Posláno 10.8.2005 - 15:14
Osobně vidím u kosmických letadel (spaceplanes) tyto možné přednosti:
- využití vztlaku i při startu (musi se startovat vodorovně a využívat třeba i atmosférické motory)
- velmi nízké přetížení při přistání (vhodné pro turisty)
- doprava relativně těžkého nákladu na Zemi (vhodné po rozvinutí produkce "něčeho" v kosmu)
- minimální nároky na pozemní zabezpečení přistání (nejsou třeba vyhledávací týmy a prostředky)
- minimální nároky na zajištění dalšího startu (žádné poškození při přistání, žádný převoz "do závodu", přistání blízko místa startu, minimální údržba)

Jsou to samozřejmě trochu idealizované vlastnosti, ale myslím, že právě na takové požadavky by měl být "shuttle druhé generace" navržen (pro ojedinělé lety do vzdálenějšího kosmu asi opravdu stačí "kapsle padající do pustiny").

Zkusíme si o možnostech takového návrhu podiskutovat v novém tématu?

Predchozi prispevek jsem zebral Alesi Holubovi, snad mi odpusti.
Ale pojdme se tedy pobavit o opravdovem kosmoplanu, letadlu ktere leta do vesmiru. Totalne (skoro) recyklovatelne, nepotrebujici skoro zadnou udrzbu a letajici nekolikrat mesicne.

citace:

---

- využití vztlaku i při startu (musi se startovat vodorovně a využívat třeba i atmosférické motory)
- velmi nízké přetížení při přistání (vhodné pro turisty)

---

Základní otázky tedy zní:
- jaké vlastnosti by kosmoplán měl mít (a proč)?
- jaké jsou možnosti jeho realizace?
- jsme schopni to postavit s dnešními technologiemi?
- jaké nové technologie jsou k tomu případně třeba?
- jaké další podmínky jsou pro realizaci nutné?

Začněme třeba tím, jaké by měl mít vlastnosti. Já už jsem jich pár uvedl a Jirka pár přidal. Vidíte ještě další?

První otázka by podle mně měla být asi tahle :

K čemu by měl kosmoplán sloužit ? Doprava nákladů ? Lidí ? Na LEO ? K Měsíci ? Někam dále ?

Jak by takovy vzhled mel asi probihat?
Letadlo vzleta z letiste na proudove motory, spotrebovava vzdusny kyslik. Postupne nabira vysku (muze treba pouzit i nejake pomocne startovaci motory) a rychlost. Ve vyskach nad 15km se vsak setkava s vaznym problemem - nedostatek O2. Musi tedy motorum zacit dodavat i dodatecny kyslik z nadrzi. Kosmoplan dale zrychluje, ale brzdi ho atmosfera, takze musi jit vys, kde uz skoro zadny kyslik neni. V tehle chvili zacne fungovat jako obycejna raketa. Dejme tomu, ze k tomuto dojde ve vysce 30km a rychlosti kolem 2000m/s. Jenze to mu jeste zbyva asi 5500m/s do dosazeni orbitalni rychlosti.
To znamena priblizne, ze musi vezt jeste asi 5x tolik paliva nez co sam vazi i s nakladem. Pokud tedy bude chtit mit naklad 20t a vlastni hmotnost 80t, tak musi vezt 500t paliva.
To je jen o malo mene nez startovaci hmotnost An-225 Mria (600t).
Jak ale takovy kolos dostat do vysky 30km a urychlit na 2000m/s? Maximalni rychlost Mrie je pritom neco kolem 300m/s.
Nejake napady?

citace:

---

To znamena priblizne, ze musi vezt jeste asi 5x tolik paliva nez co sam vazi i s nakladem. Pokud tedy bude chtit mit naklad 20t a vlastni hmotnost 80t, tak musi vezt 500t paliva.
To je jen o malo mene nez startovaci hmotnost An-225 Mria (600t).

---

O tomhle samozřejmě přemýšlelo víc lidí, a dnes bádní směřuje převážně k hypersonickým scramjet pohonům - které by ušetřily velkou část hmotnosti okysličovadla. Výzkum probíhá zejména v USA v Indii, reálné výsledky jsou, ale konkrétní rozpracované projekty zatím tak docela ještě ne.

Jinak se zdá, že pokud chcete postavit SSTO (single stage to orbit) raketu+loď, tak se u chemického raketového pohonu musíte dostat s poměrem hmotnosti paliva vzhledem k celkové startovní hmotnosti přes 90%. A takovou konstrukci je pak samozřejmě opět nesmírně obtížné dostat z oběžné dráhy zpět na zem - vychází to nejspíše na nějaký kuželovitý špalkovitý objekt... ale dnes prostě nedisponujeme materiály s takovými parametry, aby se to skutečně udrželo pohromadě při startu i přistání...

Jirka je už trochu napřed, takže nejdřív k otázce k čemu by měl kosmoplán sloužit. Podle mého názoru (v prvním přiblížení) k dopravě lídí (vědců, techniků, nebo např. turistů) a relativně menších nákladů (max. 5 tun, zásoby, vybavení, materiál ke zpracování, menší družice a sondy) na LEO (např. ke kosmickým výzkumným i provozním stanicím, nebo hotelům). Důležité je, že se pak musí s podobným "nákladem" i vracet (lidi, odpad, "výrobky"). To všechno za cenu, která dovolí i komerční využití. V ideálním případě by doprava na LEO kosmoplánem měla být levnější, než jakýmkoliv jiným způsobem.(zase je to trochu idealizované, tak mi to odpusťte).

To, jakým způsobem to vyřešit, ještě ponechávám stranou (ale brzy se k tomu vrátím).

Pilotované lety by měly být prováděny pouze osvědčenými prostředky, klidně i jednopoužitelnými kapslemi, protože jak vidíme, každá tragedie pilotovaného kosmického prostředku si vyžádá 2 a víceletou přestávku.
Odvážnější experimenty by se měly přenechat nepilotovaným letům. Nepilotovaný Shuttle-2, proč ne, ale vzhledem k plánům americké NASA nevidím moc prostoru pro jeho využití.

zkuste to jinak žádných 20tun ale 2tuny pak analogicky 8tun na palivo jen 50tun to je téměř 60tun. To už se mi zdá přijatelné. Nosnot zhruba stejná jakou má moderní stíhací letoun při 4x větší hmotnosti a 1,5x větším objemu.

Srovnání např. s hypermoderní F-22 při ceně 80mil USD (F22).

Prostě jen jednoduchý dopravní prostředek (nejlépe samokřídlo) postavený z kompozitů (ultralight) tepelný štít by mohl být jen na jedno použití a po přidstání ho celý znovu namontovat (nasunout) na konstrukci.

Ještě dodám doba strávená ve vesmíru opravdu minimální jen hodiny řádově jen pár obletů země.

Zkuste se zamyslet nad analogii s prvními letouny nezačalo se s dálkovými lety a nákladními letouny ale jednoduchými konstrukcemi s malým výkonem a doletem. V té době kralovaly vzduchu zepeliny a pohužel si myslím že raketoplán je takový zepelin hodně unese, má velký výkon, vydrží dlouho ve vesmíru atd. Ale jeho provoz a údržba je stejně náročná jako ten zepelín.

A opět analogie stačil jeden hindenburg (challenger) a kde byly zepeliny.

Ju-52, DC-3 nebo Li-2 přišly až mnohem později v 30letech. A k těmto strojům bych přirovnal raketoplány.

Ještě se opravím F22 má max. vzletovou hmotnost 27tun to znamená ne 4x více ale skoro jen 2x.

A úplně naposledy výkon motorů 2x 155kN to znamená že v ideálním případě dokáže dát 1,16g hned při startu to se mi zdá mnohem více než má při startu raketoplán.

Ale vím že tu míchám hrušky a jabka i těch 155kN není při startu ale při cestovní rychlosti.

Omlovám se za ty kousky.

citace:

---

zkuste to jinak žádných 20tun ale 2tuny
Prostě jen jednoduchý dopravní prostředek (nejlépe samokřídlo) postavený z kompozitů (ultralight) tepelný štít by mohl být jen na jedno použití a po přidstání ho celý znovu namontovat (nasunout) na konstrukci.

---

A s tvrzením že to není v našich současných možnostech hluboce nesouhlasím když jsme byli schopni mezi lety 1959 - 1964 vyvinout toto Lockheed SR-71 Blackbird http://www.military.cz/usa/air/in_service/aircraft/sr71/sr71.htm

Tak ať tu prosím nikdo netvrdí že za 40let nebyl žádný pokrok. Je jen škoda že dneska nejsou už taková lobby jako tehdá.

Tedy jsou ale úplně jiná dnes se lobuje za udržení starých věci hlavně žádná změna. Přece se chceme udržet u koryta. Ale to sem nepatří.

Když už nejdou kompozity tak tu jsou nanotechnologie ale ty jsme bohužel ještě nezvládli.

Ale proti gustu žádný dišputát rusko kontrovalo SR71 Migem 25 a to je prakticky typický ruská konstrukce ocelová roura s motorem. Ne že bych proti tomu něco měl má to výhody i nevýhody.

Kompozity se používají i u stíhaček viz. JSF. Jen se opakuje to co jsem říkal vývoj letounu ve 40-50letech trval řádově desítky měsíců a to byly průkopnické konstrukce a letouny. Dnes se vývoj počítá skoro na deset let. A dochází to tak daleko že když letoun sjede z výrobního pásu už je kandidát na modernizaci.

Ted jsem si vzpoměl že už jsem někde něco takového viděl:
např. vojencké řešení američanů http://www.fas.org/man/dod-101/sys/ac/hypersoar.htm

nebo ruská varianta http://www.military.cz/russia/air/tupolev/tu2000/tu2000.htm

Souhlasím s xCaosem, že zatím není reálné uvažovat jednostupňový prostředek. U dvoustupňového je několik možností:
a/Prvý stupeň těžké podzvukové letadlo
b/Prvý stupeň těžké supersonické (hypertonické letadlo)
c/Druhý stupeň raketový třípalivový motor přímo v návratové části s odhazovací nádrží (ET).
d/Druhý stupeň klasická raketa (nejlépe opět třípalivová), která vynese malý raketoplán (cca 20 tun), který bude mít jednak korekční a brzdící raketový motor, jednak malý proudový motor pro usnadnění manévrů při přistání.

