yamato
ak si dobre pamätám (bola o programe, rozsiahla séria článkov v lk)
nevznikli tie poškodenia, pri pokuse o rekord, maximálnu rýchlosť letu v normálnej polohe?
v dôsledku kontaktu šokovej vlny, s "vyčuhujúcimi" plochami do nej
teda nie pri brzdení, keď sa letí "bruchom" na pred, aby bol čo najväčší odpor..
to sú dve rozdielne veci
citace:yamato
ak si dobre pamätám (bola o programe, rozsiahla séria článkov v lk)
nevznikli tie poškodenia, pri pokuse o rekord, maximálnu rýchlosť letu v normálnej polohe?
v dôsledku kontaktu šokovej vlny, s "vyčuhujúcimi" plochami do nej
teda nie pri brzdení, keď sa letí "bruchom" na pred, aby bol čo najväčší odpor..
to sú dve rozdielne veci
Zas až tak ne, aerodynamika vysokých rychlostí je neúprosná, kužely šokové vlny by byly jinak ukloněné, ale dopad by to mělo stejný, jenom jinde
nie su. Pozri sa na tepelnu ochranu STS, ktory tiez brzdil "bruchom" - nos a nabezne hrany boli chranene karbon-karbonovym kompozitom, na zvysok stacily keramicke dlazdice. Tie hrany su skratka namahane viac.
Pozri sa na armadny XS-1, mas pocit ze sa nepocita s tepelnou ochranou? Nejaky typ ochrany na nabezkach bude mat dokonca aj SpaceShipTwo, ktora leti len mach3 kolmo nahor a nadol.
citace:takže riešiť "boster", má byť rovnako náročné ako "orbiter"?
Nemusi, pokial 1/3 paliva obetujes na zachranu boostera Co je presne to, co sa snazite tymi kridlami obist. Ako vidno, ziadne lahke riesenia tu nie su a obidenim jedneho musis obetovat druhe.
citace:takže riešiť "boster", má byť rovnako náročné ako "orbiter"?
Nemusi, pokial 1/3 paliva obetujes na zachranu boostera Co je presne to, co sa snazite tymi kridlami obist. Ako vidno, ziadne lahke riesenia tu nie su a obidenim jedneho musis obetovat druhe.
Súhlas - jednoduché riešenia v kozmonautike nie sú.
Vyriešiť okrídlený booster je so vstupnou rýchlosťou ~2km/s nie je rovnako náročné ako vyriešiť orbiter so vtupnou rýchlosťou ~8km/s, ale i tak je to hodne náročná úloha.
U boosteru (Bajkal) sa dá hrešiť aj na možnosť, že s brzdením sa začne už v riedkej vysokej atmosfére, podľa schémy letu dosahuje výšku ~100km, takže do polohy "bruchom napred" sa môže otáčať už počas výstupu na vrchol krivky, a tým zmenšovať vlastnú rýchlosť. Už samotným výstupom z výšky ~60km do výšky ~100km stratí ~850m/s (z pôvodných približne 1850m/s v okamihu odhodenia), takže na vrchole krivky má rýchlosť ~1000m/s (Mach ~3). Pritom sa počíta doslova každý meter za sekundu. Podobne pádom späť do atmosféry rýchlosť opäť získava a v schéme uvedených Mach 5,5 zodpovedá "nebrzdenému" pádu z rozdielom výšky ~35km (prírastok rýchlosti ~850m/s). Pád nemusí byť čisto "nebrzdený", pri vstupe "bruchom napred" alebo v polohe "so zdvihnutým nosom" má Bajkal k dispozícii prierez trupu cez 80m2 (trup a stabilizátory, bez krídla), čiže prierezové zaťaženie bude okolo alebo pod 250kg na meter štvorcový (zhruba ako človek).
