От 7-40
К Лучезар
Дата 28.07.2010 19:32:04
Рубрики Прочее; Россия-СССР; История; Война и мир;

Re: Признание ВВФП...

>>Даже не надейтесь на это. Это лишь одна из возможностей. Я ничуть не удивлюсь, если это окажется косым скачком
>
>Ого! Вы видимо лихорадочно ищите почву под ногами и уже стали допускать, что виден именно косой скачок уплотнения, а не "экзотическое" течение Прандтля-Майера? Поздравляю с прогрессом!

Лучезар, Вы, вроде, общаетесь сами с собой. Я никогда не утверждал, что это именно течение Прандля-Майера, и никогда не утверждал, что это не косой скачок. Вам что, ссылки на мои прошлые посты дать? Я просто допускаю оба варианта.

> Но и предупреждаю - это будет иметь далеко идущие последствия!

Что "это"?

>>но только не в воздухе с температурой окружающей атмосферы, а в газе с температурой на порядок более высокой - разогретом при торможении высокоскоростного потока газов РДТТ.
>
>На порядок более высокой? Т.е. ~2700 К?! Полученной при торможении высокоскоростного потока газов?! Ваше воображение работает на небывалых оборотах. Вам надо было стать писателем-фантастом! Я серьезно!

Возражений по существу не будет? Это хорошо. Я знал, что не будет.

>Цель Вашего нового судорожного хода ясна. Вы рассчитываете, что при такой температуре скорость звука, которая пропорциональна ее квадратному корню, будет так высока, что скорость ракеты получится достаточно высокой и при низком числе Маха. Т.е. Вы косвенно допускаете, что число Маха может быть низким, т.е. около 3. Так?

Почему нет?

> Так. А теперь взглянем на http://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19900066485_1990066485.pdf (доклад о полете А-11), стр. 4-6. Какое число Маха рапортует там НАСА? Почти 7,7 - больше чем в 2,5 раза выше чем 3! А что это означает? Что по-ихнему ни температура, ни скорость звука особо отличаются от нормальных, а Ваш "горячий газ" - чистейшая фантазия!

Это число Маха относительно окружающего воздуха при полете, а не относительно облака раскаленных газов в момент разделения ступеней.

> Но это еще не все. Это также означает, что Вы только-что допустили (правда, не зная того), что документация может НАСА врать! На месте НАСА после этого я бы Вас попросил не защищать меня больше, а то Ваша "защита" уже стала наносить НАСА непоправимый ущерб!

Вы думаете, Ваша буффонада и юродство придают Вам вес? Так Вы заработаете себе вес шута и юродивого, а оно Вам надо?

>>Мне вообще ничего не нужно придумывать, неужели Вы этого до сих пор не поняли? Вообще ничего. Если бы меня здесь не было, если бы я никогда не знал ни о вас, ни об "Аполлоне" вообще - ничего бы не изменилось.
>
>Вы серьезно? Если бы Вас на форумах не было, ничего бы не изменилось, да?

Для научно-технического сообщества? Абсолютно ничего.

> Тогда зачем, черт возьми, тратите столько лет на защиту НАСА, работая даже по ночам (например, Вы послали одно из Ваших сегодняшних сообщений в... 4:58:29 утра!)?

Я не трачу ни секунды времени на защиту НАСА, НАСА не нуждается в моей защите. Иногда мне не спиться, и я позволяю себе маленькие радости вроде той, что доставил Покровский сегодня ночью. :)

> Разве тогда не можете тратить свое свободное время на что-нибудь полезное?!

Просвещение - это всегда полезное дело. Хобби - тоже. Вот некоторые марки собирают, другие рыбу ловят. Ну а некоторым нравиться ставить в угол расшалившихся конспирологов.

>>Поэтому мне вообще ничего не надо. Это вам надо - ведь именно вы боретесь за переписывание научной, учебной и справочной литературы, за переписывание истории, за пересмотр научно-техническим сообществом общепризнанных фактов.
>
>Разве учебники говорят правду во всем? Разве Вы не знаете простую истину, что победители пишут историю? К счастью, достаточно много людей знают где и во что врут учебники и рассказывают правду детям. Разумеется, ложь в учебниках должна быть устранена, но без взятии власти это невозможно. Но и на нашей улице взойдет солнце!

Вы собираетесь наводить порядок в естественно-научных учебниках путем взятия власти? Небось, тогда пойдете жечь неправильные книги на площадях?

>>В полете масса ракеты меняется, топливо выгорает. Но если тяга двигателей остается постоянной, то масса что настоящей, что фальшивой ракеты будут меняться по одному закону, потому что тяга пропорциональна скорости сжигания топлива. Например, тяга настоящего "Сатурна-5" создается сжиганием ок. 12 тонн топлива в секунду. Если Ваш придуманный фальшивый "Сатурн" вчетверо легче настоящего, то его тяга должна создаваться сжиганием 12/4=3 тонн топлива в секунду. Это значит, что в каждый момент времени полета масса фальшивого "Сатурна" во столько же раз меньше его стартовой массы, как у настоящего "Сатурна-5". Скажем, через две минуты полета настоящий "Сатурн-5" сжигает 12*120=1440 тонн топлива и становится легче вдвое, и фальшивый "Сатурн" тоже должен через минуту полета сжечь 3*120=360 тонн топлива и тоже стать легче вдвое. А это значит, Лучезар, что ускорения настоящего и фальшивого "Сатурна-5" меняются по времени (почти) одинаково.
>
>Здесь Вы делаете принципиальную ошибку. Вы допускаете, что соотношение массы заправленной и пустой ракеты одинаково для "быстрой" и "медленной" ракеты. А это не так. "Медленная" может быть просто недозаправлена.

Что Вы понимаете под "соотношением массы"? Объясните. Я Вам объясняю, что у любой ракеты отношение ТЯГИ к МАССЕ должно быть таким же, как у "Сатурна-5". Иначе ракета либо не оторвется от земли, либо будет разгоняться слишком быстро.

>>Ну вот посмотрите на этот самый Ваш ролик, скажем, через минуту после старта. Видна ракета? Прекрасно видна даже на записи такого качества. И через полторы минуты прекрасно видна. Так вот настоящий "Сатурн-5" через полторы минуты находится примерно в ~20 км. Тогда как фальшивая ракета, у которой конечная скорость ок. 1000 м/с, будет через полторы минуты в 14 км от старта. Это размер, сравнимый с полной Луной! Тут опытный человек даже невооруженным глазом увидит отличие, а уж в бинокль с оптическим дальномером так и вовсе.
>
>Для этого ему надо было заранее быть свидетелем хоть нескольких запусков "быстрой" ракеты, чтобы привыкнуть к изменению размера и ощутить разницу при "медленной". А такого не могло быть, так как принципиальной разницы между отдельными экземплярами "Сатурна-5" не было.

Чтобы определить видимый угловой размер ракеты через полторы минуты после старта, не нужно ничего, кроме бинокля с оптическим дальномером. Или достаточно сфотографировать ее в соответствующий момент, а дома измерить размер по снимку с учетом фокусного расстояния.

>>Я уже и не говорю про любительские съемки вроде вот той, что Вы показали: достаточно знать место, откуда снято кино, чтоб по нему определить дальность до ракеты и сравнить с той, что должна быть.
>
>Дальность только по углу над горизонтом не определишь.

По углу над горизонтом определишь, летит ракета по правильной траектории или по неправильной. Если ракета забирает слишком высоко и оказывается слишком высоко над горизонтом - то сразу очевидно, что это неправильная ракета. Если ракета выходит на слишком пологую траекторию и оказывается слишком низко, а то и вовсе уходит за горизонт - то сразу очевидно, что это неправильная ракета.

А по съемкам можно определить размер ракеты и, соответственно, дальность до нее.
От Лучезар
К 7-40 (28.07.2010 19:32:04)
Дата 30.07.2010 21:56:24

Число Маха 3, но температура... 2700 K?!

>>Цель Вашего нового судорожного хода ясна. Вы рассчитываете, что при такой температуре скорость звука, которая пропорциональна ее квадратному корню, будет так высока, что скорость ракеты получится достаточно высокой и при низком числе Маха. Т.е. Вы косвенно допускаете, что число Маха может быть низким, т.е. около 3. Так?
>
>Почему нет?

Незачем нет, кончено :) Ну и прекрасно! Итак, допускаем число Маха 3.

>Это число Маха относительно окружающего воздуха при полете, а не относительно облака раскаленных газов в момент разделения ступеней.

Возражение принимается, но только если газ этого облака раскален. Теперь весь вопрос в том, какова его температура. Удивительно, как Вы можете допустить температуру аж 2700 K, при том "из-за торможения газов"?! По-моему, такое не может быть и температура газов-продуктов горения РДТТ в этот момент уже близка к температуре окружающего воздуха. Что я не понимаю? Объясните, аргументируйте свои 2700 K. Или температура газа такая, только потому что Вы это пишете? Константа Пустынского какая-то! И перестаньте, пожалуйста, с Вашим рефреном: "Возражений по существу нет? Я так и знал, что не будет." Он всем уже надоел. А то я начну применять его против Вас. ("С Вашими камнями по Вашей голове!")

>Вы думаете, Ваша буффонада и юродство придают Вам вес? Так Вы заработаете себе вес шута и юродивого, а оно Вам надо?

Не беспокойтесь, мне Вас в этом не опередить.

>>>В полете масса ракеты меняется, топливо выгорает. Но если тяга двигателей остается постоянной, то масса что настоящей, что фальшивой ракеты будут меняться по одному закону, потому что тяга пропорциональна скорости сжигания топлива. Например, тяга настоящего "Сатурна-5" создается сжиганием ок. 12 тонн топлива в секунду. Если Ваш придуманный фальшивый "Сатурн" вчетверо легче настоящего, то его тяга должна создаваться сжиганием 12/4=3 тонн топлива в секунду. Это значит, что в каждый момент времени полета масса фальшивого "Сатурна" во столько же раз меньше его стартовой массы, как у настоящего "Сатурна-5". Скажем, через две минуты полета настоящий "Сатурн-5" сжигает 12*120=1440 тонн топлива и становится легче вдвое, и фальшивый "Сатурн" тоже должен через минуту полета сжечь 3*120=360 тонн топлива и тоже стать легче вдвое. А это значит, Лучезар, что ускорения настоящего и фальшивого "Сатурна-5" меняются по времени (почти) одинаково.
>>
>>Здесь Вы делаете принципиальную ошибку. Вы допускаете, что соотношение массы заправленной и пустой ракеты одинаково для "быстрой" и "медленной" ракеты. А это не так. "Медленная" может быть просто недозаправлена.
>
>Что Вы понимаете под "соотношением массы"? Объясните.

Представьте себе две одинаковые ракеты, которые имеют только следующие различия между собой. Одна с номинальной тяги первой ступени, полностью заправлена и с номинальным полезным грузом. Другая с пониженной тяги первой ступени, недозаправленная и с пониженного (или никакого) полезного груза. Так вот, для первой соотношение масс заправленной и пустой (т.е. без горючего) ракеты будет выше, чем у второй. Соответственно, соотношение тяги в момент выключения двигателя первой ступени к тяги на старте у первой ракеты будет выше, чем у второй. Отсюда и интеграл ускорения, о котором Вы писали, у второй ракеты будет ниже. А это ничто иное как скорость в моменте разделения. Теперь, надеюсь, понятно.

>Я Вам объясняю, что у любой ракеты отношение ТЯГИ к МАССЕ должно быть таким же, как у "Сатурна-5". Иначе ракета либо не оторвется от земли, либо будет разгоняться слишком быстро.

Только на старте, батенька, только на старте.

>>>Я уже и не говорю про любительские съемки вроде вот той, что Вы показали: достаточно знать место, откуда снято кино, чтоб по нему определить дальность до ракеты и сравнить с той, что должна быть.
>>
>>Дальность только по углу над горизонтом не определишь.
>
>По углу над горизонтом определишь, летит ракета по правильной траектории или по неправильной. Если ракета забирает слишком высоко и оказывается слишком высоко над горизонтом - то сразу очевидно, что это неправильная ракета. Если ракета выходит на слишком пологую траекторию и оказывается слишком низко, а то и вовсе уходит за горизонт - то сразу очевидно, что это неправильная ракета.

А разве невозможно летать на неотличимую от номинальной траекторию, т.е. иметь тот же самый закон изменения угла места (угла над горизонтом) с временем, и все-таки достичь меньшую высоту при меньшей скорости в момент отделения первой ступени?

>А по съемкам можно определить размер ракеты и, соответственно, дальность до нее.

Ну хорошо. У Вас, по Вашим же словам, имеется 5 роликов старта "Аполлона-11" до момента отделения первой ступени, включительно. Я Вам показал и еще один такой ролик :) Попробуйте определить скорость ракеты в этом или любом другом моменте по хоть одному из этих 6 роликов.
От 7-40
К Лучезар (30.07.2010 21:56:24)
Дата 31.07.2010 00:18:42

Re: Число Маха...

>>Это число Маха относительно окружающего воздуха при полете, а не относительно облака раскаленных газов в момент разделения ступеней.
>
>Возражение принимается, но только если газ этого облака раскален. Теперь весь вопрос в том, какова его температура. Удивительно, как Вы можете допустить температуру аж 2700 K, при том "из-за торможения газов"?! По-моему, такое не может быть и температура газов-продуктов горения РДТТ в этот момент уже близка к температуре окружающего воздуха. Что я не понимаю? Объясните, аргументируйте свои 2700 K.

Видите ли, я затрудняюсь подсчитать температуру, это требует сложных газодинамических расчетов. Могу лишь дать некоторые отсылки. Газы на срезе сопел РДТТ могут иметь температуру около 1500 град. Цельсия или выше (они сильно недорасширены - сопла короткие). Внутренняя энергия моля такого газа в грубейшем приближении будет (6/2)*8,3*1800 ~= 45 кДж/моль (беря число степеней свободы за 6).

Кроме того, газы обладают относительно окружающего воздуха скоростью ок. 4,3 км/с. Если взять молярную массу газа - просто навскидку, с точностью до порядка - за 0,03 кг/моль, то кинетическая энергия моля газа будет 0,03*(4300*4300)/2 ~= 275 кДж/моль.

Суммарная энергия моля газа будет, таким образом, 275+45 ~= 320 кДж/моль. Таким образом, если газ затормозится мгновенно, и при этом не будет отдавать никакой энергии, т. е. если вся его энергия пойдет на его разогрев, то он может нагреться до 320 000 /(8,3*6/2) = 13 тыс. кельвинов.

Разумеется, 13 тысяч - это невозможная температура, потому что газ при торможении будет смешиваться с окружающим холодным воздухом, отдавая ему энергию, как кинетическую, так и тепловую.

С какой скоростью газ будет отдавать воздуху энергию - мне неведомо. Очевидно, смешиваться он будет постепенно, внешние области быстрее, внутренние медленнее. Те области, что движутся вблизи корпуса ракеты, смешиваться будут медленнее всего, потому что "передние" порции газа будут отодвигать набегающий воздух, оставляя за собой достаточно плотные области горячего газа, свободного от набегающего воздуха (плотность газа на выходе из сопел значительно превышает плотность воздуха на этих высотах).

В общем, не желаю спекулировать и пытаться выдавать какие-то результаты путем пальцевых рассуждений. Единственное, что я хотел показать Вам, - что газ из сопел РДТТ обладает достаточной кинетической энергией, чтобы при его торможении об окружающий воздух температура вокруг ракеты на несколько долей секунды могла достичь весьма высоких значений.

> Или температура газа такая, только потому что Вы это пишете? Константа Пустынского какая-то! И перестаньте, пожалуйста, с Вашим рефреном: "Возражений по существу нет? Я так и знал, что не будет." Он всем уже надоел. А то я начну применять его против Вас. ("С Вашими камнями по Вашей голове!")

Я так у Вас спрашиваю ТОЛЬКО ТОГДА, когда Вы перестаете говорить по существу и возвращаетесь к Вашему любимому делу - кликушеству в стиле Панарина.

>>>>В полете масса ракеты меняется, топливо выгорает. Но если тяга двигателей остается постоянной, то масса что настоящей, что фальшивой ракеты будут меняться по одному закону, потому что тяга пропорциональна скорости сжигания топлива. Например, тяга настоящего "Сатурна-5" создается сжиганием ок. 12 тонн топлива в секунду. Если Ваш придуманный фальшивый "Сатурн" вчетверо легче настоящего, то его тяга должна создаваться сжиганием 12/4=3 тонн топлива в секунду. Это значит, что в каждый момент времени полета масса фальшивого "Сатурна" во столько же раз меньше его стартовой массы, как у настоящего "Сатурна-5". Скажем, через две минуты полета настоящий "Сатурн-5" сжигает 12*120=1440 тонн топлива и становится легче вдвое, и фальшивый "Сатурн" тоже должен через минуту полета сжечь 3*120=360 тонн топлива и тоже стать легче вдвое. А это значит, Лучезар, что ускорения настоящего и фальшивого "Сатурна-5" меняются по времени (почти) одинаково.
>>>
>>>Здесь Вы делаете принципиальную ошибку. Вы допускаете, что соотношение массы заправленной и пустой ракеты одинаково для "быстрой" и "медленной" ракеты. А это не так. "Медленная" может быть просто недозаправлена.
>>
>>Что Вы понимаете под "соотношением массы"? Объясните.
>
>Представьте себе две одинаковые ракеты, которые имеют только следующие различия между собой. Одна с номинальной тяги первой ступени, полностью заправлена и с номинальным полезным грузом. Другая с пониженной тяги первой ступени, недозаправленная и с пониженного (или никакого) полезного груза. Так вот, для первой соотношение масс заправленной и пустой (т.е. без горючего) ракеты будет выше, чем у второй. Соответственно, соотношение тяги в момент выключения двигателя первой ступени к тяги на старте у первой ракеты будет выше, чем у второй. Отсюда и интеграл ускорения, о котором Вы писали, у второй ракеты будет ниже. А это ничто иное как скорость в моменте разделения. Теперь, надеюсь, понятно.

Давайте я покажу Вам в цифрах, что у Вас получится.
Пусть 1-я ракета - настоящий "Сатурн-5". (Цифры дальше сильно округлены, поэтому могут быть некоторые расхождения с действительными цифрами; я всего лишь привожу Вам пример для наглядности. Я буду считать даже, что все 5 двигателей работают до конца, для этого слегка изменю другие цифры.) У него стартовая масса 2900 тонн, стартовая тяга 2900*1,2=3480 тонн. При подъеме в разреженной атмосфере тяга возрастает примерно на 15 %, поэтому в качестве средней тяги возьмем на 7 % большее значение: 3480*1,07=3720 тонн. Удельный импульс двигателей составляет 290 секунд в среднем - для керосиновых двигателей мало, но у "Сатурна-5" были не очень эффективные двигатели. Расход топлива по известному соотношению мы находим как 3720/290=12,8 тонны в секунду. Двигатели работают 162 секунды, поэтому они сожгут до разделения ступеней 12,8*162=2070 тонн топлива. Так что перед разделением масса ракеты будет 2900-2070=830 тонн. По формуле Циолковского, характеристическая скорость ракеты составит 290*9,8*ln(2900/830)=3560 м/с (у Шунейко значение на 100 м/с больше, у нас накопилась ошибка осреднения). Из этих 3560 м/с на гравитационные и аэродинамические потери приходится примерно 1270 м/с, так что конечная скорость будет 3550-1270=2290 м/с. Все сошлось достаточно точно, официальные цифры друг с другом согласуются. (Если взять точные данные, с точным временем выключения центрального двигателя, с правильным изменением тяги и удельного импульса с высотой, все сойдется в точности. Проверено.)

Теперь сделаем по-Вашему. Будем считать, что ракета недозаправлена, масса ракеты на старте на 30 % меньше: 2900*0,7=2030 тонн. Стартовая тяга тогда должна быть 2030*1,2=
2440 тонн - меньше заявленного, как Вы и просили. Увеличим это значение на 7 %, учтя, что по мере подъема ракеты тяга возрастет в конечном счете на 15 %: 2440*1,07=2610 тонн. Будем считать, что эффективность двигателей такая же, как у настоящего "Сатурна", 290 секунд (можете поиграть этой цифрой). Секундный расход топлива тогда 2610/290=9 тонн в секунду. Теперь примем вашу цифру конечной скорости 1000 м/с. Добавив к ней цифру потерь (для простоты будем считать потери обоих ракет одинаковыми, они и будут почти одинаковыми) 1270 м/с, получим запас характеристической скорости 1000+1270=2270 м/с. Тогда по формуле Циолковского получится, что конечная масса ракеты должна быть 2030*exp(-2270/(290*9,8))=910 тонн. Таким образом за полет первая ступень сожжет 2030-910=1120 тонн топлива. А вот сколько времени она будет работать? Только 1120/9=124 секунды!

Видите? В Вашем варианте топлива попросту не хватит на 162 секунды работы - оно кончится почти на 40 секунд раньше! Ваш вариант попросту невозможен физически: Ваши цифры невозможно согласовать между собой. До 1000 м/с невозможно разогнаться за 162 секунды - время полета "Сатурна-5", которое вме могли наблюдать. Ракета разгонится до этой скорости на 40 секунд раньше! Это именно то, о чем я Вам постоянно твержу. За 162 секунды невозможно разогнаться всего лишь до 1000 м/с, как ни играй цифрами. За 162 секунды ракета разгонится значительно сильнее.

Обратите внимание, кстати, что в Вашем варианте конечная масса ракеты будет не МЕНЬШЕ, а БОЛЬШЕ той, что в официальном варианте. Аж на 910-830=80 тонн. То есть это как бы "запас топлива" сверх официального варианта, представьте себе. Этого запаса, между прочим, хватило бы еще на 80/9=9 секунд полета. Если его сжечь, то конечная скорость ракеты составила бы не 1000 м/с, а 290*9,8*ln(2030/830)-1270=1270 м/с. Это соответствует случаю, если Вы просто недозаправляете в ракету 2900-2030=870 тонн топлива в сравнении с официальным вариантом и уменьшаете тягу двигателей так, чтоб стартовое ускорение соответствовало заявленному. Тогда топлива хватит на (2030-830)/9=133 секунды полета (на полминуты меньше официального), и она разгонится до 1270 м/с.

Если же в Вашем варианте, при стартовой массе 2030 тонн, средней тяге 1,2*2030*1,07=2610 тонн, и соответствующему этой тяге среднему расходу 2610/290=9 тонн в секунду, позволить двигателям работать официальные 162 секунды, то за это время будет сожжено 1460 тонн топлива, конечная масса ракеты составит 2030-1460=570 тонн (на 260 тонн меньше официальных), и ракета разгонится, согласно формуле Циолковского и с учетом потерь, до скорости 290*9,8*ln(2030/570)-1270=2340 м/с! Что даже немного выше официальной скорости. Отсюда следует еще один вывод, который я тоже многократно Вам повторял: если двигателям ракеты позволить работать официальные 162 секунды, то за это время она со всей неизбежностью успеет разограться как раз до самой что ни на есть официальной скорости порядка 2300 м/с, совершенно независимо от того, какую массу эта ракета имеет, какая тяга у ее двигателей и сколько топлива в ней заправлено.

Теперь дошло? Или хотите сами побаловаться цифрами? Попробуйте.

>>Я Вам объясняю, что у любой ракеты отношение ТЯГИ к МАССЕ должно быть таким же, как у "Сатурна-5". Иначе ракета либо не оторвется от земли, либо будет разгоняться слишком быстро.
>
>Только на старте, батенька, только на старте.

Все время, батенька, все время. Если только в полете Вы не измените тягу двигателей. Смотрите: в конце полета у официальной ракеты отношение тяги к массе, грубо говоря, 3720/830=4,5. У уменьшенной ракеты имени Лучезара, пролетевшей 162 секунды, это отношение равно 2610/570=4,6. Практически полное совпадение. И в любой момент времени будет то же самое.

>>По углу над горизонтом определишь, летит ракета по правильной траектории или по неправильной. Если ракета забирает слишком высоко и оказывается слишком высоко над горизонтом - то сразу очевидно, что это неправильная ракета. Если ракета выходит на слишком пологую траекторию и оказывается слишком низко, а то и вовсе уходит за горизонт - то сразу очевидно, что это неправильная ракета.
>
>А разве невозможно летать на неотличимую от номинальной траекторию, т.е. иметь тот же самый закон изменения угла места (угла над горизонтом) с временем, и все-таки достичь меньшую высоту при меньшей скорости в момент отделения первой ступени?

Это выполнимо только для одной-единственной точки на поверхности земли/воды. Для всех остальных точек это невыполнимо. Увы, школьная геометрия вас не щадит. :)

>>А по съемкам можно определить размер ракеты и, соответственно, дальность до нее.
>
>Ну хорошо. У Вас, по Вашим же словам, имеется 5 роликов старта "Аполлона-11" до момента отделения первой ступени, включительно. Я Вам показал и еще один такой ролик :) Попробуйте определить скорость ракеты в этом или любом другом моменте по хоть одному из этих 6 роликов.

Мне-то это зачем? Тем более, что у меня нет ни данных снимавшей аппаратуры, ни координат точек съемки. Но любой, кто снимал известной ему аппаратурой и известной ему точки, смог бы это сделать безо всяких проблем. С помощью школьной геометрии.
От Лучезар
К 7-40 (31.07.2010 00:18:42)
Дата 03.08.2010 15:59:25

Такая ракета возможна!

>>Представьте себе две одинаковые ракеты, которые имеют только следующие различия между собой. Одна с номинальной тяги первой ступени, полностью заправлена и с номинальным полезным грузом. Другая с пониженной тяги первой ступени, недозаправленная и с пониженного (или никакого) полезного груза. Так вот, для первой соотношение масс заправленной и пустой (т.е. без горючего) ракеты будет выше, чем у второй. Соответственно, соотношение тяги в момент выключения двигателя первой ступени к тяги на старте у первой ракеты будет выше, чем у второй. Отсюда и интеграл ускорения, о котором Вы писали, у второй ракеты будет ниже. А это ничто иное как скорость в моменте разделения. Теперь, надеюсь, понятно.
>
>Давайте я покажу Вам в цифрах, что у Вас получится.
>Пусть 1-я ракета - настоящий "Сатурн-5". (Цифры дальше сильно округлены, поэтому могут быть некоторые расхождения с действительными цифрами; я всего лишь привожу Вам пример для наглядности. Я буду считать даже, что все 5 двигателей работают до конца, для этого слегка изменю другие цифры.) У него стартовая масса 2900 тонн, стартовая тяга 2900*1,2=3480 тонн. При подъеме в разреженной атмосфере тяга возрастает примерно на 15 %, поэтому в качестве средней тяги возьмем на 7 % большее значение: 3480*1,07=3720 тонн. Удельный импульс двигателей составляет 290 секунд в среднем - для керосиновых двигателей мало, но у "Сатурна-5" были не очень эффективные двигатели. Расход топлива по известному соотношению мы находим как 3720/290=12,8 тонны в секунду. Двигатели работают 162 секунды, поэтому они сожгут до разделения ступеней 12,8*162=2070 тонн топлива. Так что перед разделением масса ракеты будет 2900-2070=830 тонн. По формуле Циолковского, характеристическая скорость ракеты составит 290*9,8*ln(2900/830)=3560 м/с (у Шунейко значение на 100 м/с больше, у нас накопилась ошибка осреднения). Из этих 3560 м/с на гравитационные и аэродинамические потери приходится примерно 1270 м/с, так что конечная скорость будет 3550-1270=2290 м/с. Все сошлось достаточно точно, официальные цифры друг с другом согласуются. (Если взять точные данные, с точным временем выключения центрального двигателя, с правильным изменением тяги и удельного импульса с высотой, все сойдется в точности. Проверено.)

