Межпланетный Транспорт: двигатели и стратегии

[crazy_terraformer]

Вторая моя идея - в том что метан по массе лишь 1/5. И если возить на орбиту ТОЛЬКО метан, то количество ходок заправщиков упадет до двух. Где брать 4/5 массы, то есть кислорода?

На Луне. Вода там пока есть. Взлетает лунный лэндер с грузом О2 на водородно-кислородной паре с Луны, заправляет этим жидким кислородом на окололунной орбите танкер-робот на ионных двигателях,использующих солнечну энергию и ту-ту на встречу со Старшипом или топливной заправкой, на заправке сливаем кислород и заправлемся топливом для ионников, грузом для отважных селенитов или лунных юнитов.

Лунный лэндер — возможно вариант Старшипа с Рапторами, которые могут хорошо кушать не только метан, но и водород. Так шо после сдачи крови они садятся на Луну обратно.

Мой друг сделал заказ на Теслу. Сказал, что машину продают за 1000$.

Может иде нолик пририсуем?

[alex_semenov]

Откуда такие большие удельные энергии q водорода и керосина, и почему у метана меньше керосина? Если теплоты сгорания керосина, метана и водорода составляют 43, 50 и 120 МДж/кг, то их смеси с кислородом дадут 9,7 МДж/кг, 10 МДж/кг и 13,3 МДж/кг, то есть максимальную скорость 4,41 км/с, 4,47 км/с и 5,16 км/с без учёта

Отсюда.
https://mipt.ru/upload/medialibrary/156/2_font-lektsii-1_2.pdf
Стр. 27

Удельная низшая теплота сгорания Н₂ – 120 МДж/кг, стехиометрическое расчетное соотношение окислителя и горючего К=4, таким образом для топливной пары О₂/Н₂ получается 24 МДж/кг топлива (для обеих компонент)
Удельная низшая теплота сгорания керосина – 46 МДж/кг, соотношение окислителя и горючего К=2.7, таким образом для топливной пары О₂ /керосин получается 12.4  МДж/кг топлива (для обеих компонент)

Для метана я рассчитал тупо из теплоты сгорания метана 50.1 Мдж/кг, из того что на одну массовую часть метана нужно четыре массовых части кислорода. По сути 50.1 делим на 5. Получаем то что у меня на графике.

Я сам удивился, почему получается такой высокий уи при k=1 у водорода и почему метан-кислородная смесь оказалась самой низким по калорийности. Вроде как буквари моего детства говорили о меньшем пределе для кислорода (как вы говорите).
Но "бамага", которую я нашел в сети первой, вроде солидно выглядит... Я не стал перепроверять... Тем более что для керосина (с его сложными угле-водородными цепочками хрен посчитаешь)....
Ну давайте перепроверим хотя бы водород.
Теплота сгорания водорода 120 МДж/кг, то просто по формуле:

2Н₂+О₂ = 2Н₂O

Масса водорода в реакции 2*1*2=4
Масса  кислорода в реакции 1*16*2=28
Соотношение масс 4/28=1/7. То есть на одну массу водорода семь масс кислорода. Итого 120 надо делить на 8 массовых частей. Гм... действительно получаем 15...
Плохой источник я взял?
Почему у них стехиометрическое соотношение для водорода-кислорода 4? Они "заливают" камеру избыточным водородом?
 
Значит кривой график получил... А я медитирую над ним...
 

С этим уточнений уже эффективность k современных ракет вплотную приблизится к 1.

А вот в этом утверждении позволю себе усомнится.  Мой склероз подсказывает что для самых совершенных ЖРД   75% в вакууме с чудовищным "колоколом" сопла - своего рода предел.... 100%, это если у вас БЕСКОНЕЧНО длинное (и широкое) сопло. И у вас из него истекает газ, собственная температура которого близка к 0 K. Тут как и у идеальной паровой машины Карно. Там - поршень с бесконечно длинным ходом, тут - сопло бесконечной дилны... В общем 80% - это МЫСЛИМЫЙ предел. 75 - достигнутый максимум, рекорд (цена которого уже сомнительна).
Хотя это все байка из моего "детства". Склероз может меня и подвести.

