Супертяж и ССТО варианты освоения космоса.

[Юрий Темников]

Попробуйте поиск заменив буквы на латинские.Ну и почитайте про РН КОРОНА.
Мне хотелось освоения солнечной системы ещё в далёкой юности.Увы ,не сбылось.

Не смогли Вы, Юрий, простыми словами объяснить мне за свой всемогущий
летательный аппарат. Предложение погуглить - не объяснение, к сожалению.
Вынужден с грустью заметить, что предмета Вы не разумеете...
Чего же в таком случае Вы полагаете сей "свинтопрульный механизм" универсальным
решением для космических полётов ?
Считайте мой вопрос риторическим...

Естественно.Увы!Если прочитав тему,вы не поняли в чём "свинтопрульность сего механизЬма.  ЗначитЬ вам просто....... не дано.  Не хватает умизЬма.

[Юрий Темников]

Добавлю к плюсам ССТО: SSTO вам в помощь. На примере КОРОНы. Взлетает практически где угодно,садится практически где угодно. После дозаправки может перелететь к месту следующего старта.Зачем голову-то ломать?.
Ну и чем меня особо доставали.:Приходится выводить на орбиту всю РН.Ах-ах-ах!
Но ведь уже  для КОРОНы был придуман Запуск ПН с разгонным блоком.РН не выходит на орбиту ,но делает виток вокруг Земли возвращаясь к месту старта.Дальше больше Нынешние обтекатели не чета прежним,надкалиберные и весьма обьёмные,да и достаточно дорогие."Усовершенствуем" ССТО:добавляем цилиндрическую вставку в межбаке.И засовываем туда полноценную вторую ступень вместе с ПН. .Тогда "ССТО вообще не выходит на орбиту. Заметно увеличивается ПН.Значительно уменьшаются тепловые нагрузки и естественно теплозащита.Не теряется обтекатель,он становится частью конструкции .РН самостоятельно возвращается к месту старта.То есть на базе ССТО получаем полноценную двухступенчатую РН с возвращаемой первой ступенью.Учитывая,что основным грузом для ССТО будет топливо,остальной грузопоток будет идти ОКС мелкими партиями с отвёрточной сборкой из функциональных блоков.Что позволит уменьшить массо-габаритные ограничения на величину КА. И значительно снизить их стоимость.Ведь полётов будет не десятки как сейчас ,а сотни и тысячи.

[Astrodrive]

Я так понял вы хотите разрабатывать сверхтяжёлые ракеты с возвращением первой ступени. Первая ступень у вас КОРОНа.

Пожалуйста дайте нам расшифровку всех аббревиатур. Мне читать сложно, много новых сокращений.

Я тоже думаю, что национальная концепция космической деятельности в данный момент это Сверхтяжёлая Ракета с возвращением первой ступени.

Потом маленькая Лунная База с модулем по производству сжиженного Водорода и Кислорода электролизом из Лунного льда.

Многоразовый орбитальный Корабль с Солнечными Батереями и Ионными двигателями может доставить все модули для Лунной Базы на орбиту Луны. Затем модули сами сядут на Луну, а Корабль вернётся на орбиту Земли.

Главное разработать технологию супер лёгких Солнечных Панелей и их развёртку на орбите Земли.

Многоразовый Корабль-робот с Ионными двигателями будет дешевле всех остальных вариантов.

Вот такая концепция даёт нам значительное снижение цены Космических Полётов на Луну и Марс.

[Дедан]

01.01.2025 22:04:52

Реально, в настоящее время проект супертяжа для России - это вредительство.

А что мы тогда в этой теме 1819 страниц обсуждаем? Не нужны Луна и дальний космос? Понятно, расходимся. Дружно просим админов закрыть тему, признанной вредительской, до наступления некоего события. Факт наступления оного будет сообщён дополнительно.

