Перспективные двигатели для Воздушно - космического самолета

[futureuser]

Основной целью данной темы является подбор наиболее эффективных  двигателей для перспективного одноступенчатого ВКС (Воздушно-космического самолета).
Вот  диаграмма, на которой указана зависимость импульса наиболее известных типов двигателей от скорости полета.
 http://www.ldomino.ru/russia/mikoyan/spiral/img/300/history0.jpg
Рассмотрим ее подробнее.
Все типы двигателей на диаграмме, кроме ЖРД, являются воздушно-реактивными, т.е. окислителем является кислород из атмосферы.

ТРД или ГТД – Турбореактивный двигатель.
Обладает максимальным импульсом, имеют тягу при 0-ой скорости, но имеют ограничение по диапазону скорости – до 3,3 М (Самый скоростной самолет с ТРД – SR-71).

ПВРД – Прямоточный двигатель
          Эффективно работают при скоростях 2,5 – 6 М

СПВРД или ГПВРД – Прямоточный двигатель со сверхзвуковым горением.
          Скорости – от 6 до 15 (по программе NASP рассматривалось применение данного двигателя при скоростях до 25) М.      

ШПВРД – Двухрежимный (широкодиапазонный) прямоточный двигатель
          ПВРД + ГПВРД. И соответственно скорости – от 2,5 до 15-25 М.
Очевидный плюс – меньший вес, чем  у комбинации ПВРД + ГПВРД.

ЖРД – Жидкостный реактивный двигатель.
          Широкий диапазон скоростей. Не использует окислитель из атмосферы, следовательно обладает низким УИ – до 472 с в вакууме.

Следует отметить перспективные двигатели.

http://aviationz.narod.ru/doc/perspect.html

StreamJet
Весьма привлекательным вариантом считается двигатель SteamJet, спроектированный при участии российских специалистов фирмой MSE Technology Applications.
Данная установка представляет собой обычный турбореактивный двигатель (ТРД) с инжектором, обеспечивающим впрыск воды, жидкого воздуха или кислорода в воздушный канал воздухозаборника. Подача газифицированного в теплообменнике компонента позволяет повысить эффективность работы компрессора, а также снизить температуру торможения; поэтому такая система охлаждения получила общее название MIPCC (Mass Injection Pre-Compressor Cooling).
Компьютерное моделирование работы двигателя SteamJet, выполненное в Исследовательской лаборатории ВВС AFRL (Air Force Research Laboratory), показало стабильность характеристик изделия от момента взлета до скоростей М=6, при этом расход топлива оказался несколько меньшим, чем у комбинированной турбо-прямоточной силовой установки, а тяговооруженность - на уровне ПВРД.

Турбопрямоточный комбинированный двигатель (turbofan-ramjet)
В рамках программы Revolutionary Turbine Accelerator (RTA - «Качественное улучшение характеристик газотурбинных двигателей») Центр Гленна ведет подготовку элементной базы для создания комбинированного турбопрямоточного двигателя (turbofan-ramjet), способного работать сначала в режиме двухконтурного турбореактивного двигателя с форсажем (до скорости М=2,5), а затем как прямоточный ВРД. Максимально достижимая скорость для аппаратов с таким установками определяется М=4,2, по проекту Зенгер предполагалось создание подобного двигателя, но максимальная скорость должна была составить 7М.

Strutjet
Старт одноступенчатой МТКС с двигательной установкой Strutjet должны обеспечить ЖРД, встроенные в тыльную часть стоек. Избыток горючего в пламени двигателей на начальном этапе полета будет дожигаться за счет атмосферного кислорода, проходящего через воздушный канал. По мере увеличения скоростного напора и изменения соотношения компонентов топлива в сторону окислителя должны постепенно включаться форсуночные головки ПВРД. После достижения скорости примерно М=2,4 жидкостные двигатели будут отключены и силовая установка станет работать в режиме прямоточного ВРД, при этом ее удельный импульс возрастет до 3800 с. При функционировании установки Strutjet в режиме ПВРД со сверхзвуковым горением на скоростях М=5-10 стабильность потока в воздушном канале предполагается поддерживать механическими средствами. В дальнейшем эффективность применения ПВРД падает, и поэтому будут вновь включены ЖРД, которые обеспечат выход транспортного аппарата на околоземную орбиту.
На этапе предварительного проектирования двигателя Strutjet предполагалось, что усредненный по всему полету его удельный импульс составит 585 с, а тяговооруженность 22 единицы.

