Potřeboval bych od vás drobnou pomoc- vlastní téma o mém blogu se "bojím" založit a toto téma je jediné, kam má prosba "pasuje".
Takže k věci: Potřeboval bych objasnit, jak je to s turboagregáty v raketoplánu. Zrovna o nich píšu a nejsem si jistý, jak je vyřešen jejich pohon. A pojem turboagregáty se dá říct jako turbočerpadla paliva pro motory SSME nebo turboagregáty a turbočerpadla jsou něco jiného? Předem děkuji za odpověď.

citace:

---

Potřeboval bych od vás drobnou pomoc- vlastní téma o mém blogu se "bojím" založit a toto téma je jediné, kam má prosba "pasuje".
Takže k věci: Potřeboval bych objasnit, jak je to s turboagregáty v raketoplánu. Zrovna o nich píšu a nejsem si jistý, jak je vyřešen jejich pohon. A pojem turboagregáty se dá říct jako turbočerpadla paliva pro motory SSME nebo turboagregáty a turbočerpadla jsou něco jiného? Předem děkuji za odpověď.

---

citace:

---

Potřeboval bych od vás drobnou pomoc- vlastní téma o mém blogu se "bojím" založit a toto téma je jediné, kam má prosba "pasuje".
Takže k věci: Potřeboval bych objasnit, jak je to s turboagregáty v raketoplánu. Zrovna o nich píšu a nejsem si jistý, jak je vyřešen jejich pohon. A pojem turboagregáty se dá říct jako turbočerpadla paliva pro motory SSME nebo turboagregáty a turbočerpadla jsou něco jiného? Předem děkuji za odpověď.

---

citace:

---

... SSME ...

---

citace:

---

Tech turboagregatu na STS bude docela hodne. Ja myslim ze turboagregat by mel byt definovan tak, ze obsahuje turbinu, kde expanduje obecne tekutina (plyn nebo kapalina). Ikdyz se obavam ze napriklad tzv. turbo v aute zadnou turbinu nema a k pohonu kompresoru pouziva prevod od pistoveho motoru.

Ale zpet k SSME a STS.

STS ma 3 SSME a kazdy SSME ma 4 turboagregaty a 3 spalovaci komory (2 preburners a 1 hlavni spalovaci komoru).
Soucasti kazdeho turboagregatu je turbina kterou pohani vysokotlaka kapalina nebo vysokotlaky plyn (spaliny) z preburners.

Pokud by snad nekdo nasel schema motoru SSME, tak sem hodte odkaz. Snazil jsem se podle zmineneho odkazu

http://science.ksc.nasa.gov/shuttle/technology/sts-newsref/sts-mps.html#sts-mps-ssme

nakreslit schema, ale vysel z toho neprijemny propletenec car, ve kterem se nevyznam ani ja sam.

Hezke zjisteni je ze tlak kapalneho kysliku na vystupu z HPOT (jeden z turboagregatu) je 7 420 PSI coz je cca 511 Bar.
To uz je docela slusny tlak se kterym se bezne nepracuje. Kdyz si uvedomim jake teploty a vibrace musi to turbosoustroji zvladat, tak je to opravdu radost.
Pro srovnani parni turbina generatoru v Temeline pracuje cca pri 60Barech, takze vystup z napajeciho cerpadla (pohaneneho zrejeme parni turbinou) bude o neco vyssi.

Doufam ze kdyz uz jsem si dal praci s prectenim vyse zmineneho odkazu, tak moje postrehy pomuzou nekomu, kdo treba anglicky neumi.

---

citace:

---

Turbo v aute je turbo protoze obsahuje turbinu pohanenou vyfukovymi plyny, ktera pohani dmychadlo, mechanicky pohanena dmychadla se pouzivala napriklad v mezivalecnych letech (mercedes, auto union) v soucasne dobe se mechanicka dmychadla pouzivaji malo - v nekterych vykonych benzinovych motorech napriklad mercedes, jaguar, VW (1.4 TFSI), jinak vetsinou se pouzivaji turbodmychadla.

---

citace:

---

citace:

---

... SSME ...

