Mám na odborníky jednu, zřejmě hloupou, otázku.
Co vlastně brání tomu, aby se při sestupu z oběžné dráhy brzdilo pouze padákem ? Vždy ve směru letu. Brzdnou sílu lze předpokládám regulovat jen pomocí velikosti padáku, popř. odhozením jeho částí ? Zřejmě v tom bude nějaký háček, jen mě momentálně nenapadá jaký. Děkuji.

Stručně: síly (odpor atmosféry) a vysoké teploty vznikající při průniku atmosférou. Není z čeho padák udělat, není látka aby vydržela teploty cca 1800stupňů C a její pevnost !? Nebo se pletu?

To je jednoduché.
Brzdění o atmosféru je přeměna kinetické energie na energii tepelnou (zjednodušuji), zahřívá se i bržděný předmět. Ve vysokých vrstvách atmosféry je však tak řídký vzduch (obecně plyn), že není schopen odvádět skoro žádné teplo. To pak zahřeje přilétající těleso tak, až shoří.
Neshoří jen to, co je speciálně uzpůsobeno proti vznikajícímu žáru. Proto je každý návratový modul vybaven tepelným štítem.
Padák lze použít až po snížení rychlosti na únosnou mez v hustých vrstvách atmosféry.

Nevym jestli se muzu povazovat za odbornika, ale intuitivne odhaduji, ze klasicky padak ma smysl pouzit pouze v podzvukovem rezimu letu. Pri vyssich rychlostech je samotne teleso brzdeno tak itenzivne ze neni treba dalsich pomocnych prostredku. Pri sestupu z orbitu nebo pripadne z meziplanetarni drahy je rychlost telesa (hypersonicky rezim) spojena s jeste silnejsimi disipacnimi procesi v razove vlne projevujicimise zvysenym tepelnym namahanim, kde asi o padaku na snurkach asi nikdo zatim nepremyslel a v zasade ani jeho tvar by nemel takovy efekt jako v subsonickem rezimu. Pri techo rychlostech by bylo lepsi dat teleso za padak aby se za nim skrylo coz bohate splnuje tepelny stit. Tvar vrchliku padaku je dan maximalnim koeficentem odporu Cx. Tento tvar a coeficient ma ale smysl jen v proudeni bez razovych vln.

Presto mi to neda ...
Nepredstavuju si padak na snurkach ve tvaru hedvabne polokoule
Mnozstvi vznikleho tepla je v mem chapani dano poctem castic plynu, na ktere teleso pri sve rychlosti narazi. Jejich mnozstvi je dano rychlosti telesa, obsahem jeho celniho prurezu a hustotou plynu. Rychlost telesa neovlivnim, ta je dana, hustota plynu je take dana, takze rychlost vyvinu tepla, tim zaroven rychlost premeny kineticke energie telesa na "tepelnou" energii castic plynu a telesa sameho si mohu zvolit vhodnou regulaci celniho prurezu telesa, napriklad tim, ze budu za sebou tahnout vhodne zvoleny "padak", "chlupate vlakno", "gymnastickou stuhu" apod.
V cem je hacek ?
Ze by v tom, ze tvar sestupove spiraly si nemohu libovolne zvolit, pokud jsem omezen urcitym rozsahem negativnich gecek ? Nebo je problem v tom, ze snizenim rychlosti klesnu do hustsich vrstev a cely proces dostane kladnou zpetnou vazbu a regulace je k nicemu, protoze by potrebovala rychlost zvysovat ?

Řekl bych, že takhle se to víceméně dělá, s tím, že jako optimální tvar "orbitálního padáku" se ukázal právě kruhový tepelný štít o průměru cca 2m, vyrobený s patřičně žáruvzdorného materiálu.

I když jde o nadzvukové rychlosti v ultrařídkém plynu, tak přesto bych odhadoval, že "odpor vzduchu" je nějak zhruba přímo úměrný ploše čelního profilu brzdícího tělesa. Pokud při stejné hmotnosti zvětšíme plochu brzdného štítu, naroste nám zrychlení, které bude na těleso působit. Při zmenšení plochy sice zrychlení příjemně klesne, ale zase se zmenší plocha, na které se absorbuje teplo vznikající třením - a nakonec nenajdeme žádný materiál, který by to vydržel.

Mimochodem, nejnižší zrychlení při sestupu z oběžné dráhy bylo právě na palubě raketoplánu, ale za cenu toho, že teplota byla neúměrně vysoká, byly proto potřeba notoricky známé keramické destičky, apod. Je to začarovaný kruh - na těleso o menší hmotnosti by při stejné ploše křídel by působilo větší zrychlení a tím by se neúnosně zvýšilo namáhání konstrukce, atd.

Pokud bychom tedy do atmosféry chtěli vrátit příliš hmotné těleso vzhledem k jeho čelní ploše - např. horní stupeň rakety, nebo bezkřídlé těleso o hmotnosti Space Shuttle orbiteru - tak by nějaká "azbestová stuha" mohla pomoci; otázka je, jestli disponujeme takovými materiály, které by to tepelně a konstrukčně zvládly...

