Итак, ряд фактов, которые может (и наверное должен) знать любой интересующийся темой "Аполлуниады".
1. Сатурн-5 имел поперечную (тандемную) схему сборки ступеней. Так же, как и Н-1
2. Вторая ступень Сатурн-5 была "водородной", с мощными J-2 c газогенератором и ТНА - "взрослая схема".
3. Тандемная схема расположения (сборки) ступеней подразумевает запуск второй ступени на высоте.
4. Запуск второй ступени на высоте позволяет иметь оптимальное сопло (для вакуума) и максимальный удельный импульс для данной топливной пары при данном давлении в КС. Ограничение - только масса и габариты сопла, противодавления нет.
5. Третья ступень так же была "водородной", с мощным J-2, с запуском на высоте и, вдобавок, с повторным запуском.
6. Первая ступень Сатурн-5 ч двигателями F-1 обладала сравнительно невысокой стартовой тяговооруженностью - меньше 1,2, что определяет сравнительно высокие гравитационные потери.
7. У двигателей F-1 был невысокий удельный импульс 263 - 304 с (по оф данным).
8. Отношение массы полезной нагрузки на НОО к стартовой массе составляло 4,7% (по оф данным) - рекордная величина для сверхтяжей, а так же для других РН более лёгкого класса. Несмотря на п.6 и п.7.
9. У "керосиновой" Н-1, но с большим количеством ступеней эта величина 3,2% - расчетная величина, ракета в космос не добралась...
10. У относительно современного Атлас-5 с "керосиновым" двигателем высокого удельного импульса (РД-180) на первой ступени и с водородной второй ступенью малой тяги (вариант 401 и 501) всего лишь 2,9%, у варианта 551 - 3,4%.
11. Вся из себя "водородная" Дельта-4 запускает мощные "водородники" только на старте, а на высоте - одну из модификаций RL-10. И имеет отношение ПН на НОО к стартовой массе 3,6%.
12. Значительно более поздняя, нежели Сатурн-5, Энергия имела "керосиновые" двигатели высокого удельного импульса (РД-170) на первой ступени, более высокую стартовую тяговооруженность (1,23 против 1,18 у Сатурна 5) и меньшие гравпотери, "водородники" на второй, но пакетную схему и компромисс с запуском "водородников" у земли. Отношение массы ПН на НОО к стартовой массе 4,1%.
13. SLS в "летавшем" варианте, с "водородниками" большой тяги на первой ступени, "водородниками" малой тяги на второй ступени имеет отношение массы ПН на НОО к стартовой массе 3,6-4% (расчетные данные, точная величина массы ПН в первом запуске под вопросом).
14. В настоящее время мощные "водородники" ("взрослой" схемы с ТНА) на высоте не запускаются. Только у земли, на старте.
15. За всю "послеаполлоновскую" историю так же не было прецендентов с запуском мощных "водородников" на высоте.
16. Величина отношения массы ПН на НОО к стартовой массе, при равных прочих условиях (типы двигателей на ступенях, величина стартовой массы, и т.п.) напрямую влияет на стоимость выведения 1 кг ПН на НОО. Что, в свою очередь - на стоимость любого из космических проектов. Ибо в каждом из них есть стоимость выведения.
По результатам этих фактов пара выводов автора.
Вывод 1. Несмотря на сравнительно невысокие параметры двигателей первой ступени (F-1) по удельному импульсу и стартовой тяговооруженности, а так же сравнительно "старые" и несовершенные по нынешним понятиям двигатели второй ступени J-2, Сатурн-5 имел рекордно высокую удельную (отнесенную к общей массе) массу ПН. (все по оф данным и оф версии)
Достигнуто это было благодаря:
а) "тандемной" схеме (каждой высоте, каждому этапу полета соответствует свой оптимальный двигатель, на оптимальной топливной паре) компоновки ступеней.
б) использование мощных "высотных водородников" а не компромиссных.
в) запуска мощных "водородников" на высоте.
Вывод 2. Уменьшенный в 5 раз Сатурн-5 (1 F-1 на первой ступени, 1 J-2 на второй ступени, RL-10 на третьей ступени) обладал бы такими же рекордными характеристиками по массе полезной нагрузки.