|
Omlouvám se za crosspost - ale v diskuzi SSTO VTOVL tohle bylo trochu offtopic, tak jsem založil speciální vlákno. nejlbíže to má ke koncepci MAKS - ovšem já nepočítám s žádnými jednorázovými přídavnými nádržemi (jsem holt nějaký ekolog, že jo.. :-)
blokový diagram dvoustupňového VTOHL - ovšem s dvěma univerzálními idenitickými stupni :-)
http://teckacz.arachne.cz/xchaos/aerospace/usts.gif
http://teckacz.arachne.cz/xchaos/aerospace/usts.odg
http://teckacz.arachne.cz/xchaos/aerospace/usts.pdf
Sice je to tu trochu offtopic, protože nejde o "pravé" SSTO - ale současně - použití dvou (nebo více) zcela identických stupňů by podle mě vedlo k úplně stejnému výsledku, co se snížení nákladů týče (a možná i k lepšímu)
Abych předešel nedorozuměním a flejmům:
1. je to jen BLOKOVÝ diagram. No to scale ! berte to jako dětskou malůvku. nehodlám tu začínat diskuze o optimální geometrii křídel, apod. :-) proto jsem to raději udělal úmyslně hranatý, apod.
2. je to jen BLOKOVÝ diagram (pro ty, kdo nečetli bod 1.). nakreslená okénka jsou tam hlavně proto, aby to vypadalo pěkně. dovedu si představit, že základní verze bude zcela bezpilotní - a že posádka by byla případně umístěna v nějakém obytném modulu/kontejneru v nákladovém prostoru (popravdě - toto mi přijde jako téměř nutnost, protože je nesmysl s sebou vláčet 2x systémy pro udržení životních funkcí, apod.) - počítačem řízený fly-back je dnes snáze představitelný, než pilotovaný (v 60. a 70. letech tomu bylo naopak)
3. ty motory by asi přeci jen musely být o něco výkonější, než je motor Merlin z rakety Falcon (ale možné ne o moc!)
4. je to mimochodem dost podobné prvním koncepcím STS z konce 60. let, které počítaly s fly-back boostery na kapalné pohonné hmoty. ovšem připomínám: počítačem řízený fly-back je dnes snáze představitelný, než pilotovaný (zatímco v 60. a 70. letech tomu bylo naopak)
5. neprováděl jsem žádné výpočty - plán postupného vypínání motorů jsem odvodil čistě jen na základě analogie s jinými nosnými raketami (Atlas ICBM, Saturn INT 20, Falcon 9, atd.)
6. přijde mi velice pravděpodobné (s přihlédnutím k bodu 2.) že by systém umožňoval dva režimy startu: jednak pilotovaný (s menším zrychlením, menší nosností, a dřívějším vypnutím 4. motoru ze 6ti) a jednak nepilotovaný (s větším zrychlením). Nepilotované užitečné zatížení by prostě mohlo mít větší max. hmotnost, než obytný modul v nákladovém prostoru. |
|
Omlouvám se za grafomanii - ale jednak potřebuju někam odswapovat buffer, než to zapomenu :-) jednak jde v podstatě o vyústění úvah, které se odvíjely dejme tomu někdy už od mých 13. let věku (kdy jsem si spoustu věcí představoval jak "hurvínek válku").
Vlastně ta "okénka" tam nejsou tak od věci: představte si dvoumístnou pilotní, která má ale zásoby pro max. několik hodin na oběžné dráze (nebo prostě ve vakuu). sloužilo by to např. pro dohled na vypuštění družice, případně u booster stage pro trénink kosmonautů, apod. tito kosmonauti by také byli trénováni cca jako vojenští piloti, jako profesionálové - a museli by zvládnout i větší přetížení při startu.
Naopak - případné "turisté" by létali v nákladovém prostoru (představme si pilotovaný modul pro např. 4 osoby, s přechodovým adaptérem). do pilotního prostoru by mohl být k dispozici průlez (jako u Space Shuttle orbiteru) a přídavné systémy pro poddoru životních funkcí by tak byly k dispozci i pilotům (jde nejen o kyslík - ale i o obligátní "záchod" při jedno až dovoudenním přibližování ke kosmické stanici, čekání na start bezpilotní části meziplanetární mise, apod. - a vůbec o místo k nadechnutí)
A naopak - stejný pilotní prostor by mohl být použitelný i pro levnou suborbitální kosmickou turistiku !