Myslím, že v současné době je plně v technických možnostech kombinace a/ + c/nebo d/. Jde v podstatě o projekt podobný MASK (v minule jsem omylem napsal, že ztrácí i motor). Konstrukce letadla existuje (Mria), projekt MAKS také, varianta d/ by byla jen úprava. Nosnost na LEO kolem 20 tun.

K podobnému závěru dospěla i studie NASA, ale ti doporučují, aby při letu prvého stupně (podzvukového letadla) tento na své palubě současně vyráběl tekutý kyslík pro druhý stupeň a postupně s ním plnil nádrž tohoto stupně. Mělo by to vyjít váhově lepší. Mluví o úpravě letadla B 777.

Využití takových prostředků vidím stejně jako pan Holub a návratová část by měla mít cca 20 tun a nejlépe i pomocný proudový motor pro přistání.

Co se týče hypersonických náporových motorů, jsou vyvíjeny a je na co navázat jak v USA tak v Rusku. Zvlášť pokročilý byl projekt GNOM v Rusku, nakonec zrušený ve prospěch konkurenční UR100. Cituji z Encyclopedia Astronautica:
Gnom was a unique design which represented the most advanced work ever undertaken on an air-augmented missile capable of intercontinental ranges or orbital flight. Although cancelled in 1965 before flight tests could begin, Gnom was the closest the world aerospace engineering community ever came to fielding an orbital-capable launcher of less than half of the mass of conventional designs. …..Several US companies had studied similar approaches in a conceptual basis in the early 1960's, but any experimental work was quite limited.

http://www.reactionengines.co.uk/

Skylon

Mně by se líbil jako přízemní nosič místo raketoplánu vícestupňový systém s maximální alternativním komerčním využitím co nejvíce článků. Uváděl jsem už, že bych rád věřil, že nové nároky na těžbu uhlovodíků v hůře přístupných oblastech bez rozvinuté infrastruktury podnítí vývoj mamutích superletadel, která by se dala perspektivně jen v mírné modifikaci použít i jako nosič kosmických nákladů ve fázi průchodu hustou atmosférou. Konec konců Rusové vyvinuli takové létající obludy asi ještě více než z vojenských důvodů právě proto, že u nich je náhrada za řádnou dopravní infrastrukturu na Sibiři velice naléhavá. Nicméně další potřeba průmyslového dobývání pustin by mohla přinést vývoj létajících dinosaurů.Vývoj i výroba nosičů pro první fázi by tedy byla zajištěna s komerční výnosností a lácí. Nenapadá mě ale proč by ke komerčním účelům mohlo být třeba vyvinout létající kyslíkárnu, když zde bylo uvedeno, že takovéto zásobení kyslíkem by mělo být nejvýhodnější.

Druhým stupněm by měl být nějaký scramjet, který by se od letadla oddělil. Škoda, že komerční výnosnost scramjetů asi není nějak moc na dosah, že by se dalo nasednout na něco, co si žádá trh. Hodil by se asi vojákům, ale vojenské preference jsou dnes spíš v zabezpečování expedičních sborů imperiálních stabilizačních armád než ve vzájemném technologickém překonávání velmocí.

Scramjet by mohl být ve spojení s dalším řešením, které by mohlo rozšířit technologickou bázi, z níž by šly skládat kvalitní funkční létající systémy. Mám na mysli aktivní ochranu před aerodynamickými silami. Zatím je ve hře ta plazmová ochrana vyvíjená u Ajaxu. Nicméně nedivil bych se, kdyby bylo možno vyvinout i klasičtější řešení. Prostě tryskový či raketový motor nemusí být použit jen jako pohon, nýbrž i jako rozfukovač vzduchu. U těch kavitačních torpéd je také vlastně na přídi umístěná raketa použita k rozfukování vody, která kolem torpéda utváří kavitační bublinu. Proč něčeho takového nevyužít i v atmosféře? Toto řešení bych viděl jako použitelné i pro návrat.

Pak, teprve nad atmosférou, kde by šlo využít vzduch v ní obsažený i kyslík ke spalování a snad maličko i aerodynamický vztlak, by přišla ke slovu klasická raketa.

U shuttlu je návratový modul aerodynamické letadlo. To musí být velké, složité a drahé. Značná část hmotnosti vynesené na orbitu je letadlo a ne náklad. Minimalizovaná kapsle na padáku musí vyjít zákonitě efektivnější a možná i levněji a snáze znovupoužitelná než kluzák. Věřím, že kombinace brzdění a manévrování raketou nebo i nějakou vzdušnou tryskou, případně i aktivní ochrany před aerodynamickými silami, jak bylo uvedeno výše, by mohla nahradit zajištění vysokorychlostní části sestupu efektivněji než raketoplán a vývoj takovéhoto řešení by nemusel být nijak extrémně drahý.

Poslední nízkorychlostní část atmosférického sestupu bývá normálně zajištěna padáky. Proč u toho nezůstat? Řekl bych, že sportovní parašutista či paraglidista domanévruje do cílové oblasti snadněji než space shuttle. Proč tedy nevylepšit schopnosti padákového přistání návratových kapslí od 60. let konečně nějakou inovací? Uvádím, že nejlepší jsou taková řešení, která jsou do komerce rozšířitelná či od komerce vypůjčitelná. Systém řiditelných padáků, který by kromě vlastního padáku obsahoval i modul jeho řízení, by se jistě komerčně uživil a divil bych, kdyby to bylo při dnešním stavu automatizační a výpočetní techniky něco extrémně obtížného a drahého. Myslím si, že peníze investované do návratových kapslí bez vysokorychlostních aerodynamických vztlakových prvků s řízením kombinací reaktivní pohon a pak padák by dosáhly lepšího výsledku než investice do kluzáku, při čemž by měly potenciál doplnit návratové kapsli schopnost korigovat návrat do cílové oblasti s potřebnou přesností i s vhodně nízkými zrychleními při přistání.

Posílám prozatimní shrnutí a pár svých dalších poznámek.

Vhodné vlastnosti kosmoplánu (shrnutí a moje další návrhy):
- hlavním cílem je LEO (pro zjednodušení orbitálních systémů a tepelné ochrany)
- bezpečnost (minimální pravděpodobnost ztráty posádky nebo nákladu)
- nízké přetížení při startu (do 3G, vhodné pro turisty i citlivý náklad)
- stačí krátká výdrž v kosmu (pár dní, vyložení/přeložení nákladu a návrat)
- nosnost alespoň 2 tuny (posádka + zásoby, nebo menší družice)
- velmi nízké přetížení při přistání (do 3G, vhodné pro turisty i citlivý náklad)
- doprava relativně těžkého nákladu na Zemi (alespoň 1 tuna, vhodné po rozvinutí produkce "něčeho" v kosmu)
- možnost automatického (bezpilotního) řízení (maximalizace nosnosti a bezpečnosti)
- nízká celková cena (vývoj, výroba, provoz)
-- jednoduchost (aby to bylo levné při vývoji a výrobě)
-- spolehlivost (aby bylo minimum katastrofálních havárií)
-- dlouhá životnost (aby se "recyklovaly" vývojové, výrobní a další "fixní" náklady)
-- bezobslužnost (minimální nároky na zajištění dalšího startu)
--- žádné poškození po letu, minimální údržba, minimální obsluha
- minimální nároky na pozemní zabezpečení přistání (bez potřeby vyhledávacích týmů a prostředků)

Další podmínky (moje návrhy):
- musí létat relativně často (jednou měsíčně? kvůli "amortizaci" vývoje a výroby?)
- musí být dostatek vhodných nákladů (kam a proč létat? je dost "koupěschopné poptávky"?)
- "konkurenční" řešení budou méně výhodná (jinak převezmou "trh")

Možnosti realizace (shrnutí a moje doplňky):
* jednostupňový (SSTO) kosmoplán s návratem na Zemi
-- výhody: totální "recyklace" celého nosiče, teoreticky stačí vyložit/naložit/natankovat a letět znovu
-- nevýhody: nižší nosnost, obtížná technická realizace (zatím asi nemožná), nutnost ultralehké konstrukce, nutné speciální pohony
-- příklady:
--- VentureStar http://members.lycos.co.uk/spaceprojects/venturestar.html
--- Skylon http://www.reactionengines.co.uk/
--- Tu-2000 http://www.military.cz/russia/air/tupolev/tu2000/tu2000.htm
--- Mig-2000 http://www.astronautix.com/lvs/mig2000.htm
--- NASP http://www.fas.org/irp/mystery/nasp.htm
--- HOTOL http://www.astronautix.com/lvs/hotol.htm
--- Avatar http://www.spacedaily.com/news/india-01i.html
--- (Fénix) http://www.gewo.applet.cz/phoenix/fenix.html , http://www.mwm.cz/clanek1.php?id=127
* vícestupňový kosmoplán
-- výhody: vyšší nosnost, snazší technická realizace, možnost využití nosiče i mimo kosmoplán, možnost využití komerčních řešení a zařízení
-- nevýhody: nutnost montáže "stupňů" před startem (větší obsluha), některé části bývají jednorázově použitelné
-- příklady:
--- MAKS http://www.astronautix.com/craft/makbiter.htm
--- Hermes http://members.lycos.co.uk/spaceprojects/hermes.html
--- Hope-X http://members.lycos.co.uk/spaceprojects/hope-x.html
--- DynaSoar http://members.lycos.co.uk/spaceprojects/dynasoar.html
--- Spiral http://members.lycos.co.uk/spaceprojects/spaceplanes/spiral.html
--- Saenger http://www.astronautix.com/lvs/saegerii.htm
--- Klipper http://www.astronautix.com/craft/kliper.htm
--- STS http://mek.kosmo.cz/pil_lety/usa/sts/sts.htm
--- Buran http://www.buran.ru/

Podobně jako p. Pinkas si myslím, že nejnadějnější je MAKS, a to i proto, že využívá komerčně dostupné letadlo ke vzdušnému startu. Naprosto souhlasím s Ádou, že využití komerčně dostupných řešení je výhodné. Proto zatím, bohužel, zřejmě nelze počítat s hypersoniky pro "první stupeň". Myslím, že i Klipper (který bude skoro jistě opravdu realizován) lze dobře zařadit mezi kosmoplány.

