Гигантские ЖРД ракеты. Возможны или нет?

[Streamflow]

Ну, я и обнародовал эту короткую работу Вероятная причина отказов двигателей Super Heavy во время статических тестов - Probable cause of Super Heavy engines failures during static tests у себя на сайте.

[elind]

Но такой двигатель не масштабируется вверх (кстати у моего вентиляторного гибрида может получится такая же проблема с масштабированием, если там что-то и получится где-то). То есть у бо'льшего по мощности двигателя отношение объема к поверхности меньше чем у меньшего по мощности. И мощность на турбину тут - поверхность. А мощность двигатля - объем. И с  ростом велечины двигателя, у вас просто тупо не хватает поверхности двигателя для создания достаточного давления на турбине что бы подать топливо. Отношения мощности двигателя и потребной мощности турбины - не хватает.
Что только люди не придумывали!

Для преодоления этого препятствия в больших двигателях нужно использовать двигатель с клиновидным соплом. У него как раз обратная проблема - с излишней площадью максимального нагрева, так что то на то и выйдет.

[alex_semenov]

Для преодоления этого препятствия в больших двигателях нужно использовать двигатель с клиновидным соплом. У него как раз проблема с излишней площадью максимального нагрева, так что то на то и выйдет.

Вау!
А ведь мысль! Сама по себе очень изящна.
Не знаю подтвердит ли расчёт?...  Там ведь где главный затык? Самое горячее и плавкое место? Горлышко?  А его ПЛОЩАДЬ достаточна ли именно для турбонасоса?
Было бы здорово, если бы ваша идея сработала.
Водород - единственные такой флюид (как я поинмаю) где эта идея работает вообще (не знаю математику но догадываюьс почему). Но одноступенчатые пепелацы на орбиту без водорода не выйдут никогда по-любоому (хотя... никогда не говори "никогда"). И именно им, одноступенчатым, и нужен клин! Очень всё к месту!
Осталось  вникнуть в детали и посчитать!

[Vavanzer]

в первых 15-20 км. Дальше же .... мы уже не  висим (по-сути) в гравитационном поле.  Мы почти из него вырвались

Не понятно.

Мне не понятно одно, зачем городить страшные громоздкие конструкции в тыщщи тонн массой, когда скорости и высоты самолетные, и позволяют на атмосферном воздухе подниматься, да еще и на 1/20-1/10 тяги!
Если сложим оба фактора, получаем что можем сэкономить 50-кратно на массе!

Если те же крупнейшие сверхзвуковые бомбардировщики , заряженные всякой чепухой и заправляемые 1:1 по массе ради дальности, способны тащить 50 тонн полезной нагрузки)))
Сокращаем дальность до "прыжка" и возврата. Выкидываем всю военную "помойку" из них, делаем движки посильнее, балоон кислорода небольшой, для рывка в стратосфере... И получаем вполне себе норм систему.
Если ее масштабируем до максимально возможного предела, то проблема первой ступени решена полностью. Мож там метан еще в помошь или езе что нибудь!
  Самое веселое - вторая ступень. На участке "стратосфера- низкая опорная орбита". Ее максимально легкой и эффективной хотелось бы видеть))

Возможно даже садиться ей придется сделав виток-другой... Или варианты суборбитальные, для трехступенчатой системы

[Vavanzer]

Но в последнее время выявилось столько сволочей и среди как бы "интеллектуалов"...

"Да, я сволочь, зато породистая")))

Но одноступенчатые пепелацы на орбиту без водорода не выйдут никогда по-любоому (хотя... никогда не говори "никогда")

  А всяки там запуски списанных боевых ракет со спутниками, с подводных лодок и не только? Там вродь одна ступень. Или я ошибаюсь? Не помню уже, давно про них читал))
 
 А для тяжелых запусков 2 ступени возвращаемых самое то! Одна "тропосферная", другая в разреженной атмосфере, для межпланетного - третья, полный вакуум и спокойный  разгон (маломощный движок ради экономии массы).

