|
Mě zajímají možnosti záchrany posádky při startu z Měqíce. Potíže při přistání se řeší odhozením přistávacího stupně, zážehem startovacího a odletem zpět na orbitu. Při startu ale může nastat několik typů problémů:
1. výpadek motoru (od ucpání přívodu paliva přes prohoření komory a trysky atd.) - to se dá řešit záložním motorem, zráty vzniklé přepínáním se dají kompenzovat např. odhozením části modulu - schránky se vzorky nebo záložními přístroji (každé kilo pomůže).
2. jiné problémy řešitelné přepnutím na záložní systém.
3. problémy neřešitelné - závada, která vyřadí i záložní systém - výbuch, prasklé potrubí, selhání přepojovacího ventilu, nebo závady, které se nedají řešit zálohováním - prasknutí nádrže a únik paliva nebo okysličovadla, totální výpadek systémů řízení apod. V tomto případě je záchrana na Měsíci nemožná a posádka zahyne.
Na Marsu se dá i taková situace řešit, například katapultáží posádky a jejím přistání na padáku s dobržděním malým raketovým motorem, posádku pak musí rychle vyzvednout záložní expediční modul.
Rusové chystali pro Měsíc systém se zálohami, američané v Apollu sázeli na důkladně vyzkoušené systémy, přitom čím méně jich tam bude, tím menší šance, že se některý porouchá.
A havárie Apolla 1 je nedílnou součástí úspěchu Apolla, bez ní by samotné lety na Měsíc neprobíhaly ani zdaleka tak hladce. |
|
s tymi zachrannymi systemami aj mna zaujima ako to asi bude v buducnosti vyriesene v dobe ked na mesiaci toho este nebude vela co sa tyka zaloh.v studii esas bolo si nieco navrhnute so zaloznim lsam ale az v dobe ked sa tam zacne budovat prva stala zakladna.
dalej by ma zaujimalo ci niekto vie ze do akej hlbky moze teoreticky dopadat slnecny vietor a aku ma hustotu?ja som sa docital k tomu, ze rychlost je od 500 do 1500 km/s a hustota 500 ionov na cm^3
moj email marcellino4@orangemail.sk |
|
| Podle včerejšího oznámení, se už v NASA zřejmě definitivně rozhodli použít pro CaLV motory RS-68 (a zvětšit průměr hlavní nádrže) - viz. http://www.nasa.gov/home/hqnews/2006/may/HQ_06226_RS-68_ENGINE.html |
|
| Proč ale trvají na 5 motorech, když by v pohodě měli stačit 4 ? (díky výrazně vyššímu tahu i při výpadku 1 motoru). Znamená to další zvětšení rozměrů a hmotnosti ? Snad bude rampa 39 stačit, stejně bude přestavba rozsáhlá. Mám dojem, že se NASA rozhodla řešit problémy s velkou hmotností zvětšením rakety místo úspor v konstrukci. Pokud to vyjde levněji než hrátky s SSME (což by mělo), tak je to dobrý nápad, ještě je čas pro zásadní rozhodnutí. Což takhle opustit i SRB a použít jako startovací bloky první stupně Atlasu 5. |
|
| je tu niekto kto sa vyzna v mesacnej hornine? vsimol som si ze isty sulinar ma prehlad...potreboval by som si vymenit par info |
|
//Proč ale trvají na 5 motorech, když by v pohodě měli stačit 4 ? //
Možná dle hesla ,čím vyšší užitečná hmotnost tím lépe. Pokud chtějí dělat delší lunární mise, tak se každé kilo užitečného nákladu navíc šikne. |
|
Sokujici je zejmena informace, ze motor RS-68 ma stat 20 mil USD. Aby nakonec NASA nezjistila to, co uz davno vsichni vime. Ze totiz nejlevnejsi by bylo vykaslat se na SRB a pouzit 5 motoru z kategorie F1.
