozrejme, tohle resi koncepe "white king" od Scaled Composites, kdy je raketovy stupen v podvesu a prvni stupen je specialne navrzeny. Ale vyvoj specialniho letadla o rozmerech alespon Boeingu 747, nebo mozna i Mrija, ktery by umoznoval vyneseni druheho stupne v podvesu, bude urcite taky dost drahy, i kdyz urcite ne nemozny.


Josef Pinkas - 23/7/2003 - 19:07

MEK příspěvek #4751

Nějak mně uniká smysl toho, proč vyrábět LOX za letu v letadle a čerpat ho do druhého raketového stupně, který by stejně musel nést kerosen nebo LH2. Nakonec před odpojením druhého stupně by muselo již být vyrobeno tolik LOX, aby byla nádrž plná. Takže letoun by měl snížený dostup a asi i rychlost v okamžiku odpojení, neboť by navíc k hmotě LOX a dalším hmotám musel nést ještě hmotu výrobního agregátu LOX oproti případu, že vynese již ze země naplněnou nádrž LOX. Ten start ze země co se týče hmoty je u obřích letadel řešitelný, případně i pomocnými odhazovacími raketovými motory na THP s prodlouženým hořením.

Co se týče podvěsu, při tak rozměrných tělesech jako je menší raketoplán s externím tankem by musel mít letoun velmi vysoký podvozek a nevím, zda by se ho podařilo někam zatáhnout. U projektu MAKS jde o hmotu cca 270.000 kg a i bez LOX se rozměry nezmění.Tažení za letadlem by asi také nebylo možné, neboť raketoplán nemůže mít takový vztlak, aby udržel ve vzduchu svůj externí tank, který nakonec bude muset být plný a bude mít cca 10 x větší hmotu než raketoplán. Navíc na př. u projektu MAKS ho v podstatě tlačí před sebou, takže tank by musel mít při startu ze země odpojovací podvozek a křídla, což by muselo být i v boční konfiguraci jako Space Shuttle-ET.


Aleš Holub - 23/7/2003 - 21:26

MEK příspěvek #4753

Myslím, že hlavním smyslem výroby LOX za letu by mohlo být výrazné usnadnění startu celé sestavy (letadlo + horní stupeň). V případě MAKSu by to mohlo odhadem uspořit nějakých 100 tun, což už je hodně znát. Pokud by přitom horní stupeň byl i na kerosen a alespoň část toho kerosenu by se před odpojením ještě přečerpala z nosného letadla, tak by to bylo docela super. Celá sestava by startovala se výrazně sníženou hmotností (než kdyby horní stupeň byl plný paliva) a přitom také těsně před odpojením by měla minimální možnou celkovou hmotnost (a tedy největší možný dostup a rychlost).

Uznávám v této souvislosti námitku, že je zbytečné tahat sebou to zařízení na výrobu LOX až na oběžnou dráhu (jako v návrhu Avataru). Ve stručném popisu Avataru je ale uvedeno, že k produkci LOX z okolního vzduchu by docházelo až při rychlosti cca Mach 6. Možná, že při této rychlosti už zařízení může být nějak velmi jednoduché a lehké (využívající dynamické stlačení vzduchu místo kompresoru). To ale opravdu spekuluji.

Další úvahy o možnosti vlečení horního stupně už vycházely spíš z konceptu Avataru, nebo VentureStar, nebo Hotolu (tedy jediného vztlakového tělesa), než z konceptu MAKSu (orbiteru s podvěšenou externí nádrží). Argumentace na příkladu MAKSu je tu nekorektní.


Archimedes - 23/7/2003 - 22:38

MEK příspěvek #4754

Nevim, jake vykony ma mit ten naporovy zkapalnovac v Avataru, ale klasicke kompresorove zkapalnovace (pripad vyroby LOXu v letadle) vyrobi za jeden den (=neunosne dlouho) nekolikanasobne mene kapalneho dusiku/kysliku, nez samy vazi. Asi by se to dalo zlepsit, ale vyhody oproti startu s LOXem primo v nadrzi nejak nevidim. Snad by to jen mohlo doplnovat ztraty odparovanim.


Josef Pinkas - 24/7/2003 - 02:58

MEK příspěvek #4755

Co se týče startovní váhy, asi by bylo jednodušší než vyrábět za letu LOX, dotankovat po startu ve vzduchu letadlo a případně i nádrž raketového stupně (pokud by byl kerosenový nebo třísložkový). I bez dotankování mají obří letadla uvažovaná v těchto systémech mnohem větší nosnost než jmenovitou, neboť jmenovitá je počítána na jmenovitý přelet (běžně 10.000 km), kdy jsou nádrže letadla plné, kdežto v tomto případě stačí zásoba paliva na na vystoupání do max. výšky a přistání. Domnívám se, že systém VentureStar je za dnešního stavu technologie realisovatelný jen startem s takového letadla. Kvůli rozměrům by však musel mít kerosenové nebo třísložkové motory.


Archimedes - 24/7/2003 - 03:40

MEK příspěvek #4756

I takova operace mi prijde zbytecne riskantni - tak jako tak je potreba palivo dostat do vzduchu a riziko spojene s precerpavanim mnoha tun pohonnych hmot za letu podle me nevyvazi vyhodu "odlehceneho" startu.


Aleš Holub - 24/7/2003 - 06:47

MEK příspěvek #4758

Uznávám, že výroba LOX za letu, nebo přečerpávání paliva z druhého letadla jsou technologicky a bezpečnostně hodně "divoké" záležitosti a zatím bude určitě lepší se bez nich obejít. Musím ale také konstatovat, že např. AN-225 Mrija má obvykle oficiálně udávanou maximální nosnost 250 tun a maximální celkovou vzletovou hmotnost 600 tun. Obě tyto hodnoty jsou (podle údajů pana Pinkase) v případě MAKSu překročeny (270 tun a 620 tun) a není tam tedy žádná (výše zmiňovaná) velká rezerva (spíše naopak). Mrija by byla určitě ráda za jakékoliv (i relativně malé) odlehčení MAKSu při startu :-)

Konstatuji tedy, že i po všech dosavadních připomínkách a alternativních návrzích se zdá, že v dnešní době by byl reálně nejvýhodnější provoz kosmického (orbitálního) systému typu MAKS, tedy vzdušný start (ze hřbetu proudového letadla) co nejdokonalejšího horního raketového stupně (tedy co nejmenšího, nejlehčího, nejvýkonnějšího, ...).


Josef Pinkas - 24/7/2003 - 10:33

MEK příspěvek #4761

AN 225 skutečně nemá téměř žádnou reservu, pokud by nesl MAKS Orbiter +ET o váze 270 tun, i když ponese minimum paliva jen na výstup do výše 8.000 m. I celková startovní váha by mírně přesáhla jmenovitou. Proto každá úspora hmoty Orbiteru a jeho paliva by byla dobrá.

Po dlouhé a hodnotné diskusi by bylo zajímavé, kdyby si každý účastník sestavil tabulku tří až čtyř podle jeho názoru nejvýhodnějších způsobů dopravy do kosmu a dále tabulku jejich finanční i časové reálnosti, aby je v budoucnu mohl srovnat s realitou.

Dovoluji si předložit můj typ z hlediska výhodnosti:

1/ AN225 (nebo ekvivalent) + VentureStar s třípalivovým motorem: Vše, co odstartuje ze země se také kromě paliva vrátí.

2/ AN225 + MAKS Orbiter: Ztráta externího tanku ( ačkoliv je uvažována i varianta podobná VentureStar)

3/ Hypersonické letado + zeštíhlený VentureStar: Opět se vše vrátí na Zemi ale náklady na vývoj, výrobu a údržbu hypersonického stupně rozpuštěné do provozu ho značně prodraží.

4/ OSP + Delata 4 Heavy: Bude ztráta 3 motorů RS68 + 3 tanků o průměru 5 m a délce cca 50m

Co se týká reálného pořadí beroucího v úvahu finanční a časovou stránku, typuji pořadí takto:
2/
4/
1/
3/

Dále uvádím pro zkrácení jen v Angličtině výtah novějších informací z Internetu o současném stavu An-225 MRIYA Super Heavy Transport:

London – UK – 19 July 2001: The world’s largest cargo aircraft, the 250 tonne capacity Antonov An225 ‘Mriya’, is set to become available for commercial service this autumn. The AN-225 completed its maiden test flight in May this year and has recently obtained its civil certification.
Operated by Antonov Airlines, the An225 will be marketed worldwide by Air Foyle-HeavyLift. AN-225 has been fitted with the latest avionics equipment, including TCAS; this will enable it to operate in all areas of the world.

Although only one An225 was completed before the collapse of the Soviet space programme in 1991, Antonov had, by then, built a second airframe, which the company now intends to complete to further support commercial cargo charter activities. The possibility of a third An225 is being considered for the future.

At present, design activity to use the aircraft as a flying launch system for future aerospace systems, is under way. One of the most interesting and promising projects the MAKS joint Russian/Ukrainian multipurpose aerospace system.

The 84 metre (275.6 ft) long An225 has a wingspan of 88.4 metres (290 ft), with a pressurised cargo cabin measuring 43 metres (141.1 ft) long, 6.4 metres (21ft) wide and 4.4 metre (14.4 ft) high. Externally the aircraft can carry loads of up to 10 metres (32.8 ft) in diameter and up to 70 metres (229.6 ft) in length.



xChaos - 24/7/2003 - 10:55

MEK příspěvek #4762

Jenom poznamka, co se tyce vleceni raketoplanu - pokud mate odhoditelnou nadrz na jednou pouziti jako v pripade STS nebo MAKS, nevidim problem v tom aby tato nadrz mela navic jeste nejaka primitivni kridla. K prekroceni rychlosti zvuku by stejne dochazelo az ve velkych vyskach, a navrat by ta konstrukce rozhodne vydrzet nemusela. Ovsem je to jen takove rejpnuti, me by se takova koncepce moc nelibila.

Co se tyce zkapalnovani, tak ta studie kterou jsem cetl pocitala s tim, ze k predbeznemu stlaceni vzduchu by se pouzily kompresory proudovych motoru, a kyslik od dusiku by se pak oddelvoal v nejake odstredivce... Taky by asi neslo o 100 tun kysliku za 4h letu - ta studie nebyl MAKS2, ale proste raketovy stupen vypousteny z bezneho dopravniho letadla. Asi by ale mel vetsi nosnost, nez treba koncepce Pegasus od Orbital Science (tusim). Asi by to ale nebylo tak ucinne jako zkapalnovani pri Mach 6, to je pravda. Ono pri tech velkych rychlostech skutecne asi jen nejak chytre zakrivite trubku a mate z toho ramjet, zakrivite ji trohu jinak a mate z toho zkaplnovac kysliku... problem je z jakych materialu to postavit.



Aleš Holub - 24/7/2003 - 13:35

MEK příspěvek #4766

Futuristické předpovědi, které po čase porovnáme s realitou. Ano, to beru :-)
Takže moje představa (dnes nepoužívaných systémů) z hlediska výhodnosti:
1) SSTO hypersonik s vícefunkčními motory (proudové, ramjet, scramjet, raketové)[alias Fénix :-)]
- vodorovný start a vše, co odstartuje se vrátí na Zemi v jednom kuse (bez paliva)
- ze startovací hmotnosti 100 tun se 30 tun dostane na LEO a z toho je 10 tun náklad
- jednotková cena pod 200 USD/kg
2) Hypersonik (200 tun) + VentureStar (malý, 100 tun)
- vodorovný start a vše, co odstartuje se vrátí na Zemi ve dvou kusech (bez paliva)
- ze startovací hmotnosti 300 tun se 30 tun dostane na LEO a z toho je 10 tun náklad
- jednotková cena pod 300 USD/kg
3) TSTO VentureStar (zmenšený, 200 tun první stupeň LOX/RP, 250 tun druhý stupeň LOX/LH2)
- svislý start, první stupeň je klasický, jednorázově (nebo i vícenásobně) použitelný, druhý stupeň se vrací na Zemi
- ze startovací hmotnosti 450 tun se 40 tun dostane na LEO a z toho je 10 tun náklad (v nákladní verzi nosnost až 20 tun)
- jednotková cena pod 1000 USD/kg
4) Proudový letoun + MAKS nebo VentureStar (střední, 250 tun)
- vodorovný start vše, co odstartuje se vrátí na Zemi ve dvou kusech (bez paliva)
- ze startovací hmotnosti 600 tun se 40 tun dostane na LEO a z toho je 7 tun náklad
- jednotková cena pod 1000 USD/kg

Reálné pořadí odhaduji na 3)[2020] a 1)[2050] s tím, že 4) a 2) se nikdy nerealizují (budou přeskočeny).

P.S.: Uvědomil jsem si, že něco jako 3) TSTO (dvojstupňový) VentureStar, jsme tu ještě pořádně neprodiskutovali a nezkritizovali, proto na tuto variantu speciálně upozorňuji (něco takového měl i Boeing ve svých prvních návrzích v rámci SLI)


Josef Pinkas - 25/7/2003 - 02:52

MEK příspěvek #4777

Bohužel, časově je předpověď pana Aleše příliš pesimistická. Jestli to tak bude, už si zřejmě předpovědi s realitou neporovnám.


Josef Pinkas - 25/7/2003 - 09:47

MEK příspěvek #4781

Vracím se k námětu pana Holuba - TSTO (dvojstupňový) VentureStar. Domnívám se, že je to jediný rozumně realisovatelný způsob VentureStar , kromě jeho vypouštění z podzvukových, nebo třeba hypersonických nosičů. Od počátku jsem byl velmi skeptický k vyvíjenému X33 nebo VentureStar z těchto důvodů:

Do výše 10-20 km je třeba vynaložit značnou část energie potřebnou pro dosažení orbitu. Zvedáme a urychlujeme největší objemy paliva, největší nádrže, pomocí nejvýkonnějších a nejtěžších motorů. Je naprosto neekonomické, abychom odpovídající objem prázdných nádrží a těžké motory dále urychlovali na první kosmickou rychlost a pak je zase vraceli na Zem, když je můžeme vrátit již z výšky 10, 20, nebo 50 km v prvém stupni z relativně malé rychlosti. Tento prvý stupeň může pracovat buďto na atmosférický kyslík jako letadlo, nebo jako LOX/RP raketový stupeň. Je třeba si uvědomit, že obrovské nádrže klasického VentureStar (zvlášť při použití LOX/LH2) mohou být vyrobeny pro start relativně lehké ale pro návrat musí být obloženy tepelnou ochranou a dlaždicemi a jejich konstrukce podstatně zesílena, nebo musí být další ochranný obal kolem nich. Při sestupu je totiž obal vystaven nejen velkému tepelnému namáhání ale i obrovskému tlak při brždění atmosférou Toto potřebné zesílení neúměrně snižuje konstrukční číslo systému a tedy i jeho nosnost. Z toho důvodu se domnívám, že princip klasického VentureStar těžko kdy bude použit pro obousměrný let, neboť i kdyby to někdy bylo realisovatelné, je to neekonomické. Pouze dvoustupňové řešení je technicky i ekonomicky rálné.

Něco jiného je jednosměrný VentureStar bez návratu. Téměř stejný systém tu již dávno byl - raketa Atlas A, která vynesla prvého amerického kosmonauta na oběžnou dráhu. Její koncepce byla něco mezi jednostupňovou a 1 ½ stupňovou raketou – odhazovala jen dva postranní motory na KPH, ale žádnou nádrž. Jelikož měla LOX/RP motory, je jasné, že při použití LOX/LH2 nebo třísložkových motorů je takový jednosměrný VentureStar v současnosti reálný. Centrální stupeň Delta 4 by určitě dovedl dopravit na LEO nějakou hmotu i bez postranních boosterů.

Co soudí o koncepci VentureStar NASA, Mr. Arthur Stephenson, director of NASA's Marshall Space Flight Center in Huntsville, Alabama:
"What we're hearing from industry and our own evaluation is that we believe a single-stage-to-orbit vehicle for a second-generation vehicle [a follow-on to the space shuttle] is not viable at this time. We are focusing on multi-stage, beginning with a two-stage vehicle



Josef Pinkas - 15/8/2003 - 15:37

MEK příspěvek #4923

Vracím se ještě k projektu MAKS. Ve spolupráci NPO Molnia a ukrajinského ANTK Antonov byly rozpracovány studie těchto základních variant dvoustupňového systému (všechny údaje platí pro LEO se sklonem dráhy 51deg. ):

MAKS-OS: Nosič AN 225, nevratný ET: Základní pilotovaná verse : 2 lidi posádky + 8,3 tun užitečného nákladu v hermetisovaném nákladním prostoru délky 6,8 m a průměru 2,6 m

MAKS-TTO-1: Nosič AN 225, nevratný ET: Transportně-technická pilotovaná varianta vybavená stykovým mechanismem a kabinou v nákladním prostoru pro další 4 členy posádky (celkem 6 lidí).

MAKS-TTO-2: Nosič AN 225, nevratný ET: Transportně-technická pilotovaná verse vybavená přídavnou nehermetizovanou schránkou pro náklad větších rozměrů, hmotnosti 8,3 tuny

MAKS-T: Nosič AN 225, nevratný celý druhý stupeň: Nákladní verse s užitečnou nosností až 18 tun ve schránce délky 13m a průměru 5m.

MAKS-M: Nosič AN 225, celý systém plně návrtaný, včetně integrovaného ET.2 lidé posádky + 5,5 tun nákladu.

Kromě toho Molnia rozpracovala podobné verse MAKS s použitím mnohem silnějšího nosiče MOLNIYA 1000 HERACLES. Jde o dvoutrupové transportní letadlo s užitečným nákladem zavěšeným pod centroplánem mezi oběma trupy:
Max. rozměry nákladu (dxšxv): 60x 11x 9,4 m
Max. užitečný náklad: 450 tun
Max. vzletová hmotnost: 900 tun.
Tah motorů: 6x 40.000 kg
Předpokládaná výroba je v leteckých závodech Uljanovska nebo Voroněže.

S použitím tohoto nosiče mají verse MAKS dosahovat těchto užitečných nosností :
MAKS OS: 13 tun, MAKS T: 28 tun, MAKS M: 8 tun.
Velkou výhodou takového středového zavěšení nákladu je nejen větší nosnost letadla daná jeho konstrukcí ale také to, že při odpojení Orbiteru letadlo nemusí jít do negativního úhlu, jako je tomu při nesení Orbiteru na zádech ale k odpojení může dojít při stoupavém úhlu, kdy je předána větší rychlost i výhodnější úhel startu. Tento projekt je samozřejmě hudba budoucnosti.

Jelikož jde o finančně a technologicky náročné záležitosti, byla již v letech 1993-1994 ve spolupraci NPO MOLNIYA , British Aerospace, ANTK Antonov a TCAGI za finanční asistence ESA vypracována studie demonstrační verse projektu MAKS (RADEM). Z ní se vychází při modernisované versi demonstrátoru MAKS-D a rovněž samozřejmě z dřívějších rozsáhlých prací na versi MAKS-OS. Experimentální MAKS-D (druhý stupeň) má mít vzletovou váhu 62,3 tun, přistávací váhu 12,8 tun. Bude mít jen jeden LOX/RP motor. Všechny systémy však mají být unifikovány s budoucím MAKS-OS. Bude odzkoušen jednak v suborbitálním letu při startu z letadla ale také mají být prověřeny všechny operace a technologické otázky při automatickém orbitálním letu s automatickým přistáním. V tomto případě však bude Orbiter s ET startovat s pomocí raketového prvého stupně, nikoliv z letadla. Bohužel je velmi málo údajů o tom, jak práce na MAKS-D pokračují.



Tom - 16/8/2003 - 01:20

MEK příspěvek #4930

Dekuji vam za moc uchvatne napady,clovek je tvor tvorivi,ale prosim,nechtel sem mluvit o soucasnych napadech ale o myslenkach JAK BY T SLO-Jsem mozna snilek ale verim ze jednou to bude jako ve star trecku a...Vesmir je nase zrozeni


Bender - 16/8/2003 - 08:05

MEK příspěvek #4931 - reakce na příspěvek #4923

Podla NPO Molnyja je treba na dokoncenie projektu cca 6 milard dolarov a cas za ktory sa to da realizovat je 6 rokov, bohuzial ruska vlada na toto nema peniaze (Rozpocet RKA je radovo stoky mil $)


Josef Pinkas - 17/8/2003 - 10:03

MEK příspěvek #4934

# 4710: K příspěvku p. Holuba z 18/07/03 (přečetl jsem si ho až dnes): .... vhodnou trajektorií vzletu lze dosáhnout toho, že raketa není vůbec vyosena ze směru letu a vektor tahu (zrychlení) vždy (téměř) přesně odpovídá vektoru okamžité rychlosti (a aerodynamický odpor je tedy přesně v podélné ose rakety). Přinejmenším v prvních několika stovkách sekund letu .....

Domnívám se, že pouze ve fázi kolmého startu osa rakety odpovídá směru dráhy. Jakmile se začne osa rakety odklánět od kolmého směru, můžeme si u šikmo letící rakety nakreslit jednoduchý vektorový rovnoběžník. V těžišti rakety působí gravitační síla kolmo k Zemi se zrychlením G. V ose rakety působí tah motorů se zrychlením řekněme 3G. Složením těchto dvou vektorů dostaneme výsledný vektor síly a tedy i dráhy letu, který nemůže souhlasit s osou rakety, osa rakety je odkloněna “nahorů” . Nelze najít žádnou dráhu, kde by to neplatilo, pokud jsme v gravitačním poli. Odklon osy rakety od tečny dráhy je tím menší, čím větší je zrychlení rakety a čím strměji raketa letí. Proto v husté atmosféře létají klasické rakety velmi strmou dráhou. Znamená to, že u rakety letící pod úhlem má tah motorů působící v ose rakety svislou složku, která kompensuje gravitační přitažlivost (pád rakety k Zemi) a složku ve směru tečny dráhy, která urychluje raketu na dráze. Složka tahu, která urychluje raketu ve směru tečny dráhy je samozřejmě vždy menší, než tah motorů. Jak jsem již psal, u STS je toto vyosení částečně kompensováno tím, že po odpojení SRB nesměřuje tah motoru v ose systému ale do těžiště ET-Orbiter. Vektorový diagram je stejný, jen podélná osa soustavy je mírně skloněná dolů, blíže ke směru letu. Kvůli bočnímu tahu SSME, který svírá úhel s tahem SRB však STS používá po startu plošší dráhu a tedy delší dobu letí v hustších vrstvách atmosféry , což celkově zvětšuje aerod. ztráty. I boční uspořádání má samo o sobě větší aerodynamický odpor než osové.
Pokud se v těchto věcech mýlím, rád bych rovněž věděl kde. Nikdo není neomylný.

