Новая РН на технологиях Н-1

[Дмитрий В.]

Да Вы, батенька, неуёмный оптимист! Откуда Вы взяли, что у Н-1 сухая масса "менее 7%" (от чего, кстати, от стартовой массы или массы топлива?). Даже по официальным данным энергии у Н-1 сухая масса была 320 т при стартовой 2820 (это для 7Л). т.е. 11,3%. А если брать от массы заправляемого топлива (2410 т), то будет ещё хуже - почти 13,3%. Даже если вычесть массу ГО+САС (21,9 т), то всё равно получится почти 12,4% от массы заправляемого топлива. С точки зрения весового совершенства конгструкции Н-1 - полное Г. И вся её рекордная для керосиновых РН относительная масса ПГ обеспечена исключительно использованием 3-х ступеней, оптимальному распределению масс, оптимальным тяговооружённостям и высоком удельному импульсу двигателей.

Я имел в виду первую ступень(в первую очередь она нас интересует) и это данные из Вики, причём очень старые. Потом, видимо, вы берёте показатели первого старта, а в этом случае возможно заправляют с некоторым недоливом. А данные из Вики это планируемые показатели. Наконец это всё равно лучше, чем показатели рн энергия, там и вовсе сухой вес ускорителей порядка 18%. Вас послушать, так получается главное это весовое совершенство. Хотя никакое весовое совершенство не спасёт, если у ракеты слишком велики потери х.с.

Если Вы читали моё сообщение, то должны были заметить, что я говорил про изделие №7Л (это последний старт Н-1). Во-вторых, данные в Вики недостоверны.

[Дмитрий В.]

Вас послушать, так получается главное это весовое совершенство. Хотя никакое весовое совершенство не спасёт, если у ракеты слишком велики потери х.с.

Если вспомнить основу - формулу Циолковского, то V=Uln(Mн/Mк).  А отношение начальной массы к конечной - это и есть весовое совершенство.  U - это другая часть технического решения, называется УИ-удельный импульс. 

То, о чём Вы пишите - отношение начальной  и конечной масс СТУПЕНИ- это число Циолковского. Обычно весовым совершенством называют отношение начальной массы РАКЕТНОГО БЛОКА к его конечной массе (либо, наоборот - отношение конечной массы блока к его начальной массе).

[Ивгениуш]

Да Вы, батенька, неуёмный оптимист! Откуда Вы взяли, что у Н-1 сухая масса "менее 7%" (от чего, кстати, от стартовой массы или массы топлива?). Даже по официальным данным энергии у Н-1 сухая масса была 320 т при стартовой 2820 (это для 7Л). т.е. 11,3%. А если брать от массы заправляемого топлива (2410 т), то будет ещё хуже - почти 13,3%. Даже если вычесть массу ГО+САС (21,9 т), то всё равно получится почти 12,4% от массы заправляемого топлива. С точки зрения весового совершенства конгструкции Н-1 - полное Г. И вся её рекордная для керосиновых РН относительная масса ПГ обеспечена исключительно использованием 3-х ступеней, оптимальному распределению масс, оптимальным тяговооружённостям и высоком удельному импульсу двигателей.

Я имел в виду первую ступень(в первую очередь она нас интересует) и это данные из Вики, причём очень старые. Потом, видимо, вы берёте показатели первого старта, а в этом случае возможно заправляют с некоторым недоливом. А данные из Вики это планируемые показатели. Наконец это всё равно лучше, чем показатели рн энергия, там и вовсе сухой вес ускорителей порядка 18%. Вас послушать, так получается главное это весовое совершенство. Хотя никакое весовое совершенство не спасёт, если у ракеты слишком велики потери х.с.

Если Вы читали моё сообщение, то должны были заметить, что я говорил про из рнеделие №7Л (это последний старт Н-1). Во-вторых, данные в Вики недостоверны.

А Ваши данные почему следует считать достоверными? И Вы также плохо про́читали моё сообщение. Данные вики это́ надо полагать планируемые, конечные показатели, или теоретически рассчётные. Вы о́чень торопитесь признать кого то неизвестного Вам идиотом.

