Новости сайта www.buran.ru

[Вадим Лукашевич]

Не факт.
Если внимательно посмотреть на послеполетные фотографии, то видно, что плазма добавляет узкие следы в виде потеков (по местным линиям токов), но при этом она же сдувает копоть. Это хорошо видно по бокам фюзеляжа, в зоне стыка элевонов с боками, а также в локальных зонах выхлопов ВСУ. Там, где был интенсивный набегающий поток, поверхность чистая. Копоть там, где имелось затенение, т.е. преимущественно на верхних и боковых поверхностях в хвостовой части фюзеляжа, киля и крыла.
Я думаю, что это копоть не от плазмы, а от РДТТ параблоков при их отделении. Для киля это доказано, характер копоти на фюзеляже - аналогичен килю. 


У меня вопрос к ракетчикам - в частности, к Дмитрию Воронцову. В http://www.buran.ru/htm/0-05-99.htm
есть такая фраза

Рассматривая возможности использования самолета в качестве первой ступени орбитального корабля, Э.Алексеев отмечает как положительные, так и отрицательные стороны. С позиции энергетической эффективности, явные преимущества имеет ракетная ступень: она выводит аппарат на высоты 70-150 км, что эквивалентно уменьшению массы ПН более чем на 50% относительно наземного старта.

Что здесь имеется ввиду? Как это понимать? Если понимать это буквально, то старт с высоты 70 км  приводит к уменьшению ПН вдвое?!
Прошу комменты

[Старый]

Наверно под "ПН" имелась в виду стартовая масса ракетной части. Для авиационной ступени АКС она служит ПН, поэтому и получилась такая оговорка. 
Речь шла о том что ракетный самолёт-разгонщик ("ракетная ступень") с выводом на 70 км обеспечивает снижение массы ракетной части вдвое по сравнению с запуском ракеты с земли. 

[mihalchuk]

Это опечатка. Надо читать "РН".

[Вадим Лукашевич]

Старый пишет:
Наверно под "ПН" имелась в виду стартовая масса ракетной части. Для авиационной ступени АКС она служит ПН, поэтому и получилась такая оговорка.
Речь шла о том что ракетный самолёт-разгонщик ("ракетная ступень"    с выводом на 70 км обеспечивает снижение массы ракетной части вдвое по сравнению с запуском ракеты с земли.

Если понимать именно так, то получается (с учетом следующего предложения в статье, которое я здесь не стал цитировать), что проф. Э.Алексеев откровенно свистит касательно АКС. Высота в 10 км для РН с самом деле дает 20%, но для АКС с учетом их специфики (структуры потерь ХС) она тоже дает 50%-е снижение массы второй ракетной ступени.

[Старый]

Не знаю кто такой профессор Алексеев, но боюсь что он свистит правильно. 
А вот это:

Вадим Лукашевич пишет:   но для АКС с учетом их специфики (структуры потерь ХС) она тоже дает 50%-е снижение массы второй ракетной ступени.

это врядли. 

[Вадим Лукашевич]

Алексеев - это бывший начальник ЦНИИ-50.
Суммарный энергетический выигрыш от применения самолета-носителя АКС складывается из скорости полета, передаваемой второй ступени, высоты, оптимального траекторного угла, и снижения потерь ХС до 500 м/с.
Алексеев учитывает только передаваемые скорость и высоту, получая свои 20%. А с учетом всех факторов, использование, например, дозвукового самолета-носителя при разделении на высоте 10 км при М=0,7 снижает массу второй ракетной ступени именно вдвое.
Разделение на высоте 14 км при скорости 1600 км/ч позволяет снизить массу ракетной ступени в 2,5...3 раза.

[Вадим Лукашевич]

Весна - время обострения шизоидов.
Вот фрагмент моей переписки с одним из них:

Лукашевич Вадим Павлович, есть возможность инвестиций для инвестирования интеллектуальных проектов, например, создания навигационной системы или системы обнаружения астероидов. Сумма до 100 млн. $. Срок до 10 лет под 3% годовых с уплатой 5% ежегодно. Докажите, что ваша работа в этом государстве нужна, что за неё заплатят.

Что значит «3% годовых с ежегодной уплатой 5%»? Это как килограммовый арбуз весом в полтора килограмма...

Тут вкралась ошибка. На самом деле  доходность инвестиций должна быть заложена в проекте и гарантируется пользователем, претендующим на инвестиции. 5 % -это минимальная доход, получаемый инвестором ежегодно, 3% за использование инвестиций вы уплачиваете сразу. Лучше, если конечным плательщиком будет ваше государство  или крупный город, уже имеющий источники дохода.

