zaitcev> Ну Джон описывает это так, в графе "преимущество N.2":
zaitcev> То есть скорость для 2-й ступени должна быть точно равна круговой скорости, а у самолетной большие потери на сопротивление воздуха и программу тангажа (Пегас сразу набирает высоту, это называется "гамма-поворот").
Без потери высоты скорость точно равна круговой в том случае, если ракету поставили на горизонтальные рельсы в вакууме и она стала разгоняться по этим рельсам без трения, - круговая траектория сформирована сразу консервативными внешними силами.
Она может быть меньше, если орбитальная скорость в перигее достигается за счёт тяготения, - условно, "над высоте h над точечной Землёй бросили камень с любой скоростью".
If the upper stage T/W ratio is high enough (approximately 1.4) or if the first stage staging altitude is high enough, the first stage ends up soaking up most or all of the typically 1600m/s of losses that an SSTO design would face. This means that the upper stage only has to provide the ~7800m/s needed for orbital velocity, minus ~325-465m/s for the rotational velocity of the earth depending on launch site latitude, yielding a required delta-V of around 7400m/s for most US launch sites.
Это заявление верно только в одном случае, - вся горизонтальная скорость набирается мгновенно сразу после старта, похоже автор просто не продумывал реальную траекторию.
_B1_> Это будет многоразовая первая ракетная ступень с ненапряженными двигателями на дешевых компонентах.
_B1_> ...
Проще говоря, если без ненужного экстремизма, это будет шаттловская схема, или та схема, которую сейчас пытается реализовать SpaceX на Falcon-9R.