Программа многоразового "Клипера" накрылась медным тазом???

Упс. Я неправ. Максимум до 15М, т.е. до 5 км/с. Тогда непонятно, с чего они программу закрыли. Если на орбиту оно не выходило, то массовое совершенство глубоко пофиг - ну разгонится оно не до 5, а до 4.5 км/с, какая разница?

Ещё один момент, ашкуб.
Вы наверно в курсе на примере Валькии, МиГ-25/31 и SR-71 что уже на трёх М нагрев конструкции становится практически непреодолимой проблемой. Как вы рассчитываете решать эту проблему на 6-8М не ухудшив удельных характеристик?

Старый, в случае HZ горб и есть вторая ступень. Она плотно, конформно лежит на разгонщике сверху. Двигатели у нее закрыты створками хвостового обтекателя, крылья убраны. Никаких дополнительных скачков уплотнения она не создает. См. стр. 16 - там есть вид HZ с носа.

Нагрев представляет собой НЕКОТОРУЮ проблему, да. Решается оно так - при полете 'туда' часть поступающего в двигатели топлива (жидкий метан!) прогоняется через рубашку охлаждения в крыле. Тем самым крыло захолаживается до -50-100. То же самое происходит при работе основных ЖРД в ходе выведения. После этого захоложенный пустой разгонщик входит на 8М в атмосферу, гасит в ней вертикальную скорость маневром на 3G, и постепенно гасит горизонтальную, совершая маневр возврата на аэродром посадки.

Ой, мама миа! Чем дальше, тем страньше! Да остатки метана попросту испаряться и будут стравлены наружу дренажно-предохранительным клапаном. А, то, не приведи Господи, баки взорвуться. Или Ашкуб решил при неработающих двигателях этот самый метан через двойную обшивку прокачивать?

Ну, разгонщик имеет при входе скорость 2.5 км/c. С ним разобрались, я так понимаю?

Далее, вторая ступень. Ее ХС - 5 км/c. Не 8.5, не 9, а 5. Эта ХС набирается в идеальных условиях - нет лобового сопротивления, нет гравитационных потерь, вакуумный УИ. Т..е жизнь второй ступени облегчена как только можно. Далее, три цилиндро-конических бака (примерно, как половинка Протона ) - почти лучшее, что можно в смысле облегчения конструкции сделать. ПН - головная часть, устанавливаемая сверху на эти баки. По моему, реально. Кроме Х-33, рассматривались Макс-Т, Хорус, Хотол - эти все машины по сути были спроектированы как SSTO. Их проектировщики предполагали достаточное массовое совершенство .
Учитывая малую массу (20 тонн вместе с ПН) и большую площадь баков ( с раскрытым крылом и ПГО в 1.2 раза больше чм площадь крыла и фюзеляжа у Шаттла/Бурана, с закрытым - 0.9), тепловая нагрузка будет ниже, что возможно позволит использовать более ресурсную металлическую теплозащиту, аналогично челноку Спирали.

Двигатели при разгоне на ТРДФ кушают метан. 20 тонн. Вот этот метан и будет охлаждать крыло. При разгоне за атмосферу - в ЖРД уходит еще 100 тонн метана и кислорода, нагрев ему идет только на пользу - увеличивает УИ. Если этот метан нагреть с -185 до -50, плюс газификация, он заморозит разгонщик... ну, до -150 - это точно. После этого, в суборбитальном прыжке, он уже не нагреется - вакуум все-таки. Торможение с 8М - это разовый процесс. При этом тепловой поток.. ну, фиг его знает, считать надо. Мне кажется, что предварительного охлаждения корпуса при разгоне на ЖРД, плюс его нагрева до 250С, будет достаточно, чтобы пройти тепловой скачок при торможении. Это все-таки не непрерывное пиление в атмосфере на 8М, а разовое торможение.

Кстати, охлаждение крыла можно сделать еще проще - прямо в крыло метан и залить, как топливо для ТРД. Выкипая, он охлаждает крыло и при этом идет в двигатели. Форму баков сделать такой, чтобы метан можно было оттуда выкачать... ну, или поставить теплообменник с форсажной камерой ТРДФ, как вариант.

Старый, я не понимаю. Зачем нужен завод, если задача - эксплуатация АКС? Ресурсы должны быть адекватны задаче. Сделайте опытное производство, которое может выпускать 2 АКС в год, или выпускать один и обслуживать 4. И все. Зачем для этого нужна на балансе РКК Энергия? Задача этого производства - планер АКС и его ТО. Двигатели покупаются как коммерческие изделия, по контракту. Материалы для планера - тоже.

Старый, Шаттл летает? Вот разгонщик летает примерно так же как шаттл - до 1 км/c на ТРДФ, дальше на ЖРД, а тормозится на планировании. Как до 2М затормозится, включает 2 ТРДФ из 10 и чапает на аэродром.

Далее, потери. Смотрите. Аэродинамические потери парируются ТРДФ. Гравитационные парируются крылом. Т.е. грубо говоря тонна продольной тяги разменивается на 5 тонн подьемной силы за счет отбрасываемого крылом вниз воздуха. Т.е. пока мы летим в атмосфере - гравпотери ноль, АД потери - ноль. Ну, не ноль, но с УИ ТРДФ их можно не считать за потери.
Далее, включаем ЖРД. Гравпотери грубо говоря за счет крыла половина от активного участка - т.е. порядка 50 сек * 10 м/с2 = 250 м/с. При этом АКС набирает 1 км/c вертикальной скорости, и за последующие 200 секунд вторая ступень расходует этот запас на достижение орбиты. Я согласен, что с учетом этих потерь надо часть массы второй ступени разменять на топливо - примерно 10 тонн, т.е. вторая ступень уменьшается с 90 до 80 тонн. Думаю, это непринципиально.
У второй ступени, соответственно, никаких потерь нету - ни в УИ, ни гравитационных, ни аэродинамических.
А, я понял. Ну, можно считать, что гравпотери второй ступени - 200 м/с. Т.е. те самые 200 м/с, которые первая ступень недобирает до горизонтальных 2.5 км/c