[Rattus]

Комментарий модератора раздела

За повторную инициацию флуда в теме (п.3.1.д Правил Астрофорума) alex_semenov получает 40% предупреждений. За его развитие и +нарушение п.3.1.е Правил Астрофорума Streamflow получает 30% предупреждений, Алексей Николаевич - 60% и Vavanzer - 80% предупреждений. Сообщения, целиком состоящие из оффтопа удаляются - тема находится в процессе чистки.

[alex_semenov]

Я сделал первую грубую прикидку.



Значит так.
Ракета на старте, вожделенные M =6000 тонн.
Полная тяга ротирующего двигателя (без учётна наклона сопел) я заложил  F=5000 тс (49 000 000 Н)
Полная скорость истечения я предположил u=3400 м/с
(то что у земли скрость истечения ниже я здесь не учёл, но думаю, эта поправка сработает в итоге только на пользу концепции в сравнении с аналогичной простой ракетой).
То есть полезная мощность ракетной струи  W=F*u/2 = 83,3 ГВт
Тепловой кпд двигателя я заложил 0.75
То есть тепловая мощность двигателя  Q  =111 ГВт
Учитывая стехиометрическую (пока так) калорийность метан-кислородного топлива в q= 10,2 Мдж/кг я считаю секундный расход топлива (предполагая 100% сгорание) r = Q/q = 10 889 кг/с
Давление в камерах сгорания я предполагаю 350 атм. Тогда полезная мощность насоса (посчитав окислитель и горючее как однокомпонентное топливо с плотностью 0.8 т/м³) создающее избыток давления 1.1 над камерой сгорания 0,53 ГВт (нужная мощность = разность давлений в насосе / плотность *  секундный расход). Округлим до 0,6 ГВт - потребность для перекачки насоса (эта энергия, кстати, не пропадёт для ракеты даром, она потом превратится в тепло в камере сгорания и будут работать).

Теперь сам ротор.
К сожалению его пришлось увеличить с 20 метров до 23 (напомню, диаметр Сатурн-5 - 10 м, Н-1 по нижней юбке  13 метров)
Число оборотов, как я не пытался их снизить, пришлось всё же установить 14,3 Гц (858 об/м).
В итоге чтобы свести концы с концами (см ниже) линейная скорость на краю обода  u' = 1033,3 м/с  (3,13 Маха! КАРЛ!)
Только в этом случае я получил нужную мощность на оси вращения как r*(u')²/2 в 5,8 ГВт (зачем - ниже)
Тогда струя относительно оси ракеты не вращается и кпд реактивной турбины не отличим от 1.
Для этого сопла пришлось поставить под углом аж 17,7 градуса к оси вращения.
И проекция скорости истечения на ось ракеты упала до 0,953 от полной скорости истечения. То есть проекция скорости истечения на ось ракеты стала u'' =3239 м/с (и возникает мысль всё же сделать камеры сгорания поворотными в этом пределе угла, чтобы сохранить импульс в вакуме при падении нагрузки на ротор из-за прекращения поступления мощности на вентилятор)
Осевую тягу я посчитал грубо, умножив "паспортные" 49 000 00 Н на 0,953  получив 46 682 500 Н - это далее и считаем тягой собственно ЖРД.

(кликните для показа/скрытия)

Более корректный подсчёт из закона сохранения энергии надо так. Ротор отобрал 5,8 ГВт из полной  мощности ракетной струи  в 83,3 Гвт. Удвоенный остаток делим на осевую проекцию скорости  u'' и получаем тягу больше чем при упрощённом расчёте 47 843 600 Н )
Ну бог с ним!

И так, итоговая  мощность ротора при установившемся вращении составит 5,8 ГВт и это 0,0698  от полезной мощности ракетной струи.
Почему мне нужна была такая мощность ротора? Ниже.

