Лунные модули всех Аполлонов - беспилотники

 
1 9 10 11 12 13 38
RU аФон+ #19.07.2005 18:31
+
-
edit
 

аФон+

опытный

Прохожий> Это называется не логика, а оптическая софистика. Вы на ступени С-4 вместо цилиндрической нижней юбки поставьте коническую как у С-4Б длиной на пару метров больше, а сверху вместо конической законцовки сделайте цилиндрическую, с переходом на длинный конус-адаптер корабля. И даю вам гарантию, что вы с 1000м не отличите. Ближе Вас никто и не пустит, а рисунки - так я вам что угодно нарисую.

Чего это Вы ругаетесь страшными словами, я указал на СЛАБОЕ СМЕСТО В ВАШЕЙ ТЕОРИИ, у Вас на сайте ни слова нет про переходники БОЛЬШИХ РАЗМЕРОВ.

Вы бы мне так и сказали , что Ваша версия стоит на 3-х постулатах
1. S-II на керосине с движками Н-1
2. Вместо S-IVB стоит S-IV
3. На ступени S-IV вместо цилиндрической нижней юбки стоит коническая, как у S-IVB, но длиной на 2 метра больше, а сверху вместо конической законцовки сделана цилиндрическая (на 3 метра длиннее?), с переходом на длинный конус-адаптер корабля

Но все равно - парадокс, диаметр разный -
S-IVB на метр шире S-IV


Вы построили свою версию согласовывая единственный параметр - вес, совершенно упустив из вида куда более важный параметр - ГАБАРИТЫ
Давайте, давайте дорабатывайте, учитесь учитывать всё до мелочей. Габариты труднее всего оспаривать, это Вам не вес.
 
Это сообщение редактировалось 19.07.2005 в 20:34
RU аФон+ #19.07.2005 19:02
+
-
edit
 

аФон+

опытный

Прохожий> Если бы С-5 могла закинуть 100т станцию, то Скайлеб бы весил 100т

Ну, а что если он мог закинуть 90 тонн или 85, разве их действия сильно бы отличались?
Они бы все равно пытались завышать вес, но на меньшую величину

Почему Вы не допускаете, что мухлеж с весом Скайлэба, мог протекать иначе.
Это же обратная задача и решений тут много. Критерия выбора четкого нет.
 
RU аФон+ #19.07.2005 23:54
+
-
edit
 

аФон+

опытный

http://piro.ru/media/2780.avi

Прохожий> Энергия весит 2400т.

Хорошо Cатурн 110/2900=0.038 у Энергии 100/2400=0.042

При ПН 120 будет 0.041 и у Сатурна, однако не будем торопиться давать ему 120 тонн
1. У Энергии в весе 2400 доля водородного топлива значительно выше, чем доля водорода у Сатурна в 2900
2. УИ движков энергии (всех) выше чем у Сатурна
 
Это сообщение редактировалось 20.07.2005 в 02:17
UA Прохожий #20.07.2005 14:18
+
-
edit
 

Прохожий

втянувшийся
Дорогой аФон!
Я не занимаюсь натяжкой за уши под те или иные данные. Мне лично все равно, сколько там было на ЛЕО.
Но я хочу вам заметить, что не может быть промежуточных результатов - либо Скайлеб должен был весить 101т без балды, либо мы ищем причины почему нет. Если нет, то лучшее, что может быть на керосине - это 80т ЛЕО
Подчеркиваю, что кроме теорий нужна еще и техническая возможность (релевантность) версии.
Видите ли, либо водород и УИ=425 и ЛЕО=120т либо керосин и УИ~330сек и ЛЕО=80т. Не может быть среднего положения. Я бы рад, но водородник не может иметь УИ ниже 400сек, а с керосином больше 350сек тоже не получишь.
Так что есть две области решений, между которыми мертвая зона - зона отсутствия решений.
Теперь. Протон всю свою жизнь выводил станции весом 19-20т. Никогда не делали Салют под 12-13т. В голову не приходило. И спутники весом 3т никто Союзами на орбиту ЛЕО не тащил. Есть Циклоны и пр.

Теперь шире-уже. Ну некий топливный отсек диаметром около 6м. Ок? Вы так хорошо издали вычислите, то ли чуть больше 6м то ли чуть меньше???
Это все не аргумент. Кто там ходил со штанген-циркулем и считал диаметр!?
Вы мне скажите, только честно - издали отличите АУДИ-80 от АУДИ-100? Со ста метров? Вот то-то...


