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.

 

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).
 

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).

 

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.
 

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.
 

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.
 

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.

 

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 :-(
 

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.
 

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 :-) !

 

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.).
 

Pro RaStra:
- v_char 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
 

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.
 

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

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.
 

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.
 

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 :-)
 

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).
 

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.
 

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.
 

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?
 

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.
 

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?
 

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?
 

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.



 

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.
 

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.
 

Kolik jeden start stoji?
 

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).
 

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.