---

doporučuju kouknout na Wikipedii: http://en.wikipedia.org/wiki/Space_Shuttle_main_engine
je to tam popsano přehledněji a jednodušší angličtinou (dle mého názoru).
Honza

---

citace:

---

http://www.sei.aero/library/paper_archive/AIAA-2004-3514.pdf (str 9)

---

citace:

---

citace:

---

http://www.sei.aero/library/paper_archive/AIAA-2004-3514.pdf (str 9)

---

Diky, to je to co jsem potreboval a dokonce jsem se i trefil. Jen maji asi drobnou chybu v sipce na vystupu z cerpadla LPOT.

---

Ale proč je turboagregátů v raketoplánů tolik? A co vlastně dělají? Já jsem myslel, že jsou to tři turbočerpadla, která zajišťují přísun paliva do motorů SSME. Děkuji za odpověď.

citace:

---

Ale proč je turboagregátů v raketoplánů tolik? A co vlastně dělají? Já jsem myslel, že jsou to tři turbočerpadla, která zajišťují přísun paliva do motorů SSME. Děkuji za odpověď.

---

citace:

---

citace:

---

Ale proč je turboagregátů v raketoplánů tolik? A co vlastně dělají? Já jsem myslel, že jsou to tři turbočerpadla, která zajišťují přísun paliva do motorů SSME. Děkuji za odpověď.

---

Do každého motoru SSME zajišťují přívod paliva čtyři turbočepadla:
nízkotlaké a vysokotlaké turbočerpadlo kyslíku a nízkotlaké a vysokotlaké turbočerpadlo vodíku. Dále jsou na palubě raketoplánu 3 turboagregáty APU na hydrazin pro pohon cerpadel hydraulickych systemu behem startu a pristani.

---

> Ale proč je turboagregátů v raketoplánů tolik?
> Do každého motoru SSME zajišťují přívod paliva čtyři turbočepadla ...
> O APU už na rozdíl od turboagregátů něco vím ... hydrazin ... pohání parní turbíny, které roztáčejí samotná turbočerpadla APU

Myslím, že pod pojem "turboagregát" je možno zahrnout každé zařízení, obsahující turbínu k pohonu některé další části. Čím je poháněna ta turbína není pro toto označení podstatné. Podle toho, co turbína pohání mluvíme o "turbočerpadle", "turbokompresoru" ("turbodmychadle"), nebo třeba "turbogenerátoru" (na osu turbíny je připojen elektrický generátor).

Nejobvyklejším příkladem "turboagregátu" bývá spojení spalovacího (automobilového) motoru s turbodmychadlem (výfukové plyny roztáčí turbínu, která pohání dmychadlo [kompresor], zvyšující tlak a množství vzduchu vstupujícího do motoru a tím zvyšuje výkon a účinnost motoru). U raketoplánu by se tak za "turboagregát" zřejmě dal označit každý jednotlivý motor SSME (jako celek) a každá jednotka APU (jako celek) [tedy celkem 6 "turboagregátů"].

Jenže podle této terminologie bude asi lepší u raketoplánu mluvit konkrétněji o různých "turbočerpadlech", obsažených po čtyřech v každém ze tří motorů SSME a po jednom v každé jednotce APU. Celkem tedy nejméně 15 "turbočerpadel". "Nejméně" píšu proto, že nevím, jestli náhodou turbíny nejsou ještě v nějakých dalších systémech raketoplánu.

Speciálně u APU to tedy není tak, že by nějaká turbína poháněla APU, ale tak, že jednotka APU kromě jiných dílů obsahuje i "turbočerpadlo", tedy turbínu, pohánějící v tomto případě čerpadlo pro tlakování veškeré hydrauliky v raketoplánu.

Snad jsem to moc nezamotal a snad jsou mé úvahy správné. Kdyžtak mě někdo opravte.

citace:

---

> Ale proč je turboagregátů v raketoplánů tolik?
> Do každého motoru SSME zajišťují přívod paliva čtyři turbočepadla ...
> O APU už na rozdíl od turboagregátů něco vím ... hydrazin ... pohání parní turbíny, které roztáčejí samotná turbočerpadla APU

Myslím, že pod pojem "turboagregát" je možno zahrnout každé zařízení, obsahující turbínu k pohonu některé další části. Čím je poháněna ta turbína není pro toto označení podstatné. Podle toho, co turbína pohání mluvíme o "turbočerpadle", "turbokompresoru" ("turbodmychadle"), nebo třeba "turbogenerátoru" (na osu turbíny je připojen elektrický generátor).