Myslel jsem ze puvodne mel byt CaLV "shuttle derived". Ted to vypada, ze z STS nezbyde skoro nic. Treba se jeste toho F1 dockame. |
|
citace:
je tu niekto kto sa vyzna v mesacnej hornine? vsimol som si ze isty sulinar ma prehlad...potreboval by som si vymenit par info
A co konkretne? |
|
| no zaujimalo by ma do akej hlbky moze dopadat slnecny vietor a ake su moznosti spracovat horninu v mikrovlnnych peciach.teda pri akej teplote sa tavi tak to viem ale zaujima ma akakolvek moznost splynovania.existuju nejake relevantne informacie na dane otazky |
|
| Získávání kyslíku z regolitu : http://science.nasa.gov/headlines/y2006/05may_moonrocks.htm?list125984 |
|
citace:
Proč ale trvají na 5 motorech, když by v pohodě měli stačit 4 ?
Stejná otázka + odpovědi jsou zde:
http://forum.nasaspaceflight.com/forums/thread-view.asp?tid=2616&posts=23&start=1 |
|
> Proč ale trvají na 5 motorech, když by v pohodě měly stačit 4 ?
> Stejná otázka + odpovědi jsou zde: http://forum.nasaspaceflight.com/forums/thread-view.asp?tid=2616&posts=23&start=1
Chápu to tedy tak, že přestože má RS-68 vyšší tah než SSME (3,3MN proti 1,8MN), tak má naopak nižší Isp (420s/4215Ns/kg proti 453s/4450Ns/kg [na Wikipedii u RS-68 dokonce uvádí jen 408s]) a také vyšší vlastní hmotnost (6597kg proti 3177kg). Výsledkem je tedy vyšší suchá hmotnost nosiče a navíc potřeba většího množství pohonných látek pro dosažení stejné nosnosti (kvůli nižšímu Isp). Zvetšení nádrže pak dále zvyšuje suchou hmotnost nosiče. Nakonec tedy CaLV bude muset mít asi docela o hodně vyšší startovací hmotnost (při stejné nosnosti) než ve verzi s SSME, a proto zřejmě bude třeba tah pěti motorů RS-68.
Nepřipadá mi to zrovna jako "vylepšení". Netušíte, proč vlastně NASA k tomuto kroku přistoupila? Kvůli ceně? U RS-68 je udávána cena 20 mil USD na kus. Kolik to může být u SSME? |
|
Mala rekapitulace. 5 x RS-68 + 2 x SRB bude mit vyrazne vyssi tah a hmotnost nez Saturn V, ale zrejme ne o moc vetsi nosnost. Prece jen SRB ma mensi ISP nez F1 a RS-68 ma mensi ISP nez J-2. Saturn V mel 3 stupne, zatimco CaLV 2 1/2.
Oproti variante CaLV s 5 x SSME musi nynejsi varianta nest vice paliva (RS-68 ma mensi ISP nez SSME) a proto ma i zvetseny prumer ET.
Faktory, ktere zde hraji roli je spolehlivost motoru, ktera je zrejme zatim vetsi u SSME, coz si vyzada upravy na RS-68. Tim dojde ke zvyseni jejich ceny z cca 12mil USD na 20mil USD, pricemz cena jednorazoveho SSME byla odhadovana na 40mil USD, coz pri jednom startu dela rozdil 100mil USD. Nakladum na modifikaci motoru se nelze vyhnout tak jako tak.
Otazkou take zustava potreba modifikace stavajici infrastruktury. Zejmena omezeni vysky CaLV vzhledem k VAB a infrastruktura pro vyrobu nadrzi o vetsim prumeru.
V dobe prvniho startu CaLV bude mit motor RS-68 za sebou uz dlouhou historii startu na Delta IV a J-2S & 5segSRB na CLV.
|
|
citace:
Nepřipadá mi to zrovna jako "vylepšení". Netušíte, proč vlastně NASA k tomuto kroku přistoupila? Kvůli ceně? U RS-68 je udávána cena 20 mil USD na kus. Kolik to může být u SSME?
