Ekonomika prevádzky nosičov

Primary tabs

už to tu bolo asi spomínané mnohokrát, skúšal som to vyh¾ada ale po piatich minútach preliezania fóra som to vzdal..
takže začnem otázkou, ak hrubé náklady na vynesenie nejakého nákladu, bežne používaným nosičom \"jednorazovo použite¾ným\" (takže neberieme oh¾ad za náklady na jeho vývoj, a stavbu zariadení potrebných pre jeho prevádzku) rozdelíme, na jednotlivé položky a vyjadríme ach v percentách napr. výrobná cena za samotný nosič, cena za palivo, cena za predletovú prípravu atď.
aký asi bude pomer zložiek v percentách? a bude približne rovnaký u všetkých typov nosičov (od všetkých výrobcov) alebo sa výrazne líši?

[quote]
Vidie, že teplota zbrzdenia pre rýchlos Bajkalu dosahuje dva a pol násobok teploty pre SR-71 na maximálnej rýchlosti, čož je síce hodne, ale je to len 70% teploty pri rekordnom lete X-15 a len 7% teploty pre rýchlos návratu raketoplánu.
Myslím, že sa dá urobi záver, že tepelná ochrana bude potrebná, ale vystačí jednoduchá, pretože na òu nie sú kladené nejak extrémne požiadavky. To umožòuje vačšiu vo¾nos pri vo¾be technických riešení a znižuje potrebu kompromisov v iných požiadavkách. Je možné, že by sa dokonca dala realizova žiarupevnými kovovými zliatinami, bez nutnosti používa keramické materiály... [/quote]
ten nárast teploty je značný, ale ako dlho to vlastne trvá?
je to relatívne ve¾mi krátka doba
nešlo by použi "stratené chladenie"?
bolo by možné vybavi boster nádržou na skvapalnený dusík, a potom kritické miesta "brzdového obloženia" (tzv, "tepelná ochrana" je vlastne "brzdové obloženie") ochladzova pomocou neho?
horúci plyn by sa jednoducho "do stratena " vypúšal von
mohlo by to by praktickejšie, než neustále aplikova napr. ablatívny náter, alebo kontrolova každú "dlaždicu"
stačilo by doplni nádrž

A sme doma :) Nadrz, kvapaliny, hmotnost = horsie C.
Uz sa blizis ku konceptu f9 a stracas hlavne vyhody konceptu baikal ;)

alamo - ko¾ko to trvá?
Nasledujúce úvahy síce operujú z číslami a hodnotami, ale treba ich bra "plus minus autobus".
Pod¾a schémy letu od Zaka (http://www.russianspaceweb.com/baikal.swf) sa Bajkal oddeluje na dia¾ke okolo 50km vo výške ~60km, vrchol dráhy vo výške ~100km dosiahne na dia¾ke ~200km, pričom jeho rýchlos klesne (výstupom v gravitačnom poli a aerodynamickým odporom) z Mach 5,64 (cca 1850m/s) na zhruba 1000m/s, a opä padá spä, pričom maximálnu rýchlos Mach 5,5 (1800m/s) dosiahne vo výške ~70-75km na dia¾ke ~350km a potom klesavou zatáčkou o 90° sklesá do výšky pod 50km pri rýchlosti Mach 1,7 (560m/s) - dåžka oblúka dráhy je okolo 75-80km (na tomto úseku je brzdenie najsilnejšie, stroj tu letí "bruchom napred"). Na štvrtom úseku dotočí druhú čas klesavej zatáčky o ďalších 90° a pretočí sa do pozície "nosom napred", rozloží krídlo a podčas klesania do výšky ~15km zbrzdí z Mach 1,7 na podzvukovú rýchlos.
Takže máme štyri úseky:
1) výstup zo 60km na 100km dlhý ~150km, priemerná rýchlos ~1425m/s => okolo 100-105 sekúnd
2) zostup zo 100km na 75km dlhý ~150km, priemerná rýchlos ~1400m/s => okolo 105-110 sekúnd
3) zatáčka dlhá ~80km, priemerná rýchlos 1180m/s => okolo 65-70 sekúnd
4) zatáčka dlhá ~80km, priemerná rýchlos 600m/s => okolo 130-135 sekúnd

Kritický je koniec druhého úseku (stroj dosahuje najväčšiu rýchlos) a skoro celý tretí úsek (najintenzívnejší aerodynamický ohrev).

Uchladi to plynom rozhodne nepôjde - ak to dobre "odhadujem", na odvedenie tepla (odhadom z rozdielov kinetickej energie medzi 1800 a 1000m/s) by bolo treba ohria a uvari okolo 10 ton vody.

