Гигантские ЖРД ракеты. Возможны или нет?

[alex_semenov]

На что хочу обратить внимание тех, кто еще следит за вентиляторным потоком спора (тут тема распалась на масса отдельных потоков спора-обсуждения)
Тут хорошо видно:



Только сверхзвуковое сопло (Лаваля) расширяется. А дозвуковое сопло - сужается.
Посмотрите на "fan nozzle"
То есть, мы можем после вентилятора увеличить скорость потока (в предел к скорости звука) поставив сужающееся сопло.

[alex_semenov]

Самая последняя версия прожекта.
Как не странно, но попытка совместить внизу нормальной по компановке ракты по-сути три типа воздушных привода, не кажется безнадёжной.



Прежде всего роторный ЖРД - колесо диаметром 20 метров, оно обозрачено коричневым и цифрой 1. При этом сопло одного из 180 двигателей на ободе тут явно преувеличено. Для тяги 5000 тонн 180 сопел (разбитых на 6 отдельно управляемых секций, по-сути отдельных двигателей с 15 камер сгорания на противоположных концах ротора) каждая ЖРД-камера сгорания должна иметь тягу "всего" по 28 тонн. При этом предполагается по два выравнивателя давления на секцию (один на 15 камер сгорания). То есть в ободе 12 сдвоенных  (метан-кислород) трубопроводов-спиц где и возникает давление под 300 атм (плюс-минус) за счёт центробежного вращения.
Помимо давления для ЖРД,  данный ротор является приводом (через редуктор 4) к вентилятору 3, который во-первых маховик противовращения, но за одно должен создавать на старте дополнительную тягу от 1000 до 2000 тс. Зачем? Побороть по-максимому гравитационные потери обычной ракеты, которые именно в начале - самые большие. Что бы скорость отбрасывания воздуха вентилятором была максимально близкой к скорости звука за ним добавлено сужающееся дозвуковое сопло 5, усиленное юбкой универсального узла заправки и подключения кабелей 8 на старте.
Почти вся тяга и ЖРД  и вентилятора передаётся опорному кольцу 2, (подшипник скольжения) на который по-сути и опирается вся масса ракеты). Плюс осевой узел ( к которому по-сути крепится соловой аппарат 5).
Так как тяга вентилятора по мере приближения к скорости звука будет падать, предусмотрен еще третий механизм форсирования тяги. Это воздушно-прямоточный кольцевой агрегат. Из сверхзвукового воздухозаборника 6. Ну и как совсем безумная идея. Я преложил на ротор ЖРД поставить еще дополнительную центробежную крыльчатку 7, которая будет отбривать из вентиляторного потока часть воздуха  и направляет в его в ПВРД камеру форсирования ЖРД- ротора. То есть этим сжатым отобранным воздухом разбавляется выхлоп ЖРД (меняя скорость истечения на тягу).
Тут надо еще считать (будет ли это стоить того?) Но идея такая что пока у нас есть за бортом воздух, помимо постоянной (но пониженной) ЖРД-тяги как бы работает три перекрывающих друг друга режимах воздушной тяги. От старта вентилятор (тяга которого с ростом скорости падает), потом дозвуковой ПВРД, усиленный  ВРД отводом от вентилятора, потом (на сверхзвуке) СПВРД. Когда воздух кончился (где то на 5 Махах), тянет ЖРД без разбавления выхлопа, который как тянул так и тянет далее до 2-3 км/с ракету как обычную ракету. Она к тому времени полегчала (но не так как обычная с той же суммарной тягой) и уже выскочила из атмосферы.

[Karagy]

Уже посчитали рост массы частей ракеты из-за увеличения их прочности что-бы выдержать нагрузки от вращения?

[alex_semenov]

Уже посчитали рост массы частей ракеты из-за увеличения их прочности что-бы выдержать нагрузки от вращения?

ВРАЩЕНИЯ ЧЕГО?
Rotary Rocket в своё время посчитали (все нагрузки) и сказали что роторный (то есть вращающийся) ЖРД будет иметь отношение тяги к массе 150!
Вы считали этот же  показатель у F-1, например?



790 тонн силы, при массе 8,353 тонны,  то есть  у него это отношение 94,5

Единственное что у меня в нарисованном вызывает опасение (в смысле прочости и нагрузки) это сопло 5. Оно конечно может быть очень лёгким, композитным... Но единственный способ его закрепить - за ось. Но это стрёмное решение.

