Форум С.Кара-Мурзы : Ветка : C.Покровский Уточненная оценка скорости Сатурна-5

От	Дмитрий Кропотов
К	Администрация (Дмитрий Кропотов)
Дата	11.08.2008 09:14:06
Рубрики	Прочее; Крах СССР; Манипуляция;

C.Покровский Уточненная оценка скорости Сатурна-5

Привет!
С.Г.Покровским выложена в копилку новая статья на тему определения скорости Сатурна-5
"Уточненная оценка скорости Сатурна-5"

http://www.vif2ne.ru/nvz/forum/files/Pokrovsky_stanislav/(080809191307)_Saturn-5-NEW.doc

Ждем развернутой критики новой работы от уважаемого участника vld.

Для удобства, также в копилку выложена предыдущая статья, написанная ранее и опубликованная в журнале, см.
С.Г. Покровский. Попасть на Луну американцы не могли // Актуальные проблемы современной науки. 2007. № 5, с.152-166.

http://www.vif2ne.ru/nvz/forum/files/Pokrovsky_stanislav/(080809191119)_Saturn-5.doc

Дмитрий Кропотов, www.avn-chel.nm.ru

От	brief
К	Дмитрий Кропотов (11.08.2008 09:14:06)
Дата	28.08.2008 19:20:31

про углы косого скачка

В первой статье утверждается, что на фото 7.

[8K]

изображен косой скачок уплотнения теория которых хорошо разработана.

1. Заметно, что двигатели уже работают и согласно статье этот 'косой скачок' очень скоро преобразится в плоский, предположительно раскрывшись при этом как зонтик. Почему бы тогда не предположить, что на этом кадре 'зонтик' уже находится в процессе раскрывания и, следовательно, демонстрирует больший угол нежели предсказывает хорошо проработанная теория?

2. Погрешности. Измерив углы, образованные линиями на кадре я получил вместо обозначенных 52 и 20 градусов скорее 49.5 и 21. Что приводит к половине угла косого скачка уплотнения ~21.5 градуса вместо 'не менее 22.5' в статье. Какова погрешность измерения? Нельзя ли выложить фото без нанесенных на нем линий? Согласно приведенной номограмме от скорости, скажем 5 Махов Сатурн отделяет всего пара-тройка градусов, поэтому даже небольшая погрешность весьма существенна.

3. Еще про измерения
Угол скачка в статье дополнительно измеряется по следующим кадрам (№ 192,207,213,214):

[11K]

на которых он обозначается от 66 до 68 градусов
Вот части кадров № 192,214,216, увеличенные, развернутые и раскрашенные в разные цвета :)

[20K]

Без измерений заметно, что различия куда больше 2 градусов.
Навскидку измерил 70-75 на первом и 45 градусов на двух следующих.
Учитывая "Из сопоставления видимых на кинокадрах длины и диаметра ракеты получена величина искажения тангенса угла, составляющая 0.65-0.75" для 45 градусов и 0.65 получаем пол-угла 15 градусов и скорость ~10 Махов...

4. Впрочем 10 Махов это по первой статье. Во второй объясняется, что угол отклонения потока на самом деле 6 градусов. "Между обтекателем командного модуля Аполлона-11 и началом цилиндрической второй ступени образуется «заштукатуренная» пограничным слоем неровность, работающая в потоке как цилиндр с углом полураствора 6 градусов. "Откуда такая цифра?? Длина 3 ступени вместе с иглой отнесенная к ширине второй? Хотя бы без иглы надо взять - получится ~8. И потом там же сложная поверхность - такой метод для нее слишком примитивен. По фотографии незаметно что скачок абсолютно прямой, а не загибающийся (правда, линии мешают). Плюс там уже есть работающие двигатели, которые легко 'разогнут' его обратно. В общем про заштукатуренный цилиндр с углом полураствора 6 градусов как-то неубедительно.

От	Pokrovsky~stanislav
К	brief (28.08.2008 19:20:31)
Дата	29.08.2008 13:56:42

Re: про углы...

>В первой статье утверждается, что на фото 7.
>
>[8K]

>изображен косой скачок уплотнения теория которых хорошо разработана.

>1. Заметно, что двигатели уже работают и согласно статье этот 'косой скачок' очень скоро преобразится в плоский, предположительно раскрывшись при этом как зонтик. Почему бы тогда не предположить, что на этом кадре 'зонтик' уже находится в процессе раскрывания и, следовательно, демонстрирует больший угол нежели предсказывает хорошо проработанная теория?

Грубая ошибка оценки полетного момента. Срабатывание РДТТ по графику полета и по киносъемке происходит после выключения маршевых двигателей Ф-1, - если о них речь.
Если речь о самих РДТТ, то кадр имеет четкие аналоги среди кадров киносъемки. И относится ко времени после выключения РДТТ и серьезного торможения фронта облака. Кадры 214, 215 ролика(см. первую статью "Попасть на луну американцы не могли" с раскадровкой)

Сам тезис о возможности плавного перехода из состояния с косым скачком уплотнения в состояние с прямым скачком уплотнения через промежуточные состояния с аналогами косого скачка, но только при бОльших углах, - является совершенно безосновательным с точки зрения теории.
От противного. Пусть возможно существование каких-либо конфигураций струй газов, которые случайным образом смогли бы так распределиться по длине косого скачка, что могли бы синхронно и сохраняя линейность границы перемещать этот скачок, увеличивая тем самым его угол. Но это означало бы, что на увеличению расстояния от РДТТ соответствует и увеличение давления газов от того же самого источника. Т.е. газы не расширяются, а наоборот концентрируются. Физических причин для этого нет. Предположение не верно.

А как происходит это на практике, мной показано во второй статье. В тех местах скачка уплотнения(независимо, косого или прямого), где УВ догнало дополнительное возмущение, - возникает новый очаг развития "взрыва" - локальный. Возникает прорыв. Именно благодаря таким прорывам и образуется видимая хорошо на виде сзади конфигурация звезды из протуберанцев. Которые в конечном итоге соединяются около оси ракеты в общий фронт. Место прорыва фронта косого скачка - с весьма неплохой точностью соответствует точке касания сферы с центром на РДТТ и конуса косого скачка. По ролику для А-11 это может быть просто проверено с учетом коэффициента искажения размеров вдоль и поперек движения 1.57.

>2. Погрешности. Измерив углы, образованные линиями на кадре я получил вместо обозначенных 52 и 20 градусов скорее 49.5 и 21. Что приводит к половине угла косого скачка уплотнения ~21.5 градуса вместо 'не менее 22.5' в статье. Какова погрешность измерения? Нельзя ли выложить фото без нанесенных на нем линий? Согласно приведенной номограмме от скорости, скажем 5 Махов Сатурн отделяет всего пара-тройка градусов, поэтому даже небольшая погрешность весьма существенна.

Выложил:

[103K]

>3. Еще про измерения
>Угол скачка в статье дополнительно измеряется по следующим кадрам (№ 192,207,213,214):
>
>[11K]

>на которых он обозначается от 66 до 68 градусов
>Вот части кадров № 192,214,216, увеличенные, развернутые и раскрашенные в разные цвета :)
>
>[20K]

>Без измерений заметно, что различия куда больше 2 градусов.
>Навскидку измерил 70-75 на первом и 45 градусов на двух следующих.
>Учитывая "Из сопоставления видимых на кинокадрах длины и диаметра ракеты получена величина искажения тангенса угла, составляющая 0.65-0.75" для 45 градусов и 0.65 получаем пол-угла 15 градусов и скорость ~10 Махов...

Боюсь, что у Вас что-то с процедурой. В частности это могут быть ошибки многократных преобразований. Я брал кадры непосредственно из ролика, размещал их без каких-либо редукций в CorelDraw - и средствами программы измерял углы. После этого уже демонстрационную картинку превращал в имеющий малый объем jpg файл, уменьшив картинку еще и в размере.
Вы пользуетесь этими файлами. И, вероятно, отсюда расхождения.
Постараюсь в ближайшее время(завтра-послезавтра) выложить исходные файлы, чтобы Вы работали именно с ними, а не с редуцированными. Сейчас - просто некогда. Отвечаю буквально на бегу.

>4. Впрочем 10 Махов это по первой статье. Во второй объясняется, что угол отклонения потока на самом деле 6 градусов. "Между обтекателем командного модуля Аполлона-11 и началом цилиндрической второй ступени образуется «заштукатуренная» пограничным слоем неровность, работающая в потоке как цилиндр с углом полураствора 6 градусов. "Откуда такая цифра?? Длина 3 ступени вместе с иглой отнесенная к ширине второй? Хотя бы без иглы надо взять - получится ~8. И потом там же сложная поверхность - такой метод для нее слишком примитивен. По фотографии незаметно что скачок абсолютно прямой, а не загибающийся (правда, линии мешают). Плюс там уже есть работающие двигатели, которые легко 'разогнут' его обратно. В общем про заштукатуренный цилиндр с углом полураствора 6 градусов как-то неубедительно.

Угол 6 градусов получен просто измерением угла программными средствами по картинке ракеты на стартовой площадке. Просто и бесхитростно. Сама картинка с измеренным углом:

[102K]

От	brief
К	Pokrovsky~stanislav (29.08.2008 13:56:42)
Дата	29.08.2008 18:08:02

Re: про углы...

>>1. Заметно, что двигатели уже работают и согласно статье этот 'косой скачок' очень скоро преобразится в плоский, предположительно раскрывшись при этом как зонтик. Почему бы тогда не предположить, что на этом кадре 'зонтик' уже находится в процессе раскрывания и, следовательно, демонстрирует больший угол нежели предсказывает хорошо проработанная теория?
>
>Грубая ошибка оценки полетного момента. Срабатывание РДТТ по графику полета и по киносъемке происходит после выключения маршевых двигателей Ф-1, - если о них речь.
>Если речь о самих РДТТ, то кадр имеет четкие аналоги среди кадров киносъемки. И относится ко времени после выключения РДТТ и серьезного торможения фронта облака. Кадры 214, 215 ролика(см. первую статью "Попасть на луну американцы не могли" с раскадровкой)

Да, речь о самих РДТТ. С моментом ошибся. Вношу поправку ... 'зонтик' ~~уже~~ еще находится в процессе ~~раскрывания~~ закрывания и, следовательно, демонстрирует больший угол ...

>Сам тезис о возможности плавного перехода из состояния с косым скачком уплотнения в состояние с прямым скачком уплотнения через промежуточные состояния с аналогами косого скачка, но только при бОльших углах, - является совершенно безосновательным с точки зрения теории.

Зато хорошо иллюстрируется на практике.
Рассмотрим часть фото

[20K]

Заметно, что при приближении к более плотной области дымов (2) скачок изменяет угол. Область дымов (1) также обладает более плотная по сравнению с (0) стало быть также способна развернуть скачок. На сколько именно - зависит от плотности.

Если взять за основу косой скачок с декорирующими дымами внутри и понемногу увеличивать их плотность то дымы от чисто декорирующих функций рано или поздно перейдут к роли самостоятельного источника возмущений увеличивая тем самым угол отклонения потока и следовательно угол косого скачка.

Здесь речь не о сильных струях РДТТ, а скорее о давлении декорирующих дымов в конусе по сравнению с 'забортным', впрочем струи РДТТ ничуть не помешают. Вот еще пример.

[116K]

Аналогии: область (2) - плотная струя РДТТ (1) - менее плотная область дымов (0) - весьма разреженный воздух, который сам по себе образовал бы куда более острый клин.

>От противного. Пусть возможно существование каких-либо конфигураций струй газов, которые случайным образом смогли бы так распределиться по длине косого скачка, что могли бы синхронно и сохраняя линейность границы перемещать этот скачок, увеличивая тем самым его угол. Но это означало бы, что на увеличению расстояния от РДТТ соответствует и увеличение давления газов от того же самого источника. Т.е. газы не расширяются, а наоборот концентрируются. Физических причин для этого нет. Предположение не верно.

>А как происходит это на практике, мной показано во второй статье. В тех местах скачка уплотнения(независимо, косого или прямого), где УВ догнало дополнительное возмущение, - возникает новый очаг развития "взрыва" - локальный. Возникает прорыв. Именно благодаря таким прорывам и образуется видимая хорошо на виде сзади конфигурация звезды из протуберанцев. Которые в конечном итоге соединяются около оси ракеты в общий фронт. Место прорыва фронта косого скачка - с весьма неплохой точностью соответствует точке касания сферы с центром на РДТТ и конуса косого скачка. По ролику для А-11 это может быть просто проверено с учетом коэффициента искажения размеров вдоль и поперек движения 1.57.

