Copyright © 1998-2024 CDR server s.r.o.
Všechna práva vyhrazena.
ISSN 1213-2225.
Copyright © 1998-2024 CDR server s.r.o.
Všechna práva vyhrazena.
ISSN 1213-2225.
"Raketové motory v takové výšce tak mohou nerušeně pracovat s velkou účinností."
Raketové motory ve skutečnosti pracují s překvapivě velkou účinností všude, jen první stupeň musí mít o něco nižší expanzní poměr pro optimální provoz v nízké nadmořské výšce. Jenže vynést náklad do třiceti kilometrů balónem žádný velký užitek nepřinese. Jednak první stupeň klasické rakety vyhořívá ve výšce podstatně větší, jednak má v okamžiku zážehu balón pořád nulovou rychlost. Přitom kinetická energie orbitální rychlosti plus gravitační ztráty při akceleraci tvoří drtivou většinu potřebné energie. Jinak řečeno, tímhle si pánové ze Španělska moc nepomohli. :-p
Asi tak jediná výhoda je volnost při (ne)aerodynamickém návrhu, jenže problém je v tom, že malé nosiče mají v praxi mnohem horší ekonomičnost provozu, a balón už z principu nevynese nic o rozumné hmotnosti. Takže tahle výhoda se může v reálu ukázat jako zcela nepodstatná. Jestli Musk nakonec uspěje s těmi $1000/kg na orbitu nebo tak nějak, tak se s tímhle raketobalónem rozlučte - za $10k ho prostě nevypustíte, ani když u toho budete vztekle dupat do země.
no a jaky je teda pomer energie vynalozene na prekonani treni pri startu z hladiny more a energie orbitalni rychlosti, pro nejakou mensi raketu? vis to nebo hadas?
To jako nemáte po ruce vlastní kalkulačku? Na 1 kg, potenciální energie při 30km zdvihu = 300 kJ, energie odpovídající charakteristické rychlosti orbitální rakety (něco kolem 9,5 km/s) = kolem 45 MJ.
To jako neumite cist? energii rychlosti bych si snad jeste spocetl, ale koeficienty aerodynamickeho odporu rakety neznam, a prubeh rychlosti a integral pres hustotu atmosfery na kalkulacce fakt nedam.
ale znamena to, ze energii TRENI v POMERU k energii orbitalni rychlosti neznas? proste jake mnozstvi energie se usetri tim, ze by raketa startovala z balonu ve vysce 30 km?
Nedokážete integrovat na kalkulačce? Pořiďte si lepší. Ale já si nemyslím, že to je nutné složitě integrovat. Spousta věcí se dá počítat na ubrousku. Dynamický tlak při Max Q bude někde kolem 30 kPa, to je taková typická hodnota. Dejme tomu, že startujete Falcon 9. Ten má průřez zhruba deset metrů čtverečních. To je ztráta 300 kN tahu (v době, kdy celkový tah motorů je kolem 6000 kN). Protože asi dvě minuty po startu jste už mimo atmosféru, zatímco prvních 20-30s je aerodynamický tlak zanedbatelný, můžeme celkem konzervativně jako nejhorší odhad použít 90s x 300 kN, tedy ztrátu 27 MNs impulsu. To je asi 9t paliva (RP-1/LOX). Přitom Falcon 9 má v prvním stupni asi 380t paliva. A tohle je horní odhad, reálná bude asi tak polovina (dynamický tlak nejprve roste, pak klesá).
Jako podstatné vidím hlavně to, že rachejtle v 30km už sviští kolem minimálně M4 - 5, což se víc blíží požadovaným skoro 8km/s - první kosmické. Zatím co ta balónová raketa by v 30km stále ještě stála jak kůl v plotě teprve by se začala k nějaké rychlosti dopracovávat, aby zase nespadla dolů jak hruška.
První kosmická rychlost se vypočítá jako odmocnina gravitačního parametru soustavy Země vyděleného poloměrem kolem kterého se lítá.
I kosmická rychlost = odmocnina z (398600,3 km / 6378 km) = 7,905 km/sec když těleso poletí těsně nad zemí ;-)
Při výšce 100 km nad Zemí (konec atmosféry) to bude 7,844 km/sec
Při výšce 200 km nad Zemí (nízká oběžná dráha) to bude 7,784 km/sec
Při výšce 300 km nad Zemí (nízká oběžná dráha) to bude 7,720 km/sec ... atd.
Hodně štěstí s vynesením rakety o váze stovek tun (palivo na tu rychlost + na svou hmotnost + na hmotnost užitečné zátěže) do 30km balónem :-)
Ale právě proto to má být schopno vynést jen malé hmotnosti. Velikost rakety nelineárně roste právě s hmotností toho, co chceme vynést. Když je to malinké a ještě ve správné výšce, tak stačí pálit relativně málo blízko směru oběhu. Pro osm km/s při 10 kilech stačí dodat energii 320 MJ.
