-
![[image]](https://www.balancer.ru/cache/sites/e/p/epizodsspace.testpilot.ru/bibl/ejeg/1974/128x128-crop/74-2.jpg)
Прохожелогия
Теги:
п314159
п314159
втянувшийся
А я слышал, что Шатлы на водороде летают, на орбите маневрируют и несколько (2) недель могут торчать и маневрировать, может быть супостаты научились водород в холодном космосе долго гранить, на Шатлах и научились?
вы обознались - орбитальное маневрирование происходит на ММГ или аэрозине и тетроксиде. Никаких водородов
Да - идите на ирак-вар. Там и поговорим
Пустынский - твои аргументы просто жалко смотреть. Иди на ирак-вар - я тебе там на ходу уши надеру
инфо
инструменты
Tico
Вранье Прохожего начинается с того, что программа была предоставлена на 4-ех листиках. Прохожий, у меня на диске материалов по новой космической программе лежит на 113 мег - и это только публичного доступа. Причем ета лажа рассчитана на людей, которые, очевидно, не могут отличить программу от презентации.
7-40
Вот, осмысленный пост на ирак-воре появился:
На самом деле использование SSME меня самого удивляет. То ли они что-то другое имели в виду, то ли изобрели дешёвый способ изготовления SSME... Но зачем? Есть же водородники от "Д-4"? Может, будут идеи?
Насчёт неиспользования Д-4-Н и "Атласа" как раз всё понятно. Ракетки-то дорогущие, предназначены для высокоэнергетических орбит. Кажется, Д-4-Н вообще нужно недозаправлять (3-ю ступень), чтоб максимизировать ПН на ЛЕО. Использовать эти ракеты для регулярных доставок на ЛЕО - непотребное расточительство. Атлас не годится ещё и оттого, что завязан на российском движке. Оттого, видать, и хотят склепать что-то из шаттловского бустера. Управление по крену... А оно вообще - является ли таким уж необходимым для вывода на орбиту?
П.С. Ага, посмотрел у НАСА. Похоже, инжекцию на окололунную орбиту хотят делать всё-таки орбитальным кораблём.
Использование ССМЕ - ФИНИШЪ. Движки многоразовые, следовательно, дорогие. 5 штук за запуск улетают в трубу - спасения не предусмотрено. Итого только они мильонов двести в цену запуска добавят.
Раздельный старт в такой ситуации нафиг не сдался. Раз уж все одно громоздилку конструировать.
А уж зачем монстрячить еще один носитель 25-тонного класса при уже имеющихся тяжелых Дельте и Атласе - полная неврубамба. Тем более, что 1 ТТУ требует спецгеморроя для управления по крену.
Единственная для меня приемлемая версия - Гриффину неслабо забашляли Тиокол и Боинг за сохранение технологий Шаттла хоть тушкой, хоть чучелком. В общем, как кто-то выразился, это не просто попил, это еще и поел, пос..л и по...лся.
А криогеника длительного хранения в космосе и разрабатывалась (водородную ступень для Н-1 планировали хранить на орбите до 11 суток), и применялись (кислородные баки Бурана рассчитаны на месяц, да и блок Д для нашей лунной программы жил порядка недели)
Это как раз не криминал.
На самом деле использование SSME меня самого удивляет. То ли они что-то другое имели в виду, то ли изобрели дешёвый способ изготовления SSME... Но зачем? Есть же водородники от "Д-4"? Может, будут идеи?
Насчёт неиспользования Д-4-Н и "Атласа" как раз всё понятно. Ракетки-то дорогущие, предназначены для высокоэнергетических орбит. Кажется, Д-4-Н вообще нужно недозаправлять (3-ю ступень), чтоб максимизировать ПН на ЛЕО. Использовать эти ракеты для регулярных доставок на ЛЕО - непотребное расточительство. Атлас не годится ещё и оттого, что завязан на российском движке.
Оттого, видать, и хотят склепать что-то из шаттловского бустера. Управление по крену... А оно вообще - является ли таким уж необходимым для вывода на орбиту?П.С. Ага, посмотрел у НАСА. Похоже, инжекцию на окололунную орбиту хотят делать всё-таки орбитальным кораблём.
Это сообщение редактировалось 28.09.2005 в 15:46
аФон+
Прохожий> а как вам J-2S из чулана!? я просто офигел!
Еще бы Вам не офигеть, Вы же говорили, что его не было.
Ну Вот они решили этим проектом заткнуть всех опровергателей одним разом. Задача проекта показать, что всё было.
Прохожий, Вы там говорите водород испарялся со страшной силой в Сатурне. А что, может в том и есть причина падения ПН, ВИБРАЦИИ усугубляющие испарение водорода, как Вам идея?
Еще бы Вам не офигеть, Вы же говорили, что его не было.
Ну Вот они решили этим проектом заткнуть всех опровергателей одним разом. Задача проекта показать, что всё было.
Прохожий, Вы там говорите водород испарялся со страшной силой в Сатурне. А что, может в том и есть причина падения ПН, ВИБРАЦИИ усугубляющие испарение водорода, как Вам идея?
Прохожий>> а как вам J-2S из чулана!? я просто офигел!
аФон+> Еще бы Вам не офигеть, Вы же говорили, что его не было.
аФон+> Ну Вот они решили этим проектом заткнуть всех опровергателей одним разом. Задача проекта показать, что всё было.
А вот ещё через несколько дней "Дельта-4" полетит... То-то Прохожий офигеет.
