Дело в том что если всё остальное человечество считает иначе чем ваша таблица то вам прийдётся брать палочки чтобы доказать её правильность.аФон+> Например, для того чтобы умножить 12 на 45, вовсе не обязательно брать 12 кучек по 45 палочек в каждой и затем тщательно их пересчитывать.
аФон+> Достаточно знать таблицу умножения (и уметь умножать).
аФон+> Вот и мне достаточно знать законы физики, чтобы понять, что должно быть с прыжками.
Не переживайте. Эти три тонны никуда не делись и благополучно вышли на орбиту. Солнечная батарея отвалилась от станции уже на орбите.Bell> Но выводить-то эти 3,3 т собирались?! Как же "баланс"??? Мы же считаем не сколько там оказалось на орбите в связи с поломками, а сколько мог выводить Сатурн.
Ну дык ни в одном случае обломки отлетевшего противометеоритного экрана не колбасили по проводам идущим к системе отделения переходника. Или вы думаете экран тоже специально оторвали, для правдоподобия?аФон+> Его всегда отделяли, не было случая не отделения НИ ОДНОГО. [»]
Ну и как по вашему, газы при расширении в вакуум не расширяются и не охлаждаются? И какова их плотность там, вбок от сопла?аФон+> Вот так истекают газы из сопла
аФон+> http://forums.airbase.ru/uploads/post-5340-1121431712.jpg [image link error]
аФон+> Вот так переходник разогревается до красна
аФон+> http://forums.airbase.ru/uploads/post-5340-1121546757_thumb.jpg [image link error] [»]
Мммм.... даааа... Длинновата юбочка....аФон+> Вот она, Белл, юбочка на S-II
аФон+> The S-II is placed on top of the S-IC.
аФон+> Moonport, CH19-3 [»]
А мужики то и не знают! И нигде у себя такого не делают... Может оригинальничать не захотели?Прохожий> Дело в том, что в советской спецлитературе эта красивая идея с коллектором ТНА-газа на сопле была оценена весьма высоко и считается весьма оригинальной находкой американцев.
Но вы то просветлённый. Что ж вы ничего не возразили против того что этот вдув будет тормозить остальной газ? Нечего, чтоли? Но вы уж постарайтесь, ради всего человечества. Объясните в чём я не прав то?Прохожий> Только такие дремучие неучи как Старый, который ни ухом ни рылом, лезут своими грязными руками куда не надо.
Старый, ну ты же тупой как валинок - чего лезешь?
Это под какой это "штатный спутник"?Прохожий> Обтекатель для Союза под штатный спутник имеет вес 1,2т (ПН=~7т)
Дебилушка, он поддерживал астроотсек а не ферму. А ферме он помогал.Прохожий> Люди! вдумайтесь - обтекатель ПОДДЕРЖИВАЛ трубчатую ферму, которая держала астроотсек
Чтото у вас с головой плохо... Или расстроились вы совсем...Прохожий> Это выглядит так - Чебурашка говорит: Гена! давай я тебе помогу - я понесу чемодан, а ты понесешь меня ЗАЧЕМ??????
А она не хочить...Прохожий> Там есть ферма - вот пусть она и несет.
Нет уж. Общеизвестные истины не нуждаются в доказательствах. Если вы желаете их оспорить то бремя доказывания лежит на вас. Вот узнайте описание той фермы и докажите что она выдержит и колебания типа "пого" (от которых на Аполлоне-6 поламался целиковый переходник и поотрывались трубки двигателей) и поперечные колебания и т.п.Прохожий> Пусть докажут, что несущая ферменная конструкция САМА (!) нуждалась в подпорках.
А ещё вам объяснили предельно ясно что никогда в истории космонавтики не сбрасывался обтекатель если ниже находится ступень которая шире обтекателя. Потому что он ударит по этой ступени и пробъёт её. Вы предпочли этого места не заметить и не проренагировать на него.Прохожий> А обтекатель нужно отстреливать. Зачем он нужен на 400км высоте???
