Uznávám, že výroba LOX za letu, nebo přečerpávání paliva z druhého letadla jsou technologicky a bezpečnostně hodně "divoké" záležitosti a zatím bude určitě lepší se bez nich obejít. Musím ale také konstatovat, že např. AN-225 Mrija má obvykle oficiálně udávanou maximální nosnost 250 tun a maximální celkovou vzletovou hmotnost 600 tun. Obě tyto hodnoty jsou (podle údajů pana Pinkase) v případě MAKSu překročeny (270 tun a 620 tun) a není tam tedy žádná (výše zmiňovaná) velká rezerva (spíše naopak). Mrija by byla určitě ráda za jakékoliv (i relativně malé) odlehčení MAKSu při startu :-)

Konstatuji tedy, že i po všech dosavadních připomínkách a alternativních návrzích se zdá, že v dnešní době by byl reálně nejvýhodnější provoz kosmického (orbitálního) systému typu MAKS, tedy vzdušný start (ze hřbetu proudového letadla) co nejdokonalejšího horního raketového stupně (tedy co nejmenšího, nejlehčího, nejvýkonnějšího, ...).
 

AN 225 skutečně nemá téměř žádnou reservu, pokud by nesl MAKS Orbiter +ET o váze 270 tun, i když ponese minimum paliva jen na výstup do výše 8.000 m. I celková startovní váha by mírně přesáhla jmenovitou. Proto každá úspora hmoty Orbiteru a jeho paliva by byla dobrá.

Po dlouhé a hodnotné diskusi by bylo zajímavé, kdyby si každý účastník sestavil tabulku tří až čtyř podle jeho názoru nejvýhodnějších způsobů dopravy do kosmu a dále tabulku jejich finanční i časové reálnosti, aby je v budoucnu mohl srovnat s realitou.

Dovoluji si předložit můj typ z hlediska výhodnosti:

1/ AN225 (nebo ekvivalent) + VentureStar s třípalivovým motorem: Vše, co odstartuje ze země se také kromě paliva vrátí.

2/ AN225 + MAKS Orbiter: Ztráta externího tanku ( ačkoliv je uvažována i varianta podobná VentureStar)

3/ Hypersonické letado + zeštíhlený VentureStar: Opět se vše vrátí na Zemi ale náklady na vývoj, výrobu a údržbu hypersonického stupně rozpuštěné do provozu ho značně prodraží.

4/ OSP + Delata 4 Heavy: Bude ztráta 3 motorů RS68 + 3 tanků o průměru 5 m a délce cca 50m

Co se týká reálného pořadí beroucího v úvahu finanční a časovou stránku, typuji pořadí takto:
2/
4/
1/
3/

Dále uvádím pro zkrácení jen v Angličtině výtah novějších informací z Internetu o současném stavu An-225 MRIYA Super Heavy Transport:

London – UK – 19 July 2001: The world’s largest cargo aircraft, the 250 tonne capacity Antonov An225 ‘Mriya’, is set to become available for commercial service this autumn. The AN-225 completed its maiden test flight in May this year and has recently obtained its civil certification.
Operated by Antonov Airlines, the An225 will be marketed worldwide by Air Foyle-HeavyLift. AN-225 has been fitted with the latest avionics equipment, including TCAS; this will enable it to operate in all areas of the world.

Although only one An225 was completed before the collapse of the Soviet space programme in 1991, Antonov had, by then, built a second airframe, which the company now intends to complete to further support commercial cargo charter activities. The possibility of a third An225 is being considered for the future.

At present, design activity to use the aircraft as a flying launch system for future aerospace systems, is under way. One of the most interesting and promising projects the MAKS joint Russian/Ukrainian multipurpose aerospace system.

The 84 metre (275.6 ft) long An225 has a wingspan of 88.4 metres (290 ft), with a pressurised cargo cabin measuring 43 metres (141.1 ft) long, 6.4 metres (21ft) wide and 4.4 metre (14.4 ft) high. Externally the aircraft can carry loads of up to 10 metres (32.8 ft) in diameter and up to 70 metres (229.6 ft) in length.


 

Jenom poznamka, co se tyce vleceni raketoplanu - pokud mate odhoditelnou nadrz na jednou pouziti jako v pripade STS nebo MAKS, nevidim problem v tom aby tato nadrz mela navic jeste nejaka primitivni kridla. K prekroceni rychlosti zvuku by stejne dochazelo az ve velkych vyskach, a navrat by ta konstrukce rozhodne vydrzet nemusela. Ovsem je to jen takove rejpnuti, me by se takova koncepce moc nelibila.