Красильников -
во-первых, у Шунейко в файле 4-12 вес переходника дан 1170кг в табличке - зайди и посмотри. Раз.
Потом я так понял, что обтекатель при тех же габаритах аж в два раза длинее? то есть на 2500кг тянет максимум? так?
 
RU Yuri Krasilnikov #20.07.2005 14:55  @Прохожий#20.07.2005 14:18
+
-
edit
 

Yuri Krasilnikov

аксакал

Прохожий> во-первых, у Шунейко в файле 4-12 вес переходника дан 1170кг в табличке - зайди и посмотри. Раз.

Файла 4-12 нет. Два.

В файле 4-2 в табличке про Apollo-9 написано: "Переходник крепления Apollo 1863 (кг)". Три.

В файле 1-4, как уже отмечалось, дана масса переходника 1700-1800 кг. Четыре.

У Левантовского, как опять-таки говорилось, указана масса 1816 кг. Пять.

Стало быть, в табличке в файле 4-4-12 опечатка. Шесть.

Прохожий> Потом я так понял, что обтекатель при тех же габаритах аж в два раза длинее? то есть на 2500кг тянет максимум? так? [»]

Не так. Это разные конструкции.


A Lannister always pays his debts.  
Это сообщение редактировалось 20.07.2005 в 18:28
UA Прохожий #20.07.2005 21:37
+
-
edit
 

Прохожий

втянувшийся
аФон -

я бы посоветовал тебе изучить сам факт существования довольно странного агрегата под названием LR-87-LH2 (водород)
Дело в том, что если я в шутку назвал J-2 как "Н-1-водород", то старнный зверь LR-87-LH2 вполне легально существовал в природе. Имел тягу 68т и УИ(вак)~403сек. При это его анонсировали как единственный (!) в мире ЖРД который при легкой модификации работал и на керосине, и на гептиле, и на водороде! :P
Правда, дальше стендов дело не пошло.
С другой стороны, LR-87 и RS-27 как близницы братья правда под разными фирмами. Так что раз LR-87-LH2 существовал, то и Н-1-водород видимо был в природе, более известный как J-2. Вопрос буквально за малым - с каким буквенным индексом он там стоял. Подозрительно то, что при бесчисленном количестве керосиновых моделей: RS-27, RS-56, Н-1, Н-1Б, МВ-3, LR-89 и т.д. и т.п. неудачник J-2 так и остался в чулане вместе с его братом LR-87-LH2 :D
 
RU Старый #21.07.2005 01:12
+
-
edit
 

Старый

из курилки
★☆
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.
 
Дело в том что если всё остальное человечество считает иначе чем ваша таблица то вам прийдётся брать палочки чтобы доказать её правильность.
А чтобы разобраться с прыжками одной физики явно недостаточно.

Старый Ламер  
RU Старый #21.07.2005 01:18  @аФон+#17.07.2005 15:48
+
-
edit
 

Старый

из курилки
★☆
аФон+> но остальные доводы Прохожего по весу Скайлэба не опровергнуты [»]
 
Вы хотели сказать "ничем не подтверждены"?

Старый Ламер  
RU Старый #21.07.2005 01:29
+
-
edit
 

Старый

из курилки
★☆
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.
 
Не переживайте. Эти три тонны никуда не делись и благополучно вышли на орбиту. Солнечная батарея отвалилась от станции уже на орбите.
Старый Ламер  
RU Старый #21.07.2005 01:37  @аФон+#17.07.2005 22:31
+
-
edit
 

Старый

из курилки
★☆
аФон+> Его всегда отделяли, не было случая не отделения НИ ОДНОГО. [»]
 
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, если бы насе надо было приврать лишний вес то ничего не мешало ей завысить заявленую массу Скайлэба нежели чем придумывать всю эту историю с отрывом экрана и несбросом переходника.

