Vom ajunge pe Luna

Quote

Doamne fereste !

Exista si multe lucruri pe care nu le vedem.

Dupa cel de-al doilea razboi mondial a mai fost dezvoltata de pilda o tehnologie, care insa nu are aplicatii publice pana in momentul de fata. S-a constatat ca are loc o reactie chimica insotita de o mare degajare de energie atunci cand intra in contact radicalii atomici de oxigen si azotul ionizat ("azotul activ") avand drept urmare formarea de oxizi de azot instabili si evident, resocierea atomica a oxigenului insotita de o degajare de energie mult mai mare decat in cadrul procesului normal de resociere. Acest fenomen a fost constatat mai intai in natura (atmosfera inalta) fiind apoi reprodus in laborator si in diverse experimente desfasurate chiar la nivelul atmosferei inalte, cu ajutorul unor rachete meteorologice. Prima propunere a fost aceea a realizarii statoreactoarelor cosmice/hipersonice "cu recombinare" (resociere) dar acestea ar fi trebuit sa posede prize de admisie gigantice pentru a colecta o cantitate suficienta de radicali atomici din cadrul atmosferei rarefiate de la 60 ~ 80 Km inaltime.
Ulterior, s-a renuntat la ideea de a utiliza radicalii de oxigen din mediul natural, si cu ajutorul unei camere de radio inalta frecventa (camera de desarcare fara electrozi interni) s-a ionizat jetul de oxigen provenit dintr-o butelie, obtinandu-se radicalii atomici de oxigen si fascicole de electroni. La iesirea din camera de ionizare, in cadrul unei camere centrifugale cu pereti porosi, prin pereti s-a injectat azot lichefiat (care asigura astfel racirea convectiva dar si peliculara a acestei "camere de resociere", ca sa nu-i zicem "de ardere"); injectat in jetul fierbinte care-i ceda caldura si-i oferea totodata si bombardament electronic (sursa de ionizare prin soc) azotul devenea gazos si era ionizat, devenind "activ". Reactionand puternic cu particulele (oxigen) ejectate din camera de ionizare, se produce o reactie cu mare degajare de energie iar jetul de oxigen si azot (adica... aer, practic) paraseste motorul cu o viteza de peste 30 Km/sec. Pentru evacuarea acestui jet este nevoie de un ajutaj magnetic, liniile de camp fiind menite sa impiedice pe cat posibil contactul dintre peretii ajutajului si particulele ionizate, foarte "fierbinti".

Sa mai amintim in treacat si de chimistul și matematicianul din Düsseldorf , Dr Peter Plichta, care este autorul cărții,,Formula secretă a lui Dumnezeu?, lucrare publicată în Marea Britanie și SUA. Cartea tratează vestitele formule ale lui Euler, intr-o incercare de unificare a teoriei- leagand constantele matematice e, i și p cu numerele +1, -1 și 0. Dr Plichta folosește relațiile sale de matematică pentru aplicații în propulsia spațială. El a obținut deja mai multe brevete pentru nave discoidale propulsate pe principii care sunt destul de puțin convenționale. Câteva din aceste brevete,atât în limba engleză cât și în limba germană, pot fi consultate în atasamentele de aicii. Navele discoidale ale lui Plichta sunt propulsate cu uleiuri diesel și siliciu. Se bazează pe faptul că acel conținut carburant de carbon sau carbonați, nu ard doar în prezența oxigenului ci și a azotului, în anumite condiții. O asemenea navă ar putea aluneca prin atmosferă aspirând aerul pe care l-ar utiliza drept carburant și comburant în același timp. În 1933 chimistul Alfred Stock a publicat lucrarea cu titlul "Hydrides of Boron and Silicon"-?Hidruri de bor și siliciu? în SUA. În timpul primului război mondial, el a lucrat la Școala Tehnică din Karlsruhe, în Germania, demonstrând că pot fi sintetizați compuși pe bază de hidrogen și siliciu.  Pentru că siliciul se află în Tabelul lui Mendeleev sub elementul carbon, era de așteptat să fie receptiv la hidrogen. Stock a aranjat un compus silicat format din patru atomi de siliciu, dintre care primii doi silani gazoși iar al treilea și al patrulea silan în stare lichidă. Toți acești silani au predispoziție la autoaprindere...
În 1970 Peter Plichta descoperă aceste teorii privind instabilitatea explozivă a acestor specii de silani. Una din primele sale realizări în materie de hidruri silicoase a fost aceea de a fabrica o serie de hidruri silicoase cu lungimea lanțului chimic de la 5 până la 10 (Si5H12 ----- Si10H22).  De asemenea a reușit să separe uleiul în silani individuali folosind analiza gazo-cromatică. De aici a obținut surprinzătorul rezultat ca siliconii cu 7 atomi(Si7 ) să fie stabili,nemaiavând predispoziția de autoaprindere.  Siliciul deja își adusese o mare contribuție în tehnica secolului nostru, pentru mijloacele de redresare a curentului alternativ și cu mult mai important ,- în înlocuirea tuburilor radio cu tranzistori, crearea elementelor semiconductoare și a fotoelementelor. Știm la ora actuală că nici nu ar putea exista tehnica de calcul și CIP-urile, dacă nu am utiliza siliciul. Importanța sa poate fi remarcată de asemenea și în domeniul chimiei : uleiurile siliconice, materialele plastice bazate pe siliconi, materialele ceramice, etc,etc. Se știe încă din 1924 că azotul la temperatura de 1400 oC (devenind "activ") reacționează cu oxigenul dar și cu pudra de siliciu formând azotura de siliciu cu eliberare de căldură. Acest material poate rezista până la temperatura de1900 oC, corespunzător unei foarte strânse legături moleculare. Un  motor aeroreactor  utilizând un carburant oarecare pentru a fi ars în prezența aerului, nu utilizează practic deloc azotul care reprezintă mai mult de 75,5% din compoziția aerului. Azotul trece mai mult ca un gaz inert prin motor? .
Peter Plichta a venit cu ideea construirii unui disc dotat cu aeroreactoare montate pe axele sale și care să rotească două palete circulare contrarotative. Aceasta ar face ca nava să poată decola și ateriza vertical asemenea unui elicopter, putând de asemenea zbura la punct fix. De asemenea, nava putea fi rotită spre înapoi cu ajutorul unui motor orientabil. Când se atingea o viteză de cel puțin 200 km/h, turbinele paletelor circulare sunt oprite iar nava continuă zborul aspirând aerul prin care navighează. Nicio tracțiune provenită de la vreun motor aeroreactor sau rachetă nu mai este necesară. Atunci când se dorește inserția orbitală a navei, amestecul de N2/O2 va fi utilizat începând de la înălțimea de 30 km (1 % din presiunea de la nivelul mării). Amestecul va fi ars în motor și nava va accelera până la 5000-8000 km/h. În cazul rachetelor convenționale, cam la acest nivel se desprinde prima treaptă a rachetei, ceea ce înseamnă consumarea a 75% din masa totală de combustibil stocat la bord. Discul va continua să accelereze până la 20 000 km/h ,viteză pe care o va atinge pe la înățimea de aprox. 50 km (1/1000 din presiunea la nivelul mării). Viteza foarte mare va face ca presiunea aerului la priza de admisie să fie mare, iar la o înălțime de cca. 80 kilometri se pot atinge 25 000 km/h. Pentru a se mări viteza până la 30 000 km/h  și o altitudine de 300 km, va fi necesară o anumită cantitate de oxidant stocată la bord. În principal se va utiliza un ulei siliconic conținând hidruri silicoase, adică o serie de compuși pe bază de H și Si. Plichta preconizează să utilizeze desompunerea brutală a unor hidruri silicoase în hidrogen și radicali atomici de siliciu,din care hidrogenul va reacționa exploziv (o ardere energetică) în prezența oxigenului din aer, formând apa ca produs de reacție. Radicalii de siliciu reacționează la azotul atmosferic, deci azotul încetează a mai fi o simplă materie amorfă trecută prin motor.  Cum spuneam și mai devreme, molecula de siliciu este o legătură chimică foarte puternică și pentru disociere necesită o temperatură ridicată și cataliză, pentru înlesnirea procesului. Pentru eficientizarea procesului de ardere a siliciului în azot, ? uleiul hidrosiliconic ? mai conține și importante adaosuri de Mg, Al ori Si sub formă de pudră.
   Practic,există unele similitudini între ? tehnologia Plichta ? și ? tehnologia Nowak ? din perioada interbelica :
-ambele se bazează pe utilizarea azotului activ ;
-ambele se bazează pe utilizarea aerului, în integralitatea sa, deci deopotrivă oxigenul și azotul
-ambele se bazează pe un fenomen de disociere și resociere atomică.
  Dar aici, asemănările se termină ; motorul care utilizează radicali atomici de oxigen resociați în prezența azotului activ, este fără îndoială superior din toate punctele de vedere oricăreia din schemele și soluțiile ce au fost propuse de către Peter Plichta.

Am dat doua exemple de tehnologii care nu prea sunt tinute in lumina reflectoarelor, desi nici nu au fost strict secretizate altminteri. Pe langa acestea, mai exista insa si acelea cu adevarat secrete. Unele dintre ele nici macar nu le putem banui la ora actuala.

Edited by gilldarida, 25 April 2011 - 21:57.

 gilldarida, on 25th April 2011, 22:55, said:

Tu iti dai seama cata energie electrica iti trebuie sa ionizezi gazul in acea incinta?
Randamentul global de generare curent electric+energie ionizare probabil ca nu depaseste 20%.In spatiu cel mai greu este sa obtii energie electrica si asta datorita greutatii mari a sistemelor de generare.
Gandestete numai la un motor ionic care genereaza numai 0,1N.Cantareste cam 10 kg.Asta din cauza magnetilor in special.El are nevoie de vreo 2 Kw pentru alimentare.Este enorm pentru un motor asa de mic.Chiar daca consuma de 10 ori mai putin gaz de lucru totusi creeaza o multime de complicatii.Ca un compromis s-a ales solutia dotarii unor sonde spatiale cu astfel de motoare ,dar care pentru a obtine viteza maxima necesara functioneaza luni, chiar ani de zile.

