Новая японская ракета H3 не смогла вывести на орбиту спутник

Расчётный теоретический предел высоты для ГПВРД мне неизвестен. (Но это не значит, что его нет, просто мне не попадался; может, поискать где). Но можно порассуждать.) Состав атмосферы не меняется до высот свыше сотни километров. Значит, кислорода в килограмме воздуха будет достаточно для горения топлива. Вопрос лишь в обеспечении газодинамического сжатия набегающего потока до рабочих значений - такой плотности, чтобы в нём можно было сжечь топливо. Это может наткнуться на некоторые предельные ситуации. Баллистическая: На некоторой большой высоте для такого сжатия потребуется скорость выше, чем орбитальная для круговой орбиты на этой высоте: аппарат не сможет выполнять горизонтальный полёт, его траектория превратится в орбиту с растущей высотой, утянет вверх.) Тепловая: для достижения рабочей плотности воздуха его придётся сжимать настолько многократно, что получившаяся температура будет слишком высокой для конструкции двигателя. Например, 6-7 тысяч градусов ( или выше) - вдвое больше, чем температура в камерах сгорания ЖРД, со всеми их охлаждающими ухищрениями. Эта же проблема окажется и перед самим ЛА, движущемся в гиперзвуковом потоке с такими значениями - его передние кромки и лобовые части могут испытывать примерно такую же температуру и выше (вплоть до температуры полного торможения потока). А так, из реальных высот, вероятно для полётов на скорости скорости М=12-15, интуитивно видится диапазон 40-50 км, верхняя стратосфера и её верхняя граница (примерно). К тому же на таких скоростях возникнут плюсы, неизвестные сверхзвуковому полёту, например существенное снижение веса аппарата: в горизонтальном полёте при М=10 вес уменьшается на 14%, а при М=15 вес снижается уже на 40%. Соответственно, подъёмная сила нужна будет почти в половину меньше, значит, меньше угол атаки и сопротивление ( то есть потребуется меньшая работа по сжатию набегающего потока). И т. п., на мой взгляд М=15 и 50 км высоты вполне рабочие (теоретически) параметры. Вероятно, можно растянуть их до 60-70 км, и скорости М=20, но мне эти значения видятся с какой-то внутренней опаской. Видимо, связанной с недостаточными представлениями о них.

100 т слишком большая нагрузка, её обозримые электроракетные двигатели не поднимут на 300 км за трое суток. Чтобы выйти на численную оценку того, что вас интересует, надо сделать две части расчётов: 1 часть - баллистическая: насколько увеличится удельная орбитальная энергия при переходе с высоты 100 км на высоту 400 км (она будет отрицательной в обоих случаях, и на 400 км ближе к нулю, чем на 100 км). И затем этот прирост удельной орбитальной энергии ( удельная орбитальная энергия - понятие для одного килограмма массы) умножить на массу 100 т. Получим работу, которую доложен совершить двигатель. Из неё и требуемую характеристическую скорость для перехода на 400-км орбиту. 2 часть - работа двигателя: по величине характеристической скорости и времени её достижения (времени работы двигателя) 3-5 суток получим требуемое ускорение для 100 тонн, а отсюда и требуемую тягу двигателя. Далее нужно задаться параметрами работы двигателя: выбрать или задать удельный импульс, или скорость истечения, и, уже зная тягу, выйдем на расход рабочего тела в той или иной форме. Умножив расход на время 3-5 суток, получим запас газа. Я бы шёл к оценке примерно таким путём. Впрямую интуитивных чисел не назову, так как если с баллистической частью всё понятно, то с двигателем всё вариативно.