По моему мнению, идея космической пушки заслуживает внимания.
анонимно 15:10, 5 июня 2010 г. (UTC) — предыдущий неподписанный комментарий добавлен пользователем 206.125.93.234 ( обсуждение )
Нет, это не так. Снаряд, выпущенный из «космической пушки», не является ракетой и не имеет никакого отношения к обсуждению ССТО. Воронвае ( обсуждение ) 00:31, 27 июня 2012 г. (UTC)
Первая часть посвящена экспериментальному автомобилю DC-X. Это интересная тема, и в Википедии должна быть статья на эту тему. Но почему оно ЗДЕСЬ? Связь DC-X с одноступенчатым выходом на орбиту довольно незначительна. DC-X никогда не выходил на орбиту и не собирался этого делать. Намерение состояло в том, чтобы протестировать новые технологии, которые довольно изящны, но не имеют очевидной связи с SSTO.
В статье даже не определяется, что означает вывод на орбиту одной ступени. Это лишь кратко и второстепенно объясняет, почему это может быть хорошей идеей. Никаких сложностей с концепцией там не обсуждается, а трудности, безусловно, есть, по крайней мере, в головах тех, кто подписывает чеки. Мы создаем орбитальные аппараты уже 40 лет с самым разнообразным оборудованием, и НИ ОДНО из них не было SSTO.
Несмотря на всю эту очень серьезную критику, у меня такое ощущение, что автор все еще знает о предмете больше, чем я, поэтому я пока не собираюсь вмешиваться и исправлять это. Но кто-нибудь, пожалуйста, сделайте.
Материал от SSTO, берите то, что вам нужно:
Сокращение от Single Stage to Orbit. В отличие от многоступенчатых ракет, весь аппарат достигает орбитальной скорости . Считается, что SSTO приведет к значительному снижению затрат на доступ в космос и позволит осуществлять операции, подобные самолетам. Основная проблема при создании такого транспортного средства состоит в том, чтобы сделать двигатель эффективным, а конструкцию транспортного средства достаточно легкой, чтобы избежать перевозки чрезмерного количества топлива или необходимости выбрасывать части ракеты во время полета. Все попытки создания такого автомобиля ( DC-X , Roton , X-33 ) до сих пор не увенчались успехом из-за технических и/или экономических трудностей.
Я не вижу никакого обсуждения Space Ship One...
Цените усилия, вложенные в эту статью, но в ней довольно много проблем с грамматикой и стилем письма. Некоторые рекомендации по стилю Википедии: [[1]]. Есть также несколько вводящих в заблуждение или спекулятивных утверждений, не подходящих для энциклопедии. Примеры:
«Отсутствие таких режимов прерывания на «Шаттле» требует невероятных затрат на предотвращение отказов и масштабных капитальных ремонтов» , приведенных в подзаголовке «Почему SSTO». Это неверно по нескольким причинам: (1) Шаттл имеет много режимов прерывания (2) Связь режимов прерывания с SSTO незначительна и не должна быть указана в этом подзаголовке. В списке указан традиционно поставленный «Союз», что является нелогичным, касающимся темы подзаголовка.
Другой пример: некоторые «традиционные» утверждения о космическом шаттле являются спекулятивными и имеют сомнительную достоверность. Например, «...высокая стоимость запуска космического корабля «Шаттл» (транспортного средства, по иронии судьбы предназначенного для снижения затрат на запуск)». Показания ключевых должностных лиц шаттла во время слушаний в Совете по расследованию происшествий Колумбии показывают, что это не так. Эксплуатационные расходы не оказались неожиданно высокими, но в основном соответствовали предварительным оценкам. Фактическую расшифровку соответствующих показаний см. в [2]. Существует разница между общепринятым мнением, широко повторяемым в прессе, и реальными фактами. Энциклопедии должны стремиться придерживаться фактов.
«Последняя машина требовала огромного объема технического обслуживания после каждого запуска. Этот сдвиг был частично результатом удаления различных систем аварийного отключения, требующих, чтобы машина была безопасной путем тщательного осмотра». Это кажется спекулятивным. Какие системы прерывания были удалены? На каком основании утверждается, что отсутствие систем прерывания напрямую связано с эксплуатационными расходами? Каким образом система аварийного прерывания (например, эвакуационный выход при запуске) могла бы существенно снизить требования к проверке, чтобы существенно снизить эксплуатационные расходы?
