Насчёт малости не знаю. Там вроде фигурировала цифра в 8 тонн.
Если включать массу переходника в ПН логично, то ещё логичнее включить и массу второй ступени вместе с топливом. А ещё и обтекатель... кажется, я понимаю, как пиндосы насчитали грузоподъёмность своего Сатурна-5.

Ну так и сопоставьте ее со всем остальным. Это копейки на общем фоне.

Я не понимаю, а как еще рассчитывать поднимаемую массу? Дескать, ракета тянет только сам выводимый объект, а все вспомогательное на святом духе взлетает само собой? Топливо первой ступени, по сути, не в счет (хотя поначалу очень даже в счет, его еще надо от Земли оторвать), а вот второй - да, его таки считать логично. Уже не говоря об обтекателе, который вообще-то выводится в космос вместе с объектом. Что не так с грузоподъемностью-то? По-вашему, обтекатель надо вычесть? Это с чего бы? Он что, невесомый, или его на Земле случайно оставили?

Вы не догадываетесь, с кого я беру этот продуктивный пример? А расскажите-ка, кто на этом форуме декларировал нечто наподобие того, над чем вы очень тонко пошутили сообщением ранее? Если не расскажете, то выходит, что я был прав насчет невидимых либерастов.

Фрост, знаешь что? Гуд бай, Америка. И ты тоже. Надоел своими глупостями. Шёл бы ты в резервацию, там, чтобы трепаться особых знаний не надо. Ну, если учесть, что каждый считает себя подобным кухарке, что запросто управляет государством.

Это мне говорит человек, который не понимает, зачем нужен головной обтекатель и почему его учитывают в общей массе выводимого груза. Ну океюшки, че.

Фрост уже дважды довел Генриха до слез. А я еще ни разу. Какой позор. ))

Вранье. В двигателя РД-180 удельный импульс I (практический) составляет в вакууме 337,8 c, на уровне моря - 311,3 с. Скорость истечения (эквивалентная) рассчитывается как i*g и составляет 3310 м/с в вакууме, немного меньше - на уровне моря. Кинетическая энергия газовой струи на срезе сопла составляет 5,48 МДж/кг, а теплота сгорания для кислород-керосинового топлива - 9,81 МДж/кг (оценена из стехиометрии реакции керосина с кислородом). Отсюда находим КПД: 55,9%. Это мало? Почти 56% химической энергии превращается в кинетическую! al1618, вы как обычно, базар не подкрепляете ни цифрами, ни расчетами: лишь бы брякнуть с умным видом. Теплоемкость узнаёте из закона Кирхгофа (даже не указывая, на какой из трех), теплоемкость вакуума у вас бесконечна, теплоноситель в радиаторах - цезий, продлевать жизнь рекомендуете пожиранием ртути... Но гонора-то, гонора!

Что ж, давайте считать.
Примем, что ускорение свыше 10 g (100 м/с/с) использовать нельзя: космонавтов подавим. Примем также, что скорость вылета из трубы должна составлять 1000 м/с: это – не слишком много, всего 1/8 от первой космической, и совсем малая часть от потребной энергии. Пусть масса ракеты 100 тонн – это ракета, относящаяся к легкому классу, обычно выносит на низкую орбиту около 2 тонн, но наша будет, как предполагается, выносить больше за счет экономии топлива на старте.
Итак, первое: какой длины труба потребуется?
Длину найдем из школьной формулы: S=V^2/(2a), где V – конечная скорость при вылете из ствола, а – ускорение. Получаем длину 5000 метров. Однако… Где такую пушку строить будем?
А велико ли будет давление в стволе? Сила F, действующая на ракету, находится так: F=ma+mg. Для нашей ракеты это 11 МН. Диаметр такой ракеты составляет обычно около 2,5 метров (см. ракета «Рокот»), значит, внутренний диаметр ствола 2,5 метра, площадь s сечения ствола 4,9 квадратных метра. Сила F, деленная на s, составит 2,2 МПа – или примерно 22 атмосферы. Конечно, не как в артиллерийском орудии, но все же.
Сколько времени будет продолжаться выстрел? Опять школьная физика: S=аt^2/2, откуда
t=(2S/a)^0.5=10 секунд.
Что в сухом остатке? В сухом остатке – башня, высотой 5 километров, способная многократно выдержать изнутри давление более 20 атмосфер и воздействие температур порядка 3000 градусов в течение 10 секунд на каждом пуске. Вы полагаете, что это реально?
Но… Но оценка по формуле Циолковского показывает, что для того, чтобы набрать скорость в 1 км/с, ракета с удельным импульсом 3300 м/с должна выжечь 40% своей массы. Понятно, что это очень и очень много. Но в самом ли деле пушечный старт позволит много сэкономить? Вот информация к размышлению http://btvt.info/3attackdefensemobility/uran.htm. Бронебойный подкалиберный снаряд имеет массу 4,6 кг, начальную скорость 1575 м/с. Вес пороха, идущего на его разгон, составляет 7,9 кг, т.е. 63% от веса порох+снаряд. Правда, скорость тут больше в полтора раза, значит, для разгона до 1 км/с и заряд пороха должен быть в 2,25 раз меньше, т.е. 3,51 кг. Это составляет 41% - ровно столько, сколько мы насчитали для ракеты. Тут, правда, есть еще одна уловка: теплота сгорания двухкомпонентных топлив больше, чем порохов, раза в полтора. Но проку от этого мало: скорость-то пропорциональна корню из энергии заряда.
Итог: пушечный старт безумно сложен и не сулит заметного выигрыша.
Есть контраргументы? Давайте.
PS. И все же в этом есть рациональное зерно. Такую пушку построить можно, и она не будет тратить ни грамма топлива из ракеты. И будет чрезвычайно легкой. Почти невесомой. И вес выводимого груза вырастет в разы.