Наверное всё-таки вредительская..... Потому как создание флота ССТО (РН среднего класса). Гораздо дешевле и надёжнее.Да и по результатам ... Скажем по обьёмам вывода ПН на НОО. Затратам на космодром(Ы). Многоразовости. Полной!!
Надёжность одного большого корабля в дальних полётах (стартовая масса от 300т на НОО). Вместо 4-5-6 блоков ,вменяемого СТ,или невменяемого  суперСТ к Луне.. Плюсом возможность решения множества других задач в серийном  исполнении.
Но всё это меркнет перед воздушным стартом ССТО!!! Взлётная ступень- самолёт носитель на 2000-2500  взлётов ,наличие отсутствия космодромов. Использование мощнейшей имеющейся авиационной инфраструктуры. Всеазимутальность!! Ну и как изюминка к торту Мю ПН самой РН 6%. Возможность использования подготовленных корпусов ССТО в качестве тяжёлых блоков ОКС на орбитах Луны и планет. И полётов к этим планетам на эскадрильях или даже эскадрах ССТО.

[Дедан]

• 
  
• Сообщения: 218

#36408

01.01.2025 22:48:11

А, увидел 6%, дальше смысл ответа теряется.  Фантазирование ракеты это всё-таки хоть и фантазирование, но всё-таки в соответствии с реальностью, а если без соответствия с реальностью то зачем так мелко, можно сразу 60%, и без самолётного старта, и ссто и возвращаемая, ещё и 2 полёта делающая на одной заправке. А лучше 3! Вишенка на торте-5 полётов на одной заправке после финальной отладки конструкции по итогу лётных испытаний.

Ваша попытка под----ть,весьма курчава. И покоится либо на Незнании,либо на тупоглупости. С чем  вас и поздравляю.   Заодно и с Новым годом. Постарайтесь обрасти знаниями и опытом.
Пыси.На  форуме.не соврать -бы с 2016 года ,но так сложились обстоятельства.
Живите и не мешайте жить другим.

• Цитировать
• Редактировать
• Ещё...

garg

• 
• Сообщения: 2,033

#36409
01.01.2025 23:14:04

Ну и как изюминка к торту Мю ПН самой РН 6%.

Если вы с МАКС содрали это число - то это расходная версия 18 тонн на 275 стартовой. Если полная многоразовость то 5,5-6 тонн, едва 2% , с сбрасываемым баком (хрень шаттловидная) 8-9.

Далеко на таком кванте не слетаешь, задолбаешься заправляться - 30+ заправок.
Так что нахер SSTO. Хоть воздушный хоть наземный.

Что-то адекватное получается на 2-х ступенях. Можно только большую часть дельты орбитеру передать. Но не всю. Наши технологи просто в весовое совершенство не вытянут. чтоб  нормально летать.
Ну и далече летать не на том же самом. Многоразовый орбитер должен быть возвращаемым РБ. Тогда соответственно нужен нормальный квант для отлетных агрегатов. 30-40 тонн.
Край - 25 в многоразе и 40-50 с расходной второй ступенью - ободранным орбитером.

•  Понравилось

• Цитировать
• Ещё...

может ли разум на бинарной логике осознать непрерывный спектр?
garg

• 
• Сообщения: 2,033

#36410
01.01.2025 23:29:36

Собственно Маск даже на 2-х ступенях больше чем на 3% Мю в многоразе не надеется. В перспективе. Пока надежды на 2% в V2, может быть 2,5% с вылизыванием. А прототипы пока показали около 1%
Проекты амеров в SSTO традиционно сильных в массовое совершенство. Больше чем на 2% на водороде не надеялись.

•  Понравилось

• Цитировать
• Ещё...

может ли разум на бинарной логике осознать непрерывный спектр?
Дедан

• 
• Сообщения: 218

#36411

01.01.2025 23:48:25

Ну и как изюминка к торту Мю ПН самой РН 6%.

Если вы с МАКС содрали это число - то это расходная версия 18 тонн на 275 стартовой. Если полная многоразовость то 5,5-6 тонн, едва 2% , с сбрасываемым баком (хрень шаттловидная) 8-9.

Далеко на таком кванте не слетаешь, задолбаешься заправляться - 30+ заправок.
Так что нахер SSTO. Хоть воздушный хоть наземный.