Nazor k oboum poslednim prispevkum - Mam pocit opet zcela intuitivni ze z klasicke definice "treni" v mezni vrstve mi nikdy nemuze vyjit teplota tak vysoka jaka se v techto pripadech vyskytuje. Zvolime -li jiny mechanismus treba compresy v razove vlne zacina to davat smysl (Prosim!! uz nikdy nepouzivat nazor ze teleso se pri pruletu atmosferou zahriva trenim, jeho prispevek je v radu 1pct).
XChaos ma velkou pravdu ze nelze zmensovat celni prurez nebot potrebujeme dostatecnou plochu na vyzareni tepla (spicka se vzdycky utavy).
Brzbeni snurou padakem ci cimkoliv jinym by melo smysl pokud by tam nebyla, jeste jednou, razova vlna. jinak nam to at delame co delame brzdi vice telesem nehlede by brzdici prosteredek musel byt uz za uplavem coz vede k jeho rozmernosti a tudiz hmotnosti.
Pokud chcete proletet atmosferou bez problemu doporucuji nejake motory zprvu raketove a pak je o na Vas ( scramjet, ramjet, jet).

Pravda, teplota okolniho plynu pri Re-entry neni zpusobena trenim (jak je casto slyset z TV nebo i odbornych casopisu), ale zmenou kineticke energie v tepelnou. Pro predstavu (velmi pribliznou), kdyz budete mlatit kladivem do kolejnice, tak za okamzik zjistite, ze je horka.
Dukazem je napr. 1. veta termodynamicka pro stlacitelne proudeni:

-di = d(c^2 / 2) + dq ... i - entalpie
c - rychlost plynu/telesa
q - teplo
Ja vim je to trochu slozite pro jednoduchy vypocet, ale nazornou predstavu muzeme vyjit z rovnic pro izoentropicke proudeni a kompresi idealniho stlacitelneho plynu. Ze kterych nam pak vypadne:

(To / T) = (Ma^2 * (K - 1) + 2) / 2
, kde To - je klidova teplota plynu
T - bude nase hleda teplota
Ma - Machovo cislo (pri vstupu do atm. Ma=25 (1. kosmicka rychlost)
K - (kapa) ... pro vzduch K=1.4

Jenom potreba pripomenout, ze citovana rovnice plati pro proudeni bez razovych vln, coz u nas neplati a hlavni pri rychlostech Ma > 5 (hypersonika) uz se zacina projevovat disociace plynu, tedy ze se z neho stava plazma atd... Ale i tak vam to da aspon nazornou predstavu jak se moc okolni plyn rozpali.

Napadá mě, nebyla by nějaká cesta ve využití vztlaku ? Nemohlo by vracející se těleso svým vhodným tvarem využít proudění plynu tak, aby se neklesalo tak rychle, aby se nežhavilo takovým tempem ? Každý úbytek rychlosti, který dokážeme neprodat za pokles výšky, nám umožní teplo, na které se naše kinetická energie musí nevyhnutelně přeměnit, v klidu vyzářit, uchladit, a celý proces opakovat o něco níže ?

Postupně regulovat charakteristiky "vztlakových ploch" tak, aby byly optimální vždy dané hustotě plynu v dané výšce ? Zajistit "vztlak" takový, aby rychlost vývinu tepla nepřekročila "rozumnou" mez - nějakou tu stovku stupňů ?

Proč je tak nevyhnutelně nutné nechat se pasivně rozžhavit doběla ?

To se mně nezdá. Jestli se nepletu, tak lunární přistávací modul neměl ani tepelný štít.

Lunární modul neměl štít, na Měsíci není atmosféra, tak ho nepotřeboval. Konstrukce byla zabalena do staniolu - jako ochrana před tepelným zářením slunce.

To vím, že na Měsící není atmosféra. Jen jsem reagoval na příspěvek Lukáše Pohla o změně kinetické energie na tepelnou při brzdění lodi, pak by atmosféra nehrála roli.
Ani mě není jasné jestli by se projevila při brzdění lodi tato přeměna energie rovnoměrně po celé konstrukci nebo zda by se dala akumulovat díky vlastnostem některých materiálů(tepelná vodivost) do jednoho místa ,třeba štítu.

Podobně jako Wartex si myslím, že vhodným "klouzáním" ve velmi vysokých vrstvách atmosféry by snad bylo možno prodloužit dobu aerodynamického brzdění tak, aby vznikající teplo bylo možno snáze "uchladit" (např. vyzářit). Kdyby byl sestup pomalejší, tak by snad i jednotkové množství vytvářeného tepla mělo být menší (protože kinetická energie bude klesat pomaleji).

Obvykle se sice píše, že při pomalejším sestupu se celkově uvolní větší množství tepla, takže se sestupující těleso stejně "uvaří", ale já nechápu, proč by se to nemohlo dát "uchladit", tedy vyzářit, nebo i jinak odvést mimo vlastní těleso.

Hlavu mám děravou, už si nevzpomenu kde jsem to četl, ale je to dosti roků (30 ?)nazpět. Byl to článek o možnostech ochlazování pomocí odpařování kapalin, celé lodi při návratu do atmosféry. Tam účinnost vzcházela velká ale váha taky. Že by to bylo něco s Apollem_? Tam se používalo chlazení elektroniky pro špičkové výkony odpařováním v CM.