[crazy_terraformer]

Генная терапия и генная инженерия человека ещё скажет своё заветное слово.Кривая Гаусса может сдвинуть свой пик в сторону инженеров, врачей и учёных...

Крейзи фантазии не требуют обоснований и логики.
И вообще не соответствуют теме межпланетного транспорта. Ну, в крайней мере можно посчитать, что фантазия на тему что для межпланетного транспорта будут выращивать инженеров в пробирках ...

Логика такова — отход от общества потребления к обществу интеллекта, где интерес общества сдвинется в сторону действительно полезных дел. Медицина, образование, наука, развитие и поддержание эффективной инфраструктуры.
Для межпланетных полётов нужна соответствующая цивилизация, а она состоит из людей...

[дерево]

Отсюда.
https://mipt.ru/upload/medialibrary/156/2_font-lektsii-1_2.pdf
Стр. 27

Удельная низшая теплота сгорания Н₂ – 120 МДж/кг, стехиометрическое расчетное соотношение окислителя и горючего К=4, таким образом для топливной пары О₂/Н₂ получается 24 МДж/кг топлива (для обеих компонент)
Удельная низшая теплота сгорания керосина – 46 МДж/кг, соотношение окислителя и горючего К=2.7, таким образом для топливной пары О₂ /керосин получается 12.4  МДж/кг топлива (для обеих компонент)

Явно неправильно. При полном сгорании для водород-кислород отношение 16/(2*1)=8, соответственно удельная 120/(8+1)=13,3. Для керосин-кислород отношение 3*16/(1*12+2*1)=3,42, соответственно удельная 46/(3,42+1)=10,4. Точнее для низшей теплоты 43/(3,42+1)=9,7.

Тем более что для керосина (с его сложными угле-водородными цепочками хрен посчитаешь)....

На самом деле легко, бензины-керосины-парафины это всё алканы C_nH_2(n+1), которые при больших n сводятся к простому n*CH₂, к этому же сводятся и многие другие углеводороды.

Для метана я рассчитал тупо из теплоты сгорания метана 50.1 Мдж/кг, из того что на одну массовую часть метана нужно четыре массовых части кислорода. По сути 50.1 делим на 5. Получаем то что у меня на графике.

Полнстью согласен. Лучше перепроверять (если возможно) чужие расчёты до их использования.

Масса  кислорода в реакции 1*16*2=28

32 



Но в реальных двигателях используется избыток водорода (вместо третьего компонента — инертного гелия)

Например кислород-водород подаётся в отношении 4:1 по массе (как и сказано на презентации, но с неправильным расчётом энергии). Скорее всего, чтобы понизить слегка температуру и использовать энергию, тратящуюся на диссоциацию воды, на нагрев легких молекул водорода.  В этом случае удельная энергия 120/(8[кислорода]+1[водород восстановитель]+1[водород охладитель])=12 кДж/кг, что для указанных в таблице 451 с соответствует k=0,81 без учёта потерь энергии на ещё присутствующую диссоциацию.

С этим уточнений уже эффективность k современных ракет вплотную приблизится к 1.

А вот в этом утверждении позволю себе усомнится.  Мой склероз подсказывает что для самых совершенных ЖРД   75% в вакууме с чудовищным "колоколом" сопла - своего рода предел....

При отношении давлений 1000 (как в таблице в книге) получается 1-(1/1000)^0,25=0,83. Но для первой ступени, стартующей с Земли больше 0,7 наверно не получить.

[alex_semenov]

Масса  кислорода в реакции 1*16*2=28

32 

Действительно... 
Вот так вот и гибнут великие идеи! 

Тем более что для керосина (с его сложными угле-водородными цепочками хрен посчитаешь)....

На самом деле легко, бензины-керосины-парафины это всё алканы C_nH_2(n+1), которые при больших n сводятся к простому n*CH₂, к этому же сводятся и многие другие углеводороды.

Ага. Спасибо. Этой тонкости не знал. Догадывался, что что-то такое должно быть.