Cena soucasneho SSME je asi 60milUSD, po redesignu asi 40milUSD. Dale by samozrejme byla nutna narocna rekvalifikace.
U RS-68 by redesign spocival zejmena ve zdvojeni software a nekterych ventilu, zbytek by zrejme zustal stejny. Vetsi hmotnost RS-68 je dana zrejme vetsim tahem, robustnejsi konstrukci a taky ablativni tryskou, kdy se material trysky postupne odparuje (Zajimalo by me kolik se ho vlastne odpari).
5 x RS-68 je tedy vyrazne levnejsi nez 5 x SSME. Cena vetsiho mnostvi paliva a vice materialu na nadrz je zanedbatelna. Cena navrhu nadrze o prumeru 10m oproti neco kolem 9m je take zanedbatelna. Otazkou tedy zustava jen jestli lze pouzit naradi a postupy vyvinute uz pro STS. Tipuju ze ano, nebo ze cenovy rozdil je maly, jinak by ta zmena smysl nedavala. |
|
citace:
no zaujimalo by ma do akej hlbky moze dopadat slnecny vietor a ake su moznosti spracovat horninu v mikrovlnnych peciach.teda pri akej teplote sa tavi tak to viem ale zaujima ma akakolvek moznost splynovania.existuju nejake relevantne informacie na dane otazky
Iony ze slunecniho vetru dopadaji do hloubky asi 300 mikrometru od povrch mineralnich zrn. Hloubka se lisi u ruznych iontu, takze vodik se dostane jen 130mikronu pod povrch a 4-He az 320. Ionty se ale koncentruji v mensich zrnech (vzhledem k te hloubce), vetsina jich je tak v zrnech do 50 mikronu.
Celkove za cele stari Mesice by tyto ionty vytvorily vrstvu mocnou asi 2 metry. Regolit pro porovnani ma mocnost od 2 do 12 metru (zatim merenych). Koncentrace techto iontu se s hloubkou prilis nemeni, tedy rekneme je konstatni.
Zplynovani viz Mirek Kana. Teplota nutna na zplynovani a uvolneni plynneho kysliku je dobre pres 2000C. Jine slouceniny se ale uvolnuji jiz za malych teplot. Kuprikladu: voda od 200C, CO2 taktez, helium se maximalne uvolnuje pri 500C, vodik 300-1200C, metan 400-800C, CO a dusik od 600C, atd. |
|
Nekdo by jiste mohl navrhnout pouzit Deltu IV pro vynaseni CEVu. Jenomze RS-68 se bude upravovat az za par let pro CaLV a stejne by nosnost Delty s jednim jadrem (Delta IV medium) byla nedostatecna. Pouziti 3 jader Delta IV by bylo zase mnohem mene spolehlive nez pouziti jednoho SRB.
Navic CaLV stejne potrebuje 5segSRB a J-2S, ktere budou vyvijeny prednostne uz pro CLV.
Vypada to ze 5segSRB je proste nezbytnost. Cela soucasna filozofie NASA stoji na SRB, coz je i nejdulezitejsi odkaz STS. Doufejme ze je to dobra sazka.
Dost je kritizovana cena za vyvoj 5seg SRB, ktera stoupla z 1mldUSD na 3mld USD, na druhou stranu je to opravdu zaklad cele vize.
|
|
citace:
Sokujici je zejmena informace, ze motor RS-68 ma stat 20 mil USD. Aby nakonec NASA nezjistila to, co uz davno vsichni vime. Ze totiz nejlevnejsi by bylo vykaslat se na SRB a pouzit 5 motoru z kategorie F1.
Myslel jsem ze puvodne mel byt CaLV "shuttle derived". Ted to vypada, ze z STS nezbyde skoro nic. Treba se jeste toho F1 dockame.