Ведь вы своих представителей в органы власти делегировали?

141400, Тел.: (095) 575-5859 г. Химки,
Московской обл., Факс: (095) 573-2584
Ленинградское ш., 24 E-mail: pdc@berc.rssi.ru
Генеральному директору
НП «Центр планетарной защиты»
А. В. Зайцеву, Лукашевич Вадиму Павловичу.
 
"При запуске перехватчика с помощью РН "Зенит" масса доставляемого к астероиду ядерного устройства (ЯУ) может составить около 1500 кг [19]. Мощность такого ЯУ будет составлять не менее 1,5 Мт [36], что позволит разрушить каменный астероид поперечником в несколько сотен метров [37]. Если же осуществить стыковку на околоземной орбите нескольких блоков, то мощность ЯУ и, следовательно, размер разрушаемого объекта, будут значительно увеличены".
 
В противовес этому могу создать не ядерный комплекс с энергией 10 мВт. Он куда компактнее всего, что вы знаете. Скорость движения объекта, поражающего космические глыбы будет всего лишь на порядок меньше скорости света. Такой энергии достаточно, чтобы разнести любой астероид на мелкие камешки.
В случае заключения договора между мной и вашим "государством" Байконур должен стать советским, т. е.для казахов  экстерриториальным. Он лишь немного южнее Новосибирска. Защита должна быть реализована с помощью аппаратов многоразового использования. То есть, расстреляв астероид, аппарат должен вернуться на околоземную орбиту, его спускаемый аппарат должен сесть. Параллельно будет реализовано автоматическое управление кораблём на основе механизма мышления человеческого мозга.  Очень сильно рассчитываю на специалистов космической медицины, ибо здоровье наших специалистов уже не то , что раньше. Докажите, что вы вашему "государству" нужны!

[Вадим Лукашевич]

Есть еще присланные заказным письмом размышления одного пенсионера-математика о том, что все проблемы советской космонавтики - результат жидо-массонского заговора. И после долгих размышлений он нашел выход - нужно придумать нечто, способное сплотить общество и дать этому заговору отпор. А для этого нужно создать общероссийский, национальный ФФиЗ ("Форум физиков и лириков"), где они встретятся, обсудят, подумают и придумают

[mihalchuk]

Вадим Лукашевич пишет:
Алексеев - это бывший начальник ЦНИИ-50.
Суммарный энергетический выигрыш от применения самолета-носителя АКС складывается из скорости полета, передаваемой второй ступени, высоты, оптимального траекторного угла, и снижения потерь ХС до 500 м/с.
Алексеев учитывает только передаваемые скорость и высоту, получая свои 20%. А с учетом всех факторов, использование, например, дозвукового самолета-носителя при разделении на высоте 10 км при М=0,7 снижает массу второй ракетной ступени именно вдвое.
Разделение на высоте 14 км при скорости 1600 км/ч позволяет снизить массу ракетной ступени в 2,5...3 раза.

Что значит - "снижения потерь ХС"? Составляющих потерь много. Например, есть аэродинамические и гравитационные. Большая высота старта уменьшает аэродинамические потери. Но когда начнём "нагибать" траекторный угол, они несколько возрастут, зато уменьшатся гравитационные. В-общем, корректно за скобки потерь выносить только начальные условия - высоту старта и начальную скорость. К плюсам также можно отнести бОльший УИ ДУ за счёт либо уменьшения потерь на перерасширение, либо - наращивания сопла. Кроме того, требуется меньшая тяговооружённость, этот фактор также завязан на траекторный угол.
В целом - 50% - это вряд ли, хорошо, если будет 40%.

[Дмитрий В.]

Вадим Лукашевич пишет:
Не факт.
Если внимательно посмотреть на послеполетные фотографии, то видно, что плазма добавляет узкие следы в виде потеков (по местным линиям токов), но при этом она же сдувает копоть. Это хорошо видно по бокам фюзеляжа, в зоне стыка элевонов с боками, а также в локальных зонах выхлопов ВСУ. Там, где был интенсивный набегающий поток, поверхность чистая. Копоть там, где имелось затенение, т.е. преимущественно на верхних и боковых поверхностях в хвостовой части фюзеляжа, киля и крыла.
Я думаю, что это копоть не от плазмы, а от РДТТ параблоков при их отделении. Для киля это доказано, характер копоти на фюзеляже - аналогичен килю.


