Skylon

Primary tabs

[quote]Při hypersonických rychlostech nejsou žádné nosné plochy potřeba. [/quote]

precitaj si celu diskusiu ;) k tej hypersonickej rychlosti sa musis najprv nejako dostat

[quote]... k tej hypersonickej rychlosti sa musis najprv nejako dostat [/quote]

- napriklad prebytkom tahu, (kvazi kolmy start kridla nepotrebuje)
- elmag stratovacou drahou,
- alebo jak za druhej svetovej, raketovym TPH motormi...
-...

vztlakove telesa lietaju... cely problem je efektivna oblast.
ta je vzdy definovana projektovanou optimalnou rychlostou a vyskou.

[quote]Scramjer, s nadzvukovým prúdením v spa¾ovacej komore, nemôžeš kàmi klasickým uh¾ovodíkovým palivom - to nefunguje, z viac ako jedného dôvodu, ale v podstate hlavný je ten, že v nadzvukom prúde sa uh¾ovodíkové palivo zapa¾uje až príliš pomaly a nedá sa udrža stabilný plameò v konštantnej vzdialenosti od vstrekovačov.
Druhá vec - Isp náporového motoru s uhlovodíkovým palivom nie je nijak oslnivé, typicky okolo 800, scramjet by na tom mohol by o čosi lepšie, ale potrebuje vodík alebo nejaké podivnosti (borany...). Vodík je obrovský problém kvôli malej hustote a tepelnej izolácii, borany sú... svinstvo so všetkými špatnými vlastnosami, aké len kvapalina môže ma (azda okrem rádioaktivity). [/quote]

Trochu bych Alchymistu rozsiril ... nevim, nakolik to bude presne.

Motory pro supersonicke a hypersonicke motory "trpi" neuveritelnou spoustou zajimavosti. Nejsem letecky mechanik, takze nemohu tvrdit ze znam uvedenou problematiku. Na druhou stranu mne problematika vysokych rychlosti a ruznych jevu co se tu objevuji zajima, takze zkusim prispet se svoji troskou do mlyna.

1) Razove vlny a ohrev
Kazda hrana a nerovnost vytvari vlastni razovou vlnu. Navic, cim vyssi rychlost, tim mensi uhel razova vlna svira. Razove vlny se mohou odrazet a to i vzajemne, ale i tristit. Nenasel jsem zatim nejaky jednoznacny popis, uvedena oblast spada spise do oblasti expertnich znalosti, nikoliv exaktnich vypoctu.
Ohrev proudem vzduchu je docela dobre popsan, ale technicke reseni zabranujici spaleni nabeznych hran je narocne. Proto jsou dodnes testy hypersoniku vicemene jednorazovou zalezitosti typu otestuj a zahod.
2) Vstrikovani paliva
Palivo se pri vstrikovani rozptyluje pouze "pod" razovou vlnou a je unaseno proudem vzduchu. Je potreba si uvedomit, ze pro dobre promichani paliva se vzduchem a plynule horeni je vhodnejsi turbuletni, nikoliv laminarni proudeni. Razova vlna slouzi navic jako bariera, na druhou stranu pri jejim odrazu ci roztristeni dochazi sice k promichani paliva, ale zaroven k narustu teploty a tlaku s moznosti horeni v mistech, kde to neni zadouci. Zvlast vzhledem k dopadum zmeny rychlosti na geometrii razovych vln v komore.
3) Rychlost horeni
Obecne jsou pouze dva typy horeni. Podzvukove - exploze (pod rychlosti zvuku v danem materialu, potazmo smesi) a detonace - nadzvukove (nad rychlosti zvuku v danem materialu). Uhlovodikove smesi se vzduchem sice mohou, ale nemusi byt pomale, problemem je zajisteni stejnorode smesi paliva se vzduchem. Navic, vlastni horeni je silne ovlivnovano razovymi vlnami v motoru. Diky rychlosti horeni pak je otazkou zda palivo stihne shoret jeste v motoru.

Klasicky proudovy motor a ramjet obsahuje cast zajistujici stlaceni vzduchu, pote dochazi k expanzi a vstupu paliva. Zde je snaha zajistit bud turbulentni, nebo alespon castnecne turbulentni prostredi, kde se razove vlny lamou ale nemaji dost energie pro zapaleni paliva. Az pote dochazi k jeho zazehu a horeni. Naproti tomu tato moznost u scramjetu chybi, neni mozne udelat natolik velkou komoru, aby doslo k prechodu alespon do supersonicke oblasti a tak spalovani probiha pri hypersonickych rychlostech. Je potreba si uvedomit, ze nejrychlejsi bezne dostupne vybusniny dnes dosahuji rychlosti okolo 8-10 km/s (existuji pry i rychlejsi, k tomu by se mohl vyjadrit Alchymista), ale jedna se o smes uhlovodiku s dusikatymi latkami v pevnem skupenstvi. A my mame motor, ktery ma snahu pohybovat se nekolikrat rychleji. Heterogenni smes uhlovodikove kapaliny a atmosferickeho kysliku techto rychlosti nedokaze dosahnout, proto musi byt komora co mozna nejdelsi.

Z pohledu materialu pouzitych pro tento motor je to jeste zajimavejsi. Komora je urcena pro vybuch, trvajici nekolik vterin az minut, tedy musi byt dimenzovana pro velke tlaky a teploty podobne jako raketovy motor. Jedinou moznosti jak toho dosahnout je aktivni chlazeni palivem, palivo ovsem nesmi mit moznost samovolneho vzniceni bez okyslivovadla. Navic, stena musi byt dimenzovana aby prijala znacny ohrev proudenim, mechanicke namahani primarnimi a sekundarnimi razovymi vlnami ktere se v prubehu zmeny rychlosti posouvaji po tele komory.

vdaka za zaujimave nformacie. Zaujimalo by ma nasledujuce:

- X-51 lieta jednoznacne na uhlovodikove palivo. Ako dopekla to dosiahli, ked podla vasich udajov to palivo proste nemoze stihnut zhoriet?
- uz trojmachovy Blackbird mal hlavny problem s teplotou, nie s motormi (udajne pri ziadnom z rekordnych letov neletel na plny tah, boli to vlastne take iste lety ako pri operacnom nasadeni). Ako je mozne hypersoniky ochranit? Nesu dost paliva aby sa dalo pouzit aktivne chladenie palivom?