Теперь считаем вентилятор (он же маховик противовращения ротору).
Я волюнтаристски решил, что вентилятор должен создавать 0,6 тяги от стартовой массы всей ракеты, то есть от 6000 тонн, то есь  m = 3600 тс.
По форуме "вертолёта" из того мятого листочка (разгладим формулу):



Плотность воздуха 1,275 кг/м³ В итоге я получил потребную мощность на вентилятор в 5 ГВт
В сумме 5 ГВт - вентилятор (он же маховик противовращени) + 0,6 ГВт  энергия, необходимая для работы центробежного топливного насоса и того у нас 5,6 ГВт потребная мощность ротора. Но выше я получил 5,8 ГВт (с запасом).

И так. Энергетика у нас сошлась. Ротор заработал, вентилятор закрутился в обратную сторону.
Что у нас с тягой ИТОГ?
Тяга у нас  46 682 500 Н -  чистая проекция ракетной струи на ось ракеты, это мы умнжаем еще на 1.1 (добавляем  минимум 10% эжекторного эффекта который у нас будет тут НЕИЗБЕЖНО в силу формы и конструкции) плюс тяга вентилятора. Итого 86 630 700 Н тяги. Это в 1,4733 раза больше стартовой массы 6000 тонн (это при том что вся тяга двигателя 5000 тс!). Приёмистая на старте ракета получается!

Ну что? Пробуем запускать? Недалеко. За бугор.
Первая ракета - всегда за бугор!
 
Первые 100 секунд полёта оценим и хватит. Строго по вертикали (хотя реальные ракеты будут лететь сразу с небольшим изгибом и на 100 секундах уже наклоняться от вертикали на градусов 3-5).
Я считаю упрощённо. Превышение тяги 1.47, это ускорение по прямой (за вычетом ускорения свободного падения) 4,6 м/с². Но это начальное ускорение. Мы же имеем секундрый расход топлива (выше) умножаем на 100 и получаем общее снижение массы. И для этого финального участка считаем ускорение (тяга делённая на уменьшенную массу). Так как ускорение меняется линейно берём среднее арифметическое концевых ускорений и умножаем на время. Получаем конечную скорость . Я получил 515 м/с   (1.72 Маха). То есть мы уже пробили звуковой барьер и даже прошли точку максимального скоросного напора. И теперь давление вокруг нас начнёт быстро падать (и наш вентилятор начнёт задыхаться без напора). То есть дальше - надо переключаться в другой режим работы (слегка поворачивая сопла, снижая мощность ротора).
Главный вопрос.
Сколько мы потратитли топлива?
1 088 889 кг.
А зачем это нам?
А вот зачем.
Я рядом (в таблице) запускаю такую же точно ракету но ОБЫЧНУЮ так же за бугор на примерно 100 с (до той же скорости). У нее та же тяга обычныж ЖРД 86 630 700 Н, (чуть ли ни в два раза больше чем у нас) та же стартовая масса 6000 т (то есть так же приёмистость) и та же скорость истечения 3400 м/с (без всяких синусов и косинусов как у нас). Тот же КПД в камере сгорания 0.75  и разумеется та же калорийность топлива что и у нас 10,2 МДж/кг (метан плюс кислород).
И?
Прежде всего, сколько она расходует? Посчитать легко. 19251 кг/с! Вау! Почти в два раза больше чем у нас! (наша 0,56 от этого!)
Да, но это не значит что мы можем умножить на 100 и получить экономию топлива за время полёта за бугор.
Простая ракета будет и легчать быстрее. То есть ускорение будет нарастать быстрее. Она наверняка достигнет той же скорости быстрее и на меньшей высоте. В общем надо и ее пускать так, как мы пускали свою. Считать начальное ускорение (оно таке же) конечное (оно больше) среднее и тогда..
В общем эта ракета у меня добралась до той же скорости что и моя на 8 секунд раньше. За 92 с.
И потратила (внимание! Ради чего и был весь расчёт) на 682 227 кг топлива больше.
Это 0,114 от стартовой массы 6 000 тонн или 11.4%
Вот, собственно и весь наш выигрышь.
Мало?
Достаточно?