«Двигатели снимаются и восстанавливаются, большие части конструкции снимаются для испытаний, а весь цикл ремонта занимает месяцы». Двигатели не восстанавливаются после каждого запуска, они проходят осмотр.
Я бы также предложил ссылку на уравнение ракеты Циолковского вместе с упрощенным пояснительным набором, поскольку это основная техническая причина сложности SSTO.
Я буду рад переписать статью, если вы согласны и считаете, что это будет полезно. Моей целью было бы сохранить большую часть текущего материала, лучше следовать руководствам по стилю Википедии, устранить проблемные области, подобные описанным выше, и добавить некоторые поясняющие материалы. Джоэма 17:19, 29 декабря 2005 г. (UTC)
Эту страницу все еще очень нужно просмотреть на предмет ошибочных обсуждений и информации. Я наткнулся на него случайно и, просто взглянув на него, увидел несколько проблем. У меня сложилось впечатление, что создатель страницы - энтузиаст космоса, который не обязательно хорошо знает предметную область, но хотел бы научиться. Сейчас у меня нет времени на это, но изрядное количество материала действительно необходимо отбросить.
Сразу же отмечу, что это предложение:
«Было спроектировано и частично или полностью построено несколько исследовательских космических кораблей, в том числе Skylon, DC-X, X-33 и Roton SSTO. Однако, несмотря на некоторые многообещающие результаты, ни один из них еще не приблизился к достижению орбиты из-за проблемы с поиском наиболее эффективной двигательной установки.[1]»
это неверно. В случае со Skylon, он находится только на начальной стадии разработки. DC-X не был SSTO. X-33 также не был SSTO и потерпел неудачу, потому что люди, отливавшие композитные танки, не имели опыта работы с композитами, и их просили сделать что-то, чего они не знали, как делать. Ротон потерпел неудачу, потому что экономика рухнула, и инвесторы прекратили финансирование.
Подобных проблем в статье много, помимо некоторых грамматических проблем. Нужна работа! Воронве ( обсуждение ) 00:44, 27 июня 2012 (UTC)
Я по существу переписал всю статью, чтобы улучшить читабельность, удалить многочисленные неточности и точки зрения высказываний. Статьи энциклопедии должны содержать непредвзятую и в основном описательную информацию по теме. Следование принципам « Элементов стиля» значительно улучшит ясность. Особенно важно избегать ненужных слов и предложений. Не используйте пассивный залог и избегайте длинных предложных фраз . Цитируя «Элементы стиля» : « В предложении не должно быть ненужных слов, в абзаце — ненужных предложений по той же причине, по какой в рисунке не должно быть ненужных линий, а в машине — ненужных частей ». См. http://www.crockford.com/wrrrld/style3.html#13.
Я согласен с Wolfkeeper в том, что статья требует доработки. Начинаю эту работу сейчас.... Джоэма 22:51, 9 февраля 2006 г. (UTC)
«Конечным результатом является то, что отношение тяги к весу двигателей, работающих на водороде, на 30-50% ниже, чем у сопоставимых двигателей, использующих более плотное топливо.
Эта неэффективность косвенно влияет и на гравитационные потери; аппарат должен поддерживаться на мощности ракеты, пока не достигнет орбиты. Меньшая тяга водородных двигателей означает, что транспортное средство должно подниматься более круто, и поэтому в горизонтальном направлении действует меньшая тяга. Меньшая горизонтальная тяга приводит к увеличению времени достижения орбиты, а гравитационные потери увеличиваются как минимум на 300 метров в секунду. Хотя отношение массы к кривой дельта-v не кажется большим, оно очень крутое, чтобы достичь орбиты за одну ступень, и это составляет 10% разницу по отношению к соотношению масс, не считая экономии на резервуаре и насосе» . быть тем транспортным средством, которое на самом деле имеет более высокое отношение массы к массе и меньшие гравитационные потери. Даже если тяга двигателей на 30-50% ниже, водород настолько легче, чем RP1, что общая масса автомобиля должна быть уменьшена более чем на 50%? масса.