Про трехкомпонентрую экзотику. Да металлы. Литий там... Очень заманчиво выглядят. Но "воз и ныне там" же?
Слишком революционно?
Кстати сразу вспоминаются всякие там корабли-автофаги, которые сжигают свои собственные баки... Не поленился полистать и найди ТМ 1973 №11. Прям картинка из детства:



Это кстати иллюстрация к моему тезису (сейчас листал и все удивлялся). До 1974-го года космическая тема в подобных журналах представлена очень ярко в СССР. Планов -гомаздье. Прям азарт лунной гонки. Налицо ожидание "нашего ответа Чемберлену". Как будто мы и не проигрывали Луну. А вот после 1975-го - как пошептало...
Это к тому что нам нашептывают ЛОЖНУЮ историю. Даже ту, которую мы можем еще помнить...


Кстати. Если уже исправлять мои ошибки. Вот тут...
https://ru.wikipedia.org/wiki/Сопло_Лаваля
Молярная масса никуда не уходит. И это правильно. Некуда ей уходить из соображений размерности да и здравого смысла...

[Андрей 2]

Есть примеры модернизации двигателей выпуска 60-70 годов, например НК-33  https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%9D%D0%9A-33#AJ-26 модернизированный компанией "Аэроджет" хоть и не всё гладко проходило, но результат оказался впечатляющим : https://ecoruspace.me/AJ26-62.html
Обратите внимание на характеристики.

[crazy_terraformer]

На самом деле легко, бензины-керосины-парафины это всё алканы CnH2(n+1), которые при больших n сводятся к простому n*CH2, к этому же сводятся и многие другие углеводороды.

Синтин — три циклопропановых кольца, содержащих банановые высокоэнергетические связи,
Химическая формула — 1-метил-1,2-дициклопропилциклопропан (C10H16), крайне текуч, что снижает потребление мощности топливными насосами. УИ выше керосина.

[alex_semenov]

Так. Версия графика для медитации исправленная и дополненная.



Теперь вроде все становится на свои места. И "Раптор" не оторвался от коллектива. А трехрежимный РД-701 выглядит даже еще круче!
Сразу вопрос.
Вернее два.

1. Что если разбавлять в раптор-подобном (совершенном) двигателе с высоким давлением (под 300 атм) МЕТАН водородом, скажем в пропорции 1/3 (на одну массовую часть водорода, три массовых части метана)?
Это идея для "прокачки" старшипа или ITS (как хотите это называйте).

2. Для "плохих" двигателей. С низким давлением в камере сгорания в  ~ 50 атм (при подаче топлива без насосов, давлением из бака) что даст разбавление метана водородом в той же пропорции что и для случая 1? Обращает на себя внимание тот факт, что в чисто водородном двигателе  давление в камере сгорания заметно ниже, чем у керосин-метановых, а удельный импульс все равно заметно выше.
Это идея для второй ступени суперзаправщика стартующего из воды.

[SpaceEngineer]

Идея в чем? Что разбавляя метан водородом (в очень небольшой пропорции) мы можем сильно увеличить удельный импульс (и по ф. Цилковского сильно срезать стартовую массу) но при этом (за счет того что водород лишь 1/3 от массы всего топлива) не сильно наращивать у ракеты водородный бак.

А если без бака, просто растворить водород в метане? Хотя если бы всё было так просто, это уже давно применялось бы.

[дерево]

1. Что если разбавлять в раптор-подобном (совершенном) двигателе с высоким давлением (под 300 атм) МЕТАН водородом, скажем в пропорции 1/3 (на одну массовую часть водорода, три массовых части метана)?

2. Для "плохих" двигателей. С низким давлением в камере сгорания в  ~ 50 атм (при подаче топлива без насосов, давлением из бака) что даст разбавление метана водородом в той же пропорции что и для случая 1? Обращает на себя внимание тот факт, что в чисто водородном двигателе  давление в камере сгорания заметно ниже, чем у керосин-метановых, а удельный импульс все равно заметно выше.
Это идея для второй ступени суперзаправщика стартующего из воды.

1. На 3% увеличить УИ и в 2 раза увеличить объём? Похоже Raptor находится на пределе двигателей для первой ступени, где не получить очень большого P₂/P₁ из-за необходимости старта при атмосферном давлении и где объём очень важен, а потому нужно углеводороды использовать.
2. Вторую ступень лучше уже полностью на кислород-водороде делать. Там использование углеводородов заметных преимуществ не даёт, кроме небольшой (на фоне топлива 1й ступени) экономии.