Samozřejmě, že pokud by klasická "kapsle" dokázala přistávat spolehlivě s nízkým přetížením, velmi blízko startu a bez poškození (jak to popisuje Áda), tak je to řešení docela srovnatelné s kosmoplánem a nic proti němu nemám.

Který z projektů se zdá nejlepší vám, ostatním diskutujícím?
Znáte nějaký další zajímavý projekt nebo řešení?
Daly by se projekty zkombinovat do nějakého optimálního?
[Upraveno 12.8.2005 poslal ales]

citace:

---

- minimální nároky na zajištění dalšího startu (žádné poškození při přistání, žádný převoz "do závodu", přistání blízko místa startu, minimální údržba)

---

Také proto, že bych se chtěl ještě dožít „Shuttle druhé generace“ neboli kosmoplánu, považuji za nejekonomičtější a nerychlejší cestu projekt MAKS nebo jeho obdobu. Je nereálné, že by Antonov uvolnil jediný kus AN225, který má mezinárodní certifikaci, moderní avioniku a je široce komerčně využíván v celém světě. Existuje však ještě jeden rozpracovaný kus. Jeho dokončení by určitě stálo méně, než jeden let STS. I pro USA by se vyplatilo jeden kus si koupit, vyvinout podobný letoun u nich by stálo 10x více. Tento letounový nosič pak využít pro různé varianty raketoplánu MAKS s třípalivovým motorem RD 701 a přistáváním na dráze:

V prvé versi dokončit projekt MAKS OS, kde prázdná hmota raketoplánu je 18.400 kg a může vynést na LEO 2 kosmonauty a 8.300 kg nákladu v prostoru dia 2,6 m a délce 6,8 m. Jediná ztráta při letu je prázdný ET (nesrovnatelně menší než u STS).

V další etapě vyrobit versi MAKS-TTO-1: Transportně-technická pilotovaná varianta vybavená stykovým mechanismem a kabinou v nákladním prostoru pro další 4 členy posádky (celkem 6 lidí). Vhodná pro dopravu lidí na ISS, záchranný člun ISS i turistiku. Jediná ztráta opět ET.

V další etapě vyvinout MAKS-M: celý systém plně návratný, včetně integrovaného ET. 2 lidé posádky + 5.500 kg nákladu.

Takové systémy by řádově snížily cenu doprav na LEO a měly by mnoho desítek let využití

Je nádhera, jak Aleš Holub vždy stručně, výstižně a nesmírně koncentrovaně shrne vše podstatné. Pokud tak nečiní, asi by měl psát učebnice. Kdyby tak činil, asi bych si je koupil, ať by byly o čemkoliv.

Ten MAKS je krása. Vlastně tedy 1. verze toho vícestupňového atmosférického vzletu je skoro vyvinuta. Při tom si neodpustím poznámku k těm letadlům. Uváděl jsem tu, že kdysi, když se rozbíhala těžba ropy na Aljašce, tak mezi dopravní prostředky, které k těmto účelům chtěli využít, byla i monstrózní letadla, která by snad měla mít až tisíce tun nosnosti. Psalo se o tom v tehdejším tisku. Tato letadla nikdy nepřekročila stadium studií. K jejich vývoji tedy nedošlo, neboť rozvoji ropných polí ve vnitrozemí ledových pustin, odkud se obtížně staví ropovody atp. v očekávaném měřítku nedošlo. V dnešní době strmě stoupající poptávky po ropě, pro kterou se nestačí dost rychle otevírat nová naleziště, by však pro urychlení exploatace nalezišť ve vzdálených vnitrozemských pustinách třeba takové projekty někdo mohl oprášit. Vznik nových hyperletadel by pak vytvořil moc pěknou podnožku pro levnější nosiče. Ovšem takováto situace překotného otvírání nových vrtů ve vnitrozemských pustinách by musela trvat dostatečně dlouho, aby se projekty takovýchto monster s celým cyklem vývoje a výnosného nasazení mohly vyplatit. Při tom by tomu konkurovalo dostavování infrastruktury, otvírání vrtů v přístupnějších oblastech a na moři atp. Optimismus ohledně takových letadel by tedy vyžadoval hodně velký pesimismus v náhledech na řešení palivové krize a tak strašné, abychom se jich dočkali, to asi nebude. Nicméně trh pro Antonova, který uživí i přeměřenou evoluci jeho létajících vlaků, by se mohl trochu zvětšit.

Co se týče toho šetrného snášeče těžkých nákladů, zdá se mi, že možnosti klasických řešení byly nepochopitelně málo zkoušeny. Jako by zůstali u toho prvního, co se jim v 60. letech povedlo, ale už se ani nesnažili to dále rozvíjet. Proč nezkusit, co se dá vymáčknout ze zdokonalování sestupu kapsle a z řízeného padákového letu? Vždyť se to ponechalo ve stejném stadiu vývoje, jaký byl zděděný z dřevních dob kosmonautiky. Je tedy dobrá šance, že investicí do vylepšení takovéhoto návratu by se dalo získat více muziky za méně peněz. Dokonce by se tím snad i dala trochu rozšířit technická báze, z níž lze skládat různá řešení.

Také si myslím, že jsou velké reservy v řízeném padákovém sestupu. Vůbec nikdo ještě nepoužil velké dopravní návratné kapsle nebo vztlaková tělesa (kromě menších používaných kdysi pro vojenské účely), které by mohly nahradit STS a sloužit pro dopravu nákladů na a z LEO. Při stejné nosnosti by potřebné rakety byly v kategorii EELVs, tedy mnohem levnější než STS.

Co se týče obřích podzvukových nosičů, Molnia navrhuje dvoutrupový nosič HERACLES o nosnosti až 450 tun. Dvoutrupový nosič je mnohem vhodnější pro upevnění a spuštění (vypuštění) nákladů.
http://www.ceebd.co.uk/ceebd/molniy75.htm

V diskusi to s kosmoplánem zatím nevypadá moc dobře, protože se obávám, že zatím nejsou v dohledu dobré podmínky pro jeho potřebu (množství vhodných nákladů, dostatek nákladů pro návrat, pokročilé materiály). Přesto by sem ti, kdo chtějí, mohli ještě dát například své představy o ideálním kosmoplánu (zatím třeba i ne zcela reálném).

Moje ideální představa je "desetimachový" hypersonik, nesoucí (na zádech?) něco jako X-33, nebo třeba SHARP ( http://www.space-rockets.com/sharp.html ), který se dost podobá xChaosově "kuželovitému špalkovitému objektu". Protože ale hypersonik je zatím ekonomicky nepravděpodobný (viz. Áda), tak si ještě dovedu představit něco jako X-33 urychlený u Země pomocí jednoho SRB, nebo třeba dvou Bajkalů (projektovaných). To jsou zatím jediné vícenásobně použitelné první stupně a mají vlastnosti potřebné k vynesení kosmoplánu do solidní výšky a rychlosti tak, jak to tu dříve popisoval Jirka. Takové řešení by, podle mne, pokrylo většinu (mnou) požadovaných vlastností kosmoplánu.

Jaké jsou ideální představy vás ostatních? Jirka popisoval raketoplán, který je třeba zvednout do 30km a urychlit na 2000 m/s. Pro p. Pinkase (a snad i pro Ádu) je favoritem MAKS (raketoplán s ET a se vzdušným startem z proudového letadla), jenže připomínám, že projekt MAKS je už z roku 1988, takže je vidět, že do realizace se nějak nikomu nechce, nebo je možná někde technický problém, o kterém nevíme. Jsou tu i návrhy na vylepšování vlastností "kapslí" (hlavně při přistávání) vynášených v prvním přiblížení jednorázovými raketami. Za kosmoplán lze považovat např. Kliper. MH se označuje za propagátora vývoje Shuttlu2, ale svoje představy zatím neupřesnil. Je to ve tvých představách, MH, jen drobně vylepšený STS, nebo by mělo jít o razantnější změny? Jaké zkušenosti bychom si vlastně z provozu stávajícího STS měli odnést? A jaké závěry a doporučení pro Shuttle2 bychom měli přijmout? Nebojte se diskutovat, vždyť je to zábava :)

Otázka je jestli jsou na světě materiály v přijatelné cenové relaci které výrazně zlepší parametry Shuttlu2 oproti Shuttlu1.

Pinkas:
Rozplýváte se nad koncepcí MAKS. Má výhody u startu, resp. není potřeba kosmodrom a nemá SRB. Jinak bude trpět stejnými problémy, tj. návrat bržděním o atmosféru, tj. stejně složitá předletová příprava, kontrola tepelného štítu, shoření celého ET atd. Umí vůbec někdo dnes vyjádřit náklady na start MAKSu? Tj. palivo v nádrži, cenu za start AN 225, cena za ET, předletová příprava (kontrola tep. štítu, motoru atd.) atd? Jak to tedy vychází v porovnání s klasickou raketou? Zatím mám totiž pocit, že to nebude řádové zlevnění letu (ačkoliv píší cosi o tisíci USD/kg ..).

Holub:
Možná bych k těm požadavkům přidal škálovatelnost v nákladu, prostě bay když nahoru povezu menší hmotnost, abych mohl načerpat méně paliva a to bylo vše, co bych upravoval ...

Jedna poznamka k An-225. Nebude pronajem, pojisteni a upravy tohoto letadla predstavovat taky vyznamnou castku?
Predpokladam ze je po nem dost velka poptavka a plne vyuzit kapacitu tohoto letadla jen timto projektem bude hodne obtizne.
Predpokladam tedy, ze za pronajem bude uctovana mnohem vyssi castka, nez za prevazeni obili pro hladovejici.

Je jediná Mrija a ta je tak vytížená, že před nějakým časem ukrajinci rozhodli o dostavbě druhého prototypu. Ale jen dostavba by měla stát, pokud se nepletu, skoro 1/4 miliardy dolarů. Takže bych počítal s cenou Mrije 500-750M$. Na první pohled je to moc, ale důležité je, že když nebude nést třeba MAKS, tak v mezidobí může vozit běžný komerční náklad a vydělávat na sebe...