В нынешнем виде этот раздел не выглядит очень НПОВ. Он концентрируется на преимуществах керосина, игнорируя при этом многие преимущества водорода. Это также означает, что некоторые плотные виды топлива лучше подходят для водородных двигателей SSTO, хотя многие исследования пришли к выводу, что водород является лучшим вариантом. — Тодд Клоос 05:07, 25 марта 2006 г. (UTC)
... более низкая лунная гравитация и относительно тонкая атмосфера делают это намного проще, чем с Земли.
Для точности это предложение следует перефразировать – на Луне практически нет атмосферы. Согласно записи в Википедии, лунное атмосферное давление составляет всего 3×10 -13 кПа . Назвать этот почти вакуум «относительно тонкой атмосферой» звучит как извращенный эвфемизм.
Текстор 06:10, 25 апреля 2006 г. (UTC)
В разделе о плотном и водородном топливе для определения удельного импульса используются единицы «секунды». Мерой является импульс на единицу массы, поэтому это число в системе СИ примерно в 9,8 раза выше. Приведенные числа относятся к фунтам-силам-секундам на фунт массы. В системе СИ единицей измерения является Ньютон-секунда на кг. В статье об «удельном импульсе» этот вопрос также неясен. 4.232.3.182 17:02, 15 августа 2006 г. (UTC)
Коэффициенты, обсуждаемые в разделе «Почему SSTO?» раздел неверный. Соотношение 2 к 1 будет состоять из 2 частей «X» и одной части «Y», а не один к одному, как указано в статье. Другие соотношения также неверны. Соотношение 5 к 2 составляет 28,6%, а не 40%, а соотношение 4 к 1 — 20%, а не 25%. Я бы это поправил, но я не знаю фактического соотношения топлива и конструкции самолета. Действительно ли трюковый самолет имеет соотношение структура/топливо 4:1 (20%) или это 25% топлива (соотношение структура/топливо 3:1)? Мартилунсфорд 15:17, 30 октября 2006 г. (UTC)
Не знаю конкретно этих вопросов, но насчет соотношений для этой статьи вы определенно ошибаетесь. Проверьте соотношение масс ; он указывает, что в ракетостроении важным является соотношение m0/mf (m0 — начальный взлетный вес, а mf — конечный вес, когда ракета заканчивает горение). Как видите, соотношение 4:1 (m0/mf) составляет 25% сухого веса. Это соотношение также важно в самолетах для расчета дальности полета. В обоих случаях соотношение не является соотношением топлива и конструкции; это математически неудобно для расчета дальности ракетной техники и самолетов и никогда не используется (во всяком случае, без явного обозначения). WolfKeeper 18:36, 30 октября 2006 г. (UTC)
Я все равно изменил его, иметь безразмерное число более точно и менее запутанно. Вот как это делает Саттон. WolfKeeper 18:55, 30 октября 2006 г. (UTC)
Почему никто не упоминает о H2O2 как о топливе? TheAsianGURU 21:50, 11 сентября 2007 г. (UTC)
Вероятно, потому, что эффективность комбинаций топлива, включающих H2O2, слишком плоха для использования в SSTO.
Я бы хотел увидеть раздел резюме или выводов, если это возможно. Самое близкое, что я могу найти, это предложение в разделе «Проблемы», в котором говорится, что «неясно, можно ли построить и эксплуатировать многоразовый SSTO, несущий полезную полезную нагрузку, за разумные затраты с использованием текущих или планируемых в ближайшем будущем технологий».
Можем ли мы иметь четкий вывод во введении или в разделе заключений, в котором говорится, что «инженерные проблемы разработки коммерчески полезной системы запуска SSTO на сегодняшний день оказались непреодолимыми» и, возможно, объяснение того, что «теоретические пределы осуществимости SSTO худой в любом случае"?
Я понимаю, что некоторые люди считают, что SSTO могла бы куда-то пойти, если бы правительство в лице НАСА не злоупотребляло этим. Но я думаю, что как нейтральная энциклопедия мы не можем этого предполагать и должны скорее принять неудачные попытки, такие как X-33, за чистую монету как искренние попытки, которые просто не могут решить проблему. Bdell555 ( обсуждение ) 06:47, 26 июля 2008 г. (UTC)
Статья кажется ограниченной по объему исследуемых идей (даже только по двигательным установкам).
