citace:Je to zaujimava myslienka a funkcna aj po odstraneni preklepu:
v = 4500 *ln (120/50) = 3940 m/s.
Ten překlep nebyl myslím překlep, suchá hmota jednoho tenkeru je 5 tun a ten se dostal na TLI, tedy by mělo být správné mých 120/45 a rychlost 4413m/s. Zkoušel jsem to spočíst dvěma rovnicemi pro každý stupeň zvlášť a vyšlo mi to stejně, ale to není podstatné. Hlavně, že se vám myšlenka líbila, asi by to bylo lepší, než 3x A5V.
Ve svých výpočtech jsem uváděl nosnost A5V na TLI 13,5 tun, což odpovídalo srovnání s Atlas 5 třetím stupněm. Avšak A. Zak uvádí ve svém článku nosnost TLI = 15 tun, viz http://www.russianspaceweb.com/angara5v.html .
Tím by celková hmota na TLI u koncepce 4xA5V dosáhla 60 tun.
Je to asi možné, neboť 3.stupeň Atlas 5 pomáhal ještě krátce před dosažením LEO také 2.stupni, který odpadl dříve. Bohužel jsem nikde nenašel hmotnostní údaje od 3.st. A5V, aby bylo možno posoudit, zda by ho bylo možno přímo použít jako vodíkového tahače z LEO v koncepci 3x A5V + 2 vodíkové tahače.
Ano, ale údaj nosnosti GTO je nižší než nosnost TLI jen u startů blízko rovník, jako Florida nebo Hainan. U startu z Vostočného je potřeba značná změna roviny dráhy (viz vektorový diagram), takže všechny ruské rakety mají nosnost GTO mizernou. U A5V Angary bude zřejmě nosnost TLI vyšší, než na GTO, pokud start na TLI může být s inklinací Vostočného. Ani u Angary 5 ani u A5V jsem údaj TLI na Wiki nenašel.
A.Zak uvádí pro A5V escape 15 tun, LLO orbit 10 tun a to bylo napsáno ještě než uváděli zlepšenou variantu A5M, a to zlepšení bude mít i A5V. Teoreticky potřebná rychlost pro TLI by měla být nižší, než úniková rychlost.
[upraveno 20.1.2021 15:23]
citace:... Teoreticky potřebná rychlost pro TLI by měla být nižší, než úniková rychlost. ...
Moze byt, ale Saturn po dosiahnuti kruhovej LLO orbity 7,9km/s pre Apollo pridaval len 3250 m/s => 11,15km/s, pricom unikova je 11,186km/s.
Ale kedze prelet ma trvat konecny cas, a musime dosiahnut min. L1 tak o moc pomalasie sa ist ani neda.
A kedze setrime palivo na pristatie, tak ani o moc rychlejsie sa ist neda.
Kedze vzhladom na vzdialenost skusim vyuzit poznatok, ze z nekonecnej vzdialenosti dopada teleso na planetu prave unikovou rychlostou, tak je to premenena potencialova energia na kineticku. Ak zoberiem potencialovu energiu, ktoru musi teleso prekonat premenou kinetickej na potencialovu pre odlet zo Zeme k Mesiacu, t.j. let k "nekonecnu" a odcitam energiu, ktorou mi Mesiac pomaha, t.j. pad z "nekonecna", tak potrebnu energiu mozem pisat ako E = Ez-Em, co po vykrateni
v^2=vuz2^-vum^2
10,93 ^2 = 11,186 ^2 - 2,38 ^2
Takze pre odlet z LEO mi staci 10,93-7,91 = 3,02 km/s
ako velkej chyby sa dopustam pri takomto zjednoduseni ?
