| 09.9.2002 - 10:46 - Petr Vojvodík | |
|
| MEK příspěvek #1861 Dnes jde na Discovery od 20 00 (14 00) film o ruských raketových motorech (MK33 a další), které jsou o třídu výkonnější než americké. Současné americké rakety Atlas je využívají k letům na oběžnou dráhu. Jejich účinnost a tah je cca o 25 % vyšší než u amerických (při stejné spotřebě paliva). Je sice pravda, že na nedokonalostech MK33 skončil ruský lunární program, přesto to ale nebyla slepá ulička.
|
|
| MEK příspěvek #1862 Mám dotaz, jestli je Discovery o kterém píšete v předchozím příspěvku Discovery Channel a dá přijímat na běžnou satelitní anténu, kterou si pověsím na zábradlí u balkonu? Discovery Channel dnes v 8 p.m.má pořad o dinosaurech?? Nebo jde o kabelovou TV pro Prahu?
http://www.discovery.com/tv/schedule/daymulti.jsp?mm=9&dd=9&yyyy=2002&hhmm=1200&network=ANL&submit.x=10&submit.y=5
M.Filip
|
| 10.9.2002 - 11:02 - Aleš Holub | |
|
| MEK příspěvek #1863 Myslím, že je jasné, že jde o českou verzi Discovery, dostupnou pouze v českých kabelových TV (ale nejen v Praze). Já ale bohužel Discovery nemám :-(
|
| 10.9.2002 - 15:27 - Petr Vojvodík | |
|
| MEK příspěvek #1864 Bylo to zajímavé a poučné.
Je to česká verze kabelové TV.
Celotýdenní program je na :http://kultura.idnes.cz/televize.asp
|
|
| MEK příspěvek #1865 To opravdu není možnost satelitního příjmu tv Discovery?
Tady u nás mi kabel nikdo nikdy nepřivede!
Před časem dávali některé dokumenty z Discovery na ČT 2....
M.Filip
|
| 11.9.2002 - 06:52 - Aleš Holub | |
|
| MEK příspěvek #1866 Česká verze Discovery na satelitu je. Ale jen digitálně a kódovaně jako součást nabídky UPC Direct. Kup si UPC Direct, dostaneš jejich digitální satelitní přijímač, přístupovou kartu a už se můžeš dívat i na Discovery (a řadu dalších kabelových programů) kdekoliv v ČR (i tam, kde pravá kabelovka nikdy nebude). Jen holt musíš platit měsíčně nejméně 555,- Kč (v tuto chvíli).
|
|
| MEK příspěvek #1867 Za 7000,-Kč ročně je to velmi pěkná cena.
Mimochodem, nyní nabízí M.Wade jeho encyklopedii za zhruba 600,-Kč :
http://www.astronautix.com/articles/cdrom.htm
The Encyclopedia Astronautica CD-ROM is now available again!
----------------------------------------------------------------------
The CD-ROM includes:
All of the 7,385 pages and 5,446 images of the site.
Data tables not available to regular users (characteristics of satellites, rockets, stages, engines, etc.)!
The CD-ROM will run on any computer equiped with a web browser.
Use of the CD will save you connect time, download time for large pages and images, and avoid advertising.
The CD-ROM is available for US$ 14.00 plus $ 3.50 for postage and handling. You can pay securely using any major credit card via PayPal by clicking on the button below.
Buy now while it is still available!
------------------------------------
M.Filip
|
|
-----------------------------
-----------------------------
Nebudem zakladat novu temu, ked tato vyhovuje
-----------------------------
-----------------------------
A teraz k veci:
Pozeral som si Fregat na http://en.wikipedia.org/wiki/Fregat
http://www.astronautix.com/engines/s592.htm
Zaujimave jak pokleslo ISP pri tom istom palive, len ich zmensenim.
(alebo aj zmensenim tlaku v komore?)
Z 3320m/s na 2250m/s, pri zmenseni tahu 20180N na 50N
6,7MPa na ??? MPa.
