Я читал, что человечеству якобы удавалось создать ракеты, которые без отделения ступеней, могут вывести сами себя на орбиту.
Строим ракету со следующими характеристиками -
1)
типа Сатурн-5 - по стартовой массе, т.е. ракета с топливом - с топливом примерно
3000 тонн, а сама ракета - без топлива имеет массу примерно 1/20, т.е.
150 тонн,
2) такую чтобы она без отделения ступеней могла бы вывести сама себя на НОО (низкую опорную орбиту) - причём ступени могут быть, но топливо может подаваться из одних ступеней другим.
Эти два пункта не представляют особой сложности, мы же знаем что самая тяжелая ракета в истории , Сатурн-5, ипри стартовой массе, именно такую же полезную массу, а точнее, 147 тонн,
выводила на НОО. А тут получается, сама оболочка ракеты - и есть та самая полезная масса.
3) третья характеристика - ракету можно использовать хотя бы 2 раза.
Затем всё просто - на НОО, летает пустая ракета примерно как Сатурн-5 (назовём её,
Сатурн-6).
4) Делаем множество запусков других ракет, и прямо в космосе на НОО, дозаправляем её полностью, так что уже на НОО, у нас имеется ракета
Сатурн-6 - полностью заправленная,
и с массой
3000 тонн (такая же как была у американцев, Сатурн-5 при полётах на Луну).
5) полезная масса Parker Solar Probe, который будет приближаться к Солнцу на 6 млн км -
630 кг, пусть у нашего аппарата (назовём его
Вояджер-6) , который будет догонять
Вояджер-1 - та же полезная масса.
6)
Вояджер-6 на НОО стыкуется к заполненной топливом в 3000 тонн ракете
Сатурн-6 . Теперь ракета будет использована 2-й раз, и уже с отделением ступеней.
Пусть в это время, идёт 2021 год. (вот допустим, за три года всё успели).
7) в 2021 году, находим такое же "окно", как и для Parker Solar Probe, и отправаляем его к Солнцу, с примерно такими же манёврами с помощью Венеры,
чтобы также, через 6 лет, аппарат проблизился к Солнцу на расстояние в 6 млн км , (ведь и Parker Solar Probe - потребуется 6 лет от 2018 года - первый перигелий в 6 млн км
от Солнца у него,
2024-Dec-24 ) значит наш
Вояджер-6 запущенный в 2021 году, пройдёт в 6 млн км от Солнца - в
2027 году.
Разница только в том, что у него там будет очень много топлива, чтобы в перигелии разогнать аппарат.
8 ) полезная масса Parker Solar Probe,
630 кг, (видимо, с остатками топлива для коррекций орбиты) а
ракета, выводящая этот аппарат - Launch Alliance Delta IV Heavy rocket - стартовая масса ракеты - 733 тонны,
то округленно можно считать, что
1/1000 по массе будет составлять полезная часть аппарата, выведенная к
6 млн км от Солнца,
по сравнению со
стартовой массой ракеты с Земли.
Вывод с Земли на НОО - это уже остаётся только 1/20 часть массы, значит с НОО вывести на орбиту с перегелием в 6 млн км от Солнца - это еще
потеря 1/50 массы.
(20 умножить на 50 = 1000).
Значит, применяя те же орбитальные приёмы с помощью гравитации Венеры,
наш Вояджер-6, с полезной массой 630 кг, и заправленной на НОО ракетой Сатурн-6 массой в 3000 тонн, подойдёт к Солнцу в 6 млн км, уже с ракетой,
всего лишь в 60 тонн. После отделения её ступеней (3000 разделили на 50). 9) полезная масса такой ракеты (60 тонн),
примерно в 100 раз превышает полезную массу КА (Вояджер-6, с 630 кг). Есть такое понятие, как характеристическая скорость.
Какое приращение скорости вблизи перигелия Солнца, сможет набрать такой аппарат+ракета? Если нужна слишком большая тяга как в ракете Сатурн-5, то потеря массы в 20 раз
была при выводе на НОО, а это - прирост характеристической скорости в 9-10 км/с. Но не при взлете с Земли, слишком большая тяга необязательна, так что можно использовать
водородно-кислородные двигатели.
