Kosmonautika (úvodní strana)
Kosmonautika@kosmo.cz
  Nepřihlášen (přihlásit)
  Hledat:   
Aktuality Základy Rakety Kosmodromy Tělesa Sondy Pilotované lety V Česku Zájmy Diskuse Odkazy

Obsah > Diskuse > XForum

Fórum
Nejste přihlášen

< Předchozí téma   Další téma ><<  1    2    3    4  >>
Téma: Kosmoplan (Space Shuttle2)
15.8.2005 - 14:00 - 
V diskusi to s kosmoplánem zatím nevypadá moc dobře, protože se obávám, že zatím nejsou v dohledu dobré podmínky pro jeho potřebu (množství vhodných nákladů, dostatek nákladů pro návrat, pokročilé materiály). Přesto by sem ti, kdo chtějí, mohli ještě dát například své představy o ideálním kosmoplánu (zatím třeba i ne zcela reálném).

Moje ideální představa je "desetimachový" hypersonik, nesoucí (na zádech?) něco jako X-33, nebo třeba SHARP ( http://www.space-rockets.com/sharp.html ), který se dost podobá xChaosově "kuželovitému špalkovitému objektu". Protože ale hypersonik je zatím ekonomicky nepravděpodobný (viz. Áda), tak si ještě dovedu představit něco jako X-33 urychlený u Země pomocí jednoho SRB, nebo třeba dvou Bajkalů (projektovaných). To jsou zatím jediné vícenásobně použitelné první stupně a mají vlastnosti potřebné k vynesení kosmoplánu do solidní výšky a rychlosti tak, jak to tu dříve popisoval Jirka. Takové řešení by, podle mne, pokrylo většinu (mnou) požadovaných vlastností kosmoplánu.

Jaké jsou ideální představy vás ostatních? Jirka popisoval raketoplán, který je třeba zvednout do 30km a urychlit na 2000 m/s. Pro p. Pinkase (a snad i pro Ádu) je favoritem MAKS (raketoplán s ET a se vzdušným startem z proudového letadla), jenže připomínám, že projekt MAKS je už z roku 1988, takže je vidět, že do realizace se nějak nikomu nechce, nebo je možná někde technický problém, o kterém nevíme. Jsou tu i návrhy na vylepšování vlastností "kapslí" (hlavně při přistávání) vynášených v prvním přiblížení jednorázovými raketami. Za kosmoplán lze považovat např. Kliper. MH se označuje za propagátora vývoje Shuttlu2, ale svoje představy zatím neupřesnil. Je to ve tvých představách, MH, jen drobně vylepšený STS, nebo by mělo jít o razantnější změny? Jaké zkušenosti bychom si vlastně z provozu stávajícího STS měli odnést? A jaké závěry a doporučení pro Shuttle2 bychom měli přijmout? Nebojte se diskutovat, vždyť je to zábava :)
 
15.8.2005 - 14:09 - 
Otázka je jestli jsou na světě materiály v přijatelné cenové relaci které výrazně zlepší parametry Shuttlu2 oproti Shuttlu1.  
15.8.2005 - 14:58 - 
Pinkas:
Rozplýváte se nad koncepcí MAKS. Má výhody u startu, resp. není potřeba kosmodrom a nemá SRB. Jinak bude trpět stejnými problémy, tj. návrat bržděním o atmosféru, tj. stejně složitá předletová příprava, kontrola tepelného štítu, shoření celého ET atd. Umí vůbec někdo dnes vyjádřit náklady na start MAKSu? Tj. palivo v nádrži, cenu za start AN 225, cena za ET, předletová příprava (kontrola tep. štítu, motoru atd.) atd? Jak to tedy vychází v porovnání s klasickou raketou? Zatím mám totiž pocit, že to nebude řádové zlevnění letu (ačkoliv píší cosi o tisíci USD/kg ..).

Holub:
Možná bych k těm požadavkům přidal škálovatelnost v nákladu, prostě bay když nahoru povezu menší hmotnost, abych mohl načerpat méně paliva a to bylo vše, co bych upravoval ...
 
15.8.2005 - 15:32 - 
Jedna poznamka k An-225. Nebude pronajem, pojisteni a upravy tohoto letadla predstavovat taky vyznamnou castku?
Predpokladam ze je po nem dost velka poptavka a plne vyuzit kapacitu tohoto letadla jen timto projektem bude hodne obtizne.
Predpokladam tedy, ze za pronajem bude uctovana mnohem vyssi castka, nez za prevazeni obili pro hladovejici.
 