Старый Ламер  
RU Старый #21.07.2005 01:42  @аФон+#17.07.2005 23:35
+
-
edit
 

Старый

из курилки
★☆
аФон+> Вот так истекают газы из сопла
аФон+> http://forums.airbase.ru/uploads/post-5340-1121431712.jpg [image link error]
 
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 переходник разогревается до красна
аФон+> http://forums.airbase.ru/uploads/post-5340-1121546757_thumb.jpg [image link error] [»]
 


Это вам померещилось. Он просто освещён подкрашеным пламенем. Разогреть алюминий докрасна практически невозможно - он быстрее расплавится чем станет красным.
Кстати, заметьте: переходник находится практически по оси двигателей в самой струе пламени и ничего, ничего челенджеропордобного с ним не делается.
Старый Ламер  
RU Старый #21.07.2005 01:47  @аФон+#18.07.2005 04:26
+
-
edit
 

Старый

из курилки
★☆
аФон+> Вот она, Белл, юбочка на S-II
аФон+> The S-II is placed on top of the S-IC.
аФон+> Moonport, CH19-3 [»]
 
Мммм.... даааа... Длинновата юбочка....
Не, не доберётся по ней тепло до баков... А ведь она ещё и излучать будет наружу в холодный чёрный космос...
Кстати, сопла двигателей торчат. Это по мнению Прохожего высотные сопла 330 секундной керосинки...

Старый Ламер  
RU Старый #21.07.2005 02:19
+
-
edit
 

Старый

из курилки
★☆
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.
 
А мужики то и не знают! И нигде у себя такого не делают... Может оригинальничать не захотели?

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?
 
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> Обтекатель для Союза под штатный спутник имеет вес 1,2т (ПН=~7т)
 
Это под какой это "штатный спутник"?

Прохожий> Люди! вдумайтесь - обтекатель ПОДДЕРЖИВАЛ трубчатую ферму, которая держала астроотсек :lol:
 
Дебилушка, он поддерживал астроотсек а не ферму. А ферме он помогал.

Прохожий> Это выглядит так - Чебурашка говорит: Гена! давай я тебе помогу - я понесу чемодан, а ты понесешь меня :lol::lol::lol: ЗАЧЕМ??????
 
Чтото у вас с головой плохо... Или расстроились вы совсем...

Прохожий> Там есть ферма - вот пусть она и несет.
 
А она не хочить... :(

Прохожий> Пусть докажут, что несущая ферменная конструкция САМА (!) нуждалась в подпорках.
 
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> А обтекатель нужно отстреливать. Зачем он нужен на 400км высоте???
 
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> 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 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> Баки - аллюминий.
 
А внутри жидкий кислород.

Прохожий>Так что ступень могла "потечь" как мороженое летом :lol:
 
Часто вам приходилось видеть как течёт мороженое в жидком кислороде?

Прохожий, подумайте своей бестолковкой. Что вы несёте? Как могли "потечь" баки даже не будь в них криогенных жидкостей? Ведь сам переходник нагреется быстрее и сильнее баков. И если уж дело дойдёт до температуры разрушения то первым делом "потечёт" и отвалится сам переходник оставив баки в покое в штатной конфигурации. Вы об этом затруднились подумать?


Прохожий>А контакт стенки водородного бака с теплым стыком Т=1000К как? Челенджер!
 
Ой! А при чём тут Челенджер? Стоп. А вы собственно откуда узнали как взорвался Челенджер? Прочитали где или сами догадались?

Старый - это тебя касается. :angry: Мне надоело перед тобой бисер метать...
 
Не мечите. Но о всём человечестве то не забывайте. Ему то надо глаза открыть...

Прохожий> Причины низкого УИ второй ступени следует искать в другой плоскости. например керосин.
 
Слушайте, а может её за хвост держали? Не, а чего, у вас это в порядке вещей...

Прохожий> УИ РД-0110 при Рк=69атм и открытой схемы порядка ~330сек (чуть меньше) Что сложного?
 
А размер сопла?

Прохожий> Для тех кто способен понимать смысл цифр:
 
А что делать тем кто понимает ещё и смысл слов а тем паче действий?

Прохожий> Кто будет спорить с цифрами?
 
Никто. Спорить будут с Прохожим. Особенно с его логикой.

Старый Ламер  
RU Старый #21.07.2005 02:36  @Прохожий#18.07.2005 14:39
+
-
edit
 

Старый

из курилки
★☆
Прохожий> У меня возникло большое человеческое желание опозорить Старого в глазах всей мировой общественности.
 
