Верхний предел на размер носителя.

[tktyf]

Может тогда сначала устанавливать на старт РДТТ, заливать его, а потом верхние ступени... Такой громадный РДТТ, диаметром эдак ...надцать метров :wink: .

[pkl]

Так и хотим! :wink: А если величина у.и. подтвердится и эксплуатация будет без особых сложностей - так, может, и целиком его из таких ступеней сделать?

[tktyf]

Так и хотим! :wink: А если величина у.и. подтвердится и эксплуатация будет без особых сложностей - так, может, и целиком его из таких ступеней сделать?

Старт получиться сложным и дорогим. Этож придётся всю ракету закрывать. Точнее вокруг ракеты, на старте, должно быть сооружение по заправке РДТТ.

[pkl]

Так и хотим! :wink: А если величина у.и. подтвердится и эксплуатация будет без особых сложностей - так, может, и целиком его из таких ступеней сделать?

Старт получиться сложным и дорогим. Этож придётся всю ракету закрывать. Точнее вокруг ракеты, на старте, должно быть сооружение по заправке РДТТ.

А что, если только одна ступень, этого делать не надо?

[hcube]

А для такого топлива нельзя сделать самонесущий заряд? Т.е. заморозить до -50... снизу блок с соплом, движущийся по корпусу... можно некислый выигрыш в массовом совершенстве получить ;-D.

[zyxman]

А для такого топлива нельзя сделать самонесущий заряд?

Композит - лед армированный аллюминиевой проволокой

[pkl]

А для такого топлива нельзя сделать самонесущий заряд?

Композит - лед армированный аллюминиевой проволокой

Да проще - охладить поглубже. Тут уже писали, что он становится прочнее гранита.

[Димитър]

Осеннее обострение бывает?  

ИМХО, можно попытаться вычислить параметры суперракеты, используя известные двигатели. Возьмем «Сатурн-5». У него на первой ступени однокамерные двигатели F-1 тягой в 750 тонн (УИ = 304 с). Из 4 камер делаем один 4-камерный двигатель (F-1-4) на 3000 тонн. Нагрузки от такого двигателя будут точно в 4 раза больше, чем от 4 F-1, но и тяга – в 4 раза больше. Ракета с такими двигателями выведет в 4 раза больше чем Сатурн-5. 4 х 125 = 500 тонн ПН !
Можно еще вместо одной первой ступени огромного диаметра сделать несколько блоков поменьше. У Сатурна 5 двигателей. Получается 4 боковых ускорителя (каждый с двигателем на 3000 тонн!) и центральный блок. ЦБ делаем сразу как вторую ступень на водороде и экономим один РД F-1-4. На второй ступени можно сделать то же, что и на первой – из однокамерных РД J-2 сделать 4-камерные, но можно и заменить их на более мощные RS-68 (332 т тяги, УИ = 420 с). ... Еще и поставить 3 ступень – ПН еще увеличится.

Но количество БУ может быть разное и получается целая линейка супертяжей:
Д (Димитър   ) -2  -  2 БУ – 250 т ПН
Д-4  -  4 БУ – 500 т
Д-6  -  6 БУ – 750 т
Д-8  -  8 БУ (как на Вулкане!) – 1000 т  !!!
 ПН взяты «на глаз», принимается, что для каждой ракеты делается оптимальная 2 и 3 ступень.

Я не специалист. А что скажут специалисты? Можете прикинуть характеристики такой ракеты, и сколько она сможет выводить?
Даешь 1000 тонн ПН одным запуском !?

[fan2fan]

В Википедии в статье "Формула Циолковского" ЕМНИП есть данные о х/с Сатурна-5 (по каждой ступени - со всеми гравпотерями и т.д.). Прикиньте-поиграйтесь цифирками, чтобы у Ваших ракет были похожие характеристики (тогда можно считать, что полетят - если не развалятся :-)).

[Вован Сидорыч]

А для такого топлива нельзя сделать самонесущий заряд? Т.е. заморозить до -50... снизу блок с соплом, движущийся по корпусу... можно некислый выигрыш в массовом совершенстве получить ;-D.