Na druhej strane môže použi brzdenie vo vysokej atmosfére - ak si 20 tonový Bajkal ponechá 7,5 tony paliva "na návrat", s motorom RD-191 mu vychádza Vchar okolo 1000m/s a pri "50%" ahu 1MN spáli 7,5 tony paliva zhruba za 30 sekúnd. Vo výške nad 80km by si let "chvotom napred" ešte teoreticky mohol bez problémov dovoli...
Tým by sa dosiahlo, že vo výške okolo ~70-75km by nemal rýchlos Mach 5,5 ale len Mach 3,5-4 a teplota zbrzdenia by dosiahla "len" 793-970K (520-700°C), čo už je plne v možnostiach materiálov požívaných na lopatky turbín prúdových motorov (lopatky bez vnútorného chladenia, lopatky s vnútorným chladením vydržia do 1100-1200°C, so žiaruvzornými povlakmi do 1450-1600°C)

yamato - treba bra do úvahy, že sú to rôzne koncepcie návratového stupòa, a každá splòuje odlišné predpoklady zadania.
Bajkal sa vracia priamo na kozmodrom/základòu, kým F9R sadá na plošinu na mori.
Pritom námorná plošina sa umiestòuje pod¾a parametrov štartu - a to sa dá realizova len v prípade, že je kozmodrom na "vhodnom" pobreží mora. Ak by bol vo vnútrozemí, ako Bajkonur, vzniknú problémy s transportom stupòa spä na základòu a tiež s tým, že potrebuje istý počet stálych predpripravených pristávacích miest (plus k nim bezpečnostné zóny...) a aj tak bude efektivita stupòa znížená, pretože bude potrebova ešte dodatočné palivo na dosiahnutie nejbližšej vhodnej pristávacej plošiny. V tomto je Bajkal "univerzálnejší".
Proste každá koncepcia sa hodí do určitých, špecifických podmienok, pro ktoré vznikala a pre ktoré je určená.
[Upraveno 02.3.2016 Alchymista]

[quote]niečo o intenzite ohrevu sa dá spočíta aj z teploty bodu zastavenia prúdu (stagnation point)
Tt = T * [1 + M^2 * (gamma-1)/2]
...
pre rýchlos Mach 3 (SR-71)
Tt = 230 * [1 + 3^2 * (1,4-1)/2] = 644 K = 371°C
pre rýchlos Mach 5,5 (Bajkal)
Tt = 230 * [1 + 5,5^2 * (1,4-1)/2] = 1621 K = 1348°C
...[/quote]
nebude hmotnostne vzduchu, s ktorym sa stretavame pre Mach 5,5 len par % z hmoty, s ktorou sa stratavame pri Mach3? (aj ked ideme 2x rychlejsie vzduch bude 8x redsi...
potomaj ucinok 1348°C voci ucinku 371°C ,oze byt akceptovatelny...

X-15 az na par miest bola ohorena len tak "symbolicky"...

Toto nejak rozumne spočíta nedokážem - neviem ako na to...
Dalo by sa napríklad počíta množstvo vyprodukovaného tepla ako rozdiel kinetických energií pred brzdením a po brzdení.
Lenže o toto množstvo tepla sa nejak "teleso" a "vzduch" rozdelia - a nemám žiadne spo¾ahlivé podklady, z ktorých by sa dalo aspoò odhadnú, aký je to pomer... Je samozrejme logické, že k nejakému rozdeleniu dochádza a je pravdepodobné, že väčšiu čas tepla bude odvádzat vzduch.

V prípade ablatívneho štítu by to bolo pomerne jednoduché - môžeme zavies predpoklad, že "dobrý" ablatívny štít všetko vznikajúce teplo, nedovedené nabiehajúcim prúdom plyn, odvedie v plynných produktoch svojho rozkladu. V princípe je to predpoklad dobrý a správny - presne toto je totiž účelom ablatívneho štítu. Potom by sme mohli napríklad zisti rozdiely v hmotnosti štítu "pred" a "po" použití, a zo znalosti množstva tepla potrebného na rozklad materiálu štítu do plynného stavu odhadnú, aké množstvo tepla štít absorboval a odviedol.
Rovnako môžeme pre ablatívny štít zavies predpoklada, že bod zastavenia prúdu sa nachádza v istej (malej) vzdialenosti od povrchu štítu a medzi bodom zastavenia a povchom sa nachádza vrstva plynu vznikajúceho rozkladom ablatívneho štítu, cez ktorú sa teplo šíri prevažne radiáciou.

Bohužia¾, ani jeden z týchto predpokladov sa nedá zavies pre "žiarupevný" štít... Prestup tepla bude väčší, pretože bod zastavenia prúdu bude až na povrchu telesa.

to Alchymista: na provchu telesa to rozhodne nebude. ak by bol bod zastavenia priamo na povrchu tak by u raketoplanu ani keramika nemala sancu, lebo teplota povrchu by v maxime dosahovala mnoho tisic stupnov a nie 1650.
medzi povrchom telesa a bodom zastavenia ostava tenka vrstva stlaceneho plynu, ktora posobi ako izolacia.

Existuje jeste nejaka moznost, mimo aktivniho chlazeni (tj. minitrysek, kterymi unika chladici hmota)?
Je mozne udelat neco, jako napr. Škval ... tj motor, ktery by obalil pristavajici teleso proudem plynu? Dle meho se tim vracime k motorovemu pristani. Obavam se totiz, ze vse "advanced" konci na dvou moznostech"
- aktivni chlazeni
- pristani s raketovym pohonem

Vse jednoduche, ale take tezke, konci na dalsich dvou moznostech:
- zarupevne materialy (jenze to nevydrzi ani platina)
- ablativni chlazeni

Resenim je zvetsit plochu, napr. balony, ktere ve vyssich vrstvach prevezme maximum energie a nasledne ho zahodit. Nejsem si bohuzel jisty, kolik energie je tim mozne predate atmosfere.