Ну наконец то! Теперь вы не слиняете а будете пробовать! Однако опустить НАСА у вас не получилось и вы решили найти задачу попроще? ;)

Прохожий> История такова. Сей господин ранее утверждал, что вполне допустимо запускать ЖРД когда его сопло уперается какую-либо преграду.
 
И чего?

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?
 
 
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> 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:)
 
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> 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, 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> Так что выходит, что связи ступеней разрываются только в момент, когда ЖРД взлетник набрал определенный режим тяги - не меньше 50%.
 
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>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 :lol:
 
И без зазора наберёт даже ещё лучше чем с зазором. И не лопнет от 12 атмосфер. И есть зазор. И т.д.


Прохожий> ВЫВОД - такой ЛЕМ не мог взлететь с экипажем - а посему все летавшие и садившиеся кабинки были беспилотные. (как я на топик вырулил лихо?)
 

Ну вы же видели что он взлетал? Значит в своих рассуждениях вы опять чтото перепутали.

Прохожий> Когда они переделают взлетную ступень, и устранят все недостатки - вот только тогда и полетим на Луну. А пока рано им еще :lol: [»]
 

Они её переделают и вы никогда не узнаете как она была изначально сделана. И не сможете их изобличить. Так что вы пока они не переделали узнайте как было изначально. Вот Юрия попросите, он вам ссылочку даст...

Старый Ламер  
+
-
edit
 
+
-
edit
 

messer

опытный

Дорогой Афон, вы уже нашли информацию о месте на Земле, где прятали американских астронавтов во время их неполётов на Луну? B)
 
UA Прохожий #21.07.2005 11:37
+
-
edit
 

Прохожий

втянувшийся
Старый, ты как всегда сам себя испачкал фекальными испорожнениями. 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!?
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 :lol:

Короче, Старый, хватит скулить, ну ляпнул ты глупость. Не скули - я тебя прощу :D
А насчет "дожигания для бедных", так в СССР пошли дальше и внедрили замкнутую схему с дожиганием. Впервые для УР-200 если не ошибаюсь. Где-то в 1961г. Идея Косберга. Но и идея вдува газа в сопло выгодней простого сброса в трубу. Это показывает термодинамика. Не сильно, но 0,5% УИ выигрыша дает. И то хорошо.

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.
 


Вот так вот свой шизофринический бред Старый приписал мне :lol::lol::lol:

ПЫ.СЫ.
аФон, ты пошел искать в чулане LR-87-LH2 ? может там найдешь и J-2. Ой, простите, LR-89-LH2 :D Или RS-27-LH2 ? А как правильно?

Кстати, фирма Пратт-Уитни, создатель RL-10, долго материлась, глядя на все эти J-2 и пр. приговаривая, что зря вы не нам поручили делать водородник, мол наплачетесь еще :D




 
RU аФон+ #21.07.2005 11:44
+
-
edit
 

аФон+

опытный

Прохожий> Я не занимаюсь натяжкой за уши под те или иные данные. Мне лично все равно, сколько там было на ЛЕО. Но я хочу вам заметить, что не может быть промежуточных результатов - либо Скайлеб должен был весить 101т без балды, либо мы ищем причины почему нет. Если нет, то лучшее, что может быть на керосине - это 80т ЛЕО Подчеркиваю, что кроме теорий нужна еще и техническая возможность (релевантность) версии. Видите ли, либо водород и УИ=425 и ЛЕО=120т либо керосин и УИ~330сек и ЛЕО=80т. Не может быть среднего положения. Я бы рад, но водородник не может иметь УИ ниже 400сек, а с керосином больше 350сек тоже не получишь. Так что есть две области решений, между которыми мертвая зона - зона отсутствия решений. Теперь. Протон всю свою жизнь выводил станции весом 19-20т. Никогда не делали Салют под 12-13т. В голову не приходило. И спутники весом 3т никто Союзами на орбиту ЛЕО не тащил. Есть Циклоны и пр.


Я с Вами согласен, глобально возможны два решения
1. S-II Сатурна водородная
2. S-II Сатурна керосиновая


Каждая из этих ветвей, может делиться на подветви
1 а). Сатурн водородный, выводил 145 т на ЛЕО, (версия НАСА)

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).
Наконец, самое простое, импульс был 415 мвесто 430 и Тяга 90 вместо 104


Теперь к КЕРОСИНУ


Прохожий> Теперь шире-уже. Ну некий топливный отсек диаметром около 6м. Ок? Вы так хорошо издали вычислите, то ли чуть больше 6м то ли чуть меньше??? Это все не аргумент. Кто там ходил со штанген-циркулем и считал диаметр!? Вы мне скажите, только честно - издали отличите АУДИ-80 от АУДИ-100? Со ста метров? Вот то-то...

