Гигантские ЖРД ракеты. Возможны или нет?

[Karagy]

Т.е. никого не смущает статический потолок для вертолетов 4 км?

[alex_semenov]

При скорости ракеты 100 м/с тяга упадёт до 710 тонн

Вы задрали меня не слышать (я вас слышу и поправляю себя, а вы - нет). Вы слышите что я вам говорю про ВОЗДУХОЗАБОРНИК?
Зачем вентиляторы закатывают в КОЛЬЦА?
Задумывались?
И почему турбовентиляторы летают БЫСТРЕЙ чем просто винты?



Хай-байпасс (- это по-сути винт в кольце (турбовентилятор с высокой степенью двухконтурности).
Как он ухитряется обойти просто вентилятор (см. график)?
Вот ваша формула именно для вентилятора (без входного диффузора).



Насколько я понимаю, турбовентилятор (с дозвуковым диффузором) позволяет  очень условно считать скорость полёта v_p  нулеовй, но зато плотность перед вентилятором, благодаря именно диффузору - возрастает.



Вы задумывались как тот же Су-27 или F-16  имея двухконтурный двигатель (имея в двжигаеле вентилятор по-сути, лоу байпасс) ухитряется летать на сверхзвуке? Или хотя бы очень резвый дозвуковой Харриер летающий быстрей 1000 км/час (у него вентилятор очень хорошо виден):




Потому что перед вентилятором у него стоит диффузор, входное устройство который тормозит набегающий поток (дозвуковой или звуковой) до "неподвижного", но  превращает это в повышенную плотность воздуха.

Т.е. никого не смущает статический потолок для вертолетов 4 км?

Еще один такой же!

Вопрос кому? Мне? А может к самому себе?
 
Статический поторок - да. Плотность вздуха падает. Но у нас чуть-чуть другая система. Плотность падает, но напор в заборнике- возрастает со скорстью ракеты (скоростной напор растёт и растёт). То есть пока за бортом плотность падает, у нас перед вентелятором плотность растёт (загребаемый воздух оказывается в ловушке, тормозится и уплотняется). И расти она будет вплоть до скорости звука. А дальше поступление воздуха нам тупо (как мне на примере пулей уже даже наглядно показали) обрежет. И... вентилятор оказался в пустоте. Всё высосал.

Но к этому моменту наберёт силу другой уже механизм и теперь он будет повышать удельный импульс тяговой системы пока за бортом окончательно не кончится воздух (это будет у ракеты до достижения 5 махов - точно).

Еще раз предлагаю изучить гениальность бакардийской ракетостроительной мысли (я сам от них не ожидал такого):

[alex_semenov]

Угол наклона лопасти винта 5* (взял у вертолёта Ми8) cot 11,43 значит линейная скорость лопасти должна быть 2 457 м/с. (Тут я не знаю как считать дальше, ведь скорость участка лопасти зависит от радиуса. Ближе к оси скорость меньше, у края больше.) Остановимся на 2,5 км/с.

И всё-таки, почему угол наклона лопасти должен быть таким маленьким?
Ясно что  на концах вентилятора (так как скорость там больше) угол надо делать меньше. А ближе к центру - наклон больше. Центральная часть имеет линейную скорость в (R₁/R₂)² меньше. Пусть втулка 2 м радиусом (и ее площадь надо исключить из площади вентилятора, но это будет небольшая поправка), а конец вентилятора радиус 10 м. 5 раз разница диаметра, значит разница в линейной скорости части лопасти в 25 раз.
Ну вот из этого и надо, видимо, считать средний угол наклона лопасти.
Логично?
Хотя что мы должны считать "средним"? Это не середина радиуса. Средним по площади. Гм...
Хотя, нафик нам средний вообще?
Так я и теорию винтов "изобрету" (сто лет не надо было!).

Но 5 градусов взятых вами на конце, это вряд ли имеет смысл. Вертолёт тут не показатель. Надо смотреть турбовентиляторы. Я бы конечно взял бы 45 градусов (котангенс 1), но вряд ли такое счастье. Но градусов 10-15? Надо прикидывать.
Котангенс 15 градусов это 3,7
Котангенс 10 градусов это 5,6
Если брать поток за вентилятором как вы взяли  215 м/с, то скорость лопасти под углом 10 градусов  1219 м/с.
Кстати, если у втулки угол лопасти допустим до 78 градусов, то разница в скоростях (у втулки и на конце) будет по сути искомые 25, примерно 24,5 и ведь смотрите, где-то так это и есть:



Видите под каким огромным углом лопасть вентилятора у втулки? То есть всё-таки я могу угол взять в два раза больший и это на концах лопастей уже не гиперзвук а всего лишь сверхзвук. Уже не такая и фантастика...


