SpaceX показала готовую к пуску сверхтяжелую ракету Falcon Heavy

интересно что твиттнет Рогозин?
у него ещё остались шутки и аналогии в запасе?
(есть у меня один вариант, но он крайне не приличный)

Даже процесс установки рокеты моно показать красиво!
У Маска отличные шоумены.
Нашим надо этому учиться.

До параметров Сатурна 5 сильно недотягивает и при этом, конструкторы пошли по пути советских разработчиков лунной программы - сделали много небольших двигателей.
И получили те же проблемы с синхронизацией, но несмотря на это , видимо проблемы с синхронизацией меркнут по сравнению с проблемами масштабирования.
Если бы правильный подход был как в Сатурне - несколько больших мощных двигателей то наверняка бы так сейчас и сделали.
Почему нельзя повторить если современные материалы намного лучше?
Т.е. лучшее решение это то что было у Королева, а Сатурн 5 это конструктивный тупик.

В связи с этим возникает резонный вопрос - а реально ли вообще сделать ракету по схеме Сатурна 5?
Даже с новейшими технологиями и материалами ,через 50 лет, они все еще не могут повторить предыдущий успех.
Что наводит на нехорошие мысли.

Вы сторонник теории "США не были на Луне"?
А мы например можем повторить Буран, Энергию?
Или высадить Луноход, или на Венеру как СССР ???
Или построить 1144 ?

И самый интересный вопрос: Почему СССР молчал?

Если бы правильный подход был как в Сатурне - несколько больших мощных двигателей то наверняка бы так сейчас и сделали.
Почему нельзя повторить если современные материалы намного лучше?

Всяко можно. Например в проекте "Морского дракона" (стартовая масса 18000 т., ПН на НОО 500 т.), а также у "Короны" планировался единственный маршевый двигатель на блок.

Т.е. лучшее решение это то что было у Королева, а Сатурн 5 это конструктивный тупик.

Что есть в наличии или можно сделать за более-менее вменяемые суммы то и ставят.

В любом случае FH, как и его "база" F9 - ракеты времянки. Нынче готовят совсем иные "пироги"...

Вы сторонник теории "США не были на Луне"?

...а египетские пирамиды построили масяне.

Например в проекте "Морского дракона"

Вот именно в проекте.
Как только бы попытались сделать двигатель,так и узнали бы что такое проблемы масштабирования.
Может поэтому проект и остался только проектом.

А мы например можем повторить Буран, Энергию?

Почему нет?
Тут как с "голова пролазит - значит и все тело пройдет" - главное двигатель, если двигатель можно повторить то и всю программу можно повторить.
А проблемы большого двигателя состоят в том, что в большой камере сгорания больше температура, а та зависит от объёма сгораемого вещества.
С увеличением размеров объём растет как куб радиуса, а вот площадь поверхности как квадрат - следовательно- температурная нагрузка на стенки растет как минимум пропорционально размерам.
Т.е. если стенки какой-то камеры сгорания выдерживают температуру в ней, то при масштабировании двигателя их жаропрочность надо увеличить пропорционально или больше.

Если существует какой-то жаропрочный материал - то есть предел размеров камеры сгорания, которую можно из этого материала сделать - больше нельзя.
Если бы была возможность увеличения размеров двигателей, то конструкторы обязательно ей бы воспользовались, но поскольку мы наблюдаем то что все что они делают имеет относительно небольшой размер - то это означает что это и есть предельный размер жаропрочности существующих материалов.

И самый интересный вопрос: Почему СССР молчал?

Причин может быть множество - от "американцы оказались слишком умелыми" до "вся партийная верхушка погрязла в пороках и заключила тайную сделку с США"

До параметров Сатурна 5 сильно недотягивает и при этом, конструкторы пошли по пути советских разработчиков лунной программы - сделали много небольших двигателей.

- это что, стёб такой новогодний? Да и дальнейший текст вызывает удивление...

Масса пустой ступени Вам известна? Минимальная тяга гипотетического единого двигателя для Falcon вам известна? Вы же не можете двигатель дросселировать с 600 тонн до 10 тонн !! Вот мне такие чудесные двигатели неизвестны. Если известны вам, то приведите приемер такого.

... "вся партийная верхушка погрязла в пороках и заключила тайную сделку с США"

- о-о-о! Теории заговоров детектед! Вопросов  более не имею...

что в большой камере сгорания больше температура, а та зависит от объёма сгораемого вещества

Температура в камере зависит ТОЛЬКО от природы окислителя и горючего, и их соотношения. И ни от чего более.

P.S. И да. У керосина (который является горючим как в Сатурне 5, так и в этом вот Флаконе) температура стехеометрического пламени копеечная. Камеры, которые такие температуры держат, ещё диды при царе делали

P.P.S. Только теорий про инопланетян, жидов и лунные заговоры не надо, пожалуйста

проблемы большого двигателя состоят в том, что в большой камере сгорания больше температура, а та зависит от объёма сгораемого вещества.

Нет. Зависит от давления в камере сгорания (КС), а оно то вполне себе регулируется. Уделные объёмы в единицу времени поступающего в КС топлива, соответствуют объёму самой камеры и неизменны независимо от размеров оной.

Если существует какой-то жаропрочный материал - то есть предел размеров камеры сгорания, которую можно из этого материала сделать - больше нельзя.

Жаропрочность достигается не столько стойкостью КМ, сколько постоянным охлаждением КС и сопла путём прочачки сквозь их "рубашку" (двойные стенки) компонентов топлива.

Если бы была возможность увеличения размеров двигателей, то конструкторы обязательно ей бы воспользовались

Отчего же обязательно ?! - если того же результата можно добиться установко нескольких двигателей меньшего размера. С изготовлением крупногабаритных двигателей действительно есть проблемы. Но они из разряда технологических, а не принципиальной невозможности.

Вы же не можете двигатель дросселировать с 600 тонн до 10 тонн !!

Для чего нужно дросселирование во СТОЛЬКО раз? Вы хотите сказать что уменьшение тяги, по мере расхода топлива, достигается постепенным отключением части двигателей? Первый раз слышу... А как тогда справляются на ракетах с единственным маршевым...?