У меня вопрос к ракетчикам - в частности, к Дмитрию Воронцову. В http://www.buran.ru/htm/0-05-99.htm
есть такая фраза

Рассматривая возможности использования самолета в качестве первой ступени орбитального корабля, Э.Алексеев отмечает как положительные, так и отрицательные стороны. С позиции энергетической эффективности, явные преимущества имеет ракетная ступень: она выводит аппарат на высоты 70-150 км, что эквивалентно уменьшению массы ПН более чем на 50% относительно наземного старта.

Что здесь имеется ввиду? Как это понимать? Если понимать это буквально, то старт с высоты 70 км приводит к уменьшению ПН вдвое?!
Прошу комменты

Очевидно, здесь имеется в виду масса второй ступени, которая является ПН для самолета-носителя либо для разгонной ступени.

[Старый]

Вадим Лукашевич пишет:
Алексеев учитывает только передаваемые скорость и высоту, получая свои 20%. А с учетом всех факторов, использование, например, дозвукового самолета-носителя при разделении на высоте 10 км при М=0,7 снижает массу второй ракетной ступени именно вдвое.
Разделение на высоте 14 км при скорости 1600 км/ч позволяет снизить массу ракетной ступени в 2,5...3 раза.

Кроме скорости и высоты все прочие факторы увеличивают массу ракетной ступени. Что очевидно и учитывает Алексеев.

[mihalchuk]

Старый пишет:
Кроме скорости и высоты все прочие факторы увеличивают массу ракетной ступени. Что очевидно и учитывает Алексеев.

 

[Вадим Лукашевич]

mihalchuk пишет:

Вадим Лукашевич пишет:
Алексеев - это бывший начальник ЦНИИ-50.
Суммарный энергетический выигрыш от применения самолета-носителя АКС складывается из скорости полета, передаваемой второй ступени, высоты, оптимального траекторного угла, и снижения потерь ХС до 500 м/с.
Алексеев учитывает только передаваемые скорость и высоту, получая свои 20%. А с учетом всех факторов, использование, например, дозвукового самолета-носителя при разделении на высоте 10 км при М=0,7 снижает массу второй ракетной ступени именно вдвое.
Разделение на высоте 14 км при скорости 1600 км/ч позволяет снизить массу ракетной ступени в 2,5...3 раза.

Что значит - "снижения потерь ХС"? Составляющих потерь много. Например, есть аэродинамические и гравитационные. Большая высота старта уменьшает аэродинамические потери. Но когда начнём "нагибать" траекторный угол, они несколько возрастут, зато уменьшатся гравитационные. В-общем, корректно за скобки потерь выносить только начальные условия - высоту старта и начальную скорость. К плюсам также можно отнести бОльший УИ ДУ за счёт либо уменьшения потерь на перерасширение, либо - наращивания сопла. Кроме того, требуется меньшая тяговооружённость, этот фактор также завязан на траекторный угол.
В целом - 50% - это вряд ли, хорошо, если будет 40%.

Я даю конечный вывод, опуская выкладки.
497 м/c - это разница суммарных потерь, в которую входят гравитационные, аэродинамические, на управление и на давление атмосферы потери ХС.
Что касается % - есть два источника - доклад группы спецов "Молнии" в Малаге (1991 г.) во главе с Лозино-Лозинским, и из доступных - сборник статей под ред. Лозино-Лозинского "Авиационно-космические системы".
Только если в докладе речь идет о снижении вдвое массы второй ступени при неизменной ПН, то на стр. 287 книги эта мысль звучит иначе (двойное увеличение ПН при фиксированной массе ступени): 

Зависимость массы ПН от квадратного корня удельной энергии в начале автономного участка выведения при фиксированной массе второй ступени линейна. <...> [воздушный старт] на высоте 8 км при М=0.7 позволяет увеличить массу полезного груза, выводимого на низкую околоземную орбиту внутри отсека полезного груза многоразового орбитального самолета, в два раза

[mihalchuk]

Вадим Лукашевич пишет:
Я даю конечный вывод, опуская выкладки.
497 м/c - это разница суммарных потерь, в которую входят гравитационные, аэродинамические, на управление и на давление атмосферы потери ХС.
Что касается % - есть два источника - доклад группы спецов "Молнии" в Малаге (1991 г.) во главе с Лозино-Лозинским, и из доступных - сборник статей под ред. Лозино-Лозинского "Авиационно-космические системы".
Только если в докладе речь идет о снижении вдвое массы второй ступени при неизменной ПН, то на стр. 287 книги эта мысль звучит иначе (двойное увеличение ПН при фиксированной массе ступени):