Хм... А ведь это Идея!
И никаких трех ступеней не нада - только блок двигателей снизу
Как-то уже собирались построить изо льда авианосец, будет теперь "ледянная" ракета

[pkl]

А как герметичность обеспечить между сосулькой и сопловым блоком? Резинками, как между сегментами RSRM?

[Вован Сидорыч]

А как герметичность обеспечить между сосулькой и сопловым блоком? Резинками, как между сегментами RSRM?

Ну блин... я - Стратег, а не Тактик

Можно тросики протянуть от моторов к ПН и лебедками их натягивать, прижимая движки к "топливной сосульке"

Можно корпус оставить, но сделать его телескопическим - по мере расходования топлива ракета "складывается" в себя

[Lanista]

был похожий топик
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=8345&start=0

[zyxman]

Кстати, говорят что углеродные нанотрубки вполне неплохо могут хранить внутри водород - вот и ответ на вопрос как получить твердое топливо с высокой прочностью.

[garg]

В связи с анонсом неуемных фантазий Маска хочу реанимировать топик. 
Есть ли где исходные данные для расчетов акустических и прочностных прделов роста РН? Так чтоб пересчитать на композиты и прочую инновацию.

Кстати, а как с этим обстоит у стартовых столов? есть предел/оптимум.

[Димитър]

garg пишет:

Есть ли где исходные данные для расчетов акустических и прочностных прделов роста РН? 

Кстати, а как с этим обстоит у стартовых столов? есть предел/оптимум.

1. Вопрос обсуждали и в других темах. Никто пока не дал ссылку на формулы. Начинаю сомневаться, что их есть в открытом доступе...
2.Акустические нагрузкт зависят не только от ракеты, но и от конструкции стартового стола. Он может поглащать звук или рассеивать в сторону от ракеты.

[Димитър]

Ракету на 500 тонн ПН хотели сделать в США после Сатурна-5. В 60-ых было массу проработок разных фирм. Имя ракеты НОВА.
Вот Маск возрождает НОВА - у эго МСТ в одноразовом варианте ПН = 500 - 550 т

... и хочу напомнить про мою Д-4: 4 БУ из первых ступеней Сатурна-5 и водородный центр - ПН как раз примерно 500 т !    

[Димитър]

Димитър пишет:
... и хочу напомнить про мою Д-4: 4 БУ из первых ступеней Сатурна-5 и водородный центр - ПН как раз примерно 500 т !  

Оказывается, было!

http://www.astronautix.com/s/saturnv-4xu.html

Saturn V-4X(U)
American orbital launch vehicle. Boeing study, 1968. Four core vehicles from Saturn V-25(S) study lashed together to obtain million-pound payload using existing hardware. First stage consisted of 4 Saturn IC's stretched 498 inches with 6.64 million pounds propellant and 5 F-1 engines; second stage 4 Saturn II standard length stages with 5 J-2 engines
Status: Study 1968. Payload: 527,600 kg (1,163,100 lb). Thrust: 160,135.00 kN (35,999,780 lbf). Gross mass: 15,504,720 kg (34,182,050 lb). Height: 95.00 m (311.00 ft).Diameter: 10.06 m (33.00 ft). Apogee: 486 km (301 mi).

LEO Payload: 527,600 kg (1,163,100 lb) to a 486 km orbit at 28.00 degrees.

[pkl]

Лучше вот отсюда ссылочку:
 http://www.astronautix.com/s/saturnv.html

Все Сатурны-5!



Saturn V Geneology
Credit: © Mark Wade

[Apollo13]

garg пишет:
Кстати, а как с этим обстоит у стартовых столов?

LC-39A расчитан на 28 млн фунтов тяги.

https://www.nasaspaceflight.com/2016/09/spacex-reveals-mars-game-changer-colonization-plan/

The rocket is shown to be launching from SpaceX's 39A launch site, which was in doubt based on its thrust margins. However, the rocket is close to the limitations of the pad's 28 million pound parameter and is likely to be provided with a level of pad engineering mitigation to allow ITS to launch from this site.