О какая ракета!

[X]

Простите, Зомби, вы пришли к тому, что я предлагал в самом начале.

 

Где?

 В теме "Ракетоплан" и т. п.

 Современные ТРД "заточены" под самолёты, потому их не имеет смысл применять - масса велика. Разработка новых - дорого.

[Зомби. Просто Зомби]

В теме "Ракетоплан" и т. п.

Под другим ником?

Современные ТРД "заточены" под самолёты, потому их не имеет смысл применять - масса велика. Разработка новых - дорого.

Можно построить систему выведения с первой ступенью на ТВРД и второй на ПВРД
Её мощности не хватит на пилотируемые системы, но любой "воздушный старт" обставит

[Зомби. Просто Зомби]

Масса двигателя, кстати, совершенно не причем, экономия на топливе ее с лихвой многократно перекрывает
Не хватает мощности и рабочего диапазона

[Зомби. Просто Зомби]

Вам хочется вертикальный старт - пусть будет.

Мне не хочется именно вертикального старта
Мне хочется оптимальной, по возможности дешевой, многоразовой системы выведения для пилотируемых полетов и "среднетоннажных" грузоперевозок с минимальным сроком разработки
Остальное из этого вытекает "само собой"

[X]

Масса двигателя, кстати, совершенно не причем, экономия на топливе ее с лихвой многократно перекрывает
Не хватает мощности и рабочего диапазона

 Зомби, это вы "ник", я вполне реальный человек.


 Экономия топлива не перекрывает массу ТРД если рассматривать тяговооруженности более 1.
 В противном случае нужен горионтальный старт.

[Зомби. Просто Зомби]

В теме "Ракетоплан" и т. п.

Под другим ником?

А ссылку?
Хотя я "за приоритет" не воюю, но действительно интересно
Вроде я такого не читал, но параллелизм идеи в принципе косвенно её подтверждает, если она "приходит в голову" разным людям и притом независимо

[Зомби. Просто Зомби]

Зомби, это вы "ник", я вполне реальный человек.

Хм...
Вроде я ничего такого не говорил?...

Экономия топлива не перекрывает массу ТРД если рассматривать тяговооруженности более 1.

А я грю - перекрывает :mrgreen:

В противном случае нужен горионтальный старт.

...к которому надо приложить еще и немалые "крылья" и ВПП и механику сброса ракеты с самолета-носителя на сверхзвуке... и... и... и...

[X]

В теме "Ракетоплан" и т. п.

Под другим ником?

А ссылку?
Хотя я "за приоритет" не воюю, но действительно интересно
Вроде я такого не читал, но параллелизм идеи в принципе косвенно её подтверждает, если она "приходит в голову" разным людям и притом независимо

 Каторгу, не меньше.

 Зомби, вы редкостный дебил - судя по нашему общению. У вас нет "параллелизма" и нет "идеи".
 Вам, дураку, полгода рассказывали о том, что "на высоте" нету достаточного количества воздуха, потому ваша "фича" не будет иметь должной тяги.

[Зомби. Просто Зомби]

(Разочарованно) аааа, это всего лишь Ворон
Теперь узнал - по изяществу стиля и изысканности выражений :roll:

[Старый]

А куда это Красный Воин делся? Опять чтоли забанили?

[Зомби. Просто Зомби]

Очередной ответ экспертизе по существу
Сильно затянул, тут авгиевы конюшни по дороге пришлось... :mrgreen:

Возможно, что последний, наверное не выйдет ничего (извини, Bell :wink:  :mrgreen: )

Но пока еще продлил переписку

[Зомби. Просто Зомби]

Вот что дала экспертиза:

Существенные противопоставления:

Главное:

(19) RU (11) 2191145 (13) C2

(51) 7 B64G1/14
 
(12) ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
к патенту Российской Федерации
Статус: по данным на 30.11.2005 - действует