Nejobvyklejším příkladem "turboagregátu" bývá spojení spalovacího (automobilového) motoru s turbodmychadlem (výfukové plyny roztáčí turbínu, která pohání dmychadlo [kompresor], zvyšující tlak a množství vzduchu vstupujícího do motoru a tím zvyšuje výkon a účinnost motoru). U raketoplánu by se tak za "turboagregát" zřejmě dal označit každý jednotlivý motor SSME (jako celek) a každá jednotka APU (jako celek) [tedy celkem 6 "turboagregátů"].

Jenže podle této terminologie bude asi lepší u raketoplánu mluvit konkrétněji o různých "turbočerpadlech", obsažených po čtyřech v každém ze tří motorů SSME a po jednom v každé jednotce APU. Celkem tedy nejméně 15 "turbočerpadel". "Nejméně" píšu proto, že nevím, jestli náhodou turbíny nejsou ještě v nějakých dalších systémech raketoplánu.

Speciálně u APU to tedy není tak, že by nějaká turbína poháněla APU, ale tak, že jednotka APU kromě jiných dílů obsahuje i "turbočerpadlo", tedy turbínu, pohánějící v tomto případě čerpadlo pro tlakování veškeré hydrauliky v raketoplánu.

Snad jsem to moc nezamotal a snad jsou mé úvahy správné. Kdyžtak mě někdo opravte.

---

citace:

---

Já jsem myslel, že jsou turboagregáty jen strjoje, které ženou palivo do motorů SSME- protože mi bylo taky divné, co to jde za kouř podél trysek motorů SSME před startem a určitě taky v průběhu startu. Takže jsou to taky turboagregáty?

---

citace:

---

Tedy že motory SSME jsou před startem profukovány chladným héliem, které je odvětráváno trubkami po stranách trysek SSME. Jakmile se velmi chladné hélium setká se vzduchem, tak začne vzdušná vlhkost kondenzovat do "obláčku" vodní páry.

"Kouř" podél trysek motorů SSME před startem je tedy kondenzovaná vzdušná vlhkost podél "výfuku" plynného hélia, kterým se motory SSME udržují v připravenosti pro zážeh.

---

citace:

---

"Kouř" podél trysek motorů SSME před startem je tedy kondenzovaná vzdušná vlhkost podél "výfuku" plynného hélia, kterým se motory SSME udržují v připravenosti pro zážeh.

---

citace:

---

p. Vítek psal, že pohon hydrazinu do plynových generátorů v APU zajišťují tlakové nádrže s héliem. APU by mělo mít pohon řešeno tak, že se hydrazin v plynovém generátoru katalicky splynuje ( a to znamená že expanduje) a pohání parní turbíny, které roztáčejí samotná turbočerpadla APU-- tak jsem to napsal na mém blogu- ten článek je tady: http://space-kosmo.blog.cz/0610/o-pristrojich-a-technice-v-raketoplanu " target=_blank> http://space-kosmo.blog.cz/0610/o-pristrojich-a-technice-v-raketoplanu . Je to správně? Teď si nějak nejsem jistý

---

citace:

---

Ten totiž obsahuje vodní páru a ta by po vpuštění kapalného H2 a O2 zmrzla a krystalky by dělaly problémy.

---

Nedávno jsem se dočetl, že motor /motory SSME má /mají výkon 37 milionů HP ( koní :-) ) nevíte prosím někdo, jestli je to myšleno o jednom motoru nebo o všech třech?
Děkuji.

> Nedávno jsem se dočetl, že motor /motory SSME má /mají výkon 37 milionů HP ( koní :-) ) nevíte prosím někdo, jestli je to myšleno o jednom motoru nebo o všech třech?

Mě to vychází spíš na všechny tři dohromady.

