Hele já se divím, že tě to ještě baví ztrácet tady s námi čas, možná bys měl jít někam jinam, kde tě budou brát vážně. Tady máš jaksi smůlu, protože zdejší čtenáři většinou dané problematice rozumí a tudíž tvé příspěvky je jen a pouze rozesmějí. Pokud nejsi schopen pochopit, že 6.6% rozdílu je více než nosnost celé rakety, pak asi nemá smysl se tady o něčem vůbec bavit a to vůbec neřeším ty nesmysly o tom to dělat u nás.

1) +6% deltaV se skutečně nerovná zvýšení množství paliva o 6% … ve skutečnosti je to mnohem více (energie roste s kvadrátem rychlosti).

2) I pro ten satelit platí Ciolkovskijho rovnice… takže navýšení hmotnosti paliva neroste lineárně s potřebným množstvím energie, ale strměji.

3)počítáš s hodinkama a holinkama – respektive vůbec netušíš, co ty tvoje výchozí hodnoty znamenají – takže ti z toho vycházejí nesmysly. Například:

3a) hmotnosti satelitu – geostacionární satelity se vysazují na GTO dráze, která má daleko větší energii, než je běžná LEO. Typicky na dráze GTO -1800 – ze které je potřeba delta V 1800 m/s k přechodu na GEO, a to palivo, které si nesou stačí jen o málo více, než právě na těch 1.8 km/s potřebné deltaV (v tom je vynulování inklinace a úprava dráhy zvýšení + zakulacení). F9 obvykle vysazuje na GTO v rozmezí 1500-2200 – obvykle sklon 27 stupňů (třeba Intelsat 35e šel na dráhu 42 748 x 303 inklinace 25,8 – což je GTO -1719).

4b) údaj o nosnosti F9 – 22tun platí pro FT bez návratu a inklinaci 28,5 stupně (canaveral). Pro GTO 27 stupňů (GTO 1800) je nosnost s přistáním na lodi jen 5500 kg, nebo 3500 kg v případě návratu na pevninu….

To byla konečně dobrá připomínka. To beru. Takže když to opravíme, tak +20% deltaV znamená +44% energie navíc, tedy hmotnost paliva. To máme navíc 1.3 t paliva včetně nádrží. Takže ten satelit by nevážil 4.2t ale 5.5 t. A to ještě neberu v úvahu fakt, že nějaké palivo mu musí zůstat pro uržování pozici na orbitě, takže pro let na GEO určitě nespotřebuje veškeré palivo a tedy by ta penalta vycházela menší. Ale čert to vem, berme nejhorší možný příklad.

To je ale pořád realizovatelné 😀
Kluci tak se snažte víc. Invc se slušně snažil, má ode mne palec nahoru 😀

Tak neremcej a spočítej to. Buď to neumíš nebo jsi si vědom toho, že by to vyšlo realizovatelně i tak, co? Ono F9 má nosnost 22 tun, takže i kdyby to byly plácnu 2 tuny navíc, je to fuk. A to se ti nehodí do krámu 😀

Čolek nečolek, hrubé výpočty ukazují, že z ČR je možné startovat raketu Falcon9 se satelity pro GEO. A větší Starship by měl takovou rezervu v nosnosti, že prakticky nemá omezení.

Včil mudrujte 😀

Tak jestli chceš, tak ti to klidně spočítám – možná budeš věřit na čísla. (Ale většinou to tu nepočítám, protože ty výpočty jsou složitější – a naprostá většina lidí je stejně skutečně nepochopí ani základní principy … natož podrobný výpočet – bez urážky).

Mno pokud chceš ten výpočet … tak vezměme ten tvůj Intelsat 12 (nebudu dohledávat, jestli máš data správně) …
Plný 4 200 kg (tvůj údaj)
Prázdný 1 700 kg (tvůj údaj). Ať nežeru budu “prázdný” brát 2 000 kg (tj, aby mu zbylo 300 kg paliva na udržování a manévrování na GEO).
Budu předpokládat, že byl vysazen na GTO – 1800 (vysazovací dráhu si neuvedl – takže beru standard)
Takže těch 2200 kg paliva spotřeboval na získání dV 1800 m/s – aby se vyhrabal z GTO na GEO. To dává výtokovou rychlost spalin cca 2 100 m/s (raketová rovnice akorát ze standardního postavení ji musíš trochu přeházet – protože známe dV, ale neznáme palivo a vlastnosti motoru – takže si je tímhle spočítáme)

Mno a teď když máme spočítáno Ve … tak to můžeme zase trochu otočit a a spočítat výchozí hmotnost pro dV ne 1800, ale 2800 … při stejné výtokové rychlosti spalin a stejné konečné hmotnosti 2 000 kg (1700 + 300 rezerva paliva). Tož a z toho ti vychází počáteční hmotnost cca 7 580 Kg (to jest 5 580 kg paliva na dV 2800 m/s).

Tolik k tomu raketová rovnice … (Kvůli tomuhle sem ani na ten MatFyz chodit nemusel na tohle stačí střední).

Jinými slovy dV je sice větší “jen” o 64% … ale paliva je potřeba 2,5x tolik.

7 580 Kg je 2x více než je nosnost F9 s návratem prvního stupně na pevninu (cca 3500 kg), a minimálně o 1 tunu více, než je nosnost F9 FT s návratem prvního stupně na loď (cca 6 500 kg).

(Nosnost 22 tun je na LEO v expendable verzi, na GTO v expendable verzi je 8 300 kg).

