Problém by som videl skôr inde - už som o tom písal - namáhanie trupu rakety zavesenej pod lietadlový nosič je výrazne odlišné, a väčšie, ako namáhanie rakety pre vertikálny pozemný štart. Raketa teda musí byť dimenzovaná odlišne a jej konštrukcia celkove tuhšia - to sa podpíše na horšom Ck celej zostavy.
Pokiaľ ide o Pegasus - pri nosnosti okolo 430kg je predovšetkým veľmi drahý - 11 milionov dolárov za štart v roku 1994 -> $25 600 za kilogram, v dnešných cenách by to bolo okolo 16 milionov a cena za kilogram cez 37000 dolárov.
To je pre väčšinu zákazníkov proste priveľa, pokiaľ nemajú nejaké vysoko špecifické požiadavky (utajenie predovšetkým).
K tomu, kolik uspoří vzdušný start je možno přibližně dojít srovnáním. Např. hodnoty ze startu Saturn 5 (Apollo 11): http://www.braeunig.us/apollo/saturnV.htm.
Při dosažení rychlosti Mach 1 (prakticky vertikální) letí raketa 66 sec, raketa dosáhne výše 4,236 n.mi = 6,81 km, zanedbatelnou vzdálenost 1,7 km , tedy i velmi malou horizontální rychlost. Celková doba funkce 1.stupně je 162 sec a stupeň má hmotu 2280 tun. Pak poměrná hmota stupně spotřebovaná k dosažení výšky 6,81 km je 928 tun.
Jelikož motory F1 u země mají nižší Isp než ve velkých výškách a vakuu , předpokládejme, že stupeň spotřebuje do cca 7 km 940 tun hmoty . To je myšleno jako hmoty paliva i poměrné hmoty konstrukce (o to by mohl být Saturn 5 lehčí, kdyby startoval z výšky cca 7 km). Celková hmota Saturnu byla 2937 tun, tedy úspora hmoty je 32%. To vůbec nepočítám, že vzdušný nosič udělí raketě i horizontální rychlost a může jí vynést výše, než 6,8km, takže úspora hmoty by mohla být kolem 35%. To vše je důsledek nelineárnosti Ciolkovského rovnice, že při malých rychlostech se spotřebovávají největší hmoty.
Jiné srovnání (které už jsem asi 2x uváděl): Srovnání projektu MAKS a Delta IV Heavy:
MAKs v nákladní versi by vynesl na LEO cca 22 tun, Delat IV Heavy 22,5 tuny
- MAKS “spotřebuje” hmotu paliva a systému 250 tun + cca 50 tun paliva AN225
Samotné letadlo má být použito až 1000 x , není ho třeba vyvíjet.
- Delta 4 Heavy spotřebuje hmotu 600 tun, při výšce dobrých 80 m, šířce 15 m včetně všech problémů spojených s velkým množství LH2
- MAKS má mít jen jeden dvoukomorový (někdy uváděno 2 jednokomorové), dvoupalivivý motor o celkovém tahu 408 tun v prvé fázi a 160 tun v druhé fázi
- Delta 4 Heavy má 3 motory, s celkový tahem 900 tun + motor vrchního stupně
- Jediné, co se nenávratně “ztratí” u MAKS je nádrž o hmotě pouhých 11.000 kg, vše ostatní se vrátí na Zemi.
- Při vypuštění Delta IV Heavy jsou nenávratně ztraceny 3 LOX/LH2 motory a tři velké tanky, každý z nich větší, než je tank MAKS + drahý vrchní stupeň
Tedy při dobrém návrhu a použití dvoupalivových motorů může být úspora hmoty ještě větší, než 35% a to nemluvím o úspoře ceny rakety, to může být násobné
citace:K tomu, kolik uspoří vzdušný start je možno přibližně dojít srovnáním....
- MAKS “spotřebuje” hmotu paliva a systému 250 tun + cca 50 tun paliva AN225
Samotné letadlo má být použito až 1000 x , není ho třeba vyvíjet.
- Delta 4 Heavy spotřebuje hmotu 600 tun, při výšce dobrých 80 m, šířce 15 m včetně všech problémů spojených s velkým množství LH2
...
ano, ale...
- samotne lietadlo je 50x drahsie ako Delta4H
- fatalna strata je tak 1:45
- lietadlo je tazko nahraditelne, dalsie tri Delty4H sa prave vyrabaju pocas straty prvej
IMHO to proveditelné je. Ovšem ne s letounem typu Mrija, ale spíše Herakles(odhoz pod sebe), ale takový letoun neexistuje, musel by se vyvinout.
Problém navíc vidím v nutné tuhosti konstrukce, která výhodu vzdušného startu bude relativizovat a možná i v námraze na kryogenických stupních. Nevím, jestli to mají vyřešené.