Mno, ted jsem si to zkousel trochu spocitat a docela me zamrazilo ...
Teleso letici vzhledem k povrchu Zeme relativni rychlosti 10km/s a vazici dve tuny, ma v sobe Ek=1/2*m*v^2 = 100 GJ energie. Pokud bude sestupova, "zhavici" faze trvat 2 hodiny (!), a kdyz budu predpokladat rovnomerne zhaveni (to jiste nebude splneno), musi byt chladici "vykon" roven priblizne 14 MW, kazdou sekundu musi byt schopen vyz it, odhodit, interne akumulovat ;-) 14 MJ tepelne energie. Nejsem ani technik, ani konstrukter chladicich agregatu, ale pripada mi to opravdu hodne ... ?

Jak dlouho trva sestupova faze v realu ?
V realu asi vetsinu tepla odnasi zhava plazma ...

Neda mi to a reaguji. a zaroven si dovoluji navrhnout p.Holuba na Nobelovu cenu za fyziku. Perpetum mobile ja jiste prevratny vynalez a urcite nam pomuze i ktem hvezdam. Pomalejsi prostup atmosferou se jiste da zrealizovat ale je treba mit dalsi pohon co nas v tam udrzi. Uvedom me si ze jakekoliv teleso se nachazi v jakez takez rovnovaze, a tento pripad resme v polarnich souradnicich namisto katezkych. Pri pouziti vztlakovych teles samotna vztlakova sila je urcena spise k rizeni a kontrole letu nez aby teleso drzela na obloze. Tady pripomenu ze odrev nezalezi na hustote(tlaku) atmosfery (kontinuum)ale prave jen na rychlosti ( geeecka ale jo a vztlak taky). Pri sestupu se asi hleda optimum pro vsechny promenny. Pouzit samotnej vztlak (bez raket) by asi neslo nebot ohrev zacina daleko driv nez je vztlak pocititelnej a nebo by asi vysly 1000km rozpeti o vaze 1g.
A u prispevku s tema rovnicema je to trosku pomotane 1) Zakon termodynamiky je zakon (sice nedokazany ale mi mu smele muzem verit) a nehraje roli stlacitelnost a nestlacitelnost proste plati at se deje co se deje. 2) Ta prvni rovnice asi mela vypadat takto dq=di-vdp a navic tam bylo zmotano asi neco ve smyslu i0=i+0.5c^2(bacha na ty deecka). . Druha rovnice plati pro idealni plyn a pro vnitrni aerodynamiku to jest relativne nizke T0, samozrejme u vnejsi aerodynamiky je to taky pravda ale pro rychlosti nad Ma=2 se nam vysledky zacinaji hodne rozchazet. Ale gratuluju jdete na to ze spravny strany.

Nejsem žádný odborník na fyziku,ale podle různých článků o návratu kabin Apolla a Zondu(7K-L1),používaly tyto kabiny při návratu od Měsíce k brzdění také aerodynamický vztlak.Kabina se ponořila pod
přesně daným úhlem do atmosféry po dosažení určité výšky byla vynesena zpět do kosmu (přitom ztratila část své rychlosti)pak se znovu vnořila do atmosféry.Ten úhel musel být dodržen při ostrém úhlu by kabina shořela a při malém by se odrazila a zůstala na oběžné dráze.Mám za to,že tohoto využívá i Sojuz(malé přetížení).Kabiny Vostoku,Voschodu,Mercury a možná i Gemini se navracely po balistické křivce a přetížení bylo skoro jednou tak velké.

citace:

---

Hlavu mám děravou, už si nevzpomenu kde jsem to četl, ale je to dosti roků (30 ?)nazpět. Byl to článek o možnostech ochlazování pomocí odpařování kapalin, celé lodi při návratu do atmosféry. Tam účinnost vzcházela velká ale váha taky. Že by to bylo něco s Apollem_? Tam se používalo chlazení elektroniky pro špičkové výkony odpařováním v CM.

---

K poslednimu prispevku, nevim jestli je adresovany me,ale pokusim se odpovedet i kdyz jsem zrovna na pohyb teles ve vesmiru chybel ve skole. Myslim, ze to skakani po atmosfere zondu a apoll neni zpusobeno vztlakem ale jedna se o klasicky aerobreaking tudiz z atmosfery nevynasi teleso vztlak ale odstrediva sila (nesmi se zabrzdit moc ani malo proste primerene). Pri vysokych rychlostech pusobi na teleso obe sily a zalezi jak sikovne je vyuzijeme. Vztlak muzeme vyuzit vice v hustssim prostredi kde nas ale zabyjou geecka (geecka sou popsany v predchozim mojim prispevku). Myslim, ze kazde teleso ma optimalni trajektorii sestupu.

Souhlasím s tím, že Apollo při prvním "skoku" využívalo spíš parametry oběžné dráhy, než vztlak. V druhém vstupu už ale vztlak používalo (viz. http://www.kosmo.cz/modules.php?op=modload&name=kosmo&file=index&fil=/m/pil_lety/usa/apollo/lke.htm ).