15.8.2005 - 15:37 - 
Je jediná Mrija a ta je tak vytížená, že před nějakým časem ukrajinci rozhodli o dostavbě druhého prototypu. Ale jen dostavba by měla stát, pokud se nepletu, skoro 1/4 miliardy dolarů. Takže bych počítal s cenou Mrije 500-750M$. Na první pohled je to moc, ale důležité je, že když nebude nést třeba MAKS, tak v mezidobí může vozit běžný komerční náklad a vydělávat na sebe...

BTW, pokud má někdo aktuálnější info o druhé Mriji, tak sem s ní!
 
15.8.2005 - 16:30 - 
Co se tyka me predstavy nosice, tak ja bych to videl jako obri samokridlo, pohanene naporovymi/proudovymi/iontovymi motory. Do kosmu by se dostavalo tak, ze by diky naporovym/proudovym/iontovym motorum dosahlo hranice atmosfery ve vysce 70-100km. Tam by zaclo zrychlovat az na 27000km/h. Pritom by vlastne delalo obrovsky premet, tak aby se stale drzelo na hranici atmosfery a motory mely dost paliva. No a pak by se (po dosazeni dostatecne rychlosti) nechalo vystrelit ven z atmosfery a provedlo korekci pomoci klasickych raketovych motoru pro prechod na obeznou drahu. Pristani by probihalo obracene. Vletlo by na hranici atmosfery a postupne by snizovalo rychlost a vysku letu. Zadne prudke brzdeni. Diky velke vysce by nebylo pri vysoke rychlosti tepelne tak namahane ale protoze je jeste dost nizko tak by mohlo vyuzit atmosferu jako cast (nebo veskere) palivo.  
15.8.2005 - 17:13 - 
quote:
Co se tyka me predstavy nosice, tak ja bych to videl jako obri samokridlo, pohanene naporovymi/proudovymi/iontovymi motory. Do kosmu by se dostavalo tak, ze by diky naporovym/proudovym/iontovym motorum dosahlo hranice atmosfery ve vysce 70-100km.


70-100 km je hranice vesmiru, ne atmosfery. Naporove ani proudove motory tam fungovat nebudou, iontovy potrebuje spoustu elektricke energie (kde ji vzit). Pri rychlosti 27000km/h (ale i mnohem nizsi) by se teleso v tehle vysce stale intenzivne zahrivalo a i mnozstvi kysliku je tam zanedbatelne, takze neni zvlastni duvod se zde zdrzovat.
Pokud vim tak americani planovali strategicky bombarder, ktery se ve vrchni atmosfere (30km) vzdy urychlil a pohyboval se suborbitalnimi skoky.
Pak jim ale asi doslo ze je to blbost.
Ted proste jen vyviji rodinku superlevnych suborbitalnich raket na jedno pouziti.
Problem s brzdenim je ten, ze v 60km se pri orbitalni rychlosti zmenite v meteor. Odebirani kysliku z atmosfery (kde je ho stejne minimum) je tudiz znacne zkomplikovano.
Nehlede na to, ze obri samokridlo bude mit i obri aerodynamicky odpor.
 
15.8.2005 - 17:13 - 
quote:
Co se tyka me predstavy nosice, tak ja bych to videl jako obri samokridlo, pohanene naporovymi/proudovymi/iontovymi motory. Do kosmu by se dostavalo tak, ze by diky naporovym/proudovym/iontovym motorum dosahlo hranice atmosfery ve vysce 70-100km. Tam by zaclo zrychlovat az na 27000km/h. Pritom by vlastne delalo obrovsky premet, tak aby se stale drzelo na hranici atmosfery a motory mely dost paliva. No a pak by se (po dosazeni dostatecne rychlosti) nechalo vystrelit ven z atmosfery a provedlo korekci pomoci klasickych raketovych motoru pro prechod na obeznou drahu. Pristani by probihalo obracene. Vletlo by na hranici atmosfery a postupne by snizovalo rychlost a vysku letu. Zadne prudke brzdeni. Diky velke vysce by nebylo pri vysoke rychlosti tepelne tak namahane ale protoze je jeste dost nizko tak by mohlo vyuzit atmosferu jako cast (nebo veskere) palivo.



Ono to nebude tak lehké.

Jelikož v takovéto výšce 100km máte prakticky už vakuum tak plocha takového samokřídla by musel být řádově 10x možná i 100x větší než v případě letadla pro výšku 10km.

To se samozřejmě z velké části vykompenzuje rychlosti obtékání zbytků vzduchu.