Линейный ЖРД с внешним расширением (Linear aerospike rocket engines).
Эта схема разрабатывается фирмой Rocketdyne (теперь - Boeing North American - Rocketdyne) с середины 60-х.  Rocketdyne предложил такой ЖРД для использования на космическом корабле Шаттл, но двигатель был отвергнут, так как технология была признана в то время слишком незрелой. С тех пор Rocketdyne выполнил 73 лабораторных и наземных испытательных запусков, во время которых двигатель проработал более чем 4,000 сек. Rocketdyne потратил более чем $ 500 миллионов за эти годы для проверки и улучшения технологии ЖРД.
    В то время как сопло обычного ЖРД оптимизировано для определенного режима работы и не может одинаково эффективно работать в широком диапазоне высот и давлений - от старта до выхода на орбиту, новый двигатель использует атмосферу, как часть сопла и поток воздуха сам оптимизирует факел. Линейный ЖРД позволяет осуществлять управление вектором тяги в одной плоскости (по тангажу) без отклонения его оси путем создания разности тяги верхней и нижней половин (до +/-15%). Это позволяет отказаться от его подвижной подвески. К тому же линеный ЖРД на 75 % меньше обычного с аналогичной тягой, что еще более снижает массу двигателя, корабля и топлива, уменьшая стоимость вывода полезной нагрузки.

ИМПУЛЬСНЫЕ ДЕТОНАЦИОННЫЕ ДВИГАТЕЛИ
Тяга в импульсных двигателях дискретно производится за счет ударной волны, производимой микровзрывом в камере сгорания. Различаются детонационные двигатели двух типов: воздушно-реактивные с потреблением атмосферного кислорода PDE (Pulse Detonation Engine) и ракетные PDRE (Pulse Detonation Rocket Engine). Силовые установки первого типа, работающие на углеводородном горючем, способны эффективно функционировать, начиная от момента взлета до скоростей М=3-4, что делает их особенно привлекательными для использования в составе боевых крылатых ракет. Двигатели PDRE предназначаются в основном для космических полетов. Высокие экономические показатели. Удельный импульс ракетных двигателей на 5-10% выше, чем у криогенных ЖРД; расход топлива у импульсных двигателей с потреблением атмосферного кислорода на 30-50% меньше, чем у ВРД(!!!).

ЖРД с забором кислорода из атмосферы.
В Англии фирма "Ролс-Ройс" на собственные средства разрабатывала двигатель для "ХОТОЛа", который имел способ получения жидкого кислорода из атмосферного воздуха и создание его запаса на борту аэрокосмического самолета на участке выведения до высоты около 25 км для последующего сжигания его в двигателе.



РАССМОТРИМ ВОЗМОЖНЫЕ КОМБИНАЦИИ ДВИГАТЕЛЕЙ

1) ТРД + ШПВРД + ЖРД
      ТУ-2000

2) ЖРД + СПВРД или Strutjet
      NASP X-30

3) ЖРД Aerospike
      VentureStar (X-33), DeltaCliper

4) ЖРД с забором кислорода из атмосферы.
       Hotol


     
I.   Связку  ТРД + ШПВРД + ЖРД можно усовершенствовать следующим образом.

Скорость Базовая схема    Схема 1     Схема 2
0 - 2,4     ТРД      Турбопрямоточный    StreamJet

2,4 – 6   ШПВРД      
6 -7                           СПВРД
7 – 15                 СПВРД   
15  - 25    ЖРД                 ЖРД       ЖРД

Схема 1 не дает никаких преимуществ. Средний УИ не отличается от базовой схемы.
Суммарная масса двигателей в лучшем случае не снизится. ШПВРД и СПВРД очевидно, не сильно отличаются  по весу, а вот комбинированный Турбопрямоточник будет явно тяжелее ТРД.

Схема 2 дает чуть больший средний УИ, StreamJet  немного эффективней ТРД.