Ale k jadru veci - návratový prvý stupeň Falconu 9 má vlastnú hmotnosť ~25,6 tony a obsah paliva 395t - si na zbrzdenie a návrat ponecháva povedzme 1/4 - 100 ton (tretina, ako uvádza yamato, je 130 ton a to sa mi zdá jednoznačne až priveľa) tak Ck vychádza bez návratu ~ 16,5, ale s návratom už len ??? - koľko vlastne vychádza efektívne Ck pre stupeň, ktorý si ponecháva palivo na návrat? je to 12,5 ((Mkons + Mpal - Mpal.nav.)/Mkonst) alebo len 3,5?((Mkons + Mpal - Mpal.nav.)/(Mkonst + Mpal.nav))
Bajkal má mať vlastnú hmotnosť ~18 ton a obsah paliva ~110 ton, Ck vychádza okolo 7,1; ak by si ponechával povedzme 10 ton paliva na návrat tak Ck bude 5,5 alebo 3,5. Ak vystačí pri návrate s dvomi tonami (cca pol hodina letu na maximálny ťah prúdového motoru), tak
Ck bude 7 alebo 6,3.
Podobne sa dá u Bajkalu uvažovať aj s použitím tepelnej ochrany.
uvažujeme štít ala STS, resp vzhľadom na "štvrtinovú" vstupnú rýchlosť ochranu "o stupeň nižšiu".
Typ RCC - podľa mňa nie je pri rýchlosti do 2km/s potrebná vôbec
Typ HRSI - čelná predná časť trupu + nábežné hrany kormidiel ~ 20m2 pri 9,5kg/m2 = 190kg
Typ LRSI - spodná časť trupu a kormidiel, nábežné hrany krídla ~150m2 pri 4kg/m2 = 600kg
Typ FRSI - zvyšok trupu a kormidiel, spodná časť krídla - 200m2 pri 1,6kg/m2 = 320kg
Spolu tepelná ochrana 1100kg. Ak sa s tepelným štítom v pôvodnom návrhu Bajkalu nepočítalo vôbec (čo pochybujem), tak sa prázdna hmotnosť zdvihne zo 17,8 tony na 18,9 tony.
Uvažujme hmotnosť 20 ton a zásobu 2 tony paliva na návrat - Ck bude 6,4 alebo 5,8.
keramicku ochranu si na baikale moc predstavit neviem. Booster je pri starte ostrelovany padajucim ladom z vyssich stupnov, dlazdice by po kazdom starte boli znacne poskodene.
Ablativna ochrana typu PicaX by sa musela vymienat. Ako je na tom s odolnostou, to neviem, ale vraj ma hustotu asi ako balzove drevo...
No easy way... Pre Muska ovsem okridleny navrat neprichadza do uvahy, kedze pre obludu MCT je to nepouzitelne. [Edited on 29.2.2016 yamato]
Problém padajúceho ľadu je síce významný, ale v "ruských" podmienkach zrejme menší ako v amerických.
Je to dané okrem iného klimatickými podmienkami na kozmodromoch - ruské sú vo vnútrozemí, kde sú priemerne nižšie teploty a nižšia relatívna vlhkosť ako na pobreží oceánu na Floride - a teda aj tvorba ľadu bude nižšia. Navyše rusi lietajú na RP/LOx, na rozdiel od STS ktorý lietal na LH/LOx (práve tam problém viedol až ku katastrofe).
Beriem to takto: doteraz sa otázka padajúceho ľadu na raketách rodiny Sojuz neriešila - pritom je zrejmé, že ak sa ľad tvorí, tak bočné bloky sú pádajúcemu ľadu vystavené pri každom štarte.
moment
na raketopláne to fatálne poškodenie nespôsobil samotná odpadávajúca tepelná izolácia, ale odpadnutý masívny "aerodynamický prvok" bipod foam ramp
citace:a co? my sme sa bavili o padajucom lade a keramickych dlazdiciach. Poskodenie na STS bolo po kazdom lete, vela dlazdic sa muselo vymenit.
tym by sa uplne zabilo rychle a efektivne znovupouzitie a skoncili by sme tam kde skoncil STS
1/ pri boosteroch mozes vykonat aerodynamicke nadzvukove brzdenie stranou, na ktoru lad nepada....
2/ na brzdenie mozes pouzit kotvy, vyklopne stity, nafukovacky...
3/ ak je to nutne mozes si trochu pribrzdit motormi... staci znizit rychlost o 1-2 Mach...
4/ mozes zvolit vhodny profil letu
5/...
6/ osobne by sa mi pacilo aj Muskove riesenie pri trojstupnovej rakete, pokial by prvy stupen volnym padom padal prakticky na miesto pristatia,
+ mozno viac vyuzit vyklopne kormidla, resp. klapky na aerodynamicke brzdenie...
a idealne atmosfericky motor
citace:
1/ pri boosteroch mozes vykonat aerodynamicke nadzvukove brzdenie stranou, na ktoru lad nepada....