Да, обеим ракетам (првым ступеням) еще лететь и лететь. Они отделятся где-то примерно на 2 км/с. То есть 500 м/с- это только четверть. Но там дальше они уже неотличимы друг от друга. Атмосфера вокруг них быстро редеет (они уже считай в вакууме) и летят они теперь как две ракеты с одинаковыми тяговыми возможностями. Да, вторая (которая классическая ракета) должна отключить часть своих двигателей потому что полегчала, а вот нашей ничего отключать не надо (она просто снизит мощность на роторе поворотом сопел с 17 градусов, скажем до 3). Ротор-вентилятор будет просто вращаться (в пустоте и это проблема вообще-то, хотя смазка у нас имеется в изобилии) создавая момент противовращение ротору-турбине (которая продолжает вращаться уже только чтобы качать топливо под давлением 350+ атм в камеры сгорания).
В общем.
Обе ракеты теперь похожи по характеристикам. Но у нашей + 11.7% массы в запасе. Почти 700 тонн мы сэкономили на взлёте.
Вот такие у нас игрушки получаются...
 

(кликните для показа/скрытия)

Да, я понимаю что тут не учтен тот факт, что наш турбовентилятор начав двигаться в плотых слоях атмосферы получил дополнительную тягу из-за скоростного напора. То есть экономия реально будет больше чем мы посчитали. На сколько? Это может показать более точная модель. Но не думаю что много. Ну может быть еще процент дав процента. В лучшем случае еще 5. Вряд ли больше

~10% - это очень похоже на честный выигрыш честной (то есть реально работающей) идеи... Хотя хотелось по-началу больше.  треть... Но больше - не педагогично! Спасибо и на том!
 
Мы же вот что должны не забывать.
Сам по себе роторный ЖРД  уже ценность. Главная его выгода не в этих 10 %. Главное - он должен быть по-идее неприхотливей чем классический ЖРД. И будучи установленным на первой ступени он должен превратить ее в тот же самый "самолёт" по надёжности и потребному межпусковому обслуживанию. В этом - главная задумка и ради этого веся игра.
А вентилятор-ротор-противовращения - это так, бонус. Но надо сказать, нехилый бонус, если всё верно!

Зы.
И еще.
Надо теперь посчитать пепилац меньшей массы. Есть подозрение что закон кубов и квадратов тут сработает при уменьшении размера и массы в плюс быстрей чем в минус (я потому сразу и считал большой, ибо боялся что именно у большого пепелаца ничего не сойдётся и не выйдет) 

[Mercury127]

потратила (внимание! Ради чего и был весь расчёт) на 682 227 кг топлива больше.
Это 0,114 от стартовой массы 6 000 тонн или 11.4%
Вот, собственно и весь наш выигрышь.
Мало?

Мало. Неимоверное усложнение конструкции (сверхзвуковой несущий винт десятиметрового радиуса) непонятно ради чего...

[alex_semenov]

Неимоверное усложнение конструкции

Вы уверены что констуркция усложнена?
Мы что, на уже имеющуюся сложность наложили сложность новую?
Вы - как дети!
Честное слово.
Если вы видите гладкую ракету, вы думаете что она там внтутри ПРОСТАЯ?
А увидели с выступами, киндибобирами, закорлючками, сразу стала сложной?
Детский сад!

Я утверждаю (как и группа инженеров NASA, задумывавших ROTON) что роторный ЖРД по-идее будет ПРОЩЕ чем классический ЖРД закрытого цикла (тем более что их потребуется для 6000 т ракеты целая связка!)
Ну скажите, это  простота?



Даже снаружи это не выглядит уже просто. А если заглянуть внутрь?

(кликните для показа/скрытия)

А ведь главного глазом - не увидешь!
Явно избыточное давление в ~600 атм при давлении в камере сгорания ~ 300 атм.
Я сам готов поклясться в любви к ЖРД закрытого цикла как к вершине технологии.
Но то что их получится довести по НЕПРИХОТЛИВОСТИ и РЕСУРСУ эксплуатации до авиационных ТРД... как-то не сильно в это верю.
Да, может быть и доведут.
Доведут? Отлично!
А как не доведут? А как упрутся в пределы?(мало ли препятствий прикладная наука да и не только прикладная открыла за последние 70 лет? Одни препятствия, собака, и открывала по-сути!)
ЖРД типа "Раптор" уже существуют благодаря некой "магии" материалов. Не только инженерной смекалке. А что бы повысить их надёжность и живучесть вам нужны еще более "магические" материалы. А они в природе есть? Возможны?