BTW, pokud má někdo aktuálnější info o druhé Mriji, tak sem s ní!

Co se tyka me predstavy nosice, tak ja bych to videl jako obri samokridlo, pohanene naporovymi/proudovymi/iontovymi motory. Do kosmu by se dostavalo tak, ze by diky naporovym/proudovym/iontovym motorum dosahlo hranice atmosfery ve vysce 70-100km. Tam by zaclo zrychlovat az na 27000km/h. Pritom by vlastne delalo obrovsky premet, tak aby se stale drzelo na hranici atmosfery a motory mely dost paliva. No a pak by se (po dosazeni dostatecne rychlosti) nechalo vystrelit ven z atmosfery a provedlo korekci pomoci klasickych raketovych motoru pro prechod na obeznou drahu. Pristani by probihalo obracene. Vletlo by na hranici atmosfery a postupne by snizovalo rychlost a vysku letu. Zadne prudke brzdeni. Diky velke vysce by nebylo pri vysoke rychlosti tepelne tak namahane ale protoze je jeste dost nizko tak by mohlo vyuzit atmosferu jako cast (nebo veskere) palivo.

citace:

---

Co se tyka me predstavy nosice, tak ja bych to videl jako obri samokridlo, pohanene naporovymi/proudovymi/iontovymi motory. Do kosmu by se dostavalo tak, ze by diky naporovym/proudovym/iontovym motorum dosahlo hranice atmosfery ve vysce 70-100km.

---

citace:

---

Co se tyka me predstavy nosice, tak ja bych to videl jako obri samokridlo, pohanene naporovymi/proudovymi/iontovymi motory. Do kosmu by se dostavalo tak, ze by diky naporovym/proudovym/iontovym motorum dosahlo hranice atmosfery ve vysce 70-100km. Tam by zaclo zrychlovat az na 27000km/h. Pritom by vlastne delalo obrovsky premet, tak aby se stale drzelo na hranici atmosfery a motory mely dost paliva. No a pak by se (po dosazeni dostatecne rychlosti) nechalo vystrelit ven z atmosfery a provedlo korekci pomoci klasickych raketovych motoru pro prechod na obeznou drahu. Pristani by probihalo obracene. Vletlo by na hranici atmosfery a postupne by snizovalo rychlost a vysku letu. Zadne prudke brzdeni. Diky velke vysce by nebylo pri vysoke rychlosti tepelne tak namahane ale protoze je jeste dost nizko tak by mohlo vyuzit atmosferu jako cast (nebo veskere) palivo.

---

Tu poslední větu mažu je tam navíc

citace:

---

70-100 km je hranice vesmiru, ne atmosfery.

---

Kolik je ve výšce 100km atmosférický tlak a teplota?

Bohužel poučka co 100m to 1300Pa tady už neplatí.

citace:

---

Kolik je ve výšce 100km atmosférický tlak a teplota?

Bohužel poučka co 100m to 1300Pa tady už neplatí.

---

Ale takhle přece funguje vztlakový síla na rozdílu tlaku a je jedno jestli je vyvolané obtékáním tělesa nebo vháněním vzduchu.

Když už jsme u toho vznášedla čím vytvářet přetlak. To chce další energii. A jak je známo vznášedla v tomto ohledu nejsou příliš učínná.

citace:

---

Ale takhle přece funguje vztlakový síla na rozdílu tlaku a je jedno jestli je vyvolané obtékáním tělesa nebo vháněním vzduchu.

Když už jsme u toho vznášedla čím vytvářet přetlak. To chce další energii. A jak je známo vznášedla v tomto ohledu nejsou příliš učínná.

---

Quote: Rozplýváte se nad koncepcí MAKS.
-------------------------------------------------------------------
Nerozplývám se nad MAKS ale považuji jeho koncepci za nejreálnější v současné době a k její realizaci chybí především peníze. K podobnému řešení dospěla i studie NASA. Samozřejmě, že koncepce má také úskalí, jako každý systém, který se má vracet z vesmíru a navíc vícenásobně.
Přesto jsem přesvědčen, že podobné systémy v budoucnu převládnou pro dopravu na LEO.

Co se týče nákladů, určitě to autoři návrhu spočteno mají, ale stačí jednoduché porovnání s Delta IV Heavy: Mají oba téměř stejnou nosnost na LEO cca 25 tun. MAKS ztratí jen jednu nádrž, spotřebuje včetně letadla necelých 300 tun paliva. DeltaIV Heavy ztratí 3 motory a 3 nádrže, každá z nich větší, než ET od MAKS a spotřebuje cca 600 tun paliva. MAKS kromě toho může vracet sám posádku a částečně i náklad zpět na Zemi.

Zajímavé myšlenky martaliena. Uznávám, že koncept pomalého urychlování na horní hranici husté atmosféry bych měl taky zařadit mezi kandidáty na "kosmoplán. Stratosférické raketoplány/vzducholodě s iontovým pohonem nejen navrhuje, ale už i nějakou dobu staví a zkouší firma JP Aerospace ( http://www.jpaerospace.com/ ) v projektu Airship To Orbit. Je to ten "ideální kosmoplán"? Tam ovšem počítají s iontovými motory a neseným palivem. Čistě teoreticky by iontový pohon s Isp cca 30000 Ns/kg měl být schopen dosáhnout orbitální rychlosti se spotřebou paliva na úrovni jedné třetiny startovací hmotnosti (dvě třetiny by se dostaly na LEO). Ovšem to nepřihlížím k problémům s odporem atmosféry a potřebným silným elektrickým zdrojem.

Využití vzduchu k pohonu je jistě taky omezené (u náporových motorů). Např. X-43 letěl motoricky těmi Mach 10 ve výšce cca 30 až 35 km. Využíval samozřejmě jen vzdušného kyslíku jako okysličovadla, ale palivo si musel nést sám (a urychlen byl na tuto rychlost raketou Pegasus). Jak si, martaliene, představuješ využití atmosféry jako "paliva"? Netuším taky, do jaké výšky lze reálně využít atmosféru alespoň jako okysličovadlo.

citace:

---

citace:

---

Ale takhle přece funguje vztlakový síla na rozdílu tlaku a je jedno jestli je vyvolané obtékáním tělesa nebo vháněním vzduchu.

Když už jsme u toho vznášedla čím vytvářet přetlak. To chce další energii. A jak je známo vznášedla v tomto ohledu nejsou příliš učínná.

---

Ano to je pravda. Me vsak napadlo, ze by slo vyuzit cast vzduchu od motoru a protoze jeho teplota je vyssi nez teplota vzduchu, ktery jen tak proudi kolem kridla, mohlo by jeho vyfukovani pod nabeznou hranou prispet k vztlaku. Na druhou stranu se bude takto vyfukovany vzduch+spaliny ochlazovat tak si nejsem jist jestli by to melo efekt. Taky me napadlo, ze by nebylo spatny to startovat ve vleku za velkym letadlem (jako kluzaky za druhy svetovy) a teprve ve 12km se odpoutat a nastartovat vlastni motory.

---

citace:

---

Zajímavé myšlenky martaliena. Uznávám, že koncept pomalého urychlování na horní hranici husté atmosféry bych měl taky zařadit mezi kandidáty na "kosmoplán. Stratosférické raketoplány/vzducholodě s iontovým pohonem nejen navrhuje, ale už i nějakou dobu staví a zkouší firma JP Aerospace ( http://www.jpaerospace.com/ ) v projektu Airship To Orbit. Je to ten "ideální kosmoplán"? Tam ovšem počítají s iontovými motory a neseným palivem. Čistě teoreticky by iontový pohon s Isp cca 30000 Ns/kg měl být schopen dosáhnout orbitální rychlosti se spotřebou paliva na úrovni jedné třetiny startovací hmotnosti (dvě třetiny by se dostaly na LEO). Ovšem to nepřihlížím k problémům s odporem atmosféry a potřebným silným elektrickým zdrojem.

Využití vzduchu k pohonu je jistě taky omezené (u náporových motorů). Např. X-43 letěl motoricky těmi Mach 10 ve výšce cca 30 až 35 km. Využíval samozřejmě jen vzdušného kyslíku jako okysličovadla, ale palivo si musel nést sám (a urychlen byl na tuto rychlost raketou Pegasus). Jak si, martaliene, představuješ využití atmosféry jako "paliva"? Netuším taky, do jaké výšky lze reálně využít atmosféru alespoň jako okysličovadlo.

---

> necelých 2000N. Je takovou to sílu schopen vyvinout iontový motor?

Při Isp=30000 Ns/kg by k tomu potřeboval elektrický příkon cca 30 až 60 MW !!!

Ovšem nepsal martalien něco o jedné miliontině? Pak by to mohlo vyjít o řád méně.
[Upraveno 15.8.2005 poslal ales]

I to je moc
Problém je že Odpor roste s druhou mocninou rychlosti.

[quoteAle potom byste asi musel obtékat spalinami horní polovinu profilu křídla protože spaliny budou mít logicky větší rychlost než vzduch tzn. budou vytvářet podtlak nad křídlem tzn. vztlak. Potom bude asi problám s oxidací spalin a tepelným namáháním spec. míst křídla takto ofukovaných.

citace:

---

[quoteAle potom byste asi musel obtékat spalinami horní polovinu profilu křídla protože spaliny budou mít logicky větší rychlost než vzduch tzn. budou vytvářet podtlak nad křídlem tzn. vztlak. Potom bude asi problám s oxidací spalin a tepelným namáháním spec. míst křídla takto ofukovaných.

---

citace:

---

> necelých 2000N. Je takovou to sílu schopen vyvinout iontový motor?

Při Isp=30000 Ns/kg by k tomu potřeboval elektrický příkon cca 30 až 60 MW !!!

Ovšem nepsal martalien něco o jedné miliontině? Pak by to mohlo vyjít o řád méně.
[Upraveno 15.8.2005 poslal ales]

---

> Trochu si pamtuji na sondu Deep space1 a ta se asi neblížila ani 1/100 této hodnoty.

DS-1 měla max. tah kolem 0.1 N (100 mN), tedy jednu dvacetitisícinu potřebných 2000 N. Potřebovala k tomu (kontinuální) příkon přes 2 kW ze solárních článků. Tyto hodnoty stačí lineárně násobit pro libovolný tah a tomu odpovídající příkon (v prvním přiblížení).

citace:

---

> necelých 2000N. Je takovou to sílu schopen vyvinout iontový motor?