2/ na brzdenie mozes pouzit kotvy, vyklopne stity, nafukovacky...
3/ ak je to nutne mozes si trochu pribrzdit motormi... staci znizit rychlost o 1-2 Mach...
4/ mozes zvolit vhodny profil letu
mozete mi uviest aspon jedno realne teleso, ktore aerodynamicky zbrzdilo z mach 5 bez tepelnej ochrany?
citace:
1/ pri boosteroch mozes vykonat aerodynamicke nadzvukove brzdenie stranou, na ktoru lad nepada....
2/ na brzdenie mozes pouzit kotvy, vyklopne stity, nafukovacky...
3/ ak je to nutne mozes si trochu pribrzdit motormi... staci znizit rychlost o 1-2 Mach...
4/ mozes zvolit vhodny profil letu
mozete mi uviest aspon jedno realne teleso, ktore aerodynamicky zbrzdilo z mach 5 bez tepelnej ochrany?
ak letis "vpohode"
Mach2,2 vo vyske 18km Concorde
Mach3 vo vyske 25km (SR71),
tak to povazujem za ekvivalent cca Mach 6 vo vyske 35km-40km... (piloti nezabite ma )
citace:
1/ pri boosteroch mozes vykonat aerodynamicke nadzvukove brzdenie stranou, na ktoru lad nepada....
2/ na brzdenie mozes pouzit kotvy, vyklopne stity, nafukovacky...
3/ ak je to nutne mozes si trochu pribrzdit motormi... staci znizit rychlost o 1-2 Mach...
4/ mozes zvolit vhodny profil letu
mozete mi uviest aspon jedno realne teleso, ktore aerodynamicky zbrzdilo z mach 5 bez tepelnej ochrany?
ak letis "vpohode"
Mach2,2 vo vyske 18km Concorde
Mach3 vo vyske 25km (SR71),
tak to povazujem za ekvivalent cca Mach 6 vo vyske 35km-40km... (piloti nezabite ma )
To ekvivalentní není zcela jistě, stačí si porovnat nárůst tepelného namáhání mezi Concordem a SR 71
niečo o intenzite ohrevu sa dá spočítať aj z teploty bodu zastavenia prúdu (stagnation point)
Tt = T * [1 + M^2 * (gamma-1)/2]
- teploty v Kelvinom, T- teplota plynu, Tt - teplota v bode zastavenia
- M je rýchlosť Mach
- gamma je Poissonova konštanta - 1,4 pre vzduch
pre výšku nad 30km uvažujme T= 230K (-43°C),
pre rýchlosť Mach 2,2 (Concorde)
Tt = 230 * [1 + 2,2^2 * (1,4-1)/2] = 453 K = 180°C
pre rýchlosť Mach 3 (SR-71)
Tt = 230 * [1 + 3^2 * (1,4-1)/2] = 644 K = 371°C
pre rýchlosť Mach 5,5 (Bajkal)
Tt = 230 * [1 + 5,5^2 * (1,4-1)/2] = 1621 K = 1348°C
pre rýchlosť Mach 6,7 (rekordný let X-15)
Tt = 230 * [1 + 6,7^2 * (1,4-1)/2] = 2295 K = 2022°C
pre rýchlosť Mach 24 (~7,9km/s) (raketoplán, kozmické lode z LEO)
Tt = 230 * [1 + 24^2 * (1,4-1)/2] = 26 726 K = 26 453°C
pre rýchlosť Mach 36 (~12km/s) ("Apollo", návrat od Mesiaca)
Tt = 230 * [1 + 36^2 * (1,4-1)/2] = 59 846 K = 59 573°C
Vidieť, že teplota zbrzdenia pre rýchlosť Bajkalu dosahuje dva a pol násobok teploty pre SR-71 na maximálnej rýchlosti, čož je síce hodne, ale je to len 70% teploty pri rekordnom lete X-15 a len 7% teploty pre rýchlosť návratu raketoplánu.
Myslím, že sa dá urobiť záver, že tepelná ochrana bude potrebná, ale vystačí jednoduchá, pretože na ňu nie sú kladené nejak extrémne požiadavky. To umožňuje vačšiu voľnosť pri voľbe technických riešení a znižuje potrebu kompromisov v iných požiadavkách. Je možné, že by sa dokonca dala realizovať žiarupevnými kovovými zliatinami, bez nutnosti používať keramické materiály...
