Форум С.Кара-Мурзы: Ветка : Реконструкция.

От	Pokrovsky~stanislav
К	Pokrovsky~stanislav
Дата	08.04.2008 10:51:22
Рубрики	Прочее; Манипуляция;

Реконструкция.

Получен первый ответ с Авиабазы - от 7-40

>Всё, Покровский окончательно погубил ракету Попова: Форум С.Кара-Мурзы : Статья

>Покровский доказал, что никелевые КС в 60-х были невозможны. Значит, не только Ф-1 - подделка, но и Н-1 - подделка, а значит, никаких "Сатурнов" не было вообще. Ни 1-го, ни 1Б, ни 5-го.

>А насовцы в 64-м ещё ничего не знали и признавались ( http://ntrs.nasa.gov/archive/.../19650013470_1965013470.pdf ), что КС у Н-1 была никелевая: "Thrust Chamber. The thrust chamber is made up of 292 longitudinal nickel tubes joined by silver brazing".

>Кто-нибудь спросит теперь у Покровского, на каких же двигателях летали макеты "Сатурна"? И как был подделан "Союз-Аполлон"?

Фиксируем, что человек не понял.
Никель - есть чистый металл. Особой жаропрочностью он не обладал и не обладает. Кстати, на сравнительно низкую температуру использования этого никеля указывает пайка серебром.
Зато и не обладал предпосылками к разрушению

Жаропрочными являются именно специфические сплавы. И жаропрочность им придают интерметаллидные выделения. Например, такой структуры Ni3(Al,Ti).

В отличие от трубок двигателя Н-1 из никеля, камера сгорания Ф-1 по описанию была сделана именно из никелевого жаропрочного сплава. Со всеми вытекающими из этого проблемами.

С одной стороны - в 1970-е конкретно эти никелевые сплавы, с которыми стало ясно как работать, - стали называть суперсплавами, именно они позволили продвинуть температуру жаропрочности до 1100 градусов.
С другой стороны - именно эти же сплавы в 60-е были чрезвычайно капризны. И причины их разрушения требовали научного исследования.

В результате этих исследований и стало ясно, что именно то, что придает жаростойкость, является и причиной разрушения, - интерметаллидные выделения. Когда их мало, - никчемная жаростойкость. Хотя формовать можно как угодно. Когда много - более 50% - придание формы деформационными технологиями - смертельна для изделия.
__________________________________

Теперь можно и отвечать на поставленный нами вопрос.

Не могли американцы заявить, что использовали жаропрочные стали. Им бы поверили. Но из-за дефицитности никеля стали бы ставить перед своими конструкторами задачку: сделать, как у американцев - энергонапряженную камеру со стенками из жаропрочной стали. И очень быстро выяснилось бы(а скорее всего, сразу было ясно), что ни при каких обстоятельствах сторона стенки, глядящая на пламя камеры сгорания, - не сумеет удержаться в температурном диапазоне, допустимом для стали.
Пока размеры одиночной камеры сгорания малы, применять жаропрочную сталь можно, можно применять и просто никель. Все в рамках. А вот с ростом диаметра при той же температуре газа в КС происходит такой рост именно лучистых тепловых потоков на стенку, что работа жаропрочных сталей уже становится невозможной.

А на чем летал Сатурн?
Скорее всего - на жаростойких сталях или на том же почти чистом никеле, температура применения которых на 15% ниже.

И не потому летал, что так было изначально задумано. Изначально задумывался именно жаропрочный сплав, получение которого от ученых-металловедов ожидалось со дня на день. Вот, дескать, сплавы-то есть, в литых лопатках турбин работают. Дескать сейчас сотню-другую технологических экспериментов проведем - и все будет прекрасно работать.

А пока стенки камеры из сплава разрушаются при пуске, макет двигателя дулают с более низкотемпературными стенками. Соответственно - в дросселированном варианте -для отработки узлов и агрегатов. И все работает! - Потому что дросселированое. Потому что горение не на полную катушку, а задавленное.
И в этом задавленном дросселированном режиме - только и можно испытывать. Попытаешься повысить температуру - двигатель разрушается.

А дросселированный режим мы уже оценивали. 15% снижения температуры стенки - это - за счет закона излучения T^3 для газов КС 5% снижения температуры только по закону излучения. И еще около 10% - за счет больно резкой зависимости коэффициента излучения газов от температуры. Итого - те же 15%. Пропорционально меняется давление, поток через сопло и соответственно расход топлива.
При этом процентов на 7 снижается удельный импульс.

Но это до поры до времени. Как только технологи дадут нормальную стенку - все типа должно заработать как часы!

А пока? А пока - правильную, рассчитанную на полномасштабный двигатель ракету попробуем позапускать с дросселированным Ф-1 с низкотемпературными стенками. Чтобы он стартовал в расчетном режиме при сниженной, получается на 20-23% тяге - нам надо уменьшить стартовую массу на эти же 20-23%. Ракету не трогаем. Играем только заправкой первой ступени. Стартовый вес 2200-2300 тонн. Удельный импульс 279.

Какая будет скорость в точке разделения? Правильно! Та самая, которую мы и измерили 1180-1300 м/с.(Используем при вычислениях гравитационные и аэродинамические потери по Шунейко)
Если же стартовая масса 2100 т, т.е. топлива и окислителя в первой ступени 1200 тонн, то при том же УИ получается уже 1050 м/с.