čo som našiel, tak x-51 mal nejakú zmes (vyvinutú pre sr-71) ako palivo, nie čisté uh¾ovodíkové...
obsahuje fluorokarbóny na zlepšenie lubrikačných vlastností a oxidačný agent kvôli lepšiemu horeniu...

ale netuším, či toto môže by vysvetlením :)

sr-71 pouzival JP-7, co bola specialna "nehorlava" zmes, kedze konstrukcia draku vratane nadrzi mala pocas letu cez 500 stupnov. Preto nadrze "za studena" netesnili a pod blackbirdom na zemi sa tvorili legendarne mlacky paliva :) Na zazehnutie paliva sa pouzivalo TEB, kedze klasicky to zapalit neslo.

x-51 používa tú istú zmes... aspoò pod¾a wiki

http://en.wikipedia.org/wiki/Boeing_X-51
http://en.wikipedia.org/wiki/JP-7
[Edited on 02.2.2014 Agamemnon]

[quote]vdaka za zaujimave nformacie. Zaujimalo by ma nasledujuce:

- X-51 lieta jednoznacne na uhlovodikove palivo. Ako dopekla to dosiahli, ked podla vasich udajov to palivo proste nemoze stihnut zhoriet?
- uz trojmachovy Blackbird mal hlavny problem s teplotou, nie s motormi (udajne pri ziadnom z rekordnych letov neletel na plny tah, boli to vlastne take iste lety ako pri operacnom nasadeni). Ako je mozne hypersoniky ochranit? Nesu dost paliva aby sa dalo pouzit aktivne chladenie palivom?
[/quote]

Kdybych vedel, jak toho dosahli, mohl bych si to nechat patentovat a mohl bych prodavat hypersonicke technologie ;o))
Ted vazne. Zazeh paliva pri vysokych rychlostech je diky kombinaci talku a teplot otazkou geometrie spalovaci komory. Uvedomte si, ze razova vlna v miste, kde je palivo a okyslicovadlo stlaceno nejvice muze zpusobit zazeh sama o sobe. Na tom je konec konecu cely system postaven, proto ani nemuze pracovat pod rychlosti okolo M6.
Jednim z triku, ktery mne napadl ale nedokazu ho ani potvrdit, ani vyvratit by bylo aktivni chlazeni, kde je palivo vytlacovano do proudu vzduchu smerujiciho do spalovaci komory, a to uz na nabeznych hranach. Tam je mozne dosahovat teploto okolo 1000°C. Diky nekolika odrazum a tristeni razovych vln by mohlo dojit k dostatecnemu promichani jeste pred kompresi v hrdle motoru. Navic, cast paliva by se mohla "zplynovat", cast ve forme kapaliny bude stekat motorem a chranit jeho plochy.
V hrdle se stlaci palivo I vzduch, cimz se zvysi uz beztak vysoka teplota. Nemam dost udaju ani matematiky, proste vypocty mi ukazuji nekam okolo 1200°C az 1500°C. Navic hrana stlacujici vstup vzduchu zaroven vytvari dalsi razovou vlnu a diky te pak zpusobi dalsi narust tlaku a teploty, tim zazehnuti paliva. Vychazi mi - ale zda se mi to prehnate, ze teplota v komore by mela byt mezi 3000-5000, ale zda se mi to pritazene za vlasy. Takova je moje predstava, ale muze byt stejne daleko od reality jako cokoliv dalsiho.
Jak uz jsem psal, pres veskerou snahu nemam dostatecne znalosti o vypoctech v teto oblasti. Dostupne informace jsou spise sebrane expertni znalosti, exaktni matematiku popisujici uvedene deje jsem nesehnal, proto berte tyto cisla jako orientacni.

[quote]
Nesu dost paliva aby sa dalo pouzit aktivne chladenie palivom?
[/quote]

yamato, to je dost neekonomicka myslienka ;). Aerodynamicky odpor pretlacas motorom, na co spotrebovavas nemale mnozstvo paliva. Tym, ze tento odpor doslova pretlacas vznika vysoka teplota. A na jej chladenie, chces minat dalsie palivo.

Pozri sa na to inak. Dnes uz nieje problem, ked mame profil kridla, spocitat okolo neho prudenie. Teda najme to nieje problem, ak vlastnis niekolko superpocitacov z top 10 superpocitacov sveta. Navyse za posledne roky sa znacne zdokonalili metody na tieto vypocty. Niektore vznikli ako vedlajsi produkt pri zdokonalovani inych vypoctov, nap v QED.

A ked disponujes takymto aparatom, a vies si rezervovat znacnu vypoctovu silu, napr. na niekolko miesiacov, tak sa mozes zacat zaoberat prevratenym problemom. Takze mam prudenie, pekne laminarne, pri prekonani zvukovej bariery, cize bez ziadnej razovej vlny, ako bude vyzerat profil?

Taketo vypocty uz prebehli a pokial viem tak ich vysledky sa uz aj testuju. Zatial na modeloch pripevnenych k nadzvukovym lietadlam.

Takze, ked sa zbavis hlavneho problemu s odporom, nepotrebujes tolko chladit.

Scramjet je na tom vzdy lepsie, ako raketovy motor a pre spominanych mach 5-6, coby prvy stupen je efektivnost jednoznacna.

Na En wiki je v diagrame aj SR71

http://en.wikipedia.org/wiki/File:Specific-impulse-kk-20090105.png
[img=tbn]http://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/4/4f/Specific-impulse-kk-2...