Aby som to zhrnul - system typu baikal by vyzadoval tepelnu ochranu, ktora by bola bud ablativna, alebo technologicky narocna (zliatiny, keramika...). Navyse takto system bude skalovatelny len do urcitej miery.
System typu f9 nevyzaduje tepelnu ochranu, ale musi si ponechat znacne mnozstvo paliva na navrat, co znamena velke rakety na male naklady. System je skalovatelny bez obmedzenia a pouzitelny pripadne aj na inych planetach.
citace:
Vidieť, že teplota zbrzdenia pre rýchlosť Bajkalu dosahuje dva a pol násobok teploty pre SR-71 na maximálnej rýchlosti, čož je síce hodne, ale je to len 70% teploty pri rekordnom lete X-15 a len 7% teploty pre rýchlosť návratu raketoplánu.
Myslím, že sa dá urobiť záver, že tepelná ochrana bude potrebná, ale vystačí jednoduchá, pretože na ňu nie sú kladené nejak extrémne požiadavky. To umožňuje vačšiu voľnosť pri voľbe technických riešení a znižuje potrebu kompromisov v iných požiadavkách. Je možné, že by sa dokonca dala realizovať žiarupevnými kovovými zliatinami, bez nutnosti používať keramické materiály...
ten nárast teploty je značný, ale ako dlho to vlastne trvá?
je to relatívne veľmi krátka doba
nešlo by použiť "stratené chladenie"?
bolo by možné vybaviť boster nádržou na skvapalnený dusík, a potom kritické miesta "brzdového obloženia" (tzv, "tepelná ochrana" je vlastne "brzdové obloženie") ochladzovať pomocou neho?
horúci plyn by sa jednoducho "do stratena " vypúšťal von
mohlo by to byť praktickejšie, než neustále aplikovať napr. ablatívny náter, alebo kontrolovať každú "dlaždicu"
stačilo by doplniť nádrž
alamo - koľko to trvá?
Nasledujúce úvahy síce operujú z číslami a hodnotami, ale treba ich brať "plus minus autobus".
Podľa schémy letu od Zaka (http://www.russianspaceweb.com/baikal.swf) sa Bajkal oddeluje na diaľke okolo 50km vo výške ~60km, vrchol dráhy vo výške ~100km dosiahne na diaľke ~200km, pričom jeho rýchlosť klesne (výstupom v gravitačnom poli a aerodynamickým odporom) z Mach 5,64 (cca 1850m/s) na zhruba 1000m/s, a opäť padá späť, pričom maximálnu rýchlosť Mach 5,5 (1800m/s) dosiahne vo výške ~70-75km na diaľke ~350km a potom klesavou zatáčkou o 90° sklesá do výšky pod 50km pri rýchlosti Mach 1,7 (560m/s) - dĺžka oblúka dráhy je okolo 75-80km (na tomto úseku je brzdenie najsilnejšie, stroj tu letí "bruchom napred"). Na štvrtom úseku dotočí druhú časť klesavej zatáčky o ďalších 90° a pretočí sa do pozície "nosom napred", rozloží krídlo a podčas klesania do výšky ~15km zbrzdí z Mach 1,7 na podzvukovú rýchlosť.
Takže máme štyri úseky:
1) výstup zo 60km na 100km dlhý ~150km, priemerná rýchlosť ~1425m/s => okolo 100-105 sekúnd
2) zostup zo 100km na 75km dlhý ~150km, priemerná rýchlosť ~1400m/s => okolo 105-110 sekúnd
3) zatáčka dlhá ~80km, priemerná rýchlosť 1180m/s => okolo 65-70 sekúnd
4) zatáčka dlhá ~80km, priemerná rýchlosť 600m/s => okolo 130-135 sekúnd
Kritický je koniec druhého úseku (stroj dosahuje najväčšiu rýchlosť) a skoro celý tretí úsek (najintenzívnejší aerodynamický ohrev).
Uchladiť to plynom rozhodne nepôjde - ak to dobre "odhadujem", na odvedenie tepla (odhadom z rozdielov kinetickej energie medzi 1800 a 1000m/s) by bolo treba ohriať a uvariť okolo 10 ton vody.