Co se tyce zkapalnovani, tak ta studie kterou jsem cetl pocitala s tim, ze k predbeznemu stlaceni vzduchu by se pouzily kompresory proudovych motoru, a kyslik od dusiku by se pak oddelvoal v nejake odstredivce... Taky by asi neslo o 100 tun kysliku za 4h letu - ta studie nebyl MAKS2, ale proste raketovy stupen vypousteny z bezneho dopravniho letadla. Asi by ale mel vetsi nosnost, nez treba koncepce Pegasus od Orbital Science (tusim). Asi by to ale nebylo tak ucinne jako zkapalnovani pri Mach 6, to je pravda. Ono pri tech velkych rychlostech skutecne asi jen nejak chytre zakrivite trubku a mate z toho ramjet, zakrivite ji trohu jinak a mate z toho zkaplnovac kysliku... problem je z jakych materialu to postavit.


 

Futuristické předpovědi, které po čase porovnáme s realitou. Ano, to beru :-)
Takže moje představa (dnes nepoužívaných systémů) z hlediska výhodnosti:
1) SSTO hypersonik s vícefunkčními motory (proudové, ramjet, scramjet, raketové)[alias Fénix :-)]
- vodorovný start a vše, co odstartuje se vrátí na Zemi v jednom kuse (bez paliva)
- ze startovací hmotnosti 100 tun se 30 tun dostane na LEO a z toho je 10 tun náklad
- jednotková cena pod 200 USD/kg
2) Hypersonik (200 tun) + VentureStar (malý, 100 tun)
- vodorovný start a vše, co odstartuje se vrátí na Zemi ve dvou kusech (bez paliva)
- ze startovací hmotnosti 300 tun se 30 tun dostane na LEO a z toho je 10 tun náklad
- jednotková cena pod 300 USD/kg
3) TSTO VentureStar (zmenšený, 200 tun první stupeň LOX/RP, 250 tun druhý stupeň LOX/LH2)
- svislý start, první stupeň je klasický, jednorázově (nebo i vícenásobně) použitelný, druhý stupeň se vrací na Zemi
- ze startovací hmotnosti 450 tun se 40 tun dostane na LEO a z toho je 10 tun náklad (v nákladní verzi nosnost až 20 tun)
- jednotková cena pod 1000 USD/kg
4) Proudový letoun + MAKS nebo VentureStar (střední, 250 tun)
- vodorovný start vše, co odstartuje se vrátí na Zemi ve dvou kusech (bez paliva)
- ze startovací hmotnosti 600 tun se 40 tun dostane na LEO a z toho je 7 tun náklad
- jednotková cena pod 1000 USD/kg

Reálné pořadí odhaduji na 3)[2020] a 1)[2050] s tím, že 4) a 2) se nikdy nerealizují (budou přeskočeny).

P.S.: Uvědomil jsem si, že něco jako 3) TSTO (dvojstupňový) VentureStar, jsme tu ještě pořádně neprodiskutovali a nezkritizovali, proto na tuto variantu speciálně upozorňuji (něco takového měl i Boeing ve svých prvních návrzích v rámci SLI)
 

Bohužel, časově je předpověď pana Aleše příliš pesimistická. Jestli to tak bude, už si zřejmě předpovědi s realitou neporovnám.
 

Vracím se k námětu pana Holuba - TSTO (dvojstupňový) VentureStar. Domnívám se, že je to jediný rozumně realisovatelný způsob VentureStar , kromě jeho vypouštění z podzvukových, nebo třeba hypersonických nosičů. Od počátku jsem byl velmi skeptický k vyvíjenému X33 nebo VentureStar z těchto důvodů:

Do výše 10-20 km je třeba vynaložit značnou část energie potřebnou pro dosažení orbitu. Zvedáme a urychlujeme největší objemy paliva, největší nádrže, pomocí nejvýkonnějších a nejtěžších motorů. Je naprosto neekonomické, abychom odpovídající objem prázdných nádrží a těžké motory dále urychlovali na první kosmickou rychlost a pak je zase vraceli na Zem, když je můžeme vrátit již z výšky 10, 20, nebo 50 km v prvém stupni z relativně malé rychlosti. Tento prvý stupeň může pracovat buďto na atmosférický kyslík jako letadlo, nebo jako LOX/RP raketový stupeň. Je třeba si uvědomit, že obrovské nádrže klasického VentureStar (zvlášť při použití LOX/LH2) mohou být vyrobeny pro start relativně lehké ale pro návrat musí být obloženy tepelnou ochranou a dlaždicemi a jejich konstrukce podstatně zesílena, nebo musí být další ochranný obal kolem nich. Při sestupu je totiž obal vystaven nejen velkému tepelnému namáhání ale i obrovskému tlak při brždění atmosférou Toto potřebné zesílení neúměrně snižuje konstrukční číslo systému a tedy i jeho nosnost. Z toho důvodu se domnívám, že princip klasického VentureStar těžko kdy bude použit pro obousměrný let, neboť i kdyby to někdy bylo realisovatelné, je to neekonomické. Pouze dvoustupňové řešení je technicky i ekonomicky rálné.

Něco jiného je jednosměrný VentureStar bez návratu. Téměř stejný systém tu již dávno byl - raketa Atlas A, která vynesla prvého amerického kosmonauta na oběžnou dráhu. Její koncepce byla něco mezi jednostupňovou a 1 ½ stupňovou raketou – odhazovala jen dva postranní motory na KPH, ale žádnou nádrž. Jelikož měla LOX/RP motory, je jasné, že při použití LOX/LH2 nebo třísložkových motorů je takový jednosměrný VentureStar v současnosti reálný. Centrální stupeň Delta 4 by určitě dovedl dopravit na LEO nějakou hmotu i bez postranních boosterů.

Co soudí o koncepci VentureStar NASA, Mr. Arthur Stephenson, director of NASA's Marshall Space Flight Center in Huntsville, Alabama:
"What we're hearing from industry and our own evaluation is that we believe a single-stage-to-orbit vehicle for a second-generation vehicle [a follow-on to the space shuttle] is not viable at this time. We are focusing on multi-stage, beginning with a two-stage vehicle


 

Vracím se ještě k projektu MAKS. Ve spolupráci NPO Molnia a ukrajinského ANTK Antonov byly rozpracovány studie těchto základních variant dvoustupňového systému (všechny údaje platí pro LEO se sklonem dráhy 51deg. ):

MAKS-OS: Nosič AN 225, nevratný ET: Základní pilotovaná verse : 2 lidi posádky + 8,3 tun užitečného nákladu v hermetisovaném nákladním prostoru délky 6,8 m a průměru 2,6 m

MAKS-TTO-1: Nosič AN 225, nevratný ET: Transportně-technická pilotovaná varianta vybavená stykovým mechanismem a kabinou v nákladním prostoru pro další 4 členy posádky (celkem 6 lidí).

MAKS-TTO-2: Nosič AN 225, nevratný ET: Transportně-technická pilotovaná verse vybavená přídavnou nehermetizovanou schránkou pro náklad větších rozměrů, hmotnosti 8,3 tuny

MAKS-T: Nosič AN 225, nevratný celý druhý stupeň: Nákladní verse s užitečnou nosností až 18 tun ve schránce délky 13m a průměru 5m.

MAKS-M: Nosič AN 225, celý systém plně návrtaný, včetně integrovaného ET.2 lidé posádky + 5,5 tun nákladu.

Kromě toho Molnia rozpracovala podobné verse MAKS s použitím mnohem silnějšího nosiče MOLNIYA 1000 HERACLES. Jde o dvoutrupové transportní letadlo s užitečným nákladem zavěšeným pod centroplánem mezi oběma trupy:
Max. rozměry nákladu (dxšxv): 60x 11x 9,4 m
Max. užitečný náklad: 450 tun
Max. vzletová hmotnost: 900 tun.
Tah motorů: 6x 40.000 kg
Předpokládaná výroba je v leteckých závodech Uljanovska nebo Voroněže.

S použitím tohoto nosiče mají verse MAKS dosahovat těchto užitečných nosností :
MAKS OS: 13 tun, MAKS T: 28 tun, MAKS M: 8 tun.
Velkou výhodou takového středového zavěšení nákladu je nejen větší nosnost letadla daná jeho konstrukcí ale také to, že při odpojení Orbiteru letadlo nemusí jít do negativního úhlu, jako je tomu při nesení Orbiteru na zádech ale k odpojení může dojít při stoupavém úhlu, kdy je předána větší rychlost i výhodnější úhel startu. Tento projekt je samozřejmě hudba budoucnosti.