--------------------------------------------------------------------------------
 
(14) Дата публикации: 2002.10.20
(21) Регистрационный номер заявки: 99107656/28
(22) Дата подачи заявки: 1997.09.15
(24) Дата начала действия патента: 1997.09.15
(31) Номер конвенционной заявки: 08/716,807
(32) Дата подачи конвенционной заявки: 1996.09.16
(33) Страна приоритета: US (!!!)
(46) Дата публикации формулы изобретения: 2002.10.20
(56) Аналоги изобретения: US 5402965 А, 04.04.1995. RU 2027638 С1, 27.01.1995. SU 1826442 A1, 10.05.1995. US 4802639 А, 07.02.1989. US 4265416 А, 05.05.1981.
 (71) Имя заявителя: ВУРСТ Стефен Г. (US); СКОТТ Гарри (US)
(72) Имя изобретателя: ВУРСТ Стефен Г. (US); СКОТТ Гарри (US)
(73) Имя патентообладателя: ВУРСТ Стефен Г. (US); СКОТТ Гарри (US)
(74) Патентный поверенный: Рыбаков Владимир Моисеевич
(85) Дата соответствия ст.22/39 PCT: 1999.04.13
(86) Номер и дата международной или региональной заявки: US 97/16442 (15.09.1997)
(87) Номер и дата международной или региональной публикации: WO 98/10985 (19.03.1998)
(98) Адрес для переписки: 191186, Санкт-Петербург, а/я 230, "АРС-ПАТЕНТ", пат.пов. В.М.Рыбакову
 
(54) СИСТЕМА ЗАПУСКА ПОЛЕЗНОЙ НАГРУЗКИ НА НИЗКУЮ ОКОЛОЗЕМНУЮ ОРБИТУ

Изобретение относится к трехступенчатым космическим транспортным средствам многократного применения. Предлагаемая система содержит самолет с турбовентиляторными двигателями, на котором крепится авиационно-космический летательный аппарат. Аппарат имеет фюзеляж, вертикальный руль и два крыла с законцовками и элеронами для выполнения кабрирования и других маневров. Аппарат включает в себя также два прямоточных реактивных двигателя, расположенных под плоскостью крыльев, и их топливные баки в носовой и хвостовой частях фюзеляжа. Предусмотрено множество ракетных двигателей управления ориентацией аппарата, установленных в его носовой части и в законцовках крыльев. Аппарат может быть снабжен системой сжижения воздуха для указанных прямоточных двигателей. В грузовом отсеке фюзеляжа размещается ракетная ступень для выведения полезной нагрузки на орбиту с парашютной системой возвращения ступени. На самолете могут размещаться тросолебедочные средства подхвата при снижении данной парашютной системы и загрузки ступени в грузовой отсек самолета. Изобретение направлено на создание технической системы минимального риска для экономичного и экологичного выведения на орбиту небольших и средних полезных нагрузок. 7 з.п. ф-лы, 11 ил.

...
(Из описаниия:)

Предлагались другие способы, примеры которых приведены в описании к патенту США 4265416, выданного 05.05.81, а также в патентах США 4802639 от 07.02.89 и 5402965 от 04.04.95, в которых сделаны попытки использовать несущее транспортное средство горизонтального взлета в качестве исходной ступени для подъема полезной нагрузки на орбиту. При таком подходе часть полета транспортного средства может осуществляться с использованием турбовентиляторных двигателей, что дает возможность использовать атмосферу и снизить вес поднимаемого запаса окислителя. Однако в решениях по патентам США 4265416 и 4802639 требуется специальное конструктивное выполнение несущего транспортного средства для начальной ступени запуска или пускового транспортного средства, а также орбитального транспортного средства. Использование таких нетрадиционных элементов связано с техническим риском как в отношении работоспособности, так и в отношении эксплуатационных затрат. В одном из примеров предлагается использование прямоточного воздушно-реактивного двигателя, что требует конструктивной разработки непроверенной практикой технологии.