Na druhej strane môže použiť brzdenie vo vysokej atmosfére - ak si 20 tonový Bajkal ponechá 7,5 tony paliva "na návrat", s motorom RD-191 mu vychádza Vchar okolo 1000m/s a pri "50%" ťahu 1MN spáli 7,5 tony paliva zhruba za 30 sekúnd. Vo výške nad 80km by si let "chvotom napred" ešte teoreticky mohol bez problémov dovoliť...
Tým by sa dosiahlo, že vo výške okolo ~70-75km by nemal rýchlosť Mach 5,5 ale len Mach 3,5-4 a teplota zbrzdenia by dosiahla "len" 793-970K (520-700°C), čo už je plne v možnostiach materiálov požívaných na lopatky turbín prúdových motorov (lopatky bez vnútorného chladenia, lopatky s vnútorným chladením vydržia do 1100-1200°C, so žiaruvzornými povlakmi do 1450-1600°C)
yamato - treba brať do úvahy, že sú to rôzne koncepcie návratového stupňa, a každá splňuje odlišné predpoklady zadania.
Bajkal sa vracia priamo na kozmodrom/základňu, kým F9R sadá na plošinu na mori.
Pritom námorná plošina sa umiestňuje podľa parametrov štartu - a to sa dá realizovať len v prípade, že je kozmodrom na "vhodnom" pobreží mora. Ak by bol vo vnútrozemí, ako Bajkonur, vzniknú problémy s transportom stupňa späť na základňu a tiež s tým, že potrebuje istý počet stálych predpripravených pristávacích miest (plus k nim bezpečnostné zóny...) a aj tak bude efektivita stupňa znížená, pretože bude potrebovať ešte dodatočné palivo na dosiahnutie nejbližšej vhodnej pristávacej plošiny. V tomto je Bajkal "univerzálnejší".
Proste každá koncepcia sa hodí do určitých, špecifických podmienok, pro ktoré vznikala a pre ktoré je určená.
[Upraveno 02.3.2016 Alchymista]
citace:niečo o intenzite ohrevu sa dá spočítať aj z teploty bodu zastavenia prúdu (stagnation point)
Tt = T * [1 + M^2 * (gamma-1)/2]
...
pre rýchlosť Mach 3 (SR-71)
Tt = 230 * [1 + 3^2 * (1,4-1)/2] = 644 K = 371°C
pre rýchlosť Mach 5,5 (Bajkal)
Tt = 230 * [1 + 5,5^2 * (1,4-1)/2] = 1621 K = 1348°C
...
nebude hmotnostne vzduchu, s ktorym sa stretavame pre Mach 5,5 len par % z hmoty, s ktorou sa stratavame pri Mach3? (aj ked ideme 2x rychlejsie vzduch bude 8x redsi...
potomaj ucinok 1348°C voci ucinku 371°C ,oze byt akceptovatelny...
X-15 az na par miest bola ohorena len tak "symbolicky"...
Toto nejak rozumne spočítať nedokážem - neviem ako na to...
Dalo by sa napríklad počítať množstvo vyprodukovaného tepla ako rozdiel kinetických energií pred brzdením a po brzdení.
Lenže o toto množstvo tepla sa nejak "teleso" a "vzduch" rozdelia - a nemám žiadne spoľahlivé podklady, z ktorých by sa dalo aspoň odhadnúť, aký je to pomer... Je samozrejme logické, že k nejakému rozdeleniu dochádza a je pravdepodobné, že väčšiu časť tepla bude odvádzat vzduch.
V prípade ablatívneho štítu by to bolo pomerne jednoduché - môžeme zaviesť predpoklad, že "dobrý" ablatívny štít všetko vznikajúce teplo, nedovedené nabiehajúcim prúdom plyn, odvedie v plynných produktoch svojho rozkladu. V princípe je to predpoklad dobrý a správny - presne toto je totiž účelom ablatívneho štítu. Potom by sme mohli napríklad zistiť rozdiely v hmotnosti štítu "pred" a "po" použití, a zo znalosti množstva tepla potrebného na rozklad materiálu štítu do plynného stavu odhadnúť, aké množstvo tepla štít absorboval a odviedol.
Rovnako môžeme pre ablatívny štít zaviesť predpoklada, že bod zastavenia prúdu sa nachádza v istej (malej) vzdialenosti od povrchu štítu a medzi bodom zastavenia a povchom sa nachádza vrstva plynu vznikajúceho rozkladom ablatívneho štítu, cez ktorú sa teplo šíri prevažne radiáciou.