technicky sa to riesit da, ale vzdalujeme sa tym od idealu jednoducheho riesenia s minimom udrzby. Z tohto hladiska skutocne vyzera zaujimavejsie motoricke brzdenie.
Dostaneme sice relativne velky booster, ktory odvedie na svoju velkost relativne malo prace, ale naliat viac paliva je technicky daleko schodnejsie nez realizovat bezudrzbovu tepelnu ochranu, hypersonicke brzdenie atd. KISS! ;) [Edited on 04.3.2016 yamato]

yamato - Možno ano. Ale v ruských podmienkach (a zrejme aj čínskych) je systém, ktorý sa nevracia spä na určené miesto, prakticky nepoužite¾ný. Proste fly-back je u nich nevyhnutný, inak im to sadne "niekde" a nastáva problém - "kam s tým". To sa síce dá dosiahnu aj motorickym brzdením, ale stojí to obrovské množstvo paliva a hlavne nosnosti.
Systém Bajkal by mohol (minimálne u rusov) vyrieši ešte jeden celkom náročný logistický problém - dopravu rozmerného stupòa z výrobného závodu na miesto štartu. Bajkal teoreticky preletí sám.
Ono aj u F9R predstava "nalejeme palivo a letíme znovu" ve¾mi zjednodušuje problematiku prinajmenšom okolo dopravy z miesta pristátia na miesto štartu, hoci pri pristátí na mori a kozmodrome na pobreží je doprava skutočne relatívne ve¾mi jednoduchá.

pet.rok - bod zastavenia je pod¾a skoro všetkých dostupných schém obtekania objektu na jeho povrchu. Lenže:
- pri obtekaní reálnych telies existuje nad väčšinou povrchu telesa medzná vrstva s vysokým gradientom rýchlosti a premenlivou hrúbkou.
- pri nadzvukovom obtekaní "tupého" telesa sa formuje pred telesom oblúková rázová vlna, oddialená od povrchu telesa a bod zastavenia prúdu (prúdu s vysokou rýchlosou) sa nachádza na čele tejto rázovej vlne.

[img]https://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/thumb/2/23/Blunt_body_ree...

Pri posudzovaní zobrazených obtekaní objektov treba bra do úvahy, že sa jedná o prísne symetrické obtekanie, už malá zmena v symetrii obtekania spôsobí, že sa v niektorých miestach rázová vlna priblíži k povrchu telesa.

Čiže tvoj argument je správny, a má by braný do úvahy, ale v riešení otázky intenzity ohrevu a teploty nám bez ďalších informácií v úvahách príliš nepomôže. "Moje" zjednodušené výpočty ukazujú "horné" limity teploty.

Celkom zaujímavý materiál k problematike návratu z orbity a brzdenia vysokých rýchlostí:
https://www.faa.gov/other_visit/aviation_industry/designees_delegations/...

[Upraveno 04.3.2016 Alchymista]

[quote]
https://www.faa.gov/other_visit/aviation_industry/designees_delegations/... [/quote]
dik, pekny material...

na strane 327 je obrazok 4.1.7-17
zjednodusene, rozrazany vzduch rozraza dalsi vzduch, ktory sa nasledne ani nemusi dostat ku povrchu...

Alchymista: zjednodusene medzna vrstva stlaceneho plynu na povrchu sa chova ako by tvorila povrch telesa. cize ja vidim ten bod realne niekde na dotyku razovej vlny a medznej vrstvy.

technicky ide presne o to co si pisal: udrzat razovu vlnu (v ktorej je teplota najvyssia) dostatocne daleko od povrchu telesa, pretoze inac nema ziadny pouzivany material sancu.

ked prejdeme k praktickemu problemu brzdenia prveho stupna, ablativny system chladenia okrem toho ze samotne odparovanie ochladzuje povrch, je zalozeny na tom ze sam "dodava" material na vytvaranie medznej vrstvy cim ju zosilnuje a je to v skutocnosti prakticky rovnake ako navrhy ktore tu padli napr. vytvaranie plynovej bubliny okolo povrchu, len omnoho jednoduchsie.
myslim ze na kratkodobe posobenie v rychlostiach v rozmedzi 3-6M je ablativny nater postacujuci a inziniersky najschodnejsi.
problem vidim v tom ze moze byt obtiazne odhalit mozny strukturalny problem (vzniknuty vplyvom napr. nerovnomerneho obtekania) ak nechceme robit po kazdom pristati rontgenovu kontrolu.
mne sa najviac pozdava nejaka struktura ala "sukòa" zo ziaruvzdornej tkaniny umiestnena medzi pristavacimi nohami (ani sam neviem co ma k tomu inspirovalo :)). problem je ale udrzat potrebny tvar (dalo by sa to napr. natlakovanim) aby bola zachovana stabilita letu.

re PinkasJ z vlakna Falcon 1 a 9 [quote][quote]

K velkym vyhodam F9 patri jednoducha konstrukcia so "zdielanymi" komponentami 1 a 2 stupna a ziadnu velku modularitu (v zmysle ostanych nosicov) netreba nakolko je mozne vsetko optimalizovat pomocou mnozstva natankovaneho paliva a bud navratom 1. stupna (s dvoma moznostami miesta pristatia) alebo volbou misie bez jeho navratu. Pri nizkej zakladnej cene moze byt takto aj vynesenie lahkeho nakladu v triede 2t efektivne a netreba menit konfiguraciu nosica alebo pouzit nosic inej kategorie.
Toto povazujem za velku konkurencnu vyhodu. [/quote]
Konkurenční výhody F9 i pro GTO které uvádíte jsou skutečné, zvl᚝ když budou podporovány znovupoužitelností od všech nákladů nižších než 5 tun na GTO a na ostatních drahách. Dnes v tomto směru F9 opět dosáhl velkého úspěchu a gratuluji SpX.