>>2. Погрешности. Измерив углы, образованные линиями на кадре я получил вместо обозначенных 52 и 20 градусов скорее 49.5 и 21. Что приводит к половине угла косого скачка уплотнения ~21.5 градуса вместо 'не менее 22.5' в статье. Какова погрешность измерения? Нельзя ли выложить фото без нанесенных на нем линий? Согласно приведенной номограмме от скорости, скажем 5 Махов Сатурн отделяет всего пара-тройка градусов, поэтому даже небольшая погрешность весьма существенна.
>
>Выложил:
>[103K]

Спасибо.

>>3. Еще про измерения
>>Угол скачка в статье дополнительно измеряется по следующим кадрам (№ 192,207,213,214):
>>
>>[11K]
>
>>на которых он обозначается от 66 до 68 градусов
>>Вот части кадров № 192,214,216, увеличенные, развернутые и раскрашенные в разные цвета :)
>>
>>[20K]
>
>>Без измерений заметно, что различия куда больше 2 градусов.
>>Навскидку измерил 70-75 на первом и 45 градусов на двух следующих.
>>Учитывая "Из сопоставления видимых на кинокадрах длины и диаметра ракеты получена величина искажения тангенса угла, составляющая 0.65-0.75" для 45 градусов и 0.65 получаем пол-угла 15 градусов и скорость ~10 Махов...
>
>Боюсь, что у Вас что-то с процедурой. В частности это могут быть ошибки многократных преобразований. Я брал кадры непосредственно из ролика, размещал их без каких-либо редукций в CorelDraw - и средствами программы измерял углы. После этого уже демонстрационную картинку превращал в имеющий малый объем jpg файл, уменьшив картинку еще и в размере.
>Вы пользуетесь этими файлами. И, вероятно, отсюда расхождения.
>Постараюсь в ближайшее время(завтра-послезавтра) выложить исходные файлы, чтобы Вы работали именно с ними, а не с редуцированными. Сейчас - просто некогда. Отвечаю буквально на бегу.

Нет, пользовался оригинальным роликом. Приведу пример поподробнее.

[32K]

>>4. Впрочем 10 Махов это по первой статье. Во второй объясняется, что угол отклонения потока на самом деле 6 градусов. "Между обтекателем командного модуля Аполлона-11 и началом цилиндрической второй ступени образуется «заштукатуренная» пограничным слоем неровность, работающая в потоке как цилиндр с углом полураствора 6 градусов. "Откуда такая цифра?? Длина 3 ступени вместе с иглой отнесенная к ширине второй? Хотя бы без иглы надо взять - получится ~8. И потом там же сложная поверхность - такой метод для нее слишком примитивен. По фотографии незаметно что скачок абсолютно прямой, а не загибающийся (правда, линии мешают). Плюс там уже есть работающие двигатели, которые легко 'разогнут' его обратно. В общем про заштукатуренный цилиндр с углом полураствора 6 градусов как-то неубедительно.
>
>Угол 6 градусов получен просто измерением угла программными средствами по картинке ракеты на стартовой площадке. Просто и бесхитростно. Сама картинка с измеренным углом:
>[102K]
Понятно. Также можно обратиться например к http://galspace.spb.ru/index100.html (Ракетно-космическая система «Сатурн-5-Аполлон»: схема строения и размеры) и получить этот угол как atan((10.1-3.9)/2/(25+0.9+17.8-10))*180/pi = 5.3 градуса.
Однако почему вершина угла на крае командного отсека, а не на верхушке - разве КМ с углом отклонения 30(!) градусов не влияет на формирование линий потока? С учетом этого будет 8.5 градуса. Кроме того, неровности могут удачно заштукатуриться, а могут и неудачно, ухудшив аэродинамику и увеличив угол эквивалентного конуса. Вообще, если все неровности можно всегда считать заштукатуренными нет нужды в аэродинамических трубах и моделирующих программах. А поскольку аэродинамические трубы существуют, значит не все так примитивно. Тем более в статье выполняется оценка сверху, а, значит, брать нужно с запасом на подобные неприятности - градусов 10. 6(5.3!) градусов выглядит скорее оценкой снизу - меньше намерить уже нельзя.

От	Pokrovsky~stanislav
К	brief (29.08.2008 18:08:02)
Дата	30.08.2008 00:41:12

Re: про углы...

>Да, речь о самих РДТТ. С моментом ошибся. Вношу поправку ... 'зонтик' ~~уже~~ еще находится в процессе ~~раскрывания~~ закрывания и, следовательно, демонстрирует больший угол ...

Но время работы РДТТ тоже уже вышло. В течение 4-5 кадров перед этим моментом облако дымов, опережавших ракету только отстает и совершает медленные эволюции формы. Т.е. это облако уже никакими струями сзади не поддавливается.

>Зато хорошо иллюстрируется на практике.
>Рассмотрим часть фото
>
>[20K]

>Заметно, что при приближении к более плотной области дымов (2) скачок изменяет угол. Область дымов (1) также обладает более плотная по сравнению с (0) стало быть также способна развернуть скачок. На сколько именно - зависит от плотности.

Здесь тоже ошибка понимания происходящего. К концу срабатывания РДТТ уже запускаются двигатели второй ступени. Хорошо ли, плохо ли они работают(создают ли серьезную тягу) - это другой вопрос. Главное - в торец цилиндра первой ступени с близкого расстояния ударяет струя газов двигателей второй ступени. Перед первой ступенью формируется прямой скачок уплотнения. Здесь газы очень сильно сжаты по сравнению с окружающими. И газ из этой "пробки" перед первой ступенью - растекается в радиальном направлении. Понятно, со скоростью масштаба скорости звука в этой пробке. По отношению к окружающей среде - с существенно сверхзвуковой скоростью. Образуется новый скачок уплотнения, движущийся за второй ступенью и пересекающий ее косой скачок там, где мы это видим.
Растекание вбок облегчено в зоне горячего(разогретого при прохождении косого скачка) медленно отстающего воздуха за косым скачком уплотнения. Расширение здесь практически перпендикулярно телу ракеты.
После прорыва косого скачка струя начинает сталкиваться с невозмущенным воздухом, отдавать ей свой импульс в направлении движения ракеты, - и быстро тормозится. Поэтому происходит достаточно резкий изгиб скачка назад.

Вот такая картинка.
Косой скачок не преломился, а был пересечен прямым от расходящихся вбок струй газов второй ступени.

Несколько иное положение около иглы. Там мы видим угол границы светящейся области достаточно острым - гораздо острее, чем необходимо для обтекания обтекателя командного модуля. Мы знаем, что там, в неровности между началом иглы и обтекателем командного модуля Аполлона - есть малоподвижный пограничный слой, который должен достаточно продолжительное время удерживать в себе дымовые частицы. Вот эти не рассосавшиеся из указанного промежутка дымовые частицы мы и видим. По мере их вытягивания потоком из пространства около иглы, игла будет выглядеть все более и более тонкой. Понятно, что все это происходит в масштабе времени двух-трех кадров - порядка 0.1 секунды.

Таким образом рассуждения о плотности дымов оказываются совершенно не связанными с углами скачков уплотнения как вблизи иглы, так и вдали. Добавлю, что сами рассуждения о том что повышенная плотность дымов может влиять на движение больших воздушных масс - в нашем случае некорректно. Просто по фразеологии. Влиять могут декорированные дымами более плотные струи газов или сжатого воздуха. Сама же видимая плотность дымов - есть понятие сугубо оптическое. Суммарное сечение частиц в видимом нами слое. Боковые фрагменты переднего фронта облака, по которым мы в первой статье определяли скорость, в момент, запечателеный камерой, летят вперед еще со скоростью несколько сот метров в секунду. И при этом довольно прозрачны. Хотя воздух, окружающий их, серьезно сжат. А давно затормозившиеся дымы сзади этих фрагментов -выглядят заметно плотнее. Просто более толстый слой, рассеивающий свет. Да и частиц побольше. остывшие пары воды конденсируются на ионах и частичках сажи.

>Если взять за основу косой скачок с декорирующими дымами внутри и понемногу увеличивать их плотность то дымы от чисто декорирующих функций рано или поздно перейдут к роли самостоятельного источника возмущений увеличивая тем самым угол отклонения потока и следовательно угол косого скачка.

Обращаю внимание. Речь идет о кадре, соответствующем отставанию облака. Бесформенная газодымовая масса уже несколько кадров отступает и уже отстала от головы ракеты на целый корпус. При этом ее скорость еще вполне сверхзвуковая.
Если дымовое облако за косым скачком уплотнения имеет такую упругость(давление), что способно изменять направление движения поступающего воздуха, то почему вдали от корпуса ракеты образующийся скачок плавным образом не перешел в скачок на фронте бесформенной части?

Вопрос риторический. Сразу даю ответ.

Посмотрите на схему формирования косого скачка на клине - там просто проще, чем на конусе. Но сути не меняет. Воздух, набегающий на скачок, имеет не изменившуюся тангенциальную(вдоль границы скачка) составляющую и несколько уменьшенную нормальную к скачку составляющую. Если бы упругость дымов повлияла на формирование угла конуса, то в любом случае дымы были бы немедленно оттеснены от скачка назад. И скачок мы просто не увидели бы. Во всяком случае граница дымов быстро сдвигалась бы к хвосту ракеты, постоянно меняя конфигурацию.

Видимый скачок объясняется тем, что из малоподвижного, находящегося в равновесии с обтекающим потоком пограничного слоя, как из источника понемножку, по мере обмена воздухом между потоком и пограничным слоем, вытягиваются дымовые частицы - и огромной тангенциальной составляющей потока развозятся вдоль скачка.

Дальнейшее тоже попадает под разбор.

>Которые в конечном итоге соединяются около оси ракеты в общий фронт. Место прорыва фронта косого скачка - с весьма неплохой точностью соответствует точке касания сферы с центром на РДТТ и конуса косого скачка.

Вот здесь я поправлю самого себе. Второпях днем сглотнул часть фразы.
С центром, подразумевается, не на тормозных РДТТ, а на РДТТ осадки топлива второй ступени.
В момент начала работы РДТТ первой ступени, РДТТ осадки топлива еще работают. Струи сталкиваются. И из этого места расходится приблизительно сферический в системе ракеты взрыв, который и прорывает в 8 точках косой скачок уплотнения.

>Нет, пользовался оригинальным роликом. Приведу пример поподробнее.
>
>[32K]

На этом конкретном кадре 45 градусов получились ввиду ошибки. Если рассмотрите внимательно, то увидите, что происходит изгиб. Конус начинается не на кончике ракеты, а чуть дальше. Покраничный слой около иглы еще не очистился от дымов и выглядит достаточно солидно. А потому провоцирует ошибку.

Покажите еще кадр с 70-75 градусами.
Я тоже поначалу получал разные углы, но потом в каждом случае разбирался, что приводит к кажущемуся искажению.

>Понятно. Также можно обратиться например к http://galspace.spb.ru/index100.html (Ракетно-космическая система «Сатурн-5-Аполлон»: схема строения и размеры) и получить этот угол как atan((10.1-3.9)/2/(25+0.9+17.8-10))*180/pi = 5.3 градуса.

>Однако почему вершина угла на крае командного отсека, а не на верхушке - разве КМ с углом отклонения 30(!) градусов не влияет на формирование линий потока?

Влияет, но только на начало. И только с учетом имеющегося перед ним пограничного слоя.
Почему только на начало? - те же самые рассуждения, что и во второй статье. Иначе пограничному слою вблизи ракеты пришлось бы уходить слишком далеко от корпуса. Или образуется огромное пространство, в которое почему-то не желает отклоняться воздух.

>Кроме того, неровности могут удачно заштукатуриться, а могут и неудачно, ухудшив аэродинамику и увеличив угол эквивалентного конуса. Вообще, если все неровности можно всегда считать заштукатуренными нет нужды в аэродинамических трубах и моделирующих программах. А поскольку аэродинамические трубы существуют, значит не все так примитивно. Тем более в статье выполняется оценка сверху, а, значит, брать нужно с запасом на подобные неприятности - градусов 10. 6(5.3!) градусов выглядит скорее оценкой снизу - меньше намерить уже нельзя.

Ну Вы же сами увидели. Можно было намерить 5.3 градуса.
Относительно аэродинамических труб. Конечно же все не так примитивно.
Более того, в моих рассуждениях есть скрытый, но очень важный момент. Если аэродинамические трубы существуют, если ракета прошла через обкатку аэродинамики в трубе, то ее поверхность обтекания с учетом работающего пограничного слоя, должна сглаживать все основные выступы.