[Ивгениуш]

Почему тогда у н-1 сухой вес первой ступени был меньше 7%?

Потому что 130/1880=6.9%
Но у сатурна-5 130/2280 = 5.7% - и это при куда более простой сборке.
У старшипа пока 5.5% - и говорят что "слишком толстый металл взяли"
И зачем сферобаки, спрашивается?

А Вы спросите у комиссии академиков, которая принимала этот проект, видимо были на то причины, скорее всего шаробаки решали определённые технические проблемы 

[Дмитрий В.]

Да Вы, батенька, неуёмный оптимист! Откуда Вы взяли, что у Н-1 сухая масса "менее 7%" (от чего, кстати, от стартовой массы или массы топлива?). Даже по официальным данным энергии у Н-1 сухая масса была 320 т при стартовой 2820 (это для 7Л). т.е. 11,3%. А если брать от массы заправляемого топлива (2410 т), то будет ещё хуже - почти 13,3%. Даже если вычесть массу ГО+САС (21,9 т), то всё равно получится почти 12,4% от массы заправляемого топлива. С точки зрения весового совершенства конгструкции Н-1 - полное Г. И вся её рекордная для керосиновых РН относительная масса ПГ обеспечена исключительно использованием 3-х ступеней, оптимальному распределению масс, оптимальным тяговооружённостям и высоком удельному импульсу двигателей.

Я имел в виду первую ступень(в первую очередь она нас интересует) и это данные из Вики, причём очень старые. Потом, видимо, вы берёте показатели первого старта, а в этом случае возможно заправляют с некоторым недоливом. А данные из Вики это планируемые показатели. Наконец это всё равно лучше, чем показатели рн энергия, там и вовсе сухой вес ускорителей порядка 18%. Вас послушать, так получается главное это весовое совершенство. Хотя никакое весовое совершенство не спасёт, если у ракеты слишком велики потери х.с.

Если Вы читали моё сообщение, то должны были заметить, что я говорил про из рнеделие №7Л (это последний старт Н-1). Во-вторых, данные в Вики недостоверны.

А Ваши данные почему следует считать достоверными? И Вы также плохо про́читали моё сообщение. Данные вики это́ надо полагать планируемые, конечные показатели, или теоретически рассчётные. Вы о́чень торопитесь признать кого то неизвестного Вам идиотом.

Данные в Вики в любом случае далеки от реальных, подозреваю, там только компилляция данных. в т.ч. по проектным данным Н-1 по ЭП-1962 г. Но вес Н-1 быстро рос, вышел за проектные данные и уже по ЭП-1965 г. сухая Н-1 весила 258 т, а в конце-концов ещё больше.

[Владимир Шпирько]

Вас послушать, так получается главное это весовое совершенство. Хотя никакое весовое совершенство не спасёт, если у ракеты слишком велики потери х.с.

Если вспомнить основу - формулу Циолковского, то V=Uln(Mн/Mк).  А отношение начальной массы к конечной - это и есть весовое совершенство.  U - это другая часть технического решения, называется УИ-удельный импульс. 

То, о чём Вы пишите - отношение начальной  и конечной масс СТУПЕНИ- это число Циолковского. Обычно весовым совершенством называют отношение начальной массы РАКЕТНОГО БЛОКА к его конечной массе (либо, наоборот - отношение конечной массы блока к его начальной массе).

Полностью согласен.  В ступень войдут кроме ракетного блока еще ПН и обтекатель, при этом верхняя ступень является ПН для нижней и т.д.  Хотя отношение масс блока и составляет значительную часть отношения масс ступени. 