Toto vyosení šikmo stoupajících raket je velmi dobře vidět na př. při jejich startu z ponorek, nebo při prakticky svislém startu výkonných protiletadlových raket jako Patriot. Rakety brzy po startu nabírají horizontální složku rychlosti, ale zpočátku než získají velké zrychlení letí vztyčené jako kobry a teprve postupně se jejich osa stáčí do směru letu. Tyto rakety však mají mnohonásobně větší zrychlení než rakety s posádkou, tedy odklon osy od směru letu je brzy neznatelný.

Teoretická možnost, kterou uváděl pan Holub – dosažení kolmým letem rychlosti takové, že by pak raketa setrvačností doletěla do orbitu (200 km) a po dosažení této svislé rychlosti by raketa začala urychlení jen v horizontálním směru by asi byla realisovatelná. Po dosažení této vertikální rychlosti (nad hustými vrstvami atmosféry) by se pak osa rakety musela otočit vodorovně a přesto by setrvačností raketa stále stoupala . Při dostatečném horizontálním zrychlení by mezitím mohla dosáhnout orbitální rychlosti. Přesto však kompensace gravitační síly pomocí motorů zůstává po dobu svislého tahu a osa rakety v průběhu setrvačného stoupání by měla značný sklon (tentokrát negativní) k tečně dráhy. Je to jen teoretická možnost, nepoužívá se, neboť je energeticky náročnější než klasický profil dráhy.

Rovněž jako pan Holub nepovažuji za jednoduché dosažení orbitální rychlosti , pokud “nějak” zvedneme raketu do výšky 200 km a pak bude snadné ji dát potřebnou rychlost (jak uváděl p. Ra Str). Raketa tam nebude viset na laně, musíme jí držet v této výšce motory po celou dobu horizontálního urychlování. Byl by to stejný případ, jako jsem uváděl teoretickou oběžnou dráhu v několika málo metrech nad hladkou Zeměkoulí bez atmosféry.

Ke “gravitačním ztrátám” : Pro dosažení orbitální rychlosti je důležitá jen horizontální složka rychlosti rakety. Vše ostatní je možno zahrnout do pojmu “gravitačních ztrát” , tak jak je definuje pan Holub, to je energii na dosažení výšky oběžné dráhy a energii na kompensaci gravitačního pádu po celou dobu než je dosaženo oběžné rychlosti.
Na př. u STS : Hmota nosného systému (bez Orbiteru) je 1.930.000 kg. V okamžiku oddělení SRB v T+ 120 sec je STS ve výši 45 km, horizontální složku rychlosti odhaduji na cca 1500 m/s (nenašel jsem přesně, snad někdo může upřesnit) . STS však již v tomto okamžiku spotřeboval hmotu dvou SRB (celkem 1.180.000 kg ) + cca 200.000 kg paliva externího tanku, tedy celkem 1.380.000 tun hmoty nosného systému, to je 71% . Chybějících 77% potřebné výšky a cca 80 % horizontální rychlosti musí zajistit zbývajících 29% hmoty STS , na horizontální rychlost připadne jen část z této hmoty. Pan RaStr má zcela zřejmě pravdu v tom, že na překonání “gravitačních ztrát” je třeba vice hmoty a tedy energie, než na dosažení horizontální oběžné rychlosti konečného objektu. Pokud ovšem energii posuzujeme podle hmoty paliva a potřebné hmoty motorů a nádrží. Zajímalo by mně, v čem spočívá rozdíl reality proti úvahám pana Holuba, který uvádí, že podíl “gravitačních ztrát” vyžaduje jen zdvojnásobení startovací hmoty oproti dosažení čistě horizontální rychlosti bez vlivu gravitace .

Ve svém minulém příspěvku jsem mluvil o “překonání gravitace”, což je jiný pojem než “gravitační zrtáty” tak jak je definuje pan Holub a k tomu je třeba celá energie rakety. Raketa ovšem stále je v gravitačním poli ale ze známých důvodů nespadne.

Co se týče MAKS, skutečně jsem eventualní prvý raketový stupeň jen nepřesně odhadl, omlouvám se. Při výpočtu vychází zhruba údaj, který uvádí pan Holub. Přesto považuji využití letadla z mnoha důvodů lepší, než raketový prvý stupeň a tedy MAKS výhodnější, než OSP. MAKS ztrácí jen jeden tank, kdežto OSP nesený Delta 4 Heavy ztrácí tři velké tanky a tři motory (pokud nebude nosič návatný)



Antonín Vítek - 17/8/2003 - 15:08

MEK příspěvek #4935

Cituji p. Pinkase:

"V ose rakety působí tah motorů se zrychlením řekněme 3G. Složením těchto dvou vektorů dostaneme výsledný vektor síly a tedy i dráhy letu, který nemůže souhlasit s osou rakety, osa rakety je odkloněna “nahorů”"

V této větě je použito trochu vágního termínu "dráhy letu". Pokud se tím rozumí okamžitý "směr letu", pak exaktně řečeno se tím rozumí tečně ke křivce popisující dráhu letu, což je právě směr vektoru okamžité rychlosti pohybu. Už v tomto okamžiku musíme rozlišovat, o jako se jedná vzažn ou soustavu, ve které dráhu popisujeme. Z hlediska kinematického by se mělo jednat o inerciální vztažnou soustavu, ale z hlediska aerodynamického se musí jednat o soustavu rotující se Zemí (zanedbáme-li náhodný pohyb okolní atmosféry, tj. vítr).

V každém případě však pokud se dráha zakřívuje, což je běžný stav v průběhu vzletu jakéhokoliv kosmického nosiče, NESOUHLASÍ NIKDY SMĚR VEKTORU ZRYCHLENÍ SE SMĚREM VEKTORU OKAMŽITÉ RYCHLOSTI. Sohlasím však s tvrzením, že po většinu doby navádění na dráhu je nutná částečná kompenzace gravitačního zrychlení (způsobujícího "padání" rakety dolů). Tato kompanzace však - s výjimkou počátečního svislého úseku dráhy - není prakticky nikdy stoprocentní; kdyby byla, nikdy by nedocházelo k onomu zakřivování dráhy od vertikálního do prakticky horizontálního směru.

Další nepřesností je tvrzení o tom, že vždy je směr vektoru tahu shodný s osou rakety. Ve skutečnosti (v prostředí bez aerodynamického odporu) musí vektor tahu motorů procházet těžištěm rakety, které nemusí ležet v ose rakety. U některých systémů jako STS, Buran a nosič Energija tomu tak z konstrukčních důvodů být nemůže. V těchto případech pak během letu v atmosféře ještě hrají roli aerodynamické síly, jejichž působiště (aerodynamické těžiště) se neshoduje s těžištěm hmotnostním. Směr vektoru tahu je pak nutno volit tak, aby výslednbý krouticí moment byl nulový, tj. aby se raketa nedostala do rotace.

Co se týče rychlosti při oddělování SRB, tak připoljuji tabulku z Press kitu pro STS-1:

SPACE SHUTTLE LAUNCH EVENTS





































































































Event


Time


(mm:ss)


Alt


(km)


Alt


(mi)


Rel Vel


(km/hr)


Rel Vel


(mph)


Range


(km)


Range


(mi)


SSME


- 00:03.46


0


0


0


0


0


0


SSMEs at 90 percent thrust


+00:00.24


0


0


0


0


0


0


SRB ignition/holddown bolts triggered


+00:02.64


0


0


0


0


0


0


LIFTOFF (see note)


+00:00.00


0


0


0


0


0


0


Clear tower


+00:06


106 a


347 b


120


75


0


0


Begin pitchover


+00:08


137 a


400 b


123


77


0


0


SRB separation


+02:12


49.7


30.8


4,625


2,891


48


30


Main engine cutoff


+08:32


118.5


73.6


26,715


16,697


1,363


852


External tank jettisoned


+08:51


118.7


74.2


26,710


16,694


1,472


920




NOTE: Clock for Mission Elapsed Time reverts to 0 at liftoff. (a = Meters; b = Feet)


FLIGHT PROFILE



(Snad se to zborazí jako tabulka)

Relativní rychlost (tedy v rotujících souřadnicích) je 1285 m/s; protože czdálenost od místa startu je menší než výška, ale ne o mnoho, z toho by se dalo usoudit, že úhel, který vektor rychlosti svírá s horizontání rovinou nebude menší, než 45 stupňů, ale ani o mnoho větší. Tedy horizontální složka rychlosti by neměla být větší než cca. 900 m/s.





Josef Pinkas - 17/8/2003 - 17:51

MEK příspěvek #4936

Děkuji panu Vítkovi za hodnotné připomínky. Ve svém příspěvku jsem nechtěl rozpytvávat i aerodynamické síly, neboť by to neúměrně prodloužilo jeho rozsah. O specifice systémů jako STS nebo Buran , kde těžiště neleží v ose sytému jsem se již několikrát zmínil, opět pro zjednoduěení bez rozboru aerodynamických sil. Rovněž jsem předtím již psal, že potřeba kompensace gravitačního pádu se snižuje se vzrůstající horizontální rychlosti a je nulová v okamžiku dosažení orbitální rychlosti, což je dáno zakřivením Země a tedy i dráhy letu. Nic jsem tedy nezjednodušoval, pokud si někdo přečte i můj předchozí příspěvek #4703, pouze jsem nechtěl všechno znovu opakovat. Jako směr dráhy letu jsem samozřejmě vždy myslel a také několikrát uváděl tečnu k treaktorii. Celá diskuse se týkala v podstatě jen letu v hustších vrstvách atmosféry, kdy má odklon osy rakety od tečny dráhy letu nějaký aerodynamický vliv. V tom případě je také inerciální vztažná soustava velice blízká k soustavě spojené s rotující Zemí. Ve vyšších výškách tento odklon nepředstavuje přídavné aerodynamické ztráty a tedy nevytváří žádný problém, který je nutno rozebírat.
Hlavně však však panu Vítkovi děkuji za uveřejněnou velice hodnotnou tabulku rychlostí v okamžiku oddělení SRB. Z ní vyplývá, že můj odhad horizontální rychlosti byl ještě značně nadsazený a dosažená horizontální rychlost u STS po „spotřebování“ 70% hmoty nosného systému je pouze cca 900 m/s , tedy necelých 12% potřebné orbitální rychlosti! To ještě více zdůrazňuje, že hlavní hmoty a tedy i energie jsou spotřebovány krátce po startu, zhruba do výše 40 km a ne na dosažení orbitální rychlosti.


Antonín Vítek - 17/8/2003 - 21:13

MEK příspěvek #4937

Díky za pochvalu.
Nicméně - je omylem a to velmi zásadním, ztotožňovat v úvodní části letu inerciální a relativní souřadnou soustavu. Tam je naopak relativní rozdíl největší. Je si třeba uvědomit, že INERCIÁLNÍ soustava je nehybná vůči hvězdám, zetímco to, co nazývají Američani RELATIVNÍ, je soustava svázaná s rotující Zemí. Zatímco v okamžiku T=0 je RELAYTIVNÍ rychlost rovna nule, v INERCIÁLNÍ musíme přičíst lokálníé rychlost rotace Země, což na Cape Canaveral např. dělá asi 400 m/s!

Pro ilustraci dávám ještě dvě tabulky, z letů STS-49 a STS-26.
V první tabulce jsou uváděny relativní rychlosti, v druhé inerciální (všechno je to v těch zatracených FPS, tedy stopách za sekundu):

STS-49 TRAJECTORY SEQUENCE OF EVENTS

EVENT MET VELOCITY MACH ALTITUDE
(d:h:m:s) (fps) (ft)
Launch 00/00:00:00
Begin Roll Maneuver 00/00:00:10 185 .16 782
End Roll Maneuver 00/00:00:15 319 .28 2,720
SSME Throttle to 89% 00/00:00:20 447 .40 3,980
SSME Throttle to 67% 00/00:00:32 742 .67 10,301
SSME Throttle to 104% 00/00:00:59 1,325 1.28 33,760
Maximum Dyn. Pressure 00/00:01:02 1,445 1.43 38,079
SRB Separation 00/00:02:05 4,151 3.81 154,985
MECO 00/00:08:30 24,542 22.61 364,738
Zero Thrust 00/00:08:36 24,541 N/A 363,652
ETSeparation 00/00:08:48
OMS-2 Burn 00/00:39:58
Apogee, Perigee at MECO: 179 x 32 nautical miles
Apogee, Perigee post-OMS 2: 183 x 95 nautical miles


STS-26 TRAJECTORY SEQUENCE OF EVENTS
-------------------------------------------------------------------------
EVENT MET INERTIAL
(d:h:m:s) VELOCITY
(fps)
-------------------------------------------------------------------------

Launch 00:00:00:00
Begin roll maneuver 00:00:00:07 1,346
End roll maneuver 00:00:00:14 1,418
Begin SSME throttle down to 65% 00:00:00:27 1,728
Begin SSME throttle up to 104% 00:00:00:59 2,404
Maximum dynamic pressure (Max Q) 00:00:01:04 2,551
SRB staging 00:00:02:04 5,326
Negative return 00:00:04:04 8,275
Main engine cutoff (MECO)* 00:00:08:31 25,783
Zero thrust 00:00:08:38 25,871


* Apogee, perigee at MECO: 156 x 35 nautical miles
** Direct insertion ascent: no OMS 1 required
Apogee, perigee post-OMS 2: 161 x 160 nm

Všimněte si, že rychlosti pro okamžik Begin Roll Maneuver (to je pořád vertikální část vzletu) se liší o 1346 - 185 fps = 1161 fps = 359 m/s
tedy v hrubém souladu s rychlostí rotace Země v nulové výši nad kulovou Zemí (nechtělo se mi počítat elipsoid), tj. 405 m/s pro zeměpisnou šířku 28.5 stupně.

Bohužel v těchto případech neuvádí publikované zdroje (Press Kity) v prvním případě horizontální vzálenost od startu, v druhém případě ani výšku nad Zemí.


Josef Pinkas - 18/8/2003 - 03:15

MEK příspěvek #4940

S inerciální sosustavou má samozřejmě pan Vítek pravdu. Rovněž dobře vím, že rotace Země uděluje objektu přídavnou rychlost. Je to však diskuse na poněkud jiné téma. Jako při letu letadla je vzdálenost a rychlost vztahována k souřadné soustavě Země a nikoliv hvězd, také jsem automaticky uvažoval pro počáteční vzlet rakety soustavu spojenou s otáčející se Zemí. Navíc zde šlo o úhly a ne rychlosti a vzdálenosti a tyto úhly byly vztaženy k ose rakety a tečně vzestupné dráhy, jejíž průběh je vztahován a téměř vždy zobrazován vzhledem k Zemi. Zásadní otázka o kterou šla řeč byla, zda tento úhel osy rakety (klasické) od tečny dráhy v půběhu odklánějící se vzestupné dráhy je vždy řádově desetiny úhlového stupně nebo může být až desítky stupňů, podle velikosti zrychlení. Tato otázka pramálo závisí na hvězdách.


Josef Pinkas - 20/8/2003 - 02:50

MEK příspěvek #4950

Ještě k INERCIÁLNÍ souřadné soustavě ( # 4935):
Jev úhlového odklonu osy rakety (obecně směru vektoru tahu motorů do těžiště) od tečny dráhy, má praktický vliv na aerodynamický odpor zhruba jen do 50-70 km výšky. Dle mého názoru tento jev nezávisí na souřadné soustavě. Mluvit o pojmu inerciální nebo relativní soustavy v tomto případě je poněkud irelevantní, neboť úhel zůstává úhlem (stejným), ať ho posuzujeme z geocentrické, heliocentrické, hvězdné nebo jiné souřadné soustavy, pokud tam ovšem někdo pro zpestření nezanese další jevy jako třeba ohyb paprsků v gravitačním poli nebo dokonce zakřivení vesmíru. Navíc nevím, jestli je vůbec pojem Inerciální souřadná soustava zde správně použit. Za doby mých studií znamenal pojem inerciální soustava jakoukoliv souřadnou soustavu, kde platí zákony Newtonovy klasické mechaniky, především zákon o rovnoměrném, přímočarém a setrvačném pohybu, ne tedy výslovně pevnou soustavu spojenou s postavením hvězd. Může to být i klasická Einšteinova zdviž padající ve vzduchoprázdnu, na níž vysvětloval svou teorii relativity. Let rakety lze popisovat v relativní soustavě i v souřadnicích vztažených k postavení hvězd ale nelze říci, že raketa letí v inerciálním prostředí. V inerciální soustavě by vesmírný objekt nelétal po vypnutí motorů na LEO po kruhové dráze, ale letěl by setrvačností rovnoměrnou přímočarou rychlostí do nekonečna. Odtud je i název inerciální soustavy.


Antonín Vítek - 20/8/2003 - 12:54

MEK příspěvek #4951

Pane Pinkasi,
trochu pletete dohromady pojem inerciální souřadní (nebo správněji vztažná) soustava a pohyb v gravitačním polui. To zda-li se tělese pohybuje v nejakém gravitačním poli a jeho pohyb je vlivem gravitačních sil po křívce, nemá nic společného s tím, zda-li tento pohyb popíši v nějaké souřadné soustavě. Podstatné je jen to, že kinematické rovnice, tento pohyb popisující (nebo i jiný pohyb) budou mít jiný tvar a to je podstatné.
Nicméně si troufám tvrdit, že při vhodném programování průběhu náklonu osy osově souměrné rakety (aby nedocházelo k nedorozumění, náklon definuji jako úhel, který svírá osa rakety s lokální horizontání rovinou) v průběhu vzletu mnohu dodržovat nulový úhel náběhu (úhel, který svírá podélná osa rakety s vektorem okamžité rychlosti) a přece se dostanu na oběžnou dráhu.





Josef Pinkas - 20/8/2003 - 18:35

MEK příspěvek #4952

k #4951
Vážený pane Vítek,

děkuji za odpověď. Pokud jde o souřadnou (vztažnou) soustavu v které popisuji let objektu v gravitačním poli, to je přece naprosto jasné, tyto věci si vůbec nepletu. Mně šlo jen o to, zda je správné soustavu vztaženou k postavení hvězd obecně nazývat inerciální soustava, neboť inerciální soustava měla jinou, specialni definici. Skutečností je ale, že je úplně jedno, jak soustavě spojené s polohou hvězd říkáme, hlavně že víme, o co jde, takže nemá význam to dále rozebírat.

Váš názor v druhém odstavci je velmi zajímavý a je podobný názoru pana Holuba. Je mně naprosto jasné, co máte na mysli a je to právě to, co naopak já se domnívám, že nelze dosáhnout u objektu, který nevyužívá vztlaku a musí ho nahradit reaktivní silou. Hrozně rád bych se dopídil pravdy i s Vaší pomocí. Pokuste se mi vyvrátit tento příklad:
Budu uvažovat pro zjednodušeni jen symetrickou raketu s težištěm v podélné ose a z působících sil jen hlavni sily, to je tah motoru v podélné ose rakety a gravitaci v těžišti působící kolmo k Zemi. Déle samozřejmě že je raketa řiditelná, tedy mohu zvolit náklon osy k lokální horizontální rovině.
Řekněme, že je krátce po staru , zrychlení 3G a náklon v daném okamžiku nastavím na 60o. Když si udělám vektorovou výslednici těchto dvouch sil, dostanu výsledný směr zrychlení a tedy i okamžité rychlosti, který při žádném náklonu nemůže souhlasit s osou rakety. To by musela být gravitace nulová a tedy by nebylo nutno kompensovat pád rakety k Zemi svislou složkou tahu motorů. Jestliže gravitační pád musím kompensovat a o tom snad není sporu, nemůže osa rakety opovídat tečně dráhy, jen v případě nekonečného zrychlení. Tento úhel může být nulový jen v etapě kolmého startu a pak až na samém konci vyvedení na oběžnou dráhu, kdy potřeba kompensace klesá na nulu vzhledem k tomu, že pád objektu k Zemi je přesně kompensován odklonem zemského povrchu.

Představte si jiný příklad: Máte u rovného břehu rybníka dlouhou loďku. Na konci loďky pevný lodní motor , který jí tlačí přesně v ose. Kamarád sedí u kormidla a zajišťuje, aby loďka udržovala nějaký čas směr osy skloněný od břehu 60o. V těžišti loďky je přivázán lehký dlouhý rybářský vlasec. Vy stojite na břehu s navijákem tohoto vlasce, který má speciální brzdu odvíjení nastavenou na sílu zhruba třetinovou tlaku motoru loďky. Jak loďka odplouvá a zrychluje , naviják uvolňuje strunu a vy jdete vodorovně po břehu tak, aby vždy struna svírala s osou loďky úhel 30o, to je osa loďky svírala s břehem úhel 60o . Tím imitujete gravitaci. Loďka nepopluje směrem své osy jako v případě, kdybyste jí nebrzdil vlascem, ale bude se sunout pod menším úhlem vůči břehu, přičemž osa loďky bude stále 60o ke břehu. Když budete při stejném poměru tahu motoru a tahu vlasce na př. 3:1 snižovat kormidlem naklon loďky vůči břehu, při určitém úhlu náklonu již loďka popluje vodorovně se břehem a přesto její osa nebude vodorovně. Kdyby byla osa loďky vodorovně, pak váš naviják jí postupně přitáhne ke břehu, pokud bude umět také automaticky přepnout na navíjení se stejnou silou. Čím větší bude síla motoru loďky vůči síle vlasce, tím menší bude mít vlasec vliv a tím menší bude úhel mezi osou loďky a tečnou dráhy loďky. Závisí tedy na zrychlení. V tomto pokusu však značně vadí odpor vody, který brzdí zrychlování loďky i mění trochu úhly, je to jen pro názornost.

