-
7-40: Все сообщения за 28 Сентября 2005 года
| Пн | Вт | Ср | Чт | Пт | Сб | Вс |
|---|---|---|---|---|---|---|
| 1 | 2 | 3 | 4 | |||
| 5 | 6 | 7 | 8 | 9 | 10 | 11 |
| 12 | 13 | 14 | 15 | 16 | 17 | 18 |
| 19 | 20 | 21 | 22 | 23 | 24 | 25 |
| 26 | 27 | 28 | 29 | 30 |
Ну вот, новый опус от Прохожего и готов...
http://www.iraqwar.mirror-world.ru/article/64702
«ПЕПЕЛАЦЫ» ЛЕТЯТ НА ЛУНУ. №9
Господа, я разочарован... По-моему, наш любимый герой исписался окончательно... Где разоблачения "Аполлона"??? Всё, вообще нет ничего! Вместо того, чтобы радовать нас новыми "открытиями чудными", Прохожий просто накатал несколько абзацев чистой, незамутнённой ничем воды... По-моему, он нас обманул. Я чувствую себя просто обкраденным... Я понимаю - Прохожий клонит к тому, что НАСА снова всех кинет и снова никуда не полетит, а покажет фильм... Но с имхо-то Прохожего спорить почти бесполезно... Раньше он хоть факты реитрепретировал смешным образом, а теперь что? Фу, фи!
Лана, по мелочам, пока времени мало...
А вот интересно - у Луны в новом варианте будет тормозить ОК или ЛМ? Может, ЛМ? Тогда всё было бы понятно... И какое топливо полагается в ОК? Насовцы, кажись, на метан замахнулись? Тогда тоже всё было бы понятно...
Вот... Интересно, пуск "Дельты-4" (в моноблочном варианте), вроде, на днях будет, пуск "Д-4-Н" - через несколько месяцев... Кстати, "Союза" и "Протона", наверное, тоже нет (о чём я всегда говорил) - зачем бы иначе "Ангару" заявлять и делать?
Ну, почти точь-в-точь. Всего лишь в полтора раза меньше. Интересно, зачем пользовать "Протон", если есть "Зенит" - почти точь-в-точь такая же ракета?
Я ж говорю: держитесь за спинки стульев! "Энергия" предложила схему туристического облёта Луны. По двухпусковой схеме! Т. е. за один раз одной ракетой они не могут отправить на орбиту весь нужный груз. Только двумя! А как же Мишин мог? А как же "Протон" одним рывком поднимал "Зонды"? Не было никаких "Зондов", я вас уверяю! И "Протонов" не было.
Наследники Мишина и Глушко делают всякие "Ангары", причём более, чем на 25 тонн, не покушаются. Это занятно, ведь Н1 и "Энергия" могли выводить на орбиту (якобы) объекты весом порядка 100 т. Секрет утерян и повторить не могут!
Ну, не понимает Прохожий, на сколько УИ метана отличается от УИ аэрозина, и как это сказывается на массе...
Затем идут разглагольствования про проблему хранения жидкого метана... Скушно...
Потом Прохожий переходит к "главному":
Ну и как же он переходит? К главному? А вот как:
Ну? Кто подскажет бедному Прохожему, каков на самом деле необходимый запас ХС для посадки с ИСЛ на поверхность?!
Как всегда - куча предположений вместо знания фактов, построения на этих предположениях каких-то воздушных замков - и вывод в конце: "липа. Туфта. Очковтирательство. Обман". Тоска... А вдруг там не S-IVB (а ведь там точно не она), а другая какая? А вдруг тормозим у Луны не метановым движком ОК, а водородным ЛМ? И тормозить там надо, опять-таки, ок. 800 - 900 м/с, а никак не 1000... Скукотищщща....
Есть где-нибудь насовская версия предполагаемых развесовок и более подробная схема полёта?
http://www.iraqwar.mirror-world.ru/article/64702
«ПЕПЕЛАЦЫ» ЛЕТЯТ НА ЛУНУ. №9
Господа, я разочарован... По-моему, наш любимый герой исписался окончательно... Где разоблачения "Аполлона"??? Всё, вообще нет ничего! Вместо того, чтобы радовать нас новыми "открытиями чудными", Прохожий просто накатал несколько абзацев чистой, незамутнённой ничем воды... По-моему, он нас обманул. Я чувствую себя просто обкраденным... Я понимаю - Прохожий клонит к тому, что НАСА снова всех кинет и снова никуда не полетит, а покажет фильм... Но с имхо-то Прохожего спорить почти бесполезно... Раньше он хоть факты реитрепретировал смешным образом, а теперь что? Фу, фи!