Možné konfiguace mojí koncepce:
1. pilotovaná (2 osoby) orbitální nákladní: pro vypouštění nákladu, větších družic, apod.
2. pilotovaná s cestujícími (až 6 osob) orbitální
3. pilotovaná suborbitální nákladní (pro vypouštění malých družic pomocí 2. stupně)
4. pilotovaná suborbitální turistická (možná až 6 dalších turistů v nákladovém prostoru ? náhrada dveří nákladového prostoru za obytný kontejner s okénky ?)
Další vychytávky:
- možnost "turistické sedačky" v booster stage (kde pravděpodobně stačí jeden pilot)
- možnost "turistické sedačky" v orbitální stagae (pravděpodobně stačí jen jeden pilot - "turista" by dohlížel např. na vypuštění družice - a to nejen opticky, ale třeba i měl k dispozci realtime telemetrii před samotným vypuštěním, apod.) |
|
| Vypadá to zajímavě. Zkusím si to trochu přepočítat, ale hrubým odhadem se obávám, že ty "raketoplány" by musely být nerealisticky lehké (jejich "suchá hmotnost"), aby to mohlo skutečně fungovat. Pokud by to ale šlo, bylo by to hezké. Při přepočítávání zkusím odhadnout, o kolik by tato "dvojkonstrukce" byla snáze realizovatelná, než obdobné "jednokusové" SSTO. |
|
Díky za povzbudivou reakci. Samozřejmě - zásluhy patří tomu, kdo dokáže skutečně provést potřebné výpočty a dá si s tím tu práci. Já jsem jen hračička, který to vidí trochu jako by se rakety stavěly z lega.
Jestli nevyjde nerealistické konstrukční číslo, to nevím - asi ano, jinak by to už někdo předvedl.
Argumentem pro LOX/kerosen je nižší cena a jednodušší konstrukce nádrží (i jejich menší velikosti)
Argumentem pro dva identické stupně (s různým tempem spotřeby paliva, ovšem) je pro mě to, že sice u SSTO můžeš motory během postupně vypínat (pokud se je nenaučíš regulovat) - ale počet motorů (a tím i jejich finální hmotnost na oběžné dráze), které potřebuješ v okamžiku samotného odlepení se od země, je prostě příliš velký. A vzdušný start (Mrija + MAKS, SpaceShip One+Two, apod.) ti zase nepřidá žádné delta-V, které by stálo za řeč...
|
|
xChaos, spammer. 
V podstatě nejde o nic nového. Viz třeba
Mě se ta koncepce ale líbí... |
|
MK:
Ano... přiznávám se, že jsem tyto (nebo podobné) koncepce někdy viděl. mj. je to hodně podobné těm raným představám NASA jak bude vypadat STS.
Tady jde ovšem už od pohledu o těžký nosič s ambicemi vynést desítky tun na LEO.
Počkám ještě, co přesně Aleš Holub vypočítá (vlastně s pomocí těch skriptů, které tady někde na webu jsou, bych toho měl být schopen i já...) - ale moje představa rozhodně byla spíše v řádech jednotek tun užitečného zatížení (a to ještě při automatickém letu zcela bez posádky, apod.). To o čem uvažuju, je náhrada malých a středních raket.
Moje koncepce by možná měla šanci dosáhnout vysoké nosnosti s LOX/LH motory (jako je to zjevně na té koncepci NASA) - jenže já jsem dost skeptický ohledně té nádrže na LH: podle mě je nereálné jí postavit dostatečně pevnou a lehkou, při té velikosti. |
|
To je jedno. Tak si odmysli ten miniraketoplán, náklad hoď dovnitř jednoho ze stupně a stupně zmenši.
Já myslím, že by to mohlo fungovat docela dobře. Jen ta nosnost pro malé stupně bude relativně malá... |
|
není to jedno. strukturální pevnost obří nádrže na LH není moc velká.
pokud vím, projekt X-33 oficiálně stornovali s tím, že se jim nepodařilo vyrobit velmi lehké kompozitní nádrže na LH, na které se celý projekt od počátku spoléhal. |
|
citace:
... A vzdušný start (Mrija + MAKS, SpaceShip One+Two, apod.) ti zase nepřidá žádné delta-V, které by stálo za řeč...