[Ивгениуш]

Да Вы, батенька, неуёмный оптимист! Откуда Вы взяли, что у Н-1 сухая масса "менее 7%" (от чего, кстати, от стартовой массы или массы топлива?). Даже по официальным данным энергии у Н-1 сухая масса была 320 т при стартовой 2820 (это для 7Л). т.е. 11,3%. А если брать от массы заправляемого топлива (2410 т), то будет ещё хуже - почти 13,3%. Даже если вычесть массу ГО+САС (21,9 т), то всё равно получится почти 12,4% от массы заправляемого топлива. С точки зрения весового совершенства конгструкции Н-1 - полное Г. И вся её рекордная для керосиновых РН относительная масса ПГ обеспечена исключительно использованием 3-х ступеней, оптимальному распределению масс, оптимальным тяговооружённостям и высоком удельному импульсу двигателей.

Я имел в виду первую ступень(в первую очередь она нас интересует) и это данные из Вики, причём очень старые. Потом, видимо, вы берёте показатели первого старта, а в этом случае возможно заправляют с некоторым недоливом. А данные из Вики это планируемые показатели. Наконец это всё равно лучше, чем показатели рн энергия, там и вовсе сухой вес ускорителей порядка 18%. Вас послушать, так получается главное это весовое совершенство. Хотя никакое весовое совершенство не спасёт, если у ракеты слишком велики потери х.с.

Если Вы читали моё сообщение, то должны были заметить, что я говорил про из рнеделие №7Л (это последний старт Н-1). Во-вторых, данные в Вики недостоверны.

А Ваши данные почему следует считать достоверными? И Вы также плохо про́читали моё сообщение. Данные вики это́ надо полагать планируемые, конечные показатели, или теоретически рассчётные. Вы о́чень торопитесь признать кого то неизвестного Вам идиотом.

Данные в Вики в любом случае далеки от реальных, подозреваю, там только компилляция данных. в т.ч. по проектным данным Н-1 по ЭП-1962 г. Но вес Н-1 быстро рос, вышел за проектные данные и уже по ЭП-1965 г. сухая Н-1 весила 258 т, а в конце-концов ещё больше.

Короче вопрос не простой и требует небольшого исследования. Могу только добавить, что низкий сухой вес возможно, признак того, что ракета при разгоне не переживает значительных нагрузок. Н-1, видимо была заточена на значительные нагрузки и, соответственно малые потери х.с.тяговооружённость 1 и 2 ступени 1,7. Много ли существует ракет с таким показателем?

[Дмитрий В.]

Да Вы, батенька, неуёмный оптимист! Откуда Вы взяли, что у Н-1 сухая масса "менее 7%" (от чего, кстати, от стартовой массы или массы топлива?). Даже по официальным данным энергии у Н-1 сухая масса была 320 т при стартовой 2820 (это для 7Л). т.е. 11,3%. А если брать от массы заправляемого топлива (2410 т), то будет ещё хуже - почти 13,3%. Даже если вычесть массу ГО+САС (21,9 т), то всё равно получится почти 12,4% от массы заправляемого топлива. С точки зрения весового совершенства конгструкции Н-1 - полное Г. И вся её рекордная для керосиновых РН относительная масса ПГ обеспечена исключительно использованием 3-х ступеней, оптимальному распределению масс, оптимальным тяговооружённостям и высоком удельному импульсу двигателей.

Я имел в виду первую ступень(в первую очередь она нас интересует) и это данные из Вики, причём очень старые. Потом, видимо, вы берёте показатели первого старта, а в этом случае возможно заправляют с некоторым недоливом. А данные из Вики это планируемые показатели. Наконец это всё равно лучше, чем показатели рн энергия, там и вовсе сухой вес ускорителей порядка 18%. Вас послушать, так получается главное это весовое совершенство. Хотя никакое весовое совершенство не спасёт, если у ракеты слишком велики потери х.с.

Если Вы читали моё сообщение, то должны были заметить, что я говорил про из рнеделие №7Л (это последний старт Н-1). Во-вторых, данные в Вики недостоверны.

А Ваши данные почему следует считать достоверными? И Вы также плохо про́читали моё сообщение. Данные вики это́ надо полагать планируемые, конечные показатели, или теоретически рассчётные. Вы о́чень торопитесь признать кого то неизвестного Вам идиотом.