Chápu, že můj "návrh" (nic převratného) není snadno realizovatelný, ale věřím, že perpetuum mobile snad nenavrhuji :-)

Uvažuji jen o "prodloužení" a "zpomalení" sestupu "v co největších výškách" (chápu, že se tam nemohu držet pořád, bez pohonu).

Vyžadovalo by to oproti dnešnímu stavu výrazně lehčí a rozměrnější lodě s výbornou aerodynamikou (vztlakem), ale myslím, že ve výškách kolem 80 - 90 km se už "klouzat" dá docela solidně (tam už snad reagují i elevony raketoplánu). Dalo by se to ještě "podpořit" tím, že loď navedeme na sestupovou dráhu s "vysokým" perigeem (právě ve výši nad 80 km), takže v první fázi (než rychlost dostatečně poklesne), budeme vlastně ještě "na oběžné dráze" a to bude "ta síla", která nás v té výšce chvíli podrží (vztlak v tu dobu nemusíme používat, případně jen k jemným korekcím oběma směry). Postupně ale samozřejmě stejně začneme klesat do hustších vrstev atmosféry a samozřejmě nejsem v tuto chvíli schopen odhadnout jak velká a lehká by musela být loď, aby se (teď už jen vztlakem) držela dostatečně vysoko i při nižších rychlostech.

Souhlasím i s tím, že každé těleso má optimální trajektorii sestupu (v závislosti na konstrukci). Dovoluji si tu ale jen vyjádřit svou naději, že dostatečně lehká a aerodynamicky čistá loď by možná mohla při sestupu (po své optimální trajektorii) čelit menšímu tepelnému namáhání, než současné lodi (není to samozřejmě ani můj nápad, četl jsem o tom už pár článků na Internetu). Nic víc.

citace:

---

K poslednimu prispevku, nevim jestli je adresovany me,ale pokusim se odpovedet i kdyz jsem zrovna na pohyb teles ve vesmiru chybel ve skole. Myslim, ze to skakani po atmosfere zondu a apoll neni zpusobeno vztlakem ale jedna se o klasicky aerobreaking tudiz z atmosfery nevynasi teleso vztlak ale odstrediva sila (nesmi se zabrzdit moc ani malo proste primerene). Pri vysokych rychlostech pusobi na teleso obe sily a zalezi jak sikovne je vyuzijeme. Vztlak muzeme vyuzit vice v hustssim prostredi kde nas ale zabyjou geecka (geecka sou popsany v predchozim mojim prispevku). Myslim, ze kazde teleso ma optimalni trajektorii sestupu.

---

Vyuzivanie vztlaku pri zostupe je stara vec, pouzivalo ju Apollo a pouziva ju aj Shuttle (dost ma zarazilo, ze sa tu o tom vobec diskutuje). Pretazenie pri zostupe raketoplanu nepresiahne 10m/s, co by pri jeho hmotnosti asi bez vztlaku neslo (nestihol by sa zbrzdit vo vyssich vrstvach atmosfery). Kto o tom pochybuje, nech si pozrie zostupove procedury NASA, su na nete (adresu bohuzial neviem). Shuttle pri zostupe robi esicka (striedavo zataca na obe strany) prave preto, ze naklonom sa reguluje vztlak. Tym sa da dost dobre regulovat trajektoria - ak ma malo energie, stupne vyssie, odpor klesne, a naopak. Co sa tyka tych kvapalin, NASA robila v tejto oblasti pokusy uz tusim v 50-tych v suvislosti s navratom jadrovych hlavic do atmosfery. Zistili, ze kvapaliny su celkom dobry sposob ochrany. Neslo vsak o absorbciu tepla kvapalinou, ale o vytvorenie akehosi stitu medzi razovou vlnou a povrchom telesa. Tento stit z pary redukoval prenos tepla medzi razovou vlnou a povrchom telesa (aspon tak som to pochopil). A s mnozstvom kvapaliny to bolo tiez celkom priaznive. Ostatne aj raketa Roton mala mat takuto ochranu. Kto chce vediet viac, plati stare zname - vsetko je na webe. Skoda ze som si nezapisal adresy.

Tak vidim, ze jsem rozjel uz jinak zapomenutou diskuzi

Asi vam to s tou zmenou kineticke energie v tepelnou neni jasne, tak se k tomu trosku vratim. Zakladni myslenka spociva v tom, ze nase teleso letici atmosferou narazi na molekuly plynu ( nepisu vzduch, neb v 80km vysky to je dusik apod.). A tato molekula je dusledkem narazu od povrchu telesa (presneji razove vlny, ktera je pred vlastnim telesem) urychlena. A tim dojde k zmene kineticke energie plynu, ktera je doprovazena ohrevem. Treni jako takove samozrejme existuje, ale jen v mezni vrstve a jeho prinos k ohrevu plynu je prakticky zanedbatelny.
Zkusim to matematicky zapsat jeste jednoduseji:

i ≈ v^2 / 2, kde i=Cp*T
takze pak T = v^2 / (2*Cp) , kde Cp je merna tepelna kapacita plynu a (v^2 / 2) je prave ona kineticka energie.