аФон+> Еще бы Вам не офигеть, Вы же говорили, что его не было.
аФон+> Ну Вот они решили этим проектом заткнуть всех опровергателей одним разом. Задача проекта показать, что всё было.
А вот ещё через несколько дней "Дельта-4" полетит... То-то Прохожий офигеет.
п314159> обсуждение новой части №9 будет первые дни на ирак-варе! [»]
Оно и понятно. "Поощрение столь же необходимо гениальному писателю, сколь необходима канифоль смычку виртуоза." (с) К. Прутков
Само собой, нашему автору хочется без помех и сполна пожать причитающийся ему набор восторженных охов-ахов от иракварской публики
[»]Оно и понятно. "Поощрение столь же необходимо гениальному писателю, сколь необходима канифоль смычку виртуоза." (с) К. Прутков
Само собой, нашему автору хочется без помех и сполна пожать причитающийся ему набор восторженных охов-ахов от иракварской публики
7-40> На самом деле использование SSME меня самого удивляет. То ли они что-то другое имели в виду, то ли изобрели дешёвый способ изготовления SSME... Но зачем? Есть же водородники от "Д-4"? Может, будут идеи?
И меня удивляло. Но при внимательном рассмотрении, у такого решения есть очевидные полюсы.
1. SSME надежные. На их счету куча успешных запусков. Длительная история эксплуатации - это плюс.
2. Процесс производства отработан и налажен, инфраструктура готова, опытный персонал тоже.
3. Массовое производство имеет тенденцию удешевлять продукт.
Кроме того, есть такая штука как human-rated. SSSME, естественно, уже human-rated, а вот Дельте до этого еще полетать надо.
Про цену слышал, что их планируют удешевить, заменив некоторые многоразовые компоненты на одноразовые. Но это может повлиять на надежность, так что не знаю...
И меня удивляло. Но при внимательном рассмотрении, у такого решения есть очевидные полюсы.
1. SSME надежные. На их счету куча успешных запусков. Длительная история эксплуатации - это плюс.
2. Процесс производства отработан и налажен, инфраструктура готова, опытный персонал тоже.
3. Массовое производство имеет тенденцию удешевлять продукт.
Кроме того, есть такая штука как human-rated. SSSME, естественно, уже human-rated, а вот Дельте до этого еще полетать надо.
Про цену слышал, что их планируют удешевить, заменив некоторые многоразовые компоненты на одноразовые. Но это может повлиять на надежность, так что не знаю...
Вообще, вся сxема становится понятнее, если учитывать её двойное назначение - орбита и Луна. Например, тот факт к которому Прохожий прицепился, что дескать зачем двухпусковая сxема и зачем для CEV носитель всего лишь на 25 тонн. А зачем еще, если на начальном этапе планируются только орбитальные полеты?
п314159
втянувшийся
А что, может в том и есть причина падения ПН, ВИБРАЦИИ усугубляющие испарение водорода, как Вам идея?
никак - утопия
Само собой, нашему автору хочется без помех и сполна пожать причитающийся ему набор восторженных охов-ахов от иракварской публики
видите ли Красильников - тут эту тему читают два-три, максимум пять человек.
все таки на ирак-варе люди читают чуть чаще, а главное - там люди разные. Кто за меня, кто против. А ваше кислое лицо мне без надобности.
Тем более что по сути вопроса вами сказано ровно нуль
Вы и 7-40 строите тут из себя корифеев. Думаете - общение с вами имеет какую-то пользу или удовольствие? Вот "корифей" 7-40 искренне недоумевает - нужно ли управлять ракетой по крену
Вот ведь вопрос! Если ракета типа "Град" - то можно и не управлять.
п314159> видите ли Красильников - тут эту тему читают два-три, максимум пять человек.
Активно отвечают три-пять человек, а читают - существенно больше
И на других форумах комментируют: ВИФ2 NE
п314159> все таки на ирак-варе люди читают чуть чаще, а главное - там люди разные. Кто за меня, кто против. А ваше кислое лицо мне без надобности.
Разумеется, восторженные лица главных злодеев и трактор иванычей вам больше импонируют
п314159> Тем более что по сути вопроса вами сказано ровно нуль
По сути вопроса мной сказано достаточно, чтобы показать, что ваши "изыскания" - недобросовестная чушь
п314159> Вы и 7-40 строите тут из себя корифеев.
Упаси боже! Просто все познается в сравнении
п314159> Думаете - общение с вами имеет какую-то пользу или удовольствие?
Ну, вы вот общаетесь, хотя ни пользы от этого, ни удовольствия
п314159> Вот "корифей" 7-40 искренне недоумевает - нужно ли управлять ракетой по крену Вот ведь вопрос!
Прохожий, а вы не знали, что канал управления по крену для носителя, строго говоря, не нужен?
Активно отвечают три-пять человек, а читают - существенно больше
И на других форумах комментируют: ВИФ2 NE
п314159> все таки на ирак-варе люди читают чуть чаще, а главное - там люди разные. Кто за меня, кто против. А ваше кислое лицо мне без надобности.
Разумеется, восторженные лица главных злодеев и трактор иванычей вам больше импонируют
п314159> Тем более что по сути вопроса вами сказано ровно нуль
По сути вопроса мной сказано достаточно, чтобы показать, что ваши "изыскания" - недобросовестная чушь
п314159> Вы и 7-40 строите тут из себя корифеев.
