Гигантские ЖРД ракеты. Возможны или нет?

[Алексей Николаевич.]

Найдем такое?

Тссссс. В этой теме это не по теме.
Могут забанить.
А бахнуть в принципе можно и не термоядерное,а как раз тупо селитренными ВВ,промышленными.
Они,кстати ,и в воде и с водой бахают,есть такие,гранулированные...
Но не будем сбивать автору темы идею.
Красивая же Вимана получилась...))

[petrovich1964]

10 000g. Вспомнилось, в ЛатССР было предприятие Дезинтегратор, где работали с большими ускорениями, уголь при таких перегрузках превращался в жидкое топливо. Насколько мне известно сейчас испытывают аппаратуру на 75-150g на очень короткое время.
Мда, 10 000g

[Алексей Николаевич.]

Бармин и так завидует полёту нашей мысли!

Счас он вообще сдохнет...))
Вот смотрите.
При старте ракеты струи газов бьют в рассекатель на верху поршня - понтона.
Если правильно оформить зазор между ним и стенами колодца...
Типа направляющей юбочки где надо...
То...
Вода сама хлынет именно вверх,в струи ракетных двигателей!
Поршень то её будет давить под действием ракетных струй,а деться некуда, только в кольцевой зазор...
Это будет эпический фонтан,может полностью компенсировать звуки и прочее от струй двигателей!
Конечно надо считать и делать опыты...))

[alex_semenov]

Новости бакардийской космонавтики

Тем временем группа инженеров королевского двора начала первые проработки будущего УЭК, Универсального Экспедиционного корабля который должен доставить от 4 до 8 человек на Луну или Марс и вернуть их обратно, при этом в штатном случае - вместе с кораблём.
Как водится, собирается  (по-бакардийски тырится) с миру по нитке. Лучшее. И всё пытаются соединить воедино (нечто доселе не виданное).



За основу командного модуля-капсулы (он же спасательная капсула на все аварийные случаи) на самом носу корабля взят Дракон-2 Маска. Особенно заинтересовало боковое расположение двигателей аварийного спасения. В случае самостоятельного полёта (при отстреле на взлёте, при разрушении основного корабля при входе в плотные слои атмосферы, при аварийной посадке на Земле основного корабля) капсула уходит вверх на двигателях САС и опускается на парашютах. Её боковые двигатели в этом случае сработают всего один раз. Поэтому предполагается заменить их пороховыми двигателями САС. От носового САС принято решение отказаться. Он ведь будет мешать при стыковке в космосе. Носовую част принято решение тупо содрать с Дракона-2 с его андрогенным стыковочным узлом под обтекателем. В самой капсуле-командном модуле могут разместится од 2 до 8 человек. Они там будут находиться при всех опасных операциях (взлёт, посадка, вход в атмосферу).
Большое тонкое отличие - донный люк.  То есть помимо нормального бокового люка есть еще донный, ведущий в основные помещения корабля. Хотя это кажется немыслимым, люк в днище, которое является теплозащитным экраном, существует удачный  советский опыт ТКС, где эта идея себя хорошо зарекомендовала. В конце концов, командная капсула будет совершать самостоятельный вход в атмосферу в самых эктремальных случаях, когда основной корабль  по какой-то причине разрушается.

Теперь жилой отсек. Он тупо содран с проекта Зубрина  Директ Марс. Это хабитать на 4 человека с автономностью 3 года. 8 м в диаметре. У Зубрина хабибат одноэтажный. Второй этаж нежилой, склад и ангар для вездехода. В нашем случае можно скомпоновать двухэтажный хабитать на 8 человек (с индивидуальными каютами). На нижнем этаже вместо душа и туалета предусмотрен выход вниз на грузовую палубу (форму сферического бака придётся чуть "промять" что бы образовался проход.
Нижняя кольцевая палуба - грузовой ангар. Помимо места, занятого сложенным механизмом четырёх посадочных лап всё остальное место занято под научное оборудование и транспортные средства.
Пространство между хабибатом и баками частично занято механизмом выдвижения четырёх двигателей на кроншнейнах. Остальное - нижний приборно-агрегатный отсек. Верхний приборно-агрегатный отсек между командной капсулой и хабитатом.
Вот такая пока вырисовывается картина маслом.
В отличии от Маска у нас есть образ корабля его назначение и его возможности. Ясность целей, как говорит принц Флоризель, облегчает путь.