Quote

Toti compusii pe baza de siliciu(silani) au fost studiati intensiv in perioada razboiului rece.Sunt inferiori aluminiului(si cu atat mai putin hidrocarburilor) ca si combustibili.
In schimb da compusii de bor(boranii) sunt superiori hidrocarburilor gen kerosen.Si ei au fost foarte mult testati de americani si rusi si cu toate astea combinatiile sunt ori instabile,ori toxice sau chiar explozive.
Momentan s-a ajuns la concluzia ca nu merita riscul de a fi folositi.Gandestete la faptul ca borul care nu are proprietatile instabile ale boranilor nu se foloseste nici macar la combustibilii solizi de racheta.Oare de ce crezi ca nu o fac?

Quote

Sunt si eu curios a calculat cineva impulsul specific/s-au facut masuratori  in cazul acelor combinatii?
Care este efectul abraziv asupra unui motor de racheta datorat acelor azoturi stiind faptul ca sunt materiale ceramice?
Fara raspunsuri toate acele afirmatii nu sunt decat niste vorbe.

Quote

Eu de principiu nu cred in teorii ale conspiratiei si cred ca in general solutiile performante(chiar si vechi) se impun de la sine.Daca acele solutii erau atat de bune macar armata USA le folosea de mult.

Si acum ca tot am terminat de raspuns voi da un raspuns in legatura cu turboracheta.Am facut niste calcule si as vrea sa auzi de ce nu este posibila o astfel solutie.
Voi lua ca exemplu racheta Falcon 1e a firmei SPACE X:http://en.wikipedia.org/wiki/Falcon_1
Are o masa la lansare de 38 tone,sarcina utila pe orbita joasa de 1000kg.Foloseste un motor(in prima treapta) Merlin 1C de
561 KN la un Isp=275s la nivelul marii deci viteza de evacuare a gazelor de 2690 m/s.La un raport de amestec oxidant/carburant =2,3.Din calcule rezulta un debit de amestec de:560000/2690=208 kg amestec/sec si un debit de 145 kg oxigen/sec.Dumneata spui ca o statoracheta ar culege aer atmosferic numai in primii 25 km.Asta ar presupune numai vreo 2 minute din cele 8 necesare functionarii motoarelor.
Cum aerul atmosferic are numai 20% oxigen iar timpul de culegere a acestuia este de 2 minute atunci cantitatea de aer necesar a fi culeasa se majoreaza cu 5*4, deci de 20 ori.De aici rezulta ca volumul de aer pe secunda este:
V=(145*5*4)/1,28=2.265 mc/sec la nivelul solului.La nivelul de 10.000m ar fi necesar cam de trei ori mai mult,deci 6.795 mc/sec.La 20.000m de vreo 10 ori mai mult deci 22.650mc/sec.Mai sus nici nu are sens sa mai calculam.
Si acum sa calculam sectiunea de admisie in motor.La nivelul solului viteza de admisie nu poate depasi optimist vorbind 100 m/sec.Asta ar insemna o gura de admisie de:2.265/100=22 mp.La inaltimea de 10.000m viteza de admisie este undeva in apropierea vitezei sunetului vreo 290m/sec ;deci:6.795/290=23 mp.La 20.000 m in jur de 2 ori viteza sunetului,vreo 650 m/sec,deci:22.650/650=34 mp.Sectiunea transversala a rachetei este de 2 mp, cel mult 3 mp cu sarcina utila supradimensionata.Ar fi absolut imposibil chiar ridicol ca gura/gurile de admisie sa aiba o sectiune de 10 ori mai mare decat sectiunea maxima transversala a rachetei.La asta mai trebuie adaugat faptul ca acel compresor necesar trebuie sa aiba un diametru de intrare macar egal(de obicei este mai mare) cu a gurii de admisie.Din calcule ar rezulta un diametru:radical de ordinul doi(4*34/3,14)=6,5 m.Cel mai mare compresor montat pe un motor turboreactor(care este cel mai mare construit) are diametrul maxim de 3,4 m.Presupunand ca cineva ar face asa ceva doar el ar cantari cateva tone iar turbina de actionare numai vreo 50 kg.Nu mai pun si celelalte componente.In schimb daca se foloseste numai sistemul clasic turbina+pompa centrifugala+generator de gaz masa insumata nu depaseste 150 kg.
De fapt asta este motivul pentru care motoarele de racheta(de la racheta V2 incoace) nu folosesc decat turbine+pompe centrifugale si compusi lichizi sau lichefiati la alimentarea lor.Incercarea de a pune pe o racheta un compresor de aer este o idee f.proasta datorita densitatii prea mici a aerului deci si a masei prea mari a compresorului.

Edited by asterix1, 26 April 2011 - 01:39.

"Tu iti dai seama cata energie electrica iti trebuie sa ionizezi gazul in acea incinta?"

Imi dau. Circa 3 Kw, in situatia in care la un astfel de sistem de propulsie se lucreaza cu debite foarte mici. 30 Km/sec este doar viteza INITIALA a agentului de lucru ionizat, acestea fiind ulterior accelerat magnetic la viteze de ejectie mult mai mari. Pe timpul functionarii motorului se utilizeaza un sistem clasic de tip turboalternator Lucas de aviatie, care cantareste cca. 15 Kg si debiteaza peste 125 Kw, fiind actionat de catre motorul turboreactor sau instalatiile auxiliare (turbopompele) ale motoarelor-racheta. In acest caz, ionizarea se face prin supunerea oxigenului unui camp electromagnetic de inalta frecventa- oxigenul, in mod particular fiind foarte "sensibil" la asa-ceva.

"Randamentul global de generare curent electric+energie ionizare probabil ca nu depaseste 20%.In spatiu cel mai greu este sa obtii energie electrica si asta datorita greutatii mari a sistemelor de generare.
Gandestete numai la un motor ionic care genereaza numai 0,1N.Cantareste cam 10 kg.Asta din cauza magnetilor in special.El are nevoie de vreo 2 Kw pentru alimentare.Este enorm pentru un motor asa de mic.Chiar daca consuma de 10 ori mai putin gaz de lucru totusi creeaza o multime de complicatii.Ca un compromis s-a ales solutia dotarii unor sonde spatiale cu astfel de motoare ,dar care pentru a obtine viteza maxima necesara functioneaza luni, chiar ani de zile."

Da. Dar alea reprezinta cu totul altceva decat ceea ce am prezentat eu mai inainte. Motoarele ionice se izbesc de multe impedimente care limiteaza drastic debitul de lucru si capacitatea de accelerare a agentului de lucru. Pentru utilizari spatiale pot fi alimentate cu energie electrica colectata de la Soare, dar cu performante generale slabe.

"Toti compusii pe baza de siliciu(silani) au fost studiati intensiv in perioada razboiului rece.Sunt inferiori aluminiului(si cu atat mai putin hidrocarburilor) ca si combustibili.
In schimb da compusii de bor(boranii) sunt superiori hidrocarburilor gen kerosen.Si ei au fost foarte mult testati de americani si rusi si cu toate astea combinatiile sunt ori instabile,ori toxice sau chiar explozive.
Momentan s-a ajuns la concluzia ca nu merita riscul de a fi folositi.Gandestete la faptul ca borul care nu are proprietatile instabile ale boranilor nu se foloseste nici macar la combustibilii solizi de racheta.Oare de ce crezi ca nu o fac?"

S-a incercat utilizarea combustibililor tricomponenti in care intra hidrura de bor, hidrogenul si oxigenul sau fluorul. Scump, instabil si in anumite cazuri foarte toxic si greu manipulabil. Uite si concluzia oficiala, larg acceptata in lumea stiintifica privind utilizarea silanilor drept combustibili la ora actuala sau pe viitor :

"Silane is also used in supersonic combustion ramjets to initiate combustion in the compressed air stream. As it can burn using carbon dioxide as an oxidizer it is a candidate fuel for engines operating on Mars. Since this reaction has some byproducts which are solid (silicon dioxide and carbon) it is applicable only to Liquid-fuel rockets (with liquid carbon dioxide) ramjets, or other external combustion engines . Silane and similar compounds containing Si—H bonds are used as reducing agents in organic and organometallic chemistry."

"Sunt si eu curios a calculat cineva impulsul specific/s-au facut masuratori  in cazul acelor combinatii?
Care este efectul abraziv asupra unui motor de racheta datorat acelor azoturi stiind faptul ca sunt materiale ceramice?"

S-au facut teste. Impulsul specific este ceva mai mare decat al amestecului Lh2-LOX. In conditiile temperaturilor din motor/ajutaj si a starii in care se afla produsii de reactie la asemenea temperaturi, nu exista niciun efect abraziv.

"Fara raspunsuri toate acele afirmatii nu sunt decat niste vorbe. "

Ca si raspunsurile la aceste afirmatii...

"Eu de principiu nu cred in teorii ale conspiratiei si cred ca in general solutiile performante(chiar si vechi) se impun de la sine.Daca acele solutii erau atat de bune macar armata USA le folosea de mult."

Constitutia Romaniei ofera (printre altele) dreptul fiecarei persoane la libertatea de gandire si constiinta... Ce te face sa crezi ca nu le foloseste deja de multa vreme ?


"Si acum ca tot am terminat de raspuns voi da un raspuns in legatura cu turboracheta.Am facut niste calcule si as vrea sa auzi de ce nu este posibila o astfel solutie."

Ti-as sugera cu titlu foarte general, sa admiti ca pot exista pe lumea asta si lucruri pe care nu le cunosti si sa nu fi in consecinta atat de categoric.