А ведь это - попадание в яблочко!
Из проблемы никелевого сплава простыми чисто физическими оценками мы приходим к измеренной скорости. При этом вся ракета Сатурн-5 и Аполлон - могут быть ровно такими, какими они были бы для расчетного варианта Ф-1.

Просто так такие совпадения почти нереальны.

И ведь никаких фальсификатов не нужно, кроме чуть-чуть неправильного Ф-1. И неполной заправки ракеты. И то: сейчас технологи доразберутся - и все исправим, все типа будет летать, как доктор прописал.

А технологи год за годом ничего предложить не могут. И так - до окончания программы Аполлон.
Типа на мажорной ноте: как сплавы появились, как стенку сделали правильной - двигатель на нормальной температуре, с нормальным, не задавленным горением - работать не захотел. Мало ли по какой причине... Надеяться на простое масштабирование в этом деле не приходится.

Вот такая замечательная гипотеза вырисовалась. Прекрасно согласующаяся с результатами измерений скорости.
Ракета, получается, могла долететь до Луны - пустая, с облегченным Аполлоном. Может даже с экипажем. Но без лунного модуля. Или с чем-то легким, выбрасываемым на Луну и невозвращаемым - На пределе возможностей дросселированного неполноценного движка Ф-1 в первой ступени. Можно, наверное, было бы поставить на ракету 6 или 8 таких движков, но после фальшивого полета никто бы уже не понял, с какой стати требуется полное переконструирование машины.

И работающий весьма мощный Ф-1 - использовать в других проектах нельзя. Потому как это означает признать фальшивость полетов.
Окончательное(правда, подготовленное долгими трудами в той же Антарктиде, которое было запасным) решение о фальсификации высадки было принято сразу после того, как тайна разрушения никелевых сплавов была вскрыта - после 5-6 мая 1969 года. Принято в расчете, что все в ближайшее время получится. И вторая-третья посадки будут уже не фальшивыми. Но... оказались заложниками собственного, казавшегося поначалу не слишком большим обмана.

От	Pokrovsky~stanislav
К	Pokrovsky~stanislav (08.04.2008 10:51:22)
Дата	09.04.2008 05:35:58

Ответ на замечание Никомо

>Придется все-таки сказать несколько слов об ахинее Покровского.

>Pokrovsky~stanislav>
>изготовление корпуса камеры диаметром масштаба метра под давление 60 атмосфер из тонюсенькой фольги в мировой инженерной практике является как бы... не общепринятым.

>Двигатели H-1 и J-2, толщина стенок трубок КС составляла 0.012 in=0,305 мм, давление в трубках (для H-1) 701,8+138+122,2=962 psi = 6,63 МПа = 67,64 атм (это даже больше, чем 60 атм)

Обращаю внимание ув. Никомо на слова: камеры диаметром масштаба метра

Получается, что ахинеей является само возражение Никомо, где он в качестве контраргумента приводит толщину стенок трубки диаметром масштаба 2-3 см.
Все-таки метр в несколько десятков раз больше двух-трех сантиметров. Соответственно по условиям прочности толщина конструкции, способной удерживать такое же внутреннее давление - тоже в десятки раз больше. Как раз миллиметры.
_________________________

>Чтобы заметно изменить температуру в КС за счет изменения соотношения компонентов, это соотношение придется сильно менять, что Покровскому неведомо.
Для изменения температуры в КС на 15% соотношение компонентов надо будет изменить с 2,27:1 до 1,77:1 - это на 28%.
>Изменение соотношения компонентов было бы заметно на глаз. Днища баков кислорода и керосина и керосина на S-IC одинаковые, и диаметры их одинаковые, должна будет измениться длина баков. Межбаковый отсек хорошо виден - там гофрированная оболочка.

Плохо Никомо читает. Покровский ведь не зря говорил: ракету никто не изменяет. Немножко изменяется двигатель. И ради его дееспособности изменяется подача в него топлива и окислителя. Прежде всего - уменьшается. При этом двигатели уже не могут выработать полные баки. В каждом из баков существенный недолив. В нашей прикидке скорости требовался общий недолив 600 тонн из 2000 для "правильной" заправки. Вот в рамках этих недолитых 600 тонн и появляется широкая свобода маневра соотношением компонент.

>Когда Покровский говорит о дросселировании двигателя на 20-23%, он тем самым показывает свое незнание ракетной техники вообще.
>А если он возьмется утверждать, что все же знает, то пусть он расскажет, какие элементы конструкции должны быть у двигателя, чтобы такое стало возможным?
(дросселировать можно, дросселировали, и сильно, DPS, только у него было кое-что, чего не могло быть у F-1)

Дросселирование двигателя, которому надо работать с уменьшенными расходами в заводских условиях может быть обеспечено, например, введением буквально шайб в трубопроводы, т.е. введением дополнительных гидравлических сопротивлений, уменьшающих подачу каждой компоненты топлива. Плюс к этому - уменьшением оборотов ТНА - через такое же дросселирование дополнительным гидравлическим сопротивлением подачи топлива, за счет которого он работает.
Все - в заводских условиях, заблаговременно и тщательно выверенно - не в полете.
Кстати, наверняка такие регулирующие соотношение компонент шайбы(или другие регулирующие гидравлические сопротивления) - в каналах были предусмотрены. Тогда и специальной операции не надо.
Просто при сборке двигателя сборщикам даются шайбы с другими проходными сечениями.