[alex_semenov]

10 000g. Вспомнилось, в ЛатССР было предприятие Дезинтегратор, где работали с большими ускорениями, уголь при таких перегрузках превращался в жидкое топливо. Насколько мне известно сейчас испытывают аппаратуру на 75-150g на очень короткое время.
Мда, 10 000g

Воображение конечно нужно. Но к месту. Собственно, что вас смущает в таких перегрузках?
Хотя я считаю это своего рода верхним пределом (нагрузки желательно уменьшить) но давайте попробуем с этим посражаться.
Ну 10 000 g. Для камеры сгорания ЖРД это что-то невиданное?
Я не утверждаю. Мне самому интересно.
Под какими нагрузками работают типичные ЖРД конструкции? Не только камера. Газогенератор, трубопроводы. Давление в 300 атм. 650 атм... Чем это отличается от 10 000 g?
Давайте попробуем разобраться...

[petrovich1964]

Давление в 300 атм. 650 атм... Чем это отличается от 10 000 g?

p = ρ gh , где g = 9,81 м / с 2 — ускорение свободного падения, ρ - плотность, h - высота столба.
Дано:
Вентилятор R=10 м, 260 об/м,
в середине r=5 м  5 000g - не заморачиваясь со всей высотой столба и изменением ускорения, тупо беру h=5 м g=5000*9,81 p=0,78 получаю 191 295
интересно к керосину применим гидростатический парадокс?

[alex_semenov]

Давление в 300 атм. 650 атм... Чем это отличается от 10 000 g?

p = ρ gh , где g = 9,81 м / с 2 — ускорение свободного падения, ρ - плотность, h - высота столба.
Дано:
Вентилятор R=10 м, 260 об/м,
в середине r=5 м  5 000g - не заморачиваясь со всей высотой столба и изменением ускорения, тупо беру h=5 м g=5000*9,81 p=0,78 получаю 191 295

Кого-чего вы получили? Что-то с размерностями у вас тут... Давайте в СИ.
r = 5 м
ρ = 780 кг/м³ (керосин так керосин!)
g =9,8 м/с²
Итого давление столба 5*9,8*5000*780=191 100 000 Па
Атмосфера 101 325 Па, то есть у нас получается 1886 атм... Однако!
Это уже очень много. Это в три раза выше чем пиковое давление в Рапторе ~ 600 Атм.
Зачем нам такое давление? Может обороты поубавим?

Мне кажется вы что-то насчитали не так.
Смотрите. Центробежное ускорение:



260 об/мин  это 260/60=4,33.. Герца
Тогда центробежное ускорение (2*пи()*4,33)²*10=7413,17 м/с²=756,5g
Откуда 10 000g?
Ну и давление, правильно посчитанное (интеграл по радиусу получается 1/2 или усредёнка по середине, как вы и считали, тоже прикольно, нравится такой подход):



ро-плотность перекачиваемой жидкости (кг/м³).
v - линейная скорость (м/с)
w - угловая скорость (рад/с)
n - частота оборотов (1/с, Гц)
R - радиус вращения (м)
P  - давление (Па).

И при 10 метрах радиуса и частоте вращения 4,33 Гц (260 об/мин)  я получаю давление керосина в НОРМАЛЬНЫЕ 285 атм.
Всё что ниже 400 атм - это нормальное (сносное) давление как для меня. Сосуды под 400 атм давления продаются гражданам в магазинах, кажется. Нет?

интересно к керосину применим гидростатический парадокс?

К стыду, в первый раз о таком слышу. 
Прочёл в вики. Очень интересно. Разумеется он работает для ЛЮБОЙ жидкости.
Это совершенно очевидно
И это же- замечательно!
Гм... а ведь это интересно! То есть, мы могли бы выравнивать давление на дно "сосуда" одинаковой высоты столбы жидкости с разной плотностью?



Это же решение проблемы, которую я решал через специальный гидроагрегат!
Но всё можно сделать гораздо проще!
Или я ошибаюсь?

Гм... а как теперь это считать?

[alex_semenov]

Или я ошибаюсь?