Зависимость массы ПН от квадратного корня удельной энергии в начале автономного участка выведения при фиксированной массе второй ступени линейна. <...> [воздушный старт] на высоте 8 км при М=0.7 позволяет увеличить массу полезного груза, выводимого на низкую околоземную орбиту внутри отсека полезного груза многоразового орбитального самолета, в два раза

А ну так ясно. Масса ПГ для РН и для орбитального самолёта - это существенно разные вещи по доли массы ПГ в общей массе выводимого. Для РН и получится 20% или немного более, если с дозвука, для ОС то же приращение в абсолютных единицах даст 50%.
Короче, чем меньше мю ПГ, тем более эффективны всякие приспособы и дополнительное увеличение энерговооружённости - эффект получается в процентах от общей выводимой массы, а весь выигрыш идёт в массу ПГ.

[Луноход]

Вадим Лукашевич пишет:

Не факт.
Если внимательно посмотреть на послеполетные фотографии, то видно, что плазма добавляет узкие следы в виде потеков (по местным линиям токов), но при этом она же сдувает копоть. Это хорошо видно по бокам фюзеляжа, в зоне стыка элевонов с боками, а также в локальных зонах выхлопов ВСУ. Там, где был интенсивный набегающий поток, поверхность чистая. Копоть там, где имелось затенение, т.е. преимущественно на верхних и боковых поверхностях в хвостовой части фюзеляжа, киля и крыла.
Я думаю, что это копоть не от плазмы, а от РДТТ параблоков при их отделении. Для киля это доказано, характер копоти на фюзеляже - аналогичен килю. 

Ну если так...

[Вадим Лукашевич]

Можно не углубляться в дебри, а сравнить массы сопоставимых (по массам) разных систем выведения в момент отделения первой ступени. По массе ПН на низкой орбите наиболее близки МАКС-ОС (ПН 26 т) и, например, УР-500К (ПН на той же орбите Н=200 км, i=51,6 град.) 20,5 т (т.е. меньше примерно 21%).
Смотрим.
Взлетные массы: МАКС-ОС - 630 т, "Протон-К" 696,57 т ("Протон-К" тяжелее на 10%) ;
Масса первой ступени: МАКС-ОС - 355 т, "Протон-К" - 449,9 т (у "Протона-К" тяжелее на четверть);
Масса, продолжающая полет после отделения первой ступени: МАКС (ВТБ+ОС+ПН) 275 т, "Протон-К" (2-я, 3-я ступени, РБ + ПН) 246,67 т (т.е. у "Протона-К" меньше на 10%).
Вот и получается - при примерно равных соотношениях масс у МАКСа первая ступень отваливается на высоте 8-10 км, передав второй скорость всего 0,7М и оптимальный траекторный угол, а у "Протона-К" - на высоте 41,4 км и на скорости около 1800 м/с, при этом выводимая ПН у них сопоставима. Отсюда очевидный вывод - разница между высотами и скоростями отделения первых ступеней (30 км и 1600 м/с соответственно), которую Алексеев считает достоинством в виде "энергетического преимущества" традиционных РН, полностью вылетает "в трубу" в виде различных потерь ХС.


 При этом, несмотря на многократную разницу траекторных  параметров в момент отделения первой ступени, массы вторых ступеней тоже сопоставимы. А если бы Алексеев был прав, то они бы различались в разы

[Александр Пономаренко]

Сравнение некорректное (в том числе и потому, что расчетная масса ПН у МАКС-ОС составляет 9 тонн; следовательно, по массе ПН, оставляемой на НОО, Протон выигрывает со счетом 20:9).

По словам Алексеева:

С позиции энергетической эффективности, явные преимущества имеет ракетная ступень: она выводит аппарат на высоты 70-150 км, что эквивалентно уменьшению массы ПН более чем на 50% относительно наземного старта. Между тем, самолет обеспечивает высоту пуска только 10 км, что соответствует 20% уменьшению массы. Ракета дает прибавку в скорости 40%, составляющая самолета в достижении орбитальной скорости корабля - 5%.

Видно, что речь идет о сравнении двух типов первой ступени для ОС - ракетного и самолетного - с третьим вариантом: стартом SSTO с земли.