> Это приводит к некоторым потерям тяги, но уже учтенным в УИ = 265,4 с. Также в эти потери входит и расход на внутреннее охлаждение.

Посыпаю голову пеплом. Я, несчастный, не освежил память.
И 7%-ое уменьшение УИ считал от 300 с. Поэтому-то в расчете и использовал УИ=279.
Если 5%-ная потеря УИ отсчитывается от 264, то при стартовой массе 2300 скорость в точке разделения 1170.
А если потеря УИ 7%, то 1145 м/с.

Все остальное в соответствующей цитате Никомо - вообще не по делу. Никто и не пытался разбираться, как меняются давления по КС. Была выполнена примитивная физическая оценка. При той же плотности вещества внутри КС, но при уменьшенной на столько-то процентов температуре, приблизительно на столько же процентов изменяется и давление. В каждом сечении КС - свое. Но уменьшаются все давления по всем сечениям КС.

> Трубки разрушались, но не от того, что они не были литыми, как утверждает Покровский, а по причине пайки. Трескались трубки именно в местах паяного соединения. Так было найдено решение - перед нанесением припоя наносить под него немного чистого никеля.

Никомо уже готов предоставить чертеж стенок КС? В котором внутренне давление реально держат тонкостенные трубки, связанные между собой припоем? Или это из области тех догадок, которые придуманы несколько месяцев назад для исключения теплопроводностных перепадов температуры?
Я ведь лишние три месяца не возвращался к вопросу, предоставив защите подкрепить свои измышления чертежиками. Нехорошо получается. Тот же Пасечник месяцами с нетерпением ждет чертежей.

> А время работы двигателей? В первом случае время работы меньше реального на 19 с, а если топлива 1200 тонн, то... аж на 30 с разница!

А Вы бы, ув. Никомо, повнимательней отнеслись к замечанию товарища по партии 7-40: у Покровского всегда все сходится.
Хрен знает когда Покровский обратил внимание на то, что перед разделением видна работа только одного двигателя вместо положенных четырех. И даже в статье на это указал: "При просмотре кадров ролика, тем не менее, не возникает ощущения, что светящийся факел создан периферийными, выходящими за габарит ракеты двигателями. Скорее всего, вопреки описанию, работает один ЖРД - центральный. Но в данной работе мы не будем настаивать на таком своем видении"
Вот Вам и решение вопроса о длительности работы движков.

От	Pokrovsky~stanislav
К	Pokrovsky~stanislav (09.04.2008 05:35:58)
Дата	09.04.2008 05:57:13

Re: Ответ на...

>> Трубки разрушались, но не от того, что они не были литыми, как утверждает Покровский, а по причине пайки. Трескались трубки именно в местах паяного соединения. Так было найдено решение - перед нанесением припоя наносить под него немного чистого никеля.

Теперь разбираемся с этим конкретным возражением. Так все-таки трубки лопались?

А чем отличается место, где стенка трубки сама по себе от места, где трубка вступает в контакт с веществом, имеющим другой термический коэф. расширения? - возникновением растягивающих или сжимающих напряжений, которые превышают предел прочности данного вещества при данной температуре. По конструкторскому расчету все правильно. У сплава при данной температуре такой-то предел прочности на растяжение, измеряемый по стандартным методикам: типа растяжения цилиндра.
А они, собаки, лопаются - не пойми почему.

Прокладка из чистого никеля переносит часть напряжений в материал, который хоть в целом и послабже, но не имеет смертельных ран, нанесенных деформационной технологией. Он к ней нечувствителен.

Все нормально. Люди, не понимая фундаментальной проблемы, интуитивно нашли способ ее обойти. Такое сплошь и рядом случается. Голь на выдумки хитра.

Впрочем, проблема лопающихся трубок на стыке с пайкой имела бы место в любом случае, хоть при наличии листового корпуса, хоть без него. Т.е. мои разъяснения не означают отказа от требования чертежа.

От	Pokrovsky~stanislav
К	Pokrovsky~stanislav (09.04.2008 05:57:13)
Дата	10.04.2008 18:38:20

Re: Ответ на...

>>> Трубки разрушались, но не от того, что они не были литыми, как утверждает Покровский, а по причине пайки. Трескались трубки именно в местах паяного соединения. Так было найдено решение - перед нанесением припоя наносить под него немного чистого никеля.

На самом деле тут вообще песня получается.
Чистый никель использовали в менее мощных двигателях, а для Ф-1 от него пришлось отказаться в пользу инконеля.
Это уже не от Никомо, это из

http://history.nasa.gov/SP-4206/ch4.htm

Но, чтобы улучшить спайку, стали на поверхность наносить тонкий слой гальванического никеля. И этот гальванический никель типа как улучшил положение дел с температурными напряжениями.

Все очень здорово, но материал, который не должен был держать напряжения, характерные для более мощного двигателя, якобы стал их держать при использовании в варианте гальванической пленки. - Бред, однако. Гальваническая пленка, испытывающая те же самые напряжения, ровно так же лопается.

Смысл инконеля теряется напрочь. Слабое место - пленка никеля на контакте с серебряным припоем. Отличие коэффициентов линейного расширения в 1.5 раза. При комнатной температуре (12.5 против 19.5)*10^-6. Это очень много.