3) Ale ani bych to nemusel počítat. I kdyby start F9 vyšel (nebo Starship kde to vyjde určitě) – tak by si ho stejně nikdo nekoupil – a zvláště ne za cenu zvýšení neseného množství paliva. Jednoduše každý soudný operátor by si raději koupil start z Floridy, protože by mu zbylo více paliva na provoz – a tedy by mu satelit “déle vydržel” vydělávat… náklady na přesun satelitu jsou drobné.

4) Ale loučím se … tohle nikam nevede.

Mimochodem pokud by někdo chtěl argumentovat zvýšenou cenou za palivo, tak výpočty jsou následující:
– cena LOX 3.6 Kč/kg …. SH 2095t + SS 860t
– cena LNG 24 Kč/kg ….. SH 810t + SS 240t
– cena celkem 35.9 mil
– cena za kg nosnosti 359 Kč/kg … cca 16 USD/kg
– cena Falcon Heavy … 1700 USD/kg
– cena paliva tvoří cca 1% z celkové ceny…. naprosto marginální věc.

1) Pane Jančura, vy si pletete si statický tlak s dynamickým a vsadím se že ani nevíte co to je totální tlak. Měl byste si to dostudovat. Ten tlak co se měří na špici rakety (těch 23kPa MaxQ) je dynamický tlak. Statický tlak je ta tisícina baru (100 Pa).

2) Žádné 2 MN aero odporu v 50km tam být nemůžou. Jak vysvětlíte že boostery FH po oddělení se otáčí okamžitě o 90° (tedy stejně naplocho) a provádí back burn aby obrátili směr letu zpět? Jak vysvětlíte že takto naplocho setrvačností vyletí z těch 60km až do 130km? Kdyby tam skutečně byl aerodynamický odpor 2MN tak by nikdy tak vysoko nedoletěly. Uvědomujete si, že ty lehoučké prázdné velké boostery by síla 2 MN, což je ekvivalent plného tahu 3 motorů Merlin 1D, tedy by je to zastavilo za pár sekund? To jen tak pro lidi se selským rozumem když se podívají na graf trajektorie boosterů FH a zjistí že Jančurovi výpočty jsou naprostá blbost.

Jinak v psychologii existuje tzv. projekce. Typicky paranoidní lidé si myslí že ostatní jsou také paranoidní, neschopní lidé si zase projektují svou neschopnost do ostatních a obviňují je z neschopnosti, přizdisráči zase ostatní přesvědčují že nic nemá cenu, že už je pozdě, všichni nás předběhli, nemáme peníze, povolení bysme nedostali, jo taky nejsou lidi, výchova zdlouhavá…. taky bacha na pářící se tuleně jak tady jeden expert psal 😀 …. nedejbože abychom tou raketou zlomili byť jen jediné stéblo trávy, a milion jiných výmluv které si přizdisráči a hateři dokážou vymyslet. Vsadím že tady nikdo z vás nemá vlastní firmu ani nikdy nepodnikal.

To že byste se mi omluvili že jsem měl celou dobu pravdu, to jsem ani nečekal. Tady nikdo není chlap aby přiznal chybu. Remcat že to nejde jako stará blažková budete dál, ostatně je to váš charakter a ten už se nemění.

Kluci, ale nepřipadáte si alespoň trochu trapně, že vás tady zesměšnil jeden člověk co umí používat selský rozum? 😀

Jiným vyčítáte aroganci a Vy děláte totéž. Proto bych neměl na Vaše příspěvky reagovat, ale přesto:
ad 1) Vzorec pro výpočet záporného zrychlení vlivem aerodynamického odporu je široce publikován a stačí do něj dosadit potřebné údaje, pokud to neuděláte, tak nemůžete tvrdit co je reálné nebo nereálné. Jak jsem napsal, tak mi vyšla pro výšku 15 km podle tohoto vzorce podobná hodnota dynamického tlaku(33 kPa) jak vy uvádíte (23 kPa) a je tedy předpoklad, že vzorec bude platit i pro případ výšky 50 km a horizontální polohu. Samozřejmě ten údaj 2MN platí jen pro výšku 50 km a danou rychlost, pro vyšší výšky se snižuje, neboť se snižuje hustota atmosféry a rychlost rakety.
ad 2) Když se oddělují urychlovací stupně od rakety tak jejich horní části dostanou vyšší impulz než spodní, aby se stupně bezpečně oddělily od centrálního stupně – viz tzv. Koroljovova hvězda. Jakou polohu pak mají při dalším letu, nejsem schopen definovat, poněvadž to závisí na počátečním rotačním impulzu, tvaru tělesa, tvaru dráhy apod. Samozřejmě ještě letí po nějakou dobu setrvačností, než ztratí původní energii “gravitačním tahem” a působením aerodynamického odporu.
Pokud mají být zpětně použity, tak je musí manévrovací motorky srovnat, aby je navedli na návratovou dráhu. Hlavně se však urychlovací stupně většinou oddělují při větších výškách a jiné strmosti dráhy.
Mimo jiné, celá tato diskuze byla vyvolána Vaším tvrzením, že výšce 50 km je vakuum, místo toho, že by jste přiznal chybu, tak jste celou diskuzi převedl na téma 2MN, i když jste vlastně ve Vašich příspěvcích i svými výpočty vlastně doložil, že tam to vakuum není.
Sprosťárny v druhé části Vašeho příspěvku svědčí o Vašem charakteru, víc k tomu není zapotřebí dodávat.

S lidmi, kteří se pasují na nositele absolutní pravdy nemá smysl diskutovat.