Největší efekt by ale IMHO byl v případě, pokud by se raketa nevypouštěla "jen pár metrů na povrchem Země, skoro při nulové rychlosti", ale při supersonických nebo hypersonických rychlostech. Bylo by super, kdyby US Army chtěla opravdu rychlý cargo stroj. Ale tam zase je vůbec problém při takových rychlostech něco nést, natož tak vypouštět...
citace:... Tedy při dobrém návrhu a použití dvoupalivových motorů může být úspora hmoty ještě větší, než 35% a to nemluvím o úspoře ceny rakety, to může být násobné.
Obávám se, že raketa (se stejnou nosností) by sice možná musel být o 30% těžší (než při vzdušném startu), ale skoro určitě nebude ani o 30% dražší (natož "násobně"). Za nadějnější považuju to počítat spíš přes zvýšení nosnosti. Při optimálním návrhu možná raketa vzdušným startem vynese na LEO až o 30% těžší náklad (než stejná raketa při startu ze země), a tady těch 30% bude určitě vyšší (inkasovaná) částka, než cena za 30% úspory startovací hmoty rakety. Přesto se domnívám, že 30% je přehnaně optimistický odhad a osobně počítám spíš s maximálním nárůstem nosnosti cca 20%. Je ale dokonce možné, že technické problémy vzdušného startu (zmíněné Alchymistou) mohou opravdu přínos snížit až jen někam k 5% (citovaných Raulem od SpaceX), což už se nikdy nemůže vyplatit. Osobně jsem přesvědčen, že Startolaunch bude ztrátovým podnikem.
citace:
- samotne lietadlo je 50x drahsie ako Delta4H
- fatalna strata je tak 1:45
- lietadlo je tazko nahraditelne, dalsie tri Delty4H sa prave vyrabaju pocas straty prvej
Tak to ani omylem. Airbus A-380 šmakuje komerčních 300 miliónů éček a An-225, který je v podstatě stejná váhová kategorie by těžko šmakoval 15 miliard USD (=50*300 mil. USD za jednu Delta-IV heavy)
Fatální ztráta 1:45? Kdy naposledy vybouchlo něco Rusům nebo Amíkům přímo na rampě. Reálně to vždy alespoň rampu opustilo a pak to spadlo. Tedy letadlo by bylo již bezpečně daleko.
U An-225 se počítalo a s obnovou výroby se počítá primárně jako nosiče nákladů. Ten jedinej An-225 je, dle údajů AA vyprodanej do začátku roku 2016, takže náklady by byly i pro vícero strojů. Lze tedy počítat, že v případě zkázy An-225 by náhrada "prvního" stupně byla reálně mnohem snažší a rychlejší než u D-IVH.
Kostera:
An-225 ale potřebnou tuhost konstrukce zřejmě má. Interně může nést 200 tun, externě 250 tun (což bude nejspíše na střeše). Navcí mu v roce 2001 zpevnili podvozek a trup a celková hmotnost se zvedla o cca 40 tun. Raketa nesená na vrchu má tu výhodu, že může v podstatě okamžitě stoupat a její dráha se nijak nekříží s dráhou letounu-nosiče. Nádrž Maksu byla dokonce navržena tak ,aby se chovala jako vztlakové těleso s pevným úhlem náběhu, takže po odpojení se vlastně orbiter vzepjal a tím v horizontálním letu zpomalil. Letadlo mu tedy uletělo a nebylo dlouhodobě vystavěno spalinám motorů.
Holub:
Ale ano bude klidně i o 30% dražší. Je třeba si uvědomit, že to není jen palivo a zvětšené nádrže. Je to celá sada motorů prvního stupně, který Maks nemá (a je to v podstatě SSTO). Z toho plyne, že jakákoliv koncepce stratolunch musí fungovat tak, aby vynášená raketa měla co nejméně stupňů a tedy co nejméně drahých motorů, které se budou zahazovat. Pokud dají na to zajímavé dvoutrupé éro třístupňovou raketu, tak toho zřejmě moc neušetří.
Já osobně vidím jako výhodnou koncepci rakety startující z letadla v kombinaci LOX/LH2 motoru se zaměřením na vysoký Isp a velké výšky startu (na rychlosti tolik nezáleží, i kdy 300m/s taky není od věci). kyslíko-vodíkové motory s vysokým Isp mají značný pokles Isp a tahu v hustších vrstvách atmosféry a tomu se dá při vysokých výškách zdárně vyhnout (na to An-225 zřejmě nemá). Ve výšce kolem 11km je tlak cca 10% tlaku u hladiny moře a Isp Rs-25 při tlaku 10kPa je něco málo přes 4200 Ns/kg, tedy o dost více než 3600Ns/kg u hladiny moře. [Upraveno 26.3.2013 cernakus]
@PinkasJ
Ok, tato strana mince určitě evokuje to jak moc asi je vzdušný start výhodný.