Правда приводную турбину мне тогда придётся вращать еще медленней и это - вопрос... сойдутся ли ТОГДА все показатели... Выйду ли я на уже как бы и полученные 10%! Очень не хочется терять эту экономию...

Еще вопрос. А что с МАССОЙ такого привода? Ну воздухозаборники там... это всё пустотелости. Компазиты там можно... В общем это всё не проблема. Что с массой двигателя? Мы знаем какая масса двигателей была у Сатурна-5 на первой ступени. Один F-1 весил 9.115 т, пять штук 45,5 тонны. Это для 3000 тонной ракеты. Значит для 6000 тонной ракеты масса двигателя должна быть не выше 90 тонны. Ну еще был крепёж. В общем наш предел массы - 95 тонн - масса турбины вентилятора и опорного подшипника (это всё - двигатель). Опорный подшипник я уже прикидывал. Это 14-7 тонн (скорей 8-10 тонн).
Гм, а остальное?...

Я что еще хочу сказать. Сам факт что ракета гиростабилизирована по вертикали как бы делает ненужным тонкое управление ее полётом (все эти тангаж, рысканье, да и креном управлять имея два маховика вращающихся в разные стороны просто). А если еще выхлоп кольца чуть-чуть направить наружу под углом 1 градус (не более, что очень хорошо скажется и прочности "башни"), ну как китайцы у своих ракет...



.... то мы можем получить  абсолютно устойчивую в полёте систему. Ну центр давления (приложения сил от ракетного двигателя) будет явно выше центра тяжести ракеты (даже заправленной).
Ну типа...


То есть, нашей ракете, боюсь, даже не понадобится сложная система стабилизации как у обычных ракет.

Я напомню, что основатель теоретической космонавтики очень беспокоила стабилизация ракеты в пространстве. И он даже изобретал нечто для этого:

Это он не пьяный рисовал. Это так закручено во всех плоскостях для того что бы движение газа стабилизировало ракету...
Хитро?
Так вот. Роторный ЖРД это же по-сути решение этой проблемы! Почему в 30х никто не развил эту идею? Я видел прожект ракеты с гиродином, но объеденить гиродин с ЖРД никто не додумался! А как додумались бы? Может тогда бы и полетели на Луну в 30х (шутка)?

[Фантазер]

Алекс ваши фантазии утопичны. Всё дело в том,что ваш диффузор и вентилятор расположены не Впереди,а Сзади РН в её аэродинамической тени,а посему с увеличением скорости;А. Увеличивается отклонение газов корпусом РН входное давление падает.Б. Уменьшается отклонение в самом диффузоре,уменьшается давление в центре вентилятора  и вместо увеличения тяги ,получаем её падение.
   Переход количества в качество.Кроме того ,вы забыли закон куба\квадрата,масса при увеличении размера вдвое ,увеличивается в 8 раз,площадь в 4 раза.Именно поэтому я и говорил,что вентилятор может прокатить для РН лёгкого  и мб среднего класса и если ТВД будет в "носу ракеты.

[alex_semenov]

Еще раз. Никакой закон кубов и квадратов я не забыл.
Потому я и играюсь здесь с МАКСИМАЛЬНО большой ракетой. Если тут получится всё срастить, то ракеты поменьше получатся тем более.
При этом я не безумец и не взял в качестве максимально большой ГИПЕРТЯЖ (на 500-1000 т п.н). А  леплю "всего лишь" ракету на ~200 т полезной нагрузки...

Про аэродинамические тени  и т.д. Это всё бла-бла-бла... Вы великий аэродинамик? Диссертация у вас о чем?

В СССР (да и во всём мире) когда-то летали такие очень реактивные самолёты...



Я на таком летал пассажиром. И? Чудо чудное! Все двигатели - сзади! Ну надо же!!!

Какая нафик разница, где у самолёта винт?