Pan Hawk se zamysli nad tim proc LEM nemel tepelny stit, kdyz menil svou kinetickou energii. Odpoved - V mojem prispevku jsem mluvil o zmene kineticke energie plynu, ale nezduraznil jsem to, za coz se omlouvam. Ale pan Hawk ma spravnou poznamku. Ve vnitrni aerodynamice, kdyz pozeneme plyn nadzvukovou rychlosti v nejake rovne trubce a zacneme ho ohrivat, tak ho zacneme zaroven zpomalovat, pripadnym ochlazovanim urychlovat. Rika se tomu Rayleghuv proces.

Pro pana Bartose. Ja chtel jen puvodne potrvrdit vas spravny nazor, ze ohrev plynu neni zpusoben trenim. A nejak velmi jednoduse matematicky podchytit. Muj ponekud jiny zapis 1 ZkTD vas asi trosku mate, ale kdyz budete uvazovat izoentropicky dej, kdy je sdelene teplo nulove (dq=0), tak dostanete vasi uvedenou energetickou rovnici popisujici stredni rychlost proudeni, tedy
-di = d(c^2) / 2, coz je uz vase
i0=i+0.5c^2, pro pripad, ze c0=0
a k te druhe rovnici mam napsano, ze to je jen pro nazor co se asi tak deje.


Nyni uz chci pokrocit dal do diskuze.

To ze teplota plynu muze byt za razovou vlnou vyssi, nez je teplota taveni kovu, neni nic neobvykleho. Proc je ale na povrchu telesa teplota nizsi ??? Duvodem je existence laminarni mezni vrstvy. Muze se to zdat trosku divne, ale kdyz by jste si zkusili spocitat Reynoldsovo cislo pro rychlost letu 7000m/s a vysku letu okolo 100km, tak vam vyjde pomerne male Re. A laminarni MV ma vyhodu, ze sdileni tepla kondukci (vedenim) je podstatne nizssi nez v pripade turbulenti MV, pri ktere se teplo sdili velmi dobre. Prakticky si to muzete predstavit na raketoplanu. Kdyby vznikla pri jeho vstupu turbulentni MV, tak by se "uskvaril". Mimo jine pri vysetrovani tragedie Columbie byla jedna z verzi pricin nestesti prisuzovana prave vzniku turbulentni MV.

Jak funguje samotny tepelny stit je dobre posano na MEKu, ale jenom pro rychle pripomenuti. Mame stity ablativni a absorbcni. Ablativni se pomalu odparuje a tim se zaroven chladi, je vyroben z kompozitu a je zaroven tepelnym izolantem. Kdyby byl z kovu, tak ten by se sice skvele odparoval, ale kvuli dobre tepelne vodivosti by uskvaril posadku uvnitr lodi.
Absorbcni stit (raketoplan) tepelnou energii v sobe jima a zaroven je izolantem. Chladi se castecne radiaci(vyzarovanim) tepla.

A jak je to s generovanim vztlaku na telese ?

Ano opravdu kabina Apolla vztlak generuje, je to hypersonicke vztlakove teleso. A pri svem letu vztlak vyuzivalo jednak k onomu balistickemu skoku a zaroven pro zmenu smeru letu.
Navratove moduly muzeme take rozdelit do nekolika skupin.
1. Balisticky
2. Klouzavy
3. Skakavy

Jako priklad balistickeho telesa je koule ( kabina Vostok, Voschod).
Ta vztlak nemuze generovat vubec, pouze odpor, presneji tlakovy odpor. Teleso tohoto typu pri vstupu do atmosfery zacne razantne snizovat svoji rychlost, tim dojde ke snizeni odstredive sily, ktera puvodne udrzovala teleso na orbitu a teleso zacina timto razantne klesat. Coz zpusobi pokles do hustejsi atmosfery a zvetsi se jeste vice odpor. Je to zacarovany kruh a jeho vysledkem je i znacne pretizeni, jakoz i vznikla teplota. Pokud si vzpominam dobre, tak astronauti projektu Mercury, zazivali pretizeni i 12G. (kabina Mercury nebyla sice kouli, ale vztlak generovala jen velice mizivy).

Kabina Apolla uz dokazala generovat podstatne vetsi vztlak. Pri svem vstupu mela nastaveny uhel nabehu 32 stupnu. Pomer vzlaku ku odporu mela neco kolem 0.5. Maximalni pretizeni bylo neco kolem 6G.

Druhou a treti skupinou je raketoplan. Ten ma pomer vztlaku ku odporu neco kolem 5. Uhel nabehu je 40 stupnu. Maximalni pretizeni je asi 1.5G. Raketoplan se pri pruletu atmosferou drzi pomerne dlouho ve stejne vysce, coz mu umoznuje minimalizovat jak pretizeni, tak i tepelne namahani.

To skakani telesa behem sestupu je opravdu zpusobene vztlakem.
Kdyby se raketoplan behem sveho navratu nepretacel zleva doprava, pak by udelal nekolik skoku. Tim ze se pretaci, dokaze udrzet konstantni vysku. ( Zmena uhlu nabehu neprichazi v uvahu).