Při Isp=30000 Ns/kg by k tomu potřeboval elektrický příkon cca 30 až 60 MW !!!

Ovšem nepsal martalien něco o jedné miliontině? Pak by to mohlo vyjít o řád méně.
[Upraveno 15.8.2005 poslal ales]

---

citace:

---

> Trochu si pamtuji na sondu Deep space1 a ta se asi neblížila ani 1/100 této hodnoty.

DS-1 měla max. tah kolem 0.1 N (100 mN), tedy jednu dvacetitisícinu potřebných 2000 N. Potřebovala k tomu (kontinuální) příkon přes 2 kW ze solárních článků. Tyto hodnoty stačí lineárně násobit pro libovolný tah a tomu odpovídající příkon (v prvním přiblížení).

---

> Ty 2kW jsou přímo příkon pro motor nebo příkon pro sondu (elektronika, topení atd.)?

Ty 2kW jsou samozřejmě jen pro motor. Přesněji je to tak, že při příkonu 2.4kW byl tah 93mN (viz. např. http://mek.kosmo.cz/sondy/usa/ds1/index.htm , nebo http://www.agu.org/sci_soc/articles/nelson.html ). Připomínám ještě, že tento poměr výkon/tah při daném Isp už znamená účinnost motoru nad 50%, takže ani teoreticky už nelze potřebný příkon příliš snížit (teoretické minimum pro F=100mN a Isp=30000Ns/kg je 1.5kW [P=F.Isp/2]). Pod tuto hranici nemůže zřejmě žádný reaktivní pohon jít (účinnost dosáhne 100%). Jedinou možností je použít něco jiného, než reaktivní pohon (výtah, elmg. katapult, ...).

Pro start reálně zkonstruovatelného kosmoplánu ze Země nevypadá tedy iontový pohon zatím moc realisticky.

P.S.: Quotujte, prosím, opravdu jen to nejnutnější pro zachování kontextu.

Ad Pinkas:
Děkuji za upřesnění. Ale snažím se upozornit na poznatky z STS pro vícenásobně využitelné nosiče. Proto si dovolím tyto poznámky:

1 nádrž x 3 nádrže: nádrž MAKSu bude muset být konstruována výrazně lépe aerodynamicky, neboť bude "sedět" na hřbetu letadla. Celkově bude i jinak rozložený tlak paliva v nádrži. U raket je to hlavně dno, kdežto nádrž MAKSu bude dlouhou dobu ležet a pak zrychlovat, takže bude třeba mít pevné dno i bok, tj. abychom se nedostali ke stejným problémům jako u X-33. Dále bude při vynášení letadlem síla přenášená na konstrukci tanku a odtud na MAKS a při letu zase z MAKSu na tank … tím bude konstrukce tanku výrazně složitější a samozřejmě i dražší. Také s tím bude souviset čerpání paliva z tanku do motorů na MAKSu, což bude taky výrazně dražší a kritičtější z pohledu bezpečnosti. Čili odhad od boku, tank MAKSu bude stát co dvě nádrže Delta IV Heavy.

300x600tun paliva: Ano, MAKS spotřebuje méně paliva i počítáno s letadlem. Ale není to řádově je to o 50procent.

MAKS a destičky: Nikde jsem nenašel, jak má být konstruována tepelná ochrana. Od způsobu její konstrukce a hlavně její revize se bude odvozovat cena za celý MAKS. Pokud to porovnám s STS, tak jedne předletová příprava s revizí může být tak 30proc. předletové přípravy STS? To je ale dost optimistické tvrzení …

Amortizace MAKSu a AN225: Kolik může stát amortizace AN225 a kolik MAKSu? Kolik a jak moc bude muset být měněno na motoru? Toto, spolu s destičkami bude zásadní informace …

Čili celkově náklady oproti vaší zmiňované Delta IV Heavy vidím:
2/3 nákladů na tank,
1/2 na palivo,
a cca. 1/3 na kabinu (cena sojuzu … ??)
Odhaduji to percentuálně (cucám z prstu, nemám nijak potvrzeno, rád si poslechnu správný odhad) – náklady: palivo 30 proc., tanky 40 proc. a 30 proc. kabina …
Čili celkově 40*2/3 + 30* ½ + 30* 1/3 = cca. 50 proc. nákladů na Delta 4 Heavy.

Což není řádové snížení ale jen poloviční. Tím netvrdím, že to není dost, ale je zde stále spousta nejistot kolem amortizace letadla, pozemního perzonálu atd.

citace:

---

Nerozplývám se nad MAKS ale považuji jeho koncepci za nejreálnější v současné době.
Co se týče nákladů, ... porovnání s Delta IV Heavy: Mají oba téměř stejnou nosnost na LEO cca 25 tun. MAKS ztratí jen jednu nádrž, spotřebuje včetně letadla necelých 300 tun paliva. DeltaIV Heavy ztratí 3 motory a 3 nádrže, každá z nich větší, než ET od MAKS a spotřebuje cca 600 tun paliva. MAKS kromě toho může vracet sám posádku a částečně i náklad zpět na Zemi.

---

To: V. Maixner
Dík za rozbor a úvahy. Samozřejmě, že nic nelze říci předem, dokud systém není odzkoušen ve skutečném provozu-viz zkušenosti z STS.

K nádrži ET u MAKS: Má výrazný aerodynamický kapkovitý tvar v největším průměru 6,38m a je 32,1 m dlouhá. Hmota včetně paliva je 248.000kg (nese i kerosen) a prázdná váha 11.000 kg, to je poměr 22. U Delta 4H jsou nádrže prvého stupně válcové, průměr 5,13 m, délka 36,6 m, hmota jedné včetně paliva a motoru 218.000 kg, hmota paliva 200.000 kg. Po odečtení hmoty motoru (cca 3000 kg) vychází poměr jen u nádrže 14,5. Jak vidět z poměrů hmoty nádrže a paliva, asi značně větší problémy jsou s namáháním nádrží u Delta 4 než u MAKS, neboť u Delty mají mnohem větší objem. Tak to asi bude i cenově a kromě toho u Delta IV H má takové nádrže 3 a to nemluvím o nádržích a motoru druhého stupně. Takže váš odhad 2/3 nákladů na nádrže MAKS oproti nádržím DeltaIV H by asi bylo nutno podstatně korigovat.

Podle jednoho snímku lze soudit, že nádrž MAKS končí lyžinami, na kterých je upevněn raketoplán-tedy v podstatě jí tlačí před sebou.Problém čerpání paliva turbočerpadly motoru určitě nebude problém, neboť při zrychlení se bude chovat jako jiné nádrže a stoupat bude pod zhruba stejným úhlem. Aerodynamický odpor bude mít menší, než válcové nádrže.

Co se týče nákladů na provoz a údržbu AN 225: Předběžně se uvažuje s max. 1000 starty. Je vidět, že pokud bude nový, mnoho let bude třeba jen běžná revise. Kromě toho nalétá při každém startu jen málo km oproti civilním letadlům. Náklady na údržbu a provoz budou asi menší, než náklady na plnění 3 nádrží Delty vodíkem a kyslíkem, na údržbu startovacích ramp a kosmodromu.

Vlastní raketoplán byl navržen pro 100 násobné použití, motor pro 15-ti násobné použití. K teplené ochraně bylo použito vše nejlepší navržené pro Buran a Spiral. Zda budou s tím problémy, uvidí se až jestli bude projekt realizován.

Mám teď trochu se sem v dostatečné míře dostat k pokecu v míře, v jaké by se mi to líbilo, a vy si tady tak hezky „plácáte bábovičky na myšlenkovém pískovišti beze mě“.

Martalien mě jako vždy potěšil, ač to vidím, že spíš na Shuttle nejméně 3, než na 2. Ovšem to pozvolné brzdění v obrovské výšce tak, aby rychlost pohybu byla silně suborbitální leč výška zůstala vysoko nad hustou atmosférou, to by asi chtělo nějaké megakosmorogalo nejlépe s nosnou plochou rostoucí s poklesem rychlosti. Hezká představa skoro jak plachetnice rozvinující pozvolna plachty pomocí navijáků.

Padla řeč o spalování vzduchu. Asi by to všechno chtělo nějak počítat. Dusík v kyslíku, jak všichni víme se spaluje nesnadno. Vyžaduje to moc velkou aktivační energii. Nicméně v elektrickém výboji bychom ionizovaný a atomární dusík, který by rád reagoval s kyslíkem dostali. V řídkém plynu by takováto ionizace byla dost snadná, i když bez počítání jen tak od boku zas tak moc energetickou bilanci pálení zažehnutého elektrickým výbojem moc energeticky pozitivně nevidím. Ve vysoké atmosféře je tu ale přítomen ještě jeden faktor, spousta dusíku je zde ionizovaného a atomárního v důsledku silné radiace a ultrafialového záření a snad tam kvůli tomu dochází i k dost divným atmosférickým jevům. No ale jen tak od boku také nevidím cestu jak toho tak moc využít.

Řeč byla i o využití tryskových plynů u té reaktivní vzducholodi k obtékání samokřídla, aby bylo dosaženo kromě reaktivního účinku i vztlaku. Mně to ale připadá i jako dobrý nápad ke zvýšení reaktivního účinku. Bude-li plyn vymetaný z trysek zachytávat řídkou okolní atmosféru, bude účinnost reaktivního motoru vyšší. Rozfoukneme-li ho po velké ploše křídla, bude mít i velkou plochu otěru o okolní vzduch. Viskozita tam asi nebude nic moc, ale přesto se tím zvýší třecí plocha o místní vzduch. Jinak si myslím, že taková vzducholoď by nemusela být moc rychlá. Kdyby něco velkého vynesla na pomezí atmosféry levně, tak zaplaťpánbůh za to. Kdyby v tom pomezí atmosféry šlo využít zde už před tím Martalienem propagovaných pohonů pro ionosféru, tak by to v éře miniaturních leč výkonných jaderných zdrojů pro kosmické využití bylo obrovským požehnáním. I před příchodem této vytoužené éry to ale konečně vytvoří „kosmodrom“, ze kterého stojí zato střílet rakety. No a pro fantazii a naděje to tvoří hezké ideové pískoviště.