Asi, ze unikova rychlost zo Zeme z orbity vo vzdialenosti Mesiaca je este dost vyznamna: vuzm= 1,48 km/s https://sk.wikipedia.org/wiki/%C3%9Anikov%C3%A1_r%C3%BDchlos%C5%A5
A teda tento ekvivalent nevyuzitej potencialovej energie, ktory nemusim prekonavat mozem tiez odcitat. (a naopak pre unikovu z Mesiaca na orbite 360000km pricitat vumz=0,31)
Potom
v^2=vuz2^-vum^2 -vuzm^2 + vumz^2
10,83 ^2 = 11,186 ^2 - 2,38 ^2 - 1,48 ^2 + 0,31 ^2
Takze presnejsie na min TLI staci 10,83-7,91 = 2,92 km/s
citace:
Takze presnejsie na min TLI staci 10,83-7,91 = 2,92 km/s
Samozřejmě, nemůžeme jít na minima TLI. Úniková rychlost se bere jako okamžitá rychlost udělená tělesu, podobně minimální TLI. To je problém veškerých startů z LEO, zvlášť, když má motor malý tah. Nemůžeme tuto rychlost udělit tělesu okamžitě v nejnižším bodě perigea eliptické (případně parabolické dráhy) a jakmile dlouho zrychlujeme a přitom se vzdalujeme se od povrchu Země, vnikají ztráty a neplatí přesně ani Ciolkovského rovnice. Proto to minimum TLI nemůžeme nikdy dosáhnout
Např. Briz-M, který má malý tah jen cca 2 tuny, musí při urychlování velkých hmot rozdělit to urychlování na více průletů perigeem s krátkými zážehy v perigeu a postupným zvyšování apogea jak při letu na GTO, tak při letu např. k Marsu (pokud ponese velký náklad)
citace:... potrebnu energiu mozem pisat ako E = Ez-Em, co po vykrateni
v^2=vuz2^-vum^2
10,93 ^2 = 11,186 ^2 - 2,38 ^2
Takze pre odlet z LEO mi staci 10,93-7,91 = 3,02 km/s
ako velkej chyby sa dopustam pri takomto zjednoduseni ?
Tahle úvaha (s kinetickými energiemi) vypadá velmi dobře. Když to navíc upřesním tak, že kruhová rychlost na "odletové" LEO ve výšce 200 km je ve skutečnosti 7,79 km/s (ne 7,91 km/s [to je na povrchu Země]), tak výsledné minimální TLI vyjde 3,14 km/s, což je hodně blízko běžně uváděné "obvyklé" TLI (3,15 km/s [až 3,2 km/s]).
Naopak další úvaha o únikové rychlosti ve vzdálenosti Měsíce už je mimo a neodpovídá realitě. Nevěřím, že je možno z LEO k Měsíci doletět s delta-v nižším, než 3,1 km/s.
Např. Chandrayaan-2 se až po šestém obletu Země s postupně vzrůstajícím apogeem elips vydal na TLI k Měsíci.
Jako při startu ze Země gravitační ztráty závisí na akceleraci, ztráty při přechodu na TLI a tedy potřebná hodnota TLI rovněž závisí na akceleraci z LEO. Nejnižší potřebná hodnota TLI by byla dosažena okamžitým zrychlením v perigeu, kdy výsledná dráha je dána rychlostí a přitažlivostí Země. Když motor neumožňuje velké zrychlení přesně v perigeu, musí část energie odevzdat na vzdalování od Země, nebo náklad vracet do perigea a zrychlení opakovat vícekrát kratšími zážehy, nebo se spokojit s tím, že potřebná rychlost pro TLI bude mírně vyšší a tím vyšší spotřeba paliva a menší nosnost.
Také to lze vylepšit tím, že poslední stupeň (před stupněm TLI) vyvede celek na vyšší eliptickou dráhu a při návratu do co nejnižšího perigea bude již mít stupeň TLI vyšší rychlost než je kruhová na LEO. Předchozí stupeň shoří v atmosféře. Myslím, že to tak má být u SLS. [upraveno 21.1.2021 16:42]
citace: Nevěřím, že je možno z LEO k Měsíci doletět s delta-v nižším, než 3,1 km/s.
Jasne, ze mas pravdu. Ja som v zapale boja odcital este aj cestu z kopca. Lenze najprv do L1 musim prist.
tak pre zmenu skusim integrovat a s presnejsim vstupmi...
1/ Vesmirna dialnica ide cez libracne body.
AK pridem do bodu L1, tak odtial mozem padnut na Mesiac, alebo prejst na nejaku drahu podla uvazenia.