Упаси боже! Просто все познается в сравнении
п314159> Думаете - общение с вами имеет какую-то пользу или удовольствие?
Ну, вы вот общаетесь, хотя ни пользы от этого, ни удовольствия
п314159> Вот "корифей" 7-40 искренне недоумевает - нужно ли управлять ракетой по крену
Вот ведь вопрос! Прохожий, а вы не знали, что канал управления по крену для носителя, строго говоря, не нужен?
п314159
втянувшийся
Прохожий, а вы не знали, что канал управления по крену для носителя, строго говоря, не нужен?
А если не строго? если конкретно? зачем 99,9% ракет по крену управляются? из них жидкостные на 100%. Знаете почему???
7-40>> На самом деле использование SSME меня самого удивляет. То ли они что-то другое имели в виду, то ли изобрели дешёвый способ изготовления SSME... Но зачем? Есть же водородники от "Д-4"? Может, будут идеи?
Tico> И меня удивляло. Но при внимательном рассмотрении, у такого решения есть очевидные полюсы.
Tico> 1. SSME надежные. На их счету куча успешных запусков. Длительная история эксплуатации - это плюс.
Tico> 2. Процесс производства отработан и налажен, инфраструктура готова, опытный персонал тоже.
Tico> 3. Массовое производство имеет тенденцию удешевлять продукт.
Tico> Кроме того, есть такая штука как human-rated. SSSME, естественно, уже human-rated, а вот Дельте до этого еще полетать надо.
Tico> Про цену слышал, что их планируют удешевить, заменив некоторые многоразовые компоненты на одноразовые. Но это может повлиять на надежность, так что не знаю... [»]
Всё равно несколько странно. Они достаточно тяжёлые (хотя УИ хороший) и весьма, весьма дорогие. А производство их не так уж и налажено: новые экземпляры едва ли производятся больше, чем по штуке в несколько лет, в основном запчасти, наверное...
Помню, ещё год назад в проектах сплошь фигурировали движки от Д-4. Думаю, ещё многое может поменяться, в т. ч. и в этом. И ещё есть у меня имхо, что на метан они могут "забить". А могут и нет.
Тут вообще цепляться не к чему. Нужно просто читать декларации НАСА. А декларации НАСА таковы, что они не хотят просто взять и повторить "Аполлон" в более крупном масштабе. Они замахиваются на базу. Им для этого нужен - носитель для пилотируемого корабля отдельно; и - тяжёлый универсальный грузовой носитель отдельно. Причём всё при наименьших затратах, т. е. с максимальным использованием существующих компонентов. Последнее же, разумеется, подразумевает использование компонентов "Шаттла" - заодно и шаттлопроизводителей не обидят. Такие вот декларации. Ну а из них выбранная схема следует с очевидностью. Конечно, это не значит, что декларации действительно будут выполнены; может, всё и ограничится флаговтыкательской миссией (если вообще будет; хотя при любом раскладе план вполне флаговтыкательский). Но это уж дело будущего; ну а нынешняя схема предложена именно исходя из заявленных целей. Если Прохожему кажется, что НАСА объявила иные цели, скажем, повторить "Аполлон" - это его проблема, когда кажется, зелёнку пить надо.
...И вообще, если тот 4-страничный документ прочесть, то выяснится, что ПН той самой пилотируемой ракеты предполагается 25 ЛИБО 32 тонны - первое в варианте с 4-секционным бустером, второе - в варианте с 5-секционным. Уж не знаю, предполагается ли параллельное существование 2-х вариантов, например, 25-тонного для лёгкого чисто орбитального СЕВа, а 32-тонного, например, для лунного. Тут нужно искать детали...
Tico> И меня удивляло. Но при внимательном рассмотрении, у такого решения есть очевидные полюсы.
Tico> 1. SSME надежные. На их счету куча успешных запусков. Длительная история эксплуатации - это плюс.
Tico> 2. Процесс производства отработан и налажен, инфраструктура готова, опытный персонал тоже.
Tico> 3. Массовое производство имеет тенденцию удешевлять продукт.
Tico> Кроме того, есть такая штука как human-rated. SSSME, естественно, уже human-rated, а вот Дельте до этого еще полетать надо.
Tico> Про цену слышал, что их планируют удешевить, заменив некоторые многоразовые компоненты на одноразовые. Но это может повлиять на надежность, так что не знаю... [»]
Всё равно несколько странно. Они достаточно тяжёлые (хотя УИ хороший) и весьма, весьма дорогие. А производство их не так уж и налажено: новые экземпляры едва ли производятся больше, чем по штуке в несколько лет, в основном запчасти, наверное...
Помню, ещё год назад в проектах сплошь фигурировали движки от Д-4. Думаю, ещё многое может поменяться, в т. ч. и в этом. И ещё есть у меня имхо, что на метан они могут "забить". А могут и нет.
Вообще, вся сxема становится понятнее, если учитывать её двойное назначение - орбита и Луна. Например, тот факт к которому Прохожий прицепился, что дескать зачем двухпусковая сxема и зачем для CEV носитель всего лишь на 25 тонн. А зачем еще, если на начальном этапе планируются только орбитальные полеты?