[-Asket-]

сильно смущает цифра 20 м³ - одна частица

Быховский, А. В., Малахов, С. Г. Проблема горячих частиц в атмосферном воздухе (Обзор литературы) (Гигиена и санитария, №7, 1965)
Малахов, С. Г., Махонько, К. П. Горячие аэрозольные частицы в атмосфере (Обзор литературы) (Атомная энергия, вып. 3, 1963)

[Mercury127]

Ну скажите, это  простота?

ЭТО состоит из десятков одинаковых и взаимозаменяемых частей. По своему - да, это простота.
Ваша конструкция ДОБАВЛЯЕТ к ней ещё и свою, крупномасштабную, единичную, ненадежную и неремонтопригодную, но критически важную часть.
Добавляет. Не заменяет. Ради чего?

[alex_semenov]

ЭТО состоит из десятков одинаковых и взаимозаменяемых частей. По своему - да, это простота.
Ваша конструкция ДОБАВЛЯЕТ к ней ещё и свою, крупномасштабную, единичную, ненадежную и неремонтопригодную, но критически важную часть.
Добавляет. Не заменяет.

К чему она добавляет? 90% сложности ЖРД - это ТНА, газогенераторы и вся эта трубопроводная обвязка!
33 двигателя - 33 отдельных ТНА-систем!
В случае колеса, пусть там будет 360 камер сгорания, они все - просто камеры сгорания. А насосом ТНА служит само центробежное колесо. Всё настолько примитивно-просто, что я даже допускаю некоторое усложнение (поставить на большую группу камер сгорания своеобразные выравниватели давления окислителя и топлива, есть уже ноу-хау но не стану дразнить гусей). Но если проблему разного давления компонентов решить простым дросселированием избыточного давления, то схема роторного ЖРД выглядит совсем примитивной в сравнении даже в ЖРД открытого типа!
Проще только ЖРД вытестнительного типа. И то не факт.

У меня даже мелькнула шальная мысль. Помните фильм "Первые на Луне"?



Ясно что с тем уровнем технологий ничего подобного быть не могло.
Но всегда возникает шальная мысль, а вдруг?
А вдруг была лазейка?
Так вот. Роторный ЖРД очень близок к такой "лазейке".



Конечно на коленку из сталь-45 и его не сделать, не склепать не сварить.
Там надо пробиться через ряд (но вполне себе преодолимых) проблем (притом таких, которые надо решать на стендах, то есть щупать руками).
Например, я подозреваю что форма камеры сгорания и сопла, входные каналы тут будут в итоге изменены до НЕУЗНАВАЕМОСТИ.
Но ещё раз.
Концепция прежде всего подкупает своей гидро-термодинамической простотой и эффективностью, то есть отсутствии избыточного давления (как в закрытом цикле). Да, расплата за это - видимая (всякому дураку недоделанная работа) чудовищна механика.  Это стазу отпугивает.
Почему?
Потому что дурак не видит какие сложности и какие пределы напряжены в привычном для него классическом ЖРД закрытого типа. Расплата за что - недолговечность, низкий ресурс работы в таком напряжении.

Ради чего?

"Папа! Де морэ?!" (с)
 

[alex_semenov]

сильно смущает цифра 20 м³ - одна частица

Быховский, А. В., Малахов, С. Г. Проблема горячих частиц в атмосферном воздухе (Обзор литературы) (Гигиена и санитария, №7, 1965)
Малахов, С. Г., Махонько, К. П. Горячие аэрозольные частицы в атмосфере (Обзор литературы) (Атомная энергия, вып. 3, 1963)

Так вы бы сказали бы уже, шо, таки одна частица на 20 м³?
Я уже одну работу посмотрел... нашёл таблицу.
Да... кто в лес кто по дрова...
Что-то у меня мало доверия этим ИСТОЧНИКАМ...
Но всё равно надо читать. Спасибо.
Хочешь кататься (на взрыволёте?) умей и саночки таскать (в радиоактивных частицах разбираться не хуже профессионалов).

