Как-то подумалось про сопротивление воздуха. Подскажите, пожалуйста, кто знает, каков вклад сопротивления атмосферы в общем приросте скорости, необходимой для выхода на орбиту? Не получится ли так, что даже при создании технологий космического самолёта, ракеты всё равно останутся вне конкуренции? Ведь тогда и их можно сделать одноступенчатыми?
Для МБР и РН аэродинамические потери скорости - сотни м/с. Конкретная величина сильно зависит от конструкции ракеты: для тандемной схемы, НЯЗ, типично порядка 200 м/с (у РН "Сатурн-5 всего лишь порядка 50 м/с - благодаря громадной массе при неплохой обтекаемости), для пакетной схемы - умеренные сотни м/с (до 0,5 км/с?).
Намного больше т.н. "гравитационные потери" (от проекции силы тяжести на траекторию): для РН эти потери, НЯЗ, порядка 1,5 км/с. Так что для вывода КА на НОО нужна характеристическая скорость ориентировочно 9,5 км/с. Для одноступенчатой ракеты с ЖРД на любом, самом фантастическом, топливе, это совершенно нереально: любое горючее, кроме водорода, дает недостаточную скорость истечения, а преимущество водородных топлив в скорости истечения (прежде всего, благодаря малому молекулярному весу продуктов сгорания) в значительной мере компенсируется утяжелением конструкции водородного бака (удельный вес 0,09 г/см3, температура -253 град).
И, наконец, требования к стартовой ступени и к разгонной ступени очень сильно различаются. Я уже писал об этом, но не грех повторить.
... на практике при разбиении на ступени обычно руководствуются разными функциональными, конструктивными и экономическими соображениями. Так, при выборе разбиения на ступени ракеты-носителя (РН) для вывода ПН на низкую орбиту, основные функциональные соображения следующие.
1) При старте необходимо иметь тягу, значительно превышающую вес ракеты, и двигатель первой ступени должен работать в плотных слоях атмосферы (малая степень расширения газов в сопле).
2) Основной разгон выгодно производить на наклонной траектории (обычно наклон порядка 15 град), за пределами тропосферы. В этом случае двигатель должен быть оптимизирован для работы при низком атмосферном давлении (большая степень расширения газов в сопле), а тяга может быть умеренной, поскольку тормозящее действие силы тяжести ослаблено в несколько раз наклоном траектории.
3) ...
Так что 2 ступени РН - это минимум, обусловленный уже функциональным различием стартовой и разгонной ступеней. И прогресс технологии жидкостных ракет позволяет лишь упрощать и удешевлять стартовые ступени разными способами - небольшие твердотопливные стартовые ускорители, многоразовые ускорители, воздушный старт РН с самолета (фактически являющегося многоразовой стартовой ступенью) и т.п. Кстати, при воздушном старте собственно РН может быть и одноступенчатой.