А трубка может быть хоть из того же никеля, хоть из инконеля, хоть из стали. Никелевое гальваническое покрытие - скроет ее природу - от любых глаз. Покрытие, дескать.
А работать двигатель все равно сможет только на тех температурных нагрузках на стенки, при которых не лопается контакт никеля с припоем. Т.е. при пониженых.

Чем этот момент хорош? - да тем, что теперь он совершенно потерял связь с предположениями о теплопроводностных перепадах. То, что не должно было работать на повышенных температурах в двигателе Ф-1(по словам американцев же) - заработало при повышенных же температурах - причем в самом гнилом месте.

Так была ли температура повышенной?
И причем здесь инконель, если прочность стенки камеры определялась контактом никеля и серебряного припоя?

От	Pokrovsky~stanislav
К	Pokrovsky~stanislav (09.04.2008 05:57:13)
Дата	10.04.2008 18:38:04

Re: Ответ на...

От	Pokrovsky~stanislav
К	Pokrovsky~stanislav (08.04.2008 10:51:22)
Дата	08.04.2008 14:18:20

По Скайлэбу

Исходя из стартовой массы 2200 т для ракеты с неполноценными двигателями Ф-1 получена максимальная масса Скайлэба на орбите 66 тонн.
Что весьма близко к оценке, полученной из сопоставления теоретического (207) и реального(140) баллистического коэффициента после последней коррекции орбиты в 1974 году. Оценка была 61 тонна.

Если не предполагать подгружения Скайлэба экспедициями посещения, то эта оценка еще раз подтверждает только что высказанную версию.

От	Жук в городе
К	Pokrovsky~stanislav (08.04.2008 14:18:20)
Дата	12.04.2008 14:57:33

Re: По Скайлэбу - уточнение

>Исходя из стартовой массы 2200 т для ракеты с неполноценными двигателями Ф-1 получена максимальная масса Скайлэба на орбите 66 тонн.
Простите, Станислав, упустил по невнимательности...

Итак, по-вашему имеем 2200 т на старте, тяга двигателей 2200*1,25/5 = 550 т.

А почему собсно 5? Почему просто не поставить 6 давигателей и получить 550*6/1,25 = 2640 т стартовой массы?
А можно 7 двигателей разместить, диаметр 1-й ступени позволяет. Тогда будет 7*550/1,25 = 3080 т! Как раз то, что надо!

Представляете, какие ракеты можно по-настроить с вашим 550-тонным двигателем?!

От	Pokrovsky~stanislav
К	Pokrovsky~stanislav (08.04.2008 14:18:20)
Дата	09.04.2008 11:52:03

Уточнение по Скайлэбу

При оценке максимальной массы Скайлэба, способного быть выведенным на орбиту предложенным вариантом ракеты, я первоначально исходил из удельного импульса правильного Ф-1 300 с. Реально же в описании 264 с.
Поэтому должен уточнить оценку максимальной массы.

При 5% потере УИ до уровня 251 с максимальная выводимая на 435 км орбиту масса(за вычетом корпуса второй ступени) -около 60 тонн.
При 7%-ом снижении УИ - 58 тонн.

От	Жук в городе
К	Pokrovsky~stanislav (09.04.2008 11:52:03)
Дата	11.04.2008 15:44:37

Re: Уточнение по...

>При оценке максимальной массы Скайлэба, способного быть выведенным на орбиту предложенным вариантом ракеты, я первоначально исходил из удельного импульса правильного Ф-1 300 с. Реально же в описании 264 с.
>Поэтому должен уточнить оценку максимальной массы.
>При 5% потере УИ до уровня 251 с максимальная выводимая на 435 км орбиту масса(за вычетом корпуса второй ступени) -около 60 тонн.
>При 7%-ом снижении УИ - 58 тонн.
Так так...
Если в двухступенчатом варианте официальный Сатурн-5 выводил 87 т, а в трехступенчатом ~140 т, то по вашему должно быть 60/97 т. Итого двумя запусками вашего Сатурна можно было вывести на орбиту почти 200 т! Представляете, какую программу исследования Луны позволял бы провернуть ваш Сатурн!?!?!?

Кстати, я вам скажу по секрету, что на 97-тонном Сатурне можно было и в один пуск слетать на Луну. Наши кака раз так и собирались - на 95-тонной Н1.

Так что вам на выбор 2 реальных варианта полета на Луну:
1) Двухпусковая, 200 т на низкой орбите, 60 т к Луне
2) Однопусковая, 97 т на низкой орбите, 30 т к Луне (по-советски)

Как вам больше нравится?

От	Pokrovsky~stanislav
К	Жук в городе (11.04.2008 15:44:37)
Дата	13.04.2008 21:48:36

Re: Уточнение по...

>Так что вам на выбор 2 реальных варианта полета на Луну:
>1) Двухпусковая, 200 т на низкой орбите, 60 т к Луне
>2) Однопусковая, 97 т на низкой орбите, 30 т к Луне (по-советски)

Вы не вполне поняли логику.

Если техника, не удовлетворяющая заданию, изготавливается не в единичных экземплярах, а в количестве 98 штук, - это говорит о том, как делалась и вся остальная программа.

