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 ><<  11    12    13    14  >>
Téma: Raketové motory a efektivita raket
14.8.2016 - 10:49 - 
Ano, o "hmotách" potřebných k dopravě do kosmu jsme tu už napsali hodně. Od té doby ale už víme, že např. palivo, tvoří jen méně než 1% ceny startu. Takže i když bychom nějak ušetřili 30% paliva, tak cena startu stejně neklesne ani o procento. A ve skutečnosti nejde o nic jiného, než o tu cenu startu (všechno ostatní je v podstatě nezajímavé).

Ano, teoreticky by se při snížení startovací hmotnosti dalo ušetřit na motorech, ale aby se to vyrovnalo konceptu SpaceX, tak by bylo nutno nějak zachránit i ty zbývající motory prvního stupně. A to vzdušný start sám o sobě nezajistí. Domnívám se proto, že vzdušný start je celkově méně efektivní, než RTLS koncept v podání SpaceX.

Ohledně případného startu "z Everestu" musím podotknout, že i "z Everestu" by raketa musela zase spotřebovat těch zmiňovaných cca 30% paliva na prvních 10 km výšky, protože to podstatné není rychlý průlet hustější atmosférou ("aerodynamické ztáty" nepřekračují ani 200 m/s), ale "zvednutí" celé rakety minimálně do výšky 100 km (to jsou ty "gravitační ztráty", které z principu překračují hodnotu 1000 m/s). Takže i podle mne je velmi důležité, že první stupeň dodá raketě ve výšce 10 km VERTIKÁLNÍ rychlost přes 300 m/s (narozdíl od vodorovného vzdušného startu, nebo od startu "z Everestu").

Nakonec nemohu zapomenout ani na to, že MAKS koncept vzdušného startu byl principiálně hodně nebezpečný, protože v tom letounu měli být živí lidé (piloti), kteří by při případném výbuchu rakety byli "na odpis"). To u raketového prvního stupně nehrozí (je "nepilotovaný").
 
14.8.2016 - 12:56 - 
quote:
Ano, o "hmotách" potřebných k dopravě do kosmu jsme tu už napsali hodně. Od té doby ale už víme, že např. palivo, tvoří jen méně než 1% ceny startu. Takže i když bychom nějak ušetřili 30% paliva, tak cena startu stejně neklesne ani o procento. A ve skutečnosti nejde o nic jiného, než o tu cenu startu (všechno ostatní je v podstatě nezajímavé).


Vzdusny start moze v pripade vhodneho usporiadania priniest uspory v manipulacnych nakladoch a predstartovej priprave. Takisto moznost vypustat na lubovolnom mieste a v lubovolnom uhle je velke plus.

quote:
Ano, teoreticky by se při snížení startovací hmotnosti dalo ušetřit na motorech, ale aby se to vyrovnalo konceptu SpaceX, tak by bylo nutno nějak zachránit i ty zbývající motory prvního stupně. A to vzdušný start sám o sobě nezajistí. Domnívám se proto, že vzdušný start je celkově méně efektivní, než RTLS koncept v podání SpaceX.


Konkretne u konceptu MAKS sa recykluju vsetky motory.

quote:
Ohledně případného startu "z Everestu" musím podotknout, že i "z Everestu" by raketa musela zase spotřebovat těch zmiňovaných cca 30% paliva na prvních 10 km výšky, protože to podstatné není rychlý průlet hustější atmosférou ("aerodynamické ztáty" nepřekračují ani 200 m/s), ale "zvednutí" celé rakety minimálně do výšky 100 km (to jsou ty "gravitační ztráty", které z principu překračují hodnotu 1000 m/s). Takže i podle mne je velmi důležité, že první stupeň dodá raketě ve výšce 10 km VERTIKÁLNÍ rychlost přes 300 m/s (narozdíl od vodorovného vzdušného startu, nebo od startu "z Everestu").


prinos vyskoveho startu (z Everestu) je okrem samotnej vysky aj v tom ze umoznuje vyssie zrychlenie (a teda nizsie gravitacne straty) hned od startu, ktore sa u startov z hladiny (SL) nevyuzivaju z dovodu vysokeho aerodynamickeho namahania. MaxQ ktore je v transsonickej rychlosti pripada u SL startov na vysku 10-15km by sa v pripade vyskoveho startu mohlo posunut niekde na 16-18km, cize odhadom je mozne pocitat s kombinovanou usporou dV na urovni niekolko sto m/s.