"Voi lua ca exemplu racheta Falcon 1e a firmei SPACE X:http://en.wikipedia.org/wiki/Falcon_1
Are o masa la lansare de 38 tone,sarcina utila pe orbita joasa de 1000kg.Foloseste un motor(in prima treapta) Merlin 1C de
561 KN la un Isp=275s la nivelul marii deci viteza de evacuare a gazelor de 2690 m/s.La un raport de amestec oxidant/carburant =2,3.Din calcule rezulta un debit de amestec de:560000/2690=208 kg amestec/sec si un debit de 145 kg oxigen/sec."

O racheta clasica de dimensiuni relativ mici. Din start pornesti de la o ipoteza de calcul complet eronata- FALCON este o racheta clasica ce nu are nimic de a face cu sistemele de tip LACE (liquefied air cycle engine)

"Dumneata spui ca o statoracheta ar culege aer atmosferic numai in primii 25 km."

Nu am vorbit niciodata de niciun statoreactor. Ci de un motor turboreactor care preleveaza o parte din din aerul comprimat si-l trimite catre o instalatie auxiliara de inalta presiune, de unde urmeaza ciclul cunoscut Joule-Thomson.

"Asta ar presupune numai vreo 2 minute din cele 8 necesare functionarii motoarelor."

Nicidecum ! Asta presupune ca vehicolul aerospatial zboara pe o traiectorie atmosferica alungita. Zborul de autoalimentare cu oxigen, prin lichefiere/separare, dureaza cateva ore- cca. 2 ~ 3 ore. Funcționare : la pornire (inca din faza initiala de functionare LA SOL) turbodetentorul produce o cantitate redusă de azot lichid,acesta fiind circulat cu viteză mare în cadrul schimbătorului de căldură și menținut în stare lichefiată cu ajutorul agregatului turbodetentor care l-a și produs ; aerul suprarăcit care iese din schimbătorul centrifugal de căldură, este separat de oxigenul condensat sau lichefiat și trimis la motor. Exista si proiecte de SCRAMJET-LACE la care lichefierea aerului continua si deasupra paturilor joase ale atmosferei, in regim de viteza foarte mare, la care compresia este foarte puternica. Astfel de sisteme scramjet-LACE ridica insa multe limite tehnologice.

"Cum aerul atmosferic are numai 20% oxigen iar timpul de culegere a acestuia este de 2 minute"

Ca e de 2 minute zici dumneata, nu initiatorii proiectului SABRE sau al actualului proiect SKYLON,- pentru ei se lucreaza la nivelul catorva ore.

"......atunci cantitatea de aer necesar a fi culeasa se majoreaza cu 5*4, deci de 20 ori.De aici rezulta ca volumul de aer pe secunda este:
V=(145*5*4)/1,28=2.265 mc/sec la nivelul solului.La nivelul de 10.000m ar fi necesar cam de trei ori mai mult,deci 6.795 mc/sec.La 20.000m de vreo 10 ori mai mult deci 22.650mc/sec.Mai sus nici nu are sens sa mai calculam.
Si acum sa calculam sectiunea de admisie in motor.La nivelul solului viteza de admisie nu poate depasi optimist vorbind 100 m/sec.Asta ar insemna o gura de admisie de:2.265/100=22 mp.La inaltimea de 10.000m viteza de admisie este undeva in apropierea vitezei sunetului vreo 290m/sec ;deci:6.795/290=23 mp.La 20.000 m in jur de 2 ori viteza sunetului,vreo 650 m/sec,deci:22.650/650=34 mp.Sectiunea transversala a rachetei este de 2 mp, cel mult 3 mp cu sarcina utila supradimensionata.Ar fi absolut imposibil chiar ridicol ca gura/gurile de admisie sa aiba o sectiune de 10 ori mai mare decat sectiunea maxima transversala a rachetei.La asta mai trebuie adaugat faptul ca acel compresor necesar trebuie sa aiba un diametru de intrare macar egal(de obicei este mai mare) cu a gurii de admisie.Din calcule ar rezulta un diametru:radical de ordinul doi(4*34/3,14)=6,5 m.Cel mai mare compresor montat pe un motor turboreactor(care este cel mai mare construit) are diametrul maxim de 3,4 m.Presupunand ca cineva ar face asa ceva doar el ar cantari cateva tone iar turbina de actionare numai vreo 50 kg.Nu mai pun si celelalte componente.In schimb daca se foloseste numai sistemul clasic turbina+pompa centrifugala+generator de gaz masa insumata nu depaseste 150 kg."

Intreg calculul este fundamental gresit, pornit fiind de la prezumtii gresite (a se vedea chiar racheta de la care s-a pornit studiul). Fiecare problema are o IPOTEZA si o CONCLUZIE. In "exemplul de calcul" dat aici- si ipoteza (mai ales) dar si concluzia, sunt fundamental gresite.

In realitate se lucreaza cu prize de admisie de turboreactor si cu rapoarte de compresie relativ mari- un model de calcul ai in atasament. Sistemele de propulsie de tip LACE-SABRE sunt in general de dimensiuni mari si antreneaza fluxuri mari de aer, functionand timp de mai multe ore. In orice caz, ca schema generala- sunt turboreactoare/racheta cu lichefiere si separarea aerului lichid pe timpul functionarii in regim turboreactor.

"De fapt asta este motivul pentru care motoarele de racheta(de la racheta V2 incoace) nu folosesc decat turbine+pompe centrifugale si compusi lichizi sau lichefiati la alimentarea lor.Incercarea de a pune pe o racheta un compresor de aer este o idee f.proasta datorita densitatii prea mici a aerului deci si a masei prea mari a compresorului."

Un sistem de propulsie de tip LACE-SABRE nu este chemat sa functioneze in regim de turboreactor la inaltimi mai mari de 20 Km. Este vorba de motoare turboreactoare de dimensiuni mari si adaptate pentru instalatia de lichefiere si separare a aerului. Lansatorii echipati cu astfel de motoare sunt in mod evident, avioane orbitale de mari dimensiuni. Motoarele turboreactoare adaptate in regim LACE, functioneaza timp de cateva ore in cadrul atmosferei terestre joase (indeajuns de dense) pentru a colecta oxigenul lichid necesar, in acelasi timp accelerand atat cat permit conditiile atmosferice respective (densitatea aerului). Nu a pus nimeni problema vreunei adaptari la rachetele clasice...
SKYLON de pilda, nu este o racheta clasica. La ora actuala se incearca punerea la punct a tehnologiilor care sa permita dezvoltarea pe viitor a unor astfel de solutii- in bazele de date ale tuturor institutelor de profil, echipele de cercetatori depun studii elaborate pe marginea unor astfel de solutii tehnologice, expunand performantele si riscurile, avantajele si dezavantajele, propunand posibile solutii pentru dezavantajele evidentiate, etc.

Dar ca sa ne intoarcem la oile noastre- ceea ce prezinta ARCA este complet nerealist din toate punctele de vedere. Se utilizeaza un amestec combustibil de performante energetice foarte slabe si in cantitate nu prea mare, cu oxidantul extrem de instabil si considerat nestocabil in cantitati mari. Nu are nici impulsul specific necesar, nici dimensiunile, masa si raportul de masa necesar realizarii unei performante deosebite- cu atat mai putin insertie orbitala sau... zbor pe Luna !!!

Edited by gilldarida, 26 April 2011 - 09:50.

PS: cateva aprecieri recente asupra utilizarii silanilor in perfectionarea sistemelor de propulsie,-

Review of the potential of silanes as rocket/scramjet fuels
Bernhard Hidding , Michael Pfitzne, Domenico Simone and Claudio Bruno

Heinrich-Heine-University Duesseldorf, Duesseldorf, Germany
Universitaet der Bundeswehr Muenchen, Neubiberg, Germany
University of Rome “La Sapienza”, Rome, Italy

Available 21 February 2008.

Abstract
Experimental use as well as theoretical considerations regarding silanes as fuels for spacecrafts and supersonic flight are reviewed. The historical circumstances leading to the utilization of monosilane as a fuel additive for scramjets are highlighted and milestones in the chemical research on silanes are summarized. Recent developments such as the use of monosilane as an ignition aid in the NASA X-43A scramjet flights as well as general progress in silicon hydride research, including liquid higher silanes and the resulting potential for the propulsion field are discussed.

Edited by gilldarida, 26 April 2011 - 10:32.

Singurul mijloc de propulsie atmosferic si cosmic sigur, este zepelinul solar m^nat pe cararile spatiului de catre razele EM de pe Pamant.

Raza EM purtatoare va fi constituita dintr-un minilaser care la randul sau va gelera o cale ionizata pentru plasma in aerul atmosferic. Plasma generata in statia terestra va urca asemenea unui trasnet pana la ajutajul navei-zepelin, adica sub nava unde va produce explozia vaporilor de apa ejectati de catre nava, realizandu-se inaintarea acesteia.

Un model la fel de interesant este propulsia magnetica, unde nava dispune de un scut magnetic puternic in genul capcanei magnetice din cadrul navelor cu plasma ultrafierbinte, iar raza EM loveste scutul impingand nava.

Avand in vedere faptul ca nava este de tip zepelin, ea va fi mai usoara decat ...

Pt. realizarea capcanei magnetice-scut, un solenoid ar fi ceva mai usor ...

Acest tip de propulsie nu va fi ieftin in prima faza, dar va fi macar sigur.

http://www.msnbc.msn..._science-space/

Scutul magnetic al navei ar putea fi alimentat prin inductie EM chiar din raza plasmo-ionica propulsoare.

PS: Nu va fi ieftin, dar va fi un mijloc de transport universal (atmosferic-transcontinental, orbital, interplanetar si interstelar) robust, fiabil, capabil sa trimita marfuri si oameni oriunde in univers asa cum doar in Star Wars am mai vazut.