Если я правильно понимаю Алексеева, начальная масса ОС, стартующего с ракетного разгонщика, более чем в два раза ниже массы SSTO ОС; начальная масса ОС, стартующего с самолета, на 20% ниже SSTO ОС.

Возвращаясь к сравнению Протона и МАКС и учитывая слова Алексеева о высоте 70-150 км и скорости 40% в случае использования ракетной ступени, следует сравнивать начальную массу 3 ступени Протона включая ПН (~70 тонн) с начальной массой второй ступени МАКС (~275 тонн). Однако это сравнение также некоректно, так как 3 ступень Протона не является ОС.

[mihalchuk]

Вадим Лукашевич пишет:
Можно не углубляться в дебри, а сравнить массы сопоставимых (по массам) разных систем выведения в момент отделения первой ступени. По массе ПН на низкой орбите наиболее близки МАКС-ОС (ПН 26 т) и, например, УР-500К (ПН на той же орбите Н=200 км, i=51,6 град.) 20,5 т (т.е. меньше примерно 21%).
Смотрим.
Взлетные массы: МАКС-ОС - 630 т, "Протон-К" 696,57 т ("Протон-К" тяжелее на 10%) ;
Масса первой ступени: МАКС-ОС - 355 т, "Протон-К" - 449,9 т (у "Протона-К" тяжелее на четверть);
Масса, продолжающая полет после отделения первой ступени: МАКС (ВТБ+ОС+ПН) 275 т, "Протон-К" (2-я, 3-я ступени, РБ + ПН) 246,67 т (т.е. у "Протона-К" меньше на 10%).
Вот и получается - при примерно равных соотношениях масс у МАКСа первая ступень отваливается на высоте 8-10 км, передав второй скорость всего 0,7М и оптимальный траекторный угол, а у "Протона-К" - на высоте 41,4 км и на скорости около 1800 м/с, при этом выводимая ПН у них сопоставима. Отсюда очевидный вывод - разница между высотами и скоростями отделения первых ступеней (30 км и 1600 м/с соответственно), которую Алексеев считает достоинством в виде "энергетического преимущества" традиционных РН, полностью вылетает "в трубу" в виде различных потерь ХС.


 При этом, несмотря на многократную разницу траекторных параметров в момент отделения первой ступени, массы вторых ступеней тоже сопоставимы. А если бы Алексеев был прав, то они бы различались в разы

Ваша ошибка, Вадим, в том, что вы пытаетесь примеривать вами же абстрагированные где-то имевшие место суждения на какие-попало носители. Ценность подобного рода суждений для понимания сути дела нулевая. Гравитационные потери, как аэродинамические и прочие в случае классической ракеты со второй ступени - очевидно ниже. Сравнение здесь у вас некорректно "Протон-К" - гептиловая ракета, а МАКС - на водороде, да ещё и трёхкомпонентная схема. Уместнее сравнивать ракеты близкого технологического уровня, но и тут не всегда получается, например, МАКС в том виде, как есть, без СН скорее всего не долетит до орбиты. Поэтому ради сравнения и обсуждают снижение потерь, но и тут для разного вида потерь удобнее приводить сравнение где при равной стартовой массе, где при равной ПН, и эти сравнения могут не сойтись.
В общем так. РН действительно удобно, можно и следует сравнивать по такому параметру, как Мю ПН. Это оправдано потому, что ракета - дура. Для такое сравнение неуместно, да и не покажет явного преимущества (мягко говоря). АКС - интеллектуальные системы, и в этом следует искать плюсы.
СН считать первой ступенью, на мой взгляд, не следует - по последствиям незапуска ракетного блока, кратности использования, характеру подготовки - это скорее летающий космодром.

[Вадим Лукашевич]

Александр Пономаренко пишет:
Сравнение некорректное (в том числе и потому, что расчетная масса ПН у МАКС-ОС составляет 9 тонн; следовательно, по массе ПН, оставляемой на НОО, Протон выигрывает со счетом 20:9).

По словам Алексеева:

С позиции энергетической эффективности, явные преимущества имеет ракетная ступень: она выводит аппарат на высоты 70-150 км , что эквивалентно уменьшению массы ПН более чем на 50% относительно наземного старта . Между тем, самолет обеспечивает высоту пуска только 10 км, что соответствует 20% уменьшению массы. Ракета дает прибавку в скорости 40% , составляющая самолета в достижении орбитальной скорости корабля - 5%.