А вот в 3й ступени вообще нужно на экзотику переходить озон+гидрид лития с водородом, стоимость которых уже небольшая на фоне большого количества топлива 1й и 2й ступеней, но при этом удельный импульс >5 км/с в вакууме.

[alex_semenov]

А если без бака, просто растворить водород в метане? Хотя если бы всё было так просто, это уже давно применялось бы.

Вы хотите повторить чудо гидрида лития (там концентрация водорода выше чем в жидком состоянии)?
Да нет особо и смысла. Три бака - вполне реально. Тем более что (как я понимаю) разные жидкости надо подавать под чуть разным давлением для оптимального процесса горения.
В общем, подавать все по-отдельности и смешивать потом в камере сгорания может быть разумно.
Я тут вот что прикинул.
Допустим (хотя это всего лишь гипотеза) что 1/3 по массе водорода в топливе даст некий оптимальный эффект повышения удельного импулься.
Что в этом случае с УСРЕДНЕННОЙ плотностью топливной смеси? Насколько сильно водород (который имеет очень низкую плотность) снизит плотность топливной смеси?
Считаем (а вы следите. Я же могу и напутать!).
 
0.33 - водород  76 кг/м3
0.66 - метан  415 кг/м3
4 - кислород 1141 кг/м3

Умножаем доли на плотность, складываем и делим все на 5. Получаем 973 кг/м3
Кстати, тут избыток кислорода (на одну часть водорода приходится 12 частей кислорода а надо 8. Но обычно окислителя и подают чуть больше. Это нормально)

Если же мы используетм чисто метано-кислородную смесь, то...

1 - метан  415 кг/м3
4 - кислород 1141 кг/м3

Опять умножаем доли на плотность, складываем, делим на 5. Получаем 996 кг/м3
Разница в объеме всего на 14%
Можно сказать незаметна. Но если это добавит, скажем к 300 с еще секунд 50... Просто прикиньте по ф. Циолковсокго. При выходе на орбиту одной ступени (это грубая оценка, разгон до 9.4 км/с) массовое число 24 при 300 с, а при 350 с -  15,5
Заметный выигрыш.
Это для тяжелого заправщика с простым движком.
Ну а для прокачки межпланетных пепелацев в духе Маска, сами посчитайте, если с 375 с вы поднимите хотя бы до 390 или 400 с...
Игра может стоить свеч.

[Проходящий Кот]

Идея в чем? Что разбавляя метан водородом (в очень небольшой пропорции) мы можем сильно увеличить удельный импульс (и по ф. Цилковского сильно срезать стартовую массу) но при этом (за счет того что водород лишь 1/3 от массы всего топлива) не сильно наращивать у ракеты водородный бак.

А если без бака, просто растворить водород в метане? Хотя если бы всё было так просто, это уже давно применялось бы.

А как выдерживать соотношение водород-метан в отдельных частях бака.
Когда водород будет вытеснят метан в низ бака?

[alex_semenov]

1. На 3% увеличить УИ и в 2 раза увеличить объём?

Объем не сильно и увеличивается. Хотя я тут прикинул.. У чисто водородного движка ведь усредненная плотность получается даже лучше чем у метана.
 
На одну часть водорода (по массе) нужно 8 частей кислорода. Если так, то мы получаем среднюю плотность топлива и окислителя даже выше чем у воды (наша ракета потонет!!!) 1023 кг/м3.
Метан (или керосин) водоплавающему надо использовать хотя бы для того чтобы не утонуть при подготовке к старту!!!

Похоже Raptor находится на пределе двигателей для первой ступени, где не получить очень большого P₂/P₁ из-за необходимости старта при атмосферном давлении и где объём очень важен, а потому нужно углеводороды использовать.

Нет, понятно что на первой ступени нужна специализация под небольшой уи, но большую тягу. Здесь и клиновоздушное сопло, поидее, желательно...

2. Вторую ступень лучше уже полностью на кислород-водороде делать. Там использование углеводородов заметных преимуществ не даёт, кроме небольшой (на фоне топлива 1й ступени) экономии.

Может быть и так. Во всяком случае у классического "Морского дракона" именно так. Две ступени. Вторая  - чисто водородно-кислородная.

