В простейшем варианте шнур или стержень длиной 2-3 км можно подвесить вертикально к аэростату, поднимающемуся на высоту 15-20 км, а к нижнему концу шнура прицепить ракету. Если хочется запустить ракету горизонтально или под углом к горизонту, это сложнее, но тоже можно сделать. Проблему поддержания в воздухе, выравнивания и стабилизации топливного шнура до и во время разгона можно решить разными способами.

При горизонтальном или наклонном размещении шнура вдоль прямой или криволинейной траектории может потребоваться довольно сложная система подвески и выравнивания, в том числе с использованием локальных аэродинамических сил при движении относительно воздуха, и несколько сотен небольших дронов с совместным интеллектуальным управлением, но это решаемо, как и проблема выравнивания полёта ракеты вдоль шнура с отклонением от оси менее 1 см и временем реакции на отклонение 1-2 миллисекунды.

При горении топливной смеси, газы вначале распространяются радиально относительно неподвижного шнура, расширяются в 10-20 раз, и приобретают скорость 3-4 км/с. Потом газ достигает внутреннего края кольцевых пластинок, и входит между ними, под углом, который зависит от текущей скорости ракеты; при скорости 4 км/с угол входа будет равен 45^>о.

Ширина зазора между кольцевыми пластинками с криволинейным профилем уменьшается от центра к периферии, так как уменьшается угол наклона к оси; но, с учётом того, что длина окружности увеличивается, площадь сечения для прохода газа должна быть примерно постоянной, или с небольшим дополнительным расширением, так что скорость газа практически не меняется, но вектор скорости газа отклоняется назад под более острым углом, 15-20^>о, что и создаёт тягу. При этом КПД преобразования кинетической энергии газа в кинетическую энергию ракеты достаточно высокий, 70-80%, и почти не зависит от скорости в диапазоне 0,5 – 2,5V_>0, где V_>0 – скорость радиального течения газа относительно неподвижного шнура. (При скорости более 1,5V_>0 КПД такой системы становится больше, чем у обычной ракеты).

Максимальная скорость, которой можно достичь таким способом, ограничена не динамическими факторами, а температурой на отклоняющих пластинках, которая после 1,2V_>0 начинает быстро расти, как квадрат скорости газа относительно ракеты. Для снижения этой температуры лучше использовать криогенное кислородно-водородное топливо с большим избытком водорода, что позволит достичь скорости 8-10 км/с, либо чистый горячий водород, тогда можно разогнать ракету до 20 км/с.

При использовании криогенной топливной смеси, дающей радиальную скорость течения газа 4 км/с, для разгона ракеты весом 100 кг до 8 км/с понадобится 600 кг топливной смеси; то есть ракете будет передано до 70% кинетической энергии газа, или 45-50% всей энергии горения топлива. Обычной ракете для этого нужно на 6% топлива больше…

Но, к сожалению, разработка это не простая, и не дешёвая.

Здесь есть ряд действительно сложных технических проблем.

Во-первых, температура газа при обтекании направляющих пластинок сопла со скоростью 8 км/с может оказаться слишком высокой, даже при использовании смеси, содержащей 20-30% водорода по массе. Есть способы понизить эффективную температуру поверхности пластинок, например, периодическое импульсное охлаждение более холодным разреженным газом (водородом); внутреннее охлаждение за счёт внутреннего или внешнего поступления теплоносителя, испарение и газовая рубашка… но в итоге именно тепловой фактор ограничивает максимальную скорость.

Во-вторых, необходим поворот пластинок при изменении скорости ракеты и начального угла вхождения газа между пластинками. Понятно, что их надо поворачивать в зависимости от относительной скорости ракеты и газа. При радиальном течении газа относительно неподвижного шнура, и изменении скорости ракеты от 0 до 8 км/с, угол течения газа относительно оси ракеты изменится от 90