Я ранее, уже считал, если использовать аналог ракеты Сатурн-5, но со всеми водородно-кислородными двигателями,
то,
набор +3,0 км/с характеристической скорости, ведет уменьшению оставшейся массы в 2 раза,
набор +6,0 км/с характеристической скорости, ведет уменьшению оставшейся массы в 4 раза,
набор +9,0 км/с характеристической скорости, ведет уменьшению оставшейся массы в 8 раз.
...
набор +21,0 км/с характеристической скорости, ведет уменьшению оставшейся массы в 128 раз.
..
Значит, в перигелии около Солнца в
6 млн км, имея
Вояджер-6, с полезной массой
630 кг, и ракету 60 тонн, мы примерно на
+20 км/с характеристической
скорости, ей и добавим.
10) ну а дальше нужно курить орбитальные скорости. Была орбита с
6 млн км от центра Солнца в
перигелии, и в 108 млн км в афелии (вблизи Венеры) ,
наращиваем
+20 км/с характеристической скорости в перигелии, и получаем - КА вылетающий из Солнечной системы, по гиперболической траектории, с какой скоростью?
орбитальные скорости.
https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%9E%D1%80%D0%B1%D0%B8%D1%82%D0%B0%D0%BB%D1%8C%D0%BD%D0%B0%D1%8F_%D1%81%D0%BA%D0%BE%D1%80%D0%BE%D1%81%D1%82%D1%8Cдля эллиптической орбиты: V = (M * (2a - r) / ra) ^ (1/2)
для параболической траектории: V = (2M/r) ^ (1/2)
для гиперболической траектории: V = (M * (2a + r) / ra) ^ (1/2)
V - скорость, в нашем случае, относительно Солнца, км\с.
a - длина большой полуоси орбиты или параболы-гиперболы, км.
r - расстояние между вращающимся телом и центральным телом, км.
M - гравитационный параметр, для Солнца и тела с малой массой, при расчете в единицах км, секунды -
по расчетам, примерно равен M = ~150 000 000 000.
Итак, начальная цель достигнута - добились чтобы наша ракета-носитель, вышла на орбиту вокруг Солнца,
с афелием в районе Венеры, а перигелием, в 6 млн километров от центра Солнца.
По формулам, в перигелии,
Солнце разгонит аппарат до скорости
V = (150 000 000 000 * (2* 57000000 - 6000000) / (6000000 * 57000000) ) ^ (1/2) ==
217.64 км/c. нарастим ему, выше посчитанные +20 км/с, до
237.64 км/c. Какой после этого станет орбита? Гиперболической.
Ну и посчитаем, с какой скоростью аппарат будет после этого лететь, пересекая орбиту Плутона, в
6 млрд км от Солнца, после чего считаем, что аппарат уже почти не будет
терять скорость, и эта скорость - почти постоянная скорость удаления КА от Солнца,
после вылета из Солнечной системы .
Параметры гиперболической траектории, если в 6 млн км от Солнца скорость
237.64 км/c. ( округлим до 238). Тогда большая полуось гиперболы,
равна
1 / [ (238* 238) / 150 000 000 000 - (2 / 6 000 000) ] === 22 576 761 км.
V = (150 000 000 000 * (2* 22576761 + 6000000000) / (6000000000* 22576761 ) ) ^ (1/2) == ~ (примерно) ~
82 км/c. .
Не очень много конечно, хотелось бы более 100 км/c добиться, но тогда нужна бОльшая масса ракеты, или меньшая полезная масса нашего "Вояджер-6".
Но и с такой скоростью, аппарат быстро догонит Вояджер-1.
Полёт до орбиты Плутона был со скоростью от перигелия с 237.64 км/c, до 82 км/c - в районе орбиты Плутона. Быстрая скорость здесь быстро сбрасывается, потому
средняя скорость, скорее была ненамного больше 85 км/c , в условиях эксперимента, округлённо аппарат с такой скоростью пролетит эти 6 млрд км, за 2,2 года,
т.е. с 2027 по 2029 год.
Осень 2029 года. Вояджер-1, к этому времени находится уже 26,2 млрд км от Солнца (и удаляется со скоростью 17,0 км/c),
а наш экспериментальный Вояджер-6, в это время находится в 6 млрд км от Солнца (и удаляется со скоростью 82 км/c). 