А вот в 3й ступени вообще нужно на экзотику переходить озон+гидрид лития с водородом, стоимость которых уже небольшая на фоне большого количества топлива 1й и 2й ступеней, но при этом удельный импульс >5 км/с в вакууме.

А нужна ли третья ступень вообще? Может двух достаточно? Если первая почти уже вывела вторую в вакуум.
Все-таки Маск прав в том что он унифицирует и топливо и движки. Проще прорваться к цели, как мне кажется.

На старшипе метан используется как топливо (а не водород), как я понимаю, потому что это "мягкая" криогеника и она по-идее может пережить месяцы путешествия к Марсу и ожидание взлета на Марсе. А вот водород удержать в баках все эти сроки, видимо, решили, будет тяжело (но если использовать трехкомпонетнку, то в начале пути, возможно и стоит игра свеч?). А вот при старте с земли ракеты-носителя (того же заправщика) "жёсткость" криогеники не сильно и принципиальна.  Заправили и тут же полетели. Как с переохложденным кислородом на "фалконах". Тем более, если это беспилотный грузовик.

[Кремальера]

Каким образом? Давайте считать. Возьмём заявленные характеристики отсюда

Я не беру их "отсюда" ,вики и прочее.,а в основном из L2(пока была подписка на НСФ ) и из того что Илон лично кропает в твиттере.Бустер FSH-будет иметь 3600 тонн пары.Сам Starship также около 1300 тонн(а не 1200 как пишет вики).Я оцениваю стартовый вес системы Starship/FSH в 5300-5400 тонн.Кроме того,тут не нужно забывать что спейсы стремятся к сухому весу Старшипа в 100 тонн именно для пассажирского колонизатора на 100 мест.Если же это минималистическая флаговытыкательная миссия-то вес может быть иным.Стало быть,берем первый пилотируемый Старшип с тремя гавриками.Аэробрейкингом выводим его на низкую опорную,скажем в 300 км,вокруг Марса.В мои 30 тонн ПН вложена минималистическая шлюпка,на пару марсонавтов,они спускаются на ней, втыкают флаг и взлетают на орбиту.Там пилотируемый корабль производит рандеву со Сташипом танкером(его сухой вес 50 тонн),также аэробрейкингом выведенным на круговую,добирает там 80 тонн пары,и дает импульс к Земле. И вообще,почему я вспомнил про эти 30 тонн..Судя по крайним заявлениям Шотвелл спейсы в ближайшее время собираются поразбрасываться кораблями.Она говорит что в рамках отработки лунной высадки по программе Artemis они хотят в 22-м году посадить один автоматический Starship на Луну(правда вот для этой миссии им придется его как -то заправить).И в то же время бур говорит что посылка двух грузовиков на Марс в синод 22-ого года пока еще в силе.Можно было бы просто упростить задачу,выстрелить просто одним кораблем в Марс,безо всяких бункеровок,для отработки посадки и пр.

А вот водород удержать в баках весь этот срок, видимо, решили, будет тяжело.

Нет не тяжело,у ULA есть фактически готовая технология орбитальных депо ACES,гидролокс там может удерживаться годами(ЕМНИП до 36 мес),без каких-либо особых потерь.Но спейсы просто решили не городить огород.

[дерево]

Вы хотите повторить чудо гидрида лития (там концентрация водорода выше чем в жидком состоянии)?
Да нет особо и смысла. Три бака - вполне реально. Тем более что (как я понимаю) разные жидкости надо подавать под чуть разным давлением для оптимального процесса горения.

Водород вроде как растворяется в метане, а не плавает каплями как масло в воде. Так что должна получится однородная легко дозируемая смесь. При чём обычно объём раствора меньше суммы объёмов компонентов. Так что немного получится растворить без заметного изменения плотности и давления, возможно на 1% увеличив УИ.

1. На 3% увеличить УИ и в 2 раза увеличить объём?

Объем не сильно и увеличивается. Хотя я тут прикинул.. У чисто водородного движка ведь усредненная плотность получается даже лучше чем у метана.
 
На одну часть водорода (по массе) нужно 8 частей кислорода. Если так, то мы получаем среднюю плотность топлива и окислителя даже выше чем у воды (наша ракета потонет!!!) 1023 кг/м3.