Ale myslím že už jsem někde něco podobného viděl ale nebylo to letadlo ale vzducholod postavená jako vztlakové těleso.

- Jako bálon se dostalo do 30km
pak začalo akcelerovat a pomocí zmíněného vztlaku se dostalo na nějakou výšku a rychlost pak už stačil zmíněný skok na orbit.









Ale v tom případě budete mít obrovský vztlak
 
15.8.2005 - 17:14 - 
Tu poslední větu mažu je tam navíc 
15.8.2005 - 17:29 - 
quote:

70-100 km je hranice vesmiru, ne atmosfery.



pardon, ne tak docela. 70-100km je stale hluboko v atmosfere, kterou lze delit podle spousty hledisek. Nicmene skutecne nevim o zadnem motoru, ktery by mohl vyuzit kyslik zde obsazeny.


· homosféra = turbosféra

Homosféra neboli turbosféra je vrstva atmosféry sahající do výšky cca 100 km. Intenzivní turbulentní promíchávání způsobuje rovnoměrné zastoupení jednotlivých plynů v jejích jednotlivých částech s výjimkou vodní páry vyskytující se převážně v troposféře, ozonu vyskytujícího se převážně ve stratosféře a oxidu uhličitého ( viz články "Ozonosféra" a "Skleníkový efekt" ).

· homopauza = turbopauza

Homopauza neboli turbopauza je vrstva atmosféry na přechodu mezi homosférou neboli turbosférou a heterosférou neboli difúzosférou.

· heterosféra = difúzosféra

Heterosféra neboli difúzosféra je vrstva atmosféry sahající do výšky cca 40000 km, kde přechází v meziplanetární prostor. Difúzní rovnováha způsobuje se zvětšující se vzdáleností od zemského povrchu ubývání těžkých plynů - v její dolní části je zastoupen převážně kyslík, ve střední helium a v horní vodík.
 
15.8.2005 - 17:34 - 
Kolik je ve výšce 100km atmosférický tlak a teplota?

Bohužel poučka co 100m to 1300Pa tady už neplatí.
 
15.8.2005 - 18:34 - 
quote:
Kolik je ve výšce 100km atmosférický tlak a teplota?

Bohužel poučka co 100m to 1300Pa tady už neplatí.


No ve 100km je asi 1/1000000 atm. Ja bych to trocu upresnil. V te me predstave samozrejme nepocitam, ze by to samokridlo melo nad 50km nejaky vztlak. V 50km je asi 1/1000atm. Spis bych delal pod samokridlem umele pretlak - tj neco jako vznasedlo. Taky by se se stoupajici vyskou a rychlosti uplatnovalo odstredive zrychleni, ktere by snizovalo nutnou vztlakovou silu.
 
15.8.2005 - 18:58 - 
Ale takhle přece funguje vztlakový síla na rozdílu tlaku a je jedno jestli je vyvolané obtékáním tělesa nebo vháněním vzduchu.

Když už jsme u toho vznášedla čím vytvářet přetlak. To chce další energii. A jak je známo vznášedla v tomto ohledu nejsou příliš učínná.
 
15.8.2005 - 19:09 - 
quote:
Ale takhle přece funguje vztlakový síla na rozdílu tlaku a je jedno jestli je vyvolané obtékáním tělesa nebo vháněním vzduchu.

Když už jsme u toho vznášedla čím vytvářet přetlak. To chce další energii. A jak je známo vznášedla v tomto ohledu nejsou příliš učínná.


Ano to je pravda. Me vsak napadlo, ze by slo vyuzit cast vzduchu od motoru a protoze jeho teplota je vyssi nez teplota vzduchu, ktery jen tak proudi kolem kridla, mohlo by jeho vyfukovani pod nabeznou hranou prispet k vztlaku. Na druhou stranu se bude takto vyfukovany vzduch+spaliny ochlazovat tak si nejsem jist jestli by to melo efekt. Taky me napadlo, ze by nebylo spatny to startovat ve vleku za velkym letadlem (jako kluzaky za druhy svetovy) a teprve ve 12km se odpoutat a nastartovat vlastni motory.
 
15.8.2005 - 19:45 - 
Quote: Rozplýváte se nad koncepcí MAKS.
-------------------------------------------------------------------
Nerozplývám se nad MAKS ale považuji jeho koncepci za nejreálnější v současné době a k její realizaci chybí především peníze. K podobnému řešení dospěla i studie NASA. Samozřejmě, že koncepce má také úskalí, jako každý systém, který se má vracet z vesmíru a navíc vícenásobně.
Přesto jsem přesvědčen, že podobné systémy v budoucnu převládnou pro dopravu na LEO.