Tento prispevek jsem napsal pod dojmem toho, ze jsem minuly tyden zaslechl cosi o moznosti reinkarnace veleuspesneho a spolehliveho motoru F1. Jenomze by to znamenalo kompletni vyskrtnuti SRB. To ma vsak uskali v tom, ze pro CLV by zrejme nestacil jeden motor F1 s jednim J-2 (nosnost max. 15t). Navic CaLV ktery by mel motory F1 v prvnim stupni by stejne potreboval min 5 motoru J-2 ve druhem stupni a aspon jeden J-2 ve tretim stupni. Tedy vpodstate to same co Saturn V.
Myslim ze timto smerem NASA neuvazuje zejmena kvuli nemoznosti pouzit stejne komponenty pro CLV a CaLV. |
|
| V přehledu KosmoWatch pro 21. týden je spousta zajímavých informací. Například Jeffrey Bell: NASA trvalo téměř dva roky, než zjistila, že SSME je příliš drahý. Pětisegmentový SRB je vlastně nový motor s nejméně 3mld. vývojem, který proběhne ještě v době letů STS, to znamená, že nebudou peníze. V článku o CEVu se objevuje rok 2014 jako datum prvního pilotovaného startu, i když se firmy snaží vyhrát soutěž s rokem 2012, rozhodnutí má padnout za tři měsíce. Data o LSAMu jsou taky zajímavá. |
|
citace:
Například Jeffrey Bell: NASA trvalo téměř dva roky, než zjistila, že SSME je příliš drahý. Pětisegmentový SRB je vlastně nový motor s nejméně 3mld. vývojem, který proběhne ještě v době letů STS, to znamená, že nebudou peníze.
Nemusime chodit daleko. Pred vice jak rokem jsem jsem zde prosazoval "inline" variantu derSTS, ktera by mela dve standartni SRB, predelanou ET se dvema RS-68 a zhruba 75t uzitecne hmotnosti nad ET. Techto 75t by bylo dopraveno na suborbitalni drahu a pote se odebralo vlastni silou na ISS. Jedna raketa by byla vhodna na pilotovane a zasobovaci lety k ISS, nebo zasobovaci let na Mesic.
Dve rakety by zvladly vpodstate to same co CaLV+CLV jen s jinou distribuci hmotnosti.
Kde je chyba?
|
|
| No chyba je v tom, ze nejses planovacem NASA ale jenom clenem kosmo klubu. |
|
| Asi jo. |
|
citace:
Kde je chyba?
Chyba je asi v tom, ze by CLV s jednim SRB a J-2 v hornim stupni mel byt bezpecnejsi pro posadku. NASA hold neumi letat do vesmiru levne, snad to bude aspon bezpecne.
Myslim, ze se NASA jeste uplne nevzdala myslenky na pohon LOX/methan pro CEV, viz napr.
http://www.xcor.com/XCOR_ATK_methane-engine.html |
|
| Tady došlo k chybné interpretaci. NASA jen přestala VYŽADOVAT aby pohon byl LOX/metan, to znamená, že volbu (a riziko) nechala na konstruktérech, protože ti buď musí vyvinout motor, nebo podstatně odlehčit konstrukci. Jednodušší je koupit od rusů jejich zkušenosti s metanem a postavit vlastní motor. |
|
| Myslim ze NASA v teto otazce nerozhodla vubec nic. Predpokladam ze v nabidkach obou dodavatelu CEVu se objevi hypergolicky pohon. NASA si pak po jistou dobu bude nechavat otevrenou moznost i pro LOX/metan. Pro LEO neni metan zapotrebi a az bude lepsi predstava o moznostech LSAM a dostupnosti LOX/metan motoru tak se uvidi. Prece jen je na to do roku 2014 jeste 7 let casu. To je hoooodne dlouha doba. |
|
| chcem sa len spytat aky je pomer paliva a nakladu pre start z mesiaca loi? a ci pomer pre odlet z leo na loi je taky isty ako pomer pre priprzdenie na leo z letu z loi? a ci pomer pre zachytenie na loi je ten isty ako pomer pre odlet z loi? |
|
citace:
chcem sa len spytat aky je pomer paliva a nakladu pre start z mesiaca loi? a ci pomer pre odlet z leo na loi je taky isty ako pomer pre priprzdenie na leo z letu z loi? a ci pomer pre zachytenie na loi je ten isty ako pomer pre odlet z loi?