Вот, кстати, пассажирский самолёт с идеальной аэродинамикой.



Разработан специально что бы максимально экономить топливо.
Летающее яйцо.
Крылатую ракету чем-то  напоминает.
Нет?

[petrovich1964]

Потому что перед вентилятором у него стоит диффузор, входное устройство который тормозит набегающий поток (дозвуковой или звуковой) до "неподвижного", но  превращает это в повышенную плотность воздуха.

Мне кажется что Вы меня не слышите тоже.

Если мы захватываем воздух, то теряем импульс, чтобы получить прибавку импульса ракеты воздух надо выбрасывать со скоростью выше чем захватили. Не так ли?

Но 5 градусов взятых вами на конце, это вряд ли имеет смысл.

Возьмём угол установки лопасти 30 градусов. cot = 1,732
 при старте скорость выхода 430 м/с, R=10, тяга 3600 тонн, средняя линейная скорость лопасти 745 м/с.
но поскольку скорость участка лопасти зависит от радиуса то у меня приблизительно получилось что для тяги в 3600 тонн (на старте) нужна линейная скорость на краю вентилятора 990 м/с. (я считал тягу по кольцам вентилятора с шагом в один метр)
ps
Но этот расчёт на массу воздуха в 1,225 кг на куб. Плотность воздуха падает, скорость ракеты растёт, и надо будет увеличивать скорость вращения вентилятора.
pps
 и вот что противно, за ракетой воздух разреженный, и без заборника не обойтись (?), а это приводит к тому, что чем выше скорость ракеты (скорость набегающего воздуха) то тем выше нужна скорость воздуха на выходе. (про импульс написал выше)
ppps
К сожалению в этом калькуляторе не учитывается шаг винта, взят какой то (какой?) средний. Увеличение угла установки лопасти увеличивает тягу (и требует увеличение мощности), но при большом угле будет просто перемешивать воздух. Я плохо понимаю работу винта. Например куда отбрасывается воздух при увеличении угла установки по прежнему перпендикулярно плоскости вращения или под углом? (а это уже уменьшение импульса вверх, не так ли? но почему тогда пишут что тяга растёт?)

[alex_semenov]

Потому что перед вентилятором у него стоит диффузор, входное устройство который тормозит набегающий поток (дозвуковой или звуковой) до "неподвижного", но  превращает это в повышенную плотность воздуха.

Мне кажется что Вы меня не слышите тоже.

Если мы захватываем воздух, то теряем импульс, чтобы получить прибавку импульса ракеты воздух надо выбрасывать со скоростью выше чем захватили. Не так ли?

Да, теперь я и эту мысль услышал. Всё верно. У вас же было два возражения. Первое - нужно вращать вентилятор СЛИШКОМ быстро и чем выше скорость, тем быстрей. Я с этим бросился спорить. Если у вас голый винт - то надо. А если у вас кольцо с диффузором, то вам не надо вращать вентилятор быстрей с ростом скорости полёта, скорость отбрасывания сохраниться. НО! Тяга, да, упадёт что с голым винтом что с кольцом-диффузором. Эту вторую мысль, да я пропустил. Действительно итоговая тяга считается так (нафик нам чужой калькулятор, если у нас формула есть):



Я выше забыл на 2 разделить. Тяга F при плотности воздуха ро. v_e - скорость истечения, v_f - скорость набегания потока. И диффузор тут не поможет. Абсолютно согласен. Тяга со скоростью будет падать (и расти ЭФФЕКТИВНОСТЬ двигателя) что у пропеллера что у вентилятора (ТРД с большим коэффициентом двухконтурности).



Потребляемая мощность:



Она с ростом скорости, разумеется, тоже будет падать. И когда скрость полёта почти сравняется со скоростью истечения, мы получим минимальную тягу и минимальную потребляемую мощность. КПД движителя будет при этом близок к идеальному. И для самолёта это - здорово. Он летит высоко (минимум сопротивления воздуха) и далеко (тяга должна равняться сопротивлению) с постоянной крейсерской скоростью. На взлёте (при 0 скорости) тяга отличная, в полёте она минимальная, только поддерживать скорость полёта (и экономить топливо). Обычно это 800 км/ч или 220 -240 м/с. То есть скорость истечения из вентилятора и должна быть примерно такой ну 250 м/с - максимум.
При этом вентилятор не должен вращаться быстрей при увеличении скорости.
Ибо у него есть дозвуковой диффузор, который "останавливает" набегающий воздух и превращает его в некое "статическое давление" для вращающихся лопастей. Всё - на дозвуке.
С самолётом разобрались.
Но наш случай хуже. Да, с ростом скорости ракеты наша тяга от вентилятора будет падать.
Если на старте мы отбрасываем вентилятором радиусом R=10 м воздух со скоростью 250 м/с (я взял чуть больше чем вы), то имеем от него 1 250 тс (я уже не рассчитываю на 3 600 тс, я тут губу закатал). Мы только компенсируем недостаток тяги ЖРД (они ~4 800 тонн). Плюс эжекторный эффект. Он будет однозначно добавлять к ЖРД где-то 10% (на старте разумеется, когда ракета станет на ракетный хвост "в полный рост").
Потребляемая вентилятором мощность, кстати, составит 1 ГВт (не 5+ как я насчитал для 3 600 тс).И это хорошо (почему - как нибудь отдельно).
Но по мере ускорения, да, вклад вентилятора в тягу ракеты будет падать.
На 100 м/с  тяга еще будет 1000 тс. Но на 200 м/с уже упадёт до 450 тс.
Что интересно. Перед самым звуком 300 м/с (хотя надо уточнять высоту и корректировать скорость звука) вентилятор реально будет тормозить...
Уже с 250 м/с скорости.
Я считаю плотность постоянной. Но на самом деле она будет нарастать. Да за бортом плотность падает (по бараметрическому закону) но дозвуковой диффузор будет этот разряженный воздух сжимать и есть подозрение что на лопатках вентилятора будет его статическое давление только нарастать. Но тяга, да, всё равное будет падать и при скорости >250 м/с получится отрицательной. И это не дело. Это надо прекращать. Надо либо закрывать окна дозвукового заборника (что мне не нравится). Или правильно подобрать скорость потока с вентилятора так что бы как раз звуковой барьер на высоте, где ракета достингет звукового барьера, скорость звука составляла эту скорость истечения. Тогда с падением тяги вентилятора в 0, у нас автоматом (хлопком сверхзвукового барьера) "закрывается" дозвуковой диффузор и во всю начинает работать сверхзвуковой. Никакие боковые окна закрывать не придётся. Они сами закроются (о чем мне тут тоже в ухо накричал Mercury127, надо человеку плюс поставить за этот его вклад)
Да, еще у нас пропадёт эжекторый эффект с переходом через звуку.

Ясно, что падение тяги вентилятора надо компенсировать чем-то. И ясно чем - прямоточкой. Часть набегающего потока надо разбавлять с выхлопом ЖРД. Там скорость истечения более чем достаточная. И чем больше мы будем разбавлять выхлоп ротора ЖРД воздухом, тем больше мы получим тягу (осталось научиться это считать).

Но 5 градусов взятых вами на конце, это вряд ли имеет смысл.

Возьмём угол установки лопасти 30 градусов. cot = 1,732
 при старте скорость выхода 430 м/с, R=10, тяга 3600 тонн, средняя линейная скорость лопасти 745 м/с.
но поскольку скорость участка лопасти зависит от радиуса то у меня приблизительно получилось что для тяги в 3600 тонн (на старте) нужна линейная скорость на краю вентилятора 990 м/с. (я считал тягу по кольцам вентилятора с шагом в один метр)

У вас  как-то даже круто получилось. Хотя да 430 м/с скорость выхода. Вентилятор такое даст? Это же сверхзвук! Более 300 м/с вряд ли возможно.

ps
Но этот расчёт на массу воздуха в 1,225 кг на куб. Плотность воздуха падает, скорость ракеты растёт, и надо будет увеличивать скорость вращения вентилятора.