Co se týče nákladů, určitě to autoři návrhu spočteno mají, ale stačí jednoduché porovnání s Delta IV Heavy: Mají oba téměř stejnou nosnost na LEO cca 25 tun. MAKS ztratí jen jednu nádrž, spotřebuje včetně letadla necelých 300 tun paliva. DeltaIV Heavy ztratí 3 motory a 3 nádrže, každá z nich větší, než ET od MAKS a spotřebuje cca 600 tun paliva. MAKS kromě toho může vracet sám posádku a částečně i náklad zpět na Zemi.
 
15.8.2005 - 20:01 - 
Zajímavé myšlenky martaliena. Uznávám, že koncept pomalého urychlování na horní hranici husté atmosféry bych měl taky zařadit mezi kandidáty na "kosmoplán. Stratosférické raketoplány/vzducholodě s iontovým pohonem nejen navrhuje, ale už i nějakou dobu staví a zkouší firma JP Aerospace ( http://www.jpaerospace.com/ ) v projektu Airship To Orbit. Je to ten "ideální kosmoplán"? Tam ovšem počítají s iontovými motory a neseným palivem. Čistě teoreticky by iontový pohon s Isp cca 30000 Ns/kg měl být schopen dosáhnout orbitální rychlosti se spotřebou paliva na úrovni jedné třetiny startovací hmotnosti (dvě třetiny by se dostaly na LEO). Ovšem to nepřihlížím k problémům s odporem atmosféry a potřebným silným elektrickým zdrojem.

Využití vzduchu k pohonu je jistě taky omezené (u náporových motorů). Např. X-43 letěl motoricky těmi Mach 10 ve výšce cca 30 až 35 km. Využíval samozřejmě jen vzdušného kyslíku jako okysličovadla, ale palivo si musel nést sám (a urychlen byl na tuto rychlost raketou Pegasus). Jak si, martaliene, představuješ využití atmosféry jako "paliva"? Netuším taky, do jaké výšky lze reálně využít atmosféru alespoň jako okysličovadlo.
 
15.8.2005 - 20:06 - 
quote:
quote:
Ale takhle přece funguje vztlakový síla na rozdílu tlaku a je jedno jestli je vyvolané obtékáním tělesa nebo vháněním vzduchu.

Když už jsme u toho vznášedla čím vytvářet přetlak. To chce další energii. A jak je známo vznášedla v tomto ohledu nejsou příliš učínná.


Ano to je pravda. Me vsak napadlo, ze by slo vyuzit cast vzduchu od motoru a protoze jeho teplota je vyssi nez teplota vzduchu, ktery jen tak proudi kolem kridla, mohlo by jeho vyfukovani pod nabeznou hranou prispet k vztlaku. Na druhou stranu se bude takto vyfukovany vzduch+spaliny ochlazovat tak si nejsem jist jestli by to melo efekt. Taky me napadlo, ze by nebylo spatny to startovat ve vleku za velkym letadlem (jako kluzaky za druhy svetovy) a teprve ve 12km se odpoutat a nastartovat vlastni motory.



Ale potom byste asi musel obtékat spalinami horní polovinu profilu křídla protože spaliny budou mít logicky větší rychlost než vzduch tzn. budou vytvářet podtlak nad křídlem tzn. vztlak. Potom bude asi problám s oxidací spalin a tepelným namáháním spec. míst křídla takto ofukovaných.
 
15.8.2005 - 20:54 - 
quote:
Zajímavé myšlenky martaliena. Uznávám, že koncept pomalého urychlování na horní hranici husté atmosféry bych měl taky zařadit mezi kandidáty na "kosmoplán. Stratosférické raketoplány/vzducholodě s iontovým pohonem nejen navrhuje, ale už i nějakou dobu staví a zkouší firma JP Aerospace ( http://www.jpaerospace.com/ ) v projektu Airship To Orbit. Je to ten "ideální kosmoplán"? Tam ovšem počítají s iontovými motory a neseným palivem. Čistě teoreticky by iontový pohon s Isp cca 30000 Ns/kg měl být schopen dosáhnout orbitální rychlosti se spotřebou paliva na úrovni jedné třetiny startovací hmotnosti (dvě třetiny by se dostaly na LEO). Ovšem to nepřihlížím k problémům s odporem atmosféry a potřebným silným elektrickým zdrojem.