Тут вообще цепляться не к чему. Нужно просто читать декларации НАСА. А декларации НАСА таковы, что они не хотят просто взять и повторить "Аполлон" в более крупном масштабе. Они замахиваются на базу. Им для этого нужен - носитель для пилотируемого корабля отдельно; и - тяжёлый универсальный грузовой носитель отдельно. Причём всё при наименьших затратах, т. е. с максимальным использованием существующих компонентов. Последнее же, разумеется, подразумевает использование компонентов "Шаттла" - заодно и шаттлопроизводителей не обидят. Такие вот декларации. Ну а из них выбранная схема следует с очевидностью. Конечно, это не значит, что декларации действительно будут выполнены; может, всё и ограничится флаговтыкательской миссией (если вообще будет; хотя при любом раскладе план вполне флаговтыкательский). Но это уж дело будущего; ну а нынешняя схема предложена именно исходя из заявленных целей. Если Прохожему кажется, что НАСА объявила иные цели, скажем, повторить "Аполлон" - это его проблема, когда кажется, зелёнку пить надо.
...И вообще, если тот 4-страничный документ прочесть, то выяснится, что ПН той самой пилотируемой ракеты предполагается 25 ЛИБО 32 тонны - первое в варианте с 4-секционным бустером, второе - в варианте с 5-секционным. Уж не знаю, предполагается ли параллельное существование 2-х вариантов, например, 25-тонного для лёгкого чисто орбитального СЕВа, а 32-тонного, например, для лунного. Тут нужно искать детали...
п314159>
п314159> А если не строго? если конкретно? зачем 99,9% ракет по крену управляются? из них жидкостные на 100%. Знаете почему??? [»]
Мы-то знаем. Здесь, наверное, большинство знает. Кроме тебя, пожалуй, и аФона. Но мы с интересом выслушаем твою версию. Да, а при чём тут жидкостные? Вроде, там речь о твердотопливной?
...Кстати, не напомнишь, как "Зенит" по крену управляется? И "Атлас-5"? Я вот не знаю, правда...
Прохожий, а вы не знали, что канал управления по крену для носителя, строго говоря, не нужен?
п314159> А если не строго? если конкретно? зачем 99,9% ракет по крену управляются? из них жидкостные на 100%. Знаете почему???
[»]Мы-то знаем. Здесь, наверное, большинство знает. Кроме тебя, пожалуй, и аФона. Но мы с интересом выслушаем твою версию.
Да, а при чём тут жидкостные? Вроде, там речь о твердотопливной?...Кстати, не напомнишь, как "Зенит" по крену управляется? И "Атлас-5"? Я вот не знаю, правда...
Это сообщение редактировалось 28.09.2005 в 21:22
Ну вот, Добродушный Федерал с ирак-вора, проявлявший сначала радикализм:
- теперь сменил гнев на милость:
Подумал как следует, видать. Ну хорошо, хоть не упорствовал. Непонятно только, что он собирался "скомпенсировать ... во время работы 2 ступени"?! И откуда такая нежная забота об экипаже? Быстрых вращений по крену всё равно возникнуть не может - не с чего... При баллистическом спуске в атмосфере (и не баллистическом тоже, у "Аполлонов") угловые скорости вращения по крену, небось, намного выше... Опять же, там космонавты, а не пациенты дома престарелых...
Лана, этот хоть не упорствовал. Что ж теперь Прохожий делать будет? Он так надеялся на помощь этого Федерала:
А тот его кинул. Оставил в беде... Как теперь Прохожему в одиночку доказывать недоказуемое? Он-то уже замахнулся на необходимость крена...
Управление по крену необходимо. Тем более - на пилотируемых системах. Причем не только для ТТУ, но и для ЖРД.
- теперь сменил гнев на милость:
В принципе, можно предположить ... что кто-то позволит ускорителю вращаться по крену, как ему вздумается, а потом скомпенсировать вращение во время работы 2 ступени. Ходят слухи, что на некоторых МБР так и делают. Только есть опасение, что для экипажа понадобятся четыре БОЛЬШИХ рвотных пакета.
Подумал как следует, видать. Ну хорошо, хоть не упорствовал.
Непонятно только, что он собирался "скомпенсировать ... во время работы 2 ступени"?! И откуда такая нежная забота об экипаже? Быстрых вращений по крену всё равно возникнуть не может - не с чего... При баллистическом спуске в атмосфере (и не баллистическом тоже, у "Аполлонов") угловые скорости вращения по крену, небось, намного выше... Опять же, там космонавты, а не пациенты дома престарелых...Лана, этот хоть не упорствовал.
Что ж теперь Прохожий делать будет? Он так надеялся на помощь этого Федерала:вы вот бросили мысль -
==Тем более, что 1 ТТУ требует спецгеморроя для управления по крену.==
А наш рэбэ 7-40 уже поковырял в носу и задал умный воппрос:
==Управление по крену... А оно вообще - является ли таким уж необходимым для вывода на орбиту?==
если хотите - сформулируйте ответ в по-своему. Я ему передам:)))
А тот его кинул. Оставил в беде... Как теперь Прохожему в одиночку доказывать недоказуемое? Он-то уже замахнулся на необходимость крена...
п314159
втянувшийся
...Кстати, не напомнишь, как "Зенит" по крену управляется? И "Атлас-5"? Я вот не знаю, правда...
ты серьезно считаешь, что Зенит не управляется по крену???
тебе рассказать или ты сам?
Да - по энергетике операций ты как-то буркнул тут ерунду. А между тем это тебе кто-то пусть расскажет сколько на какую операцию надо м/с.
Даю подсказку - начни с того, а у Аполло какие были запасы?
А я потом приду - проверю
п314159
втянувшийся
Как теперь Прохожему в одиночку доказывать недоказуемое? Он-то уже замахнулся на необходимость крена...