В решении по патенту США 5402965 предусматривается использование апробированного пускового несущего транспортного средства. В системе используется апробированное транспортное средство для исходной стадии запуска. Для последующих этапов полета, включая атмосферные стадии, описано многоступенчатое транспортное средство с ракетным приводом. Здесь имеет место уже упомянутая недостаточная эффективность вследствие того, что ракеты требуют запаса окислителя. Из описания также становится ясно, что носитель полезной нагрузки или транспортное средство повторного взлета должно быть смонтировано на конце многоступенчатой ракеты, укрепленном под крылом обычного самолета. В этой системе используются невозвращаемые ступени ракетных носителей.

Настоящее изобретение использует трехступенчатое транспортное средство для запуска орбитальной полезной нагрузки. Транспортное средство может быть использовано также в качестве двух- или трехступенчатого транспортного средства для проведения экспериментов в космосе. Для каждой ступени в пределах ее высотного рабочего диапазона используется соответствующий аэродинамический летательный аппарат и источник мощности. Для горизонтального взлета и начального этапа вывода используется обычный самолет с турбовентиляторным приводом, такой как Локхид С-5 или Антонов-124. При этом используется известная существующая технология низкого риска с модификацией для транспортирования на втором и третьем этапах.

Вторая ступень, размещенная под крылом самолета с турбовентиляторным приводом, является авиационно-космическим летательным аппаратом и отделяемой ступенью с прямоточным воздушно-реактивным приводом. Авиационно-космический летательный аппарат сбрасывается с самолета и летит до высоты за пределами атмосферного слоя. Транспортное средство этой ступени может использоваться в космической среде, например, для проведения экспериментов в космосе. Если желательно вывести спутник на низкую околоземную орбиту, авиационно-космический летательный аппарат несет ракету-носитель с полезной нагрузкой в ее грузовом отсеке. Ракета-носитель отделяется от авиационно-космического летательного аппарата и выводит полезную нагрузку на орбиту.

Все эти ступени являются возвращаемыми и пригодными к многократному использованию. Авиационно-космический летательный аппарат летит обратно к земле и приземляется на обычной взлетно-посадочной полосе как самолет. Ракета-носитель выпускает полезную нагрузку и уходит с орбиты. При ее снижении в атмосферном слое раскрывается парашют, и затем ракета-носитель обнаруживается самолетом-разведчиком. В первых двух ступенях используются двигатели, которые позволяют использовать атмосферу в качестве окисляющего компонента топлива, что в огромной степени снижает вес транспортного средства и обеспечивает улучшение эксплуатационных характеристик почти на порядок в сравнении с известными транспортными средствами с ракетным приводом.

Сущность изобретения

Главной задачей, на решение которой направлено изобретение, является создание технологической системы минимального риска для вывода полезной нагрузки на низкую околоземную орбиту. Другой задачей является создание системы для запуска спутников, способной производить запуск при различных погодных условиях и из различных мест по всему земному шару. Другой задачей является максимальное использование атмосферы для окисления горючего в системе запуска. Дальнейшей задачей является снижение силового воздействия транспортного средства на полезную нагрузку в процессе вывода на орбиту, более мягкая доставка. Еще одной задачей является обеспечение гибкой способности заменять одиночный вышедший из строя спутник на определенной орбите. Еще одной задачей является создание системы запуска, все ступени которой являются при нормальных условиях ступенями многократного использования при снижении затрат на содержание между запусками. Еще одной задачей является создание системы запуска, которая может использовать существующие аэродромы в качестве пусковых площадок.

...