а египетские пирамиды построили масяне.

хто?

Почему нет?

потому

Тут как с "голова пролазит - значит и все тело пройдет"

это у кошки, у неё лопаток нет.

- главное двигатель, если двигатель можно повторить то и всю программу можно повторить.
А проблемы большого двигателя состоят в том,

Вас понесло...
Мы утеряли технологию таких мощных водородных двигателей,
мы утеряли технологию мягкой посадки на планеты и т.д.
Мы много чего утеряли. Также кое-что утеряли США.
Поэтому они тоже не могут повторить то, что делали раньше.

Причин может быть множество - от "американцы оказались слишком умелыми" до "вся партийная верхушка погрязла в пороках и заключила тайную сделку с США"

и это в условиях гонки на Луну?
Где на кону стоял престиж СССР???
Вы серьёзно? Я Вам завидую...

господа которые не верят в теории заговоров и прочее , а вот у меня есть пара вопросов .
Гречко мог знать то что обычные люди не знают ? а то он емнип был из тех кто уверен в существовании НЛО был  и емнип даже как то утверждал что сталкивался с ними (не уверен , может по старой памяти спутал с кем то , но че то кажется что в каком то интервью он рассказывал как сталкивался с ними)
если адмиралы и прочие флотские шишки в интервью говорят о неизвестных подводных объектах которые двигались с невозможной для тех времен (да и нынешних) скоростях , их тоже списывать в неадекваты ?
про квакеров слышал от самих моряков , а не только по ящику . это массовый психоз или пробелы в образовании и людей темных во флот набирали ?
к как думаете стеб это или типа откровение ?

интересно , срач на эту тему разовьется или затухнет ?

Нет. Зависит от давления в камере сгорания (КС), а оно то вполне себе регулируется.

Да можно в пушку засыпать меньше пороха и крупнокалиберная пушка будет стрелять хуже мелкокалиберной, но тогда пропадет весь смысл создания такой пушки.
То же и с двигателем - можно понизить давление и температуру но тогда этот двигатель не сможет развить ту мощность ради которой его и масштабировали.
То что американцы так и делали - понижали температуру в камере сгорания - давно заметили по красному цвету пламени выхлопа, что говорит о том, что этот двигатель не развивал той тяги которая была заявлена.

Температура в камере зависит ТОЛЬКО от природы окислителя и горючего, и их соотношения. И ни от чего более.

Температура - это величина характеризующая степень нагретости - т.е. концентрацию энергии - никакой зависимости от природы окислителя нет.
Если вы имеете ввиду что у разного вида пламени разная температура горения, то это относиться только к открытому пламени - когда вся выделяемая при реакции энергия рассеивается в воздухе - тогда устанавливается термодинамическое равновесие в системе и определенная температура горения.

Для чего нужно дросселирование во СТОЛЬКО раз? Вы хотите сказать ...

- тут очень простые соображения: поскольку Андрей свои теории строит вокруг многоразового Falcon'a и далеко идущих и, ИМХО, ошибочных аналогий с одноразовыми "Сатурном" и Н-1 (кто там чего думал, хотел сделать но не смог повторить и т.д.), то и речь я вёл о том, за что у меня глаз "зацепился".

Поглядывая в вики вижу, что:
Стартовая масса "Falcon 9 FT" ~550 тонн;
Тяга ДУ (9 x M1D+) у земли: ~773 тонн;
Масса сухой 1й ступени: ~26 тонн;

+ остаток топлива и окислителя в момент посадки (касания с площадкой), пусть будет тонн 10.

Итого, при посадке 1я ступень будет иметь массу ~35 тонн (допустим, т.к. в данном контексте конкретное значение не важно). Если бы у Falcon'a был единый двигатель (аналог чаемого Андреем F1 от "Сатурна"), то при дросселировании 60-100%% от полной тяги, минимальная тяга составила бы 773*0,6 = ~464 тонны! при массе ступени на посадке ~35 тонн. И как мягко сажать такой аппарат?!

Тяга у земли одного "Мерлина", около 86 тонн, При дросселировании 0,6 это будет ~51,6 тонна.

И как мягко сажать такой аппарат?!

Можно было бы добавить посадочные двигатели - все равно это было бы выгоднее, чем 27 тяговых двигателей.

Увеличением количества двигателей занимаются от безысходности, когда достигнут предел масштабируемости - всегда выгодней сделать один большой чем много маленьких.
Да еще проблемы с синхронизацией и вибрацией замучат.

Итак ,наблюдая за Фальконом можно заметить, что они занялись размножением маленьких двигателей, вместо создания одного большого - это означает что достигнут технологический предел увеличения размеров двигателя.
И предел этот наверняка связан с пределом жаропрочности материалов - других причин нет.

Можно было бы добавить посадочные двигатели - все равно это было бы выгоднее, чем 27 тяговых двигателей.

- выгодней кому?!! Вам? Что бы соответсвовать вашей теории? Да они только на одной серийности двигателей ценник отбивают...

Обратите внимание, компания SpaceX в целом последовательно развивает и совершенствует свой продукт (РН и пусковые услуги) и Falcon Heavy это очередной этап в этом развитии.

В ваших рассуждениях, ИМХО, нарушена причинно-следственная связь. SpaceX свою историю начала НЕ с Falcon Heavy! Поэтому рассуждения о том, что Falcon Heavy о 27 двигателях появился потому что не смогли повтоить F-1 от "Сатурна" - логический бред.
Falcon Heavy появился потому что эти двигатели у SpaceX уже есть, они отработаны и доказали свою надёжность (катастроф по их причине нет), как и сами первые ступени Falcon.

Если же Вы выражаете сомнение в результирующей надёжности FH о 27 двигателях, то тут с вами можно было бы и согласиться. Но как будет на самом деле покажет практика. Уже очень скоро.

И предел этот наверняка связан с пределом жаропрочности материалов - других причин нет.

- Вам уже писали выше, что сопла ЖРД обычно охлаждаются топливом. Внутренняя поверхность представляет из себя (обычно) медный сплав толщиной в пару миллиметров (температуру плавления меди и температуру в камере сгорания знаете?)