Ваша версия стоит на 3-х постулатах
1. S-II на керосине с движками Н-1
2. Вместо S-IVB стоит S-IV
3. На ступени S-IV вместо цилиндрической нижней юбки стоит коническая, как у S-IVB, но длиной на 2 метра больше, а сверху вместо конической законцовки сделана цилиндрическая (на 3 метра длиннее?), с переходом на длинный конус-адаптер корабля

Я Вам указал на
парадоксы Вашей версии

1. J-2 был уже в 63 году, когда об афере никто не помышлял (или Вы хотите сказать они изначально мухлевали)
2. 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.


Жаль, что Вы оспариваете ОЧЕВИДНОЕ
, вместо того чтобы дорабатывать свою версию.
Ну да ладно, я Вам помогу (хотя и не верю в керосин на второй ступени, просто искусства ради).

Керосиновую версию можно спасти, если сделать следующее.
1. Признать существование J-2
2. Предположить, что у J-2 были некие проблемы, которые не позволяли его использовать на второй ступени. Например, нестабильность импульса, изменение его величины во время работы.
3. Версию строить на единственном постулате S-II на керосине с движками Н-1, все остальное, как и в версии НАСА (не оспаривать третью ступень)
 
Это сообщение редактировалось 21.07.2005 в 11:53
RU Старый #21.07.2005 11:57
+
-
edit
 

Старый

из курилки
★☆
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!?
 
Конечно найти. Ибо полагаю что как истинный опровергатель вы не поняли смысла прочитанного.


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 :lol:
 
У кого дно косое?
А кто по версии НАСА подаёт команду на подрыв пироболтов и как он определяет когда двигатель набрал 50% тяги?

Прохожий> А насчет "дожигания для бедных", так в СССР пошли дальше и внедрили замкнутую схему с дожиганием.
 
Что значит "пошли дальше"? В СССР замкнутая схема с дожиганием была внедрена задолго до появления двигателей Сатурна.
Только при чём тут замкнутая схема? Какое она имеет отношение к F-1 и J-1? Или вы решили одним словом выдать все свои познания в двигателестроении?

Прохожий> Впервые для УР-200 если не ошибаюсь. Где-то в 1961г. Идея Косберга
 
Ошибаетесь, естественно, как всегда. Не Косберга. Не в 61-м. И не на УР-200.

Прохожий>Но и идея вдува газа в сопло выгодней простого сброса в трубу. Это показывает термодинамика.
 
Вы уверены что правильно поняли что она вам показала?

Прохожий> Вот так вот свой шизофринический бред Старый приписал мне :lol::lol::lol:
 
Нет, стоп, так держали взлётную ступень за хвост пока двигатель наберёт тягу или не держали?

И опять же вопрос совершенно принципиальный в теме данного топика: вы знаете хоть одну ракету которую держат за хвост на стартовой площадке пока двигатели не выйдут на режим и не пройдут тестирование? Отвечайте: знаете? Да/Нет?


Старый Ламер  
RU аФон+ #21.07.2005 12:35
+
-
edit
 

аФон+

опытный

Старый> аФон, если бы насе надо было приврать лишний вес то ничего не мешало ей завысить заявленую массу Скайлэба нежели чем придумывать всю эту историю с отрывом экрана и несбросом переходника.


Пожалуй Вы правы, Проще завысить вес обтекателя и станции.
 
RU аФон+ #21.07.2005 12:52
+
-
edit
 

аФон+

опытный

Прохожий> Дело в том, что если я в шутку назвал J-2 как "Н-1-водород", то старнный зверь LR-87-LH2 вполне легально существовал в природе. Имел тягу 68т и УИ(вак)~403сек.

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


 
+
-
edit
 

аФон+

опытный

messer> Дорогой Афон, вы уже нашли информацию о месте на Земле, где прятали американских астронавтов во время их неполётов на Луну? B) [»]

Астронавты в поте лица озвучивали на сеансах связи с цупом "лунные" видеоролики, на одной из военных авиабаз

 
UA Прохожий #21.07.2005 14:46
+
-
edit
 

Прохожий

втянувшийся
Так-с, аФон, буду бить линейкой по рукам!