'Cyber-sapiens'

Quote

Daca e "un minilaser" (putere redusa) acesta nu va putea ioniza suficient aerul si nici nu va ajunge prea departe raza sa.

Quote

Nu inteleg... Nava utilizeaza plasma confinata magnetic dar este propulsata printr-o raza trimisa de la sol ? Daca se chinuie sa imbarce instalatiile necesare generarii plasmei si confinarii / ecranarii magnetice a acesteea, inseamna ca poate foarte bine sa o si accelereze magnetic, caz in care nu mai are nevoie de raza EM de la sol.

Quote

Daca e de tip zepelin, nu-si va putea permite sa imbarce instalatii atat de grele, precum sunt acelea destinate generarii plasmei si mentinerii acesteea in capcane magnetice

Uite aici un sistem de lansator orbital propus de un institut de cercetare :

MHD Propulsion System

www.lightcrafttechnologies.com/rpi_www/technical/

In 2019, the U.S. Space Command awarded The Lightcraft Project at Rensselaer Polytechnic Institute a multi-year development contract to construct a hyper-energetic, 12 person transatmospheric vehicle designed for the aerospace superiority role. The nature and patterns of global skirmishes ('brush fires') had evolved in fundamental ways, and demanded a new class of aerospacecraft that were as much 'at home' in space, as in the Earth's atmosphere.
The magnetohydrodynmaic (MHD) slipstream accelerator is used for Mach numbers greater than 2. MHD acceleration involves the conversion of electric power to kinetic energy. The conversion is accomplished by the interaction of air with the on-board intense magnetic fields.
The MHD accelerator is energized by beamed microwave power that is converted by the lightcraft into electric power. This conversion process is accomplished by two 35GHz rectifying antennas. The efficiency is about 85%. The antennas are configured to capture and utilize 5 to 7% of the 10 billion Watt microwave beam that is normally reflected and lost.
The MHD accelerator will start when the microwave power station in space beams a direct microwave link. The propulsion system is designed to accelerate the Lightcraft in flight directions either lateral or vertical to the beam (Fig 5.0.1). Also, the lightcraft is designed for travel both around the earth and into space. The microwave beam must be aligned with the lightcraft axis of symmetry with in a few degrees of accuracy. In transatmospheric flight, the lightcraft hull reaches temperatures that exceed 2700K. These temperatures could never be accommodated without ceramic materials.

Vertical and Lateral Flight Directions
The principle advantages of the MHD system are high engine efficiency in the hypersonic transatmospheric flight environment, high temperature, plasma compatibility, and savings in launch mass of expendable fuel.
The MHD slipstream accelerator is used for accelerating into orbit. An electric current is discharged through the air between the rim electrodes.
The action of the on-board magnetic fields and this electric discharge will accelerate the air downward using a Lorentz force. The air will create a force to accelerate the lightcraft in a direction of flight that is opposite of the Lorentz force.
The Lorentz force is always directed opposite that of the flight vector. The gaseous Air Spike fore-body of the lightcraft can serve as an effective hypersonic air inlet. To exploit the atmospheric environment to the maximum the best type of hypersonic engine is an air-breathing engine.
The MHD accelerator system includes the Air-Spike (hypersonic inlet), receiving antennas, 2 rectennas, 9 super conducting magnets, rim electrodes, electric power switching circuitry and an open-cycle rectenna cooling system. Flight propulsive forces received by the rectennas are circulated to the air by means of electromagnetic fields. The forces effectively lift on the lightcraft rim magnets. Then, the system is cooled by the open-cycle cooling system.
The 35GHz microwave beam had an atmospheric transmission limit of 4kW/cm2. The transmission will target the vehicle with an 18m diameter beam centered around the vehicle's axis of symmetry. As shown in Figure 5.2.2 two rectennas receive the microwave power beam from the satellite. The two 35GHz rectennas are 18m and are located in the lightcraft interior. The rectenna panel thickness is 2.143mm, and the reflecting back plane is spaced 1/4 wavelength behind the front surface. The rectenna is a tri-polarization array designed to assure 33% redundancy of the dipole antenna elements. A high packing density of dipoles per unit area is utilized about 21/cm2 incident. The rectenna can be programmed to reflect 10% to 100% of the incident microwave power beam on demand.
The rectenna is used to convert the microwave beam energy from the satellite. They convert the microwave beam into electric power. This electric power can be used by the lightcraft. The lightcraft will take the electric power to travel at subsonic speeds. An ignition circle is created around the lightcraft's periphery. The ignition circle is created by using the microwave energy to blast the air into plasma. The ionized air or plasma that is created is forced to the rim of electrodes.
There are two primary super-conducting magnets located at the lightcraft rim . Both are attached to the annular pressure vessel and provide the magnetic field for the MHD accelerator. Other superconductors of a smaller ring are limited electrically with the twin rim coils to form a superconductor magnetic energy storage (SMES) unit.
The superconducting magnets will catch the plasma as it expands. The plasma is caught by creating electromagnetic fields. These fields are created by the magnetic coils. Magnets create a magnetic nozzle that propels the plasma. The nozzle of the magnetic field generates a thrust. Plasma is propelled downward. This downward force will give an opposite but equal reaction propelling the lightcraft upwards.
Electrodes are placed all around the lightcraft's exterior. The air that is around the lightcraft is from forced ionized air from the rectennas. The electrodes help create an electric field in this ionized air. A current will jump from one electrode to the other. This jump will help the magnets with creating a magnetic field.
This energy is then refined into a direct current that is delivered to the rim electrodes of the MHD slipstream accelerators. Due to the extremely high power density of the rectenna array about 60MW/kg. The tri-polarization was selected over the dual polarization option in order to provide a 33% redundancy.
The microwave beam illuminates the lower surface of the lightcraft. A barrage of energy is created from the microwave beam. This energy will break up the air. To break up the air, the energy will take the molecules of the air and separate them. When the molecules are broken up, the molecules turn into plasma. The lightcraft takes the magnetic fields to create a false surface away from the vehicle. A false surface will help the plasma be whisked away. This plasma creation and movement will shove the lightcraft skyward. The air generated by the plasma helps the shock waves to be pushed away from the surface of the vehicle. The reduction in shock waves creates a smoother ride for the passengers of the Lightcraft.
One fundamental component of the Lightcraft's propulsion system is called an Air Spike. Originally proven at Mach 10 in late April 1995 at Rensselaer Polytechnic Institute, the Air Spike concept is used only at supersonic flight velocities.
The air spike system (see fig. 5.5.1) uses the parabolic microwave reflector, located on the top hull of the lightcraft, to reflect part of the microwave beam to a point ahead of the vehicle. An explosion occurs here and shock waves are created ahead of the lightcraft. The shock waves drive air out of the vehicle's path, and thereby greatly reducing drag and creating an inlet for the Lightcraft's MHD Fanjet.
The Lightcraft employs an active Thermal Management System (TMS) to reduce the excess heat generated in flight during various propulsion modes. This preserves the structural integrity of the ship's hull as well as maintaining acceptable temperature levels for human survivability. The TMS uses the breathable heliox mixture which inflates the craft to draw excess heat away from the rectennas, and converts it to steam to be jettisoned from the craft during heat critical maneuvers.
The MHD slipstream accelerator is capable of propelling the Lightcraft in both axial and lateral flight directions. The choice of which flight mode is often based on the position of the lightcraft with respect to the power station or the requirements of the desired maneuver.
The axial flight mode is certainly the most common when using the MHD engine. Axial flight is used exclusively for high G acceleration into space. In a region of dense atmosphere, however it may be desirable to use the MHD engine in lateral flight direction. The lateral flight direction will be used until the lightcraft climbs out of the dense atmosphere. Then switched to the axial flight mode. A hyper-jump, although usually done in a vertical (i.e. axial) direction, is sometimes made in an oblique or horizontal (i.e. lateral) direction. If the MHD engine is used for such a hyper-jump, the lateral flight mode is a necessity.
A key to being able to use the MHD accelerator in the lateral mode is the ability to create a wedge shaped Air Spike over the leading edge. The Air Spike is pulsed to reduce compressibility effects on drag along the effected length of the vehicle. The objective is to change the high drag around the shock patterns that form over the leading edges of the lightcraft into low drag oblique shock geometry. Due to the oblique shock wave, asymmetry over the lens shaped vehicle effects the vehicle when it is accelerating rapidly. The pulsing of the Air Spike greatly reduces vehicle drag and heat transfer. This makes axial flight mode more efficient and capable of higher acceleration performance.
Another concern in the lateral flight mode is the positioning of the power station. Specifically, if the axis of symmetry is not aimed directly at the station, as it is in the axial flight mode, the MHD engines can not function. The MHD engine will not be getting enough of the microwave beam. When traveling laterally, there are therefore two options. The first option is to travel a circular arc path. Hence, the satellite power source travels along the segment of the microwave beam. This makes the lightcraft fly along the radius of the circle that is created. At any point on the circular path, the lightcraft departs the arc and coast engine off until it pitches over to enter the next arc segment. The second option is to receive the microwave energy when the lightcraft is aligned with the energy source. This momentum accelerates the lightcraft using the MHD in lateral flight. The lightcraft can then coast at this new velocity. Then, the pulsed detonation engine (PDE) when running on internal SMES power does not require the beam. The CCFS can be used to change from the MHD lateral flight mode to the PDE mode. The PDE mode can be used to vector the lightcraft at any point into alignment for the next power pulse. At the next power pulse the internal power of the MHD accelerator is fixed again. This second option for lateral flight mode offers more flexibility than the first. The problem is that it is greatly restricted at lower flight speeds.