Re: «Банки с окислителем очень легкие, когда они пусты, примерно 1% от их содержимого, поэтому уменьшение орбитальной массы за счет воздушного дыхания невелико, тогда как воздушно-реактивные двигатели имеют плохое соотношение тяги к весу, что имеет тенденцию к увеличению орбитальной массы».
Этот абзац вводит в заблуждение, поскольку полностью игнорирует вес самого окислителя.
Если, например, вес бака окислителя составлял, скажем, 5% от общего веса конструкции ракеты (на самом деле, вероятно, больше), то вес окислителя можно найти, используя следующее обоснование (на основе утверждения в статье) :
резервуар = 1/100*окислитель
умножьте обе части на 100: окислитель=100*резервуар.
резервуар=5/100*структура
заменитель: окислитель=100*5/100*структура=5*структура
Таким образом, исходя из этого обоснования, вес бака с окислителем может составлять 1% от его содержимого, но вес самого окислителя в 5 раз превышает общий вес конструкции ракеты!
Зачем нести весь этот вес с места, когда он повсюду вокруг нас на той части пути, которая требует наибольшей тяги? Большая часть топлива и окислителя, имеющихся в обычных ракетах, расходуется до достижения высот и скоростей, на которых воздушно-реактивные двигатели становятся бесполезными, потому что на этом этапе вы несете больше всего топлива, гравитация самая сильная, сопротивление самое высокое, и вам придется начинать с остановиться и сойти со стартовой площадки (инерция).
—Предыдущий неподписанный комментарий добавлен пользователем 203.129.23.146 ( обсуждение ) 08:09, 3 сентября 2010 г. (UTC)
У меня тут вопрос: Насколько я понимаю, ССТО должен быть одноступенчатым, помощь скорее делает это неправильным, особенно в случае с воздушными запусками, но, вероятно, также с санными запусками, массовыми двигателями, «одноступенчатыми на тросах» и т. д. и так далее. Следует отметить, что это не настоящие SSTO, иначе раздел следует серьезно изменить или удалить, — Предыдущий неподписанный комментарий добавлен пользователем 97.117.238.96 (обсуждение) 05:27, 12 февраля 2013 г. (UTC)
Необходимо проделать гораздо больше работы и исследований, чтобы привести эту страницу в соответствие с возможными стандартами!
Я удалил упоминание о космическом корабле Lynx как о SSTO — это не так, я считаю, что он выполняет ту же роль, что и галактический космический корабль Virgin. Пожалуйста, проведите правильное исследование, а не выдумывайте. — Предыдущий неподписанный комментарий добавлен пользователем 82.33.168.225 ( обсуждение ) 02:28, 31 июля 2013 г. (UTC)
Также много устаревшей информации — предыдущий неподписанный комментарий добавлен пользователем 82.33.168.225 ( обсуждение ) 02:30, 31 июля 2013 г. (UTC)
Привет
Я удалил следующий раздел о ракете OTRAG; «И мог бы быть успешным, если бы проект не был закрыт из-за политического давления со стороны Франции , Советского Союза и других сторон». он не только не имеет источников, как и большая часть этого раздела, но и, кажется, немного пахнет точкой зрения, если использовать термин «убит», конечно, «отменен» или «отложен» более уместен. Не стесняйтесь вернуться, если это был неправильный образ действий, однако, пожалуйста, добавьте тег факта, если вы это сделаете, поскольку в статье OTRAG почти не упоминается вмешательство внешних сил, несущих ответственность, и даже если это так, они также полностью не имеют источника. Мишка Шоу ( обсуждение ) 19:24, 3 апреля 2014 (UTC)
В третьем абзаце упоминается, что космический шаттл обеспечил 96% необходимой энергии для выхода на орбиту только за счет инопланетянина и главных двигателей. Из формулировки следует, что только инопланетянин и двигатели могут провести «Шаттл» на 96% пути до орбиты (т.е. запуск без SRB). Но у Шаттла не хватило бы тяги даже для того, чтобы взлететь. SRB обеспечили ускорение не только для Дельты-V, а это означает, что они отрывают Шаттл от земли и придают ему достаточную скорость для завершения основного сгорания до достижения апоапсиса, но в этом параграфе об этом не упоминается. — Предыдущий неподписанный комментарий добавлен пользователем 69.130.245.206 (обсуждение) 18:10, 18 июня 2014 г. (UTC)
В текущем тексте статьи говорится, что 4% энергии, необходимой для достижения орбиты, было выделено первой ступенью. Создается впечатление, что львиную долю работы выполняла вторая ступень и что если бы земное притяжение было немного слабее или если бы ракетное топливо было немного сильнее, то многоступенчатая ракета не понадобилась бы.