quote:
Nakonec nemohu zapomenout ani na to, že MAKS koncept vzdušného startu byl principiálně hodně nebezpečný, protože v tom letounu měli být živí lidé (piloti), kteří by při případném výbuchu rakety byli "na odpis"). To u raketového prvního stupně nehrozí (je "nepilotovaný").


zase samotne vynasanie (napr. v ramci konceptu MAKS) v podzvukovom rezime neprinasa nejake dramaticke podmienky, ze by hrozila explozia a po odhodeni je to uz jedno. Rozhodne je to nezrovnatelne napr. so shuttlom.
 
14.8.2016 - 13:06 - 
Pan Holub má v mnohém pravdu, např. v ceně paliva, nebo v nebezpečí při výbuchu při jednom stupni. Takové nebezpečí ale měly všechny projekty SSTO a bude ho mít také MCT při startu z Marsu.
Nelíbí se mi ale udávat ztráty v rychlosti (m/s). To je strašně zavádějící jak už jsem vícekrát psal kvůli logaritmickému tvaru Ciolkovského rovnice.
Když napíšu, že aerodynamické ztráty jsou 200 m/s, gravitační 1500 m/s pro dosažení LEO rychlosti 7800 m/s (char. rychlost 9500 m/s), nezaujatý člověk řekne – o co jde, ztráty jsou velmi malé Ve skutečnosti vyjádřeno v hmotě rakety dosahují cca 50%. Z Ciolkovského rovnice pro ztrátovou rychlost 1500 m/s vyjde koeficient potřebného nárůstu hmot Mp/Mk 1,57 (pro střední Isp= 3335Ns/kg
Na př. Falcon 9FH by v prostředí bez gravitace a atmosféry mohl být jen jednostupňový a ještě by jeho hmota vyšla nižší, než současných 550 tun
Je pravda, že při startu z Everestu by raketa zase potřebovala cca 30% paliva na dalších 10 km výšky, ale její první stupeň by již mohl být o 30% lehčí.

Nemůžeme úsporu při vzdušném startu 30% startovní hmoty počítat v ceně paliva, ale v kompletní hmotě prvého stupně a jeho ceně, která tvoří 70% ceny rakety. Největší gravitační i aerodynamické ztráty jsou při zdvihání velkých hmot od země do výše cca 10 km a nabírání převážně vertikální rychlosti. Gravitační ztráty však působí po celou dobu vyvedení na dráhu (ale už na stále menší hmoty). Klesají postupně až k nule vlivem odstředivé síly s druhou mocninou poměru okamžité horizontální rychlosti k oběžné rychlosti 7,8 km/s, tedy klesají hlavně ke konci vyvedení.

S poznámkami a doplněním pana pet.rok souhlasím
[Upraveno 14.8.2016 PinkasJ]
 
14.8.2016 - 14:22 - 
z teoretickeho hladiska by asi najvhodnejsi koncept kombinovaneho prostriedku (t.j. letecko-raketoveho) predstavoval hypersonicke lietadlo s motormi spalujucimi vzdusny kyslik ako prvy stupen a druhy raketovy stupen s LOX/LH raketovym pohonom.
realne by ale vyvoj prveho stupna asi zhltol take prostriedky ze tazko mozno ocakavat ze sa do toho niekto pusti iba ze by niekto nasiel vhodne vojenske vyuzitie .
 