А вы не пробовали сравнить тягу двигателей, плотность и температуру газов у первой и у второй ступеней? И днище отсека и его боковую поверхность. И потом уже пересчитать это в Кельвины? Насчёт донного эффекта вы правы - нагрев из-за него будет незначительным. А излучение будет светить в мрез обтекателя но никак не на его боковую поверхность.Прохожий> Дело в том, что нагрев происходит не контактно, а главным образом лучистым теплообменом. Между прочим хвостовой отсек первой ступени грелся до 650-700С (это 900-1000К !) из-за работы двигателей - выше 10км атмосфера столь разрежена, что теплообмен с воздухом, донные эффекты и пр. херню можно смело опустить.
Прохожий> Так что юбка в силу лучистого теплообмена должна была нагрется до 1000К - а она между прочим не из титана.
А внутри жидкий кислород.Прохожий> Баки - аллюминий.
Часто вам приходилось видеть как течёт мороженое в жидком кислороде?Прохожий>Так что ступень могла "потечь" как мороженое летом
Ой! А при чём тут Челенджер? Стоп. А вы собственно откуда узнали как взорвался Челенджер? Прочитали где или сами догадались?Прохожий>А контакт стенки водородного бака с теплым стыком Т=1000К как? Челенджер!
Не мечите. Но о всём человечестве то не забывайте. Ему то надо глаза открыть...Старый - это тебя касается. :angry: Мне надоело перед тобой бисер метать...
Слушайте, а может её за хвост держали? Не, а чего, у вас это в порядке вещей...Прохожий> Причины низкого УИ второй ступени следует искать в другой плоскости. например керосин.
А размер сопла?Прохожий> УИ РД-0110 при Рк=69атм и открытой схемы порядка ~330сек (чуть меньше) Что сложного?
А что делать тем кто понимает ещё и смысл слов а тем паче действий?Прохожий> Для тех кто способен понимать смысл цифр:
Никто. Спорить будут с Прохожим. Особенно с его логикой.Прохожий> Кто будет спорить с цифрами?
Ну наконец то! Теперь вы не слиняете а будете пробовать! Однако опустить НАСА у вас не получилось и вы решили найти задачу попроще?Прохожий> У меня возникло большое человеческое желание опозорить Старого в глазах всей мировой общественности.
И чего?Прохожий> История такова. Сей господин ранее утверждал, что вполне допустимо запускать ЖРД когда его сопло уперается какую-либо преграду.
Странно. И где сдесь говорится что ступени никак не прикручены друг к другу? А вы кстати так и не ответили, как по вашему все ли ракеты держат за хвост при старте с поверхности планеты.Прохожий>Когда я ему заявил, что это нехорошо, и что при горячем разделении ВСЕГДА предусматривается зазор для газоистечения и газорассекатель пламени, он заявил (ВНИМАНИЕ!) что посадочная и взлетная части ЛЕМ - это вовсе не ступени, и вообще они никак не прикручены одна к другой. Вот полюбуйтесь:
Прохожий>А ещё расскажите Прохожему что в случае старта с Луны имело место не разделение ступеней, а старт ракеты со стартового устройства на поверхности планеты. Прохожий, по вашему мнению все ракеты держат за хвост пока не убедятся что двигатель вышел на режим?
Если вы начинаете думать то как известно додумываетесь до идей обратных по отношению к действительности. Поэтому давайте вы лучше не будете думать а наконец узнаете как на самом деле это было сделано у ЛЕМ и расскажете нам? Ну точнее узнаете версию НАСА и начнёте её очередной раз разоблачать? Ведь в конечном итоге вы же занимаетесь разоблачением НАСА а не своих бредовых вымыслов?Прохожий> давайте подумаем вместе. Может в ракете взлетная ступень была не прикручена, а так - сверху поставили!? Тогда она бы при взлете слетела бы в бок и пробила переходник третьей ступени:)
Нет, это по вашему ничем не прикручена. А по Старому очень даже прикручена. Както вот речь шла о моменте старта с Луны а вы начинаете бредить о всех прочих этапах кроме этого. Чтото вы опять ударились в галлюцинации... Видать с головой у вас чтото а может просто расстроились... Ну так что, Прохожий, когда происходило разделение ПО ВЕРСИИ НАСА?Прохожий> Потом на орбите и Земли и Луны происходили маневры, Аполлон ведь пристыкован к взлетной ступени, но отчего-то посадочная следовала за ними. Почему? Она ведь по Старому ничем не прикручена?