Дальнейшие, опять-таки скрытые, рассуждения. Игла предназначается для рассекания набегающего потока. И тем самым снимает лишнюю нагрузку с обтекателя командного модуля. И именно поэтому он со своими ЗВЕРСКИ большими градусами почти не участвует в формировании потока. Его практически выключила из этого процесса игла. Иначе мы бы имели на этом обтекателе не косой, а прямой скачок уплотнения, который ракета толкала бы перед собой.
В реальности же этот обтекатель имеет перед собой пограничный слой от вершины иглы. Маленький по размеру прямой скачок уплотнения на вершине иглы - растекается в стороны, и тормозясь, формирует параболу, вдоль которой и отклоняется набегающий на командный модуль поток. И по ходу движения приобретает направление по отношению к ракете - такое же, как у основного потока, т.е. - в лоб. Не приведи господь, чтобы наперекосяк - возникнут совершенно ненужные турбулентности, которые будут серьезно тормозить ракету.

Ну и еще мелочь.
Я уже не первый раз слышу: "Неужто так просто?" - Типа, не может быть так просто.

На самом деле очень НЕ ПРОСТО. Простыми, логически связными, представимыми в простых образах - оказываются конечные решения.

Потому что это не зазубренный параграф из учебника. Это результат долгого пути.
Я не сомневаюсь в положении и свойствах пограничного слоя - потому что за свою жизнь насмотрелся теневых и интерференционных картинок. А смотрел я на них - потому как мне это нужно было для работы, для создания собственными руками своих интерференционных и теневых установок.
Понимание, почему и как возникают протуберанцы, - вы видели, уменя - на базе собственных экспериментов, вошедших в диссертацию. Но это были не эксперименты, которые назначил делать научный руководитель, а через три года аспирантуры - все уже защищено. Между первыми прикидками плана этих экспериментов в 1988 и их началом - прошло два года(правда, включавших учебу и защиту диплома). Два года щупал предмет исследования уже экспериментально - и развивал установку. Правда, при этом ездил в экспедиции. И занимался кучей других задач.
Еще через четыре(правда, совсем тяжелых, 1992-1995) года - стало доходить, что у меня на самом деле получилось. Еще через два года глубокой теоретической обработки собственного экспериментального материала -это стало главой диссертации. Окончательная редакция и защита в 1998. Итого - 10 лет.

А теперь еще полтора - работа над вопросом по ракете.
Для того, чтобы уверенно говорить о законе сохранения импульса на фронте облака, мне нужно было измерить положение протуберанцев и убедиться, что они находятся именно там, где надо. Тогда и прочие представления о фронте верны. И я сидел, высчитывал углы, рисовал фронты. Считал синусы и косинусы для скоростей... И только после этого в каше "взрыва" - появляется строгая логика, что откуда и почем.
Которая в изложении кажется вполне простой - как для первокурсников.

Простота здесь кажущаяся. Это простота и логичность конечной самосогласованной модели.

От	brief
К	Pokrovsky~stanislav (30.08.2008 00:41:12)
Дата	01.09.2008 18:49:27

Re: про заштукатуривание

>>Кроме того, неровности могут удачно заштукатуриться, а могут и неудачно, ухудшив аэродинамику и увеличив угол эквивалентного конуса. Вообще, если все неровности можно всегда считать заштукатуренными нет нужды в аэродинамических трубах и моделирующих программах. А поскольку аэродинамические трубы существуют, значит не все так примитивно. Тем более в статье выполняется оценка сверху, а, значит, брать нужно с запасом на подобные неприятности - градусов 10. 6(5.3!) градусов выглядит скорее оценкой снизу - меньше намерить уже нельзя.
>
>Ну Вы же сами увидели. Можно было намерить 5.3 градуса.
И взять 6 как верхнюю оценку?

>Относительно аэродинамических труб. Конечно же все не так примитивно.
>Более того, в моих рассуждениях есть скрытый, но очень важный момент. Если аэродинамические трубы существуют, если ракета прошла через обкатку аэродинамики в трубе, то ее поверхность обтекания с учетом работающего пограничного слоя, должна сглаживать все основные выступы.

Сатурн и со скверной аэродинамикой много не потеряет. По принципу "у носорога плохое зрение, но при его весе это не его проблемы". Достигли уровня потерь 46 м/с и хорошо. Допустим, что такой показатель достигнут с эквивалентом конуса с углом полураствора 20 градусов. Закрыв все неровности обтекателями до 6 градусов мы сведем потери почти к нулю. Однако придется все доп. конструкции уложить в ~10-15 тонн. Не получится. Значит и смысла улучшать нет.

>Дальнейшие, опять-таки скрытые, рассуждения. Игла предназначается для рассекания набегающего потока. И тем самым снимает лишнюю нагрузку с обтекателя командного модуля. И именно поэтому он со своими ЗВЕРСКИ большими градусами почти не участвует в формировании потока. Его практически выключила из этого процесса игла. Иначе мы бы имели на этом обтекателе не косой, а прямой скачок уплотнения, который ракета толкала бы перед собой.
>В реальности же этот обтекатель имеет перед собой пограничный слой от вершины иглы. Маленький по размеру прямой скачок уплотнения на вершине иглы - растекается в стороны, и тормозясь, формирует параболу, вдоль которой и отклоняется набегающий на командный модуль поток.

Игла заострена.
См. на фото

[102K]

На рис. http://galspace.spb.ru/index100.file/1.gif

Из pdf-ки ниже полураствор ~15 градусов.

Поэтому никакого заслуживающего упоминания прямого скачка там просто нет.

Она, конечно, частично снимает нагрузку, но почему бы обтекателю не участвовать хотя бы частью своих зверских градусов? Как нибудь так:

[6K]

И в дополнение. В качестве интересной информации.
По адресу http://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19640015998_1964015998.pdf
находится помеченные 64 годом результаты упомянутой обкатки аэродинамики в трубе. Помимо парочки разных конфигураций верхних ступеней испытывался в том числе простой цилиндр с конусом наверху ("System 3 consists of a cylindrical body with a conical-shaped nose."). С углом полураствора 20(!) градусов. Результаты практические одинаковые.

От	Pokrovsky~stanislav
К	brief (01.09.2008 18:49:27)
Дата	01.09.2008 22:24:07

Re: про заштукатуривание

>>Ну Вы же сами увидели. Можно было намерить 5.3 градуса.
>И взять 6 как верхнюю оценку?

Вы предлагаете опустить скорость Сатурна еще ниже? - я нне возражаю. Но - это уже сопли.
>
>Сатурн и со скверной аэродинамикой много не потеряет. По принципу "у носорога плохое зрение, но при его весе это не его проблемы". Достигли уровня потерь 46 м/с и хорошо. Допустим, что такой показатель достигнут с эквивалентом конуса с углом полураствора 20 градусов. Закрыв все неровности обтекателями до 6 градусов мы сведем потери почти к нулю. Однако придется все доп. конструкции уложить в ~10-15 тонн. Не получится. Значит и смысла улучшать нет.

Дело в том, что угол жестко связан со скоростью, а масса - никак.
Но зато при недостатке скорости - невозможна достака нужной массы.
ЛОГИКА!

От	brief
К	Pokrovsky~stanislav (30.08.2008 00:41:12)
Дата	01.09.2008 14:22:40

Про ошибки.

>>Нет, пользовался оригинальным роликом. Приведу пример поподробнее.
>>
>>

[32K]

>
>На этом конкретном кадре 45 градусов получились ввиду ошибки.
Да. Ошибка должна присутствовать. +- несколько градусов. Я написал, что 45 - навскидку. В вашем измерении ошибка ~20 градусов что куда важнее.

>Если рассмотрите внимательно, то увидите, что происходит изгиб. Конус начинается не на кончике ракеты, а чуть дальше. Покраничный слой около иглы еще не очистился от дымов и выглядит достаточно солидно. А потому провоцирует ошибку.

Стоп. Что все-таки происходит с иглой? В первой статье: "...иглы на носу ракеты, которая тонкая и, очевидно, не видна.", во второй: "... если предположить, что ракету мы видим с иглой. ... Но поскольку серьезных оснований для предположения о видимости иглы нет, - настаивать на этом не следует.", а сейчас: "слой около иглы еще не очистился от дымов и выглядит достаточно солидно."

И потом, игла тут не спасет. Смотрите как угол в 66 градусов не хочет вписываться в кадр:

[13K]

Чтобы измерить 66 градусов надо откусить треть видимой длины, т.е. не только иглу, но и Апполон с ЛМ-ом.
Здесь присутствует грубая ошибка измерения. Причем 66 градусов намерить практически негде. См линейку кадров ниже. Красный треугольник - 66 градусов.

>Покажите еще кадр с 70-75 градусами.
Пожалуйста.
1. Второй слева в линейке:

[19K]

2. Синий здесь:

[20K]

3. Общий план:

[29K]

70-75 это навскидку. Только что 72 получилось. Может и 68, не возражаю. К этому измерению претензий практически нет (лишь погрешности не указаны) - проблема в том, что угол совсем не похож на остальные.

>Я тоже поначалу получал разные углы, но потом в каждом случае разбирался, что приводит к кажущемуся искажению.
Без слов.

От	Pokrovsky~stanislav
К	brief (01.09.2008 14:22:40)
Дата	03.09.2008 01:08:37

Re: Про ошибки.

>И потом, игла тут не спасет. Смотрите как угол в 66 градусов не хочет вписываться в кадр:
>
>[13K]

Я только что этот же кадр, уже несколько раз преобразованный, пропустил через измерение угла. 66 - и вправду не вписывается. У меня получилось 67. А более острый, тоже не вписывающийся, но с другой стороны - 64-65 градусов. - Но не 57 и не 75.
64 градуса после преобразований дают НАТУРАЛЬНЫЙ угол полураствора 21.7. Сильно это исправит положение?

Про линейку кадров, на которой второй слева кадр давал 75 градусов.
Пропустил через измерение. Выше 69 градусов не получил.

Теперь вернемся к логике.
Я использую в измерениях:
1) по углу скачка - максимально четкий кадр из книги
2) для оценки искажения - наиболее повторяющийся результат оценки угла из киносъемки, понимая, что кадры - хреновые по качеству, а потому ОТДЕЛЬНОЕ измерение малозначимо.

Вы пытаетесь противопоставить этой по сути усредненной оценке - одиночные кадры, где оценка может сильно отличаться из-за субъективности восприятия положения сторон угла.

При этом за моей оценкой стоит проверенное экспериментально и теоретически обоснованное предположение, что все реализации - суть один и тот же, зависящий от скорости угол, который немного отличается от измерения к измерению - как и всякая иная физическая величина, которая всегда измеряется с ошибками.
За Вашей - предположение, что угол скачет, как ненормальный во все стороны, - в виду каких-то неясных причин. А потому никак не связан со скоростью ракеты.

Вам надо представить физическую картину ситуации, при которой какая-то причина действует на скачок уплотнения так, что конус остается конусом, но угол его меняется. И это происходит в больших объемах.
Попробуйте выложить соображения.

У Вас есть обоснование

От	brief
К	Pokrovsky~stanislav (03.09.2008 01:08:37)
Дата	03.09.2008 15:07:03

Re: Про ошибки.

Ситуация запутывается... Попробую объяснить по шагам.
Сначала, для удобства сравнения, приведу 214 кадр из более раннего ссобщения.

[32K]

>>И потом, игла тут не спасет. Смотрите как угол в 66 градусов не хочет вписываться в кадр:
>>
>>

[13K]

Илл. составлена из 2-х половинок. При создании использовались преобразования поворота, масштабирования и обрезки.
На левой - часть фото из книги используемого в вашей статье. Обозначен угол конуса показывающий положение его верхушки. Также обозначена примерная величина этого угла - 52 градуса. Такая же, как и в вашей статье.

На правой - часть 214 кадра. На котором в вашей статье обозначен угол конуса в 66 градусов.

Теперь ваше замечание.
>
>Я только что этот же кадр, уже несколько раз преобразованный, пропустил через измерение угла. 66 - и вправду не вписывается. У меня получилось 67.
>А более острый, тоже не вписывающийся, но с другой стороны - 64-65 градусов.
Итого на фото из книги, где ранее вы самостоятельно измерили 52 градуса теперь вы же измерили не менее 64-х. Объясните, пожалуйста, как это получилось.

Теперь про измерение на правой половине, где в статье вы обозначили 66 градусов.
Если на предыдущей иллюстрации невнятно, посмотрите композицию крупным планом:

[21K]

1. Общий фон - из 214 кадра. Увеличенного в 8 раз и развернутого на 9 градусов.
Линии на кадре отмечают угол 66 градусов. Мысленно дополните до треугольника, как на предыдущих иллюстрациях.
2. Под ним - часть 225 кадра. Увеличенного в 8 раз и развернутого на 9 градусов.
3. Еще ниже и в цвете - часть фото из книги. Увеличенного и развернутого, но без искажения пропорций - просто для сопоставления деталей.
Я не знаю как вы намерили 66 градусов, но
Фото, согласно http://vif2ne.ru/nvz/forum/0/co/252379.htm, "имеет четкие аналоги среди кадров киносъемки. И относится ко времени после выключения РДТТ и серьезного торможения фронта облака. Кадры 214, 215 ролика"

То есть вы измеряете один и тот же конус. Только на фото он у вас заканчивается сразу под иглой, а на кадре заканчивается внутри корпуса - где-то в ЛМ. Получив 66 градусов вы допустили грубую ошибку измерения. Видимо "субъективность восприятия положения сторон угла" работает. Причем в пользу самосогласованности.