Takze v dvojstupnovej verzii skylon ma technicky realizovatelneho konkurenta.

ad kridla
-otazka co po nich chceme, v akych rezimoch ma lietadlo lietat.
prvy stupen moze mat daleko priaznivejsie parametre z pohladu ohrevu, ako SR71...

[Editoval 02.2.2014 martinjediny]

[quote][quote]
Nesu dost paliva aby sa dalo pouzit aktivne chladenie palivom?
[/quote]

yamato, to je dost neekonomicka myslienka ;). Aerodynamicky odpor pretlacas motorom, na co spotrebovavas nemale mnozstvo paliva. Tym, ze tento odpor doslova pretlacas vznika vysoka teplota. A na jej chladenie, chces minat dalsie palivo.

Pozri sa na to inak. Dnes uz nieje problem, ked mame profil kridla, spocitat okolo neho prudenie. Teda najme to nieje problem, ak vlastnis niekolko superpocitacov z top 10 superpocitacov sveta. Navyse za posledne roky sa znacne zdokonalili metody na tieto vypocty. Niektore vznikli ako vedlajsi produkt pri zdokonalovani inych vypoctov, nap v QED.

A ked disponujes takymto aparatom, a vies si rezervovat znacnu vypoctovu silu, napr. na niekolko miesiacov, tak sa mozes zacat zaoberat prevratenym problemom. Takze mam prudenie, pekne laminarne, pri prekonani zvukovej bariery, cize bez ziadnej razovej vlny, ako bude vyzerat profil?

Taketo vypocty uz prebehli a pokial viem tak ich vysledky sa uz aj testuju. Zatial na modeloch pripevnenych k nadzvukovym lietadlam.

Takze, ked sa zbavis hlavneho problemu s odporom, nepotrebujes tolko chladit.

[/quote]

myslim ze si ma nepochopil. Palivom chladil uz SR-71. To nie je palivo ktore potom vyhodis, to je palivo ktore potom spalis, takze je to naopak velmi ekonomicke.
Ohladom ohrevu, obavam sa ze optimalizaciou aerodynamiky ho mozno znizis, ale nevyriesis. Podstatna cast ohrevu pochadza z razovych vln, a tie pri mach6 proste budes mat.

[quote]
myslim ze si ma nepochopil. Palivom chladil uz SR-71. To nie je palivo ktore potom vyhodis, to je palivo ktore potom spalis, takze je to naopak velmi ekonomicke.
Ohladom ohrevu, obavam sa ze optimalizaciou aerodynamiky ho mozno znizis, ale nevyriesis. Podstatna cast ohrevu pochadza z razovych vln, a tie pri mach6 proste budes mat. [/quote]

Stejne jako u raketovych motoru a SR-71 se aktivni chlazeni palivem pouziva pro ohrev a event. zplynovani paliva pred vstupem do spalovaci komory. Na jednu stranu to zvysuje efektivitu spalovani, palivo a okyslicovadlo se muze lepe promisit, na druhou stranu si nejsem jisty, jaky to ma vliv na efektivitu motoru. Efektivita spalovani a efektivita motoru neni to same. Otazka zni, bude vysledna efektivita motoru nizsi ci vyssi? Na tohle jsem nenasel jednoznacnou odpoved.

jednoznacnu nemam ale
1/ po vstreknuti do motoru sa palivo najprv odparuje
toto teplo dokazes dodat chladenim kridel
tu by som veril na efektivitu

2/ co som si nie isty, ak spalis horuci petrolej, ziskas vyssiu teplotu, ako ked palis studeny petrolej?

do komory ti vstupilo teplo s petrolejom, teplo s kyslikom a uvolnilo sa teplo spalovanim.

ak teda vstupilo viac tepla s petrolejom, budu spaliny teplejsie?
alebo to moze nepriaznivo ovplivnit spalovanie?

urcite medze istotne existuju. Pri extremnych teplotach sa budu molekuly rozpadavat a teda nebudu vznikat spaliny...

[quote]jednoznacnu nemam ale
1/ po vstreknuti do motoru sa palivo najprv odparuje
toto teplo dokazes dodat chladenim kridel
tu by som veril na efektivitu

2/ co som si nie isty, ak spalis horuci petrolej, ziskas vyssiu teplotu, ako ked palis studeny petrolej?

do komory ti vstupilo teplo s petrolejom, teplo s kyslikom a uvolnilo sa teplo spalovanim.

ak teda vstupilo viac tepla s petrolejom, budu spaliny teplejsie?
alebo to moze nepriaznivo ovplivnit spalovanie?

urcite medze istotne existuju. Pri extremnych teplotach sa budu molekuly rozpadavat a teda nebudu vznikat spaliny... [/quote]

Ohledne efektivity. Spise nez o energii spalin mi slo o pomer energie ziskane motorem a souctem vsech energii dodanych do system aby mohl pracovat.
Jinak samozrejmne mas pravdu, teplota horeni zustava, tedy energie ve spalovaci komore by mela zustat stejna at dodas teple nebo studene palivo. Protoze teple palivo ma vetsi objem, dojde pouze k vetsimu namahani vstrikovacich trysek pro palivo a je nutne zajistit jeho dopravu do komory.
Posledni vec, nejsem si jisty zda extremni teploty znamenaji "pokles tahu". Mozna nebudou vznikat spaliny, ale ionizovany plyn - plazma o vysoke teplote, objemu a samozrejmne vyssi vytokove rychlosti. To, ze se nejedna o spaliny neni dulezite. Problemem mohou byt pouze nasledne reakce spalin s okolni atmosferou.

Mimochodem, nedavno mne zaujala zminka o magnetickem formovani plamene v obycejnych kotlich pro domacnost, zajistujici vyssi efektivitu spalovani. Princip vychazi ze starych ruskych MHD generator ... mozna ze by slo neco podobneho pouzit I u soucasnych raketovych motoru nebo scramjetu.

[quote]
myslim ze si ma nepochopil. Palivom chladil uz SR-71. To nie je palivo ktore potom vyhodis, to je palivo ktore potom spalis, takze je to naopak velmi ekonomicke.
[/quote]

Tak to som potom nepochopil :).

