| 29.11.2006 - 22:44 - Adolf | |
|
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.
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.
Je to každopádně dost. Když si představím, že kdybych se raketou chtěl zavěsit nad Zem, tak při mých 1000 N tíhy, bych potřeboval 4 MW výkonu. Aby elektrárna produkovala hodinu tento výkon spotřebuje aspoň 12 t vysokotlaké páry a spálí aspoň 4 t hnědého uhlí a spoustu tisíců kubíků vzduchu.
____________________
Áda |
|
> 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. |
| 30.11.2006 - 22:20 - Anonym | |
|
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.
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). |
| 01.12.2006 - 00:16 - Adolf | |
|
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).
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. Mimochodem, Aleš mě kdysi při jedné diskusi tady upozornil, že jednou z výhod rakety v kosmonautice je, že aby urychlovala raketu při veliké rychlosti, nemusí mít výkon rovnající se součinu jejího tahu a její rychlosti, při čemž na druhou stranu daní za to je fakt, že většina energie přeměněné raketovým motorem na mechanickou práci je využita nikoliv k urychlování rakety nýbrž vyvrhované hnací látky. Raketa je hlavně metač plynu, jen takový její vedlejší produkt je, že je i nosič. To u těch letadýlek, o kterých je v článku řeč, je poměr rozložení energií plynnou oporu dopravního prostředku a ten dopravní prostředek daleko pro letou výhodnější. ____________________
Áda |
| 02.12.2006 - 00:49 - Anonym | |
|
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.
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. |
| 02.12.2006 - 23:34 - Adolf | |
|
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.
Řekl bych, že smyslem článku bylo naznačit, že mezi výkonem reaktivního motoru a tou částí výkonu, kterou z něj dostaneme jako z pohonu není žádný jednoduchý a jednoznačný vztah. Reaktivní motor může tlačit proti a vyvíjet statický tah, aniž by poskytl jediný Watt výkonu a ani z tahu jasně nevíme, kolik Wattů motor poskytne. To závisí ještě na jiných proměnných.
Nicméně stejně v se v něm nějaký tepelný výkon uvolňuje a uvolněný tepelný výkon přeměňuje na výkon mechanický. Ten se v závislosti na dalších okolnostech rozděluje mezi výkon, který si odnese poháněný náklad, a výkon, který si odnáší vyvrhované plyny. V krajním případě si vše odnesou plyny a dostaneme maximální statický tah.
Řekl bych, že by zde šlo použít konceptu používaného v elektrotechnice. Divím se, že se mu strojaři dost vyhýbají. U reaktivních motorů by asi bylo na místě hovořit o zdánlivém výkonu, činném a jalovém výkonu i o účiníku.
 ____________________
Áda |
|
Dobrý den.
Nevíte prosím někdo, čím jsou zevnitř vyloženy trysky motorů SSME?
Někde jsem četl, že grafitem, ale nejsem si jistý.
Děkuji. ____________________
Tomáš Kovařík |
|
citace:
Dobrý den.
Nevíte prosím někdo, čím jsou zevnitř vyloženy trysky motorů SSME?
Někde jsem četl, že grafitem, ale nejsem si jistý.
Děkuji.
Expanzní tryska motoru SSME je vyrobena pájením niklovou slitinou Inconel 718 (slitina 52 % Ni, 20 % Cr, 5 % Nb, 3 % Mo, max. 1 % Co) celkem 1080 ocelových trubek (ocel A286), kterými proudí (směrem odspoda k hrdlu trysky a ke spalovací komoře) kapalný vodík, kterým jsou stěny trysky regenerativně chlazeny. Z vnějšku je tryska mechanicky zpevněna pláštěm z Inconelu 718 a obručemi pro zvýšení mechanické pevnosti). Uvnitř není vyložena ničím, pouze její vnější povrch má dodatečnou ochranu kovovou folií proti působení žáru během sestupu raketoplánu atmosférou.
Spalovací komora SSME je tvořena vnitřní stěnou ze speciálního bronzu (CuAgZr), v níž je zvnějšku vyfrézováno 390 kanálků, kterými proudí také kapaný vodík a chladí stěny komory; zvnějšku jsou kanálky uzavřeny niklovou elektrolyticky nanesenou membránou a přes to je navařena vnější stěna ze speciální vysoce houževnaté a pevné niklové superslitiny Inconel 718.
Vyložení ablativním materiálem CCP (Carbon Cloth Phenolic)je u trysek motorů RSRM, použivaných ve stupínch SRB.[Upraveno 29.1.2007 poslal avitek] ____________________
Antonín Vítek |
| 29.1.2007 - 21:27 - nick.do | |
|
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. ...
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, tedy na jeden start bratru 342,1 mil. USD. 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.
____________________
Antonín Vítek |
|
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
145,6 + 328 + 504,9 = 978,5
978,5 / 2394,8 = 0,4
Mám tomu rozumět tak, že zbylých 60% byly fixní náklady?
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.
3794,8 / 5 = 759 mil. USD/start.
Dá se z toho usoudit, že údaj 450 mil. USD/start není aktuální? |
|
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
ano uzavřený cyklus ., viz třeba zde na wiki :
http://en.wikipedia.org/wiki/Space_Shuttle_main_engine
rámeček vpravo "cycle : staged combustion " , tedu uzavřený,
tam je to správně .. Na rozdíl třeba od mnohem levnějších RS-68
(pro rakety Delta IV) která mají otevřený (gas-generator cycle) ..
|
|
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).
____________________
____________________
Zbyšek Prágr
http://zlutykvet.cz |
|
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. ____________________
____________________
Zbyšek Prágr
http://zlutykvet.cz |
|
citace:
Možná by bylo dobré si definovat, kdo jak rozumí pojmu otevřený a uzavřený cyklus.
toto by bolo dobré
napr. ja si nie som vôbec istý, čo to znamená...
predstavujem si to tak, že uzavretý cyklus je taký, keď spaliny (či už fuel-rich alebo oxygen-rich) zo zmesi, ktorá poháňa turbočerpadlo, sa potom vypúšťa späť do hlavnej spaľovacej komory...
a pri otvorenom cykle sa spaliny poháňajúce turpočerpadlo vypúšťajú pomimo von (na posledných fotkách merlina je pekne vidieť výfuk pomimo trysky)...
je to správne aspoň približne, ako si to predstavujem?
hmm, a podľa tohto by som tipoval, že ssme je uzavretý cyklus ____________________
Per aspera ad astra - 42 |
|
| Agamemnon; já to chápu také tak . V tom případě mne napadá, že vlastně SSME žádný "výfuk" nemá, takže uzavřený, hmm. ____________________
____________________
Zbyšek Prágr
http://zlutykvet.cz |
|
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" |
|
