SpaceX

[BlackMokona]

понятно, что к директивной зарплате в СССР это чуть меньше относится, но тем не менее

Там ещё были директивные цены, поэтому совсем всё плохо с таким сравнением

[Скеп-тик]

Учитывая что тяговоруженость Раптора намного больше,

Увы, ненамного. Удельный импульс РД-180 - 311 сек, удельный импульс Раптора - 330 сек. То есть, на килограмм тяги Раптор использует только на 8% меньше горючего, чем РД. ПО МАССЕ.
Вдруг как-то перестали нравиться метановые двигатели. Получается, конструкционный вес бака с метаном отнимает у грузоподъёмности ракеты много больше, чем даёт выгоды в тяге.

[indigoroman]

Там ещё были директивные цены, поэтому совсем всё плохо с таким сравнением

в общем и целом не особо спорю
но нулевое представление о трудоёмкости позволяет получить
и именно с автомобилями, уже при переходе к рыночной экономике, верхняя граница трудоёмкости снижалась быстро, но плавно, "без скачков"

[BlackMokona]

Учитывая что тяговоруженость Раптора намного больше,

Увы, ненамного. Удельный импульс РД-180 - 311 сек, удельный импульс Раптора - 330 сек. То есть, на килограмм тяги Раптор использует только на 8% меньше горючего, чем РД.
Вдруг как-то перестали нравиться метановые двигатели. Получается, конструкционный вес бака с метаном отнимает у грузоподъёмности ракеты много больше, чем даёт выгоды в тяге.

Я про тяговоруженость, а не УИ. И насчёт массы бака, и сколько массы он прибавляет по сравнению с 8% массы топлива?

[Скеп-тик]

Плотность жидкого метана 416 кг/куб, керосина - 810 кг/куб. Бак для метана нужен вдвое больше, вдвое больше будет и вес.
(По закону квадрата-куба, вес вроде должен увеличиться на корень из 2-х, но увеличение размера приводит к увеличению массы крепежа и оболочки ракеты. Так что - вдвое!)
Тяга - 200 тонн, тяговооруженность на один двигатель - УИ.

[BlackMokona]

Плотность жидкого метана 416 кг/куб, керосина - 810 кг/куб. Бак для метана нужен вдвое больше, вдвое больше будет и вес.
(По закону квадрата-куба, вес вроде должен увеличиться на корень из 2-х, но увеличение размера приводит к увеличению массы крепежа и оболочки ракеты. Так что - вдвое!)
Тяга - 200 тонн, тяговооруженность на один двигатель - УИ.

Нет, тяговоруженость это отношение тяги двигателя к массе двигателя. А УИ это его способность превращать кг топлива в кг тяги.
Ну и смотрим, для простоты посчитаем что баков кислорода у нас нету, летим на чистом метане.
У суперхэви
180 тонн сухая масса
3300 тонн топливо
Итого могли бы сэкономить 90 тонн на сухой массе, но потерять 250 тонн примерно на топливе. Выгода 160 тонн. И это заметим мы забыли про кислородные баки которые не изменились, поэтому выгода будет ещё значительно больше.

[Russ3000]

так определяется трудоемкость изделия или обратная величина - производительность труда

У Маска много деталей для двигателя печатается на принтере, наши наверняка до сих пор выпиливают из больших болванок, вот и разница в трудоемкости.

[ZoooM]

У Маска много деталей для двигателя печатается на принтере, наши наверняка до сих пор выпиливают из больших болванок, вот и разница в трудоемкости.

во всем вашем предложении, ключевое слово наверняка.  понятно что существующие РД делают по устоявшейся технологии и они эффективны.
но 3д печать внедряется и довольно интенсивно.   возможно двигатели малой тяги даже есть смысл печатать.
но печать больших двигателей первой ступени, с высоким давлением думаю пока не реальна.. пока есть недостатки. например хрупкость. 

[BlackMokona]

У Маска много деталей для двигателя печатается на принтере, наши наверняка до сих пор выпиливают из больших болванок, вот и разница в трудоемкости.

во всем вашем предложении, ключевое слово наверняка.  понятно что существующие РД делают по устоявшейся технологии и они эффективны.
но 3д печать внедряется и довольно интенсивно.   возможно двигатели малой тяги даже есть смысл печатать.
но печать больших двигателей первой ступени, с высоким давлением думаю пока не реальна.. пока есть недостатки. например хрупкость.

Уже наоборот, на 3d принтере можно сделать прочнее при меньшей массе.

[Скеп-тик]

Итого могли бы сэкономить 90 тонн на сухой массе, но потерять 250 тонн примерно на топливе. Выгода 160 тонн.

Не совсем так. Потеряв 80 тонн сухой массы, нам становится ненужно топливо для её разгона. И, конфетка, не нужно топливо для подъёма ненужного топлива. Когда-то, то ли в журнале Квант, то ли в конкурсе журнала "Земля и Вселенная", задавалась такая задача, на сколько возрастёт запас топлива при увеличении массы ракеты на 1 кг. Оказалось, требуется добавить 4 кг топлива. Так что, уменьшив сухой вес ракеты на 80 тонн, мы выиграем 320 тонн топлива, то есть, если тяжёлая ракета имеет стартовый вес 3300 тонн, с компактным топливом достаточно стартовой массы 2900 тонн для той же полезной нагрузки.