Pane Vítek, jestli myslíte, že se v tomto mýlím, rád se poučím, ale musíte mně jasně technicky vyvrátit oba tyto příklady.


Antonín Vítek - 20/8/2003 - 20:20

MEK příspěvek #4953

Už by si to vyžadovalo zvláštní diskusní řadu, což právě udělám


J.Jakubse - 27/12/2008 - 17:00

Pojdme se zamyslet nad myslenkou dopravy nakladu na obeznou drahu delem (elmag., ci na jinym principu). Je to jiz hodne stara myslenka a myslim si, ze je nejbliz realizaci ze vsech technologii, co zde byly popisovany.

Je pro to mnoho duvodu, uvedu zde zatim miniaturizaci, jakmile budou druzice miniaturnich (schvalne nepisu jakych) rozmeru, pak zvladnou mnohem lip prulet vysokou rychlosti hustyma vrstvama atmosfery.

Ale proc to sem pisu: napadlo me, jak by mohla v blizkym budoucnu tomuto odvetvi pomoct nejaka advanced technologie. Co tahkle odstineni atmosfery (alespon na prvnich 10 - 20 km letu projektilu, napriklad nejakym paprskem, nebo predstrelou...

Co si o tom myslite?


pav_david - 27/12/2008 - 18:20

quote:
Pojdme se zamyslet nad myslenkou dopravy nakladu na obeznou drahu delem (elmag., ci na jinym principu). Je to jiz hodne stara myslenka a myslim si, ze je nejbliz realizaci ze vsech technologii, co zde byly popisovany.

Je pro to mnoho duvodu, uvedu zde zatim miniaturizaci, jakmile budou druzice miniaturnich (schvalne nepisu jakych) rozmeru, pak zvladnou mnohem lip prulet vysokou rychlosti hustyma vrstvama atmosfery.

Ale proc to sem pisu: napadlo me, jak by mohla v blizkym budoucnu tomuto odvetvi pomoct nejaka advanced technologie. Co tahkle odstineni atmosfery (alespon na prvnich 10 - 20 km letu projektilu, napriklad nejakym paprskem, nebo predstrelou...

Co si o tom myslite?


co třeba kosmodrom ve vyšší nadmořské výšce ?

myslím že 7000 metrů nad mořem a výše je asi nereálné, ale kolik pohonných hmot, nebo obecně energie by ušetřilo třeba 5000 metrů nad mořem ?


pav_david - 27/12/2008 - 18:40

quote:
quote:
Pojdme se zamyslet nad myslenkou dopravy nakladu na obeznou drahu delem (elmag., ci na jinym principu). Je to jiz hodne stara myslenka a myslim si, ze je nejbliz realizaci ze vsech technologii, co zde byly popisovany.

Je pro to mnoho duvodu, uvedu zde zatim miniaturizaci, jakmile budou druzice miniaturnich (schvalne nepisu jakych) rozmeru, pak zvladnou mnohem lip prulet vysokou rychlosti hustyma vrstvama atmosfery.

Ale proc to sem pisu: napadlo me, jak by mohla v blizkym budoucnu tomuto odvetvi pomoct nejaka advanced technologie. Co tahkle odstineni atmosfery (alespon na prvnich 10 - 20 km letu projektilu, napriklad nejakym paprskem, nebo predstrelou...

Co si o tom myslite?


co třeba kosmodrom ve vyšší nadmořské výšce ?

myslím že 7000 metrů nad mořem a výše je asi nereálné, ale kolik pohonných hmot, nebo obecně energie by ušetřilo třeba 5000 metrů nad mořem ?


po chvilce hledání na google earth jsem našel místo v Jižní Americe ve státě Ekvádor poblíž města "Quito" nadmořská výška tam je cca 4500 metrů nad mořem. Leží to téměř na rovníku.

zcela opomijím politickou situaci v Ekvádoru, jednak to nevím, a jednak mě to stejně jako ekonomcké souvislosti nezajímá, já jen přemýšlím o technických možnostech případné realizace

napadá mě buď kosmické dělo, tak jak se jej možná snažil sestavit Sadám, nebo klasický kosmodrom.


Vlado! - 27/12/2008 - 19:13

quote:
co třeba kosmodrom ve vyšší nadmořské výšce ?

myslím že 7000 metrů nad mořem a výše je asi nereálné, ale kolik pohonných hmot, nebo obecně energie by ušetřilo třeba 5000 metrů nad mořem ?

Uvědomte si že není cílem kosmonautiky dosáhnout co nejrychleji potenciální energii ale dosáhnou kinetickou energii (rychlost 7,9km/s) při co nejmenších nákladech. Při malých výškách (v husté atmosféře)se mužem flákat a pak je třeba do toho šlápnout.
Řešením by bylo výtah nebo nájezdová rampa(zubatka a lineární magnet) na pohoří Himaláj nebo na Kilimanjáro nebo na Chiborázo (6310) A JE TO.


Adolf - 27/12/2008 - 19:46

Před časem tu byla diskuse o různých těch jiných možnostech pohonů počínaje vynášením nákladů na orbitu dělem, vystřelování raket z obřích letounů ve velkých výškách, i různými pohony použitelnými ve vesmíru jako tethery, jaderné pohony aj.

Vystřelení na orbitu kanónem kdysi snad i vyzkoušeli bez užitečného nákladu jen se zkušebním. Samotné vynesení by asi nebyl tak velký problém. Zařízení by ale muselo přežít nestvůrná zrychlní při výstřelu. To byl jistě problém pokud by se netřílel jen nějaký materiál. Byl by jistě dost problém, takové zařízení, které by po výstřelu bylo ještě nějak funkční. Když by se to povedlo, asi by taková družice či komponenta něčeho byla dost drahá. Mám dojem, že tu kdysi Aleš Holub uváděl, že náklady na vynesení nákladů jsou tak 30% celkových nákladů na družici. Kdyby tedy drahé zařízení schopné pracovat ve vesmíru mělo být ještě o polovinu dražší, protože musí ještě být extrémně odolné vůči přetížení, tak bychom asi nic neušetřili.

Ty největší transportní letouny, kdyby byly upravené, by snad mohly sloužit k vynášení raket do velkých výšek, kde by se odpalovaly. Ale jen u maličkých raketek. Ty by ale snad mohly vyvíjet více, když budou při tendenci miniaturizace stačit i jen maličké satelity. Lze pochopitelně vyvinout i větší letouny. Aby se to ale vyplatilo, nebyl by to asi vývoj pro kosmické účely. Musela by prostě vzniknout komerční poptávka po obřích letounech, která by zaplatila drahý vývoj, zřízení infrastruktur a dosáhnout úspor z rozsahu výrobou většího množství letounů a nalétání více kilometrů, než by stačilo pro kosmické účely.

Existovaly studie stavby takových monstrózních letadel. V 70. letech USA uvažovaly plány v extrémně rozsáhlém měřítku exploatovat aljašská ropná ložiska. Byl při tom velký problém s dopravou. Vznikaly tedy studie obřích tankových letounů, ale i tankových ponorek. K tak rozsáhlému runu na Aljašskou ropu ale nikdy nedošlo, a vývoj těchto letounů zahájen nebyl. Kdyby se tak stalo, asi by se ta monstra dala použít jako létající kosmodromy. Bez vývoje takového monstra k nekosmickým účelům to ale nevidím jako ekonomicky schůdné.


ales - 27/12/2008 - 20:37

Přesunul jsem relevantní přípěvky do lépe odpovídajícího staršího tématu.

Doplním Adolfův solidní příspěvek o to, že ze zdejších dřívějších diskuzí vyplynulo, že samotný start z velké nadmořské výšky nemůže přinést úsporu na ceně startu větší než cca 10%, což se spolehlivě "utopí" ve vyšších stavebních a provozních nákladech na kosmodrom na relativně odlehlém a těžko příatupném místě. Podobné by to bylo i u "katapultu" s vyústěním ve velehorách (přínos nijak zázračný a cena značně vysoká).

O kosmickém dělu tu byla diskuze v roce 2002 v tématu "Kanónem do vesmíru".

Není jednoduché najít efektivnější (a přitom realistický) způsob dopravy do kosmu, ale přesto se to nesmí nikdy vzdát a stále něco takového hledat. Určitě to časem přijde, bude učiněn potřebný objev, nebo nějaká technologie dozraje k použitelnosti a cena za dopravu do kosmu významně klesne (slovem "významě" myslím alespoň o 90% [tedy na 10% současné úrovně]).


Adolf - 28/12/2008 - 00:26

Trochu si zkusím o pohonech, které mají vynést kosmická náklad nad atmosféru, zamudrovat. Teoreticky je létání atmosférou naopak docela požehnání. Poskytuje nám to prudce zvýšit účinnost pohonu a snížit poměr palivo / náklad, protože poskytuje příležitost využít interakci s atmosférou buď v podobě aerodynamického vztlaku nebo práce s velkým přebytkem vzduchu, který funguje jako hnací látka možná i jako ochrana konstrukčních částí před přehřátím. Vývoj proudových motorů v podstatě směřuje k tomu, aby byly čím dál účinnější tím, že pracují s čím dál větším přebytkem vzduchu. Kdyby dokázaly během cesty atmosférou pracovat stejně účinně kosmické nosiče, byl by poměr startovní hmotnosti k užitečnému nákladu úplně někde jinde.

Bohužel náklady na využití této technické příležitosti jsou zatím vyšší než výnosy z jejího využití. Proudový motor je velice drahý, museli bychom zajistit jeho znuvupoužitelnost. Motory vyvíjené pro využití v letectví nepotřebují tak obrovské tahy, jaké by i při snížení poměru palivo / užitečný náklad stejně byly zapotřebí. Asi by to šlo překonávat vícenásobností motorů. Ale nevím, jestli by tam nevznikaly nějaké nežádoucí interakce mezi svazky nasávaných proudů atp., kdyby tyto motory pracovaly ve svazku. Při dosažení nižších výšek by asi bylo nejvýhodnější použití normální letadlo obrovité nosnosti. To by jej ale někdo musel vyvinout a vyrábět i k jiným účelům, než je kosmonautika, aby se vyplatilo, jak už jsem zde uváděl.

Nevýhodou těchto atmosférických motorů je kromě strašných pořizovacích nákladů i to, že pro každý rozsah rychlostí a atmosférických by byl zapotřebí jiný motor. Při vyšších rychlostech by byl zapotřebí náporový motor, a to jiný pro jiné rychlosti, ramjet a pro vyšší rychlosti scramjet. Skrze atmosféru bychom tedy měli proletět optimálně pomocí tří druhů tryskových motorů využívajících vzduch s obrovským tahem, o jaký se vůbec současní vývojáři leteckých motorů nepokouší. U těch náporových motorů bychom v současném stavu techniky museli čekat, že se při jednom použití spotřebují, ale náklady jejich vývoje jsou vyšší než u raketových motorů, které dlouho a draze vyvíjíme. Jejich životnosti by bylo i problém udržet tak vysoké, aby vydržely aspoň jeden pracovní cyklus, což platí hlavně u scramjetů. K jejich vývojovým zkouškám dosud nebyla vyvinuta adekvátní stacionární zařízení, která by umožnila provádět spoustu laboratorních testů na místě, se spoustou měřáků za nízké náklady. Vlastně se musí vyletět někam na hranice atmosféry a nechat tam během zážehu trvajícího zpravidla desítky sekund shořet zkušební motor při omezených možnostech proměřit, co se v něm děje. V důsledku těchto proměřovacích omezeních a nedostatku pokusů nejsou k dispozici ani dostatečně přesné modely, které by umožňovaly zlevnit vývoj modelováním na počítačích.

Zkoušky ramjetů a scramjetů doposud poskytly nejvíc poznatky o tom, jak nákladný bude další vývoj, pokud se do něj někdo pustí. Poskytly přesné nákladové informace a nikdo se do nich vlastně nepouští, asi právě kvůli přesnosti a věrohodnosti těchto informací. Ale nejspíš nejen kvůli tomu. Pro obrovské náklady a riziko při vývoji silných a technologicky využitelných náporových motorů vlastně není objednávka. Dokonce ani vojáci si s nimi v rámci svých rozpočtů neví rady. Hodily by se jen kosmonautice a to je pro poptávku po něčem tak drahém, jako je tento vývoj, málo. Kdyby je někdo vyvinul, nejspíš vyvine zařízení odpovídající hlavní oblasti trhu za třebas rychle 15 let, dalších 15 let pak zařízení bude modifikovat na tahy vhodné pro kosmonautiku.

Tedy pro vývoj nosných prostředků využívajících příležitostí stoupat atmosférou na hranici vesmíru na úrovni technického potenciálu není objednávka pro vývoj takových prostředků a množstvím, v jakém by se vyžívaly, kdyby byly vyvinuty, pro tak nákladný vývoj netvoří odpovídající objednávku, aby bylo dosaženo bodu zvratu, kdy se náklady vývoje kvůli rozsahu výroby vyplatí. Kosmonautika je jen malý objednatel, aby to zaplatil, a jednoduchý raketový hořák je vlastně bez konkurence.

Takové ty nabídky, že někdo vyvine Avatár, který bude využívat průlet atmosférou jako výhodu, je zatím v podstatě podfuk. Slibují vyšší energetickou účinnost, ale ta je nesmyslná, pokud neznamená vyšší finanční efektivnost, a to je to jediné, o co v dobrém řešení dosažení specifického účelu jde. Slibují také skládanku řešení, kde jednotlivé prvky, z nichž se má skládanka sestavit, nejsou dosud vyřešeny a nikdo s balíkem peněz, aby byl skutečným objednatelem těchto parciálních řešení tu není. Nejsou to řešení, ač technicky možná, která by se v současném hospodářském prostředí uživila, a kosmonautika jako živitel takto extrémně drahý vývoj nezaplatí.

Kosmonautika je tedy nakonec na starobylý, fungující, jako jednorázový extrémní poskytovatel tahu, dosud nepřekonaný raketový pohon pořád odkázána. Dopravní systém lidstva nepotřebuje ramjety a scramjety tak naléhavě, aby do nich vložil ty nechutné miliardy. Zatím tedy budeme drahými raketami na jedno použití létat. Jejich překonání je drahé a pro něco tak drahého není objednatel, ač to může vypadat, technicky dosažitelné.

Zní to skoro beznadějně. Od 60. let, kdy kosmické nosiče znamenaly maximální prioritu, si s tím ale neporadili. Když někdo přijde s efektivnější metodou jak modelovat tekutiny s viskozitou, budeme u všech vývojů obdobné obtížnosti za hranicemi myslitelného a náklady na vývoj takových systémů mohou klesnout řádově. Postavení zařízení, jaké by nahrazovalo aerodynamický tunel u aerodynamických pokusů, u zkoušek scramjetů, by klidně mohlo vytvořit situaci, kdy nejednou může být vývoj náporových motorů o řády levnější.

Mohou tu být cesty, které mě vůbec napadly, ale hledat cestu k zefektivnění vynášení nákladů na orbitu je cesta nesnadná, těžko zafincovatelná, rychlé příležitosti k vyšší energetické účinnosti jsou zpravidla využitelné za monstrózního navýšení vývojových a výrobních nákladů. Technické příležitosti ke snížení těchto nákladů, zpravidla představují vyšší náklady využití příležitosti, než dodatečné výnosy. Za půl století jsme si s tím ještě neporadili. Asi to není tím, že bychom nechtěli.


David - 28/12/2008 - 07:26

Snížit náklady " vtipným " řešením na bázi současné technologie lze jen u malých užitečných zatížení, řádů stovek kg / Harp, Pegassus, Beacon,San Marco, Scout, Lambda, atd. /. Jedná se o snížení celkových nákladů na jednu misi,jak to vychází na l kg jsem nepočítal, asi to nebude nic moc.Ekonomický efekt se dostaví u jednoduchých jednoúčelových malých satelitů, ale je to opět sporné, neb je možné tyto vypouštět jako přívažek větších pro využití zbytků nosné kapacity velké rakety / Oskar /.


Adolf - 28/12/2008 - 18:33

quote:
Snížit náklady " vtipným " řešením na bázi současné technologie lze jen u malých užitečných zatížení, řádů stovek kg / Harp, Pegassus, Beacon,San Marco, Scout, Lambda, atd. /. Jedná se o snížení celkových nákladů na jednu misi,jak to vychází na l kg jsem nepočítal, asi to nebude nic moc.Ekonomický efekt se dostaví u jednoduchých jednoúčelových malých satelitů, ale je to opět sporné, neb je možné tyto vypouštět jako přívažek větších pro využití zbytků nosné kapacity velké rakety / Oskar /.


Ten hlavní trend ve vývoji současné kosmonautiky je, že 1 kg družice udělá daleko více práce a nejspíš i delší dobu než 1 kg družice před lety. V orbitální kosmonautice by se tedy úsporná řešení vhodná jen pro malé náklady mohla hodit postupně čím dál víc.


martinjediny - 29/12/2008 - 11:52

quote:
Trochu si zkusím o pohonech, které mají vynést kosmická náklad nad atmosféru, zamudrovat. Teoreticky je létání atmosférou naopak docela požehnání. Poskytuje nám to prudce zvýšit účinnost pohonu a snížit poměr palivo / náklad, protože poskytuje příležitost využít interakci s atmosférou buď v podobě aerodynamického vztlaku nebo práce s velkým přebytkem vzduchu, který funguje jako hnací látka možná i jako ochrana konstrukčních částí před přehřátím...

Ja som presvedceny ze tadialto vedie cesta k novemu pohonu aspon pre prvy/mozno i druhy stupen.
V kombinacii s vysokoenergetickym zdrojom a opakovatelne pouzitelnym prostriedkom. pricom ten vysokoenergeticky zdroj mozno nemusi byt az tak vysokoenergeticky, pripadne moze byt napajany zo Zeme.
Pred nejakym casom som dokonca riesil surove napajanie el. kablom
pre rychlosti do 2000 m/s je to pouzitelne uz pri sucasnych technologiach. Staci to vsak len na suborbitalne skoky, resp. ako 0,5 stupen.


Adolf - 29/12/2008 - 13:09

quote:
Pred nejakym casom som dokonca riesil surove napajanie el. kablom
pre rychlosti do 2000 m/s je to pouzitelne uz pri sucasnych technologiach. Staci to vsak len na suborbitalne skoky, resp. ako 0,5 stupen.


Chtělo by to tedy trochu hnout s vysokoteplotní supravodivostí. Jeden čas v 80. letech to byl docela šlágr, ale dotáhnout se to nepovedlo.


Pinkas J - 1/1/2009 - 16:38

Z předchozích příspěvků je jasné, že pokud nedojde k nějakému technologickému průlomu, jedinou možnou podstatnou úsporou na hmotnosti rakety je její start z výšky, nebo využití atmosférického kyslíku v prvním stupni. Abychom si prověřili vliv výšky, stačí jednoduchý výpočet:

Pokud bychom např. pomocí jednostupňové rakety pracující bez vlivu gravitace a atmosféry chtěli udělit užitečnému nákladu o hmotnosti 100.000 kg (hmotnost Schuttle) a prázdné hmotě rakety 30.000 kg rychlost 7800 m/s (což je potřebná kruhová rychlost na LEO), při Isp = 4460 Ns/kg (SSME motory) vychází podle Ciolkovského rovnice potřebná počáteční hmota Mp:

v[m/s]=Isp [Ns/kg] . ln (Mp/Mk)
Mp/Mk = e ^ (v/Isp)
Mp = Mk. e ^ (v/Isp) = 130000. e^ 1,75 = 748.000 kg.
(Mk …konečná hmota, Mp …počáteční hmota)

Celé STS vynášející Schuttle však má startovní hmotu 1.930.000 kg, tedy na udělení potřebné rychlosti je třeba méně než polovina startovní hmoty. Celý rozdíl hmot, to je cca 1.182.000 kg je potřeba na vynesení nákladu do výšky, kompensaci gravitačního pádu při uvádění na dráhu a na aerodynamické ztráty.

Pokud spočteme spotřebu motorů STS do výšky 10 km v době cca T + 55s vychází spotřeba 3x SSME + 2x SRB při dosažené rychlosti pouze 500 m/s cca 600.000 kg tedy zhruba 30% celkové startovní hmoty.

(Spotřeba [kg] = tah [N] : Isp [Ns/kg] . cas [s], (tah a Isp brány mezi údaji pro sea level a vacuum).

Ve výši 45 km, při odhození SRB a rychlosti jen 1500 m/s (horizontální asi 1000 m/s) je spotřebováno již cca 60 % startovní hmoty.
Důvodem je logaritmická závislost Mp/Mk – zpočátku zvedáme a urychlujeme obrovské startovní hmoty. Proto se domnívám, že každý start z výšky i do 10 km by přinesl značné úspory, zvláště, když by přidal i horizontální rychlost, tedy ideální je vzdušný start z letadla.