Плотность водорода в 7 раз меньше метана, а удельная энергия больше в 2,8 раза, значит объём водорода в 2,5 раза больше метана при полном сжигании водорода (1:8 по массе к кислороду).
А если учесть написанные в справочнике 4:1 кислорода к водороду по массе (чтобы не тратить энергию на диссоциацию), то получается средняя плотность топлива в баках 280 кг/м³.

А нужна ли третья ступень вообще? Может двух достаточно? Если первая почти уже вывела вторую в вакуум.

3-я чтобы не разгонять в пустую тяжёлые баки и двигатели 2-й ступени.

[AlexAV]

Про трехкомпонентрую экзотику. Да металлы. Литий там... Очень заманчиво выглядят. Но "воз и ныне там" же?
Слишком революционно?

Очень технически сложно. Оксиды щелочных металлов имеют достаточно высокую температуру кипения и конденсируются в двигателе. А организация работы двигателя с двухфазным потоком - сама по себе довольно сложная техническая проблема.

Но главная причина почему это всё забросили думаю даже не в этом. Проблема в том, что и литий и, особенно, бериллий - редкие элементы. Их запасы и объёмы добычи банально малы. Добыча того же лития всего 62 тыс. тонн, доказанные запасы - 13.9 млн. тонн.  Причём на этот литий уже существует множество потребителей. В этом масштабе одновременная потребность в 100 - 200 тоннах лития (масштаб потребностей для одного запуска) - это уже много. В мире вообще существует всего 7 стран, которые добывают более 200 тонн лития в год. А более 2000 тонн лития в год (на 10 - 20 запусков) добывает вообще только четыре страны (Чили, Китай, Австралия и Аргентина) из которых собственную космическую программу имеет только одна.

При этом космическая техника - всегда техника двойного назначения. Т.е. её всегда оценивают не только с точки зрения возможности гражданского, но и военного применения. А для военных существенно, чтобы все необходимые ресурсы для производства соответствующей техники могли быть произведены внутри страны. Большинство же стран, имеющие космические программы (пожалуй, кроме Китая), заведомо не имеют собственных ресурсов лития в достаточных объёмах, чтобы осуществлять космические запуски с использованием трёхкомпонентных двигателей с использованием металлов. Ну а если лития нет - то какой смысл вообще заниматься разработкой ракетного двигателя его использующего?

С бериллием ситуация ещё хуже, чем с литием. Его мировая добыча всего 260 тонн на чём разговор о его перспективах как компонента ракетного топлива можно и закончить.

В общем, возможно, что это пример технологии, которая умерла не родившись именно из-за дефицита критически необходимых для неё природных ресурсов.

[дерево]

Проблема в том, что и литий и, особенно, бериллий - редкие элементы. Их запасы и объёмы добычи банально малы. Добыча того же лития всего 62 тыс. тонн, доказанные запасы - 13.9 млн. тонн.  Причём на этот литий уже существует множество потребителей. В этом масштабе одновременная потребность в 100 - 200 тоннах лития (масштаб потребностей для одного запуска) - это уже много.

Для первой ступени бесспорно дорого. А для 3-й? Если замена 20% топлива (10...15% всей 3-й ступени включая полезную массу) на литий увеличит УИ с 4 км/с до 4,5 км/с, то это увеличить полезный груз на те же ~10...15%, то есть на 20...30% от массы лития. А стоит литий в 200...500 раз дешевле, при существующих объёмах добычи в десятки-сотню раз больше выводимых на орбиту грузов.

Добыча того же лития всего 62 тыс. тонн, доказанные запасы - 13.9 млн. тонн.

Это для существующей на него цены? А если возрастёт спрос и цена, то и в месторождения превратятся залежи с малыми концентрациями.

[rep4]

Нет, ведь будет ещё сотня первых ступеней и пара десятков заправщиков в ангарах стоять на десятках космодромов.