Jelikož jde o finančně a technologicky náročné záležitosti, byla již v letech 1993-1994 ve spolupraci NPO MOLNIYA , British Aerospace, ANTK Antonov a TCAGI za finanční asistence ESA vypracována studie demonstrační verse projektu MAKS (RADEM). Z ní se vychází při modernisované versi demonstrátoru MAKS-D a rovněž samozřejmě z dřívějších rozsáhlých prací na versi MAKS-OS. Experimentální MAKS-D (druhý stupeň) má mít vzletovou váhu 62,3 tun, přistávací váhu 12,8 tun. Bude mít jen jeden LOX/RP motor. Všechny systémy však mají být unifikovány s budoucím MAKS-OS. Bude odzkoušen jednak v suborbitálním letu při startu z letadla ale také mají být prověřeny všechny operace a technologické otázky při automatickém orbitálním letu s automatickým přistáním. V tomto případě však bude Orbiter s ET startovat s pomocí raketového prvého stupně, nikoliv z letadla. Bohužel je velmi málo údajů o tom, jak práce na MAKS-D pokračují.


 

Dekuji vam za moc uchvatne napady,clovek je tvor tvorivi,ale prosim,nechtel sem mluvit o soucasnych napadech ale o myslenkach JAK BY T SLO-Jsem mozna snilek ale verim ze jednou to bude jako ve star trecku a...Vesmir je nase zrozeni

 

Podla NPO Molnyja je treba na dokoncenie projektu cca 6 milard dolarov a cas za ktory sa to da realizovat je 6 rokov, bohuzial ruska vlada na toto nema peniaze (Rozpocet RKA je radovo stoky mil $)
 

# 4710: K příspěvku p. Holuba z 18/07/03 (přečetl jsem si ho až dnes): .... vhodnou trajektorií vzletu lze dosáhnout toho, že raketa není vůbec vyosena ze směru letu a vektor tahu (zrychlení) vždy (téměř) přesně odpovídá vektoru okamžité rychlosti (a aerodynamický odpor je tedy přesně v podélné ose rakety). Přinejmenším v prvních několika stovkách sekund letu .....

Domnívám se, že pouze ve fázi kolmého startu osa rakety odpovídá směru dráhy. Jakmile se začne osa rakety odklánět od kolmého směru, můžeme si u šikmo letící rakety nakreslit jednoduchý vektorový rovnoběžník. V těžišti rakety působí gravitační síla kolmo k Zemi se zrychlením G. V ose rakety působí tah motorů se zrychlením řekněme 3G. Složením těchto dvou vektorů dostaneme výsledný vektor síly a tedy i dráhy letu, který nemůže souhlasit s osou rakety, osa rakety je odkloněna “nahorů” . Nelze najít žádnou dráhu, kde by to neplatilo, pokud jsme v gravitačním poli. Odklon osy rakety od tečny dráhy je tím menší, čím větší je zrychlení rakety a čím strměji raketa letí. Proto v husté atmosféře létají klasické rakety velmi strmou dráhou. Znamená to, že u rakety letící pod úhlem má tah motorů působící v ose rakety svislou složku, která kompensuje gravitační přitažlivost (pád rakety k Zemi) a složku ve směru tečny dráhy, která urychluje raketu na dráze. Složka tahu, která urychluje raketu ve směru tečny dráhy je samozřejmě vždy menší, než tah motorů. Jak jsem již psal, u STS je toto vyosení částečně kompensováno tím, že po odpojení SRB nesměřuje tah motoru v ose systému ale do těžiště ET-Orbiter. Vektorový diagram je stejný, jen podélná osa soustavy je mírně skloněná dolů, blíže ke směru letu. Kvůli bočnímu tahu SSME, který svírá úhel s tahem SRB však STS používá po startu plošší dráhu a tedy delší dobu letí v hustších vrstvách atmosféry , což celkově zvětšuje aerod. ztráty. I boční uspořádání má samo o sobě větší aerodynamický odpor než osové.
Pokud se v těchto věcech mýlím, rád bych rovněž věděl kde. Nikdo není neomylný.

Toto vyosení šikmo stoupajících raket je velmi dobře vidět na př. při jejich startu z ponorek, nebo při prakticky svislém startu výkonných protiletadlových raket jako Patriot. Rakety brzy po startu nabírají horizontální složku rychlosti, ale zpočátku než získají velké zrychlení letí vztyčené jako kobry a teprve postupně se jejich osa stáčí do směru letu. Tyto rakety však mají mnohonásobně větší zrychlení než rakety s posádkou, tedy odklon osy od směru letu je brzy neznatelný.