Již se zde probíral velmi výkonný, dosud nerealizovaný systém letounu AN 225 s nosností 250 tun + malý raketoplán MAKS podniku Molnia o hmotě 22.000 kg, celkově s ET a palivem 270.000 kg. Měl vynášet buď 2 kosmonauty a 8000 kg nákladu, nebo 6 kosmonautů + 500 kg. Raketoplán měl mít třípalivový motor RD 701, existuje již i maketa. V čistě nákladní variantě bez návratu měl mít nosnost na LEO 25.000 kg, to je zhruba stejnou, jako DELTA 4 HEAVY, přičemž každá Delta 4 H ztratí startem 3 velké nádrže, 3 LOX/LH2 motory a potřebuje startovní hmotu cca 600.000 kg. MASK potřebuje méně než poloviční hmotu (nepočítám letadlo), ztratí jen jednu nádrž o hmotě pouze 11.000 kg (u návratové verse), nebo navíc 1 motor u nenávratové verse. Projekt byl přerušen rozpadem SSSR a také proto, že jediný exemplář letounu AN 225 připadl Ukrajině a dnes po mezinárodní certifikaci převáží nejtěžší náklady po celém světě. Takový letoun byl stavěn na cca 1000 startů a mohl by sloužit desítky let. Postavení nového letadla AN 225 (dokumentace existuje) by stálo asi 200 mil. USD a rozpuštění nákladů do 1000 startů by náklady na start minimalizovalo. Proto podobný systém stále vidím jako nejperspektivnější a vysoce ekonomický pro dopravu lidí i nákladů na LEO a zpět.


Petr Tomek - 1/1/2009 - 17:07

Ano použití hypersonického nosiče který by využíval vzduch buď pro scramjety nebo pro jiné vysokorychlostní motory je stará a pořád zajímavá.
http://www.astronautix.com/lvs/saegerii.htm
Teď je tahle perspektiva trochu bližší, protože se začínají objevovat první výsledky testů motorů. Kéž by...


Petr Tomek - 1/1/2009 - 17:29

Pardon chtěl jsem říci, že start raketoplánu z "rychlého" nosiče je také zajímavá možnost. Ten "pomalý" výškový start je samozřejmě zajímavější tím, že se taková letadla už staví. Třeba WK2.
http://en.wikipedia.org/wiki/Scaled_Composites_White_Knight_Two
Pravda na orbitální stroj ještě nemá dostatečnou nosnost (původnmí odhady už byly opraveny), ale kdo ví možná WK3?
Jediný "rychlý" nosič o kterém teď vím je Gryphon od Andrews Aerospace:
http://www.andrews-space.com/content-main.php?subsection=MTA4


Adolf - 1/1/2009 - 22:52

quote:
Již se zde probíral velmi výkonný, dosud nerealizovaný systém letounu AN 225 s nosností 250 tun + malý raketoplán MAKS podniku Molnia o hmotě 22.000 kg, celkově s ET a palivem 270.000 kg. Měl vynášet buď 2 kosmonauty a 8000 kg nákladu, nebo 6 kosmonautů + 500 kg. Raketoplán měl mít třípalivový motor RD 701, existuje již i maketa. V čistě nákladní variantě bez návratu měl mít nosnost na LEO 25.000 kg, to je zhruba stejnou, jako DELTA 4 HEAVY, přičemž každá Delta 4 H ztratí startem 3 velké nádrže, 3 LOX/LH2 motory a potřebuje startovní hmotu cca 600.000 kg. MASK potřebuje méně než poloviční hmotu (nepočítám letadlo), ztratí jen jednu nádrž o hmotě pouze 11.000 kg (u návratové verse), nebo navíc 1 motor u nenávratové verse. Projekt byl přerušen rozpadem SSSR a také proto, že jediný exemplář letounu AN 225 připadl Ukrajině a dnes po mezinárodní certifikaci převáží nejtěžší náklady po celém světě. Takový letoun byl stavěn na cca 1000 startů a mohl by sloužit desítky let. Postavení nového letadla AN 225 (dokumentace existuje) by stálo asi 200 mil. USD a rozpuštění nákladů do 1000 startů by náklady na start minimalizovalo. Proto podobný systém stále vidím jako nejperspektivnější a vysoce ekonomický pro dopravu lidí i nákladů na LEO a zpět.



Tento příklad je velice ilustrativní. Ukazuje nám, čeho je možno reálně technicky dosáhnout, ale také, proč se toho nedosahuje.

Obrovitý letoun, který má nosnost dostečnou k vynášení kosmických nosičů nad hustou atmosféru už postaven byl. Program jeho standardní výroby a hromadného nasazení však realizován nebyl, ač technický potenciál tu je.

Kdyby existovala poptávka po službách tohoto letounu v rozsahu, že by se vyplatilo vytvořit výrobní a podpůrnou kapacitu, která by toto letouny standardně produkovala a provozně podporovala, tak by se tyto letouny mohly běžně vyrábět, existoval by pro ně spolehlivý servis a další podpůrné infrastruktury. Tento program by také získal věrohodnost pro komplementární investice - tedy našli by se investoři, kteří by vložili své investice do projektů, jež spoléhají na to, že letoun odpovídajících parametrů se zajištěnou technickou a infrastrukturní podobou tu aspoň dalších dvacet let v potřebném rozsahu bude. Kdyby existoval program výroby a využívání těchto letounů, u kterého komplementární investor bude věřit, že se v nejbližších dvaceti letech uživí, tak klidně začne vyvíjet něco svého, co na to spoléhá. Do tak rizikového programu, který ale bude spoléhat na jediný postavený prototyp komerčně mrtvého výrobního programu ale rozumný investor nepůjde.

Jsem tedy zase u toho, že po obrovitých letounech, superrychlých letounech pro vysokou atmosféru atp. v nekosmickém sektoru, která tyto programy věrohodně uživí, vznikne jako vedlejší produkt, levnější průlet kosmických nosičů atmosférou, protože kosmonautika bude mít možnost využít těchto kladných externalit letecké dopravy a stát se komplementárním investorem do těchto technologií.

Kosmonautika sama ale není objednatelem, který by tohoto technického potenciálu mohl využít, neboť neobjedná sama vývoj a produkci, při níž by bylo možno dosazovat potřebných úspor z rozsahu. Stará dobrá, energeticky málo účinná raketa je proto pořád bezkonkurenční.

Stačilo by, aby najednou někdo potřeboval leteckou dopravu pomocí gigaletounů, jaká se kdysi ve studiích připravovala pro využití aljašských ropných polí na dálném severu a najednou bude AN 225 znovu živým programem, o jehož zainvestování se budou investoři s žoky peněz prát, a v tom momentě mu mohou komplementární kosmičtí investoři i věřit a své programy o něj opírat.

Stejné to bude s ramjety a scramjety. Prostě pokrok kosmonautiky v těchto směrech může být jen vedlejším produktem objednávek v leteckých oborech s vyšším objemem zakázek, který kosmonautice vytvoří příležitost stát se komplementárním investorem do této kladné externality.


Pinkas J - 2/1/2009 - 12:10

Je zajímavé, že podnik MOLNIA se svým raketoplánem MAKS šel rovněž do soutěže, kterou vypsala RKA na nový dopravní systém lidí a materiálu do kosmu. Kromě Maks byly dalšími adepty Klipper od Energie a upravený původní projekt Zaria (který vycházel z TKS) od Chruničeva – původně TKS kabina podobná Sojuzu, ale s průměrem 4,2 m, která byla 16 x vyzkoušena v bezpilotním režimu v létech 1976 - 1983, včetně manévrů na LEO a přistání.

Zdá se však, že i v Rusku zvítězí nakonec koncepce kabiny a la Sojuz. Důvodem kromě okolností, které uvedl pan Adolf je to, že v Rusku stále převládají potřeby vojáků a pro ty je jednodušší připojit k základní universální raketě Angara 1 další 2 nebo 4 universální moduly a dosáhnout tak nosnost cca 4 nebo 15 nebo 25 tun a vypouštět je z jednoho universálního startovacího zařízení, než udržovat velký letoun a startovací a přistávací dráhy v těžkých klimatických podmínkách Plesecsku. Koncepce MAKS by byla výhodná spíše pro mezinárodní spolupráci, letoun by mohl startovat z různých letišť, včetně blízko rovníku.


Alchymista - 2/1/2009 - 19:01

Pre ťažké dopravné lietadlá triedy An-225 je práce napodiv celkom dosť - niekde som čítal, že jediná existujúca Mrija je údajne toho času zadaná na 18 až 24 mesiacov vopred a väčšina Ruslanov zhruba na 6 mesiacov vopred. Pokiaľ je to pravda, potom zrejme existuje dostatočne veľký trh, ktorý by uživil aj niekoľko ďalších takýchto lietadiel - hoci málo, tak 2-4 kusy. Podľa všetkého tiež pomaly pokračuje aj stavba druhého kusu An-225.

Koncept MAKS má nateraz dva hlavné problémy - rusko-ukrajinská spolupráca (či skôr nespolupráca) a s tým spojený problém financovania a samozrejme finacovanie samotné - dotiahnutie projektu do operačnej spôsobilosti by zrejme stálo najmenej niekoľko miliárd a projekt by nepriamo konkuroval aj nosným raketám a kozmickým lodiam Sojuz a perspektívnej rakete Angara.
Viem si ale predstaviť situáciu, že na scénu vystúpi nejaký tretí hráč s dostatočne plnou peňaženkou a potom rusi zoberú Mriju cez kopirák pod označením Ilijušin alebo Tupolev a MAKS dotiahnu.
Podobne silným impulzom by mohla byť aj vojenská potreba v prípade obnovených "Hviezdnych vojen" - vojenská verzia MAKSu ako "kozmickej stíhačky" by tiež mohla byť životaschopná.


Mahdi - 3/1/2009 - 04:46

No a co tak třeba použít Holtzmanovy teorémy? Je to sice energeticky trochu náročné, ale funkční.

Pokud se dobře provede vyvážení sekundární fáze Holtzmanova pole, může to sloužit k efektivnímu odstínění gravitačního pole.
A základní složka pole přitom může být použitá jako štít při průchodu dopravního prostředku atmosférou.
Jenom to chce získat dost energie. Každopádně pro dopravu na orbitu by se to mělo vyplatit.


xChaos - 4/1/2009 - 11:36

Vidím jako potenciální problém to, že země, která disponuje největším množstvím volných lidských a finančních zdrojů na různé "hraní", a kde vzkvétá soukromý sektor zaměřený na dobývání kosmu, tzn. USA, se prostě nejspíš nechce pouštět do nejistých multimilionových (stavba nové Mrije) obchodů s Ukrajinou. Navíc by tak získali letadlo, které by na Západě bylo nejspíše neudržovatelné/neopravitelné, a muselo by stejně operovat z Ukrajiny.

Spolupráce s Ruskem a Ukrajinou probíhá na bázi nákupu hotové, osvědčené technologie (motory Atlas 5, celé rakety Zenit) - nicméně v USA nikdo moc nestojí o to podpořit vývoj nových původních technologií na Východě - spíše využijí nabídku s lepším poměrem cena/výkon, pokud je na trhu nabízena, ale do nového původního výzkumu chtějí investovat americké firmy spíše u sebe doma (poměrně logicky, že ano).

Problém je, že jednak málokdo dovede ocenit, jak moc geniální nápad ten "třípalivový" motor s proměnlivým tahem/Isp vlastně je, jednak se asi lidem co mají peníze je nechce riskovat investicí do tak odvážného projektu, který vlastně zahazuje všechny zkušenosti získané za posledních 70 let vývoje raketových motorů. Protože lidé kteří rozhodují o penězích mají v dnešní době jen málokdy technický background - a lidé s technickým backgroundem zase moc nerozumí penězům a ekonomice (a já toto konstantuji z pozice člověka, který nerozumí ani jednomu, a tak si udržuje nadhled a odstup :-) ). Specializace a dělba práce ve společnosti prostě pokročila příliš daleko, a to potenciálně zabíjí nadějné inovace.

Klíčem k jakémukoliv SSTO vehiklu je samozřejmě možnost použít jediný motor od startu až na oběžnou dráhu - a tím pádem logicky i možnost dost výrazně "řadit" za letu - tzn. začít s vysokým tahem a nízkým Isp, a postupně tah snižovat a zvyšovat Isp. Pokud je klíčem použití různých druhů paliva v různých fázích letu, tak se divím, že s tím ještě nelaborují Armadillo Aerospace, protože John Carmack soustavně prohlašuje, že při svém garážovém vývoji může prozkoumat jiná "lokální optima", než okolo kterých se pohybují motory, které byly původně vyvinuté pro mezikontinentální rakety na základě vojenského zadání...


Laik - 4/1/2009 - 13:12

quote:
"Problém je, že jednak málokdo dovede ocenit, jak moc geniální nápad ten "třípalivový" motor s proměnlivým tahem/Isp vlastně je"


Laická otázka - aký je v skratke princíp trojpalivového motora?


Pinkas J - 4/1/2009 - 14:10

MAKS má mít třísložkový dvoukomorový motor RD 701 s uzavřeným cyklem, měnitelným expansním poměrem a tahem 408 tun (v první fázi po startu z An 225), v druhé fázi pak 160 tun. Tento systém se vlastně přibližuje dvoustupňovému, bez nutnosti oddělování stupňů. V prvé fázi je palivem směs kerosenu a LH2 s hmotovou převahou kerosenu 2,5: 1 , v druhé pouze na LH2. Okyslicovadlem je v obou fázích LOX. Tlak v komoře je 294 / 124 bar. Specifický impulse 415 / vac. u prvé fáze a 460 /vac. u druhé fáze.


xChaos - 4/1/2009 - 14:58

Já si akorát moc nedovedu představit ten vektor tahu po startu z Mrijy. Křídla to nemá (ne taková, co by stálo za řeč, třeba aspoň raketa Pegasus)... takže to jako během zážehu motoru a startu bude Mrija strmě stoupat ? Nebo celý ten orbitální stupeň nějak za letu "odhodí", a ten zaujme vhodně šikmou pozici až po odhození ? (takto startovala např. raketa Minuteman experimentálně vypouštěná z B-52, tam k tomu natočení správným směrem tuším používali malý padák...)

Prostě je to až příliš geniální na to, aby to nemělo žádné další háčky. A ten geniální motor by asi měli nejdřív předvést aspoň v podobě pozemního prototypu a zkušebních pozemních zážehů... aspoň já bych to chtěl vidět, kdybych do toho měl investovat...


Adolf - 4/1/2009 - 16:18

quote:

Problém je, že jednak málokdo dovede ocenit, jak moc geniální nápad ten "třípalivový" motor s proměnlivým tahem/Isp vlastně je, jednak se asi lidem co mají peníze je nechce riskovat investicí do tak odvážného projektu, který vlastně zahazuje všechny zkušenosti získané za posledních 70 let vývoje raketových motorů. Protože lidé kteří rozhodují o penězích mají v dnešní době jen málokdy technický background - a lidé s technickým backgroundem zase moc nerozumí penězům a ekonomice (a já toto konstantuji z pozice člověka, který nerozumí ani jednomu, a tak si udržuje nadhled a odstup :-) ). Specializace a dělba práce ve společnosti prostě pokročila příliš daleko, a to potenciálně zabíjí nadějné inovace.



Neviděl bych to tak černě ohledně nefunkčnosti rozhodovacích mechanismů. To však neznamená, že to vidím moc zářně ohledně jednotlivých rozhodnutí v tomto směru. Oni ti finančníci s techniky se umí docela dobře dohodnout. Metody oceňování technických řešení tu jsou a fungují. Zrovna v US fungují celé armády různých těch nákladových analytiků aj., což jsou v podstatě hybridi techniků a ekonomů.

Ale podívejme se na tento projekt trochu obecněji přes investice do inovací. U vývojových projektů je běžné, že tak 75% jich nevyjde. Nemusí při tom jít o žádné technické průlomy a vlastně ani ne o zásadní technický neúspěch, ale prostě výsledný produkt se nedostane v potřebném čase do takových technicko-ekonomických parametrů, aby poskytl ospravedlnění pro rozsáhlé investice do změny výrobních kapacit a procesů, aby nahradil dosavadní výrobní program. Na tom skončí většina vývojových projektů. Tam, kde jde o průlomové projekty, je to ještě tristnější. Vzpomínám tak asi v roce 2005 ohlásila MIT, že do 18 měsíců smete trh baterií pro mobily a notebooky a zároveň vyfoukne trh vývojářům miniaturních palivových článků, co se chystají ty baterky také zlikvidovat. Mělo jít o nanotechnologickou pidi-spalovací turbínu, která prý už byla v pokročilém stádiu vývoje, aby do 18 měsíců mohla být na trhu. Technici, co ji vyvíjeli, asi nebyli žádní pitomci, věděli, že v laborce jim už něco prošlo nadějnými zkouškami, a ti, kdo to prohlásili, jim dost věřili. Tahle blamáž je totiž přišla určitě dost draho. Tohle prohlásit a nakonec s ničím nepřijít, to jim docela snížilo investiční rating, a jakýkoliv jejich projekt, do kterého budou chtít investory, bude muset nabídnout vyšší rizikovou prémii, aby jim ty prachy vůbec někdo dal. Kdyby jim to vyšlo, tak by naopak mohli nabízet menší rizikové prémie i za bláznivé inovační projekty – prostě stouply jim náklady kapitálu, zatímco úspěch by jim je snížil.

Kdyby jim ten projekt vyšel, tak by to také znamenalo ohrožení všech projektů, které vyvíjí nové baterky nebo palivové články, co mají konkurovat baterkám. Je tu tedy dost velké riziko vývoje, i když vyjdou technické předpoklady, které ohlašují technici.

Vývoj je tedy vysoce rizikový a technici mohou leccos odhadnout, ale nikdy opravdu pozitivně neví, zda a na jaké parametry to dotáhnou, jaké háčky se objeví v následující fázi vývoje, nebo jestli neprotáhnou dvakrát termíny a rozpočet. Existují způsoby vyčíslení finančního rizika plynoucího z pravděpodobností těchto odchylek od očekávaného scénáře. Za tyto náklady rizika pak investoři pochopitelně chtějí svou rizikovou prémii.

Má-li být dosaženo rizikové prémie, musí inovovaný produkt přijít s výrazně vyšší rentabilitou a celkovými výnosy. Když tedy přijde technik s řešením, které bude představovat riziko, které finanční analytik ocení na 20% rizikovou prémii oproti alternativním investicím, chce investor, aby výnosnost inovovaného produktu tuhle prémii zaplatila. Zaplatí nový raketový nosič takovou prémii, zvlášť když musí narážet na problémy, aby se vůbec chytil u zákazníků, kterým musí vnucovat lví podíl na této rentabilitě nízkou cenou, kterou zaplatí riziko těchto odběratelů, kteří také dost riskují, když si nekoupí nějakou 30 let osvědčenou raketu s jasně vypočitelným a nepatrným rizikem.

Rizikový projekt inovací je ospravedlnitelný, jen přinese-li vysokou produktivitu. Udělat ale raketu, která by byla třebas o 20 % nákladově rentabilnější než osvědčené konstrukce i přestože, musí zaplatit svůj vývoj, vybudování výrobních kapacit i svůj rizikový marketing, zatímco konkurence má vývoj 30 let zaplacený, zvolna splácí odpisy dávno zainventovaných výrobních kapacit a spoléhá na generace trvající kontrakty u kosmických agentur, to fakt není legrace.

Inovace musí být nejen technicky úspěšná, ale musí být o tolik produktivnější než zavedená řešení, aby zaplatila svoje riziko. Jestli investor chce za své riziko 20% prémii a inovace mu ji poskytne jen 10%, je to vlastně neúspěšný projekt. Kdybyste byli těmi miliardáři, co takovou inovaci zainvestují, kolik byste chtěli rizikové prémie, za neocenitelný třípalivový motor?


martinjediny - 4/1/2009 - 22:39

quote:
...Rizikový projekt inovací je ospravedlnitelný, jen přinese-li vysokou produktivitu. Udělat ale raketu, která by byla třebas o 20 % nákladově rentabilnější než osvědčené konstrukce i přestože, musí zaplatit svůj vývoj, vybudování výrobních kapacit i svůj rizikový marketing, zatímco konkurence má vývoj 30 let zaplacený, zvolna splácí odpisy dávno zainventovaných výrobních kapacit a spoléhá na generace trvající kontrakty u kosmických agentur, to fakt není legrace.

Problem je, ze ak sda neurobi krok inym smerom, ktory nie je mozne preverit ci bude realizovatelny, ci uspesnejsi, tak sa ostava pri starom. Ale niekedy treba urobit krok aj bez evidentnej moznosti zisku. Proste niektore veci sa nedaju urobit inak ako vyskusat.


ales - 5/1/2009 - 07:42

K tématu efektivní kosmické dopravy dodávám, že podobně jako Adolf si myslím, že nejdůležitější je jednotková cena dopravy a u inovací i míra přínosu. Je dobré snížit startovací hmotnost nosiče o pár desítek procent, ale pokud to nepřinese i odpovídající snížení ceny startu, tak to nemá valný smysl.

Věřím, že pro dosažení znatelné změny v dostupnosti kosmické dopravy je třeba se při inovacích snažit o snížení jednotkové ceny alespoň o řád. Zdá se, že k tomu nebudou stačit konstrukční inovace typu "start z výšky", "start z katapultu" nebo "start z letadla, ze supersoniku nebo z hypersoniku" a možná dokonce ani "SSTO" nebo "vícenásobná použitelnost".

Přiznám se, že mi také není úplně jasné, jak může být Falcon levnější než jiné rakety, ale zatím to přisuzuju především relativnímu zjednodušení konstrukce (v jednoduchosti je síla) a nezatížeností firmy SpaceX balastem z historie. Uvidíme, jestli tato "technologická" inovace přinese nějaký reálný pokrok v dostupnosti kosmické dopravy. Doufám v to.

Osobně ale ani po novém kole zdejších příspěvků na toto téma nevidím žádnou jasnou a snadno dosažitelnou možnost, jak létat do kosmu opravdu výrazně lépe (než klasickými raketami). Snad se podaří dotáhnout k použitelnosti "kosmický výtah" nebo se snad podaří objevit nebo využít něco zcela nového a nečekaného. Hledejme dál nadějné koncepty.


pospa - 5/1/2009 - 11:07

quote:
... Snad se podaří dotáhnout k použitelnosti "kosmický výtah" nebo se snad podaří objevit nebo využít něco zcela nového a nečekaného. Hledejme dál nadějné koncepty.