....

>Теперь вернемся к логике.
>Я использую в измерениях:
>1) по углу скачка - максимально четкий кадр из книги
И так же по искажению.

[8K]

"А угол косого скачка уплотнения, возникающий в полете, хорошо поддается измерению по фотографии полета Аполлона-11 в точке отделения, снятой с самолета и опубликованной в книге «Full Moon»[4]. По этой же фотографии можно определить, насколько искажен угол переходника, - за счет того, что угол зрения на ракету не совсем прямой. ... Учет искажения в пределах 10-15% дает половину угла косого скачка уплотнения не менее 22.5 градусов"

В этой связи интересно - как вы измерили "20 degrees" на вот таком переходнике

[37K]

>2) для оценки искажения - наиболее повторяющийся результат оценки угла из киносъемки, понимая, что кадры - хреновые по качеству, а потому ОТДЕЛЬНОЕ измерение малозначимо.
Искажения? Нет, неправда. Искажение в статье вы учитываете так "Гораздо более существенные искажения, связанные с трехмерностью движения ракеты, возникают на киноролике. Из сопоставления видимых на кинокадрах длины и диаметра ракеты получена величина искажения тангенса угла, составляющая 0.65-0.75."
После чего приводите 4 кадра с грубыми ошибками измерений углов и убеждаете читателя, что
"Тем не менее, как видим, углы скачка уплотнения неплохо несколько раз повторяются. Учет коэффициента искажения приводит нас в тот же диапазон углов полураствора конуса 23-26 градусов."

>Вы пытаетесь противопоставить этой по сути усредненной оценке - одиночные кадры,
Одиночные? Выложена вся линейка кадров где видно что-то похожее на 'конус'. Лишь на одном из них он ~70

[21K]

, на парочке под ~90, на всех остальных гораздо острее - ближе к 45.

>где оценка может сильно отличаться из-за субъективности восприятия положения сторон угла.
Причем эту субъективность видно невооруженным взглядом.

>При этом за моей оценкой стоит проверенное экспериментально и теоретически обоснованное предположение,
За измерениями предположений стоять не должно. Углы измеряются так как они есть.
>что все реализации - суть один и тот же, зависящий от скорости угол, который немного отличается от измерения к измерению - как и всякая иная физическая величина, которая всегда измеряется с ошибками.
Отличия "одного и того же" угла видны невооруженным взглядом.
>За Вашей - предположение, что угол скачет, как ненормальный во все стороны, - в виду каких-то неясных причин. А потому никак не связан со скоростью ракеты.

>Вам надо представить физическую картину ситуации, при которой какая-то причина действует на скачок уплотнения так, что конус остается конусом, но угол его меняется. И это происходит в больших объемах.
>Попробуйте выложить соображения.
Соображения выкладываю в подветках рядом. Здесь - про ошибки измерений.

>У Вас есть обоснование

От	Pokrovsky~stanislav
К	brief (03.09.2008 15:07:03)
Дата	04.09.2008 18:04:07

Re: Про ошибки.

>Теперь про измерение на правой половине, где в статье вы обозначили 66 градусов.
>Если на предыдущей иллюстрации невнятно, посмотрите композицию крупным планом:
>
>[21K]

>1. Общий фон - из 214 кадра. Увеличенного в 8 раз и развернутого на 9 градусов.
>Линии на кадре отмечают угол 66 градусов. Мысленно дополните до треугольника, как на предыдущих иллюстрациях.
>2. Под ним - часть 225 кадра. Увеличенного в 8 раз и развернутого на 9 градусов.
>3. Еще ниже и в цвете - часть фото из книги. Увеличенного и развернутого, но без искажения пропорций - просто для сопоставления деталей.
>Я не знаю как вы намерили 66 градусов, но
>Фото, согласно http://vif2ne.ru/nvz/forum/0/co/252379.htm, "имеет четкие аналоги среди кадров киносъемки. И относится ко времени после выключения РДТТ и серьезного торможения фронта облака. Кадры 214, 215 ролика"

>То есть вы измеряете один и тот же конус. Только на фото он у вас заканчивается сразу под иглой, а на кадре заканчивается внутри корпуса - где-то в ЛМ. Получив 66 градусов вы допустили грубую ошибку измерения. Видимо "субъективность восприятия положения сторон угла" работает. Причем в пользу самосогласованности.

Обращаю внимание

Под ним - часть 225 кадра. Увеличенного в 8 раз и развернутого на 9 градусов.

Не 215-го, а 225-го!
Мелочь, однако, - почти полсекунды прошло после 214 кадра - вместо 0.04 секунды.

Вы демонстрируете уже всю головную часть ракеты со всеми ступенями, кроме первой. Около носа которой конус скачка уплотнения объективно существует, но уже давно перестал быть видимым. А дымы, которыми она заканчивается - уже от работы двигателей 2-ой ступени.

Соответственно все умозаключения, следующие из указанной подмены - должны быть дезавуированы.

От	Pokrovsky~stanislav
К	brief (03.09.2008 15:07:03)
Дата	04.09.2008 17:34:29

Re: Про ошибки.

>Теперь ваше замечание.
>>
>>Я только что этот же кадр, уже несколько раз преобразованный, пропустил через измерение угла. 66 - и вправду не вписывается. У меня получилось 67.
>>А более острый, тоже не вписывающийся, но с другой стороны - 64-65 градусов.
>Итого на фото из книги, где ранее вы самостоятельно измерили 52 градуса теперь вы же измерили не менее 64-х. Объясните, пожалуйста, как это получилось.

Я измерял только правую часть рисунка, ту, которая из 214 кадра. К фото из книги я не прикасался.

Просто У Вас угол 66 оказался туповат - и потому выглядел как неправильно измеренный. Я проверил у себя на компьютере - получилось, что даже четь более тупой угол 67 ложится лучше. А вот 64-65 градусов выглядят заметно более острыми, чем нужно.

Т.е. различия между измерительными возможностями разных компьютеров и разного программного обеспечения, похоже, есть. Но оно невелико. В пределах 1 градуса больше-меньше. Поэтому измерение угла 214 кадра из статьи - подтвердило свою достаточную корректность.

Остальное ПОКА не читаю. Сильно устал - голова отказывается воспринимать текст.

От	Pokrovsky~stanislav
К	Pokrovsky~stanislav (04.09.2008 17:34:29)
Дата	04.09.2008 18:19:37

И про чертей.

Просмотрел дальнейшее.

Дальнейшая логика опирается на вывод из только что разобранной подмены.

А именно. Подменив 225-ым кадром 215-ый, Вы решили, что теперь возможно отвергать рассуждения о высовывающейся из конуса скачка игле. И вернуться к пресловутым 45 градусам. Разбавив их "для салона" еще и ссылкой на округлое бесформенное облако с его прямыми скачками уплотнения, обозвав это конусом с углом 90 градусов.

Считаете ли Вы, у что у меня вполне достаточно оснований для предъявления обвинения в сознательной нечистоплотности игры?

Или с 225-ым кадром, на котором даже остатотков облака дымов уже нет, а потому нет и ничего общего с фото из книги, - вместо объявленного мной 215-го - Вас... гм... черт попутал?

От	brief
К	Pokrovsky~stanislav (04.09.2008 18:19:37)
Дата	05.09.2008 13:13:56

Re: И про...

Ответ на http://vif2ne.ru/nvz/forum/0/co/252909.htm :
>>Теперь ваше замечание.
>>>
>>>Я только что этот же кадр, уже несколько раз преобразованный, пропустил через измерение угла. 66 - и вправду не вписывается. У меня получилось 67.
>>>А более острый, тоже не вписывающийся, но с другой стороны - 64-65 градусов.
>>Итого на фото из книги, где ранее вы самостоятельно измерили 52 градуса теперь вы же измерили не менее 64-х. Объясните, пожалуйста, как это получилось.
>
>Я измерял только правую часть рисунка, ту, которая из 214 кадра. К фото из книги я не прикасался.

>Просто У Вас угол 66 оказался туповат - и потому выглядел как неправильно измеренный. Я проверил у себя на компьютере - получилось, что даже четь более тупой угол 67 ложится лучше. А вот 64-65 градусов выглядят заметно более острыми, чем нужно.

>Т.е. различия между измерительными возможностями разных компьютеров и разного программного обеспечения, похоже, есть. Но оно невелико. В пределах 1 градуса больше-меньше. Поэтому измерение угла 214 кадра из статьи - подтвердило свою достаточную корректность.

Нарушение логики. Величина различия между измерительными возможностями чего-либо не является обоснованием достаточной корректности измерения угла 214 кадра.

Ответ на http://vif2ne.ru/nvz/forum/0/co/252911.htm :
>>Теперь про измерение на правой половине, где в статье вы обозначили 66 градусов.
>>Если на предыдущей иллюстрации невнятно, посмотрите композицию крупным планом:
>>
>>[21K]
>
>>1. Общий фон - из 214 кадра. Увеличенного в 8 раз и развернутого на 9 градусов.
>>Линии на кадре отмечают угол 66 градусов. Мысленно дополните до треугольника, как на предыдущих иллюстрациях.
>>2. Под ним - часть 225 кадра. Увеличенного в 8 раз и развернутого на 9 градусов.
>>3. Еще ниже и в цвете - часть фото из книги. Увеличенного и развернутого, но без искажения пропорций - просто для сопоставления деталей.
>>Я не знаю как вы намерили 66 градусов, но
>>Фото, согласно http://vif2ne.ru/nvz/forum/0/co/252379.htm, "имеет четкие аналоги среди кадров киносъемки. И относится ко времени после выключения РДТТ и серьезного торможения фронта облака. Кадры 214, 215 ролика"
>
>>То есть вы измеряете один и тот же конус. Только на фото он у вас заканчивается сразу под иглой, а на кадре заканчивается внутри корпуса - где-то в ЛМ. Получив 66 градусов вы допустили грубую ошибку измерения. Видимо "субъективность восприятия положения сторон угла" работает. Причем в пользу самосогласованности.
>
>Обращаю внимание

>Под ним - часть 225 кадра. Увеличенного в 8 раз и развернутого на 9 градусов.
>

>Не 215-го, а 225-го!
Совершенно верно. 225 кадр довольно наглядно показывает всю головную часть ракеты со всеми ступенями, кроме первой. Что позволяет приблизительно определить где и какая ступень находится на 215-м. В предположении, конечно, что за десяток кадров ракета на ролике не изменила сущетсвенно свои размеры (например за счет зума).

>Мелочь, однако, - почти полсекунды прошло после 214 кадра - вместо 0.04 секунды.

>Вы демонстрируете уже всю головную часть ракеты со всеми ступенями, кроме первой.
Именно так.

> Около носа которой конус скачка уплотнения объективно существует, но уже давно перестал быть видимым. А дымы, которыми она заканчивается - уже от работы двигателей 2-ой ступени.
Положение конуса скачка уплотнения на 225 кадре не упоминалось.

>Соответственно все умозаключения, следующие из указанной подмены - должны быть дезавуированы.

"ПОДМЕНИВАТЬ, подменять, подменить что чем, обманом или воровски
заменить одну вещь другою, подложить одно замест другого; переменить,
обменить скрытно, тайком." http://www.booksite.ru/fulltext/dal/dall/01/1195.htm

Поскольку в сообщении был явно указан номер кадра слово "подмена" здесь явно неуместно.

Сравнивая 214 и 225 кадр можно сделать заключение, что если умудриться вписать в 214 кадр конус 66 градусов, то верхушка этого конуса закончится внутри корпуса - где-то в ЛМ. На фото из книги, которое, по вашему утверждению, относится примерно к тому же моменту времени этот конус заканчивается сразу под иглой. Верхушка одно и того же конуса не может находиться сразу в двух местах.

Теперь ответ непосредственно на http://vif2ne.ru/nvz/forum/0/co/252912.htm

>Просмотрел дальнейшее.

>Дальнейшая логика опирается на вывод из только что разобранной подмены.
"ПОДМЕНИТЬ,
...
1. Тайно, незаметно заменить одно другим. [Арбенин:] Постойте, карту эту Вы подменили. Лермонтов, Маскарад. В банке либо подменили серьги поддельными, либо составили фальшивку. Федин, Необыкновенное лето. " http://feb-web.ru/feb/mas/mas-abc/16/ma319831.htm
Поскольку в сообщении был явно указан номер кадра слово "подмена" здесь явно неуместно.