Myslim ze bych o tom mohl psat jeste hodne dlouho ...
Nejlepsi bude, kdyz si pustite ORBITER a zkusite si z raketoplanem vstoupit do atmosfery pod uhlem nabehu 40 stupnu a mit nulovy naklon vuci horizontu a pak uvidite jek vam bude hopsat. Nebo si zkusit drzet konstantni vysku pomoci pretaceni zleva doprava.

Pokud by to nekdo chtel nastudovat z knizek, tak doporucuju:
Introduction to Flight, J.D. Anderson Jr. ( ve statni tech. knihovne to je pod signaturou A37258), v niz v 8 kapitole je o tom velmi krasne a prehledne pojednano.

Zatim Ahoj

P.S. Ted nakonec jsem si vsiml jak se vlastne diskuze jmenuje
(Přistání do atmosféry s padákem ). Pri misi MER se padak Landeru oteviral pri Ma = 2.Sam jsem se tomu divil, ale tak je o tom psano na jejich strankach.

[Upraveno 25.2.2004 poslal mikes]

Jeste sem vam tam prihodil par obrazku jak to vypadaji razove vlny oklolo Apolla pri uhlu nabehu 0 a 32 stupnu a raketoplanu pri 40 stupnich.

Dekuji panu Pohlovi za obsirne vysvetlovani. Je videt, ze myslenka vztlaku je v jadru zdrava, zadne perpetuum mobile. V dosavadnich konstrukcich se, jak vidim, vyuziva docela malo a nejdale jde asi ten raketoplan.
Mam pocit, ze mi v dobrem pochopeni brani mala znalost zakonitosti nadzvukove aerodynamiky. Dovoluji si proto polozit nekolik otazek.

1. jsou mechanismy nadzvukoveho proudeni v rychlostech kolem 1km/s (M3) a 10km/s (M30) nejak principialne odlisne ?
2. na jakem principu se generuje vztlak pri hypersonickych rychlostech ?
3. je zavislost hustoty plynu na vysce (v oblastech, o kterych mluvime) rovnomerna, nebo vykazuje zlomy ?
4. pokud muzeme mluvit o kridlech, s jakym vztlakem (N) se da zhruba pocitat na 1m2 "ploch" ?

dekuji

Malý průzkum na internetu:

http://www.military.cz/usa/air/in_service/unmanned/loflyte/loflyte.htm

Cituji:

Podivné slovo "LoFLYTE" je samozřejmě zkratka, a to zkratka označení Low Observable Flight Test Experiment. Pod tímto názvem se skrývá velice obskurní bezpilotní letoun, který společně sponzorují a provozují USAF a NASA. Jedná se o 3 metry dlouhé samokřídlo tvaru dvojitého delta se dvěma svislými plochami (vztlakové těleso). Poprvé byl představen veřejnosti 2. srpna 1996, v den, kdy poprvé vzlétl k obloze ze základny Oshkosh ve Wisconsinu. Program se odehrává převážně na základně Dryden, což je hlavní letové testovací středisko NASA. Letoun má v zásadě dva úkoly: Jednak slouží pro testy nového profilu křídla, jednak pro zkoušky revolučního systému řízení. Co se týče prvního úkolu, jedná se o profil křídla (resp. v tomto případě celého letounu), který umožňuje klouzat po rázové vlně, kterou letoun sám vytváří. Anglicky se tato koncepce nazývá roztomilým slovem "waverider".

Teď si asi ťukáte na čelo v domnění, že si z vás dělám blázny. Vypadá to jako perpetuum mobile, že? Ale kdepak, jedná se prostě o využití Machova kužele, tj. rázové vlny, která vzniká při překročení rychlosti zvuku. Nerad bych zabíhal do fyzikálních podrobností (to přenechám expertům v teoretické aerodynamice), které popisují chování předmětů v transsonické, resp. supersonické, případně hypersonické oblasti rychlostí. Stručně řečeno, správným vytvarováním horních i spodních ploch letounu lze docílit toho, že rázová vlna nebude mít tvar kužele (jako je tomu u běžného letounu), nýbrž bude letoun jakoby "obtékat" a vytvářet za ním a pod ním zónu přetlaku, takže letoun bude "tlačen" vpřed a vzhůru, což pochopitelně výrazně přispěje k jeho výkonům. Fungování tohoto systému bylo potvrzeno teoretickými výpočty, počítačovými simulacemi i pokusy v aerodynamickém tunelu, takže zbývalo už "jen" vyzkoušet jej "naostro".

...

konec citatu.

To je presne to, co jsem mel na mysli. Je otazka, nakolik je pramen seriozni a nakolik to muze fungovat i v hustotach a rychlostech, o kterych je rec ...
[Upraveno 25.2.2004 poslal ales]

Inspirací pro moje příspěvky do této diskuse byl projekt "SHARP Spaceplane" ( http://www.space-rockets.com/sharp.html ).