Что-то адекватное получается на 2-х ступенях. Можно только большую часть дельты орбитеру передать. Но не всю. Наши технологи просто в весовое совершенство не вытянут. чтоб  нормально летать.
Ну и далече летать не на том же самом. Многоразовый орбитер должен быть возвращаемым РБ. Тогда соответственно нужен нормальный квант для отлетных агрегатов. 30-40 тонн.
Край - 25 в многоразе и 40-50 с расходной второй ступенью - ободранным орбитером.

У вас путаница с цЫфрами .ВС  это 12т с возвратом.Та часть,которая будет работать в космосе ,это 18т. Никакого сравнения с одноразовым Союзом. Возможность на РН среднего  класса запускать, очень часто мелкие грузы в довесок к топливу с сотен аэродромов Земли. И многое ,многое другое. КМК,вы недопонимаете "ширшину" вопроса. 
кие грузы

• Цитировать
• Редактировать
• Ещё...

[Дедан]

• 
  
• Сообщения: 776

#36413
02.01.2025 11:03:40Последнее редактирование: 02.01.2025 11:49:51 от Шестопер239

Наверное всё-таки вредительская..... Потому как создание флота ССТО (РН среднего класса). Гораздо дешевле и надёжнее.Да и по результатам ... Скажем по обьёмам вывода ПН на НОО.

Ну забросьте на НОО 200 тысяч тонн (вращающийся цилиндр диаметром 400 метров с оранжереей), на ГСО 500 тысяч тонн (СКЭС), на Луну 20 тысяч тонн (опытный завод полного цикла производства).
Забросьте это своими самолетиками, попробуйте - сразу запросите Морского дракона.

Сейчас на орбиту выведено более 7 тысяч Старлинков по 260 кг - это почти 2 тысячи тонн. В планах у Маска развернуть 30 тысяч спутников второго поколения по 1250 кг - это 37,5 тысяч тонн.
При том, что спутники в значительной степени состоят из электроники. Килограмм солнечных батарей стоит значительно дешевле килограмма микросхем, а килограмм металлоконструкций для вращающейся ОС с имитацией гравитации - еще дешевле. Так что ничего безумного в сотнях тысячах и миллионах тонн на орбитах  нет.

Когда позже будем лепить ОС выше радиационных поясов - скромный цилиндрик диаметром 400 метров (меньше нельзя - вестибулярка возмутится) и длиной 500 метров при массе радиационной защиты 10 тонн на м2 (что необходимо для длительного проживания, особенно детям - нужно же проверить их развитие в условиях ОС) потянет 9 миллионов тонн.

•  Понравилось

• Цитировать
• Ещё...

garg

• 
• Сообщения: 2,033

#36414
02.01.2025 11:10:47

У вас путаница с цЫфрами .ВС  это 12т с возвратом.Та часть,которая будет работать в космосе ,это 18т.

Я привел по МАКС данные. ссылка есть в вики  - самая первая, на буран.ру
А вы свои данные откуда взяли?

•  Понравилось

• Цитировать
• Ещё...

может ли разум на бинарной логике осознать непрерывный спектр?
B7BB

• 
• Сообщения: 211

#36415
02.01.2025 12:39:40

Я привел по МАКС данные. ссылка есть в вики  - самая первая, на буран.ру
А вы свои данные откуда взяли?

Наверное данные на основании Дельта 4 и прочих чисто водородных ракет, ведь у них такая классная сухая масса к массе топлива получается, и фантастические %пн.
И на том основании что клиновоздушники выдают 1000УИ

•  Понравилось

• Цитировать
• Ещё...

garg

• 
• Сообщения: 2,033

#36416
02.01.2025 14:03:23Последнее редактирование: 02.01.2025 14:11:15 от garg

Нет никаких нормальных данных по клиновоздушникам акромя теории. И та скорее работает для изделий из говна и палок. Все проекты которые есть  легко обнаружимые данные по импульсам и весу хуже топовых водородников (RS25, РД0120 и т.п.)
Чисто сухая масса расходной ракеты, это не тоже самое что сухая масса с средствами возвращения. И тем более без сбрасываемого обтекателя.
Ракета приспособленная под вертикальную заправку, это совсем другая ракета которая приспособленная под заправленную перевозку и тем более взлет горизонтально с удержанием за пару точек крепления. Так что все это херня, на постном масле.

