|
citace:
prirastky k rychlosti asi nebudu rovnake...
Právěže budou! Neměříme "skutečnou" rychlost rakety, ale tu "očekávanou" rychlost (jakoby "bez gravitace"). |
|
V obou případech, kdy je stejné zrychlení 2g a stejný čas t (1s) bude stejná výsledná rychlost v = a.t
Akcelerometr samozřejmě vyjadřuje vztah mezi tahem a hmotou : a = F/m
Problém je, jak měřit zrychlení ve směru oběhu (nebo horizontálně). Jestliže bude akcelerometr spojen s gyroskopem nastaveným u země v horizontálním směru, gyroskop bude směr udržovat i když už raketa bude svou dráhu zakřivovat kolem povrchu země. Gyroskop by musel mít automatickou korekci, aby vždy směřoval kolmo na spojnici se středem země a to asi nejde.
Vidím, že se dostáváme do problémů, které jsou asi již dávno vyřešeny, jen my nevíme přesně jak. Asi nejlépe by to šlo, jak píše pan Holub.
[Upraveno 28.1.2016 PinkasJ] |
|
ano, mas pravdu,
neuvedomil som si, ze pises chrakteristickou rychlost
"např. akcelerometr na raketě může průběžně určovat aktuální zrychlení (stačí jen v ose tahu motorů) a časovou integrací těchto hodnot získáme "očekávanou" konečnou ("charakteristickou") rychlost rakety"
[Editoval 26.1.2016 martinjediny] |
|
Uvažujte inak, pretože pre riadenie/meranie dráhy rakety potrebujete inú zostavu prístrojov:
- trojosý gyroskop a s ním spojenú gyroskopicky stabilizovanú platformu
- jednu sada akcelerometrov umiestnenú na gyroskopicky stabilizovanej plošine
- druhú sada akcelerometrov spojenú s konštrukciou rakety
Gyroskopicky stabilizovaná plošina musí byť s korekciou na miestnu vertikálu, pretože vzhľadom k dĺžke výstupného oblúka pri štarte kozmickej rakety už nemožno zakrivenie Zeme zanedbávať.
"Gravitačné straty" sa zrejme musia spočítať inak:
Treba zrejme vychádzať z doby letu rakety od štartu po dosiahnutie orbitálnej rýchlosti. Počas celej tejto doby na raketu pôsobí gravitačné pole Zeme a vytvára gravitačné zrýchlenie úmerné vzdialenosti od stredu Zeme. Lenže zároveň ako raketa získava horizontálnu rýchlosť (vzhľadom k miestnej vertikále), narastá "odstredivé" zrýchlenie, pôsobiace proti gravitačnému zrýchleniu (pri dosiahnutí kruhovej orbitálnej rýchlosti je rozdiel gravitačného zrýchlenia a odstredivého zrýchlenia nulový). Takže pre výpočet gravitačných strát je potrebné poznať jednak priebeh výšky nad povrchom počas výstupu a jednak priebeh horizontálnej zložky rýchlosti)
Pre určenie aerodynamických strát je potrebné poznať časový priebeh dopredného zrýchlenia v smere pohybu rakety (je len približne totožný s osou rakety a "nulovou" polohou ťahu motorov), a časový priebeh "výpočtového zrýchlenia" ako pomeru okamžitej hmotnosti rakety a okamžitého osového ťahu so započítaním zmien ťahu v dôsledku zmien Isp s výškou a zmien osového ťahu motorov v dôsledku "riadiacich"/"kormidlovacích" výchyliek motorov.
Domnievam sa, že rozdiel v charakteristickej rýchlosti 9800m/s a 10600m/s ktorý uvádza PinkasJ je spôsobený práve tým, že Vchar 9800m/s zahrňuje len "idealizované" gravitačné a aerodynamické straty a Vchar 10600m/s už zahrňuje aj "straty riadením/kormidlovaním" a zrejme aj straty v dôsledku vyvedenia nákladu na dráhy s iným sklonom, než zodpovedá miestu štartu (a tiež na inú ako presne kruhovú dráhu).
