В данном случае методика элементарная. Энергия сгорания топлива известна. Полученная энергия выведенного на орбиту аппарата - тоже.
Конечно, есть мОмент. Но про него надо просто помнить и всё. Момент такой: есть минимум издержек, без которого никак. Ракета разгоняется вместе с топливом, которое сжигается и его подъём и разгон в полезную часть никак войти не может.

в википедии была формула, где показывалась как идёт расчёт эффективности, учитывая вес топлива

Попробую продемонстрировать, как можно увеличить эффективность использования энергии топлива.
Запуск из трубы подобно выстрелу из ружья. Реактивная струя повышает давление сзади ракеты, расширение горячих газов выталкивает её дополнительно к реактивной тяге. При этом газы остывают. Т.е. используется не только реактивное отталкивание, но и забирается тепловая энергия, которая при свободном полёте просто рассеивается. Как в двигателе внутреннего сгорания или паровой машине.

Прекрасный аргумент.

Все ваши оценки такого рода совершенно неправомочны. КПД хорошего ракетного двигателя очень высок. И работает он как и обычная тепловая машина: горячий газ идет в сопло, там адиабатически расширяется и его тепловая энергия превращается в кинетическую. КПД рассчитывается по формуле Карно. Тяга же обусловлена законом сохранения импульса.
Покажу вашу ошибку на примере. Пусть есть два тела с массами М1 и М2 с невесомой сжатой пружиной между ними, в которой запасена энергия Е. Вся эта система находится в невесомости и изначально неподвижна. Освободим пружину - тогда, в силу закона сохранения импульса, M1*V1+M2*V2=0 и V1/V2=M2/M1. Поскольку энергия пропорциональна квадрату скорости, то E1/E2=(M1/M2)^2. Если, например, M1/M2 = 10, то E2/E1=100 - т.е. только 1/100 часть энергии достается более массивному телу -несмотря на то, что механический КПД мы положили равным единице, т.к. пружина не имеет собственного импульса из-за нулевой массы. Можно было бы привести более серьезную оценку, опираясь на формулу Циолковского, но лень.

Вы до сих пор так ни разу и не ответили, каким же образом тогда вывели на орбиту "Скайлаб" за один запуск.

Да я буду в первых рядах восторженных комментаторов, если наша космическая отрасль вырвется вперед планеты всей. Поскольку именно ее считаю принципиально важной для цивилизации, одной из самых приоритетных. Другое дело, что пока, увы, в основном наблюдаются построение монструозных госхолдингов (с громадными коррупционными рисками), перекладывание ресурсов из кармана в карман и эксплуатация технологий советской разработки.
"Планируемая дата завершения работ - 2018 год". Ну что ж, будем ждать и верить.

На эту тему копий и у нас достаточно сломано, вы просто не читали. Если кратко, то так:
- Анализ развесовки выводимого Скайлаба вызывает массу вопросов. Есть нестыковки. На память могу привести то, что вызвало у меня самую большую ухмылку. Зачем-то вывели обтекатель (и, кажись, переходник между ступенями). Включили его в общую массу. Это зачем?
- На Скайлабе не было ни одного иностранного космонавта. То есть, независимого источника, могущего подтвердить американское достижение, не существует.
- Скайлаб, роль которого могла сыграть пустая коробка, вполне мог вывести Сатурн-1Б. Так же, как он вывел Аполлон для стыковки с Союзом. Затем, при последующих посещениях, американцы могли увеличить его массу до примерно 60-70% от заявленной. Вполне согласуется с фактом, что Скайлаб летал 6 лет вместо расчётных 8.

Мне кажется, что вы, споря со мной, приводите аргументы в мою пользу.
Согласно вашей же модели маятника, что имеем? 99% энергии уносится реактивной струей.