Я ошибаюсь. Ничего это не даст.
Сбили вы меня с пантелику этим дурацким парадоксмом. Не удивительно, почему я его не знаю. Речь идёт о "силе давления на дно сосуда". Ну ясный пень, давит только прямоугольный столб и всё. Ничего от формы сосуда не зависит. А я уже раскатал губу...

И так. Расставляем точки над ы.
Линейная скорость на краю оборда радиусом R и с частотой вращенит n или перидом обращения T:



Центробежное ускорение на краю обода g:



Теперь с гидростатическим давлением. Мы знаем что столб воды высотой h площадью S  имеет массу m =Shρ , давление это сила F, делённая на площадь S, значит гидростатическое давление P  это вес на площадь:



Однако в нашем случае само ускорение g есть функция от h, заменим h на R



вроде так.
И проблема разного давления при разной плотности накачиваемой центробежной силой жидкости у нас остаётся...
А я раскатал губу решить ее трубами переменного сечения по длине... Но не судьба...

Суть в чём? что при 260 оборотах в минуту и радиусе 10 м, на конце обода жидкий кислород (плотность 1141 кг/м³) будет под давлением аж 417 атм, а жидкий метан (плотность 500 кг/м³) всего под давлением 182 атм. А желательно - наоборот. Топливо - под бо'льшим давлением.
Зачем я и мудрил это:



Но. Я тут выше сказал, что дабы понтон массой m всплыл, нужно колодец заполнить водой не меньшей массой. Но это - НЕВЕРНО. Это глупое заблуждение. Воды может быть меньше. Главное утопить объем такой, что бы масса занятая этим объемом воды была больше поднимаемого груза. Тело поплыёт даже если воды будет быть совсем немного (скажем, 1/3 по массе от погруженной на понтон). Хотя... работа это всё равно сила на путь... и да, приподнять массу небольшим количеством воды можно (как Архимед теоретически мог приподнять рычагом Землю), но не поднять на большую высоту (совершить заметную работу). Если начнём поднимать, пустое место в колодце под понтоном-поршнем надо всё равно заполнять водной. Так что всё верно... Воды всё равно потребуется много.

[Александр Овчар]

Найдем такое?

Тссссс. В этой теме это не по теме.
Могут забанить.
А бахнуть в принципе можно и не термоядерное,а как раз тупо селитренными ВВ,промышленными.
Они,кстати ,и в воде и с водой бахают,есть такие,гранулированные...
Но не будем сбивать автору темы идею.
Красивая же Вимана получилась...))

Не, не я на пальцах получил просто верхнею оценку, так что бы был понятен масштаб. И конечно методика нужна, для проверки принципиального концепта - что будет если 1-ю ступень как то поделить и оставить на космодроме моторы и топливо. Понято что можно плясать от печки Работы на вывод на 1 космическую "чисто" полезной нагрузки, а это  масса * ПН умноженная на условно 8 км/с в квадрате (без учета потерь).

Например, на космодроме можно построить типовую АЭС с типовыми реакторами на 1000 МВт, например на 10 блоков (с размахом) и получить 10 ГВт номинальной электрической и 30 ГВт тепловой мощности

Вот! уже есть 30 ГВт , а для вывода 1 тонны ПН на НО 250 км надо потратить минимально 2,5 ГДж потенциальной + 32 ГДж кинетической, Плюс потери на уровне 10% на траекторию , итого, грубо Работа = округлим 40 ГДж. Ракета Протон  летит на моторах 576 сек, округлим до 600 сек. Итого, нижняя оценка потребности в мощности на 1 тонну ПН = 40 ГДж/600 = 70 МВт.

(кликните для показа/скрытия)

Что это значит? Есть гипотетический мотор на космодроме, что как то везет "на горбу" 1 тонну ПН на высоту 250 км, с ускорением (8000 м/с / 600 сек) = 13.3 м/с² в течении  600 секунд и мощность мотора всего то  70  МВт.  А блок питания на АЭС выдает номинал на 10 ГВт, по цене (для населения в СПб) всего 6,51 руб за кВт*ч.

Тогда на 1 тонну ПН за 600 сек потребуется 70 МВт * 600 сек = 42 ГДж = 12  МВт*час, по цене 6510 МВт*ч = 76 000 рублей. Разделим на килограмм = цена за 1 кг = 76 руб или $1/кг.