Что я точно посчитал. Если вся ГРДУ (Гибридная Ротирующая Двигательная Установка) будет весить 70 тонн, то при радиусе ее в основании 11.5 м, я получаю поверхностную плотность установки 168 кг/м²

[Алексей Николаевич.]

Единственное что у меня в нарисованном вызывает опасение (в смысле прочости и нагрузки) это сопло

Рвать стереотипы,так рвать.
Пусть сопло будет кольцевым,полностью на весь обод,и прямо в нём и будет кольцевая же,камера сгорания. Можно на секции поделить конечно перегородками.
Но делать так делать.
Щелевое кольцевое сопло.
Общий для всего дна,кольцевой факел двигателя. А в середине тот самый засасываемый воздух,(и нагнетаемый поначалу)...
Вес должен меньше стать,прочность выше.

[Vavanzer]

Самая последняя версия прожекта.
Как не странно, но попытка совместить внизу нормальной по компановке ракты по-сути три типа воздушных привода, не кажется безнадёжной.

У вас сила лобового сопротивления в итоге приближается к куску кинпича подобного размера)))
Ваванзер-бармалейкин аремя зря терял!  Проштудировал много много чего, пока в местных "азематах" отбывал "срок" , назначенный модеа
раторами)))

Вот лучше, почитайте, о пользе атмосферного кислорода в бомбостроении.
Это как прелюдия к использованию его в подьемных на орбиту целях ! Чмсто как источник идеи, статья сойдет. 
https://dzen.ru/a/YptSo4qRxwljdz0G?referrer_clid=1500&
Правильней будет "бомба объемного взрыва". Ну, или я бы ее назвал "аэрозольной бомбой".
Там важна сама суть идеи, задействовать атмосферный кислород...

Рвать стереотипы,так рвать.
Пусть сопло будет кольцевым,полностью на весь обод,и прямо в нём и будет кольцевая же,камера сгорания.

Вы словно читаете мои мысли!)))
  Я именно это и хотел предложить, но не мог... Уже предлагал кстати, замкнутый в кольцо клиновой двигатель. (Если можераторы при чистке не удалили).
Там плюс в том, что динамическое давление топлива , его скорость, полученная в колесе, получает продолжение уже в кольцевой юбке клинового дивижка...
   А чтоб "эффект вертолета" компенсировать, делаем 2-4-6 итд четное количество движков, вращающихся в противоположную сторону. Правда, в мега-ракете, которую я чуть выше обьявил "куском кирпича в сверхзуковом потоке".   Возможно очень даже не заслуженно!

[Vavanzer]

Что я точно посчитал. Если вся ГРДУ (Гибридная Ротирующая Двигательная Установка) будет весить 70 тонн, то при радиусе ее в основании 11.5 м, я получаю поверхностную плотность установки 168 кг/м2

Можете не беспокоиться. Конечно. Взамен экстремального ТНВД (ТАН) мы получаем не менее экстремальный подшипник...

Но, у самолетного типа запусков, (судя по характеристикам самых тяжелых сверхзвуковых бомбардировщиков) , есть минус , то что сухая масса в 2-3 раза больше, чем у аналогичных ступеней ракет, со схожей грузоподьемностью. Т.е, это плата за многоразовость, настоязую,истинную, измеряющуюся в сотни циклов. С учетом всех техосмотров, капремонтов и тп. Но. Потенциал экономии по массе за счет атмосферного кислорода далеко не исчерпан.
  Т.е, есть шансы, что именно "крылатый" запуск в тропосфере, с переходом на гиперзвуковой прямоточник во второц ступнени, и наконец максимально возможный ЖРД-ступень в третьей ступени, смогут дать максимум экологичного запуска ПН на орбиту.
   Интересно только, каков максимально достижимый размер сверхзвукового транспортного высотного  самолета...

   Самолетную тягу пока что считаю перспективной, тк у нее "аэродинамическое качество" позволяет выжать максимум подьемной силы из максимально возможного РЖД или комбинированного с атмосферными комплекса двигателей.

[Vavanzer]

... Вообще, у меня интересная картинка получилась. Некий батл между максимально возможной вертикальной силой тяги из максимально достижимого комплекта ЖРД, и силой сопротивления для крылатых стстем запуска. Которые за счет того что обеспечивают большую подьемную силу, чем "толкающая тяга" , вроде как сулят наличие некоего усиления возможностей обычных ЖРДвижков...
Но, надо считать. Предполагаю,что существует некая "поляра", на которой все это будет видно.
Интересно, были ли научные работы в "недалекой древности" , о попытках обсчитать пределы возможной космонавтики на имеющихся(или имевшихся на оо время) техпроцессах? 