[quote]
Ohladom ohrevu, obavam sa ze optimalizaciou aerodynamiky ho mozno znizis, ale nevyriesis. Podstatna cast ohrevu pochadza z razovych vln, a tie pri mach6 proste budes mat. [/quote]

Tu si ma zase nepochopil ty, tie razove vlny prave ze mat nebudes. Vyzera to tak, ze to je mozne aj bez nich. Dospelo sa k tomu prave sposobom, ktory som popisal.

Velká otázka je, jaký je potenciál stratosférického aerodynamického letu, jako takového. Nejde o to tam hned letět nadzvukově - jde o to tam vůbec vystoupat a první stupeò zažehnout už v prostředí s minimálně 10x menším odporem vzduchu...

O něco podobného se myslím snaží Stratolaunch - ale otázka je, jestli by se nešlo dostat ještě o něco výše... a možná s větší křídlem přímo na raketě... takže by první stupeò pak měl i menší gravitační ztráty....

Dlouho jsem si myslel, že třeba JP Aerospace jsou "crackpots", naprostí blázni. Pak mi ale došlo, že jejich plán na dosahování aerodynamického vztlaku i ve velmi vysokých a velmi řídkých vrstvách atmosféry a díky tomu postupné zvyšování letové hladiny až na oběžnou dráhu má

Většina raket dnes víceméně tah vyšších stupòů snižuje exponenciálně, takže rakety po inženýrské stránce "vnitřně" připomínají takové eifelovky - dvou až čtyřstupòové.

SSTO se podle mě i za použití všemožných triků nemusí ukázat jako optimální - třeba jen ten pre-cooler s sebou vláčet na oběžnou dráhu... a obrovskou nádrž, kterou při návratu bude nuté aktivně chladit...

Mám tendenci věřit, že Stratolaunch jako první stupeò se ukáže ještě efektivnější, než flyback prvního stupně Falconu 9 - protože opotřebení raketových vs. proudových motorů a tím i jejich životnost, atd. Otázka ale je, co bude ten druhý stupeò, který bude z takové platformy startovat - a jestli by [i]něco jako Skylon[/i] nezačalo dávat smysl, kdyby to bylo vypouštěné z nějaké podobné platformy jako Stratolaunch (a tím jsme obloukem opět zpět u ruské vize MAKS - pokud počítáme jen s gravitačníma ztrátama při startu, nevyplatí se to, pokud i s aerodynamickýma ztrátama a pokud před zážehem dokážeme vystoupat do Rutanových 20 km místo jenom do "ruských" 12 km... tak si dovedu představit Skylon se zmenšenou nádrží jako druhý stupeò Stratolaunche...)

skusim otazku zadefinovat presnejsie.

- palim rovnaky stechiometricky pomer LOX/RP
- vzdy tlacim do komory 1kg/s
- raz pouzijem studene palivo RP
- druhy krat ohriate RP (chladenim kridel)

* aky je vztah medzi ohriatim paliva a stupnutim teploty/tlaku v komore?
* kde su medze ohrevu?

[quote][quote]Ohladom ohrevu, obavam sa ze optimalizaciou aerodynamiky ho mozno znizis, ale nevyriesis. Podstatna cast ohrevu pochadza z razovych vln, a tie pri mach6 proste budes mat. [/quote]

Tu si ma zase nepochopil ty, tie razove vlny prave ze mat nebudes. Vyzera to tak, ze to je mozne aj bez nich. Dospelo sa k tomu prave sposobom, ktory som popisal. [/quote]

Pripomina mi to ruske superkavitacni torpedo VA-111 Škval, ktery obchazi kavitacni efekty tvorbou vzduchove kapsy. Stejne tak je mozne snizit tepelne namahani nosnych ploch tvorbou miniaturni vrstvy kapaliny a nasledne plynu, ktery tvori taktez jakousi kapsu a zaroven slouzi jako mezivrstva.
Nevim, zda by se tim odstranila razova vlna, ani zda je to zadouci napriklad v motoru.
Wintermute, mas nejaky odkaz na informace, ze kterych vychazis? Treba I popularni. Tohle mne zajima.

[quote]skusim otazku zadefinovat presnejsie.

- palim rovnaky stechiometricky pomer LOX/RP
- vzdy tlacim do komory 1kg/s
- raz pouzijem studene palivo RP
- druhy krat ohriate RP (chladenim kridel)

* aky je vztah medzi ohriatim paliva a stupnutim teploty/tlaku v komore?
* kde su medze ohrevu? [/quote]

1) Energie vznikla spalenim urciteho mnozstvi smesi LOX/RP je vzdy stejna, nezavisle na jeho vstupni teplote.
2) Teple palivo ma vetsi objem a nizsi hustotu, tj. trysky paliva do palivove komory budou namahany, hrozi zde problem s kavitaci paliva atd.
3) Stoupne celkova energie ve spalovaci komore, ale snizi se hustota (proto je efektivnejsi dopravovat palivo o co nejnizsi teplote). Chtelo by to alespon namodelovat co bude mit vetsi dopad - jestli pokles hustoty nebo narust teploty. Narust teploty znamena vyssi vytokovou rychlost, ale pri nizsi hustote take nizsi objem vytoku spalin. Bez vypoctu se o tom muzeme pouze dohadovat.
4) Pri urcite teplote prestane mit oxidace paliva majoritni zisk na energii vytekajicich spalin. Zde taktez nemohu tvrdit ze znam odpoved. Co je lepsi - ionizace plynu nebo horeni (pricemz horeni ma k ionizaci velice blizko)

[quote][quote]
Ohladom ohrevu, obavam sa ze optimalizaciou aerodynamiky ho mozno znizis, ale nevyriesis. Podstatna cast ohrevu pochadza z razovych vln, a tie pri mach6 proste budes mat. [/quote]

Tu si ma zase nepochopil ty, tie razove vlny prave ze mat nebudes. Vyzera to tak, ze to je mozne aj bez nich. Dospelo sa k tomu prave sposobom, ktory som popisal. [/quote]

he? to su nejake novinky?