А вы пока не доказали обратное
Понимаешь Пустынский - твоя глубокая проблема в том, что ты действительно ни ухом ни рылом в тех вопросах, которые тут поднимаешь. Но ты не переживай - Красильников на твоем фоне ниже плинтуса
Еще раз - если управление по крену не требуется, то как ты объяснишь тот факт, что 99% "пороховых" и 100% жидкостных ракет по крену управляются?
Подумай, если сможешь
А еще ты нам расскажешь как управляется по крену Зенит. Или найдешь список ракет (космических!) которые по крену не управляются.
Я-то знаю, что среди космических нет ни одной, но ты можешь поискать.
Есть такие среди ракет военного назначения. Но в космос они точно не летают
Только есть опасение, что для экипажа понадобятся четыре БОЛЬШИХ рвотных пакета.
крайне ошибочное мнение. угловое вращение может достигать даже 2пи в секунду - если не компенсировать. Пример - печальная судьба третьего пуска Н-1
п314159
втянувшийся
Браво! Бис! занавес...Конечно, это не значит, что декларации действительно будут выполнены; может, всё и ограничится флаговтыкательской миссией (если вообще будет; хотя при любом раскладе план вполне флаговтыкательский).
Я теперь знаю это слово - ФЛАГОВТЫКАТЕЛЬСТВО!!!
интересно - а бывает ФЛАГОВРЕДИТЕЛЬСТВО!?
п314159>
п314159> ты серьезно считаешь, что Зенит не управляется по крену???
Нет, не считаю. Я просто не знаю, как.
п314159> тебе рассказать или ты сам?
Да расскажи уж. Самому лень искать. Заодно - как у "Атласа-5". У "Дельты-4", вроде, газами из газогенератора?
п314159> Да - по энергетике операций ты как-то буркнул тут ерунду. А между тем это тебе кто-то пусть расскажет сколько на какую операцию надо м/с.
Ну... Во-первых, у тебя ХС посадки на Луну 2100 м/с, тогда как в реальности она ок. 1650 м/с + потери + запас на висение. Запас на висение пусть 100 м/с (этого хватит на минуту), потери... потери зависят от времени операции, но при большой тяге может быть и 200 м/с, и меньше. Т. е. можно и в 2000 м/с уложиться.
Далее, у тебя тормозной импульс перехода на ИСЛ был 1000 м/с, тогда как в реальности он меньше 900 м/с...
п314159> Даю подсказку - начни с того, а у Аполло какие были запасы?
п314159> А я потом приду - проверю [»]
А при чём тут запасы "Аполлона"? У того на ПС была ХС ок. 2,3 км/с, но это не значит, что не может быть меньше. Там был один движок, с умеренной максимальной тягой (из-за необходимости дросселирования), потому посадка продолжалась долго - > грав. потери выше. Тормозной импульс перехода на ИСЛ был почти всегда меньше 900 м/с. Но опять же "Аполлон" и тут не пример: УИ меньше - потери больше.
Ещё раз: я-то знаю, зачем. Но вот твою версию было бы интересно услышать. Ведь именно ты настаиваешь на том, что без этого не прожить.
Понимаешь, Прохожий: если ты не можешь даже сам себе объяснить, почему управление по крену так уж необходимо - то это твоя проблема. Но если ты решил доказать его необходимость - уж придётся тебе постараться.
А при чём тут 3-й пуск Н1?! Там проблема возникла как раз из-за того, что струи множества двигателей создали непредусмотренный момент вращения. Причём управление по крену было. А какое к этому имеет отношение ракета с одним двигателем?!
...Кстати, не напомнишь, как "Зенит" по крену управляется? И "Атлас-5"? Я вот не знаю, правда...
п314159> ты серьезно считаешь, что Зенит не управляется по крену???
Нет, не считаю. Я просто не знаю, как.
п314159> тебе рассказать или ты сам?
Да расскажи уж. Самому лень искать. Заодно - как у "Атласа-5". У "Дельты-4", вроде, газами из газогенератора?
п314159> Да - по энергетике операций ты как-то буркнул тут ерунду. А между тем это тебе кто-то пусть расскажет сколько на какую операцию надо м/с.
Ну... Во-первых, у тебя ХС посадки на Луну 2100 м/с, тогда как в реальности она ок. 1650 м/с + потери + запас на висение. Запас на висение пусть 100 м/с (этого хватит на минуту), потери... потери зависят от времени операции, но при большой тяге может быть и 200 м/с, и меньше. Т. е. можно и в 2000 м/с уложиться.
Далее, у тебя тормозной импульс перехода на ИСЛ был 1000 м/с, тогда как в реальности он меньше 900 м/с...
п314159> Даю подсказку - начни с того, а у Аполло какие были запасы?
п314159> А я потом приду - проверю
[»]А при чём тут запасы "Аполлона"? У того на ПС была ХС ок. 2,3 км/с, но это не значит, что не может быть меньше. Там был один движок, с умеренной максимальной тягой (из-за необходимости дросселирования), потому посадка продолжалась долго - > грав. потери выше. Тормозной импульс перехода на ИСЛ был почти всегда меньше 900 м/с. Но опять же "Аполлон" и тут не пример: УИ меньше - потери больше.
Еще раз - если управление по крену не требуется, то как ты объяснишь тот факт, что 99% "пороховых" и 100% жидкостных ракет по крену управляются?