Я думаю, что наличие двигателя, который способен был бы вытаскивать на орбиту большие тонны, ничего не решало бы. Все остальные элементы обеспечения полета - были в сыром состоянии. Подозреваю, что очень быстро вскрылись провалы по таким вопросам, как лунный модуль, как скафандр, как система навигации. Зато средства были распилены подчистую. Они пошли,например, на развитие земного бизнеса Боинга и ИБМ.

От	Жук в городе
К	Pokrovsky~stanislav (08.04.2008 14:18:20)
Дата	08.04.2008 15:19:45

Re: По Скайлэбу

>Исходя из стартовой массы 2200 т для ракеты с неполноценными двигателями Ф-1...
Это получается 2200*1,25/5=550 тс тяга вашего Ф-1?
Вы настаиваете на этом? Это не слишком много, ваши адепты не разочаруются, что вы согласились на такую большую единичную тягу двигателя?
Вобщем, похоже, вы решили окончательно похоронить идею Попова про "переделанный Сатурн-1В".

>Если не предполагать подгружения Скайлэба экспедициями посещения, то эта оценка еще раз подтверждает только что высказанную версию.
А много ли там могли Аполлонами "подгрузить"? Проверять не пробовали?

От	Karev1
К	Жук в городе (08.04.2008 15:19:45)
Дата	09.04.2008 12:15:29

Re: По Скайлэбу и по Сатурну-1Б.

>>Если не предполагать подгружения Скайлэба экспедициями посещения, то эта оценка еще раз подтверждает только что высказанную версию.
>А много ли там могли Аполлонами "подгрузить"? Проверять не пробовали?
Я еще в прошлом году делал такие прикидки на этом форуме. Получилось что-то порядка 2-3 т за рейс. Во общем мелочь несущественная. Но я при этом внимательно почитал и проанализировал данные по Сатурну-1Б. И с удивлением обнаружил, что С-1Б законно списана в утиль. Ракета-то никудышная. В смысле массовой отдачи. Отношение массы ПН к стартовой массе у С-1Б чуть хуже, чем у Союза тех лет (1975 г.)Это если поставить их в равные стартовые условия (пускать с одного места). У Союза 2,2% у С-1Б - 2%. И это несмотря на разницу в возрасте, наличие водородной ступени, более выгодной схемы (последовательная против параллельной у Союза) и масштабного фактора (С-1б в 2 раза тяжелее Союза)!!!! Это все по официальным данным.
А ведь С-1Б , как уверяет НАСА, - отработка С-5. Еще раз убеждаешься, что С-5 появился как черт из табакерки без предшественников и предпосылок и исчез так же.

От	Жук в городе
К	Karev1 (09.04.2008 12:15:29)
Дата	11.04.2008 15:36:58

Re: По Скайлэбу...

>>>Если не предполагать подгружения Скайлэба экспедициями посещения, то эта оценка еще раз подтверждает только что высказанную версию.
>>А много ли там могли Аполлонами "подгрузить"? Проверять не пробовали?
>Я еще в прошлом году делал такие прикидки на этом форуме. Получилось что-то порядка 2-3 т за рейс.
2-3 тонны на Аполлоне?!?!
Да ГРУЗОВОЙ Прогресс возит по 2,5 т, из которых львиная доля газы и топливо, а вы хотите столько же ОБОРУДОВАНИЯ запихать в капсулу Аполлона!
Никаких шансов.

>Во общем мелочь несущественная. Но я при этом внимательно почитал и проанализировал данные по Сатурну-1Б. И с удивлением обнаружил, что С-1Б законно списана в утиль.
Да, списана. Потому что одновременно с этим были созданы ракеты лучше. Теми же самыми американцами, как не странно

>Ракета-то никудышная. В смысле массовой отдачи. Отношение массы ПН к стартовой массе у С-1Б чуть хуже, чем у Союза тех лет (1975 г.)Это если поставить их в равные стартовые условия (пускать с одного места). У Союза 2,2% у С-1Б - 2%.
Вы все перепутали.
Строго по официальным данным Сатурн-1Б при стартовой массе 600 т выводил на орбиту Аполлон массой 18 т. Это 18/600 = 3%.

> И это несмотря на разницу в возрасте, наличие водородной ступени, более выгодной схемы (последовательная против параллельной у Союза) и масштабного фактора (С-1б в 2 раза тяжелее Союза)!!!! Это все по официальным данным.
У Союза 3 ступени, а у Сатурна-1Б - 2. Этим все сказано.
Еще дедушка Циолковский доказал, что чем больше ступеней, тем больше полезная нагрузка ракеты.

>А ведь С-1Б , как уверяет НАСА, - отработка С-5.
Если бы вы внимательно читали, то узнали бы, что на Сатурне-1Б отрабатывалась 3-я водородная ступень Сатурна-5 (на Сатурне-1Б она была второй), которая потом была без изменений, многократно отработанная и испытанная взята на Сатурн-5.

От	Pokrovsky~stanislav
К	Жук в городе (08.04.2008 15:19:45)
Дата	08.04.2008 17:41:53

Re: По Скайлэбу

>>Исходя из стартовой массы 2200 т для ракеты с неполноценными двигателями Ф-1...
>Это получается 2200*1,25/5=550 тс тяга вашего Ф-1?
>Вы настаиваете на этом? Это не слишком много, ваши адепты не разочаруются, что вы согласились на такую большую единичную тягу двигателя?