[равлик]

О чём я говорите? Можно было хоть реферативно дать вступление своей мысли?

Просмотрев предыдущие сообщения мне ошибочно показалось, что там была идея отказаться от насосов для упрощения и облегчения конструкции, заменив их вращением ракеты или только её баков, чтобы создать нужное давление подачи топлива.

Вы как всегда до омерзительности скромы и поэтому малопонятны.

Это из предварительной оценки массы любой конструкции применительно к баку. Доля массы конструкционного материала должна быть больше отношения потенциальной энергии в пределах конструкции делённой на удельную прочность материалов конструкции. При этом само по себе ускорение ничего не значит.

В конце концов 10 000g -  это дурная цифра взятая из неправильных расчётов оппонентов. Но все ее сосут как тол лединец в доме для бездомных!

Миллиметровая композитная конструкция легко выдержит миллионы g, но километровая бетонная постройка с трудом держит 1g.

Тоже самое и для насоса и двигателя. Его масса будет определятся объёмом, заполненным топливом, умноженным на отношение плотностей топлива к стенкам, умноженным на отношение давления топлива к пределу упругости стенок. И мало влияет какие будут размер и ускорения, там уже дальше объёмные инженерные расчёты, где погрешность изготовления и наличия внешнего ускорения до 10g определят наиболее оптимальный размер. Ещё на оптимальный размер повлияет вязкость топлива.

[Mercury127]

тогда надо делать баки из урана/вольфрама... но, емнип, у них плохо с прочностью - эти металлы очень твёрдые, но хрупкие, в сравнении со сталью.

[BlackMokona]

Rotary Rocket в своё время посчитали (все нагрузки) и сказали что роторный (то есть вращающийся) ЖРД будет иметь отношение тяги к массе 150!

У Мэрлина 180

[petrovich1964]

В конце концов 10 000g -  это дурная цифра взятая из неправильных расчётов оппонентов.

Теперь сам ротор.
К сожалению его пришлось увеличить с 20 метров до 23 .... В итоге чтобы свести концы с концами (см ниже) линейная скорость на краю обода  u' = 1033,3 м/с

\( F=\frac{mV^2}{R} \)
F - центробежная сила в ньютонах;
m - масса вращающегося объекта в килограммах;
v - линейная скорость вращающегося объекта в м/с;
r - радиус вращения в метрах.
1кг*1 067 708,89/11,5=92 844 Н
9.467 тонны на 1 кг
9467 g

Я дико извиняюсь, у меня начинается (?) старческий маразм, меня постоянно клинит, поэтому скажите, пожалуйста, в этом расчёте есть ошибка, и если есть то где?

[viesis]

В конце концов 10 000g -  это дурная цифра взятая из неправильных расчётов оппонентов.

Теперь сам ротор.
К сожалению его пришлось увеличить с 20 метров до 23 .... В итоге чтобы свести концы с концами (см ниже) линейная скорость на краю обода  u' = 1033,3 м/с

\( F=\frac{mV^2}{R} \)
F - центробежная сила в ньютонах;
m - масса вращающегося объекта в килограммах;
v - линейная скорость вращающегося объекта в м/с;
r - радиус вращения в метрах.
1кг*1 067 708,89/11,5=92 844 Н
9.467 тонны на 1 кг
9467 g

Я дико извиняюсь, у меня начинается (?) старческий маразм, меня постоянно клинит, поэтому скажите, пожалуйста, в этом расчёте есть ошибка, и если есть то где?

По-моему, нет ошибки. Ошибка в данных, 1000м/с появились в ходе ошибочных рассуждений.

[alex_semenov]

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 усреднёна 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?

При необходимых нам оборотах  для создания давления компонентов в камерах сгорания (ради этого и крутят в первую очередь ротор) ускорение свободного падения центробежное ускорение на ободе 756,5g, То есть килограмм весит 756,5 кг. Да, тяжковато, но терпимо. Нам на этом ободе не стоять.
И в этом случае (260 об/минуту, 10 м - радиус) линейная скорость на ободе:



272 м/с. Дозвуковая еще.
Правда это обороты по-минимуму. Давление керосина в 300 атм... Хотя, а зачем нам больше? Кислород даст больше, метан - меньше. Придётся обменивать - усреднять давление (я показал как). но 200-300 атм для первой ступени - более чем с головой!