Teoretická možnost, kterou uváděl pan Holub – dosažení kolmým letem rychlosti takové, že by pak raketa setrvačností doletěla do orbitu (200 km) a po dosažení této svislé rychlosti by raketa začala urychlení jen v horizontálním směru by asi byla realisovatelná. Po dosažení této vertikální rychlosti (nad hustými vrstvami atmosféry) by se pak osa rakety musela otočit vodorovně a přesto by setrvačností raketa stále stoupala . Při dostatečném horizontálním zrychlení by mezitím mohla dosáhnout orbitální rychlosti. Přesto však kompensace gravitační síly pomocí motorů zůstává po dobu svislého tahu a osa rakety v průběhu setrvačného stoupání by měla značný sklon (tentokrát negativní) k tečně dráhy. Je to jen teoretická možnost, nepoužívá se, neboť je energeticky náročnější než klasický profil dráhy.

Rovněž jako pan Holub nepovažuji za jednoduché dosažení orbitální rychlosti , pokud “nějak” zvedneme raketu do výšky 200 km a pak bude snadné ji dát potřebnou rychlost (jak uváděl p. Ra Str). Raketa tam nebude viset na laně, musíme jí držet v této výšce motory po celou dobu horizontálního urychlování. Byl by to stejný případ, jako jsem uváděl teoretickou oběžnou dráhu v několika málo metrech nad hladkou Zeměkoulí bez atmosféry.

Ke “gravitačním ztrátám” : Pro dosažení orbitální rychlosti je důležitá jen horizontální složka rychlosti rakety. Vše ostatní je možno zahrnout do pojmu “gravitačních ztrát” , tak jak je definuje pan Holub, to je energii na dosažení výšky oběžné dráhy a energii na kompensaci gravitačního pádu po celou dobu než je dosaženo oběžné rychlosti.
Na př. u STS : Hmota nosného systému (bez Orbiteru) je 1.930.000 kg. V okamžiku oddělení SRB v T+ 120 sec je STS ve výši 45 km, horizontální složku rychlosti odhaduji na cca 1500 m/s (nenašel jsem přesně, snad někdo může upřesnit) . STS však již v tomto okamžiku spotřeboval hmotu dvou SRB (celkem 1.180.000 kg ) + cca 200.000 kg paliva externího tanku, tedy celkem 1.380.000 tun hmoty nosného systému, to je 71% . Chybějících 77% potřebné výšky a cca 80 % horizontální rychlosti musí zajistit zbývajících 29% hmoty STS , na horizontální rychlost připadne jen část z této hmoty. Pan RaStr má zcela zřejmě pravdu v tom, že na překonání “gravitačních ztrát” je třeba vice hmoty a tedy energie, než na dosažení horizontální oběžné rychlosti konečného objektu. Pokud ovšem energii posuzujeme podle hmoty paliva a potřebné hmoty motorů a nádrží. Zajímalo by mně, v čem spočívá rozdíl reality proti úvahám pana Holuba, který uvádí, že podíl “gravitačních ztrát” vyžaduje jen zdvojnásobení startovací hmoty oproti dosažení čistě horizontální rychlosti bez vlivu gravitace .

Ve svém minulém příspěvku jsem mluvil o “překonání gravitace”, což je jiný pojem než “gravitační zrtáty” tak jak je definuje pan Holub a k tomu je třeba celá energie rakety. Raketa ovšem stále je v gravitačním poli ale ze známých důvodů nespadne.

Co se týče MAKS, skutečně jsem eventualní prvý raketový stupeň jen nepřesně odhadl, omlouvám se. Při výpočtu vychází zhruba údaj, který uvádí pan Holub. Přesto považuji využití letadla z mnoha důvodů lepší, než raketový prvý stupeň a tedy MAKS výhodnější, než OSP. MAKS ztrácí jen jeden tank, kdežto OSP nesený Delta 4 Heavy ztrácí tři velké tanky a tři motory (pokud nebude nosič návatný)


 