[Александр Овчар]

А что бы повысить их надёжность и живучесть вам нужны еще более "магические" материалы. А они в природе есть? Возможны?

Тут даже с таблицей

https://onlinelibrary.wiley.com/doi/pdf/10.1002/adma.202306513
отсюда - https://onlinelibrary.wiley.com/doi/10.1002/adma.202306513
популярно https://www.securitylab.ru/news/543350.php

На протяжении десятилетий механические резонаторы с высокой чувствительностью создавались с использованием тонкопленочных материалов, подвергающихся высоким растягивающим нагрузкам. Хотя были достигнуты значительные успехи в создании механических датчиков с низким рассеиванием энергии за счет использования высоких растягивающих напряжений, эффективность даже самой лучшей стратегии ограничена прочностью на разрыв материалов резонатора. В этом исследовании обнаружена тонкая аморфная пленка размером с пластину, которая имеет самый высокий предел прочности на разрыв, когда-либо измеренный для наноструктурированного аморфного материала. Этот материал из карбида кремния (SiC) демонстрирует предел прочности на разрыв более 10 ГПа, достигая режима, свойственного прочным кристаллическим материалам, и приближаясь к уровням, экспериментально показанным в графеновых нанолентах. Изготавливаются струны из аморфного SiC с высоким соотношением сторон, механические моды которых превышают добротность 10 8 при комнатной температуре, что является самым высоким значением, достигнутым среди резонаторов SiC. Эти характеристики были достоверно продемонстрированы после характеристики механических свойств тонкой пленки с использованием резонансного поведения отдельно стоящих резонаторов. Этот прочный тонкопленочный материал имеет значительный потенциал для применения в наномеханических датчиках, солнечных элементах, биологических приложениях, освоении космоса и других областях, требующих прочности и стабильности в динамических средах. Результаты этого исследования открывают новые возможности для использования аморфных тонкопленочных материалов в высокопроизводительных приложениях

Это конечно для нанопленок, но вот заход с другой стороны

Сверхтяжелые элементы и сверхплотная материя
https://link.springer.com/article/10.1140/epjp/s13360-023-04454-8

Чтобы охарактеризовать массовую плотность сверхтяжелых элементов, мы численно решаем релятивистскую модель атома Томаса–Ферми. Чтобы получить диапазон массовых плотностей сверхтяжелой материи, эта модель дополняется оценкой количества электронов, общих между отдельными атомами. Основываясь на наших вычислениях, мы ожидаем, что элементы на острове ядерной стабильности около Z=164
 будут находиться в диапазоне массовой плотности 36,0–68,4 г/см

Теоретический предел прочности для Fe  = 59 ГПа. В теме графена уже обсуждаются материалы с пределом (на растяжение) на уровне 80 ГПа. Нанопленки дело тонкое, представьте себе машину для изготовления сверхпрочных нитей/пленок на основе некого ротора, что как выше описанный пепелац, вращается со сверхзвуковой скоростью, в сверхзвуковом потоке неких нано_штучек, что со скоростью на уровне 1-й космической осаждаются (напылением/имплозией/что то еще) на подложку.

Это как некий ЖРД с УИ 3500 м/с, но вся реактивная масса - как поток неких нано_частиц или что то иное, но вся эта быстрая масса в потоке создана для осаждения на подложку, толстых и сверхпрочных покрытий.

Вы хотите космический двигатель с высоким УИ ? Положите старый ЖРД на бок и используйте его мощность (ХХ ГВт) для создания технологии изготовления сверхпрочных материалов.