Еще раз. НЕТ НЕ НАДО! Мы точно знаем что СКОРОСТНОЙ НАПОР на лоб любой ракеты по мере выхода той на орбиту по оптимальной траектории ТОЛЬКО РАСТЁТ (слышите меня?) Давление сопротивления воздуха на ракету только возрастает до высоты 15-20 км и скорости ракеты в 1.2-1.4 маха!

pps
 и вот что противно, за ракетой воздух разреженный, и без заборника не обойтись (?), а это приводит к тому, что чем выше скорость ракеты (скорость набегающего воздуха) то тем выше нужна скорость воздуха на выходе. (про импульс написал выше)

Уже не надо. Я всё понял.

ppps
К сожалению в этом калькуляторе не учитывается шаг винта, взят какой то (какой?) средний. Увеличение угла установки лопасти увеличивает тягу (и требует увеличение мощности), но при большом угле будет просто перемешивать воздух. Я плохо понимаю работу винта. Например куда отбрасывается воздух при увеличении угла установки по прежнему перпендикулярно плоскости вращения или под углом? (а это уже уменьшение импульса вверх, не так ли? но почему тогда пишут что тяга растёт?)

Так к чёрту этот калькулятор! Всё что нужно было мы у него взяли.
Да, я согласен. Тяга вентилятора будет только падать. И что бы хотя бы сохранить тягу надо еще третий контур (а с эжекторным эффектом аж 4!)
Вам за конструктивную  помощь в карму плюс. Я бы дал два плюса (за проблему с углом лопаток и за то что тяга - неизбежно разность скоростей набегания и истечения, это же ВРД, то есть по-звездолётному "прямоточка") но больше за один раз нельзя.
 

Кстати, про лопатки вентилятора. Посмотрите внимательно на это фото (можно княпнуть и увеличить)

Как они там заковыристо завёрнуты (винтом!) у самого основания. Видите? Харриер как раз ближе всего к этой идее.
И вот еще как хитро закручен вентилятор (тоже можно увеличить):

То есть мы можем бороться за отбрасываемый поток  меняя не только угол с радиусом но и ширину лопасти, форму и даже стреловидность лопасти.

[alex_semenov]

Газета "Бакардийская правда"

Новости бакардийской космонавтики.

Как мы знаем, добрые жители королевства Бакардия лишены такого "счастья" как "выборная демократия", которая на самом деле просто плутократия шайки торгашей и мерзавцев, которым плохо когда кому-то другому хорошо.
На днях так называемый парламент всем известной и до чертиков осточертевшей страны, которую даже не хочется называть тут, вдруг озаботился судьбой  степных собачек в исконно нашем графстве Петрычерты.
Сие графство является самыми северными (то есть наиболее близкими к экватору) землями славной Бакадии и спокон веков было пустошью, где очень изредка пастухи выпасали овец. Пустошь настолько бедная, что даже не удосужилась статуса заповедника. Недавно, здесь началось строительство центрального бакардийского испытательно-стартового космодрома, который предполагает четыре круглые площадки диаметром  в километр каждая.
Так как любая из площадок будет использоваться не только для старта но и для вертолётной посадки возвращающихся  из космоса ступеней, они будут тщательно выровнены и покрыты бетонными плитами. Земляные и строительные работы уже начались. Это будет самая обширная по площади часть полигона, так как комплекс хранения, подготовки и заправки топливом всех ракет будет один единственный на все четыре площадки в центре между ними. Таким образом отчуждается всего несколько квадратных километров бросовой, дикой природы.
Почему же упомянутые выше плутократы так взбеленились и озаботились судьбой не принадлежащей им земли славной Бакардии?  Откуда такой всплеск лицемерной экологической озабоченности? Понять не сложно.
Когда королевство Бакардия только заявила миру о своих космических планах отправиться на Луну и Марс, все смеялись. В первую очередь господа из того самого парламента той самой страны. Но по мере продвижения нашей славной космической программы, смех перерос в опасения, что у нас что-то может получится ибо блеск нашей бакардийской инженерной мысли всё больше и больше заставляет задуматься недоброжелателей, мол, а так ли всё выглядит смешно?

[Александр Овчар]

Чтобы вертолетная ракета полетела, ее надо сначала испытать. В аэродинамической трубе. Упс, представьте себе трубу для Н-1 и вертолетик сбоку.

[библиограф]

Шаттл продували в аэродинамической трубе, Буран - тоже.

[Корпускуляр]

Но продольные колебания остаются проблемой. Чем больше ракета, тем больше проблем с этим. На это упирает Солонин. И значит больше "Сатурна-5" построить ракету уже нельзя. То есть многочисленные прожекты еще больших ракет (и прожект Маска в их числе) - это всё несбыточные на самом деле прожеткы? ЖРД-ракета большей чем лунная быть не может. Точка?