Нет, не выходит. Связи могут разорваться когда нам угодно - подорвали пироболты и эге. И когда же это происходило по вашей версии? А по версии НАСА? Ну, говорите. Весь мир смотрит на вас. Только опять ничего не перепутайте! Подумайте как следует!Прохожий> Так что выходит, что связи ступеней разрываются только в момент, когда ЖРД взлетник набрал определенный режим тяги - не меньше 50%.
И без зазора наберёт даже ещё лучше чем с зазором. И не лопнет от 12 атмосфер. И есть зазор. И т.д.Прохожий>А тягу он не наберет, ведь если нет зазора - газу некуда истекать - он не будет расширятся - не будет температура в сопле ниже чем Т в КС - в сопле будет температура и давление как в КС - шарик лопнет
Прохожий> ВЫВОД - такой ЛЕМ не мог взлететь с экипажем - а посему все летавшие и садившиеся кабинки были беспилотные. (как я на топик вырулил лихо?)
Прохожий> Когда они переделают взлетную ступень, и устранят все недостатки - вот только тогда и полетим на Луну. А пока рано им еще [»]
Старый - Слушайте, а может её за хвост держали? Не, а чего, у вас это в порядке вещей...
Прохожий, по вашему мнению все ракеты держат за хвост пока не убедятся что двигатель вышел на режим?
Странно. И где сдесь говорится что ступени никак не прикручены друг к другу? А вы кстати так и не ответили, как по вашему все ли ракеты держат за хвост при старте с поверхности планеты.
Конечно найти. Ибо полагаю что как истинный опровергатель вы не поняли смысла прочитанного.Прохожий> Я рад что ты тут больше не повторяешь тот бред, что взлетная ступень "просто стоит" на посадочной. Мне найти цитату или ты берешь слова назад!?
У кого дно косое?Прохожий> Там четыре пироболта по версии НАСА, они рвутся только в момент когда взлетный ЖРД набирает тягу - не меньше 50% нормы. Иначе он просто кувыркнется - у нее дно косое, она может стоять только с этими болтами, а без них гикнится на луну
Что значит "пошли дальше"? В СССР замкнутая схема с дожиганием была внедрена задолго до появления двигателей Сатурна.Прохожий> А насчет "дожигания для бедных", так в СССР пошли дальше и внедрили замкнутую схему с дожиганием.
Ошибаетесь, естественно, как всегда. Не Косберга. Не в 61-м. И не на УР-200.Прохожий> Впервые для УР-200 если не ошибаюсь. Где-то в 1961г. Идея Косберга
Вы уверены что правильно поняли что она вам показала?Прохожий>Но и идея вдува газа в сопло выгодней простого сброса в трубу. Это показывает термодинамика.
Нет, стоп, так держали взлётную ступень за хвост пока двигатель наберёт тягу или не держали?Прохожий> Вот так вот свой шизофринический бред Старый приписал мне
Еще не давно, Вы мне парили мозги, что УИ водородника не может быть ниже 410-420 сек, что УИ J-2 430 и это правдоподобно, сейчас же Вы даете движок с УИ(вак)~403сек
Значит и УИ J-2 (вак) мог быть ~403сек
Причина низкой ПН может лежать в проблемах второй ступени, они боролись с "пого" могли добавлять гелий в трубопровод, из за этого мог упасть вес водорода в баке (брали гелий).
Наконец, самое простое, импульс был 415 мвесто 430 и Тяга 90 вместо 104
1 б). Сатурн водородный, но не выводил 145 на ЛЕО, а выводил 120 или 110, а значит к Луне мог послать ЛМ 7-10 тонн
Причина низкой ПН может лежать в проблемах второй ступени, они боролись с "пого" могли добавлять гелий в трубопровод, из за этого мог упасть вес водорода в баке (брали гелий).