-gravitacne straty
-odpor vzduchu
to je takmer 1000m/s pri startovacej hmotnosti.
http://www.hitechweb.genezis.eu/spacefighters0.htm
Chrbtom k sebe vacsi/mensi. Martin Astrorocket
nema zmysel vyrabat identicke. boster potrebuje viac paliva a menej podpory zivota...
nad sebou System3, system4 |
|
citace:
není to jedno. strukturální pevnost obří nádrže na LH není moc velká.
pokud vím, projekt X-33 oficiálně stornovali s tím, že se jim nepodařilo vyrobit velmi lehké kompozitní nádrže na LH, na které se celý projekt od počátku spoléhal.
Nadrze se vyrobit podarilo, ale ukazalo se ze kompozit je pro vodik ponekud moc propustny.... |
|
citace:
citace:
není to jedno. strukturální pevnost obří nádrže na LH není moc velká.
pokud vím, projekt X-33 oficiálně stornovali s tím, že se jim nepodařilo vyrobit velmi lehké kompozitní nádrže na LH, na které se celý projekt od počátku spoléhal.
Nadrze se vyrobit podarilo, ale ukazalo se ze kompozit je pro vodik ponekud moc propustny....
http://www.hitechweb.genezis.eu/x33.htm
X-33
praskli nadrze a do ukoncenia kontraktu nestihli alternativu. projekt zastavili. |
|
citace:
Nadrze se vyrobit podarilo, ale ukazalo se ze kompozit je pro vodik ponekud moc propustny....
já zase někde četl, že se je nepodařilo vyrobit bez mikrotrhlin.. ale možná tedy mluvíme o tom samém.
Každopádně já se těším na výsledky Alešova výpočtu, a jsem zvědav, jestli se nám třeba svěří s použitou metodikou.
Moje úvaha je následující:
- ICBM střely R-7 (Sputnik) a SM-65 (Atlas-Mercury) dokázaly už v 50. letech umístit svůj poslední stupeň na oběžnou dráhu (a k tomu navíc ještě něco přes tunu užitečného zatížení!)
- střela SM-65 (Atlas) vážila prázdná asi 9t (a to nejspíš se všemi třemi motory !). bez odhazování motorů by se ovšem na oběžnou dráhu nedostala, a navíc první stupeň by nedokázal udržet tvar, pokud by byl pod tlakem.
- střela R-7 (Sputnik) vážila prázdná 3400 t :-)
- prázdný Shuttle orbiter váží asi 80t, a je schopen návratu do atmosféry.
- pokud bychom vyšli ze "spřažení" dvou poněkud "bytelnějších" a těžších raket Atlas (ovšem vybavených poněkud modernějšími motory) a současně předpokládali, že technologie je dnes poněkud dále, než v 50. - 70. letech, tak bych "střelil od boku" prázdnou hmotnost mého univerzálního stupně na dejme tomu 40t. (To není vůbec tak špatné: umožní nám to menší a lehčí křídla a/nebo nižší návratovou rychlost, než má Space Shuttle). Užitečné zatížení bych potom střelil od boku na 4t. Hmotnost paliva si odhadnout netroufám... to už musí Aleš. |
|
pozor: při výše uvedené hmotnosti by samozřejmě každý z použitých motorů musel mít větší tah, než jsou motory Merlin u Falconu.
Falcon 9 Heavy používá na startu celkem 27 motorů Merlin a nosnost na LEO přitom ani tak není mnou odhadovaných/požadovaných 44t (toto číslo je tak trochu "střelené od boku" ... ale věřím, že není úplně nereálné a smyšlené).
|
|
Základnou otázka v takýchto úvahách v podstate je, aké ciolkovského číslo sa dá so súčasnou a "rozumne budúcou" technológiou dosiahnuť pre orbitálnu a pre suborbitálnu časť zostavy.
Slušné rakety majú Ck>10, najlepšie raketové stupne až Ck>13 (ale nie celá zostava), STS má Ck>7 - ale obrovskú nádrž odhadzuje. Suborbitálny stupeň by sa zrejme dal postaviť s Ck 6-8 (krídla sú "hodne ťažká" vec v porovnaní s trupom rakety a aj trup "lietadla" vychádza vždy ťažší než trup rakety), orbitálny na tom bude oveľa horšie, pretože je "veľký" a teda hmotnosť tepelného štítu bude značná a jeho Ck sa hlboko prepadne - aj Ck 5+ by bol celkom mimoriadny technologický úspech.