Нет, не точка. Выход - армированный алюминий. Армированный графеном. Если в алюминий добавить всего пару десятых процента графена, алюминий приобретает прочность конструкционной стали при той же самой плотности. Значит, сможет более успешно сопротивляться любым колебаниям. Сегодня многие могут производить графен в небольших количествах для лабораторных исследований. Но производство небольшого количества оборачивается высокой ценой. А производство большого количества дешевого графена освоила всего одна фирма. Какая-то российская фирма в Новосибирске.

[Александр Овчар]

Шаттл продували в аэродинамической трубе, Буран - тоже.

Просто мысль, что тут продувка нужна с работающими моторами на полной мощности , если хотеть больше тяг за счет присоединенных воздушных масс.

[alex_semenov]

Шаттл продували в аэродинамической трубе, Буран - тоже.

Просто мысль, что тут продувка нужна с работающими моторами на полной мощности , если хотеть больше тяг за счет присоединенных воздушных масс.

Я думаю что самый пик проблем бакардийской космонавтики будет во время отработки работы роторного ЖРД. То есть на стенде. Система настолько принципиально новая, что тут будет масса всяких затыков. И даже я (по идее фанатично верящий в роторный ЖРД) не уверен что они пройдут через эти стендовые испытания.
Что касается ВРД, тут особо нечего испытывать. Работа компрессоров всех видов (то есть до и сверхзвуковых диффузоров и крыльчаток) идеально предсказуема. Как впрочем и работа (эффективность) всякого рода газовых турбин (плохо предсказуемо поведение материала лопаток под нагрузкой и температурой).
Самый непредсказуемый процесс - в камере сгорания. Что в ВРД что в ЖРД. И процесс плохо масштабируется (полученное на мальенькой модели не переносится на большие). Поэтому столько мучаются с лётной отработкой ПВРД. Именно с горением. В нашем случае, если мы просто собираемся смешивать уже сгоревший в камерах ЖРД горячий выхлоп (условно "внутренний контур") с сжатым в диффузоре потоком забортной массы (воздухом) всё, думаю будет проще. Хотя как мне сейчас это прикинуть "на пальцах" - ума не приложу.
Как хорошо-плохо смешиваются два потока? Выхлоп ЖРД и воздух, обтекающий его (пусть сжатый в 37 раз в сверхзвуковом диффузоре)?

[petrovich1964]

Вентилятор такое даст? Это же сверхзвук! Более 300 м/с вряд ли возможно.

Есть закон природы запрещающий газу двигаться быстрее скорости звука? Лопасть же не от звуковой волны отталкивается.
ps

мы просто собираемся смешивать уже сгоревший в камерах ЖРД горячий выхлоп (условно "внутренний контур") с сжатым в диффузоре потоком забортной массы (воздухом)

Смысл? m1V1=m2V2

pps

линейная скорость на краю вентилятора 990 м/с.

Центробежная сила на каждый килограм обода 10 тонн.

[petrovich1964]

Т.е. никого не смущает статический потолок для вертолетов 4 км?

Показатель для Airbus H175 составляет 6000 м

Непосредственно максимальные высотные показатели  зависят и от параметров аппарата:
Производительность рабочего мотора;
Тяга лопастей;
Назначение техники и строение узлов, агрегатов, электроники.
 ... полет Жан Буле в 1972 году, когда он поднялся на отметку 12,442 км, которая является абсолютным мировым рекордом.
тыц

[alex_semenov]

Вентилятор такое даст? Это же сверхзвук! Более 300 м/с вряд ли возможно.

Есть закон природы запрещающий газу двигаться быстрее скорости звука? Лопасть же не от звуковой волны отталкивается.

Гм... это требует осознания...
 

ps

мы просто собираемся смешивать уже сгоревший в камерах ЖРД горячий выхлоп (условно "внутренний контур") с сжатым в диффузоре потоком забортной массы (воздухом)

Смысл? m1V1=m2V2

Смысл есть. И очевидный (правда он весь может сойти в ноль при неэффективной реализации).
А зачем смешивать перед соплом горячий (быстрый) выхлоп  первого контура двухконтурного ВРД с холодным потоком второго контура?