Dpdv tehnico-stiintific nu este incorect ceea ce preconizeaza acesti cercetatori si nici modelele prezentate de ing.aeronave Roy Subrata nu sunt eronate. Aplicarea lor insa ridica mari probleme si necesita investitii importante- pe care nu are cine sa le faca. Daca se fac asemenea investitii, ele nu vizeaza decat sectorul militar, pentru aplicatii de nivel foarte restrans si in cadrul unor programe care nu sunt publice. Astfel de programe utilizeaza tehnologiile de varf inainte ca acestea sa ajunga intr-un final si in sectorul civil.
Un comentator amintea pe undeva pe aici de nava Yamato cu propulsie MHD, aratand ca nu putea prinde decat o viteza de vreo 8 noduri. Pai da, pentru ca utiliza ca agent de lucru apa sarata de mare, care nu este nici pe departe un agent de lucru capabil sa raspunda eficace campului magnetic, asa cum este cazul plasmei.

Edited by gilldarida, 26 April 2011 - 15:24.

 gilldarida, on 26th April 2011, 10:24, said:

Silanii precum o spune citatul de mai sus se folosesc momentan doar pentru a initia combustia intr-un motor statoreactor.
Ar putea fi combustibili in amestec cu dioxidul de carbon in misiuni pa Marte.
La fel de bine(si mai putin toxic) este propus amestecul magneziu/dioxid de carbon.
Ia uite ce se spune despre siguranta folosirii silanilor:
"A number of fatal industrial accidents produced by detonation and combustion of leaked silane in air have been reported. Diluted silane mixtures with inert gases such as nitrogen or argon are even more likely to ignite when leaked into open air, compared to pure silane: even a 1% mixture of silane in pure nitrogen easily ignites when exposed to air.Unlike methane, silane is fairly toxic: the lethal concentration in air for rats (LC50) is 0.96% (9,600ppm) over a 4-hour exposure. In addition, contact with eyes may form silicic acid with resultant irritation"

Quote

Din cate stiu eu doar compusii de litiu,beriliu si bor sunt superiori amestecului hidrogen/oxigen.Amestecul hidrogen/oxigen are un Isp=460s.As vrea si eu sa vad un articol in care compusii de siliciu au un impuls specific mai mare decat H2/O2.

Quote

Tot ce se poate.Dar asta nu inseamna nu am voie sa am alta parere.

Quote

Am luat un exemplu arbitrar.Nu aveam date din alt proiect ca sa dau un raspuns.

Quote

Imi pare rau dar dumneata nu ai inteles in totalitate cum functioneaza acel sistem spatial.Uite aici despre proiectul SABRE:
"The design comprises a single combined cycle rocket engine with two modes of operation.The air breathing mode combines a turbo-compressor with a lightweight air precooler positioned just behind the inlet cone. At high speeds this precooler cools the hot, ram compressed air leading to an unusually high pressure ratio within the engine. The compressed air is subsequently fed into the rocket combustion chamber where it is ignited with stored liquid hydrogen. The high pressure ratio allows the engine to continue to provide high thrust at very high speeds and altitudes. The low temperature of the air permits light alloy construction to be employed which gives a very lightweight engine — essential for reaching orbit. In addition, unlike the LACE concept that preceded it, SABRE’s precooler does not liquefy the air letting it run more efficiently.
After shutting the inlet cone off at Mach 5.14, 28.5 km altitude,the system continues as a closed cycle high performance rocket engine combusting liquid oxygen and liquid hydrogen from on-board fuel tanks allowing Skylon to reach orbital velocity after leaving the atmosphere on a steep climb".
Imi pare rau dar in proiectul SABRE aerul nu este lichefiat ci este racit de la 1000 grdC la -140 grdC intr-un schimbator de caldura folosind un circuit intermediar de heliu ce se foloseste de temperatura scazuta a hidrogenului lichid.Caldura astfel obtinuta este folosita mai departe pentru a antrena 2 turbine care la randul lor antreneaza compresorul de aer si pompa de hidrogen.Acest sistem evita sa lichefieze aerul doarece vaporii de apa din aer ar ingheta si asfel ar apare riscul blocarii schimbatorului de caldura.Ca sa intelegi acest sistem de propulsie doar raceste aerul,pe care mai departe il foloseste in stare gazoasa in amestec cu hidrogenul in motorul de racheta.Acest sistem este ingenios(recunosc) datorita faptului ca doar raceste aerul(ceea ce reduce volumul de aer deci si a dimensiunilor compresorului) si refoloseste eficient caldura din aerul atmosferic.Iar interesant este ca foloseste heliul ca agent termic de lucru.Numai ca alimentarea cu aer se opreste la 28,5 km si 5,14 Mach si se trece pe oxigen si hidrogen din rezervoarele proprii, nu pe oxigen obtinut prin lichefiere si separare din aerul atmosferic.
Cu toate ca nu citisem despre proiectul SABRE instinctul si cultura tehnica pe care o am imi spunea ca nu este eficient(posibil) sa lichefiezi si sa separi oxigenul din aer,lucru ce s-a confirmat.Acesta este un proiect realist(de aceea mai primeste si finantare) care foloseste ingenios aerul atmosferic doar in prima parte a zborului ca dupa aceea sa treaca la arhicunoscutul sistem de racheta cu combustibil lichid.Poate cel mai important lucru este ca sistemul este total recuperabil.Este mai putin spectaculos decat credeai dumneata..Dupa cum vezi ingineria este stiinta posibilului si nu literatura SF.  

Quote

Am raspuns convingator(cu citate) mai sus.

Quote

Sincer tot ce spui dumneata despre ARCA sunt in mare de acord.
Eu de mult sunt convins ca ceea ce declara si face ARCA nu sunt decat subiecte de presa si nimic in legatura domeniul spatial.Mi se pare penibil sa comentez aberatiile unor astfel de oameni.Afirmatiile lor ma amuza teribil.

Conceptul tehnologic LACE utiliza lichefierea aerului. SABRE a pornit de la ceeasi idee initial, ulterior intervenind alte solutii tehnologice.
Brevetele pe care le-am citat in atasamente (si la al caror exemplu m-am referit) utilizeaza aerul lichefiat si separat centrifugal dupa metode simplificate si perfectionate.
SABRE este un model de motor hibrid de tip turboreactor/racheta cu ciclu combinat. Exista si alte propuneri care nu sunt insa in faza de testare, asa cum este SABRE in cadrul proiectului SKYLON.
In modelul pe care l-am dat in atasament, sistemul de propulsie utilizeaza aerul lichefiat si separat centrifugal.

In ce priveste silanii, acestia POT FI un combustibil cu bune performante energetice si care pot fi obtinuti din materie prima ieftina (tocmai de aceste doua cauze sunt avuti in vedere in cazul zborului martian) iar Peter PLichta nu a facut altceva decat sa perfectioneze tehnologia de utilizare a silanilor in cadrul amestecurilor de combustie.

Quote

Tragi concluzii cel putin pripite si se vede de la distanta ca nu esti bine documentat in acest domeniu. Mai intereseaza-te inainte de a veni cu verdicte si afirmatii in stil de dogma. Si nu in ultimul rand- ai grija sa nu te apuci sa vinzi castraveti gradinarului...

Quote

Cum adica "ce credeam eu" !!? La baza a ceea ce afirm sta o bogata bibliografie de inventica selectata de catre echipe de cercetatori si din care in atasamente am dat cateva exemple selectate. Acele solutii bazate pe lichefierea si separarea aerului, sunt de departe mult mai eficiente decat SABRE, din cauza asta am insistat pe ele si exemplul de calcul din atasament la un motor cu aer lichefiat/separat se refera (LACE) Cine a zis ca ingineria e literatura SF ? Ce-mi arunci mie in obraz astfel de vorbe ? Tot ce-am postat aici in ultimele zile reprezinta tehnologii mai vechi sau mai noi care fie s-au propus candva si s-au abandonat, fie sunt inca in studiu si testare, cautandu-se cai pentru perfectionare si crestere a fiabilitatii.
In ce priveste tehnologia propulsiei MHD, asta nu este SF ci este o tehnologie perfect explicata si determinata tehnico-stiintific, la ora actuala cautandu-se perfectionarea elementelor care urmeaza a fi utilizate- obtinerea de materiale supraconductoare mai performante, realizarea de generatoare de inalta tensiune mai compacte, mai usoare si mai puternice destinate instalatiei de descarcare, realizarea de generatoare homopolare perfectionate pentru alimentarea bobinajelor supraconductoare, samd.

Quote

E mai mult decat spectacol de presa- sunt si o groaza de bani implicati in schema si sponsorizari care presupun scutiri importante de la impozitul pe profit. Scheme financiare obscure.

