Реактивный подкидыш для Ракет.

[Вернер П.]

Нет, не нужно. Что потребуется, так это высокая тыговооружённость 2й ступени, и всё.

Ну если второй ступенью развить орбитальную скорость за минуту, то не нужно.
А для приемлемых ускорений нужно.

[Буцетам]

После разделения ступеней, 2я ступень всё время летит вверх по-инерции, потому что разделение на 50-60км, а высота орбиты 200-800км, понятно?

А куда летит 1 ступень по инерции после разделения? ))

Сами-то как думаете? Вверх на те же 200-800км, потом падает вертикально вниз к точке старта и садится. Алгоритм посадки простейший, хорошо для многоразовости

[Штуцер]

Тогда так.
Вертикальный гиперлуп на Джомолунгме.
На высоте 8848 метров открывается крышка и выкидышивается выкидыш.
Разгон электромагнитными силами.

[Вернер П.]

суммарная ХС хоть и больше обычной (11км/с вместо 9км/с) зато вывод и посадка сильно проще и нет полей падения

ХС больше, а все остальное не проще.
Для многоразовых полей падения тоже нет, есть посадочные площадки

[Штуцер]

Сами-то как думаете?

Я не думаю. Я окуеваю.

[Вернер П.]

Вот! Наконец-то пошёл предметный разговор. Да, мне известно что это неоптимальная траектория

Говорите уж прямо: "мне теперь стало известно.." 

[Буцетам]

Нет, не нужно. Что потребуется, так это высокая тыговооружённость 2й ступени, и всё.

Ну если второй ступенью развить орбитальную скорость за минуту, то не нужно.

Ну во-первых не за минуту. Для вывода на высоту 260км, время полёта по-инерции с 60км до 260км составит 200 секунд, вертикальная скорость при разделении ступеней - 2000м/сек
Чем вам 200 секунд не нравятся? За 200 секунд, двигатель с тягой 200 тонн и УИ 450сек (РД-0120) израсходует 90 тонн топлива, что даёт массу 2й ступени около 100 тонн. Тут всего-то нужна тяговооружённость 2 единицы, не так уж и много

[Буцетам]

суммарная ХС хоть и больше обычной (11км/с вместо 9км/с) зато вывод и посадка сильно проще и нет полей падения

ХС больше, а все остальное не проще.
Для многоразовых полей падения тоже нет, есть посадочные площадки

Ага, как же как же
Что будет у Старшипа при отказе на этапе работы 1й ступени? Падение ракеты по трассе полёта. Что будет у обсуждаемой схемы? Падение ракеты на точку старта. В одном случае поле падения есть, в другом его нет даже в теории

[Буцетам]

Сами-то как думаете?

Я не думаю. Я окуеваю.

И с чего же? Если насчёт перегрузок, то при посадке 1й ступени торможение не обязательно будет в тропосфере. Вполне можно оснастить ступень тормозными щитками, тем самым уменьшить баллистический коэффициент, и начинать торможение ещё в стратосфере, на 40км например. Торможение растягивается во времени, нагрев и перегрузки уменьшаются

[Вернер П.]

Ну во-первых не за минуту. Для вывода на высоту 260км, время полёта по-инерции с 60км до 260км составит 200 секунд, вертикальная скорость при разделении ступеней - 2000м/сек
Чем вам 200 секунд не нравятся?

Мне высота 60 км не нравится, ибо на ней уже полностью разрушилась Колумбия.

[Вернер П.]

Что будет у Старшипа при отказе на этапе работы 1й ступени? Падение ракеты по трассе полёта. Что будет у обсуждаемой схемы? Падение ракеты на точку старта.

Чтобы попасть/упасть на точку старта после полета на высоту 260 км это та еще задачка. 

[Дмитрий В.]

Похожую схему выведения предлагал Ари Штернфельд в 1930-х гг: вертикальный подъём, потом быстрый раворот в горизонталь и разхгон до орбитальной скорости. Вопрос по оптимальным траекториям выведения был решён в 1950-х гг., и форма оптимальной траектории  оказалась сильно другой.

Вот! Наконец-то пошёл предметный разговор. Да, мне известно что это неоптимальная траектория, но для многоразовых ракет она даёт плюсы которые могут и перевесить увеличение ХС. Тут надо считать экономику в комплексе...

Лень считать - это Ваша задача, но сдаётя мне, никакого проигрыш в ХС все мнимые плюсы перевесит

[Вернер П.]

Тут всего-то нужна тяговооружённость 2 единицы, не так уж и много

Ну это в среднем.
А в конце работы так где-нибудь 8?

[Штуцер]

но сдаётя мне, никакого проигрыш в ХС все мнимые плюсы перевесит

Интуитивно - процентов 30

[Штуцер]

- 1я ступень разгоняет вертикально, отделяется на 60км

В таком случае вся ХС первой ступени съедается гравитационными потерями.

Справедливости ради хс 1 ступени никому и не нужна.

[Iv-v]

Похожую схему выведения предлагал Ари Штернфельд в 1930-х гг: вертикальный подъём, потом быстрый раворот в горизонталь и разхгон до орбитальной скорости. Вопрос по оптимальным траекториям выведения был решён в 1950-х гг., и форма оптимальной траектории  оказалась сильно другой.

Вот! Наконец-то пошёл предметный разговор. Да, мне известно что это неоптимальная траектория, но для многоразовых ракет она даёт плюсы которые могут и перевесить увеличение ХС. Тут надо считать экономику в комплексе...

Лень считать - это Ваша задача, но сдаётя мне, никакого проигрыш в ХС все мнимые плюсы перевесит

Я когда-то уже такое предлагал. Вы мне дали ссылку на какой-то учебник, где всё было понятно изложено.

[Вернер П.]

Для понимания масштаба проблемы, например Д-18Т:
Тяга (взлетная на Н=0км ) 23 000 кгс.
Тяга (крейсерская на Н=11 км) порядка 5 000 кгс

Взлётная и крейсерская - не одно и то же.  На любой высоте.

Согласен. Не хотелось вдаваться в подробности.
Для Д-18Т работающего на одном и том же режиме двигателей будет 16 и 5 т соответственно.

пс Для ТРД с форсажной камерой разрыв будет поменьше, но все равно раза в 2 будет.

[Буцетам]

- 1я ступень разгоняет вертикально, отделяется на 60км

В таком случае вся ХС первой ступени съедается гравитационными потерями.

Ага, так и задумано

[Буцетам]

пс Для ТРД с форсажной камерой разрыв будет поменьше, но все равно раза в 2 будет.

А нам этого достаточно. По мере разгона, масса ракеты уменьшается. Ещё больше она уменьшается, если 2ю ступень палить со старта, но на уменьшенной тяге. За счёт уменьшения тяги двигателей 2й ступени, облегчаем и удешевляем её. Сопло у двигателей надо делать двухконтурным (dual bell nozzle)

[Вернер П.]

А нам этого достаточно. По мере разгона, масса ракеты уменьшается.

Ну если к высоте 17-20 км масса уменьшается вдвое, то достаточно