Dosud byl trend hmotu satelitů na GTO spíše zvyšovat kvůli množství paliva pro zvýšení životnosti. U elektrických pohonů to již tak kritické není. Ovšem konkurence, zvl᚝ budoucí (Ariane 5 i 6 , Vulcan) se mohou zaměřit na vynášení 2 těžkých satelitů jedním startem.
Co se týče ostatních nákladů, zvláště malých do cca 3 tuny, nevěřím moc, že by SpX vynášel jednotlivě malé náklady např. 2 tuny na LEO pomocí F9, když tato raketa má nosnost 22 tun a že by na př natankoval méně paliva. Spíše s myslím, že opráší F1, nebo navíc postaví např. F3.
Uvidíme další vývoj.
[/quote]

Ariane 5 vynasa dva satelity rutinne uz davno (ked sa najde vhodna kombinacia zakaznikov) a len vdaka tomu (a znizeniu ceny) sa drzi v blizkosti cenovej hladiny SpX a ruskych protonov ktora je velmi zhruba 70-75 mil za 5t GTO pricom A5 je momentalne 170 za dva ale zase s lepsou historiou startov a tym padom nizsim poistenim pre zakaznika.
Problem je ze kym marza SpX je odhadom momentalne niekde na hranici v prevadzkoveho zisku tak pripadna recyklacia 1. stupnov a zvysenie frekvencie startov zvysi marzu na 30-50% (aby bolo jasno jedna sa cisto o odhad) a to da SpX velky manevrovaci priestor bud na generovanie zisku alebo znizenie ceny a zvysenie podielu na trhu.
Myslim ze znovuzavedenie F1 alebo nejakeho klonu pre mensie satelity nie je efektivne, jednak casto je mozne vysielat niekolko satelitov naraz ako napr. pre Galileo sa posielaju po dvoch na Sojuze a budu sa po styroch na Ariane 5.
Treba si uvedomit ze vysoka frekvencia startov sa da dosiahnut ked je minimum variabilnych situacii, cize ak sa pracuje celu dobu s jednym "hardwarom" tak vsetko ide rychlejsie (a lacnejsie) nez ked na kazdy start menim komponenty.

Osobne si myslim ze F9 ma teraz nakrocene k podobnemu statusu pre kozmonautiku ako bol kedysi Ford T pre automobilovy priemysel.

to Yamato:
navrat 2. stupna si myslim nebude efektivny, nejde len o naozaj rapidne znizenie nosnosti ale hlavne technicke a organizacne problemy navratu. Reentry sa mozno da zvladnut s dobre navrhnutym tepelnym stitom ale je otazne ci bude znovu pouzitelny bez dalsich nakladov.
Ak polozime cenu 2. stupna odhadom na 20-30% ceny celeho nosica a naklady navratu budu radovo vyssie nez u prveho tak nevidim prilis priestoru na ekonomicku efektivitu.

[quote]
Ak polozime cenu 2. stupna odhadom na 20-30% ceny celeho nosica a naklady navratu budu radovo vyssie nez u prveho tak nevidim prilis priestoru na ekonomicku efektivitu. [/quote]

nevidim dovod preco by mal byt navrat druheho stupna vyrazne drahsi.
1. PICAX je pouzitelny viacnasobne. Jeden stupen moze byt pouzity povedzme 5-10x, nez bude nutne vymenit "oblozenie"
2. Pristavanie moze byt riesene zachytenim stupna na padaku, s cim sa tak ci tak uvazuje pre zachranu aerodynamickeho krytu. Autonomne motoricke pristavanie by bolo technicky narocnejsie, ale zase moze sa pristavat na LZ na pevnine
3. na prvom stupni sa musi znovupouzit 9 motorov, na druhom iba jeden. Prvy stupen treba dotiahnut po mori, druhy netreba

Pri dobrom designe nevidim dovod na vyrazne vyssie naklady. Nosnost samozrejme klesne, preto sa tu bavime o segmente 3-5t LEO obsluhovanom raketou s vykonom 22t...

aj návrat druhého stupòa môže by ekonomicky efektívny
na tom sa tu zhodneme mnohý
chcelo by to ale o "trochu" vyššiu nosnos na LEO, než má F9
až o tom ko¾ko to "trochu", má vlastne by, sa nevieme akosi zhodnú

[quote]chcelo by to ale o "trochu" vyššiu nosnos na LEO, než má F9
až o tom ko¾ko to "trochu", má vlastne by, sa nevieme akosi zhodnú [/quote]
A těch aktuálně nabízených 22,8 t na LEO nestačí (pro start ve 2018)?
Pokud mě pamě neklame, tak znovupoužitelnost každého ze stupòů F9 má snížit celkovou nosnost o cca 30%.
Takže 22,8 * 0,7 * 0,7 = 11 tun
To je velmi krásná nosnost na LEO, navíc pokud by byla celá raketa v této konfiguraci znovupoužitelná.