SISTEM DE PROPULSIE DE TIP LACE la nivelul anului 2001:

     O analiză tehnică a avionului orbital pe care îl propune în cadrul acestei invenții :
-cea mai simplă aplicație a invenției ar fi aceea a unui avion orbital monoetajat,capabil de rea-lizarea inserției orbitale,urmată de revenire în atmosferă și un zbor planat asemănător navetei spațiale de astăzi .
   În ideea de mai sus,vom considera că avionul orbital are o masă totală la start de 95,000 Kg iar din punct de vedere al dimensiunilor(nu și al configurației aerodinamice)este asemănător unui Boeing 757 din ziua de astăzi ; vom considera că,în cadrul fazei de zbor aeroreactive ,va trebui să atingă o viteză de 1,5 Mach (viteza de croazieră  pe timpul acțiunii de colectare a aerului în cadrul instalației de lichefiere)în situația în care masa structurii(masa gol)este de cca. 15,000 Kg iar masa agentului de lucru pentru motor (dintre care în special  hidrogenul lichid) este de 80,000 Kg.
   În cadrul procesului de combustie,vom admite că raportul oxidant/carburant este de 6 : 1 iar pentru simplificare vom admite că aerul este compus din 21% oxigen și 79% azot,iar dintr-o serie de calcule privind procesele de combustie,știm că amestecul de oxigen și hidrogen lichid dezvoltă un impuls specific de 470 sec.(viteza de ejecție deci-470 x 9,80665 =cca,4610 m/sec) iar amestecul de combustie format din hidrogen,oxigen și azot are un impuls specific de 250 sec,adică 250 x 9,80665 = 2452 m/sec ; acestea fără a ține seama de raportul de destindere din ajutaj,deci de coeficientul de tracțiune realizat practic de motor la un anumit regim de funcțio-nare și o anumită înălțime de lucru.În Tabelul 1 avem,o serie de caracteristici fizice pentru elementele chimice utilizate în cadrul motorului aeroreactor/rachetă propus de R.Burton.
   Toate fluidele de lucru considerate,sunt în stare gazoasă în dreptul gurii de admisie a schimbătorului de căldură 18 ; vom considera un schimb de căldură delta T între lichidele de răcire care merg în contrasens și intră în schimbătorul de căldură la o temperatură inițială de 40 K, față de aerul care la intrarea în schimbător are cca.470 K,deci căldura cedată va fi de 430 K.
   De notat și aceea că,în regimul de zbor supersonic(la Mach 1,5)aerul în dreptul prizei de admisie va fi mai cald decât la viteze scăzute de zbor ; de asemenea,ar mai trebui precizat și faptul că pornind de la schema de statoreactor supersonic,se pot prevede configurații speciale capabile să asigure compresia și destinderea fluidodinamică a aerului înainte ca acesta să intre în cadrul schimbătorului de căldură,așadar vom avea un aer prerăcit prin intermediul unei destinderi pe care acesta  a suferit-o în circuitul de scurgere anterior admisiei în schimbător.
   La o temperatură de 80 K aerul este răcit puternic și în stare de condensare,iar în acest regim el este trimis către condensatorul care este răcit cu ajutorul hidrogenului și azotului lichid,caz în care aerul va fi complet lichefiat,pentru a fi ulerior supus procesului de separare.
   În cadrul Tabelului 2 este prezentată balanța termodinamică pentru 1 Kg de aer colectat și supus procesului de lichefiere ; de notat că o masă adițională de azot (de 0,98 – 0,79 = 0,19 Kg) a fost pompată din cadrul unui rezervor existent la bordul avionului orbital,pentru a participa la răcirea aerului,iar masa totală a azotului 0,98 Kg este de 58 ori mai mare decât masa hidrogenului utilizat pentru răcire :
    Analizând acum raportul de oxidant în cadrul combustibilului,pentru 1 Kg de hidrogen supus combustiei potrivit primului ciclu de funcționare al motorului ,respectiv ca motor aerore-actor,-dacă atât în primul cât și în al doilea ciclu de funcționare(ca motor-rachetă)raportul oxidant-carburant este 6 : 1,iar în cadrul instalației de lichefiere/separare 12,4 Kg oxigen sunt colectate pentru fiecare kilogram de hidrogen utilizat în instalația de răcire însă din această cantitate doar 6 Kg oxigen intră în combustie iar restul de 6,4 Kg vor fi stocate într-un rezervor.    
   O masă suplimentară de (12,4 – 6) / 6 = 1,07 Kg hidrogen lichid în cadrul ciclului secundar de funcționare este solicitată pentru fiecare kilogram de hidrogen consumat în primul ciclu al funcționării motorului,totalizând astfel 1 + 1,07 = 2,07 Kg hidrogen lichid.
    În afară de aceasta,mai este solicitată de asemenea și o masă suplimentară de 0,19 Kg azot lichid pentru participarea în cadrul răcirii condensatorului,în sensul obținerii a câte 0,21 Kg oxigen și 11,1 Kg azot.Așadar din acest calcul cumulativ rezultă o balanță de participare în cadrul ciclului real de funcționare al motorului,de 2,07 Kg hidrogen / (2,07 + 11,1) = 0,158 de unde rezultă mai jos cantitățile necesare de agent de lucru pentru acest avion orbital potrivit cu Tabelul 3.
De notat și aceea că,oxigenul colectat(cca.34 m3)poate fi fără dificultate stocat în cadrul rezervorului 12,pe măsură ce acesta este golit de azotul lichid care se consumă pe durata primului ciclu de funcționare al motorului,acesta ocupând cca.83 m3.
    Să mai notăm și aceea că,masa aparatului de zbor în faza de croazieră este mai redusă cu 35% față de masa la start ; densitatea amestecului-combustibil este de 4,4 ori mai mare decât densitatea specifică hidrogenului,ceea ce va reduce volumul necesar al aparatului de zbor(în comparație cu imensul rezervor exterior al navetei spațiale americane,care are lungimea de 46,93 m,diametrul de 8,38 m și stochează 604,000 Kg hidrogen lichid,101,000 Kg oxigen lichid,având o masă totală de peste 730 tone din care 33,5 tone gol.
    Pentru avionul orbital al lui R.Burton,avem un impuls specific teoretic de 470sec.în cadrul fazei zborului de inserție orbitală,ceea ce corespunde unei viteze obținute în această fază a zborului,de :
V = g x Isp x ln(Min/Mfin) = 9,8065m/sec2 x 470sec x ln(60,500Kg / 15,000Kg) = 6,4 Km/sec
în care g = accelerația gravitațională măsurată la suprafața terestră(m/sec2)
           Min = masa inițială a avionului orbital,înainte de începerea celui de-al doilea ciclu de funcționare și intrarea pe traiectoria de inserție orbitală(Kg) ;
          Mfin = masa finală rămasă la terminarea propulsiei,când avionul orbital este deja în spa-țiul cosmic(Kg) ;
           Isp = impulsul specific caracteristic amestecului combustibil utilizat(sec).
   Cu o asemenea viteză,dacă ținem seama de viteza inițială de cca.1,5 Mach(adică aprox.500 m/sec),avem o viteză de cca.7 Km/sec,valoare pe care autorul invenției o consideră suficientă pentru  satelizarea avionului său orbital ,după un zbor propulsiv cu o durată totală cuprinsă între 120 și 180 minute.
  Potrivit aprecierilor autorilor acestei lucrări,lucrurile nu stau chiar așa cum a estimat inventatorul,dar aceasta nu înseamnă că un asemenea aparat orbital nu ar putea funcționa ,- viteza ce trebuie să o atingă aparatul de zbor în faza de inserție orbitală,trebuie să fie cel puțin egală cu viteza orbitală locală,caracteristică altitudinii de zbor a aparatului.Această viteză orbitală locală poate fi ușor estimată cu relația simplificată :
  ,în care R = raza terestră(6378 Km la latitudinea de 45grd), h este înălțimea de zbor la care se află aparatul în faza finală a zborului de inserție(Km) și g este valoarea locală a accelerației gravitaționale,dar pentru că distanța față de centrul Terrei nu este cu mult mai mare decât dimensiunea razei terestre,vom considera valoarea lui g egală cu 9,80665 m/sec2 .
   Pentru că există pericolul coliziunii cu alte corpuri satelizate,inserția orbitală se realizează la înălțimea de 90-110 Km,deci noi vom lua 100 Km si găsim că avem o viteză orbitală locală VOL de cca.7847 metri/secundă,așadar cu puțin mai mică decât VOL la suprafața terestră de 7992 metri / secundă ; dacă la viteza de 6,4 Km/sec adăugăm viteza inițială de 0,5 Km/sec vom obține 6,9 Km/sec din care va trebui să scădem mai mult de 1 km/sec,din cauza pierderilor aerodinamice(frecarea cu aerul)și pierderilor gravitaționale,deci vom avea cca.6 Km/sec în final,apărând un deficit de peste 1,8 km/sec...! Doar dacă viteza inițială a aparatului de zbor ar fi de ordinul 2 Km/sec,adică Mach 6,în regim hipersonic,-am putea avea finalmente viteza or-bitală de la h =100 Km,cu luarea în calcul a tuturor pierderilor de viteză datorate frânării aero-dinamice sau gravitației terestre...
   În fine..,autorul invenției mai remarcă și aceea că,-tracțiunea dezvoltată pe timpul primului ciclu de funcționare,când aparatul de zbor colectează aer pentru a-l lichefia și separa,trebuie să fie mai mare decât rezistența aerodinamică,iar această rezistență poate fi aproximată cu re-lația : Daero = m g / (L/D) ; R.Burton a apreciat un raport portanță/rezistență de 11,5 de unde a obținut Daero = 81000 – 53000 Newton sau 18000-12000 lbs (în unități anglo-saxone) cu o descreștere a masei aparatului de zbor în timpul fazei de colectare a aerului,din cauza combus-tibilului consumat.La M = 1,5 presupunând timpul de colectare a aerului de 60 minute pentru un total de 75600 Kg oxigen și 360,000 Kg aer adică 100 Kg aer / secundă,se poate estima valoarea rezistenței aerodinamice la Dc = m Yaer M a = 47000 Newton sau 10600 lbs.,caz în ca-re în total vom avea cca.128,000 Newton pentru o traiectorie având lungimea de 1700 Km sau 1060 mile.
   R.Burton calculează impulsul specific ca fiind raportul dintre debitul total de agent de lucru trecut prin motor și debitul total de agent de lucru stocat ce a fost consumat în aceiași perioadă constatând că debitul de fluid de lucru trecut prin motor este de 5,4 ori mai mare decât debitul de hidrogen și azot stocat la bord,care s-au consumat în aceiași perioadă de timp,-și prezintă o valoare de 1340 secunde pentru impulsul specific,precizând totodată că pentru instalația de lichefiere a aerului avem un consum energetic mult mai mic decât în cazul turboagregatelor aeroreactoare clasice,pompele din cadrul instalației de lichefiere provocând un consum energetic de doar 1% din valoarea totală a impulsului specific,ceea ce înseamnă că va rămâne o valoare disponibilă de 1338 secunde din impulsul specific.
     În cadrul teoriei clasice,impulsul specific este un raport definitoriu pentru ilustrarea perfor-manțelor unui sistem de propulsie din tehnica aerospațială ,- pe deoparte avem produsul dintre viteza efectivă(sau echivalentă)dezvoltată de către gazele arse ale motorului și debitul masic al combustibilului utilizat de către motor ; iar pe de altă parte avem produsul dintre masa de combustibil și accelerația gravitațională ,-se face raportul acestor produse și în cazul motoarelor-rachetă clasice,deoarece masa combustibilului ars în motor este egală cu masa combustibilului stocat la bord,acest termen se simplifică (fiind la numitorul și numărătorul fracției) rămânând finalmente că impulsul specific este egal cu raportul dintre viteza specifică și accelerația gravitațională.
     Ori această simplificare nu mai este posibilă în cazul motorului cu aer lichid,deoarece masa agentului de lucru trecut prin motor nu mai este egală cu masa agentului de lucru stocat la bordul navei – cum de altfel este și cazul motoarelor aeroreactoare în general – iar diferențele merg chiar mai departe,deoarece viteza efectivă a oricărui tip de motor aeroreactor este cu mult mai mică decât a acestui tip de motor.Dar să dăm un exemplu pur teoretic :
În faza finală a zborului tracțiunea estimată de Burton va fi de cca.700 000 Newton
adică 1,600,000 lbs iar accelerația va fi apropiată de 4,8 g pe timp de 6 minute,ceea ce constituie un efort de suprasarcină deosebit de mare pentru cazul curselor de pasageri sau turistice...
   Pe timpul fazei inițiale de colectare a aerului, tracțiunea estimată este de 128,000 Newton și corespunde unei puteri de cca. 207 MegaWatt,în vreme ce puterea consumată pentru instalația de răcire,este de cca.3% din valoarea puterii dezvoltate,adică aprox.6200 Kw. Pentru suprafața de schimb din schimbătorul de căldură se apreciază posibilitatea a 2000mp per metru cub de volum,la o conductivitate de 250 Watt/(m2K),cu o densitate de cca.250 Kg /m3 puterea fiind de 37 MegaWatt pentru un debit de 100 Kg aer/sec,iar pentru o scădere a temperaturii  până la 60 K sunt necesari cca.2500 mp suprafață de transfer,care ar ocupa un volum de cca.1,3 m3 și ar cântări aprox.300 Kg ; condensatorul ar fi și mai redus în dimensiuni.