14.8.2016 - 14:58 - 
Přidám ještě pár poznámek:
- hypersonik jsem dříve také považoval za optimální řešení, ale teď už si myslím, že cenově by nebyl výhodnější, než standardní první stupeň rakety (zvláště podle mne cenově "prohrává" s recyklovatelným prvním stupněm rakety)
- souhlasím s tím, že start "z Everestu" by mohl přinést úsporu dv až "pár set m/s" (podle mne max do 300 m/s), ale "přirážka" za stavbu a provoz vysokohorského kosmodromu by to zřejmě znehodnotila, a navíc pro rychlejší start by bylo třeba použít silnější (a tím i dražší) motory
- myslím, že z výše uvedeného plyne, že při startu "z Everestu" by nosič nemohl být "o 30% lehčí" (než při startu od moře při stejné nosnosti)
- je pravda, že dynamické podmínky při vzdušném startu asi nejsou nijak extrémní, ale přece jen by ti piloti museli být dost dlouho velmi blízko plně natankované rakety s funkčním zažehovacím a destrukčním systémem, zatímco u standardní pozemní rakety v tu chvíli už nikdo poblíž není (kromě případné posádky pilotované mise, ale v tuto chvíli píšu spíš o nepilotovaných misích)
- vzdušný start je podle mne také značně limitován obtížnějším případným zvětšováním velikosti (nosnosti) letounu, zatímco gigantické rakety (s obrovskou nosností) jsou pro mne představitelnější
 
14.8.2016 - 15:00 - 
quote:
z teoretickeho hladiska by asi najvhodnejsi koncept kombinovaneho prostriedku (t.j. letecko-raketoveho) predstavoval hypersonicke lietadlo s motormi spalujucimi vzdusny kyslik ako prvy stupen a druhy raketovy stupen s LOX/LH raketovym pohonom.
realne by ale vyvoj prveho stupna asi zhltol take prostriedky ze tazko mozno ocakavat ze sa do toho niekto pusti iba ze by niekto nasiel vhodne vojenske vyuzitie .



vtip celého je ten, že první stupeň F9 je přesně ono, jenom to není letadlo (ale umí evidentně to samé)
 
14.8.2016 - 15:30 - 
To pet.rok:
To asi ano, ale pro náklady na LEO do 20 tun postavit hypersonické nebo i jen supersonické letadlo s nosností 150-200 tun by byl velký oříšek. Jedině, kdyby ho vyvinuli pro vojáky jako nosiče balistických raket pro možnost pohotovostní aktivace v případě, že akutně hrozí útok proti pevným základnám balistických raket. Ale na to jsou asi jednodušší lodě a ponorky. Výhodou by byla vyšší rychlost i výška a možnost startu druhého stupně šikmo vzhůru. Jsem zvědav, zda se Číňané někdy do něčeho podobného pustí.

To: pan Holub:
Limitování nosnosti vzdušným startem do cca 20 tun na LEO je zřejmě skutečnost. Dále si myslím, že vzdušný start by nemohl konkurovat raketovému (s návratem 1, stupně), pokud by se nevracel motor druhého stupně v rámci malého raketoplánu - koncepce MAKS. To znamená nemožné využití pro GTO a vysoké dráhy v rámci jen dvoustupňové koncepce. Koncepce by musela být 3-stupňová, což již snižuje efektivnost a asi by neuspěla.

To Petr Šída:
F9 neumí to samé jako koncept MAKS: Ztrácí celý druhý stupeň i s motorem. Provoz jeho prvého stupně včetně návratu a znovupoužití je mnohem složitější než start, krátký let a přistání AN225 na dráhu.
 
14.8.2016 - 18:16 - 
quote:


To Petr Šída:
F9 neumí to samé jako koncept MAKS: Ztrácí celý druhý stupeň i s motorem. Provoz jeho prvého stupně včetně návratu a znovupoužití je mnohem složitější než start, krátký let a přistání AN225 na dráhu.



Přečtěte si pořádně, na co reaguji
 
14.8.2016 - 18:53 - 
Souhlas s nebezpečností - od natankování paliva je systém nebezpečný. V případě potíží nosiče (An-225 u MAKSu) - prasknutí pneumatik, porucha motoru atd., je posádka ohrožená, s minimální možnosti záchrany - odhození Maksu je vpodstatě vyloučené - manévr pro odhoz by byl tak razantní, že v nouzi nepřichází v úvahu. Druhý stupeň F9, o který přijdete, je současně i stupeň pro vynesení nákladu na GTO, o který u Maksu taky přijdete. Vzdušný start má omezení v tom, že stejně nemůžete startovat z jakéhokoliv letiště (rozměry dráhy, nosnost), bezpečnostní důvody - nikdo nepovolí 200 t brizantní výbušniny nad městskými částmi (hodně velkých letišť). Stejně tak systém pro plnění paliva (i pro RCS není tak jednoduché někam přesunout). Provoz An-225 není levný - musíte taky soutěžit s komerčními zakázkami - omezené možnosti startu. 
14.8.2016 - 20:02 - 
Myslím, že všechny příspěvky ke vzdušnému startu zde byly hodnotné, měly racionální jádro a přispěly ke kritickému pohledu ze všech stránek 
15.8.2016 - 08:36 - 
Dovolil bych si malý dovětek