Pokud dobře chápu otázku, tak ano, poměry při "odletu" i "příletu" jsou v principu stejné. Tedy deltaV při odletu z LEO (Low Earth Orbit) směrem k Měsíci (manévr TLI - Trans Lunar Insertion) je zhruba stejné (cca 3150 m/s) jako deltaV které by bylo potřeba pro navedení (zbrzdění) z příletové dráhy od Měsíce na stejnou LEO. Takový manévr se ovšem (pokud vím) ještě nikdy neuskutečnil, vždy se rovnou přistávalo na Zemi (což je samozřejmě něco jiného). Podobně i deltaV pro zachycení na LLO (Low Lunar Orbit) při příletu od Země (manévr LOI - Lunar Orbit Insertion) je zhruba stejné (cca 900 m/s) jako deltaV pro odlet z LLO k Zemi (manévr TEI - Trans Earth Insertion).
Pro start z Měsíce na LLO je třeba deltaV zhruba 1900 m/s (což je samozřejmě stejné deltaV jako pro přistání z LLO na Měsíci). K dosažení tohoto deltaV se i při kyslíkovodíkovém pohonu (Isp=4500 Ns/kg) spotřebují pohonné látky o hmotnosti nejméně jedné třetiny počáteční hmotnosti stroje (tedy např. pro počáteční hmotnost 3 tuny musí mít palivo nejméně 1 tunu a 2 tuny pak zbývají na celou konstrukci stroje [nádrže, motory, struktura, avionika, ...] a užitečný náklad).
Ještě připomínám, že pro navedení na LEO při příletu (např.) od Měsíce je principiálně možno využít odpor Zemské atmosféry buď "aerobrakingem" (pomalým snižováním apogea po motorickém zachycení na vysoce výstředné dráze) nebo dokonce "aerocapture" (tedy přímým zachycením na oběžné dráze Země přesným a řízeným zanořením do atmosféry tak, aby to stačilo k zachycení na dráze ale přitom to nevedlo rovnou k přistání, ale opět k vynoření z atmosféry a pokračování do apogea - k tomu už je ale samozřejmě zapotřebí silný a relativně těžký tepelný štít). "Aerocapture" je manévr mimořádně náročný na přesnost provedení a pokud vím, tak dosud nikdy nebyl úspěšně proveden (dá se teoreticky použít u všech těles s dostatečnou atmosférou - např. včetně Marsu).[Upraveno 15.6.2006 poslal ales] |
| 15.6.2006 - 21:20 - Adolf | |
|
| Teď se myslím aerobreakuje u Marsu. Tam to ale dost trvá. Pro sondu je to tam při dlouhodové misi asi moc fajn, když to ušetří palivo. Tady u Země by ale asi taková trpělivost na místě nebyla. ____________________
Áda |
|
Trochu se rozhorela debata mezi priznivci a odpurci VSE a obzvlaste tradicni debata o nosicich a vesmirnych lodich.
Ja myslim ze VSE je hlavne o jednom cili. Dostat lidi na Mesic a potencionalne i na Mars. Vse ostatni je cil podruzny.
Z tohoto duvodu si myslim, ze v pocatecni fazi vyvoje jsou nejdulezitejsi nasledujici body:
Dostatecne schopnosti LSAM
Dostatecne schopnosti CEV
Dostatecna nosnost a bezpecnost CaLV
Dostatecna nosnost a bezpecnost CLV
Pokud sledujeme cile VSE, tak je to skutecne tak. Casto se ozyvaji kritiky postupu NASA a objevuji se ruzne navrhy na “vylepseni” pristupu NASA, ale myslim ze ty navrhy proste neberou vazne VSE.
NASA VSE vazne bere a proto dela kroky takove jake dela.