Ещё раз: я-то знаю, зачем. Но вот твою версию было бы интересно услышать. Ведь именно ты настаиваешь на том, что без этого не прожить.
Понимаешь, Прохожий: если ты не можешь даже сам себе объяснить, почему управление по крену так уж необходимо - то это твоя проблема. Но если ты решил доказать его необходимость - уж придётся тебе постараться.
крайне ошибочное мнение. угловое вращение может достигать даже 2пи в секунду - если не компенсировать. Пример - печальная судьба третьего пуска Н-1
А при чём тут 3-й пуск Н1?! Там проблема возникла как раз из-за того, что струи множества двигателей создали непредусмотренный момент вращения. Причём управление по крену было. А какое к этому имеет отношение ракета с одним двигателем?!
Это сообщение редактировалось 28.09.2005 в 23:16
Прохожий, мы НАСу опять поймали на подлоге, они поменяли показания, на всех своих сайтах переделали вес А-9
Истина сохранилась у Вэйда и Шумейко
Новые показания НАСы
У Вас нет еще каких нибудь старых источников.
Истина сохранилась у Вэйда и Шумейко
1969 Mar 3 - Apollo 9 Flight Crew: McDivitt, Schweickart, Scott, Spacecraft: Apollo CSM, Apollo LM. Payload: Apollo CSM 104 / Apollo LM 3 / Saturn S-IVB-504N. Mass: 36,511 kg. Nation: USA. Launch Site: Cape Canaveral . Launch Vehicle: Saturn V. Duration: 10.04 days. Perigee: 185 km. Apogee: 187 km. Inclination: 32.6 deg. Period: 88.6 min.
http://www.epizodsspace.narod.ru/bibl/raketostr3/4-2.html
Новые показания НАСы
Apollo 9
Apollo 9 This article needs additional citations for verification . Please help improve this article by adding citations to reliable sources
// www.answers.com
404 - File or directory not found.
CSM 26,801 kg;
LM 14,575 kg
Mass: 41.376
У Вас нет еще каких нибудь старых источников.
аФон+> Прохожий, мы НАСу опять поймали на подлоге, они поменяли показания, на всех своих сайтах переделали вес А-9
аФон+> Истина сохранилась у Вэйда и Шумейко
аФон+>
аФон+> Новые показания НАСы
аФон+>
аФон+> У Вас нет еще каких нибудь старых источников. [»]
аФон, ты зря суетишься. Скорее всего, они откуда-то взяли цифру с опечаткой. Ты смотри, у того же Шунейко среди задач А-9 стоит:
А о выведенной А-10 массе говорится:
(последняя цифра - масса в тоннах). Выходит, А-9 и А-10 должны были вывести на орбиту примерно одну и ту же массу - так сказано у Шунейко. Для А-10 даже меньше 135 тонн. Такое невозможно, если у А-9 масса КА на 5 тонн меньше, понимаешь? Тогда бы его задачей мог быть вывод лишь ок. 130 тонн, никак не 135...
аФон+> Истина сохранилась у Вэйда и Шумейко
аФон+>
аФон+> 1969 Mar 3 - Apollo 9 Flight Crew: McDivitt, Schweickart, Scott, Spacecraft: Apollo CSM, Apollo LM. Payload: Apollo CSM 104 / Apollo LM 3 / Saturn S-IVB-504N. Mass: 36,511 kg. Nation: USA. Launch Site: Cape Canaveral . Launch Vehicle: Saturn V. Duration: 10.04 days. Perigee: 185 km. Apogee: 187 km. Inclination: 32.6 deg. Period: 88.6 min.
аФон+> http://www.epizodsspace.narod.ru/bibl/raketostr3/4-2.html
аФон+> Новые показания НАСы
аФон+>
Apollo 9
Apollo 9 This article needs additional citations for verification . Please help improve this article by adding citations to reliable sources
// www.answers.com
аФон+> 404 - File or directory not found.
аФон+> CSM 26,801 kg;
аФон+> LM 14,575 kg
аФон+> Mass: 41.376
аФон+> У Вас нет еще каких нибудь старых источников. [»]
аФон, ты зря суетишься. Скорее всего, они откуда-то взяли цифру с опечаткой. Ты смотри, у того же Шунейко среди задач А-9 стоит:
Цель полета — вывод на орбиту ИСЗ полезной нагрузки 135 т, комплексные испытания корабля Apollo на орбите ИСЗ, летные испытания лунного корабля, отработка встречи и стыковки лунного корабля с командным отсеком на орбите ИСЗ.
А о выведенной А-10 массе говорится:
Выход на орбиту ожидания 190,50 7,77 134,0
(последняя цифра - масса в тоннах). Выходит, А-9 и А-10 должны были вывести на орбиту примерно одну и ту же массу - так сказано у Шунейко. Для А-10 даже меньше 135 тонн. Такое невозможно, если у А-9 масса КА на 5 тонн меньше, понимаешь? Тогда бы его задачей мог быть вывод лишь ок. 130 тонн, никак не 135...
п314159
втянувшийся
Ну... Во-первых, у тебя ХС посадки на Луну 2100 м/с, тогда как в реальности она ок. 1650 м/с + потери + запас на висение. Запас на висение пусть 100 м/с (этого хватит на минуту), потери... потери зависят от времени операции, но при большой тяге может быть и 200 м/с, и меньше. Т. е. можно и в 2000 м/с уложиться.
Далее, у тебя тормозной импульс перехода на ИСЛ был 1000 м/с, тогда как в реальности он меньше 900 м/с...
