От 7-40 Ответить на сообщение
К Лучезар
Дата 20.08.2010 14:51:15 Найти в дереве
Рубрики Прочее; Россия-СССР; История; Война и мир; Версия для печати

Re: Версия 2

>>Двигатели не могут терять тягу на большой высоте САМИ. Это физически невозможно. Все ракетные двигатели на высоте тягу только приобретают, если только тягу не уменьшают специально.
>>Вы что, придумали еще какую-то бредовую теорию о том, что американцам каким-то образом удалось создать двигатель, который сам терял бы тягу с высотой, вопреки тому, как ведут себя все остальные двигатели на свете?! Вы можете объяснить хотя бы сами себе, ЗАЧЕМ они сделали такой двигатель, вместо того, чтобы сделать обычный? Потом уже расскажете, как у них это получилось...
>Я написал выше: вопреки их желания! Т.е. им не удавалось предотвратить это.

Повторяю: двигатели не могут потерять тягу САМИ, если только они не сломаются. Но при этом они теряют тягу почти полностью, и это неконтролируемый процесс.

> А потеря теги может быть, например, из-за трещин в сопло, как была такая потеря тяги корабля "Союз-33", из-за чего Николай Рукавишников и болгарский космонавт Георги Иванов не смогли стыковаться с орбитальной станции "Салют-6". Могут быть и другие причины, почему нет?

Что это за байки? У "Союза-33" двигетель не потерял тягу, он полностью отказал.
Лучезар, Вы пытаетесь скрыться за неизвестными Вам самому причинами небываемых вещей. Дескать, "произойти может, а почему, не знаю". ЖРД не може потерять бОльшую часть тяги, но при этом продолжать исправно работать. Это физически невозможно. Вы сможете привести хоть один пример, когда ЖРД потерял половину тяги, но продолжал работать?

Трещина в сопле - это вообще курям на смех. При трещине в сопле в первую очередь появится боковая составляющая тяги, которую система управления не сможет скомпенсировать, и ракета начнет неуплавляемо вращаться. Трещина в верхней части сопла приведет к вытеканию горючего и пожару, при этом тяга упадет вместе с УИ. Если у двигателя неслыханным образом отвалится сопловый насадок, то тяга упадет вместе с УИ. Поэтому никакого желаемого результата Вы не достигнете.

Вы сейчас, извините, по безграмотности загоняете себя в ту же ловушку, куда загнали себя Попов с Покровским - Вы уподобляете ракету автомобилю. Двигатель автомобиля может отчего-то потерять тягу, но продолжать работать, и машина будет ехать медленно - вот Вы и думаете, что с ракетой может произойти что-то подобное. Не может. Если двигатель потеряет тягу, то либо это случится на единицы %, и ракета продолжит почти нормальный полет, либо двигатель полностью откажет.
Покровский с Поповым тоже ведь поначалу думали, что ракета - это что-то вроде автомобиля. Им нужно было подыскать причину, почему ракета не долетела до Луны. И они по аналогии с машиной вздумали, что такое может произойти, если ракета будет лететь медленне. Самая несчастная идея. Потом они под готовое решение стали искать ответ, и теперь им уже из этого не выкарабкаться.

>>Точно те же рассуждения можно повторить, разбивая полет не на 2, а на 20, 200, бесконечное число этапов. Тогда сумма заменится интегралом.
>Хорошее доказательство! Ваша программа, надеюсь, делает такое интегрирование. Кстати идея о её написании - очень хорошая! Спасибо Вам!

Это же совершенно очевидная вещь. :) Моя программа никакого интегрирования не делает вообще, в ней просто УИ является функцией высоты, линейно падая с давлением (в грубом приближении именно так оно и есть). Так что нужное приращение скорости получается само собой. В моей программе и формулы Циолковского-то нет - простое сложение ускорений и нахождение скорости как произведение ускорения на малый шаг времени.

