Две ступени vs три ступени – «наш ответ» hcube .

[Дмитрий В.]

Что лучше – 2 или 3 ступени для вывода на низкую орбиту? - достаточно часто обсуждаемый (прямо или косвенно) вопрос на форуме. По этому поводу у нас с уважаемым hcube произошла небольшая дискуссия в «Технических аспектах возрождения «Энергии». Чтобы не загромождать тему про «Энергию», я решил вынести свое суждение по данному вопросу в отдельный топик.
Вообще говоря, вопрос об оптимальном количестве ступеней был рассмотрен еще в отчете «Баллистические возможности составных ракет», выполненный под руководством М.В. Келдыша по заказу С.П. Королева в начале 1950-х гг. В отчете делались следующие выводы (привожу по памяти):
1)Баллистические возможности составных ракет исчерпываются (т.е. достигается межконтинентальная дальность) при 2-х ступенях.
2)Оптимальное количество ступеней не превышает 3-х, причем выигрыш в дальности (массе ПН, стартовой массе) по сравнению с 2-хступенчатыми ракетами незначителен, а по мере совершенствования конструкции (т.е. снижение относительной ее массы) и улучшения УИ двигателей этот выигрыш будет снижаться.
Практика, в т.ч. применительно к РН, полностью подтверждает эти выводы. И если на заре космонавтики использование 3-х и более ступеней (для вывода на низкую орбиту) было вполне оправданным, то сейчас эту задача легко решается с использованием только 2-х ступеней. При этом 3-хступенчатые РН, обладая незначительными преимуществами по массовой отдаче («мю ПН»), менее надежны и более дороги в проектировании, производстве и эксплуатации, по сравнению с 2-хступенчатыми ракетами. Чтобы не быть голословным, приведу некоторые количественные оценки, выполненные мной с использованием достаточно простых и точных математических моделей.
Рассмотрим ситуацию проектирования РН «с нуля». Задана масса ПН, предположим 30т, которую надо вывести на круговую орбиту высотой 185-200 км (при этом допускается прямое выведение, т.е. выведение ПН на заданную орбиту с помощью последней ступени РН, так и «довыведение» с помощью небольшого разгонного блока, входящего в состав космической головной части – в данном случае последняя ступень падает в океан, не засоряя космическое пространство). Схема – классический тандем (для других схем, как показывают расчеты результаты не сильно отличаются).
1.Массовая отдача.
Выбираем распределение масс ступеней из условия максимума «мю ПН». При этом, для простоты, считаем удельные массы ДУ и конструктивное совершенство блоков всех ступеней одинаковыми. Тяговооруженность первой ступени всех вариантов принимаем равной 1,5 (оптимальное значение из условия максимума «мю ПН», вообще-то
Находится в районе 1,8-2,2, но повышенная тяговооруженность удорожает двигатели, ведет к чрезмерным перегрузкам и т.п., вследствие чего, принятое значение 1,5 можно считать рациональным, в т.ч. обеспечивающим надежный увод РН со стартового комплекса при отказе 1 двигателя). Тяговооруженность 2-х ступеней всех вариантов принимаем равным 1,2 (значение, близкое к оптимальному, независимо от типа топлива и схемы РН, что подтверждается численным моделированием, проведенным мной в 1990-1991гг, а так же рядом источников – например, «Основы проектирования ЛА (транспортные системы)» под редакцией В.П. Мишина). Тяговооруженность 3-й ступени принята равной 0,8 (хотя диапазон может быть гораздо шире – от менее, чем 0,5 до 1,0, что весьма слабо влияет на «мю ПН»). Относительные массы топливных отсеков всех блоков приняты: для керосиновых РН 0,025; для водородных РН 0,045. Относительные массы прочих отсеков (СУ, сухие отсеки и прочие системы) для всех блоков приняты равными 0,03. Удельные массы ЖРД приняты: для керосина 0,012 т/тс; для водорода 0,02 т/тс. Для расчетов принимаем значения ХС: для 2-хступенчатых керосиновых 9100 м/с, для 3-хступенчатых керосиновых 9250 м/с; для 2-хступенчатых водородных 9250 м/с, для 3-хступенчатых водородных 9400 м/с (при увеличении количества ступеней потребная ХС растет из-за увеличения общей длительности АУТ). Значения пустотных УИ приняты: керосин - 3300 м/с (1 ст), 3450 м/с (2 ст); водород – 4500 м/с (1 ст), 4600 м/с (2 ст). Заметим при этом, что согласно формуле Циолковского, располагаемая ХС, в отличие от потребной ХС, зависит только от пустотного УИ и соотношения начальной и конечной массы ступеней. Такие нюансы, как бОльшие гравитационные потери и потери на противодавление, свойственные водородным ЖРД, учитываются в расчете потребной ХС.
Что имеем в результате?
А) для керосиновых РН:
- 2 ступени: Мст = 739.2929 т, масса конструкции = 53,37 т (с точностью до массы остатков незабора и газов наддува);
- 3 ступени: Мст = 662.44 т, масса конструкции = 50.61 т.
 Выигрыш по стартовой массе 3-хступенчатой РН по сравнению с 2-хступенчатой составляет 10,4%, а по массе конструкции всего лишь 5,17%!
Б) для водородных РН:
- 2 ступени: Мст = 370.011т, масса конструкции = 37.62т (с точностью до массы остатков незабора и газов наддува);
- 3 ступени: Мст = 348.641 т, масса конструкции = 38.00т.
 Выигрыш по стартовой массе 3-хступенчатой РН по сравнению с 2-хступенчатой составляет 5.78%, а по массе конструкции двухступенчатая имеет выигрыш примерно в 1%!
При этом надо учесть, что в реальности, минимум удельной массы ЖРД находится в районе тяги порядка 100-200 тс, соответственно для ЖРД 3-й ступени, для которых характерны небольшие значения тяги, будут на практике более «тяжелыми», чем принято в моих оценках. При увеличении количества ступеней, а значит при уменьшении их объема, цилиндрические баки верхних (особенно 3-их) зачастую заменяются на тороидальные, гораздо более тяжелые, что снижает весовое совершенство топливных отсеков. Исходя из этого, приведенный выше выигрыш 3-хступенчатых ракет следует считать максимальным. На практике он будет еще меньше!