Zdravim vsechny,

neberte to ve zlem ani jako srandu. Tohle se mne proste "podarilo" vygooglit o ruznych pohonech a dopravnich prostredcich.

http://www.gewo.applet.cz/phoenix/fenix.html

http://www.gewo.applet.cz/gepard/gepard_page_01.html

Dost sila, je videt, ze vse je "uz davno vyreseno"

Sorry za off-topic.

citace:

---

To: V. Maixner
Dík za rozbor a úvahy. Samozřejmě, že nic nelze říci předem, dokud systém není odzkoušen ve skutečném provozu-viz zkušenosti z STS.

K nádrži ET u MAKS: Má výrazný aerodynamický kapkovitý tvar v největším průměru 6,38m a je 32,1 m dlouhá. Hmota včetně paliva je 248.000kg (nese i kerosen) a prázdná váha 11.000 kg, to je poměr 22. U Delta 4H jsou nádrže prvého stupně válcové, průměr 5,13 m, délka 36,6 m, hmota jedné včetně paliva a motoru 218.000 kg, hmota paliva 200.000 kg. Po odečtení hmoty motoru (cca 3000 kg) vychází poměr jen u nádrže 14,5. Jak vidět z poměrů hmoty nádrže a paliva, asi značně větší problémy jsou s namáháním nádrží u Delta 4 než u MAKS, neboť u Delty mají mnohem větší objem. Tak to asi bude i cenově a kromě toho u Delta IV H má takové nádrže 3 a to nemluvím o nádržích a motoru druhého stupně. Takže váš odhad 2/3 nákladů na nádrže MAKS oproti nádržím DeltaIV H by asi bylo nutno podstatně korigovat.

Podle jednoho snímku lze soudit, že nádrž MAKS končí lyžinami, na kterých je upevněn raketoplán-tedy v podstatě jí tlačí před sebou.Problém čerpání paliva turbočerpadly motoru určitě nebude problém, neboť při zrychlení se bude chovat jako jiné nádrže a stoupat bude pod zhruba stejným úhlem. Aerodynamický odpor bude mít menší, než válcové nádrže.

Co se týče nákladů na provoz a údržbu AN 225: Předběžně se uvažuje s max. 1000 starty. Je vidět, že pokud bude nový, mnoho let bude třeba jen běžná revise. Kromě toho nalétá při každém startu jen málo km oproti civilním letadlům. Náklady na údržbu a provoz budou asi menší, než náklady na plnění 3 nádrží Delty vodíkem a kyslíkem, na údržbu startovacích ramp a kosmodromu.

Vlastní raketoplán byl navržen pro 100 násobné použití, motor pro 15-ti násobné použití. K teplené ochraně bylo použito vše nejlepší navržené pro Buran a Spiral. Zda budou s tím problémy, uvidí se až jestli bude projekt realizován.

---

Následovník Shuttlu nebude moc potřeba a najde minimální využití, proč na něco takového plýtvat financemi a prostředky. Protože nám to připadá elegantní?

citace:

---

MAKS vs Delta IV

---

S tím souhlasím

Ad Pinkas:
Bylo by to moc pěkné, pokud by to opravdu stačilo. Ale je otázka, jak byl motor testován a hlavně, co s motorem udělá zpětný průlet atmosférou. Pak je také otázka, zda při "seriové výrobě" 45 motorů RS 68, to nevyjde levněji, jak jeden RD 701 s opravami. Víte, kolik cca. stojí jeden RS 68?
Ale abych toto téma MAKS uzavřel, prosím o smír, léta a létání ukážou ...

Jinak by mě zajímalo, jaký poměr ceny je na palivo, motor, nádrže, nákladní prostor, kosmodrom, pozemní personál, pojištění, zisk atd? Má někdo tato čísla pro jednotlivé nosiče? Nebo alespoň hrubý procentuální nástřel? Já se o něco pokusil, ale spíš bych řekl, že to bylo letmé přiblížení.

Díky,

Véna

citace:

---

Zapomněl jsem ještě k otázce motorů: MAKS potřebuje na 15 startů jeden motor RD 701. Nevím s jakými opravami, ale např. RD 170 pro Energii byl zkoušen na životnost 10 startů bez větších oprav. Na těch 15 startů spotřebuje Delta IV H celkem 45 motorů RS 68. Teď nevím, zda pro LEO by jí pro nosnost cca 20 tun stačil jen prodloužený střední modul, nebo by potřebovala ještě další stupeň a s ním motor a nádrž. Z těch všech hledisek je zcela možné, že poměr nákladů MAKS a Delta IV H se bude blížit jednomu řádu.

---

Jenom přidám svůj trvalý názor, že mnohonásobně použitelný prostředek se vyplatí jen při minimálně 10 startech ročně - STS toho několik let vpodstatě dosahoval. Takže vynášení nákladů ve správné hmotnostní kategorii, kdy nákladem může být:
1. Zásobovací kontejner pro dopravu nákladu na ISS.
2. Pilotovaný kontejner/loď (pro ISS nebo samostatné lety), využitelný i pro dopravu většího množství nákladu z ISS na Zem.
3. Družice s urychlovacím LOX/LH2 motorem pro GEO.

MAKS takovou variabilitu nemá, dalo by se uvažovat o verzi MAKSU, kdy se vrací jen motor s blokem řízení (RCS a počítače) - UZ by mělo vlastní jednorázový aerodynamický kryt. Pilotovaná kabina by se oddělila a přistála samostatně.

Ještě zkusím prodiskutovat to, jaké "poučení" bychom si měli z STS odnést. Mne napadají následující možnosti.

Orbiter STS je moc velký?
=> udělat ho menší? jak velký? např. čtvrtinový? je akorát? proč?

Systém STS je moc složitý takže vyžaduje příliš velkou údržbu a mnoho předstartovních prací a kontrol?
=> udělat ho jednodušší? jak? SSTO? Kliper? proč?

Infrastruktura STS je moc rozsáhlá a drahá? (OPF, VAB, LC39, ...)
=> jak ji snížit a zlevnit? vodorovným startem? SSTO? využitím komerčních zařízení k jinému účelu?

Není dost vhodných ("platících") nákladů pro vynášení?
=> počkat až jich bude dost? vytvořit podmínky pro vznik poptávky? jak?

Problém je v SRB, bočním uspořádání a jednorázové ET?
=> inline konfigurace? boostery na KPL? SSTO? vodorovný start? katapult? vzdušný start? hypersonik?

Problém je v organizaci práce v NASA?
=> v Rusku by to fungovalo? je třeba konkurence? úplná komercionalizace nosičů?

Jaká "poučení" dokážete z provozu STS odvodit?

dobrý den,

myslím, že už jsem to do některé diskuze psal, nicméně tady jsou pěkné body, tak to připíšu k nim (co kdyby nás náhodou NASA poslechla ;-)).

citace:

---

Orbiter STS je moc velký?
=> udělat ho menší? jak velký? např. čtvrtinový? je akorát? proč?

---

citace:

---

Systém STS je moc složitý takže vyžaduje příliš velkou údržbu a mnoho předstartovních prací a kontrol?
=> udělat ho jednodušší? jak? SSTO? Kliper? proč?

---

citace:

---

Infrastruktura STS je moc rozsáhlá a drahá? (OPF, VAB, LC39, ...)
=> jak ji snížit a zlevnit? vodorovným startem? SSTO? využitím komerčních zařízení k jinému účelu?

---

citace:

---

Není dost vhodných ("platících") nákladů pro vynášení?
=> počkat až jich bude dost? vytvořit podmínky pro vznik poptávky? jak?

---

citace:

---

Problém je v SRB, bočním uspořádání a jednorázové ET?
=> inline konfigurace? boostery na KPL? SSTO? vodorovný start? katapult? vzdušný start? hypersonik?

---

citace:

---

Problém je v organizaci práce v NASA?
=> v Rusku by to fungovalo? je třeba konkurence? úplná komercionalizace nosičů?

---

citace:

---

Jaká "poučení" dokážete z provozu STS odvodit?

---

Přidám svůj názor. Nebude to názor, co je nejreálnější v současné době (za to stále považuji systém jako MAKS nebo výhledově Butan) ale uvedu, co si myslím z technického hlediska bez ohledu na časové hledisko:

1/Nosnost kosmoplánu: Považuji za dostatečnou zhruba poloviční než STS. Tak to původně chtěla i NASA . Tedy max. 10 tun nákladu na LEO + 2 piloty. Z LEO max. 7 tun. Ti dva piloti musí stačit, v Sojuzu běžně létali dva. Stejně bude vhodná varianta automatického přistání. Druhá verse stejného stroje pro dopravu lidí by měla v nákladovém prostoru hermetizovanou kabinu pro 4-6 lidí. Poloviční náklad neznamená poloviční rozměry Shuttle. Jelikož předpokládám 2-stupňový systém (viz dále) hmota naloženého raketoplánu na LEO by mohla být max. třetinová. Jakékoliv větší náklady než 10 tun konstruovat pro klasické nosiče + vesmírný tahač, kde je to mnohem levnější

2/ Stupňovitost: I kdyby někdy bylo možno realizovat SSTO, považuji to za technicky a ekonomicky nevýhodné. Proč tahat do vesmíru a urychlovat na 1.kosmickou rychlost obrovské nádrže a motory, které budou konstruovány pravděpodobně i na práci v atmosféře a takové velké prázdné nádrže pak brzdit, obkládat tepelnou isolací, vyztužovat proti velkému tlaku při přistání, mít těžký podvozek, křídla atd. Dvoustupňový systém s plně návratným prvým stupněm bude při stejném výkonu mnohem levnější a menší a stejně plně znovupoužitelný.