Кстати, Вы - самый благодарный из аполлоборцев. :)

>>Повторяю: моя программа не дает абсолютно точных результатов, ее результаты верны с точностью до процентов. Поэтому ни в коем случае нельзя полагаться на то, что она находит скорости с точностью до 10 м/с. Ошибки скорости через минуту могут быть, полагаю, даже 50 м/с. Так что нельзя использовать эту программу для установления цифр с такой точностью. Там и программа тангажа приблизительная, и аэродинамические потери очень приблизительные, и другие приближения.
>А я повысил ее точность :) Получилась версия 2 (один из смыслов заголовка сообщения :) Теперь она дает конечное значение по высоте на ~2,4% меньше значения в отчетах НАСА (возможно, из-за неучёта кривизны Земли?). А по скорости и расстояния отклонение теперь только 1% или меньше! Вот она: http://4dos.hit.bg/A11_S-IC.html (можете скопировать её на Ваш сайт, но Яндекс добавит свою рекламу и страница уже не будет отвечать стандартному HTML 4, а можете и просто дать ссылку на мою страницу, если предпочитаете).

Вы просто подставили более точные данные, я полагаю? Мне кажется, достигнутая точность - это, скорее, удачное совпадение, чем демонстрация качества алгоритма. В программе все-таки довольно много грубых упрощений.
Во-первых - программа тангажа. Я взял простую линейную вместо гравитационного разворота.
Во-вторых - падение УИ и рост тяги с высотой. Для падения УИ нужна более точная модель, а рост тяги с высотой вообще не учтен (помните таблицы в отчете?)
В-третьих - сопротивление воздуха считается слишком грубо.
Ну и шаг по времени не очень маленький.
Кстати, я не уверен, что гравитационные потери в программе считаются правильно, там может быть небольшая ошибка в формуле (не тот угол взят). Но это никак не сказывается на вычесленных скоростях и дальностях, т. к. гравпотери вычисляются постфактум просто для сравнения с известными значениями.

Так что можно думать просто, что некоторые ошибки просто взаимно скомпенсировались. Я б и ошибку в 5 % по всем параметрам не счел бы чрезмерной.

И одно замечание по Вашей версии: округляйте цифры! Семь значащих цифр выглядят нелепо. Студентов-первокурсников за это на лабораторных убивают металлической линейкой. :)

Да, и еще. Я посмотрел, Вы зачем-то внутри программы стали добиваться невероятной точности от вычисления ускорения свободного падения и радиуса Земли. Это не только бессмысленно, но и привело к одной ошибке (небольшой, кстати): эффективная скорость истечения газов Vex и УИ Isp связаны между собой формулой Isp=Vex/g0, где g0 - это нормальное ускорение свободного падения, т. е. константа, равная 9,80665 ~= 9,81. Это НЕ МЕСТНОЕ ускорение свободного падения. Оно и на Луне будет 9,81, и в космосе. :)

>>Еще недавно у Вас было "вне сомнения" 1,18. Ваши "вне сомнения" изменяются за один день. Если Вы сами так дешево цените свои "вне сомнения", то как их будут оценивать другие?
>"Dubito ergo cogito; cogito ergo sum" (Я сомневаюсь, следовательно я думаю; я думаю, следовательно я есть :) - Рене Декарт

В таком случае, может, имеет смысл избегать присущей Вам скороспелой категоричности в суждениях? Если уж Вы так быстро готовы их пересматривать?

>>Повторяю: официальное время прохода башни может не включать кран, тогда высота ок. 116 м. Кроме того, контакт подъема приходится не на 0 секунд, а на 0,3 секунды (см. документ, который Вы цитировали). Официальное время прохождения башни - ок. 10,8 сек, если вычесть 0,3 сек, то будет 10,5 сек.
>Да, на одном ролике я замерил время около 10 с

Ну вот видите. Так что это не тот случай, где нужно отчаянно биться за десятые доли секунды. Тем более, что они уже никого не спасут. ;)

>А теперь - версия 2 о ракете Сатурн-5 (второе значение заголовка :) Из ролика http://www.youtube.com/watch?v=xPXKdABiS9g видно, что А11 достигал 1 Мах (320 м/с на этой высоте) ровно на 66 сек. после подъема.

Из ролика не видно, что "ровно". Из ролика видно, что около этого момента. А 66 с видно из отчетов. :)

> Это возможно только при тяговооруженности 1,209 (это легко проверить с помощью версии 2 Вашей программы, о которой шла речь выше). Такая тяговооруженность получается из фигуры вправо вверх на стр. 5-4 отчета полета А11 ( http://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19920075301_1992075301.pdf ): 34,33 / 9,792168 / 2,899 = 1,20933531. Пока всё идеально, да?