>Теперь сделаем по-Вашему. Будем считать, что ракета недозаправлена, масса ракеты на старте на 30 % меньше: 2900*0,7=2030 тонн. Стартовая тяга тогда должна быть 2030*1,2=
>2440 тонн - меньше заявленного, как Вы и просили. Увеличим это значение на 7 %, учтя, что по мере подъема ракеты тяга возрастет в конечном счете на 15 %: 2440*1,07=2610 тонн. Будем считать, что эффективность двигателей такая же, как у настоящего "Сатурна", 290 секунд (можете поиграть этой цифрой). Секундный расход топлива тогда 2610/290=9 тонн в секунду. Теперь примем вашу цифру конечной скорости 1000 м/с. Добавив к ней цифру потерь (для простоты будем считать потери обоих ракет одинаковыми, они и будут почти одинаковыми) 1270 м/с, получим запас характеристической скорости 1000+1270=2270 м/с. Тогда по формуле Циолковского получится, что конечная масса ракеты должна быть 2030*exp(-2270/(290*9,8))=910 тонн. Таким образом за полет первая ступень сожжет 2030-910=1120 тонн топлива. А вот сколько времени она будет работать? Только 1120/9=124 секунды!

>Видите? В Вашем варианте топлива попросту не хватит на 162 секунды работы - оно кончится почти на 40 секунд раньше! Ваш вариант попросту невозможен физически: Ваши цифры невозможно согласовать между собой. До 1000 м/с невозможно разогнаться за 162 секунды - время полета "Сатурна-5", которое вме могли наблюдать. Ракета разгонится до этой скорости на 40 секунд раньше! Это именно то, о чем я Вам постоянно твержу. За 162 секунды невозможно разогнаться всего лишь до 1000 м/с, как ни играй цифрами. За 162 секунды ракета разгонится значительно сильнее.

>Обратите внимание, кстати, что в Вашем варианте конечная масса ракеты будет не МЕНЬШЕ, а БОЛЬШЕ той, что в официальном варианте. Аж на 910-830=80 тонн. То есть это как бы "запас топлива" сверх официального варианта, представьте себе. Этого запаса, между прочим, хватило бы еще на 80/9=9 секунд полета. Если его сжечь, то конечная скорость ракеты составила бы не 1000 м/с, а 290*9,8*ln(2030/830)-1270=1270 м/с. Это соответствует случаю, если Вы просто недозаправляете в ракету 2900-2030=870 тонн топлива в сравнении с официальным вариантом и уменьшаете тягу двигателей так, чтоб стартовое ускорение соответствовало заявленному. Тогда топлива хватит на (2030-830)/9=133 секунды полета (на полминуты меньше официального), и она разгонится до 1270 м/с.

>Если же в Вашем варианте, при стартовой массе 2030 тонн, средней тяге 1,2*2030*1,07=2610 тонн, и соответствующему этой тяге среднему расходу 2610/290=9 тонн в секунду, позволить двигателям работать официальные 162 секунды, то за это время будет сожжено 1460 тонн топлива, конечная масса ракеты составит 2030-1460=570 тонн (на 260 тонн меньше официальных), и ракета разгонится, согласно формуле Циолковского и с учетом потерь, до скорости 290*9,8*ln(2030/570)-1270=2340 м/с! Что даже немного выше официальной скорости. Отсюда следует еще один вывод, который я тоже многократно Вам повторял: если двигателям ракеты позволить работать официальные 162 секунды, то за это время она со всей неизбежностью успеет разограться как раз до самой что ни на есть официальной скорости порядка 2300 м/с, совершенно независимо от того, какую массу эта ракета имеет, какая тяга у ее двигателей и сколько топлива в ней заправлено.

>Теперь дошло? Или хотите сами побаловаться цифрами? Попробуйте.

Спасибо! Я не специалист по ракетам, но рискну попробовать. Однако, давайте подходить более системно. Выведем сначала зависимости, а потом подставим значения и увидим, что у нас получится. Итак, что мы имеем? Во-первых, формулу Циолковского:

V = Vr + Vga = 9,8 * Isp * ln(M1/M2)

где Vr = скорость ракеты в момент выключения двигателей I ступени [м/с],
Vga = гравитационные и аэродинамические потери [м/с],
9,8 = земное ускорение [м/с^2],
Isp = удельный импульс двигателей I ступени [с],
M1 = масса ракеты на старте,
M2 = масса ракеты в момент выключения двигателей I ступени.

Во-вторых, формулу для секундного расхода топлива как частное тяги и удельного импульса. Общий расход топлива будет:

Gf * K * M1 / Isp * t = M1 - M2

где Gf = коэффициент перевеса тяги над весом на старте (тяговооружённость),
K = средний коэффициент увеличения тяги с высоты,
Gf * K * M1 - это средняя тяга двигателей I ступени,
Gf * K * M1 / Isp - это средний расход топлива двигателей I ступени в секунду (тяга / Isp),
t = время работы двигателей I ступени [с],
M1 - M2 = выработанное топливо от старта до момента выключения двигателей I ступени.

Объединим эти две выражения для получении систему уравнений с двумя неизвестными (Isp и отношение масс MR = M1 / M2) при параметрах Gf, K, Vr, Vga, t. Получается

| Vr + Vga = 9,8 * Isp * ln(M1/M2)
| Gf * K * M1 / Isp * t = M1 - M2

| (Vr + Vga) / (9,8 * Isp) = ln(M1/M2)
| (Gf * K * t / Isp) * M1 = M1 - M2

| M1/M2 = exp((Vr + Vga) / (9,8 * Isp))
| M2 = (1 - (Gf * K * t) / Isp) * M1

| MR = M1/M2 = exp((Vr + Vga) / (9,8 * Isp))
| MR = M1/M2 = 1 / (1 - (Gf * K * t) / Isp)

Объединяем оба уравнения для MR и получаем следующее выражение:

exp((Vr + Vga) / (9,8 * Isp)) = 1 / (1 - (Gf * K * t) / Isp)

Замещая в нем Vr, Vga, Gf, K и t реальными значениями, получим логарифмическое уравнение с одним неизвестным - Isp. Так можем найти требуемое значение удельного импульса двигателя для физической осуществимости ракеты при данной скорости Vr, а за ним и значение MR. При том споры будут о значениях параметров, но никак не о данной зависимости. Итак, начнем замещать:

Vr = 955 м/с, как мы получили значение этой скорости (относительно воздуха атмосферы) по двух методах.
Vga = 1270 м/с (если бы ракета летала строго вверх, только гравитационные потери были бы 9,8 * t).

Gf = 1,02 (согласно НАСА, Gf = 1,2, но на самом деле надо только чтобы ракета поднялась).
К = 1,03 (согласно НАСА нарастание тяги при отделении I ступени - 17%, так что среднее нарастание - 8,5%, но при скорости в 2,6 раза меньше заявленной и отделение произойдет гораздо ниже, отсюда эти 3%).

t = 153 сек. Здесь нужны более подробные объяснения. Согласно НАСА, двигатели I ступени работали 2 сек. до подъема и 161 сек. после него - итого 161 + 2 = 163, но я замерил по двум роликам, что отделение I ступени А-11 происходит на 157-й, а не на 162-ой секунде. Так что мы должны вычесть 5 секунд. И еще, центральный двигатель выключается на 26 с раньше остальных, так что мы должны учесть, что за последние 26 с работали только 4 двигателя из пяти. Это все равно, что работали 5 двигателей, но в течении 20% меньше времени - т.е. 21 вместо 26 сек. Итак, отнимаем еще 5 секунд и получаем 163 - 5 - 5 = 153 сек.

Замещая эти значения, получаем:
exp(955 + 1270) / (9,8 * Isp)) = 1 / (1 - (1,02 * 1,03 * t) / Isp)
exp(227 / Isp) = 1 / (1 - 161 / Isp)

Забыв как решают логарифмические уравнения, получил эмпирическое решение Isp = 311 с. Это выше объявленого значения, но имея ввиду, что при нем MR = 2,07, а если M2 = 830 т, M1 мог быть 1700 т или меньше, если полезная нагрузка ниже, тяга двигателей могла быть на 40% ниже объявленой, а менее мощный двигатель может быть эффективнее. Так, у РД-170 на уровне моря Isp = 309 с, а у РД-180 - те же самые 311 с, как и наш Isp.

Итак, как видите, такая ракета вполне возможна. Но уверен, что споры сейчас разгорятся не столько вокруг значения t, сколько вокруг значения Gf. Используя значение НАСА (Gf = 1,2), то же самое значение Isp = 311 с при неизменных других параметрах получается при Vr = 1580 м/с. Тогда MR = 2,55 и при M2 = 830 т, M1 = 2100 т, а тяга двигателя на 27% ниже объявленой. Это - две точки, а правда вероятно лежит где-то между ними. Например, если Gf = 1,1, то Isp = 311 с получается при Vr = 1210 м/с.
От 7-40
К Лучезар (03.08.2010 15:59:25)
Дата 03.08.2010 22:16:40

Re: Такая ракета...

>Объединяем оба уравнения для MR и получаем следующее выражение:
>exp((Vr + Vga) / (9,8 * Isp)) = 1 / (1 - (Gf * K * t) / Isp)
>Замещая в нем Vr, Vga, Gf, K и t реальными значениями, получим логарифмическое уравнение с одним неизвестным - Isp. Так можем найти требуемое значение удельного импульса двигателя для физической осуществимости ракеты при данной скорости Vr, а за ним и значение MR.

Искать удельный импульс как решение уравнения, подобного Вашему - это самая плохая идея, которая только могла прийти кому-нибудь в голову. Вам это простительно только потому, что Вы ничего не смыслите в том, о чем пытаетесь судить.

Лучезар, удельный импульс - это фактически свойство топливной пары. Его нельзя изменять произвольно. Для каждой данной топливной пары он имеет вполне определенный достаточно узкий диапазон значений, выход за пределы которого практически невозможен. Например, для пары керосин-кислород, использовавшейся на 1-й ступени "Сатурна-5", для мощного двигателя минимальное значение Isp близко к 255 с на уровне моря (и 285 с в вакууме) - хуже получить почти нереально, это нужно не знаю что сделать с двигателем. Наилучшее же значение близко к 305 с на уровне моря (и 335 с в вакууме) - примерно как у РД-270. Для этого потребовалось перейти к более сложной закрытой схеме и очень высокому давлению в камере. У "Сатурна-5" было ок. 265/305.

>Vr = 955 м/с, как мы получили значение этой скорости (относительно воздуха атмосферы) по двух методах.
>Vga = 1270 м/с (если бы ракета летала строго вверх, только гравитационные потери были бы 9,8 * t).
>Gf = 1,02 (согласно НАСА, Gf = 1,2, но на самом деле надо только чтобы ракета поднялась).

Очень, очень плохая идея. При стартовой тяговооруженности 1,02 стартовое ускорение ракеты будет 0,2 м/с*с, и на высоту башни обслуживания (более 100 метров) она поднимется более чем через полминуты. Как Вы думаете, на старте никто не заметит, если ракета в течение целых половины минуты не преодолеет даже высоту башни обслуживания? И это не запечатлеется ни на одной видеосъемке? Давайте Вы пересмотрите видеосъемки старта и сами прикинете, какая у ракеты стартовая тяговооруженность.

>К = 1,03 (согласно НАСА нарастание тяги при отделении I ступени - 17%, так что среднее нарастание - 8,5%, но при скорости в 2,6 раза меньше заявленной и отделение произойдет гораздо ниже, отсюда эти 3%).

Мне жаль, но и эта цифра совершенно нереальна. Рост тяги происходит потому, что при подъеме ракеты падает окружающее давление. Вы можете не знать, но уже на высоте 10 к давление падает почти в 3 раза, на высоте 20 км - раз в пятнадцать, наверное. Так что уже на высоте 20 км тяга возрастет почти до финального значения. Или ваша ракета не поднимается даже на 20 км??? Впрочем, при той тяговооруженности, что Вы взяли, и 20 километров может быть много. :)

>t = 153 сек. Здесь нужны более подробные объяснения. Согласно НАСА, двигатели I ступени работали 2 сек. до подъема и 161 сек. после него - итого 161 + 2 = 163, но я замерил по двум роликам, что отделение I ступени А-11 происходит на 157-й, а не на 162-ой секунде.

Значит, Вы замеряли неправильно или скорость ролика немного отличается от действительной. У "Аполлона-11" отделение происходило именно на 162-й секунде или около того, не буду пересматривать документы.

>Забыв как решают логарифмические уравнения, получил эмпирическое решение Isp = 311 с. Это выше объявленого значения, но имея ввиду, что при нем MR = 2,07, а если M2 = 830 т, M1 мог быть 1700 т или меньше, если полезная нагрузка ниже, тяга двигателей могла быть на 40% ниже объявленой, а менее мощный двигатель может быть эффективнее. Так, у РД-170 на уровне моря Isp = 309 с, а у РД-180 - те же самые 311 с, как и наш Isp.

Очень, очень плохое решение. РД-270 и РД-180 - это двигатели так называемой закрытой схемы с давлением в камере в 4 раза выше, чем у F-1. Это очень, очень сложные двигатели, намного сложнее двигателя F-1. Советскому Союзу, при всем его опыте создания двигателей закрытой схемы (а СССР был первым, кто стал такие двигатели делать), потребовалось более 10 лет, чтобы создать такой двигатель. При этом СССР вынужден был сделать 4-камерный двигатель, потому что однокамерный двигатель такого давления в камере сгорания просто не выдержал бы (Вы можете не знать, но чем больше сосуд - тем более толстыми должны быть его стенки, чтобы выдержать одно и то же давление). Так что Вы приписали американцам неслыханное достижение: создать еще в 60-х годах керосиновый двигатель первой ступени с УИ на уровне моря 311 секунд и тягой около 400 тонн. Для тех, кто сумел сделать такое - создание двигателя вроде F-1 должно быть детской забавой.

В общем, у Вас получилось, что американские двигателисты были просто супергероями, опередившими советское двигателестроение в чем-то на 20 лет, а в чем-то и просто совершившим непревзойденный подвиг. Причем ничего даже близкого ими не создавалось ни до, ни после.

...Но я расстрою Вас еще больше: Ваше решение ошибочно. Это не решение. Давайте возьмем все Ваши цифры, даже ошибочное время полета 157 с и коэф. роста тяги 3 %. Единственное, что исправим - стартовую тяговооруженность оставим 1,2, уж ее-то по стартовым кадрам определить ничего не стОит.

Берем стартовую массу ракеты 1700 тонн. Стартовая тяга 1700*1,2=2040 тонн, средняя тяга 2040*1,03=2100 тонн. При среднем УИ 311 с средний расход будет 2100/311=6,75 т/с. За первые 135 с, до выключения центрального двигателя, сгорит 910 тонн, масса ракеты станет 1700-910=790 тонн. Приобретенная скорость будет 311*9,8*ln(1700/790)=2340 м/с. После выключения центрального двигателя расход снизится до 6,75*4/5=5,4 т/с. За следующие 157-135=22 секунды сгорит 22*5,4=120 тонн, так что масса ракеты уменьшится до 790-120=670 тонн, так что приобретенная скорость будет 311*9,8*ln(790/670)=500 м/с. Так что полное приращение скорости будет 2340+500 = 2840 м/с. Вычтя потери в 1270 м/с, получим финальную скорость 1570 м/с!

>Итак, как видите, такая ракета вполне возможна.

Как видите, такая ракета невозможна. Даже при Ваших условиях (но реальной стартовой тяговооруженности) ракета разгонится более чем до 1,5 км/с. Если же взять реальный коэффициент роста тяги с высотой и правильное время полета - будут все 2 км/с или около того.

> Но уверен, что споры сейчас разгорятся не столько вокруг значения t, сколько вокруг значения Gf.

А Вы что, действительно думаете, что ракета может полминуты покидать башню обслуживания, и никто этого не заметит и ни на одной пленке этого не отобразится?! Ну давайте, расскажите, как это по-Вашему должно выглядеть.

> Используя значение НАСА (Gf = 1,2), то же самое значение Isp = 311 с при неизменных других параметрах получается при Vr = 1580 м/с.

Да уж. ;) А как же иначе? :)

> Тогда MR = 2,55 и при M2 = 830 т, M1 = 2100 т, а тяга двигателя на 27% ниже объявленой. Это - две точки, а правда вероятно лежит где-то между ними. Например, если Gf = 1,1, то Isp = 311 с получается при Vr = 1210 м/с.

При стартовой тяговооруженности 1,1 ракета покинет башню обслуживания за четверть минуты. Вы думаете, этого никто не заметит? Ну возьмите же хоть один ролик старта, прокручиваемый на нормальной скорости, и проверьте. Можно, например, тут посмотреть: те виды, что со стороны, кажется, прокручиваются на правильной скорости.
От Лучезар
К 7-40 (03.08.2010 22:16:40)
Дата 05.08.2010 14:05:43

Возможна ли такая ракета?

Я не понял о какой программе на JavaScript Вы пишете в другом своем сообщении и чья она.

>Мне жаль, но и эта цифра совершенно нереальна. Рост тяги происходит потому, что при подъеме ракеты падает окружающее давление. Вы можете не знать, но уже на высоте 10 к давление падает почти в 3 раза, на высоте 20 км - раз в пятнадцать, наверное. Так что уже на высоте 20 км тяга возрастет почти до финального значения. Или ваша ракета не поднимается даже на 20 км??? Впрочем, при той тяговооруженности, что Вы взяли, и 20 километров может быть много. :)

НАСА дает на http://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19900066485_1990066485.pdf стр. 4-3 экспоненциальный рост высоты. Большее время ракета находилась на меньшей высоте, 20-25 км достигнет к концу работы I ступени. Но ладно, я добрый и дам Вам еще 2%. Пусть К = 1,05.

>> Например, если Gf = 1,1, то Isp = 311 с получается при Vr = 1210 м/с.
>При стартовой тяговооруженности 1,1 ракета покинет башню обслуживания за четверть минуты. Вы думаете, этого никто не заметит? Ну возьмите же хоть один ролик старта, прокручиваемый на нормальной скорости, и проверьте. Можно, например, тут посмотреть: те виды, что со стороны, кажется, прокручиваются на правильной скорости.

12 секунд. Как Вы определили Ваши 15 сек.? Учитываете ли Вы уменьшение массы ракеты за это время из-за выжигания топлива?

Выбираем тяговооруженность Gf = 1,1 (я где-то встречал это значение), среднее увеличении тяги К = 1,05, время работы t = 153 с (замерял верно, уверяю - замерьте и Вы), удельный импульс Isp = 290 с (Ваше значение!). Замещаем в моем уравнении:
exp((Vr + Vga) / (9,8 * Isp)) = 1 / (1 - (Gf * K * t) / Isp) и получаем
exp((1401+1270)/(9,8*290)) = 1/(1-(1,1*1,05*153)/290) = 2,56 (это MR, соотношение масс M1/M2)
Скорость ракеты при выключении двигателей I ступени Vr = 1400 м/с - все еще на 1 км/с меньше заявленной 2400 м/с!
Даже t = 152 с, так как IECO происходил 30, а не 26 с до OECO, т.е. из-за этого надо отнять 6, а не 5 с). Тогда
MR = exp((1372+1270)/(9,8*290)) = 1/(1-(1,1*1,05*152)/290) = 2,53, а Vr = 1370 м/с.
А если ракета взымалась не точно на такой траектории, а немного круче и Vga = 1370 м/с, то Vr = 1270 м/с!
Так что такая ракета не только возможна - именно такой ракета и была!
От 7-40
К Лучезар (05.08.2010 14:05:43)
Дата 05.08.2010 16:18:36

Re: Возможна ли...

>Я не понял о какой программе на JavaScript Вы пишете в другом своем сообщении и чья она.

Это моя программа. Пользуйтесь: http://menonthemoon.narod.ru/rocket_full.html . Моделирует полет 1-й ступени ракеты. Программа простейшая, но в целом дает результаты с точностью до единиц %. Некоторые данные (массу ракеты, например, или стартовую тяговооруженность) можно менять в полях ввода, некоторые - исправляя сам код (число выключаемых двигателей, время выключения, время полета, УИ). Код откомментирован, так что при базовом знакомстве с ньютоновой механикой проблем быть не должно. Если будут трудности с модификацией кода - скажите, я могу сам что-то поменять по Вашему заказу.

>>Мне жаль, но и эта цифра совершенно нереальна. Рост тяги происходит потому, что при подъеме ракеты падает окружающее давление. Вы можете не знать, но уже на высоте 10 к давление падает почти в 3 раза, на высоте 20 км - раз в пятнадцать, наверное. Так что уже на высоте 20 км тяга возрастет почти до финального значения. Или ваша ракета не поднимается даже на 20 км??? Впрочем, при той тяговооруженности, что Вы взяли, и 20 километров может быть много. :)
>
>НАСА дает на http://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19900066485_1990066485.pdf стр. 4-3 экспоненциальный рост высоты. Большее время ракета находилась на меньшей высоте, 20-25 км достигнет к концу работы I ступени.

Не буду скачивать документ, но на основе моей программы могу заключить, что высота 20 км достигается где-то к 100-й секунде полета. На этой высоте тяга возрастает уже на ~15 % по сравнению со значением на уровне моря.

> Но ладно, я добрый и дам Вам еще 2%. Пусть К = 1,05.

Лучезар, не надо быть добрым и не надо ничего давать мне. Я пытаюсь Вам помочь и приблизить Ваши бредни фантазии к реальности. Реальность такова, что тяга возрастает на 5 % уже на высоте около 3 километров, а на 10 % - на высоте около 8 километров. Потому что рост тяги пропорционален падению атмосферного давления, а атмосферное давление падает в первом приближении экспоненциально с высотой (барометрическая формула).

Вы, Лучезар, можете придумывать любую чепуху, я ничего не имею против даже того, чтоб Вы объявили о неизменности тяги с высотой или даже ее падении. Мне глубоко наплевать. Вы просто тем самым сами распишетесь в том, что вашу теорию скорости 1 км/с можно обосновать только бредовыми допущениями, нарушающими законы физики. Вы могли бы понять, что такие вещи будут только на руку всем, кто захочет вволю над вами поглумиться.

Так что уж решайте сами: либо Вы пользуетесь моей безвозмездной помощью и приводите свои построения в соответствие с реальностью - или Вы продолжаете громоздить бредовые допущения и продолжаете быть посмешищем всех, кто хоть мало-мальски разбирается в предмете.

>>> Например, если Gf = 1,1, то Isp = 311 с получается при Vr = 1210 м/с.
>>При стартовой тяговооруженности 1,1 ракета покинет башню обслуживания за четверть минуты. Вы думаете, этого никто не заметит? Ну возьмите же хоть один ролик старта, прокручиваемый на нормальной скорости, и проверьте. Можно, например, тут посмотреть: те виды, что со стороны, кажется, прокручиваются на правильной скорости.
>
>12 секунд. Как Вы определили Ваши 15 сек.? Учитываете ли Вы уменьшение массы ракеты за это время из-за выжигания топлива?

Нет, не учел. Сейчас посчитал по своей программе (где уменьшение учитывается): высота башни - около 120 метров - достигается за 14 секунд при тяговооруженности 1,1.

>Выбираем тяговооруженность Gf = 1,1 (я где-то встречал это значение)

Это неверное значение. Верное значение 1,2. Ну проверьте же по роликам! Ракета проходит вершину башни на 11-й секунде, это легко определяется по всем записям.

>среднее увеличении тяги К = 1,05, время работы t = 153 с (замерял верно, уверяю - замерьте и Вы)

Я замерил по записям на диске "Спейскрафт фильмз". Две записи доведены до разделения. Удивился, обнаружив, что на записях разделение происходит не на 162-й секунде, а на 168-й секунде, причем на обоих камерах. Значит, при конвертации на "Спейскрафт фильмз" произошла небольшая ошибка в скорости, в 5 % примерно. Можете проверить сами, все 3 диска доступны на rutracker.org . Если на сетевых роликах время чуть меньше - значит, там произошло расхождение в другую сторону. Записи велись на скоростные камеры, поэтому их в любом случае приходилось приводить к естественной скорости.

Так что ошибки в согласовании возможны в обе стороны. А действительное время - именно 161 секунда. В приведении к непрерывной работе всех двигателей это эквивалентно ~156 секунд непрерывной работы.

> удельный импульс Isp = 290 с (Ваше значение!). Замещаем в моем уравнении:
>exp((Vr + Vga) / (9,8 * Isp)) = 1 / (1 - (Gf * K * t) / Isp) и получаем
>exp((1401+1270)/(9,8*290)) = 1/(1-(1,1*1,05*153)/290) = 2,56 (это MR, соотношение масс M1/M2)
>Скорость ракеты при выключении двигателей I ступени Vr = 1400 м/с - все еще на 1 км/с меньше заявленной 2400 м/с!

Всё. На этом можно остановиться. Вы даже в фантастических предположениях (стартовая тяговооруженность намного ниже, чем определяется по кадрам, укороченное приведенное время работы двигателей) не смогли получить скорость 1 км/с. Это именно то, что я Вам говорил:

Скорость 1 км/с невозможно получить даже в самых фантастических предположениях. Такая скорость физически невозможна.

Даже в самых фантастических предположениях Вы получили скорость на 40 % выше, чем насчитали Попов с Покровским.

>Даже t = 152 с, так как IECO происходил 30, а не 26 с до OECO, т.е. из-за этого надо отнять 6, а не 5 с). Тогда
>MR = exp((1372+1270)/(9,8*290)) = 1/(1-(1,1*1,05*152)/290) = 2,53, а Vr = 1370 м/с.

Даже манипулируя цифрами, используя фантастическую стартовую тяговооруженность и пользуясь определенно неверными исходными данными (в конце концов, время работы двигателей без проблем определяется по оригинальным записям, которые без труда можно получить в архиве), Вы не в состоянии получить скорость, намерянную Поповым и Покровским. Даже в таких фантастических предположениях у Вас получаются скорости на 35 % - 40 % выше, чем они намеряли.

>А если ракета взымалась не точно на такой траектории, а немного круче и Vga = 1370 м/с, то Vr = 1270 м/с!

Чтобы потерять еще 100 м/с на гравитационных потерях, требуется не "немного круче", очень много круче. С финальным углом наклона траектории порядка 40 градусов вместо 25. Такая ракета окажется много выше над горизонтом.

И даже в этом, еще более фантастическом предположении Вы не получите 1 км/с, как насчитали Попов и Покровский, а получите на четверть больше.

>Так что такая ракета не только возможна - именно такой ракета и была!

Да уж. Чтоб заявить "именно такой ракета и была", Вам придется объявить недействительными все записи полета этой ракеты. И объявить слепыми всех мало-мальски разбирающихся в ракетах, кто наблюдал за ее пусками. Но даже при этом Вы не сможете добиться того, чтобы скорость ракеты была такая, как ее намерили Попов с Покровским.

Так что теперь Вы уже сами пришли к тому, что я Вам постоянно повторяю:

Незаметно обеспечить скорость 1 км/с невозможно ни при каких обстоятельствах.
От Лучезар
К 7-40 (05.08.2010 16:18:36)
Дата 06.08.2010 15:04:37

Re: Возможна ли...

