Ещё один вариант трёхкомпонентного двигателя предусматривал параллельное расположение камер сгорания. Схема отличалась от предыдущих лишь тем, что водородная камера сгорания с соплом размещена отдельно, а не вокруг углеводородной камеры.
Был проведен анализ эффективности рассмотренных схем трёхкомпонентных двигателей применительно к одноступенчатым ракетам-носителям. Рассчитывались оптимальные траектории и размеры ракеты-носителя, обеспечивающие вывод на орбиту одинаковой для каждой схемы полезной нагрузки по массе. Основная задача оптимизации ракеты-носителя заключалась в поиске наиболее выгодного распределения тяги между водородной и углеводородной камерами сгорания или, в других схемах, между двигателями водородными и углеводородными. Оптимум достигается, если трёхкомпонентными двигателями создаётся примерно 80% тяги, а доля углеводородного горючего составляет приблизительно 67%. Снижение сухой массы ракеты составляло около 22%, если сравнивать чисто водородную одноступенчатую ракету с ракетой, снабжённой трёхкомпонентными двигателями. Наименьшая масса получалась при доле тяги углеводородной камеры, равной или превышающей 75%. Использование схемы с соосными камерами сгорания и соплом двойного расширения позволяет уменьшать сухую массу ракеты-носителя на 19%. Варианты с параллельным расположением камер сгорания аналогичны двигателю с соосными камерами сгорания и соплом двойного расширения, разница в массе определяется в этом случае лишь двухпозиционным раздвижным соплом водородной камеры, что даёт выигрыш в сухой массе ракеты до 4%.
Из анализа следует, что необходимо учитывать донную площадь ракеты, образуемой комбинациями трёхкомпонентных двигателей различных систем, которая влияет на величину массы несущих элементов и аэродинамическое сопротивление.
Результаты расчётов, проведенные Д.Мартином, показывают, что двухступенчатые ракеты с трёхкомпонентным двигателем имеют меньшую массу, чем одноступенчатые. Применение трёхкомпонентных двигателей с соплом двойного расширения на обеих ступенях уменьшает сухую массу ракеты-носителя на 9% по сравнению с аналогичными вариантами одноступенчатой схемы. Использование трёхкомпонентных двигателей на ускорителях не приводит к существенному выигрышу сухой массы. Однако двухступенчатая схема требует разработки технических средств для обеспечения питания двигателей одной ступени от баков другой.
Далее сделаны выводы, что трёхкомпонентные двигатели позволяют снизить сухую массу ракеты-носителя. Наиболее высокая экономия возможна при применении схемы сопла двойного расширения.
Вариант "Энергия-2" или ГК-175
Любая ракетно-космическая транспортная система многоразового применения в своей структуре, в отличие от одноразовой ракеты, несет обязательные средства обеспечения возврата с орбиты или траектории выведения на орбиту. Эти средства составляют ощутимую часть стартовой массы носителя и по существу являются чистой энергетической потерей. Например, "Энергия" в исполнении как одноразовая ракета-носитель - без орбитального корабля и без части средств обеспечения посадки на Землю блоков первой ступени - может выносить на опорную орбиту более 100 т полезного груза. При тех же условиях, но с орбитальным кораблем, на орбите может быть выгружено только 30 т, т. е. на 70 % меньше. Эти расчеты, естественно, примитивны, но они показывают, какую часть своей энергетики тратит ракета-носитель даже в не полностью многоразовом исполнении. Однако следует и уточнить, что к потерям в данном случае отнесены и средства обеспечения пилотируемого полета корабля, в том числе системы безопасности и сам экипаж. Значительные энергетические потери такой интегрированной системы по целевому назначению, когда объединены функции грузового и пилотируемого транспорта, влекут за собой достаточно высокую ее стоимость. Оставив целью все же создание многоразовой системы, мы сталкиваемся с проблемой оптимального разделения функций ракеты-носителя на грузовые и пилотируемые.