Pozrime najprv kolko dv potrebujem na L1
Vzdialenosti: ZEM - 319 180 km - L1 - 60 820 km - Mesiac
2/ V homogennom poli vypocitam potenecialnu energiu telesa v bode L1 voci Zemi Epz=m*a*delta h
(zobrazenim a*delta h je obdlznik a jeho plocha predstavuje sucin)
V realnom nehomogennom poli je "a" zavisle na "h" a zaujima ma plocha pod krivkou.
Krivku mozem definovat a = G*M/h^2 = K/h^2. Pre Zem je G*M konstanta K=3,9872E14 (kontrola K/Rz^2=9,802ms-2)
3/ Plochu pod krivkou a mozem spocitat
integral (K/r^2).dr od 6 600 000m po 319 180 000m = K*[-1/r]od 6 600 000 po 319 180 000 = 59 162 920 m3/s2
Takze Epz= m * 59 162 920 m3/s2
4/ Ek = 1/2 m * v ^2
Ek = Epz, => pri zanedbani Mesiaca dopadova rychlost volneho padu z L1 na Zem+220km je: v = 10 877 m/s
5/ Ak som startoval z LEO220, tak pri zanedbani Mesiaca dv = 10 877 m/s - 7 771 m/s = 3 106 m/s
6/ Kedze vsak Mesiac gravitacne posobi a energiu padu z L1 na Zem zmensuje, tak ju zbrzdi o
Pre Mesiac k = 4,9039E12 => Integral (k/r^2).dr od 60 820 000 m po 380 000 000m = 67 725 m3/s2
Epm = m * 67 725 m3/s2
7/ potom Ek = Epz - Epm dopadova rychlost volneho padu z L1 na Zem+220km je: v = 10,871 a dv= 10 871 - 7 771 = 3 100 m/s
8/ podobne mozem spocitat dopadovu rychlost z L1 na Mesiac: LLO R=1 800 000m
E2pm= m* 194 386 , E2pz= m * 2 643 759 => v=2 213 m/s a dv = 530 m/s
Martin - nebude tam nejaký chyták s "geometriou"?
Počítaš dopadové energie, ale to nemôžeš priamo využiť - tvoja sonda musí prežiť, takže pohyb sondy nemôže smerovať do geometrického / gravitačného stredu objektu, ale niekam mimo objekt, na obežnú dráhu alebo do vysokej atmosféry. Z hľadiska geometrie po nejakej dotyčnici (môže to byť i krivka) do nejakého "bodu dotyku".
Takže tam bude nejaký trojuholník skladania rýchlostí.
Ak sa chcem vyhnut Zemi, tak za 1/4 periody sa musim vyhnut o polomer Zeme.
P= 2*(PI)*(a^3/K)^(1/2) = 1794318 s = cca 21 dni
Takze tangencialna rychlost v bode L1, aby som sa vyhol Zemi musi byt viac ako 15m/s
Edit:
A menej ako vrh kolmy na hor na Zemi z 6378 na 6600km, t.j.2050 m/s
asi som mal rovno ist na Keplera priblizne va*Ra = vb *Rb
potom tangencialna rychlost v L1 va=10871 * 6600 / 319180 = 225m/s
ok, ak letim z LEO, tak 3,63 + 0,225 = 3,86 km/s
Takze LLO sa da dosiahnut za menej ako 3,9, ale len pri priamom lete, pricom uspora je zanedbatelna a stuone mi padaju "na hlavu".
Z LEO to za menej ako 3,86 nejde. [upraveno 22.1.2021 09:38]
Myslím, že pro praktické výpočty kruhové, únikové nebo TLI rychlosti převedené na potřebné množství paliva a tedy hmotu stupňů musí být vzata v úvahu rychlost rotace Země, která je na rovníku 465m/s a klesá s kosinus zeměpisné šířky a je využívaná starty východním směrem.
Neboli se vzdáleností startu od rovníku stoupá potřebné množství paliva stupňů pro dosažení stejné orbitální nebo TLI rychlosti. Navíc při letu na TLI (viz např. Apollo 13) z bezpečnostních důvodů nemířila dráha do L1 bodu, nýbrž tak, aby při vzniku nějakého problému loď automaticky obletěla Měsíc a vrátila se k Zemi. Tak to asi bude i nadále. [upraveno 23.1.2021 14:13]
Ruskí inžinieri presadzujú dizajn rakety poháňanej metánom v snahe vybudovať opakovane použiteľný štartovací systém zameraný na konkurenciu americkým raketám a podobným nosičom objavujúcim sa v Číne.