>>12 секунд. Как Вы определили Ваши 15 сек.? Учитываете ли Вы уменьшение массы ракеты за это время из-за выжигания топлива?
>Нет, не учел. Сейчас посчитал по своей программе (где уменьшение учитывается): высота башни - около 120 метров - достигается за 14 секунд при тяговооруженности 1,1.
>>Выбираем тяговооруженность Gf = 1,1 (я где-то встречал это значение)
>Это неверное значение. Верное значение 1,2. Ну проверьте же по роликам! Ракета проходит вершину башни на 11-й секунде, это легко определяется по всем записям.

В Википедии (один из оплотов защитников НАСА!) написано "около 12 с" в англоязычной статье "Saturn V" ("It took about 12 seconds for the rocket to clear the tower"). Это и интервал между замечаниями диктора о событиях при пуске. Определим Gf по формулу равноускорительного движения: h = a * t^2 / 2, следовательно a = 2h / t^2 = 240 / 144 = 1,667 м/с. Добавляя 9,8 м/с (земное ускорение) получаем 11,467 м/с. Разделяя на 9,8 получаем Gf = 1,17. Учитывая, что за эти 12 с расходуется 100*12/156 = 7,7% горючего I ступени, а его вес - около 2/3 от веса ракеты, то тяга возрастет на 5% за это время, а значит средний её рост - 2,5%, так что начальная тяга - на 2,5% меньше или 1,17 * 0,975 = 1,14. Это значение абсолютно точно совпадает с значением, данном в статье англоязычной Википедии "G-force" о "Сатурне-5". Итак, Gf = 1,14 - замерено, проверено, подтверждено!

>Так что ошибки в согласовании возможны в обе стороны. А действительное время - именно 161 секунда. В приведении к непрерывной работе всех двигателей это эквивалентно ~156 секунд непрерывной работы.

Ну, ладно, возьмем t = 156 с и Ваши значения К = 1,07 и Isp = 290 с. Замещаем в моем уравнении

exp((Vr + Vga) / (9,8 * Isp)) = 1 / (1 - (Gf * K * t) / Isp) и получаем
exp((1764+1270)/(9,8*290)) = 1/(1-(1,14*1,07*156)/290) = 2,91 (это MR = M1/M2)

Скорость ракеты при отделении I ступени Vr = 1764 м/с - всё еще на 638,7 м/с меньше заявленной 2402,7 м/с.

Вычисление здесь уже с замеренными, проверенными (Gf) и данными Вами (t, K, Isp, Vga) параметрами. Но всё-таки заявленная скорость - на 35% больше той, что мы получили. А это значит, что американцы на Луне не были!
От 7-40
К Лучезар (06.08.2010 15:04:37)
Дата 06.08.2010 15:51:36

Re: Возможна ли...

>>>12 секунд. Как Вы определили Ваши 15 сек.? Учитываете ли Вы уменьшение массы ракеты за это время из-за выжигания топлива?
>>Нет, не учел. Сейчас посчитал по своей программе (где уменьшение учитывается): высота башни - около 120 метров - достигается за 14 секунд при тяговооруженности 1,1.
>>>Выбираем тяговооруженность Gf = 1,1 (я где-то встречал это значение)
>>Это неверное значение. Верное значение 1,2. Ну проверьте же по роликам! Ракета проходит вершину башни на 11-й секунде, это легко определяется по всем записям.
>
>В Википедии (один из оплотов защитников НАСА!) написано "около 12 с" в англоязычной статье "Saturn V" ("It took about 12 seconds for the rocket to clear the tower").

Википедия не является надежным или авторитетным источником. Впрочем, выражение "около 12 секунд" подходит и для 11 секунд. Вроде, только недавно видел цифру около 10,8 секунд. Впрочем, еще до того я пересмотрел ролики и на всех роликах, что я видел, время было около 11 секунд. Плюс-минус, кадры я не пересчитывал, естественно. Просто это тот параметр, который очень легко оценить "на глазок" по секундометру просмотрщика. Там даже на секунду ошибиться трудно. Но Вы, если хотите, можете взять любой ролик старта, выложить покадрово первые 13 секунд, и мы вместе с Вами посмотрим. К чему все эти пустые пререкательства, если это так легко проверить?

> Это и интервал между замечаниями диктора о событиях при пуске.

Надо смотреть на ракету, а не слушать замечания диктора.

> Определим Gf по формулу равноускорительного движения: h = a * t^2 / 2, следовательно a = 2h / t^2 = 240 / 144 = 1,667 м/с. Добавляя 9,8 м/с (земное ускорение) получаем 11,467 м/с. Разделяя на 9,8 получаем Gf = 1,17. Учитывая, что за эти 12 с расходуется 100*12/156 = 7,7% горючего I ступени, а его вес - около 2/3 от веса ракеты, то тяга возрастет на 5% за это время, а значит средний её рост - 2,5%, так что начальная тяга - на 2,5% меньше или 1,17 * 0,975 = 1,14. Это значение абсолютно точно совпадает с значением, данном в статье англоязычной Википедии "G-force" о "Сатурне-5". Итак, Gf = 1,14 - замерено, проверено, подтверждено!

Во-первых, отвыкните, наконец, пользоваться Вики как источником надежных знаний. Вы так можете опровергнуть только Википедию, но не "Аполлон". Во-вторых, даже если взять время покидания башни как 12 секунд (что неверно), то ускорение получится именно 1,67 м/с*с, что соответствует стартовой тяговооруженности 1,17. За 12 секунд сгорает лишь ~12*1,17/263 = 5,3 % топлива (263 секунды - УИ на старте; Вы забыли, что на старте УИ имеет именно стартовое значение, он еще не возрос). 5-процентное уменьшение массы приведет лишь к 5-процентному росту ускорения, до 1,76 м/с*с, это уменьшило бы время преодоления башни лишь на 0,3 секунды, что пренебрежимо мало по сравнению с 12, этим можно просто пренебречь. Так что даже если бы башня преодолевалась за 12 секунд, то это означало бы стартовую тяговооруженность 1,17. Но на самом деле, конечно, башня преодолевается за 11 секунд или чуть-чуть меньше (ну проверьте же сами или выложите кадры! кончайте бессмысленную демагогию), так что стартовая тяговооруженность есть 1,2.

>>Так что ошибки в согласовании возможны в обе стороны. А действительное время - именно 161 секунда. В приведении к непрерывной работе всех двигателей это эквивалентно ~156 секунд непрерывной работы.
>
>Ну, ладно, возьмем t = 156 с и Ваши значения К = 1,07 и Isp = 290 с.

Не надо мне никаких уступок и одолжений. То, что Вы делаете - Вы делаете для себя и только для себя. А я Вам помогаю избавиться от бредовых допущений. Между прочим, если брать УИ=290 с, то правильное значение для K будет не k=1,07, а k=1,1 (K=290/263, где 263 - стартовый УИ). Я взял k=1,07 только для того, чтобы не учитывать ранее выключение центрального двигателя и брать полное время работы как 161 секунда. Я Вас сразу предупреждал, что округлил некоторые цифры для упрощения. Если мы учитываем ранее выключение двигателя и берем t=156 секунд, то придется придавать K правильное значение (соответствующее 290 секундам УИ), K=1,1.

> Замещаем в моем уравнении
>exp((Vr + Vga) / (9,8 * Isp)) = 1 / (1 - (Gf * K * t) / Isp) и получаем
>exp((1764+1270)/(9,8*290)) = 1/(1-(1,14*1,07*156)/290) = 2,91 (это MR = M1/M2)
>Скорость ракеты при отделении I ступени Vr = 1764 м/с - всё еще на 638,7 м/с меньше заявленной 2402,7 м/с.

Ну вот видите, Лучезар. Не выходит каменный цветок, не выходит. Даже при меньшем k и меньшей Gf Вы получаете скорость на 80 % больше, чем у Попова с Покровским. Это же полный крах расчета Попова. Я же Вас предупреждал:

Скорости 1 км/с совершенно невозможно достичь незаметно.

И Вы каждым своим очередным расчетем подтверждаете: это невозможно. Это невозможно. Вот Вы уже получили результат на 80 % выше, чем у Попова.

>Вычисление здесь уже с замеренными, проверенными (Gf) и данными Вами (t, K, Isp, Vga) параметрами. Но всё-таки заявленная скорость - на 35% больше той, что мы получили. А это значит, что американцы на Луне не были!

Лучезар, это значит лишь то, что Вы собственноручно опровергли выводы Попова и Покровского. Если взять ПРАВИЛЬНЫЕ значения K и Gf, то получится официальная скорость. Вы, даже занизив Gf до невозможного и воспользовавшись уменьшенным K, получили результат на 80 % больше, чем Попов. То есть Вы сами подтвердили то, что я Вам говорил много раз:

СКОРОСТЬ 1 КМ/С ФИЗИЧЕСКИ НЕВОЗМОЖНА (или придется сделать что-то, что моментально заметят все в округе - выключить половину двигателей на глазах у всех, например).
От Лучезар
К 7-40 (06.08.2010 15:51:36)
Дата 07.08.2010 14:20:54

Тяговооружённость

>>>>12 секунд. Как Вы определили Ваши 15 сек.? Учитываете ли Вы уменьшение массы ракеты за это время из-за выжигания топлива?
>>>Нет, не учел. Сейчас посчитал по своей программе (где уменьшение учитывается): высота башни - около 120 метров - достигается за 14 секунд при тяговооруженности 1,1.
>>>>Выбираем тяговооруженность Gf = 1,1 (я где-то встречал это значение)
>>>Это неверное значение. Верное значение 1,2. Ну проверьте же по роликам! Ракета проходит вершину башни на 11-й секунде, это легко определяется по всем записям.
>Во-первых, отвыкните, наконец, пользоваться Вики как источником надежных знаний. Вы так можете опровергнуть только Википедию, но не "Аполлон". Во-вторых, даже если взять время покидания башни как 12 секунд (что неверно), то ускорение получится именно 1,67 м/с*с, что соответствует стартовой тяговооруженности 1,17. За 12 секунд сгорает лишь ~12*1,17/263 = 5,3 % топлива (263 секунды - УИ на старте; Вы забыли, что на старте УИ имеет именно стартовое значение, он еще не возрос). 5-процентное уменьшение массы приведет лишь к 5-процентному росту ускорения, до 1,76 м/с*с, это уменьшило бы время преодоления башни лишь на 0,3 секунды, что пренебрежимо мало по сравнению с 12, этим можно просто пренебречь. Так что даже если бы башня преодолевалась за 12 секунд, то это означало бы стартовую тяговооруженность 1,17. Но на самом деле, конечно, башня преодолевается за 11 секунд или чуть-чуть меньше (ну проверьте же сами или выложите кадры! кончайте бессмысленную демагогию), так что стартовая тяговооруженность есть 1,2.

Вы же писали сначала, что башня пройдется за 15 секунд при Gf = 1,1. А с учетом потери веса - за 14. Так что время сокращается на целую секунду. А для 12-секундного времени Gf = 1,14. Для 11 секундного времени прохождения башни Gf будет не более 1,17 (ускорения минус 1 относятся между собой как квадрат соотношения времен прохождения башни), а не 1,2.
От 7-40
К Лучезар (07.08.2010 14:20:54)
Дата 07.08.2010 15:30:18

Re: Тяговооружённость

>Вы же писали сначала, что башня пройдется за 15 секунд при Gf = 1,1. А с учетом потери веса - за 14.

Именно за 14.

> Так что время сокращается на целую секунду. А для 12-секундного времени Gf = 1,14.

При Gf=1,14 башня проходится за время между 12 и 13 секундами.

> Для 11 секундного времени прохождения башни Gf будет не более 1,17 (ускорения минус 1 относятся между собой как квадрат соотношения времен прохождения башни), а не 1,2.

Нет. При 1,17 башня проходится между 11 и 12 секундами.
При 1,2 башня проходится в конце 10-й секунды, как это в каком-то документе (не помню, каком) и написано. Воспользуйтесь моей программой http://menonthemoon.narod.ru/rocket_full.html и поэкспериментируйте сами. Только замените в тексте программы строчку после комментария

//Print table row each 10th second

на

if ((Math.round(T*1000)/(5000/5)-Math.round(T/(5/5)) == 0) || (T > Tfin)) {

чтобы выводить результаты каждую секунду, а не каждые 10 секунд. Не бойтесь, никакого подвоха в программе нет, Вы можете сами все проверить, код откомментирован.

И, наконец, возьмите ролик старта и убедитесь сами, в какой момент проходится башня. Можете, если не верите, выложить, скажем, первые 6 секунд после включения двигателей (начало подъема) и время с 10 до 13 секунды (прохождение башни). Выкладывать можно каждый 10-й кадр, чтоб уменьшить число кадров, то, что посередине, выкладывать не нужно. Вы сами увидите, когда проходится башня.
От Лучезар
К 7-40 (07.08.2010 15:30:18)
Дата 07.08.2010 17:00:14

Re: Тяговооружённость

>> Для 11 секундного времени прохождения башни Gf будет не более 1,17 (ускорения минус 1 относятся между собой как квадрат соотношения времен прохождения башни), а не 1,2.
>Нет. При 1,17 башня проходится между 11 и 12 секундами.

Согласно Вашей программы - 11,3 с.

>При 1,2 башня проходится в конце 10-й секунды, как это в каком-то документе (не помню, каком) и написано. Воспользуйтесь моей программой http://menonthemoon.narod.ru/rocket_full.html и поэкспериментируйте сами.

Согласно Вашей программы - 10,5 - а Вы писали 11. При Gf = 1,18 - ровно 11 с.

>if ((Math.round(T*1000)/(5000/5)-Math.round(T/(5/5)) == 0) || (T > Tfin)) {
>чтобы выводить результаты каждую секунду, а не каждые 10 секунд.

Сделал на каждые 0,1 с для большей точности:
if (true) {

>И, наконец, возьмите ролик старта и убедитесь сами, в какой момент проходится башня.

Момент старта движения ракеты очень трудно засечь, а с начала нулевой секунды на разных роликах результаты разные. Пусть будет 11 с. Тогда Gf = 1,18.
От 7-40
К Лучезар (07.08.2010 17:00:14)
Дата 07.08.2010 17:16:00

Re: Тяговооружённость

>>> Для 11 секундного времени прохождения башни Gf будет не более 1,17 (ускорения минус 1 относятся между собой как квадрат соотношения времен прохождения башни), а не 1,2.
>>Нет. При 1,17 башня проходится между 11 и 12 секундами.
>
>Согласно Вашей программы - 11,3 с.

Видать, так.

>>При 1,2 башня проходится в конце 10-й секунды, как это в каком-то документе (не помню, каком) и написано. Воспользуйтесь моей программой http://menonthemoon.narod.ru/rocket_full.html и поэкспериментируйте сами.
>
>Согласно Вашей программы - 10,5 - а Вы писали 11. При Gf = 1,18 - ровно 11 с.

Я писал, наверное, "примерно на 11-й" или что-то вроде этого. В каком-то документе, что видел совсем недавно, указывалась цифра 10,8 с. Еще вопрос - это момент ухода с уровня башни (ок. 115 м) или уровня крана (ок. 120 м). В общем, это уже не играет никакой роли, это ловля блох. Gf=1,2 - это ведь тоже округленная цифра. В разных стартах она могла немного отличаться. Кажется, у "Аполлона-12" было 1,21 (когда-то проверял), где-то могло быть и 1,18, где-то (на ранних ракетах) и 1,26. В общем, блох ловить не надо. Известно точно, что это было не 1,02 (как Вы пытались взять сначала), не 1,1 (как Вы решили взять потом) и даже не 1,15. Было больше 1,15 - порядка 1,2 округленно.

>>И, наконец, возьмите ролик старта и убедитесь сами, в какой момент проходится башня.
>
>Момент старта движения ракеты очень трудно засечь, а с начала нулевой секунды на разных роликах результаты разные.

Не спорю, что трудно. Но можно попытаться, сопоставляя соседние кадры. Точность больше, скажем, 0,2 секунды все равно не нужна. Вспомните - еще недавно Вы торговались из-за целых секунд.

> Пусть будет 11 с. Тогда Gf = 1,18.

Не "пусть будет", а "на самом деле есть не меньше". Чего Вы торгуетесь, как еврей на базаре? Съемки общедоступны, проверить может любой, а Вы вроде как уступку делаете. С кем Вы торгуетесь, Лучезар? С правдой? С правдой бессмысленно торговаться, во всяком случае в таком деле. В таком деле Вы всегда проиграете правде.

Берите любую цифру порядка 1,2. Можете брать 1,18 как приближение, это Вас не спасет. А лучше не торговаться с правдой, а взять насовский отчет и посмотреть, сколько там было в действительности, если Вас так уж заботит точность. Или - если не заботит - прилично округлить цифру, чтоб не смешить народ.
От Лучезар
К 7-40 (06.08.2010 15:51:36)
Дата 07.08.2010 13:43:05

Выключение двигателей

>СКОРОСТЬ 1 КМ/С ФИЗИЧЕСКИ НЕВОЗМОЖНА (или придется сделать что-то, что моментально заметят все в округе - выключить половину двигателей на глазах у всех, например).

В последней полминуты виден только дым. Пламени нет. Поэтому за это время можно сделать всё что угодно. Можно и дымки пустить вместо двигателей. Так что ничего Ваши рассуждения на доказывают.
От 7-40
К Лучезар (07.08.2010 13:43:05)
Дата 07.08.2010 14:23:20

Re: Выключение двигателей

>>СКОРОСТЬ 1 КМ/С ФИЗИЧЕСКИ НЕВОЗМОЖНА (или придется сделать что-то, что моментально заметят все в округе - выключить половину двигателей на глазах у всех, например).
>
>В последней полминуты виден только дым. Пламени нет. Поэтому за это время можно сделать всё что угодно. Можно и дымки пустить вместо двигателей. Так что ничего Ваши рассуждения на доказывают.

Что, Лучезар, все аргументы исчерпались? Торговля о тяговооруженности, об удельном импульсе - все забыто и оставлено, теперь остается последнее прибежище - концентрированный бред?

В последние полминуты прекрасно видны факелы работающих двигателей. (Кстати, к тому времени скорость уже около 1,6 км/с! На 60 % больше насчитанного Поповым.) Невозможно просто так "пустить дымки" мощностью в 13 тонн сгорающего керосина в секунду. Размер факела говорит сам за себя, и по размерам факела можно оценить и мощность двигателя. Я уже не говорю о том, что пламя двигателей прекрасно видно на записях с самолетов ( http://www.youtube.com/watch?v=-rM1RA2Jmh8 ), что оно прекрасно будет видно для наблюдателей в море, особенно с тепловизором.

Лучезар, Вы вообще на что рассчитываете, предлагая такие бредовые теории? Будто двигатели можно незаметно выключить за полминуты до срока, на глазах у сотен тысяч людей и множества камер, снимающих эти важнейшие секунды полета? Вы кого убедить хотите, меня или себя? Неужели Вы всерьез рассчитываете, что Вы этим сможете убедить хоть одного человека, хоть немного смыслящего в предмете? Или Вы таким образом решили просто уйти в несознанку, изобразить из себя дурачка и "слить" тему? Получается, что Вам глубоко наплевать на правду, и все, чем Вы занимаетесь - это попыткой "отмазать" утопивших себя по самое немогу соратников, и теперь Вам уже все равно, какую чушь придумать? В таком случае Вы, наверное, понимаете, почему над таким, как Вы, в приличном обществе только смеются, если вообще пускают в дверь?
От Лучезар
К 7-40 (07.08.2010 14:23:20)
Дата 07.08.2010 17:48:55

Выключение или особенности двигателей "F-1"

>>>СКОРОСТЬ 1 КМ/С ФИЗИЧЕСКИ НЕВОЗМОЖНА (или придется сделать что-то, что моментально заметят все в округе - выключить половину двигателей на глазах у всех, например).
>>В последней полминуты виден только дым. Пламени нет. Поэтому за это время можно сделать всё что угодно. Можно и дымки пустить вместо двигателей. Так что ничего Ваши рассуждения на доказывают.
>Что, Лучезар, все аргументы исчерпались? Торговля о тяговооруженности, об удельном импульсе - все забыто и оставлено, теперь остается последнее прибежище - концентрированный бред?

Вы пустили эту паутину еще 3 года тому назад и наконец дождались, потирая руки, чтобы кто-то с недостаточно знаний по ракетной технике (в случае я) попал в неё? И теперь Вам кем-то закусывать? Не рано ли радуетесь?

>В последние полминуты прекрасно видны факелы работающих двигателей. (Кстати, к тому времени скорость уже около 1,6 км/с! На 60 % больше насчитанного Поповым.) Невозможно просто так "пустить дымки" мощностью в 13 тонн сгорающего керосина в секунду. Размер факела говорит сам за себя, и по размерам факела можно оценить и мощность двигателя. Я уже не говорю о том, что пламя двигателей прекрасно видно на записях с самолетов ( http://www.youtube.com/watch?v=-rM1RA2Jmh8 ), что оно прекрасно будет видно для наблюдателей в море, особенно с тепловизором.

Кто будет смотреть с тепловизором? Скептики?! Русские?! Бред-то какой!
Никаких пламеней там не видно в последней полминуты - только дым и точки двигателей. Сколько там двигателей работают трудно сказать, но при А-14 точно видны только 2 в эту полминуту.

>Лучезар, Вы вообще на что рассчитываете, предлагая такие бредовые теории? Будто двигатели можно незаметно выключить за полминуты до срока, на глазах у сотен тысяч людей и множества камер, снимающих эти важнейшие секунды полета? Вы кого убедить хотите, меня или себя? Неужели Вы всерьез рассчитываете, что Вы этим сможете убедить хоть одного человека, хоть немного смыслящего в предмете? Или Вы таким образом решили просто уйти в несознанку, изобразить из себя дурачка и "слить" тему? Получается, что Вам глубоко наплевать на правду, и все, чем Вы занимаетесь - это попыткой "отмазать" утопивших себя по самое немогу соратников, и теперь Вам уже все равно, какую чушь придумать?

Вам очень хочется, чтобы всё было именно так, но Вы ошибаетесь.

>В таком случае Вы, наверное, понимаете, почему над таким, как Вы, в приличном обществе только смеются, если вообще пускают в дверь?

Что Вы понимаете под "приличным обществом"?
Атаки на личности только обнажают Вашу хорошо скрываемую сущность и тем самым оборачиваются против Вас. Но перейдем снова на техническую тематику.

Есть какая-то причина для расхождения результатов формул осуществимости ракеты и оценок скорости. Оценки скорости - верные. Возможно, конечно, чтобы температура там была выше или ролик снимали на 30 к/с вместо на 24 к/с, но суть вопроса от этого не меняется. Эта причина кроется в двигателе Ф-1 или в какой-нибудь недооценки, например импульса двигателя (263 с - слишком низко), недооценки потерь, связанные с кориолисовым ускорением, нерасчетным истечением газа из сопла ЖРД и гарантийным запасом топлива. Возможно также скрытное осуществления идеи, о которой написано в книге Шунейко ( http://epizodsspace.testpilot.ru/bibl/raketostr3/1-1.html ):

Программой дальнейших усовершенствований двигателя предусматривалось получение 2-режимной характеристики.
Для увеличения полетной нагрузки ракеты-носителя двигатель форсируется до 715 т с последующим переходом в полете на номинальный режим на 80-й сек для снижения перегрузок.

Все равно, мы эту причину найдем и победа будет за нами. Наконец и на нашей улице взойдет Солнце!
А до тех пор Вы радуйтесь господству США. Оно скоро кончится. И не говорите потом, что Вас не предупреждали.
От 7-40
К Лучезар (07.08.2010 17:48:55)
Дата 07.08.2010 19:17:02

Re: Выключение или...

>>Что, Лучезар, все аргументы исчерпались? Торговля о тяговооруженности, об удельном импульсе - все забыто и оставлено, теперь остается последнее прибежище - концентрированный бред?
>
>Вы пустили эту паутину еще 3 года тому назад и наконец дождались, потирая руки, чтобы кто-то с недостаточно знаний по ракетной технике (в случае я) попал в неё? И теперь Вам кем-то закусывать? Не рано ли радуетесь?

При чем здесь я? Попов и Покровский выдали на-гора результат, который невозможен. Попов предпочитает вообще не общаться ни с кем, кто разбирается в предмете. Покровский потрепыхался немного, но когда понял, что выбраться на поверхность из того, где сам себя утопил, он не сможет, перешел к генерированию бреда, вроде "выключили все двигатели, кроме центрального", "факелы создаются обтекателями", "ракета управляется аэродинамически соплами". Его даже не смущает в его бреде, что если уж обтекатели создают ТАКОЕ затенение, то сопла в глубокой тени вообще ничем управлять аэродинамически не могут.

Сейчас вот Вы столкнулись с тем, с чем до Вас столкнулся Покровский: Вы увидели, что тот результат, за который Вы несколько лет стояли горой, попросту невозможен. Ну а так как на истину Вам глубоко наплевать, и Вы всего лишь пытаетесь сохранить лицо - свое и своих соратников - то Вам ничего не осталось, как пойти по пути Покровского и приступить к генерированию бреда о выключении половины двигателей на глазах всего честнОго народа, а прекрасно видимые их факелы объяснять невесть чем. Вот есть непрерывные записи работы двигательной установки (ДУ) ракеты от старта до разделения, из разных точек. Нигде ничего не заметно - а вот Лучезар начинает нам рассказывать, что где-то в какой-то момент, незаметно ото всех, половина двигателей втайне выключаются, а вместо них начинают "пускать дымки" какие-то потайные устройства, причем пускают они так, что на всем свете никто не заметил подмены, и пускают они эти дымки с силой, соответствующей сгоранию нескольких тонн керосина в секунду. Такие вот тайные дымовые шашки мощностью в F-1. Ну, для кого этот бред, подумайте сами, Лучезар? Если Вы таким образом можете убедить самого себя - то мне лишь жаль Вас, но сможете ли Вы таким образом убедить хоть одного компетентного и вменяемого человека?

>>В последние полминуты прекрасно видны факелы работающих двигателей. (Кстати, к тому времени скорость уже около 1,6 км/с! На 60 % больше насчитанного Поповым.) Невозможно просто так "пустить дымки" мощностью в 13 тонн сгорающего керосина в секунду. Размер факела говорит сам за себя, и по размерам факела можно оценить и мощность двигателя. Я уже не говорю о том, что пламя двигателей прекрасно видно на записях с самолетов ( http://www.youtube.com/watch?v=-rM1RA2Jmh8 ), что оно прекрасно будет видно для наблюдателей в море, особенно с тепловизором.
>
>Кто будет смотреть с тепловизором? Скептики?! Русские?! Бред-то какой!

Правда бред? А вот Попов не думает, что это бред. Попов убежден, что русские отправились смотреть на старт "Аполлона-11" с радиолокатором, а американцы их стали глушить, чтобы русские радиолокатором ничего не выведали. Вы что, не знаете этой идеи Попова?? Познакомьтесь: http://www.manonmoon.ru/book/20.htm .

>Никаких пламеней там не видно в последней полминуты - только дым и точки двигателей.

Точки двигателей - это и есть работающие двигатели, именно так они и должны выглядеть. И дым идет именно такой, как от двигателей тяги F-1. Кстати, я же Вам уже сказал: к последней полуминуте скорость ракеты уже на 60 % выше, чем насчитал Попов.