Сведения, подтверждающие возможность осуществления изобретения

Система запуска на орбиту представляет собой трехступенчатое транспортное средство горизонтального взлета и полета к низкой околоземной орбите. Она состоит из турбовентиляторного самолета с отделяющимся авиационно-космическим летательным аппаратом с прямоточным воздушно-реактивным двигателем, который несет ракету-носитель для вывода полезной нагрузки на орбиту. Подъемный турбовентиляторный самолет может взлетать с любой обычной взлетной полосы достаточной длины. Для операций по запуску в самолете используется обычное оборудование, оснастка, топливо и т. д. После взлета самолет поднимается до номинальной высоты около 11 тысяч метров и летит до определенной позиции для облегчения вывода полезной нагрузки на заданную орбиту. По достижении заданной позиции и высоты эта первая ступень отделяет другие ступени, которые безопасно падают вниз от первой ступени.

Далее вторая ступень в виде отделяемого авиационно-космического летательного аппарата с прямоточным воздушно-реактивным приводом набирает высоту и ускоряется, находясь в атмосферном слое. После подъема авиационно-космического летательного аппарата над атмосферным слоем прямоточные воздушно-реактивные двигатели отключаются и вторая ступень продолжает двигаться к большим высотам для выпуска третьей ступени. Двери грузового отсека авиационно-космического летательного аппарата открываются для выпуска ракеты-носителя третьей ступени на высоте около 91,5 тысяч метров, номинальной для стандартного спутника низкой околоземной орбиты. Ракета-носитель 5 с полезной нагрузкой 9 может выбрасываться из грузового отсека 6 с помощью троса и тросовой лебедки (не показаны) или любых других соответствующих средств. Далее ракета-носитель поднимается до высоты около 502 тысяч метров и ускоряется до скорости примерно 7620 м/с.

Для возвращения на землю авиационно-космический летательный аппарат летит обратно и горизонтально приземляется на аэродроме. Ракета-носитель уходит с орбиты, раскрывает парашют, и далее ее возвращает самолет, оснащенный системой сброса парашюта возвращения. Для такого возвращения может быть использован самолет первой ступени или летательный аппарат второй ступени. Самолет первой ступени с турбовентиляторным приводом возвращается на аэродром.

...
---------------------------


- на "кольцевой ракетный блок":

RU (11) 2192992 (13) C2

(54) ПЕРВАЯ СТУПЕНЬ МНОГОСТУПЕНЧАТОГО РАКЕТОНОСИТЕЛЯ

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для выведения на околоземные орбиты как гражданских, так и военных космических аппаратов. Предлагаемая ступень выполнена в виде единого блока в форме гладкостенной трубы. Она установлена на пилонах соосно центральному блоку второй ступени ракетоносителя с возможностью отделения от последней. Камеры сгорания главных реактивных двигателей первой ступени размещены по периметру хвостовой части трубы. С внешней стороны этих камер установлена камера дожигания, которая может быть снабжена соплом Лаваля. Баки горючего и окислителя размещены в трубчатой стенке блока первой ступени, а головная часть этой ступени выполнена в виде кольцевого конуса. На наружной поверхности трубы установлены стабилизаторы с управляющими камерами на их гребнях. Изобретение направлено на повышение тяговооруженности первой ступени ракетоносителя и сокращение времени выведения космического аппарата на орбиту. 1 з. п. ф-лы, 6 ил.

...

Устройство работает следующим образом.

Для обеспечения старта многоступенчатого ракетоносителя с трубчатой первой ступенью 1 включается зажигание одновременно всех главных камер 6 и второй ступени 2. После старта за счет перепада давлений в двух эжектирующих потоках I, II и одном эжектируемом потоке III устройство начинает работать в режиме прямоточно-эжекторного ракетоносителя, т.е. в кольцевой зазор 5 начинает непрерывно поступать атмосферный воздух, который, обеспечивая дожигание продуктов реактивного топлива в среде кислорода в камере дожигания 7, работает как дополнительное рабочее тело, что увеличивает реактивную тягу и, следовательно, скорость устройства, сокращая время выхода на космическую орбиту без дополнительных затрат горючего. После выработки горючего в первой ступени 1 происходит разрыв пироболтов 13, освобождая пилоны 3 от стяжки 14, а верхние пилоны 4 при этом выйдут под действием веса блока 1 из гнезд 12, отделяя тем самым первую ступень 1 от второй ступени 2.