U stíhačky na rovníku ještě mnohem méně.
Drobná oprava: Velikost rakety neroste nelineárně, ale roste s hmotností nákladu přibližně lineárně.
Nelineárně (exponenciálně) roste hmotnost rakety s rychlostí, jíž je třeba dosáhnout.
Přesněji řečeno:
Minimální teoreticky možná hmotnost paliva s nákladem je hmotnost toho nákladu, vynásobená číslem 2,72 umocněným na podíl (požadovaná rychlost/výtoková rychlost plynů z motoru)
Hmotnost prázdné rakety jsem schválně neuvedl - ta se pro každý stupeň zvlášť chová jako náklad a pro jednoduchost ji prozatím zanedbejme.
Při pohonu běžným raketovým motorem proto rozhodně musíte dodat mnohem větší energii, než uvádíte. Zapomínáte na energii, jíž je třeba dodat palivu a případně i prázdné raketě (pokud její hmotnost pro jednoduchost raději nezanedbáme, jak jsem psal výše).
Stíhačka na rovníku samozřejmě není špatný nápad. Družice ale, pokud vím, byly vypouštěny spíše z velkých letadel (https://cs.wikipedia.org/wiki/Pegasus_%28raketa%29)
Raketové motory pracují s překvapivě špatnou účinností všude, bohužel nic jiného s dostatečným tahem použít ve vakuu nelze. V atmosféře ano, jestli neznáte, tak tu máme tzv. proudové motory, které krom toho že jsou samy o sobě účinností krapet někde jinde tak s sebou nemusí vláčet okysličovadlo.
Jinak si právě říkám, proč radši než balónem nevynášet něco právě na tryskáči. Už takový MiG-25 měl teoretický servisní strop až 27 km, věřím, že dneska by nebyl problém dosáhnout s moderními motory taky těch 30 km jako s balónem. Spolu s dálkově řízeným letounem, který by byl menší a lehčí než stíhačka co musí nést člověka, hromadu přístrojů a výzbroj věřím, že by to mohlo vynést podvěšenou raketu na tuhá paliva co bez problémů bude mít místo hlavice taky 10kilovej satelit a na oběžnou dráhu to posadí. No a jelikož letadlo může po použití znovu přistát, tak to výrazně sníží náklady. V podstatě na jedno vynešení jsou náklady palivo a ta raketa, plus samozřejmě údržba a díly na tom letounu.
nie je to novy napad a pracuje sa na tom, viz. SpaceShipTwo/Stratolaunch. Ale ako uz niekto spomenul vyssie, problem nie je dostat sa vysoko, do vesmiru sa dnes dostane aj amaterska raketa(doslovne), ale dostat sa na orbitalnu rychlost. Vtedy ani vyska 30 km a rychlost mach1 nie je taka velka vyhoda, ako sa laikovi moze zdat. V konecnom dosledku sa pristavacia velka raketa ukazuje ako najlepsie riesenie a nie nadarmo sa o to snazi kazdy moderny navrh orbitalneho nosica na cele s Muskom...
Výškový rekord MiG-25M je 37 km (z roku 1977), Blackbird byl schopný dlouhodobě létat rychlostí >Mach3 ~ 1 km/s (1976).
StarShip one létá jen podzvukovou rychlostí (a relativně nízkou navíc), takže tak se dá dostat do kosmu, ale nedá se v něm zůstat.
SR-71 aka Blackbird sice (stejně jako Mig 25; dokonce jsem viděl i podklady tvrdící že pětadvacítka je rychlejší, protože Rusové udali schválně nižší hodnoty aby byl pak nepřítel zaskočen - těžko soudit ) zvládá 3+ Machy, ale je tu jedno velké ALE. Ale bez nákladu - čili rakety, jenž by byla schopna z - na kosmické požadavky trapné - rychlosti cca 0,99 km/s se dostat na cca 7,9 km/s.
Těch 7km/s se někde vzít musí a bude to vyžadovat raketu, kterou SR-71 neunese a i kdyby ji unesl, tak to natolik zahýbá s aerodynamikou, že na 3 machy (ale i na mach 1) můžete fofrem zapomenout. A nároky na výkon rostou s druhou mocninou odporu...
Např. jeden RD 180 ruský motor má skoro 5x výkon Jumbo Jetu: http://youtu.be/HtSla-ZjaO8?t=8m23s
Hodně štěstí se sháněním letadla, jenž bude mít tak 5x tak silné motory jako Jumbo Jet a to ne jen v 10km, ale v 30km (= potřeba zcela jiného - většího - turbodmychadla).
"Raketové motory pracují s překvapivě špatnou účinností všude, bohužel nic jiného s dostatečným tahem použít ve vakuu nelze."