Co se týká kosmického výtahu, tak věci se hýbou celkem kupředu - nedávno bylo založeno nové konsorcium ISEC http://www.isec.info/ sdružující několik organizací vážně se zaobírajícími tímto typem "dopravy". Mělo by sloužit k lepší koordinaci a rozdělení výzkumných a vývojových úkolů mezi tyto organizace a jejich aktivity zastřešit.



Myslím, že toto je v současnosti nejperspektivnější způsob efektivního přístupu na LEO.

http://www.youtube.com/watch?v=rG8LfQDcqGA&eurl=http://www.spaceelevator.com/&feature=player_embedded [Upraveno 05.1.2009 poslal pospa]


yamato - 5/1/2009 - 11:54

quote:
Osobně ale ani po novém kole zdejších příspěvků na toto téma nevidím žádnou jasnou a snadno dosažitelnou možnost, jak létat do kosmu opravdu výrazně lépe (než klasickými raketami). Snad se podaří dotáhnout k použitelnosti "kosmický výtah" nebo se snad podaří objevit nebo využít něco zcela nového a nečekaného. Hledejme dál nadějné koncepty.


Lahko dosazitelna moznost bohuzial momentalne neexistuje. Ak sa zamyslime nad skutocnymi pricinami vysokych cien v kozmickej doprave, dopatrame sa az na skutocnu prapricinu - mame nizke Isp. Nizke Isp znamena, ze raketove motory pracuju na hranici technologickych moznosti, a preto su komplikovane a drahe. Nizke Isp tiez zmanena, ze rakety su viacstupnove, a pouzite stupne sa zahadzuju. Nosic s Isp trebars 10x vyssim nez dnesne vodikove motory by mal dost energie, aby sa dostal na orbit, umiestnil tam naklad, vratil sa do atmosfery a pristal. Kozmicka doprava by potom zacala pripominat ostatne druhy dopravy, aj co sa tyka cien.
Kedze zo sucasnych chemickych motorov sme vyzmykali co sa dalo, treba sa zrejme zamerat na ine "paliva" (mozno nejaka plazma), v kombinacii s vysokoucinnymi zdrojmi energie (najperspektivnejsi sa mi zda koncept beamovania energie - zdroj, kludne trebars celu elektraren, mozeme nechat na zemi). A nejde pritom o sci-fi, pohon laserovym lucom sa uz testuje, aj ked len v plienkach, mikrovlnny prenos energie na letiace lietadlo uz tiez bol otestovany.
Alebo na to mozeme ist uplne inak, co uz sme vlastne zacali - vesmirnym vytahom. Tam je to jednak otazka materialov, jednak otazka "instalacie" vytahu (osobne si to neviem dost dobre predstavit)


x - 5/1/2009 - 15:59

quote:
quote:
...Rizikový projekt inovací je ospravedlnitelný, jen přinese-li vysokou produktivitu. Udělat ale raketu, která by byla třebas o 20 % nákladově rentabilnější než osvědčené konstrukce i přestože, musí zaplatit svůj vývoj, vybudování výrobních kapacit i svůj rizikový marketing, zatímco konkurence má vývoj 30 let zaplacený, zvolna splácí odpisy dávno zainventovaných výrobních kapacit a spoléhá na generace trvající kontrakty u kosmických agentur, to fakt není legrace.

Problem je, ze ak sda neurobi krok inym smerom, ktory nie je mozne preverit ci bude realizovatelny, ci uspesnejsi, tak sa ostava pri starom. Ale niekedy treba urobit krok aj bez evidentnej moznosti zisku. Proste niektore veci sa nedaju urobit inak ako vyskusat.


Tak v tomto pripade je to ukol pro stat - pro spolecnost aby to finnacoval - podobne jako urychlovac castic LHC - je na politicich zdali penize na tento v podstate zakladni vyzkum(zkouma se zadli je v podtate dane teorie opravdu pouzitelna) daji - je na tech vyzkumnicich, aby presvedcili politiky coby volne spravce verenych finnanci, aby na to ty penize jako na kazdy jiny zakladni vyzkum daly ve forme grantu.
Asi budou rozumne vyzadovat posudek od vice nezavislych a uznavanych odbornki zdali je to mozne uskutecnit - co si o tom mysli. Aby se jen nekomu neplatil jen nekolik let pohodleneho dobre placeneho vyzkumu a prostrednictvim zpratelenych firem (realizace nekterych casti testovanych prototypu - tyto zakzky budou umyslne predrazene) v podstate netunelovali tak verejne penize.


Adolf - 5/1/2009 - 20:51

Nevím, ale mám dojem, že jelikož dostali pro svůj velmi rizikový projekt objednávku, u které není vůbec jasné, že se jeví finančně nejvýhodnější, zvlášť když se do nákladů započítá i riziko dodavatele, tak je to taková implicitní forma veřejné podpory tomuto vývoji.


Petr Tomek - 6/1/2009 - 16:32

Víte co mě napadá, o kolik lehčí by bylo postavit výtah na Měsíci a na Marsu. I když u Měsíce by asi stačila i rampa pro urychlení. Mars by ale mohl být pro kosmický výtah docela vhodná planeta.


Petr Tomek - 8/1/2009 - 17:15

Existují i jiné možnosti takových kosmických výtahů:
http://www.launchloop.com/launchloop.pdf
http://www.spacecable.org.uk/Stability%20IAC.pdf
i když to druhé je spíš kosmické švihadlo.


ticker - 8/1/2009 - 19:38

Dobrý večer,

dosť dobre nechápem, prečo všetci vidia budúcnosť v kozmickom výťahu, keď jeho principiálne fyzikálne nevýhody sú jasné a boli diskutované už v minulosti (dostať sa na LO znamená hlavne urýchlenie na cca. 8km/s v horizontálnom smere pričom energia potrebná na zdvihnutie do 300km je voči tomu zanedbateľná. Zdvihnutie na GEO tiež nie je záchrana lebo počas zdvíhania musí byť neustále vyvíjaný bočný ťah v horizontálnom smere - energia v optimálnom prípade naň spotrebovaná je rovná energii potrebnej na urýchlenie na 8km/s ekvivalentnej pre LO). Myslím, že tieto fakty by mali byť jasne prezentované tak, ako sa diskutuje o napr. o lsp, a to nechávam ešte stranou principiálne technologické problémy kozmického výťahu ako takého.

Pavel


ticker - 8/1/2009 - 19:41

ešte - padla tu otázka ako je možné, že Falcon môže byť efektívnejší ako "štandardné" nosiče. Myslím že ako odpoveď si stačí uvedomiť rozdiel medzi efektivitou štátnych a súkromných spoločností - ten rozdiel je naprosto priepastný.


Petr Tomek - 8/1/2009 - 21:33

Já osobně jsem v případě ideálního způsobu dopravy na oběžnou dráhu spíše zastáncem SSTO startujících pomocí rampy nebo TSTO s rychlým letadlovým nosičem (ala Boeing Boomerang nebo Sanger 2), ale na druhou stranu by se člověk neměl úplně uzavírat i jiným možnostem. Kromě toho ta dvě řešení co jsem na ně dal odkaz jsou možná technicky bizarnější, ale zároveň reálnější, než klasický kosmický výtah.


ales - 8/1/2009 - 21:48

quote:
.. počas zdvíhania musí byť neustále vyvíjaný bočný ťah v horizontálnom smere - energia v optimálnom prípade naň spotrebovaná je rovná energii potrebnej na urýchlenie na 8km/s ekvivalentnej pre LO). ...

V nedávných příspěvcích jsme se pokoušeli ukázat, že kosmický výtah si principiálně může brát energii z rotace Země (i pro boční urychlování), takže velmi velká úspora (i energetická) by při použití výtahu mohla vznikat.
quote:
padla tu otázka ako je možné, že Falcon môže byť efektívnejší ako "štandardné" nosiče. Myslím že ako odpoveď si stačí uvedomiť rozdiel medzi efektivitou štátnych a súkromných spoločností - ten rozdiel je naprosto priepastný.

Jenže rakety Atlas a Delta nevyrábí NASA, ale firmy Boeing a Lockheed Martin. Vy je považujete za státní společnosti?


Petr Tomek - 8/1/2009 - 22:03

quote:
Jenže rakety Atlas a Delta nevyrábí NASA, ale firmy Boeing a Lockheed Martin. Vy je považujete za státní společnosti?


Možná spíš jde o to, že jsou to státní zakázky, ty jsou prostě vždycky dražší. Kromě toho jsou obě společnosti také hlavními výrobci pro armádu (např B2 Spirit, F-22 Raptor, C-130j Hercules, F-117, HIMARS, M270 MLRS), takže je otázka spíš nakolik USA patří jim.
Co se týká ceny Falconů, ještě bych trochu počkal, než se to usadí. Nicméně způsob kterým na to jdou mi připadá chytrý.


Jirka - 9/1/2009 - 10:35

Ja bych rekl, ze kosmonautika by mela projit podobnym vyvojem jako automobily. Princip a zakladni pohon je dobre znam, nyni chybi jen masivni nasazeni, zvysovani bezpecnosti, komfortu, bezobsluhovosti. Cili mozna dalsich padesat ci sto let nas ceka postupne zdokonalovani raketoveho pohonu. Je mozne ze se podari do te doby vyvinout pouzitelny kosmicky vytah, nebo vyuzit proudove motory pro prvni stupen, ale jadro kosmonautiky bude v raketovem motoru.
Myslim ze Space X ukazal cestu jak na to. Kosmicke technologie dnes jiz nejsou drahe a svarovaci pristroje na Al-Li jsou dostupne i stredne velkym firmam. Taky raketove motory dnes jiz vyrabi nejen Space X, ale treba i Armadillo (velmi mala firma) na velmi slusne urovni.
Nadeje Space X spociva v tom, ze stredne velka firma dokaze vyvinout, vyrobit a provozovat raketu. Davam jim a podobnym dalsich padesat let k tomu, aby dokazali z cesty na LEO udelat neco podobneho jako zaoceansky let Concordem. Sice drahe, ale dostupne pro bohatsi lidi.
Jaka cesta bude pouzita? Myslim ze bude zapotrebi znovupouzitelnost cele rakety. Bez toho jsme stale u klasickych raket a radikalni snizeni ceny za vynaseni nakladu neni mozne. Toho cile lze dosahnout:
1. Letounem s proudovymi motory a velkym druhym stupnem s raketovym motorem.
2. Letounem s proudovymi motory a ramjetem a mensim druhym raketovym stupnem.
3. Letoun s raketovym motorem nebo v kombinaci s proudovym motorem (Sabre) + druhy mensi raketovy stupen
4. Prvni stupen s raketovym motorem a kolmym startem a rizenym pristanim (K1, modul od Armadillo) + druhy mensi raketovy stupen
5. Jeden raketovy stupne (mozna kombinovany s dalsim pohonem) az na orbitu a dolu
Tezko rict ktera moznost ma vetsi sanci na uspeh, ale primitivnejsi predchudci uz existuji. Napriklad SpaceShip 1, Pegas od Orbitalu atd.
Jako vyvojovy meziclanek se nabizi napriklad Falcon od Space X, ktery by mohl take znovupouzit oba stupne vracejici se na padacich do more, ale zrejme az po jejich rozebrani a znovuslozeni.
Predpokladem znovupouzitelnosti raket je ovsem dostatecna poptavka a obrovsky tlak na efektivitu. Ta muze prijit jedine pokud dojde k masivnimu vyuziti kosmickeho prostoru (napriklad turistika ci ziskavani surovin). Pockejme si tedy par desetileti nez se poradne rozbehne kosmicka turistika.


HonzaVacek - 9/1/2009 - 16:44

quote:
Víte co mě napadá, o kolik lehčí by bylo postavit výtah na Měsíci a na Marsu. I když u Měsíce by asi stačila i rampa pro urychlení. Mars by ale mohl být pro kosmický výtah docela vhodná planeta.


Mars by byl pro výtah asi skutečně vhodnější než Země. Synchronní dráha je ve výšce 17000 km nad povrchem, takže délka lana by byla poloviční a rušivé vlivy působící na výtah tam jsou slabší (větší vzdálenost od Slunce a chybí Měsíc). Jenom je otázka, jestli by tam výtah byl zapotřebí, když už by kosmonautika byla na takové úrovni, že bychom tam byli schopni postavit výtah i s potřebnou infrastrukturou.

Měsíc mi naopak připadá pro stavbu výtahu úplně nejkomplikovanější. Jednak nemá synchronní dráhu díky blízkosti Země (s oběžnými drahami kolem Měsíce je vůbec potíž, těch stabilních je tam velice málo http://science.nasa.gov/headlines/y2006/30nov_highorbit.htm). Zbývají tedy Lagrangeovy body. Nejblíže je L1, ale podobně jako L2 nebo L3 je nestabilní. Bude tedy potřebné se zařízením v L1 často manévrovat, aby se v L1 zařízení udrželo. Rozložení hmoty pod povrchem Měsíce je hodně nerovnoměrné (maskony), na výtah tedy bude působit rušivá síla od některých maskonů, i když malá, která ho bude stahovat do strany a v delším časovém měřítku se může projevit. L1 je ve vzdálenosti asi 60000 km nad povrchem Měsíce, což docela hodně. Na opačnou stranu nebude muset být lano stejně dlouhé, asi vyjde kratší. Tam se začne projevovat gravitace Země a gradient gravitačního pole je směrem k Zemi větší než směrem k Měsíci a lano by se mělo rychleji napnout. I tak se ale nejspíš dostaneme s jeho délkou na nějakých cca 100000 km, což je cca čtvrtina vzdálenosti Země-Měsíc a tak máme docela dobře vyšlápnuto k tomu, abychom na Měsíc postavili lanovku
Další komplikací je to, že Měsíc nemá kruhovou dráhu. Její excentricita je 0.055. Rozdíl vzdáleností Měsíce v apocentru a v pericentru je 42 000 km. Na celé zařízení budou působit periodicky se měnící odstředivé a gravitační síly, které budou mít tendenci výtah rozkmitávat. Důsledkem excentricity dráhy je i to, že se mění vzdálenost libračních bodů od povrchu Měsíce, tedy i L1, kde bychom měli stanici výtahu.

Na Měsíci bych se tedy přimlouval spíše ke stavbě nějakého toho praku než výtahu.


Petr Tomek - 9/1/2009 - 18:15

Jo na Měsíci stačí k urychlení rampa s lineárním elektromotorem nebo urychlovačem na principu gaussovy pušky. Někde jsme na to měl obrázek, bylo to tam jako transport materiálu navržený NASA.


Petr Tomek - 9/1/2009 - 18:23

Na Měsíci, při orbitální rychlosti asi 3600 km/h v téměř úplném vzduchoprázdnu by se to možná dalo dosáhnout asi i na rampě.


Alchymista - 9/1/2009 - 19:25

Určite - "raketové sane" pre rôzne vojenské skúšky na Zemi bežne dosahujú cez 500m/s, maglev značne cez 100m/s - dotiahnuť to bez odporu vzduchu na 1000m/s by nemal byť príliš problém pre techniku a technológiu, ktorá dokáže na Mesiaci vybudovať potrebné zázemie, aby sa stavba takejto rampy vyplatila.


Adolf - 9/1/2009 - 21:05

V té studii železničních tunelu v polovoucí ponořené rouře přes Atlantik se navrhuje transatlantická železnice na principu maglévu ve vakuovém tunelu se navrhovalo, že by vlaky měly levitovat rychlostí 8 000 km/h. Na Měsíci, kde je vakuum samo o sobě, by šel udělat katapult dosahující skutečně kosmických rychlostí. Ale rozměry by byly docela monstrózní. A když by bylo staveništěm Měsíc, kde se to prodraží, tak dostat to rentabilnější než raketu bude dost oříšek. Jelikož by šlo o křivočarý pohyb, kde by bylo nutno odolávat dost velkým zrychlením, musely by také konstrukce všeho být dost masivní. Tak honem tam takové konstrukce nevidím. A v době, kdy na ně budeme mít, budeme umět nejpíš ještě úplně něco jiného, co tyto megakatapulty učiní zbytečnými.


Petr Tomek - 10/1/2009 - 09:19

quote:
Určite - "raketové sane" pre rôzne vojenské skúšky na Zemi bežne dosahujú cez 500m/s, maglev značne cez 100m/s - dotiahnuť to bez odporu vzduchu na 1000m/s by nemal byť príliš problém pre techniku a technológiu, ktorá dokáže na Mesiaci vybudovať potrebné zázemie, aby sa stavba takejto rampy vyplatila.


Musím říct, že mi to nedalo a podíval jsem se na rychlostní rekord raketových saní (tyhle byly čtyřstupňové) celkem mě to překvapilo - Mach 8,5!
viz:
http://www.popularmechanics.com/science/extreme_machines/1280831.html?page=1


alamo - 10/1/2009 - 13:15

čo tak na pohon tých "saní" použiť vodu?
proste predstavte si veľkú nádrž vody, na železničnej koľaji,
voda v nádrži je postupne "predohriata" na viac ako 95°C, ale menej ako na sto, aby sa nezačala variť "predčasne", z nádrže je čerpaná do "motora", v ňom sa ohrieva vysoko nad bod varu (možno "mikrovlnka"?), a expandujúca para, ženie sane do predu..
energia na ohrev sa, odoberá s "troleje" popri trati..
akú by to, asi mohlo dosiahnuť rýchlosť?
bol by pomer cena - výkon, dostatočne zujímaví?


Petr Tomek - 10/1/2009 - 16:47

quote:
čo tak na pohon tých "saní" použiť vodu?
proste predstavte si veľkú nádrž vody, na železničnej koľaji,
voda v nádrži je postupne "predohriata" na viac ako 95°C, ale menej ako na sto, aby sa nezačala variť "predčasne", z nádrže je čerpaná do "motora", v ňom sa ohrieva vysoko nad bod varu (možno "mikrovlnka"?), a expandujúca para, ženie sane do predu..
energia na ohrev sa, odoberá s "troleje" popri trati..
akú by to, asi mohlo dosiahnuť rýchlosť?
bol by pomer cena - výkon, dostatočne zujímaví?


Myslím, že je to trochu složité a při odběru vody ve vysokých rychlostech by voda asi rozřezala vstupní kanály, protože už při několika stech kilometrech za hodinu by jí nejen nebylo vůbec možné čerpat, ale zdála by se tvrdá jako beton. To už by bylo jednodušší použít k urychlení klasickou horkovodní raketu. Není to sice žádné supedělo (Isp má celkem mizerné)ale to by příliš nevadilo vzhledem k ceně. Energeticky by paradoxně asi na takové dráze vycházel dobře kyslíko-vodíkový motor (z raketových motorů), protože by odpadla jeho největší potíž - nemusel by nést hned od začátku celou raketu. Menší raketový motor by se také dal použít jen k rozjezdu a k nahození ramjetů na saních. Něco takového by samozřejmě nedoneslo kosmickou loď na oběžnou dráhu, dokonce se si nedá mluvit ani o nahrazení prvního stpně, ale ušetřilo by to část paliva, kterou by pak mohl nahradit užitečný náklad.


Petr Tomek - 10/1/2009 - 16:54

Ještě videjko toho pozemního rekordu


Adolf - 10/1/2009 - 17:15

Já nevidím moc výhod v raketových saních. Když něco letí, nemůže se to "odpichovat" od něčeho pevného nebo dokonce vůbec od ničeho, co si neveze s sebou, tak jsme k reaktivnímu pohonu odsouzeni. Musíme se smířit s tím, že náš stroj je pak víc rozfukovač plynů než hýbač užitečným nákladem.

Máme-li však oporu pevnou drahou, navíc třeba ukotvenou na planetě či jinak velkém tělese, je daleko výhodnější využít "odpichování" od pevných těles. "Dejte mi pevnou zem a levně hnu s nákladem."

Takové saně by se mohly hodit jako stabilizátor při startu. Velké pomalu startující rakety představují problémy se startovní stabilizací. Vedení rakety během počátku startu by umožnilo zbavit se stabilizačního problému, neboť raketa by se urychlila na stabilní rychlost bez potřeby vlastní stabilizace.

Pak by se výhoda vedení stabilní drahou ztratila. Pak je třeba hledat, kudy honem z atmosféry, k čemuž se vedení pevnou drahou moc nehodí.

Vedení pevnou drahou je také možné jen s určitými omezeními. Vysokorychlostní maglévy ve vakuu by mohly umožnit vlakům rychlosti, jakých zdaleka nedosahují letadla, ale jen díky tomu, že vlak se kolejí při této strašné rychlosti nedotýká. Když teoretický vlak řítící se 8 000 km/h škrtl o svou kolejnici, tak se odpaří. I gigantická děla, s nimiž byly činěny pokusy vystřelit na orbitu či střílet na vzdálenosti tisíců km, toho mohla dosáhnout tak, že během pozdější fáze vnitřní balistiky se projektil nedotýkal hlavně a byl mazán průtokem vrstvy plynů mezi projektilem a hlavní. Jinak by výstřel skončil katastroficky.

Výstřel z děla je pochopitelně, jakožto katapult, daleko energeticky účinnější než reaktivní pohon. Katapulty však mají všechny tu nevýhodu, že musí být obrovité, aby umožnily potřebnou rychlost dosáhnout s rozumným zrychlením. Pokud jsou katapulty tady na Zemi, je tu ten problém, že když by náklad opustil katapult, nejspíš by rychle shořel v atmosféře, než by dosáhl orbitu. Chtělo by to potom další vychytávku - ten plazmový štít, který jsme tu kdysi diskutovali. Nebo třebas jen raketový štít ve stylu superkavitačních torpéd Skvaš. Prostě na špičce by seděla raketa, rozfoukávající své plameny z trysky tak, aby prorážela cestu hustým prostředím a vytvářela za sebou nízkotlakou kapsu, kterou se pohybuje náklad. Aerodynamický odpor by byl o kus větší, ale aerodynamická zátěž konstrukce menší. Pak by možná šlo uvažovat o urychlování velkých nákladů k dopravě na orbitu pozemskými "katapultačními železnicemi".