A dokážu si představit, že cena za start by byla o dalších 30% nižší, než bude nabízena u letů se znovupoužitelným 1.stupòem,
takže 62 * 0,7 * 0,7 = 30 M$

30 mega za 11 tun na LEO, to je bratru 2727 USD za 1 kg. Slušný!

... když uvážíme, že například skCUBE za vynesení 1 kg cubesatu letos v létě na F9 zaplatí 120 000 € ...

To: Yamato, Alamo:
Jak byste si technicky představovali návrat 2. stupně? 2 stupeò F9 má při letu na LEO prakticky 1. kosmickou rychlost, při letu výše a motorickém návratu do atmosféry rovněž. Myslíte tuto rychlost podstatně snížit motory, aby stupeò neshořel bez tepelného štítu? Na jakou hodnotu by se musela rychlost snížit ještě před vstupem do husté atmosféry? Jak daleko od startu by musela čekat plošina?
Já se domnívám že se nevyplatí zachraòovat jeden Merlin, za velkých nákladů, když prvý stupeò jich zachrání 9. Možná by se vyplatilo zachránit celý řídící modul, který by mohl být opatřen tepelným štítem a padákem. To by se dalo řešit, 2. stupeò by ho jen navedl zpět do atmosféry a uvolnil. To ovšem neplatí pro GTO dráhy.

A co naopak udelat downgrade/zlevneni 2 stupne a urychlit ho vice 1 stupnem, ktery by se vracel na hranici moznosti navratu a za cenu neseni vice paliva pro navrat?
Mamm pocit ze EM nekde rikal, jaka je max rychlost/vyska kdy se da jeste 1 stupen zachranit, ale ted to nedokazu najit...

[Upraveno 06.5.2016 JH]

Pri druhom stupni sa pocita s klasickym navratom do atmosfery a tepelnym stitom. Motoricke brzdenie nedava zmysel.

Zachranovat jeden motor samozrejme zmysel ma. Bavime sa tu nielen o milionovych hodnotach samotneho hardweru, ale aj o clovekohodinach potrebnych na vyrobenie, zostavenie a otestovanie noveho stupna, a v konecnom dosledku aj o dosiahnutelnej kvantite startov. Pokial si musite zakazdym vystruzlikat novy stupen, tak ta kvantita je skratka limitovana.

re-entry tak rozmerneho telesa ako 2. stupen s prevazne aerodynamickym brzdenim moze priniest problem so stabilitou. Dost sa lisi od tvaru navratovych telies ci uz pilotovnanych alebo nepilotovanych (navratovych puzdier) a ktore poskytuju prirodzenu stabilitu.
Obavam sa ze bude nutne robit vstup do atmosfery pod velkym uhlom nabehu (ako Shuttle alebo IXV) co ale znamena pokryt stupen ucinnou tepelnou ochranou aj pozdlzne.

[quote] moze priniest problem [/quote]

:) no ano, posuvanie hranic je vacsinou spojene s riesenim problemov...

[quote][quote] moze priniest problem [/quote]

:) no ano, posuvanie hranic je vacsinou spojene s riesenim problemov... [/quote]
Jenže u raketoplánu si přesně toto v tehdejším nadšení také mysleli. Nakonec se jim to povedlo - proto i neříkám, že to nepůjde i zde - jen to jaksi nebylo zrovna ekonomické.
Takže ve výsledku se to vlastně nepovedlo a soukromá firma pokud by to sama celé financovala by jednoduše zkrachovala. Pokud by ji nezachránila možnost vynášení modulů komických stanic - až k vlastní stanici s možností montáže jeho posádkou. A pak především možnost dovezení nákladů zpět na zem.

Opravdu by nebylo lepší zachraòovat v tomto případě jen motor a elektroniku - nevím na rakety odborník nejsem.

stale si myslite ze v SpX pracuju hlupaci? ved teraz uz berie data NASA od SpX...
pri kazdej diskusii o znovupouzitelnosti ludia zo SpX zdoraznuju, ze pracuju na plnej a [i]rychlej[/i] znovupouzitelnosti. Oni velmi dobre vedia ako dopadol raketoplan, a ze zmysel to ma iba vtedy ak je to efektivne a ekonomicke. T.j. nebudu sa pustat do nicoho, co by znamenalo mesiace udrzby, previerok a kontrol komponentov.

STS bohuzial nemal ten luxus, ze by inzinieri mali posledne slovo. Tak to aj dopadlo. V SpX najlepsi napad vyhrava, a kludne moze pochadzat aj od upratovacky. [Edited on 06.5.2016 yamato]

Existují příklady, kdy si již úspěšná firma vzala příliš velké sousto. Nechtěla investici rovnou odepsat - což by ji ještě zachránilo, ale naopak stále lila do toho další peníze. Až nakonec prostě peníze definitivně došly a firma skončila zcela - již nebylo co zastavit za úvěry u bank a nového investora prostě již nenašli.
Pokud pracujete ve vývoji - tak občas slyšíte na firemních poradách - nakonec jsem to zvládli a už to úspěšně prodáváme, ale stačilo málo a klidně nás to mohlo položit - prostě náklady na vývoj by se již nikdy nevrátili při prodejní ceně kterou jsou zákazníci ještě ochotni a schopni akceptovat.

tu naklady na vyvoj v znacnej miere platia zakaznici :) kazdy jeden "testovaci" let je komercny a kazdy zniceny prvy stupen dopadol presne tak, ako vsetky ostatne prve stupne na svete.