> Сколько там двигателей работают трудно сказать

Вам трудно? Ну так спросите у сведущих людей, и они Вам посчитают по величине факела тягу двигателей. В чем вопрос?

> но при А-14 точно видны только 2 в эту полминуту.

Это где?

>>В таком случае Вы, наверное, понимаете, почему над таким, как Вы, в приличном обществе только смеются, если вообще пускают в дверь?
>
>Что Вы понимаете под "приличным обществом"?

Ну вот кафедру в ракетостроительном вузе, например. Или Академию наук. Или любое научное заведение, где занимаются селенологией, астрофизикой, астрономией. Или любое техническое заведение, где преподают ракетостроение.

>Есть какая-то причина для расхождения результатов формул осуществимости ракеты и оценок скорости. Оценки скорости - верные.

Ну конечно же! Скорость неосуществима, но ее оценки верные, как же может быть иначе. Американцы осуществили неосуществимое - достигли скорости, которой втайне достичь невозможно. Именно об этом постоянно и говорят: аполлоборцы регулярно приписывают "американскиским фальсификаторам" просто-напросто сверхъестественные возможности. Вот и у Вас эти "фальсификаторы" достигли недостижимого. Ну что тут сказать - сверхгерои.

> Возможно, конечно, чтобы температура там была выше или ролик снимали на 30 к/с вместо на 24 к/с, но суть вопроса от этого не меняется.

Конечно, не меняется. Суть вопроса в том, что вы приписываете американцам сверъестественные способности. Чтобы отстоять ваши теории, вам приходится считать, что американцы смогли осуществить неосуществимое.

> Эта причина кроется в двигателе Ф-1 или в какой-нибудь недооценки, например импульса двигателя (263 с - слишком низко)

Это физически невозможно. Я же Вам уже объяснял. Даже если бы американцы смогли бы на Ф-1 сделать невозможное - получить параметры НК-33 (это двигатель закрытой схемы, с давлением в КС вдвое больше, чем у Ф-1 и с размером камеры в несколько раз меньше), т. е. вакуумный УИ 335 с и наземный УИ 305 с, то конечная скорость была бы

|9,8*330*ln(1-161*1,2/305)|-1270 ~= 2000 м/с

- это ВДВОЕ больше того, что насчитал Попов. Никаким реальным повышением УИ невозможно достичь столь низкой скорости при разделении.

> недооценки потерь, связанные с кориолисовым ускорением

Какие потери от кориолисового ускорения? Вы что, это у Вас какое-то новое слово в баллистике? Вы ради спасения вашей теории готовы изобретать новую баллистику ракет?

> нерасчетным истечением газа из сопла ЖРД

"Нерасчетное истечение газа из сопла ЖРД" способно привести только к понижению удельного импульса и тем самым к повышению скорости разделения.

> и гарантийным запасом топлива.

Гарантийный запас топлива никак не входит в расчет конечной скорости, это просто часть массы ракеты. А от массы ракеты почти ничего не зависит, Вы что, уже забыли?

> Возможно также скрытное осуществления идеи, о которой написано в книге Шунейко ( http://epizodsspace.testpilot.ru/bibl/raketostr3/1-1.html ):
>Программой дальнейших усовершенствований двигателя предусматривалось получение 2-режимной характеристики.
>Для увеличения полетной нагрузки ракеты-носителя двигатель форсируется до 715 т с последующим переходом в полете на номинальный режим на 80-й сек для снижения перегрузок.

Эта идея Вас не спасет, потому что форсирование до 715 тонн - это только ~4 % стартовой тяги двигателя. Это именно то, о чем я Вам говорил: форсировать двигатель с такой камерой, обеспечив стабильную работу на всех режимах очень трудно, и даже 4 % форсирования требовались дополнительные работы (причем немалые). Вам для спасения требуется форсирование на много десятков процентов. Люди, которые смогли бы дросселировать огромную камеру F-1 так глубоко, смогли бы безо всяких проблем обеспечить в ней полную тягу F-1, это было бы для них детской забавой.

>Все равно, мы эту причину найдем и победа будет за нами.

Только хорошо ищите. Хорошо, хорошо ищите. Потому что пока вы не нашли - ваша теория есть теория того, как американские супергерои осуществили физически неосуществимое, нарушили законы природы. Эта теория может быть убедительна для вас, но в любом компетентном сообществе ее поднимут на смех.

> Наконец и на нашей улице взойдет Солнце!

Только вам придется сильно постараться, чтоб оно взошло. А то пока вы вместо работы над восходом солнца затыкаете глаза и уши и лишь кричите "это было так, это было так, это было так", а у здравомыслящих людей при этом одно только недоумение возникает - как же так это было? эти товарищи толкают теории о том, как американские герои нарушили законы природы? И смеются над вами.

>А до тех пор Вы радуйтесь господству США. Оно скоро кончится. И не говорите потом, что Вас не предупреждали.

Не буду говорить, обещаю.
От Лучезар
К 7-40 (07.08.2010 19:17:02)
Дата 07.08.2010 22:29:16

Определение тяги по факелу двигателей?

>> Сколько там двигателей работают трудно сказать
>Вам трудно? Ну так спросите у сведущих людей, и они Вам посчитают по величине факела тягу двигателей. В чем вопрос?

А РАЗВЕ ЭТО ВОЗМОЖНО?!

>> но при А-14 точно видны только 2 в эту полминуту.
>Это где?

На http://www.youtube.com/watch?v=1HobB01qFi4

>> Эта причина кроется в двигателе Ф-1 или в какой-нибудь недооценки, например импульса двигателя (263 с - слишком низко)
>Это физически невозможно. Я же Вам уже объяснял.

Согласился после прочтения http://www.dunnspace.com/isp.htm
Причина должна быть какая-нибудь другая.
Ну, последний рубеж - самый трудный. Будем думать.
От 7-40
К Лучезар (07.08.2010 22:29:16)
Дата 07.08.2010 23:01:00

Re: Определение тяги...

>>> Сколько там двигателей работают трудно сказать
>>Вам трудно? Ну так спросите у сведущих людей, и они Вам посчитают по величине факела тягу двигателей. В чем вопрос?
>
>А РАЗВЕ ЭТО ВОЗМОЖНО?!

Если вдали, то можно оценить. А когда ракета вблизи, то можно и рассчитать. Я в этом не специалист, но специалисты Вам помогут.

>>> но при А-14 точно видны только 2 в эту полминуту.
>>Это где?
>
>На http://www.youtube.com/watch?v=1HobB01qFi4

Там то же, что с А-8: два двигателя сильнее заслоняются дымом, но в некоторые моменты они совершенно четко сквозь дым проглядывают. А после выключения двигателей все 4 сопла видны совершенно ясно, хотя это и телевизионная трансляция. Поставить, что ли, диск с записями А-14? У меня ведь на полке есть. :)

>>> Эта причина кроется в двигателе Ф-1 или в какой-нибудь недооценки, например импульса двигателя (263 с - слишком низко)
>>Это физически невозможно. Я же Вам уже объяснял.
>
>Согласился после прочтения http://www.dunnspace.com/isp.htm

Ого! Вы прочли такой талмуд вместо того, чтобы просто поверить мне на слово. :)

>Ну, последний рубеж - самый трудный. Будем думать.

Что-то с трудом верится, что Вы будете думать, уж извините. Покровскому я с самого начала сказал, что его результат физически невозможен, уже года 3 прошло - и что? Он не двинулся дальше бреда о том, что где-то незаметно выключили двигатели. Попов о таких вещах вообще не задумывается, потому что он элементарных вещей не знает и не хочет знать. Вы в прошедшие пару дней прошли путь от невозможных идей ("а там тяговооруженность 1,02! а там удельный импульс 311 секунд!") до бреда в стиле Покровского, только вместо "расщепляющих факел обтекателей" придумали ещё более забавные генераторы дыма. Так что я думаю, что на этом обещании подумать Вы просто тему "сольете" и будете стараться ее всячески избегать, как сейчас Покровский, но чепуху про скорость 1 км/с повторять не перестанете. Я угадал?
От Лучезар
К 7-40 (07.08.2010 23:01:00)
Дата 08.08.2010 15:56:10

Дроселлирование ЖРД с открытым циклом

>>>Вам трудно? Ну так спросите у сведущих людей, и они Вам посчитают по величине факела тягу двигателей. В чем вопрос?
>>А РАЗВЕ ЭТО ВОЗМОЖНО?!
>Если вдали, то можно оценить. А когда ракета вблизи, то можно и рассчитать. Я в этом не специалист, но специалисты Вам помогут.

Кто эти специалисты? Вам лично знаком такой человек? Возможно ли посчитать тягу по факелу двигателей на "ролике Покровского"?

>>Ну, последний рубеж - самый трудный. Будем думать.
>Что-то с трудом верится, что Вы будете думать, уж извините. Покровскому я с самого начала сказал, что его результат физически невозможен, уже года 3 прошло - и что? Он не двинулся дальше бреда о том, что где-то незаметно выключили двигатели. Попов о таких вещах вообще не задумывается, потому что он элементарных вещей не знает и не хочет знать. Вы в прошедшие пару дней прошли путь от невозможных идей ("а там тяговооруженность 1,02! а там удельный импульс 311 секунд!") до бреда в стиле Покровского, только вместо "расщепляющих факел обтекателей" придумали ещё более забавные генераторы дыма. Так что я думаю, что на этом обещании подумать Вы просто тему "сольете" и будете стараться ее всячески избегать, как сейчас Покровский, но чепуху про скорость 1 км/с повторять не перестанете. Я угадал?

Нет. Нам надо объяснить, почему тяга уменьшилась за вторую половину времени работы I ступени. У меня есть вопросы по поводу т.н. "дроселлирования". Вы писали о "глубоком дроселлировании". А что произойдет, если ЖРД открытого цикла как Ф-1 попытаемся дроселлировать "неглубоко"? Т.е. уменьшим поток горючего на 20-25%, возможно при этом изменив соотношение кислорода к керосина? Что произойдет с двигателем? Продолжит ли он работать на меньшей тяги?
От 7-40
К Лучезар (08.08.2010 15:56:10)
Дата 08.08.2010 17:10:29

Re: Дроселлирование ЖРД...

>>Если вдали, то можно оценить. А когда ракета вблизи, то можно и рассчитать. Я в этом не специалист, но специалисты Вам помогут.
>
>Кто эти специалисты?

Люди, которые занимаются этими вопросами. Имеются работы на эту тему, имеются методики. Предполагаю, это требуется, в частности, для регистрации и опознавания пусков МБР. На "Авиабазе" вопрос поднимался пару лет назад. Кажется, и ссылки давались.

> Вам лично знаком такой человек?

Нет. Я вообще не специалист в этом вопросе, говорил уже.

> Возможно ли посчитать тягу по факелу двигателей на "ролике Покровского"?

На том самом ролике, что смотрел Покровский - не думаю, там слишком низкое разрешение, мало что видно. Но если взять исходную кинозапись или ее копию с хорошим разрешением, то, предполагаю, можно сделать оценку неплохой точностью.

>Нам надо объяснить, почему тяга уменьшилась за вторую половину времени работы I ступени.

"Нам" - это кому? Вы говорите за себя? Попов, мне кажется, вовсе не думает, что ему надо что-то объяснять. Да и Покровский, похоже, тоже так не думает. Он уже сочинил несусветную галиматью и, вроде, вполне этим доволен, а на все остальное ему наплевать. Разве не так?

> У меня есть вопросы по поводу т.н. "дроселлирования".

Вот это уже лучше. Не стесняйтесь задавать вопросы, Лучезар. Я именно что помогаю Вам, без меня Вы даже не узнали бы о проблеме. :)

> Вы писали о "глубоком дроселлировании". А что произойдет, если ЖРД открытого цикла как Ф-1 попытаемся дроселлировать "неглубоко"? Т.е. уменьшим поток горючего на 20-25%, возможно при этом изменив соотношение кислорода к керосина? Что произойдет с двигателем? Продолжит ли он работать на меньшей тяги?

Попробую объяснить. У глубокого дросселрования есть два аспекта, можно назвать их техническим и физическим. Технический аспект состоит в том, что просто так расход топлива не уменьшить. Для этого требуется, во-первых, чтобы ТНА (турбонасосный агрегат) мог работать с пониженной производительностью, а это обеспечить не так просто. Требуется значительное усложнение ТНА. Так как сегодня имеется множество экземпляров двигателя (в музеях), то проверка устройства ТНА принципиальных трудностей не представляет. Значительно более серьезный технический аспект - при пониженном расходе компонентов давление в камере сгорания (КС) упадет, и процесс смесеобразования нарушится. Поэтому потребуется либо форсунка с изменяемой площадью (это значительное изменение конструкции КС), либо введение в камеру тела для уменьшения ее объема (причем тело должно охлаждаться). Все это - очень значительное изменение и усложнение конструкции КС. В то же время КС в музеях находится у всех на виду. Кроме того, при таком изменении будут проблемы с установкой карданного подвеса; а периферийные двигатели, как известно, устанавливались на карданах, без них управление полетом невозможно.

Но технические аспекты - это, в общем, мелочи по сравнению с физическим аспектом. Можно даже придумать какие-то способы их обойти. Физический аспект много проблематичнее.

Вы, может быть, слышали, Лучезар, что главной проблемой при создании Ф-1 были так называемые высокочастотные колебания (ВС) в КС. На борьбу с ними ушло несколько лет. Это очень большая проблема для любого ЖРД такого типа. И эта проблема быстро усложняется с увеличением размера КС. По сути, именно ВС делают создание двигателей с большой КС такой сложной проблемой. Обеспечение тяги - это ерунда, это не проблема вообще. Тяга сама по себе возрастет при увеличении размера КС и расхода топлива. Обеспечение УИ - это не проблема, у Ф-1 был довольно низкий УИ и невысокое давление в КС. Обеспечение охлаждения - это вообще не проблема (в отличие от того, что мнится Покровскому), чем больше размер камеры, тем проще ее охлаждать (так что охлаждать большую камеру проще, чем маленькую). У Ф-1 на охлаждение шло всего лишь 70 % горючего, тогда как у РД-170 (с той же тягой, но намного меньшими камерами) на охлаждение идут все 100 %.

Самая главная проблема - это ВС. Чтобы двигатель мог работать, нужно избавиться от ВС. Но избавиться от ВС очень трудно. Обычно это удается сделать только при каком-то одном режиме работы, в довольно узком диапазоне расхода. Чем больше КС, чем сложнее проблема ВС - тем проблематичнее расширить диапазон режимов, где от ВС удалось избавиться. Я приведу пример: двигатель посадочной ступени ЛМ удалось дросселировать до 10 %, это уникальная величина. Однако даже на этом двигателе, с КС намного меньше, чем у Ф-1, дросселирование от 100 % до 60 % было невозможно из-за ВС: он дросселировался только от 60 % до 10 % и мог работать на 100 %. Двигатели "Шаттла" по техническому заданию должны были дросселироваться до 55 %, но разработчики смогли обеспечить уверенное дросселирование только до 65 %, причем для безопасности так глубоко его в реальности не дросселируют. При этом КС у двигателей "Шаттла" намного меньше, чем у Ф-1, и он работает на водородном топливе, для которого проблемы ВС меньше, чем для керосина.

Создателям Ф-1 после нескольких лет трудов удалось избавиться от ВС на режиме нормальной тяги. Но если заставить построенный Ф-1 работать с пониженным хоть на 5 % расходом - давление в КС упадет, режим изменится, моментально возникнут ВС и двигатель сразу взорвется. В дальнейшем разработчики планировали сделать возможным двухрежимную работу с дросселированием примерно на эти самые 5 %, но это требовало немалых дополнительных работ. Чтобы обеспечить его дросселирование на десятки % без возникновения ВС, потребовался бы я даже не знаю какой героизм. Это была бы сложнейшая задача. По сравнению с этой задачей создание недросселируемого двигателя с тягой Ф-1 - это детская игра. Я об этом Вам уже говорил.

Поэтому если Вы придумаете теорию, в которой американские конструкторы умудрились дросселировать КС двигателя Ф-1 на десятки процентов, но не смогли обеспечить в нем тягу в 690 тонн, была бы такой же нелепой, как, например, теория о том, что советские конструкторы смогли построить РД-170, но не смогли повторить двигатель от Фау-2.

Если Вы не верите мне, то я вряд ли смогу чем-то Вам помочь. Я рассказываю Вам факты, а уж воспринимать их или нет - дело Ваше. Вы можете закрыть глаза на то, что я сказал, и придумать глубоко дросселируемый Ф-1. Но это будет заведомая нелепица, сразу предупреждаю. Если Вас интересует более квалифицированное мнение, нежели мое - Вы можете обратиться к более квалифицированным специалистам. На "Авиабазе" участники Никомо и Перегрев неплохо разбираются в аспектах ЖРД, могу порекомендовать спросить у них. Или можете попробовать спросить на форуме журнала "Новости космонавтики". Но тогда тему имеет смысл открывать прямо в "Черной дыре" http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewforum.php?f=9&sid=df11b93ff97d874271afd6d5509a9f2f и не педалировать вопрос "лунной аферы", там этот флейм под запретом. Однако если Вы ограничитесь техническими вопросами вроде "можно ли глубоко дросселировать Ф-1" или "мог бы ли в принципе "Сатурн-5" разогнаться до 1 км/с на стадии работы 1-й ступени и как это технически осуществить", то Вы можете рассчитывать на компетентные ответы. Я, со своей стороны, могу пообещать Вам протекцию, т. е. просить ответить Вам по существу и не банить, если у модераторов возникнет такое желание. Я так думаю, всегда лучше узнать правду от специалистов, чем на манер Попова прятать голову в песок, выдумывая идиотские теории и избегая их проверки компетентными людьми. ;)
От Лучезар
К 7-40 (08.08.2010 17:10:29)
Дата 09.08.2010 13:12:35

Вычисление тяги по факелу, ВЧ колебания в КС, поворот на 45°, светлые точки (А8)

>>Кто эти специалисты?
>Люди, которые занимаются этими вопросами. Имеются работы на эту тему, имеются методики. Предполагаю, это требуется, в частности, для регистрации и опознавания пусков МБР. На "Авиабазе" вопрос поднимался пару лет назад. Кажется, и ссылки давались.

А Вы не можете вспомнить как называлась эта тема, чтобы я смог поискать "ветку" на этом форуме?

>> Возможно ли посчитать тягу по факелу двигателей на "ролике Покровского"?
>На том самом ролике, что смотрел Покровский - не думаю, там слишком низкое разрешение, мало что видно. Но если взять исходную кинозапись или ее копию с хорошим разрешением, то, предполагаю, можно сделать оценку неплохой точностью.

Исходная кинопленка недоступна. Можно попытаться сделать это на другие ролики, но я не знаю какое для этого нужно разрешение. У факела есть "волны" - может быть, демонстрация высокочастотных колебаний в тяге?

>Вот это уже лучше. Не стесняйтесь задавать вопросы, Лучезар. Я именно что помогаю Вам, без меня Вы даже не узнали бы о проблеме. :)

Да, это так. Я уже поблагодарил Вас за это в другой "под-ветке" :) Кстати, я планировал ознакомиться с проблемой веса ракеты и горючего, но позже. Теперь понимаю, что это надо было делать в первую очередь.

О проблеме мы все-таки узнали бы, но на более позднем этапе. И люди сказали бы: "Ух, вроде люди технически грамотные, а азы ракетной техники не знают, раз уж такое проглядели". Стыдно было бы!

А "зарывать голову в песок", делая вид, что такой проблемы нет, не стоит. Так обманешь только самого себя. (Кстати, только люди "зарывают голову в песок" - страус этого не делает, его наклеветали! :)

>Вы, может быть, слышали, Лучезар, что главной проблемой при создании Ф-1 были так называемые высокочастотные колебания (ВС) в КС. На борьбу с ними ушло несколько лет. Это очень большая проблема для любого ЖРД такого типа. И эта проблема быстро усложняется с увеличением размера КС. По сути, именно ВС делают создание двигателей с большой КС такой сложной проблемой.

Спасибо Вам за подробные разъяснения! Я знаю, что и стабильность горения была большой проблемой для Ф-1. По-английски "высокочастотные колебания" применительно к КС ЖРД - "high-frequency oscillations", да? Или они используют какой-то другой термин? Кстати, о каких частотах идет речь? Порядка 100 Гц? 1000 Гц или больше? Резонансное ли это явление?

После Вашего разъяснения я стал сомневаться, что проблему высокочастотных колебаний огромной КС двигателя Ф-1 решить вообще удалось. Представьте себе: двигатель взрывается, как только его запустят. Ужас-то какой! Прибавьте к этому и проблема стабильности... Если и вправду они успели эти проблемы решить, то это - инженерный подвиг! Что-то не верится...

Ну ладно, отмечаем дросселирование как невозможность для Ф-1 и пойдем дальше. А невозможно ли было поворачивать периферийные двигатели на 45°? Вот так (двигатели внизу):
 |
 |
/|\
Может, и сумасшедшая идея, но таким образом можно объяснить сразу две вещи: ослабление тяги по направлении движения ракеты и большой угол факела.

И последнее. Все-таки меня смущает факт, что на ролике разделения ступеней А-8 (анимированный GIF и ролик YouTube) в момент прекращения работы I ступени видны красные пятнышка всех двигателей (включая центрального), а до того - центральный двигатель, вроде отключён, но всё же светится! И еще - как дым факела затемняет других 2 периферийных двигателя, а вот центральный, который вроде и не работает, не затемняет?! Если Вы сомневаетесь, что светится именно центральный двигатель, посмотрите момент, когда начинают светится и другие. Тогда-то и видно, что именно он и был виден до того. Как Вы можете объяснить эти странности?

См.
http://www.fileden.com/files/2007/9/14/1431389/staging_apollo8.gif


От 7-40
К 7-40 (06.08.2010 15:51:36)
Дата 06.08.2010 16:13:34

Маленькая помощь

Лучезар, я в своем самом первом расчете сделал некоторые упрощения для Вас. Но сейчас от них можно избавиться для того, чтобы Вы лучше понимали физический смысл.

Видите ли, УИ в Вашей формуле фигурирует в двух качествах: от него вроде как зависит расход топлива, и от него же зависит эффективность разгона. На самом деле в настоящем двигателе расход топлива с высотой, естественно, не меняется: насосы поставляют в камеру одно и то же количество топлива все время полета (если только двигатель намеренно не дросселируется). С высотой растет только УИ. Благодаря росту УИ растет и тяга, т. к. она равна произведению УИ на массовый расход. Поэтому в Вашей формуле имеет смысл отказаться от коэффициента К вообще, а вместо него брать две величины УИ: стартовую величину УИ, на основе которой вычислять расход, и средний УИ, на основе которой вычислять скорость. Тогда в коэффициенте К не будет никакой нужды, и все значения в Вашей формуле будут более прозрачными.

Так что я предлагаю Вам для числа ХС:

ХС=|Isp_mean*9,8*ln(1-Gf*t/Isp_launch)|.

Для настоящего "Сатурна-5" Isp_launch=263 секунды или около того, средний Isp_mean можно принять за 300 секунд или около того (основная доля разгона приходится на верхние слои атмосферы, где Isp уже близок к вакуумному значению ~305 с). Поэтому для настоящего "Сатурна-5" будет

ХС ~= |300*9,8*ln(1-1,2*156/263)| ~= 3660 м/с.

Это с округлениями в грубом приближении естественно. Какие-то цифры могут отличаться на единицы %.
От Лучезар
К 7-40 (06.08.2010 16:13:34)
Дата 07.08.2010 14:04:54

Удельный импульс и расход горючего

>Видите ли, УИ в Вашей формуле фигурирует в двух качествах: от него вроде как зависит расход топлива, и от него же зависит эффективность разгона. На самом деле в настоящем двигателе расход топлива с высотой, естественно, не меняется: насосы поставляют в камеру одно и то же количество топлива все время полета (если только двигатель намеренно не дросселируется). С высотой растет только УИ. Благодаря росту УИ растет и тяга, т. к. она равна произведению УИ на массовый расход. Поэтому в Вашей формуле имеет смысл отказаться от коэффициента К вообще, а вместо него брать две величины УИ: стартовую величину УИ, на основе которой вычислять расход, и средний УИ, на основе которой вычислять скорость. Тогда в коэффициенте К не будет никакой нужды, и все значения в Вашей формуле будут более прозрачными.
>Так что я предлагаю Вам для числа ХС:
>ХС=|Isp_mean*9,8*ln(1-Gf*t/Isp_launch)|.

Мы не можем вычислять расход по стартовому импульсу. Ведь мы используем понятие "средний расход за время полета". Для среднего расхода надо использовать и средний импульс. Со стартовым импульсом расход будет завышен. Или надо принять какой-то другой способ для вычисления расхода горючего.
От 7-40
К Лучезар (07.08.2010 14:04:54)
Дата 07.08.2010 15:44:38

Re: Удельный импульс...

>>Видите ли, УИ в Вашей формуле фигурирует в двух качествах: от него вроде как зависит расход топлива, и от него же зависит эффективность разгона. На самом деле в настоящем двигателе расход топлива с высотой, естественно, не меняется: насосы поставляют в камеру одно и то же количество топлива все время полета (если только двигатель намеренно не дросселируется). С высотой растет только УИ. Благодаря росту УИ растет и тяга, т. к. она равна произведению УИ на массовый расход. Поэтому в Вашей формуле имеет смысл отказаться от коэффициента К вообще, а вместо него брать две величины УИ: стартовую величину УИ, на основе которой вычислять расход, и средний УИ, на основе которой вычислять скорость. Тогда в коэффициенте К не будет никакой нужды, и все значения в Вашей формуле будут более прозрачными.
>>Так что я предлагаю Вам для числа ХС:
>>ХС=|Isp_mean*9,8*ln(1-Gf*t/Isp_launch)|.
>
>Мы не можем вычислять расход по стартовому импульсу.

Мы не просто можем, мы должны вычислять расход по стартовому значению. Потому что расход в полете остается постоянным, он не меняется со временем. Он всегда остается таким, каков он в момент контакта подъема.

> Ведь мы используем понятие "средний расход за время полета".

Нет, мы не используем это понятие. Средний расход за время полета остается неизменным. Только при учете раннего выключения одного двигателя мы пользуемся "средним расходом", но мы его используем для приведенного времени. То есть мы считаем, что расход все время остается постоянным (а не уменьшается в районе 135 секунды на 20 %, как это происходит в реальности), и для этого мы уменьшаем время полета на соответствующую величину, переходя от истинного времени (161 секунда) к приведенному времени. Но расход через единичный двигатель не меняется в ходе полета, поэтому и усреднять там нечего.

> Для среднего расхода надо использовать и средний импульс.

Нет. Средний импульс нужно использовать безотносительно (без всякой связи) с расходом. В полете расход остается постоянным, он определяется работой насосов. А удельный импульс в полете растет, потому что уменьшается внешнее давление. Тяга двигателей растет только вследствие роста УИ при уменьшении внешнего давления. Тяга не меняется из-за изменения расхода. Она меняется из-за изменения УИ. Вот поэтому мы пользуемся средним УИ.

> Со стартовым импульсом расход будет завышен.