II.   ЖРД + СПВРД или Strutjet
Скорость    ЖРД + СПВРД   Strutjet
0 - 2,4   ЖРД                    ЖРД
2,4 – 10   ШПВРД                   ШПВРД
10 – 15                        ЖРД
15  - 25   ЖРД   







Схема 2 имеет следующие отличия. Меньше масса всей установки (strutjet – комбинированный двигатель).
Средний УИ значительно меньше, т.к. атмосферный окислитель используется в значительно меньшем диапазоне скоростей.

III.   ЖРД Aerospike

Данный тип двигателя имеет очень малую массу, на 75% меньше обычного ЖРД со сходной тягой,
а по-сравнению со связкой из нескольких двигателей – и говорить нечего.
НО, он не является ВРД (он не потребляет атмосферный кислород). И, следовательно, обладает очень  низким УИ. Теоретически, применение сопла внешнего расширения значительно повышает УИ ЖРД.
Он должен иметь практически равный УИ на всех высотах полета. Но рабочий прототип, созданный фирмой  Rocketdyne, высоким УИ не блещет.
На уровне моря: 339 с.
В вакууме:        436,5 с.
Разве это много?!!!   Водородный РД-120 (2я ступень РН Энергия) имеет 353,2 и 455 с.




IV.   ЖРД с забором кислорода из атмосферы.

Вот это уже интересно!!! Это не двигатель, в качестве двигателя применяется обычный ЖРД. Такую       систему создавали для ХОТОЛа. Она закачивала кислород из атмосферы в криогенные баки аппарата (до высоты 25 км). ЖРД – ВРД! J Какой же УИ у этого двигателя, он потребляет кислород из атмосферы, следовательно – он примерно соответствует ВРД?!



V.   Пульсирующие детонационные двигатели.
     
       Эти двигатели считаются очень перспективными.
Двигатель PDE (Pulse Detonation Engine) с потреблением атмосферного кислорода имеет очень высокий     УИ, на 30-50% выше, чем у других ВРД, но имеет ограниченный скоростной диапазон – до 4М.
Следовательно, он прекрасно заменяет и ТРД, и StreamJet на начальном этапе разгона.
PDRE (Pulse Detonation Rocket Engine) – имеет УИ на 5-10% больше, чем у обычного ЖРД.

Исходя из всего вышесказанного, делаем портрет идеальной двигательной связки для ВКС.

Скорость Схема 1   Схема 2
0 - 4   PDE   PDE

4-15   ШПВРД   ШПВРД
      
15  - 25   PDRE   ЖРД Aerospike

Теперь, собственно вопросы:

1)   ЖРД Aerospike или PRDE – что эффективней (какой у них УИ, в каком диапазоне М)?
2)   Возможно ли применение сопла внешнего расширения совместно с другими типами двигателей, в частности с PDE и PRDE (имеет ли оно смысл)?
3)   Можно ли увеличить скоростной диапазон PDE, что вам об этом известно, какие наработки существуют, какой УИ?
4)   Как посчитать УИ ЖРД с потреблением атмосферного кислорода, он примерно соответствует ВРД?
5)   Можно ли создать систему запаса кислорода из атмосферы, которую планировали ставить на Hotol,
но способную запасать кислород на высотах, больших 25 км (и, соответственно, на больших скоростях полета)?
         6) Посчитайте средний УИ различных двигательных связок на протяжении всего выведения на орбиту.

Если пункт 5 возможен, то из связки двигателей ШПВРД можно выкинуть.
 
Скорее всего PDRE эффективней, чем ЖРД Aerospike.
Тогда идеальный двигатель для ВКС – это комбинированный PDE.
На малых скоростях полета он работает, как PDE.
Затем воздухозаборник закрывается, включается система забора атмосферного кислорода, и двигатель переходит в режим PDRE. При старте на борту вообще нет окислителя!

Высказывайте свое мнение, предлагайте варианты.
Схемы, графики, формулы – приветствуются.
Хотелось бы видеть диаграмму, подобную той, что привожу я, но для всех описанных выше типов двигателей.
Отвечайте на вопросы!!!
Данный материал не претендует на правильность, скорее наоборот, я сам задаю много вопросов в ходе описания.