Лана, по мелочам, пока времени мало...
Но в итоге новый корабль весит всего 25т что меньше штатной массы "Аполлона" - его орбитального блока при отправке к Луне - тот весил 28...30т. Странно...
А вот интересно - у Луны в новом варианте будет тормозить ОК или ЛМ? Может, ЛМ? Тогда всё было бы понятно... И какое топливо полагается в ОК? Насовцы, кажись, на метан замахнулись? Тогда тоже всё было бы понятно...
Странно и другое: зачем проектировать новую ракету на 25т полезной нагрузки, когда у вас есть "тяжелая" Дельта-4Н!? Получилось так: в силу стечения неких обстоятельств, а также после того, как автор этих строк написал ряд критических заметок в адрес "тяжелой" Дельты - ту как ветром сдуло с рынка пусковых услуг. Нет, ну зачем же так жестоко? Я всего лишь говорил а-ля Задорнов, что я не понимаю...
Вот... Интересно, пуск "Дельты-4" (в моноблочном варианте), вроде, на днях будет, пуск "Д-4-Н" - через несколько месяцев... Кстати, "Союза" и "Протона", наверное, тоже нет (о чём я всегда говорил) - зачем бы иначе "Ангару" заявлять и делать?
Только помнится, когда-то давно, когда деревья были большими, была у вас ракета почти точь-в-точь как требуется сейчас - Сатурн-1Б. И САС там был. И корабль - похожий. Только отлеталось оно ровно тридцать лет назад - в 1975г.
Ну, почти точь-в-точь. Всего лишь в полтора раза меньше. Интересно, зачем пользовать "Протон", если есть "Зенит" - почти точь-в-точь такая же ракета?
А теперь держитесь за спинки стульев - американцы теперь будут лететь на Луну по двухпусковой схеме - то есть за один раз одной ракетой они не могут отправить на орбиту весь нужный груз. Только двумя! А как же фон Браун мог? А как же Сатурн-5 одним рывком поднимал? Вопросы, вопросы...
Я ж говорю: держитесь за спинки стульев! "Энергия" предложила схему туристического облёта Луны. По двухпусковой схеме! Т. е. за один раз одной ракетой они не могут отправить на орбиту весь нужный груз. Только двумя! А как же Мишин мог? А как же "Протон" одним рывком поднимал "Зонды"? Не было никаких "Зондов", я вас уверяю! И "Протонов" не было.
Так вот - наследники фон Брауна делают еще и вторую ракету. Она может выводить на орбиту всего 106т двумя ступенями, или 125т объект, состоящий из третьей - разгонной ступени, и лунного посадочного модуля. Это тем более занятно, что Сатурн-5 мог выводить на орбиту (якобы) объекты весом до 140т. Секрет утерян и повторить не могут!
Наследники Мишина и Глушко делают всякие "Ангары", причём более, чем на 25 тонн, не покушаются. Это занятно, ведь Н1 и "Энергия" могли выводить на орбиту (якобы) объекты весом порядка 100 т. Секрет утерян и повторить не могут!
Тут странно вот еще что: тридцать пят лет назад мы со скрипом, в корабле на соплях из конфетной фольги, еле-еле отправили к Луне трех джентльменов удачи (имея орбитальный объект перед разгоном к Луне ~140т) а теперь отправляем супер-пупер корабль в три раза большего объема, да еще и четверых на неделю - а масса то того - изменилась аж на 7%...
Ну, не понимает Прохожий, на сколько УИ метана отличается от УИ аэрозина, и как это сказывается на массе...
Затем идут разглагольствования про проблему хранения жидкого метана... Скушно...
Потом Прохожий переходит к "главному":
Теперь главное, то - ради чего писалась статья. Даже и не знаю как сказать... Одним словом дело в том, что все это липа. Туфта. Очковтирательство. Обман.