Co to je "překvapivě špatná účinnost"? Má snad motor ve vašem automobilu termodynamickou účinnost výrazně větší než 60-70%, že účinnost raketových motorů považujete za "překvapivě špatnou"?
Nu a jak říkám, vynášet věci po 10 kg je blbost, i s tím letadlem. Kolik stojí čas kvalifikovaného pilota na jeden start? A logistika hromady pidistartů? A výroba hromady malých motorů a nádrží místo několika větších? Atd.
Co přesně tam počítáte? Udejte účinnost čeho/k čemu. Jelikož takto to říct nejde, užívají se veličiny jako specifický impuls. S ohledem na to, že spousta energie se taky vyháže na teplo a ohřívání jak motoru a rakety, tak okolí, tak to taková sláva není.
U raketového motoru jde účinnost počítat mnoha způsoby. Specifický impuls je jeden z nich.
Dalším je například poměr mezi konečnou kinetickou energií hnacího plynu (vztaženo v každém okamžiku k raketě, berme pouze tu složku vektoru rychlosti, která je opačná k žádoucímu směru tahu) a chemické energie paliva. Tenhle poměr mají špičkové raketové motory někde mezi 90 a 100%. Tepelné ztráty tvoří jen několik procent.
Problém raketových motorů je ale v tom, že tah roste s rychlostí hnacího plynu jen lineárně, zatímco potřebná energie roste kvadraticky.
Spotřeba paliva pak roste exponenciálně s rychlostí, jíž je třeba dosáhnout (vizte Ciolkovského rovnici).
---
Oprava o několik dnů později:
V tom, co jsem napsal, je chyba. Chtěl jsem psát o dvou růných věcech, ale zmatlal jsem je nešikovně dohromady. Čekal jsem, že to někdo opraví, ale asi si to musím opravit sám:
1. Teoretická účinnost raketového motoru je tak, jak jsem ji definoval (kinetická energie plynů/chemická energie paliva) může být zhruba 60% (Pro exp.poměr trysky 1:50 a plyn s Poissonovou konstantou 1,3). Je dána poměrem mezi teplotou ve spalovací komoře a teplotou výfukových plynů na konci trysky. Ten poměr lze odvodit z epanzního poměru trysky a složení výfukových plynů.
2. Těch 90-100%, které jsem uvedl, je poměr mezi faktickou a teoretickou účinností běžných motorů.
Raketové motory (v principu) mají teoretickou účinnost 50% a jsou to nejúčinnější, čeho jsme schopni dosáhnout. Problémem je to, co musíme táhnout s sebou. Při stoupání na orbitu jde o trochu víc náročnější proces a potřebujete víc energie, než je přejezd z Prahy do Kolína po vrstevnici.
Ale jinak s použitím proudových motorů souhlasím. Mít letadlo s velkou plochou křídla, v němž bude palivo, jež ponese v podvěsu raketu, a udělí jí počáteční rychlost nějakých 2000 km/h, to by mohlo docela pomoct. Na rovníku by to totiž ubralo nějakých 1km/s a to už se počítá. Navíc tam sahá atmosféra výše, takže by byla i větší výška odpalu.
Jednoduchým výpočtem rychle zjistíte, že abyste s něčím typu Ariadne či Sojuz letěl v 30km cirka 2 machy, tak potřebujete v podstatě stejný výkon motorů na letadle, jako má ta raketa sama o sobě :)))
Ergo celá ta věc je pitchovina na Ntou.
Já bohužel letovému a raketovému inženýrství nerozumím a rád se nechám poučit.
Každopádně základní princip není v tom, že operujeme s nějakým výkonem motoru, ale v možnosti nahrazením boosterů, potažmo prvního stupně stupněm návratovým, který bude mít parametry letadla, ideálně schopného plachtit. Zatímco kolmé přistání jsme si ve škole kreslili maximálně tak do omalovánek, přistání s letadlem je metoda zvládnutá víc než století a dnes bez problémů automatizovaná.
Samozřejmě ideální by bylo využít jiných a vhodnějších technologií. Náporový motor pro pohyb ve velkých výškách a rychlostech by byl vhodnější, ale to bychom celý komplex nejdříve museli dostat do vzduchu klasickými proudovými motory nebo jinak, aby koncept měl principielní smysl. Bohužel (bohudík?) náporové motory nejsou schopní vojáci namontovat ani na jaderné hlavice, natož na letadlo.
Každopádně by to mohlo vypadat docela zajímavě - elektromagnetický katapult na nějaké hoře poblíž rovníku provede vymrštění komplexu náporový tahač - raketoplán, který pomocí náporových motorů provede korekci a urychlení na správnou dráhu, načež v padesáti kilometrech a sedmi mach dojde k odpojení a zažehnutí raketového motoru, jež vynese nákladní modul na správnou dráhu. Nosič se pak vrátí zpátky na zem jako kluzák, dostane novou dávku paliva a za dvě tři hodinky se jede znova, přičemž raketoplán si splní misi a vrátí se stejným způsobem.