Ted chapu proc nektere moje vlastni navrhy na "vylepseni" nejsou spravne. |
|
Z pohledu VSE dava napriklad smysl proc je CEV tak velky. 4 lide v nem na zpatecni ceste poleti nekolik dni po vycerpavajicich dnech na povrchu Mesice. Navic povezou jeste i s naklad vzorku.
Proc je LSAM tak velky? Protoze na Mesici musi lide predvest mnohem vetsi vykon nez v ramci Apollo. Jinak VSE bude velice zahy zrusena.
Dava taky smysl proc je CaLV tak velky a proc se NASA snazi ho udelat tak velky jak to jen jde. Cim vetsi CaLV, tim vetsi LSAM o ktery jde predevsim. Vetsi pocet startu s mensim nosice by zrejme moc nepomohl, protoze NASA prisla na to, ze smontovat neco ve vesmiru neni vubec jednoduche.
Diskuze o nosicich se pak zrejme smrskne na to, jestli je lepsi pro CLV pouzit 5seg SRB, nebo jadra z EELV.
Jenomze opet lide zapominaji na to, ze CEV neni konstruovan primarne pro cesty na LEO nebo k ISS. To je jen takova znouzectnost. Pro cesty na LEO NASA bude sluzby nakupovat jinde.
Zustava tedy otazka jestli navrhovany tezky CEV lze vynest tezkou variantou EELV s vice motory, nebo je opravdu zapotrebi 5seg SRB.
|
|
Podivejme se na alternativy CLV (zalozene na SRB nebo EELV) slouzici k vynaseni CEVu k misim na Mesic, popripade k misim na ISS.
CLV by mel byt slozen pokud mozno z komponent u kterych existuje dobry predpoklad pro uspesny vyvoj a provoz. Ekonomicke hledisko je urcite take vyznamny faktor.
Zakladni predpoklad je, ze nosnost CLV by mela byt pres 20t na LEO.
.
Horni stupen by mel mit nejlepe motor J-2, protoze je preferovan pro pouziti v EDS (earth departure stage) a ma za sebou uspesnou historii. Alernativa je mozna v podobe nekolika RL-10, ktere budou vyuzity zrejme i na pristavacim stupni LSAM. Pochybuju, ze by NASA akceptovala jine varianty motoru pro horni stupen.
Pouziti motoru J-2 diktuje bud pouziti 5seg SRB v prvnim stupni, nebo nekolik vylepsenych motoru RS-68 (s kterymi se uvazuje i pro prvni stupen CaLV). Varianta s RD-180 sice teoreticky mozna je, ale pro NASA by to byl dalsi problem navic. RD-180 ani kombinace paliva LOX/Kerosen zatim ve VSE nefiguruje. (Pouziti nekolika upravenych RD-180 v prvnim stupni CaLV a CLV ve me hned vyvolava vzpominky na motor F-1 v Saturnu V).
Vpodstate se tak jedna o 5seg SRB, klasicke Delta IVH, nebo pouziti zvetseneho jadra Delty IVH. Tady je problem v tom, ze klasicka Delta IVH slozena ze tri oddelenych jader neni systemove tolik vhodna jako nosic pro lidskou posadku. Zvetsene jadro Delty IV s vice motory by zase nenaslo zadne jine uplatneni v ramci VSE. To stejne by zrejme platilo o jadru s mnoha motory J-2 slouzicim jako prvni stupen pro CLV.
Prvni stupen CaLV s 5-ti RS-68 (vpodstate je zvetsena Delta IV) se mi zda zese prilis velky. Mozna by to ale stalo za myslenkove cviceni. Urcite by ale nebylo nic jednoducheho pouzit jadro s petici RS-68 pro vyneseni CEVu a pak na stejne jadro pripojit 4seg SRB a vynest EDS+LSAM.
Naproti tomu 5seg SRB zvysi nosnost CaLV (oproti variante CaLV se 4segSRB), je zrejme velice bezpecny a ma dobrou historii v STS.
Vypada to, ze se NASA 5segSRB rozhodne nevzda a pokud ano, tak to bude mit dalekosahle nasledky
|