Кстати - цифра 12 тонн возвращается - это какое то гавно-ракета. Для воздушного старта точно. Потому как сумма масс - 30 тонн. 10% на орбите от стартовой.
Проект МАКС все тот же - это ~37 тонн на орбите из 275. Корона, кажется 42 тонны из 300.
Т.е. 13,5-14%. Куда делись еще 9-10 тонн? Типа такой легкий одноразовый бак на 270 тонн горючки (причем водородной) и еще обтекатель конечно? А возвращается двигательная группа? Ну может быть конечно, на "перделе". Из композитов - чтоб в 1,5+ раза легче шаттловского быть в удельном весе. Но не дороговато ли? И смысл?

Вообще самый крутой процент мю ПН в многоразовой системе который был в проекте нормально проработан - чисто грузовой Шаттл - 70 тонн ПН на 2000 стартовой. С по прежнему 1-разовым баком и ускорителями.

И да, если у Дедана  на орбиту выходит с воздушным стартом 30 тонн из 300 стартовых, это значит что при фантастическом весовом совершенстве агрегата и соответственно потраченных деньгах, импульс движков на Его SSTO жалкие 390-400 секунд - что это за параша? Водород - точно говно импульс, метан не может такого, РД70х - на керосине+водороде, давать обещал 410 вакуумного и 460 водородного -т.е усредненно 430с. Это фигня ни туда, ни сюда, ни куда не вписывается или по физике или по смыслу.

•  Понравилось
• 1 пользователю это нравится.

• Цитировать
• Ещё...

может ли разум на бинарной логике осознать непрерывный спектр?

[Дедан]

И да - воздушный старт на тяжелом транспортнике (т.е. дозвуковом и на высотах до 10-12 км с нагрузкой) - это едва ли  - 500 м/с. От потребной дельты. Движки аналоги J-2T - импульс которых заявлен 435-440с. С 42 тоннами это я ошибся, помойму это Skylon. Проект Корона выведет вместе с собой на орбиту 11,5% стартовой массы. Воздушный старт в идеале (-500м/с)даст прибавку в 1,5% - т.е. ~5 тонн на 300 стартовой. Сколько из них будет ПН с учетом необходимых переделок конструкции - одному богу известно.
Так что ваши фантазии можете отложить в сторону, они уже посчитаны основными фантазерами Короны.

Вы плоховато выглядите.Может и есть у вас знания ,но соображаете вы плохо.
Начнём с нуля. Чем меньше скорость РН тем меньше её КПД (РАКЕТЫ!) вся энергия уходит в грохот ,струю и рассеивается а пространстве  Поэтому на подьем в 10 км и разгон до звука тратится почти треть массы первой ступени.Этому помогает противодавление атмосферы ,меньшая тяга и УИ.Для водорода потери больше чем скажем для керосинок.  Потому и в ходу  у амеров ТТУ. У Союза КПД 1 ступени по моим подсчётам 3% ,у Маска 7%
С увеличением скорости и высоты полёта всё меняется Растёт КПД,увеличивается тяга,где-то на 10% ,значительно увеличивается УИ. Начальный УИ У клиновоздушного РД вряд ли будет отличаться от Амерского водородника-339 пачальнын РД-704  на Н-10 км-418 .
Ну ,атеперь попробуйте посчитать  ИТОГО! и  сравните со своими жалкими 1,5%. УДАЧИ!
Кстати ,крепление горизонтальной РН в одной точке ,это инженерный ДЕБИЛИЗМ!!.

• Цитировать
• Редактировать
• Ещё...

B7BB

• 
• Сообщения: 211

#36429
Сегодня в 13:03:03

Эх фантазии, одни фантазии.