1. J-2 был уже в 63 году, когда об афере никто не помышлял
диаметр S-IVB на метр шире S-IV - это 20%. Вдумайтесь в эту цифру 20%. (не держите за дураков наблюдателей) Возьмите любую фотку Сатурна на старте или в полете и померьте ширину 3-й ступени ОТНОСИТЕЛЬНО ВТОРОЙ, если у Вас получится размер S-IV, то Вы их разоблачили.
Агентство Новостей Подмосковья, областная газета
Агентство Новостей Подмосковья – источник свежей и актуальной информации о событиях, происходящих в Подмосковье. На сайте собраны материалы прессы Московской области, телеканалов и радиостанций.
// mosoblpress.ru
Исх. №4450-87 от 22.06.2004 г.
Бацуре
Леониду Валентиновичу
101000, г. Москва, Моспочтамп до востребования
Уважаемый Леонид Валентинович!
Рассмотрев по поручению руководства Федерального космического агентетвa от 18.05.2004 г. исх.№ Б-103/33 материалы Вашего обращения по вопросу полета американских астронавтов на Луну и энергетических характеристик РН «Н-1» и «Сатурн-5», считаем необходимым высказать следующее.
Вы полагаете, что РН «Сатурн-5» имеет энергетические возможности, которые недостаточны для реализации полетов к Луне по программе «Аполлон». Основным аргументом у Вас при этом является существенно меньшая тяговооруженность*) РН «Сатурн-5» и ее ступеней в сравнении с РН «Н-1». Это обстоятельство, по Вашему мнению, должно привести к дополнительным потерям скорости в случае РН «Сатурн-5» до 2000 м/с. Однако, это цифровое значение Вами никак не обосновывается.
Оценка энергетических характеристик РН «Сатурн-5».
Для того, чтобы снять Ваши сомнения в отношении РН «Сатурн-5», на базе методического аппарата ЦНИИмаш была проведена прямая оценка энергетических возможностей данной РН путем численного определения оптимальной траектории выведения аппарата с поверхности Земли на околоземную орбиту.
Решалась задача выведения КА максимальной массы на траекторию полета к Луне. Выведение осуществлялось по схеме с двумя включениями двигательной установки (ДУ) третьей ступени. После первого активного участка, орбитальный блок (ОБ), состоящий из третьей ступени РН и КА, выходит на низкую околоземную орбиту (НОО) высотой НКр = 200 км. После совершения одного пассивного*) Применяя термин «тяговооруженность», Вы при этом, в качестве иллюстрации используете значения суммарных тяг двигателей (тс) ступеней сравниваемых РН. Однако, «тяговооруженность» - это отношение суммарной тяги двигателей ракеты (ракетной ступени) к ее начальной массе [1].
витка по НОО производится второе включение ДУ третьей ступени и ОБ разгоняется до скорости ~ 11 км/с (относительно Земли), обеспечивающей достижеш окрестностей Луны. После завершения второго активного участка производится разделение КА и третьей ступени РН.
Исходные данные для расчета (см. Таблицу 1) принимались на основании литературного источника [1]. Аэродинамические коэффициенты РН брались из проектных данных по РН близкой аэродинамической схемы. Дальности падения отделяемых частей выбирались оптимальными. Неиспользуемые остатки топлю считались равными 1% от массы заправляемого топлива. Учитывалось более раннее отключение центральных двигателей ДУ первой и второй ступеней. Запуск производился с мыса Канаверал. Азимут пуска принимался равным 72°.