Возможно это позволит поднять давление в камере сгорания до  сотни тысяч атмосфер, за основу. А может быть так, что сверхпрочные материалы позволят изготовить некие микро_ЖРД, например, 10 000 шт на одну ракету. 
Воображение рисует несущий корпус ракеты, что изготовлен (как чешуя  рыбы) из множества лепестков, где каждый лепесток создает реактивную тягу.  Здесь термин надежность (главный враг больших ракет типа Н-1), за счет ТРИЗовского перехода на микроуровень (микро_ЖРД), устремляется в пределе к абсолютному, 100% значению

[Инопланетянин]

сверхзвуковой несущий винт десятиметрового радиуса

Ну вертолётный винт краями тоже на сверхзвук выходит.

Добавляет. Не заменяет. Ради чего?

Так заменяет же. ТАН - Топливный Агрегат Насосный (Семёнов, правильно всё же ТНА - топливно-насосный агрегат, понимаю, что не так мелодично).

В общем эта ракета у меня добралась до той же скорости что и моя на 8 секунд раньше. За 92 с.
И потратила (внимание! Ради чего и был весь расчёт) на 682 227 кг топлива больше.
Это 0,114 от стартовой массы 6 000 тонн или 11.4%
Вот, собственно и весь наш выигрышь.

А многоразовость? Двигатели и бак стоят дороже топлива и тут они возвращаются. Ведь возвращаются же? Значит выигрыш гораздо значительнее.

[Mercury127]

Ну вертолётный винт краями тоже на сверхзвук выходит.

выходит. и самолётный - тоже. но не на три маха с гаком. догадайтесь, почему?

[alex_semenov]

Возможно это позволит поднять давление в камере сгорания до  сотни тысяч атмосфер, за основу.

Флаг вам красный в руки!

На самом деле в СССР под крылом у Келдыша работал такой мало кому известный гений как Иевлев.
Работал более 20 лет (до смерти). Пережил шефа Келдыша... Огромный институт занимался... а чем они там занимались? Названия умные...
Но они шли планомерно хорошо соединяя теорию с экспериментом к... газофазному ЯДР.


Отот лысенький "мальчик" в очках. Среди мЭтров...

Зная что проблема - не кремень, а корунд, они (с Келдышем) ее планомерно и издалека облажили... создали мощную эксперементальную базу. Открыли массу эффектов, уникальным материалов! То есть ноу-хау...
Шли-шли... и не дошли.
Есть подозрение что какие-то из их промежуточных открытий и лежит в основе путинского "Авангарда".
Так вот.
В этой НЕСБЫТОЧНОЙ мечте давление предполагалось... 1000 атм. "Всего"...

[alex_semenov]

Ну вертолётный винт краями тоже на сверхзвук выходит.

выходит. и самолётный - тоже. но не на три маха с гаком. догадайтесь, почему?

А почему? Просветите нас, наивных пастухов несведущих (у которых и кончик хлыста на сверхзвук выхдит)!

http://www.youtube.com/watch?v=YNKPIOelTgA#&t

Кстати а авиационная турбина радиусом ну хотя бы 0.25 м и с частотой оборотов 30 000 об/мин, какую скорость на краях имеет?
Сколько махов?

[Александр Овчар]

В этой НЕСБЫТОЧНОЙ мечте давление предполагалось... 1000 атм. "Всего"...

Так это когда было? 50 лет назад? На заре? Вы спрашивали про сверхпрочные материалы, пожалуйста - распишитесь. Еще есть тугоплавкие, с предельно низкой теплопроводностью, на Буране показывали плитки, что можно держать руками с тыльной стороны, когда  лицевая сторона раскалена до околосолнечных тысяч Кельвинов.

Короче - ракетам нужны супер_материалы? Используйте мощности и скорости ракетных моторов для отливки самих ракет. Это будет славная металлургия, достойная отражения в летописях.

Заглавии статьи в вике близкого будущего - Как закалялась ракета!

[Александр Овчар]

Заглавии статьи в вике близкого будущего - Как закалялась ракета!

Махнем пару строк? Берете ракетный насос и качаете хладо_крио_агент. Напомните известные ТНА ТТХ , в тыс_литров в секунду. Качаете через ротор, для охлаждения оного. А ротор в быстрый поток, создан другим ТНА.  На выходе получите километры сверхпрочных в кол-ве  достаточном, что бы обмотать Земной шар вдоль и поперек.