Данные в Вики в любом случае далеки от реальных, подозреваю, там только компилляция данных. в т.ч. по проектным данным Н-1 по ЭП-1962 г. Но вес Н-1 быстро рос, вышел за проектные данные и уже по ЭП-1965 г. сухая Н-1 весила 258 т, а в конце-концов ещё больше.

Короче вопрос не простой и требует небольшого исследования. Могу только добавить, что низкий сухой вес возможно, признак того, что ракета при разгоне не переживает значительных нагрузок. Н-1, видимо была заточена на значительные нагрузки и, соответственно малые потери х.с.тяговооружённость 1 и 2 ступени 1,7. Много ли существует ракет с таким показателем?

Вопрос простой, и не требует исследований. Ракетный блок с несущими подкреплёнными баками однозначно совершеннее в весовом отношении по сравнению с подвесными баками или несущими гладкими баками, разгруженными от сжатия внутренним давлением.
У Зенита тяговооружённость 1-й ступени близка к тяговооружённости 1-й ступени Н-1, а конструктивное соверженство блока 1-й ступени Зенита выше, чем у Блока А Н-1.

[Дем]

У Сатурн-5 более простая доставка(по воде), а не более простая сборка(создание)

Собирать цилиндр всяко проще чем сферу.

[amster]

У Сатурн-5 более простая доставка(по воде), а не более простая сборка(создание)

Собирать цилиндр всяко проще чем сферу.

Мы обсуждаем конкретно первые ступени Сатурн-5 и Н-1.
И у Н-1 её создание проще.

[Ивгениуш]

Да Вы, батенька, неуёмный оптимист! Откуда Вы взяли, что у Н-1 сухая масса "менее 7%" (от чего, кстати, от стартовой массы или массы топлива?). Даже по официальным данным энергии у Н-1 сухая масса была 320 т при стартовой 2820 (это для 7Л). т.е. 11,3%. А если брать от массы заправляемого топлива (2410 т), то будет ещё хуже - почти 13,3%. Даже если вычесть массу ГО+САС (21,9 т), то всё равно получится почти 12,4% от массы заправляемого топлива. С точки зрения весового совершенства конгструкции Н-1 - полное Г. И вся её рекордная для керосиновых РН относительная масса ПГ обеспечена исключительно использованием 3-х ступеней, оптимальному распределению масс, оптимальным тяговооружённостям и высоком удельному импульсу двигателей.

Я имел в виду первую ступень(в первую очередь она нас интересует) и это данные из Вики, причём очень старые. Потом, видимо, вы берёте показатели первого старта, а в этом случае возможно заправляют с некоторым недоливом. А данные из Вики это планируемые показатели. Наконец это всё равно лучше, чем показатели рн энергия, там и вовсе сухой вес ускорителей порядка 18%. Вас послушать, так получается главное это весовое совершенство. Хотя никакое весовое совершенство не спасёт, если у ракеты слишком велики потери х.с.

Если Вы читали моё сообщение, то должны были заметить, что я говорил про из рнеделие №7Л (это последний старт Н-1). Во-вторых, данные в Вики недостоверны.

А Ваши данные почему следует считать достоверными? И Вы также плохо про́читали моё сообщение. Данные вики это́ надо полагать планируемые, конечные показатели, или теоретически рассчётные. Вы о́чень торопитесь признать кого то неизвестного Вам идиотом.

Данные в Вики в любом случае далеки от реальных, подозреваю, там только компилляция данных. в т.ч. по проектным данным Н-1 по ЭП-1962 г. Но вес Н-1 быстро рос, вышел за проектные данные и уже по ЭП-1965 г. сухая Н-1 весила 258 т, а в конце-концов ещё больше.

Короче вопрос не простой и требует небольшого исследования. Могу только добавить, что низкий сухой вес возможно, признак того, что ракета при разгоне не переживает значительных нагрузок. Н-1, видимо была заточена на значительные нагрузки и, соответственно малые потери х.с.тяговооружённость 1 и 2 ступени 1,7. Много ли существует ракет с таким показателем?