Jenže to je sen, o kterém si prozatím můžeme nechat jen zdát...(nemluvě o výtahu, ale to je jiná pohádka)
Připomněl bych jen, že náporový motor používá například ruská protiletadlová střela ze systému "Kruh". Dosahuje rychlosti M4. Takže minimálně klasické hlavice o hmotnosti něco přes metrák jsou s náporovým motorem vojáci schopni spojit.
Co se týče katapultu: celkem zajímavě vypadá koncept Vypouštěcí smyčky, která by zcela vynechala atmosférický nosič.
Hlavní výhodou je, že až do výšky 30 kilometrů vše vynese vztlaková síla = na těchto 30 km netáhnete palivo, které standardní raketa nese a neudílíte mu zcela zbytečně zrychlení.
a když se na to podívám značně zjednodušeně, tak úspora je rovna zisku energie potencionální =m*g*h = hmotnost normální rakety*g*výška = 500000*10*30000 = 150000MJ ...na můj vkus je tam těch nul nějak příliš mnoho na prohlášení, že je to nepodstatné...
Tak stratosférické balóny mívají velice nízkou nosnost, takže "vše" to asi nevynese. :-) Resp. to "vše" bude mít velmi malou počáteční hmotnost, a i pak to "vše" pořád ještě musí vyvinout delta V asi 9 km/s. A těch 150000 MJ jsou tak tři a půl tuny RP-1. Jenže první stupeń F9 ho má dalších sto tun nebo tak nějak. :-) Plus takhle to násobit nemůžete, ve 30 km už je většina paliva v prvním stupni vyhořelá, a většina té většiny padne na kinetickou energii zbylého paliva, nosičů a nákladu, ne na potenciální energii. Kdepak, ty energetické ztráty budou jinde - především v gravity dragu.
Pořád musíte mít únikovou rychlost. Kdyby šlo jen o odpor vzduchu, už dávno stavíme raketová centra v Himalájích. Pořád se ale víc vyplatí postavit odpalovací rampu na rovníku než na Mount Everestu.
Já jsem to nikdy s únikovou rychlostí nepochopil ale pokud ta družice nemusí zůstat nahoře moc dlouho nepotřebuje k tomu žádnou extra rychlost. Tření atmosféry dole u Země však problém je a toto řešení může pomoci.
Čím větší nosič použijete, tím menší je to problém. A větší nosiče jsou tak jako tak žádoucí z důvodu větší ekonomičnosti bez ohledu na atmosféru.
Dokonce je možné, že u znovupoužitelných prvních stupňů atmosféra náklady spíš sníží než zvýší, protože při jejich přistávání můžete atmosféru použít ke zbrždění velké části pádové rychlosti před přistáním stupně. Zde ušetříte tím víc paliva, o čím větším prvním stupni se bavíme, protože jeho aerodynamické ztráty krátce po startu rostou s jeho průřezem (druhá mocnina velikosti), kdežto palivo potřebné na jeho zbrždění při přistání - kdyby nebylo atmosféry - roste s jeho hmotností (v nejhorším případě třetí mocnina velikosti, ale určitě více než druhá, protože konstrukce nádrže i rakety je dynamicky namáhaná hmotností paliva i veškeré masy navrchu, a pro delší stupeň tedy musí být adekvátně posílená co do strukturní tloušťky).
No, ona družice musí dosáhnout takové rychlosti, aby odstředivá síla, jež na ni působí, byla v rovnováze s gravitační silou Země (nebo čehokoli, kolem čeho obíhá). U povrchu Země je to něco kolem osmi kilometrů za sekundu. Jak výška roste, zpočátku musíte dosáhnout rychlosti vyšší, poté dojde ke zlomu a rychlost oběhu se díky klesající síle gravitace snižuje.
Máme několik typů únikových rychlostí (asi přesněji kosmických rychlsotí). První je rychlost, kterou potřebujete na to, abyste se dostal na orbitální dráhu a stala se z vás oběžnice (takže první kosmická). Další je rychlost, kterou potřebujete, abyste se vyvázali z gravitačního vlivu Země a stali se oběžnicí Slunce (druhá kosmická, první úniková). Nakonec máme rychlost, která vás vyváže z gravitačního vlivu Slunce a pošle vás do mezihvězdného prostoru. Dá se uvažovat i o galaktické únikové rychlosti atd. (http://cs.wikipedia.org/wiki/Kosmick%C3%A1_rychlost)
Pokud se snažíme vzhlétnout z rovníku a startujeme po směru rotace Země, máme výhodu v tom, že nám pomáhá samotná Země. Na rovníku totiž rychlost oběhu ležícího předmětu dosahuje 1666 km/h plus mínus (záleží na hustotě podloží apod.). Takže místo toho, abychom museli vůči Zemi vyvinout 7.9 km/s, jako na pólu, stačí nám na to, abychom teoreticky obíhali v nulové výšce, "jen" 7.5 km/s. Pokud dosáhneme této rychlosti u povrchu, pak už další impuls, který tělesu dodáme, jen zvětší střední poloměr orbitalu a nespadneme.