Я утверждаю, что первая ступень шаттла выполняет львиную долю работы в прямом противоречии со статьей. Более того, на конкретном примере шаттла правильное изучение фактов показывает, что достижение орбиты за одну ступень выходит далеко за рамки возможного и вовсе не является маргинальным, как утверждается.
На первую ступень шаттла расходуется 82% общего топлива корабля. (Каждый из SRB имеет 1 100 000 фунтов топлива, и все оно расходуется во время сгорания первой ступени. Резервуар для жидкости использует около 20% из 670 000 фунтов топлива во время сгорания первой ступени.) В текущей статье предполагается, что только 4% необходимой энергии Выход на орбиту обеспечивала первая ступень. Что ж, взглянув на распределение ступеней топлива, вы увидите, что первая ступень обеспечивала 82% энергии, а не 4%.
Ошибка автора заключалась в том, что он исследует только гравитационную потенциальную энергию и кинетическую энергию. ( gpe & ke ) Для достижения орбиты необходимо огромное количество дополнительной энергии (которая никогда не становится gpe или ke ). Эта дополнительная и чрезвычайно значительная потребность в энергии была опущена в статье. Я назову упущенную энергию энергией «паразитного удержания станции». В роли «паразитного удержания позиции» очень значительная часть тяги используется исключительно для прямого противодействия притяжению силы тяжести, за вычетом притяжения центробежной силы. По мере продвижения механического подъема CF увеличивается с течением времени горения, чтобы соответствовать силе гравитации, в которой достигается точка орбиты, и больше не тратится энергия «паразитного удержания станции».
Во время подъема вектор скорости и вектор тяги значительно расходятся, так что компонент вектора тяги может противодействовать гравитации меньше CF. Это досадная трата большого количества энергии, которая никогда не осознается ни как gpe, ни как ke. силы. Оно останется неподвижным. Она сгорела бы полностью, и никакая энергия ее топлива не превратилась бы ни в gpe, ни в ke. Теперь представьте себе ракету, производящую тягу 1,1G. Ракета снова сгорит все свое топливо, и только крошечная часть его топлива превратится в gpe, иначе ракета никогда не достигнет орбиты. Это неэффективное последствие наличия медленно ускоряющейся ракеты. (например, пилотируемая ракета) Ракета должна сжечь топливо за настолько короткий период времени, насколько это возможно, чтобы достичь максимальной эффективности.
Для беспилотных и более прочных ракет используется более высокая сила перегрузки. Это приводит к значительному снижению требований к поддержанию паразитной станции и более эффективному преобразованию энергии ракеты в gpe и ke. Только если ракета могла мгновенно сжечь все свое топливо, она могла бы избежать поддержания паразитной станции. В таких вымышленных обстоятельствах статья была бы более грубой в расчете энергии, необходимой для достижения орбиты, как суммы только кинетической и gpe.
Статья, утверждающая, что одноступенчатый вывод на орбиту практически достижим, возможно, заслуживает изучения, но пример космического корабля вполне мог быть худшим из возможных вариантов для подтверждения этого утверждения. Пример с космическим шаттлом делает обратное. Это разрушает претензию. Если утверждение о маргинальности ssto должно остаться в статье, следует отметить, что оно справедливо только для конфигураций ракет, которые имеют самые высокие профили ускорения. (надежный и беспилотный). Кроме того, по мере того, как профиль ускорения ослабевает (в конечном итоге до 3G для пилотируемых полетов, таких как шаттл), способность достичь орбиты за один этап выходит за рамки возможного и прямо противоположна маргинальному. — Предыдущий неподписанный комментарий добавлен пользователем 99.233.79.170 ( обсуждение ) 07:00, 12 февраля 2015 г. (UTC)
стоит ли добавить раздел о трехкомпонентном топливе? — Предыдущий неподписанный комментарий добавлен пользователем Patbahn ( обсуждение • вклад ) 07:14, 21 ноября 2015 г. (UTC)
«Это чем-то похоже на подход, который применяли некоторые предыдущие системы, используя простые двигательные системы с «низкотехнологичным» топливом, как это до сих пор делают российские и китайские космические программы».