Кстати, число двигателей на ободе я уменьшил до 72 (как на Ротоне). Но те же 6 секций по 12 двигателей (на каждой спице по 6 двигателей и седьмой в центре - выравниватель давления для всей полусекции 6 камер сгорания).



Хотя, да, выглядит эта весёлая карусель, конечно, страшновато. Ну так а что вы хотели?  Какие энергии и мощности там циркулируют?

[alex_semenov]

У вас сила лобового сопротивления в итоге приближается к куску кинпича подобного размера)))

Родной, а вы заходили хотя бы в вики и почитали про силу лобового сопротивления?
Я как раз недавно заходил в поисках потерянной двойки в уравнении пропеллера (и оттуда уже к закону Бернулли)...
Обратите внимание там к обычной формуле силы лобового сопротивления:



...есть ниже уточняющая дописка:

для продолговатых тел вращения, ориентированных вдоль потока (фюзеляж, оболочка дирижабля) — приведённая волюметрическая площадь, равная V^2/3, где V — объём тела.

Что это значит? Что не только лобовой мидель имеет значение. Если речь идет о "дирижаблях" и "ракетах", то пофигу особо диаметр лба. Важен ОБЪЕМ. Если ты сделаешь длинную узкую ракету, то сопротивление трения ВДОЛЬ КОРПУСА всё равно создаст тебе сопротивление не меньше чем при широком лбе но коротком корпусе. Да, есть различия, но они не так уж и существенны, как казалось бы...

[alex_semenov]

Миллиметровая композитная конструкция легко выдержит миллионы g, но километровая бетонная постройка с трудом держит 1g.

Тоже самое и для насоса и двигателя. Его масса будет определятся объёмом, заполненным топливом, умноженным на отношение плотностей топлива к стенкам, умноженным на отношение давления топлива к пределу упругости стенок. И мало влияет какие будут размер и ускорения, там уже дальше объёмные инженерные расчёты, где погрешность изготовления и наличия внешнего ускорения до 10g определят наиболее оптимальный размер. Ещё на оптимальный размер повлияет вязкость топлива.

Согласен. Качественно - всё так. Осталось определиться "с деталями", количествевнно.
В англоязычной вики в разделе "Балоны под давлением" нашёл замечательную формулу:

Для сферы минимальная масса сосуда под давлением равна



M — масса, (кг)
P — разница давлений от окружающего (манометрическое давление), (Па)
V — объём,
rho — плотность материала сосуда под давлением, (кг/м³)
sigma — максимальное рабочее напряжение, которое может выдержать материал. (Па) [20]

Другие формы, кроме сферы, имеют константы больше 3/2 (бесконечные цилиндры занимают 2), хотя некоторые резервуары, такие как композитные резервуары с несферической намоткой, могут приближаться к этому значению.

Что тут замечательно? Ну во-первых. Ясно что другие формы отличаются только коэффициентом, но не законами пропорциональностей.
Далее. Мы видим что масса сосуда под давлением просто пропорциональна объему и давлению.
То есть при том же давлении но с линейным ростом объема - масса растёт линейно.
О чем это говорит?
О многом. Например. Баки ракеты. Допусти, они что у большой, что у маленькой под одним давлением наддува, но у них разный объем. Однако видно что для бака ракеты (именно чисто бака, не несущего нагрузку бака) при пропорциональном росте то на то и выходит.
И хотя я раскатывал губу что, мол с ростом размера ракеты сработает закон куба-квадрата, но тут ... не судьба. Удельная масса бака на кг топлива или окислителя для большой ракеты будет той же что и для маленькой. Верно?
Хотя, опять же как посмотреть. Стакан наполовину полон или наполовину пуст? Хорошо что с ростом размера ракеты не нужно увеличивать массу баков! Еще тонкость. Остаются другие тонкости. Отношение объема к поверхности у большой ракеты выше и значит ТЕПЛОПОТЕРИ -ниже (хотя именно в поле тяготения большой бак оказывается под большим гидростатическим давлением). А если у вас на баке слой изоляции 25 мм (пенополеп... ота оранжевая хрень, некрашенная на всех шаттловских баках), то не факт что выигрыша от размера нет.
Я вот тоже думаю, а не попробовать ли водород? Не полность заменять метан.... а частично. Три компонента...
И еще. Давление наддува в баке. Вообще то у вертикально стоящей ракеты помимо наддува есть просто гидростатическое давление жидкости (на старте - точно). И у большой ракеты это давление выше. То есть наддув можно иметь ниже. При ускорении ракеты (она ускоряется всё быстрей и быстрей) это гидростатическое давление (которое и участвует в организации пого, кстати) становится всё выше и выше. То есть большой ракете и наддув в баке нужен не такой хороший как у маленькой (хотя это всё равно давление как не верти и то на то в итоге и выходит).
В общем. С баками не так всё плохо. Хотя и не так радужно как хотелось.
А что с камерами сгорания? Еще одна услованя "сфера" под давлением. Если у вас там 300 атм... И вы хотите увеличить объем камеры сгорания... вам пропорционально надо утолщать наружние стенки, которые держат давление внутри. Опять же пропорционально. Не хорошо не плохо.
Если тяга пропорциональна объему камеры сгорания (а это, видимо, так, надо уточнить), а масса (при том же давлении) пропорциональна объему, то опять же какая разница  одна большая камера или много маленьких? Масса на тягу не должны зависеть (это чисто камеры сгорания! без всякой облуды вокруг неё!).
Хотя и тут чёрт в деталях. В большой камере легче разгуляться визгу. Укротить, заставить работать большую камеру сгорания куда сложней чем маленькую. В общем, тут тоже масса нюансов, которые так просто в некую одну схему оптимизации не увязать.