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
 


дело в том, что у той паршивой модели было короткое сопло. дело в том, что УИ завист еще и от степени расширения в сопле. Так вот, УИ J-2 НЕ МОЖЕТ быть меньше 420сек. А реально он и должен быть как указано 425-430сек.

Теперь, у вас опять каша в голове
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
 


Тяга, мой юный друг, была у J-2 в диапазоне 90-104тс одновременно! Все зависило от отношения компонентов. Дело в том, что доля кислорода сильно влияет на общую плотность. Поэтому при К=4,5:1 тяга могла быть и ниже 90т а при К=5,5:1 тяга была выше 100т. Неужели не понятно!? Все дело в регулировке.
Теперь, какой еще в задницу геллий??? чем он мог влиять на УИ??? Бред полный, уж извини... Там геллия 0,00% от массы топлива.

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).
 


Идея с геллием не состоятельна. Больше эту чушь не повторяйте. Сатурн НИКОГДА и не мог вывести на ЛЕО=145т. Его ПН-ЛЕО=120т относится к наилучшему случаю. Так что ЛЕО=80т его реальность.

1. J-2 был уже в 63 году, когда об афере никто не помышлял
 

Чушь! бред сивой кобылы! ПЕРВЫЙ американский водородник взлетел и не взорвался в 1963г и это был RL-10. До этого в 1962г Атлас-Центавр взорвалась (водородная ступень). Впервые Же-2 был якобы запущен на орбиту лишь в 1966г.

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.
 


Я их держу не просто за дураков, а за балванов, ибо "наблюдатели" таковыми и были. Что они наблюдали? С какого расстояния? С тысячи метров стометровая ракета... И один метр - это 1% линейного размера или 0,1% дальности съемки.

Теперь. С расстояния 1000м при поле зрения съемки 20град. мы имеем поле зрения линейным размером 330м или при съемке телекамерой с четкостью 500строк получается, что разрешение на кадре порядка 0,66м на пиксель в идиальном случае. А с точки зрения информативности нужно хотя бы два пикселя на элемент для четкости. Вот и получается что на фото различие будет в один не очень четкий пиксель ширины С-4 и С-4Б.
Так что разница в ширине будет сугубо условной, интуитивной.







 

messer

опытный

messer>> Дорогой Афон, вы уже нашли информацию о месте на Земле, где прятали американских астронавтов во время их неполётов на Луну? B) [»]
аФон+> Астронавты в поте лица озвучивали на сеансах связи с цупом "лунные" видеоролики, на одной из военных авиабаз [»]

[B]А где, конкретно, находилась эта база? Как вы думаете?
 
RU аФон+ #21.07.2005 15:12
+
-
edit
 

аФон+

опытный

Прохожий> Сатурн НИКОГДА и не мог вывести на ЛЕО=145т. Его ПН-ЛЕО=120т относится к наилучшему случаю. Так что ЛЕО=80т его реальность.


Вы о каком ПН?
Ведь по версии наса на орбиту в 185 км вываливалось 145 тонн -
50 корабль, 15 ступень пустая, остальное горючее

У меня даже ссылочка ОФИЦИОЗНОГО расчета ЕСТЬ


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 Луны
в 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
 


Прохожий> Теперь. С расстояния 1000м при поле зрения съемки 20град. мы имеем поле зрения линейным размером 330м или при съемке телекамерой с четкостью 500строк получается, что разрешение на кадре порядка 0,66м на пиксель в идиальном случае. А с точки зрения информативности нужно хотя бы два пикселя на элемент для четкости. Вот и получается что на фото различие будет в один не очень четкий пиксель ширины С-4 и С-4Б.Так что разница в ширине будет сугубо условной, интуитивной.



Полно фоток Сатурна-5 с близкого расстояния, можете мерить по ним
Почему Вы взяли 1000м, Феоктистова пускали ближе.
 
Это сообщение редактировалось 21.07.2005 в 17:53
1 9 10 11 12 13 38

в начало страницы | новое
 
Поиск
Настройки
Твиттер сайта
Статистика
Рейтинг@Mail.ru