Попробую вам объяснить в предположении, что вы не безнадёжны.
Вообще, при рассмотрении физических процессов, обычно возможны два подхода. Я называю их интегральным (И) и дифференциальным (Д) (личная терминология). При И рассматривается всего лишь состояние системы в начальный и конечный момент. Всё! Больше ничего. Для анализа достаточно применения закона сохранения энергии.
Д-метод предполагает полнейшее изучение процесса в его непрерывности. Мы получаем массу информации и где-то она нужна и полезна. Но не в случае итоговой оценки. А нас как раз это и интересует: сколько энергии затратили всего и какой энергией обладает ПН.

Ещё один мОмент.
Это вообще азбука физики, про которую не помнят даже многие учителя.
Всегда выбирается модель процесса с сознательным огрублением или игнорированием второстепенных факторов. Например, в вашем примере про маятник вы упомянули про невесомую пружину. Вот это оно и есть - игнор или обнуление второстепенного.
Я это к чему? А к тому, что термодинамика и цикл Карно для ракетного движка имеет как раз второстепенное значение. Адиабатическое расширение газа всего лишь механизм формирования реактивной струи. Вы же в модели маятника тоже не рассматриваете динамику растягивания пружины согласно закону Гука и т.п. Вы даже не упоминаете Гука, зачем изменяете себе и вспоминаете Карно?

Последнее.
Вы напрасно проигнорили запуск ракеты из трубы. Вот там, горячие газы, формируя зону повышенного давления, отдадут намного больше энергии согласно тому же Карно. И эта энергия добавится к реактивной тяге.

Жесть как она есть. Борисыч на одном здесь не любимом форуме вы б уже получили персональный псевдоним "Шариков". А после "высокого КПД РД" считаемого по формуле Карно и вовсе нырнули б в ров.
Просто по тому, что "по Карно" считается двигатель работающий по циклу Карно, а РД работает по циклу Ленуара https://dic.academic.ru/dic.nsf/ruwiki/1184373
И "высоким КПД" там и не пахнет.

al1618
Почтенное,
не надоело брякать попусту?
Первое. КПД ЛЮБОЙ тепловой машины имеет величину, не превосходящую рассчитанной по циклу Карно.
Второе. Я где-то говорил о цикле Карно? Покажите мне. Я говорил о ФОРМУЛЕ Карно, одна из которых гласит: n=1-Q1/Q2, где n - КПД, а индексы 1 и 2 относятся к холодильнику и нагревателю. Применительно к ракетному двигателю - к удельной энтальпии продуктов сгорания в камере и на срезе сопла. Точно такая же формула приведена в http://allrefs.net/c24/3pjyz/p71/ ("Циклы ракетных двигателей") - попрошу убедиться.
Предупреждаю: будете продолжать хамить - буду добиваться санкций со стороны администрации сайта.

Вообще-то, насколько я понимаю, если применили формулу Карно, то подразумеваете и цикл Карно.
Я в термодинамике плаваю... что такое энтальпия в контексте вашего примера?

Не напрягайтесь на Ала. Он любит умничать и по-другому не может.

Затем, что без обтекателя неповрежденным "Скайлаб" на орбиту было не доставить. Ваш Капитан Очевидность.

Могли бы больше ничего не писать, уровень аргументации понятен.

Нет, есть формула Карно, а есть цикл. Не учите химиков термодинамике, это их хлеб.

Энтальпия сгорания вещества, т.е. крличество теплоты, которая выделилась в результате химической реакции сгорания.

Ути-пути... а чего ж про переходник умолчали? После этого наберётесь наглости утверждать, что для вас солнце не в Вашингтоне встаёт?

К чему весь сыр-бор? Ну летают ракеты Маска, красава, не летают не карасава?

Не так.

Маск.
Летают - красава, не летают - досадная случайность.

Роскосмос.
Летают - досадная случайность, не летают - ахаха, просралиполимеры, рогозин лох, попы закоротили датчики святой водой.

Потому что, во-первых, вы толком сами не вспомнили, был он включен туда или нет. Во-вторых, переходник вообще-то летит вместе со всем остальным вплоть до отделения первой ступени, так что включить его в поднимаемую массу вполне логично. Ну и в-третьих, его масса пренебрежимо мала по сравнению с остальным грузом.