2.Надежность.
Принимая надежность одного ракетного блока 0,99, надежность РН составит: 2-хступенчатая 0,99^2 = 0,98; 3-ступенчатая 0,99^3 = 0,97. Соответственно, вероятность отказа 2-хступенчатой РН составит 1-0,98 =0,02, а 3-хступенчатой соответственно 1-0,97=0,03. Иными словами, вероятность отказа 3-хступенчатой РН в 1,5 раза выше!!!

3.Стоимость.
Очевидно, что разработка 3-хступенчатой РН, значительно дороже (в 1,5 раза больше систем). Ее экспериментальная отработка также дороже – например, для доведения уровня надежности 2-хступенчатой, необходимо повысить надежность единичного блока до 0,9933, что потребует более длительных испытаний. Для 3-хступенчатой РН придется разрабатывать, по крайней мере, «2,5» типа ЖРД (1 тип – для 1-й ст, «0,5» типа – высотная модификация 1-го типа для 2-й ступени и 3-й тип – для 3-й ступени), тогда как для 2-хступенчатой РН достаточно разработать только «1,5» типа ЖРД (для 1-й ступени и высотную модификацию – для 2-й). Это тоже удорожает стоимость разработки.
В производстве, по тем же причинам, 3-хступенчатая РН дороже 2-хступенчатой.

4.Эксплуатация.
Для 3-хступенчатых РН нужен более сложный и дорогой СК. 3-хступенчтые РН требуют наличия 2-х зон отчуждения, за которые надо платить, в отличие от 2-хступенчатых, для которых достаточно одной зоны. Можно, конечно, «подогнать» массы ступеней, так чтобы они падали в уже существующие зоны, но в этом случае, из-за неоптимального распределения масс, уменьшится «мю ПН».

Есть и еще нюансы. Первая ступень 3-хступенчатой РН разделяется  при более высоких скоростных напорах, что может вызвать проблемы с устойчивостью/управляемостью или обеспечением безударного разделения. ГО 2-хступенчатых РН может быть сброшен вместе с блоком 1-й ступени, в одну зону отчуждения, а для 3-хступенчатых РН сброс ГО производится либо вместе с блоком 2-3 ступни, либо на АУТ 2 ступени, что требует дополнительной зоны отчуждения.
На мой взгляд, вывод ОДНОЗНАЧЕН: при разработке новой РН для ЛЕО надо выбирать 2 ступени.
К слову, указанные соображения, видимо, стали причиной того, что в НПО «Энергия» в 80-х гг. был наложен ФАКТИЧЕСКИЙ запрет на проектирование 3-хступенчатых РН. К сожалению, не могу сказать, был ли этот запрет формализован каким-либо документом, или остался на уровне «неписанных законов».
Сказанное выше не означает «запрета» на использование 3 ступеней вообще. Например, при модернизации существующих РН, когда другие способы исчерпаны или слишком дороги (требуется существенное увеличение емкости баков, переделка производственной оснастки или разработка совершенно нового ЖРД и т.п.), применение 3-х ступеней может быть и оправданным, при условии тщательного обоснования экономической целесообразности.
Надеюсь, что не утомил. С уважением, Дмитрий В.