Вопрос простой, и не требует исследований. Ракетный блок с несущими подкреплёнными баками однозначно совершеннее в весовом отношении по сравнению с подвесными баками или несущими гладкими баками, разгруженными от сжатия внутренним давлением.
У Зенита тяговооружённость 1-й ступени близка к тяговооружённости 1-й ступени Н-1, а конструктивное соверженство блока 1-й ступени Зенита выше, чем у Блока А Н-1.

Что такое конструктивное совершенство? По названию выглядит чем-то виртуальным или надуманным, вычурным и даже  субъективным. Если же понимать этот термин буквально, по логике, правда это тоже будет субъективно, то у н-1 оно должно быть выше.

[Дмитрий В.]

Да Вы, батенька, неуёмный оптимист! Откуда Вы взяли, что у Н-1 сухая масса "менее 7%" (от чего, кстати, от стартовой массы или массы топлива?). Даже по официальным данным энергии у Н-1 сухая масса была 320 т при стартовой 2820 (это для 7Л). т.е. 11,3%. А если брать от массы заправляемого топлива (2410 т), то будет ещё хуже - почти 13,3%. Даже если вычесть массу ГО+САС (21,9 т), то всё равно получится почти 12,4% от массы заправляемого топлива. С точки зрения весового совершенства конгструкции Н-1 - полное Г. И вся её рекордная для керосиновых РН относительная масса ПГ обеспечена исключительно использованием 3-х ступеней, оптимальному распределению масс, оптимальным тяговооружённостям и высоком удельному импульсу двигателей.

Я имел в виду первую ступень(в первую очередь она нас интересует) и это данные из Вики, причём очень старые. Потом, видимо, вы берёте показатели первого старта, а в этом случае возможно заправляют с некоторым недоливом. А данные из Вики это планируемые показатели. Наконец это всё равно лучше, чем показатели рн энергия, там и вовсе сухой вес ускорителей порядка 18%. Вас послушать, так получается главное это весовое совершенство. Хотя никакое весовое совершенство не спасёт, если у ракеты слишком велики потери х.с.

Если Вы читали моё сообщение, то должны были заметить, что я говорил про из рнеделие №7Л (это последний старт Н-1). Во-вторых, данные в Вики недостоверны.

А Ваши данные почему следует считать достоверными? И Вы также плохо про́читали моё сообщение. Данные вики это́ надо полагать планируемые, конечные показатели, или теоретически рассчётные. Вы о́чень торопитесь признать кого то неизвестного Вам идиотом.

Данные в Вики в любом случае далеки от реальных, подозреваю, там только компилляция данных. в т.ч. по проектным данным Н-1 по ЭП-1962 г. Но вес Н-1 быстро рос, вышел за проектные данные и уже по ЭП-1965 г. сухая Н-1 весила 258 т, а в конце-концов ещё больше.

Короче вопрос не простой и требует небольшого исследования. Могу только добавить, что низкий сухой вес возможно, признак того, что ракета при разгоне не переживает значительных нагрузок. Н-1, видимо была заточена на значительные нагрузки и, соответственно малые потери х.с.тяговооружённость 1 и 2 ступени 1,7. Много ли существует ракет с таким показателем?

Вопрос простой, и не требует исследований. Ракетный блок с несущими подкреплёнными баками однозначно совершеннее в весовом отношении по сравнению с подвесными баками или несущими гладкими баками, разгруженными от сжатия внутренним давлением.
У Зенита тяговооружённость 1-й ступени близка к тяговооружённости 1-й ступени Н-1, а конструктивное соверженство блока 1-й ступени Зенита выше, чем у Блока А Н-1.

Что такое конструктивное совершенство? По названию выглядит чем-то виртуальным или надуманным, вычурным и даже  субъективным. Если же понимать этот термин буквально, по логике, правда это тоже будет субъективно, то у н-1 оно должно быть выше.