О как , гипотетический наземный старт с гипотетической трансмиссией тратит на вывод на НО минимально 1 (один, Карл) бакс на килограмм. И мощности АЭС хватит на запуск 10 ГВт/ 70 МВт = 142 тонны за 10 минут и 50 000 раз в год, если оно все как пулемет в режиме 24/7.

Итого годовая программы вывода = 142 тонн  * 50 000 раз/в год  =7 МегаТонн, где затраты (переменная часть по ТЭР) в годовом исчислении составит ($1/кг) = $7 млрд  (Карл!)

Обычно расходы на ТЭР в промышленности на уровне 10%. Значит общая смета будет на уровне $ 70 млр. А так как цена 1 кг на орбите на уровне $3000-$5000/кг, то Объем Продаж нашего гипотетического предприятия будет на уровне 7 Гига_кг* 4000 /кг =  28 000 млрд долларов. Маржа = 28 000  - 70   =  $27 триллионов  в год, без учета налогов. (подарим экологам/маркетологам  ошибку в старом  расчете на $630 млрд) 

Убираем НДС (20%) и налоги на Прибыль (20%)  =  27 - 27*0,4 = 27 * 0,6 = $16 трлн чистого дохода, как все прочие затраты (зарплата, ремонты, услуги) мы уже учли. 

(кликните для показа/скрытия)

==
Теперь мы урежем осетра, за счет времени полета. Дело в том что наши 600 сек - это время работы некого рельсогана с длиной ствола = пути разгона на 13,3 м/с² до 8000 м/с + подъем на высоту 250 км. Длина рельса = 2394 километра. Этот рельс по углом 250 км / 2394 км = 0,10 рад = 36 град пробивает небо и так далее.

Так как мощности у нас до дури, и маржа ого-го, то можно уменьшить время разгона до 10 сек. Ускорение равно 8000/10 = 800 м/с2 = 80g. Длина пути = 800* 10^2/2 = 400 км. (меньше чем от Москвы до Ленинграда, а рельсы тут уже лежат:)) ). Высота горки на 30 град всего то 33 км.

Это увеличит мощность моторов в 60 раз и на 1 тонну потребуется 4000 МВт.

В 1 кг ПН теперь

Тогда на 1 тонну ПН за 10 сек потребуется 4000 МВт *10 сек = 40 000 МДж =  11.1 МВт *час, по цене 6510  МВт*ч = 72.3 тыс рублей. Разделим на килограмм = цена за 1 кг = 72 руб или $ $0.8/кг. (1 бакс за кг, в принципе)

О как , гипотетический наземный старт с гипотетической трансмиссией тратит на вывод на НО минимально 1 баксов на килограмм. И мощности АЭС хватит на запуск 10 ГВт/ 4000 МВт = 2,5 тонны за 10 сек  и 3 млн  раз в год, если оно все как пулемет в режиме 24/7.

Итого годовая программы вывода = 2,5 тонн  * 3 млн раз/в год  =7,5 МегаТонн, где затраты (переменная часть по ТЭР) в годовом исчислении составит ($1/кг) = $7.5 млрд  (Карл!)

Обычно расходы на ТЭР в промышленности на уровне 10%. Значит общая смета будет на уровне $ 75 млрд. А так как цена 1 кг на орбите на уровне $3000-$5000/кг, то Объем Продаж нашего гипотетического предприятия будет на уровне 7,5 Гига_Кг* 4000 /кг =  30 000 млрд долларов. Маржа = 30 000  - 75    =  $29,9 трлн в год, без учета налогов. 

Убираем НДС (20%) и налоги на Прибыль (20%)  =  29,9 - 29,9*0,4 = 29,9 * 0,6 = $18 трлн чистого дохода, как все прочие затраты (зарплата, ремонты, услуги) мы уже учли. 
==
Или если нет выручки так как наука = затраты составят всего $7.5  млрд., где это год работы 10 реакторов на АЭС "ради науки", т.е почти даром, а накладные можно урезать  в 10 раз (чисто на еду) и закрыть из других фондов.
==
Осетра урежем еще - до 500g  на старте, это время разгона = 1,6 сек.
Длина пути = 6400 метров = 6,5 км, а мощность мотора = 33 ГВт.  АЭС уже не потянет, придется  запускать капсулы по 300 кг. 