Využití vzduchu k pohonu je jistě taky omezené (u náporových motorů). Např. X-43 letěl motoricky těmi Mach 10 ve výšce cca 30 až 35 km. Využíval samozřejmě jen vzdušného kyslíku jako okysličovadla, ale palivo si musel nést sám (a urychlen byl na tuto rychlost raketou Pegasus). Jak si, martaliene, představuješ využití atmosféry jako "paliva"? Netuším taky, do jaké výšky lze reálně využít atmosféru alespoň jako okysličovadlo.




K tomu výše uvedenému.
Jen orientační výpočet odporu.

Při rychlosti tělesa 3km/s v hustotě 1/100000 (atm) (těch 100km), průřezu tělesa 1000m2, a součiniteli odporu 0,03 (kapka) to vychází necelých 2000N.

Je takovou to sílu schopen vyvinout iontový motor?
 
15.8.2005 - 21:08 - 
> necelých 2000N. Je takovou to sílu schopen vyvinout iontový motor?

Při Isp=30000 Ns/kg by k tomu potřeboval elektrický příkon cca 30 až 60 MW !!!

Ovšem nepsal martalien něco o jedné miliontině? Pak by to mohlo vyjít o řád méně.
[Upraveno 15.8.2005 poslal ales]
 
15.8.2005 - 21:18 - 
I to je moc
Problém je že Odpor roste s druhou mocninou rychlosti.
 
15.8.2005 - 21:20 - 
[quoteAle potom byste asi musel obtékat spalinami horní polovinu profilu křídla protože spaliny budou mít logicky větší rychlost než vzduch tzn. budou vytvářet podtlak nad křídlem tzn. vztlak. Potom bude asi problám s oxidací spalin a tepelným namáháním spec. míst křídla takto ofukovaných.


Nechci ofukovat ale vyfukovat. Pravdepodobne nejlepsi by byla perforovana spodni duta cast za nabeznou hranou. Z ni by dochazelo vlivem pretlaku tryskani plynu kolmo pod kridlo. Krome tahu smerem nahoru by dochazelo i k ohrevu vzduchu proudiciho pod kridlem a teoreticky k zviseni jeho tlaku na kridlo.
Co se tyka motoru. Musel by to byt hybrid. V malych vyskach by mohl fungovat jako naporovy uvnitr s turbogeneratorem spalujicim vzdusny kyslik a vyrabejici elektrinu pro iontovy motor. Ve vetsich vyskach by se pridal kyslik z nadrzi a krome spalin by se elektricky urychlovaly ionty. Tady sem u meho oblibeneho trifazoveho urychlovani iontu. Melo by totiz zajistit velkou intenzitu pole pri relativne nizkem napeti a moznosti urychlovat ionty asynchronne teoreticky az na rychlosti kolem 100km/sec.
 
15.8.2005 - 21:33 - 
quote:
[quoteAle potom byste asi musel obtékat spalinami horní polovinu profilu křídla protože spaliny budou mít logicky větší rychlost než vzduch tzn. budou vytvářet podtlak nad křídlem tzn. vztlak. Potom bude asi problám s oxidací spalin a tepelným namáháním spec. míst křídla takto ofukovaných.


Nechci ofukovat ale vyfukovat. Pravdepodobne nejlepsi by byla perforovana spodni duta cast za nabeznou hranou. Z ni by dochazelo vlivem pretlaku tryskani plynu kolmo pod kridlo. Krome tahu smerem nahoru by dochazelo i k ohrevu vzduchu proudiciho pod kridlem a teoreticky k zviseni jeho tlaku na kridlo.
Co se tyka motoru. Musel by to byt hybrid. V malych vyskach by mohl fungovat jako naporovy uvnitr s turbogeneratorem spalujicim vzdusny kyslik a vyrabejici elektrinu pro iontovy motor. Ve vetsich vyskach by se pridal kyslik z nadrzi a krome spalin by se elektricky urychlovaly ionty. Tady sem u meho oblibeneho trifazoveho urychlovani iontu. Melo by totiz zajistit velkou intenzitu pole pri relativne nizkem napeti a moznosti urychlovat ionty asynchronne teoreticky az na rychlosti kolem 100km/sec.



Při tak velké hustotě plazmy z motoru je možná lepší využít MHD generátoru jak na výrobu el. energie. Tak pak pro urychlování iontu.
 
15.8.2005 - 21:38 - 
quote:
> necelých 2000N. Je takovou to sílu schopen vyvinout iontový motor?