Rozvoj technologií aktivní ochrany před aerodynamickou zátěží konstrukce by možná mohl pomoci i přistávání z kosmu, návratnosti komponent použitých i v obrovských výškách, rozvoji letecké techniky pro rychlosti a výšky na pomezí letecké a kosmické techniky. To by možná pak také mohlo pomoci vývoji těch tryskových, ramjetových a scramjetových stupňů vynášení kosmických nákladů.


alamo - 10/1/2009 - 17:22

vstupné kanály? na žiadne som nemyslel, tá nádrž mala byť uložená, na saniach a pohybovať sa, a nie "bazén" pod koľajnicami


Adolf - 10/1/2009 - 17:34

quote:
vstupné kanály? na žiadne som nemyslel, tá nádrž mala byť uložená, na saniach a pohybovať sa, a nie "bazén" pod koľajnicami


Ona trvanlivost nějaké dráhy ofukované produkty nějakých trysek by asi nebyla nic moc. Když začne rosit svar v trubce s vodou či parou skrze dirku menší, než jakou lze propíchnout špendlíčkem, tak rozřeže kolem sebe zazvilku všechny konstrukce vččetně dalších potrubí a prořeže se na daleko větší rozměry.


ales - 10/1/2009 - 17:45

quote:
... Predpokladem znovupouzitelnosti raket je ovsem dostatecna poptavka a obrovsky tlak na efektivitu. Ta muze prijit jedine pokud dojde k masivnimu vyuziti kosmickeho prostoru (napriklad turistika ci ziskavani surovin). Pockejme si tedy par desetileti nez se poradne rozbehne kosmicka turistika.

Naprosto souhlasím s tím, že jednou z "brzd" kosmické dopravy, je relativně nízká poptávka po jejích "službách". Bohužel je to tak, že v kosmu se zatím nepodařilo najít něco tak jednoznačně užitečného, že by to lidi chtěli za jakoukoliv cenu. "Poptávku" sice hodně brzdí sama vysoká cena kosmické dopravy, ale ještě víc ji možná brzdí cena za vynášená užitečná zatížení, která bývají o dost dražší, než jejich nosná raketa (ač to na první pohled vypadá skoro neuvěřitelně). Obě tyto ceny určitě časem klesnou a kosmická doprava i kosmonautika se budou moci více rozvinout, ale k tomu prostě bude muset dospět veškerá pozemská technologie a možná i celá naše civilizace. Snad toto "dospívání" urychlí kosmická turistika nebo nějaké nové neobvyklé a žádané využití kosmu.

Možná k tomu pomůže i rozvoj zde diskutovaných technologií typu "katapult" nebo "proudové motory". Obávám se ale, že k jejich rozvoji je asi třeba i jiný silný důvod, než jen sama kosmonautika (např. pozemská doprava nebo vojenství).

V každém případě nám to nijak nebrání ve zkoumání všech dostupných i exotických možností. Proto díky za všechny zdejší náměty a připomínky.

Mám ještě pár poznámek k některým návrhům:

- myslím, že poblíž Měsíce není orbitální rychlost jen 3600 km/h (1000 m/s), ale nejméně 1600 m/s (ve výši 100 km), takže případný katapult tam musí dosáhnout rychlosti vyšší než 1600 m/s (pro přímý dolet skoro až na oběžnou dráhu), nebo dokonce až přes 2400 m/s (pro přímý odlet k libračním bodům nebo k Zemi)

- u katapultů chci upozornit ještě na to, že ke své plnohodnotné funkci potřebují krátkodobě velmi vysoký příkon energie a je třeba s tím počítat (o něco to prodražuje jejich konstrukci i provoz) [pro hrubý jednoduchý odhad potřebného příkonu stačí konečnou kinetickou energii urychleného tělesa podělit dobou funkce katapultu]

- "raketové saně" jsou v principu pořád jen klasická raketa (nebo proudové letadlo) a s katapultem toho nemají mnoho společného (snad jen tu vodicí dráhu) [takže proti raketě nebo letadlu si moc nepomůžeme]

- "raketa s externí dodávkou pohonné hmoty i energie" je docela zajímavá, ale opravdu nedokážu určit její efektivitu (na první odhad mi to připadá nevýhodné, ale jistý si tím nijak nejsem)


ales - 10/1/2009 - 17:51

quote:
vstupné kanály? na žiadne som nemyslel, tá nádrž mala byť uložená, na saniach a pohybovať sa, a nie "bazén" pod koľajnicami

Všechna voda by byla urychlovaná spolu s motorem a užitečným zatížením? V tom případě to je skoro klasická raketa "vyhoršená" nutností stavby dlouhých "kolejí" a komplikovaná předáváním energie z dráhy do motoru. To podle mne nemůže nikdy vyjít lépe než samotná raketa.


Petr Tomek - 10/1/2009 - 17:56

quote:
Já nevidím moc výhod v raketových saních. Když něco letí, nemůže se to "odpichovat" od něčeho pevného nebo dokonce vůbec od ničeho, co si neveze s sebou, tak jsme k reaktivnímu pohonu odsouzeni. Musíme se smířit s tím, že náš stroj je pak víc rozfukovač plynů než hýbač užitečným nákladem.


Hlavní problém, který řeší rampy, kolejnice a raketové saně je okamžik při startu. Několik prvních sekund totiž raketa skutečně bojuje s gravitací. Má největší hmotnost a tedy nejvyšší gravitační ztráty a nulovou rychlost. Pokud je dráha skloněná, nebo má tvar blízký hyperbole s jedním koncem na zemi, získává hned o začátku rychlost, bez gravitačních ztrát nebo s menšími gravitačními ztrátami u nakloněné roviny. V okamžiku opuštění rampy je její hmotnost díky spotřebovanému palivu nižší a zároveň má vyšší rychlost než při stejné spotřebě a kolmému startu. A chtěl bych upozornit, že ten současný rekord na saních - tedy na kolejích je ve skutečnosti 10,325 km/h a to prosím ne ve vakuu.


Petr Tomek - 10/1/2009 - 18:09

quote:
vstupné kanály? na žiadne som nemyslel, tá nádrž mala byť uložená, na saniach a pohybovať sa, a nie "bazén" pod koľajnicami


Pak by byla vhodnější prostě horkovodní raketa, ovšem to už nemůžeme zase tak docela mluvit o nejefektivnějším způsobu dosažení orbity. Jsou to většinou buď hračky, nebo laciné urychlovací bustery.
Něco o horkovodních raketách:
http://www.tecaeromex.com/ingles/vapori.html
http://www.aquarius-aerospace.de/index-e.html
(děkuji B. Křížkovi za upozornění)


Adolf - 10/1/2009 - 18:15

Vnější dodávka energie raketě je jistě trochu problém. Zatím jsem slyšel od vyznavačů tohoto způsobu dva tipy:

Táhnout s sebou kablík ze Země.
Napájet ze Země laserem či jiným zdrojem zářivého výkonu.

Kdyby ten kablík mohl být něco na způsob nanovlákna pro katapult, tak bych to skoro pochopil. Ale myslím, že současný elektrický kabel zdaleka nemá takovou hustotu výkonu, jakou má plamen v trysce rakety. Kdyby tedy mělo jít o klasické kábly, musely by mít průřez větší než průřez trysky rakety. Takže s realistickou délkou nelze počítat. Supravodivé kabely s potřebným chlazením by také o moc lépe nedopadly. To by snad i hadice s palivem a okysličovadlem vycházela lépe.

Vysokoteplotní supravodiče, kdyby se je podařilo dotáhnout ke stabilitě, by na tom asi byly lépe, ale i u nich je určité omezení např. magnetickým nasycením. Když je elektrický proud moc velký, nasytí se supravodič vlastním magnetickým polem a víc už nepřenese. Jediný materiál, který by byl schopen přenášet takové výkony, o kterém dosud pozitivně vím, je plazma. Vyrábět takové plazmovody s kombinací potřebných technických parametrů a ceny, to je ale zatím dost sci-fi.

Kdybychom napájeli laserem, tak by se asi více hodil laser jako zdroj impulsu daleko efektivnější než raketa, kde by případný dodatečný reaktivní tah byl spíš vedlejším produktem chlazení při absorpci laserového příkonu. Ale zase je to kousek za technickou realitou dnešních dnů.


Petr Tomek - 10/1/2009 - 18:40

quote:
Vnější dodávka energie raketě je jistě trochu problém. Zatím jsem slyšel od vyznavačů tohoto způsobu dva tipy:

Táhnout s sebou kablík ze Země.
Napájet ze Země laserem či jiným zdrojem zářivého výkonu.

Kdyby ten kablík mohl být něco na způsob nanovlákna pro katapult, tak bych to skoro pochopil. Ale myslím, že současný elektrický kabel zdaleka nemá takovou hustotu výkonu, jakou má plamen v trysce rakety. Kdyby tedy mělo jít o klasické kábly, musely by mít průřez větší než průřez trysky rakety. Takže s realistickou délkou nelze počítat. Supravodivé kabely s potřebným chlazením by také o moc lépe nedopadly. To by snad i hadice s palivem a okysličovadlem vycházela lépe.


Co se týká kabelů, tak rakety s kabelem létaly, létají a asi létat ještě budou.
Viz: http://www.letectvi.cz/letectvi/Article61944.html
Přes kabel se ovšem nepřenáší energie k pohonu ale řídící povely. Problém je spíše v tom, kolik by takový kabel vážil (současné mají asi 4,5 kilometru, což je trochu málo) a jak by byl spolehlivý/nespolehlivý. Dodávat energii by tedy bylo možné asi jen prvnímu stupni a to ještě trochu nespolehlivě. U střel to zase není taková ztráta ale svěřit takovému kablíku svou kůži. No asi bych se neodvážil. Ale možná pro dopravu nákladu že by to šlo. Perspektivně...
Jiná možnost by mohla být použití něčeho jako WiTricity, jenže si neumím představit, kolik energie a jak účinně se tak dá přenést.


Petr Tomek - 10/1/2009 - 18:58

quote:

- "raketové saně" jsou v principu pořád jen klasická raketa (nebo proudové letadlo) a s katapultem toho nemají mnoho společného (snad jen tu vodicí dráhu) [takže proti raketě nebo letadlu si moc nepomůžeme]


O snížení gravitačních ztrát jsem už něco psal, ale faktem je, že by startovací saně pro rampu neměly mít jenom jeden druh pohonu. Když se nad tím zamyslíte, je jasně vidět, že první rozjezd by byl nejjednodušší gravitační - jízda z mírného kopečka. V nízkých rychlostech (do několika set km/h) by se používal lineární elektromotor (čímž by se výrazně zmenšily nádrže pro raketový motor), který by postupně přešel na pohon elektromagnetickými pulsy (Gaussova puška) a na závěr by teprve přišly raketové, ramjet nebo jiné vysokorychlostní motory. Při tom už by se dala ušetřit i nějaká energie a přitom bychom nesmyslně nezvyšovali hmotnost samotné rakety/raketoplánu protože by všechna tato zařízení nádrže a motory by byly na samotných saních - tedy nevyžadují ani křídla ani tah motorů které by je nesly. Zároveň by saně i dráha zůstaly použitelné pro další starty.


yamato - 10/1/2009 - 19:42

quote:

Kdybychom napájeli laserem, tak by se asi více hodil laser jako zdroj impulsu daleko efektivnější než raketa, kde by případný dodatečný reaktivní tah byl spíš vedlejším produktem chlazení při absorpci laserového příkonu. Ale zase je to kousek za technickou realitou dnešních dnů.



A co mikrovlnny prenos? S mikrovlnnym prenosom elektriny z geostacionarnej drahy sa uvazovalo, takisto prenos elektrickej energie na letiace lietadlo bol uspesne demonstrovany. Neviete nahodou spocitat aku velkost by musela mat mikrovlnna antena, aby dokazala preniest energiu na raketu vzdialenu par tisic km od miesta startu, pricom prijimac (rectena) by mal len urcite racionalne rozmery? A samozrejme otazne je aj to, ci sa daju takymto sposobom prenasat megawatty energie...


Adolf - 10/1/2009 - 19:44

Mám dojem, že tu kdysi uváděl Aleš Holub jmenovitý výkon raket jako 64 kW/N. Když si najdu doporučené průřezy kabelů pro domácí rovod energie, najdou tak 1-2 mm2 na 1 kW. Asi je to hodně. Kdo potřeboval menší průřez, našel by řešení, ale ne řádově. Zkuste si někdo přepočítat tah Saturnu V na průřez elektrického kabelu, co by mu dodával příkon.


ticker - 10/1/2009 - 20:27

Závisí či kábel by bol supravodič.


Petr Tomek - 10/1/2009 - 20:28

quote:
Mám dojem, že tu kdysi uváděl Aleš Holub jmenovitý výkon raket jako 64 kW/N. Když si najdu doporučené průřezy kabelů pro domácí rovod energie, najdou tak 1-2 mm2 na 1 kW. Asi je to hodně. Kdo potřeboval menší průřez, našel by řešení, ale ne řádově. Zkuste si někdo přepočítat tah Saturnu V na průřez elektrického kabelu, co by mu dodával příkon.


Mám dojem, že to není třeba už z důvodů hmotnosti běžného kabelu. Dvoumilimetrový drátek do 100 kilometrové výšky by vážil 17 920 tun. Žádný Saturn V by to prostě neunesl.


Adolf - 10/1/2009 - 21:44

quote:
Závisí či kábel by bol supravodič.


Supravodič, který už existuje, ale určitě ne. Supravodič, který existuje v rámci nějakého výhledového plánu, který též už existuje, také těžko.


Alchymista - 10/1/2009 - 22:07

quote:
"raketové saně" jsou v principu pořád jen klasická raketa
Spomenutím raketových saní som chcel poukázať na to, že koncepcia vodiacej dráhy umožňuje už pri súčasnom stave techniky a technológie dosiahnuť aj v pozemských podmienkach pomerne vysoké rýchlosti. Pre použitie v podmienkach mesiacu je samozrejme pohon klasickou raketou nepraktický a to z viac ako jedného dôvodu. Najvhodnejší by bol zrejme urýchľovací systém s lineárnym elektromotorom a nákladom uchyteným na "nosiči", ktorý zostáva na mesiaci - na vhodnom mieste trate sa náklad oddelí a nosič je po zabrzdení a rekuperácii jeho kinetickej energie opäť použitý.
Technická náročnosť takéhoto riešenia (supravodivý lineárny elektormotor dlhý desiatky kilometrov, energetické zdroje pre jej pohon...) by bola samozrejme extrémna a okrem budovania kozmických sídlisk (alebo podobných veľkorozmerných štruktúr) si neviem predstaviť dôvod jeho stavby.


Petr Tomek - 10/1/2009 - 22:14

quote:
Závisí či kábel by bol supravodič.


Obávám se, že i kdyby to byl vysokoteplotní superlehký supravodič, tak bychom se dostali k několika tisícům tun (ale spíše k desítkám tisíc)hmotnosti drátu a to pro nijak závratné výkony. Kromě toho je trochu problém s tím, že potřebujeme také pohonnou látku. Teoreticky by se dal třeba použít vzduch, který by se při nasávání nejprve zchladil a pak v trysce naopak ohřál. Jenže s tímhle skončíte někde ve 30 až 40 kilometrech. To je na tak náročné zařízení trochu málo. Použití laserového paprsku zkoušeli Lightcraft:
http://www.space.com/businesstechnology/technology/laser_propulsion_000705.html
http://www.lightcrafttechnologies.com/
Zatím to bohužel vypadá nepoužitelně i když to docela hezky létá!


Co se týká těch neustálých připomínek o "rozfukovači plynů", tak jsem si uvědomil, že vlastně znám raketu která splňuje představu "rakety na tyči" téměř dokonale. Dokonce se část letu nezanedbatelně opírá o zem. Tady je:
http://www.ent.ohiou.edu/~et181/rocket/Nielsen_Rocket.pdf

Rozhodně to ale není nejefektivnější způsob dosažení orbitu, spíš hezká fyzikální pomůcka.


Petr Tomek - 11/1/2009 - 11:26

Trochu mi tu chybějí jiné méně známé návrhy systémů jako Orbital Airship, SkyHook nebo Slingatron.

http://www.slingatron.com/
http://www.jpaerospace.com/atohandout.pdf

A co se týká "pomalých" letadlových nosičů, tak bych rád připomenul podle mě stále pozoruhodný projekt Dana Lazeckého který se tu objevil kdysi v rámci pokusů o návrh X-Prize. Byl to návrh použít k vypouštění stratelit.

http://mek.kosmo.cz/zajmy/projekty/xprize/dan/index.htm



Jan Baštecký - 11/1/2009 - 13:45

quote:
Závisí či kábel by bol supravodič.


Nevím, jak znáte vlastnosti supravodiče.

Supravodič má (téměř) nulový odpor, ale zdaleka nemá nekonečnou proudovou hustotu. Pokud budete počítat s prodovou hustotou cca 100 vyšší než u běžných vodičů, pak vodič ze supravodiče bude mít desetinový čistý průměr. Ale navíc přibude ochranná vrstva (všechny supravodiče mají bídné mechanické vlastnosti, dokonce vysokoteplotní supervodiče jsou velice křehké) a vrstva s chlazením.

Takže se obávám, že celkový rozměr a hmotnost napájecího kabelu by se nijak výrazně nezměnila.

zkusím parafrázovat: "Kabelem to nepůjde, milý Marconi" :-)


derelict - 11/1/2009 - 15:04

quote:
quote:
Závisí či kábel by bol supravodič.


Nevím, jak znáte vlastnosti supravodiče.

zkusím parafrázovat: "Kabelem to nepůjde, milý Marconi" :-)



A při podobném bezdrátovém přenosu by člověku doslova a do písmene vstávaly vlasy na hlavě. Mo6n8 i hrůzou.
Škoda že ani nevíme, zda by se dalo odstínit gravitační pole. To by panečku byla doprava, stačila by odstředivá rychlost rotace ;o)


Adolf - 11/1/2009 - 23:17

No, já bych mimo všechno tohle ještě jednou doporučil porovnat hustotu výkonu v plamenech raketové trysky s hustotou výkonu v kabelu. V ukecanosti mých vyjádření se to jistě ztratilo. Případně to porovnejte s hustotou výkonu dopravovaného jako chemický potentciál mezi palivem a okysličovadlem případnými hadicemi.


Každopádně hadicí ani kabelem to nepůjde.


yamato - 12/1/2009 - 08:55

quote:
No, já bych mimo všechno tohle ještě jednou doporučil porovnat hustotu výkonu v plamenech raketové trysky s hustotou výkonu v kabelu. V ukecanosti mých vyjádření se to jistě ztratilo. Případně to porovnejte s hustotou výkonu dopravovaného jako chemický potentciál mezi palivem a okysličovadlem případnými hadicemi.


Každopádně hadicí ani kabelem to nepůjde.


no ved to bolo hadam jasne od zaciatku


David - 12/1/2009 - 09:09

bylo by v něčem užitečné raketu jakoby vystřelovat z hlavně?

moje představa je taková, že by se nosná raketa umístila do nějaké pomyslné studny a expandujicí plyny by nemohli utikat do stran a v případě efektivního utěsnění ani nahoru. nepředstavuji si to, že by se jednalo o klasický výstřel s vysokým zrychlením, ale nějaké urychlení by se tím dalo jistě získat, navic hnací látka pro prvních cca 300 metrů (kdy se rakety jen líně zvedají a překonávají gravitaci) by mohla pocházet ze zdroje mimo raketu.

100 metrů tubus nad zemí, 200 metrů pod zem ..

asi by to bylo pouze por náklad, kde jistě může být větší zrychlení ..

co myslíte? je to velká blbost ?


ales - 12/1/2009 - 09:17

quote:
No, já bych mimo všechno tohle ještě jednou doporučil porovnat hustotu výkonu v plamenech raketové trysky s hustotou výkonu v kabelu. ...

Pro základní porovnání v oblasti reaktivních pohonů je možno použít vztah P = 0,5 . Isp . F (kde P je čistý výkon "v tahu plamenů" [ve Wattech], Isp je specifický impuls [v Ns/kg] a F je tah [v Newtonech]).

Odhadnout lze i "příkon" (tedy tepelný výkon spalování v raketovém motoru) tím, že z praxe lze odhadnout, že účinnost raketových motorů je cca 50% (cca 50% energie si "plameny" odnesou ve formě tahu a cca 50% ve formě tepla), takže "příkon" musí být zhruba dvojnásobný než "čistý výkon tahu". Obdobnou účinnost mají např. i iontové motory (cca 50% elektrického příkonu se podaří přeměnit na tah).

Vztah pro odhad "příkonu" se tak může zjednodušit na P = Isp . F

Adolf mi tu nedávno vložil do úst nepřesný výrok o "jmenovitém výkonu" raket. Jak je vidět výše, záleží na Isp motoru. Čím vyšší Isp, tím vyšší "jmenovitý výkon". U klasických chemických pohonů je to cca 1500 - 2500 W/N (při Isp 3000 - 5000 Ns/kg) a u iontových motorů to bývá kolem 15000 W/N (při Isp 30000 Ns/kg). Je to tedy o něco méně, než s odkazem na mne uvedl Adolf. Přesto je to dost a "celkové fýkony" nosných raket vycházejí opravdu ohromující. Např. raketoplán (STS) má při startu tah cca 30 MN (při Isp přes 3000 Ns/kg) což znamená, že jeho "čistý výkon" je nejméně 50000 MW (pro srovnání uvádím, že celkový elektrický příkon celé ČR bývá kolem 10000 MW, tedy jen pětinový oproti jedinému STS).