Не будет. Он будет именно такой, каков он есть. Скажем, если ракета массой 2900 тонн взлетает при стартовой тяговооруженности 1,2, то ее двигатели имеют в момент старта тягу 1,2*2900=3480 тонн. Если УИ в момент старта есть 263 секунды, то это означает, что расход топлива через двигатели составляет 3480/263=13,2 тонны в секунду. Именно столько топлива поставляют в КС насосы в момент старта, и именно столько они будут поставлять весь полет, поскольку производительность насосов остается в полете неизменной (если только двигатели намеренно не дросселируются).

> Или надо принять какой-то другой способ для вычисления расхода горючего.

Не надо принимать никакого другого способа. То, что я Вам сейчас показал - это правильный способ. Тот способ, что я показал Вам раньше, был упрощением - ради того, чтобы не путать Вас двумя разными значениями УИ (стартовым и средним), я ввел некий "коэффициент роста тяги". Но так как Вы по непониманию его физического смысла решили, что этим коэффициентом можно ворочать как угодно (дескать, смысл туманен, концы в воду, поторгуюсь-ка я этой неизвестной), то лучше перейти к физически более прозрачным величинам и обойтись без этого коэффициента. Лучше уж оперировать изменением удельного импульса, благо, его значения легко найти для разных двигателей.
От 7-40
К 7-40 (03.08.2010 22:16:40)
Дата 03.08.2010 23:08:30

Re: Такая ракета...

Сорри, пропустил ссылку:

> Можно, например, тут посмотреть, http://www.youtube.com/watch?v=WGHAJNLcClk : те виды, что со стороны, кажется, прокручиваются на правильной скорости.

Да, еще могу подсказать, что соответствие тяговооруженности легко проверяется по времени прохождения скорости звука (достижению 1 маха). Оно прекрасно отслеживается на ракете (см. ролик). У меня на диске есть записи с разных углов (5 штук). На всех прохождение 1 М происходит примерно через 65 секунд после начала движения. Моя простейшая модель на JavaScript дает тот же результат. По Шунейко http://epizodsspace.ru/bibl/raketostr3/4-3.html , это происходит в 1 м 06 секунд. И это в точности соответствует стартовой тяговооруженности 1,2. Если снизить ее хотя бы до 1,1, то прохождение 1 М произойдет на целых 10 секунд позже. Про 1,02 и говорить нечего: опоздание будет порядка 20 секунд.

Так что все для вас печально, Лучезар. Не выходит каменный цветок.
От Лучезар
К 7-40 (03.08.2010 23:08:30)
Дата 05.08.2010 12:06:10

Конденсация Прандтля-Глауерта

Я еще не прочел Ваше прежнее сообщение. Сейчас прочту. Но спешу парировать Ваш аргумент ниже.

>> Можно, например, тут посмотреть, http://www.youtube.com/watch?v=WGHAJNLcClk : те виды, что со стороны, кажется, прокручиваются на правильной скорости.
>
>Да, еще могу подсказать, что соответствие тяговооруженности легко проверяется по времени прохождения скорости звука (достижению 1 маха). Оно прекрасно отслеживается на ракете (см. ролик). У меня на диске есть записи с разных углов (5 штук). На всех прохождение 1 М происходит примерно через 65 секунд после начала движения. Моя простейшая модель на JavaScript дает тот же результат. По Шунейко http://epizodsspace.ru/bibl/raketostr3/4-3.html , это происходит в 1 м 06 секунд. И это в точности соответствует стартовой тяговооруженности 1,2. Если снизить ее хотя бы до 1,1, то прохождение 1 М произойдет на целых 10 секунд позже. Про 1,02 и говорить нечего: опоздание будет порядка 20 секунд.

Если Вы имеете ввиду конденсацию - белое облачко в середине ракеты (это называется "Prandtl-Glauert condensation" или "Prandtl-Glauert singularity") около 65 секунд после начала движения, то я должен Вас разочаровать. Вопреки распространенному заблуждению, это явление ничего общего с переходом звукового барьера (1 Маха) не имеет! Это говорю не я, а американский профессор Марк Краммер, специалист по аэро- и гидродинамике (или как они называют это науку, "механике флуидов"). См. http://www.wilk4.com/misc/soundbreak.htm (если ссылки, которые даны там, не открываются долгое время, вставьте перед URL соответствующей ссылки http://web.archive.org/web/ ). Цитирую буквально:

"Finally, it should be clear that Prandtl-Glauert condensation has nothing to do with "breaking the sound barrier" and is not a Star Trek-like "burst" through Mach one. An aircraft can generate a Prandtl-Glauert condensation cloud without ever exceeding the speed of sound."

>Так что все для вас печально, Лучезар. Не выходит каменный цветок.

Отнюдь не для нас. Как раз наоборот. Крушение Вашей "американской мечты".
От 7-40
К Лучезар (05.08.2010 12:06:10)
Дата 05.08.2010 14:52:22

Re: Конденсация Прандтля-Глауерта

>Если Вы имеете ввиду конденсацию - белое облачко в середине ракеты (это называется "Prandtl-Glauert condensation" или "Prandtl-Glauert singularity") около 65 секунд после начала движения, то я должен Вас разочаровать. Вопреки распространенному заблуждению, это явление ничего общего с переходом звукового барьера (1 Маха) не имеет! Это говорю не я, а американский профессор Марк Краммер, специалист по аэро- и гидродинамике (или как они называют это науку, "механике флуидов"). См. http://www.wilk4.com/misc/soundbreak.htm (если ссылки, которые даны там, не открываются долгое время, вставьте перед URL соответствующей ссылки http://web.archive.org/web/ ). Цитирую буквально:

>"Finally, it should be clear that Prandtl-Glauert condensation has nothing to do with "breaking the sound barrier" and is not a Star Trek-like "burst" through Mach one. An aircraft can generate a Prandtl-Glauert condensation cloud without ever exceeding the speed of sound."

Лучезар, Вы, как все аполлоноборцы, пытаетесь найти себе спасение там, где оно Вас не ждет. Ничего не смысля в предмете и найдя лишь одно предложение, Вы пытаетесь по этому предложению выстроить целую спасающую Вас теорию. И, как обычно, проваливаетесь.

Вы хоть самое первое предложение на странице читали?
"Here are some fascinating (for some people anyway) photos and videos of interesting condensation clouds that form around jets as they fly at or near the speed of sound, (often called "going through the sound barrier" or "accelerating past the speed of sound"). Under the right conditions, and even at lower speeds, they sometimes cause a vapor cone effect".

Я Вам объясню на пальцах. Подробности Вам расскажут Ваши коллеги-аэродинамики, на которых Вы ссылались. Так вот, эффект возникает на ОКОЛОзвуковых скоростях. Поскольку самолет (ракета, зонд) имеют сложную форму, то при их полете устанавливается режим обтекания, где скорости потока около ракеты в разных ее частях различны, и давления тоже различны. При приближении к скорости звука оказывается, что хотя само тело еще движется с дозвуковой скоростью, но в некоторых областях поток вокруг нее - например, обтекающий некоторую неровность - уже движется со свехрзвуковой областью. Такой режим полета называется ОКОЛОЗВУКОВЫМ. При таком режиме в некоторых местах возникает резкий скачок давления, и там образуется конденсация пара, которую Вы и видите.

Так вот, в тот момент, когда возникает облачко у переходника 3-й ступени, скорость ракеты уже околозвуковая. Но на переходнике воздух из-за разворота разгоняется уже до сверхзвуковой скорости, и появляется облачко. В этот момент ракета движется уже ПОЧТИ со скоростью звука. До скорости звука не хватает чуть-чуть, буквально нескольких десятков км/ч (угол переходника мал, и скорость потока на нем лишь немногим выше, чем на всей ракете в целом). Каждую секунду скорость увеличивается на примерно 60 км/ч, так что еще буквально две-три секунды - и ракета переходит скорость звука. Облачко у переходника возникает чуть раньше, чем на 65-й секунде.

>>Так что все для вас печально, Лучезар. Не выходит каменный цветок.
>
>Отнюдь не для нас.

Именно для Вас. Не выходит каменный цветок. Вы не сможете придумать ни одного способа, как ракета могла бы незаметно разогнаться всего до 1 км/с. Ваша компания сама себя загнала в тупик, доверившись Покровскому. Если бы вы хоть что-то знали о ракетах тогда, когда начинали опровергать - то не клюнули бы на такую очевидную глупость. А теперь вам из этого не выбраться - слишком много вы все трудов приложили к тому, чтобы самих себя утопить.
От Лучезар
К 7-40 (05.08.2010 14:52:22)
Дата 06.08.2010 15:29:48

Re: Конденсация Прандтля-Глауерта.

>Так вот, в тот момент, когда возникает облачко у переходника 3-й ступени, скорость ракеты уже околозвуковая. Но на переходнике воздух из-за разворота разгоняется уже до сверхзвуковой скорости, и появляется облачко. В этот момент ракета движется уже ПОЧТИ со скоростью звука. До скорости звука не хватает чуть-чуть, буквально нескольких десятков км/ч (угол переходника мал, и скорость потока на нем лишь немногим выше, чем на всей ракете в целом). Каждую секунду скорость увеличивается на примерно 60 км/ч, так что еще буквально две-три секунды - и ракета переходит скорость звука. Облачко у переходника возникает чуть раньше, чем на 65-й секунде.

Точнее, это несколько явлений подобного рода, первое из которых начинается в 60-ую секунду, а последнее исчезает в 71-й. Думаю, что можем принять, что ракета достигает скорость 1 Мах именно в эту секунду. Но ввиду меньшей скорости и меньшего отношения масс M1/M2, и ускорение I ступени будет повышаться не так круто, как заявлено, а следовательно, то, что 1 Мах достигнут на 71-й секунде полета, вовсе не означает, что 7,7 Махов будут достигнуты на 156-й.

>>>Так что все для вас печально, Лучезар. Не выходит каменный цветок.
>>
>>Отнюдь не для нас.
>
>Именно для Вас. Не выходит каменный цветок. Вы не сможете придумать ни одного способа, как ракета могла бы незаметно разогнаться всего до 1 км/с. Ваша компания сама себя загнала в тупик, доверившись Покровскому. Если бы вы хоть что-то знали о ракетах тогда, когда начинали опровергать - то не клюнули бы на такую очевидную глупость. А теперь вам из этого не выбраться - слишком много вы все трудов приложили к тому, чтобы самих себя утопить.

Это с точностью относится именно к Вам, а не ко мне. Вы уже три года как с завидным упорством пытаетесь защищать НАСА и американскую империю, затрачивая на это огромную часть Вашего времени - и Вам всё хуже и хуже это отдается, несмотря на то, что Вы обладаете весьма разносторонними знаниями. Вина в этом не Ваша - просто Вы пытаетесь защитить ложный тезис и "causa perduta" американцев. Вы просто на не той стороне! Я и до сих пор не понимаю почему Вы так любите этих американских негодяев и мошенников? И не надо про "мировую научную общественность" и т.д. - мы эту песню уже слыхали. Вы знаете американское правило

1. The Boss is Always Right.
2. If the Boss is Wrong, See Rule 1.

Кто-нибудь смеет сказать, что шеф неправ?

То, что Вы любите американцев (т.е. шефа), видно невооруженным глазом. Весь вопрос в том, зачем?
От 7-40
К Лучезар (06.08.2010 15:29:48)
Дата 06.08.2010 21:21:40

Re: Конденсация Прандтля-Глауерта.

> В этот момент ракета движется уже ПОЧТИ со скоростью звука. До скорости звука не хватает чуть-чуть, буквально нескольких десятков км/ч (угол переходника мал, и скорость потока на нем лишь немногим выше, чем на всей ракете в целом). Каждую секунду скорость увеличивается на примерно 60 км/ч, так что еще буквально две-три секунды - и ракета переходит скорость звука. Облачко у переходника возникает чуть раньше, чем на 65-й секунде.
>
>Точнее, это несколько явлений подобного рода, первое из которых начинается в 60-ую секунду, а последнее исчезает в 71-й. Думаю, что можем принять, что ракета достигает скорость 1 Мах именно в эту секунду.

Вы думаете неправильно. Точнее, лично Вы и другие аполлоноборцы могут принять что угодно. Но факты таковы, что 1 Мах достигается примерно на 66-й секунде (посередине насчитанного Вами промежутка), и нет абсолютно никаких оснований ставить эти факты под сомнение. Если Вы желаете в них усомниться и придать своим сомнениям хоть какую-нибудь значимость кроме "мне так очень хочется", то Вы можете заказать экспертизу в каком-нибудь авторитетном учреждении, например, в ЦАГИ.

А сейчас все данные, которыми мы располагаем, подтверждают официальные данные о 66-й секунде (в разных стартах это время варьировалось в пределах единиц секунд).

> Но ввиду меньшей скорости и меньшего отношения масс M1/M2, и ускорение I ступени будет повышаться не так круто, как заявлено, а следовательно, то, что 1 Мах достигнут на 71-й секунде полета, вовсе не означает, что 7,7 Махов будут достигнуты на 156-й.

Из того, что 1 Мах достигнут на 66-й секунде, непременно следует, что на 156 (приведенной) секунде будет достигнута скорость, очень близкая к официальной.

>>Именно для Вас. Не выходит каменный цветок. Вы не сможете придумать ни одного способа, как ракета могла бы незаметно разогнаться всего до 1 км/с. Ваша компания сама себя загнала в тупик, доверившись Покровскому. Если бы вы хоть что-то знали о ракетах тогда, когда начинали опровергать - то не клюнули бы на такую очевидную глупость. А теперь вам из этого не выбраться - слишком много вы все трудов приложили к тому, чтобы самих себя утопить.
>
>Это с точностью относится именно к Вам, а не ко мне. Вы уже три года как с завидным упорством пытаетесь защищать НАСА и американскую империю, затрачивая на это огромную часть Вашего времени - и Вам всё хуже и хуже это отдается, несмотря на то, что Вы обладаете весьма разносторонними знаниями.

Я не пытаюсь защитить НАСА, она в этом не нуждается. И мне не лучше и не хуже: за три года не изменилось абсолютно ничего. Ни единого изменения не произошло - если не считать той мелочи, что с тех пор места посадок были многократно сфотографированы, и в результате ряды аполлоборцев сильно поредели: остались лишь наименее вменяемые.

> Я и до сих пор не понимаю почему Вы так любите этих американских негодяев и мошенников?

Каких американских негодяев и мошенников?

> И не надо про "мировую научную общественность" и т.д. - мы эту песню уже слыхали.

Ну, слыхали, и что?

>То, что Вы любите американцев (т.е. шефа), видно невооруженным глазом. Весь вопрос в том, зачем?

Я люблю американцев не больше, чем турок, чукчей или белорусов. Есть вещи, которые созданы трудом одного народа, но чье значение всемирно.

Кстати, зачем Вы снова пытаетесь перевести разговор на политику, на личные пристрастия и персонально на дядюшку 7-40? Неужели Вам так трудно найти другой способ отвлечь внимание от отсутствия у Вас аргументации по существу?
От Лучезар
К 7-40 (06.08.2010 21:21:40)
Дата 07.08.2010 15:54:32

Американские негодяи и мошенники

>> Я и до сих пор не понимаю почему Вы так любите этих американских негодяев и мошенников?
>
>Каких американских негодяев и мошенников?

Тех, которые устроили взрывы небоскребов на 11 сентября 2001 г. Или Вы верите в официальную версию об арабских террористах-смертниках?
Если они могли устроить такое (и им хватило наглости сделать это на глазах у всего мира), почему не могли устроить и лунную аферу?

Почему перевожу на политике? А потому, что вся лунная гонка была чистейшей политикой. Вообще, политика везде. Вы можете не интересоваться политикой, но она интересуется Вами.
От Баювар
К Лучезар (07.08.2010 15:54:32)
Дата 07.08.2010 21:10:34

я бы присоединился к антиамерикананизму

>>> Я и до сих пор не понимаю почему Вы так любите этих американских негодяев и мошенников?

>>Каких американских негодяев и мошенников?

>Тех, которые устроили взрывы небоскребов на 11 сентября 2001 г.

Уровень тех опровергателей не лучше луноложцев, одна "температура горения керосина" чего стоит!

А я бы присоединился к антиамерикананизму. Вот ведь -- придумали купальные штаны, котоорые лично мне отвратительны. А у народа спросишь -- ссылки на Америку, мол, у них там кто в нормальных плавках купается -- тот гомосек.

А другого золота в Альпах нет...
От 7-40
К Баювар (07.08.2010 21:10:34)
Дата 07.08.2010 21:13:16

Re: я бы...

>А я бы присоединился к антиамерикананизму. Вот ведь -- придумали купальные штаны, котоорые лично мне отвратительны. А у народа спросишь -- ссылки на Америку, мол, у них там кто в нормальных плавках купается -- тот гомосек.

Вообще да. Поубывав бы... Лана, буду у себя на родине в Какумяэ в нормальных плавках загорать и антиамериканствовать потихоньку сквозь зубы, поглядывая на лунный серп...
От 7-40
К Лучезар (07.08.2010 15:54:32)
Дата 07.08.2010 17:29:30

Re: Американские негодяи...

>>> Я и до сих пор не понимаю почему Вы так любите этих американских негодяев и мошенников?
>>
>>Каких американских негодяев и мошенников?
>
>Тех, которые устроили взрывы небоскребов на 11 сентября 2001 г. Или Вы верите в официальную версию об арабских террористах-смертниках?

Вы не отличаете веру от знания. Кроме того, какое отношение имеют к "Аполлону" те люди, которых Вы обвиняете во взрывах небоскребов?

>Если они могли устроить такое (и им хватило наглости сделать это на глазах у всего мира), почему не могли устроить и лунную аферу?

Это глупый вопрос. "Если имярек сумел убить 100 человек (ему хватило наглости сделать это на глазах всего мира), то почему он не мог устроить землятрясения и цунами?"

На такой глупый вопрос возможен только один ответ: лунную аферу они не могли устроить просто потому, что на это у них не было никаких физических, технических, организационных возможностей. Лунная афера невозможна по своей сути. Те, кто смогли бы устроить лунную аферу, смогли бы без проблем по-настоящему слетать не то, что на Луну - на Плутон.

>Почему перевожу на политике? А потому, что вся лунная гонка была чистейшей политикой.

Она затевалась как политическая программа. Но по сути своей лунная гонка есть научно-техническое предприятие. Поэтому для опровержения истории лунной гонки Вам требуется решить в первую очередь научно-технические, а не политические проблемы.

> Вообще, политика везде. Вы можете не интересоваться политикой, но она интересуется Вами.

Однако политика не может повлиять на законы природы и не поможет сделать то, что сделать физически и технически невозможно.
От Лучезар
К 7-40 (07.08.2010 17:29:30)
Дата 07.08.2010 18:21:31

Re: Американские негодяи...

>>Тех, которые устроили взрывы небоскребов на 11 сентября 2001 г. Или Вы верите в официальную версию об арабских террористах-смертниках?
>Вы не отличаете веру от знания. Кроме того, какое отношение имеют к "Аполлону" те люди, которых Вы обвиняете во взрывах небоскребов?

А Вы уклонились от ответа на подразумевающийся вопрос. Ставлю его прямо еще раз. Вы согласны с официальной версией об 11 сентября 2001 г. или нет? Это очень важный момент.

>>Если они могли устроить такое (и им хватило наглости сделать это на глазах у всего мира), почему не могли устроить и лунную аферу?
>Это глупый вопрос. "Если имярек сумел убить 100 человек (ему хватило наглости сделать это на глазах всего мира), то почему он не мог устроить землятрясения и цунами?"

Ха-ха-ха! И землятресения, и цунами они давно делают. И климатическое оружие используют (например сейчас в России), и еще многое другое. Есть анекдот. Двое ездили на поезде. Один из них заглянул в окно купе и сказал: "Опять пошел дождь". А другой махнул рукой: "Оставь их, пусть делают, что хотят!". Вот как! Какие жуткие времена мы дожили! :(

Если они имели наглость сделать откровенное убийство тысячи людей на глазах у всего мира, то почему у них не хватило бы наглости сымитировать посылку людей на Луну на глазах у всего мира? И тогда, и сейчас людьми достаточно манипулируют телевидением и прочими средствами манипуляции сознанием.

>На такой глупый вопрос возможен только один ответ: лунную аферу они не могли устроить просто потому, что на это у них не было никаких физических, технических, организационных возможностей. Лунная афера невозможна по своей сути. Те, кто смогли бы устроить лунную аферу, смогли бы без проблем по-настоящему слетать не то, что на Луну - на Плутон.

Это (то, что дескать, сложнее сделать фальшивку, чем оригинал) - один из постулатов защиты НАСА. На самом деле фальшивку сделать гораздо проще, чем сжать пару десятилетий научно-технического прогресса в одно. А они так умелы в фальшивках!

>>Почему перевожу на политике? А потому, что вся лунная гонка была чистейшей политикой.
>Она затевалась как политическая программа. Но по сути своей лунная гонка есть научно-техническое предприятие. Поэтому для опровержения истории лунной гонки Вам требуется решить в первую очередь научно-технические, а не политические проблемы.

Именно это мы и делаем. Еще немного осталось.
От 7-40
К Лучезар (07.08.2010 18:21:31)
Дата 07.08.2010 19:26:12

Re: Американские негодяи...

>>>Тех, которые устроили взрывы небоскребов на 11 сентября 2001 г. Или Вы верите в официальную версию об арабских террористах-смертниках?
>>Вы не отличаете веру от знания. Кроме того, какое отношение имеют к "Аполлону" те люди, которых Вы обвиняете во взрывах небоскребов?
>
>А Вы уклонились от ответа на подразумевающийся вопрос. Ставлю его прямо еще раз. Вы согласны с официальной версией об 11 сентября 2001 г. или нет? Это очень важный момент.

Для "Аполлона" это абсолютно неважный момент. Это вообще офтопик. Но с официальной версией я, конечно, согласен. Я не любитель конспирологических теорий.

>>>Если они могли устроить такое (и им хватило наглости сделать это на глазах у всего мира), почему не могли устроить и лунную аферу?
>>Это глупый вопрос. "Если имярек сумел убить 100 человек (ему хватило наглости сделать это на глазах всего мира), то почему он не мог устроить землятрясения и цунами?"
>
>Ха-ха-ха! И землятресения, и цунами они давно делают. И климатическое оружие используют (например сейчас в России), и еще многое другое.

Ну конечно, кто б сомневался. Я так думаю, динозавров тоже они истребили. Чтоб все забоялись.

> Есть анекдот. Двое ездили на поезде. Один из них заглянул в окно купе и сказал: "Опять пошел дождь". А другой махнул рукой: "Оставь их, пусть делают, что хотят!". Вот как! Какие жуткие времена мы дожили! :(

Похоже, Вам нравится быть героем анекдотов.

>Если они имели наглость сделать откровенное убийство тысячи людей на глазах у всего мира, то почему у них не хватило бы наглости сымитировать посылку людей на Луну на глазах у всего мира?

Наглости, быть может, и хватило бы, да вот всего остального бы не хватило точно.

> И тогда, и сейчас людьми достаточно манипулируют телевидением и прочими средствами манипуляции сознанием.

Это по Вам заметно.

>>На такой глупый вопрос возможен только один ответ: лунную аферу они не могли устроить просто потому, что на это у них не было никаких физических, технических, организационных возможностей. Лунная афера невозможна по своей сути. Те, кто смогли бы устроить лунную аферу, смогли бы без проблем по-настоящему слетать не то, что на Луну - на Плутон.
>
>Это (то, что дескать, сложнее сделать фальшивку, чем оригинал) - один из постулатов защиты НАСА. На самом деле фальшивку сделать гораздо проще, чем сжать пару десятилетий научно-технического прогресса в одно.

Это Вам так кажется, потому что Вы ничего не понимаете в предмете и не хотите понимать, а сознательно закрываете глаза и уши и предаетесь камланиям и заклинаниям. В этом Вы мало отличаетесь от древних шаманов.

>>Она затевалась как политическая программа. Но по сути своей лунная гонка есть научно-техническое предприятие. Поэтому для опровержения истории лунной гонки Вам требуется решить в первую очередь научно-технические, а не политические проблемы.
>
>Именно это мы и делаем. Еще немного осталось.

Ну, 40 лет ждали, подождем еще немного.
От Лучезар
К 7-40 (07.08.2010 19:26:12)
Дата 07.08.2010 22:10:31

Re: Американские негодяи...

>>А Вы уклонились от ответа на подразумевающийся вопрос. Ставлю его прямо еще раз. Вы согласны с официальной версией об 11 сентября 2001 г. или нет? Это очень важный момент.
>Для "Аполлона" это абсолютно неважный момент. Это вообще офтопик. Но с официальной версией я, конечно, согласен. Я не любитель конспирологических теорий.

Спасибо за ответ, я так и ожидал! Комментарии излишни! У кого голова на плечах поймет, что это означает!

>> И тогда, и сейчас людьми достаточно манипулируют телевидением и прочими средствами манипуляции сознанием.
>Это по Вам заметно.

Полная чепуха! Какое телевидение, советское ли? Разве Вы не знаете, что американцы господствуют в эфире и в России, и в Болгарии уже 20 лет? Поэтому, погнушавшись их фильма "Вершины-близнецы", который пустили по болгарском телевидении в 1993 г., с тех пор я почти не смотрю телевидение, вообще не слушаю радио, не выношу реклам и не даю себе манипулировать никаким образом. Новостей узнаю преимущественно из Интернета.
От 7-40
К Лучезар (07.08.2010 22:10:31)
Дата 07.08.2010 22:39:27

Re: Американские негодяи...

>Спасибо за ответ, я так и ожидал! Комментарии излишни! У кого голова на плечах поймет, что это означает!

Да, это означает давно известное правило: конспирология - это склад ума. Человек, верящий в одну коспирологическую теорию, чаще всего верит и в другие.

>>> И тогда, и сейчас людьми достаточно манипулируют телевидением и прочими средствами манипуляции сознанием.
>>Это по Вам заметно.
>
>Полная чепуха! Какое телевидение, советское ли?

Вы же написали: "телевидением и прочими средствами". Последние я и имею в виду.

> Разве Вы не знаете, что американцы господствуют в эфире и в России, и в Болгарии уже 20 лет?

Про Болгарию не знаю, про Россию не могу сказать, судя по тому, что доходит до Эстонии. В Эстонии определенно нет.

> Поэтому, погнушавшись их фильма "Вершины-близнецы", который пустили по болгарском телевидении в 1993 г., с тех пор я почти не смотрю телевидение, вообще не слушаю радио, не выношу реклам

Я нечасто смотрю телевидение, радио сейчас не слушаю (раньше слушал местное), рекламу игнорирую, но не "не выношу".

> и не даю себе манипулировать никаким образом.

Очень даже даете. Причем Вами манипулирует отребье.

> Новостей узнаю преимущественно из Интернета.

Я также читаю местные газеты.
От Лучезар
К 7-40 (07.08.2010 22:39:27)
Дата 08.08.2010 15:16:16

ВВФП согласен с официальной версией о 11.IX.2001 г.

>>>>А Вы уклонились от ответа на подразумевающийся вопрос. Ставлю его прямо еще раз. Вы согласны с официальной версией об 11 сентября 2001 г. или нет? Это очень важный момент.
>>>Для "Аполлона" это абсолютно неважный момент. Это вообще офтопик. Но с официальной версией я, конечно, согласен. Я не любитель конспирологических теорий.
>>Спасибо за ответ, я так и ожидал! Комментарии излишни! У кого голова на плечах поймет, что это означает!
>Да, это означает давно известное правило: конспирология - это склад ума. Человек, верящий в одну коспирологическую теорию, чаще всего верит и в другие.