Děkuji panu Vítkovi za hodnotné připomínky. Ve svém příspěvku jsem nechtěl rozpytvávat i aerodynamické síly, neboť by to neúměrně prodloužilo jeho rozsah. O specifice systémů jako STS nebo Buran , kde těžiště neleží v ose sytému jsem se již několikrát zmínil, opět pro zjednoduěení bez rozboru aerodynamických sil. Rovněž jsem předtím již psal, že potřeba kompensace gravitačního pádu se snižuje se vzrůstající horizontální rychlosti a je nulová v okamžiku dosažení orbitální rychlosti, což je dáno zakřivením Země a tedy i dráhy letu. Nic jsem tedy nezjednodušoval, pokud si někdo přečte i můj předchozí příspěvek #4703, pouze jsem nechtěl všechno znovu opakovat. Jako směr dráhy letu jsem samozřejmě vždy myslel a také několikrát uváděl tečnu k treaktorii. Celá diskuse se týkala v podstatě jen letu v hustších vrstvách atmosféry, kdy má odklon osy rakety od tečny dráhy letu nějaký aerodynamický vliv. V tom případě je také inerciální vztažná soustava velice blízká k soustavě spojené s rotující Zemí. Ve vyšších výškách tento odklon nepředstavuje přídavné aerodynamické ztráty a tedy nevytváří žádný problém, který je nutno rozebírat.
Hlavně však však panu Vítkovi děkuji za uveřejněnou velice hodnotnou tabulku rychlostí v okamžiku oddělení SRB. Z ní vyplývá, že můj odhad horizontální rychlosti byl ještě značně nadsazený a dosažená horizontální rychlost u STS po „spotřebování“ 70% hmoty nosného systému je pouze cca 900 m/s , tedy necelých 12% potřebné orbitální rychlosti! To ještě více zdůrazňuje, že hlavní hmoty a tedy i energie jsou spotřebovány krátce po startu, zhruba do výše 40 km a ne na dosažení orbitální rychlosti.

 

Díky za pochvalu.
Nicméně - je omylem a to velmi zásadním, ztotožňovat v úvodní části letu inerciální a relativní souřadnou soustavu. Tam je naopak relativní rozdíl největší. Je si třeba uvědomit, že INERCIÁLNÍ soustava je nehybná vůči hvězdám, zetímco to, co nazývají Američani RELATIVNÍ, je soustava svázaná s rotující Zemí. Zatímco v okamžiku T=0 je RELAYTIVNÍ rychlost rovna nule, v INERCIÁLNÍ musíme přičíst lokálníé rychlost rotace Země, což na Cape Canaveral např. dělá asi 400 m/s!

Pro ilustraci dávám ještě dvě tabulky, z letů STS-49 a STS-26.
V první tabulce jsou uváděny relativní rychlosti, v druhé inerciální (všechno je to v těch zatracených FPS, tedy stopách za sekundu):

STS-49 TRAJECTORY SEQUENCE OF EVENTS

EVENT MET VELOCITY MACH ALTITUDE
(d:h:m:s) (fps) (ft)
Launch 00/00:00:00
Begin Roll Maneuver 00/00:00:10 185 .16 782
End Roll Maneuver 00/00:00:15 319 .28 2,720
SSME Throttle to 89% 00/00:00:20 447 .40 3,980
SSME Throttle to 67% 00/00:00:32 742 .67 10,301
SSME Throttle to 104% 00/00:00:59 1,325 1.28 33,760
Maximum Dyn. Pressure 00/00:01:02 1,445 1.43 38,079
SRB Separation 00/00:02:05 4,151 3.81 154,985
MECO 00/00:08:30 24,542 22.61 364,738
Zero Thrust 00/00:08:36 24,541 N/A 363,652
ETSeparation 00/00:08:48
OMS-2 Burn 00/00:39:58
Apogee, Perigee at MECO: 179 x 32 nautical miles
Apogee, Perigee post-OMS 2: 183 x 95 nautical miles


STS-26 TRAJECTORY SEQUENCE OF EVENTS
-------------------------------------------------------------------------
EVENT MET INERTIAL
(d:h:m:s) VELOCITY
(fps)
-------------------------------------------------------------------------

Launch 00:00:00:00
Begin roll maneuver 00:00:00:07 1,346
End roll maneuver 00:00:00:14 1,418
Begin SSME throttle down to 65% 00:00:00:27 1,728
Begin SSME throttle up to 104% 00:00:00:59 2,404
Maximum dynamic pressure (Max Q) 00:00:01:04 2,551
SRB staging 00:00:02:04 5,326
Negative return 00:00:04:04 8,275
Main engine cutoff (MECO)* 00:00:08:31 25,783
Zero thrust 00:00:08:38 25,871