Решили равняться на Фроста, а то и делать с него жизнь? Ну, что ж, это ваш выбор.

Мерси за выкладки, пусть даже я их опустил. Во всём вы правы, но вы не учитываете того, что техническое исполнение задуманного может запросто изменить ваш вывод "безумно сложен и не сулит заметного выигрыша" на эффективный и относительно недорогой способ запуска.

1) Совсем не обязательно ограничиваться 10 g. Дело вот в чём. Сам ход развития космонавтики иллюстрирует, что режимы вывода грузов и людей на орбиту разные. Пиндосы вон никак не желают заниматься людьми. Я это к чему? А к тому, что допустимый предел ускорения запросто можно поднять до 40-50 g. При отсутствии человека на борту, разумеется. То есть, артиллерийский запуск применять исключительно для вывода грузов.
2) Способ исполнения.
Зачем башня? Можно шахту построить. Причем не вертикальную, а под наклоном. В конце концов, горизонтальная составляющая тоже нужна.

Когда я обдумывал эту схему, у меня другие трудности были. Давление горячих газов - дополнительная, не предусматриваемая ранее нагрузка на конструкцию. Но это можно обойти насадкой. Допускаю, что надо обозвать гильзой или пыжом. То бишь, одноразовое защитное устройство от давления и температуры.

И расход топлива всё-таки будет. Не взрывать же пороховой заряд под ракетой. Но расход будет небольшим, порядка 10% от максимума.

Жесть как она есть. Неужели никто из присутствующих не снимет лапшу с ушей и не разоблачит столь наглый подлог? Коллеги, я в вас разочаруюсь
Маленькая подсказка - от чего ж вдруг наземный и воздушный транспорт не катается на СТОЛЬ эффективных РД, а довольствуется двигателями Отто( предельный ТЕРМИЧЕСКИЙ КПД = 25-30%) Дизеля (30-35%) и турбинами (35-40%)?
И это "термический", а у Борисыч-а то полный!!! (т.е. та часть что перешла в движение-импульс)

Всемирный заговор похлеще "лунной аферы" и куда Генрих смотрит, а?

А чо я один тут что ли? Понятно, что кпд Борисыч считает экзотично, но я уже высказывался по этому поводу.

Объясняю вам, al1618.
Масса жидкого кислорода на борту ракеты в три раза больше массы керосина. Это эквивалентно увеличению массы бензобака обычного самолета в четыре раза. И этим обусловлен тот факт, что самолет с РД малоэффективен. Масса МИГ 31БМ с полной загрузкой – до 47 т, из них более 17 тонн приходится на топливные баки. Увеличьте-ка этот вес в четверо, до 68 тонн, добавьте массу теплозащиты - и хрен такой самолет оторвется от земли. А оторвавшись, будет пожирать это топливо не столько для перевозки груза, сколько для перевозки все того же топлива. Кстати, по этой же причине электромобиль малоэффективен: он возит в батарее и топливо (плохое), и окислитель (плохой), и продукты сгорания.
al1618, прежде чем лезть с очередной демонстрацией вашей дремучести, скажите, наконец (вы упорно избегаете ответа): как вы исчисляете теплоемкость с помощью законов Кирхгофа (и какого именно), зачем в радиаторах цезий, где вы прочитали про бесконечную теплоемкость вакуума, с какой целью рекомендуете есть ртуть. Вот потом и поговорим. Кстати, признаки ртутной интоксикации - раздражительность, тревожность и депрессивные состояния. И признаки этого в ваших постах наличествуют. Бросьте вы это дело, неровен час, кондратий хватит.
С искренней заботой о вас.

Да??? Прочитал первый топик, там Маска разносят, не?
Смысл?