В год сможем запустить 19 710 000 капсул по 300 кг= условно 6 МегаТонн
Затраты составят = год работы  АЭС 10*1000 = те же $7,5 млрд на ТЭР.
==Осталось изобрести пушку на 500 же, на 2 сек полета капсулы с ПН на 300 кг за счет 10 ГВт типовой АЭС. Известны лазерные ускорители тонких пластин, где ускорение облачков плазмы до миллиона же.

Капсула на 300 кг - это уже можно продать клиентам за 1000 баксов за кг 20 млн раз/год.
Время жизни капсулы - спутника связи на НО порядка 5 лет. Вы хотели "кольца сатурна" на НО?  типовая АЭC 10*1000 позволит  вывести на НО 20 млн спутников связи

==
UPd

Сорри, исправил расчеты (спешил, отвлекали),

Ясно,  что затраты на АЭС 10*1000 = это всего $7,5 млрд, а Годовая Отгрузка не зависит от технологии (600 сек или 10 сек или 2 сек), и в режиме пулемета 24/7 выдает на гора (на НО 250) боевые  7 - 6 млн  тонн или условно 20 млн спутников связи и т.п на НО 250 км.. 
Вспомним про "перегрев стволов" и т.п и смело снизим производственную мощность в 100 - 1000 раз. До  60 000 тонн или всего 6000 тонн ПН в год. 

Затраты $75 млрд (на все виды расходов),  а выручка $300 млрд или $30 млрд. Нашли точку безубыточности  = примерно 30 000 тонн ПН с одной АЭС 10*1000. АЭС строят 10 лет за $10 млрд (не помню, наверно).

Экономика обещает быть экономной.

[Алексей Николаевич.]

Бойтесь бакардийского КГБ...

[petrovich1964]

Центробежное ускорение:

F = m * v^2 / r  F=1кг*1000^2/10= ..... 10.197 тонн что составит 10 197g
F - центробежная сила в ньютонах;
m - масса вращающегося объекта в килограммах;
м - линейная скорость вращающегося объекта в м/с;
r - радиус вращения в метрах.

Мне кажется вы что-то насчитали не так. ... 260 об/мин

Совершенно верно. Список замеченных очапаток в конце книги.

то есть у нас получается 1886 атм

Если прикинуть чуть поточнее, учитывая что у нас радиус 10 метров, и ускорение растёт с нуля до 10 000g, то где то 4000 атм выйдет

[alex_semenov]

F = m * v^2 / r  F=1кг*1000^2/10= ..... 10.197 тонн что составит 10 197g

Откуда у вас такая чудовищно-большая линейная скорость на ободе? 1000 м/с? Я такую не закладывал.
При 260 об. минуту и радиусе 10 м, линейная скорость на ободе 272 м/с (980 км/ч). Даже ниже звука!
И при таких щадящих режимах, обратите внимание какое замечательное давление даёт наше колесо!
И это - не с проста.
Люди спрашивали, почему такая замечательная идея до сих пор не реализована.
Потому что размер - имеет значение!
Центробежное ускорение линейно зависит от радиуса:



Это паразитная сила (рвущая наше кольцо на части)
А вот полезное нам давление компонентов топлива:



Оно расёте с радиусом квадратично.
То есть чем больше у нас радиус вращения тем больше мы можем снизить частоту вращения n, снижая центробежную силу но сохраняя высокое давление компонентов самотёка в центробежном колесе.
То есть, если идея работали на радиусе 3 метра, она будет еще лучше работать на 10 м.
Но это же работает и в обратную сторону.
Роторный двигатель с радиусом вращения 1 метр (то есть с корпусом 2 м в диаметре) - бессмыслен. Огромные центробежные рвущие силны и не бог весть какое давление накачки. Видимо в 30х (когда ракеты были небольшие) это и оттолкнуло конструкторов от заманчивой идеи.
Кстати, проработанный на РОТОНе роторный двигатель (это при том что он меньше чем наш и значит удельно тяжелей) должен был иметь отношение тяги к массе 150. Уникально высокую для ЖРД. 
То есть при тяге у нас в 5000 тс, наш движок по-идее мог бы весить не более 34 тонн с такой тяговой характеристикой!