3/ Konstrukce 2. stupně: Zásadně třípalivový raketový motor (kerosen, H2, LOX) , aby potřebná nádrž vyšla co nejmenší. Ve výhledu návrat kosmoplánu včetně integrované nádrže (podobně jako výhledový MAKS-M). Z počátku by bylo možno začít s odhazovací nenávratným ET

4/ Prvý stupeň: Pokud by se použil podzvukový nosič v kategorii AN225, pak nosnost by byla mírně snížená. Nosič v kategorii Herakles by zřejmě mohl splnit výše uvedené parametry. To by šlo zvolit jako prvý krok. Výhledově buďto použít hypersonický letoun, nebo možná jednodušeji použít raketový nosič na LOX/RP, startující vodorovně s křídly a přistávající pomocí křídel na dráze. Tak to zamýšlela původně NASA a to pro Shuttle zhruba 3x těžší. Vztlak křídel by uspořil hmotu prvého stupně oproti kolmému startu a také jeho přistání na dráhu by bylo lepší než do moře na padácích. Přistání by bylo automatické. Raketový prvý stupeň by umožnil dosáhnout větší výšky a větší rychlosti než vzdušný podzvukový (možná i hypersonický) a tím by klesla hmota druhého stupně a byla by snazší možnost jeho kompletního návratu na Zem.

Navrhuji tedy systémy značně odlišné od STS a myslím že jak USA tak Rusko na to technicky mají.

Já také přidám svou hrstku do mlýnu.

V čem vidím největší neohrabanost současných nosičů je jejich nepružnost. Nejdou lehce škálovat v nosnosti. Ačkoliv stačí "jen" přidat další pomocné rakety, přesto musí být nový sw atd.
Já si představzuji, že nový systém by se měl lehce škálovat "dotankováním" více paliva. Prostě něco jako že mi přijde náklad, já ho zvážím, natankuju palivo, zadám požadované kepleriány do sw, posadím to na Kosmoplán a už se o to nestarám. To zatím žádná raketa neumí ...

Myslim ze se sesla pekna radka navrhu, podivejme se ale i na horizont realizovatelnosti takovehoto kosmoplanu.
NASA vpodstate vypadava ze hry. Je temer jiste ze pujde cestou CEVu ktery bude pouze vztlakove teleso (ve tvaru kapsle nebo klipru) vynasene klasickou raketou. Mozna bude podporovat i komercni alternativu na LEO, ktera muze pouzivat letounovy nosic jako 1.stp.
Rusko ma Sojuz, vyhledove Klipr.
ESA mozna nevzdava plany na nejaky raketoplan, ale logicky se zrejme prida ke Klipru, nebo stravi dalsi desetileti vyvyjeni neceho co se mu bude podobat a bude vynaseno raketou Ariane.
Cina jde cestou kapsle.

Zbyva jedine privatni sektor. Zde by mohl byt realizovan treba MAKS. V suborbitalniho sektoru se muze vyvinout neco ze Space Ship, ale to bude dlouha evoluce. Existuje spousta dalsich fantastickych navrhu, ktere ale vyzaduji milliardy na vyvoj a spousty casu.

Celkove si myslim, ze pokud nedojde skutecne k fenomenalnimu rozvoji kosmonautiky na zpusob rozvoje pocitacu, tak je opravdovy kosmoplan realizovatelny nejdriv tak za tricet let (a to jsem optimista vzhledem k vyvoji v uplynulych desetiletich).

Osobně nepovažuju za dobrý nápad vynášet náklad 10 t s posádkou dvou lidí - omezuje to totiž možnost vypouštění komunikačních a navigačních družic - obtížné použití urychlovacích stupňů - nebezpečné pro posádku nebo nízká nosnost. Navíc záchranný systém posádky těžko umožní jednoduché zvyšování počtu členů. Problém s aerodynamikou může zkomplikovat odhození těžkého nákladu (orbitálního stupně) při vysokých rychlostech - zatím to nikdo pořádně neřešil a nevyzkoušel (kromě XB-70 Valkyrie a SR-71).
U letounového nosiče bude problém volba vhodného místa startu - extrémně nebezpečný náklad (200 t explozivní směsi) výrazně sníží počet využitelných letišť, dolet An-225 s nákladem 250 t není nic moc, při startech z Ruska je omezena možnost vypouštět náklad na vysoké dráhy - nevhodný sklon.
Nepružnost raket řešila úspěšně Ariane 4 a Delta 2 - různý počet SRB nebo PALů a PAPů. Natankovat raketu na poloviční nosnost není problém, ale je to plýtvání řešené doplňkovými náklady - různé technologické nebo amatérské družice.

XB-70 dospel do fázy prototypu, žiadne odhody nákladu mi nie sú známe. SR-ko pokiaľ viem je iba prieskumný stroj s minimálnou nosnosťou, taktiež žiadne zhadzovanie bômb alebo niečoho podobného neprebehlo.
Dolet Mrije je s 200t nákladu 4000 km, s 250t to bude určite menej, ale aj keby to bolo okolo 3000 km, je to stále "habakuk".

Samotná konštrukcia rakety ráta s hmotnosťou, tlakom a silovým pôsobením paliva na jej korpus ako pri štarte, tak aj pri lete. Dá sa v istom ohľade povedať, že samotné palivo je súčasťou pevnostnej štruktúry celej konštrukcie, takže nejaké polovičné alebo "iné" dotankovanie by úplne zmenilo systém a to nielen s ohľadom na sw.

Díky p. Pinkasovi za perfektní názor. Mě nezbývá, než se s ním ztotožnit. I ostatní návrhy jsou zajímavé a brzy se je pokusím nějak shrnout.

Ještě předtím ale přidám pár svých dalších poznámek (k možné evoluci CEVu s SRB):
- CEV pro LEO může snad mít podobu Kliperu (třeba i varianty s křídélky)
- pro LEO může mít časem druhý stupeň uspořádání jako MAKS (něco jako MAKS startující pomocí SRB)
- místo SRB se výhledově může použít hypersonik nebo okřidlený raketový stupeň
- kosmoplán by mohl být primárně nákladní a nepilotovaný (přistání může být klidně i dálkově řízené)
- nákladem pak může být CEV, Kliper, nebo i družice
- aby bylo pro kosmoplán dost nákladů, musel by asi převzít i vynášení většiny družic (v dohledné době)
- jakmile se objeví principiálně nový způsob pohonu nebo dopravy, bude jistě okamžitě využit (viz. např. návrhy martaliena nebo snad i Petra B.)

Pořád doufám, že mnohonásobná použitelnost dílů je dobrou cestou k efektivnější a komfortnější dopravě do kosmu (to je i moje odpověď Hawkovi proč diskutuji o kosmoplánu). Má to ale jeden zásadní problém. Každý "kosmoplán" bude mít vždy o něco nižší nosnost, vyšší složitost a vyšší výrobní cenu, než jednorázové prostředky (protože musí obsahovat zařízení pro "recyklaci"). Bude vyvážení těchto nedostatků výhodami "kosmoplánu" dostatečné? ("recyklace" drahých dílů, případná absence startovací rampy, "platící" náklad k Zemi, ...) Nejsem si tím jist. Asi to ukáže až čas.

Má to ale jeden zásadní problém. Každý "kosmoplán" bude mít vždy o něco nižší nosnost, vyšší složitost a vyšší výrobní cenu, než jednorázové prostředky (protože musí obsahovat zařízení pro "recyklaci").

nemusi a nebude!

Bude vyvážení těchto nedostatků výhodami "kosmoplánu" dostatečné? ("recyklace" drahých dílů, případná absence startovací rampy, "platící" náklad k Zemi, ...)

bude!

Minimalne jeden zpusob reseni existuje, je vsak radikalne odlisny ode vsech zde doposud diskutovanych.
Proto jsem se rozhodl k tohle tematu uz neprispivat v diskuzich. Az cas nazraje, tak predvedu model a udelam prezentaci pak to vsichni uvidite a pochopite.

P.B.> Az cas nazraje, tak predvedu model a udelam prezentaci pak to vsichni uvidite a pochopite.

Na tvůj revoluční systém se moc těším. Snad se dočkám jeho zprovoznění. Při zcela novém principu dopravy je většina našich předchozích úvah bezpředmětných, ale dokud to nové neuvidíme v reálu, tak prostě zatím musíme počítat jen s tím, o čem víme.

Zpátky k An-225 Mrija, pokud má dolet s 200 t nákladu 4000 km, odpovídá to tak 150 t paliva - 250 t prázdná + 200 t náklad + 150 t palivo = 600 t maximálka. Takže při 250 t je to asi 100 t paliva, vzhledem k nutným rezervám tak dolet klesne o víc než třetinu na takových 2400 km, jenomže to platí pro náklad UVNITŘ letadla - aerodynamický odpor nákladu zvenku výrazně zvýší spotřebu, takže dolet může klesnout na takových 1600 km - vždyť při dopravě Buranu (o pouhých 70 t plus nějakých 10-20 t uvnitř) už Mrija nebyla schopna uletět víc než 2500 km - takže let do Paříže a zpět byl etapový.

citace:

---

Má to ale jeden zásadní problém. Každý "kosmoplán" bude mít vždy o něco nižší nosnost, vyšší složitost a vyšší výrobní cenu, než jednorázové prostředky (protože musí obsahovat zařízení pro "recyklaci").

nemusi a nebude!

Bude vyvážení těchto nedostatků výhodami "kosmoplánu" dostatečné? ("recyklace" drahých dílů, případná absence startovací rampy, "platící" náklad k Zemi, ...)

bude!

Minimalne jeden zpusob reseni existuje, je vsak radikalne odlisny ode vsech zde doposud diskutovanych.
Proto jsem se rozhodl k tohle tematu uz neprispivat v diskuzich. Az cas nazraje, tak predvedu model a udelam prezentaci pak to vsichni uvidite a pochopite.

---

Souhlasím s p. Holubem i Jirkou, že těžko jak USA tak Rusko se budou pouštět do nového velkého projektu, když za stěžejní považují CEV a Klipper a CEV pro LEO možná také bude výhledově přistávat na dráze. Mnohem pravděpodobnější je postupná evoluce, kdy zůstane prvý stupeň raketový , např. DerSRB, který je přece jen relativně jednoduchý a CEV se bude postupně vyvíjet třeba až k opravdovému kosmoplánu.

Co se týče nákladů návratových prostředků ve srovnání s klasickými, je jasné, že nikdo nebude vyvíjet návratové, pokud v provozu včetně údržby, oprav vyjdou dráže, než klasické. Podmínkou je ovšem důkladná a přesná ekonomická analýza, včetně reálných potřeb, aby to nedopadlo jako s STS, kde analýza byla dělaná na zcela jiné provozní výkony, než byly skutečné.