Таблица 1
Параметр Значение
Сухая масса 1-й ступени, т 131,0
Масса топлива 1-й ступени, т 2153,0
Сухая масса 2-й ступени (включая массу переходника 5,2 т), т 41,6
Масса топлива 2-1 ступени, т 444,0
Сухая масса 3-й ступени (включая массу переходника 3,6 т), т 15,0
Максимальная масса топлива 3-й ступени, т 107,0
Масса приборного модуля (устанавливается на 3-й ступени), т 1,9
Масса системы аварийного спасения (САС), т 4,06
Момент отделения САС (считая от момента отрыва РН), с 197,0
Суммарная тяга ДУ 1-й ступени (земная/пустотная), тс 3452/3962
Удельный импульс тяги ДУ 1-й ступени (земная/пустотная), с 265/304
Суммарная тяга ДУ 2-й ступени (пустотная), тс 521,6
Удельный импульс тяги ДУ 2-й ступени, с 425,0
Тяга ДУ 3-й ступени (пустотная), тс 94,0
Удельный импульс тяги ДУ 3-й ступени, с 426,0
Результаты расчета представлены в Таблице 2 и на графиках (см. Рис. 1-4) на которых изображено изменение параметров полета во времени вплоть до момента выхода на НОО.
Таблица 2
Параметр Значение
Характеристическая скорость, отрабатываемая 1-й ступенью, м/с 3702,5
Характеристическая скорость, отрабатываемая 2-й ступенью, м/с 4631,1
Характеристическая скорость, отрабатываемая 3-й ступенью до выхода на НОО, м/с 933,2
Характеристическая скорость, отрабатываемая 3-й ступенью при разгоне с НОО к Луне, м/с 3100,0
Полная характеристическая скорость, отрабатываемая 3-й ступенью, м/с 4033,2
Суммарная характеристическая скорость выведения на НОО, м/с 9267,0
Полная характеристическая скорость выведения КА с Земли на отлетную траекторию, м/с 12367,0
Стартовая масса РН, т 2948,8
Масса орбитального блока (ОБ) на НОО, т 136,9
Масса КА на отлетной траектории к Луне, т 50,7
Таким образом, прямой траекторный расчет показывает, что РН «Сатурн-5» располагает энергетическими возможностями для выведения к Луне КА массой около 50-ти тонн. При этом обеспечивается выведение на НОО НКР= 200 км орбитального блока (ОБ) массой около 137т, что соответствует энергетические характеристикам данной РН, приведенным в официальном источнике [1].
Рис 1
Рис. 2
Рис. 3
Рис. 4
Энергетические характеристики РН «Н-1».
Предполагалось, что ракета-носитель «Н-1», еще только создававшаяся в период эксплуатационных полетов РН «Сатурн-5» по программе «Аполлон», будет обладать уровнем основных характеристик, представленных в Таблице 3 [2].
Таблица 3
Параметр Значение
Стартовая масса РН, т 2820,0
Масса полезного груза, выводимого на опорную орбиту Нкр = 200 км. при i = 51,6°, т 90,0
Масса топлива, т кислорода керосина 2410,0 1730,0 680,0
Суммарная тяга двигателей на Земле, тс 4615,0
Сравнение значений масс полезных грузов на НОО: ~ 137 т у созданной РН «Сатурн-5» (при массе КА на отлетной траектории к Луне ~ 50 т) и 90 т у еще только создававшейся РН «Н-1» - наглядно свидетельствует о различии уровней их функциональных возможностей в целом.
Судя по приведенным результатам, складывается впечатление, что Вы, Леонид Валентинович, ошибочно сравнивали массу полезного груза МПГ ~ 50 т для РН «Сатурн-5» на отлетной траектории к Луне с МПГ ~ 90 т для РН «Н-1» на опорной орбите НКР = 200 км. вместо того, чтобы сравнивать МПГ ~137 т и МПГ ~ 90 т соответственно.Что касается прямых подтверждений физического пребывания астронавтов на Луне, то они (отрицательные или положительные) будут неоспоримо получены в ходе предстоящего процесса освоения Луныв качестве сырьевой базы для ядерной энергетической промышленности на Земле.
Литература
1. «Космонавтика». Энциклопедия.
Изд. «Советская энциклопедия», М. 1985
2. «Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П. Королева» Изд. РКК «Энергия» им. С.П. Королева, 1996
С наилучшими пожеланиями
От ФГУП ЦНИИмаш
Главный специалист
C.C. Климов
Начальник сектора, кандидат технических наук
С.Н. Обухов