Как же так? Почему керосин/LOX и N2O2/НДМГ следует считать низкотехнологичным топливом? Более того, русские ввели ступенчатый цикл сгорания с высоким содержанием окислителя в 60-е годы и использовали его в НК15, НК33, РД253, РД120, РД170/171 и производных от них РД180, РД151, РД181, РД191 и др., некоторые из которых остались в использование, некоторые в западных ракетах-носителях. Это сложные двигатели, характеристики которых еще предстоит достичь западным двигателям с тем же топливом. В западных конструкциях высокоэффективных двигателей вместо этого использовалось топливо LH2/LOX, от которого русские отказались по тем же причинам, которые упоминались ранее в статье. В семействе китайских ракет-носителей «Великий поход» новые локс-керосиновые двигатели серии YF-100/115 также представляют собой конструкции ступенчатого сгорания с высоким содержанием окислителя. Двигатели верхней ступени LH2/LOX (YF-73/75/77) использовались в Long March 3 и его потомках. — Предыдущий неподписанный комментарий добавлен пользователем Jmostly ( обсуждение • вклад ) 10:19, 4 апреля 2016 г. (UTC)
Возможно, стоит упомянуть на этой странице BFR SpaceX, поскольку Илон Маск недавно несколько раз заявлял, что вторая ступень BFR (BFS) способна самостоятельно выйти на низкую околоземную орбиту, не нуждаясь в ускорителе первой ступени, совсем недавно на Пресс-конференция после запуска Falcon Heavy: https://www.youtube.com/watch?v=F7mw2_pfcz4 («Корабль способен выйти на орбиту в одну ступень, если вы полностью загрузите баки». 50:00)
Хотя несколькими месяцами ранее он также сказал в Reddit AMA, что: «Стоит отметить, что BFS способна самостоятельно достичь орбиты с небольшой полезной нагрузкой, но наличие BF Booster увеличивает полезную нагрузку более чем на порядок. Земля — не та планета. для вывода одной ступени на орбиту». - что звучит так, хотя это и возможно, но может быть не тем, что они считают жизнеспособным, в зависимости от того, как они определяют «низкую полезную нагрузку». Если планы с тех пор, конечно, не изменились.
82.15.131.175 (обсуждение) 02:53, 8 февраля 2018 г. (UTC)
Согласно продолжающемуся обсуждению в Википедии:Village_pump_(proposals)#RfC:_Delete_IABot_talk_page_posts? и Template_talk:Sourcecheck#Can_we_change_the_standard_message_to_says_its_OK_to_delete_the_entire_talk_page_section Я хотел бы удалить вышеуказанные разделы , измененные внешними ссылками . Есть возражения? - Rod57 ( обсуждение ) 10:15, 15 июля 2018 (UTC)
Готово - Rod57 ( обсуждение ) 13:42, 19 декабря 2020 г. (UTC)возможно, следует улучшить раздел о компенсации высоты? --Patbahn ( обсуждение ) 02:57, 21 февраля 2019 г. (UTC)
Таким образом, SpaceX действительно рассматривает возможность проведения SSTO со Starship. https://www.nasaspaceflight.com/2019/05/spacex-ssto-starship-launches-pad-39a/ -- 91.79.173.55 (обсуждение) 21:52, 17 мая 2019 г. (UTC)
Раздел завершается выводом: «Учитывая, что современные технологии материалов устанавливают нижний предел наименьших достижимых структурных коэффициентов примерно 0,1, [30] многоразовые транспортные средства SSTO обычно являются непрактичным выбором даже при использовании доступного топлива с высочайшими характеристиками».
этот раздел плохо цитируется, что является проблематичным, но еще более проблематичным является то, что он фактически не обоснован. Все основные ступени Атласа 1, Кентавра и Титана II имели структурные коэффициенты значительно ниже 5%.
--Patbahn ( обсуждение ) 04:10, 31 мая 2019 г. (UTC)
--Patbahn ( обсуждение ) 14:27, 31 мая 2019 г. (UTC)