Такая конструкция первой ступени многоступенчатого ракетоносителя позволяет получить дополнительную реактивную тягу за счет того, что все главные камеры 6 первой ступени размещены равноудалено друг от друга по кольцевому периметру, создают трубчатый в сечении эжектирующий поток I, который охватывает сплошной в сечении эжектирующий поток II от центрального блока, а между ними создается трубчатый в сечении эжектируемый поток III встречного воздуха атмосферы. Работа прямоточного эжектора при этом такова, что на место сжигаемою эжектируемого воздуха в кольцевой зазор 5 поступают новые порции воздуха за счет давления встречного потока и за счет его подсоса от перепада давлений между потоками I, II и III; ввиду того, что скорость обоих эжектирующих потоков всегда больше, чем эжектируемого потока, то и давление в эжектирующих потоках будет меньше, чем в эжектируемом, а это обеспечивает увеличение отбрасываемой массы эжектируемого газа и выделение дополнительной тепловой энергии при дожигании продуктов неполного горения ракетного топлива от взаимодействия с атмосферным кислородом, т.е. получая дополнительное рабочее тело. А это, в свою очередь, увеличивает реактивную тягу устройства и обеспечивает сокращение времени вывода космического аппарата на околоземную орбиту.

==========================================================================

Не в тую, как "аналоги":

RU (11) 2165869 (13) C1

(54) ВОЗДУШНО-КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА

Изобретение относится к авиационно-космической технике. Система содержит самолет, вертикальную криогенную емкость с жидким кислородом и космическую ракету-носитель с жидкостной ракетной двигательной установкой первой ступени, имеющей топливный бак жидкого кислорода, запорные и дренажный клапаны, трубопроводы и насос, предназначенные для подготовки воздушного старта из фюзеляжа самолета. В передней части бака выполнена поперечная разделительная перегородка с отверстием для создания замкнутой газожидкостной полости и жидкостной полости, верхняя часть которых связана с верхней частью емкости. Изобретение направлено на повышение надежности запуска ракетной двигательной установки первой ступени ракеты-носителя. 4 ил.

...

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ

Воздушно-космическая система, включающая самолет-разгонщик и размещенную в его фюзеляже с возможностью десантирования ракету-носитель космического назначения с жидкостной ракетной двигательной установкой первой ступени, отличающаяся тем, что в фюзеляже самолета-разгонщика установлена вертикальная емкость с жидким кислородом, при этом в баке жидкого кислорода ракеты-носителя выполнена поперечная разделительная перегородка, ограничивающая замкнутый газожидкостной отсек в передней части бака, нижняя часть которого через выполненное в перегородке отверстие сообщена с основным объемом этого бака и через трубопровод с насосом жидкого кислорода соединена с нижней частью криогенной емкости, верхняя часть которой через трубопроводы с запорными клапанами соединена с верхними частями газожидкостного отсека и основной полости бака жидкого кислорода, а также сообщена с атмосферой.

----------------------------

"Нетрадиционные", тоже даны как "аналоги":

RU (11) 2111147 (13) C1

(54) ВОЗДУШНО-КОСМИЧЕСКАЯ ТРАНСПОРТНАЯ СИСТЕМА

Изобретение относится к космическим летательным аппаратам и воздушно-космическим транспортным системам многоразового использования, орбитальным станциям и межпланетным короблям. Сущность изобретения: воздушно-космическая транспортная система содержит многоразовый возвращаяемый летательный аппарат с многоразовыми возвращаемыми стартовыми ускорителями. Летательный аппарат выполнен в виде дискообразного аэростатического корпуса из эластичных верхней и нижней оболочек. Оболочки закреплены кромками на жестком торе с обтекателями. На нижней оболочке закреплено связанное с тором силовое кольцо с жестким конусом, образующим грузовой отсек. На торе и жестком конусе закреплены баллоны для газа легче воздуха - водорода. Баллоны имеют приспособление для его подачи в качестве топлива в силовые установки и повторного заполнения их водородом. Возвращаемый летательный аппарат имеет силовую установку в виде маршевых двигателей основного режима, ориентации, стабилизации и посадок. Стартовые ускорители имеют аэродинамические крылья, силовые установки, средства управления и приспособления для отделения от летательного аппарата и самостоятельного снижения и посадки. 7 з.п. ф-лы, 7 ил.