A napr.tiez relativne novy AVUM ma ISP 3152m/s pri tahu 2450N, a tlaku 4,1 MPa
vid.
http://en.wikipedia.org/wiki/Vega_(rocket)
http://www.astronautix.com/engines/rd869.htm
Ale vzhladom k roznym tlakom by to chcelo asi trojrozmerny graf.
Napr. starsi RD-275 dosahoval ISP 3170 m/s pri tahu 1,6MN a tlaku 16MPa
http://en.wikipedia.org/wiki/RD-275
http://www.astronautix.com/engines/rd275.htm
Existuje nejake empiricke pravidlo pre odhad ISP motora jeho zmensovanim? |
|
stránka výrobcu http://www.laspace.ru/rus/fregat_construction.php neuvádza rozdielny Isp pre rôzne režimy.
Основные характеристики РБ «Фрегат» различных модификаций
Характеристика . . . . . . . . . . . . . . . Величина
1. Конечная масса, кг . . . . . . . . . . 930/980/1050
2. Габаритные размеры, мм
высота . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 1550
диаметр (описанный ) . . . . . . . . . . . 3350/3350/3800
3. Максимальный статический момент на верхний стык РБ, тс * м . . . . 16,0
4. Компоненты топлива
окислитель . . . . Азотный тетраксид
горючее . . . . . . Несимметричный диметилгидразин
5. Рабочий запас топлива, максимальный, кг . . . . . 5250 / 5600 / 7100
6. Тяга маршевого двигателя, кгс
в режиме большой тяги . . . . . . . . . . . . . . . . . 2000
в режиме малой тяги . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 1400
7. Удельный импульс двигателя, с . . . . . . . . 333,2
citace:
Zaujimave jak pokleslo ISP pri tom istom palive, len ich zmensenim. (alebo aj zmensenim tlaku v komore?)
Tu zrejme došlo k mylnej interpretácii tohto textu z Wiki:
citace:
The reaction control system includes 12 engines, each having 5 kg thrust, 225 s Isp, using pure hydrazine
-> Orientačný systém zahrňuje 12 motorov, každý s ťahom 5kg a Isp 225s, používajúcim čistý hydrazín.
Nie je to teda motor S5.92 s voliteľným ťahom 2000/1400kg, pracujúci s ťahom 5kg, ale iné a podstatne menšie motory orientačného systému, pracujúce s odlišným palivom, v tomto prípade jednozložkovým.
Domnievam sa, že pri prostom zmenšovaní rozmerov motoru sa bude Isp meniť nelineárne (hoci vo všeobecnosti klesať), takže jednoduchý spôsob odhadu zmeny Isp asi neexistuje.
Menia sa totiž rozmery spaľovacej komory a trysky - povrch spaľovacej komory sa mení s druhou mocninou rozmerov, objem spalovacej komory s treťou mocninou a to sa nevyhnutne podpíše na termodynamických dejoch v motore.
[Upraveno 07.3.2012 Alchymista] |
|
Zrejme mas pravdu. Nenapadlo ma, ze by orientacne motory pracovali s jednozlozkovym palivom.
Priepokladal som sice, ze ide o motory podstatne mensie, ale ze vyuziju to, co je na palube.
Co sa tyka tlaku v komore a ISP tak sice hybrid motor, ale aj u Csabu je nejaka minimalna zmena s tlakom motora vid str. 21
http://knp.kosmo.cz/knp2010/boros-knp2010.pdf
V mojom porovnavani ma zaskocilo ISP protonu, ktore napriek najvyssiemu tlaku neprekonava mensie motory Fregatu a AVUM.
Je strasej koncepcie, alebo maju velke motory zas svoje problemy?
Maximalne teoreticke ISP je dane zrejme palivom. A dosiahnutelne bude od nejakych parametrov motoru. otazka je aky to bude mat vpliv na zmensovanie motoru.
Potom v tom porovnani si napr. pre LOX/RP vedie velmi dobre Kestrel.