[ShcherbakS]

...На мой взгляд, вывод ОДНОЗНАЧЕН: при разработке новой РН для ЛЕО надо выбирать 2 ступени.
К слову, указанные соображения, видимо, стали причиной того, что в НПО «Энергия» в 80-х гг. был наложен ФАКТИЧЕСКИЙ запрет на проектирование 3-хступенчатых РН. К сожалению, не могу сказать, был ли этот запрет формализован каким-либо документом, или остался на уровне «неписанных законов».
Сказанное выше не означает «запрета» на использование 3 ступеней вообще. Например, при модернизации существующих РН, когда другие способы исчерпаны или слишком дороги (требуется существенное увеличение емкости баков, переделка производственной оснастки или разработка совершенно нового ЖРД и т.п.), применение 3-х ступеней может быть и оправданным, при условии тщательного обоснования экономической целесообразности.
Надеюсь, что не утомил. С уважением, Дмитрий В.

Да, конечно, посему, ИМХО, оптимальное число ступеней (только при полете на НОО, даже не ССО!) где-то примерно:
- на криогенных компонентах - 2;
- на высококипящих - 3;
- на РДТТ - 4.
При смешивании (т.е. блоки с разными компонентами) число блоков получается как некое среднее.
Для более высоких орбит, начиная с ССО, обычно добавляется одна ступень или РБ. Исключение - РН с блоками 2 ст. на водороде; они зачастую могут справляться и сами.
Кажется, статистика в общем и целом сие подтверждает.
Более конкретно по указанным причинам самые ИМХО рациональные РН на сегодня:
- из отечественных - "Зенит" (2 блока, 3 ЖРД - неплохо!),
- из американских - Atlas V 401 (2 блока, 2 ЖРД - блеск!).
А высококипящие и твердотопливные - все-таки по экологии они хуже, что ни делай.

[Ворон]

Дмитрий В. вы так сложно написали, что у меня, в моих скудных мозгах это всё не помещается.

 Вот вам примерчик - "классическая" очень надёжная, постоянно используемая, давно разрабоанная ступень Centaur G (вариант Centaur) -
 "Gross Mass: 23,880 kg. Empty Mass: 2,775 kg. Thrust (vac): 14,970 kgf. Isp: 444 sec. Burn time: 625 sec. Propellants: Lox/LH2 Diameter: 4.33 m. Span: 4.33 m. Length: 9.00 m. Country: USA. No Engines: 2. RL-10A-3A Status: Hardware. Comments: Centaur for Titan 4."

 Итак, "масса пустого", грубо говоря, 3 тонны.
 Пусть ПН - 20 тонн. Грубо говоря, в связке ПН-третья ступень 50% топлива, и 50% остальной массы.
 Таким образом, эта третья ступень даёт около 3 км/с ХС, это почти 3 км/с орбитальной скорости.

 Как я понимаю, вы предлагаете тащить с собой здоровенную вторую ступень со старта? Тогда сухая масса её просто арифметически вычтется из массы ПН.

 Если это обсуждается в контексте "полутороступенчатой" Энергии, разумеется.

[Старый]

Для ЛЕО две ступени - мало, а три - много. Оптимально 2.5 (две с половиной), как у Союза или Дельты-2.

[Дмитрий В.]

Для ЛЕО две ступени - мало, а три - много. Оптимально 2.5 (две с половиной), как у Союза или Дельты-2.

Старый, количество ступеней есть число натуральное, т.е. целое и положительное, иными словами, у Союза, Дельты-2, Атлас-Центавр - 3 ступени :wink:

[Дмитрий В.]

Как я понимаю, вы предлагаете тащить с собой здоровенную вторую ступень со старта? Тогда сухая масса её просто арифметически вычтется из массы ПН.

 Если это обсуждается в контексте "полутороступенчатой" Энергии, разумеется.