Edited by gilldarida, 26 April 2011 - 19:41.

Degeaba ajungem pe Luna, daca nu stim sa ajungem la azilul de batrani, la orfelinat, la adapostul pentru animale fara stapan.

 gilldarida, on 26th April 2011, 16:15, said:

Ei vorbesc de ceramica, eu le propul silicagel-aerogel care rezista la zeci de mii de grade celsius, material utilizat la scuturile termice ale navetelor NASA inca din anii '80. In plus aerogelul este usor ca polistirenul.

Sunt curios cat cantaresc acele antene captatoare de microunde plasate pe nava ?, ... in rest din ce stiu eu imi pare ideea perfecta.  

 gilldarida, on 26th April 2011, 20:24, said:

Conceptul LACE nu este prevazut nicaieri in vreun proiect de cercetare.Oare de ce, daca este asa de bun?
Un brevet sau mai multe nu inseamna neaparat ca este/sunt si eficient/eficiente.Oricine poate breveta aproape orice.
Proiectul SKYLON foloseste tot aer racit(nu lichefiat).Momentan nu a primit decat fonduri de 350 milioane $.Ar avea nevoie in total de 12 miliarde$.De unde naiba vor veni acesti bani cand bugetul total al ESA nu este decat 3 miliarde euro.Banii astia nu se vor gasi nici macar in 15 ...20 ani.
LACE la origini a fost un proiect american inceput in 1958.El a fost anulat in 1964.Este un proiect mort

Quote

In legatura cu silanii inca mai astept dovada ca au un Isp mai mare decat H2/O2.Ai zis ca ar fi superiori hidrogenului.
Dovedeste acest lucru.

Quote

Nu trag de loc concluzii pripite ci de bun simt tehnic.
Ce documentatii ai prezentat dumneata?Dovedeste macar in legatura cu silanii daca poti.

Quote

Proiectul LACE nu exista.Daca era asa de bun(eficient) era facut de mult.Momentan este doar SF.

Quote

Propulsia MHD imi pare rau nu se aplica nicaieri.Nici la nave,nici la submarine,nici in domeniul spatial.
Problema cu acest tip de propulsie nu ca este SF ci faptul ca sistemul este prea greu si prea putin fiabil la propulsia spatiala.Durata de viata a electrozilor este prea mica(in jur de cateva luni) fata de ani la un motor ionic.Magnetii sunt uriasi si cam la fel stau lucrurile si cu electromagnetii supraconductori actuali.Poate cand se vor descoperi materiale supraconductoare la temperaturi ridicate sau chiar la temperatura mediului ambiant atunci va fi altceva.Pana atunci sunt doar simple experimente.

Quote

Nu pot sa raspund la un km copy/paste.
Raspunsul ti-l dai chiar dumneata ,viteza finala este prea mica.
Proiectul Venture Star(care era mai realizabil) a fost anulat din mai putine motive decat ar avea LACE sa fie acceptat.
Cauta dumneata pe site la NASA sau ESA si vezi daca exista acest proiect prins pe undeva.

 Cyber-sapiens, on 26th April 2011, 22:46, said:

Tu glumesti.Niciun material ceramic sau de orice fel nu rezista la zeci de mii de grade.
Se poate o protectie chiar si la 10.000 gradeC dar asta cu un invelis ablativ care se consuma(este de unica folosinta).

Edited by asterix1, 27 April 2011 - 00:44.

Asistam la o lupta fratricida intre 2 enciclopedii ambulante...
... care fie si-au pierdut jobul, fie sunt in concediu, singuri pe o insula pustie... dar cu Internet...

Interesant, ce sa zic.
E plina lumea de inventii si brevete, de intentii si promisiuni. In acest timp peisajul e cam gol. Ditamai NASA e in pana, la mana noilor veniti, X43 dracu stie ce face acolo pe sus, dar precis ca Area 51 ne-o coace. Cu atatea descoperiri si realizari, de fapt certitudini asa cum rezulta din sirul de postari de mai sus nu m-as mira sa aflu maine ca de fapt omu' se plimba deja pe Marte & beyond si ca noi fraierii cu picioarele pe pamant habar n-aveam.
Cel mai tare imi place chestia aia cu zburatul ore-n sir ptr. impachetat aer la borcan... Pe banii lu tatsu' ! Dar nici jucaria aia cu raza fix in fund nu e mai prejos. Teorii care intra adanc intr-un domeniu si uita total de restul variabilelor. Nu conteaza, efectul e oricum puternic printre entuziastii care vad doar ceea ce vor sa vada.
Pana una alta ARCA lucreaza ceva, incearca mai mult decat sa afle adancimea marii cu degetul. Singurul argument adus imptriva lor in toata avalansa aceasta de informatii este ca si altii, case mai mari adica, au dat de belea incercand acelasi lucru, chiar cu degete mai lungi. E foarte greu, n-au putut aia, in concluzie nu poate nici ARCA. Tare!
Necazul este ca acea concluzie este evidenta si nu trebuiau insirate toate cele de mai sus. Poate nu aici.
Aproape nimic in cele de mai sus nu se aplica in cazul topicului, mai exact la ideea de avion-racheta-amfibiu-catamaran-submarin lansator de sateliti sau ce va iesi pana la urma.
Poate ca de exemplu era mai simplu sa vina vreunul din voi, evident buni cunoscatori in domeniu (pe bune) cu vreun calcul de putere necesara pentru ca jucaria sa poata atinge, pe apa, viteza de decolare necesara unei astfel de constructii. Sau cu vreo statistica sau istoric al vehiculelor amfibii de mare viteza, recorduri de viteza si riscurile asumate de cei care s-au incumetat sa o ia la fuga pe apa.
Pana sa devina airborne, jucaria aia de plastic are de dat o lupta grea.
Asta e doar un aspect, poate nu cel mai relevant, dar macar are legatura cu subiectul.
Urmariti pe YouTube constructia avionului. Sunt toate sansele sa fie doar o macheta din plastic, ca mai toate realizarile de pana acum. Cateva lucruri insa merita atentie. S-ar putea sa iasa ceva pana la urma ( mai stiti chestia cu piesele de bicicleta care asamblate impreuna faceau o mitraliera?)

 Rosebud09, on 27th April 2011, 04:29, said:

Nu este o lupta fraticida.
Personal nu am nimic cu "gilldarida".
Dar nu puteam suporta unele fantasmagorii spuse aici.
Dansul vorbeste de compusi exotici(descoperiti prin anii 1960) ce ar putea fi utilizati in propulsia spatiala.
In schimb nu tine cont de toxicitatea lor(multi fiind cancerigeni),proprietatile corozive,influenta asupra stratului de ozon,pretul de cost f. mare.Dupa aceea vine cu ideea ca propulsia MHD ar fi ceva banal,cand ea inca este doar in stadiul de incercari in laborator.Sincer asta cu proiectul LACE te da gata.Chiar presupunand prin absurd ca acel proptotip si-ar obtine oxigenul din aer prin lichefiere dansul nu a facut un calcul banal de cat combustibil ar consuma.Chiar din datele prezentate se poate face un calcul energetic f.simplu:Pcons=Frez*V=700.000*1700=1.190.000.000 W sau 1.190.000Kwh
Hidrogenul are capacitatea calorifica Q=28.000Kcal sau 28.000/860=32,5Kwh.De unde se ajunge la un consum de:C=1.190.000/32,5=36.550 kg hidrogen/ora(la un randament de 100%).Dar cum randamentul motorului(chiar si la viteze supersonice) nu depaseste 60% atunci consumul ar fi de 60 tone hidrogen/ora.La dimensiunile date pentru diametru si lungime rezervorul nu ar putea stoca mai mult de 50 tone.La asta mai adauga faptul ca nu tot hidrogenul se poate folosi(ci cel mult 50%).Deci acel lansator spatial ar putea sta in aer(in faza de colectare a oxigenului) cel mult 25...30 minute,nu 2...3 ore cum presupune dansul.      