Зачем писать ерунду? Почитайте уже наконец о том как устроен ЖРД!

Для чего нужно дросселирование во СТОЛЬКО раз?

Для возврата первой ступени. Тяга двигателя должна быть сопоставима с весом ракеты (или тяга в кгс - с массой в кг).
Масса 1 ступени РН Falcon 9 - 22200 кг.
Тяга 1 х Merlin 1D - 86000 кгс.

Для неподвижного зависания ракеты перед посадкой нужно 26% тяги одного двигателя.

Внутренняя поверхность представляет из себя (обычно) медный сплав толщиной в пару миллиметров

Вы откуда эти данные взяли?
Из описания двигателя для авиамодельного кружка?
Модели ракет может и используют жрд целиком из меди, а настоящие ракеты используют жаропрочные сплавы.

https://rocketengines.ru/rocket-engines-studying/base-of-knowledges/encyclopedia/chamber.html

Медные сплавы, будучи относительно малопрочными, отличаются высокой теплопроводностью. Из них изготавливаются внутренние стенки, огневые днища и форсунки особо теплонапряжённых камер. Снижение тепловых потоков достигается нанесением на стенки керамических теплоизоляционных покрытий.

Без жаропрочности стенок никакое охлаждение не поможет.

Температура - это величина характеризующая степень нагретости - т.е. концентрацию энергии - никакой зависимости от природы окислителя нет.

Ну конечно же, совершенно очевидно, что такая зависимость есть Вы можете без подсказок догадаться, почему на кислороде температура будет больше, чем на воздухе?

Если вы имеете ввиду что у разного вида пламени разная температура горения, то это относиться только к открытому пламени - когда вся выделяемая при реакции энергия рассеивается в воздухе - тогда устанавливается термодинамическое равновесие в системе и определенная температура горения

Вот поэтому помимо природы горючего и окислителя играет роль и их соотношение в топливной смеси

Итак ,наблюдая за Фальконом можно заметить, что они занялись размножением маленьких двигателей, вместо создания одного большого - это означает что достигнут технологический предел увеличения размеров двигателя.
И предел этот наверняка связан с пределом жаропрочности материалов - других причин нет

Замечательно, только температура горения с объёмом камеры сгорания связана..... кхм-кхм-кхм.... Простите... Да. Они никак не связаны. Поэтому смысл данной дискусии околонулевой, ибо она началась с ложного посыла

Без жаропрочности стенок никакое охлаждение не поможет

Скорее, я бы сказал, наоборот - без охлаждения никакая жаропрочность стенок не поможет. Температура в камерах ракетных (да и не только ракетных, а даже и авиационных) двигателей сейчас превышает температуры плавления любых применяющихся там конструкционных материалов. И даже предельные рабочие температуры ТЗП (указанные керамические теплозащитные покрытия, обычно, на основе диоксида циркония ZrO2) составляют порядка (всего лишь!!!!) 1100-1300 Цельсиев (это против более, чем 2300 К стехеометрической температуры горения керосина). Так что в обеспечении сохранности конструкции камеры роль №1 играет именнно охлаждение. Всё остальное, будть то ТЗП, материалы и т.д - вторично, третично и так далее

И как мягко сажать такой аппарат?!

Так Вы про посадку, тогда понятно. Я то думал лишь о разгоне. Макеевцев с их "Короной" с единственным маршевым движком это соображение однако не останавливает.

Если же Вы выражаете сомнение в результирующей надёжности FH о 27 двигателях, то тут с вами можно было бы и согласиться. Но как будет на самом деле покажет практика. Уже очень скоро.

Многодвигательность может и наоборот повышать надёжность. Если общая полная тяга дана с избытком. Тогда ракета сможет продолжать полёт и при отказе части двигателей. Это конечно повысит сухую, а за ней и общую стартовую массу => стоимость, а весовую отдачу напротив понизит, но для многоразовой РН может быть приемлемо.

только температура горения с объёмом камеры сгорания связана

Очень даже связана, но чтоб долго не объяснять , приведу такой пример:
Пусть в замкнутой круглой камере образуется излучение.
Плотность излучения постоянна.
Вопрос: как будет увеличиваться плотность излучения падающего на стенки при росте размеров камеры?
Очень просто: плотность падающего излучения будет расти пропорционально размерам, поскольку объём растет пропорционально кубу радиуса а площадь поверхности пропорционально квадрату радиуса.
Поскольку плотность падающего излучения будет расти, то и температура поверхности будет расти.

И это при том, что я поставил в условии что при увеличении размеров объёмная плотность образующегося излучения не растет.
Т.е. режим сгорания топлива в камере остался такой же как и у маленького двигателя.
Хотя логично предположить что и плотность излучения может расти, поскольку топливо начнет сгорать более энергично.
Но тут я не знаю насколько больше будет скорость сгорания топлива в большей по размере камере или его вообще будут регулировать, ограничивая подачу, я этот момент не учитываю.

Скорее, я бы сказал, наоборот - без охлаждения никакая жаропрочность стенок не поможет.

Охлаждение это точно такой же лимитирующий фактор как и жаропрочность - этих факторов может быть еще множество и наличие дополнительных никак не сказывается на основных.
Про скорость охлаждения можно точно также сказать, что оно достигает своего предела и точно также лимитирует размеры двигателя.
То что я акцентировал внимание на жаропрочности, никак не отменяется тем что есть еще такой фактор как охлаждение.
Мне кажется что жаропрочность важнее охлаждения, но даже если Вы докажете что охлаждение важнее - от это основные тезисы не поменяются - замените в них жаропрочность на теплопроводность и повторите всю цепочку рассуждений - вывод будет тот же.
Размеры двигателей достигли своего предела и на нынешнем уровне технологий их нельзя увеличить.