[petrovich1964]

Откуда у вас такая чудовищно-большая линейная скорость на ободе? 1000 м/с? Я такую не закладывал.

прошу прощения я упустил изменение параметров, у меня в голове остались прежние, ваши 1033 и мои 990(я грубо насчитал 990, упрощая, если точнее то тоже будет за тысячу)

В итоге чтобы свести концы с концами (см ниже) линейная скорость на краю обода  u' = 1033,3 м/с 

И я (торможу?) всё ещё о пропеллере думаю. А пропеллеру нужна такая скорость вращения чтобы воздушный поток давал заложенную тягу (3600 тонн).

[alex_semenov]

Бойтесь бакардийского КГБ...

Алексей Николаевич, "бакардийское КГБ" ждёт вашу явку с повинной, сударь!



Вы забыли, что Вас ждёт бакардийский Орден?
Бумаги готовы. Осталось вписать в документы фамилию.
Как будем называть стартовую башню?
Башни должны иметь названия! Эйфелева Башня, Башня Шухова...
Башня Иванова, Петрова, Сидорова?
Ну не Семёнова - точно же!
Это было бы не по джентльменски!
В Бакардии всё еще чтят честь и совесть!
 

[alex_semenov]

Привирает ваш электронный абак!Площадь-то меньше 400 м/кв будет.

Ваша правда. Туплю по детски. 314,15 м^2 при радиусе 10 м   
при скорости выхода в 215 м/с тяга будет всего 906 тонн.
калькулятор
ps
При скорости ракеты 100 м/с тяга упадёт до 710 тонн

Не могу теперь зайти на этот калькулятор. А возник вопрос. Почему там всё делится на 2? И вообще просхождение формулы не понятно.
Ну формула, по которой там считается тяга вентилятора (можете перепроверить по своим полученным данным):



Вернее там не так. Там площадь A (у нас это S). Заменяем пи()*R² на S - рабочую площадь вентилятора (действительно рабочая площадь- чуть разные вещи чем площадь по его диаметру,  если в центре есть втулка некого внушительного миделя):

                      ***

F - тяна
ро - плотность воздуха (плотность на объем - масса).
S - рабочая площадь вентилятора.
v_f - скорость полёта.
v_e - скорость потока отбрасываемого вентилятором.
Но почему делим на 2?
Тяга прямоточного двигателя вообще:



Здесь P наша F (тяга), а  v наше v_f  - скорость полёта (набегания потока).
Первое слагаемое - это собранная в диффузоре набегающая  масса воздуха за секунду, второе - добавленная масса топлива за секунду.
Наш вентилятор отличается  от прямоточки лишь (лишь?) тем, что никакой дополнительной массы он не добавляет. Второго слагаемого нет. То есть, сколько m взял за секунду, столько и отбросил. И если эту формулу без второго слагаемого теперь применить к вентилятору то я получаю так (штрих означает не массу (кг) и объем (м³), а массу и объем за секунду (кг/с, м³/c):



То есть очень похоже на формулу *** (по размерности точно), но не так.
Так как правильно?
 

[alex_semenov]

То есть очень похоже на формулу *** (по размерности точно), но не так.
Так как правильно?
 

Последняя формула не применима к вентилятору, так как при v=0, тяга получается 0.
У прямотчки - это так.
Но не у вентилятора.
У вентилятора максимальная тяга при v=0. Он отбрасывает массу не обращая внимание на набегающий поток. Есть он, нет. И тяга становится равной нулю при скорость полёта, равной отбрасывания воздушного потока. И, если так, то объем отброшенного вещества для него надо считать от отбрасывания, а не от набегания и  тогда формула вентилятора выглядит так:



И вот это действительно похоже на формулу тяги вентилятора. Но всё равно она не похожа на то что в калькуляторе.
Так в чём засада? Какая формула верная и почему? Почему неверная - неверна?

И я (торможу?) всё ещё о пропеллере думаю.

Вот и давайте разберёмся ДО КОНЦА.
Я уже знаю. Что бы что-то дейсвительно понять, главное - правильно поставить вопрос. И лучший способ - вывести две разных формулы и попытаться понять какая верная и почему (возможно верная вообще третья)?