Quote

Da stiu ca nu se aplica.
Dar ce se poate vorbi despre hidroavioane.Modele noi nu s-au mai construit din anii 50 poate doar in Canada si ele sunt folosite doar la stingerea incendiilor de padure.Oricum din ce stiu nu s-au construit hidroavioane supersonice.Asta ar fi prima mare minciuna in proiectul celor de la ARCA.Calcule se pot face dar cea mai mare problema este ca cei de la ARCA nu prea dau date tehnice.Au inteles se pare ca daca prezinta date tehnice se mai gasesc unii mai nebuni sa faca niste calcule si s-ar da de gol.De ceea se feresc precum dracul de tamaie sa mai dea informatii tehnice.Asa ca noi nu putem decat sa speculam cu calcule doar pe baza unor supozitii care pot fi false sau adevarate.

 asterix1, on 27th April 2011, 01:41, said:

NON-ABLATIV !

[ http://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/6/69/Aerogelflower_filtered.jpg - Pentru incarcare in pagina (embed) Click aici ]

http://en.wikipedia.org/wiki/Aerogel

Carbon is the most refractory material known with a one atmosphere sublimation temperature of 3825 °C for graphite. This high temperature made carbon an obvious choice as a radiatively cooled TPS material. Disadvantages of RCC are that it is currently very expensive to manufacture and lacks impact resistance.

Ai dreptate probabil subtitrarea de pe Discovery era gresita, era vorba despre 3ooo C si nu despre 30.ooo C, oricum temperaturile la care lucreaza majoritatea scuturilor termice sunt undeva intre 1200-1600 C la reintrarea in atmosfera terestra.

Am gresit, imi cer scuze, se mai intampla, nu suntem perfecti.

Quote

Am fost intr-un miniconcediu pana azi cu ocazia Pastelui. O sa mai fie abia pe la sarbatorile de iarna. Nici macar in vara nu voi fi liber, se anunta o deplasare in strainatate pentru aplicatii. Daca zvonul se confirma, va fi o vara lipsita de zile libere.
Pana atunci ma intorc la Academia Militara unde ma ocup de tot felul de fantasmagorii tipice de altfel activitatii de cercetare. Acolo exista colective pluridisciplinare de ingineri si fizicieni care vehiculeaza intre ei tot felul de fantasme tehnico-stiintifice.
In acele cercuri se discuta astfel de lucruri, se fac calcule si aprecieri calitative, se analizeaza bibliografia de inventica si se selecteaza anumite materiale care contin idei ce merita a fi retinute si dezvoltate, si alte asemenea nerozii se mai fac. Dar nu ne merge cu Softpedia- care este (nu-i asa ?) strajerul Stiintei si Inchizitorul-Sef. Iata de pilda, la o sesiune recenta de comunicari stiintifice s-a venit cu acest material aflat acum in bibliografia noastra, a amatorilor de fantasmagorii : "Air liquefaction and enrichment system propulsion in reusable launch vehicles. A concept is shown for a fully reusable, Earth-to-orbit launch vehicle with horizontal takeoff and landing, employing an air-turborocket for low speed and a rocket for high-speed acceleration, both using liquid hydrogen for fuel. The turborocket employs a modified liquid air cycle to supply the oxidizer. The rocket uses 90% pure liquid oxygen as its oxidizer that is collected from the atmosphere, separated, and stored during operation of the turborocket from about Mach 2 to 5 or 6. The takeoff weight and the thrust required at takeoff are markedly reduced by collecting the rocket oxidizer in-flight. This article shows an approach and the corresponding technology needs for using air liquefaction and enrichment system propulsion in a single-stage-to-orbit (SSTO) vehicle. Reducing the trajectory altitude at the end of collection reduces the wing area and increases payload. The use of state-of-the-art materials, such as graphite polyimide, in a direct substitution for aluminum or aluminum-lithium alloy, is critical to meet the structure weight objective for SSTO. Configurations that utilize 'waverider' aerodynamics show great promise to reduce the vehicle weight." . Este un studiu de cercetare-dezvoltare ACTUAL care apartine NASA, si ei, ca si noi astia de la AM, niste cretini amatori de fantasme si alte nerozii din acestea, demne de tot dispretul din partea oamenilor seriosi, adunati buluc numai si numai aci pe Softpedia, care este instanta ce taie si spanzura... Si in ciuda acestui lucru, pe agenda de lucru a unor nesimtiti - caci nu le putem spune altfel ! - inca se mai afla asa-numitele ALS- uri (Air Liquefaction Systems) in cadrul diverselor scheme de sisteme propulsive cu ciclu combinat. Nerusinatii dracului,- continua, se incapataneaza sa studieze acest concept si sa perfectioneze tehnologiile chemate sa se aplice in realizarea lui, desi Softpedia a interzis !!!

-SSTO nu a placut. "E o nerozie"- s-a dat verdictul. Dar care fatalmente continua sa fie obiectivul activitatii de cercetare-dezvoltare al organizatiilor de profil. De altfel inclusiv SKYLON-SABRE face parte din categoria lansatorilor SSTO.
-Propulsia MHD- "e fictiune si literatura SF", dar in bibliografia de comunicari stiintifice si in planificarile de cercetare-dezvoltare pe termen scurt si mediu, a organizatiilor de profil, propulsia MHD isi gaseste un loc de frunte.
-LACE e "o tampenie", dar fatalmente solutia este in studiu la ora actuala, adaptata tehnologiilor moderne. O gasim destul de des in cadrul comunicarilor stiintifice in perioada recenta.

Luna aceasta - intamplarea face - voi lucra la un proiect de cercetare care se refera tocmai la directiile potentiale de dezvoltare a sistemelor de propulsie aerospatiala. Si puteti sa turbati de indignare,- dar voi indrazni sa trec si sistemele de propulsie cu ciclu combinat de tip LACE, pe lista directiilor de dezvoltare ce merita retinute...  Si culmea tupeului- in cercul de lucru prin care ma invart, tehnologiile propuse de Coanda, Gogu Constantinescu, Traian Vuia, Rudolf Liciar, Nicolae Moraru si altii,- sunt apreciate drept foarte valoroase mai ales in domeniul aerospatial.

Vacanta a trecut, baieti. La treaba !

 gilldarida, on 27th April 2011, 23:27, said:

Nu pot decat sa sper ca intre timp ai invatat diferenta dintre forta si energie.

Poti sa speri.

Din pacate, in legatura cu dumneata chiar nu se poate spera nimic.

Ca sa nu-i lasam in ceata totusi pe userii acestui forum care fara sa intervina in discutii, lectureaza chiar cu adevarat interesati informatiile postate- as vrea in final sa mentionez ca brevetul lui Burton si alte brevete selectate, care se refera la sisteme dde propulsie menite sa obtina oxigenul lichid in timpul zborului utilizand si instalatii centrifugale de separare a a aerului lichefiat,- astfel de instalatii au fost si sunt in continuare testate si se incearca perfectionarea lor.

In pofida lui Asterix si Misuser si a altor "destepti", in cadrul programelor americane de cercetare-dezvoltare pe care DARPA (Defense Advanced Research Projects Agency) le desfasoara impreuna cu diverse companii, inclusiv companii private, face parte si varianta modernizata a fostului LACE. In comunicarile stiintifice care s-au facut recent in manifestari sub egida NATO, ca si la congresele internationale de profil- permanent apar asemenea informatii.

Am avut indrazneala si nerusinarea ca pentru informarea celor care sunt cu adevarat interesati de asemenea lucruri, sa selectez aici unele din aceste concepte de sisteme propulsive pentru a le supune atentiei.

Cei care sunt cu adevarat interesati de asemenea lucruri, de obicei le preiau si isi continua documentarea fara sa comenteze inutil.

Nu exista absolut niciun dubiu pentru orice persoana bine documentata, asupra faptului ca SSTO reprezinta obiectivul nr. 1 al activitatii de cercetare-dezvoltare in domeniul aerospatial pentru viitorul apropiat; ca se fac eforturi intense de punere la punct a tehnologiei MHD pentru aplicatii in propulsia aerospatiala si ca exista in prezent mai multe programe de cercetare ce vizeaza perfectionarea conceptului LACE din anii '60. O parte din aceste activitati sunt publice, altele nu.

Pentru cei care participa in activitatea de cercetare stiintifica- exista la dispozitie o bogata bibliografie continand : inventica (brevete) selectata; comunicari stiintifice la congresele internationale de profil; studii stiintifice intocmite pe marginea diverselor noi concepte, etc.

Dar toate astea sunt destinate doar oamenilor interesati de acest domeniu. Am reinceput de azi lucrul si chiar am de facut proiectul acela de cercetare- nu mai am timp sa ma bat cu morile de vant pe Softpedia. Sunt perfect constient ca si daca as posta aici toate comunicarile si studiile stiintifice ref. la subiectele abordate, tot n-ar folosi la mare lucru. Si nici nu (mai) am timp de asa-ceva...

 gilldarida, on 28th April 2011, 01:33, said:

Sunt un optimist

Quote

Din fericire cu mine se merge la sigur.

Quote

Tu pe oriunde te duci intri in razboieli incercand sa convingi lumea de ce nu esti.

Quote

Incet incet te prinzi si tu ca hartogariile tale sunt maculatura si in cel mai bun caz, popularizarea stiintei pt. mase.

Da' serios acu. Te-ai pus la punct cu bazele stiintei ? Sau ai trecut la rachete ca e mai putina lume care sa se prinda ca invarti notiuni pe care nu le cunosti ?