Bohužiaľ, ani jeden z týchto predpokladov sa nedá zaviesť pre "žiarupevný" štít... Prestup tepla bude väčší, pretože bod zastavenia prúdu bude až na povrchu telesa.
to Alchymista: na provchu telesa to rozhodne nebude. ak by bol bod zastavenia priamo na povrchu tak by u raketoplanu ani keramika nemala sancu, lebo teplota povrchu by v maxime dosahovala mnoho tisic stupnov a nie 1650.
medzi povrchom telesa a bodom zastavenia ostava tenka vrstva stlaceneho plynu, ktora posobi ako izolacia.
Existuje jeste nejaka moznost, mimo aktivniho chlazeni (tj. minitrysek, kterymi unika chladici hmota)?
Je mozne udelat neco, jako napr. Škval ... tj motor, ktery by obalil pristavajici teleso proudem plynu? Dle meho se tim vracime k motorovemu pristani. Obavam se totiz, ze vse "advanced" konci na dvou moznostech"
- aktivni chlazeni
- pristani s raketovym pohonem
Vse jednoduche, ale take tezke, konci na dalsich dvou moznostech:
- zarupevne materialy (jenze to nevydrzi ani platina)
- ablativni chlazeni
Resenim je zvetsit plochu, napr. balony, ktere ve vyssich vrstvach prevezme maximum energie a nasledne ho zahodit. Nejsem si bohuzel jisty, kolik energie je tim mozne predate atmosfere.
technicky sa to riesit da, ale vzdalujeme sa tym od idealu jednoducheho riesenia s minimom udrzby. Z tohto hladiska skutocne vyzera zaujimavejsie motoricke brzdenie.
Dostaneme sice relativne velky booster, ktory odvedie na svoju velkost relativne malo prace, ale naliat viac paliva je technicky daleko schodnejsie nez realizovat bezudrzbovu tepelnu ochranu, hypersonicke brzdenie atd. KISS! [Edited on 04.3.2016 yamato]
yamato - Možno ano. Ale v ruských podmienkach (a zrejme aj čínskych) je systém, ktorý sa nevracia späť na určené miesto, prakticky nepoužiteľný. Proste fly-back je u nich nevyhnutný, inak im to sadne "niekde" a nastáva problém - "kam s tým". To sa síce dá dosiahnuť aj motorickym brzdením, ale stojí to obrovské množstvo paliva a hlavne nosnosti.
Systém Bajkal by mohol (minimálne u rusov) vyriešiť ešte jeden celkom náročný logistický problém - dopravu rozmerného stupňa z výrobného závodu na miesto štartu. Bajkal teoreticky preletí sám.
Ono aj u F9R predstava "nalejeme palivo a letíme znovu" veľmi zjednodušuje problematiku prinajmenšom okolo dopravy z miesta pristátia na miesto štartu, hoci pri pristátí na mori a kozmodrome na pobreží je doprava skutočne relatívne veľmi jednoduchá.
pet.rok - bod zastavenia je podľa skoro všetkých dostupných schém obtekania objektu na jeho povrchu. Lenže:
- pri obtekaní reálnych telies existuje nad väčšinou povrchu telesa medzná vrstva s vysokým gradientom rýchlosti a premenlivou hrúbkou.
- pri nadzvukovom obtekaní "tupého" telesa sa formuje pred telesom oblúková rázová vlna, oddialená od povrchu telesa a bod zastavenia prúdu (prúdu s vysokou rýchlosťou) sa nachádza na čele tejto rázovej vlne.
Pri posudzovaní zobrazených obtekaní objektov treba brať do úvahy, že sa jedná o prísne symetrické obtekanie, už malá zmena v symetrii obtekania spôsobí, že sa v niektorých miestach rázová vlna priblíži k povrchu telesa.
Čiže tvoj argument je správny, a má byť braný do úvahy, ale v riešení otázky intenzity ohrevu a teploty nám bez ďalších informácií v úvahách príliš nepomôže. "Moje" zjednodušené výpočty ukazujú "horné" limity teploty.
Co je presne to, co sa snazite tymi kridlami obist. Ako vidno, ziadne lahke riesenia tu nie su a obidenim jedneho musis obetovat druhe. 