[petrovich1964]

  Тяга, развиваемая   винтом,   подсчитывается по формуле:\(  P=αρD^4n_{s}^2 кг \), где α— коэффициент тяги винта, который зависит от формы лопасти, h и λ; ρ — плотность воздуха

.Расчет воздушного винта.
Я ничего не понял.
ps
спросонья голова не работает. эта формула о другом.

pps

Не могу теперь зайти на этот калькулятор.

https://calculator.academy/propeller-thrust-calculator/


и вообще поиск Гугль

[alex_semenov]

Я ничего не понял.
ps
спросонья голова не работает. эта формула о другом.

Не берите в голову.
Это мой внутренний А.С. Пушник ( "и опыт-сын ошибок трудных, и генй - прадоксов друг") [тут сейчас была предельная самоирония]

Я (как выяснил уже) упёрся рогом в "парадокс" уравнения Бернулли. Что динамическое давление в 2 раза ниже чем статическое. Проще говоря я спутал импульс потока жидкости и замороженного куска этой же жидкости.
В том, что уравнение представленное вами...



... верное, у меня  с самого начала не было сомнений.
Но внутренние тараканы требовали сатисфакции.


И сразу возникает вопрос (не просто так же всё!). Задача (тут существующая в виде некой стартовой сокральной мятой бумажки, случайно вырванной из канализационного потока интернотов и легшей в основу  моего "гениального" ракетного привода) про мощность, необходимую вертолёту массой m и диаметром винта d, решена верно?

Напомню. Вертолёт массой 3000 кг и винтом (два варианта) 18 м в диаметре и  8 м в диаметре завис над посадочной площадкой. Надо узнать мощность, потребляемую при этом.

[равлик]

Потому что размер - имеет значение!
Центробежное ускорение линейно зависит от радиуса

Диаметр не имеет значения с точки зрения массы баков и двигателей относительно массы топлива. Большое давление топлива независимо от его источника, насыщенных паров или центробежное или линейное ускорение ракеты, потребует большую относительную массу баков:

Под какими нагрузками работают типичные ЖРД конструкции? Не только камера. Газогенератор, трубопроводы. Давление в 300 атм. 650 атм... Чем это отличается от 10 000 g?

Для любой конструкции имеет значение не перегрузка, а произведение её размера на перегрузку, делённая на плотность, то есть удельная по массе энергия, которая в зависимости от материалов и доли несущей составляющей будет в диапазоне 1...100 кДж/кг.

По этой же причине невозможны гигантские ракеты, так как минимальное ускорение 5g ограничивает высоту 100м на каждый процент доли массы ракеты в виде несущего углепластика или арамида, а для металлов ещё в несколько раз хуже.

Кстати вращаться должен бак относительно труб, идущих к двигателю, иначе в этих трубах будет противоположное обратнокомпенсирующее до нуля давление. Это ж какая нужна конструкция для съёма потока жидкости от вращающегося бака к двигателю, находящемуся около оси, как на картинке справа внизу.

Или двигатели только снаружи от бака, как вверху слева.

[alex_semenov]

Потому что размер - имеет значение!
Центробежное ускорение линейно зависит от радиуса

Диаметр не имеет значения с точки зрения массы баков и двигателей относительно массы топлива. Большое давление топлива независимо от его источника, насыщенных паров или центробежное или линейное ускорение ракеты, потребует большую относительную массу баков:

Вы как всегда до омерзительности скромы и поэтому малопонятны.
О чём я говорите? Можно было хоть реферативно дать вступление своей мысли?
О двигателе? Вроде нет. Вы же, как я понял,- о ракете вообще (я знаю ваше исследование темы)?
Давайте разделим мух и котлет.
Мы тут сейчас обсуждаем не столько очень большие ракеты вообще, сколько определённую "революционную конструкцию".
В частности моя реплика касалась конструкций роторных ЖРД. Что такой ЖРД малого диаметра  не имеет смысла в силу именно того что я сказал. Давление растёт с радиусом квадратично, а центробежная сила на ободе - линейно.
Есть смысл делать такое колесо побольше, что в малую, обычную ракету не сильно и впишешь.
Хотя создатели ROTON-а таки вписали в отностительно небольшой пепелац (200-300 тонн стартовая масса) колесо диаметром 6 м (радиус 3 м). И у них получались уже в расчётах уникальные параметры.
Рапртор-2 не дает отношения тяги к массе двигателя 150. Чуть меньше дает. А у этих получалось именно так.