[quote
3) Stoupne celkova energie ve spalovaci komore, ale snizi se hustota (proto je efektivnejsi dopravovat palivo o co nejnizsi teplote). Chtelo by to alespon namodelovat co bude mit vetsi dopad - jestli pokles hustoty nebo narust teploty. Narust teploty znamena vyssi vytokovou rychlost, ale pri nizsi hustote take nizsi objem vytoku spalin. Bez vypoctu se o tom muzeme pouze dohadovat. [/quote]
Je tu čiastočná analógia so spa¾ovacími turbínami. V zime potrebuje kompresor na dopravu vzduchu - "studené okysličovadlo" menej energie, pretože jeho hustota je vyššia ako v lete, a toto sa prejavu v účinnosti turbíny - nižšia kompresná práca a vyšší elektrický / mechanický výkon.

[quote][quote
3) Stoupne celkova energie ve spalovaci komore, ale snizi se hustota (proto je efektivnejsi dopravovat palivo o co nejnizsi teplote). Chtelo by to alespon namodelovat co bude mit vetsi dopad - jestli pokles hustoty nebo narust teploty. Narust teploty znamena vyssi vytokovou rychlost, ale pri nizsi hustote take nizsi objem vytoku spalin. Bez vypoctu se o tom muzeme pouze dohadovat. [/quote]
Je tu čiastočná analógia so spa¾ovacími turbínami. V zime potrebuje kompresor na dopravu vzduchu - "studené okysličovadlo" menej energie, pretože jeho hustota je vyššia ako v lete, a toto sa prejavu v účinnosti turbíny - nižšia kompresná práca a vyšší elektrický / mechanický výkon. [/quote]

Trochu si s tim ted hraju, je to docela vtipne, pro test beru zatim pouze kapaliny. Pri klesajici teplote stoupa viskozita, pri vzrustajici riziko kavitacnich efektu (I kdyz se zase take snizuje jejich energie). Zatim mi to pripada jako omezena oblast efektivity.
Mimo to jak psal Martin, pri urcitych teplotach dochazi k samovolnemu rozkladu a to jsem se jeste nedostal k situaci, kdy z nadrze tlacim palivo v tekute forme a do trysky jde uz v plynnem stavu a nezkousel jsem ani nic takoveho jako vliv teploty smesi na rychlost horeni. Zda by dokazala dana smes shoret v trysce by pak zalezlo "pouze" na termodynamice, rekneme ze by se jednalo o "adiabaticky dej" + horeni .... a dle toho by bylo mozne odhadnout rychlost vystupnich plynu / delku trysky pro shoreni smesi.
On ten navrh motoru nebude takova sranda jak to vypada ;o)

[quote]...
3) Stoupne celkova energie ve spalovaci komore, ale snizi se hustota (proto je efektivnejsi dopravovat palivo o co nejnizsi teplote). Chtelo by to alespon namodelovat co bude mit vetsi dopad - jestli pokles hustoty nebo narust teploty. Narust teploty znamena vyssi vytokovou rychlost, ale pri nizsi hustote take nizsi objem vytoku spalin. Bez vypoctu se o tom muzeme pouze dohadovat...[/quote]
Stupne ti celkova energia...

a tu sme sa myslinkovo rozbehli.
ja tam natlacim 1kg/s tak ci tak. takze aby som nezvysoval tlak v komore, tak zvacsim dyzu.

Potom ale na 1kg paliva ziskavam v komore viac energie na 1kg spalin.

Dosledok je "Kvazi perpetuum"
odoberiem energiu z kridel (teplo brzdenim prevediem do paliva)
a vlozim ho do motora(teplejsie spaliny)

A vzhladom na vyssiu teploty vyssie Isp (vytokovu rychlost)
http://ottp.fme.vutbr.cz/skripta/termomechanika/teorie/T08-01.pdf
wmax je funkciou teploty. ostatne su konstanty.

[quote]
Pripomina mi to ruske superkavitacni torpedo VA-111 Škval, ktery obchazi kavitacni efekty tvorbou vzduchove kapsy. Stejne tak je mozne snizit tepelne namahani nosnych ploch tvorbou miniaturni vrstvy kapaliny a nasledne plynu, ktery tvori taktez jakousi kapsu a zaroven slouzi jako mezivrstva.
Nevim, zda by se tim odstranila razova vlna, ani zda je to zadouci napriklad v motoru.
Wintermute, mas nejaky odkaz na informace, ze kterych vychazis? Treba I popularni. Tohle mne zajima. [/quote]

[quote]
he? to su nejake novinky?
[/quote]

Zhruba rok alebo tri stvrte dozadu som cital jeden clanok (skusim dohladat len si na to musim najst cas, lebo tak narychlo sa mi to nepodarilo), kde NASA spolu s letectvom sa snazilo spocitat, ci je mozne vytvorit profil, ktory pri prekonavani rychlosti zvuku nevytvori razovu vlnu (teda ani znamy aerodynamicky tresk). Hlavnym cielom bolo znizenie odporu pri prekonavani zvukovej bariery a prave tepelne namahanie. Vychadzali z toho, ze uz disponujeme pomerne efektivnymi metodami na simulacie toku (myslim, ze sa tam spomynali aj metody vyvinute pre zefektivnenie vypoctov pri kvantovej elektrodynamike). Takze skusili pouzit inverznu metodu, to znamena nespocitat samotne prudenie, ale opacne, aky by musel byt tvar profilu aby pri prekonavani zvukovej bariery bolo toto prudenie stale laminarne. Co je uloha radovo omnoho narocnejsia ako spocitat prudenie okolo profilu. Vypocet trval nieco okolo pol roka na jednom zo superpocitacov z top10. Vysledok, ktory bol z toho vypoctu publikovany bol, ze to mozne je. Viac k vysledkom nebolo. Mam dojem, ze to bol clanok na pripomienkovanie do niektoreho casopisu. Skusim dohladat.