[ZoooM]

Меньшей массы да но учитывая что пока все таки двигателей первой ступени полностью напечатанных нет. То пока ещё все таки рано. Мелкие уже есть

[Degen1103]

Плотность жидкого метана 416 кг/куб,

Можно ли сделать метановую шугу, как из водорода?

[Pova]

Ещё, возможно, стоит учесть такой момент. Керосин, грубо, имеет формулу ближе к СН2, а метан - СН4. И если предположить, что у нас стехиометрическое сгорание, имеем:
СН2 + 1,5О2=CO2 + H2O -14г керосина требует 48г кислорода
СН4 + 2О2 = СО2 + 2Н2О - 16г метана требует 64г кислорода

[BlackMokona]

Не совсем так

Для разгона топлива, тоже нужно топливо

[Mercury127]

кажется, спорщики забыли, что на Марсе керосина нет...

[Alexrama]

Вдохновляющий вид с участием Starship на юге штата Техас

Спустя 188 дней после первой сборки, Starship - самая мощная сверхтяжелая ракета-носитель в мире была вновь продемонстрирована публике, её конструкция высотой почти 120 метров действительно впечатляет своими масштабами. Однако, изменилось ли что-нибудь в конструкции стартовой площадки для обеспечения орбитальных полётов? Башня обслуживания обрела могучие роборуки (Мехазилла) и именно с их помощью прототип Ship20 был впервые водружен на 1 ступень ракеты-носителя высотой 69 метров, также у нижней части прототипа Starship можно заметить рукав для обеспечения заправки перспективного космического корабля (QD arm).

Многие любители космических полётов и космонавтики ждали этого действительного важного и зрелищного момента, 10 февраля 2022 года прототип сверхтяжелой полностью многоразовой ракеты-носителя Starship предстал перед публикой в сборе 2 раз чуть более чем за полгода. Впечатляющая своими масштабами ракета вновь находится на стартовом столе, её 1 ступень была поднята на место с помощью подъемного крана, а 2 ступень - Starship плавно взмыла ввысь и была аккуратно состыкована с 1 с помощью гигантских клешней роборук Мехазиллы. Процесс выглядел действительно грандиозно и все прошло полностью успешно. В будущем предполагается, что эта конструкция сможет последовательно ловить обе ступени при их возвращении. В предвкушении первого пуска сверхтяжелой ракеты-носителя Starship, когда тысячи тонн тяги сначала 29 двигателей Raptor V1.5 1 ступени, а в более новых версиях космической системы и 33 Raptor V2 обеспечат отрыв огромной ракеты-носителя от стартового стола - захватывающее зрелище. В работе они будут смотреться поистине завораживающе, а их рёв будет слышал на многие километры от стартовой площадки. В данный исторический момент только РН Falcon Heavy обладает схожим числом двигателей на 1 ступени, а именно 27. Суть концепции космической компании SpaceX - сделать фантастику реальностью в наши дни и вдохновлять человечество действительно грандиозными и амбициозными свершениями. По всей видимости пилотируемый облёт Луны в 2023 году с помощью Starship имеет все шансы состояться, миллиардер и космический турист Юсаку Маэдзава в процессе отбора 12 членов экипажа этой миссии

[Rz]

Плотность жидкого метана 416 кг/куб, керосина - 810 кг/куб. Бак для метана нужен вдвое больше, вдвое больше будет и вес.
(По закону квадрата-куба, вес вроде должен увеличиться на корень из 2-х, но увеличение размера приводит к увеличению массы крепежа и оболочки ракеты. Так что - вдвое!)

Но стехиометрическое соотношение для керолокса ~ 2.6 : 1 (2.7 : 1) , а стехиометрическое соотношение топливной пары для Старшипа - 3.6 : 1
Это значит, что для керолокса понадобится 0,54 литра керосина на каждый литр жидкого кислорода, а для металокса понадобится 0,75 литра жидкого метана на каждый литр жидкого кислорода. Значит бак с жидким метаном будет больше на 39% 

[Маскилон]

Посмотрел презентацию. Выводы: сопло плавится, это провально для многоразовости. Они гонятся за давлением, ракета тяжелая и относительно узкая, а движки мелкие, не помещаются сколько хочешь. Поэтому без высокого давления в камере она не полетит. И вся их возня может пойти прахом, я знаю о чем говорю, многие проекты полетели на плавке металла

[ovz]

Посмотрел презентацию. Выводы: сопло плавится, это провально для многоразовости.

Почему провально? Сопло  может  быть расходным материалом и меняться после каждого пуска. Думаю там много таких деталей. Многоразовость из за этого не отменяется.
Даже в автомобиле есть одноразовые детали. Балансировочные грузики, фильтры и т.д.

[Скеп-тик]

Значит бак с жидким метаном будет больше на 39% 

При реактивной тяге важны не литры, а килограммы, и скорость истечения.
При сгорании керосина на 10 молекул СО₂ приходиться 11 молекул Н₂О. У метана - 1 к 2. Поскольку молярная масса углекислого газа 44, а воды - 18, то молекулы воды движутся, при одинаковой температуре, в 1,7 раза быстрее молекул углекислоты. Поэтому метан эффективней как топливо НА КИЛОГРАММ МАССЫ относительно керосина. Но выигрыш минимальный, воды в керосиновом выхлопе 31%, в метановом - 45% (по массе).