31kN 0,91MPa 3170m/s
en.wikipedia.org/wiki/SpaceX_Kestrel
v porovnani napr. en.wikipedia.org/wiki/RD-180
4150kN 26,7MPa 3380m/s
Alebo RD-107
991kN 5,9MPa 3100m/s
A potom je otazka, kedy zacne byt so zmensovanim skutocne problem. |
|
citace:
Potom v tom porovnani si napr. pre LOX/RP vedie velmi dobre Kestrel.
31kN 0,91MPa 3170m/s
en.wikipedia.org/wiki/SpaceX_Kestrel
v porovnani napr. en.wikipedia.org/wiki/RD-180
4150kN 26,7MPa 3380m/s
Alebo RD-107
991kN 5,9MPa 3100m/s
A potom je otazka, kedy zacne byt so zmensovanim skutocne problem.
nevedie si dobre...
kestrel je motor optimalizovany pre vakuum... rd-180 aj rd-107 su motory optimalizovane pre 1. stupen, teda pre vykon pri hladine mora... a aj tak ma rd-180 vacsie Isp vo vakuu ako kestrel...
ak chces porovnavat upper stage kerolox motory, tak skus rd-0124 (co je motor horneho stupna soyuzu-2), ktory dava Isp 3521m/s (359s)...
edit:
rd-0124
294kN, 16.2MPa
[Edited on 08.3.2012 Agamemnon] ____________________
Per aspera ad astra - 42 |
|
citace:
nevedie si dobre...
...ak chces porovnavat upper stage kerolox motory, tak skus rd-0124 (co je motor horneho stupna soyuzu-2), ktory dava Isp 3521m/s (359s)...
edit:
rd-0124
294kN, 16.2MPa
To je ten individualny pristup.
Ak Kestrel s 10x mensim tahom a s 20x mensim tlakom v spal. komore ma pomer ISp 0,9 : 1, tak to nie je take zle
Ak ale zvazim este aj hmotnosti 62kg :480kg, pri 10 nasobnom rozdieli tahu, tak mas pravdu.
Potom je vsak otazka, preco je Kestrel pri prepocte na tah skoro o polovicu tazsi, ako vysokotlaky RD-0124 a ci nie zbytocne.
Ak by som sa aj rozhodol pre zachovanie geometrie spal. komory, tak pre 20x mensi tlak mi staci 20x tensia stena a teda uz som na 24kg a to som este nezahodil turbocerpadla, ktore Kestrel nepotrebuje...
...s malymi motormi to nebude asi az tak zle, lebo aj male spal. letecke motorceky maju celkom slusnu ucinnost a to su stavane na vykon.
Ak sa ale opat vratim k ISP, tak ak spal. komora umozni spalenie paliva, potom ma sancu na vysoke ISp aj maly motor? |
|
citace:
Potom je vsak otazka, preco je Kestrel pri prepocte na tah skoro o polovicu tazsi, ako vysokotlaky RD-0124 a ci nie zbytocne.
kestrel je s otvorenym cyklom, rd-0124 s uzavretym...
rd-180 je uzavrety, rd-107 je otvoreny... myslim, ze to dost vplyva na isp ____________________
Per aspera ad astra - 42 |
|
citace:
kestrel je s otvorenym cyklom, rd-0124 s uzavretym...
...myslim, ze to dost vplyva na isp
nie celkom. Kestrel je pretlakovy...
takze nie je celkom korektne porovnat takto ISp, jak som to spravil, lebo opticky zlepsuje poziciu kestrelu.
Kedze vsak vieme o com hovorime, mozme tuto informaciu zaratavat zamlcane.
Mam ale pocit, ze rd-0124 pracuje na hranici technicko/fyzikalnych moznosti LOX/RP |
|
citace:
Mam ale pocit, ze rd-0124 pracuje na hranici technicko/fyzikalnych moznosti LOX/RP
áno, minule som sa tu na to pýtal (v téme o motoroch a ich efektivite) a pán pinkas potvrdil, že je to najlepší (čo sa týka Isp, efektivity) kerolox motor, ktorý existuje ____________________
Per aspera ad astra - 42 |
|
Este je otazka, aka je vyhoda vysokotlakych motorov...