Несколько меньшая величина - тоже в рамках. Оценка скорости 1050 м/с - требует стартовой массы 2100.
Но это уже непринципиальные поправки.

Относительно похорон идеи Попова. - Это не совсем верно.
Зачем-то все-таки С-1Б уходила на орбиту практически с тем же графиком по времени выхода на максимальный скоростной напор, по высоте и времени разделения ступеней.

От	Жук в городе
К	Pokrovsky~stanislav (08.04.2008 17:41:53)
Дата	08.04.2008 19:29:47

Re: По Скайлэбу

>>>Исходя из стартовой массы 2200 т для ракеты с неполноценными двигателями Ф-1...
>>Это получается 2200*1,25/5=550 тс тяга вашего Ф-1?
>>Вы настаиваете на этом? Это не слишком много, ваши адепты не разочаруются, что вы согласились на такую большую единичную тягу двигателя?
>
>Несколько меньшая величина - тоже в рамках. Оценка скорости 1050 м/с - требует стартовой массы 2100.
>Но это уже непринципиальные поправки.
Знаете, эдак вы все ближе и ближе приближаетесь к "официальной версии НАСА". Не ровен час совсем с ней согласитесь...

>Относительно похорон идеи Попова. - Это не совсем верно.
Да вы уже от нее камня на камне не оставили. Только одно осталось нетронутым - "не летали".

>Зачем-то все-таки С-1Б уходила на орбиту практически с тем же графиком по времени выхода на максимальный скоростной напор, по высоте и времени разделения ступеней.
Ну... Это ж совсем ерунда - можно сделать любую ракету, лишь бы она выходила "с таким же графиком".

Ну ладно. 66 тонн на низкой орбите в 2-х ступенчатом варианте это уже очень хорошо. Это с большим запасом хватит для полета по двухпусковой схеме. Не находите?

От	Pokrovsky~stanislav
К	Жук в городе (08.04.2008 19:29:47)
Дата	09.04.2008 02:03:35

Re: По Скайлэбу

>Знаете, эдак вы все ближе и ближе приближаетесь к "официальной версии НАСА".

Вы не поверите, но я как раз к этому и стремлюсь. Чем меньше будет лишних сущностей, чем меньше сложных дополнительных построений, тем ближе мы окажемся к той сути вопроса, из-за которой, например, на форумах дискуссии не просматриваются американцы.
Хотя тот человек, который мне, не пытавшемуся влезать в лунную проблему, - специально покупал и вез книгу "Full Moon" из США,- при вручении ее объяснил, что ни они, русские, и окружающие их американские ученые - в полеты поголовно не верят.
К той сути, которая по поводу истории и хронологии из уст европейского ученого прозвучала так: "Мы у себя уже просто ничего не в силах поделать. Последняя надежда - на Россию!"

>Да вы уже от нее камня на камне не оставили.

Понимаете, кольцо окружения меньшего диаметра - есть в логическое отрицание кольца большего диаметра. Хотя речь идет об одном и том же сжимающемся кольце. Пока кольцо большое, - слишком много вероятных, но пустых или даже ложных целей. А когда кольцо сжимается, оставшиеся за спиной ложные цели - вычеркиваются из вероятных планов разведки и обстрела.

Если я камня на камне не оставил от версии Попова, то это означает, что мы оба и те, кто нас поддерживает, - освободились от необходимости отвлекаться на обследование множества пустых рощ и оврагов.

Хотя, думаю, Вы таки торопитесь. Моя версия - не отказ от версии Попова, а только попытка найти более плодотворную линию следствия. Пока что выглядящая весьма привлекательно.

Она, скорее, ПОВОРОТ версии Попова. Он несколько раз в первой главе вынужден был сказать про американский подход к "отработке сложных технических систем".

И вот наяинаю я склоняться к тому, что "лунная афера" как в смысле позитивного отношения к полетам, так и в смысле навязывания скептикам мысли о гигантском хитро спланированном шоу, - есть две акции прикрытия одного и того же - полнейшего провала американского подхода к разработке сложных технических систем.

Полнейшего провала крупнейшей в истории попытки финансово-политического руководства США отобрать у науки приоритет в выборе своей стратегии и тактики развития и подчинить их диктату денег и бизнес-планов.

>Ну... Это ж совсем ерунда - можно сделать любую ракету, лишь бы она выходила "с таким же графиком".

Можно, но ЗАЧЕМ?

>Ну ладно. 66 тонн на низкой орбите в 2-х ступенчатом варианте это уже очень хорошо. Это с большим запасом хватит для полета по двухпусковой схеме. Не находите?

Нахожу. И нахожу, что это одна из самых больших неприятностей Америки, которая скрывается как версией лунных полетов, так и примитивной версией полной неспособности к полетам.

Похоже, что проблема в том, что МОГЛИ слетать. Но не СМОГЛИ. Уже не по причине научно-технических ограничений, а по причинам иного характера.

Двухпусковая схема означала отказ от сверстанных наверняка еще и вопреки мнению авторитетнейших ученых бизнес-планов создания суперракеты.
Признание несостоятельности самого мировоззрения: деньги могут все. Что сродни отказу от американской религии.
Аполлон не имел права на неуспех, он должен был продемонстрировать, кто в доме хозяин.
А свертывание Аполлона по причинам научно-технической невозможности реализации и вынужденная смена курса - под давлением научно-технических проблем - подтверждала становившийся и без того непререкаемым авторитет науки.