[Upraveno 26.1.2016 Alchymista] |
|
To: Alchymista:
Pokud bychom měli akcelerometr na gyroskopické plošině s korekcí na okamžitou vertikálu, mohli bychom měřit jedním „horizontální“ složku zrychlení a rychlost, druhým vertikální zrychlení a rychlost a součtem rychlostí bychom dostali Vchar (bez aerodynamických ztrát). Ale nedělal by nám tento součet přímo akcelerometr spojený s osou rakety, jak psal pan pet.rok a pan Holub? Myslím že ano. |
|
To Alchymista...
1/ k akcelerometrom a meraniu v-char som pristupil podobne ako ty, ale krasa Alesovej myslienky je v jednoduchosti.
ak meriam pocas chodu motora zrychlenie v osi, tak integraciou ziskam rychlost pre neinercialnu sustavu. ze realna rychlost bude ina je logicke, lebo ako som sprvu namietal, tak hned po starte odpocitavam pre realnu rychlost 1g zemskej pritazlivosti, ale pre v-char, teda v neinercialnej sustave by som ziskal plny prirastok rychlosti. preto pre v-char mi staci akcelerometer v osi.
?
EDIT:
Ale problem nastane pri aerodynamickych stratach, ktore sa na akcelerometri neprejavia rovnako ako gravitacne...
takze akcelerometer nerozozna pokles tahu motora od narastu odporu
?
2/ k rozdielu "v charakteristickej rýchlosti 9800m/s a 10600m/s ktorý uvádza PinkasJ je spôsobený práve tým, že Vchar 9800m/s zahrňuje len "idealizované" gravitačné a aerodynamické straty a Vchar 10600m/s už zahrňuje aj "straty riadením/kormidlovaním" a zrejme aj straty v dôsledku vyvedenia nákladu na dráhy"
myslim, ze presne toto, co pises, treba brat do uvahy.
rozdiel pre teoreticke minimum a realnu potrebu [Editoval 27.1.2016 martinjediny] |
| 27.1.2016 - 10:50 - dodge | |
|
Gyroskopy se již dávno v oblasti inerciálních referenčních systémů nepoužívají, byly nahrazeny mikromechanickými vibračními senzory úhlové rychlosti.
http://www.roznovskastredni.cz/dwnl/pel2011/06/cizmar.pdf |
|
Už jen poznamenám, že nutnost charakteristické rychlosti kolem 10600 m/s mi připadá přehnaná. Pokud by to tak bylo, tak by rakety musely mít cca o 30% nižší nosnost, než výrobci běžně udávají. Ze zveřejněných údajů (Isp a hmotností) mohou udávané nosnosti vyjít jen tehdy, pokud je charakteristická rychlost raket pro LEO někde v rozmezí 9200 - 9500 m/s. Tedy nejen "teoretické", ale i "praktické" ztráty určitě nemohou být vyšší, než 1500 - 1800 m/s (jak už psal pet.rok). Řekl bych, že z toho "gravitační ztráty" budou někde na úrovni cca 1300 - 1500 m/s a "aerodynamické ztráty a ztráty řízením" se mohou dohromady vejít hodně pod 300 m/s.
https://gravityloss.wordpress.com/2008/01/10/drag-loss-in-ascent-gain-in-descent-and-what-it-means-for-scalability/ |
|
Ty mnou kdysi dávno počítané Vchr - např. u Atlas 501 = 10.376m/s jsem počítal klasicky se zahrnutím všech hmot, 2stupňů a UZ=10.000 kg. Že by v tom případě výkony skutečných raket musely být nižší (ve skutečnosti jsou vyšší) může být způsobeno např. když raketa startuje v úhlu 27° (často americké rakety) dostává od rotace Země rychlost navíc 368 m/s .
Ale velikost Vchar nebyla důležitá v této diskusi, šlo jen o to, jak ji měřit a také o exponenciální vliv na startovní hmoty a v tom jsme se shodli [Upraveno 27.1.2016 PinkasJ] |
|
citace:
Horizontálně startující nosič je v kosmu totiž vždy o "jednu délku napřed" !
a to uz preco? |
|
...protože je čínský nebo ruský (a tedy jen v tom případě ).
Osobně si čínské kosmonautiky a toho jak rozvážně postupují vážím, je vidět že hlavně nechtějí šlápnout vedle, ale jsem moc zvědavý, kdy dokáží překročit cizí stín a přijít s něčím vlastním, s vlastní invencí. To by byl třeba ten horizontálně startující "raketoplán"... Necháme se překvapit. |
|
Horizontálně startující nosič je v kosmu totiž vždy o "jednu délku napřed" !
a to uz preco?