Нет, сухая (точнее, конечная) масса ракетного блока вычитается из конечной массы ступени, а не из массы ПН. Да, сразу, чтоб вопросов не возникало - согласно терминологии принятой в МоМ, под ступенью понимается ракетный блок вместе с его полезной нагрузкой.

[Старый]

Старый, количество ступеней есть число натуральное, т.е. целое и положительное, иными словами, у Союза, Дельты-2, Атлас-Центавр - 3 ступени :wink:

Под "половинной" ступенью я имел в виду конечно ракетные блоки используемые в качестве навесных ускорителей, работающих параллельно с центральным блоком.
 А откуда у Атлас-Центавра третья ступень? Там вроде нет ещё одного сбрасываемого ракетного блока по терминологии МОМ? Стартовые моторы это ж не ракетный блок?

[hcube]

НУ хорошо, скажите мне, глупому, каким образом так модицфицировать _двухступенчатую_ Р7, чтобы масса ПН у нее была хотя бы 6 тонн из расчета 300 тонн стартовой массы (у Союза-ФГ - 7.9 тонны при стартовой в 315 тонн, у Союза-2 будет 8+ тонн). Т.е. поднимите ПН выше 2% без увеличения массового совершенства ступеней.

Схема – классический тандем (для других схем, как показывают расчеты результаты не сильно отличаются).

Ага, особенно для переразмеренной в два раза второй ступенью ;-).
Еще раз - пакет это НЕ две ступени. Вторая ступень пакета НЕ есть полноценная вторая ступень. Ее 'лишняя' масса на момент окончания работы первой ступени - а это примерно половина времени работы РН - вычитается из ПН с неким коэфициентом, зависящим от УИ этой самой второй ступени. Для Энергии, повторюсь, выигрыш составил бы никак не менее 20 тонн, скорее ближе к 25.

И к слову - статья писалась в 50-е годы, когда про падение УИ на водородниках и слыхом не слыхивали ;-). А простой сопловой насадок на РД-0120 третьей ступени даст не менее 2-3% ПН дополнительно ;-).

Да, по поводу Союза - мы со Степом посчитали в порядке противостояния Технократу комбинированный трехступенчатый носитель в габаритах старта Союза. Ракетный, конечно ;-) Стартовая масса - 370 тонн. ПН - 19.5 тонн. Чистая ПН. Старт из Байконура. Как только побьете эту цифру ЛЮБЫМ двухступенчатым носителем массой в 360 тонн или менее, с топливом водород или углеводороды плюс кислород - приходите спорить дальше.

[Дмитрий В.]

А откуда у Атлас-Центавра третья ступень? Там вроде нет ещё одного сбрасываемого ракетного блока по терминологии МОМ? Стартовые моторы это ж не ракетный блок?

Стартовые двигатели - это ракетный блок. Конечно, по определению, в ОБЩЕМ случае РБ включает в себя ДУ, баки и прочие агрегаты и системы. Однако, из общих случаев, как известно, бывают исключения

[Дмитрий В.]

1-НУ хорошо, скажите мне, глупому, каким образом так модицфицировать _двухступенчатую_ Р7, чтобы масса ПН у нее была хотя бы 6 тонн из расчета 300 тонн стартовой массы (у Союза-ФГ - 7.9 тонны при стартовой в 315 тонн, у Союза-2 будет 8+ тонн). Т.е. поднимите ПН выше 2% без увеличения массового совершенства ступеней.

2-Ага, особенно для переразмеренной в два раза второй ступенью ;-).
Еще раз - пакет это НЕ две ступени. Вторая ступень пакета НЕ есть полноценная вторая ступень. Ее 'лишняя' масса на момент окончания работы первой ступени - а это примерно половина времени работы РН - вычитается из ПН с неким коэфициентом, зависящим от УИ этой самой второй ступени. Для Энергии, повторюсь, выигрыш составил бы никак не менее 20 тонн, скорее ближе к 25.

3-И к слову - статья писалась в 50-е годы, когда про падение УИ на водородниках и слыхом не слыхивали ;-). А простой сопловой насадок на РД-0120 третьей ступени даст не менее 2-3% ПН дополнительно ;-).

4-Да, по поводу Союза - мы со Степом посчитали в порядке противостояния Технократу комбинированный трехступенчатый носитель в габаритах старта Союза. Ракетный, конечно ;-) Стартовая масса - 370 тонн. ПН - 19.5 тонн. Чистая ПН. Старт из Байконура. Как только побьете эту цифру ЛЮБЫМ двухступенчатым носителем массой в 360 тонн или менее, с топливом водород или углеводороды плюс кислород - приходите спорить дальше.