------------------


RU (11) 2137680 (13) C1



(54) МНОГОСТУПЕНЧАТАЯ РАКЕТА

Изобретение относится к ракетостроению. Ракета содержит полезный объем для энергоресурсов, людей и грузов, а также корпус с полым кольцом, по периметру которого закреплены реактивные двигатели. Полезный объем образован в полости кольца корпуса ракеты. В ракете предусмотрено несколько колец, которые стыкуются по высоте в многоступенчатую конфигурацию. Стыковка производится при помощи стоек, снабженных элементами отстрела. При старте, посадке и в полете режим работы двигателей можно менять, заставляя ракету (или ее ступень) лететь вертикально, горизонтально или зависать на месте. Для управления работой двигателей и вспомогательных систем ракеты предусмотрен бортовой компьютер. Изобретение направлено на повышение габаритно-весового совершенства ракеты и расширение области решаемых ею стратегических и тактических задач. 4 ил.

[Зомби. Просто Зомби]

Ну, "кольцевой блок", нам мало интересен (хотя есть вопрос к специалистам, если здесь окажутся: насколько он может быть эффективен "как ВРД"?)

Основные противопоставления по первому источнику примерно в этих фразах:

"Для каждой ступени в пределах ее высотного рабочего диапазона используется соответствующий аэродинамический летательный аппарат и источник мощности.
...
Другой задачей является максимальное использование атмосферы для окисления горючего в системе запуска.
...
Двери грузового отсека авиационно-космического летательного аппарата открываются для выпуска ракеты-носителя третьей ступени"

Но ведь предлагается-то "ракета традиционной схемы", с единственным отличием в том, что "везде, где можно, меняем ЖРД на ВРД" :wink:  :mrgreen:
Так что если это - "противопоставление", то я - папа римский (справка: я не папа римский :mrgreen: )

А главное возражение - "очевидно из уровня техники"
Возможно это и так (собственно, так оно и ожидалось "что-то в этом роде"), но тогда это и есть тот маленький "эль скандаль при посторонних" ( (С) к/ф Формула любви ), которые мы с Bell'ом так любим :mrgreen:  :twisted:  :mrgreen:

"Вот весчь совершенно очевидная и всем давно и хорошо известная, а где, спрашиваю я, признаки хоть какой-то, самой мизерной активности в этом направлении?
А?
Где конструкторские проработки, планы, проекты, где новая "Буря" для Клипера, где широкая перспектива и новые горизонты?
Где я вас спрашиваю?
Там же, где гидразиновый космический буксир-разгонник, 40-тонная ракета "для Луны" и ЛОС?
Так получается?
Не-е-ет!
Тут явно пахнет заговором!"

PS.
И даже не одним... :roll:
 :wink:  :mrgreen:

[Посторонний]

Будут ли применять в составе одноразовой первой ступени (именно для первой ступени) гиперзвуковые воздушно-реактивные двигатели? Насколько это перспективно?

[Saul]

Эжектор это ещё один +

[Посторонний]

А теперь выкиньте турбину.