Очень даже связана, но чтоб долго не объяснять , приведу такой пример:
Пусть в замкнутой круглой камере образуется излучение.
Плотность излучения постоянна.
Вопрос: как будет увеличиваться плотность излучения падающего на стенки при росте размеров камеры?
Очень просто: плотность падающего излучения будет расти пропорционально размерам, поскольку объём растет пропорционально кубу радиуса а площадь поверхности пропорционально квадрату радиуса.
Поскольку плотность падающего излучения будет расти, то и температура поверхности будет расти

Это всё хорошо, круто и замечательно, но влияние излучения на тепловое состояние камеры настолько несущественно, что при проектировании камер его просто не берут в расчёт (более того - на сегодняшний день даже не существует методик, которые бы позволяли хоть сколько-нибудь точно считать лучистый теплообмен). Тепловое состояние камеры определяет теплообмен, связанный с конвекцией и теплопроводностью.  А величина нагрева в связи с конвективным теплопереносом и теплопроводностью определяются только и исключительно режимом течения продуктов сгорания в камере, а так же температурой самих продуктов сгорания которые никоим образом не зависят от объёма. Ещё раз: температура продуктов сгорания зависит только от природы топливной пары и соотношения между окислителем и горючим. Вы можете увеличить камеру сгорания хоть до объёма Солнечной системы, но температура сгорания никогда и ни при каких обстоятельствах не может превысить тех 2500 Кельвинов, которая является теоретическим пределом при стехиометрическом соотношении между окислителем и горючим (если речь идёт о керосине с кислородом).

Что касается объёма камеры. Я с камерами ракетных двигателей близко не общался, буду говорить про камеры двигателей авиационных. Если и есть такая штука связанная с объёмом камеры и определяющая её тепловое состояние, так это так называемая теплонапряжённость камеры. Это количество тепла, выделяющееся единице объема  (1 м3)  камеры в течение 1 часа:
http://transporton.ru/avia-transport/187-osnovy-teorii-aviatsionnykh-turboreaktivnykh-dvigatelej.html?start=12

Переводя на с русского на русский, это произведение низшей теплотворной способности топливной смеси Hu (Дж/кг) на расход топливной смеси G (кг/с) и время t, делённое на объём V (м^3)  камеры сгорания:


При одинаковой топливной паре, совершенно очевидно, что расход топливной смеси G будет больше у более крупного ракетного двигателя. Насколько больше? Настолько, насколько больше у него критическое сечение сопла (что это такое - смотреть тут). Если у двигателя сверхзвуковое сопло, то именно критическое сечение является узким местом (как в буквальном, так и в фигуральном смысле), которое определяет расход газа через двигатель при номинальном режиме работы. Как изменится площадь критического сечения сопла у большого двигателя по сравнению с маленьким? Принимая Ваше предложение связывать наши прикидки с характерным размером круглой камеры, можно констатировать, что она, очевидно, будет меняться пропорционально квадрату радиуса камеры.

Как будет меняться объём камеры? Правильно. Он будет увеличиваться пропорционально кубу характерного размера. Теперь ещё раз смотрим вышеприведённую формулу теплонапряжённости:

Очевидно, что у большого двигателя при прочих равных теплонапряжённость камеры будет меньше

поскольку топливо начнет сгорать более энергично

Что вы имели в виду? Что значит - будет сгорать более энергично? В жидкостных ракетных двигателях реализуется горение при коэффициентах избытка окислителя, близких к единице (точнее - около 0,8, или что-то вроде того, точных цифр, увы, не помню).То есть топливо и так сгорает максимально энергично, энергичнее уже некуда. Независимо от размера двигателя.

Про скорость охлаждения можно точно также сказать, что оно достигает своего предела и точно также лимитирует размеры двигателя

Напротив, это ращмер двигателя лимитирует интенсивность охлаждения. По очевидным причинам, в большом двигателе систему охлаждения спроектировать намного легче

Мне кажется что жаропрочность важнее охлаждения, но даже если Вы докажете что охлаждение важнее

Нет, охлаждение важнее. На слово не верите? Вот вам пример сравнения тенденций увеличения температуры газа перед турбиной и допустимой температуры нагрева лопатки турбины (надеюсь, вы мне простите, что я постоянно соскальзываю на авиационные двигатели, я делаю это потому, что эта тема мне знакома и близка. Такие аналогии я считаю допустимыми, ибо материалы что у нас, что у ракетчиков, одни и те же и развитие происходит с равной скоростью)


Источник:
http://ittf.kiev.ua/wp-content/uploads/2016/10/dis-petelchyts.pdf

Размеры двигателей достигли своего предела и на нынешнем уровне технологий их нельзя увеличить

См. выше. Утверждение, не соответствующее действительности

влияние излучения на тепловое состояние камеры настолько несущественно, что при проектировании камер его просто не берут в расчёт

Это очень странно, поскольку (как я читал) коэффициент отражения теплостойкого покрытия имеет большое значение и если покрытие будет иметь низкое альбедо , то оно будет сильно греться.
Отсюда не рекомендуется использовать никель, поскольку он темного цвета.

Но это все не важно, поскольку модель с излучением применима не зависимо от вида переноса и зиждется на законе сохранения энергии.
Есть понятие "плотность теплового потока" и она не зависит от того, каким способом этот тепловой поток переносится.

Вы можете увеличить камеру сгорания хоть до объёма Солнечной системы, но температура сгорания никогда и ни при каких обстоятельствах  не может превысить тех 2500 Кельвинов, которая является теоретическим пределом при стехиометрическом соотношении между окислителем и горючим

Вы хотите сказать, что когда температура смеси достигнет 2500 кельвинов, то реакция горения прекратиться?
Если же она не прекратиться, то как Вы объясните то, что энергия при горении будет выделяться, в то время как температура не будет расти?
Куда смотрит закон сохранения энергии?
А  если смесь нагреть до 3000 К то при горении она будет охлаждаться, пока не достигнет 2500К?

теплонапряжённость камеры. Это количество тепла, выделяющееся единице объема

Вот именно что это тепло выделяющееся в объёме, а стенки сопел испытывают нагрузку от теплового потока, который проходит через единицу площади.
При увеличении размеров камеры, если теплонапряженность остаётся постоянной, тепловой поток через границы возрастает.
И температура в камере также должна возрастать, поскольку объём вещества растет, объем тепла растет пропорционально, а вот возможности отвода тепла растут медленнее - поэтому должна расти и температура.