Teda obrázky a vyhlásenia robiť vedia. Som zvedavý či sa naozaj rozhýbu a urobia niečo funkčné a použitiaschopné
[upraveno 26.1.2021 22:18]
____________________ Milujem ZSSR, milujem Rusko, milujem komunistov, milujem NKVD, KGB, FSB a ŠTB. Verím v šťastnú budúcnosť!
citace:ruska mreza na konci stupna nie je zrovna prvok na dopredny let...
Této poznámce moc nerozumím. Předpokládám, že na tom obrázku je zachycen už návrat stupně (nejspíš "entry burn"), takže "letí pozadu" (viz rozmazání vzduchu nad stupněm). Nebo jakou "mříž" máš na mysli?
Jsem rád, že vždy pan Fritz Lochman uvede nový článek A.Zaka i s obrázkem a z úvodní větou.
Proto já uvádím stručný obsah vlastního článku. Některé věci jsme zde již dříve rozebírali (také od A. Zaka), já např. 6.10.2019.
Od té doby v článku je také něco nového. Nová raketa se má jmenovat Sojuz SPG (SPG =sžizenyj prirodnyj gaz), nejnovější jméno je Amur SPG. Má mít LEO nosnost 9,5 tuny reusable verse a 12,5 tun expendable verse, startovní hmota 359 tun, průměr 4,1 m, fairing 5,1m. prvý stupeň má nést 220 tun paliva, z toho 13 tun pro návrat.
Raketa má hlavně nahradit Sojuz 2 a zajistit tím nejvíce žádané nosnosti. Pravděpodobně bude používat i upravené startovní zařízení pro Sojuz.
V lednu 2021 Rogozin informoval nějaké detaily: Amur SPG má mít plně automatický systém přípravy ke startu, velké použití syntetických materiálů a návratný prvý stupeň až 100x. Nejnověji ruská superraketa má být založena na Amur SPG a nikoliv na kerosinové Sojuz 5. (Pozn.: to je asi míněn princip – použití metanu, neboť Sojuz 5 má značně větší nosnost (18 tun) než Amur SPG)
První stupeň bude pohánět asi 5 motorů RD-0169 o tahu 85 -110 tun, druhý jedním motorem RD-0169 . Centrální motor bude zařizovat přistání stupně.
Raketa má mít schopnost splnit úkol i při výpadku 1 motoru.
Pro expendable použití se uvažuje i o prvním stupni jen se 4 motory.
Komerční raketa Amur SPG má mít cenový limit $22 mil. Raketa má mít možnost (podle nákladu) letět jako expendable, nebo reusable a přistávat u startovní polohy nebo ve směru letu.
V článku se mluví i o možnosti vynášet pilotovanou loď, ale to by musel být asi jen Sojuz. Ale společnost S7-Space navrhuje pro Amur APG svou rusable kapsli MTKS Argo.
Co se týče časové otázky, asi nejdříve 2023-2024.
citace:ruska mreza na konci stupna nie je zrovna prvok na dopredny let...
Této poznámce moc nerozumím. Předpokládám, že na tom obrázku je zachycen už návrat stupně (nejspíš "entry burn"), takže "letí pozadu" (viz rozmazání vzduchu nad stupněm). Nebo jakou "mříž" máš na mysli?
urcite nie je problem ju odhodit, ale nespravili to a vracaju sa aj s mrezou na konci stupna.
V tomto pripade vsak vedia len cuvat. Dopredny let, (jak je u Falconu prvy krok navratu,) je s mrezou takmer nerealizovatelny.
Edit: cely let by museli aktivne stabilizovat, na co nemaju palivo, energie, ani riadiace plochy...
citace:
Této poznámce moc nerozumím. Předpokládám, že na tom obrázku je zachycen už návrat stupně (nejspíš "entry burn"), takže "letí pozadu" (viz rozmazání vzduchu nad stupněm). Nebo jakou "mříž" máš na mysli?