P.S Просьба. Не засоряйте форум ответами типа «НЕ ПОЛЕТИТ», «ЭТО НЕВОЗМОЖНО», все это возможно, существуют рабочие и летающие прототипы. Конечно, завтра аппарат с таким двигателем не полетит, но послезавтра точно полетит. Заранее благодарен.

[avmich]

http://synerjetics.ru

[avmich]

Линейный ЖРД с внешним расширением (Linear aerospike rocket engines).
Эта схема разрабатывается фирмой Rocketdyne (теперь - Boeing North American - Rocketdyne) с середины 60-х.

http://www.pratt-whitney.com/prod_space.asp

Rocketdyne Acquisition Completed

On August 2, 2005, United Technologies Corporation (UTC) completed its acquisition of Rocketdyne Propulsion & Power from The Boeing Company

[Димитър]

ТРД или ГТД – Турбореактивный двигатель.
Обладает максимальным импульсом, имеют тягу при 0-ой скорости, но имеют ограничение по диапазону скорости – до 3,3 М (Самый скоростной самолет с ТРД – SR-71).

двигатели SR-71 - турбо-прямоточные. Самый быстрый самолет с ТРД - ИМХО - Миг-25/31 - 3 М.

Спасибо Вам за то, что взялись всерез за эту тему !

[Димитър]

А это читали ?
http://www.testpilot.ru/russia/tsiam/igla/igla.htm

 На МАКС-99 был впервые представлен макет исследовательской гиперзвуковой летающей лаборатории «Игла» ("Исследовательский Гиперзвуковой Летательный Аппарат"), предназначенной для фундаментального изучения проблем создания воздушно-космических самолетов и высокоскоростных воздушно-реактивных двигателей. Информацию по ней была представлена еще на МАКС-97.
    Заказчики «Иглы» - Российское авиационно-космическое агентство и Министерство науки и технологии РФ. Разрабатывают ее ЦИАМ им. П.И. Баранова, НПО Машиностроения, КБ Автоматика и французская фирма Aerospatiale. Работы ведутся в рамках НИОКР по созданию Российского аэрокосмического самолета (РАКС).
    Воздушно-космический самолет длиной 8 м должен обеспечить достижение скоростей М= 6 - 14. Высота полета «Иглы» 26-50 км. Длительность автономного полета - 7 - 12 мин. ГЛЛ-ВК предназначена для отработки аэродинамики и теплозащиты гиперзвуковых ЛА с высоким аэродинамическим качеством (Kmax=3,15 при М=6).
  ........
Программа рассчитана на 10 запусков, которые стоят от 30 до 50 миллионов долларов. ЦИАМ активно ведет поиск потенциальных инвесторов. Требуемый объем инвестиций: 10 млн.долл.

http://www.testpilot.ru/russia/tsiam/igla/scramjet.htm

На МАКС'2001 был представлен модуль ГПВРД для исследовательской гиперзвуковой летающей лаборатории «Игла» ("Исследовательский Гиперзвуковой Летательный Аппарат"). Он разработан ЦИАМ им. П.И. Баранова.
     ЦИАМ проводит работы в области разработки и летных испытаний водородных гиперзвуковых прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ГПВРД).
В ходе испытаний «Иглы» ГПВРД тягой 14,7 тонн должен проработать 50 секунд и обеспечить достижение максимальной скорости. Он представляет собой трехмодульный гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель с размером по входу в проточный тракт 150х150мм для каждого модуля. Диапазон работы по числу Маха полета от 6 до 14.

Однако фирма «SNECMA» (Франция), ранее финансирующая исследования ЦИАМ по ГПВРД, похоже прекратила участие в проекте, получив интересующую ее информацию...

[Димитър]

ИГЛА - макет

[Ворон]

Вообще ПВРД нормально работает со скоростей 1,3-1,5 М.

 По моему мнению, наиболее интересно использовать схему ЖРД+ПВРД.

 ЖРД довольно простая штуковина, ПВРД тоже. Масса ПВРД может быть 1/20 от номинала тяги, потому двигательная установка будет не слишком тяжеленной при тяговооруженностях даже более 1.