* Apogee, perigee at MECO: 156 x 35 nautical miles
** Direct insertion ascent: no OMS 1 required
Apogee, perigee post-OMS 2: 161 x 160 nm

Všimněte si, že rychlosti pro okamžik Begin Roll Maneuver (to je pořád vertikální část vzletu) se liší o 1346 - 185 fps = 1161 fps = 359 m/s
tedy v hrubém souladu s rychlostí rotace Země v nulové výši nad kulovou Zemí (nechtělo se mi počítat elipsoid), tj. 405 m/s pro zeměpisnou šířku 28.5 stupně.

Bohužel v těchto případech neuvádí publikované zdroje (Press Kity) v prvním případě horizontální vzálenost od startu, v druhém případě ani výšku nad Zemí.

 

S inerciální sosustavou má samozřejmě pan Vítek pravdu. Rovněž dobře vím, že rotace Země uděluje objektu přídavnou rychlost. Je to však diskuse na poněkud jiné téma. Jako při letu letadla je vzdálenost a rychlost vztahována k souřadné soustavě Země a nikoliv hvězd, také jsem automaticky uvažoval pro počáteční vzlet rakety soustavu spojenou s otáčející se Zemí. Navíc zde šlo o úhly a ne rychlosti a vzdálenosti a tyto úhly byly vztaženy k ose rakety a tečně vzestupné dráhy, jejíž průběh je vztahován a téměř vždy zobrazován vzhledem k Zemi. Zásadní otázka o kterou šla řeč byla, zda tento úhel osy rakety (klasické) od tečny dráhy v půběhu odklánějící se vzestupné dráhy je vždy řádově desetiny úhlového stupně nebo může být až desítky stupňů, podle velikosti zrychlení. Tato otázka pramálo závisí na hvězdách.
 

Ještě k INERCIÁLNÍ souřadné soustavě ( # 4935):
Jev úhlového odklonu osy rakety (obecně směru vektoru tahu motorů do těžiště) od tečny dráhy, má praktický vliv na aerodynamický odpor zhruba jen do 50-70 km výšky. Dle mého názoru tento jev nezávisí na souřadné soustavě. Mluvit o pojmu inerciální nebo relativní soustavy v tomto případě je poněkud irelevantní, neboť úhel zůstává úhlem (stejným), ať ho posuzujeme z geocentrické, heliocentrické, hvězdné nebo jiné souřadné soustavy, pokud tam ovšem někdo pro zpestření nezanese další jevy jako třeba ohyb paprsků v gravitačním poli nebo dokonce zakřivení vesmíru. Navíc nevím, jestli je vůbec pojem Inerciální souřadná soustava zde správně použit. Za doby mých studií znamenal pojem inerciální soustava jakoukoliv souřadnou soustavu, kde platí zákony Newtonovy klasické mechaniky, především zákon o rovnoměrném, přímočarém a setrvačném pohybu, ne tedy výslovně pevnou soustavu spojenou s postavením hvězd. Může to být i klasická Einšteinova zdviž padající ve vzduchoprázdnu, na níž vysvětloval svou teorii relativity. Let rakety lze popisovat v relativní soustavě i v souřadnicích vztažených k postavení hvězd ale nelze říci, že raketa letí v inerciálním prostředí. V inerciální soustavě by vesmírný objekt nelétal po vypnutí motorů na LEO po kruhové dráze, ale letěl by setrvačností rovnoměrnou přímočarou rychlostí do nekonečna. Odtud je i název inerciální soustavy.

 

Pane Pinkasi,
trochu pletete dohromady pojem inerciální souřadní (nebo správněji vztažná) soustava a pohyb v gravitačním polui. To zda-li se tělese pohybuje v nejakém gravitačním poli a jeho pohyb je vlivem gravitačních sil po křívce, nemá nic společného s tím, zda-li tento pohyb popíši v nějaké souřadné soustavě. Podstatné je jen to, že kinematické rovnice, tento pohyb popisující (nebo i jiný pohyb) budou mít jiný tvar a to je podstatné.
Nicméně si troufám tvrdit, že při vhodném programování průběhu náklonu osy osově souměrné rakety (aby nedocházelo k nedorozumění, náklon definuji jako úhel, který svírá osa rakety s lokální horizontání rovinou) v průběhu vzletu mnohu dodržovat nulový úhel náběhu (úhel, který svírá podélná osa rakety s vektorem okamžité rychlosti) a přece se dostanu na oběžnou dráhu.