Тяга любой ракеты (ЖРД, ВРД)  F=m' v_e - секундрый расход массы на скорость истечения (количество движения за секунду)
У ЖРД (или первого контура ВРД) высока v_e, ( мощность N = m' v_e²/2) и относительно низкая m'. Но если вы теперь массу выхлопа увеличите забортным воздухом (добавите ему еще энергии ЖРД-выхлопа) то суммарная скорость (в идеале, конечно) выхлопа v_e упадёт, но масса выхлопа в секунду m' увеличится. В итоге тяга повысится. Так как повысится ЭФФЕКТИВНОСТЬ ракетного движителя.
Почему вентилятор тратит гораздо меньше энергии на ту же тягу (скажем, на зависание той же массы), чем типичный ВРД?



Потому что вы большую массу отбрасваете с меньшей скоростью. Энергия на отброс массы m'  равна m'v_e²/2, а тяга m'v_e. Ясно что разменивая пропорционально (скажем в 2 раза) массу на скорость истечения вы тратите меньше энергии (в идеале в 2 раза) на ту же тягу.

pps

линейная скорость на краю вентилятора 990 м/с.

Центробежная сила на каждый килограм обода 10 тонн.

Да, я знаю. И это смертельно? 10 000g - неприятный факт, который всех с первого же взгляда отпугивает от идеи роторного ЖРД.



Я почему вцепился в эту идею (именно безумный роторный ЖРД)? Потому что у меня уже есть опыт массовой неприязни к по-настоящему ВЕЛИКОЙ ИДЕЕ. Импульсной ядерной системы типа "Орион". Люди не просто боятся ее. Они ее считают корявой (какая-то плита, какой-то амортизатор, чудовищные бомбы, всё разлетается, якобы, во все стороны, чудовищная неээфективность... бр!!! Все учебники забиты откровенной глупость по поводу импульсных ядерных двигателей). И они - идиоты (в том числе те кто оценивал идею в учебниках, даже спецы NASA, взявшиеся моделировать динамику привода в 1972-1973 построили откровенно НЕАДЕКВАТНЫЕ модели происходящего в таком двигателе и на этом основании отомстили Дайсону за его выпад против Сатурн-5, дурачки). Они не поняли в идее НИ ЕДИНОЙ БУКВЫ (всё не так как они думают!) Если присмотреться как следует,  на самом деле, идея изумительно - прекрасна (не зря такие люди как Дайсон, Тейлор, Улама ее двигали, да и фон-Брауну она понравилась!). Ладно, изюминка идеи до сих пор остаётся закрытой для масс так как это же главный секрет работы водородной бомбы. Но, например, обычные люди (с достаточно дрянной физической интуицией) не понимают по-сути что такое "амортизатор" (это не секретно, но люди тупят тут). Это на самом деле красивейшая идея МАЯТНИКОВОГО привода (работающая часть всем любимой идеи безопроного двителя типа "гравицапа", который, разумеется, работать не может). Там, если присмотреться, всё прекрасно с точки зрения физики. И результар - изумительный (кроме одного - выпадающей радиации, что опять таки, требует особого исследования, насколько там всё плохо с радиацией).
Но с импульсным ЯРД - ладно.
Бог с ним.
Забыли тут о нём.
Он тут - пример явной массовой глупости, тупости людей.
Ну вот я нашёл для конвенционального ЖРД похожее решение-падчерицу (роторный ЖРД) и пытаюсь сделать эту идею принцессой. Женить на принце Флоризеле или сделать ее хотя бы его любовницей на время...

[petrovich1964]

Так как повысится ЭФФЕКТИВНОСТЬ ракетного движителя.

Рассуждения кажутся логичными, но требуют моего осознания. Смущает почему этого не делают в существующих ракетах?

[alex_semenov]

... полет Жан Буле в 1972 году, когда он поднялся на отметку 12,442 км, которая является абсолютным мировым рекордом.

Парня затянуло восходящими потоками?
 
Нет, красавец, однозначно! Но вертолёт действительно очень специфичная, ограниченная машина.
И, кстати, идеи использовать вертолётные лопасти для посадки космолётов - в обед сто лет.
Например, ЮТ 1974 года:



Ну вот на ROTONе это была вторая великая идея (првую, роторный ЖРД в процессе работ отложили на потом как неподъемный за имеющиеся деньги крепкий орешек)

Рассуждения кажутся логичными, но требуют моего осознания.  Смущает почему этого не делают в существующих ракетах?