Obvyklý měrný výkon raketových motorů na KPL je cca 4 kW na každý N (Newton) tahu. Tedy něco přes 5 koní (HP) na každý Newton tahu. Jeden SSME má tah cca 2,3 MN takže pro jeden SSME mi vychází výkon cca 12 mil. HP. Aby vyšlo 37 mil. HP, tak bych musel počítat výkon všech tří SSME dohromady.

Jsou to jen mé odhady (i když doufám, že správné) takže pokud někdo máte spolehlivější informace, můžete to upřesnit.

citace:

---

> Nedávno jsem se dočetl, že motor /motory SSME má /mají výkon 37 milionů HP ( koní :-) ) nevíte prosím někdo, jestli je to myšleno o jednom motoru nebo o všech třech?

Mě to vychází spíš na všechny tři dohromady.

Obvyklý měrný výkon raketových motorů na KPL je cca 4 kW na každý N (Newton) tahu. Tedy něco přes 5 koní (HP) na každý Newton tahu. Jeden SSME má tah cca 2,3 MN takže pro jeden SSME mi vychází výkon cca 12 mil. HP. Aby vyšlo 37 mil. HP, tak bych musel počítat výkon všech tří SSME dohromady.

Jsou to jen mé odhady (i když doufám, že správné) takže pokud někdo máte spolehlivější informace, můžete to upřesnit.

---

citace:

---

>
Obvyklý měrný výkon raketových motorů na KPL je cca 4 kW na každý N (Newton) tahu. Tedy něco přes 5 koní (HP) na každý Newton tahu. Jeden SSME má tah cca 2,3 MN takže pro jeden SSME mi vychází výkon cca 12 mil. HP. Aby vyšlo 37 mil. HP, tak bych musel počítat výkon všech tří SSME dohromady.

---

citace:

---

Z jakých joule se počítají ty kW, z tepla spálením paliva v okysličovadle nebo až po nějaké přeměně na mechanickou práci - třeba z kinetické energie tryskajících plynů. Co je výkon nebývá vždy dost jasné ani u obyčejného motoru v autě - viz normy SAE a DIN k definici různých výkonů.

---

Teď čtu článek pana Vítka: Letové operace kosmického raketoplánu. Nějak jsem nepochopil časové intervaly startovních sekvencí motorů SSME, SRM a samotné odpojení od rampy.- Možná je to jen moje nepochopení, ale byl bych rád, kdyby jste mi s pochopením někdo pomohl
- 00.02.55 tlakování kyslíkové nádrže ET
- 00.01.57 tlakování vodíkové nádrže ET
- 00.00.25 řízeni startu přebírají počítače raketoplánu, aktivace hydrauliky SRB
- 00.00.03,80 start zážehové sekvence SSME
+00.00.00,24 90 % tahu motorů SSME
+00.00.02,88 zážeh SRB, odděleni propojení na pozemní zařízení
+00.00.03 odpoutání od vypouštěcího stolu

Jde mi o to, že jsem myslel, že start zážehové sekvence začíná v T-6,6s- a výše je napsáno, že začíná v T-3,80s- A když jsem se díval na přímý přenos startu různých raketoplánů, tak vždy když ten komentátor při odpočítávání řekl "Six" tak startovní sekvence začala.

A to samé s zážehem bloků SRB a odpoutáním od vypouštěcí rampy.

já Samozřejmě neříkám, že to má pan Vítek špatně- to ne!
Já to zřejmě jen nechápu.
Mohl by jste mi někdo s tím prosím pomoci?

Děkuji.

Asi bude problém v tom, co je čas "T=0". NASA pokud vím používá jako čas startu okamžik zážehu SRB (do tohoto kroku se ještě pořád dá start zastavit, zažehnuté SRB už se stopnout nedají). Takže časový rozdíl zážehu SSME a SRB odpovídá: 3,80+2,88=6,68 sekundy.

citace:

---

Asi bude problém v tom, co je čas "T=0". NASA pokud vím používá jako čas startu okamžik zážehu SRB (do tohoto kroku se ještě pořád dá start zastavit, zažehnuté SRB už se stopnout nedají). Takže časový rozdíl zážehu SSME a SRB odpovídá: 3,80+2,88=6,68 sekundy.

---

citace:

---

citace:

---

"Kouř" podél trysek motorů SSME před startem je tedy kondenzovaná vzdušná vlhkost podél "výfuku" plynného hélia, kterým se motory SSME udržují v připravenosti pro zážeh.