Mne sa skor zda, ze na konci stupna je nosna mreza na ukotvnie vyssieho stupna, podobne ako u Protonu, Sojuzu,... vid. blok A poz.4
urcite nie je problem ju odhodit, ale nespravili to a vracaju sa aj s mrezou na konci stupna.
V tomto pripade vsak vedia len cuvat. Dopredny let, (jak je u Falconu prvy krok navratu,) je s mrezou takmer nerealizovatelny.
Edit: cely let by museli aktivne stabilizovat, na co nemaju palivo, energie, ani riadiace plochy...
napriklad ja si myslim, ze rusi najneskor do 31.10.2024 odstartuju s novou lodou, alebo aspon s jej maketou.
Let nemusi byt ani pilotovany, ani uspesny, staci, ze sa raketa odlepi od zeme.
Nova lod - Orjol- bude ina, ako sucasny Sojuz. Ale na meno si nestavi asi nik...
Termin je tak, aby sa dala vyhra na seminari vo Valmeze spolocne vypit
citace:to zavisi ako polozis terminy a definicie...
napriklad ja si myslim, ze rusi najneskor do 31.10.2024 odstartuju s novou lodou, alebo aspon s jej maketou.
Let nemusi byt ani pilotovany, ani uspesny, staci, ze sa raketa odlepi od zeme.
Nova lod - Orjol- bude ina, ako sucasny Sojuz. Ale na meno si nestavi asi nik...
Termin je tak, aby sa dala vyhra na seminari vo Valmeze spolocne vypit
Myslím že tohle se stane, do 31.10.24 vystaruje maketa nové lodi.
Letos si Putin uvědomí, že Biden nevzdá let na Měsíc, příští rok dostane RKA víc peněz a v roce 2023 postaví aspoň něco, takže v roce 2024 vzlétne maketa lodi. 2025 pak nová loď.
citace: Letos si Putin uvědomí, že Biden nevzdá let na Měsíc, příští rok dostane RKA víc peněz a v roce 2023 postaví aspoň něco, takže v roce 2024 vzlétne maketa lodi. 2025 pak nová loď.
citace: Letos si Putin uvědomí, že Biden nevzdá let na Měsíc, příští rok dostane RKA víc peněz a v roce 2023 postaví aspoň něco, takže v roce 2024 vzlétne maketa lodi. 2025 pak nová loď.
Hm, jak jsi přišel na to, že Biden nevzdá Měsíc?
No jo, velkému bezzásadovému kecálkovi se věřit nedá. Moje chyba.
Na rozdiel od starlinku je spojenie s druzicou dlhodobejsie (az 3,5h bez presmerovania anteny) na druhej strane vzdialenost pre svetlo 2x 40000km = 133ms
Rusům již mnoho roků chybí náhrada za raketu Sojuz, jejíž dva prvé stupně pamatují ještě Koroljova. Ani to, že používá dávno odepsané výrobní zařízení, nemůže nahradit jejich přílišnou složitost.
Uvádím stručný přehled, co v tomto směru plánují (nebo plánovali):
Začali vyvíjet raketu Sojuz 6: https://forum.nasaspaceflight.com/index.php?top
Tato raketa má mít v prvém stupni jen jeden osvědčený motor RD 180 a LEO s tahem 400 tun, LEO nosnost kolem 9 tun a tento stupeň měl být také centrálním modulem superrakety Jenisej. Nahradit rakety Sojuz by mohla, ale může být jen expendable.
Dále je vyvíjena raketa Sojuz 5 (Irtyš), která má také jeden motor prvého stupně RD171, ale s tahem 800 tun, opět expendable a má být vypouštěna z Bajkonuru s LEO nosností 18 tun (pro pilotované provedení 15,5 tun), opět expendable.
Nyní se navíc má vyvíjet raketa Sojuz 7 s názvem Amur, která bude mít palivo metan a návratový první stupeň, nosnost 12,5 tun v expendable provedení a 10,5 tun v návratovém provedení. Prvý stupeň bude mít 5 motorů RD 0169.
Jsem zvědav, jestli tyto 3 projekty dokončí a který bude dříve, nejspíš Irtyš.
[upraveno 5.4.2021 12:19]
? 
[upraveno 28.1.2021 00:13] 