Väčšina podobných projektov, ktoré sa dostali do "výpočtovej" fázy uvažovalo nerovnako veľké stupne, pričom suborbitálny bol až niekoľkonásobne väčší ako orbitálny. Dôvodom je zrejme to, že hmotnosť konštrukcie a tepelnej ochrany orbiteru rastie rýchlejšie ako využiteľný objem palivových nádrží.
Pre názornosť - STS má nákladový priestor s objemom okolo 380m3 a prázdnu hmotnosť okolo 90 ton. Ak by sa využil obrys draku "naplno" a odstránilo všetko nepotrebné, potom môžeme počítať objem nádrží okolo 400m3 a hmotnosť paliva LOX+LH2 by bola okolo 86-87 ton - a teda Ck necelé 2. 
Pre palivo LOX+RP je hmotnosť paliva okolo 400 ton a Ck okolo 5-5,4 - lenže pre 400 ton paliva by musela byť konštrukcia draku raketoplánu a nádrží o dosť silnejšia - a teda ťažšia.
[Upraveno 01.6.2010 Alchymista] |
|
u R-7 samozřejmě blbost... prázdná hmotnost asi 4x 3.4t + 7.5t, tedy jen cca 21t (3x víc než u Atlasu), a to přitom tato raketa bývá považována za velmi robustní. na oběžnou dráhu umístila svůj poslední stupeň, tedy 7.5t (to je asi podobné, kolik mohla vážit nádrž + poslední zbylý motor Atlasu).
Dnešní Sojuz má nepatrně těžší boosterya nepatrně lehčí core stage - ale přesto předpokládám, že zůstává "zpětně kompatibilní" - tzn. že by byl schopen umístit svůj sedmitunový core-stage na oběžnou dráhu, kdyby mu taková mise byla svěřena.
Tedy možná bychom mohli odhad prázdné hmotnosti při užitečném zatížení 4t docela snížit... možná na 20t ? fakt nevím. prázdná startovní hmotnost 40t by se velice blížila dnešním raketám střední nosnosti,
Prázdný první stupeň Falconu 9 váží méně než 15t.
Takže je podle mě reálné snížit odhad váhy mini-orbiteru s třemi motory na 20t.
Naložený mini-orbiter s 4t nákladu váží zhruba tolik, kolik unese na startu Falcon-9 Heavy. Tedy mých 6 motorů musí mít zhruba takový tah, jako 27 motorů Merlin. Tedy více než 4násobný tah proti jednomu motoru Merlin.
Otázka samozřejmě je, kolik by takový motor vážil. Nicméně výhodou je, že ušetřím hmotnost 2.stupně a jeho motoru... (a to ne nutně pokud vynáším malou družici - to by v mé koncepci bylo hodně levné...) |
|
Crosspost: v 60. letech byly podobné úvahy běžné, hlavně koncem (já jsem holt takový proto-hipík, který se narodil do špatné doby :-)
http://www.hitechweb.genezis.eu/spacefighters0.htm
S čím jsem se ale nesetkal nikde jinde, a co je tedy podle mě můj původní nápad, je to, že by oba stupně - urychlovací i orbitální - byly naprosto přesně identické. Podle mě by to výrazně zjednodušilo výrobu, pozemní údržbu, školení posádky i obsluhy, apod. A současné těžké rakety také šly touhle cestou (Delta IV heavy, Falcon 9, Angara). Prostě jako ekonom (nebo podnikatel) kouknu - a vidím.
Podle mě dva identické stupně by byl rozumný kompromis mezi (nereálným) SSTO a nejrůznějšími asymetrickými a v podstatě "čistě" dvoustupňovými koncepcemi. |
|
Díky moc Alchymistovi za vyčerpávající rozbor.
já své další úvahy už psal sem: http://www.kosmo.cz/modules.php?op=modload&name=XForum&file=viewthread&start=12&page=1&tid=1460#pid59986 tak by bylo ideální se tam přesunout.
tady je to částečně offtopic. Já pokládám použitelný vícenásobně použitelný SSTO za nedosažitelný (s dnešními materiály a technologiemi)
dva zcela identické stupně jsou ale něco jiného - a já jsem přesvědčený, že pokud uděláme tento "ústupek" a až na oběžnou dráhu poneseme jenom jeden ze dvou identických vícenásobně použitelných stupňů, tak se můžeme dostat na slušnou ekonomii provozu.