Naproti tomu v Himalájích, pokud bychom chtěli startovat z Mount Everestu, startujeme z 27° severní šířky. Když vynásobíme sin 27 * rychlost rotace (0,463 km/s) na rovníku, dostaneme 0.21 km/s. Jinými slovy, přišli jsme o 0,25 km/s, což znamená, že musíme dodat palivo pro 3.3% rychlosti (není to přesné, ale chybí tam ten počáteční impuls z rotace a ten je majoritní), což ovšem znamená větší nádrže, takže i větší váhu, takže větší nádrže... To nám ale ani zdaleka nekompenzuje ani vyšší poloha, ani řidší vzduch, protože raketa se v nízkých výškách pohybuje beztak relativně pomalu (má menší odpor vzduchu) a změna orbitálního poloměru už není tak energeticky náročná. Navíc strávíte v atmosféře o něco delší dobu, protože kvůli nižší rychlosti rotace musíte toto kompenzovat.
Co se týká toho balonu... Helium se opravdu špatně získává a uchovává. Jde o docela drahý prvek a rozhodně jej není až tak moc, abychom jej plýtvali vypouštěním do vesmíru (kam si myslíte, že se po vypuštění rakety z balónu poděje?). Navíc je ho potřeba opravdu hodně i na "malou" raketu.
Osobně si myslím, že kdyby se věnovali vývoji rakety na pevné palivo, jež má několik stupňů, udělali by mnohem lépe. Vynést totiž kosmickou loď na jednoduchém několikastupňovém boosteru na pevná paliva by totiž bylo mnohem levnější, jednodušší a bezpečnější, než vynášet loď pomocí výkonných kapalinových motorů, kde musíte řešit přívody paliva, jeho dávkování, tlak, chlazení, správný poměr směsi a to vše se může snadno pokazit (a taky se to děje).
Samozřejmě, jsou tu projekty jako Grasshopper, nebo White Knight. Ale jak daleko se dostaly? Místo toho, aby se pokrok dostavoval v aplikování jednoduchých a levných metod, vymýšlí se komplikovanější a komplikovanější postupy. Výsledkem jsou pak projekty, které přerůstají konstruktérům přes hlavu.
"Osobně si myslím, že kdyby se věnovali vývoji rakety na pevné palivo, jež má několik stupňů, udělali by mnohem lépe. Vynést totiž kosmickou loď na jednoduchém několikastupňovém boosteru na pevná paliva by totiž bylo mnohem levnější, jednodušší a bezpečnější, než vynášet loď pomocí výkonných kapalinových motorů, kde musíte řešit přívody paliva, jeho dávkování, tlak, chlazení, správný poměr směsi a to vše se může snadno pokazit (a taky se to děje)."
Ale zase motory na tuhé palivo se nedají regulovat, nedají se na nich pořádně (bez hromady problémů - prudké oscilace tahu, bezpečnost atd.) vypouštět lidé, špatně se vyrábějí ve velkých velikostech, jejich palivo je mimořádně neekologické (je v něm hromada chlóru), i přes velký tah (což pomáhá při vzletu) obsahují málo energie (což nepomáhá při dosažení orbitální rychlosti) atd...
Ale není třeba spekulovat, však uvidíme, jak si Ariane 6 ekonomicky povede proti Falconu 9R... ;-)
S tou regulací souhlasím. Ale bezpečnost, ekologie a oscilace tahu se dají řešit směsí a kvalitou jejího provedení. Nevěřím, že existuje jen jeden typ pevného paliva. Výzkum v této oblasti se samozřejmě zastavil v okamžiku, kdy byla technologie dostatečně vyspělá pro stavbu mezikontinentálních střel.
Každopádně jak jste řekl... uvidíme.
Motory na tekuté paliva jsou vyzkoušené, odlechtané a některé i překvapivě dobré: motory, který byly připraveny pro Ruský měsíční projekt do N1 rakety dnes vynášejí spolehlivě Americké rakety (satelity) do kosmu. Přesto, že politici v Kremlu nakázali vše zničit, 60+ motorů se dochovalo a - fungují výborně, jsou lepší než vše, co kdy v USA bylo vyrobeno (!) o 10-15% a fungují dodnes spolehlivě - po 40+ letech ty motory šlapou jak víno:
"The efficiency of these engines is very good, better that anything else developed around the world today." (36:40)
"Efektivata těchto motorů je velmi dobrá, lepší neč cokoliv co bylo vyvinuto na celém světě dodnes."