Сразу такие далеко идущие цепочки.
Нет чтобы взять и с простого и реального начать, маленькие и простые ответы для себя. Например вроде:
"У Дельта 4, полностью водородной ракеты, двухступенчатой, жалкие 3.6-3.7%, и естественно без всяких возвращений.
... НО ВОТ  у корономаксов будет 5+ в одноступенчатом варианте, ещё может и возвращаемом, потому что..."
Но не просто из чистых фантазий в этом "потому что" исходить, а из прямых сравнений с Дельта 4. Или если она по каким-то причинам не нравится-с любой другой чисто водородной ракетой, которая реально была сделана и реально выводила нагрузку. А то вдруг это только у неё такой низкий %выведения по пн среди чисто водородных.

•  Понравилось

• Цитировать
• Ещё...

B7BB

• 
• Сообщения: 211

#36430
Сегодня в 13:19:55

Жаль переохлаждённый водород больше чем на 7% уплотняться не хочет, а просто замерзает.

В принципе, это могло бы работать, если взять такую тончайшую фольгу как у Маска в Фалконе во второй ступени, но сделать так целиком всю ракету в 3-4 раза больше этой ступени
Если допустить что целиком всей ракете вдруг не нужна прочность больше чем только второй ступени невозвращаемой.
Если допустить что водорода уместится та же масса что и керосина в тот же объём.
Если допустить что получится сделать клиновоздушный двигатель с тягой к массе как у двигателя во второй ступени Фалкона, у которого этот показатель лучший в мире.
Если допустить что такая тончайшая фольга выдержит возвращение.

И конечно если вообще не рассматривать всё-всё почему у чисто водородных ракет, многоступенчатых, такие скромные %по пн получаются.

•  Понравилось

• Цитировать
• Ещё...

Дем

• 
• Сообщения: 8,304

#36431
Сегодня в 13:27:07

Про 12 тонн нашел в вики - это некие "специальные схеме выведения"

Это двупуск - одна корона летит с ПН, вторая с дополнительным топливом для первой.

Поэтому на подьем в 10 км и разгон до звука тратится почти треть массы первой ступени.

Так самолёт на это потратит не меньше.

•  Понравилось

• Цитировать
• Ещё...

Летать в космос необходимо. Жить - не необходимо.
B7BB

• 
• Сообщения: 211

#36432
Сегодня в 13:40:12

Так самолёт на это потратит не меньше.

Там и ракета похоже потратит не меньше. Сначала падая с самолёта, потом или этот долгий манёвр во всё ещё плотной атмосфере и долгий полёт по неоптимальной траектории в этой же плотной атмосфере, или быстрое выруливание с перегрузками, прочности на которые непонятно откуда взяться в одноступенчатой ракете.

•  Понравилось

• Цитировать
• Ещё...

B7BB

• 
• Сообщения: 211

#36433
Сегодня в 14:50:29

Кстати вдруг подумалось сразу одновременно и о ужасности решения применения ТТУ в ракетах, проектируемых изначально под применение с ними, а не как какая-то разовая переделка вывести буквально один раз что-то нерасчётное, и о воздушном старте-
Эксплуатирующие полностью твердотопливную ракету с воздушным стартом, не смогли сколь-нибудь значительно снизить цену запуска ниже чем у Фалкона, когда появилась конкуренция, при том что они выводят 400кг.

•  Понравилось

• Цитировать
• Ещё...

Дедан

• 
• Сообщения: 221

#36434

Сегодня в 14:59:54

Дем. А сообразить? 12 т с возвратом,18т специальная система выведения..По"слухам"  самолёт в три раза меньше.

В7ВВ. Сложить 1+1 не получается? А может читать разучились?  РН в МАКС-Т по расчётам  Лозино-Лозинского должна выводить 18т  ПН при взлётной массе 275 т.
Всё-таки нужно знать предмет обсуждения.

• Цитировать
• Редактировать
• Ещё...

B7BB

• 
• Сообщения: 211

#36435
Сегодня в 15:33:21

должна

Мне кажется она только должна "прикольной" выглядеть и "классной" по характеристикам на плакатиках которые, плакатики, рассчитаны на какую-то совсем уж "массовую" публику.