Ну и как же он переходит? К главному? А вот как:
Пусть у нас посадочная ступень таки на "водороде" и удельный импульс равен лучшим водородным двигателям ~4400м/с. Запас идеальной скорости для посадки с орбиты ИСЛ на поверхность Луны за тридцать пять лет изменится не мог~2100м/с. Тогда отношение масс легко находится: M1/M2=exp(V/I)~1,6 или начальная масса перед торможением ~34т. Таков начальный вес лунного посадочного модуля.
Ну? Кто подскажет бедному Прохожему, каков на самом деле необходимый запас ХС для посадки с ИСЛ на поверхность?!
С другой стороны - у нас масса объекта на орбите Земли ~150т. Нам нужно прирастить 3200м/с для отлета к Луне. При этом двигатели J-2S хорошо известны - их удельный импульс УИ~4200м/с. Тогда вес отправляемый к Луне от Земли: 150/exp(3200/4200) = ~70т. Напомню, что в проекте "Аполлон" легко одной ракетой отправляли к Луне ~63т.
Теперь, эти 70т состоят из: пилотируемый орбитальный корабль ~25т; посадочный лунный модуль и пустая разгонная ступень с остатками топлива. В прошлый раз НАСА нас уверяло, что ступень S-IVB весила ~16т + 3...4т остатки топлива. Вряд ли она полегчала за эти годы, к тому же добавили еще один J-2S - как никак лишний вес. Поэтому справедливая оценка остаточного веса ступени будет ~20т. Значит вес корабля + посадочный лунник = всего 50т!!! Что на целых три тонны больше, чем скажем (якобы) в полете Аполлон-15: там было 47т.
Подлетая к Луне, нам нужно приложить импульс ~1000м/с чтобы выйти на орбиту ИСЛ. Тормозим "метановым" двигателем основного корабля. Его УИ вряд ли будет лучше ~3700м/с. Тогда масса на орбите ИСЛ ~50/exp(1000/3700)= ~38т.
Что же это получается??? Посадочный лунный модуль должен весить никак не меньше 34т. А общий вес системы на орбите ИСЛ - аж 38т. Это значит, что пилотируемый корабль в составе: спускаемый аппарат, топливно-двигательный отсек, топливо на обратную дорогу - все вместе весит аж 4 тонны! Полная чепуха! У НАСА как всегда цифры не сходятся, не стыкуются...
Как всегда - куча предположений вместо знания фактов, построения на этих предположениях каких-то воздушных замков - и вывод в конце: "липа. Туфта. Очковтирательство. Обман". Тоска... А вдруг там не S-IVB (а ведь там точно не она), а другая какая? А вдруг тормозим у Луны не метановым движком ОК, а водородным ЛМ? И тормозить там надо, опять-таки, ок. 800 - 900 м/с, а никак не 1000... Скукотищщща....
Есть где-нибудь насовская версия предполагаемых развесовок и более подробная схема полёта?
инфо
инструменты
Удалён дубль
Это сообщение редактировалось 28.09.2005 в 13:47
Тут глюк какой-то - не вижу постов, после 1-го на этой странице. Вообще. Знаю, что послал дубль (Tico подсказал), но не могу его исправить, т. к. не вижу ничего. Когда всё наладится, сотру и дубль, и тесты. А пока могу видеть посты на этой странице через з...у - выбирая авторов и глядя на их последние сообщения. Похоже, глюк именно на стороне сервера, причём какой-то избирательный на Таллин: во всяком случае, проблему я увидел у себя с домашнего компа, а в университете - то же самое. Значит, это не кэш...
...Ага! В "линейном" режиме посты вижу. Ну ладно, пусть хоть так...
Похоже, глюк именно на стороне сервера, причём какой-то избирательный на Таллин: во всяком случае, проблему я увидел у себя с домашнего компа, а в университете - то же самое. Значит, это не кэш......Ага! В "линейном" режиме посты вижу. Ну ладно, пусть хоть так...