Při Isp=30000 Ns/kg by k tomu potřeboval elektrický příkon cca 30 až 60 MW !!!

Ovšem nepsal martalien něco o jedné miliontině? Pak by to mohlo vyjít o řád méně.
[Upraveno 15.8.2005 poslal ales]


Ted si možná nerozumíme ale já bych ideálně předpokládal kontinuální příkon 20kW (účinnost 10%). Např ze solárních panelů. Ted jde jen o to jestli je iontový motor takový tah schopen dát. Trochu si pamtuji na sondu Deep space1 a ta se asi neblížila ani 1/100 této hodnoty.

 
15.8.2005 - 21:47 - 
> Trochu si pamtuji na sondu Deep space1 a ta se asi neblížila ani 1/100 této hodnoty.

DS-1 měla max. tah kolem 0.1 N (100 mN), tedy jednu dvacetitisícinu potřebných 2000 N. Potřebovala k tomu (kontinuální) příkon přes 2 kW ze solárních článků. Tyto hodnoty stačí lineárně násobit pro libovolný tah a tomu odpovídající příkon (v prvním přiblížení).

 
16.8.2005 - 00:04 - 
quote:
> necelých 2000N. Je takovou to sílu schopen vyvinout iontový motor?

Při Isp=30000 Ns/kg by k tomu potřeboval elektrický příkon cca 30 až 60 MW !!!

Ovšem nepsal martalien něco o jedné miliontině? Pak by to mohlo vyjít o řád méně.
[Upraveno 15.8.2005 poslal ales]


Ono s těmi výkony. Ja sem zatim pocital jen s tim, ze by se sani motoru se zvysujici vyskou oteviralo nad a pod kridlo. Vznikly otvor pro sber iontu by byl asi 200x vetsi co se plochy tyka nez sani v hustych vrstvach atmosfery. Pri rychlosti 27000km/h mi vyslo ze iontovy motor bude mit stejny prisun molekul ve 100km jako v 45km vysky pri rychlosti 100km/h.
Dale je treba si uvedomit ze vykony treba leteckych motoru se pohybuji bezne mezi 1-10MW. Pokud na stejnem principu udelam generator mam k dispozici klidne par MW elektricke energie a jeste par MW tahu od vystupujicich spalin.
A jeste poznamka k trifazovemu urychlovani iontu. Pokud mam spravnou predstavu (chci si to overit casem experimentalne) tak u tohoto motoru je vpodstate medium jako celek nabojove neutralni, veskere elektrody jsou izolovany od media. Neni take nutne vstrikovat na vystupu elektrony do ionizovaneho plynu - tim se usetri spousta energie. Samozrejme mnohem vetsi ucinnost by tento motor mel s ionizovanym mediem ale nemela by mu vadit smes iontu + a -, tj. to co se vyskytuje ve vysich vrstvach atmosfery, tam by jeho ucinnost mela stoupat. Vystupni rychlost pracovni latky je pak zavisla na delce motoru, tlaku, rychlosti pohybu trifazoveho el. pole a jeho napeti.
 
16.8.2005 - 06:25 - 
quote:
> Trochu si pamtuji na sondu Deep space1 a ta se asi neblížila ani 1/100 této hodnoty.

DS-1 měla max. tah kolem 0.1 N (100 mN), tedy jednu dvacetitisícinu potřebných 2000 N. Potřebovala k tomu (kontinuální) příkon přes 2 kW ze solárních článků. Tyto hodnoty stačí lineárně násobit pro libovolný tah a tomu odpovídající příkon (v prvním přiblížení).




Ty 2kW jsou přímo příkon pro motor nebo příkon pro sondu (elektronika, topení atd.)
 
16.8.2005 - 08:49 - 
> Ty 2kW jsou přímo příkon pro motor nebo příkon pro sondu (elektronika, topení atd.)?

Ty 2kW jsou samozřejmě jen pro motor. Přesněji je to tak, že při příkonu 2.4kW byl tah 93mN (viz. např. http://mek.kosmo.cz/sondy/usa/ds1/index.htm , nebo http://www.agu.org/sci_soc/articles/nelson.html ). Připomínám ještě, že tento poměr výkon/tah při daném Isp už znamená účinnost motoru nad 50%, takže ani teoreticky už nelze potřebný příkon příliš snížit (teoretické minimum pro F=100mN a Isp=30000Ns/kg je 1.5kW [P=F.Isp/2]). Pod tuto hranici nemůže zřejmě žádný reaktivní pohon jít (účinnost dosáhne 100%). Jedinou možností je použít něco jiného, než reaktivní pohon (výtah, elmg. katapult, ...).