Výše uvedené nosnosti jsou značně nadsazené

Co jsem našel je údaj z Wikipedie - startovní váha Maks 275 tun, nosnost na Leo 7 tun
Údaj 22 tun u osobní verze je váha stroje, to ale není nosnost

Pro Maks M měla být nosnost vyšší ale kolik a jak toho dosáhnout se nepíše

Resumé pro mě je: na jeden start F9 minimálně 2 starty Maks , kde je úspora?

Pro nárůst nosnosti neúměrně rostou nároky na nosič
 
15.8.2016 - 13:47 - 
Pane Šída, Wikipedia jako v mnoha případech informuje nepřesně. 7 tun je jen nosnost lidí a nákladu, kterou může vzít MASK na palubu. Podobně jako např. Dragon v2 má celkovou hmotu
cca 9700 kg, ale může vzít 3310 kg nákladu + posádku.
V NOSNOSTI NA LEO SE VŽDY POČÍTÁ CELKOVÁ HMOTA DOPRAVENÁ NA LEO, ALE BEZ MOTORŮ A NÁDRŽÍ, KTERÉ SE PŘÍPADNĚ ZÚČASTNILY VYVEDENÍ NA DRÁHU.
U MAKS je to celý raketoplán včetně posádky, nákladu a vlastních 28 RSC motorů umožňující manévrování. Musí se odečíst hmota hlavního motoru RD 701, který ho vynesl na LEO, viz dále.

Jestli se chcete podrobně seznámit s celým projektem a jeho několika variantami, doporučuji dokument od RKK Energia v angličtině: FROM SPIRAL TO MA KS
http://www.buran-energia.com/documentation/documentation-akc-maks-multipurpose.php
Byly navrženy 3 základní verse MAKS -T, MAKS-OS a MAKS M,
MAKS T je nenávratný systém bez posádky pro vynášení těžkých nákladů do 18 tun
MAKS M měl být plně návratný systém, včetně nádrže, což i článek považuje za velmi problematickou versi při dnešní technologii.
MAKS OS měl mít ještě dvě verse verse TMS-1 s přetlakovou kabinou i pro náklad, TMS-2 s ne-tlakovanou kabinou pro náklad. Obě verse mohou letět i v nepilotované versi. V závěru je tabulka s technickými údaji všech versí. Shrnuji z tabulky nosnosti a hmoty:

HMOTA DOPRAVENÁ NA LEO:
MAKS-OS: 26 tun ( v tom je motor RD 71), bez motoru se uvádí 22 tun
MAKS-T: 38 tun

NÁKLAD DOPRAVENÝ V MAKS NEBO SAMOSTATNĚ NA LEO:
MAKS-OS : podle inklinace a verse: od 7 tun do 11 tun
MAKS-T : 18 tun

GEOSTACIONÁRNÍ DRÁHA: 4,8 tun ( jen verse MAKS-T)



 
16.8.2016 - 22:04 - 
jeden problem vidim v tom, ze ak mam spolahlivost rakiet menej ako 1:100, tak letecky motor schopny uniest raketu je nedostupne drahy...

a zas sme u penazi... nee, ze by to neslo, ale financmajster je xxx
 
17.8.2016 - 13:24 - 
quote:
Pane Šída, Wikipedia jako v mnoha případech informuje nepřesně. 7 tun je jen nosnost lidí a nákladu, kterou může vzít MASK na palubu. ....