Nemam obavy ze by si odkusli privelke susto. Oni sa totiz nepokusaju vyrobit okridlenu raketu ani raketove lietadlo (ako tu zopar ludi neustale navrhuje), oni len zobrali normalnu raketu a naucili ju pristavat.
Znovupouzitelny druhy stupen bude az na MCT, ale ocakavam ze zvolia podobne priamociary pristup.

@Mirek Pospíšil
[quote][quote]chcelo by to ale o "trochu" vyššiu nosnos na LEO, než má F9
až o tom ko¾ko to "trochu", má vlastne by, sa nevieme akosi zhodnú [/quote]
A těch aktuálně nabízených 22,8 t na LEO nestačí (pro start ve 2018)?
Pokud mě pamě neklame, tak znovupoužitelnost každého ze stupòů F9 má snížit celkovou nosnost o cca 30%.
Takže 22,8 * 0,7 * 0,7 = 11 tun
To je velmi krásná nosnost na LEO, navíc pokud by byla celá raketa v této konfiguraci znovupoužitelná.

A dokážu si představit, že cena za start by byla o dalších 30% nižší, než bude nabízena u letů se znovupoužitelným 1.stupòem,
takže 62 * 0,7 * 0,7 = 30 M$

30 mega za 11 tun na LEO, to je bratru 2727 USD za 1 kg. Slušný!

... když uvážíme, že například skCUBE za vynesení 1 kg cubesatu letos v létě na F9 zaplatí 120 000 € ... [/quote]

to je zaujímavý výpočet
ale to je nosnos na LEO, a iba na LEO
ko¾ko by zostalo, keby bola cie¾ová dráha GTO?
obávam sa, že nič rozumne použite¾né
uživý sa to, keď to bude doprava náklad iba na LEO?
a čo doprava ¾udí? unesie to LAS, "podporu života" atď.?
preto sa domnievam, že si to žiada čosi "trochu" väčšie

apropó
Aleš Holub si pod¾a všetkého myslí, že by to malo by omnoho, omnoho väčšie, väčšie ako Saturn 5
že to nestačí počíta pre LEO, ani GTO, ani pre TLI.. ale rovno pre povrch marsu
aspoò v debate o MCT BFR, to tak vyznelo

takze 11t na LEO za 30 mega je vlastne fail. Tu sa vzdy nieco nove dozviem :D:D

naysayer level expert :D

re Yamato: [quote][quote] moze priniest problem [/quote]
:) no ano, posuvanie hranic je vacsinou spojene s riesenim problemov... [/quote]

Tu realne nejde o to ci to ide ale ci sa to oplati. Ked bude treba prekonat velke technicke prekazky tak to nebude lacne a teda sa to neoplati robit.

3-5t na LEO stoji uz dnes hlboko pod 40 mil. takze ak to spravia za 3 roky za 30 mil. velke terno to nebude. Hlavna vec ale je kolko je zakaznikov na taketo tonaze.

[quote]
3-5t na LEO stoji uz dnes hlboko pod 40 mil. takze ak to spravia za 3 roky za 30 mil. velke terno to nebude. [/quote]

nehovorim ze by to bolo terno, ale ze pre SpX moze byt jednoduchsie upravit existujuci druhy stupen, nez vyvijat kompletnu novu mensiu raketu. A mozu vyuzivat existujucu infrastrukturu so zapracovanymi ludmi.

[quote]naysayer level expert :D [/quote]

kto? ja? Aleš Holub? alebo nebodaj Elon?

ja som sa na to predsa už raz opýtal, a dostal som odpovede aké som dostal..
boli aké boli..
nikto proti nim nič, vtedy nenamietol..
19.3.2016 - 21:02
http://www.kosmo.cz/modules.php?op=modload&name=XForum&file=viewthread&t...

jaaj ked ty si spajas hrusky s jablkami...

na znovupouzitelnosti druheho stupna sa nepracuje. Podla mna hlavne preto, ze by to zabralo cas a ludi a pre mars to nema vyznam.

ale KEBY taky stupen mali a KEBY 11t na LEO stalo 30 mega, tak by to urcite bolo lepsie ako platit 100mega na LEO. A nie ze to je vlastne nepouzitelne, lebo GEO, vlastne lebo TMI, vlastne lebo rovno martansky povrch...
30 je menej ako 100, bodka ;)

[quote]stale si myslite ze v SpX pracuju hlupaci? ved teraz uz berie data NASA od SpX...
pri kazdej diskusii o znovupouzitelnosti ludia zo SpX zdoraznuju, ze pracuju na plnej a [i]rychlej[/i] znovupouzitelnosti. Oni velmi dobre vedia ako dopadol raketoplan, a ze zmysel to ma iba vtedy ak je to efektivne a ekonomicke. T.j. nebudu sa pustat do nicoho, co by znamenalo mesiace udrzby, previerok a kontrol komponentov.