От	Жук в городе
К	Pokrovsky~stanislav (09.04.2008 02:03:35)
Дата	11.04.2008 15:11:37

Re: По Скайлэбу

>>Знаете, эдак вы все ближе и ближе приближаетесь к "официальной версии НАСА".
>
>Вы не поверите, но я как раз к этому и стремлюсь.
Не поверю, потому что тогда теряется весь смысл опровержения - то на то и выходит в результате.

>Чем меньше будет лишних сущностей, чем меньше сложных дополнительных построений, тем ближе мы окажемся к той сути вопроса, из-за которой, например, на форумах дискуссии не просматриваются американцы.
>Хотя тот человек, который мне, не пытавшемуся влезать в лунную проблему, - специально покупал и вез книгу "Full Moon" из США,- при вручении ее объяснил, что ни они, русские, и окружающие их американские ученые - в полеты поголовно не верят.
>К той сути, которая по поводу истории и хронологии из уст европейского ученого прозвучала так: "Мы у себя уже просто ничего не в силах поделать. Последняя надежда - на Россию!"
Он так вам сказал?
Ну и вы говорите. Как в том анекдоте. Говорите, ради бога, кто ж вам мешает?

>>Да вы уже от нее камня на камне не оставили.
>
>Понимаете, кольцо окружения меньшего диаметра - есть в логическое отрицание кольца большего диаметра. Хотя речь идет об одном и том же сжимающемся кольце. Пока кольцо большое, - слишком много вероятных, но пустых или даже ложных целей. А когда кольцо сжимается, оставшиеся за спиной ложные цели - вычеркиваются из вероятных планов разведки и обстрела.

>Если я камня на камне не оставил от версии Попова, то это означает, что мы оба и те, кто нас поддерживает, - освободились от необходимости отвлекаться на обследование множества пустых рощ и оврагов.
Это называется Тезис Старого №3 - Опровергатели не способны найти нестыковок в официальной версии НАСА. Обыскали уже все рощи и овраги, сузили кольцо донельзя, а все никак...

>Хотя, думаю, Вы таки торопитесь. Моя версия - не отказ от версии Попова, а только попытка найти более плодотворную линию следствия. Пока что выглядящая весьма привлекательно.
Это пока. Оно всегда так. Все конспирологи изначально аки львы кидались разоблачать очевидные на их взгляд ошибки и нестыковки, а потом по мере разбирательства все сильнее приближались к официальной версии НАСА. А после этого уходили в политику и философию. В смысле - в демагогию.

>Она, скорее, ПОВОРОТ версии Попова. Он несколько раз в первой главе вынужден был сказать про американский подход к "отработке сложных технических систем".
>И вот наяинаю я склоняться к тому, что "лунная афера" как в смысле позитивного отношения к полетам, так и в смысле навязывания скептикам мысли о гигантском хитро спланированном шоу, - есть две акции прикрытия одного и того же - полнейшего провала американского подхода к разработке сложных технических систем.
О да! Очень тонко подмечено! Особенно на фоне остальных провалов в разработке сложных технических систем - типа Шаттла, Вояжеров, Викингов, МЕРов и т.д. и т.п.

>Полнейшего провала крупнейшей в истории попытки финансово-политического руководства США отобрать у науки приоритет в выборе своей стратегии и тактики развития и подчинить их диктату денег и бизнес-планов.

>>Ну... Это ж совсем ерунда - можно сделать любую ракету, лишь бы она выходила "с таким же графиком".
>
>Можно, но ЗАЧЕМ?
Чтоб угодить вам с Поповым.Я это к тому, что совпадение отдельных параметров траектории говорит только о совпадении параметров траектории, а не о внутренней идентичности ракет. Я уж про внешнее молчу.

Ну в любом случае, ваш Сатурн-5 на 2000 т намного ближе к реальному, чем поповскому. Поздно плакать по волосам...

>>Ну ладно. 66 тонн на низкой орбите в 2-х ступенчатом варианте это уже очень хорошо. Это с большим запасом хватит для полета по двухпусковой схеме. Не находите?
>
>Нахожу. И нахожу, что это одна из самых больших неприятностей Америки, которая скрывается как версией лунных полетов, так и примитивной версией полной неспособности к полетам.
О, да! Это вы правильно подметили. Примитивно думать, что американцы полностью были неспособны полететь на Луну, если смогли сделать двигатель на 550 тонн тяги.

>Похоже, что проблема в том, что МОГЛИ слетать. Но не СМОГЛИ.
Вы впали в полную логическую нестыковку. Называется - заворот мозгов. Могли, но не смогли.

>Уже не по причине научно-технических ограничений, а по причинам иного характера.
Это как понимать? Вы так и не смогли найти научно-технических доказательства полной неспособности американцев слетать на Луну?
Ну так повторюсь, это называется Тезис Старого №3 - Опровергатели не способны найти нестыковок в официальной версии НАСА.

>Двухпусковая схема означала отказ от сверстанных наверняка еще и вопреки мнению авторитетнейших ученых бизнес-планов создания суперракеты.
Вы глубоко заблуждаетесь. А причина вашего заблуждения - незнание официальной версии НАСА. На это счет есть Тезис Старого №1, который я не буду цитировать в силу его общеизвестности.
Планы двухпускового полета были сверстаны авторитетнейшими учеными задолго до того, как выбрали однопусковую схему и никакого отказа никто не боялся.