Как изменится площадь критического сечения сопла у большого двигателя по сравнению с маленьким?

Ну вот здесь Вы подгоняете площадь сечения под необходимость увеличения теплоотвода, но вместе с ростом потоком тепла через сопло пропорционально должна возрастать тепловая нагрузка на стенки.

Очевидно, что у большого двигателя при прочих равных теплонапряжённость камеры будет меньше

Ну да меньше - если бы она не становилась меньше, то температура бы внутри повышалась и материалы бы не выдерживали.
Из-за этого эффективность такого двигателя с ростом размеров растет не так сильно как могла бы и начиная с некоторого размера рост размеров двигателя становиться бесполезным.
Это и называется технологический тупик - конструкторы не могут увеличивать размеры двигателей ибо пользы никакой - приходиться снижать теплонапряженность а с ней и эффективность.

Что значит - будет сгорать более энергично?

Скорость сгорания топлива - ну видимо это то же что теплонапряженность.

Вы хотите сказать, что когда температура смеси достигнет 2500 кельвинов, то реакция горения прекратиться?

Нет. Есть такое понятие, как  стехиометрическое соотношение компонентов. Горение - это химическая реакция окисления горючего окислителем. Например известно, что для полного сжигания 1 кг керосина нужно 14,7 кг воздуха. Если перейти в термины ракетных двигателей, то там окислитель не воздух, а жидкий кислород. Зная содержание в воздухе кислорода (по массе - около 23%) легко посчитать, что для сжигания 1 кг керосина в камере ракетного двигателя нужно около 3,38 кг кислорода. То есть если керосин и кислород в камеру подавать в массовом соотношении 1 к 3,38, получающаяся воздушно-топливная смесь будет стехиометрической, т.е. в результате такого горения в продуктах сгорания (теоретически) не должно остаться ни керосина, ни кислорода, а только вода и углекислый газ. При этом температура горения в стехиометрической смеси будет максимально возможной для этой топливной пары - 2500 К (или около того, точно не помню). Если состав смеси отклоняется от стехиометрического - температура горения будет ниже (потому что один из компонентов сгорает не полностью, а часть выделившейся теплоты израсходуется на его нагрев). Фактически в ракетных двигателях реализуется коэффициент избытка окислителя чуть ниже единицы  -  если правильно помню, около 0,8 (почему именно такой - опустим, ибо это надо курить химическую термодинамику, газодинамику и матан, что затруднительно в условиях форума). То есть горючего (керосина) в камеру подаётся чуть больше, чем нужно для полного сгорания, в результате чего получается переобогащённая воздушно-топливная смесь и ракетный двигатель начинает дымить сажей. Сажа - это мелкодисперстный углерод, образующийся в результате термического разложения керосина, которому не хватило кислорода для полного сгорания.

Возвращаясь к вашему вопросу - если смесь стехеометрическая, температура горения в камере будет составлять 2500 К. Нет, при этом горение не прекратится, оно будет продолжаться при этой температуре до тех пор, пока двигатель работает на данном режиме.

Если же она не прекратиться, то как Вы объясните то, что энергия при горении будет выделяться, в то время как температура не будет расти?
Куда смотрит закон сохранения энергии?

Никуда не смотрит, никакого противоречия с законом сохранения энергии нет. Энергия при горении, конечно, будет выделяться, но вы не забывайте, что газ из камеры идёт в сопло, а из сопла - в атмосферу (или в космос), то есть накопления энергии (в стационарном режиме работы двигателя) в камере сгорания нет и не может быть. Представьте, что вы зажгли газовую конфорку и ушли курить. У вас конфорка минуту нагреется до некой максимальной температуры (которая никоим образом не может быть выше температуры пламени) и.... Всё. Нагрев прекратится, система перейдёт в состояние теплового равновесия, температура элементов конструкции плиты перестанет изменяться до тех пор, пока вы конфорку не потушите.

Короче говоря, закон сохранения энергии выполняется неукоснительно. Сколько энергии за секунду выделится при сжигании топливной смеси - столько же за ту же секунду вылетит в дупу через сопло.

А  если смесь нагреть до 3000 К то при горении она будет охлаждаться, пока не достигнет 2500К?

Ну для начала вопрос - а как вы её до 3000 К нагреете, если керосин при горении такой температуры не даёт? Ну предположим, вы каким-то образом зачем-то нагрели до температуры в 3000 К продукты сгорания, которые в данный момент находятся в камере. Нагрели - и, не прошло и десятой доли секунды, этот нагретый объём благополучно вылетел в сопло. Температура в камере снова пришла в соответствие с режимом работы двигателя

При увеличении размеров камеры, если теплонапряженность остаётся постоянной, тепловой поток через границы возрастает.

Так в том-то и дело, что теплонапряжённость не будет такой же, если вы не будете повышать температуру в камере. А повысить вы её уже не можете - у вас уже и так почти стехиометрическая смесь, дальнейшее повышение просто-напросто невозможно физически. Таким образом, при увеличении размера двигателя теплонапряжённость будет только уменьшаться.

И температура в камере также должна возрастать, поскольку объём вещества растет, объем тепла растет пропорционально, а вот возможности отвода тепла растут медленнее - поэтому должна расти и температура

Нет, всё не так. Температура в камере не будет возрастать с ростом объёма вещества. Да, будет больше объём - значит будет больше горячих газов, одномоментно присутствующих в камере, но температура будет той же самой. Потому что во сколько раз увеличилось количество выделяемой теплоты в камере большого двигателя, во столько же раз увеличилось и количество продуктов сгорания, на нагрев которых расходуется это тепло.

Ну вот здесь Вы подгоняете площадь сечения под необходимость увеличения теплоотвода

Нет. Площадь критического сечения растёт не из соображений увеличения теплоотвода (вы вообще прочитали статью про сопло Оаваля, которую я Вам привёл?), а из соображений увеличения расхода газа через двигатель. Мы делаем большой двигатель, чтобы увеличить тягу. А чтобы увеличить тягу, нужно расходовать больше продуктов сгорания. Чтобы расходовать больше продуктов сгорания, "дырка в воздушном шарике" должна быть больше.