Představíme-li si ale tento (přestože o 35% lehčí v prvním stupni) Saturn V plný paliva a zavěšený ve vodorovné poloze, situace už tak jednoduchá není. A ještě navíc za dynamického namáhání běžného letadla při standartní turbolenci se to jeví velmi nereálně.
@Alchymista
To ano, pokud by jsme se měli bavit o všech důvodech, proč to výhodné není, tak zpevnění rakety a celkové zvýšení strukturální pevnosti je samozřejmě určitě nutné. Ale myslím, že touto cestou zvýšit strukturální pevnost kapalinové rakety tak, aby odolávala takovémuto namáhání je velmivelmi nereálné. Ck by muselo být v konečném důsledku opravdu extrémně nízké a celková nosnost by snad ani nemohla být v pozitivních číslech.
V případě kapalinové rakety by bylo určitě nutné mít závěs po celé délce rakety, aby se nerozpadla ještě před odpoutáním. V opačném případě by bylo nutno zpevnit hlavně ty části, které jsou mimo závěs... tedy podle těch návrhů hlavně i druhý stupeň, což se logicky negativně projeví ještě více než na stupni prvním.
Čili pokud se týká čistě kapalinové rakety, tak to výhodné nebude zřejmě z těchto důvodů. A lehce se tedy můžem dostat z teoretické úspory 35% na praktických 5%.
Jiná věc je ale Orbital, který běžně používá stupně na pevná paliva a to i v horních stupňích. Takový nosič odvozený např.z Antaresu v tomto případě může být o něco vhodnější.
Pokud spodní st. je kapalinový stupeň, tak je jak vidno téměř celý pod závěsem. Potřebnou tuhost tedy může suplovat vlastní závěs. V zadní části potřebné zpevnění poskytne právě to deltakřídlo, jenž je zároveň nutné i z jiných důvodu.
Mimo závěs je potom druhý stupeň (Castor), který je na pevná paliva, tedy pro tento případ i nesrovnatelně pevnější a tužší.
@ Raul a další
Svým příspěvkem jsem chtěl vyprovokovat širší diskusi. To že jsem začal rozebírat Saturn 5 nebylo proto, že by byl vhodný pro Stratolaounch, ale proto, že jsem u něho měl potřebné údaje o výšce a čase. Samozřejmě Stratolaunch určitě nebude reálný pro nosnosti na LEO okolo100 tun, ale také není vhodný pro nosnosti na LEO několik málo set kg, jako Pegasus nebo Falcon 1. To je lépe postavit jednoduchý raketový stupeň, třeba na TPH. Myslím, že Stratolaunch je vhodný pro vynášení na LEO nákladů od cca od 5 do 20 tun.
Pro skutečné ocenění výhod by to chtělo přesnější výpočet. Např. u zjednodušeného výpočtu který jsem uvedl u Saturnu 5 by se muselo vzít v úvahu, že motory F1 zhruba po 90 sec snižují tah, aby nerostlo zrychlení a v 135 sec se vypíná střední motor. Takže skutečná spotřeba do těch 7 km by mohla být ještě větší, než jsem uváděl.
Co se týče pevnostního řešení stupně (stupňů), samozřejmě nejvhodnější je jak napsal Cernakus jen jeden stupeň, přinejhorším k němu malý druhý stupeň s nízkým poměrem délky k průměru. Pevnostně to vůbec nevidím tak složité. Zajímavé je, že pravděpodobně nejlepší Ck (19,5) měl ET Shuttelu , který je také po odpojení SRB nesen s bočním namáháním na břiše Shuttelu s celkovým tahem 600 tun, což by mělo být podobné, jako když je nesen v podvěsu letadla nebo nad ním. Stejně tak u MASK měla mít nádrž plnou váhu 248 tun a prázdnou 11 tun, což je Ck=22 , ačkoliv měla být nesena s bočním zatížením na letadle. Zcela zřejmě, konstrukční problém je dobře řešitelný.
Už som sa tu, na predošlých stranách, pokúšal o prepočet výkonu Pegasusu pre pozemný štart - odhad nosnosti mi vyšiel na 100-120kg, teda zhruba 1/4 až 1/3 nosnosti pri vzdušnom štarte. Alebo inak, malý nosič (Pegasus má len 19 ton), získa vzdušným štartom, v podmienkach Mach 0,8 a výška 10-12000 metrov, troj až štvornásobnú nosnosť - alebo v inom vyjadrení, bonus charakteristickej rýchlosti okolo 2000m/s.