Jedinu vyhodu vydim len vo velkosti,
pretoze St.Venansova-Waltrova rovnica sa pre vytok do vakua v pohode zaobide bez tlaku v komore.
Navyse pri regenerativnom chladeni je max. dosiahnutelna teplota dana vyhrevnostou a tepelnou kapacitou.
Ak zvysujem teplotu zvysovanim tlaku, tak je to za cenu, ze inej casti paliva energiu odoberam.
Potom by mi davali "dobre" parametre Kestrelu v porovnani s Ruskou spickou logiku... |
|
| Si děláš srandu? Vysokotlaké motory jsou účinnější, mají větší tlakový spád, tím pádem větší výstupní rychlost plynů = impulz. U nízkotlakých se to řeší zvětšením výstupní trysky, takže zaostávají jen málo, při nárůstu hmotnosti a rozměrů (to zvyšuje váhu konstrukce stupně). |
|
citace:
Si děláš srandu? Vysokotlaké motory jsou účinnější, mají větší tlakový spád, tím pádem větší výstupní rychlost plynů = impulz. U nízkotlakých se to řeší zvětšením výstupní trysky, takže zaostávají jen málo, při nárůstu hmotnosti a rozměrů (to zvyšuje váhu konstrukce stupně).
Takze provokacia, ci nazor?? 
V kazdom pripade ja staviam k mojmu tvrdeniu upravenu St.Venansova-Waltrova rovnicu pre vytok do vakua.pozri
http://ottp.fme.vutbr.cz/skripta/termomechanika/teorie/teorie.pdf
vid str. 21
o co sa opieras ty?
btw. zakladna St.Venansova-Waltrova rovnica pracuje s podielom tlaku a hustoty, takze stupne tlak, stupne i hustota a si tam, kde si bol.
Takze skus iny argument... |
| 09.3.2012 - 22:03 - Machi | |
|
"V kazdom pripade ja staviam k mojmu tvrdeniu upravenu St.Venansova-Waltrova rovnicu pre vytok do vakua.pozri"
Ale tam je tlak v komoře jako p0! (mrkni na verzi "do vakua")
Při jeho zvyšování bude stoupat max. hodnota výtokové rychlosti.
Mimochodem tato rovnice je opět uvedena i v Malé encyklopedii kosmonautiky. |
|
citace:
"V kazdom pripade ja staviam k mojmu tvrdeniu upravenu St.Venansova-Waltrova rovnicu pre vytok do vakua.pozri"
Ale tam je tlak v komoře jako p0! (mrkni na verzi "do vakua")
Při jeho zvyšování bude stoupat max. hodnota výtokové rychlosti.
Mimochodem tato rovnice je opět uvedena i v Malé encyklopedii kosmonautiky.
lenze mas p0*v0, co je to iste ako p0/ro0. potom ako som pisal, zvysis tlak, zvysis hustotu a si tam, kde si bol. preto aj v dalsom tvare je rovnica prepisana do sucinu r*T, takze vsetko co nas zaujima (pri rovnakom druhu paliva) je teplota v spal. komore.
A moja otazka znie, ako je to mozne, ze ruske vysokotlake motory su tak vysoko ucinne, ak podla zakladnej fyziky, by mohol byt na tom dobre aj nizkotlaky kestrel? |
| 09.3.2012 - 23:22 - Machi | |
|
v0 je objem.
V tomto případě objem spalovací komory. Zvýším tlak při konstantním objemu -> zvedne se teplota (proto ta verze s teplotou).
r je pro daný plyn konstantní.
Takže v dané rovnici, pro daný motor, se mi mění jen tlak (a tedy i teplota), protože k a v0 jsou pro každý motor a palivo konstantní.
Takže zvýšením tlaku zvyšuji výtokovou rychlost. |
|
citace:
v0 je objem.
...
1/
V0 je objem, ale v0=1/ro0 ... mna to tiez kedysi na zaciatku pomylilo.
Ak by platil tvoj vyklad, tak pri spalovacej komore priemeru 100km by si mal vytok rychlostou viac, ako rychlostou svetla.