То есть.
Обобщая. Мой первоначальный оптимизм по поводу того что большая ракета окажется и ТЕХНИЧЕСКИ выгодней маленькой - не хочет оправдываться. Закон кубов и квадратов тут (в баллонах под давлением) работает плохо.
Как говориться, не до жиру. Ладно нет инженерных выгод от размера, хотя бы не было бы больших проблем!
Однако я остаюсь вот на какой позиции.
Экономически большие ракеты должны быть всё же дешевле множества маленьких.
Это тем более актуально после того как космос попытались захватить многоразовостью и она не так уж и пошла.
Хотя...
Еще не вечер.

[равлик]

Согласен. Качественно - всё так. Осталось определиться "с деталями", количествевнно.

Минимальный размер ракеты физически ограничен вязкостью топлива и сопротивлением набегающего потока воздуха, и технологически точностью изготовления.

В англоязычной вики в разделе "Балоны под давлением" нашёл замечательную формулу:

Для сферы минимальная масса сосуда под давлением равна
\[{M_{{\rm{стенок}}}} = \frac{3}{2}P{V_{{\rm{жидкости}}}}\frac{\rho }{\sigma }\]

Что тут замечательно? Ну во-первых. Ясно что другие формы отличаются только коэффициентом, но не законами пропорциональностей.

Проще через удельную энергию, универсально для любой конструкции, дальше уже коэффициент формы. Например башни или ракеты или тросы лифтов или центробежные ускорители могут быть гипербалически сужающимися для увеличения высоты. Доля массы определяется удельной по плотности прочности, имеющей размерность удельной по массе энергии:
\[\chi  = \frac{{{M_{{\rm{стенок}}}}}}{{{M_{{\rm{стенок}}}} + {M_{{\rm{жидкости}}}}}} = \frac{{\frac{3}{2}P{V_{{\rm{жидкости}}}}\frac{{{\rho _{{\rm{стенок}}}}}}{\sigma }}}{{\frac{3}{2}P{V_{{\rm{жидкости}}}}\frac{{{\rho _{{\rm{стенок}}}}}}{\sigma } + {V_{{\rm{жидкости}}}}{\rho _{{\rm{жидкости}}}}}} = \frac{{\frac{3}{2}P{\rho _{{\rm{стенок}}}}}}{{\frac{3}{2}P{\rho _{{\rm{стенок}}}} + \sigma {\rho _{{\rm{жидкости}}}}}} \approx \frac{P}{\sigma } \cdot \frac{{{\rho _{{\rm{стенок}}}}}}{{{\rho _{{\rm{жидкости}}}}}}=\frac{{{\epsilon _{{\rm{жидкости}}}}}}{{{\epsilon _{{\rm{стенок}}}}}}\]

Если тяга пропорциональна объему камеры сгорания, а масса (при том же давлении) пропорциональна объему

Тяга это сила, произведение площади на давление. Для подъёмной силы летательных аппаратов, хоть крыло, хоть реактивная струя, уже не так, как для конструкций.
Много маленьких реактивных двигателей легче одного большого при равной тяге с одинаковыми давлением и площадью, но минимальный размер ограничен вязкостью и скоростью перемешивания топлива.