Никто не обязан доказывать, что он не верблюд.

Это вам вновь невидимые либерасты напели? Заканчивайте уже их слушать, они ерунду говорят.

Сами пошутили, сами посмеялись.
Сами получили удовольствие.

Продуктивно, да.

Ну его, вот Нью-Йорк это да. ))
http://myupperwest.com/wp-content/uploads/...ngepod53112.jpg

Кхмер, нехорошо делать такие нехорошие намёки.

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.

Так-с. А админы в наШем болотце бывают? Обратите внимание на этот фрукт.

То есть, вам надоела тема и вы хотите, чтобы её прихлопнули? Модераторы часто так поступают.

Да проще все - большая часть выводимой массы (как и спутников) это то что отлично выдержит НАМНОГО большие ускорения: вода, газы, топливо, конструкционные материалы, большая часть пп приборов (исключая оптику), продукты. Остальное, включая людей, можно и ракетой поднять. Так что подойдет обычная "большая пушка", скажем 640 - 1200 мм, с удлиненным до 80-300 м стволом (возможно - с рельсотроном для доразгона), так чтоб разгоняла снаряд до 3,5 - 5 км/с. А для "довыведения" на НОО - обычный твердотопливный ускоритель, общий вес "снаряда" 1 - 3,5 тн. И стоимость 1 кг на НОО станет 1-16$ вот тогда о полетах к другим планетам подумать можно вполне - имеющегося парка носителей хватит на выведение "нежных" частей.
А стоить такая "пушка" будет как бы не меньше нового пускового стола.


Мне больше надоело неумение Брисыча держать в себе содержимое.

Не вижу препятствий и для такого варианта. Только вот такое но: слишком маленький. Дело вот в чём. Поймать посылку-снаряд на орбите займет едва ли намного меньше времени и сил, чем приём большой ракеты. Если интенсифицировать доставку грузов на орбиту, например, с целью постройки орбитальной базы, то умучаешься принимать по одной тонне. Всё равно, что взвод перевозить с помощью такси.

Борисыч не умеет, конечно. Но какбе я тоже отмечал ваш неумеренный снобизм. Та иголка, что торчит из вас и постоянно царапает. Не у всех есть иммунитет.

Так с появлением GPS вопросы навигации решились не только на поверхности, а с появлением компов решились и вопросы автоматической стыковки вплоть до "брильянтовой гальки" - не надо ничего ловить само подлетит и пристыкуется. Да и сами корпуса "снарядов" это готовые элементы будущих станций-кораблей. Просто собирай как пазл.

Кстати а вот кто знает что есть готовый (то есть реализуемый на текущем техническом уровне) проект "орбитального лифта", а?
Кто слышал про "петлю Лофстрома"?
Вообще ничего не надо кроме как отказаться от разработки пары новых марок анальной смазки.

Кстати той "пушке" о которой я говорил уже лет 40-к, погуглите "проект Булла"

Я знаю про лифт. Дело обстоит так: требуется создать материал с прочностью не ниже 110 кг на кв. мм. Создали. На 40 кг. В принципе можно начинать работать, только без инженерных ухищрений не обойдётся.
В единицах измерения могу наврать, но соотношение желаемого и реального именно такое.

Аргумент за снаряд принят. Следующее возражение: невозможность доставки крупногабаритных грузов.