>А именно. Подменив 225-ым кадром 215-ый, Вы решили, что теперь возможно отвергать рассуждения о высовывающейся из конуса скачка игле.
Не вполне. 225-й кадр под 214-ым показывает, что рассуждения о высовывающейся из конуса скачка игле угол 66 градусов не спасут. Заглянув на http://galspace.spb.ru/index100.html (Ракетно-космическая система «Сатурн-5-Аполлон»: схема строения и размеры)
можно узнать, что длина собственно тонкой "иглы" ~6.5м. Вы пытаетесь показать, что вычтя иглу из рассморения можно придти к 66 градусам. Неверно. Вычесть придется примерно втрое больше и при этом потребуется объяснить почему верхушка конуса теперь оказывается где-то на переходнике ЛМ.

[38K]

>И вернуться к пресловутым 45 градусам. Разбавив их "для салона" еще и ссылкой на округлое бесформенное облако с его прямыми скачками уплотнения, обозвав это конусом с углом 90 градусов.

>Считаете ли Вы, у что у меня вполне достаточно оснований для предъявления обвинения в сознательной нечистоплотности игры?
Нет.

>Или с 225-ым кадром, на котором даже остатотков облака дымов уже нет, а потому нет и ничего общего с фото из книги, - вместо объявленного мной 215-го - Вас... гм... черт попутал?

От	Pokrovsky~stanislav
К	brief (05.09.2008 13:13:56)
Дата	05.09.2008 18:21:07

Re: И про...

Понял Вас.

Вы настаиваете, что углы на кинокадрах измерены категорически неправильно - потому что вершина угла нарисованного мной угла отнесена далеко назад от видимого начала ракеты.

Частично ответ на вопрос даст, думаю, картинка:

[15K]

Как видите, два одинаковых(скажем, почти одинаковых - с точностью до того, как рука их сумела провести) угла, имеют расположения вершин относительно видимого начала ракеты - относящиеся друг к другу как 6:10.
И это не предел. 4:10 - тоже получается. И проходит еще не по самому краю изменения цвета точек.

С величиной угла при этом проблем нет. Угол сохраняет более-менее устойчивую определенность. Вопрос только, на каком уровне интенсивности мы его проводим.

С точки зрения физики косого скачка, перед скачком - темнота. Причин для свечений/рассеиваний - не существует. Начало скачка - свечение(рассеяние). Минимальное коллективное(выстроенное вдоль направления) осветление точек - это уже скачок. Просто оптическая толща рассеивающих свет(или даже светящихся из-за высокой температуры в скачке) дымов нарастает по мере улдаления вглубь скачка.

Есть, правда, некоторая тонкость. Определенность угла скачка - все-таки только некоторая. Субъективизм восприятия того, как правильно должны пройти стороны угла, - присутствует.

И, на самом деле, на кадре 214 можно было бы еще вполне оправданно нарисовать угол не 66, а 58 градусов. Но я рисовал практически МАКСИМАЛЬНЫЙ ОПРАВДАННЫЙ УГОЛ.

Зачем? - Отвечаю:

1)Угол, измеренный по кинокадрам у меня в измерении скорости участвует только через высчитываемый коэффициент искажения. Чем больше этот угол, тем больше коэффициент искажения, - и меньше измеренный мной радиус фронта облака, использованный для оценки скорости по закону сохранения импульса. Чем меньше радиус фронта, тем выше допускаемая скорость ракеты.

Если принимать угол 58 градусов, то коэффициент искажения изменяется почти на 20%. Средний радиус фронта облака увеличивается до 70-75 метров, оценка скорости уменьшается V<1000 м/с.

2) Физическая логика требовала, чтобы угол скачка сохранялся на различных кадрах. Несколько кадров разных моментов - показывали в общем-то величину угла близкую именно к 66 градусам. Хотя тоже допускали некоторое разночтение.

Ну а теперь еще один вопрос к Вам.
Откуда Вы все-таки вытащили 225 кадр? У меня при 8-кратном увеличении ничего похожего на ту красавицу-ракету, которую предъявили Вы, - не выходит.
У Вас видно все: все ступени, обтекатель и игла(которая по логике просто не должна быть видна).
У меня - ничего подобного. Воспроизведение формы - очень плохое. А использованный ролик, как Вы говорите, - тот же самый.

К чему это я. Если у Вас ролик все-таки тот же самый, но почему-то лучше вытаскивается форма, то прямо из Вашего варианта кадра достаточно четко видно отношение горизонтального и вертикального размеров:

[18K]

И получается, что коэффициент искажения 1.63. Сопоставьте с моей оценкой коэффициента из угла 66 градусов, равной 1.67.

Вы своим увеличенным 225-ым кадром великолепно подтвердили правильность моей оценки угла на кинокадрах.

О моих измерениях угла по кинокадрам теперь вообще можно забыть, как бы их не существовало. Достаточно Вашего 225-го кадра. Не для меня - я не могу быть убежденным, что кадр из того самого ролика. Поскольку сам я по ролику Ваш вариант воспроизвести просто не могу. Хотя пользуюсь той же программой VirtualDubMod, правда, в более ранней версии.
Но для Вас теперь вопрос о коэффициенте искажения и об углах, из которых он получается, - просто не стоит. Все получается из Вашего кадра.

От	brief
К	brief (05.09.2008 13:13:56)
Дата	05.09.2008 13:22:28

поправка

>Совершенно верно. 225 кадр довольно наглядно показывает всю головную часть ракеты со всеми ступенями, кроме первой. Что позволяет приблизительно определить где и какая ступень находится на ~~215~~-м.
214-м

От	brief
К	Pokrovsky~stanislav (30.08.2008 00:41:12)
Дата	31.08.2008 00:19:46

Re: про зонтик.

Про зонтик. Про ошибки и штукатурку напишу позднее.
>>Да, речь о самих РДТТ. С моментом ошибся. Вношу поправку ... 'зонтик' ~~уже~~ еще находится в процессе ~~раскрывания~~ закрывания и, следовательно, демонстрирует больший угол ...
>
>Но время работы РДТТ тоже уже вышло..
>...
>Здесь тоже ошибка понимания происходящего. К концу срабатывания РДТТ уже запускаются двигатели второй ступени. Хорошо ли, плохо ли они работают(создают ли серьезную тягу) - это другой вопрос. Главное - в торец цилиндра первой ступени с близкого расстояния ударяет струя газов двигателей второй ступени.
>...
Хорошо, пусть речь идет о каких либо результатов работы двигателях. Любых. Заметим, что по снимку струи явно не направлены назад по ходу ракеты.

>Растекание вбок облегчено в зоне горячего(разогретого при прохождении косого скачка) медленно отстающего воздуха за косым скачком уплотнения.
Вот. А почему он медленный? Не столь уж и сильно должен замедлиться на скачке. Может ему и еще что-то мешает... В любом случае заявление о медленном воздухе живо напоминает рассуждения об относительно малоподвижном пограничном слое из второй статьи который отклоняет поток увеличивая его угол. См. илл. ниже.
>Расширение здесь практически перпендикулярно телу ракеты.
>После прорыва косого скачка струя начинает сталкиваться с невозмущенным воздухом, отдавать ей свой импульс в направлении движения ракеты, - и быстро тормозится. Поэтому происходит достаточно резкий изгиб скачка назад.
>Вот такая картинка.
>Косой скачок не преломился, а был пересечен прямым от расходящихся вбок струй газов второй ступени.

Неважно. Он был пересечен чем-то, через что не захотел пройти поток, предпочтя это обогнуть.

>Таким образом рассуждения о плотности дымов оказываются совершенно не связанными с углами скачков уплотнения как вблизи иглы, так и вдали. Добавлю, что сами рассуждения о том что повышенная плотность дымов может влиять на движение больших воздушных масс - в нашем случае некорректно. Просто по фразеологии. Влиять могут декорированные дымами более плотные струи газов или сжатого воздуха. Сама же видимая плотность дымов - есть понятие сугубо оптическое. Суммарное сечение частиц в видимом нами слое. Боковые фрагменты переднего фронта облака, по которым мы в первой статье определяли скорость, в момент, запечателеный камерой, летят вперед еще со скоростью несколько сот метров в секунду. И при этом довольно прозрачны. Хотя воздух, окружающий их, серьезно сжат. А давно затормозившиеся дымы сзади этих фрагментов -выглядят заметно плотнее. Просто более толстый слой, рассеивающий свет. Да и частиц побольше. остывшие пары воды конденсируются на ионах и частичках сажи.

Да, конечно. Речь идет что внутри конуса присутствуют дымы, продукты сгорания, потоки газов. Которые туда как-то пришли. Добрались даже до носа. С попутным потоком газов какой-то плотности идущим с какой-то скоростью куда-то вперед по ходу ракеты. Конкретные значения плотности/скорости неизвестны. Однако известно что ‘за бортом’ с плотностью совсем плохо.

>>Если взять за основу косой скачок с декорирующими дымами внутри и понемногу увеличивать их плотность то дымы от чисто декорирующих функций рано или поздно перейдут к роли самостоятельного источника возмущений увеличивая тем самым угол отклонения потока и следовательно угол косого скачка.
>
>Обращаю внимание. Речь идет о кадре, соответствующем отставанию облака. Бесформенная газодымовая масса уже несколько кадров отступает и уже отстала от головы ракеты на целый корпус. При этом ее скорость еще вполне сверхзвуковая.
>Если дымовое облако за косым скачком уплотнения имеет такую упругость(давление), что способно изменять направление движения поступающего воздуха, то почему вдали от корпуса ракеты образующийся скачок плавным образом не перешел в скачок на фронте бесформенной части?

По той же самой причине, что и в вашей модели. Выдохся потому что.

>Вопрос риторический. Сразу даю ответ.

>Посмотрите на схему формирования косого скачка на клине - там просто проще, чем на конусе. Но сути не меняет. Воздух, набегающий на скачок, имеет не изменившуюся тангенциальную(вдоль границы скачка) составляющую и несколько уменьшенную нормальную к скачку составляющую. Если бы упругость дымов повлияла на формирование угла конуса, то в любом случае дымы были бы немедленно оттеснены от скачка назад. И скачок мы просто не увидели бы. Во всяком случае граница дымов быстро сдвигалась бы к хвосту ракеты, постоянно меняя конфигурацию.

Она и сдвигается. Когда в обозначенную область перестают поступать новые дымы от работающих двигателей. См. кадры 214-220 из первой статьи.

>Видимый скачок объясняется тем, что из малоподвижного, находящегося в равновесии с обтекающим потоком пограничного слоя, как из источника понемножку, по мере обмена воздухом между потоком и пограничным слоем, вытягиваются дымовые частицы - и огромной тангенциальной составляющей потока развозятся вдоль скачка.

Странная модель. Интересно какая у вас толщина пограничного слоя получается и плотность внутри? На отклонение потока он влияет? На снимке это образование видно? Если да – покажите, пожалуйста.

Тем временем еще раз проиллюстрирую свою мысль.

[27K]

Посмотрите сначала на участок указанный левой стрелкой. Там как раз, по вашей терминологии, косой скачок пересекся прямым.
Определенно набегающий невозмущенный воздух воспринимает этот участок как препятствие, сквозь которое он избегает проходить, предпочтя обойти стороной. Тем более он обошел бы стороной область (2) (слева) которая находится ближе к источнику выбросов. Эта непроходимая область полностью аналогична области (2) справа.
Таким образом если на правой половине иллюстрации угол скачка увеличивается, то и на правой обязано происходить то же самое. Угол больше обычного из-за работы двигателей.

От	Pokrovsky~stanislav
К	brief (31.08.2008 00:19:46)
Дата	03.09.2008 00:12:12

Re: про зонтик.

>Хорошо, пусть речь идет о каких либо результатов работы двигателях. Любых. Заметим, что по снимку струи явно не направлены назад по ходу ракеты.

Не точно. Если рассматривать ролик в целом, то работа РДТТ второй ступени - явно видна. Сейчас не могу выложить картинки, но, коль Вы имеете возможность работать с роликом, - посмотрите несколько кадров перед 190-ым.

>Вот. А почему он медленный? Не столь уж и сильно должен замедлиться на скачке. Может ему и еще что-то мешает... В любом случае заявление о медленном воздухе живо напоминает рассуждения об относительно малоподвижном пограничном слое из второй статьи который отклоняет поток увеличивая его угол. См. илл. ниже.

Совершенно справедливо! Действительно, замедление на косом скачке - всего-то десятые доли от числа Маха - что-то масштаба 100 м/с.
Виноват, переборщил с литературной оценкой. Давайте вместе восстанавливать логику вопроса и ответа. Думаю, разберемся.