---

Ten kour muze byt opravdu i z turbin APU. Myslim ze to profukovani nemuze byt tolik videt. SSME se taky startuji pomoci Helia, ale to je az okamzik pred startem. Abych se ale priznal, tak jsem to nikdy nevidel, takze pokud ma nekdo po ruce obrazek jak ty ruzne vyfuky a oprofuky vypadaji, tak by to urcite pomohlo.

---

citace:

---

citace:

---

citace:

---

"Kouř" podél trysek motorů SSME před startem je tedy kondenzovaná vzdušná vlhkost podél "výfuku" plynného hélia, kterým se motory SSME udržují v připravenosti pro zážeh.

---

Ten kour muze byt opravdu i z turbin APU. Myslim ze to profukovani nemuze byt tolik videt. SSME se taky startuji pomoci Helia, ale to je az okamzik pred startem. Abych se ale priznal, tak jsem to nikdy nevidel, takze pokud ma nekdo po ruce obrazek jak ty ruzne vyfuky a oprofuky vypadaji, tak by to urcite pomohlo.

---

Tak já si dovolím oponovat, protože APU jsou "uvnitř" a podle mě mají "výfuky" na horní straně nedaleko směrovky. A proč si to myslím? Protože po přistání za tmy je na infra krásně vidět obláčky tepla. Mám dokonce dojem, že jsem u toho slyšel komentář, že to je právě od APU. Ono to koresponduje i s tím, že APU se po přistání vypínají poměrně pozdě a ne hned. Ale možná se pletu a je to jinak. Nicméně s těmi motory to je Helium, tam je to jasné a logické.

---

citace:

---

Teď čtu článek pana Vítka: Letové operace kosmického raketoplánu. Nějak jsem nepochopil časové intervaly startovních sekvencí motorů SSME, SRM a samotné odpojení od rampy.- Možná je to jen moje nepochopení, ale byl bych rád, kdyby jste mi s pochopením někdo pomohl
- 00.02.55 tlakování kyslíkové nádrže ET
- 00.01.57 tlakování vodíkové nádrže ET
- 00.00.25 řízeni startu přebírají počítače raketoplánu, aktivace hydrauliky SRB
- 00.00.03,80 start zážehové sekvence SSME
+00.00.00,24 90 % tahu motorů SSME
+00.00.02,88 zážeh SRB, odděleni propojení na pozemní zařízení
+00.00.03 odpoutání od vypouštěcího stolu

Jde mi o to, že jsem myslel, že start zážehové sekvence začíná v T-6,6s- a výše je napsáno, že začíná v T-3,80s- A když jsem se díval na přímý přenos startu různých raketoplánů, tak vždy když ten komentátor při odpočítávání řekl "Six" tak startovní sekvence začala.

A to samé s zážehem bloků SRB a odpoutáním od vypouštěcí rampy.

já Samozřejmě neříkám, že to má pan Vítek špatně- to ne!
Já to zřejmě jen nechápu.
Mohl by jste mi někdo s tím prosím pomoci?

Děkuji.

---

citace:

---

Dobrej dotaz, taky bych to počítal z přeměny KPH na energii, ale asi se to dá spočítat i jednoduše :
http://www.aerospaceweb.org/question/propulsion/q0195.shtml
tam bych pak počítal průměry nebo integrálem.

---

> Pořád nevím, jestli ty 4 kW/N jsou podílem energie uvolněné spálením paliva okysličovadlem za čas nebo už z tepelné energie přeměněné kinetické energie vyvrhovaných plynů.

S vysokou pravděpodobností je to tepelný výkon.

Mechanický výkon je totiž zřejmě menší a snad ho lze přímo odvodit z Isp a tahu, protože v podstatě jde o kinetickou energii spalných plynů, vyletujících z trysky.