Конструктивное совершенство - измеримый безразмерный параметр, показывающий долю конечной массы ракетного блока в общей начальной массе блока (Mk/M0). Таксже к.с. может измеряться обратной величиной, называемой конструктивной характеристикой S=M0/Mk. 
Что касается Н-1, то нет никаких объективных оснований к тому, чтобы конструктвное совершенство её блоков было высоким. Да и выбор конструктивно-компоновочной и силовой схем Н-1 никак не был связан со стремлением получить максимально высокое конструктивное совершенство.

[Ивгениуш]

Да Вы, батенька, неуёмный оптимист! Откуда Вы взяли, что у Н-1 сухая масса "менее 7%" (от чего, кстати, от стартовой массы или массы топлива?). Даже по официальным данным энергии у Н-1 сухая масса была 320 т при стартовой 2820 (это для 7Л). т.е. 11,3%. А если брать от массы заправляемого топлива (2410 т), то будет ещё хуже - почти 13,3%. Даже если вычесть массу ГО+САС (21,9 т), то всё равно получится почти 12,4% от массы заправляемого топлива. С точки зрения весового совершенства конгструкции Н-1 - полное Г. И вся её рекордная для керосиновых РН относительная масса ПГ обеспечена исключительно использованием 3-х ступеней, оптимальному распределению масс, оптимальным тяговооружённостям и высоком удельному импульсу двигателей.

Я имел в виду первую ступень(в первую очередь она нас интересует) и это данные из Вики, причём очень старые. Потом, видимо, вы берёте показатели первого старта, а в этом случае возможно заправляют с некоторым недоливом. А данные из Вики это планируемые показатели. Наконец это всё равно лучше, чем показатели рн энергия, там и вовсе сухой вес ускорителей порядка 18%. Вас послушать, так получается главное это весовое совершенство. Хотя никакое весовое совершенство не спасёт, если у ракеты слишком велики потери х.с.

Если Вы читали моё сообщение, то должны были заметить, что я говорил про из рнеделие №7Л (это последний старт Н-1). Во-вторых, данные в Вики недостоверны.

А Ваши данные почему следует считать достоверными? И Вы также плохо про́читали моё сообщение. Данные вики это́ надо полагать планируемые, конечные показатели, или теоретически рассчётные. Вы о́чень торопитесь признать кого то неизвестного Вам идиотом.

Данные в Вики в любом случае далеки от реальных, подозреваю, там только компилляция данных. в т.ч. по проектным данным Н-1 по ЭП-1962 г. Но вес Н-1 быстро рос, вышел за проектные данные и уже по ЭП-1965 г. сухая Н-1 весила 258 т, а в конце-концов ещё больше.

Короче вопрос не простой и требует небольшого исследования. Могу только добавить, что низкий сухой вес возможно, признак того, что ракета при разгоне не переживает значительных нагрузок. Н-1, видимо была заточена на значительные нагрузки и, соответственно малые потери х.с.тяговооружённость 1 и 2 ступени 1,7. Много ли существует ракет с таким показателем?

Вопрос простой, и не требует исследований. Ракетный блок с несущими подкреплёнными баками однозначно совершеннее в весовом отношении по сравнению с подвесными баками или несущими гладкими баками, разгруженными от сжатия внутренним давлением.
У Зенита тяговооружённость 1-й ступени близка к тяговооружённости 1-й ступени Н-1, а конструктивное соверженство блока 1-й ступени Зенита выше, чем у Блока А Н-1.

Что такое конструктивное совершенство? По названию выглядит чем-то виртуальным или надуманным, вычурным и даже  субъективным. Если же понимать этот термин буквально, по логике, правда это тоже будет субъективно, то у н-1 оно должно быть выше.

Конструктивное совершенство - измеримый безразмерный параметр, показывающий долю конечной массы ракетного блока в общей начальной массе блока (Mk/M0). Таксже к.с. может измеряться обратной величиной, называемой конструктивной характеристикой S=M0/Mk.
Что касается Н-1, то нет никаких объективных оснований к тому, чтобы конструктвное совершенство её блоков было высоким. Да и выбор конструктивно-компоновочной и силовой схем Н-1 никак не был связан со стремлением получить максимально высокое конструктивное совершенство.