2/
ak ohrievas palivo zvysovanim tlaku, odkial beries energiu na stlacanie? z paliva? Tak to palivo minute v cerpadlach musis tiez do ISp zaratat... |
| 10.3.2012 - 12:48 - Machi | |
|
Martine, donutil jste mne otevřít si Rocket Propulsion Elements od Suttona!
Zatím tedy můžu říct, že pro naprostou většinu případů, při zvýšení tlaku v komoře dochází ke zvýšení efektivní výtokové rychlosti a tedy i Isp. Ale existuje vždy určitá mez, kdy se to už nevyplatí.
Je to mnohem komplikovanější než jen ta sV.W. rovnice (kterou snad nikdo pod tímto názvem nezná). Už jen ty tlaky v základních rovnicích jsou tři a ne dva. Jeden udává tlak v komoře, druhý v nejužším místě trysky a třetí na konci trysky.
"Ak by platil tvoj vyklad, tak pri spalovacej komore priemeru 100km by si mal vytok rychlostou viac, ako rychlostou svetla"
Nemyslím, že by dané rovnice byly řešeny relativisticky. Tudíž v extrémech vyjdou koniny.
"ak ohrievas palivo zvysovanim tlaku, odkial beries energiu na stlacanie? z paliva? Tak to palivo minute v cerpadlach musis tiez do ISp zaratat..."
Ano, z paliva. Raketový motor je spalovací motor. Zvyšováním teploty v komoře zvyšuješ teplotní gradient a tedy efektivitu motoru. |
|
citace:
Martine, donutil jste mne otevřít si Rocket Propulsion Elements od Suttona! ...
Moc sa ospravedlnujem. Robim si porovnanie motorov a pokusam sa odhadnut vlastnosti motorov v predlzenom rade, alebo v interpolacii.
Nechel som zuzit vedu o motoroch na jednu rovnicu, na druhej strane som si nou chcel pomoct a zistil som, ze moje vzite predstavy su trochu mimo. tak som skusil zistit, ako su na tom vase predstavy, pripadne, ci mi niekto pomoze zorientovat sa.
1/ V0 je objem, ale v0=1/ro0 ...
ak by totiz sucin pod odmocninou bol p0*V0, tak by bol znacny rozdiel uz pri podrelativistickych dejoch, napr. pri porovnani motoru priemeru 0,4m a 10x vacsieho sa dostaneme z ISP 3000 na 94000, co by nam zavidel aj VASMIR.
2/ Musim suhlasit s tvojou poznamkou o tepelnom motore, kde termodynamicku ucinnost nemozes oklamat a teda vpliv teploty v komore je zrejmy.
Lenze musim akceptovat aj zakon zachovania energie, takze konkretne palivo obsahuje nejake mnozstvo energie, co determinuje dosiahnutelne ISp.
Pokial sa hybem pri tejto hranici, kazde dalsie zvysovanie tlaku je uz len trapenie fyziky.
btw. Jak sa ti paci Rocket Propulsion Elements od Suttona? Stoji za to si ho zohnat? |
| 10.3.2012 - 16:05 - Machi | |
|
ad 1)
S tím máte pravdu. v0 je není objem, ale měrný objem. To jsem přehlédl, protože v tom pdf je to jako obrázek, takže se to blbě hledá. Ale je to hned na začátku.
Přesto je to ale veličina závislá na teplotě a tlaku a proto to s tím není tak snadné. Nevím, jestli teď neřeknu kravinu, ale fígl bude zřejmě v tom, že hustota nebude konstantní, jak jste předpokládal.
ad 2)
Letmo jsem zahlédl v učebnici fyziky, že účinnost raketových motorů je ~50%. Takže je možné ji o něco zvýšit.
ad RPE: neměl jsem zase tolik knížek o raketových pohonech v ruce, v podstatě z odbornějších mám doma jen tuhle. Ale myslím, že je fajn. Řeší všechny typy raketových pohonů, fyzika není přehnaná (nepochopitelně těžká) a zároveň ani odfláknutá (většina vzorců je uvedena i s postupem odvození). V každé kapitole je i nějaký ten řešený případ. Třeba v případě těch tlaků je tam nárůst rychlosti ukázán graficky pro různé k. Jde vidět, že to stoupá, ale není to takový extrém, aby to porušilo nějaké "hardcore" fyzikální omezení.