Specifický impuls "Isp" se číselně rovná rychlosti spalných plynů "v"
Síla (tah) F = m.v (kde "m" je jednotková hmotnost spalných plynů uvolněných za sekundu)
Jednotková kinetická energie (uvolňovaná každou sekundu) E = 0,5.m.v²
Doufám, že jednotková energie (uvolněná za jednotku času) je výkon P
tedy u reaktivního pohonu P = 0,5.m.v.v = 0,5.F.v = 0,5.F.Isp

U všech reaktivních pohonů by tedy podle mých představ měl čistý (mechanický) výkon P odpovídat součinu 0,5.F.Isp a jednotkový výkon (na jednotku tahu) by měl přesně odpovídat 0,5.Isp (tedy polovině specifického impulsu). Mělo by tomu tak být nejen u chemických raketových motorů, ale např. i u iontových motorů a všech dalších reaktivních motorů vyvrhujících nesenou pohonnou látku. "Příkon" motoru by pak měl záviset na účinnosti (tedy efektivitě přeměny na tah).

Protože motory SSME mají Isp cca 4400 Ns/kg tak mi jejich čistý mechanický výkon vychází na cca 2200 W na každý Newton tahu. Pokud se tedy u SSME (i jiných motorů na KPL) mluví o jednotkovém výkonu cca 4 kW/N, tak mi z toho plyne, že se zřejmě jedná o tepelný výkon uvolněný ve spalovací komoře za jednotku času (převedený s účinností cca 50% na kinetickou energii spalných plynů). Korektnější by tedy možná bylo mluvit spíše o "příkonu" raketového motoru.

Doufám, že se ve svých úvahách nepletu, ale úplně stoprocentní jistotu nemám. Pokud je to jinak, prosím o opravu a vysvětlení.

citace:

---

http://www.aerospaceweb.org/question/propulsion/q0195.shtml

Mám bohužel obavy, že článek v odkazu mou otázku nezodpovídá. Pořád nevím, jestli ty 4 kW/N jsou podílem energie uvolněné spálením paliva okysličovadlem za čas nebo už z tepelné energie přeměněné kinetické energie vyvrhovaných plynů.

---

citace:

---

Jakto, vždyt to tam píšou... P=F*v

Luckily, we do have access to data from a NASA report that does provide all the data we need to illustrate a sample case. The data is provided for a Boeing 747-200 cruising at Mach 0.9 at 40,000 ft (12,190 m). In this example, the aircraft's engines produce 55,145 lb (245,295 N) of thrust, only a quarter of its rated static thrust, to cruise at a velocity of 871 ft/s (265 m/s). Using the equations provided above, we calculate the power generated by the 747 to be 87,325 hp (65,100 kW).

---

citace:

---

Bohužel, nevím, kde bych se v tom měl dočíst, že ty 4 kW jsou uvolňovaným tokem tepelné energie před termodynamickou přeměnou na kinetickou energii, jak mi objasnil Aleš Holub, za což mu děkuji. Abych si ujasnil, jak se výtok proudu tekutiny přemění na tah z Bernoulliovy rovnice nebo fakt, že výkon mohu vypočíst jako součin síly a rychlosti, k tomu webové odkazy nepotřebuji.

---

citace:

---

To já taky ne, jen jsem chtěl upozornit na to, že to pro odvození výkonu nepoužívají termodinamiku, ale odvozují jej podle měření na stendu. Toť vše a víc o tom nehodlám polemizovat.

---

Dobrý den.
Nevíte prosím někdo, čím jsou zevnitř vyloženy trysky motorů SSME?
Někde jsem četl, že grafitem, ale nejsem si jistý.
Děkuji.

citace:

---

Dobrý den.
Nevíte prosím někdo, čím jsou zevnitř vyloženy trysky motorů SSME?
Někde jsem četl, že grafitem, ale nejsem si jistý.
Děkuji.

---

K těm motorů... předpokládám, že je vše rozebiratelný z důvodu čištění? Jak dlouho trvá příprava motoru (kolik člověkohodin to stojí) k dalšímu použití?
Diky

Myslim ze to bylo kolem jedno az dve ste milionu $ rocne za pripravu vsech motoru (cca 12 - 15) pro lety STS. Nekde behalo presnejsi cislo, ale na to si uz nevzpominam. To je docela pakatel v porovnani s novym motorem. Ten by snad byl kolem 60 mil$. Uvazovalo se i o SSME na jedno pouziti ktery by byl za pouhych 40mil$. RS-68 pry stoji kolem 12mil$.

citace:

---

Myslim ze to bylo kolem jedno az dve ste milionu $ rocne za pricislopravu vsech motoru (cca 12 - 15) pro lety STS. Nekde behalo presnejsi , ale na to si uz nevzpominam. ...