Yamato, vzal jsi mi to z huby. Svisle startující raketa zákonitě prolétá tenčí vrstvou atmosféry, než její vodorovný konkurent, a jestli přistává svisle nebo vodorovně, to je podle mne fuk, pokud k tomu dojde tam, kde má. |
|
citace:
. Svisle startující raketa zákonitě prolétá tenčí vrstvou atmosféry, než její vodorovný konkurent,
A to by mě skutečně zajímalo, jaká bude spotřeba v případě využití vztlaku při vodorovném startu a při kolmém startu, pro srovnání např. do výšky 15 km |
|
| ...no ale 15 km je málo, tam doletí "kdeco", zajímavější by to bylo "až nahoru" Kolik si toho ten horizontálně startijící prostředek bude muset sebou potáhnout nahoru, jak mu odlepení od země bude komplikovat to, co bude potřebovat nahoře... |
|
citace:
A to by mě skutečně zajímalo, jaká bude spotřeba v případě využití vztlaku při vodorovném startu a při kolmém startu, pro srovnání např. do výšky 15 km
Řešilo se to tam stokrát:
Právě, že tam úspora není. Protože nejde ani o horizontální, ani o vertikální vzdálenost - požadavek na translaci souřadnic tam je když už, tak jen vertikální - ale právě jen na delta-V
Delta-V se využitím vztlaku nijak nezvýší. Vakuum jak snižuje odpor vzduchu, tak i zvyšuje specifický impuls motorů... (pokud si to nepletu :-)
Využití vztlaku má jediný minimální význam, že při letu na proudové motory se ušetří okysličovalo - v kombinaci se zvýšením výšky a zkrácením letu v hustých vrstvách atmosféry tohle nějakou roli hrát tak může, ale ne až tak velkou (a když, tak výhodou je prostě ten start ve vyšší výšce a řidčím vzduchu... ale stejně ta raketa nestartuje vodorovně s využitím vztlaku, ale zamíří po oddělení od letadla vzhůru a aerodynamické plochu slouží max. pro stabilizaci během té otočky vzhůru...)
Vzdušný start pořád nějaké ty přednosti má... ale nespočívají rozhodně v tom, že kdyby křídlatá raketa zrychlovala nejdřív vodorovně, tak že by tím cokoliv získala (snad jen tedy kdyby tím dokázala šetřit okysličovadlo...) |
|
raketa s vodorovnym vzdusnym startom existuje, ale ziadnu revoluciu nesposobila
co sa tyka okridleneho navratu, tam to moze byt zaujimavejsie, ale aj to je otazne. F9 robi tri zazehy, ale nevyhnutne su len dva - reentry burn a landing burn. Ak by chcel okridleny stupen fungovat bez reentry burn, musel by mt tepelnu ochranu (t.j. udrzba, naklady). Ak chce na tych kridlach niekam doletiet, potrebuje motor (t.j. udrzba, naklady a nejake to palivo).
Celkovy pokles nosnosti by bol asi mensi ako pri F9, ale pouzivanie by bolo zrejme komplikovanejsie a teda nakladnejsie. Cize vysledny cenovy efekt moze byt iny ako ocakavame |
|
Efektivnost vzdušného startu závisí na jeho celkové koncepci: Dám příklad u projektu MAKS, který byl značně rozpracován, ale opuštěn po rozpadu SSSR:
Nosnost osobní verse na LEO, tedy hmota návratného raketoplánu měla být 22.000 kg ( včetně motoru)
Vzdušný nosič AN 225 do výšky cca 10 km spotřeboval cca 50 tun paliva.
Samotný nosný systém MAKS měl hmotu při startu včetně paliva a užitečného nákladu cca 250 tun.
NA ZEMI SE VRÁTILO VŠE, KROMĚ NÁDRŽE O HMOTNOSTI 11.000 Kg. V raketoplánu by se vrátil tedy i dvou-palivový, dvoukomorový motor RD 701 s tahem 408/160 tun.