"Today regarded as some of the finest in the world, the engines use a unique technology developed by Russia at this hight of the Space Race. A technology so ambitious, that the western rocket sciencist thought is was impossible to master." (2:17)
"Dnes považované za jedny z nejlepších na světě, tyto motory používají unikátní technologii vyvinutou v Rusku na vrcholu kosmických závodů. Technologie tak ambiciózní, že západní raketoví vědci mysleli, že je nemožné je zvládnout."
"The performace of the engines were probably 10, 15% higher that we have in United States." (0:58)
"Výkon techto motorů je zhruba o 10, 15% vyšší, než mají ty, které máme v USA."
"It was not the same technology we are used to. It was a paradigm shift of what we were expected." (1:10)
"Nebyla to ta samá technologie na kterou jsme zvyklí. Byl to kompletně nový přístup místo toho, co jsme očekávali."
Tedy:
- v roce 1969 měli Rusové tak dobré raketové motory, jako Američané neměli nikdy, ani v roce 2014
- spolehlivost N1 motorů poté, co byl jejich vývoj dokončen, je 100% i po 40+ letech
http://www.youtube.com/watch?v=TMbl_ofF3AM
...
http://www.blisty.cz/art/73262.html
"Po odstavení raketoplánů v roce 2011 jsou USA zcela závislé na ruských raketách (...) Jedině s jejich pomocí se mohou dostat na ISS. (...) jeho země po roce 2020, na nějž je plánováno vyřazení ISS, odepře Američanům přístup na stanici. (...) Za dopravu jednoho astronauta na ISS platí USA Rusku 71 milionů dolarů a Pentagon výhradně závisí na ruských raketách RD-180. Zatím má Pentagon zásoby na dva roky, ale pokud bude Roskosmos prodávat motory podle nových omezení zakazujících vojenské využití, budou tyto rakety nepoužitelné."
Pokud se nepletu, Aerojet ty motory hodlá vyrábět ve vylepšené verzi v USA, ale netuším, jak s tím pokročili. Jinak s tím "v roce 1969 měli Rusové tak dobré raketové motory, jako Američané neměli nikdy, ani v roce 2014" bych byl hodně opatrný - existují různé druhy motorů pro různé aplikace, a Rusové zase neměli nic srovnatelného s RS-25. Navíc přímo obšlehli RL-10, i když tehdy ještě s požehnáním Američanů (byla trošku jiná doba...).
Já tomu jako nijak zvlášť nerozumím, ale uvádějí sami Amíci, že RD 180 "outclassed" Space Shuttle RS-25 motory... Co se týče efektivity a zejména výkonu. Jen poměr tlaků v spalovací komoře mají rusáci 4x vyšší než RS-25 proti RD 180, což se také hezky odráží na výkonu... :-)
Ono je přímý link mezi N1 motory, Eňergiou a RD 180 motory. A Eňergia byla nejvýkonnější raketa, jakou kdy lidstvo zatím udělalo, tak to vidím možná trochu zjednodušeně.
Nicméně Lockheed Martin nemá nic lepšího, než RD 180 co nakupuje od Rusů, na vypouštění Atlasů. Původně 5 motorů nahradil jediný ruský.
Asi bude záviset na úhlu pohledu na věc. Pokud se bavíme o efektivitě, tak tam Rusáci s closed loopem vyhráli na celé čáře. Pokud se bavíme o tahu, tak tam vyhráli také na celé čáře (4x vyšší tlak, 5 motorů z USA nahrazeno jedním - když to brutálně zjednoduším).
Kde bych měl být opatrný? Snad ne tam, že USA má lepší nějaký modelářský motorek pro rakety, který Rusové ani nikdy neřešili...? :)
"Já tomu jako nijak zvlášť nerozumím"
To jsem si všiml. :-)
"ale uvádějí sami Amíci, že RD 180 "outclassed" Space Shuttle RS-25 motory..."
RD-180 je motor na RP-1/LOX. RS-25 je motor na LH2/LOX.
RD-180 je dobrý do prvního stupně, kde je zapotřebí vysoký tah. RS-25 je stavěný na dlouhé hoření až na oběžnou dráhu, kde je zapotřebí vysoký specifický impulz (tah na začátku dorovnávaly SRB). Ani Eněrgija nepoužívala RD-180 ve druhém stupni, místo toho tam byl RD-0120, který se právě podobal spíš RS-25.
RD-180 je použitelný jednorázově. RS-25 je stavěný na minimálně dvacet startů.
Atd. atd. Prostě a jednoduše: jiné technické požadavky => jiné technické řešení. Netuším, co vás vede k tomu, že je stavíte vedle sebe. Přeci nebudete zatloukat hřebíky kombinačkami.