Niečo na tom môže by...
Niekedy okolo roku 2006 prebiehali v Dryden Flyight Research Center experimenty programu "Quiet Spike", s cie¾om vymyslie "niečo" na potlačenie tresku pri nadzvukovom lete. Jedným z výsledkov bol trojdielny, teleskopický, viac ako sedem metrov dlhý "sosák" na radome radaru F-15. Na "sosáku" sa na miestach zmeny priemeru vytvárali postupne tri rázové vlny, čím mal by akustický tresk výrazne potlačený.

Ešte predtým, zhruba v 2003, prebiehal program "Shaped Sonic Boom Demostrator/Experiment" (SSBD/SSBE), lietalo sa s upraveným lietadlom F-5 s neobvykle tvarovanou prednou a spodnou časou trupu. Efektom mala by zmena tvaru (prierezu) vytváranej rázovej vlny, ktorá sa mala v spodnej časti "splošti", čo malo zníži akustický tresk.

Zaujímavosou tiež je, že meracie prístroje, snímajúce akustické vlny pri týchto experimentoch boli namontované na československom vetroni L-13 Blaník.
[Upraveno 04.2.2014 Alchymista]

NASA F-15B BuNo836 with Quiet Spike
[img=600px]http://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/thumb/5/5f/NASA_F-15B_836_... [/img]

F-5E "Pelican" - Shaped Sonic Boom Demonstration
[img=600px]http://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/thumb/6/6b/F-5E_Shaped_Son...

[img=600px]http://www.flightglobal.com/airspace/media/awa/images/231/highly-modifie...
[Upraveno 04.2.2014 Alchymista]

Trochu jsem se pidil po odpovedich, moc jsem jich zatim nenasel. Alespon tohle:

[url]http://www.stanford.edu/group/frg/publications/recent/re_sboom3.pdf [/url]
[url]http://ftp.rta.nato.int/public/PubFullText/RTO/EN/RTO-EN-004/$EN-004-06.pdf [/url]
[url]http://www.columbiassacrifice.com/techdocs/SonicBoomsFootprints.pdf [/url]
[url]https://smartech.gatech.edu/bitstream/handle/1853/6937/Rallabhandi_Srira... [/url]
[url]http://www.pdas.com/refs/sp147.pdf [/url]

Obecne se z techto a dalsich materialu da usuzovat na nasledujici:
- prvni pokusy se snizenim dopadu sonickeho tresku zacaly uz pred "davnymi a davnymi veky v daleke galaxii ..."
- duvodem je snizeni namahani draku, snizeni hluku pri prekroceni zvukove bariery, samozrejmne take znizeni moznosti detekce letadel protivnikem

Pokud jsem dobre pochopil o co jde, tak dochazi jednak ke snizeni jevu doprovazejici prechod do nadzvukove rychlosti, dale vhodne tvarovani snizuje mechanicke a tepelne namahani - roznasi ho na vetsi plochu. Vznik razove vlny se "protahne", prodlouzi se oblast transsonicke rychlosti pro dane teleso. Nedojde k eliminaci projevu razove vlny, vznikajici pruchodem telesa atosferou, ale vyrazne se omezi nektere nasledne efekty, vcetne intenzity.

Moc dekuji za napad pro zajimave cteni, tohle mi zase chvili zabere ;o)

[quote]

Pokud jsem dobre pochopil o co jde, tak dochazi jednak ke snizeni jevu doprovazejici prechod do nadzvukove rychlosti, dale vhodne tvarovani snizuje mechanicke a tepelne namahani - roznasi ho na vetsi plochu. Vznik razove vlny se "protahne", prodlouzi se oblast transsonicke rychlosti pro dane teleso. Nedojde k eliminaci projevu razove vlny, vznikajici pruchodem telesa atosferou, ale vyrazne se omezi nektere nasledne efekty, vcetne intenzity.

Moc dekuji za napad pro zajimave cteni, tohle mi zase chvili zabere ;o) [/quote]

To co som o tom cital ja, bol projekt, kde pocas prechodu na nadzvukovu rychlost je okolo profilu stale laminarne prudenie. Cize prechod na nadzvukovu rychlost nevytvara turbolentne prudenie, co prakticky eliminuje uplne efekt razovej vlny na profil. Cize si to ani nevsimne. Podla vysledkov toho vypoctu by to malo byt mozne.

Je pravda, ze tam nebolo nic o tom ci vznikne, alebo nezvnikne samotna razova vlna.

[quote]
To co som o tom cital ja, bol projekt, kde pocas prechodu na nadzvukovu rychlost je okolo profilu stale laminarne prudenie. Cize prechod na nadzvukovu rychlost nevytvara turbolentne prudenie, co prakticky eliminuje uplne efekt razovej vlny na profil. Cize si to ani nevsimne. Podla vysledkov toho vypoctu by to malo byt mozne.

Je pravda, ze tam nebolo nic o tom ci vznikne, alebo nezvnikne samotna razova vlna.
[/quote]

Pro dokresleni problematiky pro ostatni, kdo o tom vi at mne pripadne opravi pokud bych to formuloval spatne.

Je tu potreba rozlisit dva jevy:
1) Sonicky tresk pri prechodu ze subsonicke do supersonicke rychlosti
2) Razova vlna vznikajici pruchodem telesa prostredim nadzvukovou rychlosti

To co jsem nalezl resi primo problem bodu c.1
Castecne to omezuje bod c.2

[quote]

Pro dokresleni problematiky pro ostatni, kdo o tom vi at mne pripadne opravi pokud bych to formuloval spatne.

Je tu potreba rozlisit dva jevy:
1) Sonicky tresk pri prechodu ze subsonicke do supersonicke rychlosti
2) Razova vlna vznikajici pruchodem telesa prostredim nadzvukovou rychlosti

To co jsem nalezl resi primo problem bodu c.1
Castecne to omezuje bod c.2 [/quote]

Ja som bol v tom, ze sonicky tresk sposobuje priamo razova vlna. Cize ked sa eliminuje priamo ta, tak nevznikne ani samotny sonicky tresk. Ci sa mylim?