Děkuji za odkaz s přehledem

s tou nosností je to u podobných konceptů složité, neměla by se do ní započítávat hmota stupně, který vynáší náklad na Leo, takže nejenom nádrž, a motory, ale i celý stupeň, pokud pracuje (popřípadě poměrná část, pokud mu zbyde palivo)

proto třeba nosnost Shutlu nebyla 100 tun, ale oněch cca 25

tady jsme na +-7 tunách u osobní verze (jinak bychom u Dragonu museli počítat i s hmotou druhého stupně)

ale souhlasím, že u osobního stroje má smysl porovnávat mezi sebou nosnost stroje, nikoli nosnost rakety


u nákladní verze by mě zajímal výpočet, jak je nosnost stanovena, pokud je 22 tun - 4 tuny motoru, tak mi tam schází sama hmotnost stupně, která není nulová a do nosnosti se nedá započítat, ale na tyhle úvahy je i v uvedeném textu málo informací - takže nosnost teoreticky +- Falcon, kompletní ztráta druhého stupně, nosič místo raketového stupně letadlo, jenom provoz by ukázal, co by bylo levnější

u osobní verze by opět jenom provoz ověřil, zda je nutné provádět složitou revizi tepeného štítu, nebo ne (křídlaté stroje mají principiálně složitější štít, než kabina, to je bohužel fyzika, kterou neobejdeme)


Koncept je to hezký, to plně souhlasím, jako problém bych ale viděl to, že je to první inženýrský projekt na papíře

nejde srovnávat efektivitu něčeho co lítá s něčím, co je ve stádiu projektu, který ještě nenarazil na reálné problémy

jinými slovy koncept je jedna věc, realita druhá, čím složitější stroj, tím více se realita a projekt rozcházejí

(PS - osobně se mi křídlaté stroje taky líbí víc, jenom jsou prostě složité, řekl bych, že prostě musí počkat na pokrok materiálového inženýrství)
 
17.8.2016 - 15:01 - 
Pane Šída, od začátku jsme porovnávali nosnost rakety F9 a nosnost systému MAKS na LEO. MAKS není jen raketoplán, ale celý systém. Stejně u STS se někdy bavíme o Space Shuttle, ale k němu patří to, co ho vynese – STS.
Neporovnáváme zde nákladovou nosnost Dragonu s nosností raketoplánu MAKS , ale nosnost F9 se systémem MAKS a rozdíly v hmotách a vracejících se částí. Poslední stupeň rakety se nikdy do nosnosti nepočítá. U STS a systému MAKS se však z něho dostanou na LEO motory (motor), jejich hmotu je nutno odečíst

Tedy u STS: Nosnost STS je celková hmota Shuttle včetně nákladu – cca 110 tun bez hmoty 3 motorů – cca 10 tun = cca 100 tun. Samozřejmě že v tom není hmota externí nádrže, která se na LEO ani nedostane . Vnitřní nosnost vlastního Shuttle je cca 20 tun (suchou hmotu má cca 90 tun)

U systému MAKS: Nosnost je celková hmota raketoplánu MAKS (26 tun) minus hmota motoru – cca 4 tuny = cca 22 tun. Samozřejmě že v tom není hmota externí nádrže, která se na LEO nedostane ( mluvím o MAKS -OS). Vnitřní nosnost raketoplánu MAKS je 7-11 tun

U nákladní verse vám chybí hmota stupně: Ten se skládá z motoru RD 701 (což jste odečetl) a externí nádrže (cca 18 tun), která ve hmotě není započtena – těsně před dosažením LEO se náklad oddělí a vlastními motorky se musí dotáhnout na LEO, jak je to běžné prakticky u všech letů na LEO. Tyto motorky i palivo pro ně se již počítají do nosnosti rakety, protože většinu práce dělají při orientaci a manévrech na LEO. Pokud by MAKS-T vynášel náklad ne GTO nebo GEO, pak samozřejmě celý druhý stupeň bude jiný a dostane se na LEO a dále urychlí náklad na GTO (GEO), podobně jako F9. V obou případech se jeho hmota stupně do nosnosti na GTO (GEO) nepočítá

Vaše připomínky ke srovnávání konceptu a reality jsou oprávněné, bohužel zde realita skončila vyrobením externí nádrže, makety raketoplánu a zkouškami motoru RD 701 v obou režimech.
S tepelným štítem by to asi také nebylo jednoduché a problémů by jistě byla celá kopa.
 