Tak sem tu zas, a pokusim se obhajit i kdyz zjevne jsem v mensine. Prepetum mobile jsem myslel tvrzeni "Obvykle se sice píše, že při pomalejším sestupu se celkově uvolní větší množství tepla " coz je samozrejme nesmysl.
Dale beru informace podle chudaka Columbie a sestupovi trajectorie STS. Raketoplan nejprve rychle sestoupi do asi 75 km a pak klesa asi do 55km behem tohoto sestupu zmari asi 5km/s rychlosti. podle Columbie psaly ze rizeni raketovymi motorky bylo vypnuto par minut pred rozpadem to jest ze kormidla zacinaji dostatecne fungovat az v techto vyskach. Ale plasma byla pozorovana na zverejnenem filmu.
Dale pri pocitani Reyoldsova cisla nezapominat na vazke sily a toto cislo je jednim z mnoha.
A jeste ke vztlaku ten generuje i Stara Blazkova jen je si treba rict jestli dostatecne. To jest vztlak nam pomuze se udrzet ve vyssi letove hladine kde to brzdi min (mene geecek) ale ohrev v razovy vlne je stejnej s tim nejde udelat nic jinyho nez zmenit rychlost.
A ted pudem k prenosu p. Pohll o veci zjevne premysli ale stejne prenos tepla za razovou vlnou v hypersonickem proudeni je hlavne radiaci.
Docela by mne osobne zajimalo jak se dospelo ze u MERu se padak otevira pri Ma-2(tyto informace je treba proverovat) protoze pri teto rychlosti je docela dobrej padak sama razova vlna.

Za "uvolnění celkově většího množství tepla" se omlouvám a je to zřejmě nesmysl.

Měl jsem na mysli to, že při dlouhém působení i malého (menšího) tepelného toku může (možná ale nemusí) sestupující těleso "pohltit" celkově více tepla, než při rychlejším sestupu (protože delší dobu trvá přenos tepla z rázové vlny na povrch tělesa). Zhruba takto jsem se to dočetl v knize od P.Lály a A.Vítka.

Ještě jednou se omlouvám a sypu si popel na hlavu.

citace:

---

Docela by mne osobne zajimalo jak se dospelo ze u MERu se padak otevira pri Ma-2(tyto informace je treba proverovat) protoze pri teto rychlosti je docela dobrej padak sama razova vlna.

---

Mnozstvi uvolneneho tepla nikdo nezpochybnuje, pulemvenadruhou je porad pulemvenadruhou, s tim se neda nic delat, a ze jde o strasidelna cisla, jsem psal uz ve svem prispevku o megawattech ;-)

Zasadni otazka zni:
Jestlize je plyn kolem dost husty na to, aby zhavil, neni tedy dost husty na to, aby generoval nejaky rozumny vztlak ? Myslim, ze nam vsem tady je jasne, ze konstrukce by asi musela byt rozmerna a pomerne lehka, ale proc ne ?

Pane Bartosi, zda se, ze o problematice vite mnoho, muzete nam prosim hodit nejakou tu perlu ? Skromne dodavam, ze pro zacatek by mi stacily odpovedi na 4 otazky o 5 prispevku vyse. Dekuji.

K prispevku p.Kani: asi to tak bude. Jen akorat bud tlak a nebo rychlost mi vychazeji trochu mensi nez jest psano ( mel sem za to ze 700Pa je na hladine Marsovskeho more). Jen jaka je sekvence tech padaku myslim ze jich je tam vic. Ted asi napisu co vsichni vedi ale prominte mi to "brzdna" sila zavisi na hustote ctverci rychlost a jakemsi tvarovem parametru, ktery dosahuje maxima pri Ma=1 ( je to velmi ostry peak ale nemam to ted u sebe presto ocekavam ze je to vic jak 4x hodnoty pro Ma=2 pro vyssi Ma je to konstantni) proto bych spis tech 15g ocekaval tam.

Dale bych chtel za sebe podekovat p.Kanovi za pekne clanky o deni na Marsu,a taky vsem co delate ty hezky mapy atd., nestiham to vsechno sledovat tak vzdycinky si rad prectu do ceho ty potvurky vlastne vrtaj.

Skusim ted odpovedet na ty otazky i kdyz zas takovej odbornik nejsem jen jsem poslouchal pani ucitelku a daval pozor ve skole.

ad 1) Pozor na Machovo cislo jest to cislo podobnostni vyjadrujic stlacitelnost prostredi. takze pro vodu Ma=1 je 1.5km/s dale zalezi na teplote a hodne. Ale k otazce vse je z fyzikalniho pohledu stejne jen ruzne jevy maji ruznou vahu.

ad2) Vztlak je rozdil tlaku na teleso. Jen pozor na ty razovy vlny s vyssi rychlosti se primikaj k telesu a to vede az k hypersonicke mezni vrstve. a tady zacina filozofovani o "waveriderech" atd.
ad3)zadnejch zlomu v hustote jsem si nevsiml (teplota je ale hrozne zubata)
ad4)Odpoved jest napsana vyse jen ten coeficient a jak ho zjistit. To jest otazka pro nase "tunelare" nebo vypoctare.

Pre vsechno stejne verim vic tem "tunelarum".

Sveho casu jsem si (v souvislosti s X-prize) prochazel ruzne materialy o hypersonickych rychlostech a i kdyz jsem to nestudoval prilis do hloubky (holt me to nezivi ;) par veci mi doslo. Taky jsem si udelal jednoduchy (ale podle vysledku, ktere to dava, docela funkcni) 2D simulator navratu do atmosfery.