Под какими нагрузками работают типичные ЖРД конструкции? Не только камера. Газогенератор, трубопроводы. Давление в 300 атм. 650 атм... Чем это отличается от 10 000 g?

Для любой конструкции имеет значение не перегрузка, а произведение её размера на перегрузку, делённая на плотность, то есть удельная по массе энергия, которая в зависимости от материалов и доли несущей составляющей будет в диапазоне 1...100 кДж/кг.[/quote]
Опять таки. Тема не раскрыта. От слова "совсем".
В конце концов 10 000g -  это дурная цифра взятая из неправильных расчётов оппонентов. Но все ее сосут как тол лединец в доме для бездомных!

По этой же причине невозможны гигантские ракеты, так как минимальное ускорение 5g ограничивает высоту 100м на каждый процент доли массы ракеты в виде несущего углепластика или арамида, а для металлов ещё в несколько раз хуже.

Тут сейчас обсуждается ВПОЛНЕ СЕБЕ НОРМАЛЬНАЯ ракета (обычный сверхтяж). На 6000 т стартовой массы и 150-200 тонн на орбите. Масков пепелац, который сегодня должны были пустить но перенесли на завтра, такой же и даже больше.
Невозможна?

Кстати вращаться должен бак относительно труб, идущих к двигателю, иначе в этих трубах будет противоположное обратнокомпенсирующее до нуля давление. Это ж какая нужна конструкция для съёма потока жидкости от вращающегося бака к двигателю, находящемуся около оси, как на картинке справа внизу.

Или двигатели только снаружи от бака, как вверху слева.

Опять я ничего не понял.
В приведённой вами картинке нет и намёка на роторный ЖРД. Это вторая ступень. Роторный ЖРД планируется только на первой ступени.
Простите, но вы до безумия лаконичны.
Насколько я понял, вы неверно поняли идею второй ступени. Она снабжена четырьмя вполне себе обычными ЖРД с нормальными ТНА. Просто они в нерабочем состоянии подтянуты к корпусу (что бы не создавать аэродинамического сопротивления при взлёте и оказаться в тени ударной волны при спуске в атмосфере днищем аппарата), а в рабочем - раздвинуты, чтобы не иметь потерь удельного импульса на косую тягу. Как это планировалось на предшественнике, "птице Рок" (проект взятый за основу):



Решение с выдвижными боковыми двигателями вверху тем еще прекрасно, что высоко расположенные двигатели позволяют садиться на неподготовленную поверхность планет и вообще обеспечивают естественную стабилизцию аппарата на зависании (центр тяжести явно ниже центра давления двигателей). Это все инновации в конструкции верхней ступени. Этого там - достаточно.
Никто и в страшном сне не собирался эти четыре двигателя еще и вращать!
Упаси бог!
Только сумрачный германский гений мог бы до такого добуматься!



А вот что с трубами подачи компонентов на ротор первой ступени?
Я не понял. Почему бак должен вращаться относительно труб?
Откуда?
Откуда в трубах появится некое обратно компенсирующее давление, если труба будет нормально выходить из бака (как у всех ракет), а только в районе колеса через специальную муфту соединяться с вращающейся частью колеса?
Вот самая очевидная идея подачи компонентов через ось колеса (опять же речь тут  о первой ступени, только о ней! Забыли про Универсальный Экспедиционный Корабль. До него еще дожить надо):



Серым - уже вращающаяся часть ЖРД-ротора (и на оси - с черепашьей скоростью 4-5 да хоть 10 герц - это просто смешные обороты!) Цветом - неподвижные части системы. Топливо и окислитель подается из баков тупо, как обычно наддувом в баке (да еще и самотёком так как баки сверху), далее, попав во вращающуюся муфту, оно так же тупо начинает бежать по боковым "спицам" колеса к "ободу" и при этом уже на ободе возникнет чудовищное гидростатическое давление в 300-200 атм. Само собой. В спице-трубопроводе колеса. Под по-сути собственным весом топлива (поэтому более плотный окислитель давить "на дно сосуда" в районе обода будет сильней, чем топливо что есть отдельная проблема).
Какое тут может возникнуть противодавление? Ума не приложу!