Myšlienkový a výpočtový pokus MEK-výpočty
Majme trojstupňový KerlOx nosič s hmotnosťou okolo 100 ton (100 ton by mal stratolaunch uniesť)
prvý stupeň: Isp= 3100Ns/kg, Ck= 10, hmota= 60 ton (6 ton konštrukcia, 54 ton palivo)
druhý stupeň:Isp= 3200Ns/kg, Ck=10, hmota= 30 ton (3 tony konštrukcia, 27 ton palivo)
tretí stupeň: Isp= 3200Ns/kg, Ck=10, hmota= 10 ton (1 tona konštrukcia, 9 ton palivo)
=> pri charakteristickej rýchlosti 9500m/s je nosnosť na LEO 2650kg
Majme trojstupňový KerlOx nosič s hmotnosťou "100 ton" pre vzdušný štart. Konštrukcia stupňov nech je o 25% ťažšia, paliva nech je rovnaké množstvo - raketa je o 2,5 tony ťažšia.
prvý stupeň: Isp= 3100Ns/kg, Ck= 8,2 hmota= 61,25 ton (7,5 tony konštrukcia, 54 ton palivo)
druhý stupeň: Isp= 3200Ns/kg, Ck=8,2 hmota= 30,75 ton (3,75 tony konštrukcia, 27 ton palivo)
tretí stupeň: Isp= 3200Ns/kg, Ck=8,2 hmota= 10,25 ton (1,25 tony konštrukcia, 9 ton palivo)
=> pri charakteristickej rýchlosti 9500m/s je nosnosť na LEO 2272kg (pozemný štart)
ALE pokiaľ vzdušným štartom získame bonus charakteristickej rýchlosti (z dôvodu nižších aerodynamických a gravitačných strát)
=> pri charakteristickej rýchlosti 9000m/s (bonus +500ms/s) je nosnosť na LEO 2952kg (+11% oproti rakete pre pozemný štart s Ck=10)
=> pri charakteristickej rýchlosti 8500m/s (bonus +1000m/s) je nosnosť na LEO 3795kg (+43%)
=> pri charakteristickej rýchlosti 8000m/s (bonus +1500m/s) je nosnosť na LEO 4790kg (+80%)
=> pri charakteristickej rýchlosti 7500m/s (bonus +2000m/s) je nosnosť na LEO 6030kg (+127%)
Dokonca aj pri konštrukcii ťažšej o 2/3 (66,6%) a bonuse charakteristickej rýchlosti 1000m/s má vzdušný štart stále prírastok +10% nosnosti.
Pokiaľ ide o krídlo, ktoré je údajne pre vzdušný štart potrebné, tak jeho efekt je "dvojsečný" - na jednej strane samozrejme zhoršuje Ck a zvyšuje aerodynamický odpor - a to dosť výrazne.
Ale na druhej strane, aerodynamický vztlak generovaný na krídle výrazne znižuje gravitačné straty, minimálne na prvom stupni rakety, pretože je schopný efektívne vytvárať vztlak minimálne do výšky 40km a rýchlosti cca 3 km/s. "Celý" ťah motorov tak môže byť využitý predovšetkým na získavanie doprednej rýchlosti a nie na získanie výšky (premena "ťahu na výšku" je na prostredníctvom aerodynamického vztlaku krídle rádovo efektívnejšia).
Ďalšia výhoda môže spočívať v možnosti efektívnejšie použiť vodíkové motory, pretože vo výške 12000 metrov je tlak 0,02MPa a Isp sa začína blížiť hodnotám pre Isp vo vákuu.
Vzdušný štart samozrejme nie a z princípu ani nemôže byť "všeliekom", už preto, že je použiteľný len pre menšie nosiče s počiatočnou hmotnosťou do cca 150-200 ton.
[Upraveno 26.3.2013 Alchymista]
Když je výškový start tak výhodný, tak proč nikdo nepostaví kosmodrom na náhorních planinách. Mám na mysli místa jako:
- v Mexiku podél obratníku Raka, kousek od Guadaloupe je planina ve výšce 2600mnm (souřadnice 22°42'03.20" S 102°34'10.26" Z)
- přímo u rovníku jsou hodná místa na hoře Nevado Cayembe, kousek od města Cayembe ve výšce cca 5000mnm (souřadnice 0°00'20.17" S 77°59'22.93" Z)
Výhody:
- startujete z větší výšky, než u vzdušného startu, ale máte k dispozici plné zázemí pozemního startu
- výrazně nižší vlhkost a teplota zjednodušuje izolaci nádrží a snižuje jejich cenu
- nižší tlak vzduch umožňuje použít prodlouženou trysku a tím zvýšit Isp motorů bez dalších komplikací
- jste blíž rovníku než třeba Florida, takže máte vyšší nosnost (výhodné hlavně pro GEO a dráhy o nízkém sklonu)
- ...
Nevýhody:
- nejste na území USA, EU, Číny, ...
- nemůže se po práci chodit koupat do oceánu, očumovat holky na Miami beach, atd.
- ...
Závěr:
v reálném životě je asi důležitější umístění kosmodromu a faktory typu nosnost a množství a cena paliva nehrají pro rozhodování až takovou roli ...