Сложно - раз.
Слишком революционно - два (я же пытаюсь тут по-максимому превратить недостатки совсем безумно-революционного роторного ЖРД в достоинства, так сказать, интегрировать давно лежащие на полках безумности-решения и как мне кажется, получается не так уж и плохо пока!)
На самом деле все эти воздушно-реактивные прибамбахи на ракете будут работать только первые 100-150 с полёта (пока вы в атмосфере). И городить три режима полёта?
Да еще на одноразовой по-сути ракете?
Это же по-сути авиационные технологии. А самолёты одноразовыми не бывают.

Я сам бы не поверил в многоразовые бочки-пепелацы падающие назад на старт с неба, если бы "Великий Маск" не показал бы, нам, убогим дебилам, что ракетная ступень очень хорошо может "по вертолётному" возвращаться на старт на минимальных "остатках" топлива (не хуже а лучше чем на крыльях!)



И что крылья ей нафик не нужны (одна обуза!) во что мы сколько тыкались как стадо слонов по-натоптанному кем-то? Пол века? Больше?

* * *

Вованзер! Не ищите в бессильной злобе! Кнопку минуса на форуме отменили (я думаю зря). 
Я знаю, в вас всё кричит против сказанного мною выше (и всё что вы можете - плюсовать несогласных, и это хорошо. Как раз вы и добавили нехватающий плюс petrovich1964, спасибо за подмогу).
Вы ударены на идее крыльев к космолёту и вас только могила исправит...
Но...

[petrovich1964]

На самом деле все эти воздушно-реактивные прибамбахи на ракете будут работать только первые 100-150 с полёта (пока вы в атмосфере). И городить три режима полёта?

Добавить второй контур, как мне кажется не слишком сложно, и не очень велика добавочная масса. Выигрыш тяги как мне кажется будет существеннее.

[alex_semenov]

Добавить второй контур, как мне кажется не слишком сложно, и не очень велика добавочная масса. Выигрыш тяги как мне кажется будет существеннее.

На самом деле вот что надо сделать первым делом.
Нужна хорошая модель выхода обычной ракеты на орбиту. Не чужая, где что-то есть, а того что тебе надо - нет.
Нужно самом сесть и сделать.
Это - несложно. Буквально всё под рукой. Ножницы, бумага, клей, голова и руки.
Но надо сесть и сделать. Никак не соберусь.
Это пошаговый процесс отладки модели (много мороки, но работа затягивает, главное - начать). И вот тогда можно будет снять все нужные нам параметры и данные.
Все ракеты летают приблизительно одинаково (Юрий Лобановский это показал в одной из своих работ, тут выше он давал ссылку на неё). И по-сути если бы мы полностью устранили бы гравитационные потери (максимально опираясь на воздух) ракете пришлось бы тратить ракетную массу на достижение 8 км/с, а не ~9+ км/с. Это дало бы экономию массы где-то в  25%. То есть плюс четверть к выводимой массе. Но это, как говорится, предел желания. 3/4  этих гравитационных потерь - до точки максимального аэродинамического напора (где почти все ракеты в качестве оптимизации траектории должны "притормаживать", убирать тягу, ожидая падения напора). Это 1.2-1.4 Маха (всего!) Вот битва с этими самыми ранними потерями и есть всё это нагороженное мной. Зачем весь огород.

Да, если бы мы еще использовали забортный окислитель... то вообще могли бы вдвое увеличить выводимую массу (уже после 1-3...5 махов). Но это нужен ГПВРД. Если вы используете воздух только до 5 махов, то выводимая масса всё равно у вас получается где-то в 1/4, ну в 1/3 больше и всё. К этому всему давно уже целятся (особенно увлекались всякие вояки):



То есть, вокруг всего этого давно ходят кругами. Но кто же даст средства и главное, команду на революцию? Последний раз в СССР это было с "Бураном" и сами знаете какой это был блеск и нищета (Догнать, не думая о последствиях!)
Ракетная отрасль давно и надёжно находится в болоте застоя.
Везде по миру.
Почему Маск так ярко и появился.
Никому радикально-новые решения не нужны.
Главное - не отстать от потенциальных "партнёров".
Бег на месте - общепримеряющий.
Под фанфары про неустанный прогресс.