Při odhadu "příkonu", který by se musel reaktivnímu motoru dodávat externě (např. "po kabelech") je třeba počítat i s tou 50% účinností, takže "příkon" by musel být ještě dvakrát větší, než "čistý výkon" motoru. U STS při startu to tedy vychází nejméně kolem 100000 MW (100 GW), pro samotné 3xSSME pak nejméně 20000 MW, a dokonce i raketa Sojuz při startu generuje "tepelný výkon" ekvivalentní cca 10000 MW (tedy zhruba na úrovni elektrického příkonu celé ČR). Z toho je vidět náročnost případné externí dodávky energie nosným raketám (jde o obrovské výkony) a ukazuje to i na genialitu klasického řešení raket, kdy pohonná látka je současně i ultravýkonným zdrojem energie pro své vlastní urychlení.


mrf - 12/1/2009 - 09:22

quote:
bylo by v něčem užitečné raketu jakoby vystřelovat z hlavně?

moje představa je taková, že by se nosná raketa umístila do nějaké pomyslné studny a expandujicí plyny by nemohli utikat do stran a v případě efektivního utěsnění ani nahoru. nepředstavuji si to, že by se jednalo o klasický výstřel s vysokým zrychlením, ale nějaké urychlení by se tím dalo jistě získat, navic hnací látka pro prvních cca 300 metrů (kdy se rakety jen líně zvedají a překonávají gravitaci) by mohla pocházet ze zdroje mimo raketu.

100 metrů tubus nad zemí, 200 metrů pod zem ..


co myslíte? je to velká blbost ?


Já to tedy spočítat neumím
Ale myslím že když raketový motor pracuje do "protitlaku"
tak prudce klesá jeho "účinnost" (lsp).. (??)



David - 12/1/2009 - 09:30

quote:
quote:
bylo by v něčem užitečné raketu jakoby vystřelovat z hlavně?

moje představa je taková, že by se nosná raketa umístila do nějaké pomyslné studny a expandujicí plyny by nemohli utikat do stran a v případě efektivního utěsnění ani nahoru. nepředstavuji si to, že by se jednalo o klasický výstřel s vysokým zrychlením, ale nějaké urychlení by se tím dalo jistě získat, navic hnací látka pro prvních cca 300 metrů (kdy se rakety jen líně zvedají a překonávají gravitaci) by mohla pocházet ze zdroje mimo raketu.

100 metrů tubus nad zemí, 200 metrů pod zem ..


co myslíte? je to velká blbost ?


Já to tedy spočítat neumím
Ale myslím že když raketový motor pracuje do "protitlaku"
tak prudce klesá jeho "účinnost" (lsp).. (??)





No já si představoval že by se vlastní raktový motor zažehl až po opuštění hlavně, podobně jako např. u raket vypalovaných z ponorek.

jde mi o to, že když nemůžeme externě dodávat energii do raket během letu, třeba by šlo někde získat usporu, alespoň pro prvních pár stovek metrů.

ten tlak v hlavni by samozřejmě vyvyjelo nějaké zařízení na zemi.

myslím, že taková to hlavěn by mohla být jednoduším ekvivalentem rozjezdové rampy


martinjediny - 12/1/2009 - 10:39

Při odhadu "příkonu", který by se musel reaktivnímu motoru dodávat externě (např. "po kabelech") je třeba počítat i s tou 50% účinností, takže "příkon" by musel být ještě dvakrát větší, než "čistý výkon" motoru. U STS při startu to tedy vychází nejméně kolem 100000 MW (100 GW), pro samotné 3xSSME pak nejméně 20000 MW, a dokonce i raketa Sojuz při startu generuje "tepelný výkon" ekvivalentní cca 10000 MW (tedy zhruba na úrovni elektrického příkonu celé ČR). Z toho je vidět náročnost případné externí dodávky energie nosným raketám (jde o obrovské výkony) a ukazuje to i na genialitu klasického řešení raket, kdy pohonná látka je současně i ultravýkonným zdrojem energie pro své vlastní urychlení.




To ano, ale ta genialna latka musi vynasat predovsetkym samu seba. Naviac externe zariadenie(hoci jednoduchy staticky motor generujuci tlak do rury) by bol viacnasobne pouzitelny, vysoko bezpecny,...

Na druhej strane i rura zakopana 1500m pod zem poskytne pri zrychleni 2g delta v iba 240m/s! aj pri 20g len 774m/s
...proste malo muziky za vela, vela penazi a s neznamim rizikom a navratnostou.
Aj 4km rura da pri 2g len 400m/s. proste rura, delo ma zmysel pre sialene zrychlenia.

Alternativy a kable zas uz nie su len o horaku, ale tu energiu treba transformovat na usalchtilu a to tiez nie je lacne. Avsak sa da vyhodit +-cely prvy stupen, takze treba porovnavat az prikony druheho stupna.


martinjediny - 12/1/2009 - 10:48

quote:
...Každopádně hadicí ani kabelem to nepůjde.

"klasickym" kablom som sa dopocital do "rozumnej" realizovatelnosti do cca 2000m/s. Ale to nechci vidiet zlozitost riesenia... A tiez mi chybal ekvivalentny zdroj...


ales - 12/1/2009 - 11:30

quote:
To ano, ale ta genialna latka musi vynasat predovsetkym samu seba. Naviac externe zariadenie(hoci jednoduchy staticky motor generujuci tlak do rury) by bol viacnasobne pouzitelny, vysoko bezpecny,...

V tomto případě jsem mluvil jen o externí dodávce energie na klasickou raketu. Tedy žádná "roura", ani žádný "katapult", ale pořád pohonná látka v raketě (tedy "urychlující sebe sama"). Jen "ohřev" je jiný.

A pozor! U "roury" a "katapultu" už moje dříve uvedené vztahy neplatí (P=0,5.Isp.F)! Ty platí jen pro standardní reaktivní pohon (tedy pohonná látka musí být v raketě nebo v letadle). Např. u "katapultu" se průměrný "příkon" musí počítat třeba tak, že rozdíl počáteční a konečné kinetické energie se podělí časem urychlování na katapultu. To je úplně jiný princip, jiná čísla a jiné souvislosti. Podstatný efekt "katapultu" je například v tom, že při urychlování stejný příkon neudrží stále stejné zrychlení "užitečného zatížení", ale bude postupně klesat (nebo bude třeba větší příkon na stejné zrychlení). Je to proto, že při vysokých rychlostech roste kinetická energie rychleji, než při nízkých rychlostech (Ek=0,5.m.v^2) [zkuste si to třeba pro 0 - 50 m/s a pro 50 - 100 m/s ... atd.]. I v tom je výhoda rakety [reaktivního pohonu] (a v jistém smyslu i genialita), protože ta při konstatním výkonu udrží stejné zrychení při libovolné rychlosti (a s poklesem hmotnosti pak zrychlení dokonce ještě roste).


martinjediny - 12/1/2009 - 12:05

Ales, nechcel som spochybnovat spravnost fyziky, len dve poznamky:

1/ potrebny prikon privedeny do motora bude pri externom zdroji energie podstatne mensi ako startovaci prikon klasickej rakety.

2/externy zdroj nie je lahko realizovatelny a momentalne ani efektivny


Ohara - 12/1/2009 - 12:11

Jen mala poznamka ke zdrojum. Pro tyto ucely se pouzivaji tzv. akutatory. Coz je vlastne obri setrvacnik, ktery se elmag zabrzdi, cimz prevede svuj moment hybnosti na proud. Samozrejme je k tomu potreba supravodiva technika, jinak by to diky obrim proudum shorelo. Bezne se to ale pouziva pro velky lasery, linearni urychlovace, nebo railway kanony.


Petr Tomek - 12/1/2009 - 12:21

quote:
bylo by v něčem užitečné raketu jakoby vystřelovat z hlavně?

moje představa je taková, že by se nosná raketa umístila do nějaké pomyslné studny a expandujicí plyny by nemohli utikat do stran a v případě efektivního utěsnění ani nahoru. nepředstavuji si to, že by se jednalo o klasický výstřel s vysokým zrychlením, ale nějaké urychlení by se tím dalo jistě získat, navic hnací látka pro prvních cca 300 metrů (kdy se rakety jen líně zvedají a překonávají gravitaci) by mohla pocházet ze zdroje mimo raketu.

100 metrů tubus nad zemí, 200 metrů pod zem ..

asi by to bylo pouze por náklad, kde jistě může být větší zrychlení ..

co myslíte? je to velká blbost ?


Podobný systém se používá u některých ruských vojenských raket, ale je to vlastně hlavně proto, že se motory na hypergolická paliva nahazují až ve vzduchu. Silo tedy zůstává poměrně čisté. K "výstřelu" se používá stlačný vzduch. Co se týká střel s raketovými motory do superděl, tak s takovou municí počítal třeba projekt Babylon. Hlavní vadou děl ale je, že zrychlení je zpravidla poměrně drastické, takže by nebyly použitelné nejen pro posádku ale ani pro jemnější zařízení. I v případě umístění rakety do hlavně by došlo k něčemu podobnému. Teoreticky by šlo použít superdlouhou hlaveň bez bočních komor s nějakým generátorem plynu umístěným pevně na konci hlavně, který by řízeně zvyšoval tlak a tedy i rychlost (něco jako obří foukačka). Ovšem tady by asi začaly být problémy s pevností materiálu.


Adolf - 12/1/2009 - 15:55

quote:
Pro tyto ucely se pouzivaji tzv. akutatory. Coz je vlastne obri setrvacnik, ktery se elmag zabrzdi, cimz prevede svuj moment hybnosti na proud.


Výraz aktuátor obecně vnímám jako synonymum pro servopohon.


Ohara - 12/1/2009 - 16:36

Mate pravdu, myslel jsem pri tom uz na neco jineho, mel jsem na mysli kompulzator. Nicmene at uz se to jmenuje jakkoliv, chtel jsem rict, ze takove zdroje jsou.
Jeste k vyse zminenym vojenskym raketam, u velkych protiletadlovych strel se obcas pouziva neco jako katapult/prak.


Adolf - 12/1/2009 - 16:44

quote:


Při odhadu "příkonu", který by se musel reaktivnímu motoru dodávat externě (např. "po kabelech") je třeba počítat i s tou 50% účinností, takže "příkon" by musel být ještě dvakrát větší, než "čistý výkon" motoru. U STS při startu to tedy vychází nejméně kolem 100000 MW (100 GW), pro samotné 3xSSME pak nejméně 20000 MW, a dokonce i raketa Sojuz při startu generuje "tepelný výkon" ekvivalentní cca 10000 MW (tedy zhruba na úrovni elektrického příkonu celé ČR).


No tak, když si těch 200 GW tedy 2 * 10^11 W přepočtu na hustotu výkonu 1000 W/mm2, tak mi vychází průřez kabelu 200 m2. I kdybych měl supravodič s 10x větší proudovou hustotou, než ho nasytí magnetické pole, tak je to pořád 20 m2 a nemáme k tomu žádný kryogenický obal.

Hadice, co by tomu dodávala palivo nebo třebas odpovídající hydraulický příkon, by vyšla s menším průřezem.

Je třeba si uvědomit, že kus studené hmoty, skrze sebe těžko přenese takový výkon, jako raketový plamen, tedy hmota v rozžhavená tak, že každá její molekula má obrovskou energii, a při tom při rychlosti, která by normální kus hmoty při dopadu odpařila. Tedy hustota elektrické energie pří průtoku drátem, těžko může dosáhnout hustoty energie spalin v raketové trysce. Průřezy kabelů tedy budou vždy o dost větší než přůřezy trysek. Jediný vodič, který by mohl mít větší hustotu výkonu, by byla vysoce ionizovaná plazma. Ale kondenzovanou látkou ani supravodivou takovou hustotu výkonu jako tryskou nedostaneme.

Také třeba hydraulická potrubí jsou schopna přenést na krátké vzdálenosti výkon přes menší hmotnost hydraulického potrubí než by byla ekvivaletní hmotnost elektrického vedení. Také proto je hydraulika jako způsob transmise výkonu na krátké vzdálenosti dost často v technických aplikacích oblíbenější než elektrika, ač má také dost nevýhod.

Kdybychom rozváděli po městě nikoliv elektrický proud, ale třeba benzín, a místo elektromotorů měli nějaké spalovací motory, vyšlo by to na hmotnost palivového rozvodu líp než s hmotností elektrického rozvodu. Takže elektrické napájení, je vždy vzhledem k příkonu velmi hmotné napájení.


Alchymista - 12/1/2009 - 18:38

quote:
Podobný systém se používá u některých ruských vojenských raket, ale je to vlastně hlavně proto, že se motory na hypergolická paliva nahazují až ve vzduchu. Silo tedy zůstává poměrně čisté. K "výstřelu" se používá stlačný vzduch.
"Mínometný štart", ako sa to často označuje, má v prípade vojenských rakiet trochu iný zmysel ako ušetriť palivo alebo získať doplnkovú rýchlosť.
Pri štarte zo sila a často aj z hermetického kontajneru je raketa vynesená nad povrch terénu štartovacím raketovým blokom, alebo z kontajneru vytlačená piestom (úlohu piestu môže plniť aj zosilnená krytka trysky raketového motoru) poháňaným prachovou náložou (prachovým generátorom plynu) uloženou na dne kontajneru.
U strategických rakiet v silách je zmyslom tohoto riešenia ochrana trupu rakety proti pôsobeniu spalín prúdiacich okolo jej trupu (šachty sú z dôvodu potrebnej odolnosti proti účinkom jadrových zbraní relatívne veľmi tesné), u iných rakiet, hlavne protilietadlových, je zasa zmyslom ochrana odpaľovacieho zariadenia, opäť predovšetkým proti pôsobeniu spalín raketového motoru strely odpálenej z kontajneru a často aj zníženie demaskujúcich príznakov štartu rakety.


Jan Baštecký - 12/1/2009 - 20:51

quote:
...
jde mi o to, že když nemůžeme externě dodávat energii do raket během letu, třeba by šlo někde získat usporu, alespoň pro prvních pár stovek metrů. ...



... no a co postavit rampu někde na kopci?

Myslím, že už tady šla úvaha o kosmodromu postaveném na náhorní plošině ve výšce cca 3500m poblíž rovníku v jižní americe. Výhod je několik: úspora paliva díky maximálnímu využití rotace Země, start rovnou ve výšce a v řidším vzduchu, lehčí raketa (díky suššímu a chladnějšímu vzduchu není potřeba tak mohutná izolace nádrží), stabilnější počasí, ...

Honza


Vlado! - 12/1/2009 - 21:42

quote:
... no a co postavit rampu někde na kopci?

Myslím, že už tady šla úvaha o kosmodromu postaveném na náhorní plošině ve výšce cca 3500m poblíž rovníku v jižní americe. Výhod je několik: úspora paliva díky maximálnímu využití rotace Země, start rovnou ve výšce a v řidším vzduchu, lehčí raketa (díky suššímu a chladnějšímu vzduchu není potřeba tak mohutná izolace nádrží), stabilnější počasí, ...

quote:
co třeba kosmodrom ve vyšší nadmořské výšce ?

myslím že 7000 metrů nad mořem a výše je asi nereálné, ale kolik pohonných hmot, nebo obecně energie by ušetřilo třeba 5000 metrů nad mořem ?
________________________________________
Uvědomte si že není cílem kosmonautiky dosáhnout co nejrychleji potenciální energii ale dosáhnou kinetickou energii (rychlost 7,9km/s) při co nejmenších nákladech. Při malých výškách (v husté atmosféře)se mužem flákat a pak je třeba do toho šlápnout.
Řešením by bylo výtah nebo nájezdová rampa(zubatka a lineární magnet) na pohoří Himaláj nebo na Kilimanjáro nebo na Chiborázo (6310) A JE TO.


Alchymista - 12/1/2009 - 21:42

Na izolácii sa neušetrí skoro nič, pretože rozdiel teplôt je maximálne desať-pätnásť stupňov, a stabilita počasia je celkom dosť diskutabilný problém. Jediná úspora by bola v menšom aerodynamickom odpore v redšej atmosfére a menšom gravitačnom zrýchlení na mieste štaru. Navyše, poloha kozmodromu sa musí voliť aj s ohľadom na hlavný strelecký sektor, ktorý je vždy orientovaný na východ a tým pádom aj na dopadové oblasti vyhorených stupňov, aby sa vyhli husto osídleným priestorom. Tomu ale vyhovujú žiadne veľhory, ani Andy...
Pobyt vo výškach okolo 3000-3500 metrov je tiež pre bežných ľudí mimoriadne náročný a má celkom brutálny dopad na ich pracovnú výkonnosť, nehovoriac už o takých detailoch, ako je dopravná a iná infraštruktúra, potrebná pre zabezpečenie výstavby a prevádzky kozmodromu.


derelict - 12/1/2009 - 22:41

quote:
... Jediná úspora by bola v menšom aerodynamickom odpore v redšej atmosfére a menšom gravitačnom zrýchlení na mieste štaru. Navyše, poloha kozmodromu sa musí voliť aj s ohľadom na hlavný strelecký sektor, ktorý je vždy orientovaný na východ a tým pádom aj na dopadové oblasti vyhorených stupňov, aby sa vyhli husto osídleným priestorom. ...



Z tohoto duvodu se domnivam, ze usetreni "rozjetim" celeho komplexu by prineslo znacne uspory. Kolik energie je potreba dodat, aby komplex STS (berme zakladni vahu 2000t) dosahnul pouze rychlosti zvuku ~ 330m/s ? A jake mnozstvi paliva (hmotnosti) by se tim usetrilo ? Problem je v tomto okamziku pouze technologicky (vytvorit potrebne zarizeni je samo o sobe vyzvou) a ekonomicky (vyplati se to? Pri kolika startech?) Pri pretizeni 3G (zrychleni 20m/s a pritazlovost zeme) coz by melo byt maximum pro STS by na to mela v idealnim pripade stacit draha okolo 3km. Pokud by bylo mozne vyuzit nejakou formu katapultu, mohlo by to byt zajimave - pokud se neprekroci limity konstrukce. Komplex STS je patrne staven na namahani pouze ve vertikalnim smeru.
Jinou otazkou je, proc se stale vyuzivaji rakety a raketove sane. Znamena to, ze nemame lepsi pohon? Rakety jsou to nejlepsi co dovedeme ?


Petr Tomek - 12/1/2009 - 23:40

quote:
quote:
Podobný systém se používá u některých ruských vojenských raket, ale je to vlastně hlavně proto, že se motory na hypergolická paliva nahazují až ve vzduchu. Silo tedy zůstává poměrně čisté. K "výstřelu" se používá stlačný vzduch.
"Mínometný štart", ako sa to často označuje, má v prípade vojenských rakiet trochu iný zmysel ako ušetriť palivo alebo získať doplnkovú rýchlosť.
Pri štarte zo sila a často aj z hermetického kontajneru je raketa vynesená nad povrch terénu štartovacím raketovým blokom, alebo z kontajneru vytlačená piestom (úlohu piestu môže plniť aj zosilnená krytka trysky raketového motoru) poháňaným prachovou náložou (prachovým generátorom plynu) uloženou na dne kontajneru.
U strategických rakiet v silách je zmyslom tohoto riešenia ochrana trupu rakety proti pôsobeniu spalín prúdiacich okolo jej trupu (šachty sú z dôvodu potrebnej odolnosti proti účinkom jadrových zbraní relatívne veľmi tesné), u iných rakiet, hlavne protilietadlových, je zasa zmyslom ochrana odpaľovacieho zariadenia, opäť predovšetkým proti pôsobeniu spalín raketového motoru strely odpálenej z kontajneru a často aj zníženie demaskujúcich príznakov štartu rakety.


Měl bych se trochu upřesnit, vzduchem se vystřelují hlavně rakety na TPH a to především z ponorek a některých mobilních zařízení. Někdy se tomu říká také "studený minometný start". "Horký" minometný start měly naopak velké sovětské rakety s hypergolickými palivy jako R-36M:
http://www.palba.cz/viewtopic.php?t=1860
K předešlé poznámce o tom, že by raketa mohla startovat vlastním motorem z "hlavně" jsem zjistil, že právě tak startovala sovětská vojenská raketa RT-2. Využívalo se při tom částečně i páry!
Popis je celkem zajímavý:
http://www.palba.cz/viewtopic.php?t=1950


Petr Tomek - 13/1/2009 - 00:00

quote:
quote:
... Jediná úspora by bola v menšom aerodynamickom odpore v redšej atmosfére a menšom gravitačnom zrýchlení na mieste štaru. Navyše, poloha kozmodromu sa musí voliť aj s ohľadom na hlavný strelecký sektor, ktorý je vždy orientovaný na východ a tým pádom aj na dopadové oblasti vyhorených stupňov, aby sa vyhli husto osídleným priestorom. ...



Z tohoto duvodu se domnivam, ze usetreni "rozjetim" celeho komplexu by prineslo znacne uspory. Kolik energie je potreba dodat, aby komplex STS (berme zakladni vahu 2000t) dosahnul pouze rychlosti zvuku ~ 330m/s ? A jake mnozstvi paliva (hmotnosti) by se tim usetrilo ? Problem je v tomto okamziku pouze technologicky (vytvorit potrebne zarizeni je samo o sobe vyzvou) a ekonomicky (vyplati se to? Pri kolika startech?) Pri pretizeni 3G (zrychleni 20m/s a pritazlovost zeme) coz by melo byt maximum pro STS by na to mela v idealnim pripade stacit draha okolo 3km. Pokud by bylo mozne vyuzit nejakou formu katapultu, mohlo by to byt zajimave - pokud se neprekroci limity konstrukce. Komplex STS je patrne staven na namahani pouze ve vertikalnim smeru.
Jinou otazkou je, proc se stale vyuzivaji rakety a raketove sane. Znamena to, ze nemame lepsi pohon? Rakety jsou to nejlepsi co dovedeme ?