 Кроме того, от компрессора ТРД уже после 2М почти никакой пользы, а масса этих всех турбин весьма велика, да и стоимость тоже.

 Да, вот ещё одно соображение, чем ещё выгоден ВРД - мы можем двигаться по весьма пологой траектории, да и должны, собственно говря, иначе ВРД не хватит воздуха.
 По этой причине гравитационные потери будут меньше, чем на обычной ракете.

[futureuser]

двигатели SR-71 - турбо-прямоточные. Самый быстрый самолет с ТРД - ИМХО - Миг-25/31 - 3 М.

Спасибо Вам за то, что взялись всерез за эту тему !

Прошу прощения, я ошибся.

[futureuser]

По моему мнению, наиболее интересно использовать схему ЖРД+ПВРД.

ЖРД довольно простая штуковина, ПВРД тоже. Масса ПВРД может быть 1/20 от номинала тяги, потому двигательная установка будет не слишком тяжеленной при тяговооруженностях даже более 1.

А что вы можете сказать о применении PDE двигателей?
Они тоже достаточно простые. Диапазон их эффективного применения расширяется до 6М,при использовании водорода в качестве топлива.

Они на 30-50% эффективней других типов ВРД.

[X]

В дополнение к предыдущему сообщению.
Я предлагаю PDE + ПВРД +  PDRE(для орбитального маневрирования и торможения при сходе с орбиты)

[Ворон]

По моему мнению, наиболее интересно использовать схему ЖРД+ПВРД.

ЖРД довольно простая штуковина, ПВРД тоже. Масса ПВРД может быть 1/20 от номинала тяги, потому двигательная установка будет не слишком тяжеленной при тяговооруженностях даже более 1.

А что вы можете сказать о применении PDE двигателей?
Они тоже достаточно простые. Диапазон их эффективного применения расширяется до 6М,при использовании водорода в качестве топлива.

Они на 30-50% эффективней других типов ВРД.

 Могу сказать одно - "Как Только - Так СРАЗУ!"  

 Их пока нет, PDE, а ПВРД есть уже давно в "летучем виде".

 Разумеется, PDE - оптимальное решение, но надо же отработать всё до деталей, прежде чем использовать штатно.

[Ворон]

двигатели SR-71 - турбо-прямоточные. Самый быстрый самолет с ТРД - ИМХО - Миг-25/31 - 3 М.

Спасибо Вам за то, что взялись всерез за эту тему !

Прошу прощения, я ошибся.

 Нет, это Он ошибся.

 SR-71 самый быстрый самолёт - пилотируемый, разумеется.

[Вадим Семенов]

По моему мнению, наиболее интересно использовать схему ЖРД+ПВРД.

 ЖРД довольно простая штуковина, ПВРД тоже. Масса ПВРД может быть 1/20 от номинала тяги, потому двигательная установка будет не слишком тяжеленной при тяговооруженностях даже более 1.

Да, мне тоже Strutjet нравится. Просто, красиво элегантно. К тому же возможен плавный переход между режимами ЖРД и ПВРД. Впрочем масса топлива в 84% мне кажется все же слишком большой, чтобы в оставшихся 16% можно было сконструировать одноступенчатый воздушно-космический самолет. Но для первой крылатой ступени вполне сойдет.

Да, вот ещё одно соображение, чем ещё выгоден ВРД - мы можем двигаться по весьма пологой траектории, да и должны, собственно говря, иначе ВРД не хватит воздуха.
 По этой причине гравитационные потери будут меньше, чем на обычной ракете.

Зато ародинамические потери больше. Плюс необходимость разгонять вес крыльев. Так что выгода далеко не очевидна. Из общих соображений ничто не мешает к обычной ракете с ЖРД приделать крылья и подниматься по пологой траектории. Только такой способ "уменьшения гравитационных потерь" почему-то не применяется. Видимо, так экономии не получить. Скорее всего плавный подъем "воздуходышащих" аппаратов обусловлен малой удельной тягой соответствующих двигателей, не позволяющих стартовать по более оптимальной "вертикальной" траектории.

[Ворон]

По моему мнению, наиболее интересно использовать схему ЖРД+ПВРД.