1-а вот при 308т,при оптимальном распределении масс по ступеням и оптимальных тяговооруженностях, как раз и выведет тонн , на ТУЖЕ орбиту, что и 11А511.
2- что Вы имеете ввиду под переразмеренной в 2 раза ступенью? Почему именно в 2 раза? У Энергии к моменту разделения ступеней выгорало из блока Ц примерно 178 т топлива из 703. Кстати, распределение масс по ступеням Энергии было очень близко к оптимальному с точки зрения мю ПН.  И как это - пакет не есть 2 ступени - извините, но это похоже на бред. Энергия в чистом виде ДВУХСТУПЕНЧАТАЯ РН с пакетной компоновкой блоков 1-й ступени и параллельной работой ДУ обеих ступеней. Недостатки такой схемы известны, но они вполне перекрываются опреденленными достоинствами.
3-Какя статья? Если вы про отчет Келдыша, то это был вполне себе официальный ддокумент, за который Заказчиком были деньги заплачены, возможно. И что Вы имеете в виду под падением УИ водородников? При дросселировании? Ну так при дросселировании и у керосинок УИ падает.
4-Ну, я не знаю, что Вы там считали, с какими компонентами топлива и правильно ли посчитали ...

[hcube]

Ну, собственно считал не я, а Степ - его лучше и спросить ;-). Но интуитивно цифра 'близка к правильной' - с водородом на третьей семерка, бишь Онега - вытаскивает 14 тонн, а с увеличением - небольшим - тяги и заправки центра - вполне может вытащить и 20 тонн.

Касательно вытащит-не вытащит.... ну елки-палки, давайте посчитаем ;-) Степ, ау? ;-) Считаем трехступенчатую Энергию.

1 ступень - без изменения. 4 блока А по 355 тонн заправленной и 35 сухой массы. Тяга двигателя на уровне моря - 780 т-с, УИ 337/309. Время работы - 145 секунд.

2 ступень - 600 тс тяги, УИ 353/454, сухая масса ступени 60 тонн, заправка - 600 тонн. Время работы - 480 секунд

3 ступень - один РД-0120, тяга 200 тс, вес ступени 135 тонн, сухая масса - 15 тонн. Время работы - 210 секунд.

Получается РН немного меньше Энергии - на 50 тонн заправки ЦБ примерно, и с чуть лучшим совершенством второй ступени. Ну, посчитайте кто-нибудь ее ПН ;-)

[Ворон]

Дмитрий В. если рассматривается ракета "вроде Зенита" с маленькой второй ступенью, то действительно, от деления большой первой ступени на две нет большой прибавки ПН.

 Но, если рассматривается схема вроде Р7, где ЦБ имеет массу 6 тонн - совершенно другое дело.
 Иначе за каким на неё было громоздить третью ступень.

[Дмитрий В.]

Ну, собственно считал не я, а Степ - его лучше и спросить ;-). Но интуитивно цифра 'близка к правильной' - с водородом на третьей семерка, бишь Онега - вытаскивает 14 тонн, а с увеличением - небольшим - тяги и заправки центра - вполне может вытащить и 20 тонн.

Касательно вытащит-не вытащит.... ну елки-палки, давайте посчитаем ;-) Степ, ау? ;-) Считаем трехступенчатую Энергию.

1 ступень - без изменения. 4 блока А по 355 тонн заправленной и 35 сухой массы. Тяга двигателя на уровне моря - 780 т-с, УИ 337/309. Время работы - 145 секунд.

2 ступень - 600 тс тяги, УИ 353/454, сухая масса ступени 60 тонн, заправка - 600 тонн. Время работы - 480 секунд

3 ступень - один РД-0120, тяга 200 тс, вес ступени 135 тонн, сухая масса - 15 тонн. Время работы - 210 секунд.

Получается РН немного меньше Энергии - на 50 тонн заправки ЦБ примерно, и с чуть лучшим совершенством второй ступени. Ну, посчитайте кто-нибудь ее ПН ;-)

В общем, я и посчитал. Правда с несколькими правками: конечная масса блока А без системы спасения 51т, тяга РД-170 740 тс у земли, УИ =3296 м/с, массу блока 2-й ступни вместо 60 т принял 68т. При этих данных приведенная ПН = 140,8 т (ХС=9600 м/с). РН 11к25 при верхнем расположении ПН могла выводить ПН=126т при стартовой массе 2400т. Разница в мю ПН  в пользу 3-хступенчатого варианта 12,2%. С учетом того, что массовое совершенство блока 3-й ступени явно завышено (в реальности масса конструкции будет ближе к 20т), это лишний раз подтверждает мои предыдущие выводы. С уважением, Дмитрий В.