Можно. Стотонная ракета пр ускорении 50 g будет весить 5100 тонн. Это разом меняет требования к жесткости и прочности конструкции. сейчас топливные баки подчас делают из стали 0,1 мм - а для шахтного старта из какой делать прикажете? И упрочнение автоматически повлечет за собой увеличение массы. Конечно, тут нужны количественные оценки, но сопромат - не мой конек.
Наклонная башня - это увеличение дальности полета через плотные слои атмосферы с разогревом конструкции и ненужными потерями энергии. Не просто так ракеты запускают вертикально. И, кстати, при ускорении 50 g глубина шахты должна быть 1 километр, а давление при старте в районе 100 атмосфер.
Еще одно соображение. Чем выше внешнее давление, тем менее эффективен ракетный двигатель. При 100 атмосферах за соплом от него вообще мало толку (или же нужен движок с давлением в камере сгорания в тысячи атмосфер) и вы переходите к чисто пушечному старту, когда топливо следует размещать в каморе ствола, а не в ракете. В общем, как у Жюля Верна, "Из пушки на Луну".
Она в артиллерии называется поддоном. Но от этого нагрузка на ракету не уменьшится - кроме термической.
Наконец, я уже в расчете показывал, что для выбранной скорости расход топлива что из пушки, что из ракеты примерно одинаков. Вы бы прочли выкладки, они даже для al1618 доступны.

Да да объясняйте объясняйте - хотя думаю все и так поняли цену ваших аргументов И объяснений.

З.ы. И кстати Борисыч так чему там равна теплоемкость межзвездного вакуума, ась? Уже столько времени прошло - пора бы уже и разобраться. Или эго не позволяет признать что лопухнулись? Причем заметьте - теплоемкость вакуума интересна почему то исключительно вАм - все остальные давно поняли в чем там вопрос.

Я вам уже объяснял. Дать ссылку, ли же сами найдете? Не прикидывайтесь тем, кто вы есть. Я знаю, в чем там ответ. Он в том, что вы болтун и не способны признаться в том, что наговорили глупостей. Брысь, нечистая, "знаток" Кирхгофа, меркурофаг.

Ага опять хамим когда ловимся на незнании.

Одна десятая миллиметра? о_0 Может, из миллиметровой все же? А то прямо фольга какая-то.

Я не хотел, честное слово!

Да, и хамите, и ловитесь на незнании. И изворачиваетесь, как уж. Уже не в первый раз. Планида у вас такая: фейсом в назем.
Есть еще что брякнуть? Пшел вон.

Борисыч, вы просто не понимаете, что инженерные ухищрения могут обойти очень многие сложности. К примеру, если максимально допустимая нагрузка для конструкции 10g, то поддон можно приладить так, чтобы ускоряющее усилие на ракету прилагалось не целиком снизу, а распределялась по всей длине ракеты, по двум (к примеру, снизу и посередине) точкам. Тогда допустимое ускорение можно увеличить в 2 раза.
Придётся увеличивать толщину стенок баков? Ну, и увеличим. Или найдём новый материал. Посмотрите развесовку ступеней того же Протона. Вес всех конструкций любой ступени Протона - порядка 7-8%.
Не забывайте так же о том, что начальная скорость в 1,5 км/с практически отменяет необходимость первой ступени. Либо её можно делать очень небольшой, исключительно для компенсации сопротивления воздуха.

Сомневаюсь, что вертикальный старт делают исключительно для быстрого прохождения плотных слоёв. Тем более, что и скорость-то поначалу не ахти. А после старта ракета довольно быстро начинает "ложиться". Где-нить в районе 5-15 км высоты.
Если выскочит необходимость вертикального полёта, то "скруглить" траекторию до вертикальной можно аэродинамическим путём. Боковое ускорение, конечно, придётся учитывать. Лично мне больше нравиться пологий старт. Опора на воздух нейтрализует силу тяжести. В крайняк можно запустить под углом 45^о, всего на 40% траектория длиннее.

Вообще сам ход обсуждения шахтного запуска наводит на мысль, что идея плодотворна. Мы рассматриваем неизбежные сложности и способы их нейтрализации. Надо сразу принять, что конструкция ракеты изменится кардинально. Это само собой. Но финальный приз, - отказ от первой ступени, - очень соблазнительный. Масса первой ступени порядка 60-70% всей стартовой массы.
Реально за утроение процента ПН придётся заплатить, и в итоге получим не утроение, а удвоение. Но это тоже неплохо.

Попробую развить идею.
Можно попытаться совместить поддон со ступенью с переводом его на твёрдое топливо. Поддон сделать в форме гильзы-оболочки, на которую повесить решение ряда проблем:
- распределение стартовой нагрузки по всему телу ракеты;
- защита от давления и температуры;
- доразгон в нижних слоях на остатках топлива;
- экономия на толщине внешних стенок баков с топливом следующей ступени.
Это только то, что я вижу сразу.

Теперь скажу, почему я - за пологий старт. Следующим фокусом, позволяющим кардинально снизить массу топлива, должно быть создание прямоточного гиперзвукового движка. Возможной платой будет принудительное обогащение воздуха кислородом до 50-70%-ного содержания. То бишь, запас жидкого кислорода можно снизить на треть.
Но это потребует как раз пологой траектории. Выходить из атмосферы полностью нельзя.