Вершина идиотизма. Считаем: a=v^2/2/s, находим a: 76562,5 м/с/с при длине ствола 80 м и конечной скорости 3500 м/с, 41667 м/с/с при конечной скорости 5000 м/с и длине ствола 300 м, 156250 м/с/с при длине 60 и скорости 5000. От 4000 до 15000 g! При таком ускорении в топливном баке высотой 1 м на дне будет давление от 400 до1500 атмосфер (плотность содержимого полагаем равной единице). Вы полагаете, что можно сделать такой бак, который при этом не лопнет?
При массе снаряда 1500 кг сила F=ma, действующая на него, составит от 1500*42000= 63 MН до 234 МН. Делим эту силу на сечение ствола (при калибре 1 м это 0,75 квадратных метра), получаем давление от 84 до 312 МПа (от 840 до 3120 атмосфер). " Величина дульного давления у различных образцов оружия колеблется в пределах 300 - 600 кг/см2. " Например, у карабина Симонова и ручного пулемета Дегтярева - Рд=390 кг/см2, у пулемета Горюнова - 570 кг/см2, у 76-мм дивизионной пушки около 600 кг/см2" (http://handguns.g00net.org/ballistic/pervy.htm). А вы хотите еще больше!
Наружный диаметр ствола пушки в казенной части составляет 2,2-2,5 внутреннего. Вы представляете себе монстра с диаметром ствола 2,5 метра? Напомню, что самым большим орудием, которое когда-либо стреляло, была пушка "Дора" с массой снаряда 4,8 тонн. Вот только скорость вылета у него была поменьше: 820 м/с. И это принципиально важный момент. Кинетическая энергия снаряда al1618 составляет (для масы 1 тонна и скорости 5000 м/с) 12500 МДж, а у Доры пятитонный снаряд имеет энергию 1600 МДж. Т.е. в восемь раз меньше. Всего из нее было выполнено 57 выстрелов - и ствол износился. Цена пушки составляла примерно 4 млн. долларов в ценах 1941 года. Это эквивалентно 40 тоннам золота, или примерно 54 млн. долларов по нынешнему курсу. Очевидно, что искомая пушка будет гораздо дороже, но вряд ли более живучая: скорость вылета гораздо больше.
Далее. Теплота взрыва пироксилина 4 МДж/кг, значит, на выстрел нужно от 3100 до 6200 кг пороха.
Это не снобизм. Тролль он и в Африке тролль, но не сноб. К тому же он, нагадив, начинает вопить: "Ратуйте, невинную деву насилуют!" Редкостное

Еще раз - я про петлю Лофстрома. На нее не надо никаких новых материалов. Надо только 35 000 000 000 $ (Єто єдак раз в шест меньше полета на луну) и обеспечить загрузку чтоб не простаивала. С последним - затык.
Это каких? Все что нужно может быть поднято по частям или собрано уже на орбите. Причем берем "снарядики" свинчиваем их в "бублик или колесо со спицами" к бублику цепляем жилые модули - конструкцию раскручиваем и имеем нормальную орбитальную верфь на которой можно жить и работать годами.
А на крупногабарит есть "энергия" есть "фалькон" или даже "Ангара" да много чего есть и придумать можно - вопрос в другом уровне стоимости выведения килограмма.

Про петлю Лофстрома не помню. Когда я разбирал все проекты, видимо, я забраковал этот способ, как неуклюжий, вычурный и неэффективный (нужное подчеркнуть). Даже в памяти не осталось. Хотя, возможно, и не попадался на глаза, потому и.

Жить в "бублике" 1200 мм диаметром не айс, Ал. Мне бы вот не хотелось. Я всё-таки думаю, что вполне возможно выплёвывать более серьёзные объекты.

Опять вы с "плюх" в лужу и доказыванием что "крокодилов не существует"
Знакомьтесь проект "высотных исследований" ВМС США:

406 мм, скорость снаряда на выходе - 3600 длина ствола = 40 м
Забрасывал 180 кг снаряд на высоту 180 км к нему разрабатывалась (и вроде как успешно) "снаряд-ракета «Marlet»" для вывода спутника. Это, едрить, 1961 -1967 год.
Более поздний "Вавилон" был внушительней
Уничтожен конкурентами коалицией во главе с ООН в Ираке в 1991 калибр там был как раз 1000 мм
Автор проекта Джеральд Винсент Булл застрелен агентами израильской разведки 22 марта 1990 г. в Брюсселе