Pro start reálně zkonstruovatelného kosmoplánu ze Země nevypadá tedy iontový pohon zatím moc realisticky.

P.S.: Quotujte, prosím, opravdu jen to nejnutnější pro zachování kontextu.
 
16.8.2005 - 15:10 - 
Ad Pinkas:
Děkuji za upřesnění. Ale snažím se upozornit na poznatky z STS pro vícenásobně využitelné nosiče. Proto si dovolím tyto poznámky:

1 nádrž x 3 nádrže: nádrž MAKSu bude muset být konstruována výrazně lépe aerodynamicky, neboť bude "sedět" na hřbetu letadla. Celkově bude i jinak rozložený tlak paliva v nádrži. U raket je to hlavně dno, kdežto nádrž MAKSu bude dlouhou dobu ležet a pak zrychlovat, takže bude třeba mít pevné dno i bok, tj. abychom se nedostali ke stejným problémům jako u X-33. Dále bude při vynášení letadlem síla přenášená na konstrukci tanku a odtud na MAKS a při letu zase z MAKSu na tank … tím bude konstrukce tanku výrazně složitější a samozřejmě i dražší. Také s tím bude souviset čerpání paliva z tanku do motorů na MAKSu, což bude taky výrazně dražší a kritičtější z pohledu bezpečnosti. Čili odhad od boku, tank MAKSu bude stát co dvě nádrže Delta IV Heavy.

300x600tun paliva: Ano, MAKS spotřebuje méně paliva i počítáno s letadlem. Ale není to řádově je to o 50procent.

MAKS a destičky: Nikde jsem nenašel, jak má být konstruována tepelná ochrana. Od způsobu její konstrukce a hlavně její revize se bude odvozovat cena za celý MAKS. Pokud to porovnám s STS, tak jedne předletová příprava s revizí může být tak 30proc. předletové přípravy STS? To je ale dost optimistické tvrzení …

Amortizace MAKSu a AN225: Kolik může stát amortizace AN225 a kolik MAKSu? Kolik a jak moc bude muset být měněno na motoru? Toto, spolu s destičkami bude zásadní informace …

Čili celkově náklady oproti vaší zmiňované Delta IV Heavy vidím:
2/3 nákladů na tank,
1/2 na palivo,
a cca. 1/3 na kabinu (cena sojuzu … ??)
Odhaduji to percentuálně (cucám z prstu, nemám nijak potvrzeno, rád si poslechnu správný odhad) – náklady: palivo 30 proc., tanky 40 proc. a 30 proc. kabina …
Čili celkově 40*2/3 + 30* ½ + 30* 1/3 = cca. 50 proc. nákladů na Delta 4 Heavy.

Což není řádové snížení ale jen poloviční. Tím netvrdím, že to není dost, ale je zde stále spousta nejistot kolem amortizace letadla, pozemního perzonálu atd.

quote:
Nerozplývám se nad MAKS ale považuji jeho koncepci za nejreálnější v současné době.
Co se týče nákladů, ... porovnání s Delta IV Heavy: Mají oba téměř stejnou nosnost na LEO cca 25 tun. MAKS ztratí jen jednu nádrž, spotřebuje včetně letadla necelých 300 tun paliva. DeltaIV Heavy ztratí 3 motory a 3 nádrže, každá z nich větší, než ET od MAKS a spotřebuje cca 600 tun paliva. MAKS kromě toho může vracet sám posádku a částečně i náklad zpět na Zemi.


 
16.8.2005 - 20:36 - 
To: V. Maixner
Dík za rozbor a úvahy. Samozřejmě, že nic nelze říci předem, dokud systém není odzkoušen ve skutečném provozu-viz zkušenosti z STS.

K nádrži ET u MAKS: Má výrazný aerodynamický kapkovitý tvar v největším průměru 6,38m a je 32,1 m dlouhá. Hmota včetně paliva je 248.000kg (nese i kerosen) a prázdná váha 11.000 kg, to je poměr 22. U Delta 4H jsou nádrže prvého stupně válcové, průměr 5,13 m, délka 36,6 m, hmota jedné včetně paliva a motoru 218.000 kg, hmota paliva 200.000 kg. Po odečtení hmoty motoru (cca 3000 kg) vychází poměr jen u nádrže 14,5. Jak vidět z poměrů hmoty nádrže a paliva, asi značně větší problémy jsou s namáháním nádrží u Delta 4 než u MAKS, neboť u Delty mají mnohem větší objem. Tak to asi bude i cenově a kromě toho u Delta IV H má takové nádrže 3 a to nemluvím o nádržích a motoru druhého stupně. Takže váš odhad 2/3 nákladů na nádrže MAKS oproti nádržím DeltaIV H by asi bylo nutno podstatně korigovat.