 ЖРД довольно простая штуковина, ПВРД тоже. Масса ПВРД может быть 1/20 от номинала тяги, потому двигательная установка будет не слишком тяжеленной при тяговооруженностях даже более 1.

Да, мне тоже Strutjet нравится. Просто, красиво элегантно. К тому же возможен плавный переход между режимами ЖРД и ПВРД. Впрочем масса топлива в 84% мне кажется все же слишком большой, чтобы в оставшихся 16% можно было сконструировать одноступенчатый воздушно-космический самолет. Но для первой крылатой ступени вполне сойдет.

 Одноступенчатая схема имеет смысл, если мы весь аппарат "запихнём" в 10% массы или около того.

 Невозможно?

Да, вот ещё одно соображение, чем ещё выгоден ВРД - мы можем двигаться по весьма пологой траектории, да и должны, собственно говря, иначе ВРД не хватит воздуха.
 По этой причине гравитационные потери будут меньше, чем на обычной ракете.

Зато ародинамические потери больше. Плюс необходимость разгонять вес крыльев. Так что выгода далеко не очевидна. Из общих соображений ничто не мешает к обычной ракете с ЖРД приделать крылья и подниматься по пологой траектории. Только такой способ "уменьшения гравитационных потерь" почему-то не применяется. Видимо, так экономии не получить. Скорее всего плавный подъем "воздуходышащих" аппаратов обусловлен малой удельной тягой соответствующих двигателей, не позволяющих стартовать по более оптимальной "вертикальной" траектории.

 Пологая траектория вполне даже применяется для уменьшения гравитационных потерь.
 МБР на активном участке имеют значительно более пологую траекторию, чем космические носители - но такая траектория достигается за счёт бОльшей тяговооруженности, а не благодаря использованию крыльев.

 Почему не используются крылатые ракеты с ЖРД? - Потому что носитель одноразовый и его стремятся сделать как можно проще.
 Дешевле увеличить ракету, а не затевать возню с более оптимальными режимами, использующими аэродинамику.
 ( Так считается, по крайней мере.)

[Ворон]

Да, по поводу Aerospike.

Он должен иметь практически равный УИ на всех высотах полета. Но рабочий прототип, созданный фирмой Rocketdyne, высоким УИ не блещет.
На уровне моря: 339 с.
В вакууме: 436,5 с.
Разве это много?!!! Водородный РД-120 (2я ступень РН Энергия) имеет 353,2 и 455 с.

 Очевидно, futureuser имел в виду вот этот двигатель - http://www.astronautix.com/engines/xrs2200.htm

 Manufacturer Name: RS-69. Other Designations: J-2S Linear Aerospike. Designer: Rocketdyne. Developed in: 1998. Application: . Propellants: Lox/LH2 Thrust(vac): 121,600 kgf. Thrust(vac): 1,192.00 kN. Isp: 439 sec. Isp (sea level): 339 sec. Diameter: 3.38 m. Length: 2.01 m. Chambers: 1. Chamber Pressure: 58.00 bar.[/size] Area Ratio: 58. Oxidizer to Fuel Ratio: 5.5. Country: USA. Status: In Production.

 Давление в камере сгорания 58 атмосфер, а у РД-0120 - 223 атмосферы.
 И что мы, собственно, хотим при менее чем 60 атмосферах в КС?

 Кстати, тут искал кто-то Трёхкамерный ЖРД, Вот Оно - http://www.astronautix.com/engines/xlr895.htm

[Вадим Семенов]

Одноступенчатая схема имеет смысл, если мы весь аппарат "запихнём" в 10% массы или около того.

 Невозможно?

Боюсь, что нет. С учетом крыльев, теплозащиты, шасси и прочего и прочего... Самолет, да еще воздушно-космический это совсем не то же самое, что голый бак с двигателем. Возмите Шаттл для примера.

Пологая траектория вполне даже применяется для уменьшения гравитационных потерь.
 МБР на активном участке имеют значительно более пологую траекторию, чем космические носители - но такая траектория достигается за счёт бОльшей тяговооруженности, а благодаря использованию крыльев.

Из чего вы сделали такое умозаключение, если не секрет? И где вы у МБР крылья нашли?