@ Freindly Allen
Takové úvahy startu z hor tu již byly. Nevýhody jste shrnula souhlasím. Uvažovalo se také použití kolejí od úpatí hory na vrchol a start prvého stupně na specielních saních s výkonnými vzdušnými motory. Saně by mohly mít křídla a přistát zpět na náhorní plošinu u úpatí hory. To vše je stále tak komplikované, že zřejmě nereálné. Naopak vzdušný start může začít na letišti přímo v blízkosti výrobních nebo montážních hal a startovat kdekoliv nad mořem, v místě třeba několik tisíc km vzdáleném, třeba nad rovníkem, což přinese další úspory.
@Alchymista
Bohužel, výpočty založené na klasickém výpočtu pře Ciolkovského rovnici (pro prostředí bez gravitace), nebo s použitím „charakteristické rychlosti“ (MEK), která zahrnuje gravitační a aerodynamické ztráty nám upřesnění nepřinesou, neboť volba (odhad) Vchar. je základní problém. Navíc Vchar. nebo její úspory podvědomě zkresluje obraz, neboť její číselná hodnota (zvláště hodnota o kolik % je větší než kruhová rychlost) vůbec nevyjadřuje, kolik procent hmot rakety je třeba přidat na všechny ztráty (vlivem exponenciálnímu průběhu Ciolkovského rovnice ).
Jediné upřesnění by bylo vzít reálně existující 2-stupňovou raketu , nejlépe by byla jednoduchá Delta4 bez boosterů , protože je na LOX/LH2, což by byly nejvýhodnější pro vzdušný start. Museli bychom znát křivku průběhu její spotřeby nebo tahu do výšky 10-12 km (nebo alespoň po skocích), čas za kterou tuto výšku dosáhne, celkovou hmotu prvého stupně a horizontální složku rychlosti, kterou v té výšce raketa má. Pak by se dala úspora spočíst celkem přesně a myslím, že by se ukázalo, že Deltu 4 již zmenšenou pro vzdušný start by unesl i StratoLaunch, určitě by ji unesl An-225 Mria. Nádrže Delty 4 jsou dost pevné, Ck celého CCB Delta 4 je 12, (Atlas i Angara mají lepší), takže myslím, že by se Ck nemuselo snižovat, pouze upravit výztuhy pro horizontální podvěs, jako měl ET Shuttle.
Pinkas - tvoje výhrady beriem v plnom rozsahu na vedomie. Lenže ako to spočítať "správne"?
Som si plne vedomý, že "MEK výpočty" má k dokonalosti dosť ďaleko - a množstvo i najzákladnejších hmotnostných parametrov hoci i najznámejších rakiet je "utajených" - respektíve presnejšie: málo publikovaných. Už len taký Sojuz - kde sa dočítaš, že prvý stupeň obsahuje okrem iného náplň viac ako dva a pol tony peroxidu pre pohon turboagregátu a vyše pol tony stlačeného dusíku, ktoré samozrejme nie sú zahrnuté do hmotnosti konštrukcie stupňa (do jeho "suchej hmotnosti"), a prirodzene ani do hmotnosti využiteľného paliva, ale nevyhnutne figurujú v celkovej hmotnosti stupňa? A takých údajov je mnoho...
Friendly Alien - základný problém je "doprava všetkého" na miesto štartu a klimatické podmienky pre štarty.
Prečo myslíš, že je hlavný americký kozmodrom umiestnený na Floride? A hlavný európsky v Rovníkovej Guayane? Pretože sa tam všetko dôležité dá dotiahnuť loďou! Rusi to na Bajkonur musia doviezť železnicou a preto je Sojuz alebo Proton taký, aký je - diely rakety musia prejsť železničným profilom so všetkými rozmerovými obmedzeniami.
Vieš si predstaviť náklady na vybudovanie vhodnej prepravnej trasy z prístavu Esmeraldas (povedzme cez Quito) na Nevado Cayembe? Trasy pre prepravu nákladov s priemerom viac ako 5 metrov a dĺžkou cez 40 metrov?
Iste, dalo by sa to poriešiť napríklad leteckou prepravou - lenže to potrebuješ mať "niekde poblíž" vhodné letisko. A "vhodné letisko" by sa muselo vybudovať - lenže kde? Letisko v Quito je celkom ďaleko od predpokladaného kozmodromu - nejakých 60km vzdušnou čiarou - po zemi to môže byť aj päťnásobok.
Starý Mariscal Sucre International Airport v Quito bolo jedno z letísk, kde sa pred pristátím celá posádka i cestujúci spoločne pomodlili a pokiaľ bol po ruke kňaz, dával zadarmo rozhrešenia... Pristávať v nadmorskej výške 2800 metrov medzi kopce nie je sranda. Nové letisko otvorené tuším v roku 2006, je položené asi 12 km od Quita, nižšie, vo výške 2400 metrov, ďalej od kopcov, a má dlhšiu dráhu, takže sa modlia už len piloti... Napriek tomu je tam stále dosť obmedzení na hmotnosť nákladu.