А если американское правительство скажет, что Дед Мороз или Санта Клаус действительно существует, все, кто в нем не верит, автоматически становится "конспирологами", да? :)
Потому что вероятность, чтобы официальная версия верна, не больше той, что Дед Мороз или Санта Клаус успевают за ночь обойти полмира и принести подарки миллиарду детей!

Я бы хотел, чтобы и у нас, лунных скептиков, были такие же прямые и категорические доказательства, как у искателей правды о взрывах 11 сентября 2001 г., например:
1. http://www.bentham-open.org/pages/content.php?TOCPJ/2009/00000002/00000001/7TOCPJ.SGM (Active Thermitic Material Discovered in Dust from the 9/11 World Trade Center Catastrophe)
2. http://www.billbiggart.com/911_4.html (осколки взрыва южной "башни", летающие за всё ещё невредимой северной - фото фотографа Билла Биггарта, погибшего секунды после этого)

>>>> И тогда, и сейчас людьми достаточно манипулируют телевидением и прочими средствами манипуляции сознанием.
>>>Это по Вам заметно.

Кто мне это говорит! Когда умный и технически грамотный человек как Вас принимает официальную чепуху за чистую монету, это означает только одно: тотально манипулированное сознание. Вы - как запрограммированный биоробот, бесплатно борющийся за интересы того, кто его запрограммировал. Блестящая работа американских мастеров манипуляции сознанием! (Конечно, Вы это не сознаёте...)

>Я также читаю местные газеты.

А я - газету "Строго секретно" - http://strogosekretno.com/
От 7-40
К Лучезар (08.08.2010 15:16:16)
Дата 08.08.2010 16:02:10

Re: ВВФП согласен...

>А если американское правительство скажет, что Дед Мороз или Санта Клаус действительно существует, все, кто в нем не верит, автоматически становится "конспирологами", да? :)

Конечно, нет. При чем здесь конспирология? У конспирологии есть вполне конкретное определение, можете в Вики посмотреть: http://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%A2%D0%B5%D0%BE%D1%80%D0%B8%D1%8F_%D0%B7%D0%B0%D0%B3%D0%BE%D0%B2%D0%BE%D1%80%D0%B0 . Если Вики не устраивает, можете воспользоваться альтернативными определениями внизу по ссылкам, они по сути не отличаются от определения Вики.

>Потому что вероятность, чтобы официальная версия верна, не больше той, что Дед Мороз или Санта Клаус успевают за ночь обойти полмира и принести подарки миллиарду детей!

С чего Вы взяли? Нет, правда, Вы способны привести свою оценку вероятности? Или это у Вас просто фигура речи, не наполненная иным содержанием, кроме Вашего желания?

>Я бы хотел, чтобы и у нас, лунных скептиков, были такие же прямые и категорические доказательства, как у искателей правды о взрывах 11 сентября 2001 г., например:
>1. http://www.bentham-open.org/pages/content.php?TOCPJ/2009/00000002/00000001/7TOCPJ.SGM (Active Thermitic Material Discovered in Dust from the 9/11 World Trade Center Catastrophe)
>2. http://www.billbiggart.com/911_4.html (осколки взрыва южной "башни", летающие за всё ещё невредимой северной - фото фотографа Билла Биггарта, погибшего секунды после этого)

Во-первых, я думаю, что 9/11 имеет смысл обсуждать не здесь, в нитке об "Аполлонах", а в другом месте, где это не будет офтопиком. Сразу предупрежу, что я не слишком интересуюсь этой темой.

Во-вторых, не хотите ли Вы сказать, что у аполлоборцев нет прямых и категоричных доказательств? Я Вас правильно понял?

>Кто мне это говорит! Когда умный и технически грамотный человек как Вас принимает официальную чепуху за чистую монету, это означает только одно: тотально манипулированное сознание. Вы - как запрограммированный биоробот, бесплатно борющийся за интересы того, кто его запрограммировал. Блестящая работа американских мастеров манипуляции сознанием! (Конечно, Вы это не сознаёте...)

Все будет правильно, если в Вашем пассаже заменить слова "официальная чепуха" на "научно-техническое знание". Да, я принимаю научно-техническое знание за чистую монету. Да, мое сознание находится под влиянием научно-технического знания. Оно запрограммировано на научно-техническое знание. Хуже того: людей, которые активно борются с научно-техническим знанием, я полагаю мракобесами, а их борьбу - обскурантизмом.

>>Я также читаю местные газеты.
>А я - газету "Строго секретно" - http://strogosekretno.com/

Да ужжжж...
От Лучезар
К 7-40 (08.08.2010 16:02:10)
Дата 09.08.2010 11:46:29

Re: ВВФП согласен...

>Конечно, нет. При чем здесь конспирология? У конспирологии есть вполне конкретное определение, можете в Вики посмотреть: http://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%A2%D0%B5%D0%BE%D1%80%D0%B8%D1%8F_%D0%B7%D0%B0%D0%B3%D0%BE%D0%B2%D0%BE%D1%80%D0%B0 . Если Вики не устраивает, можете воспользоваться альтернативными определениями внизу по ссылкам, они по сути не отличаются от определения Вики.

"Википедия - не надежный источник", да? :) Это определение основано на теорию т.н. "когнитивного диссонанса". Но на самом деле, слова "конспиролог", "конспиративная теория", "заговорщик", "теория заговора" и др. п. - лишь этикетки, которые лепят для дискредитации людей, которые думают самостоятельно, и их идей. См. http://newdemocracyworld.org/old/conspiracy.htm (на английском языке).

>Во-вторых, не хотите ли Вы сказать, что у аполлоборцев нет прямых и категоричных доказательств? Я Вас правильно понял?

Нет. Такие доказательства есть, но пока не найдена причина убывания тяги во второй половине периода работы двигателей I ступени, они не станут столь прямыми и категорическими, как эти про 11 сентября 2001 г. На них наброшена тень. В связи с этим использую случай поблагодарить Вас за выявления этой проблемы. Чем раньше она выявлена (а Вы выявили ее еще в 2007 г., да?), тем лучше. В этом смысле Вы нам очень помогли. Спасибо!

>Все будет правильно, если в Вашем пассаже заменить слова "официальная чепуха" на "научно-техническое знание". Да, я принимаю научно-техническое знание за чистую монету. Да, мое сознание находится под влиянием научно-технического знания. Оно запрограммировано на научно-техническое знание. Хуже того: людей, которые активно борются с научно-техническим знанием, я полагаю мракобесами, а их борьбу - обскурантизмом.

О каком "научно-техническое знание" можно говорить в официальной версии о 11 сентябре? Она как раз противоречит всему научно-техническому знанию. Если Вы уж говорите о "Аполлонах", то да, у Вас такое знание есть.
От Баювар
К Лучезар (09.08.2010 11:46:29)
Дата 09.08.2010 12:02:58

самолет у Пентагона

>О каком "научно-техническое знание" можно говорить в официальной версии о 11 сентябре? Она как раз противоречит всему научно-техническому знанию.

Видите ли, в США существует куча народу (народ не убьешь!), прямо заинтересованная в том, чтобы конкретно пригвоздить правительство за 11.09. Почти у каждого погибшего есть адвокат, мелкая сошка. Единственное, что отделяет его, мелкого, от того, чтобы стать звездой -- задать перед телекамерой вопрос, где, мол, самолет у Пентагона или что-то в этом духе.

Дело в том, что "вопросы" по 11.09 сосредоточены в одном убойном документе. А ответы не убойны, а длинны и скучны, к тому же размазаны по многим источникам. Но они есть, и адвокатишка звездой не станет.

Все это касается и лунного опровержения. Спросили про тень -- получите про тень! И про пыль, и про двигатели. Вопрос короткй, ответ длинный. Бесконечно спрашивать, да?!

А другого золота в Альпах нет...
От Лучезар
К 7-40 (06.08.2010 21:21:40)
Дата 07.08.2010 13:29:43

Re: Конденсация Прандтля-Глауерта.

>> Но ввиду меньшей скорости и меньшего отношения масс M1/M2, и ускорение I ступени будет повышаться не так круто, как заявлено, а следовательно, то, что 1 Мах достигнут на 71-й секунде полета, вовсе не означает, что 7,7 Махов будут достигнуты на 156-й.
>
>Из того, что 1 Мах достигнут на 66-й секунде, непременно следует, что на 156 (приведенной) секунде будет достигнута скорость, очень близкая к официальной.

Если только ускорение изменяется согласно графике НАСА. Но как мы уже видели, на А-8 выключились 3, а не 1 двигатель. Сколько двигателей отключаются на А-11 мы не знаем, но мало ли на каких фокусов они способны?

А про то, что будто ряды скептиков сильно поредели после "фотошопных" упражнений НАСА - это только Ваше желание, несоответствующее действительности.
От 7-40
К Лучезар (07.08.2010 13:29:43)
Дата 07.08.2010 14:28:23

Re: Конденсация Прандтля-Глауерта.

>>Из того, что 1 Мах достигнут на 66-й секунде, непременно следует, что на 156 (приведенной) секунде будет достигнута скорость, очень близкая к официальной.
>
>Если только ускорение изменяется согласно графике НАСА. Но как мы уже видели, на А-8 выключились 3, а не 1 двигатель.

Да нет, Лучезар, это не "мы видели", это Покровскому пригрезилось, а Вы просто стали повторять его бред (точнее, переинтерпретировать его), потому что другого способа отмазать его глупости у Вас не нашлось. Мы-то прекрасно видели, что выключился именно 1 двигатель.

> Сколько двигателей отключаются на А-11 мы не знаем, но мало ли на каких фокусов они способны?

Мы-то знаем, что выключился 1 двигатель.

>А про то, что будто ряды скептиков сильно поредели после "фотошопных" упражнений НАСА - это только Ваше желание, несоответствующее действительности.

Поредели, Лучезар, поредели. Только самые невменяемые остались.
От Лучезар
К 7-40 (31.07.2010 00:18:42)
Дата 01.08.2010 22:05:35

Re: Число Маха 3, температура?

Вы что, в стиле Юрия Донатовича Красильникова хотите запугать меня сложными расчетами и показать мне собственное ничтожество? Не получится!

>Видите ли, я затрудняюсь подсчитать температуру, это требует сложных газодинамических расчетов. Могу лишь дать некоторые отсылки. Газы на срезе сопел РДТТ могут иметь температуру около 1500 град. Цельсия или выше (они сильно недорасширены - сопла короткие). Внутренняя энергия моля такого газа в грубейшем приближении будет (6/2)*8,3*1800 ~= 45 кДж/моль (беря число степеней свободы за 6).

>Кроме того, газы обладают относительно окружающего воздуха скоростью ок. 4,3 км/с. Если взять молярную массу газа - просто навскидку, с точностью до порядка - за 0,03 кг/моль, то кинетическая энергия моля газа будет 0,03*(4300*4300)/2 ~= 275 кДж/моль.

>Суммарная энергия моля газа будет, таким образом, 275+45 ~= 320 кДж/моль. Таким образом, если газ затормозится мгновенно, и при этом не будет отдавать никакой энергии, т. е. если вся его энергия пойдет на его разогрев, то он может нагреться до 320 000 /(8,3*6/2) = 13 тыс. кельвинов.

>Разумеется, 13 тысяч - это невозможная температура, потому что газ при торможении будет смешиваться с окружающим холодным воздухом, отдавая ему энергию, как кинетическую, так и тепловую.

>С какой скоростью газ будет отдавать воздуху энергию - мне неведомо. Очевидно, смешиваться он будет постепенно, внешние области быстрее, внутренние медленнее. Те области, что движутся вблизи корпуса ракеты, смешиваться будут медленнее всего, потому что "передние" порции газа будут отодвигать набегающий воздух, оставляя за собой достаточно плотные области горячего газа, свободного от набегающего воздуха (плотность газа на выходе из сопел значительно превышает плотность воздуха на этих высотах).

>В общем, не желаю спекулировать и пытаться выдавать какие-то результаты путем пальцевых рассуждений. Единственное, что я хотел показать Вам, - что газ из сопел РДТТ обладает достаточной кинетической энергией, чтобы при его торможении об окружающий воздух температура вокруг ракеты на несколько долей секунды могла достичь весьма высоких значений.

Всё это именно спекуляции. Косой скачок уплотнения образуется не из газов РДТТ, а из набегающего воздуха. За эти 0,2 сек. его пути с "носа" до "хвоста" ракеты он не успевает значительно нагреться от газов РДТТ.

Что касается Ваших вычислений с формулой Циолковского и т.д., я надеюсь вернуться к этой теме позже. Мне необходимо сначала набрать больше знаний в этой области.
От 7-40
К Лучезар (01.08.2010 22:05:35)
Дата 01.08.2010 23:06:54

Re: Число Маха...

>Вы что, в стиле Юрия Донатовича Красильникова хотите запугать меня сложными расчетами и показать мне собственное ничтожество? Не получится!

Вы всегда, когда у Вас кончаются аргументы по существу, называете собеседника "ничтожеством"? Это у Вас такой персональный способ признать, что по существу Ваши аргументы кончились и что Вы очень желаете обсуждение по существу плавно свернуть и перевести в личную свару? Вот этого у Вас точно не получится, тов. Георгиев.

>Всё это именно спекуляции. Косой скачок уплотнения образуется не из газов РДТТ, а из набегающего воздуха. За эти 0,2 сек. его пути с "носа" до "хвоста" ракеты он не успевает значительно нагреться от газов РДТТ.

Косой скачок уплотнения (если это он) образуется из смеси газов РДТТ и окружающего воздуха. Собственно, Вы и видите его только потому, что в нем имеется заметная доля газов РДТТ. Пока газов РДТТ не было, Вы его не видели, хотя он был. Вот тогда он образовывался из набегающего воздуха. Но окружающий воздух прозрачен, поэтому Вы его не видели.

Только когда набегающий воздух смешался с газами РДТТ, - только тогда Вы увидели косой скачок или что там. А вот какую температуру эта смесь имеет в интересующей Вас области - вот это надо считать. Вы этого делать не хотите и не умеете, но Вашего нежелания и неумения маловато, чтобы объявлять ее равной температуре набегающего воздуха.

>Что касается Ваших вычислений с формулой Циолковского и т.д., я надеюсь вернуться к этой теме позже. Мне необходимо сначала набрать больше знаний в этой области.

Набирайтесь, Лучезар, набирайтесь. Вот Покровский, когда набрался - сразу потерял всякое желание к этой теме возвращаться. Потому что результаты именно таковы, как я говорил ему еще несколько лет назад (а затем и Вам), и крайне печальны для вас всех:

За 162 секунды невозможно набрать всего лишь 1 км/с скорости, не выключив половину двигателей на виду у всего космодрома или не дросселируя глубоко их тягу в полете.

Выключать двигатели в полете - увидит весь народ, смотрящий на ракету, и запечатлеют все камеры (не запечатлели). А разработать глубоко дросселируемый двигатель сравнимой тяги - это сложнее, чем сделать в два раза более мощный двигатель. В России такое смогли лишь в 90-е на двигателе почти вдвое меньшей тяги (РД-180) и то лишь благодаря тому, что у него камера сгорания имеет в несколько раз меньший размер, и потому неустойчивость горения - главный бич двигателей с такой большой КС, как у F-1, - не была для него столь серьезной проблемой. Те, кто сумели бы обеспечить устойчивость горения на всех режимах при глубоком дросселировании в такой камере, как у F-1, должны были быть просто сверхдвигателистами-супергероями, для которых создание недросселируемого F-1 должно было быть детской забавой.
От Pokrovsky~stanislav
К 7-40 (01.08.2010 23:06:54)
Дата 04.08.2010 22:53:33

Re: Число Маха...

>Набирайтесь, Лучезар, набирайтесь. Вот Покровский, когда набрался - сразу потерял всякое желание к этой теме возвращаться. Потому что результаты именно таковы, как я говорил ему еще несколько лет назад (а затем и Вам), и крайне печальны для вас всех:

>За 162 секунды невозможно набрать всего лишь 1 км/с скорости, не выключив половину двигателей на виду у всего космодрома или не дросселируя глубоко их тягу в полете.

Напоминаю. На ролике, по которому измерялась скорость, в момент отключения видно, что работал только центральный двигатель. На это я указал и в первой статье.

Начинается ролик кадрами движения ракеты с включенными двигателями(около 7 секунд – 165 кадров). В соответствии с описанием работы С-5[2], к этому времени один из 5 жидкостных двигателей(ЖРД) F-1 уже отключен, полет в последние секунды перед разделением ступеней выполняется на четырех ЖРД. 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.

Тактика полета с работой первоначально всех пяти двигателей, а потом отключения не одного центрального, а четырех периферийных, - возможна. Приблизительные наброски такой тактики я с Вами обсуждал. Попадание в близкое к 160 секундам время обеспечивается.

Параметров управления временем полета до разделения достаточно много:
1)тьактика использования форсажного режима,

2)некоторое незначительное отклонение стартовой энерговооруженности от номинальной 1.2, скажем 1.18-1.19, которое позволит уйти со стартового стола почти с точным ускорением

3)дополнительное заполнение баков первой ступени несколькими десятками тонн топлива за счет того, что реально Аполлон пустой, без лунного модуля и топлива к нему, за счет снижения заправки второй ступени и собственно Аполлона, которым надо разгонять несколько уменьшившуюся массу. При этом общая масса ракеты не увеличивается. Кстати, прием очень вероятный - для того, чтобы центр масс всей ракеты не ушел слишком высоко из-за неполноты заправки первой ступени. Это опасно для ветровой устойчивости ракеты от опрокидывания в начале полета.
Это достаточно жесткое условие, которое увеличивало резерв максимальной скорости разгона при вертикальном полете, но зато позволяло ухудшением оптимальности тактики двигателей точнее подогнать и время, и высоту разделения, и даже получить большее удаление в процессе маневра тангажом, чем получается у Вас в программке расчета. Просто тангаж можно увеличивать чуть-чуть быстрее.

4)как уже говорилось - тактика работы двигателей - когда и сколько двигателей реально работают

А это все - дополнительные секунды работы, а также возможности расходования части топлива на начало выполнения маневра тангажа тягой периферийных двигателей после выхода из тропосферы. Кстати, после этого ракета, с сильно сместившимся вперед центром тяжести(из-за израсходования значительной части топлива) будет продолжать доворачиваться аэродинамическими силами, действующими на корпус ракеты с центром давления - около места стыка первой и второй ступеней.



Вот цитата:



Ваша аргументация ушла тогда в утверждение о невозможности выполнения маневра по тангажу при работе только центрального двигателя.
Мой аргумент был: поворотные двигатели могли работать в качестве аэродинамических рулей. Ракету можно поворачивать не только тягой, но и аэродинамическими силами.

Другой Ваш аргумент был с демонстрацией четырех струй при съемке сзади. Он тоже был парирован. Обтекатели периферийных двигателей, выступающие за диаметр ракеты, способны разбивать набегающий поток воздуха и тем самым разбивать периферию шлейфа одиночного двигателя на 4 части, имитируя тем самым работу как бы четырех двигателей.

Обсуждение данного вопроса закончено. Вся контраргументация, включая проблему маневра по тангажу, - отработана. А просто поболтать с Вами у меня желания нет.

От 7-40
К Pokrovsky~stanislav (04.08.2010 22:53:33)
Дата 07.08.2010 01:26:25

Re: Число Маха...

>Напоминаю. На ролике, по которому измерялась скорость, в момент отключения видно, что работал только центральный двигатель. На это я указал и в первой статье.

Кстати, вспомнил, где видел. По адресу
http://www.fileden.com/files/2007/9/14/1431389/staging_apollo8.gif

анимированный "гиф" с разделением ступеней "Аполлона-8", здесь качество оцифровки значительно выше, чем на многих видеороликах в сети. Можете посчитать число двигателей. Попову - считать двигатели на 2-й ступени.
От Лучезар
К 7-40 (07.08.2010 01:26:25)
Дата 07.08.2010 13:19:16

Только 2 двигателя А-8 работают последние 6 секунд!

>Кстати, вспомнил, где видел. По адресу
http://www.fileden.com/files/2007/9/14/1431389/staging_apollo8.gif


>анимированный "гиф" с разделением ступеней "Аполлона-8", здесь качество оцифровки значительно выше, чем на многих видеороликах в сети. Можете посчитать число двигателей. Попову - считать двигатели на 2-й ступени.

Спасибо Вам большое! Это часть того самого ролика ( http://www.youtube.com/watch?v=XKtH0uzg8wU , скачать можно с http://keepvid.com ), о которм я писал в своем сообщении "9 роликов против одного" ( https://vif2ne.org/nvz/forum/0/co/296273.htm ). А вот, если у Вас и была программа покадрового просмотра роликов, Вы заметили бы, что во время 2:57:1 (мин:сек:кадр) там появляется ракета с... двумя включенными двигателями - центральный и периферийный "на нас". Это продолжается более 6 секунд, до 3:03:5, когда начинают светиться красным цветом (но не оранжевым, как эти два) и остальные 3 двигателя (именно тогда становится видно, какие именно двигатели работали до того), а еще через 1/3 секунды (в 3:03:15) все двигатели погасают и начинается процесс разделения ступеней. Вот Вам и управление периферийным двигателем!

Но я не буду настаивать, что всю последнюю полминуту работали только 2, а не 4 двигателей. Давайте всё-таки посмотрим официальную документацию НАСА об А-8 (см. http://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19690015314_1969015314.pdf стр. 2-3). Там написано, что все 5 двигателей работали 126 секунд, а потом еще 30 с до 156 секунды полета центральный был выключен и работали только 4 периферийные. Итак, отнимаем 30 / 5 = 6 секунд для приведенного времени работы и оно становится t = 156 - 6 = 150 с). Замещая это в моем уравнении (см. мое сообщение "Возможна ли такая ракета?" ( https://vif2ne.org/nvz/forum/0/co/297049.htm ):

exp((Vr + Vga) / (9,8 * Isp)) = 1 / (1 - (Gf * K * t) / Isp) получаем для t = 150, K = 1,07, Isp = 290, Gf = 1,14, Vga = 1270
exp((1563+1270)/(9,8*290)) = 1 / (1 - ((1,14 * 1,07 * 150) / 290)) = 2,71 (это MR = M1/M2)

Итак, по данных времен официальной документации НАСА мы получили 1563 м/с - это на почти 800 км/с меньше заявленной скорости А-8 (2355,3 км/с - стр. 4-4 того же документа). А если учесть и работу только 2 двигателей за черт знает сколько времени (по крайней мере, 6 с) до разделения?

Вот почему я писал, что Вы не можете считаться серьёзным защитником НАСА. Как же без покадрового просмотра в цифровом веке? :) И только теперь не надо просить мне выложить эти кадры специально для Вас, ленивого. Если хотите их увидеть, обзаведитесь программой покадрового просмотра роликов! Но для Вас остается утешение, что всё-таки вторая ступень действительно работала, по крайней мере в первые минуты. Это, кстати, было хорошо видно и невооружённым глазом, как можем убедиться из "любительского" (?!) ролика (человека, который свободно гулял по комплексу!) А-11, о котором я тоже писал: http://www.youtube.com/watch?v=LnF3O5ZOTnA
От 7-40
К Лучезар (07.08.2010 13:19:16)
Дата 07.08.2010 15:19:44

Re: Только 2...

>>Кстати, вспомнил, где видел. По адресу
http://www.fileden.com/files/2007/9/14/1431389/staging_apollo8.gif


>>анимированный "гиф" с разделением ступеней "Аполлона-8", здесь качество оцифровки значительно выше, чем на многих видеороликах в сети. Можете посчитать число двигателей. Попову - считать двигатели на 2-й ступени.
>
>Спасибо Вам большое! Это часть того самого ролика ( http://www.youtube.com/watch?v=XKtH0uzg8wU , скачать можно с http://keepvid.com ), о которм я писал в своем сообщении "9 роликов против одного" ( https://vif2ne.org/nvz/forum/0/co/296273.htm ).

Да, очень похоже.

> А вот, если у Вас и была программа покадрового просмотра роликов, Вы заметили бы, что во время 2:57:1 (мин:сек:кадр) там появляется ракета с... двумя включенными двигателями - центральный и периферийный "на нас". Это продолжается более 6 секунд, до 3:03:5, когда начинают светиться красным цветом (но не оранжевым, как эти два) и остальные 3 двигателя (именно тогда становится видно, какие именно двигатели работали до того), а еще через 1/3 секунды (в 3:03:15) все двигатели погасают и начинается процесс разделения ступеней. Вот Вам и управление периферийным двигателем!

Нет, Лучезар, Вы опять пытаетесь интерпретировать видео низкого разрешения в пользу дурацких теорий. Самое главное - Ваша теория включенного центрального и одного периферийного двигателя невозможна: нескомпенсированная тяга одного периферийного двигателя просто развернула бы ракету. На самом деле пламя "верхнего" и "нижнего" двигателей просто малозаметно из-за дыма, т. к. эти три двигателя мы видим через толстую дымовую завесу, и мы видим в основном "ближний" и "дальний" боковые двигатели. Но как только двигатели выключаются и дымовая завеса спадает -догорающие "верхний" и "нижний" двигатели становятся хорошо видны, и между четырьмя догорающими двигателями становится видно, что центральный двигатель не работает, а из него выходит только дымовой шлейф. Все 4 потухающих сопла видны одинаково хорошо.

>Но я не буду настаивать, что всю последнюю полминуту работали только 2, а не 4 двигателей. Давайте всё-таки посмотрим официальную документацию НАСА об А-8 (см. http://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19690015314_1969015314.pdf стр. 2-3). Там написано, что все 5 двигателей работали 126 секунд, а потом еще 30 с до 156 секунды полета центральный был выключен и работали только 4 периферийные.

Да, в ранних полетах время работы двигателей было меньше, чем в последних.

> Итак, отнимаем 30 / 5 = 6 секунд для приведенного времени работы и оно становится t = 156 - 6 = 150 с). Замещая это в моем уравнении (см. мое сообщение "Возможна ли такая ракета?" ( https://vif2ne.org/nvz/forum/0/co/297049.htm ):
>exp((Vr + Vga) / (9,8 * Isp)) = 1 / (1 - (Gf * K * t) / Isp) получаем для t = 150, K = 1,07, Isp = 290, Gf = 1,14, Vga = 1270
>exp((1563+1270)/(9,8*290)) = 1 / (1 - ((1,14 * 1,07 * 150) / 290)) = 2,71 (это MR = M1/M2)
>Итак, по данных времен официальной документации НАСА мы получили 1563 м/с - это на почти 800 км/с меньше заявленной скорости А-8 (2355,3 км/с - стр. 4-4 того же документа).

Вы опять и опять опровергли Попова, снова получив скорость намного выше, чем у него. Ну а чтоб получить правильные цифры, пользуйтесь моей помощью, https://vif2ne.org/nvz/forum/0/co/297084.htm . Учтем еще, что УИ у двигателей до "Аполлона-9" был примерно на 3 секунды меньше, а также то, что стартовая тяговооруженность у этого экземпляра была 1,26 (см. стр. 114 и 120 файла, там тяга и масса):

V=|9,8*297*ln(1-150*1,26/260)|-1270 ~= 2500 м/с. Получилось даже больше. :) Небольшое расхождение с действительной цифрой обусловлено грубостью приближения. Если желаете, можете проверить все данные документа на сходимость. Или заказать их экспертизу, если не умеете это делать.