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+> Кстати, пр А-9 они уже в некоторых местах ВРУТ, что он не 22 тонн был, а 26.8 Apollo 9: Information from Answers.com
аФон+>
аФон+> Вот тут истинный вес А-9 дан
аФон+>
аФон+>
аФон, то, что ты приводишь - это данные не с насовских сайтов, а потому к НАСА могут не иметь отношения. Вейд - тот вообще сплошь и рядом лажает. Возьми насовскую книжку, выпущенную за насовские деньги и лежащую на насовском сайте. Вот страница: Ground Ignition Weights . Видишь - для А-9 корабль, ЛМ, адаптер и САС весили 104 тыс. фунтов. Без адаптера и САС - 91 тыс. фунтов. Это 41 тонна. Такова официальная версия НАСА.
аФон+>
CSM 26,801 kg;
аФон+> LM 14,575 kg
аФон+> Вот тут истинный вес А-9 дан
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+>
КОРОЧЕ, ВРАТЬ и ПУТАТЬСЯ В ПОКАЗАНИЯХ ПРО ПН САТУРНА начали уже в А-9
[»]аФон, то, что ты приводишь - это данные не с насовских сайтов, а потому к НАСА могут не иметь отношения. Вейд - тот вообще сплошь и рядом лажает. Возьми насовскую книжку, выпущенную за насовские деньги и лежащую на насовском сайте. Вот страница: Ground Ignition Weights . Видишь - для А-9 корабль, ЛМ, адаптер и САС весили 104 тыс. фунтов. Без адаптера и САС - 91 тыс. фунтов. Это 41 тонна. Такова официальная версия НАСА.
7-40>> Это 41 тонна. Такова официальная версия НАСА.
аФон+> Задним числом подчистили, сволочи.
аФон+> Ракетостроение и Вэйд дают 36.5 тонн [»]
Чёрт знает. Почему-то у Шунейко корабль слишком лёгкий, 22 тонны. Но у насовцев везде - почти 27 тонн, так что верить бум насовцам. А то откуда бы Шунейко мог цифры взять?
аФон+> Задним числом подчистили, сволочи.
аФон+> Ракетостроение и Вэйд дают 36.5 тонн [»]
Чёрт знает. Почему-то у Шунейко корабль слишком лёгкий, 22 тонны. Но у насовцев везде - почти 27 тонн, так что верить бум насовцам. А то откуда бы Шунейко мог цифры взять?
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.
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
7-40>> Чёрт знает. Почему-то у Шунейко корабль слишком лёгкий, 22 тонны. Но у насовцев везде - почти 27 тонн, так что верить бум насовцам. А то откуда бы Шунейко мог цифры взять? [»]
Y.K.> Для полетов по околоземной орбите необязательно заправлять корабль под завязку - километры ХС ему ни к чему. Может, причина в этом? [»]
То, что Шунейко и Вейд дают одну и ту же цифру, свидетельствует о том, что они её заимствовали из какого-то одного источника. В то же время, на сайтах НАСА я всюду видел в качестве массы самого корабля именно почти 27 тонн, с ЛМ, значит, - 41 тонна. Откуда цифры у Вейда и Шунейко - вопрос. Может, в каком-то из документов опечатка была? Во всяком случае, сам же Шунейко называет одной из задач вывод на околоземную орбиту 135 тонн массы (почти как у А-11), а это соответствует именно ~27 тоннам полной массы корабля. Иначе было бы порядка 130 тонн.
Y.K.> Для полетов по околоземной орбите необязательно заправлять корабль под завязку - километры ХС ему ни к чему. Может, причина в этом? [»]
То, что Шунейко и Вейд дают одну и ту же цифру, свидетельствует о том, что они её заимствовали из какого-то одного источника. В то же время, на сайтах НАСА я всюду видел в качестве массы самого корабля именно почти 27 тонн, с ЛМ, значит, - 41 тонна. Откуда цифры у Вейда и Шунейко - вопрос. Может, в каком-то из документов опечатка была? Во всяком случае, сам же Шунейко называет одной из задач вывод на околоземную орбиту 135 тонн массы (почти как у А-11), а это соответствует именно ~27 тоннам полной массы корабля. Иначе было бы порядка 130 тонн.
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>
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
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...
Copyright © Balancer 1997..2024
Связь с владельцами и администрацией сайта: anonisimov@gmail.com, rwasp1957@yandex.ru и admin@balancer.ru.
Связь с владельцами и администрацией сайта: anonisimov@gmail.com, rwasp1957@yandex.ru и admin@balancer.ru.