Ну если выходит из графиков столько, значит, столько и есть. Имеет смысл исправить ускорение свободного падения на 9,81. И округлить все вычисления до 3 значащих цифр: 34,3/(9,81*2,90)=1,21. Что у Вас за страсть к бессмысленной избыточной точности? Право слово, студентов за такое бьют... :)

>Но! Есть противоречивые данные НАСА о тяге!

Опять Вы пытаетесь найти противоречия в отчетах... Ну что за наивность? :)

> Если брать числовые данные о тяге из следующей страницы (5-5) того же документа, то сумма тяги всех 5 двигателей получается 6740 + 6674 + 6725 + 6783 + 6684 = 33606 kN = 33,606 MN, а тяговооруженность получается 33,606 / 9,792168 / 2,899 = 1,18383112. Т.е. то же самое значение 1,18, которое я использовал раньше в своих расчетах... Ну так какая тяга I ступени - 34,33 или 33,606 MN?

Лучезар, второй раз: там же сказано, что цифры в таблице - для времени между 35 и 38 секундами в среднем, приведенные к уровню моря. Посмотрите на стр. 5.4. на правый верхний рисунок. Видно, что в это время расход чуть-чуть упал. Приведенный УИ остался неизменным, соответственно приведенная тяга упала.

> Но и это еще не всё! На две страницы раньше (т.е. на стр. 5-3) в том же документе тяга двигателей на старте - почти 7 MN для каждого из пяти двигателей, что означает почти 35 MN тяги для всей I ступени!

А на графике на 5-4 полная тяга 34,3, так что на каждый двигатель приходится в среднем 6,86. Знаете, напечатайте график 5-3 на бумаге формата А-3, потом измерьте тщательно линеейчкой по графику тягу каждого из двигателей и сложите. Потом мы сравним Ваш результат с погрешностью печати на бумаге и проверим. (Не знаю, это я пошутил так или Вы воспримете как рекомендацию к действию? Может, Вы захотите проделать это на компьютере?)

Все-таки изыскивать "ошибки" на грани погрешности печати графиков (может даже, построенных вручную) - это уже на грани добра и зла.

>На http://mix.msfc.nasa.gov/abstracts.php?p=1091 тяга одного двигателя дана как 1522 фунта, т.е. 6,77 MN, что для всей ступени - 33,85 MN. Это ближе всего к 33,606 MN, которых мы получили, суммируя числовых значений на стр. 5-5.

Это приведенное к уровню моря.

> Но тогда для сохранения тяговооруженности 1,209, т.е. для того, чтобы ракета смогла бы достичь 320 м/с на 66-й секунде (что бесспорно!), нам не остается ничего кроме как считать, что её масса была на 5-6% меньше декларированной!

1,21 больше 1,18 на 2,5 %, а не на 5-6 %.

> А это, думаю, означает, что у ракеты не было ни нормального корабля "Аполлон", ни лунного модуля, а следовательно не было и часть горючего последней ступени, необходимого для их вывода...

Вы пытаетесь манипулировать вырванными из контекста цифрами, чтобы не мытьем, так катанием опровергнуть "Аполлон"? Вас уже не смущает даже, что Вы подобными предположениями полностью ставите крест на теории Попова и Покровского, т. к. даже с тяговооруженностью 1,18 ракета прекрасно бы достигла почти заявленной скорости, об 1 км/с даже речи нет?

Лучезар, если б тяга оказалась на 2,5 % меньше нужной, то ничего страшного бы не случилось. Двигатели проработали бы чуть-чуть подольше (пониженная тяга означала бы уменьшенный расход и сохранение к 162-й секунде некоторого запаса топлива), выработали бы все топливо, и ничего бы не изменилось. В худшем случае пришлось бы долить еще несколько десятков тонн топлива, и то вряд ли.

> Американцы прекрасно знали, что у них нет ни хорошего корабля, ни испытанного лунного модуля, так зачем рисковать жизнью астронавтов? Устроили грандиозное шоу, какое только они умеют делать, и всё! Вот моя версия 2!

Если Вы выступаете с версией № 2, то давайте публично отрекитесь от версии Попова и Покровского. Нельзя сидеть на двух стульях. :)