Nosnost nákladní verse MAKS T na LEO měla být 18.000 kg . Raketoplán měl být použit až 100x, motor až 15x
Efektivita zvláště osobní verse oproti čistě raketovému provedení je očividná. Podobné nosnosti mají rakety startovní hmoty min. 500 tun a ztratí přinejmenším (při znovupoužitelnosti 1.stupně) motor druhého stupně a jeho nádrž – např. F9 při vynášení Dragonu.
Nosič AN 225 měl umožnit až 1000 startů s nepatrnou údržbou a nemusel být vázán jen na jedno letiště.
Podstata efektivnosti není rychlost dosažená AN225 ale to, že klasické rakety pro dosažení výšky cca 10 km spotřebují v závislosti na zrychlení cca 25 % startovní hmoty (včetně poměrné části suché hmoty). Dalším faktorem efektivnosti byl dvou-palivový motor s LOX/LH2 v druhé fázi na LOX/LH2
Kdyby vzdušný start obsahoval i nadzvukové náporové motory a dosahoval větších výšek a rychlostí, efektivita by byla ještě větší.
Vzdušný start není řešení pro všechno, zvláště ne pro vysoké nosnosti nad 20 tun na LEO a zřejmě ani pro GTO nebo únikové dráhy. Pro mnoho použití by ale byl efektivní – na př. vynášení nákladů a posádky na ISS a zpět s přistáním na letišti. |
|
lenze to 15x pouzitie motora bola len teoria. Jediny opakovane pouzivany kryogenny motor bol SSME, kde to opakovane pouzitie vyzeralo tak, ze po kazdom lete sa motory kompletne vymontovali a odoslali na generalku.
MAKS mal pouzivat trojpalivove motory, tazko ocakavat ze by vyzadovali mensiu udrzbu.
Na druhu stranu, ak by chcel MAKS vyuzivat robustnejsi kerolox pohon, zrejme by sa ani nevyskriabal na orbit 
Tepelna ochrana je dalsi faktor, material ktory by mohol opakovane lietat hore dole bez udrzby nemame este ani dnes. Tutiz ak je hlavnou poziadavkou bezudrzbovost, tak aktualne najlepsi pristup je brzdit motorom. |
|
| MAKS měl kromě praktického testu motoru ještě několik neřešených problémů - bezpečnost posádky - snad chtěli použít vystřelovací sedadla Buranu. Nákladní verze zachraňovala motory jak? Blok motorů plus štít a padáky? Nosnost Mrije byla 250 t jen pro interiérový náklad. Na hřbetě byl pokud vím limit 200 t, a to jen pro kompaktní aerodynamický náklad. Výhledově se počítalo s 250 t, ale je otázkou, kdy (a s jakými motory). Zkrátka, hodně peněz a času chybělo, a nemůžeme srovnat projekt s reálně létajícím Falconem IX. |
|
xChaos:
efektivita (ISP) prudovych motorov je radovo vyssia ako u raketovych.
raketove (vac)
LH2/LOX : 410 - 470
KER/LOX : 310 - 350
prudove (vo vyske 0-25 km)
RAMJET : 1000 - 2000
TurboJET: 3000 - 6000
cize cisto teoreticky je prekonanie spodnych 20-30 km horizontalnym letom za pomoci motorov vyuzivajucich vzdusny kyslik jednoznacne vyhodou.
samozrejme existuju teoreticke aj prakticke aspekty ktore tuto vyhodu ciastocne eliminuju. |
|
citace:
cize cisto teoreticky je prekonanie spodnych 20-30 km horizontalnym letom za pomoci motorov vyuzivajucich vzdusny kyslik jednoznacne vyhodou.
samozrejme existuju teoreticke aj prakticke aspekty ktore tuto vyhodu ciastocne eliminuju.
největší nevýhodou je, že doposud není motor, který by dokázal oba režimy, takže u hybridního stroje bude nutné buď mít oba typy motorů (těžká mrtvá váha), nebo letadlový nosič, který ale nebude schopný dodat počáteční rychlost ve výšce odpojení srovnatelnou s rychlostí rakety tamtéž
... třeba se zadaří SABRE |
|
citace:
Podstata efektivnosti není rychlost dosažená AN225 ale to, že klasické rakety pro dosažení výšky cca 10 km spotřebují v závislosti na zrychlení cca 25 % startovní hmoty (včetně poměrné části suché hmoty).