Výraznější vliv by to začalo být až když by start probíhal ve více než 5000 metrech. Ten už zmiňovaný japonský projekt měl mít rampu vysokou 2100 metrů. U rampy je hlavní trik v tom, že by ta kosmická loď musela být stejně postavená v podstatě jako SSTO (STS je semi-SSTO - odhazuje motory a nádrž), ale rampa by zvedala množství užitečného zatížení.
Na otázku zda nemáme lepší pohon je jediná odpověď: Ano skutečně zatím lepší pohon nemáme. Můžeme skuhrat, ale nezbývá nám než vystačit s tím co je.


Alchymista - 13/1/2009 - 04:24

"Piest" na obrázku R-36 z palby je v skutočnosti blok s raketovými motormi - porovnajte so zábermi na videu



pekne tam vidno, čo sa deje, najlepšie to vidno na(cca 54 sekunda a potom znovu 2:17)
Protilietadlový systém TORhttp://www.youtube.com/watch?v=EUQVHASzXGI
[Upraveno 13.1.2009 poslal Alchymista]


Alchymista - 13/1/2009 - 04:34

Rakety z ponoriek (ruské riešenie) sú často "vyťahované" motorom alebo skupinou motorov na TPH umiestnenou na hlavici rakety, po vynorení je tento "klobúk" odstrelený a odlietava bokom. Riešení ale existuje niekoľko. Mnoho unikátnych záberov na takéto štarty je v ruskom televíznom seriáli "Uderná sila"


Petr Tomek - 13/1/2009 - 08:20

quote:
Rakety z ponoriek (ruské riešenie) sú často "vyťahované" motorom alebo skupinou motorov na TPH umiestnenou na hlavici rakety, po vynorení je tento "klobúk" odstrelený a odlietava bokom. Riešení ale existuje niekoľko. Mnoho unikátnych záberov na takéto štarty je v ruskom televíznom seriáli "Uderná sila"


Díky, Alchymisto! Snad bychom se mohli obloukem vrátit k "Nejefektivnějšímu způsobu dosažení orbitu" tím, že bychom připomněli, že pro družice mohou být vojenské rakety na konci životnosti celkem levnou alternativou.


Petr Tomek - 13/1/2009 - 13:51

Když už jsem udělal tak pěkný oslí můstek, nevíte někdo který z té spousty principů byl použitý pro starty družic z ponorek? Pokud možno s odkazem.


Alchymista - 13/1/2009 - 17:18

Pre vypúšťani družíc sa používa R-29R ako Volna a R-29RM ako Štil-1. Námorné balistické rakety série R-29 sú kvapalinové, palivo UDMH/N2O4.
Podľa videozáberov štartov to vyzerá, že raketa je zo šachty vytlačená plynom z prachových akumulátorov tlaku, ktorý pôsobí priamo na dno rakety a motory - sú tam badateľné nejaké krytky, ale žiadny väčší objekt, ktorý by zodpovedal "piestu", ktorý tlačí raketu pred sebou. Kvapalinové motory sa spúšťajú, keď je raketa niekoľko málo metrov nad trupom ponorky, pri štarte spod hladiny to vyzerá, že pracujú (zrejme v režime malého ťahu) už pod vodou, v plynovej bubline za raketou.

"Ťažný" systém sa používa u rakiet na TPH R-39.


Petr Tomek - 14/1/2009 - 11:00

Jen jsem chtěl připomenout, že se o rampách a raketových saních už mluvilo v diskuzi Kosmická rampa.
http://www.kosmo.cz/modules.php?op=modload&name=XForum&file=viewthread&fid=3&tid=1236&page=3


Petr Tomek - 14/1/2009 - 11:35

Úvahy o rampě:
http://www.g2mil.com/skyramp.htm


Ervé - 1/7/2009 - 08:38

Poznámka k efektivitě: chystá se start Ariane 5 ECA s družicí TerreStar-1, nosič o nosnosti 10 t na GTO vynese 7 t těžkou družici, to znamená, že 2 t nosnosti na GTO jsou nevyužity (cca 1 t by spotřeboval adaptér). 2000 kg, ach jo.


neuromancer - 1/7/2009 - 09:03

quote:
Poznámka k efektivitě: chystá se start Ariane 5 ECA s družicí TerreStar-1, nosič o nosnosti 10 t na GTO vynese 7 t těžkou družici, to znamená, že 2 t nosnosti na GTO jsou nevyužity (cca 1 t by spotřeboval adaptér). 2000 kg, ach jo.


Ale predpokladam, ze taky cas sa asi pouzije menej paliva, alebo nie ?. Cena sa urcuje za kazdy kilogram, alebo je prax taka, ze sa uctuje za start na GTO do maximalnej hmotnosti nosnosti rakety a ked si tam da niekto menej tak je to jeho problem? Teda aka je efektivita, ked sa vynasa narp. pomerne mensia hmotnost ako je nosnost rakety? Predpokladam, ze su nejake fixne naklady za start + naklad na kilogram? Asi zalezi v akom pomere je ten fixny naklad k cene za hmotnost. Lebo ak ten start bude majitela druzice stat rovnako ako keby tam dal 10t, tak potom nechapem preco si do tej druzice nenatlacia napr. viac gyroskopov a hydrazinu aby jej predlzili zivotnost na GTO.


Alchymista - 1/7/2009 - 11:17

Zaujímavá otázka... Povedal by som, že v istom rozmedzí hmotnosti nákladu je určená len "cena za štart".
Cena paliva je proti cene konštrukcie vcelku smiešna, takže pokiaľ pri ľahšom náklade plnia menej paliva, bude to mať skôr iné príčiny ako samotnú cenu paliva, aj keď šetriť sa samozrejme musí .
Súkromné spoločnosti ako zákazníci zrejme další, súčasne vynášaný náklad nepripúšťajú - má to logiku, každý ďalší náklad zvyšuje riziko havárie alebo iných problémov a keďže platia celý štart, majú definitívne slovo o náklade.

Terrestar je postavený na platforme LS-1300, ktorá má samotná okolo 5500kg a poskytuje podľa verzie výkon 5 až 12 alebo 12 až 18kW po celú dobu životnosti družice pre potreby zákazníckeho vybavenia. (používa sa asi od roku 1990)
Zákazník si zrejme po výbere platformy (servisného modulu) a prípadne verzie už veľmi nenavyberá, konštrukcia platformy sa neupravuje, alebo len za nemalý príplatok. Na platformu sa namontuje požadované účelové vybavenie, vyrobené na zakázku alebo v prípade televíznych a telekomunikačných družíc viacmenej "štandardné" - mnoho družíc je na jedno kopyto, líšia sa hlavne počtom transpondérov a menom.


hal_sk - 3/7/2009 - 17:58

Asi nie som prvý koho to napadlo. Zaoberal sa niekto dosiahnutím orbitu za pomoci odstredivej sily Zeme?
Princíp:
Ukotvíme niekoľko stokilometrové lano do zeme (najlepšie na rovníku) a druhý koniec lana vytiahneme na obežnú dráhu Zeme. Tam lano pustíme a to sa bude za pomoci odstredivej sily Zeme držať v tej istej polohe
Po lane potom môžeme lanovkovým spôsobom dopravovať na orbit materiál.

Škoda, že je to asi blbosť, len by som chcel počuť argumenty proti. Asi by sa musela Zem točiť rýchlejšie, čo?


alamo - 3/7/2009 - 18:17

hal_sk: Zaoberal sa niekto dosiahnutím orbitu za pomoci odstredivej sily Zeme?
volá sa to "orbitálny výťah" a už sa o tom tu bavíme celé roky..
nejaké rozumné zhrnutie celej veci, nájdeš napr. tu
http://bunta.blog.sme.sk/c/41881/Vesmirny-vytah-ziadna-utopia.html


hal_sk - 3/7/2009 - 18:32

quote:
hal_sk: Zaoberal sa niekto dosiahnutím orbitu za pomoci odstredivej sily Zeme?
volá sa to "orbitálny výťah" a už sa o tom tu bavíme celé roky..
nejaké rozumné zhrnutie celej veci, nájdeš napr. tu
http://bunta.blog.sme.sk/c/41881/Vesmirny-vytah-ziadna-utopia.html

Dík, to si prečítam. Počul som už o vesmírnom výťahu, ale nevedel som, že sa tým myslí práve toto. Túto diskusiu si tiež budem musieť prejsť celú


x - 6/7/2009 - 00:31

Vec co je napriklad v tom clanku o vesmirem vytahu spatne uvedena je zpusob a duvody teoristickeho utoku.

Podle mne nepujde totiz primo jen o pouhe zniceni lana, ale predevsim na zniceni nakladu a spise i vyuziti dusledku narazu toho nakladu na Zem.


Jednoduchy priklad v dobe, kdy se po lane vytahuje napriklad zasoba vodiku pro natankovani do nadrzi sondy k vzdalenejsim planetam Slunecni soustavy dojde za pomoci bud balisticke rakety ci nahle se odchylici se jakesi komercni druzice a oboji s jejich explozi pobliz lana.

Dojde samozrejme jak ke zniceni lana, ale i halvne padu vytahu mezi poskozenym mistem a Zemi.
Pokud vse bude provedeno tak, ze vytah dopadne napriklad zpet a jeste velmi rychle - byl jen male vysce - zpet na tu plosinu, tak nasledny vybuch toho prepravovaneho vodiku zrejme vazne i naslednym pozarem usmrti mnoho lidi na te plosine a zaroven ji samozrejme vazne poskodi - ne-li rovnou primo potopi.
Vychodiskem je zrejme po zacatku padu vytahu ho ihned odpalit - otazka pak jak se podari spolehlive ochranit plosina pred padajicimi a zrejme i horicimi troskami - mohou si vybrat ci i jiny "vhodnejsi" naklad napriklad nejake masivni casti kosmicke sondy ci orbitalni lodi.

Predpokladam, ze preruseni napajeni z te plosiny bude mit jen za nasedek spolehlive "prichyceni" toho vytahu k tomu lanu a ne jeho nekontrolovatelny sestup k poskozenemu mistu a nasledny volny pad zpet na Zem.

Totez by mohlo nastat pri preruseni lana vlivem nahle zmeny pocasi.
Tedy bud narocny jistici system - padaky + a i zrejme raketove brzdici motory nebo akceptovani tohto rizika...


Alchymista - 6/7/2009 - 03:33

x - Radšej si prečítaj Rajské fontány od A.Clarka. Je tam celkom dobre rozobrané, čo všetko treba urobiť predtým, než sa "kozmický výťah" môže stať realitou.


Alchymista - 6/7/2009 - 15:05

Jedna otázka - ako je technicky náročné vyslanie družíc do pozícií +/-120° na dráhe Zeme okolo Slnka?
Ako sú tieto polohy stabilné a energeticky náročné na udržanie sa v pozícii - v rámci nejakej technicky rozumnej životnosti družice (povedzme 10-15 rokov)?


martinjediny - 6/7/2009 - 18:09

quote:
Jedna otázka - ako je technicky náročné vyslanie družíc do pozícií +/-120° na dráhe Zeme okolo Slnka?
Ako sú tieto polohy stabilné a energeticky náročné na udržanie sa v pozícii - v rámci nejakej technicky rozumnej životnosti družice (povedzme 10-15 rokov)?

Narocnost je zrejme podobna ako dostat ich do L4, L5. Takze najprv urychlit, potom zabrzdit.
Na tuto vzdialenost uz je vpliv Zeme porovnatelny s Venusou, Marsom, ci Jupiterom, takze temer ziadny a poloha je udrziavatelna mozno aj plachtenim solarnymi panelmi. Resp. standartne, a porovnatelne narocne ako v bodoch L3, L4.

Ak nebudes skrob, tak na obklucenie Slnka mozes pouzit tri sondy L3,L4,L5

Nebude jednoduchsie obklucit Slnko 3 - 5 druzicami +- synchronnymi len vzajomne? vzhladom na Zem plavajucimi? [Editoval 06.7.2009 martinjediny]


martinjediny - 6/7/2009 - 23:47

Este ma napadlo, ze nejake aktualne funkcne sondy s L bodmi koketuju. mozno ich preskumanim by sa dala najst porovnatelna narocnost na obklucenie Slnka.


Alchymista - 7/7/2009 - 10:34

Bod L3 príliš vhodný nie je - nie je možná priama komunikácia medzi družicou a Zemou.

Družice - okolo L1 sa pohyje SOHO, okolo L2 by sa mala pohybovať družica WMAP, k L4 a L5 smerujú družice Stereo (alebo ich už dosiahly).


MIlan - 7/7/2009 - 10:45

Jen pro zajímavost:
http://ideje.cz/cz/clanky/lepsi-pristup-do-vesmiru-diky-vezi


martalien2 - 7/7/2009 - 12:19

quote:
Jen pro zajímavost:
http://ideje.cz/cz/clanky/lepsi-pristup-do-vesmiru-diky-vezi

A tady to mate prelozene do cestiny.....
http://www.osel.cz/index.php?clanek=4495


martir123 - 8/7/2009 - 23:40

quote:
quote:
Jen pro zajímavost:
http://ideje.cz/cz/clanky/lepsi-pristup-do-vesmiru-diky-vezi

A tady to mate prelozene do cestiny.....
http://www.osel.cz/index.php?clanek=4495


Celkom si neviem predstavit ako by to stavba vysoka 20KM zvladla tie vetry vo vyssich vyskach su asi celkom drsne nehovoriac o burkach.

Kosmicky vytah by sa takymto vplyvom mal vyhybat platformou vo vode.

Spocital to aj neaky statik ?


David - 9/7/2009 - 05:45

V bodech L naopak zcela převládá vliv Země a Slunce a jejich působení se zcela vyrovnává, ostatní planety pak způsobují poruchy , což ve svém důsledku vede k tomu, že těleso v bodech L kolem těchto bodů osciluje a jeho stabilita v tomto systému tří těles je dána průměrnou vzdáleností od toho kterého bodu L kolem něhož se pohybuje.Pokud je těleso dostatečně blízko bodu L je jeho dráha a pobyt u bodu L v lidských měřítčích prakticky neomezená.


martinjediny - 9/7/2009 - 09:01

quote:
V bodech L naopak zcela převládá vliv Země a Slunce a jejich působení se zcela vyrovnává, ostatní planety pak způsobují poruchy , což ve svém důsledku vede k tomu, že těleso v bodech L kolem těchto bodů osciluje a jeho stabilita v tomto systému tří těles je dána průměrnou vzdáleností od toho kterého bodu L kolem něhož se pohybuje.Pokud je těleso dostatečně blízko bodu L je jeho dráha a pobyt u bodu L v lidských měřítčích prakticky neomezená.


Nie je nahodou k bodu L3,4 Zeme obcas blizsie Venusa, alebo Mars ako Zem?


Ervé - 9/7/2009 - 09:31

Ve větších výškách je menší hustota vzduchu, takže i mnohem silnější vítr působí slaběji, než u země. V 6,5 km je hustota poloviční, v 13 km 1/4 (jetstream o 300 km/hod má ekvivalent našemu větru o 75 km/hod), ve 20 km jen cca 1/11. Problém samozřejmě je, jakou únosnost ta věž bude mít (těžší rakety neunese, pro lehké není dost nákladů), komplikace s přetlakovými skafandry pro návštěvníky a obsluhu při startu rakety, doprava paliva, nákladu atd. Úspora je tak malá, že se nemůže vyplatit kvůli enormním nákladům na stavbu a provoz věže.
U bodů L3 a 4 mají Mars i Venuše větší vliv, ale stačí to kompenzovat mírně větší množství paliva.


xChaos - 6/12/2011 - 13:09

20 km věž pokládám za nereálnou... a kosmický výtah pokládám za jeden z nejnereálnějších hi-tech nápadů, které přitom mainstreamová média berou už léta vážně :-)

ale když jsme u šíleností - nedávno jsem uvažoval, co je vlastně problémem linerárního akcelerátoru: je to opuštění vakuového tunelu zpět do atmosféry. takže co takhle vytvořit vakuový tunel, nadnášený v pravidelných rozestupech vzducholoďma/balónama, jehož konec by byl v dostatečné výšce nad zemí - např 30 km - aby bylo možné v tunelu zredukovat tlak atmosféry právě na takový, jako odpovídá téhle výšce? to by mohla být slušná vícenásobně použitelná náhrada aspon prvních stupňů raket: navíc ta část tunelu, která by se nacházela nad úrovní mraků, by mohla být pokryta solárními panely dodávajícími energii pro ten lineární akcelerátor.


yamato - 6/12/2011 - 13:33

quote:
20 km věž pokládám za nereálnou... a kosmický výtah pokládám za jeden z nejnereálnějších hi-tech nápadů, které přitom mainstreamová média berou už léta vážně :-)...

takže co takhle vytvořit vakuový tunel, nadnášený v pravidelných rozestupech vzducholoďma/balónama, jehož konec by byl v dostatečné výšce nad zemí - např 30 km - ...


dufam ze to si strelil len v ramci tych nerealnych hi-tech napadov


Čtenář - 6/12/2011 - 15:08

Pokud nahoře tunel otevřete, nahrne se dovnitř okolní řídký vzduch a přirozenou gravitací se nahromadí v dolním konci trubice, takže sloupec v tunelu bude mít stený tlakový gradient jako okolní atmosféra.

30 km vysoký hrnec se obtížně představuje, a selská intuice nedá, že když v něm bude vzduch, a bude uzavřený, bude ta polévka u dna hustší než u hladiny.

Pokud válec vyčerpáte ve snaze dostat z hrnce polívku pryč, budete nutně muset postavit enormně pevnou konstrukci stěn, aby vám ji okolní tlak nerozmáčknul jako kladivo dutou kraslici [(c)Lem].

Vzducholodi dostatečně velké, aby unesly těžké pevné stěny dole, a dostatečně gigantické, aby unesly třeba i slabší horní stěny nahoře v řídkém vzduchu, jsou v proudící atmosféře naprosto neustabilizovatelné na to, aby se tunel nerozlámal na kousky.

Atd atd.


Derelict - 6/12/2011 - 16:48

quote:
Pokud nahoře tunel otevřete, nahrne se dovnitř okolní řídký vzduch a přirozenou gravitací se nahromadí v dolním konci trubice, takže sloupec v tunelu bude mít stený tlakový gradient jako okolní atmosféra.

30 km vysoký hrnec se obtížně představuje, a selská intuice nedá, že když v něm bude vzduch, a bude uzavřený, bude ta polévka u dna hustší než u hladiny.

Pokud válec vyčerpáte ve snaze dostat z hrnce polívku pryč, budete nutně muset postavit enormně pevnou konstrukci stěn, aby vám ji okolní tlak nerozmáčknul jako kladivo dutou kraslici [(c)Lem].

Vzducholodi dostatečně velké, aby unesly těžké pevné stěny dole, a dostatečně gigantické, aby unesly třeba i slabší horní stěny nahoře v řídkém vzduchu, jsou v proudící atmosféře naprosto neustabilizovatelné na to, aby se tunel nerozlámal na kousky.

Atd atd.


Tohle je naprosta pravda. Navic bych pridal:
- stret se stenou balonu (at latkou ci pevnou konstrukci) by mel fatalni nasledky. Minimalne by dotycne teleso ztratilo areodynamicnost (vychyleni telesa, poskozeni trupu atd.), coz ma pri nadzvukovych rychlostech jediny vysledek.
- stabilizace balonu a "nastaveni" tunelu aby ho bylo mozne proletet by bylo jako strelba do rukavu. ovsem 30 km dlouheho.

Z druhe strany, pokud urychlovac vystreli raketoplan ve vakuu s tim, ze na konci "koleji" prejde do atmosfery, bude to pekna pecka, narocna na rizeni. Pokud bude start v atmosfere, jsou tu obrovske ztraty. A samozrejme dalsi ztraty zpusobene trenim o atmosferu.

Jedine, co mne napadlo je pouzit vytvoreny vetrny tunel, kde zaroven se startem akceleratoru by doslo k vystreleni vzduchoveho sloupce. Ten by nezajistoval pohon, pouze snizil ztraty. Bohuzel toto reseni ma take sve limity.


-=RYS=- - 22/12/2011 - 11:22

Zajimavej fyzikalni pohon.

http://www.oknavesmiru.cz/index.php?option=com_content&task=view&id=160&Itemid=58
http://arxiv.org/PS_cache/gr-qc/pdf/0505/0505099v2.pdf



alamo - 22/12/2011 - 14:01

kto máte chuť, postnite ten RYSov odkaz na aldebaran
a opýtajte si ich, či si ešte pamätajú na nejakého exota menom alamo


"Některé nesrovnalosti by však měly být objasněny a vysvětleny. Abstrakt článku se zabývá Schwarzschildovým řešením, avšak obhajoba v úvodu je založena na procesech v Kerrově řešení. Srovnání Felbrova principu antigravitačního motoru se strháváním souřadných systémů v poli Kerrovy černé díry rozhodně není šťastné. Už proto, že zde nemusí nutně docházet k relativistickým rychlostem."

a to som tam otravoval s menšími strašidelnosťami, nie priamo s obrátením "polarity" gravitácie


yamato - 22/12/2011 - 14:29

ja teda som skor fanusik, nez znalec fyziky, ale vyrozumel som z toho ze od urcitej relativistickej rychlosti by nas gravitacia vlastne sama tahala dopredu? vie to tu niekto trochu fundovane posudit?

vztahuje sa takato fyzika aj na fotony, pripadne na hmotne castice letiace relativistickymi rychlostami? preco sa to nepozorovalo v urychlovacoch?


dodge - 20/2/2014 - 05:54

Mohou tiché, efektivní "kosmické výtahy" skutečně fungovat?



Elektricky poháněný kosmický výtah dopravuje objekty do vesmíru

http://www.space.com/24739-space-elevator-tether-technology.html?cmpid=556390


Toto téma přichází z:
http://www.kosmo.cz

Url tohoto webu:
http://www.kosmo.cz/modules.php?op=modload&name=XForum&file=print&fid=3&tid=416