>Признание несостоятельности самого мировоззрения: деньги могут все. Что сродни отказу от американской религии.
>Аполлон не имел права на неуспех, он должен был продемонстрировать, кто в доме хозяин.
>А свертывание Аполлона по причинам научно-технической невозможности реализации и вынужденная смена курса - под давлением научно-технических проблем - подтверждала становившийся и без того непререкаемым авторитет науки.
Вы только что назвали версию "полной неспособности к полетам" примитивной и вот опять заявляете про "свертывание по причинам научно-технической невозможности реализации". А еще говорили, что не полетели они "не по причине научно-технических ограничений".
Определитесь уж, ради бога.
А-то пока получается только очередное доказательства Тезиса Старого №4 - Опровергатели неспособны свести концы с концами в собственных теориях.

От	vld
К	Pokrovsky~stanislav (09.04.2008 02:03:35)
Дата	11.04.2008 01:25:04

Re: По Скайлэбу

>Хотя тот человек, который мне, не пытавшемуся влезать в лунную проблему, - специально покупал и вез книгу "Full Moon" из США,- при вручении ее объяснил, что ни они, русские, и окружающие их американские ученые - в полеты поголовно не верят.

Как интересно, я вот часа полтора назад разговаривал с американским коллегой по поводу безобразно затянутого написания совместной статьи и, поскольку разговор носил нефорамльный характер, спросил, много ли у них в Принстоне ученых, которые не верят в полет на Луну. Он посмеялся и сказал, что, конечно, прибабахнутых везде хватает, даже в Принстоне, но у них на физфаке бог миловал, таковых нет, а вот среди гуманитариев наверное имеются.

>Если я камня на камне не оставил от версии Попова, то это означает, что мы оба и те, кто нас поддерживает, - освободились от необходимости отвлекаться на обследование множества пустых рощ и оврагов.

Итак из всех рощ и оврагов осталось "измерение скорости по Покровскому" и то что вам непонятно как добились жаропрочности камеры сгорания Ф-1, не так ли?

>Хотя, думаю, Вы таки торопитесь. Моя версия - не отказ от версии Попова, а только попытка найти более плодотворную линию следствия. Пока что выглядящая весьма привлекательно.

У Попова не версия, а безбожный копипаст.

>Она, скорее, ПОВОРОТ версии Попова. Он несколько раз в первой главе вынужден был сказать про американский подход к "отработке сложных технических систем".

Да-да, "дивергенция внутре нее обращается вокруг ротора и порождает синекдоху ответа" :)

>И вот наяинаю я склоняться к тому, что "лунная афера" как в смысле позитивного отношения к полетам, так и в смысле навязывания скептикам мысли о гигантском хитро спланированном шоу, - есть две акции прикрытия одного и того же - полнейшего провала американского подхода к разработке сложных технических систем.

Ну, полнейший провал должен был проявиться и в других областях, не так ли? Например в разработке не менее сложных, ПМСМ космических программ, Вояджеров, Пионеров, Gravity Probe B, HST, "Шаттла" etc. etc. etc. Иначе странная неспособность "здесь работает, а здесь не работает".

>Полнейшего провала крупнейшей в истории попытки финансово-политического руководства США отобрать у науки приоритет в выборе своей стратегии и тактики развития и подчинить их диктату денег и бизнес-планов.

В выборе стратегии и тактики развития наука США имеет очень большую свободу в силу сложившейся системы ее финансирования. В РФ такой свободы намного меньше. Да, знаете, в США есть даже гранты для разного рода конспироложцев, вы поищите в сети, чем черт не шутит, может найдете спонсора вашей работы.

От	vld
К	Жук в городе (08.04.2008 15:19:45)
Дата	08.04.2008 16:29:19

Re: вы кое-что не заметили :)

>Вобщем, похоже, вы решили окончательно похоронить идею Попова про "переделанный Сатурн-1В".

Идея Попова похоронена намного раньше, ибо он предполагает что никаких двигателей второй ступени нет, а то что изображает вторую ступень взрывается с ужасным грохотом при отделении 1-й ступени, а у Покровского приводятся кадры со вполне невзорвавшейся второй ступенью с работающими двигателями - версии у них разные.

От	Жук в городе
К	vld (08.04.2008 16:29:19)
Дата	08.04.2008 19:32:33

Re: вы кое-что...

>>Вобщем, похоже, вы решили окончательно похоронить идею Попова про "переделанный Сатурн-1В".
>
>Идея Попова похоронена намного раньше, ибо он предполагает что никаких двигателей второй ступени нет, а то что изображает вторую ступень взрывается с ужасным грохотом при отделении 1-й ступени, а у Покровского приводятся кадры со вполне невзорвавшейся второй ступенью с работающими двигателями - версии у них разные.
Создается ощущение, что Стас не знает, куда бы еще забить гвоздь в крышку гроба идей Попова.
Дивная картина - у опровергателей нет худших врагов, чем сами опровергатели.
А почему? А потому, что Тезис Старого №4 сугубо верен и справедлив - опровергатели не способны свести концы с концами в собственных теориях. Поэтому им приходится даже друг друга опровергать.