но вместе с ростом потоком тепла через сопло пропорционально должна возрастать тепловая нагрузка на стенки

Нет. При стационарном режиме работы двигателя, когда в нём имеет место тепловое равновесие, тепловой поток в стенки вообще равен нулю, потому что температура конструкции двигателя становится равновесной - количество теплоты, полученной от горячих газов, равняется количеству теплоты, которую забирает охладитель. Вы когда чайник на огонь ставите, он же не нагревается до бесконечности, правильно?

Ну да меньше - если бы она не становилась меньше, то температура бы внутри повышалась и материалы бы не выдерживали.
Из-за этого эффективность такого двигателя с ростом размеров растет не так сильно как могла бы и начиная с некоторого размера рост размеров двигателя становиться бесполезным.
Это и называется технологический тупик - конструкторы не могут увеличивать размеры двигателей ибо пользы никакой - приходиться снижать теплонапряженность а с ней и эффективность

Если честно, я перестаю понимать ход полёта Вашей мысли. Рост размеров двигателя - значит больший расход газа через него. И, следовательно, большая тяга. Как это большая тяга может быть бесполезной?

Скорость сгорания топлива - ну видимо это то же что теплонапряженность

Ох, нет. Это совсем не то же, что теплонапряжённость

Вы откуда эти данные взяли?
Из описания двигателя для авиамодельного кружка?

- эх, чудило! Второй рисунок это изображение сечения реального сопла двигателя РД-107 (там даже указаны некоторые размеры). А третье фото, это его общий вид со стороны сопел. Если присмотреться, то на нём, через критические сечения сопел, видны форсуночные головки:


конкретно это РД-107А.

Или вот так, РД-107 (здесь нет выступающих форсунок-перегородок позволяющих практически полностью исключить ВЧ пульсации в КС):



Так вот, для дополнительной защиты стенок КС и сопла, в переферийные форсунки (по внешнему диаметру КС) подают только топливо, тем самым образуя пристеночную жидкую/газообразную плёнку ("завесу") непрореагировавшего топлива обеспечивающую дополнительное охлаждение стенок.

Энергия при горении, конечно, будет выделяться, но вы не забывайте, что газ из камеры идёт в сопло, а из сопла - в атмосферу (или в космос), то есть накопления энергии (в стационарном режиме работы двигателя) в камере сгорания нет и не может быть.

Вот именно что у Вас (или где-то в учебнике) есть модель двигателя, в граничные условия для которого заложено то чтоб он не взорвался от перегрева.
Естественно что после всех расчетов и получается что температура постоянна, что диаметр выходного сопла должен быть изменен и т.д.
У меня же рассуждения идут из общих соображений, где никаких дополнительных условий нет и только констатируется что при росте размеров тепловой поток через границы растет.
Поэтому мои соображения более правильные - для понимания того что у размеров двигателя есть предел роста (при фиксированных параметрах материалов).
Чтоб Вам через вашу модель двигателя прийти к тому-же - Вам надо посчитать КПД такого двигателя в зависимости от роста его размеров, ибо если в нем зафиксированы одни параметры (как постоянная температура) то другие - такие как КПД зафиксировать не получиться и тогда у вас должен наступить предел роста КПД а с некоторого значения возможно и падение.
А КПД у Вас должно падать ибо падает теплонапряженность - ведь это понижает удельное давление в газе и следовательно скорость газа через сопло тоже падает.

Андрей_К, ну это уже невыносимо!
Вот Вам ссылка на Основы теории тепловых ракетных двигателей, почитайте, может что-нибудь поймёте!

Естественно что после всех расчетов и получается что температура постоянна, что диаметр выходного сопла должен быть изменен и т.д.
У меня же рассуждения идут из общих соображений, где никаких дополнительных условий нет и только констатируется что при росте размеров тепловой поток через границы растет

Ув. Андрей_К, учебники по термодинамике и теплопередаче в интернете лежат в общем доступе. Почитайте их, тогда и узнаете, что такое тепловой поток. И поймёте, почему хоть у большого, хоть у маленького двигателя на стационарном режиме работы тепловой поток в стенку равен нулю

Чтоб Вам через вашу модель двигателя прийти к тому-же - Вам надо посчитать КПД такого двигателя в зависимости от роста его размеров, ибо если в нем зафиксированы одни параметры (как постоянная температура) то другие - такие как КПД зафиксировать не получиться

Параметры термодинамического цикла - это фактор №1, влияющий на КПД любой тепловой машины. Если я фиксирую температуру в камере - значит, я фиксирую его термический КПД.

у вас должен наступить предел роста КПД

Естественно, должен, ибо КПД не может быть равен 100%. Только этот предел связан не с конструктивными особенностями двигателя, а с термодинамическими соображениями

хоть у большого, хоть у маленького двигателя на стационарном режиме работы тепловой поток в стенку равен нулю

Еще немного и Вы сможете доказать, что жаростойкость материалов для реактивного двигателя не важна и можно сделать двигатель из чего угодно (тепловой то поток равен нулю!).
Но я в это не поверю, поскольку знаю, что конструкторы постоянно ищут все более жаростойкие материалы, ибо только так могут повышать характеристики двигателей.
Так-что не морочьте мне голову.

Еще немного и Вы сможете доказать, что жаростойкость материалов для реактивного двигателя не важна и можно сделать двигатель из чего угодно (тепловой то поток равен нулю!).
Но я в это не поверю, поскольку знаю, что конструкторы постоянно ищут все более жаростойкие материалы, ибо только так могут повышать характеристики двигателей.
Так-что не морочьте мне голову

Не надо интерпретировать мои слова так, как угодно Вам. Я ещё раз прошу Вас - если уж вы решили дискутировать на эту тему, почитайте хоть что-нибудь про термодинамику и теплопередачу (или хотя бы загуглите закон Фурье), ибо на данный момент очевидно, что вы не знаете, что такое тепловой поток. В связи с этим сейчас я чувствую себя так, как будто пытаюсь объяснить незрячему, чем красный отличается от зелёного

Так Вы про посадку, тогда понятно. Я то думал лишь о разгоне. Макеевцев с их "Короной" с единственным маршевым движком это соображение однако не останавливает.