 

k #4951
Vážený pane Vítek,

děkuji za odpověď. Pokud jde o souřadnou (vztažnou) soustavu v které popisuji let objektu v gravitačním poli, to je přece naprosto jasné, tyto věci si vůbec nepletu. Mně šlo jen o to, zda je správné soustavu vztaženou k postavení hvězd obecně nazývat inerciální soustava, neboť inerciální soustava měla jinou, specialni definici. Skutečností je ale, že je úplně jedno, jak soustavě spojené s polohou hvězd říkáme, hlavně že víme, o co jde, takže nemá význam to dále rozebírat.

Váš názor v druhém odstavci je velmi zajímavý a je podobný názoru pana Holuba. Je mně naprosto jasné, co máte na mysli a je to právě to, co naopak já se domnívám, že nelze dosáhnout u objektu, který nevyužívá vztlaku a musí ho nahradit reaktivní silou. Hrozně rád bych se dopídil pravdy i s Vaší pomocí. Pokuste se mi vyvrátit tento příklad:
Budu uvažovat pro zjednodušeni jen symetrickou raketu s težištěm v podélné ose a z působících sil jen hlavni sily, to je tah motoru v podélné ose rakety a gravitaci v těžišti působící kolmo k Zemi. Déle samozřejmě že je raketa řiditelná, tedy mohu zvolit náklon osy k lokální horizontální rovině.
Řekněme, že je krátce po staru , zrychlení 3G a náklon v daném okamžiku nastavím na 60o. Když si udělám vektorovou výslednici těchto dvouch sil, dostanu výsledný směr zrychlení a tedy i okamžité rychlosti, který při žádném náklonu nemůže souhlasit s osou rakety. To by musela být gravitace nulová a tedy by nebylo nutno kompensovat pád rakety k Zemi svislou složkou tahu motorů. Jestliže gravitační pád musím kompensovat a o tom snad není sporu, nemůže osa rakety opovídat tečně dráhy, jen v případě nekonečného zrychlení. Tento úhel může být nulový jen v etapě kolmého startu a pak až na samém konci vyvedení na oběžnou dráhu, kdy potřeba kompensace klesá na nulu vzhledem k tomu, že pád objektu k Zemi je přesně kompensován odklonem zemského povrchu.

Představte si jiný příklad: Máte u rovného břehu rybníka dlouhou loďku. Na konci loďky pevný lodní motor , který jí tlačí přesně v ose. Kamarád sedí u kormidla a zajišťuje, aby loďka udržovala nějaký čas směr osy skloněný od břehu 60o. V těžišti loďky je přivázán lehký dlouhý rybářský vlasec. Vy stojite na břehu s navijákem tohoto vlasce, který má speciální brzdu odvíjení nastavenou na sílu zhruba třetinovou tlaku motoru loďky. Jak loďka odplouvá a zrychluje , naviják uvolňuje strunu a vy jdete vodorovně po břehu tak, aby vždy struna svírala s osou loďky úhel 30o, to je osa loďky svírala s břehem úhel 60o . Tím imitujete gravitaci. Loďka nepopluje směrem své osy jako v případě, kdybyste jí nebrzdil vlascem, ale bude se sunout pod menším úhlem vůči břehu, přičemž osa loďky bude stále 60o ke břehu. Když budete při stejném poměru tahu motoru a tahu vlasce na př. 3:1 snižovat kormidlem naklon loďky vůči břehu, při určitém úhlu náklonu již loďka popluje vodorovně se břehem a přesto její osa nebude vodorovně. Kdyby byla osa loďky vodorovně, pak váš naviják jí postupně přitáhne ke břehu, pokud bude umět také automaticky přepnout na navíjení se stejnou silou. Čím větší bude síla motoru loďky vůči síle vlasce, tím menší bude mít vlasec vliv a tím menší bude úhel mezi osou loďky a tečnou dráhy loďky. Závisí tedy na zrychlení. V tomto pokusu však značně vadí odpor vody, který brzdí zrychlování loďky i mění trochu úhly, je to jen pro názornost.

Pane Vítek, jestli myslíte, že se v tomto mýlím, rád se poučím, ale musíte mně jasně technicky vyvrátit oba tyto příklady.

 

Už by si to vyžadovalo zvláštní diskusní řadu, což právě udělám