>Неважно. Он был пересечен чем-то, через что не захотел пройти поток, предпочтя это обогнуть.

Логично. - Областью сильного сжатия. - Абсолютно научно, но в лексике простых рассуждений. А далее вступает в работу сложная логика: что и как могло создать такую область сильного сжатия. Мой ответ - струя газов двигателя второй ступени. Ваш - область высокой плотности дымовых частиц. Я даже не буду протестовать. Только объясните резкий доворот границы назад после пересечения с конусом.

>Да, конечно. Речь идет что внутри конуса присутствуют дымы, продукты сгорания, потоки газов. Которые туда как-то пришли. Добрались даже до носа. С попутным потоком газов какой-то плотности идущим с какой-то скоростью куда-то вперед по ходу ракеты. Конкретные значения плотности/скорости неизвестны. Однако известно что ‘за бортом’ с плотностью совсем плохо.

Все? Или есть альтернативное построение?
Пока отвечать не на что.

>Странная модель. Интересно какая у вас толщина пограничного слоя получается и плотность внутри? На отклонение потока он влияет? На снимке это образование видно? Если да – покажите, пожалуйста.

Пограничный слой формируется не сам по себе, а формируется в связи с движением обтекающего воздуха.

Если в какой-то области есть излишние препятствия(выступы), движение воздуха замедляется.

Ничего сверхъестественного. Правый ряд автобана практически не движется потому как по ходу движения ремонтники установили запретительные знаки. Какое давление? - в каждой точке равное давлению движущегося потока. Это - условие равновесия.

>Тем временем еще раз проиллюстрирую свою мысль.

Далее - просто не понял мысли. Не в укор Вам. - Всяко бывает. Мы все разные. Можем просто и не понимать логики друг друга.
Попробуйте сформулировать мысль как-то иначе. Не стесняйтесь написать больше слов. Избыточность информации - условие взаимопонимания.

От	brief
К	Pokrovsky~stanislav (03.09.2008 00:12:12)
Дата	03.09.2008 16:02:21

Re: про зонтик.

>>Неважно. Он был пересечен чем-то, через что не захотел пройти поток, предпочтя это обогнуть.
>
>Логично. - Областью сильного сжатия. - Абсолютно научно, но в лексике простых рассуждений. А далее вступает в работу сложная логика: что и как могло создать такую область сильного сжатия. Мой ответ - струя газов двигателя второй ступени. Ваш - область высокой плотности дымовых частиц.

Не совсем. Здесь два аргумента, которые, по моей вине, спутались вместе. См. ниже под цифрами 1. и 2.

>Я даже не буду протестовать. Только объясните резкий доворот границы назад после пересечения с конусом.

>>Да, конечно. Речь идет что внутри конуса присутствуют дымы, продукты сгорания, потоки газов. Которые туда как-то пришли. Добрались даже до носа. С попутным потоком газов какой-то плотности идущим с какой-то скоростью куда-то вперед по ходу ракеты. Конкретные значения плотности/скорости неизвестны. Однако известно что ‘за бортом’ с плотностью совсем плохо.
>
>Все? Или есть альтернативное построение?
>Пока отвечать не на что.
1. Про высокую плотность дымовых частиц в конусе вообще. Уравнения косого скачка в теории выводятся из законов сохранения энергии, импульса и массы приложенных к характеристикам газа. При этом подразумевается, что в рассматриваемую область извне не поступает ни того, ни другого, ни третьего.
В область, рассматриваемую вами, извне (из двигателей) поступает энергия, импульс и масса.
Соответственно стандартные уравнения, номограммы и проч. неприменимы до тех пор, пока не показано, что вышеупомянутые факторы в данном случае ничтожны и ими можно пренебречь.

>>Странная модель. Интересно какая у вас толщина пограничного слоя получается и плотность внутри? На отклонение потока он влияет? На снимке это образование видно? Если да – покажите, пожалуйста.
>
>Пограничный слой формируется не сам по себе, а формируется в связи с движением обтекающего воздуха.

>Если в какой-то области есть излишние препятствия(выступы), движение воздуха замедляется.

>Ничего сверхъестественного. Правый ряд автобана практически не движется потому как по ходу движения ремонтники установили запретительные знаки. Какое давление? - в каждой точке равное давлению движущегося потока. Это - условие равновесия.

>>Тем временем еще раз проиллюстрирую свою мысль.
>
>Далее - просто не понял мысли. Не в укор Вам. - Всяко бывает. Мы все разные. Можем просто и не понимать логики друг друга.
>Попробуйте сформулировать мысль как-то иначе. Не стесняйтесь написать больше слов. Избыточность информации - условие взаимопонимания.

2. Отклонение поперечной струей.
Посмотрите на илл.

[16K]

нагло вырезанную из
http://www.met.rdg.ac.uk/urb_met/NATO_ASI/Prykhodko/paa_sla4.doc
(Слайд 20 ВЗАИМОДЕЙСТВИЯ ПОПЕРЕЧНОЙ СТРУИ С ВНЕШНИМ СВЕРХЗВУКОВЫМ ПОТОКОМ)

В набекающий на ракету поток (по оси х на иллюстрации) сбоку от двигателей (по y) поступает поперечная струя. Она отклоняет поток (линии потока) в сторону. Увеличивая тем самым угол скачка. Действует приблизительно как дополнительное "препятствие", выступ на ракете.

Если взять аналогию со заштукатуриванием, то заштукатуривать здесь надо под это препятствие. Под эту самую струю, до некоторого расстояния от корпуса.
На приведенной ранее иллюстрации

[27K]

это "препятствие" сравнивалось с зазубриной на вашей фотографии.
Которая поток отклоняет. И поперечная струя тоже.

В зависимости от мощности струи изменяются эффективные размеры "препятствия" и, вследствие, угол раствора скачка.

От	Pokrovsky~stanislav
К	Дмитрий Кропотов (11.08.2008 09:14:06)
Дата	14.08.2008 18:37:30

На реплику с Авиабазы

Дядюшка ВВ написал:

Остаётся только пожелать удачи Покровскому в введении темы в круги мировой научной общественности. Интересно - не побоялся бы он представить это НЕЧТО самолично на конференции. Выйти, представиться, сказать откуда прибыл и где работает, а потом прочитать ЭТО и подписаться под ЭТИМ. Это был бы первый случай, когда человек совершенно осознанно выставляет себя на публичное посмешище...

Довожу до сведения.

Материал с оценкой скорости и даже с версией относительно Инконеля и его подмены менее жаропрочным материалом в двигателе Ф-1 был мной самолично доложен на конференции в апреле. В секции нанотехнологий, к числу которых принадлежат и фазовая модификация, и дисперсионное твердение.

Смеха этот доклад отнюдь не вызвал, наоборот, участники секции(увы, немногочисленной) были в курсе проблемы сомнительности лунных полетов. И с удовольствием ознакомились с неожиданно интересным и выглядящим весьма надежно доказательством фальшивости лунных полетов.

Короче, это материал, легитимация которого в рамках российской науки - вполне назрела.

Выход сборника материалов конференции отложен до осени - долго по весне собирали с авторов тексты докладов.
Выйдет, получу свой экземпляр, - выложу скан.

От	brief
К	Дмитрий Кропотов (11.08.2008 09:14:06)
Дата	12.08.2008 00:41:31

'оценка по закону сохранения импульса' - вопрос

В статье:

Импульс, переданный на фронте встретившимся молекулам воздуха, очевидным образом равен pi*R^2 *p*t1 *V^2. Здесь V – должна быть скоростью фронта УВ. Ударная волна со скоростью V за некоторый промежуток времени проходит расстояние
V*t1. При радиусе переднего фронта R и плотности воздуха p масса вовлеченного в движение воздуха pi*R^2*p*t1*V приобретает на фронте УВ ту же скорость, которую в последующем теряет уже за фронтом. Но скорость УВ мы не знаем. Более того, мы ее не видим, мы видим только дымовую область, располагающуюся чуть сзади УВ. Мы можем определенно сказать, что и скорость фронта дымов, и скорость УВ не ниже (а выше) скорости ракеты. Подставляя в закон сохранения импульса вместо скорости УВ скорость ракеты, получаем неравенство:

pi*R^2*p*t1*V^2 < F*t

Из выделенных (мной) фрагментов можно предположить, что t1 - время, на которое воздух вовлекается в движение внутри фронта. То есть, примерно время прохождения фронтом своей толщины. Что-то порядка/ов длины свободного пробега. Вместо этого далее следует:

Время t1 =0.8 – получаем подсчетом кадров, в течение которых облако скрывает ракету.

Почему? Из статьи непонятно.

От	Pokrovsky~stanislav
К	brief (12.08.2008 00:41:31)
Дата	12.08.2008 04:46:33

Re: 'оценка по...

От	Pokrovsky~stanislav
К	Pokrovsky~stanislav (12.08.2008 04:46:33)
Дата	12.08.2008 05:22:13

Re: 'оценка по...

От	brief
К	Pokrovsky~stanislav (12.08.2008 05:22:13)
Дата	12.08.2008 20:04:38

Re: 'оценка по...

От	Pokrovsky~stanislav
К	brief (12.08.2008 20:04:38)
Дата	12.08.2008 21:54:51

Re: 'оценка по...

>>Если же песчинка поднята выше ножа бульдозера и упала, она до момента падения на землю и потери импульса на трении о землю, продолжает сохранять скорость поступательного движения 10 м/с, которую ей придал бульдозер.
>
>Здесь можно сделать оговорку. Песчинка передает свой импульс Земле, а молекула воздуха - обратно волне. Во всяком случае это верно для обычных волн.

Отдает на периферию. Радиус облака серьезно возрастает за фронтом. Квадратично по радиусу растет и масса воздуха, вовлекаемая в движение - но уже за счет импульса, переданного от оставшихся за фронтом молекул.

Т.е. импульс возвращается не в волну, а перераспределяется на большую массу периферийного воздуха.

>Но если молекула по прохождении фронта передает приобретенный импульс обратно волне, то в каждый момент времени в поступательном движениие учавствует лишь незначительная часть упомянутой массы.

Главное здесь слово ЕСЛИ. Минимальная передача импульса в периферийные слои, - и импульс более невозможно передать волне. Молекулы просто не догоняют ударный фронт.

Это относится и к следующему выводу, который вы делаете из своего допущения:

>Ну да. И в таком случае t1~=время прохождения фронтом своей толщины. t1<<0.8c

>Но какое именно? В этом и весь мой вопрос.

Навсегда - для фронта УВ.

В случае движения фронта сферического взрыва это выглядит так. На радиусе, составляющем 95% от радиуса фронта плотность падает вдвое по сравнению с фронтом. На 90% - приблизительно до 20% от плотности на фронте. на 75% радиуса - до ~5%. Т.е. практически весь воздух сосредоточен в последних 20% радиуса. При этом на 80% радиуса скорость спутного потока составляет те же приблизительно 80% от скорости на фронте УВ.
Т.е. в первом приближении 90% воздуха движется за УВ в среднем со скоростью 90% от скорости УВ.
Правда. в этом случае все движение происходит за счет моментального энерговыделения. Никакой подкачки энергии более не существует. УВ постоянно тормозится. И потому воздух так сильно и прижат к фронту.

Если идет поддавливание на фронт струей из сопла РДТТ, то это действует как жесткий поршень, а избыток воздуха, постоянно захватываемого УВ, - разлетается в радиальном направлении.

И в радиальном направлении от каждой точки по пути движения головной УВ распространяется своя сферическая УВ. И новая расширяющаяся сфера летит первоначально вперед. - За счет импульса инициировавших ее молекул. По мере увеличения общей массы воздуха в сфере, - она тормозится. Импульс при этом сохраняется. После снижения скорости сферы ниже скорости звука, дальнейшая передача импульса в атмосферу вдали от оси траектории происходит за счет вязкости.
Сумма последовательно возникающих сферических УВ формирует общую огибающую в форме усеченного конуса, расширяющегося от головной УВ назад по ходу ракеты.

В газо-воздушном "поршне", если тяга РДТТ остается постоянной, а конфигурация фронта УВ впереди ракеты устанавливается, - и плотность, и температура остаются неизменными. Все молекулы воздуха, захваченные на фронте УВ либо сами уходят на периферию, либо выталкивают туда эквивалентное количество газов двигателя.

Время, в течение которого мы наблюдаем быстрое радиальное расширение - несколько кадров. Т.е. речь идет о нескольких десятых долях секунды. В течение этих десятых долей секунды молекулы летят еще вдоль траектории ракеты со сверхзвуковыми скоростями. После выключения РДТТ радиальное сверхзвуковое расширение просматривается в течение 9 кадров ~ 0.4 секунды.

От	brief
К	Pokrovsky~stanislav (12.08.2008 21:54:51)
Дата	13.08.2008 22:40:49

Re: 'оценка по...