Kde přesně je "poměr tlaků v spalovací komoře" 4x vyšší u ruského motoru?
A o jakém "modelářském motoru pro rakety" mluvíte?
"Nicméně Lockheed Martin nemá nic lepšího, než RD 180 co nakupuje od Rusů, na vypouštění Atlasů. "
Lockheed jsou známí žabaři, takže mě to nepřekvapuje. :-)
"Asi bude záviset na úhlu pohledu na věc. Pokud se bavíme o efektivitě, tak tam Rusáci s closed loopem vyhráli na celé čáře."
"Vyhráli?" To je zajímavé, vzhledem k tomu, že současné americké motory jako RS-25 nebo Merlin 1 fungují na totožném principu, ta to bude asi spíš remíza než výhra. :-) Fyzikální zákony platí ve všech zemích stejně, takže asi není překvapivé, že všude dospěli ke stejnému řešení.
"Pokud se bavíme o tahu, tak tam vyhráli také na celé čáře (4x vyšší tlak, 5 motorů z USA nahrazeno jedním - když to brutálně zjednoduším)."
Kde je 4x vyšší tlak? A proč by mě tohle mělo zajímat, když třeba pro znovupoužitelný první stupeň, což se jeví jako horký trend, je tohle řešení s méně motory ve skutečnosti horší? (Protože nedokážete snížit jeho tah na pouhé jednotky procent potřebné k měkkému přistání stupně.)
Jo a k té "100% spolehlivosti" - jeden z těch motorů pro N-1 letos při testu explodoval. :D :-p
Třeba přidali 4x víc pump... :-)
Co se týče té exploze. Od toho jsou přece testy, ne? Testy se obecně provádějí přetěžováním. Jinak to není test.
Jinak si ale myslím, že není nutné psát komentáře ohledně přiznané neznalosti. Koneckonců od toho jste tu vy, abyste to napravil, ne? :-)
Já přiznám, že se o to zas tak moc nezajímám, ale zdáse, že proti někomu budu asi pověstným "jednookým králem", když se to jasně uvádí (4x vyšší tlak v komoře) zde:
http://youtu.be/y0WDvVviIn8?t=58s
Ten rozdíl není daný "4 pumpami navíc", ale zcela jinou technologií pumpování a vstřikování a materiálů. Ale pokud někdo neví, jak se věci mají, pak mně fascinuje, že na někoho skromného se svými znalostmi se chce vyvyšovat...
Za zmínku by snad stálo:
"RS-25 je stavěný na dlouhé hoření až na oběžnou dráhu..."
To je moc hezké, že nemá tu sílu ale vydrží hořet dlouho - nebo že přežije víc startů - ale u dopravy věcí na oběžnou dráhu je podstatné jen jak spolehlivě (v mezích možností) a jak levně se kolik hmoty dostane nahoru. Nemyslím si, že užití jednostupňového "univerzálního" motoru Země - LEO je rozumné. Protože to znemožňuje optimalizovat parametry motoru na měnící se letové podmínky, ve kterých motor pracuje. Je rozdíl mezi 1 stupňem (atmosférický provoz, 0 až cca. 6 machů, 0 - 35 km) a druhým stupněm...
A optimalizace na různé podmínky, za kterých jsou ty stupně provozovány, umožňuje sakra lepší efektivitu a výkony za rozumější cenu.
Je jistě pro hodně lidí velmi nepříjemné zjistit, že Ruské raketové technologie jsou o míle přes Americkými (bez ohledu na množství peněz USA nalitých) - což potvrzujete a přiznává se to i tady: http://youtu.be/y0WDvVviIn8?t=8m39s
Nicméně to podstatné v čem bych to shrnul, jsou dva fakty:
1) Ruské motory létají - Raketoplán s jeho RS-25 je už věcí historie, má odlétáno
2) vývoj raketoplánu trval desetiletí a ve výsledku stálo jeho vypuštění 6x víc a unesl 3x méně než údajně Saturn V unesl, ty údajně znovu užitelné boostery byly většinou ztraceny v oceánu a 2x zabil svou posádku... musím pokračovat?
Je z toho snad jasně vidět, která technologie a který přístup (separé motory pro různé letové režimy a prostředí) přináší lepší výsledky, nebo ne?
Nejhorší je, že vy ve svém zápalu pro konspiraci dokážete smíchat všechno dohromady.
V roce 1969 sice měli Rusové motory (ještě v původní nemodifikované a nespolehlivé verzi), jenže těch 30 motorů v jedné N1 nedokázali uřídit. A snažili se o to do roku 1974, ke startu N1 s digitálním řízením a zároveň upravenými motory už nedošlo.