> А если учесть и работу только 2 двигателей за черт знает сколько времени (по крайней мере, 6 с) до разделения?

Учитывать ерунду? Зачем? Попова Вы так не спасете, а себя утопите.

>Вот почему я писал, что Вы не можете считаться серьёзным защитником НАСА.

Я и не претендую. Сколько Вам повторять: я вообще не защитник НАСА.

> Как же без покадрового просмотра в цифровом веке? :)

С меня пока достаточно было стоп-кадров по нажатию кнопки "Стоп".

> И только теперь не надо просить мне выложить эти кадры специально для Вас, ленивого. Если хотите их увидеть, обзаведитесь программой покадрового просмотра роликов!

Не нужно. Кнопка "Стоп" делает все, что нужно.

> Но для Вас остается утешение, что всё-таки вторая ступень действительно работала, по крайней мере в первые минуты.

Утешение? Разве я где-то расстраивался? Это Попову придется расстраиваться. Попробуйте утешить его, уж не знаю, чем.

> Это, кстати, было хорошо видно и невооружённым глазом

Ну конечно. А теперь объясните, как Попову вообще в голову могло прийти, будто двигатели ступени можно не включать, и этого никто не заметит? Как он вообще сумел до такого додуматься? Вы вот знаете, как он сумел до такой глупости додуматься?

> как можем убедиться из "любительского" (?!) ролика (человека, который свободно гулял по комплексу!) А-11, о котором я тоже писал: http://www.youtube.com/watch?v=LnF3O5ZOTnA

Ну конечно. А с помощью оптики получше прекрасно видно и число работающих двигателей.
От 7-40
К Pokrovsky~stanislav (04.08.2010 22:53:33)
Дата 05.08.2010 00:25:49

Re: Число Маха...

>>За 162 секунды невозможно набрать всего лишь 1 км/с скорости, не выключив половину двигателей на виду у всего космодрома или не дросселируя глубоко их тягу в полете.
>
>Напоминаю. На ролике, по которому измерялась скорость, в момент отключения видно, что работал только центральный двигатель. На это я указал и в первой статье.

На этом ролике прекрасно видно, что работают четыре двигателя. Кроме того, 4 работающих двигателя превосходно видно с земли даже без бинокля, а с биноклем - так и вовсе превосходно. Именно 4 работающих двигателя отобразились на великом множестве съемок, сделанных как с самолета, так и прямо с земли от космодрома. Например, в собрании из 3 дисков "Spacecraft Films" съемка с камеры 5 настолько отчетлива, что даже у отстреленной ступени видно, что только что выключились и дымят именно 4 двигателя.

Поэтому будет очень проблематично доказать, что на самом деле работал только центральный двигатель - при том, что огромное число свидетелей и съемок говорит об обратном.

>Тактика полета с работой первоначально всех пяти двигателей, а потом отключения не одного центрального, а четырех периферийных, - возможна.

Вероятно, невозможна уже потому, что при 4 отключенных двигателях ракета становится неуправляемой по крену. Но это лишь теоретический вопрос. На съемках великолепно видна работа именно 4-х двигателей.

> Приблизительные наброски такой тактики я с Вами обсуждал. Попадание в близкое к 160 секундам время обеспечивается.

К сожалению для Вас, даже если бы фальсификаторы решили отключить 4 двигателя, это придется делать не позднее примерно 110 секунды. В этот момент ракета находится на расстоянии примерно 35 км от старта и видна как на ладони. Вот посмотрите здесь: http://www.youtube.com/watch?v=F0Yd-GxJ_QM&feature=related (ролик протаймирован от старта), момент около 1 минуты 50 секунд. Это, правда, прямая телевизионная трансляция, поэтому качество не лучшее, но все хорошо видно. Выключается 80 % двигательной установки в момент 1:50 или нет? Людям, наблюдавшим старт лично, было виднее намного лучше, конечно. И кинозаписи, что имеются в ассортименте (на дисках "Спейскрафт фильмз" тех же) тоже лучшего качества. Так что на них все прекрасно видно.

>Параметров управления временем полета до разделения достаточно много:
>1)тьактика использования форсажного режима,

Вот это как раз очень проблематично. Обычные ЖРД в нормальном режиме форсируются не более чем на десяток %. Чтоб их форсировать больше - требуется значительное усложнение двигателя, а обеспечение его устойчивой работы на всех режимах становится еще более сложной задачей. Для F-1 самая большая проблема была - устойчивость работы, т. к. именно устойчивость и есть самая главная проблема для больших камер. И если Вы заявите, что американцы смогли обеспечивать в такой камере устойчивость работы во всех режимах при глубоком дросселировании, то Вы им тем самым припишете куда как более значительный подвиг, нежели тот, что они совершили. Обеспечить тягу просто: увеличь камеру, увеличь ТНА - и тяга сама возрастет в нужное число раз. Самое сложное - это обеспечить устойчивость.

>2)некоторое незначительное отклонение стартовой энерговооруженности от номинальной 1.2, скажем 1.18-1.19, которое позволит уйти со стартового стола почти с точным ускорением

Не, незначительное отклонение ничем не поможет. Для Вашей теории нужно значительное. А это такой параметр, где даже незначительное отклонение будет сразу замечено.

>3)дополнительное заполнение баков первой ступени несколькими десятками тонн топлива за счет того, что реально Аполлон пустой, без лунного модуля и топлива к нему, за счет снижения заправки второй ступени и собственно Аполлона, которым надо разгонять несколько уменьшившуюся массу. При этом общая масса ракеты не увеличивается.

А зачем перезаправлять первую ступень? Если Вы это перезаправленное топливо собираетесь сжечь, то от этого скорость ракеты перед разделением только возрастет в сравнении с официальной.

> Кстати, прием очень вероятный - для того, чтобы центр масс всей ракеты не ушел слишком высоко из-за неполноты заправки первой ступени. Это опасно для ветровой устойчивости ракеты от опрокидывания в начале полета.

Не понял??? Это очередное открытие в ракетной технике, что ли??? Вообще-то все обстоит прямо противоположным образом. Чем выше центр тяжести, тем 1) ракета легче управляется (больше плечо управляющего момента); 3) тем ракета аэродинамически устойчивее (центр давления ниже центра массы).

Покровский, Вы вообще физику учили?!

>Это достаточно жесткое условие, которое увеличивало резерв максимальной скорости разгона при вертикальном полете

Покровский, Вам сейчас надо объяснить, как вообще была возможна такая низкая скорость. Поэтому первейшая Ваша задача - изобрести теорию, способ, как УМЕНЬШИТЬ скорость при разделении, а не увеличить ее. Чтоб ее увеличить, большого ума не надо: убери массу с верхних ступеней, добавь топливо к нижней - и скорость при разделении будет выше официальной. Это была бы самая простая теория фальсификации ракеты. Но Вы же не ищете лёгких путей, Вы изобрели самую сложную из возможных теорий - теорию слишком низкой скорости при разделении. И теперь Вам нужно придумать, как бы эту скорость можно было бы уменьшить, желательно незаметно.

> но зато позволяло ухудшением оптимальности тактики двигателей точнее подогнать и время, и высоту разделения, и даже получить большее удаление в процессе маневра тангажом, чем получается у Вас в программке расчета. Просто тангаж можно увеличивать чуть-чуть быстрее.

Покровский, у меня в программке я прекрасно могу менять программу тангажа и моделировать почти все, что хотите в пределах простой модели. Так что предлагайте конкретные варианты, а я уж посчитаю. :) Или Вы сами можете посчитать, программа лежит в общедоступном месте, и даже код ее откомментирован. :)

>4)как уже говорилось - тактика работы двигателей - когда и сколько двигателей реально работают

Это, пожалуй, единственное, что можно сделать реально. Но для конечной скорости 1 км/с это невозможно сделать незаметно.

>А это все - дополнительные секунды работы, а также возможности расходования части топлива на начало выполнения маневра тангажа тягой периферийных двигателей после выхода из тропосферы.

Не, потери на управление в любом случае ничтожны, их невозможно увеличить хоть сколько-то значительно. А потерять на гравитационных расходах за счет неоптимальной траектории больше 350 м/с дополнительно не получится ни при каком раскладе; но для 350 м/с придется все время лететь строго вертикально.

> Кстати, после этого ракета, с сильно сместившимся вперед центром тяжести(из-за израсходования значительной части топлива) будет продолжать доворачиваться аэродинамическими силами, действующими на корпус ракеты с центром давления - около места стыка первой и второй ступеней.

Так делать нельзя. Ракета сломается. :) Впрочем, это неважно.


>Вот цитата:
>Ваша аргументация ушла тогда в утверждение о невозможности выполнения маневра по тангажу при работе только центрального двигателя.
>Мой аргумент был: поворотные двигатели могли работать в качестве аэродинамических рулей. Ракету можно поворачивать не только тягой, но и аэродинамическими силами.

Не, Покровский, по тангажу как раз маневры можно выполнять и одним двигателем, если поставить его на кардан (кардана на центральном двигателе, правда, нет и его не видно, но, может, вы придумаете какой-то тайный скрытый кардан). При одном двигателе нельзя управлять по крену. Ну а использование аэродинамических сил - это скорее из области анекдота.

>Другой Ваш аргумент был с демонстрацией четырех струй при съемке сзади. Он тоже был парирован. Обтекатели периферийных двигателей, выступающие за диаметр ракеты, способны разбивать набегающий поток воздуха и тем самым разбивать периферию шлейфа одиночного двигателя на 4 части, имитируя тем самым работу как бы четырех двигателей.

Не, никакую "переферию шлейфа одиночного двигателя" обтекатели не способны разбивать на части. Это опять-таки из области анекдота. Там абсолютно четкие, ясно выраженные, узкие струи числом 4 штуки. Даже если бы сопло двигателя имело форму 4-лучевой звезды, ничего такого получиться не могло. Такими анекдотами "Аполлон" не опровергнуть, на такие хохмы клюнут только самые невменяемые.

>Обсуждение данного вопроса закончено. Вся контраргументация, включая проблему маневра по тангажу, - отработана. А просто поболтать с Вами у меня желания нет.

Так понятно, что больше сказать Вам нечего, только рассказывать анекдоты. Дело ясное. Вот интересно только: хотя бы Лучезар на такие анекдоты клюнет? Хотя он может... :)
От Лучезар
К 7-40 (01.08.2010 23:06:54)
Дата 03.08.2010 16:36:19

Недоразумение, косой скачок уплотнения

>>Вы что, в стиле Юрия Донатовича Красильникова хотите запугать меня сложными расчетами и показать мне собственное ничтожество? Не получится!
>
>Вы всегда, когда у Вас кончаются аргументы по существу, называете собеседника "ничтожеством"? Это у Вас такой персональный способ признать, что по существу Ваши аргументы кончились и что Вы очень желаете обсуждение по существу плавно свернуть и перевести в личную свару? Вот этого у Вас точно не получится, тов. Георгиев.

Я извиняюсь, но здесь произошло недоразумение! Я хотел сказать, "показать мне мое собственное ничтожество". Это вероятно из-за того, что в русском языке страдательный залог используется более полно и часто, чем в болгарском. Так что, как видите, я никого не хотел обижать, и никакого собеседника я не назвал "ничтожеством", а лишь хотел сказать, что цель Красильникова - только подкладывать у читателя комплекс неполноценности. И не надо ему подражать.

>>Всё это именно спекуляции. Косой скачок уплотнения образуется не из газов РДТТ, а из набегающего воздуха. За эти 0,2 сек. его пути с "носа" до "хвоста" ракеты он не успевает значительно нагреться от газов РДТТ.
>
>Косой скачок уплотнения (если это он) образуется из смеси газов РДТТ и окружающего воздуха. Собственно, Вы и видите его только потому, что в нем имеется заметная доля газов РДТТ. Пока газов РДТТ не было, Вы его не видели, хотя он был. Вот тогда он образовывался из набегающего воздуха. Но окружающий воздух прозрачен, поэтому Вы его не видели.

>Только когда набегающий воздух смешался с газами РДТТ, - только тогда Вы увидели косой скачок или что там. А вот какую температуру эта смесь имеет в интересующей Вас области - вот это надо считать. Вы этого делать не хотите и не умеете, но Вашего нежелания и неумения маловато, чтобы объявлять ее равной температуре набегающего воздуха.

У Вас неверное представление. Косой скачок уплотнения образуется только от набегающего воздуха. Т.е. скорость частиц (молекул) воздуха, которые его составляют, большая по отношении к ракеты и он встречается с остановившимися и задержавшимися в конусе частицами (молекулами) пара и других продуктов горания РДТТ на очень короткое время. Так что скорость звука надо рассчитывать только для его частиц, которые и образуют этот скачок уплотнения (конус ударной волны). Частицы же пара и выхлопов только засвечивают этот конус, но никак не определяют температуру частиц, которые его образуют, т.е. частиц набегающего воздуха.

Еще раз повторяю - розыгрыш "агностической карты" ничего Вам не дает.
От 7-40
К Лучезар (03.08.2010 16:36:19)
Дата 03.08.2010 22:26:25

Re: Недоразумение, косой...

>Я извиняюсь, но здесь произошло недоразумение!

ОК, принято. :)

> Это вероятно из-за того, что в русском языке страдательный залог используется более полно и часто, чем в болгарском.

Вообще-то это не страдательный залог. ;)

> лишь хотел сказать, что цель Красильникова - только подкладывать у читателя комплекс неполноценности.

Мне кажется, что лишь очень специфические собеседники могут решить такое про Красильникова. ;) Впрочем, Вы к ним относитесь. ;)

>>Косой скачок уплотнения (если это он) образуется из смеси газов РДТТ и окружающего воздуха. Собственно, Вы и видите его только потому, что в нем имеется заметная доля газов РДТТ. Пока газов РДТТ не было, Вы его не видели, хотя он был. Вот тогда он образовывался из набегающего воздуха. Но окружающий воздух прозрачен, поэтому Вы его не видели.
>
>>Только когда набегающий воздух смешался с газами РДТТ, - только тогда Вы увидели косой скачок или что там. А вот какую температуру эта смесь имеет в интересующей Вас области - вот это надо считать. Вы этого делать не хотите и не умеете, но Вашего нежелания и неумения маловато, чтобы объявлять ее равной температуре набегающего воздуха.
>
>У Вас неверное представление. Косой скачок уплотнения образуется только от набегающего воздуха. Т.е. скорость частиц (молекул) воздуха, которые его составляют, большая по отношении к ракеты и он встречается с остановившимися и задержавшимися в конусе частицами (молекулами) пара и других продуктов горания РДТТ на очень короткое время.

Повторяю: косой скачок образуется в смеси газов. Только поэтому Вы его и видите. Пока в воздухе не было газов РДТТ - Вы его не видели (но он был!) Вы его увидели ТОЛЬКО тогда, когда он стал образовываться в смеси газов. Разумеется, и температура, и скорость этой смеси относительно ракеты могут сильно отличаться от температуры и скорости окружающего воздуха.

> Частицы же пара и выхлопов только засвечивают этот конус

Что значит "засвечивают"? Каков механизм "засвечивания", Вы можете объяснить хоть сами себе?

> но никак не определяют температуру частиц, которые его образуют, т.е. частиц набегающего воздуха.

Вы желаете это доказать или просто "мамой клянетесь"?

Чтобы Вам было проще, попробуйте ответить на два вопроса:
1) Куда девается тепловая энергия газов РДТТ (их температура превышает температуру окружающего воздуха на 1 - 2 тыс. градусов)?
2) Куда девается кинетическая энергия газов РДТТ (кинетическая энергия 1 кг газа РДТТ относительно воздуха составляет почти 10 МДж - как у 2 килограммов тротила)?
От Лучезар
К 7-40 (03.08.2010 22:26:25)
Дата 04.08.2010 20:20:58

Тепловая энергия газов РДТТ

Я забыл, что РДТТ горят в продолжении 2/3 секунды. Это не взрыв! Пока последняя порция газов отделяется, прежние уже далеко позади ракеты. Так что в этот момент осталась всего небольшая часть энергии их горючего.
От Лучезар
К 7-40 (03.08.2010 22:26:25)
Дата 04.08.2010 18:54:33

Скачок уплотнения и газы РДТТ

>Вообще-то это не страдательный залог. ;)

Да, но так казалось ("свое" вместо "мое" :)

>Повторяю: косой скачок образуется в смеси газов. Только поэтому Вы его и видите. Пока в воздухе не было газов РДТТ - Вы его не видели (но он был!) Вы его увидели ТОЛЬКО тогда, когда он стал образовываться в смеси газов. Разумеется, и температура, и скорость этой смеси относительно ракеты могут сильно отличаться от температуры и скорости окружающего воздуха.

Нет. Мы его увидели только когда, когда пар стал засвечивать его. Смесь газов там - смесь выхлопных газов, а никак не смесь этих газов с набегающим воздухом, который и образует скачок уплотнения.

>> Частицы же пара и выхлопов только засвечивают этот конус
>Что значит "засвечивают"? Каков механизм "засвечивания", Вы можете объяснить хоть сами себе?

Частицы пара в конусе изменяют коэффициент преломления солнечных лучей. Фильм скорее всего заснят в освещении, близком контрового света (фр. "contre-joure"), т.е. самолет был к северозападу и ниже ракеты, а Солнце - к юговостоку (время - 9 ч. 35 мин.) и выше её, так что его лучи чуть не попадали в объектив.

>> но никак не определяют температуру частиц, которые его образуют, т.е. частиц набегающего воздуха.
>Вы желаете это доказать или просто "мамой клянетесь"?

Доказательство - на самом снимке. Там видны ярко светящие "боковые выбросы" газов РДТТ. Их температура и плотность очевидно гораздо выше, чем в передней чести ракеты. Но вопреки того, угол конуса косого скачка уплотнения там тот же самый, как и в передней части ракеты - газы как бы "втиснуты" в конус! Значит, температура газов РДТТ на угол конуса не влияет, а следовательно он образуется не из них, а из набегающего воздуха. Температура именно этого воздуха используется для определения скорости звука, чтобы вычислить скорость ракеты по числу Маха.

>Чтобы Вам было проще, попробуйте ответить на два вопроса:
>1) Куда девается тепловая энергия газов РДТТ (их температура превышает температуру окружающего воздуха на 1 - 2 тыс. градусов)?
>2) Куда девается кинетическая энергия газов РДТТ (кинетическая энергия 1 кг газа РДТТ относительно воздуха составляет почти 10 МДж - как у 2 килограммов тротила)?

Тепловая энергия рассеялась в окружающем воздухе позади ракеты. Кинетическая энергия преобразовалась в тепло при торможении. Но торможение и рассеивание уже произошли и газы уже позади ракеты. На ракету уже поступил свежий и холодный набегающий воздух, который не успевает нагреться от оставшихся в конусе газов РДТТ за эту десятую долю секунды, пока он достигнет поверхность скачка уплотнения.
От 7-40
К Лучезар (04.08.2010 18:54:33)
Дата 04.08.2010 21:01:16

Re: Скачок уплотнения...

>>Вообще-то это не страдательный залог. ;)
>
>Да, но так казалось ("свое" вместо "мое" :)

Это да, это особенность русского. :) Впрочем, она есть и в эстонском. :)

>>Повторяю: косой скачок образуется в смеси газов. Только поэтому Вы его и видите. Пока в воздухе не было газов РДТТ - Вы его не видели (но он был!) Вы его увидели ТОЛЬКО тогда, когда он стал образовываться в смеси газов. Разумеется, и температура, и скорость этой смеси относительно ракеты могут сильно отличаться от температуры и скорости окружающего воздуха.
>
>Нет. Мы его увидели только когда, когда пар стал засвечивать его. Смесь газов там - смесь выхлопных газов, а никак не смесь этих газов с набегающим воздухом, который и образует скачок уплотнения.

Гм. Поначалу Вы говорили, что скачок образуется только на набегающем воздухе. Когда я Вам повторил, что он образуется на смеси выхлопа РДТТ и набегающего воздуха - Вы сейчас стали говорить, что "там - смесь выхлопных газов, а никак не смесь этих газов с набегающим воздухом". Определитесь все-таки, что ТАМ.

>>> Частицы же пара и выхлопов только засвечивают этот конус
>>Что значит "засвечивают"? Каков механизм "засвечивания", Вы можете объяснить хоть сами себе?
>
>Частицы пара в конусе изменяют коэффициент преломления солнечных лучей. Фильм скорее всего заснят в освещении, близком контрового света (фр. "contre-joure"), т.е. самолет был к северозападу и ниже ракеты, а Солнце - к юговостоку (время - 9 ч. 35 мин.) и выше её, так что его лучи чуть не попадали в объектив.

Это очень оригинальная версия, но она ничего общего с реальностью не имеет. Тем паче, что для солнечных лучей воздух практически прозрачен при любых условиях, и изменение его коэффициента преломления можно заметить лишь по колебанию изображения предметов, расположенных за слоем этого воздуха (изменение формы солнца на закате, например). Никакие предметы позади ракеты, естественно, не наблюдаются. На фото
http://manonmoon.ru/articles/st11.files/image002.jpg

видно яркое свечение в конусе - это свечение горячего газа, составляющего этот конус. И этот газ - не чистый воздух, и его температура - не температура окружающего воздуха. Это светится выхлоп РДТТ, смешанный с окружающим воздухом.

>>> но никак не определяют температуру частиц, которые его образуют, т.е. частиц набегающего воздуха.
>>Вы желаете это доказать или просто "мамой клянетесь"?
>
>Доказательство - на самом снимке. Там видны ярко светящие "боковые выбросы" газов РДТТ. Их температура и плотность очевидно гораздо выше, чем в передней чести ракеты. Но вопреки того, угол конуса косого скачка уплотнения там тот же самый, как и в передней части ракеты - газы как бы "втиснуты" в конус! Значит, температура газов РДТТ на угол конуса не влияет, а следовательно он образуется не из них, а из набегающего воздуха.

То, что там сбоку видно ярче - очевидно, плотнее того, что в передней части конуса. А вот о температуре сказать этого без расчета нельзя, ниоткуда не следует, что температура в этой области выше. Газы впереди уже заторможены, их кинетическая энергия перешла в тепло; газы из РДТТ имеют лишь тепловую энергию, полученную в двигателях. А вот на границе, где эти газы сталкиваются со "стенками" конуса, они тормозятся, и их кинетическая энергия переходит в тепловую. Причем их кинетическая энергия много выше тепловой (помните мою прикидку?), поэтому на границе конуса температура газа может определяться именно их температурой торможения, а вовсе не температурой окружающего воздуха. Да и сравнивать углы конуса по такой картинке проблематично. Во всяком случае видно, что сбоку газы "поддавливают" конус изнутри.

> Температура именно этого воздуха используется для определения скорости звука, чтобы вычислить скорость ракеты по числу Маха.

То, что она вами используется - это понятно. То, что используется неправомерно - тоже понятно.

>>Чтобы Вам было проще, попробуйте ответить на два вопроса:
>>1) Куда девается тепловая энергия газов РДТТ (их температура превышает температуру окружающего воздуха на 1 - 2 тыс. градусов)?
>>2) Куда девается кинетическая энергия газов РДТТ (кинетическая энергия 1 кг газа РДТТ относительно воздуха составляет почти 10 МДж - как у 2 килограммов тротила)?
>
>Тепловая энергия рассеялась в окружающем воздухе позади ракеты.

Позади? То есть, по-Вашему, газы сначала летят из двигателя вперед, с окружающим воздухом не смешиваются и тепловую энергию воздуху не передают? И только затормозившись и отстав, в конце концов, от ракеты, они начинают смешиваться с воздухом и отдавать ему тепло? - Это забавная теория. Ее надо как-то обосновать. Обосновать механизм задержки передачи тепла воздуху. Расскажите об этом механизме.

> Кинетическая энергия преобразовалась в тепло при торможении. Но торможение и рассеивание уже произошли и газы уже позади ракеты.

Где произошло торможение: впереди или позади ракеты? Если позади, то как газы оказались позади, не затормозившись? Если впереди, то куда делось тепло, когда газы уже затормозились, но еще не успели отстать? Это тепло ушло в параллельную Вселенную и не вернулось оттуда до тех пор, пока газы не отстали? Расскажите об этом, это очень забавная теория, должно быть.

> На ракету уже поступил свежий и холодный набегающий воздух, который не успевает нагреться от оставшихся в конусе газов РДТТ за эту десятую долю секунды, пока он достигнет поверхность скачка уплотнения.

Еще раз: газы обогнали ракету и затормозились. Их кинетическая энергия, очевидно, перешла в тепловую. Отстать от ракеты газы пока еще не успели, они еще впереди ракеты. Их кинетическая энергия уже в тепло перешла. Где это тепло находится? Расскажите о своих представлениях, где находится это тепло. Вы что, думаете, что за счет этого тепла избирательно нагрелись только газы РДТТ? Это оригинально, это опровергает не только термодинамику, но и механику. Ведь, согласно механике, окружающий воздух движется относительно газов РДТТ с той же скоростью, что газы относительно него. Если, скажем, перейти в систему отсчета газов РДТТ - то нужно считать, что это воздух движется относительно газов со скоростью почти 4,5 км/с и при столкноверии тормозится (т. е. в системе отсчета ракеты ускоряется вперед по ходу ее движения) и должен при этом торможении разогреваться.

В общем, расскажите, в каком месте, по-Вашему, происходит торможение газов РДТТ и куда девается тепловая энергия их торможения. Может, с Вашей помощью мы всю физику перепишем? Мы так разоблачим не только лунную аферу, но и аферу всей физики, включая механику и термодинамику. Неплохо же, право слово.
От Лучезар
К 7-40 (04.08.2010 21:01:16)
Дата 05.08.2010 13:00:40

Re: Скачок уплотнения...

>Гм. Поначалу Вы говорили, что скачок образуется только на набегающем воздухе. Когда я Вам повторил, что он образуется на смеси выхлопа РДТТ и набегающего воздуха - Вы сейчас стали говорить, что "там - смесь выхлопных газов, а никак не смесь этих газов с набегающим воздухом". Определитесь все-таки, что ТАМ.

Противоречия нет. Внутри конуса - смесь выхлопных газов, медленно двигающаяся по отношению к ракеты. А конус косого скачка уплотнения формируется двигающимся со сверхзвуковой скоростью по отношению к ракете набегающим потоком воздуха.

> видно яркое свечение в конусе - это свечение горячего газа, составляющего этот конус. И этот газ - не чистый воздух, и его температура - не температура окружающего воздуха. Это светится выхлоп РДТТ, смешанный с окружающим воздухом.

Так. Запомним это Ваше утверждение. Припомним его ниже...

>>Доказательство - на самом снимке. Там видны ярко светящие "боковые выбросы" газов РДТТ. Их температура и плотность очевидно гораздо выше, чем в передней чести ракеты. Но вопреки того, угол конуса косого скачка уплотнения там тот же самый, как и в передней части ракеты - газы как бы "втиснуты" в конус! Значит, температура газов РДТТ на угол конуса не влияет, а следовательно он образуется не из них, а из набегающего воздуха.
>То, что там сбоку видно ярче - очевидно, плотнее того, что в передней части конуса. А вот о температуре сказать этого без расчета нельзя, ниоткуда не следует, что температура в этой области выше.