В чем, "во влажных мечтах" не останавливает? Одноступенчатая ракета для взлета с планеты Земля при нынешнем технологическом уровне это антинаучная спекуляция.

Да, собственно, и двигателя такого нет.

Многодвигательность может и наоборот повышать надёжность. Если общая полная тяга дана с избытком. Тогда ракета сможет продолжать полёт и при отказе части двигателей. Это конечно повысит сухую, а за ней и общую стартовую массу => стоимость, а весовую отдачу напротив понизит

В теории все правильно. В суровой же реальности одноразовые отечественные ракеты с треском проигрывают многоразовой Falcon 9 по "весовой отдаче". То же касается и двигателей.

что такое тепловой поток

А по моемуб это Вы чего-то недопонимаете и Ваше замечание о нулевом тепловом потоке тому свидетельство.
В гидродинамике граничный поток возле стенки трубы тоже принимается равным нулю, но это только потому, что в этих уравнениях изучается только характер поведения жидкости в трубе а сама труба принимается бесконечно прочной.
Однако нулевой поток вдоль стенок будет существовать только до того момента как давление воды не разорвет трубу - вот тогда и окажется что поток не обязан быть нулевым.

То же и в моделях двигателей - нулевой тепловой поток это только лишь ограничение модели - условие которое заранее принимается для облегчения расчетов.
Нулевой тепловой поток надо еще обеспечить - это условие которое надо выполнить а не аксиома принимаемая по умолчанию.
Вы спорите, приводя какие-то расчеты, взятые из упрощенных моделей двигателей, где условно принимается бесконечная прочность , термостойкость и бесконечная теплопроводность - в результате получается нулевой тепловой поток.
Чтоб оценить реальные проблемы масштабирования , надо отбросить все эти условия модели и рассуждать исходя только из общих соображений и глобальных законов (таких как закон сохранения энергии) - подобные рассуждения я и привел с самого начала.
Вы же не смогли их опровергнуть, а начали приводить какие-то доводы полученные на ограниченных моделях.
Даже пренебрегли излучением, когда теплоотдача от излучения начинает превосходить теплоотдачу от теплопроводности уже при температуре выше 200 С.

Полная (интегральная по спектру) теплоотдача абсолютно чёрной поверхности с температурами 0-400°С во внешнюю среду с температурой 0°С: 1 — инфракрасным излучением, 2 — теплопроводностью (кондуктивной теплопередачей). Мощность инфракрасного излучения  является суммарной по всему спектру излучения в полное полупространство (во все стороны).

Одноступенчатая ракета для взлета с планеты Земля при нынешнем технологическом уровне это антинаучная спекуляция.

Тем не менее SpaceX собирается реализовать её попутно, в ходе создания BFR. По словам Маска, корабль-вторая ступень BFS сможет достигнуть земной орбиты  самостоятельно с небольшой нагрузкой. Проект же "Короны" создаётся как одноступеньчатый целевым образом.

Да, собственно, и двигателя такого нет

Американцы сделали подобный в ходе реализации программы X-33

А по моемуб это Вы чего-то недопонимаете и Ваше замечание о нулевом тепловом потоке тому свидетельство.
В гидродинамике граничный поток возле стенки трубы тоже принимается равным нулю, но это только потому, что в этих уравнениях изучается только характер поведения жидкости в трубе а сама труба принимается бесконечно прочной.
Однако нулевой поток вдоль стенок будет существовать только до того момента как давление воды не разорвет трубу - вот тогда и окажется что поток не обязан быть нулевым.

То же и в моделях двигателей - нулевой тепловой поток это только лишь ограничение модели - условие которое заранее принимается для облегчения расчетов.
Нулевой тепловой поток надо еще обеспечить - это условие которое надо выполнить а не аксиома принимаемая по умолчанию.
Вы спорите, приводя какие-то расчеты, взятые из упрощенных моделей двигателей, где условно принимается бесконечная прочность , термостойкость и бесконечная теплопроводность - в результате получается нулевой тепловой поток.
Чтоб оценить реальные проблемы масштабирования , надо отбросить все эти условия модели и рассуждать исходя только из общих соображений и глобальных законов (таких как закон сохранения энергии) - подобные рассуждения я и привел с самого начала.
Вы же смогли их опровергнуть, а начали приводить какие-то доводы полученные на ограниченных моделях.
Даже пренебрегли излучением, когда теплоотдача от излучения начинает превосходить теплоотдачу от теплопроводности уже при температуре выше 200 С

Ув. Андрей_К, Вам ведь уже даже подсказали, куда нужно посмотреть, чтобы хоть немного уменьшить степень непонимания предмета беседы.

Нулевой тепловой поток надо еще обеспечить - это условие которое надо выполнить а не аксиома принимаемая по умолчанию.

Нулевой тепловой поток в стационарном режиме работы двигателя - это всего лишь железобетонный факт, который имеет место в реальности и который является следствием закона сохранения энергии и выражается Законом Фурье:

Тепловой поток прямо пропорционален градиенту температуры. Если двигатель некоторое время работает в стационарном режиме, его конструкция полностью прогрелась до температуры, которая соответствует режиму работы двигателя (при условии отсутствия охлаждения - это температура продуктов сгорания) - градиент температуры dt/dn становится равен нулю. Чему равно произведение (тепловой поток), когда один из сомножителей (градиент температуры) равен нулю? Правильно - тепловой поток равен нулю!

Что будет в том абсолютно невозможном и противоречащем всем физическим законам случае, если температура стенки камеры равна температуре продуктов сгорания, но тепловой поток в стенку не равен нулю? Правильно - температура стенок превысит температуру газов в камере, то есть будет иметь место нагрев более горячего тела (стенок камеры) от более холодного (продуктов сгорания), и, следовательно, нарушение второго закона термодинамики.