да - тяжелый случай!
Так вот - фактические затраты Аполлона:
импульс перехода на ИСЛ =890м/с
второй импульс снижения апоселиния=50м/с
сход с ИСЛ в сторону земли ~980м/с
коррекция на трассе =+100м/с
запасы на взлет/посадку по 2300м/с каждая.
Так что мои цифры, вернее цифры Сихарулидзе 3200+100+1000+2100+2000+1000 есть наиболее близки е к действительности.
ты упорно игнорируешь затраты корекции траектории и ориентацию. А это сотня-другая. Так что твои 900 прибавь по соточке в оба конца. А стыковка??? Тоже...
Ещё раз: я-то знаю, зачем. Но вот твою версию было бы интересно услышать.
вот ведь как - то он думает что не нужно, теперь он знает что нужно...
Ты вначале огласи свою позицию. Определись...
Так нужно? не нужно? иногда нужно? никогда не нужно? И в чем суть твоих знаний
А при чём тут 3-й пуск Н1?! Там проблема возникла как раз из-за того, что струи множества двигателей создали непредусмотренный момент вращения. Причём управление по крену было. А какое к этому имеет отношение ракета с одним двигателем?!
пойди в ванную, открой кран воды, потом уменьшай напор, но так, чтобы была не струйка, а "пустотелый" слабенький фонтан диаметром трубки крана. И подумай. Хорошенько подумай!
аФон -
я вам расскажу про подтасовку. Смотрите у Шунейко -
Основные весовые характеристики
корабля Apollo-9 (кг)
Командный отсек
Служебный отсек
Лунный корабль 5 627
16 416
14 508
Суммарный вес 36 551
Система аварийного спасения 2 950 (
)Переходник крепления Apollo 1 863
если вы сложите 36551+2950+1863=41364
Только цифра САС очень странная
Но так как последние две строки не летают по орбите - то остается 36,5т
Хотя НАСА часто подает вес корабля на земле
7-40> Выходит, А-9 и А-10 должны были вывести на орбиту примерно одну и ту же массу - так сказано у Шунейко. Для А-10 даже меньше 135 тонн. Такое невозможно, если у А-9 масса КА на 5 тонн меньше, понимаешь? Тогда бы его задачей мог быть вывод лишь ок. 130 тонн, никак не 135...
Почему не возможно.
135 тонн это вес орбитального блока КМ+ЛМ+переходник+сухая_ступень+топливо
Чем лучше сработает ракета на второй ступени тем больше топлива останется в третьей. Планируемые 135 тонн никак не связаны с весов А-9
Вообще это был дурешь эти 135 тонн
Почему не возможно.
135 тонн это вес орбитального блока КМ+ЛМ+переходник+сухая_ступень+топливо
Чем лучше сработает ракета на второй ступени тем больше топлива останется в третьей. Планируемые 135 тонн никак не связаны с весов А-9
Вообще это был дурешь эти 135 тонн
7-40, Прохожий разрулил и показал где нас нае..ли НАСовцы
5627+16416+1863+2950 = 26.8 т
А вот их цифра CSM 26,8 т;
Короче они в CSM засунули САС и переходник, вот такой мля лохотрончик
5627+16416+1863+2950 = 26.8 т
А вот их цифра CSM 26,8 т;
Короче они в CSM засунули САС и переходник, вот такой мля лохотрончик
п314159>
п314159> да - тяжелый случай!
п314159> Так вот - фактические затраты Аполлона:
п314159> импульс перехода на ИСЛ =890м/с
п314159> второй импульс снижения апоселиния=50м/с
п314159> сход с ИСЛ в сторону земли ~980м/с
п314159> коррекция на трассе =+100м/с
п314159> запасы на взлет/посадку по 2300м/с каждая.
п314159> Так что мои цифры, вернее цифры Сихарулидзе 3200+100+1000+2100+2000+1000 есть наиболее близки е к действительности.
Цифры "Аполлона" не являются ни оптимальными, ни необходимыми. Повторяю, раз не понял сразу: у "Аполлона" были довольно слабые движки. Он только с орбиты Луны на поверхность садился, кажется, больше 10 минут. Это - лишние потери.
п314159> ты упорно игнорируешь затраты корекции траектории и ориентацию. А это сотня-другая. Так что твои 900 прибавь по соточке в оба конца. А стыковка??? Тоже...
Опять же, затраты "Аполлона" тут чрезмерны. Они обусловлены повышенными требованиями к безопасности, которые на тогдашнем уровне могли быть обеспечены лишь ценой запаса ХС.
п314159>
п314159> вот ведь как - то он думает что не нужно, теперь он знает что нужно...
п314159> Ты вначале огласи свою позицию. Определись...
п314159> Так нужно? не нужно? иногда нужно? никогда не нужно? И в чем суть твоих знаний
Прохожий, тут речь не обо мне. Именно ты настаивал на том, что без управления по крену не обойтись. Даже Федерал твой с Ирак-Вора, сначала настроенный столь же радикально, наконец, подумал головой и точку зрения поменял. Теперь уж отдувайся сам. Если ты не хочешь больше доказывать, что без управления по крену не обойтись - не доказывай, никто тебя не нудит.
...В то же время, управление по крену для этого бустера реализуется достаточно просто. Методов может быть много. Так что управлять им по крену можно без большого труда.