Třeba pro raketové motory je tam řešeno pěkně jak se mění Isp v atmosféře pro stejný motor. Rozdíly můžou být v případě některých trysek skutečně markantní (třeba od Isp 240 až po 360, pro jediný motor). A pro koho není ani fyzika ani grafy, pro toho jsou tam tabulky. |
|
citace:
ad 1)..., ale fígl bude zřejmě v tom, že hustota nebude konstantní, jak jste předpokládal. ...
Uhadnut co som predpokladal je niekedy dost zlozite...
1/ Nepredpokladal som ze by hustota mala byt (presnejsie) "priamo uperna" tlaku, pretoze sa meni aj teplota, len som to v prvom priblizeni zanedbal.
2/ Zvysovat teplotu zvysovanim kompresie je dost "nevdacna" termodynamicka uloha, i ked prave z dovodu zvysovania TD ucinnosti so zvysovanim teploty moze mat do urciteho okamihu zmysel, no zanim uz bude kontraproduktivna... |
| 10.3.2012 - 21:32 - Machi | |
|
"Uhadnut co som predpokladal je niekedy dost zlozite..."
Máte pravdu, omlouvám se, já jsem předpokládal, že jste to předpokládal, když jste uvedl - "v0=1/ro0".
Ale teď se koukám, že jsem se nechal pěkně zblbnout.
To že mám v0=1/ro0, mi při konstatní hustotě, automaticky vyhodí, že hlavní slovo má po! Navíc lze okamžitě vidět, že zvýšením p0 mi stoupá výtoková rychlost (při konstantní hustotě). Ale samozřejmě to tak jednoduché nebude, protože v je veličina závislá na p a T (je to uvedeno na druhé straně těch materiálů, které jste tu dával), což znamená, že k nějaké změně hustoty tam zřejmě dojde.
Proto bych zůstal u konstatování, že zvyšování tlaku v komoře vede k vzrůstu Isp. K přesnému výpočtu je pak dobré použít nějakou sofistikovanější rovnici. |
|
citace:
...Proto bych zůstal u konstatování, že zvyšování tlaku v komoře vede k vzrůstu Isp...
Z toho som vychadzal pri porovnavani Isp motorov a ich zoradovani
A tot ten pruser.
Kestrel.
31kN 0,91MPa 3170m/s
en.wikipedia.org/wiki/SpaceX_Kestrel
rd-0124
294kN, 16.2MPa Isp 3521m/s
Preto som vlastne tuto debatu otvaral. Lebo realita nezapada do jednoduchej poucky.
Mozno som problem prilis zjednodusil, ak som chcel vychadzat z porovnavania existujuceho, ale
Ake Isp je mozne ocakavat pre motor
10kN 1,2Mpa
150kN 1,2Mpa? |
| 10.3.2012 - 23:38 - Machi | |
|
"Ake Isp je mozne ocakavat pre motor
10kN 1,2Mpa
150kN 1,2Mpa?"
Jednoduchá odpověď - nevím.
Složitá odpověď - záleží navíc jaký je nejužší průřez trysky, průtok paliva a koeficient tahu. |
|
Este sa vratim k Rocket Propulsion Elements od Suttona.
Ak do vztahu (3.15b) dosadis p2=0 a v2=0, tak ziskavas uz skor diskutovany vztah, s rychlostou zavislou na druhej odmocnine teploty v spal. komore, pricom tlak je irelevantny.
Nasledne za vztahom (3-18) uvadza v texte, ze vmax je definovana energiou obsiahnutou v palive.
Teda pokial som spravne aplikoval moje anglictinove minimum...
Neviem, ci to pomoze, ale upravim svoju otazku...
Ake maximalne ISp je mozne ocakavat pre motor LOX/RP
10kN 1,2Mpa
150kN 1,2Mpa?
Smiem svoj odhad drzo posadit medzi Kestrel a RD-0124? |
|