Nikoli, srovnejte rychlosti AN225 (potažmo odhozené rakety) a rakety v 10 km, ten rozdíl je značný |
|
citace:
... třeba se zadaří SABRE
tomuto nerozumiem. Fungujuce riesenie (motoricke pristavanie F9) je kritizovane zo vsetkych stran - velky pokles nosnosti, nezname naklady znovupouzitia, dlho to trva, blabla.
A ako etalon nadeje sa stale vytahuje koncept, ktory je v stadiu predbeznych overovacich prototypov uz 30 rokov.
?? |
|
citace:
citace:
... třeba se zadaří SABRE
tomuto nerozumiem. Fungujuce riesenie (motoricke pristavanie F9) je kritizovane zo vsetkych stran - velky pokles nosnosti, nezname naklady znovupouzitia, dlho to trva, blabla.
A ako etalon nadeje sa stale vytahuje koncept, ktory je v stadiu predbeznych overovacich prototypov uz 30 rokov.
??
pouze v kontextu kombinace využití raketového a leteckého motoru, jinak to vnímám stejně, aneb proč to dělat složitě
přistát raketou zpět už zvládá(ME), okřídlená raketa je zatím scifi |
|
citace:
Nikoli, srovnejte rychlosti AN225 (potažmo odhozené rakety) a rakety v 10 km, ten rozdíl je značný
Byl jsem vždy fanda využití vzdušného startu na LEO a především dopravy lidí a materiálu na LEO a zpět (na př. k ISS) pomocí malých, okřídlených raketoplánů, jako měly být MAKS, Kliper, je X37B a snad bude Dream Chaser.
Bohužel nikde jsem nenašel u F9 FH pro lety k ISS detailní křivky závislosti výšky a rychlosti na čase. Snad někdo z vás to najde a uveřejní. Pan Pospíšil uveřejnil 31.12.2015 ve vlákně F1/F9 takové grafy pro let s OG2 (apogeun/perigeum 720 km, což je vyšší než ISS)
Na forum NSF jsem našel:
https://forum.nasaspaceflight.com/index.php?topic=34464.msg1182409#msg1182409
příspěvek „aero“ uvádí přibližný graf výška /čas u F9
Podle něho F9 dosáhne výšky 10 km za cca 70 sec.
Když vezmu střední tah i střední Isp motorů merlin 1D ( sea level – vacuum), dostanu: za 70 sec:
Spotřeba paliva (kg) = tah (N) / Isp (Ns/kg) * čas (s)
Spotřeba: 880000*9 / 2908 * 70 = 190646 kg, což je cca 34,6% startovní hmoty F9FH – 550.000 kg. Spotřeba hmoty se započtením poměrné části suché hmoty 1. stupně by byla ještě větší.
Rychlost v 10 km počítaná podle Cioklovského (bez gravitace a ve vacuu) vychází 1250 m/s, ale skutečná podle grafů je cca 300 m/s , z toho užitečná horizontální složka jen cca 120 m/s, tedy menší, než u AN225. U AN 225 však také nelze využít plně horizontální složku. Plánovalo se, že před vypuštěním přejde krátce AN 225 do velkého úhlu náběhu a MAKS odstartuje šikmo vzhůru.
Závěr: Využití vzdušného start u MAKS by ušetřilo přes 30% startovní hmoty rakety. Bez složitého vracení 1. stupně pomocí motorů a paliva rakety by AN225 i raketoplán MAKS přistály elegantně na dráze, ztráta by byla jen jedna nádrž o hmotě 11 tun. Výsledkem by byl mnohem levnější provoz a mnohem výhodnější přistávání lidí i nákladů.
Hlavní překážka zavedení tohoto systému byla, že AN225 byl vyroben jen v 1 exempláři (druhý rozpracován) a po rozpadu SSSR připadl Ukrajině, kde se dosud využívá po celém světě jako nosič nejtěžších nákladů. Pro soukromou firmu je jednodušší a mnohem levnější vyrobit raketový první stupeň s 9 motory, než vyvinout nebo někde objednat výrobu speciálního obrovského letadla. Avšak z hlediska dlouhodobého využití pro lety na LEO, speciálně pro ISS a její nástupce by byl výhodnější systém MAKS. Čína to v budoucnu může udělat a budu jí fandit. Neexistuje jen jedna cesta úspor, jak někteří zde se stále snaží nás přesvědčit. Cesta F9 je však reálná již nyní.