Podle jednoho snímku lze soudit, že nádrž MAKS končí lyžinami, na kterých je upevněn raketoplán-tedy v podstatě jí tlačí před sebou.Problém čerpání paliva turbočerpadly motoru určitě nebude problém, neboť při zrychlení se bude chovat jako jiné nádrže a stoupat bude pod zhruba stejným úhlem. Aerodynamický odpor bude mít menší, než válcové nádrže.

Co se týče nákladů na provoz a údržbu AN 225: Předběžně se uvažuje s max. 1000 starty. Je vidět, že pokud bude nový, mnoho let bude třeba jen běžná revise. Kromě toho nalétá při každém startu jen málo km oproti civilním letadlům. Náklady na údržbu a provoz budou asi menší, než náklady na plnění 3 nádrží Delty vodíkem a kyslíkem, na údržbu startovacích ramp a kosmodromu.

Vlastní raketoplán byl navržen pro 100 násobné použití, motor pro 15-ti násobné použití. K teplené ochraně bylo použito vše nejlepší navržené pro Buran a Spiral. Zda budou s tím problémy, uvidí se až jestli bude projekt realizován.
 
17.8.2005 - 00:25 - 
Mám teď trochu se sem v dostatečné míře dostat k pokecu v míře, v jaké by se mi to líbilo, a vy si tady tak hezky „plácáte bábovičky na myšlenkovém pískovišti beze mě“.

Martalien mě jako vždy potěšil, ač to vidím, že spíš na Shuttle nejméně 3, než na 2. Ovšem to pozvolné brzdění v obrovské výšce tak, aby rychlost pohybu byla silně suborbitální leč výška zůstala vysoko nad hustou atmosférou, to by asi chtělo nějaké megakosmorogalo nejlépe s nosnou plochou rostoucí s poklesem rychlosti. Hezká představa skoro jak plachetnice rozvinující pozvolna plachty pomocí navijáků.

Padla řeč o spalování vzduchu. Asi by to všechno chtělo nějak počítat. Dusík v kyslíku, jak všichni víme se spaluje nesnadno. Vyžaduje to moc velkou aktivační energii. Nicméně v elektrickém výboji bychom ionizovaný a atomární dusík, který by rád reagoval s kyslíkem dostali. V řídkém plynu by takováto ionizace byla dost snadná, i když bez počítání jen tak od boku zas tak moc energetickou bilanci pálení zažehnutého elektrickým výbojem moc energeticky pozitivně nevidím. Ve vysoké atmosféře je tu ale přítomen ještě jeden faktor, spousta dusíku je zde ionizovaného a atomárního v důsledku silné radiace a ultrafialového záření a snad tam kvůli tomu dochází i k dost divným atmosférickým jevům. No ale jen tak od boku také nevidím cestu jak toho tak moc využít.

Řeč byla i o využití tryskových plynů u té reaktivní vzducholodi k obtékání samokřídla, aby bylo dosaženo kromě reaktivního účinku i vztlaku. Mně to ale připadá i jako dobrý nápad ke zvýšení reaktivního účinku. Bude-li plyn vymetaný z trysek zachytávat řídkou okolní atmosféru, bude účinnost reaktivního motoru vyšší. Rozfoukneme-li ho po velké ploše křídla, bude mít i velkou plochu otěru o okolní vzduch. Viskozita tam asi nebude nic moc, ale přesto se tím zvýší třecí plocha o místní vzduch. Jinak si myslím, že taková vzducholoď by nemusela být moc rychlá. Kdyby něco velkého vynesla na pomezí atmosféry levně, tak zaplaťpánbůh za to. Kdyby v tom pomezí atmosféry šlo využít zde už před tím Martalienem propagovaných pohonů pro ionosféru, tak by to v éře miniaturních leč výkonných jaderných zdrojů pro kosmické využití bylo obrovským požehnáním. I před příchodem této vytoužené éry to ale konečně vytvoří „kosmodrom“, ze kterého stojí zato střílet rakety. No a pro fantazii a naděje to tvoří hezké ideové pískoviště.

 

____________________
Áda
 
<<  1    2    3    4  >>  


Stránka byla vygenerována za 0.308995 vteřiny.