K tomu pribudnú náklady na vybudovanie montážnej a odpalovacej základne.
Ďalej potrebuješ zdroje vody - jeden štart zožerie niekoľko sto kubíkov za pár desiatok sekúnd, zdroje energie - kozmodrom so zázemím má spotrebu ako poriadna továreň - pár sto megawattov...
Čo strelecký sektor? Čo dopadové priestory?
Ale hlavne - čo počasie na kozmodrome? Aké časté sú v oblasti napríklad búrky a cyklóny? Aké sú tam teploty a vetry? Čo seizmická aktivita - Nevado Cayembe je spiaci vulkán, aktívny naposledy v 18. storočí? A tak ďalej a tak podobne...
[Upraveno 27.3.2013 Alchymista]
@ Alchymista
Máš úplnou pravdu, přesto se snažme někde údaje o Delta 4, především jejím prvém stupni CBC sehnat.
Zatím mám jen tyto údaje o CBC:
Délka: 36,6 m
Průměr: 5,13 m
Plná hmota: 218.030 kg
Hmota paliva: 200.000 kg
Nominální čas hoření: 249 sec.
Chybí tedy průběh hodnoty tahu s časem a čas, kdy raketa dosáhne výšky 10 nebo 12 km. Horizontální rychlost bychom mohli pro začátek zanedbat.
[Upraveno 27.3.2013 PinkasJ]
Nosnost plánovaného nosiče pro Stratolaunch by měla být 6.1 tuny. Nicméně základní design ještě není stanoven. A dokonce ani to, zda se bude jednat o nosič na KPH nebo TPH.
Maximální vzletová hmotnost letounu Stratolaunch je nyní zvýšena z 545 na 590tun s určitými změnami v konstrukci trupů i křídel a dopředu posunutým těžištěm.
Škoda, že neudali nosnost letadla, jen jeho vzletovou hmotnost 590 tun. AN 225 s MAKS měl mít hmotnost 620 tun, z toho naplněný MAKS 270 tun. Max. vzletová hmotnost AN 225 byla 640 tun.
Kdybychom udělali lineární srovnání, pak by raketa nesená StratoLaunch mohla mít hmotnost 257 tun. To by na vynesení 6,1 tuny na LEO nebylo žádný zázrak. MAKS při hmotnosti 270 tun by vynesl na LEO (když odečtu hmotnost motoru (cca 5 tun) 17 tun. Ovšem nosnost 6,1 tuny je asi vzatá hodně přes palec, záleží, zda bude palivo kapalné (a jaké) nebo tuhé.
Výhodou dvojtrupového uspořádání je snadná montáž rakety pod centroplán křídla a také to, že nádrže mohou být v obou trupech a křídlo relativně lehké. Upevnění rakety je však poměrně krátké. Naproti tomu uspořádání MASK (nad trupem AN225) má výhodu, že raketa může být podepřená po celé délce, ale hlavně to, že nosič může být konstruován pro jiné rozměrné náklady nesené v trupu v době, kdy nevypouští rakety.
Stratolaunch bude mať zrejme väčší podiel užitočného nákladu na maximálnej vzletovej hmotnosti ako Mrija.
Ovšem neslobodno zabudnúť na jednu nie nepodstatnú vec - Mrija s maximálnym interným nákladom 200 ton má dolet 4000-4500km, s interným nákladom 150ton to je 7000-7500km, s externým nákladom 250 ton však nie je dolet vôbec uvádzaný, ale odhadom to bude významne pod 3000km. Stratolaunch musí mať dolet podobný alebo väčší, pretože počet letísk, kde môže pristáť, je značne obmedzenejší - Mrija sadne na každé letisko s dostatočnou dĺžkou a únosnosťou. Druhá možnosť pre Startolaunch je osobitný prevádzkový režim, pri ktorom má Stratolaunch pri svojich letoch určité letiská alebo dráhy vyhradené "len pre seba" (od štartu do pristátia sa také letiská alebo dráhy nevyužívajú pre iné lety).
Podvesenie pod centroplán (alebo pod trup) má predovšetkým výhodu v jednoduchom "studenom" oddelení nákladu od nosiča a v jednoduchej a pre nosič bezpečnej možnosti "zbaviť" sa nákladu pri problémoch nosiča.
Kým Mrija je veľkokapacitný dopravný stroj, viac menej univerzálny, u ktorého je možnosť niesť nadrozmerný externý náklad len "výhoda" (hoci pôvodne to bol jej primárny účel), tak Stratolaunch je naopak výrazne jednoúčelový stroj pre prepravu nákladu na externom podvese. Vedel by som si ho predstaviť aj v úlohe, akú plnili stroje Guppy, SuperGuppy alebo Beluga - teda preprava dielov trupov lietadiel alebo raketových stupňov v kontajneroch podobného typu ako nosili Mrija a VM-T. Miera jeho využiteľnosti je teda významne menšia ako u Mriji.