Jako dobrou variantu bych viděl upravit MAKS tak, aby blok motorů RD-701, RCS a řídící počítače byl vybaven vlastním štítem a padáky pro samostatný návrat a jako UZ by se vynášel upravený Klipr (většinu letu spojen s motoblokem), hmotnostně by to mohlo vyjít. Místo Klipru by se dal vypouštět nákladový kontejner pro ISS, bezpilotní Klipr (návratová kabina pro dopravu nákladů na zem) nebo samostatná družice.

> upravit MAKS tak, aby blok motorů RD-701, RCS a řídící počítače byl vybaven vlastním štítem a padáky pro samostatný návrat

Tak tohle mi taky připadá jako moc pěkná a univerzální varianta RLV. Na stejném principu by se možná dal upravit i SDV pro těžší náklady (s bočním uspořádáním). Zaniká jen ET a přitom orbiter není nutný (ale stále možný). Super.

Velkou výhodou tohoto návrhu je: 1. nízká váha návratového bloku - odhadem po přistání 9-12 t - po přistání na pevninu není problém podvěsit pod Mil Mi-26 (nebo i americký CH-54E) a odvézt odkudkoliv kamkoliv. U SDV už bude hmotnost bloku tak velká, že přistávat musíte na přesně daných místech s dostatečnou logistickou podporou.
2. Optimální nosnost - při UZ 10-11 t není problém vynášet družici s kryogenním urychlovacím stupněm, na GTO tak dostanete cca 5 t družici nebo na GEO družici o cca 3,2 t. Při vynášení zásobovacích bloků k ISS dovezete takových 5 t nákladu. Bezpilotní Klipr by na zem dostal (po vymontování větší části klimatizace, systému životních podmínek a poloviny zdrojů energie nezbytných pro let s posádkou, ale zbytečných pro dopravu nákladů) klidně 2-2,5 t nákladu.

Také si myslím, že myšlenka pana Ervé je velmi dobrá. Otázka dopravy prostředku po přistání je velmi důležitá. Samostatný návrat motoru a řízení by sice znamenal nějakou váhu navíc ale snad by se to zvládlo, aby UZ byla okolo 10 tun. Energomaš vyvíjí v projektu Sapsan zlepšenou versi motoru RD701 – RD704

Souhlasím s tím, že pozemní doprava případné návratové části SDV by byla obtížnější, takže něco o roměrech MAKSu je mnohem výhodnější a pravděpodobně optimální. Teoreticky by se snad takový návratový motorový a řídicí blok dal udělat skoro u každého (druhého) stupně, který dosahuje LEO (i u klasických raket). Mohla by to být cesta jak "recyklovat" docela drahé části nosičů. Nebo ne?

Když se technicky rozebere ten návrat motorového bloku s řízením, zřejmě by to nebylo jednoduché:
1/ Těžko by šlo umístit blok řízení blízko motoru z důvodů teplot, vibrací a elektromagnetického rušení.
2/ Ideální by bylo nechat návratový motor spojený s nádrží a při sestupu využít energie brzdění velké nádrže před jejím shořením. Avšak při nedefinovatelném rozpadu nádrže by mohly vzniknout točivé momenty, které by stabilizace návratové schránky již nemusela zvládnout. I při sestupu samostatného motoru s tepelným štítem by byl konstrukčně problém v tom, že skrz tento štít by musely před oddělením procházet potrubí paliva a okysličovadla. Jak to potom uzavřít, aby to neprohořelo? Aby se tam štít přesunul až po oddělení by také nebylo technicky jednoduché.

Návrat motorového bloku s řízením by jistě nebyl jednoduchý, ale:
1) Na Deltě 4 Heavy byla RocketCam i blízko motoru ( http://www.eclipticenterprises.com/gallery_rocketcam.shtml ), takže i řídicí systém si tam dovedu představit.
2) Průchod potrubí tepelným štítem musí řešit i Shuttle a nějak i MAKS. Mohl by tam být jednorázově uzavíratelný poklop (něco jako jednoduché dveře zatahovacího podvozku), nebo by snad mohlo být potrubí od nádrží vedeno i vedle štítu (takový "obchvat").
Faktem je, že o žádném podobném projektu (návratu samotného motorového a řídicího bloku z LEO pro RLV) jsem neslyšel. Za zvážení to ale snad stojí. Podstatné je, aby náklady na návrat a znovupoužití nepřevýšily náklady na výrobu nového kusu. Tohle asi odhadneme jen velmi těžko.

A čo použiť niečo na spôsob SRD (IRDT) - nafukovací tepelný štít ? Niekedy v septembri by sa mal robiť ďalší test. Sa mi zdá, že sa už pokúšali o návrat horného stupňa, ale nedohľadali ho (rozumej stratil sa). No, snáď to tentoraz vyjde.

IRDT vypadá zajímavě. Podle http://astro.zeto.czest.pl/plan.htm je suborbitální test IRDT-2R plánován na 15.9.2005. Snad to tentokrát vyjde, protože by to snad mohlo mít dobré využití pro návraty z LEO (nejen horních stupňů, ale třeba i nákladů).

http://www.laspace.ru/rus/ptu_launches.php
Tu je to pekne popísané, ale v bukvičkách....

Prvý pokus byl uskutečněn již 9.února 2000 za účelem prověření speciálních nafukovacích prostředků s průžnou tepelnou ochranou „DEmonstrátor 2“ pro spuštění nákladů z LEO na Zem. Měl se vrátit celý prázdný poslední stupeň FREGAT + experimentální aparatura, což i s padáky mělo hmotu 1820 kg. V důsledku chyby v brzdění se našel jen silně poškozený blok aparatury, Fregat se vůbec nenašel (zřejmě shořel).

Druhý pokus byl uskutečněn 20.června 2001 ale poslední stupeň se neoddělil od rakety Bolna (vypouštěné z ponorky) a úlomky dopadly na Kamčatku.

Třetí pokus se uskutečnil 12.června 2002 ale došlo k neplánovanému oddělení Demonstrátoru a jeho ztrátě. Další pokus se má uskutečnit jak píše pan Holub v září t.r.

Systém má být schopný fungovat pro záchranu lidí ale i spuštění z LEO těžkých až vícetunových kontejnérů a perspektivně i pro Mars.

Moje závěry z diskuse o kosmoplánu (Shuttle2):
- smyslem a určením je efektivní, bezpečná a komfortní doprava lidí a (nebo) nákladů na LEO i zpět
- zatím není dost vhodných nákladů, proto musí být univerzálně použitelný (i pro družice)
- pokud nebude efektivnější, než jednorázové systémy, nepřežije (viz. STS)
- základem úspěchu je snad nízká cena (dosažená pokud možno mnohonásobnou použitelností)
- jde spíš o konstrukci mnohonásobně použitelného nosiče (RLV) než jen o kosmoplán
- jednotlivé díly by měly mít co největší alternativní komerční využití (např. proudový letoun)
- zatím optimálním principem je asi dvoustupňová koncepce (aby se zbytečně neurychloval "přízemní" pohon)
-- první stupeň musí co nejefektivněji dostat druhý stupeň co nejvýše a do co nejvyšší rychlosti
--- možnosti: proudový letoun, hypersonik, levná nebo mnohonásobně použitelná raketa (SRB, Bajkal), snad i katapult
-- druhý stupeň už by měl pokud možno dosáhnout LEO (pro snížení složitosti systému) a vrátit se z ní k místu startu
--- možnosti: raketoplán s ET nebo integrovanou nádrží, kluzák na klasické raketě, návratový raketový stupeň nebo alespoň s návratem motoru a řízení
- "exotické" možnosti: SSTO, iontová urychlovadla, univerzální motory (proudové/raketové), výroba okysličovadla za letu, nafukovací tepelné štíty
- nejreálnější projekty: stávající STS, Kliper, CEV pro LEO? systém Eněrgia/Buran, MAKS (jednotková cena snad pod 1000 USD/kg)
- perspektivní projekty (ale zatím bohužel nereálné): VentureStar, Hotol, Skylon, SHARP, Sänger, ...
- vytoužené alternativy: kosmický výtah nebo "lifter" na novém principu (Slunečnice, projekt Petra B.)
- možnosti vylepšení STS: soustředění infrastruktury, modernizace dílů, "kontejnerizace", reorganizace NASA
- nepříznivé faktory: tlak na snížení ceny kosmické dopravy je zatím malý (družice jsou dražší), vícenásobná použitelnost se vyplatí jen při častém využití

Můj celkový dojem: Doba se mi nezdá být pro kosmoplán příznivá a supervýhodné řešení jsem zatím v diskusi nenašel. Mám obavu, že v příštím desetiletí budeme nostalgicky vzpomínat na krásný STS jako dnes na Apollo, Saturn 5, Skylab nebo Eněrgiu/Buran. Snad už brzy dostanou kosmoplány nějaký nový impulz (komercionalizace, nové řešení, nový objev).
[Upraveno 25.8.2005 poslal ales]

Když jsem hulvátsky spočítal cenu za start Maks ve formě návratového motobloku, tak se optimisticky můžeme dostat někam k 7 mil. USD za start bez užitečného zatížení, pokud bude reálná cena 10 mil. dolarů za start, při 10 t družici je cena 1000 USD za kg. Náklad v kontejneru k ISS za 2000 USD za kg (5 t nákladu, ale zvýší ho cena kontejneru, spojovacího vybavení atd. snad jen na 5000 USD za kg). To už by se dost vyplatilo.

Myslím si, že pro ekonomiku kosmoplánu by postačovalo, aby alespoň jeden stupeň – první měl výdrž v řádu obvyklém pro letadla – minimálně 1000 vzletů a u druhého už by příliš neovlivnilo ekonomiku celku, jestli by motor a nádrž druhého stupně musely být vyráběny vždy nové, nebo vráceny a opravovány. Kdyby míst nich se vracel na Zem ve stejné hmotě užitečný náklad z kosmu, asi by to vyšlo finančně stejně. Dále by se vracel celý raketoplán s vybavením a naváděcím systémem a už by také nebylo rozhodující, zda celý tepelný štít se musí dělat nový, nebo opravovat podvozek.