[hcube]

А разве ПН Энергии не 105 тонн была?

[Дмитрий В.]

А разве ПН Энергии не 105 тонн была?

105 т- ОК 11ф35 (буран)
98 т - в грузовом варианте с ГТК
126 т - один из вариантов с размещением ПН под ГО, сверху а не сбоку.

[Дмитрий В.]

Да, по поводу Союза - мы со Степом посчитали в порядке противостояния Технократу комбинированный трехступенчатый носитель в габаритах старта Союза. Ракетный, конечно ;-) Стартовая масса - 370 тонн. ПН - 19.5 тонн. Чистая ПН. Старт из Байконура. Как только побьете эту цифру ЛЮБЫМ двухступенчатым носителем массой в 360 тонн или менее, с топливом водород или углеводороды плюс кислород - приходите спорить дальше.

Ну, что могу сказать - Ваши расчеты не кажутся фантастикой (я что-то подобное тоже прикидывал, причем тоже "с подачи" Технократовских изысков). А сегодня прикинул 2-ступенчатую РН в габаритах Союза, разумеется, с новыми движками, 2-я ступень водородная, ПН = 20 т, стартовая масса не более 350 т. Ну, да это все на пределе современного технического уровня.

[hcube]

Но все равно ж хорошо - на тех же двигателях, на том же старте, топлива даже чуть меньше - и 13% ПН получить совершенно нахаляву ;-) У Протона это было бы 2.5 тонны - больше чем дала модернизация до Протона-М ;-).

[Ворон]

В общем, я и посчитал. Правда с несколькими правками: конечная масса блока А без системы спасения 51т, тяга РД-170 740 тс у земли, УИ =3296 м/с, массу блока 2-й ступни вместо 60 т принял 68т. При этих данных приведенная ПН = 140,8 т (ХС=9600 м/с). РН 11к25 при верхнем расположении ПН могла выводить ПН=126т при стартовой массе 2400т. Разница в мю ПН  в пользу 3-хступенчатого варианта 12,2%. С учетом того, что массовое совершенство блока 3-й ступени явно завышено (в реальности масса конструкции будет ближе к 20т), это лишний раз подтверждает мои предыдущие выводы. С уважением, Дмитрий В.

 Дмитрий В. чудес не бывает.

 Не могла Энергия выводить 126 тонн при любом расположении ПН, раз она выводила Буран массой всего 105 тонн. Вы сами себе проитворечите - расположение ПН может влиять кроме силовой схемы только на траекторию за счёт допустимых скоростных напоров при выведении.
 Но вся эта "история" заканчивается на 120-й примерно секунде полёта, когда можно уже плевать на скоростные напоры.

 Если вы заодно и тяговооруженность увеличите, может вы и выиграете 20 тонн, но это будет другая совершенно ракета.

[Ворон]

Но все равно ж хорошо - на тех же двигателях, на том же старте, топлива даже чуть меньше - и 13% ПН получить совершенно нахаляву ;-) У Протона это было бы 2.5 тонны - больше чем дала модернизация до Протона-М ;-).

 hcube оценка Дмитрия В. сделана из предположения, что "Вертикальная Энергия" могла выводить 126 тонн.

 Это враки.

[Дмитрий В.]

Но все равно ж хорошо - на тех же двигателях, на том же старте, топлива даже чуть меньше - и 13% ПН получить совершенно нахаляву ;-) У Протона это было бы 2.5 тонны - больше чем дала модернизация до Протона-М ;-).

 hcube оценка Дмитрия В. сделана из предположения, что "Вертикальная Энергия" могла выводить 126 тонн.

 Это враки.

Я стараюсь не делать голословных утверждений. 126т - это цифра согласно одному из проектных документов головного КБ НПО Энергия начала или середины 1980-х гг. Надеюсь, проектантам из подлипок Вы верите!? Кстати, на всякий случай сегодня проверил по спредшиту Ратмана - все подтверждается, обеспечивается выведение 126т на  орбиту 200*300 км при стартвой массе примерно 2402т. Так что, все правда.