Видно, что речь идет о сравнении двух типов первой ступени для ОС - ракетного и самолетного - с третьим вариантом: стартом SSTO с земли.

Если я правильно понимаю Алексеева, начальная масса ОС, стартующего с ракетного разгонщика, более чем в два раза ниже массы SSTO ОС; начальная масса ОС, стартующего с самолета, на 20% ниже SSTO ОС.

Возвращаясь к сравнению Протона и МАКС и учитывая слова Алексеева о высоте 70-150 км и скорости 40% в случае использования ракетной ступени, следует сравнивать начальную массу 3 ступени Протона включая ПН (~70 тонн) с начальной массой второй ступени МАКС (~275 тонн). Однако это сравнение также некоректно, так как 3 ступень Протона не является ОС.

Какая разница? Я мог взять двухступенчатый "Протон" с ПН чуть более 10 т, а мог взять МАКС-Т с ПН 18 т на ЛЕО. Качественно картина не изменится. Считайте, что беспилотный ОС пуляется только в одну сторону. Или пусть "Протон" выводит ЛКС.
Замечания Михалчука куда серьезнее - у сравниваемых систем разный усредненный УИ. И с этим я согласен - корректнее сравнивать МАКС и "Протон" с водородными верхними ступенями. Но и здесь качественная картина не  изменится - "Протон" с верхним водородом будет иметь те же траекторные параметры в точке отделения первой ступени, при этом масса второй (и 3-й ступеней, с РБ и ПН) вырастет за счет увеличения объема баков, а ПН на ЛЕО увеличится на 30-50%.
Если бы Алексеев был прав, то имея преимущества в момент отделения первой ступени 900% по скорости и 300% по высоте, водородный "Протон" должен был бы, отталкиваясь от характеристик МАКСа, выводить нагрузку на в полтора, а в 3-5 раз больше.

mihalchuk пишет:

МАКС в том виде, как есть, без СН скорее всего не долетит до орбиты. 

Верно. Вторая ступень МАКСа без СН не долетит до орбиты. Как и вторая ступень "Протона" без первой.
А долетают они, выводя, отмечу, равную нагрузку, стартуя с разными условиями - высотой, скоростью и траекторным углом.

Абстрагируемся от частностей: Алексеев утверждает, что старт с самолета энергетически в 2,5 раз менее выгоден по высоте и в 8 (!) раз по скорости.
Задаю вопрос - почему же тогда в обоих случаях, при сходной начальной массе, на орбите оказывается практически одинаковая ПН?

[Дмитрий В.]

Вадим Лукашевич пишет:
Можно не углубляться в дебри, а сравнить массы сопоставимых (по массам) разных систем выведения в момент отделения первой ступени. По массе ПН на низкой орбите наиболее близки МАКС-ОС (ПН 26 т) и, например, УР-500К (ПН на той же орбите Н=200 км, i=51,6 град.) 20,5 т (т.е. меньше примерно 21%).
Смотрим.
Взлетные массы: МАКС-ОС - 630 т, "Протон-К" 696,57 т ("Протон-К" тяжелее на 10%) ;
Масса первой ступени: МАКС-ОС - 355 т, "Протон-К" - 449,9 т (у "Протона-К" тяжелее на четверть);
Масса, продолжающая полет после отделения первой ступени: МАКС (ВТБ+ОС+ПН) 275 т, "Протон-К" (2-я, 3-я ступени, РБ + ПН) 246,67 т (т.е. у "Протона-К" меньше на 10%).
Вот и получается - при примерно равных соотношениях масс у МАКСа первая ступень отваливается на высоте 8-10 км, передав второй скорость всего 0,7М и оптимальный траекторный угол, а у "Протона-К" - на высоте 41,4 км и на скорости около 1800 м/с, при этом выводимая ПН у них сопоставима. Отсюда очевидный вывод - разница между высотами и скоростями отделения первых ступеней (30 км и 1600 м/с соответственно), которую Алексеев считает достоинством в виде "энергетического преимущества" традиционных РН, полностью вылетает "в трубу" в виде различных потерь ХС.


 При этом, несмотря на многократную разницу траекторных параметров в момент отделения первой ступени, массы вторых ступеней тоже сопоставимы. А если бы Алексеев был прав, то они бы различались в разы

Для корректности надо сраввнивать РН с одинаковыми компонентами топлива. И если рассматривать водороднную (или двухтопливную) ракету, то для АКС все будет очень грустно.