п314159>
п314159> пойди в ванную, открой кран воды, потом уменьшай напор, но так, чтобы была не струйка, а "пустотелый" слабенький фонтан диаметром трубки крана. И подумай. Хорошенько подумай!
Прохожий, если ты любишь размышлять о вечном в сор... т. е. в ванной комнате - размышляй. Я тут при чём? Сболтнул ты ерунду - твоё дело, зачем меня в ванную-то посылать?
п314159> Суммарный вес 36 551
п314159> Система аварийного спасения 2 950 ( )
п314159> Переходник крепления Apollo 1 863
п314159> если вы сложите 36551+2950+1863=41364
п314159> Только цифра САС очень странная
Я ж говорю: там опечатка. Цифры скопированы из какого-то источника, где содержались опечатки. САС была тяжелее всегда, у А-9 такая же, как у остальных.
Да, с адаптером А-9 весил ок. 43 тонн.
Ну... Во-первых, у тебя ХС посадки на Луну 2100 м/с, тогда как в реальности она ок. 1650 м/с + потери + запас на висение. Запас на висение пусть 100 м/с (этого хватит на минуту), потери... потери зависят от времени операции, но при большой тяге может быть и 200 м/с, и меньше. Т. е. можно и в 2000 м/с уложиться.
п314159> Далее, у тебя тормозной импульс перехода на ИСЛ был 1000 м/с, тогда как в реальности он меньше 900 м/с...
п314159> да - тяжелый случай!
п314159> Так вот - фактические затраты Аполлона:
п314159> импульс перехода на ИСЛ =890м/с
п314159> второй импульс снижения апоселиния=50м/с
п314159> сход с ИСЛ в сторону земли ~980м/с
п314159> коррекция на трассе =+100м/с
п314159> запасы на взлет/посадку по 2300м/с каждая.
п314159> Так что мои цифры, вернее цифры Сихарулидзе 3200+100+1000+2100+2000+1000 есть наиболее близки е к действительности.
Цифры "Аполлона" не являются ни оптимальными, ни необходимыми. Повторяю, раз не понял сразу: у "Аполлона" были довольно слабые движки. Он только с орбиты Луны на поверхность садился, кажется, больше 10 минут. Это - лишние потери.
п314159> ты упорно игнорируешь затраты корекции траектории и ориентацию. А это сотня-другая. Так что твои 900 прибавь по соточке в оба конца. А стыковка??? Тоже...
Опять же, затраты "Аполлона" тут чрезмерны. Они обусловлены повышенными требованиями к безопасности, которые на тогдашнем уровне могли быть обеспечены лишь ценой запаса ХС.
п314159>
Ещё раз: я-то знаю, зачем. Но вот твою версию было бы интересно услышать.
п314159> вот ведь как - то он думает что не нужно, теперь он знает что нужно...
п314159> Ты вначале огласи свою позицию. Определись...
п314159> Так нужно? не нужно? иногда нужно? никогда не нужно? И в чем суть твоих знаний
Прохожий, тут речь не обо мне. Именно ты настаивал на том, что без управления по крену не обойтись. Даже Федерал твой с Ирак-Вора, сначала настроенный столь же радикально, наконец, подумал головой и точку зрения поменял. Теперь уж отдувайся сам. Если ты не хочешь больше доказывать, что без управления по крену не обойтись - не доказывай, никто тебя не нудит.
...В то же время, управление по крену для этого бустера реализуется достаточно просто. Методов может быть много. Так что управлять им по крену можно без большого труда.
п314159>
А при чём тут 3-й пуск Н1?! Там проблема возникла как раз из-за того, что струи множества двигателей создали непредусмотренный момент вращения. Причём управление по крену было. А какое к этому имеет отношение ракета с одним двигателем?!
п314159> пойди в ванную, открой кран воды, потом уменьшай напор, но так, чтобы была не струйка, а "пустотелый" слабенький фонтан диаметром трубки крана. И подумай. Хорошенько подумай!
Прохожий, если ты любишь размышлять о вечном в сор... т. е. в ванной комнате - размышляй. Я тут при чём? Сболтнул ты ерунду - твоё дело, зачем меня в ванную-то посылать?
п314159> Суммарный вес 36 551
п314159> Система аварийного спасения 2 950 (
)п314159> Переходник крепления Apollo 1 863
п314159> если вы сложите 36551+2950+1863=41364
п314159> Только цифра САС очень странная
Я ж говорю: там опечатка. Цифры скопированы из какого-то источника, где содержались опечатки. САС была тяжелее всегда, у А-9 такая же, как у остальных.
Да, с адаптером А-9 весил ок. 43 тонн.
п314159>
п314159> А если не строго? если конкретно? зачем 99,9% ракет по крену управляются? из них жидкостные на 100%. Знаете почему??? [»]
Я так и знал, что по остальным пунктам возражений нэ будэт
Прохожий, а вы не знали, что канал управления по крену для носителя, строго говоря, не нужен?
п314159> А если не строго? если конкретно? зачем 99,9% ракет по крену управляются? из них жидкостные на 100%. Знаете почему???
[»]Я так и знал, что по остальным пунктам возражений нэ будэт
Copyright © Balancer 1997..2024
Создано 29.04.2005
Связь с владельцами и администрацией сайта: anonisimov@gmail.com, rwasp1957@yandex.ru и admin@balancer.ru.
Создано 29.04.2005
Связь с владельцами и администрацией сайта: anonisimov@gmail.com, rwasp1957@yandex.ru и admin@balancer.ru.