---

citace:

---

Mám po ruce už hodně staré rozpočtové podklady s podrobným rozpisem - jsou za rok 1996. Počítalo se se 7 starty a na přípravu SSME (tedy 21 kusů) požadoval NASA celkem 145,6 mil. USD, to znamená 6,9 mil. USD za jeden motor. Pro srovnání za 7 nádrží měl NASA zaplatit 328,0 mil. USD, za přípravu orbiterů a jejich kompletaci ve VAB a přípravu na rampě 504,9 mil. USD.

Celkové náklady na provoz raketoplánů tehdy byly 2394,8 mil. USD

---

citace:

---

To je docela ve shodě s částkou 450 mil. USD/start, uváděnou v současnosti na webu NASA (přihlédneme-li k inflaci; není tam ale uvedeno datum, kdy to bylo zveřejněno, to je bohužel nešvar mnoha webů).

Požadavek na provoz raketoplánů na FY 2006 byl 4777,5 mil. USD, ale to je zavádějící, protože v tom se stále promítají nadpráce spojené
s havárií Columbie. V roce 2008 to klesá na 3794,8 mil. USD. Ale podrobný rozpis zatím nemám.

---

Zdravím Vás,
rád bych ocenil přínos těchto stránek a při té příležitosti bych měl jeden laický dotaz, zda SSME pracují v otevřeném nebo uzavřeném cyklu. Různé zdroje na netu se v názoru liší a ve schématku např. v této diskuzi se mě jeví cyklus jako uzavřený. Díky za odpověď

citace:

---

Zdravím Vás,
rád bych ocenil přínos těchto stránek a při té příležitosti bych měl jeden laický dotaz, zda SSME pracují v otevřeném nebo uzavřeném cyklu. Různé zdroje na netu se v názoru liší a ve schématku např. v této diskuzi se mě jeví cyklus jako uzavřený. Díky za odpověď

---

Jen část pohonných hmot využívají generátory turbočerpadla - jedná se o systém otevřený (cyklus postupného spalování).

http://www.nasa.gov/returntoflight/system/system_SSME.html

(The main engines develop thrust by using high-energy propellants in a staged combustion cycle. The propellants are partially combusted in dual preburners to produce high-pressure hot gas to drive the turbopumps. Combustion is completed in the main combustion chamber).

Quote:

The main engines develop thrust by using high-energy propellants in a staged combustion cycle. The propellants are partially combusted in dual preburners to produce high-pressure hot gas to drive the turbopumps. Combustion is completed in the main combustion chamber.
------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------
Přeloženo: Hlavní motory vyvíjí tah využitím vysokoenergetických pohonných hmot v cyklu postupného spalování. Pohonné hmoty jsou částečně spalovány v dvojitých předkomorách, aby vytvořily horké, vysokotlakové plyny pro pohon turbočerpadel. Spalování je dokončeno v hlavní spalovací komoře.

Jde tedy podle mého o uzavřený cyklus

Koukám, názory se rozcházejí :-). V tom případě ale i některé informační zdroje, jak jsem koukal. Možná by bylo dobré si definovat, kdo jak rozumí pojmu otevřený a uzavřený cyklus.

citace:

---

Možná by bylo dobré si definovat, kdo jak rozumí pojmu otevřený a uzavřený cyklus.

---

Agamemnon; já to chápu také tak . V tom případě mne napadá, že vlastně SSME žádný "výfuk" nemá, takže uzavřený, hmm.

Podľa popisu majú motory SSME dva turbokompresorové systémy - zvlášť pre palivo a zvlášť pre okysličovadlo. Spaliny po výstupe z každého "preburner" sú miešané s danou čerpanou zložkou (a odparujú/zohrievajú ju).
Ide teda zrejme o schému "uzatvorený cyklus s úplnym odparením zložiek" - "Full flow staged combustion cycle" "Замкнутая схема с полной газификацией компонентов"