Raul - pre nosnosť raketového nosiča 6,1 tony na LEO to odhadom dáva hmotnosť raketového nosiča pre vzdušný štart 150-200 ton.
Při vzdušném startu bude důležité kromě poměru hmoty rakety k nosnosti na LEO také to, zda se podaří náklad vypustit jednostupňovým nosičem (SSTO), nebo bude muset být dvoustupňový. V prvém případě by úspora mohla být větší, i kdyby nosnost byla menší. Šanci na SSTO má asi jen LOX/LH2 pohon, nebo dvou-palivový motor (prvá fáze na RP, druhá na H2). Proto by se mi velmi líbil jednostupňový nosič založený na CBC rakety Delta 4, který má hmotnost 218 tun. Ovšem pro vypouštění satelitů na GTO by druhý stupeň byl nezbytný. [Upraveno 28.3.2013 PinkasJ]
SSTO musí mať Isp aspoň 4000Ns/kg a Ck aspoň 11 aby sa pri Vchar 9500m/s vôbec vyškriabal na LEO. Pri Isp 3200Ns/kg je potrebné Ck niekde okolo 20, čo je zrejme nerealizovateľné.
S jedno-stupňovým CBC z Delty 4 je to problém. Údaje, které jsem uváděl - plná hmota: 218.030 kg
hmota paliva: 200.000 kg, tedy prázdná hmota 18.000 kg byly myslím převzaty z Wiki a Ck vychází 12,1. Že by šlo o hodnoty bez motoru? Avšak na Astronautix i jinde jsou dány hodnoty:
plná hmota: 226.400 kg, prázdná hmota: 26.760 kg, Isp = 4120 Ns/kg, tedy Ck=8,46, což je opravdu málo. Stupně s LOX/LH2 mají kvůli nízké hustotě H2 obecně problém s Ck, ale proč ET Shuttle mohl mít Ck vynikající?
Při Ck=8,64 by samotný CBC stupeň bez užitečného zatížení UZ, V PROSTŘEDÍ BEZ GRAVITACE A ATMOSFÉRY dosáhl rychlost 8865 m/s, s přidáním 300m/s od vzdušného nosiče by to bylo Vchar = 9165m/s.
Pokud si označíme plnou hmotu Mf, prázdnou Me a předpokládáme, že nosič udělí raketě horizontální rychlost 300 m/s, pak PRO PROSTŘEDÍ BEZ GRAVITACE A ATMOSFÉRY dostáváme potřebnou kruhovou rychlost v = 7850 – 300 = 7550 m/s. Jednoduchým výpočtem spočteme hodnotu UZ:
Počáteční hmota Mp = Mf +UZ
Konečná hmota Mk = Me +UZ
Mp/Mk = e ^ (v/Isp) = 6,25
(Mf+UZ) /(Me+UZ) = 6,25
UZ = (Mf-6,25Me) / 5,25 = 11.266 kg
Nevím, zda na tomto fóru je schopen někdo spočíst gravitační a aerodynamické ztráty od výšky cca 10 km na LEO pro konkrétní raketu. Samotné gravitační ztráty takové rakety jsou funkcí času, po který je raketa v gravitačním poli, tedy závisí na zrychlení rakety a tedy průběhu tahu s časem a celkovém čase. Dále jsou závislé na křivce úbytku hmoty během letu. Základem gravitačních ztrát je grav. zrychlení g, ale to se zmenšuje s druhou mocninou úhlové rychlosti rakety vzhledem ke středu Země a při přechodu na LEO klesne na nulu. Gravitační ztráty je možno vyčíslit v množství paliva spotřebovaného na kompenzaci gravitačního pádu (nejlépe), případně fiktivní rychlostí Vchar., kterou by raketa mohla dosáhnout, kdyby tyto ztráty nebyly. Ztráty by pak musely zahrnout i aerodynamické ztráty. Všechny takové výpočty jsou složité, s tolika nám nedostupnými parametry, že nevím, zda se toho nějaký matematik zde ujme. Muselo by se hodně zjednodušovat, např. předpokládat konstantní Isp a tah a i tak dostaneme soustavu minimálně 3 nelineárních rovnic .
Vypadá to, že při Ck = 8,46 by nosnost CBC na LEO byla mizerná, nebo by CBS na LEO ani nedoletěl a musela by být dvoustupňová raketa. U Delta 4 řízení a kontrolu stupně provádí druhý stupeň a tedy navíc by přibyla hmota řízení.