co se týče 400t paliva v nákladovém prostoru, tak podotýkám, že STS Orbiter při startu "nad sebou" v podstatě vleče celou obří externí nádrž (pravda - nevleče ji s sebou v prvních sekundách letu, ale po odhození SRB je nádrž stále ještě relativně slušně těžká, a tomu tedy odpovídá nutně i pevnost Orbiteru, protože se tah motorů musí nějak přenášet na nádrž).
osobně pokládám existující cca 80t vážící STS Orbiter za nevhodný pro mojí koncepci - přestavoval jsem si speciálně navržený stroj. I když samozřemě by šlo Orbiter vybavit menšími a lehčími motory (tomu trochu odpovídá i to, že ve svém nákresu jsem naznačil podobný tvar) |
| 01.6.2010 - 16:00 - Adolf | |
|
Mám dojem, že Hujsak ve svém článku tohle nabízí s tím, že je to vlastně vyvinuté, stačí to jen trochu setupovat pro určité rozhodnutí.
Tvrdí:
• Pro budoucí těžký nosič poháněný kapalným vodíkem by náklady na vývoj raketového motoru byly téměř odstraněny. Nové v každém směru vhodné motory jsou již k dispozici u Pratt & Whitney Rocketdyne jako RS-68 a RS-68A. RS-68 byl použit jen k několika letům rakety Delta. RS-68A s lepším výkonem se zatím vyvíjí. Spíše než podstoupit vývoj nového motoru s vysokým tahem, měl by vývoj pokračovat na následující generaci tohoto motoru a následovat tak úžasný pokrok, který po mnoho let probíhal u vodíkem poháněného motoru RL 10.
• Bude těžké dosahovat smysluplných úspor nákladů u svazkových vícestupňových konstrukcí. V takových konfiguracích je toho málo, co by šlo považovat za „pokročilé“, NASA by tedy trvala na tomto následujícím přístupu. Nové paradigma by mělo spočívat na uvědomění si, že mnoho stupňů znamená správu mnoha systémů, mnoho průmyslových subjektů, mnoho podpůrných služeb atd. Každá z nich může udělat něco pro snížení nákladů, ale kombinovaný účinek bude stejně zklamáním. Nové paradigma apeluje na zhotovení těžkého nosiče pomocí velké jednostupňové orbitální rakety.
Nenabízí SSTO - VTOL ale tvrdí, že na orbitu lze létat nějakou hormony nacpanou verzí už existujícího motoru v jednostupňovém provedení. Nesibuje vozit to zpět, nevylučuje odhazování nádrží. Podává to všechno s omáčkou otrávenou nekalou konkurencí, ale podbízí to takto hnusně jako nabídku. Čeká tedy, že zákazník, když uspěje, si s ním nad to bude chtít sednout s kalkulačkou. Nějakou kalkulaci, na základě kteté bude chtít z vlády vylákat trochu miliard, v kapse mít tedy musí, a bude u toho mít s sebou i prospekt na RS-68. ____________________
Áda |
|
všechno pěkné.. až na to, že poslední verze Aresu V (před scratchováním) měla těch motorů RS-68 už "množství větší než malé" a kvůli riziku přehřívání musely být umístěné v gondolách trčících do prostoru. už to začínalo vypadat spíš pomalu jako LZ 129 Hindenburg, než jako raketa :-)
nic proti vodíku.. ale já momentálně hledám LOX/Kerosen motor s tahem cca čtyřnásobku motoru Merlin nebo třetiny motoru F-1, tzn. asi 2 MN. (A já takový motor najdu :-)
http://en.wikipedia.org/wiki/Category:Rocket_engines |
|
| RD-190 ? |
|
| pro mojí koncepci dvou spřažených VTOL podle mě potřebuju přesně 6x http://en.wikipedia.org/wiki/RD-191 (váží přes dvě tuny, tah skoro 2 MN, na empty mass mého recyklovatelného poletovadla tedy zbývá 18t - což je pořád více, než je prázdná hmotnost core stage + boosterů rakety Sojuz) |
| 01.6.2010 - 16:50 - Adolf | |
|
citace:
Podle mě dva identické stupně by byl rozumný kompromis mezi (nereálným) SSTO a nejrůznějšími asymetrickými a v podstatě "čistě" dvoustupňovými koncepcemi.