Важен ОБЪЕМ. Если ты сделаешь длинную узкую ракету, то сопротивление трения ВДОЛЬ КОРПУСА всё равно создаст тебе сопротивление не меньше чем при широком лбе но коротком корпусе. Да, есть различия, но они не так уж и существенны, как казалось бы...

Различия очень существенны при длине соизмеримой с шириной, особенно на сверхзвуке. Лишь на относительно малых скоростях и относительно больших длинах становится существенным продольное трение на фоне лобового сопротивления, но это режимы медлинных самолётов, а не ракет.

[Vavanzer]

но 200-300 атм для первой ступени - более чем с головой!

   Расскажите это инженерам , которые делают действующие ракетные двигатели. Маску не забудьте рассказать!)))
  200-300атм для турбонасосов нынешних - сущий пустяк. Это не 500-600, где все намного экстремальнее!
Ничего даже изобретать не надо, никаких роторов.

Родной, а вы заходили хотя бы в вики и почитали про силу лобового сопротивления?

Не только заходил, но и изучал эту тему в былые времена... 
На сверхзвуке и тем более нагиперзвуке все превращается в кирпич. Условно говоря. Нужны острые стреловидные формы. С отсечением потока от стенок.

Важен ОБЪЕМ. Если ты сделаешь длинную узкую ракету, то сопротивление трения ВДОЛЬ КОРПУСА всё равно создаст тебе сопротивление не меньше чем при широком лбе но коротком корпусе

Я так никогда не сделаю))) Предпочту чуть больший пробивной обтекатель, с заужением корпуса к концу, чтоб его стенки "в тени" оставались.
Ну или вытянутый острый треугольный профиль, с термозащищенным "пузом", для варианта использования подьемной силы.
 
 А ваша вот эта толстая версия - эт какой то пряник, коржик, а не ракета!)))) Большая часть энергии и тяги движков на борьбу с воздухом уйдет))))
На Луне или где нить на Церере прокатит такая форма. Но не для атмосферы. И даже не для Марса )))

[Vavanzer]

Однако я остаюсь вот на какой позиции.
Экономически большие ракеты должны быть всё же дешевле множества маленьких.

  Это уже давно известный факт. Сколько уже сводных таблиц и графиков было на эту тему. Мелкие самые невыгодные. Количество деталей почти то же самое. Площадь лобового столкновения больше, относительно поднимаемой массы и обьема.

  А на счет обьема, опять же, не стоит путать дозвук и гиперзвук. Обьем важен на дозвуке, тк там обтекаемость происходит, и втч и "затекаемость" в случае сужения после миделя. А знач и трение об стенки всем фюзеляжем происходит, плюс вихри тащатся ...

[Vavanzer]

Удельная масса бака на кг топлива или окислителя для большой ракеты будет той же что и для маленькой. Верно?

  Неа. Толщина стенок примерно та же. Ну, разве что допусилители нужны. А так, обьем растет в кубе, а площадь стенок в квадрате. Изза этого тоже в часности выгода. Так же как и внутренний обьем РН относительно площади стенок выгоднее при увеличении размеров, до пор, пока усилители жесткости, нарушающие прямую зависимость соотношения V/S пропоорциональное степени 3/2, не приведут к потере выгоды от дальнейших увеличений линейных размеров.
  По сути, однажды, начиная с некоего размера, конструкция начнет требовать столько материала (даже самого лучшего и легкого), что масса начнет расти неприемлемыми темпами, в ущерб полезной нагрузке. А в какой то момент и вовсе даже себя не поднимет гипотетическая "царь-ракета"))) Аналогично царь-пушке, которая не могла стрелять, по той же причине...
С этой штуковиной еще десятки лет назад столкнулись при строительстве крупнейших транспортных и военных самолетов, подошли близко к пределу возможностей на тот момент. Но, я полагаю, что потенциал дальшейшего увеличения носителей для воздушных стартов еще далеко не исчерпан, тк конкретно под эти задачи узкоспециализированных оптимальных моделей не производили еще. Которые были бы сосредоточены на "протыкании атмосферы" - подьеме на максимальную высоту, пробое звукового барьера, и придании максимально достижимой сверхзвуковой скорости...
В основном универсальные бомбардировщики и пр лабудень некосмическую для длительных полетов делают. У которых масса топлива ради дальности больше сухой массы самолета, и сравнима с массой заправленных вторых ступеней некоторых РН)))