Да ради бога!
Но я вообще мало верю что Маск реализует свой проект так широко.
Дай то бог!
Но вообще говоря, я с самого начала отделяю проект ITS от фирмы SpaceX и всего ГОМНОХАЙПА у дебилов (простите, но презираю толпу любых фанатов, вобще не люблю толпу), связанного с ним. Я просто подумал, что если завтра мир рухнет (ну как Рим) то через "провал средневековья" новое человечество начнет именно с проекта в таком духе.
Надо же понимать что спутник, лунник и Гагарин (как начало гонки) и программа Аполло (как завершение) проходили на фоне развития стратегических ракет и по-сути все корабли учавствовавшие в гонке были КОНВЕРСИЕЙ боеголовок.
Самый яркий пример "Джемини" и  носитель "Титан-2" (под головку Mk-53 в 9 Мтн)
Военная версия  "Восхтока" и "Восхода"  -бесконечная серия разведспутников "Зенит".
Но сейчас военные ракеты выделились уже в совершенно отдельный класс систем. Мало того что боеголовки предельно уменьшились, но и к носителям стали предъявляться совсем иные требования чем тогда. Поэтому, скажем, спустя 100 или 300 лет после "падения Рима" с чего должно начать человечество смотреть на звезды как с "нового чистого листа"?
Я проект в духе Маска рассматриваю именно как отправную точку. Вполне себе разумный взгляд.
И тут я не вижу поводов для тысяч и даже сотен кораблей. Ну десяток построят для начала. Не более. И тут они столкнуться с той же проблемой "7-и безупречных пусков".
Вообще говоря СОДЕРЖАТЬ каждый такой корабль без полетов - это накладные расходы. Поэтому и понятно почему Маск развивает идею суборбитальных перевозок... Но беда в чем? Даже красавцам "Конкордам" не нашлось рынка...



Будет ли рынок для скоростных суборбитальных перевозок Маска? Это большой вопрос. Даже в продленном настоящем - вопрос. Маску (как фанату колонии на Марсе) он нужен как воздух. Согласен. Но одно дело хотеть, другое дело иметь...
На форе всего происходящего с миром. Это сильно подрежет именно Маску крылья. Именно в суборбитальных перевозках.

У баллистических перевозок есть существенное преимущество перед Конкордами. Это намного большая экономия времени для грузов и пассажиров. Радиус полетов  Конкордов был ограничен 6 тысячами километров, что намного меньше чем может быть у баллистических ракетопланов (до 20 тысяч км).

Если у Конкордов экономия времени по сравнению с обычными самолетами была максимум 2-3 часа, то у баллистических ракетопланов она может составлять 20-30 часов.

И второй момент, для баллистических ракетопланов нужно меньше энергии для преодоления сопротивления атмосферы. Или лететь тысячи километров на сверхзвуке через атмосферу или несколько десятков километров при полете резко вверх. Расход топлива существенно меньше, меньше требования по теплозащите.

И наконец реактивные ракетопланы намного проще по механике по сравнению со сверзвуковыми самолетами с изменяемой геометрией крыльев.

Теоретически новая технология может быть экономически оправдана и реализована в железе.

[AlexAV]

Это для существующей на него цены? А если возрастёт спрос и цена, то и в месторождения превратятся залежи с малыми концентрациями.

Да не такой уж он и дешёвый. Около 13$/кг карбоната лития. Это даёт вклад стоимости сырья в цену металлического лития 68$/кг металла. Это уже цена достаточно чувствительная.

Те запасы, которые укладываются в диапазон цен <100 $/кг карбоната лития - это практически исключительно рассолы солёных озёр. И они точно значительно не вырастут. Попросту  новых озёр в мире уже давно не открывается, известны все с момента появления аэрофотосъёмки и первых спутниковых снимков. Ну а всё прочее - это очень дорогой литий, с ценой заведомо больше 100 $/кг карбоната (в пересчёте на металл, соответственно >530 $/кг), а это даже для космоса весьма дорого (особенно если литий используется в составе рабочего тела расход которого может быть по массе значительно больше ПН).

[AlexAV]

Расход топлива существенно меньше, меньше требования по теплозащите.

Расход топлива даже сверхзвуковым самолётом значительно меньше, чем расход топлива при баллистическом перелёте.

Теоретически новая технология может быть экономически оправдана и реализована в железе.

Никаких перспектив она не имеет. Стоимость билета будет существенно больше, чем у обанкротившегося Конкорда, хотя бы из-за существенно большего расхода топлива. Соответственно и перспектив экономической окупаемости тут тоже никаких.