STS bohuzial nemal ten luxus, ze by inzinieri mali posledne slovo. Tak to aj dopadlo. V SpX najlepsi napad vyhrava, a kludne moze pochadzat aj od upratovacky. [Edited on 06.5.2016 yamato] [/quote]

STS dopadl špatně proto, jelikož byl projektován na četnost startů jeden za týden. Stejné je to se znovupoužitelností, pokud nedosáhnete potřebné četnosti startů, bude celá koncepce ztrátová, jako k tomu došlo u STS.

Nebude, protoze narozdil od raketoplanu proste odmontujou nohy, zvednou tim nosnost a nebudou ptistavat. To je na tom genialni.

[quote] nosnost Takže 22,8 * 0,7 * 0,7 = 11 tun

cena takže 62 * 0,7 * 0,7 = 30 M$

30 mega za 11 tun na LEO, to je bratru 2727 USD za 1 kg. Slušný![/quote]

Pointa výpočtu je jinde - že úplně stejnou "slušnou" cenu za kg mají i bez námahy se znovupoužitelností.

[quote][quote] nosnost Takže 22,8 * 0,7 * 0,7 = 11 tun

cena takže 62 * 0,7 * 0,7 = 30 M$

30 mega za 11 tun na LEO, to je bratru 2727 USD za 1 kg. Slušný![/quote]

Pointa výpočtu je jinde - že úplně stejnou "slušnou" cenu za kg mají i bez námahy se znovupoužitelností. [/quote]

navyse znovupouzitelnost druheho stupna je drastickejsia, ako prveho, takze budu vdacny aj za 7 ton, ak sa im podari

s techmologiou horsou ako raketoplan nemozu dosiahnut hmotnostne pomery lepsie... sts 1:74
cenove a prevadzkove snad ano a zrejme preto sa o to snazia

[quote]
navyse znovupouzitelnost druheho stupna je drastickejsia, ako prveho, takze budu vdacny aj za 7 ton, ak sa im podari
[/quote]

nepodari, na znovupouziti druheho stupna F9 sa nepracuje. Nema to strategicky zmysel - druhy stupen BFR bude samotna martanska lod, takze poznatky z pripadneho znovupouzitia druheho stupna F9 sa nemaju kde vyuzit.

[quote]
nepodari, na znovupouziti druheho stupna F9 sa nepracuje. Nema to strategicky zmysel - druhy stupen BFR bude samotna martanska lod, takze poznatky z pripadneho znovupouzitia druheho stupna F9 sa nemaju kde vyuzit. [/quote]

[quote]takze 11t na LEO za 30 mega je vlastne fail. Tu sa vzdy nieco nove dozviem :D:D

naysayer level expert :D [/quote]
he.. [Upraveno 10.5.2016 alamo]

hmm..
neviem, či ste si to tiež všimli
ale keď niekto, fandí inému, napríklad až tak festovne, že výroky ako "Chuck Narcis by dokázal vyhra tour de france, na rotopede.." neberie ako vtip, ale myslí ich smrte¾ne vážne
v tomto prípade "Elon Musk robí všetko správne, lebo Elon Musk predsa robí všetko správne"
môže toho komu fandí, "nakormidlova" do fakt nechutnej šlamastiky?
MCT BFR by už bol, fakt ve¾ký "rotoped"

alamo, ty mas problem s pochopenim citaneho textu

kolko lieta spx... v akej vyske a akou rychlostou?
vid aj vyssie obrazky, zjavne nebude az taky "problem" vysoko lietat rychlo...

pocital som si taky maly raketovy motor... a bez letu v atmosfere sa nedostanem na orbitu...
paradoxne atmosfera je sice mala prekazka, ale velky pomocnik...

ide mi hlavne o gravitacne straty.
ak ma motor tah 3g, tak 1g ma drzi voci padu a prirastok rychlosti ziskavam len 2g. potom ale stracam 1/3 paliva!

dostredive zrychlenie zacina byt zaujimave od cca 4000 m/s a v podstate vyrazne uzitocne je az od 6000m/s

od 0-4000 mi ale moze vyrazne pomoct vztlakova sila atmosfery, kedy pomer celneho odporu a vztlaku moze byt dost zaujimavy.

potom miesto velkych gravitacnych strat prekonavam len "maly" celny odpor. potom aj okamih odhodzovania aerodynamickeho krytu moze byt posunuty, dokial len zmysluplne spoluposobi s atmosferou...

K složce gravitačních ztrát pro kompenzaci gravitačního pádu g by se musely ještě připočíst gravitační ztráty (práce) k vyzvednutí hmoty do výše cca 200 km, což je integrál okamžitých změn hodnoty hmoty a výšky dm.dh. Když se k tomu přičte aerodynamický odpor, celkové ztráty bývají vyšší než 30 %. Závisí na počtu stupòů a zrychlení rakety, to je na době po kterou g na raketu působí. Ostatně užitečná energie k dosažení rychlosti 7,8 km/s v inerciálním prostředí je také integrál dm.dv, jehož výsledkem je Ciolkovského rovnice, která je nezávislá na zrychlení.
V čistě inerciálním prostředí by bylo možno dosáhnout rychlost 7,8 km/s jednostupòovou raketou na LOX/LH2. Gravitační ztráty by mohla částečně a do určité výše kompenzovat atmosféra vztlakem, pokud by raketa měla křídla. Tím ale roste aerodynamický odpor a při kolmém startu začne vztlak působit, až rychlost má nějakou horizontální složka. Proto se zatím dává přednost raketám bez křídel a více stupòům. Nějaké projekty s křídly u prvých stupòů již byly a jsou – viz MAKS nebo White Knight 2. Zatím nikdo příliš nepospíchá se supersonickými nebo hypersonickými projekty, které by startovaly od země. Výjimkou je snad Skylon. Mnohem větší je zájem (hlavně u vojáků) k využití křídel při sestupu k prodloužení doletu a manévrům při návratu a nakonec tak byl stavěn i STS. [Upraveno 29.5.2016 PinkasJ]