Мне больше интересно сравнение такой концепции в сравнении с Дельта 4 например, конкретное сравнение, а не савнение в формате "какой-то дядя сказал что рассчитал и показал красивые плакаты ракеты с характеристиками по всем пунктам сильно отличающимися от реально созданных и летавших ракет".
Т.е. они, в двухступенчатой, в которой ни одна из ступеней не возвращается, полностью водородной, ну уж хотя бы 10% по пн должны были выжать? Но вот просто решили сделать 3.6-3.7% вместо этого?
Как вы пишите, что с 2016-го на форуме, то должны же понимать,не смотря на то что рисуют на любых каких-то плакатах, что самая обычная первая ступень, и в принципе концепция двухступенчатости, дают намного бОльший рост для % по пн чем все какие-то "инновации".

•  Понравилось

• Цитировать
• Ещё...

garg

• 
• Сообщения: 2,033

#36436
Сегодня в 16:16:11Последнее редактирование: Сегодня в 16:31:13 от garg

Дедан, вы таки по видимому сами крайне глупое создание не понимающее физику. Как считается импульс, дельта, КПД ракеты или чего там. Где у Маска 7%  чего от чего и куда. Я могу расписать  что аргументирую конкретно - вы можете? С сылками. Если таковых нет в сети, то по какой методе вы КПД ступени считаете? Формулы приведите, хотя бы словесно.
Вот ваши глюки личные по тому же МАКС - можно найти данные во первых начальный импульс на высоте 10 км - 390 с 3- компонента, в вакууме на 3-х компонентах 410 с. А при переключении на чисто водород-кислород импульс 460с. Откуда вы выкопали 418с ? Они вам приснились, приглючились, вы их расчитали?
 
Да и есть физика - НОО орбита - это скорость 7,8 км/с на высоте 200х200 км. Старт с самолета - 250 м/с своих  (горизонтальных или в лучшем случае  под 30 градусов к горизонту)+ 300/450 м/с - орбитального на широтах 51/0. Но есть потери на гравитацию, аэродинамику и управление. И потери на аэродинамику на высоте 10 км все еще огого предстоят, т.к. точка максимального сопротивления у ракет в среднем на высотах 30 км+/-.
Посчитайте потребную дельту на орбиту при этих условиях. ТВР начальный для короны известен максимум 1,5.
Только пожалуйста не от балды/магии/вашей крепкой убежденности. А по физике.
Есть небольшая простая подсказка - в грубом приближении можно считать что ракете с уровня моря надо 9200-9500 м/с для достижения НОО расчитанных для каждой ступени по вакуумному импульсу движков.
Расчет - по циолковскому. Но туточки надо понимать - сколько есть топлива и сколько остаточная масса каждой ступени вместе с следующими и ПН. Для 1-ступа все проще - учитывается только масса конструкции и ПН в конце вместе взятые.

Не могете в счет делюсь еще одним лайфхаком, но требующим минимального обращения с компом на ТЫ. Ставите себе Kerbal Space Programm. Накатываете мод на реальную солнечную систему и реальные двигатели и баки. И конструируете любой угодный душе аппарат - и проверяете - сколько и куда он довезет. И как.
Иногда может потребоваться мануальное исправление ТТХ двигателей и баков (если вас неустраивают не подходят имеющиеся модели) - тхт  файлы характеристик правятся в блокноте.
Вот смоделируете запишете ролик и сюда ссылочку выложите с указанием чего вы намоделировали. Тогда поверим.
Хотя боюсь все же проще выучить физику и математику вам будет.

А по факту вы так и не ответили:
Где вы взяли 12 тонн с возвратом? Тут уже написали - это тупо заправка. Т.е. не чистая разовая ПН которая внезапно жалкие  уже 5,5тонн (7 тонн отвалились уже - это не актуально).
Если вы знаете иное - ссылочку будьте любезны.
А если возразить нечего. То имеем Корона - 5,5 на НОО с земли. МАКС 5,5 тонн с самолета - многоразовые. А 18 тонн - это в расход пускать ракету. Точнее движки и баки причем баки совсем другой конструкции - такой заправкой вы много не съэкономите. Скорее наоборот.
А значит заправка короны для путешествия на луну превращается в опупею  с 50+ полетами заправщика. И внезапно для луны МНОГОРАЗОВАЯ корона превращается в ДВУХРАЗОВУЮ. Учитывая что многразовая корона дороже одноразового многоступенчатого тяжа или даже недосупертяжа, ии думаю прилично - то учитывая все сопутствующие проблемы такие как разработка сверхтяжелого самолета, самолетного оборудования подпитки ракеты - чтоб не выкипел водород пока самолет набирает высоту и летит к точке старта - этот цирк никому нахрен не будет нужен.