То есть, по сути, это также показатель того, сколько топлива тратится на создание у.и., ещё помимо сухого веса?

[Большой]

Ну да, с композитными материалами тогда была напряжёнка

[vlad7308]

Джентльмены, перестаньте оверквотить, пожалуйста. Я понимаю, что лень, и неудобно, и все такое, но тем не менее.

[vlad7308]

То есть, по сути, это также показатель того, сколько топлива тратится на создание у.и., ещё помимо сухого веса?

Нет. Это буквально то, что написал Дмитрий, и больше ничего. Строгий конкретный термин.

[Владимир Шпирько]

Конструктивное совершенство - измеримый безразмерный параметр, показывающий долю конечной массы ракетного блока в общей начальной массе блока (Mk/M0). Таксже к.с. может измеряться обратной величиной, называемой конструктивной характеристикой S=M0/Mk.
Что касается Н-1, то нет никаких объективных оснований к тому, чтобы конструктвное совершенство её блоков было высоким. Да и выбор конструктивно-компоновочной и силовой схем Н-1 никак не был связан со стремлением получить максимально высокое конструктивное совершенство.

То есть, по сути, это также показатель того, сколько топлива тратится на создание у.и., ещё помимо сухого веса?

На создание тяги - тратится всё топливо.... а " Удельный импульс (тяги) двигателя в СИ есть отношение тяги двигателя, выраженного в ньютонах (Н), к массовому расходу топлива (или рабочего тела), измеряемому в килограммах массы в секунду (кг/с), поэтому размерность удельного импульса будет выражена в метрах в секунду"  А если в технической системе - то g раз меньше и выражается в секундах. 
И это всё относится к двигателю - топливу (горючее/окислитель), их соотношению, температуре, расширению сопла.... 
 Но никак не зависит от конструкции ракетного блока, "сухого веса" и др.

[Pretiera]

Сколько терпентя
В моё зелёное время посылали учить матчасть:(

[Ивгениуш]

Конструктивное совершенство - измеримый безразмерный параметр, показывающий долю конечной массы ракетного блока в общей начальной массе блока (Mk/M0). Таксже к.с. может измеряться обратной величиной, называемой конструктивной характеристикой S=M0/Mk.
Что касается Н-1, то нет никаких объективных оснований к тому, чтобы конструктвное совершенство её блоков было высоким. Да и выбор конструктивно-компоновочной и силовой схем Н-1 никак не был связан со стремлением получить максимально высокое конструктивное совершенство.

То есть, по сути, это также показатель того, сколько топлива тратится на создание у.и., ещё помимо сухого веса?

На создание тяги - тратится всё топливо.... а " Удельный импульс (тяги) двигателя в СИ есть отношение тяги двигателя, выраженного в ньютонах (Н), к массовому расходу топлива (или рабочего тела), измеряемому в килограммах массы в секунду (кг/с), поэтому размерность удельного импульса будет выражена в метрах в секунду"  А если в технической системе - то g раз меньше и выражается в секундах. 
И это всё относится к двигателю - топливу (горючее/окислитель), их соотношению, температуре, расширению сопла....
 Но никак не зависит от конструкции ракетного блока, "сухого веса" и др.

Не всё топливо выгорает, что то остаётся в ракете, в частности что то остаётся в момент отключения двигателей. Что же касается двигателя, то официальные, паспортные показатели у.и.двигателя должны отражать все нюансы.

[Ивгениуш]

То есть, по сути, это также показатель того, сколько топлива тратится на создание у.и., ещё помимо сухого веса?

Нет. Это буквально то, что написал Дмитрий, и больше ничего. Строгий конкретный термин.

Ну так раскройте  его смысловое содержание. Хотя, на мой взгляд серьёзной смысловой нагрузки сам по себе не несёт. Необходимо рассматривать его применимость в каждом конкретном случае.