To vím a proto jsem v témě Space Launch Systém napsal:
Když bychom posuzovali Shuttle – ET jako samostatný stupeň (jako by měl motory pod nádrží), musíme k prázdné hmotě nádrže připočíst váhu 3 motorů SSME + uchycení – celkem cca 12tun, dostaneme váhu ET 37tun a vychází pozoruhodné konstrukční číslo C= 19,5, což nemá žádná současná raketa ani stupeň.
Silová štruktúra ET je zrejme celkove odlišná od silovej štruktúry raketového stupňa.
Treba si uvedomiť, že kým silová štruktúra raketového stupňa zachytáva sily od pohonnej jednotky umiestnenej vzadu a prenáša ich na vyššie stupne a náklad (namáhanie na tlak) a je pri manévroch namáhaná na ohyb, ET je zavesená na raketopláne a SRB v "dvoch bodoch", raketoplánom a SRB je vlastne vlečená a namáhaná je v podstate len vlastnou hmotou a aerodynamickými silami. Uchytenie v dvoch bodoch na veľmi tuhej silovej štruktúre raketoplánu a SRB a významne menšie ostatné silové pôsobenia umožňujú postaviť ET ako veľmi ľahkú v porovnaní s raketovými stupňami.
Pokiaľ by sa niekto pokúsil postaviť raketu tak, že by na ET namontoval raketové motory, veľmi pravdepodobne by sa ET počas letu zbortila...
(Celkom by ma zaujímala celková silová schéma STS a silové pomery v celej tejto štruktúre.) [Upraveno 30.3.2013 Alchymista]
To co uvádíš je jedna z důležitých okolností, dlouhé silnostěnné SRB tvoří vlastně jakési výztuhy ET navíc ET nepřenáší hmotu UZ (raketoplánu), je tomu naopak.
Druhá okolnost je, kolik motorů SSME by bylo třeba, kdyby nebyly žádné SRB. Naplněná nádrž má hmotu 725 tun, prázdná 25 tun, Tedy hmota paliva 700 tun. Tah motorů SSME u země je udáván na 1859 kN = 189 tun. Ale aby dosáhla raketa LEO, musel by být ještě vrchní stupeň zřejmě s motory J2 o celkové hmotě odhaduji min 300 tun + UZ 100 tun. Startovní hmota by byla 1125 tun, ale + hmota 7 motory SSME navíc – s uchycením cca 30 tun + potřebné zesílení ET bez SRB a pro nesení horního stupně s UZ – odhaduji 25 tun. Dostáváme 1180 tun, tedy min. 7 motorů SSME
Když se vrátím k ET, jeho prázdná hmotnost je 25 tun. S potřebným zesílením bez SRB a nesením vrchního stupně + UZ na 50 tun (původní ET vážil 34 tun) + 7 motorů SSME a uchycením 30 tun, dostáváme prázdnou váhu prvého stupně s 80 tun a plnou váhu 780 tun, Ck = 9,75 , což je něco jiného než 19,5.
Přepočetl jsem to na MEK na původní hmotnost paliva ET = 700 tun,
1. stupeň: ET: celková hmotnost 780 tun, hmotnost konstrukce i se 7 motory 80 tun, Ck = 9,75, Isp 4350,
2. stupeň LOX/LH2: celková hmotnost 300 tun, hmotnost konstrukce i s motory 30 tun, Ck = 10, Isp 4450.
Pro Vchar. 9300 m/s vychází nosnost na LEO 87 tun, což je stejné jako STS (Shuttle minus hmota 3 motorů s upevněním), při značně nižší startovní hmotě
citace:To co uvádíš je jedna z důležitých okolností, dlouhé silnostěnné SRB tvoří vlastně jakési výztuhy ET navíc ET nepřenáší hmotu UZ (raketoplánu), je tomu naopak.
...
Tohle je velmi dobrá vlastnost, která je možná pouze u paralelního řazení stupňů!!!
Když to zjednodušším: Společně s odpojením stupně odpojím i jeho výztuhu. Takže mi vychází vychází velmi dobré konstrukční číslo.
Quote: Tohle je velmi dobrá vlastnost, která je možná pouze u paralelního řazení stupňů!!! Když to zjednodušším: Společně s odpojením stupně odpojím i jeho výztuhu. Takže mi vychází vychází velmi dobré konstrukční číslo
----------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------
Příkladem může být Sojuz: Konstrukce jejího centrálního stupně s dlouhými boostery je někdy z 50-tých let, asi tehdy nevyráběli plášť technologií isogrid s vysokými žebry, motor je také starý o hmotě 1200 kg a přesto tento centrální stupeň má Ck= 15,4, což je lepší, než mají centrální stupně dnešních Delta 4, Atlas 5 i Angara
Stage Number: 1. 1 x Soyuz 11A511-1 Gross Mass: 100,500 kg. Empty Mass: 6,500 kg.
[Upraveno 01.4.2013 PinkasJ]