Даже пренебрегли излучением, когда теплоотдача от излучения начинает превосходить теплоотдачу от теплопроводности уже при температуре выше 200 С

Потому что теплоотдача от теплопроводности ничтожно мала. Точно так же теплоотдача излучением ничтожно мала. При температуре несуществующего в реальности абсолютно чёрного тела в 200 градусов (при условии, что оно находится в газовой среде), одна ничтожно малая величина (теплоотдача излучением) начинает превосходить другую ничтожно малую величину (теплоотдачу теплопроводностью). Это не отменяет того факта, что обе величины пренебрежимо и исчезающе малы, и теплоотдачу излучением в камерах сгорания никто не считает. Потому что в камерах имеет место сильно турбулентный режим течения, в котором абсолютно доминирующую и практически монопольную роль играет крайне интенсивный конвективный теплообмен. Что касается лучистого теплообмена - возьмите вакуумную лампу накаливания (с температурой нити порядка 2500-3000 С) и попробуйте ей что-нибудь нагреть. Удачи

Тем не менее SpaceX собирается реализовать её попутно

Нет, не собирается, это Ваш домысел.
Маск лишь указал на теоретическую возможность достижения орбиты подобной конструкцией, а также на ее практическую бессмысленность.
Worth noting that BFS is capable of reaching orbit by itself with low payload, but having the BF Booster increases payload by more than an order of magnitude. Earth is the wrong planet for single stage to orbit. No problemo on Mars.
Стоит отметить, что BFS способен самостоятельно выходить на орбиту с низкой полезной нагрузкой,но наличие ракеты-носителя BF увеличивает полезную нагрузку более чем на порядок. Земля является неправильной планетой для одной ступени на орбиту. Никаких проблем на Марсе.

Проект же "Короны" создаётся как одноступенчатый целевым образом

Этот "проект" создается как набор газетных статей и карандашных рисунков, т.е. является пустышкой.

Если двигатель некоторое время работает в стационарном режиме, его конструкция полностью прогрелась до температуры, которая соответствует режиму работы двигателя (при условии отсутствия охлаждения - это температура продуктов сгорания) - градиент температуры dt/dn становится равен нулю.

Ну да - в термодинамическом равновесии в замкнутой системе.
Здесь Вы ограничиваете систему границами стенок двигателя и делаете её замкнутой.
О чем я и говорю - это все упрощенные модели, за рамки которых Вы не можете никак выйти.
А теперь рассмотрим ВСЮ систему и увидим, что температура окружающей среды (а дальше космоса) не может быть равной температуре внутри двигателя, следовательно существует ненулевой градиент температур и ,следовательно, не нулевой тепловой поток, который вынуждены выдерживать стенки двигателя при помощи охлаждения и термостойкости.

Что касается лучистого теплообмена - возьмите вакуумную лампу накаливания (с температурой нити порядка 2500 С) и попробуйте ей что-нибудь нагреть.

Вы что, ни разу не обжигались , пытаясь выкрутить лампу накаливания которая недавно была включена?
Вы вообще имели дело с лампами накаливания?

К стати, что касается конвекции, то она начинает проигрывать излучению уж при температурах 400-500С

Кривые линии - теплопередача излучением
Прямые - конвекция

Маск лишь указал на теоретическую возможность достижения орбиты подобной конструкцией, а также на ее практическую бессмысленность

Я и не имел в виду что-то большее. Тем не менее подобная возможность для не предназаченой в целом для того машины - о чем то говорит...

Этот "проект" создается как набор газетных статей и карандашных рисунков, т.е. является пустышкой.

Все проекты с этого начинались. Работа над проектом профильной ораганизации в течении 20 лет - едва ли не имела под собой оснований.

Ну да - в термодинамическом равновесии в замкнутой системе.
Здесь Вы ограничиваете систему границами стенок двигателя и делаете её замкнутой.
О чем я и говорю - это все упрощенные модели, за рамки которых Вы не можете никак выйти.
А теперь рассмотрим ВСЮ систему и увидим, что температура окружающей среды (а дальше космоса) не может быть равной температуре внутри двигателя, следовательно существует ненулевой градиент температур и ,следовательно, не нулевой тепловой поток, который вынуждены выдерживать стенки двигателя при помощи охлаждения и термостойкости.

А теперь ещё раз перечитываем то, о чём я говорил ранее:

При стационарном режиме работы двигателя, когда в нём имеет место тепловое равновесие, тепловой поток в стенки вообще равен нулю, потому что температура конструкции двигателя становится равновесной - количество теплоты, полученной от горячих газов, равняется количеству теплоты, которую забирает охладитель. Вы когда чайник на огонь ставите, он же не нагревается до бесконечности, правильно?

Часть теплоты стенка передаёт охладителю. Часть тепла передаётся окружающей среде. В итоге - тепловой поток в стенку от газа равен оному от стенки к охладителю и окружающей среде. Сколько приходит к стенке - столько же отдаётся охладителю и и окружащей среде, т.е. суммарный тепловой поток в стенку равен нулю. Если бы это было не так, стенка нагревалась бы до бесконечной температуры. Как считаете, это возможно? Если да - прошу Вас провести эксперимент и расплавить металлический чайник на газовой плите. Естественно, желательно это задукоментировать съёмкой на видео

К стати, что касается конвекции, то она начинает проигрывать излучению уж при температурах 400-500С

Так это потому, что конвекция при работен печей фактически отсутствует напрочь! По вашему, будет ли интенсивный конвективный теплообмен между печью, и воздухом, скорость ламинарного течения которого не превышает нескольких метров в секунду? А вот в камере ракетного двигателя, со скоростями порядка тысяч метров в секунду - будет. Легко

Вы что, ни разу не обжигались , пытаясь выкрутить лампу накаливания которая недавно была включена?
Вы вообще имели дело с лампами накаливания?

Конечно, обжигался. Но в моём посте недаром фигурировало слово "вакуумная". Потому что современные лампы накаливания наполнены инертным газом, поэтому колба и нагревается от теплопроводности этой газовой среды (ещё бы - неподвижный объём газа и температура нити по 2500 С!) Вакуумных ламп днём с огнём не сыскать. И излучением такой лампы вы не нагреете ничего. Даже колбу