>>Ну да. И в таком случае t1~=время прохождения фронтом своей толщины. t1<<0.8c
>
>>Но какое именно? В этом и весь мой вопрос.
>
>Навсегда - для фронта УВ.

>В случае движения фронта сферического взрыва это выглядит так. На радиусе, составляющем 95% от радиуса фронта плотность падает вдвое по сравнению с фронтом. На 90% - приблизительно до 20% от плотности на фронте. на 75% радиуса - до ~5%. Т.е. практически весь воздух сосредоточен в последних 20% радиуса. При этом на 80% радиуса скорость спутного потока составляет те же приблизительно 80% от скорости на фронте УВ.
>Т.е. в первом приближении 90% воздуха движется за УВ в среднем со скоростью 90% от скорости УВ.

Интересно. Попробую привести опровергающий пример - ядерный взрыв 20кт. Предположив, что ваши рассуждения применимы к этой области.

Цитирую по источникам
1. Ядерный взрыв http://www.cultinfo.ru/fulltext/1/001/008/128/073.htm
2. ДЕЙСТВИЕ ЯДЕРНОГО ВЗРЫВА http://www.krugosvet.ru/articles/11/1001146/1001146a3.htm
"Энергия первых Я. в. оценивалась примерно в 10**21 эрг (10**14дж), что эквивалентно выделению энергии при взрыве около 20 тыс. т (кт) тротила "[1]
"При ядерном и термоядерном взрывах по реакции деления ок. 50% всей энергии переходит в энергию ударной волны "[2]
Таким образом кин. энергия УВ со спутным потоком не может стать более
0.5*10**14дж

Предположим, что в самом деле
>в первом приближении 90% воздуха движется за УВ в среднем со скоростью 90% от скорости УВ
90% воздуха в полусфере радиусом, положим, 800м весят 10**9кг
При скорости УВ, пусть, 350 м/с кинетическая энергия движущегося воздуха станет как раз равна
~0.5*10**14дж

Таким образом, если утверждение 'в первом приближении 90% воздуха движется за УВ в среднем со скоростью 90% от скорости УВ' не сильно преувеличено и работает в этой области, то за 800 метров от эпицентра 20килотонного ядерного взрыва УВ как таковая обязана исчезнуть. По закону сохранения энергии.

Что противоречит
"Через 10 сек ударная волна уходит на расстояние 3,7 км от центра Я. в."[1]

Кстати, легко видеть, что если эта УВ действительно доходит до 3.7км то '... 90% воздуха ... со скоростью 90% от скорости УВ' будут иметь кин. энергию в 100 раз превышающую кин. энергию высвобожденную взрывом.
Что то тут не так.

От	Pokrovsky~stanislav
К	brief (13.08.2008 22:40:49)
Дата	14.08.2008 16:09:22

Re: 'оценка по...

>Что то тут не так.

Что не так - известно. Цитирую из книги Г.И.Баренблатт "Подобие, автомодельность, промежуточная асимптотика". Л.: Гидрометеоиздат, 1982 - с. 52:

Для условий первого американского ядерного взрыва в Аламогордо ro~10^-3 г/см3, Е~10^21 эрг, p~10^6 дин/см2, Ro~10^3 см=10 м, откуда для временных и пространственных границ области применимости автомодельной промежуточной асимптотики находим: Т1~ 10^-4 c, T2~1 c, L1~10^3 cm, L2~10^5 cm.

Т.е. для первой атомной бомбы через 1 секунду и на расстоянии от эпицентра около 1 км ударная волна ослабевает настолько, что она перестает подчиняться тому автомодельному решению, для которого вполне верны рассуждения о 90%. У Вас оно приблизительно так и получилось на радиусе 800 метров в предположении скорости 350 м/с

А вот график(из той же книги) для автомодельного решения со сферическим взрывом:

[15K]

От	brief
К	Pokrovsky~stanislav (14.08.2008 16:09:22)
Дата	15.08.2008 00:20:15

Re: 'оценка по...

>>Что то тут не так.
>
>Что не так - известно. Цитирую из книги Г.И.Баренблатт "Подобие, автомодельность, промежуточная асимптотика". Л.: Гидрометеоиздат, 1982 - с. 52:

>Для условий первого американского ядерного взрыва в Аламогордо ro~10^-3 г/см3, Е~10^21 эрг, p~10^6 дин/см2, Ro~10^3 см=10 м, откуда для временных и пространственных границ области применимости автомодельной промежуточной асимптотики находим: Т1~ 10^-4 c, T2~1 c, L1~10^3 cm, L2~10^5 cm.

>Т.е. для первой атомной бомбы через 1 секунду и на расстоянии от эпицентра около 1 км ударная волна ослабевает настолько, что она перестает подчиняться тому автомодельному решению, для которого вполне верны рассуждения о 90%. У Вас оно приблизительно так и получилось на радиусе 800 метров в предположении скорости 350 м/с

>А вот график(из той же книги) для автомодельного решения со сферическим взрывом:
>
>[15K]

Спасибо, понятно, но возражения остаются.

1. Речь, стало быть, идет об области применимости утверждения о 90%. Это утверждение может быть применимо при одних условиях и неприменимо в других.
Баренблатт с цифрами и формулами показал, что для первой атомной бомбы это применимо в течении ~1 сек.
Но в вашей статье область применения не оговаривается вовсе. Применимо ли это для Сатурна в течении ~0.8 сек. или нет остается неизвестным.

2. Откуда взялись эти 0.8с (~19 кадров) и причем здесь : "в течение которых облако скрывает ракету" ? Почему вообще предполагается, что импульс (или его существенная часть) направлен вперед по ходу? Нет и обоснования того, что на фото 2. измеряется именно прямой фронт УВ, а не расстояния между выбросами в некоторой проекции.

Вот разделение ступеней в миссии A12

[6K]

Видны выбросы дымов поперек хода ракеты
Выбросы образуют правильную фигуру, одну из сторон которой с определенного ракурса можно принять за фронт УВ. Побольше дыма похуже качество съемки и готово.
Плоского фронта УВ захватывающего набегающий воздух не наблюдается
Выбросы сносятся набегающим воздухом

[7K]

А вот ваши кадры из А11

[6K]

[7K]

[7K]

Очень похоже

Та же картина для А8

[7K]

[9K]

Также заметно, что выбросы идут поперек, иногда красивым кольцом

[7K]

[8K]

И где здесь "... вперед по ходу ракеты облако дыма. Это облако обгоняет ракету и на продолжительное время около 0.8 с. скрывает ее(фото 2)" ?

От	Pokrovsky~stanislav
К	brief (15.08.2008 00:20:15)
Дата	15.08.2008 12:14:07

О сферической УВ

>1. Речь, стало быть, идет об области применимости утверждения о 90%. Это утверждение может быть применимо при одних условиях и неприменимо в других.
>Баренблатт с цифрами и формулами показал, что для первой атомной бомбы это применимо в течении ~1 сек.
>Но в вашей статье область применения не оговаривается вовсе. Применимо ли это для Сатурна в течении ~0.8 сек. или нет остается неизвестным.

В моей статье вопрос о сферической УВ не является принципиальным для каких-либо решений.
О ней пришлось заговорить как о классическом, удобном для демонстрации основных характеристик случае. Причем пришлось заговорить после того, как Вы предположили возможность существования тонкой, не связанной ни с какими потоками воздуха волны.
Я вам предъявил хорошо разработанную и прекрасно согласующуюся с экспериментом и практикой модель сферически симметричного взрыва. Вы, посчитав кинетическую энергию спутного потока воздуха за фронтом убедились, что эта энергия становится равна вложенной в УВ пв предположении скорости фронта чуть выше скорости звука и на расстоянии около 800-1000 м для условий первого атомного взрыва. Это расстояние, проходимое УВ за 1 секунду, оказалось и пределом пригодности автомодельного решения. За областью пригодности этого решения УВ продолжает еще некоторое время существовать, но она уже совсем слабенькая, еле-еле перваливающая за скорость звука. И при этом распределение воздуха за фронтом - сглаживается. Он перестает быть прижатым к фронту.
Вот и все.

Для нас в этой модели принципиально важно только следующее: ударный фронт, который исторически обозвали волной, - ничего близкого к обычной волне не имеет. В отличие от обычной волны УВ, это поверхность разрыва свойств. По одну сторону - покоящийся воздух, по другую - сжатый и быстро движущийся воздух. И без условия наличия за фронтом массы движущегося сжатого воздуха сама поверхность разрыва свойств не имеет права на существование и движение. - Не с чего.

От	Pokrovsky~stanislav
К	Pokrovsky~stanislav (15.08.2008 12:14:07)
Дата	15.08.2008 20:50:57

Re: О сферической...

Немножко о масштабах оценок. Хоть это - практически за пределами вопроса.

В РДТТ сгорело около 1 т топлива+окислителя. В отличие от тринитротолола, где окислительная способность обеспечивается нитро-группами, здесь энергетическая эффективность выше. Но пусть она будет масштаба 1 т тротила. 1 кт тротила=1/20 первой атомной бомбы.

Масштаб справедливости автомодельного решения L2(по Баренблатту) это Е^0/33/Po - корень кубический из энергии, деленный на давление окружающей среды. Энергия в 20 раз меньше случая первого атомного взрыва.
Давление окружающей среды - на 4 порядка меньше атмосферного.

Грубо говоря, дальность эффективности автомодельного решения - на порядок выше случая атомного взрыва.

Поскольку в МНОЙ ПРЕДСТАВЛЕННОЙ МОДЕЛИ речь идет об образовании множественных центров сферической УВ - вдоль траектории, то при разбиении энергии топлива РДТТ на 1000 малых порций, для каждой порции мы получаем L2~ 1 км. Внешние проявления ударно-волновых процессов на расстояниях масштаба 1 км мы и фиксируем в процессе наблюдения того, что нам дано на киносъемках.

Проверенная теория дает нам право НАДЕЖНО применять ЛОГИКУ подхода к физическим процессам, используемую для анализа атомных взрывов в приземной атмосфере, - к случаю ракеты-носителя Сатурн-5 на высоте разделения ступеней.

И с этого фланга - все в порядке.

От	Игорь С.
К	Pokrovsky~stanislav (15.08.2008 20:50:57)
Дата	17.08.2008 22:22:30

Откуда "К"?

От	brief
К	Pokrovsky~stanislav (15.08.2008 20:50:57)
Дата	16.08.2008 02:11:27

Re: О сферической...

>Немножко о масштабах оценок. Хоть это - практически за пределами вопроса.

>В РДТТ сгорело около 1 т топлива+окислителя. В отличие от тринитротолола, где окислительная способность обеспечивается нитро-группами, здесь энергетическая эффективность выше. Но пусть она будет масштаба 1 т тротила.

Попробую немного посчитать по ходу дела. Заранее извиняюсь за количество цифр :) ... 39т*9.81*8 (=тяга) *0.66с (=импульс) *~3800м/с(УИ) /2 (=энергия) = 3.8*10**-5 Дж

20кт*10**14Дж/3.8*10**-5 Дж = 770кг тротила. 1т даже много.

>1 кт тротила=1/20 первой атомной бомбы.

>Масштаб справедливости автомодельного решения L2(по Баренблатту) это Е^0/33/Po - корень кубический из энергии, деленный на давление окружающей среды.

Предположим, что Масштаб справедливости - это радиус УВ, что L2 применимо к разреженной атмосфере, что Е^0/33/Po процитировано верно и '... 90% воздуха ... со скоростью 90% от скорости УВ' справедливо...
Поправьте если что не так.

>Энергия в 20 раз меньше случая первого атомного взрыва.
Энергия меньше
в 20000 раз для 1т
в 26000 раз для 770кг

То есть, если УВ 20кт Я.в. исчерпает кин. энергию на радиусе 800м то 770кг тротила в приземной атмосфере дадут радиус УВ ~30 метров.

>Давление окружающей среды - на 4 порядка меньше атмосферного.
пусть ~1.6*10**-4 - в 6000 раз ...

То есть 770кг тротила в однородной атмосфере такой плотности дадут УВ, для которой правило 90%/90% действует до ~160км...
Легко видеть, что движущийся воздух при этом будет иметь кин. энергию порядка 4*10**17Дж. Для чего требуется 40 мегатонная ядерная бомба а никак не 770кг тротила.

Противоречие.
Чтобы его разрешить я бы ориентировочно запихнул плотность также под кубический корень.

>Грубо говоря, дальность эффективности автомодельного решения - на порядок выше случая атомного взрыва.

>Поскольку в МНОЙ ПРЕДСТАВЛЕННОЙ МОДЕЛИ речь идет об образовании множественных центров сферической УВ - вдоль траектории, то при разбиении энергии топлива РДТТ на 1000 малых порций
1000 - это мало. Лучше на 10000. Время детонации 770кг тротила навскидку ~7*10**-5c. Что на четыре порядка меньше 0.66с из статьи.