01.5.2019 - 22:34 - 
DETONAČNÍ, IONTOVÉ, PLAZMOVÉ A JADERNÉ KOSMICKÉ MOTORY
t=8s

Detonační motory mají vyšší Isp, ale malý tah, jsou vhodné jen pro vrchní stupně raket. Jejich velkou výhodou jsou nízké vstupní tlaky, nepotřebují tak drahá turbočerpadla, jako klasické rak. motory.

Na Iontových motorech se v USA zpočátku prováděly jen výzkumné práce. První praktické použití iontového motoru bylo na sovětské Sondě Zond 2, kde pracoval pro orbitální manévry. Byly vyvinuty v Keldyšově ústavu. Nyní již pracují např. i na amerických i evropských sondách, jako palivo se používá xenon.

Další stupeň jsou plazmové motory. Parametry převyšují iontové a ostatní elektrické motory. V současné době představují 70% světového trhu elektrických raketových motorů. Technologie byla vyvinuta v Keldyšově ústavu a v současné době dodávky těchto ruských motorů zaujímají 95% světového trhu (nevím, z kterého je to data ) a používají se hlavně pro korekce drah.

Další typy – např. Vasimr vyvíjený v USA má mít velmi vysoké teploty plynu od radiových vln, které ho ionizují, elektromagnetickým polem jsou ionty urychlovány a proud iontů je držen od stěn magnetickým polem, používá se plyn argon.

V r. 2010 byl v Rusku byl zahájen projekt nového typu jaderného raketového motoru od Rasatomu. Tento motor se odlišuje značně od dřívějších sovětských prototypů s jaderným pohonem. Elektrický výkon bude cca 1MW a váha 3 tuny, výkon může být až 10 MW. Jde o uzavřený cyklus. Podle ocenění, motor může dopravit kosmickou loď do Pluta za 2 měsíce, ke hvězdě Alfa Centaura za 12 roků. První vzorek má být hotov k 2025. Jeho kompaktní reaktor bude možno použít nejen pro raketové motory, ale i jako zdroj energie např. pro posádku na Marsu.

[upraveno 2.5.2019 06:18]
 
02.5.2019 - 07:48 - 
Zajímavé, některé věci jsem nevěděl. Těmi plazmovými motory myslí Hall effect thrusters - vyráběny v SSSR a Rusku, Snecma koupila licence a vyrábí jako PPS-1350 a další - díky vyšší efektivitě a spolehlivosti nahradili opravdu většinu iontových motorů na satelitech.
Těmi detonačními motory nemyslí Pulse Detonation Engine (otestován v USA, příliš komplikované na výpočty a chování) ale Rotation Detonation Engine - testován v USA i Rusku - vyšší efektivita, ale i složitost. Vývoj probíhá, uvidíme, jestli se Rusko dostane dál než k testování prototypu. Podle mně příliš malý pokrok za příliš velkou cenu, ale třeba se mýlím a za deset let bude v běžném provozu.
Jaderný motor od Rosatomu je hezká teorie, čísla hodně přestřelené, chybí peníze na vývoj, stavbu a reálný program, který by je využil. K Plutu za dva měsíce ani omylem. Alfa Centauri je blábol.
 
02.5.2019 - 12:08 - 
quote:
Alfa Centauri je blábol.

Také si to myslím. I přes velké Isp by motor spotřeboval za 12 roků tolik paliva, že by to bylo naprosto nereálné. Zřejmě to někdo spočetl z tahu, Isp a předpokládané hmoty vesmírné lodě, bez ohledu na hmotu paliva (vodíku). Ten by nikde na cestě natankovat nemohli.
Možná, že to ale spočetli z nějakého realistického množství paliva a další let setrvačností - sonda bez návratu [upraveno 2.5.2019 12:15]
 
17.6.2019 - 16:28 - 
Termojaderný pohon do deseti let? Mno, to teda nevím...

https://www.space.com/fusion-powered-spacecraft-could-launch-2028.html

 
<<  11    12    13    14  >>  


Stránka byla vygenerována za 0.260100 vteřiny.