Использование ТВРД на старте позволяет снизить требования к мощности ЖРД-бустеров, они будут проще/дешевле/многоразовее
При том, что используемые "турбины" - это "серийное - вообще говоря, - производство", ничего "особенного" в них не предвидется
Ворон, ваш вариант в любом случае "имеет право на жизнь", но его "преимущества" далеко не очевидны

 Преимущество такое - на бОльшем участке разгона с ВРД эта самая турбина вообще не нужна.
 Разгон с использованием ЖРД - в режиме горизонтального полёта, займёт секунд 50 и будет использовано 15-20% топлива. Зато потом не надо таскать с собой турбину до скорости 5 Махов. (Её надо ещё куда-то убрать надо из воздухозаборника, иначе погорит.)

 Кроме того, есть вариант РПД - ракетно-прямоточный двигатель, тот же ПВРД, но с дожиганием топлива в воздушном потоке. В варианте с РДТТ использовался в ЗРК.

Стримфлов, я наверно тупой. Ничего не понимаю. Пока я здесь зацитируйте одним предложением, чем авиационная ступень проще/дешевле ракетной?

 Старый, я приводил вам данные по стоимостям самолётов и ракет - на единицу сухой массы они близки.
 При этом самолёты очень многоразовые, ракеты пока нет.

 Далее, берём ваш "ракетный X-33" и ставим на него ВРД, можно это сделать?
 Сухая масса увеличится на массу ВРД, грубо так - на 10%, пусть даже на 20%.
 При этом вы можете выкинуть ВЕСЬ окислитель первой ступени...

Стримфлов, я наверно тупой. Ничего не понимаю. Пока я здесь зацитируйте одним предложением, чем авиационная ступень проще/дешевле ракетной?

 Старый, я приводил вам данные по стоимостям самолётов и ракет - на единицу сухой массы они близки.
 При этом самолёты очень многоразовые, ракеты пока нет.

 Далее, берём ваш "ракетный X-33" и ставим на него ВРД, можно это сделать?
 Сухая масса увеличится на массу ВРД, грубо так - на 10%, пусть даже на 20%.
 При этом вы можете выкинуть ВЕСЬ окислитель первой ступени...

Я не являюсь специалистом в ракетной технике, поэтому то, о чём буду писать ниже, может вызвать недоумение у специалистов-ракетчиков.

Уменьшить массу окислителя в ракете можно было бы, если применить прямоточные ускорители по бокам первой ступени(и других ступеней).

Включать прямоточные двигатели-ускорители можно на высоте 10 км и выше при скорости, на которой работа прямоточных двигателей будет с найбольшей отдачей. В качестве топлива использовать керосин, как и в основных двигателях.
Таким образом можно было бы увеличить массу топлива, а значит и высоту орбиты запускаемого аппарата. Понимаю, масса первой ступени всё-таки увеличиться из-за наличия дополнительных боковых двигателей-ускорителей.
Конструкция первой ступени усложняется, следовательно надёжность уменьшается, что является недостатком.

______________________________________
Вот нашёл статью о зенитной управляемой ракете 22Д: http://pvo.guns.ru/s75/22d.htm


То есть раньше подобные решения уже отрабатывались.

[Александр Геннадьевич Шлядинский]

Зенитная ракета не должна выходить на орбиту, а должна надежно догонять самолет, который, как известно, тоже не летает по орбите, а находится все время в относительно плотном воздухе. Разгоняться в относительно плотном воздухе до почти космических скоростей не увеличив резко массу конструкции??? КАК? А если пытаться скорее выйти за пределы атмосферы, то зачем из-за нескольких секунд полета с забортным окислителем увеличивать, опять же, массу конструкции?  :roll:  Нее, не катит. Одни сложности...

[Посторонний]

Зенитная ракета не должна выходить на орбиту, а должна надежно догонять самолет, который, как известно, тоже не летает по орбите, а находится все время в относительно плотном воздухе. Разгоняться в относительно плотном воздухе до почти космических скоростей не увеличив резко массу конструкции??? КАК? А если пытаться скорее выйти за пределы атмосферы, то зачем из-за нескольких секунд полета с забортным окислителем увеличивать, опять же, массу конструкции?  :roll:  Нее, не катит. Одни сложности...

Признаю, что ошибался