> , для каждой порции мы получаем L2~ 1 км.
Если плотность и правда под корнем да еще и поделить на 10000 предельный радиус 'УВ' сократится до ~10м на движок.
При этом толковой общей УВ не получается. Получаются отдельные мелкие выбросы похожие сбоку на плоскую УВ.

>Внешние проявления ударно-волновых процессов на расстояниях масштаба 1 км мы и фиксируем в процессе наблюдения того, что нам дано на киносъемках.

>Проверенная теория дает нам право НАДЕЖНО применять ЛОГИКУ подхода к физическим процессам, используемую для анализа атомных взрывов в приземной атмосфере, - к случаю ракеты-носителя Сатурн-5 на высоте разделения ступеней.

>И с этого фланга - все в порядке.

От	Pokrovsky~stanislav
К	brief (16.08.2008 02:11:27)
Дата	18.08.2008 14:04:06

Re: О сферической...

>Чтобы его разрешить я бы ориентировочно запихнул плотность также под кубический корень.

Все совершенно правильно. Именно корень кубический из отношения энергии к давлению окружающей среды.

>> , для каждой порции мы получаем L2~ 1 км.
>Если плотность и правда под корнем да еще и поделить на 10000 предельный радиус 'УВ' сократится до ~10м на движок.
>При этом толковой общей УВ не получается. Получаются отдельные мелкие выбросы похожие сбоку на плоскую УВ.

С тоннами и килотоннами я, конечно, допустил ляп. Но теперь ляп уже у Вас.

Модель сферической УВ предложена в качестве хорошо разработанной, дающей наглядное представление о том, как связаны между собой фронт и потоки за ним.
Вы же сейчас из сферического решения получили малый метраж. Но он же и относится к сферическому решению. В нашем случае РДТТ струя направлена не равномерно во все стороны(и кому она в таком виде нужна?), а является направленной вперед по ходу ракеты. Соответственно энергия не размазана по 4 пи стерадиан, а сконцентрирована в малом телесном угле. Что и позволяет ей пройти не 10 метров, а 100(до носа ракеты) - и даже несколько больше(обогнать ракету). И сформировать перед ракетой сложную поверхность скачка, которая, тем не менее, по отношению к неподвижному воздуху ведет себя подобно прямому скачку уплотнения.

От	brief
К	brief (16.08.2008 02:11:27)
Дата	16.08.2008 20:43:38

поправка

В предыдущее сообщение вкрались очепатки.
>Попробую немного посчитать по ходу дела. Заранее извиняюсь за количество цифр :) ... 39т*9.81*8 (=тяга) *0.66с (=импульс) *~3800м/с(УИ) /2 (=энергия) = 3.8*10**-5 Дж
=3.8*10**9 Дж
>20кт*10**14Дж/3.8*10**-5 Дж
20кт/10**14Дж*3.8*10**9 Дж
>= 770кг тротила. 1т даже много.

От	Дмитрий Кропотов
К	brief (15.08.2008 00:20:15)
Дата	15.08.2008 06:50:10

Re: 'оценка по...

Привет!
>Спасибо, понятно, но возражения остаются.

>1. Речь, стало быть, идет об области применимости утверждения о 90%. Это утверждение может быть применимо при одних условиях и неприменимо в других.
>Баренблатт с цифрами и формулами показал, что для первой атомной бомбы это применимо в течении ~1 сек.
>Но в вашей статье область применения не оговаривается вовсе. Применимо ли это для Сатурна в течении ~0.8 сек. или нет остается неизвестным.

>2. Откуда взялись эти 0.8с (~19 кадров) и причем здесь : "в течение которых облако скрывает ракету" ? Почему вообще предполагается, что импульс (или его существенная часть) направлен вперед по ходу?
Импульс порождается тормозными РДТТ, которые, собственно, и предназначены для создания тормозного (т.е. направленного против хода ракеты) потока газов.
Дюзы тормозных РДТТ расположены на нижней части корпуса первой ступени, рядом с соплами основных двигателей.

>Нет и обоснования того, что на фото 2. измеряется именно прямой фронт УВ, а не расстояния между выбросами в некоторой проекции.
Определен коэфф.искажения линейных размеров ракеты, который позволяет предположить, что мы наблюдаем ракету, скорее "в профиль".

>Вот разделение ступеней в миссии A12
>
>[6K]

>Видны выбросы дымов поперек хода ракеты
>Выбросы образуют правильную фигуру, одну из сторон которой с определенного ракурса можно принять за фронт УВ. Побольше дыма похуже качество съемки и готово.
>Плоского фронта УВ захватывающего набегающий воздух не наблюдается
>Выбросы сносятся набегающим воздухом
>
>[7K]
Здесь можно было бы определить коэф.искажения размеров. Возможно, тут съемка ведется сильно сзади ракеты, поэтому выхлоп и виден как "звезда"

Дмитрий Кропотов, www.avn-chel.nm.ru

От	brief
К	Дмитрий Кропотов (15.08.2008 06:50:10)
Дата	15.08.2008 22:16:02

Re: 'оценка по...

>Привет!
>>Спасибо, понятно, но возражения остаются.
>
>>1. Речь, стало быть, идет об области применимости утверждения о 90%. Это утверждение может быть применимо при одних условиях и неприменимо в других.
>>Баренблатт с цифрами и формулами показал, что для первой атомной бомбы это применимо в течении ~1 сек.
>>Но в вашей статье область применения не оговаривается вовсе. Применимо ли это для Сатурна в течении ~0.8 сек. или нет остается неизвестным.
>
>>2. Откуда взялись эти 0.8с (~19 кадров) и причем здесь : "в течение которых облако скрывает ракету" ? Почему вообще предполагается, что импульс (или его существенная часть) направлен вперед по ходу?
>Импульс порождается тормозными РДТТ, которые, собственно, и предназначены для создания тормозного (т.е. направленного против хода ракеты) потока газов.
>Дюзы тормозных РДТТ расположены на нижней части корпуса первой ступени, рядом с соплами основных двигателей.
Да, вы правы. Приношу извинения за глупый вопрос.

>>Нет и обоснования того, что на фото 2. измеряется именно прямой фронт УВ, а не расстояния между выбросами в некоторой проекции.
>>....
>>Вот разделение ступеней в миссии A12
>>Видны выбросы дымов поперек хода ракеты
>>Выбросы образуют правильную фигуру, одну из сторон которой с определенного ракурса можно принять за фронт УВ. Побольше дыма похуже качество съемки и готово.
>>Плоского фронта УВ захватывающего набегающий воздух не наблюдается
>>Выбросы сносятся набегающим воздухом
>>

>Определен коэфф.искажения линейных размеров ракеты, который позволяет предположить, что мы наблюдаем ракету, скорее "в профиль".
>...
>Здесь можно было бы определить коэф.искажения размеров. Возможно, тут съемка ведется сильно сзади ракеты, поэтому выхлоп и виден как "звезда"

Именно об этом я и говорю

На кадрах А8,А12 фронт УВ не просматривается. Зато отчетливо видны отдельные выбросы.

На кадрах А11 ракета наблюдается, скорее "в профиль", а выбросы видны хуже, отчасти сливаются, и производят впечатление единого облака, край которого ошибочно определен как плоский фронт УВ.

В действительности есть лишь 8 отдельных источников выбросов, работающих не взрывообразно, а в течении некоторого времени.
Они не должны образовывать никакой единой сильной(90%/90%) плоской УВ как подразумевается в статье.

От	Pokrovsky~stanislav
К	brief (15.08.2008 22:16:02)
Дата	16.08.2008 00:01:04

Бриефу

Мне сейчас категорически некогда с Вами дискутировать.

Но.. Вы готовы подкрепить каждый приведенный Вами кадр хотя бы десятком прешествующих и десятком предшествующих?

Только после этого они будут заслуживать МИНИМАЛЬНОГО внимания.

Более серьезно к ним можно будет отнестись уже после того, как Вы из этих последовательностей кадров ДОКАЗАТЕЛЬНО вытащите нужную скорость по НАСА( и объясните, что такого случилось со съемками А-11, при которых нормальная скорость категорически не получалась).

От	brief
К	Pokrovsky~stanislav (16.08.2008 00:01:04)
Дата	16.08.2008 01:37:00

Re: Бриефу

>Мне сейчас категорически некогда с Вами дискутировать.

>Но.. Вы готовы подкрепить каждый приведенный Вами кадр хотя бы десятком прешествующих и десятком предшествующих?
Нет, столько у меня нету. См. ниже все, что есть. Сразу предупреждаю - найдено на YouTube.

[181K]

[152K]

>Только после этого они будут заслуживать МИНИМАЛЬНОГО внимания.

>Более серьезно к ним можно будет отнестись уже после того, как Вы из этих последовательностей кадров ДОКАЗАТЕЛЬНО вытащите нужную скорость по НАСА( и объясните, что такого случилось со съемками А-11, при которых нормальная скорость категорически не получалась).

И не собираюсь. После прочтения вашей статьи сомневаюсь что скорость А11 соответствует заявленной. Однако 'оценка по закону сохранения импульса' не выглядит обоснованной.

От	Pokrovsky~stanislav
К	brief (16.08.2008 01:37:00)
Дата	18.08.2008 14:47:25

Re: Бриефу

Этого вполне достаточно.

Прямо на Ваших кадрах для А-8 я сопоставил видимую длину ракеты с видимым диаметром по краю сопел двигателей 1 ступени. Отношение 2:1. Вместо конструкционного 8:1(110:13.6 с иглой или 100:13.6 без иглы).
Съемка А-8 велась из задней полусферы под малым углом к направлению полета.

Соответственно вид на дымы вблизи головы ракеты в основном скрыт облаком, расширившимся в разы на расстояниях масштаба длины ракеты от ее головы.

Съемка А-8 в этом смысле просто значительно менее информативная, чем А-11.

Для ответа относительно обоснованности оценки скорости по импульсу я возьму, пожалуй, тайм-аут. Надо подумать, как удобнее изложить. И нарисовать немножко картинок.

>>Только после этого они будут заслуживать МИНИМАЛЬНОГО внимания.
>
>>Более серьезно к ним можно будет отнестись уже после того, как Вы из этих последовательностей кадров ДОКАЗАТЕЛЬНО вытащите нужную скорость по НАСА( и объясните, что такого случилось со съемками А-11, при которых нормальная скорость категорически не получалась).
>
>И не собираюсь. После прочтения вашей статьи сомневаюсь что скорость А11 соответствует заявленной. Однако 'оценка по закону сохранения импульса' не выглядит обоснованной.

От	Pokrovsky~stanislav
К	Pokrovsky~stanislav (14.08.2008 16:09:22)
Дата	14.08.2008 16:23:56

Re: 'оценка по...

От	Pokrovsky~stanislav
К	brief (12.08.2008 20:04:38)
Дата	12.08.2008 20:26:29

Re: 'оценка по...

>Могу привести пару хороших причин для сомнений.
>1. Рассмотрим сверхзвуковой самолет на небольшой высоте. Пусть будет Су-33УБ. УВ на площади, скажем, 1 км^2 вовлекает в движение воздух массой примерно 1000кг на каждый метр пути,

Бога побойтесь!
Таких самолетов, которые способны создавать ПРЯМОЙ СКАЧОК УПЛОТНЕНИЯ(ударную волну) с фронтом площадью 1 кв. километр, я полагаю, до конца 21 века еще не сумеют создать. Во всяком случае, эксплуатировать его можно будет в лучшем случае над внутренними районами Антарктиды и Гренландии. - И то убедившись, что это не приведет к катастрофическим подвижкам льдов.

>2. Если воздух за фронтом УВ будет продолжать двигаться лишь чуть медленнее УВ, то к скорости Сатурна, определенной по методу отставания дымов, придется прибавить ~ скорость УВ. При этом верхняя граница станет вполне достаточной для декларированной НАСА величины.

Так передняя кромка облаков и движется вперед вместе именно с этим спутным потоком, который Вы хотите, получается, учесть еще раз. И этот спутный поток останавливается. Только поэтому и получается, что скорость ракеты относительно кромки дымового облака стабилизируется. Если бы поток продолжал лететь вперед, то он продолжал бы тормозиться - и скорость удаления ракеты от облака продолжала бы нарастать.

От	Pokrovsky~stanislav
К	Дмитрий Кропотов (11.08.2008 09:14:06)
Дата	11.08.2008 12:36:29

Адреса размещения, доступные для незарегистрированных читателей

Новая статья
http://supernovum.ru/public/index.php?doc=62
Старая статья
http://supernovum.ru/public/index.php?doc=5