Sonický (aerodynamický) třesk je zvukový projev rázové vlny, která dospěla až k posluchači (na zem).
Pokud letoun letí nadzvukovou rychlostí v malé výšce, uslyší "sonický třesk" postupně všichni lidé na zemi, nad kterými letoun proletí a rázová vlna(y) dolehne k jejich uchu.
Proto mají stihačky nařízeno nadzvukově létat jen ve vysokých výškách, odkud se rázové vlna až na zemský povrch nedostanou v takové intenzitě - tento tlakový přechod z nadzvukového do podzvukového proudění se postupně rozplyne, nebo alespoò není tak výrazný.

Prvý jav je zrejme len zadanlivý, pretože prechod z podzvukovej do nadzvukovej oblasti obtekania je postupný proces, nie skokový prechod...

Šikmé či kuželové/kuželovité rázové vlny vznikajú už pri priblížení sa rýchlosti objektu k hodnote Mach 1.
V dôsledku obtekania objektu konečných rozmerov prúdom vzduchu môže lokálna rýchlos vzduchového prúdu na rôznych miestach povrchu objektu prekroči miestnu rýchlos zvuku, hoci objekt samotný (napríklad jeho ažisko) sa ešte nadzvukovou rýchlosou nepohybuje. Tak na povrchu objektu vznikajú postupne rôzne rázové vlny, kolmé, šikmé, i oblúkové.
Funguje to i obrátene - objekt sa pohybuje nadzvukovou rýchlosou, ale prúdenie na niektorých miestach môže by stále podzvukové, čo tak isto vedie ku vzniku rázových vån.

V malej vzdialenosti od objektu je profil tlakových zmien pozdåž objektu zložitý a aj profil rázovej vlny "zložitý", pretože sa skladá z väčšieho množstva dielčích rázových vån vznikajúcich na rôznych miestach objektu. Až vo väčšej vzdialenosti od objektu sa postupne formuje typická N vlna so strmým nábehom do maximálneho pretlaku, postupným poklesom do maximálneho podtlaku a strmým návratom do "normálneho" tlaku, pričom maximá pretlaku a podtlaku sú od seba vzdialené "približne" o dåžku objektu. "Približne" preto, že počas formovania N vlny z dielčích rázových vån tvoriacich pôvodný "zložitý" tlakový profil sa maximá posúvajú a strmos jednotlivých častí N vlny sa mení. Formovanie N vlny z dielčích rázových vån súvisí na jednej strane so zmenami parametrov atmosféry pred a za za každou dielčou rázovou vlnou a na druhej strane tiež so zmenami tlaku a hustoty (čiastočne i teploty) atmosféry z výškou.
Preto tiež od určitej výšky letu už nie je akustický tresk na povrchu zeme pozorovate¾ný, alebo je jeho intenzita značne nižšia, než by zodpovedalo len prostej zmene vzdialenosti pozorovate¾a od letiaceho objektu. Tak isto sa intenzita akustického tresku mení pod¾a smeru pohybu objektu vzh¾adom k horizontu - "klesajúci" objekt vytvára intenzívnejší akustický tresk, "stúpajúci" objekt naopak menej intezívny akustický tresk, než objekt pohybujúci sa v rovnakej výške a vzdialenosti horizontálne.

Dôležitá vec teda je, že "rázová" N vlna, ktorej prechod vníma pozorovate¾ na zemi ako akustický tresk, vzniká v konečnom dôsledku skladaním dielčích rázových vån vznikajúcich na rôznych častiach letiaceho objektu. Tiež uhol, ktorý každá dielčia rázová vlna zviera s osou pohybu objektu, nie je konštantný, ale závisí na lokálnych podmienkach obtekania (tie rozdiely nie sú ve¾ké, ale sú pozorovate¾né) a tiež na tvare a rozmeroch časti povrchu objektu, na ktorom rázový vlna vzniká.

Existuje teda možnos ovplyvni tvarovaním objektu podmienky obtekania objektu a podmienky vytvárania dielčích rázových vån na objekte tak, aby vo výsledku ich skladania pri formovaní N vlny vznikla N vlna s nižšími maximami a menšou strmosou nábehov do maxím, alebo ideálne - aby nevznikla vôbec...
[Upraveno 04.2.2014 Alchymista]

[quote] Ja som bol v tom, ze sonicky tresk sposobuje priamo razova vlna. Cize ked sa eliminuje priamo ta, tak nevznikne ani samotny sonicky tresk. Ci sa mylim? [/quote]

Ja jsem celou dobu zil v tom, ze se jedna o dva problemy. Jedna vec razova vlna a druha vec vlastni vytvoreni prvni razove vlny pri zmene obtekani. Alchymista ma pravdu, zmena obtekani je postupna a jedna se prakticky o jediny jev.

Na ospravedlnenie mylného názoru je jeden dobrý dôvod - pokia¾ lietadlo akceleruje, tak prechod medzi režimami je rýchly, na zmenu zo subsonického na supersonické obtekanie na väčšiny častí trupu a krídla postačuje zmena rýchlosti letu o menej ako 5m/s, čo u väčšiny bojových lietadiel predstavuje v časovom vyjadrení menej než jednu sekundu, často len 1/4-1/2 sekundy.

prednáška alana bonda o skylone

http://youtu.be/fLDexTPBvlg

ak si nájdem čas zajtra, tak z toho urobím nejaké poznámky

nejaké nové info... z prednášky Richarda Varvilla z 5.3...

http://forum.nasaspaceflight.com/index.php?topic=33648.msg1171426#msg117...