Pro pana Ervé: Čistě nákladní verse projektu MAKS neuvažovala záchranu motoru – proto uváděli nosnost jen 18 tun. Verse pro malý raketoplán - náklad i posádku (MAKS) měla nosnost 22 tun, včetně motoru a příslušenství. |
|
PinkasJ:
len na upresnenie: rychlost F9 v 10km vyske pri SES9 cca 375m/s v case T71s |
|
| Děkuji za upřesnění, ale SES 9 byl vyveden na GTO dráhu, kde 1. stupeň F9 dosahuje zřejmě v celém průběhu vyšších rychlostí než při letu k ISS. Nicméně i tak je 375 m/s malá rychlost a jeho horizontální složka ještě značně menší [Upraveno 13.8.2016 PinkasJ] |
|
| ano s dragonom to leti pomalsie cca 330m/s v 10 km. |
|
citace:
Děkuji za upřesnění, ale SES 9 byl vyveden na GTO dráhu, kde 1. stupeň F9 dosahuje zřejmě v celém průběhu vyšších rychlostí než při letu k ISS. Nicméně i tak je 375 m/s malá rychlost a jeho horizontální složka ještě značně menší [Upraveno 13.8.2016 PinkasJ]
jenže takhle nízko u Země nehraje horizontální složka roli, důležitá je vertikální, musíte se dostat co nejrychleji z atmosféry, teprve pak je možné zvedat horizontální složku beze ztrát
takže jste v poměru nějakých 350 m/s vertikálně u rakety a cca polovina horizontálně u letadla, pokud ho pošlete do stoupání, tak se dostanete na vertikální rychlost v desítkách metrů za sekundu (hodně optimistické u potvory nesoucí na zádech slona)
takže po oddělení se stejně bude raketoplán muset nejdřív postavit na ocas a začít honit výšku/vertikální rychlost
je to jako postavit kosmodrom na špičku Mount Everestu, taky si z hlediska celkového deltav moc nepomůžete
k tomu připočtěte mrtvou váhu křídel raketoplánu (k vlastnímu letu je použije de facto jenom při přistání), složitou tepelnou ochranu, složité oddělení při startu (není to odhoz)
celé by to dávalo smysl, kdyby letecký nosič dosahoval výškově i rychlostně parametrů prvního stupně rakety, jenže to jsme u řádově složitějšího stroje
nevím, je to krásný koncept, ale proti tomu co předvádí Falcon je to strašně složité |
|
To: Petr_Šída:
To se vracíme k velmi staré diskusi, zda spotřeba hmot (paliva + suché hmoty stupňů) k překonání aerodynamických a především gravitačních ztrát (volný pádu rakety k zemi) je mnohem menší, než spotřeba hmot pro udělení horizontální rychlosti 7,8 km/s. Z Ciolkovského rovnice nám vyjde spotřeba hmot bez těchto ztrát – pro tzv. charakteristickou rychlost rakety. Ta závisí jen na kvalitě paliva, Isp motorů a konstrukčním čísle. Bývá u běžných raket cca 9,5 km/s. Rozdíl proti 7,8 km/s je malý a to zavádí k názoru, že ztráty nehrají velkou roli. Rovnice má ale logaritmickou funkci, takže od povrchu země zvedáme velmi pomalu ty největší hmoty v nejhustší atmosféře a do výšky 10 km spotřebujeme min. 30% startovní hmoty, aniž jsme získali nějakou významnější horizontální rychlost. Proto i Everest by měl velký význam a byly dokonce návrhy raketových kolejových saní (případně okřídlených) z údolí na vrchol nějaké velehory. Jenomže An 225 je značně jednodušší. U projektu MAKS vychází hmota raketové části mírně více než poloviční vůči startovní hmotě F9 FT při stejné nosnosti. Hmota a spotřebu paliva AN 225 hraje jen nepatrnou roli a systém umožňoval návrat téměř všech hmot s přistáním na letišti. Velmi pochybuji, že ruští konstruktéři se spletli ve svých výpočtech a že vzdušný start nemá podstatný význam. Byla promarněna velká šance, když již existoval AN 225, model MASK, externí tank, a provedeno 50 zkoušek dvousložkového motoru s přechodem mezi dvěma druhy paliva |