•  Понравилось
• 2 пользователям это нравится.

• Цитировать
• Ещё...

может ли разум на бинарной логике осознать непрерывный спектр?
garg

• 
• Сообщения: 2,033

#36437
Сегодня в 16:36:17
Вообще, мне надоело развлекать такого жирного тролля. Придумаете что то интереснее, тоньше, тогда зовите.
Лучше чтоб провокация имела хоть что-то общее с реальностью

[Дедан]

должна

Мне кажется она только должна "прикольной" выглядеть и "классной" по характеристикам на плакатиках которые, плакатики, рассчитаны на какую-то совсем уж "массовую" публику.

Мне больше интересно сравнение такой концепции в сравнении с Дельта 4 например, конкретное сравнение, а не савнение в формате "какой-то дядя сказал что рассчитал и показал красивые плакаты ракеты с характеристиками по всем пунктам сильно отличающимися от реально созданных и летавших ракет".
Т.е. они, в двухступенчатой, в которой ни одна из ступеней не возвращается, полностью водородной, ну уж хотя бы 10% по пн должны были выжать? Но вот просто решили сделать 3.6-3.7% вместо этого?
Как вы пишите, что с 2016-го на форуме, то должны же понимать,не смотря на то что рисуют на любых каких-то плакатах, что самая обычная первая ступень, и в принципе концепция двухступенчатости, дают намного бОльший рост для % по пн чем все какие-то "инновации".

Относительно весёлых картинок .Это вы как раз В тему. Только немного глуповато. Их кстати и для академиков рисуют,и для  главных конструкторов. Некоторые даже реальны. А у вас похоже:Гляжу в книгу-вижу фигу.
 Так ведь  больше не получается. Теоретически можно 6% ВЫЖАТЬ. Мои проценты ,это та часть энергии топлива пошедшая на разгон РН . Остальное в трубу.Инновации до вас просто не доходят. Простите. 

[Дедан]

Перенёс всю писанину в правильную тему.

[Дедан]

Мне больше интересно сравнение такой концепции в сравнении с Дельта 4 например, конкретное сравнение, а не савнение в формате "какой-то дядя сказал что рассчитал и показал красивые плакаты ракеты с характеристиками по всем пунктам сильно отличающимися от реально созданных и летавших ракет".
Т.е. они, в двухступенчатой, в которой ни одна из ступеней не возвращается, полностью водородной, ну уж хотя бы 10% по пн должны были выжать? Но вот просто решили сделать 3.6-3.7% вместо этого?
Как вы пишите, что с 2016-го на форуме, то должны же понимать,не смотря на то что рисуют на любых каких-то плакатах, что самая обычная первая ступень, и в принципе концепция двухступенчатости, дают намного бОльший рост для % по пн чем все какие-то "инновации".

Давайте.Дельта Хэви. Начальное УИ 360,Конечное 415. У второй ступени такое же. Вы пишете  у РД-704 385 на Н-10 км .А далеко ли до вакуума с такой высоты и  скорости 250 м\сек. Конечный УИ 455!  Хеви пилить да пилить до 415 . Треть массы 1 ступени тратится на таковые же условия ВС. Потери УИ,тяги.Аэродинамические потери при ВС втрое меньше
По сравнении с РН стартующей с  Земли ССТО ВС при той же массе как бы на четверть тяжелее. Ну и пожалуй самое главное:На скорости 250 м\сек при том же импульсе  РН получает намного больше энергии чем при 3 м\сек. То есть кпд использования энергии топлива возрастает и растёт гораздо быстрее. В зависимости от начальной точки отсчёта.