Ani by nemusely být identické, i kdyby šlo o dvě verze ovšem toho samého motoru, které by sdíleli stejné infrastruktury a procesy. ____________________
Áda |
|
mám tam chybu v kupeckých počtech, v tom pochopitelně pro 3xRD-191 a 20t hmotnost prázdného univerzálního modulu mě zbude 14t na nádrže. to pořád není úplně zlé - blíží se to hmotnosti 1. stupně Falcon-9 včetně všech devíti motorů !
podle mě kouzlo mojí koncepce je jenom v té identičnosti obou stupňů a v ničem jiném. snižuje náklady např. i na testování: suborbitální let jediného modulu je současně i testovacím letem pro návrat booster stage, apod.
nebo když máš pouhé 3 univerzální moduly, tak pokud turnaround u booster stage dostatečně rychlý (a popravdě nevidím extra důvod, proč ho nemít), tak s pouhými třemi provozuschonými moduly už jsi schopen vyslat na oběžnou dráhu záchranou misi.
jen si pořád lámu hlavu, jestli na to posadit ten minimální kokpit (i za cenu, že by na nákladních misích nebo u booster stage byl prázdný) - a nebo jestli naložit posádku do nákladového prostoru :-) (ta okénka by klidně mohl mít i nákladový prostor, kdyby na to přišlo, že ... :-) |
|
citace:
citace:
Podle mě dva identické stupně by byl rozumný kompromis mezi (nereálným) SSTO a nejrůznějšími asymetrickými a v podstatě "čistě" dvoustupňovými koncepcemi.
Ani by nemusely být identické, i kdyby šlo o dvě verze ovšem toho samého motoru, které by sdíleli stejné infrastruktury a procesy.
Falcon 9? Motory v oboch stupnoch su identicke, rozdiel v stupnoch je v podstate len v ich dlzke, oba stupne vyrabane "in house"... Neni blbec ten Elon, neni... |
|
| ... kde myslíš, že jsem opisoval, že jo :-) ale u mé koncepce je počet rozdílných komponent přeci jenom ještě menší, než u Falconu 9. ale zase jsou zpět všechny trapné a profláklé problémy s tepelným štítem, apod. |
|
Tak jsem to zkusil nahrubo přepočítat a nepřipadá mi to moc realizovatelné (nedokážu to ale posoudit dostatečně přesně). K orientačním výpočtům jsem použil svoji zdejší "výpočetní" stránku, na kterou jsem "schoval" i níže uvedené výsledky - http://mek.kosmo.cz/zaklady/vypocty.htm (dole v "Nastav typ" jsou i položky "xChaos 2xker" a "xChaos 2xLH2").
V LOX/RP1 (kerosin) provedení mi vyšla nenulová nosnost až při kombinaci "suchá hmotnost" max. 20 tun, palivo 150 - 170 tun (konstrukční číslo Ck 8,5 - 9,5) a Isp minimálně 3300 - 3400 Ns/kg (a i to je asi přehnaně optimistické).
V LOX/LH2 provedení mi nenulová nosnost vycházela i při suché hmotnosti cca 38 tun (Ck 5 - 5,5) a při suché hmotnosti cca 28 tun (Ck 6,5 - 7) by už nosnost byla velmi solidní (přes 10 tun).
LOX/LH2 verze mi připadá mnohem nadějnější, ale i pořád mám dojem, že tak lehký a přitom tak velký raketoplán asi dnes nelze postavit. X-33 měl mít suchou hmotnost cca 35 tun a paliva měl nést cca 95 tun (LOX/LH2) a v této konfiguraci ani zdaleka neměl dosahovat orbitální rychlost. Ani kombinace dvou X-33 by se na oběžnou dráhu nedostala. http://en.wikisource.org/wiki/X-33_Advanced_Technology_Demonstrator
Při testování xChaosova uspořádání v LOX/LH2 verzi jsem zkoušel dosáhnout SSTO a vyšlo mi to při suché hmotnosti pod 22 tun, takže je vidět, že kombinace dvou stejných "nosičů" přináší určitou výhodu, ale nevím, jestli dostatečnou. Je možné, že místo dvou spojených "raketoplánů" by se stejnou technologií dal postavit jeden cca dvojnásobně větší SSTO raketoplán (a měl by zhruba stejnou nosnost).