Почему не используются крылатые ракеты с ЖРД? - Потому что носитель одноразовый и его стремятся сделать как можно проще.

Крылатые ракеты с ЖРД использовались. X-22, например. Но УИ, понятно, хуже, потому и отказались от этого со временем.

[futureuser]

Очевидно, futureuser имел в виду вот этот двигатель - http://www.astronautix.com/engines/xrs2200.htm

Да, я имел ввиду именно этот двигатель.
Вот описание от разработчика:
http://www.boeing.com/defense-space/space/propul/XRS2200.html

Действительно давление в КС 58атм.!
Но зачем же его хотели использовать на X-33 (а затем и на VentureStar)?
Из-за низкой массы? Ну сэкономили несколько тонн на двигателе, но зато взяли дополнительно десятки тонн топлива и увеличили баки.
Взяли бы хорошо отработанный двигатели (те же шаттловские SSME, например).

[Ворон]

Одноступенчатая схема имеет смысл, если мы весь аппарат "запихнём" в 10% массы или около того.

 Невозможно?

Боюсь, что нет. С учетом крыльев, теплозащиты, шасси и прочего и прочего... Самолет, да еще воздушно-космический это совсем не то же самое, что голый бак с двигателем. Возмите Шаттл для примера.

 Боюсь, что Возможно.

 Я уже приводил в пример Белый Рыцарь Рутана - без ТРД, причём довольно допотопных ТРД, его сухая масса 8% от взлётной.

 То, что самолёт воздушно-космический, не меняет дела - Белый Рыцарь высотный дозвуковик, с громадными крыльями, маленькой нагрузкой на крыло.
 А ВКС будет лететь при больших скоростных напорах, необходимых для работы ПВРД, соответственно и крылья у него будут относительно меньше - удельная нагрузка на крыло будет меньше.

 Шаттл - техника 70-х годов, и это не транспортное средство, а смесь такая - и грузовик, и средство возвращения двигателей и эдакая "возвращаемая орбитальная станция".

Пологая траектория вполне даже применяется для уменьшения гравитационных потерь.
 МБР на активном участке имеют значительно более пологую траекторию, чем космические носители - но такая траектория достигается за счёт бОльшей тяговооруженности, а благодаря использованию крыльев.

Из чего вы сделали такое умозаключение, если не секрет? И где вы у МБР крылья нашли?

 "Мои друзья осла вели графиню."  

 НЕ благодаря использованию крыльев, я там исправил уже, прошу прощения.

 А крылья на МБР бывают - на том же Тополе-1.

Почему не используются крылатые ракеты с ЖРД? - Потому что носитель одноразовый и его стремятся сделать как можно проще.

Крылатые ракеты с ЖРД использовались. X-22, например. Но УИ, понятно, хуже, потому и отказались от этого со временем.

 Я имел в виду ракеты тонн 300 и более массой.
 Тут логика одна всегда была - "увеличим ракету", как вариант - "навесим ТТУ".

[Ворон]

Очевидно, futureuser имел в виду вот этот двигатель - http://www.astronautix.com/engines/xrs2200.htm

Да, я имел ввиду именно этот двигатель.
Вот описание от разработчика:
http://www.boeing.com/defense-space/space/propul/XRS2200.html

Действительно давление в КС 58атм.!
Но зачем же его хотели использовать на X-33 (а затем и на VentureStar)?
Из-за низкой массы? Ну сэкономили несколько тонн на двигателе, но зато взяли дополнительно десятки тонн топлива и увеличили баки.
Взяли бы хорошо отработанный двигатели (те же шаттловские SSME, например).

 "Дэти пишите - "С дерева медленно, медленно падал лыст."
 "Учитель, а что такое лыст?"
 "Нэзнаю, может птиц какой?"

 Нэзнаю, почему хотели использовать.

 Видимо это был прототип, в дальнейшем сделали бы вариант с давлением в КС выше.

[Igor]

Крылатые ракеты с ЖРД используются и поныне, и никто не думает от них отказываться. Яркий пример-Гранит.

Насчет вигателя у меня вопрос а какая там система подачи топлива, турбонасосная или вытеснительная?