Rozhovor Izvestií s Andrejem Kalinovským, ředitelem Chruničeva:

....
Máte plán snížit náklady Protonu-M na 1,381 mld rublů. A kolik bude stát sériová Angara-A5?

-Za cíl máme, aby Angara A5 nebyla dražší než Proton-M...

A kolik stojí Angara A5 nyní, když jsou to zkušební exempláře?

-Angara kterou jsem odevzdali roku 2014 byla znatelně draší, ale to je u prototypů přirozené...

http://izvestia.ru/news/621724

Vesměs obvyklé kecy, ale cílová cena Protonu-M a Angary-A5 stojí za to: 1,381 mld rublů při aktuálním kurzu kolem 65 rublů za dolar dělá 20 milionů dolarů.

A bez znovupoužitelnosti ;)

novák: jenže bez znovupoužitelnosti by tahle cena nebyla dosažitelná.
Bez znovupoužitelnosti Falconu 9
:D

Taky je otázkou, jestli je to reálné. Rusové už nejsou tak levní jak bývali, navíc pořád mají problém s reálným výpočtem nákladů.

kopapaka: A to proč jako???

[quote] navíc pořád mají problém s reálným výpočtem nákladů. [/quote]

Tím "reálným výpočtem nákladů" máte na mysli co přesně?

[quote]
Vesměs obvyklé kecy, ale cílová cena Protonu-M a Angary-A5 stojí za to: 1,381 mld rublů při aktuálním kurzu kolem 65 rublů za dolar dělá 20 milionů dolarů.

A bez znovupoužitelnosti ;) [/quote]

cim je nejaka tema nezmyselnejsia, tym castejsie sa tusim na tomto fore pretriasa :) je uplne jasne, ze ruske rakety budu vzdy lacnejsie nez americke ([i] a bez znovupouzitelnosti[/i] ;)), rovnako ako rusky BigMac je o 70% lacnejsi nez ten americky (tiez bez znovupouzitelnosti :)).
Priciny tohto stavu su zjavne, a komu nie su zjavne tomu nema zmysel to vysvetlovat :)

http://www.economist.com/content/big-mac-index

[quote]kopapaka: A to proč jako???

[quote] navíc pořád mají problém s reálným výpočtem nákladů. [/quote]

Tím "reálným výpočtem nákladů" máte na mysli co přesně? [/quote]

Tím myslím reálné započítání nákladů firmy (vývoj, provoz, režie, zisk, modernizace). Pokud vím, u všech nových leteckých projektů je cena po započtení mezd, údržby atd. zhruba 20-30% pod "Západními" cenami - je nereálné myslet si, že se dostanou na třetinu oproti pokročilým Falconům (levný motor, levná konstrukce, znovupoužitelnost).

obcas sa tu prepiera, aky vplyv ma cena startu, ked cena druzice je daleko vyssia.
Tiez tu boli nejake debaty o realnej cene Falconu9 (resp. zopar rypakov vytrvalo ignoruje zverejnene udaje).

K tomu zopar zaujimavych udajov priamo od DARPA:

https://www.nasaspaceflight.com/2016/07/darpa-pushing-experimental-space...

[i]As defined by DARPA, the “Dramatic growth in U.S. launch costs since [the] early 1990s is driving much larger growth in space system costs.” [/i]
Narast ceny startov od 90tych rokov pohana ovela vacsi narast cien vo [i]vesmirnych systemoch[/i] (tym sa zrejme myslia vsetky procesy od vyroby druzic cez ich start az po prevadzku)

[i]SpaceX’s Falcon 9 currently performs ~3-6 DoD missions per year at a contract price equal to or greater than $54 million USD per flight. [/i]

cena startu F9 pre DoD je 54milionov alebo viac.

[quote] rovnako ako rusky BigMac je o 70% lacnejsi nez ten americky (tiez bez znovupouzitelnosti :)).
Priciny tohto stavu su zjavne, a komu nie su zjavne tomu nema zmysel to vysvetlovat :)[/quote]

Ano, obecně je příčinou, že kursy měn nezávisí na produktivitě práce a efektivitě ekonomik. U Maca taky, že národní Macy si nekonkurují.

Nosné rakety si konkurují, proto srovnání jejich cen není nesmysl.

[quote] Tím myslím reálné započítání nákladů firmy (vývoj, provoz, režie, zisk, modernizace). [/quote]

Aha. No a proč si myslíte, že Rusové (kromě Sjednocené letecké korporace) mají s reálným započítáním nákladů firem problém? Ve Sjednocené letecké korporaci mají přece stejné účetní postupy a účetní ze stejných škol.

Pages