Par postrehu:
Pro vysoka Machova cisla je problem dosahnout solidniho pomeru L/D (lift/drag - vztlak/odpor, zaroven to udava uhel klesani). Zatim nikdo nevymyslel nic hypersonickeho s pomerem nad L/D=10 a to jde vesmes o tvary prakticky nepouzitelne (skoro nic by se do takoveho stroje neveslo). Prakticky pouzitelne jsou tak L/D=3-5 a i tam je vzdy nejaka cast stroje, kde je nejaka ostra hrana apod. - misto, odkud se teplo spatne odvadi. Shuttle by mohl taky litat mnohem lepe, ale kvuli "zaoblinam" nutnym kvuli tepelnemu namahani je to mizerny kluzak. Prikladem spicateho letounu bylo vztlakove teleso X-24B, ale spatne by chladilo. Navic stroje se slusnym pomerem L/D ("vyladenym" na konkretni hypersonickou rychlost) jsou pri rychlostech nizsich spis "padajici sutry". (Pro srovnani: bezne dopravni letadlo ma pri podzvukove rychlosti L/D=15-20 a spickove vetrone az 40).

Kdyz jsem zkousel zminovany simulacni program (dam ho klidne k dispozici, pokud ho najdu - je to drobnost v Pascalu, pouziti na vlastni nebezpeci :) Byly videt vsechny zminovane rezimy letu. Balisticky dava skutecne 9-14g, Sojuz nebo Apollo jsou na tom mnohem lepe (i kdyz na to nevypadaji) a skutecne je i dost maly vztlak dostatecny ke "skakani". Ve vysoke rychlosti pri hodne pozvolnem vstupu do atmosfery staci i maly vzestup a vzapeti je kabina o nekolik km vys, kde je odpor mensi a kabina je znovu na "skoroorbitalni" draze a tohle se muze nekolikrat opakovat. A muzu potvrdit, ze vstupni koridor (pripustne uhly vstupu do atmosfery) je skutecne neprijemne uzky (shoret nebo se pri navratu z Mesice odrazit dopryc je velmi jednoduche :) Samozrejme jsem zkousel i (hypoteticka) telesa s vysokym L/D a tam to bylo jeste tezsi - k "odletnuti" dochazelo velice snadno. Problem je v tom, ze lod zveda nejen vztlak, ale i odstrediva sila (ve ztazne soustave spojene s lodi, pro rypaly ;) a tedy pro "plynuly" navrat je potreba zezacatku vztlak SNIZOVAT (uhlem nabehu, zminovanym zatacenim, zmenou geometrie apod) abychom se vubec v atmosfere udrzeli. Ale pote je zas potreba L/D zvysit, aby se teplo uvolnovalo dostatecne pomalu, se vsemi z toho plynoucimi protichudnymi pozadavky (vysoke L/D+nizky tepelny vykon - nevyhodne z hlediska vedeni tepla, tepelne vhodny tvar - velke klesani+tepelny vykon). A to bychom jeste chteli, aby se ta sama lod dala rozumne ovladat i v troposfere az na ranvej...neni to jednoduche.

Taky bylo dobre videt, ze stratosfera je skutecne nejvetsi tepelny problem - ne, ze by byla nejak magicka, ale proste v tehle vysce se zacina projevovat odpor vzduchu ("realistickych" lodi) natolik, aby zmeny dopredne rychlosti delaly kilometry za sekundu na pokles o 20-30 km.

O "waveriderech" lze leccos najit napr. na
http://www.aerospaceweb.org/design/waverider/main.shtml

(BTW chystany scramjet NASA je taky druh waverideru, mel by brzo letet, pokud se jako posledne nezblazni urychlovaci raketa)


Hustota atmosfery (do 100km) je s vyskou zhruba exponencialne klesajici (myslim to vychazi 10nasobny pokles kazdych cca 16 km). Presnejsi data na vlastnosti atmosfery (vyska 0-1000km) jsou napriklad v "U.S. standard atmosphere 1976" (Fortran, Pascal, DOS EXE):
http://nssdc.gsfc.nasa.gov/space/model/atmos/us_standard.html [Upraveno 26.2.2004 poslal mikes]

Re: Ondra Bartos - vím, že Mach je ošidné číslo, proto jsem to psal v m/s. Pokud je nějaká hodnota nepřesná, pak to bude asi ten tlak , ale ty údaje jsem přebírat z téměř oficiálních dokumentů.
Ještě k těm padákům - u sond MER byl opravdu jen jeden o průměru 15 m, dva padáky měl Beagle II.

Dekuji panu Archimedovi za obsirnou a skvele podstatu vystihujici odpoved.

Je to tedy jako obvykle: charakteristiky stroje nelze postavit jednotne pro velky rozsah rezimu letu (viz stihaci letadla), ale ja
jsem clovek odkojeny regulaci - verim, ze existuje cesta. S rozumnou regulaci bude litat i Stara Blazkova, viz F117, B2.

Koneckoncu tvar letounu z hlediska prostredi muze byt pocitam i virtualni - nejake aktivni ovlivnovani plazmatu nebo umela ionizace okoli ... v teto chvili mi nejde o okamzite, prakticky pouzitelne reseni, ktere uz ve svete existuje - jen o myslenkovy pokus.