- fáza 3 začína v apríli 2014 (moja pozn.: by som povedal, že to znamená, že majú komplet peniaze)
- fáza 4 - okt. 2017 - okt 2023
- sú tam ve¾mi pekné obrázky všetkého možného (precooler, test. oblas, etc.)
- obrázok uchytenia nádrže na pl᚝ (o tom tu svojhu času prebiehala debata, ak si dobre spomínam)
- schéma tepelného zaaženia pri návrate (zo simulácie, čo robil DLR)
- okrem toho prezentácia obsahuje zoznam vecí, ktoré rel predviedli a otestovali, a ktoré potrebovali ku skylonu

profil štandardnej misie (slajd 24):
- prázdna hmotnos 52 t
- štartovacia rýchlos 463 m/s, hmotnos 325 t
- T+786 s prechod z air-breathing módu k použitiu LOX, vo výške 28 km a pri rýchlosti 2 km/s - hmotnos je tu ešte stále 300 t (tj. skylon spotreboval len 25 t paliva)
- MECO v čase T+1068 s
- nosnos 15 t (rezerva nosnosti 1 t)

SUS:
- LH2/LOX
- 8,6 t, z toho palivo 7,1 t
- nosnos v reusable móde (tj. skylon si ho zachytí spä) - 6,5 t na GTO, 4 t na escape
- v expendable móde... 8 t na GTO

fáza 3a (8 mil. eur; 50/50 esa/súkromné):
- rozhodnutie medzi sabre 3/sabre 4
- návrh pozemných systémov na testy
- ďalšie zlepšenie vstupov pre vzduch
- zlepšenie výrobného procesu precoolera
- SRR (system requirement review) pre sabre

fáza 3 (360 mil. gbp - súkromné, okrem tých 60 mil. od uk vlády):
- kompletný dizajn motora, testy komponentov
- pozemné testy kompletného motora
- zostavenie konzorcia pre výrobu skylonu

na nsf z tych cisel z tej prezentacie odhaduju isp v air-breathing mode tohto sabre 4 na cca 5000 s
[Edited on 14.3.2014 Agamemnon]

výsledky (teda tá verejná čas) analýza ekonomickej strany skylonu od nieko¾kých spoločností (ako thales alenia, london economics)
http://www.bbc.com/news/science-environment-27591432

prvá grafika skylonu d1 + prvá grafika SUS stupòa od thales alenia
http://forum.nasaspaceflight.com/index.php?topic=33648.msg1207465#msg120...

Po dlouhém mlčení a mých obavaách o Skylon nová pozitivní zpráva:
http://www.letectvi.cz/letectvi/Article77819.html
BAe vloží do RE pro Sabre 20,6 mil. liber a tím podpoří 60 mil. liber státní podpory. 2. listopadu vydala zprávu BBC:
http://www.bbc.com/news/business-34694935

Další článek: Britský hybridní motor by mohl usnadnit cestu do vesmíru - http://www.svethardware.cz/britsky-hybridni-motor-by-mohl-usnadnit-cestu...

(Nechcete upravit název vlákna např. o aktuálnější Reaction Engines nebo SABRE?)

hmm, zdá se, že jakýkoliv myslitelný aerodynamický tvar se objevil na scéně nejpozději v 50tých letech (kromě Space Shuttlu a HL-20, které máme až od 60tých let :-)
https://en.wikipedia.org/wiki/Lockheed_CL-400_Suntan

[quote]hmm, zdá se, že jakýkoliv myslitelný aerodynamický tvar se objevil na scéně nejpozději v 50tých letech (kromě Space Shuttlu a HL-20, které máme až od 60tých let :-)
https://en.wikipedia.org/wiki/Lockheed_CL-400_Suntan
[/quote]

Re: xChaos :https://en.wikipedia.org/wiki/Lockheed_CL-400_Suntan
….“Lockheed settled on the CL-400 design, which looked like a greatly scaled-upLockheed F-104 Starfighter. The main change to the layout were the twin engines, mounted on the wing tips“.....
Stejnou koncepci jako CL-400, ale ještě značně zvětšený měl Mjasičevův obrovský supersonický bombardér M 50. Měl delta křídlo a také dva motory na konci křídel a další dva pod křídly
https://www.youtube.com/watch?v=Dpb28NRqffQ

Mjasičevův obrovský supersonický bombardér M 50. Měl delta křídlo a také dva motory na konci křídel a další dva pod křídly [/quote]
Ty bláho, to je žihadlo!

Nebude, vývojové náklady mimo možnosti Airbusu i Boeingu, ekologické problémy s extrémním hlukem motorů.

Otazka je, s cim si budou hrat u Airbusu a Boeingu kdyz uz maji ted hotovy vyvoj A350, respektive 787.

par vlastnich postrehu:
Zhodou okolnosti ziju v UK nedaleko RE a nazor mistnich inzenyru na ne je takovy, ze si proste uz leta hrajou za statni prachy.
Jsem zoufaly optimista, takze tomu neverim, ale na druhou stranu jsem s nimi parkrat mluvil na konferencich a nejak jsem tam nevidel ten tah na branu. Podle me jsem videl celou firmu a nemeli tam jedineho tahouna, ktery je pro takto velky projekt zasadni. Mluvim o SABRE, SKYLON je jen vize.
Zaroven jsem s nimi v kontaktu jako jejich zakaznik, protoze nabizi i komercni vyrobu mechanickych dilu a tam musim rict, ze jsou opravdu dobri. Ted je taky zasadni otazka, co s tim vsim udela Brexit, protoze to rozhodne zmeni hru. Optimiste cekaji v UK malou financni krizi, pesimiste horsi krizi nez co jsme zazili v evrope v 2008. Ve vysledku je otazka, jestli tedy dostanou tech 60M liber...

[Upraveno 27.7.2016 JH]

Reaction Engines plánují výrobu demonstrátoru motoru SABRE

http://aviationweek.com/technology/reaction-engines-refines-hypersonic-e...

4 May 2017
Work began today on building the UK’s latest rocket engine test facility, designed for firing the engine core of the ESA-backed SABRE propulsion system within three years.
http://www.esa.int/Our_Activities/Space_Engineering_Technology/Test_site...

Pages