Můj prozatimní závěr je ten, že kombinace dvou stejných "raketoplánů" pro LEO by snad měla být snáze realizovatelná, než SSTO, ale stejně by to muselo být na LOX/LH2 pohon a stejně je to technologicky pořád hodně náročné. Efektivita mi odhadem nepřipadá nic moc, ale to asi fakt nedokážu rozumně posoudit. |
|
LOX+LH2 vychádza skoro vždy lepšie ako LOX+RP, čo je pochopiteľné, ale len do momentu, kedy je potrebné zobrať do úvahy objemy a povrchy nádrží.
A to je bohužiaľ aj prípad navrhovaného raketoplánu.
Kombinácia LOX+RP má strednú hustotu paliva okolo 1000kg/m3, ale kombinácia LOX+LH2 len okolo 220kg/m3 (záleží na zmiešavacom pomere, tekutý vodík má hustotu len 71kg/m3!), nádrže pre LOX+LH2 teda vychádzajú 4,5-5 krát objemnejšie ako pre LOX+RP.
S rastúcim objemom však rastie aj povrch a teda plocha, ktorá musí byť chránená tepelným štítom - a to znamená rast hmotnosti raketoplánu.
edit:
Trochu som sa pohral s jednostupňovým raketoplánom (vynesie práve len sám seba) a dostal takýto výsledok:
Pri Isp=3200 a hmotnosti 100 ton potrebuje 1850ton LOX+RP s objemom 1850 m3
Pri Isp=4200 a hmotnosti 100 ton potrebuje 861 ton LOX+LH s objemom 3910m3
Povedané inak - pre LOX+LH potrebujem dvakrát tak veľkú nádrž ako pre LOX+RP. A vzhľadom na to, že sa má celá vrátiť, musí byť aj rovnako odolná ako tá menšia.
Je to vlastne obrátený problém ako u nosných rakiet, kde nás zaujíma, ako sa dostať "hore".
Tam je napriek väčšiemu objemu vodík spravidla výhodnejší ako petrolej, pretože nádrž sa dá postaviť veľmi ľahká.
Na ceste dolu však musí nádrž vydržať určité - a to vysoké - namáhanie, takže jej hmotnosť bude úmerná jej objemu a pri rovnakom objeme bude rovnaká bez ohľadu na to, či v nej bol pôvodne vodík alebo petrolej.
[Upraveno 01.6.2010 Alchymista] |
|
citace:
..Na ceste dolu však musí nádrž vydržať určité - a to vysoké - namáhanie, takže jej hmotnosť bude úmerná jej objemu a pri rovnakom objeme bude rovnaká bez ohľadu na to, či v nej bol pôvodne vodík alebo petrolej...
Vacsia nadrz = priaznivejsie tepelne namahanie. trochu. |
|
to, že na oběžnou dráhu navádíme jen část suché startovní hmotnosti, to vždycky hraje roli.
dnes je to typicky daleko míň než polovina. ale i polovina strašně pomůže co se týče zkonstruovatelnosti.
díky za odhad 22t. já došel (dost zmateným způsobem) k podobnému číslu (viz výše, samozřejmě). |
|
citace:
(dole v "Nastav typ" jsou i položky "xChaos 2xker" a "xChaos 2xLH2").
tak to je super ale nevím. jestli si rozumíme.
fáze letu jsou u mě min. 3, zatímco u tebe to vypadá na rozlišování dvou stupňů, které startují v 0 sec.
tah na startu jsem odhadl na 12 MN (6x RD-191). to jsem asi přešvihl ale zase dva vypnu poměrně krátce po startu...
pro motory o tahu X je v první fázi tah 6 X, v druhé fázi 4 X a v třetí fázi 1 X. přičemž pevným záchytným bodem je jen to, že suchá hmotnost se sníží na polovinu a paliva současně už zbývá nejspíše méně než čtvrtina celkového množství při startu.
efektivitu vidím třeba v tom, že žádný motor se při startu nefláká, jako u vícestupňových raket.
realizovatelnost by nejspíš zabila hmotnost tepelného štítu - protože podobných nápadů byly spousty už dříve, už od těch 60. let ... |
|