V N1 byly použity motory NK-33, které vytvořila Kuzněcovova konstrukční kancelář. To jsou jiné motory než RD170 a z ní zmenšený RD180 vyvíjený o 10 let později pro Zenit/Energii Gluškovou kanceláří, i když používají stejný spalovací cyklus. http://www.russianspaceweb.com/rd170.html
Takže žádné motory pro N1 dnes Atlas nevynášejí. Část původních motorů NK33 koupil od Rusů Aerojet i s licencí, nikoliv Lockheed Martin. Ten kupuje nové RD180. Pentagon také není výhradně závislý na ruských motorech (ne raketách, jak píší BL), pořád je tu Delta.
Tak pokud chcete pořádnou konspiraci, tak mrkněte na tuto studii o Saturnu V:
http://www.uloz.to/xfjJ9PKs/Pokrovsky+Saturn+V+investigation+1.pdf
http://www.uloz.to/x4BgcxPD/Pokrovsky+Saturn+V+investigation+2.pdf
Stručně řečeno, rychlost Saturnu V při separaci prvního a druhého stupně byla mnohem nižší, než NASA tvrdila, že byla a to o tolik, že tato raketa nemohla vynést 15 tun k Měsíci.
Aha, takže když jsem vám jedny nesmysly vyvrátil, přijdete s něčím jiným. Naštěstí je net konspiračních teorií plný, takže máte z čeho vybírat :-)
Mimochodem, včera Antares explodoval 6s po startu. Pokud se ukáže, že příčinou byla závada motoru, nebude to pro NK33 dobrá zpráva.
To se už dávno používá, balistické rakety s hlavicemi klidně o hmotnostech tun. Jistě by nebyl problém něco menšího vynést přímo na nich, ale režimy asi zbrojovkám nepovolí to prodat...
Vojenské rakety se pro vynášení družic používají. Je to jeden ze způsobů jejich likvidace v rámci odzbrojovacích smluv.
Problém je u vojenských raket s efektivitou. Jsou optimalizované na dlouhé skladování, nikoliv na levný start. Proto se používají v civilu především ty vyřazované - je to efektivnější než jejich sešrotování.
Pro Dr Str:
ve výpočtu lelu z Himáláje byste asi měl počítat s cosinem, nikoliv se sinem. Sinus by to byl při měření šířky od pólu.
Správně by to podle mne mělo být 0,463 * cos(27°) = 0,463*0,89 = 0,412 km/s
Rozdíl je sice menší, než uvádíte, ale i tak to znamená buď ušetřené tuny paliva při startu, nebo desítky kg navíc dopravené na oběžnou dráhu (rozdíl mi vychází zhruba 1-2% hmotnosti).
A niektore su aj tak na menej vyhodnych miestach, kde teda naklady ustupuju stranou. :-)
Pri niektorych je to zrejme aj z vojenskych dovodov a niekto ho zas nema kde inde postavit (prenajat).
http://en.wikipedia.org/wiki/List_of_rocket_launch_sites
www.spacetoday.org/Rockets/Spaceports/LaunchSites.html
Tady někdo "resuscitoval" technologii Van Allena, jenž používal právě tohle (balon vynesl raketu do 20, 30km a tam se odstartovala s vyletěla tedy výš, než by to bylo z povrchu) na výzkum radiace kolem Země, nicméně zase tak vysoko se nedostal, dokud mu US army nepřidělila "Red Stone" raketu - což byla zvětšená V2 pana von Brauna.
Bohužel dosažení nějaké výšky nad Zemí není pro satelity vůbec ta klíčová věc. Klíčová věc je dosažení 1 kosmické rychlosti při oběhu kolem Země, jinak prostě zase z té výšky v poklidu spadnou na Zem.
To je ten důvod, proč se startuje co nejblíže rovníku (Rusové jsou zde znevýhodnění geograficky) - aby se využila rychlost rotace Země co nejvíce a ušetřilo se tak palivo na zvednutí celého toho kolosu ze Země. Všimněte si, kde startuje ESA (a Frantíci a jejich rakety).
Musk a jeho sny o "$1000/kg na orbitu" jsou sice hezké, nicméně když prvně mluvil o cestě na Mars, tak hodlal radiaci řešit toliko ze směru Slunce.
To je Hollycrap - např. film Sunshine, kde se dopravuje neutronová bomba na restart Slunce do něj a stíní se toliko přilehlá strana ke Slunci.
Realita je, že radiační záření se ve vesmíru šíří izotropně a tedy stínění ze strany Slunce bude dobré jako mrtvému deštník. Jakmile na to byl upozorněn, tak to bylo naposledy kdy říkal něco o tom, jak se poletí k Marsu.
Tedy jestli představy jsou takové, že mají nahradit realitu, pak tu vidím problém. Nedávno SpaceX také explodovala raketa - což se samo stane, ale stávat by se to nemělo...
Pro psaní komentářů se, prosím, přihlaste nebo registrujte.