Выше Вы сказали, что ракету засвечивает горячий газ. Если чем ярче он светит, тем выше его температура, то мой тезис, что угол конуса не меняется от температуры газа внутри него, верен. Если нет, то Ваш тезис, что он горяч, неверен. В любом случае проигрываете Вы :)

>>Тепловая энергия рассеялась в окружающем воздухе позади ракеты.
>Позади? То есть, по-Вашему, газы сначала летят из двигателя вперед, с окружающим воздухом не смешиваются и тепловую энергию воздуху не передают? И только затормозившись и отстав, в конце концов, от ракеты, они начинают смешиваться с воздухом и отдавать ему тепло? - Это забавная теория. Ее надо как-то обосновать. Обосновать механизм задержки передачи тепла воздуху. Расскажите об этом механизме.

Вы неправильно поняли. Они сначала тормозятся, а потом отстают позади ведно с теплом, постепенно смесившись с окружающем воздухом. Смешивание происходит не сразу, а постепенно. Если это было не так, мы бы не видели след газов на пару секунд.

>> Кинетическая энергия преобразовалась в тепло при торможении. Но торможение и рассеивание уже произошли и газы уже позади ракеты.
>Где произошло торможение: впереди или позади ракеты? Если позади, то как газы оказались позади, не затормозившись? Если впереди, то куда делось тепло, когда газы уже затормозились, но еще не успели отстать? Это тепло ушло в параллельную Вселенную и не вернулось оттуда до тех пор, пока газы не отстали? Расскажите об этом, это очень забавная теория, должно быть.

Ракета обдувается все время редким, но со сверхзвуковой скоростью двигающимся на ней воздухом. Он "обдувает" назад ту часть газов, которые остались возле ракеты. Большая часть тепла уже в газах позади ракеты. Ведь РДТТ работают не со взрывом, а непрерывно 2/3 секунды. Так что к этому моменту все уже прошло, было обдуто, и осталось позади.

>Еще раз: газы обогнали ракету и затормозились. Их кинетическая энергия, очевидно, перешла в тепловую. Отстать от ракеты газы пока еще не успели, они еще впереди ракеты. Их кинетическая энергия уже в тепло перешла. Где это тепло находится? Расскажите о своих представлениях, где находится это тепло. Вы что, думаете, что за счет этого тепла избирательно нагрелись только газы РДТТ? Это оригинально, это опровергает не только термодинамику, но и механику. Ведь, согласно механике, окружающий воздух движется относительно газов РДТТ с той же скоростью, что газы относительно него. Если, скажем, перейти в систему отсчета газов РДТТ - то нужно считать, что это воздух движется относительно газов со скоростью почти 4,5 км/с и при столкноверии тормозится (т. е. в системе отсчета ракеты ускоряется вперед по ходу ее движения) и должен при этом торможении разогреваться.

>В общем, расскажите, в каком месте, по-Вашему, происходит торможение газов РДТТ и куда девается тепловая энергия их торможения. Может, с Вашей помощью мы всю физику перепишем? Мы так разоблачим не только лунную аферу, но и аферу всей физики, включая механику и термодинамику. Неплохо же, право слово.

Разумеется, окружающий воздух нагрелся, но нагретый воздух уже позади ракеты. На ракету поступает свежий воздух, который формирует скачок уплотнения, не успевши нагреться. Это заложено в самом механизме формирования скачка уплотнения.
От 7-40
К Лучезар (05.08.2010 13:00:40)
Дата 05.08.2010 23:00:03

Re: Скачок уплотнения...

>>Гм. Поначалу Вы говорили, что скачок образуется только на набегающем воздухе. Когда я Вам повторил, что он образуется на смеси выхлопа РДТТ и набегающего воздуха - Вы сейчас стали говорить, что "там - смесь выхлопных газов, а никак не смесь этих газов с набегающим воздухом". Определитесь все-таки, что ТАМ.
>
>Противоречия нет. Внутри конуса - смесь выхлопных газов, медленно двигающаяся по отношению к ракеты.

Где эти газы успели затормозиться, в каком месте? И куда делать энергия их торможения?

>>>Доказательство - на самом снимке. Там видны ярко светящие "боковые выбросы" газов РДТТ. Их температура и плотность очевидно гораздо выше, чем в передней чести ракеты. Но вопреки того, угол конуса косого скачка уплотнения там тот же самый, как и в передней части ракеты - газы как бы "втиснуты" в конус! Значит, температура газов РДТТ на угол конуса не влияет, а следовательно он образуется не из них, а из набегающего воздуха.
>>То, что там сбоку видно ярче - очевидно, плотнее того, что в передней части конуса. А вот о температуре сказать этого без расчета нельзя, ниоткуда не следует, что температура в этой области выше.
>
>Выше Вы сказали, что ракету засвечивает горячий газ. Если чем ярче он светит, тем выше его температура, то мой тезис, что угол конуса не меняется от температуры газа внутри него, верен. Если нет, то Ваш тезис, что он горяч, неверен. В любом случае проигрываете Вы :)

Яркость свечения зависит и от температуры газа, и от плотности газа, и от концентрации в нем воздуха. Газ при этом горяч, что более темный, что более яркий. Совершенно непонятно, почему "неверен тезис, что он горяч".

>>>Тепловая энергия рассеялась в окружающем воздухе позади ракеты.
>>Позади? То есть, по-Вашему, газы сначала летят из двигателя вперед, с окружающим воздухом не смешиваются и тепловую энергию воздуху не передают? И только затормозившись и отстав, в конце концов, от ракеты, они начинают смешиваться с воздухом и отдавать ему тепло? - Это забавная теория. Ее надо как-то обосновать. Обосновать механизм задержки передачи тепла воздуху. Расскажите об этом механизме.
>
>Вы неправильно поняли. Они сначала тормозятся, а потом отстают позади ведно с теплом, постепенно смесившись с окружающем воздухом.

До Вас медленно доходит. Ответьте следующие на вопросы хотя бы сами себе:
1) Когда газ из РДТТ тормозится впереди ракеты о набегающий воздух, этот газ нагревается?
2) Воздух, о который газ из РДТТ тормозится, нагревается?

> Смешивание происходит не сразу, а постепенно. Если это было не так, мы бы не видели след газов на пару секунд.

Естественно, постепенно.

>>> Кинетическая энергия преобразовалась в тепло при торможении. Но торможение и рассеивание уже произошли и газы уже позади ракеты.
>>Где произошло торможение: впереди или позади ракеты? Если позади, то как газы оказались позади, не затормозившись? Если впереди, то куда делось тепло, когда газы уже затормозились, но еще не успели отстать? Это тепло ушло в параллельную Вселенную и не вернулось оттуда до тех пор, пока газы не отстали? Расскажите об этом, это очень забавная теория, должно быть.
>
>Ракета обдувается все время редким, но со сверхзвуковой скоростью двигающимся на ней воздухом. Он "обдувает" назад ту часть газов, которые остались возле ракеты.

Чтобы сдуть эти газы назад, надо их затормозить. При торможении этих газов выделяется тепло. Куда оно девается?

> Большая часть тепла уже в газах позади ракеты.

1) Чтобы оказаться позади ракеты, газы должны затормозиться впереди ракеты. Если бы они не затормозились впереди ракеты, они никогда не смогли бы оказаться позади ее.
2) Когда газы тормозятся ВПЕРЕДИ ракеты, выделяется тепло. Куда девается это тепло, когда заторможенные газы находятся еще ВПЕРЕДИ ракеты, когда они еще не успели отстать?

> Ведь РДТТ работают не со взрывом, а непрерывно 2/3 секунды. Так что к этому моменту все уже прошло, было обдуто, и осталось позади.

Каждый килограмм газа, выброшенный ВПЕРЕД ракеты из РДТТ, обладает кинетической энергией в ~10 МДж. Когда эти газы тормозятся воздухом ВПЕРЕДИ ракеты, их кинетическая энергия переходит в тепловую (и кинетическую энергию разгона окружающего воздуха). Эта 10 МДж энергии находится, вместе с газами РДТТ, ВПЕРЕДИ ракеты до тех пор, пока этот килограмм газа еще не остал. Где, по-Вашему, находятся эти 10 МДж газа в момент полного торможения газов из РДТТ, в какой форме?

>>В общем, расскажите, в каком месте, по-Вашему, происходит торможение газов РДТТ и куда девается тепловая энергия их торможения. Может, с Вашей помощью мы всю физику перепишем? Мы так разоблачим не только лунную аферу, но и аферу всей физики, включая механику и термодинамику. Неплохо же, право слово.
>
>Разумеется, окружающий воздух нагрелся, но нагретый воздух уже позади ракеты.

Ох, приходится говорить с Вами как со второклассником.

Газы затормозились ВПЕРЕДИ ракеты, а не позади ракеты, потому что они не могут оказаться ПОЗАДИ ракеты, не затормозившись ВПЕРЕДИ ракеты. Если бы газы не затормозились ВПЕРЕДИ ракеты, они остались бы незаторможенными и продолжали бы лететь вперед и вперед, так и не оказавшись бы ПОЗАДИ ракеты. Таким образом, газы тормозятся ВПЕРЕДИ ракеты. Тормозясь ВПЕРЕДИ ракеты, газы теряют свою кинетическую энергию. Куда девается эта кинетическая энергия газов, затормозившихся ВПЕРЕДИ ракеты?! Эта энергия у Вас что, фантастическим образом телепортируется спереди ракеты назад? Вы изобрели теорию телепортации энергии? Так и скажите: в моей, Лучезара, теории энергия торможения газа телепортируется спереди назад. И только с помощью теории телепортации энергии я и могу опровергнуть "Аполлон".

> На ракету поступает свежий воздух, который формирует скачок уплотнения, не успевши нагреться. Это заложено в самом механизме формирования скачка уплотнения.

Что это за механизм такой? Это механизм телепортации энергии? Этот механизм телепортации энергии надо как-то раскрыть полнее, Вы не находите?
От Pokrovsky~stanislav
К 7-40 (05.08.2010 23:00:03)
Дата 06.08.2010 02:22:45

Мутная вода.

В рассуждениях о том, что впереди, а что сзади ракеты, - есть важная неприятность, -неучет наличия разрыва свойств - скачка уплотнения.

Необходим перевод разговора с понятий "до/после ракеты" на понятия "до/после скачка уплотнения". До скачка уплотнения атмосферный газ просто еще не знает, что через десятые(тысячные) доли секунды он изменит свое комфортное состояние.
От 7-40
К Pokrovsky~stanislav (06.08.2010 02:22:45)
Дата 06.08.2010 02:54:49

Re: Мутная вода.

>В рассуждениях о том, что впереди, а что сзади ракеты, - есть важная неприятность, -неучет наличия разрыва свойств - скачка уплотнения.

>Необходим перевод разговора с понятий "до/после ракеты" на понятия "до/после скачка уплотнения". До скачка уплотнения атмосферный газ просто еще не знает, что через десятые(тысячные) доли секунды он изменит свое комфортное состояние.

Да хоть так. Но вот где этот скачок возникает, зависит в т. ч. и от того, что и в каком состоянии находится позади него.
От Pokrovsky~stanislav
К 7-40 (06.08.2010 02:54:49)
Дата 06.08.2010 09:52:36

Re: Мутная вода.

>>Необходим перевод разговора с понятий "до/после ракеты" на понятия "до/после скачка уплотнения". До скачка уплотнения атмосферный газ просто еще не знает, что через десятые(тысячные) доли секунды он изменит свое комфортное состояние.
>
>Да хоть так.

Не "да хть так",- не нужно одолжений, - а СТРОГО так.

И по определению, и по огромной совокупности экспериментальных фактов и их теоретического анализа, на основе которых и возникло понимание, что есть скачок уплотнения.

Идем дальше

>Но вот где этот скачок возникает, зависит в т. ч. и от того, что и в каком состоянии находится позади него.

Это очередная порция мутной воды. Компот общих слов, несущих в себе как правду, так и откровенную ложь.

Разрыв свойств возникает ровно в том самом воздухе, который проходит через скачок. Перед скачком воздух не знает, что ему придется начинать двигаться, сжиматься, разогреваться. А на расстояниях масштаба длины свободного пробега за скачком такой же воздух уже движется, уже сжался, уже разогрелся.

Другое дело, что параметры того воздуха, который за скачком уплотнения, связаны с тем, что еще дальше за этими прифронтовыми слоями. В частности, связаны с конфигурацией тела, которое приходится обтекать. В разогретом на скачке уплотнения воздухе сведения о конфигурации обтекаемого тела - уже успевают дойти до частиц воздуха непосредственно за скачком. Ибо скорость звука другая - повышенная.

Геометрически правильная конусообразная конфигурация скачка уплотнения связана с геометрически правильной конфигурацией обтекаемого тела ракеты и малоподвижных турбулентных пограничных слоев, "заштукатуривающих" недостаточно гладкие участки тела обтекания.

Возмущения среды за скачком уплотнения - являются как бы нарушениями геометрии обтекаемого тела.
Если эти возмущения(газы РДТТ) движутся вдогонку скачку уплотнения со скоростью больше скорости звука в воздухе за скачком, то это никак не отражается на геометрически правильном скачке. Воздух вблизи него "не знает" о появлении изменений условий дальнейшего обтекания. Новый скачок уплотнения(прямой) возникает на фронте этой струи газов РДТТ. И, пока этими газами не будет достигнута коническая поверхность прежнего скачка, он не изменится. А вот после достижения, произойдет эволюция скачка. Он потеряет свою безупречную коническую форму, связанную с регулярным обтеканием тела ракеты, и превратится в ударную волну - прямой скачок уплотнения, имеющий на своем фронте округлые формы. Геометрически правильный конус сохраняться при этом не может.

Это было о той стадии эволюции скачка уплотнения, которая приводит к его разрушению. На этой стадии конус сохраняется в неизменном виде независимо от того, что газы РДТТ вытворяют сзади него - вплоть до момента соприкосновения с ними, после чего конус начинает эволюционировать в прямой скачок неправильной формы.

На стадии восстановления конуса форма образующегося скачка уплотнения и вправду зависит от состояния газов за ним. Сведения о форме ракеты достигают фронта скачка через газ с повышенной скоростью звука. Поскольку скорость звука зависит от температуры, то в разных частях газовоздушного облака за скачком уплотнения она будет существенно отличаться, в частности, по радиусу. Правильная геометрическая форма ракеты и устоявшихся пограничных слоев будет искажена "тепловой звуковой линзой" радиального различия скоростей звука, будет искажена разрушением пограничного слоя, штукатурившего негладкости формы корпуса. Геометрически правильный конус косого скачка возникнет только после ухода тепловой неоднородности назад по ходу ракеты и после установления устойчивого пограничного слоя.

Опять имеем. Состояние газовоздушной смеси оказывает влияние на форму скачка уплотнения в процессе его эволюции, но косой скачок правильной конусообразной формы возникает только после того, когда это влияние исчезнет. До этого скачок уплотнения не может иметь правильных прямолинейных очертаний
От 7-40
К Pokrovsky~stanislav (06.08.2010 09:52:36)
Дата 06.08.2010 15:18:29

Re: Мутная вода.

>Разрыв свойств возникает ровно в том самом воздухе, который проходит через скачок. Перед скачком воздух не знает, что ему придется начинать двигаться, сжиматься, разогреваться. А на расстояниях масштаба длины свободного пробега за скачком такой же воздух уже движется, уже сжался, уже разогрелся.

Еще раз: место возникновения разрыва зависит от свойств газа и впереди, и позади разрыва.

>Возмущения среды за скачком уплотнения - являются как бы нарушениями геометрии обтекаемого тела.

Не являются и не как бы. Они являются возмущениями среды.

>Если эти возмущения(газы РДТТ) движутся вдогонку скачку уплотнения со скоростью больше скорости звука в воздухе за скачком, то это никак не отражается на геометрически правильном скачке. Воздух вблизи него "не знает" о появлении изменений условий дальнейшего обтекания. Новый скачок уплотнения(прямой) возникает на фронте этой струи газов РДТТ. И, пока этими газами не будет достигнута коническая поверхность прежнего скачка, он не изменится. А вот после достижения, произойдет эволюция скачка. Он потеряет свою безупречную коническую форму, связанную с регулярным обтеканием тела ракеты, и превратится в ударную волну - прямой скачок уплотнения, имеющий на своем фронте округлые формы. Геометрически правильный конус сохраняться при этом не может.

Это уже из серии "давайте я расскажу так, как мне хочется". Все знают, как Вам хочется. Но Ваши желания не могут заменить расчет.

>Это было о той стадии эволюции скачка уплотнения, которая приводит к его разрушению. На этой стадии конус сохраняется в неизменном виде независимо от того, что газы РДТТ вытворяют сзади него - вплоть до момента соприкосновения с ними, после чего конус начинает эволюционировать в прямой скачок неправильной формы.

Покровский, газы РДТТ вблизи ракеты опережают ракету и тормозятся в набегающем воздухе. При этом изменяется как температура набегающего воздуха, так и скорость этого воздуха относительно ракеты: газы РДТТ просто разгоняют этот воздух в направлении своего движения, т. е. по ходу ракеты. В результате скорость воздуха вблизи ракеты относительно этой ракеты меньше, чем скорость "дальнего" воздуха (=скорость земли) относительно ракеты. Ракета движется со скоростью 2,3 км/с относительно земли, но ее скорость относительно масс воздуха в ее непосредственной близости меньше: этот воздух разогнан по ходу ракеты газами РДТТ. И вдобавок имеет несколько повышенную температуру.

>Геометрически правильный конус косого скачка возникнет только после ухода тепловой неоднородности назад по ходу ракеты и после установления устойчивого пограничного слоя.

Геометрически правильный конус может возникнуть и в неоднородном газе, если только свойства этого газа не меняются слишком резко. А в середине времени работы РДТТ меняться им резко не с чего, потому что смешение потоков газа происходит во всей области.

>Опять имеем. Состояние газовоздушной смеси оказывает влияние на форму скачка уплотнения в процессе его эволюции, но косой скачок правильной конусообразной формы возникает только после того, когда это влияние исчезнет. До этого скачок уплотнения не может иметь правильных прямолинейных очертаний

Ничего подобного. Более-менее правильная форма говорит лишь о том, что нет изменение свойств происходит не резко, а постепенно.
От С.С.Воронцов
К 7-40 (06.08.2010 15:18:29)
Дата 06.08.2010 16:57:30

Re: Мутная вода.

>>Разрыв свойств возникает ровно в том самом воздухе, который проходит через скачок. Перед скачком воздух не знает, что ему придется начинать двигаться, сжиматься, разогреваться. А на расстояниях масштаба длины свободного пробега за скачком такой же воздух уже движется, уже сжался, уже разогрелся.
>
>Еще раз: место возникновения разрыва зависит от свойств газа и впереди, и позади разрыва.

>>Возмущения среды за скачком уплотнения - являются как бы нарушениями геометрии обтекаемого тела.
>
>Не являются и не как бы. Они являются возмущениями среды.

>>Если эти возмущения(газы РДТТ) движутся вдогонку скачку уплотнения со скоростью больше скорости звука в воздухе за скачком, то это никак не отражается на геометрически правильном скачке. Воздух вблизи него "не знает" о появлении изменений условий дальнейшего обтекания. Новый скачок уплотнения(прямой) возникает на фронте этой струи газов РДТТ. И, пока этими газами не будет достигнута коническая поверхность прежнего скачка, он не изменится. А вот после достижения, произойдет эволюция скачка. Он потеряет свою безупречную коническую форму, связанную с регулярным обтеканием тела ракеты, и превратится в ударную волну - прямой скачок уплотнения, имеющий на своем фронте округлые формы. Геометрически правильный конус сохраняться при этом не может.
>
>Это уже из серии "давайте я расскажу так, как мне хочется". Все знают, как Вам хочется. Но Ваши желания не могут заменить расчет.

>>Это было о той стадии эволюции скачка уплотнения, которая приводит к его разрушению. На этой стадии конус сохраняется в неизменном виде независимо от того, что газы РДТТ вытворяют сзади него - вплоть до момента соприкосновения с ними, после чего конус начинает эволюционировать в прямой скачок неправильной формы.
>
>Покровский, газы РДТТ вблизи ракеты опережают ракету и тормозятся в набегающем воздухе. При этом изменяется как температура набегающего воздуха, так и скорость этого воздуха относительно ракеты: газы РДТТ просто разгоняют этот воздух в направлении своего движения, т. е. по ходу ракеты. В результате скорость воздуха вблизи ракеты относительно этой ракеты меньше, чем скорость "дальнего" воздуха (=скорость земли) относительно ракеты. Ракета движется со скоростью 2,3 км/с относительно земли, но ее скорость относительно масс воздуха в ее непосредственной близости меньше: этот воздух разогнан по ходу ракеты газами РДТТ. И вдобавок имеет несколько повышенную температуру.

Вот это галиматья! Это как же возмущение вперед ракеты попало, с детонационной скоростью?

>>Геометрически правильный конус косого скачка возникнет только после ухода тепловой неоднородности назад по ходу ракеты и после установления устойчивого пограничного слоя.
>
>Геометрически правильный конус может возникнуть и в неоднородном газе, если только свойства этого газа не меняются слишком резко. А в середине времени работы РДТТ меняться им резко не с чего, потому что смешение потоков газа происходит во всей области.

>>Опять имеем. Состояние газовоздушной смеси оказывает влияние на форму скачка уплотнения в процессе его эволюции, но косой скачок правильной конусообразной формы возникает только после того, когда это влияние исчезнет. До этого скачок уплотнения не может иметь правильных прямолинейных очертаний
>
>Ничего подобного. Более-менее правильная форма говорит лишь о том, что нет изменение свойств происходит не резко, а постепенно.
От 7-40
К С.С.Воронцов (06.08.2010 16:57:30)
Дата 06.08.2010 21:25:08

Re: Мутная вода.

>>Покровский, газы РДТТ вблизи ракеты опережают ракету и тормозятся в набегающем воздухе. При этом изменяется как температура набегающего воздуха, так и скорость этого воздуха относительно ракеты: газы РДТТ просто разгоняют этот воздух в направлении своего движения, т. е. по ходу ракеты. В результате скорость воздуха вблизи ракеты относительно этой ракеты меньше, чем скорость "дальнего" воздуха (=скорость земли) относительно ракеты. Ракета движется со скоростью 2,3 км/с относительно земли, но ее скорость относительно масс воздуха в ее непосредственной близости меньше: этот воздух разогнан по ходу ракеты газами РДТТ. И вдобавок имеет несколько повышенную температуру.
>
>Вот это галиматья! Это как же возмущение вперед ракеты попало, с детонационной скоростью?

Из РДТТ вылетают газы вперед по курсу ракеты. Со скоростью ок. 2 км относительно ракеты. Их плотность много больше, чем плотность окружающего воздуха. Соответственно эти газы движутся вперед и обгоняют ракету до тех пор, пока окружающий воздух их не затормозит.
От С.С.Воронцов
К 7-40 (06.08.2010 21:25:08)
Дата 06.08.2010 21:36:40

Re: Мутная вода.

>>>Покровский, газы РДТТ вблизи ракеты опережают ракету и тормозятся в набегающем воздухе. При этом изменяется как температура набегающего воздуха, так и скорость этого воздуха относительно ракеты: газы РДТТ просто разгоняют этот воздух в направлении своего движения, т. е. по ходу ракеты. В результате скорость воздуха вблизи ракеты относительно этой ракеты меньше, чем скорость "дальнего" воздуха (=скорость земли) относительно ракеты. Ракета движется со скоростью 2,3 км/с относительно земли, но ее скорость относительно масс воздуха в ее непосредственной близости меньше: этот воздух разогнан по ходу ракеты газами РДТТ. И вдобавок имеет несколько повышенную температуру.
>>
>>Вот это галиматья! Это как же возмущение вперед ракеты попало, с детонационной скоростью?
>
>Из РДТТ вылетают газы вперед по курсу ракеты. Со скоростью ок. 2 км относительно ракеты. Их плотность много больше, чем плотность окружающего воздуха. Соответственно эти газы движутся вперед и обгоняют ракету до тех пор, пока окружающий воздух их не затормозит.

Тогда они должны разрушить ударную волну. Без этого газы не могут оказаться впереди ракеты. Похоже, мы видим картинку после их работы. Возможно, я напрасно влез в дискуссию, следил невнимательно.
От 7-40
К С.С.Воронцов (06.08.2010 21:36:40)
Дата 06.08.2010 21:55:18

Re: Мутная вода.

>>Из РДТТ вылетают газы вперед по курсу ракеты. Со скоростью ок. 2 км относительно ракеты. Их плотность много больше, чем плотность окружающего воздуха. Соответственно эти газы движутся вперед и обгоняют ракету до тех пор, пока окружающий воздух их не затормозит.
>
>Тогда они должны разрушить ударную волну. Без этого газы не могут оказаться впереди ракеты.

В разных режимах по-разному. Могут разрушить, могут отодвинуть, могут изменить вид.

> Похоже, мы видим картинку после их работы.

Или в конце их работы.

> Возможно, я напрасно влез в дискуссию, следил невнимательно.

Пожалуй, что так.
От С.С.Воронцов
К 7-40 (06.08.2010 21:55:18)
Дата 06.08.2010 22:18:56

Re: Мутная вода.

>>>Из РДТТ вылетают газы вперед по курсу ракеты. Со скоростью ок. 2 км относительно ракеты. Их плотность много больше, чем плотность окружающего воздуха. Соответственно эти газы движутся вперед и обгоняют ракету до тех пор, пока окружающий воздух их не затормозит.
>>
>>Тогда они должны разрушить ударную волну. Без этого газы не могут оказаться впереди ракеты.
>
>В разных режимах по-разному. Могут разрушить, могут отодвинуть, могут изменить вид.

Отодвинуть, изменить вид оставив стационарной? Не могут.

>> Похоже, мы видим картинку после их работы.
>
>Или в конце их работы.

>> Возможно, я напрасно влез в дискуссию, следил невнимательно.
>
>Пожалуй, что так.
От 7-40
К С.С.Воронцов (06.08.2010 22:18:56)
Дата 06.08.2010 22:53:12

Re: Мутная вода.

>>В разных режимах по-разному. Могут разрушить, могут отодвинуть, могут изменить вид.
>
>Отодвинуть, изменить вид оставив стационарной? Не могут.

Зависит от того, что понимать под "стационарный". На короткое время - вполне. Нужно смотреть шкалы времени.
От С.С.Воронцов
К 7-40 (06.08.2010 22:53:12)
Дата 06.08.2010 23:05:21

Re: Мутная вода.

>>>В разных режимах по-разному. Могут разрушить, могут отодвинуть, могут изменить вид.
>>
>>Отодвинуть, изменить вид оставив стационарной? Не могут.
>
>Зависит от того, что понимать под "стационарный". На короткое время - вполне. Нужно смотреть шкалы времени.

Верно, но при экспозиции порядка 40 мсек (24к/сек) - это жесткий стационар
От 7-40
К С.С.Воронцов (06.08.2010 23:05:21)
Дата 07.08.2010 00:01:44

Re: Мутная вода.

>>Зависит от того, что понимать под "стационарный". На короткое время - вполне. Нужно смотреть шкалы времени.
>
>Верно, но при экспозиции порядка 40 мсек (24к/сек) - это жесткий стационар

Нужно смотреть шкалы времени, повторяю. Какие режимы и на какое время устанавливаются, пальцесосательным методом не определишь. Я именно об этом и говорю постоянно.
От Pokrovsky~stanislav
К 7-40 (07.08.2010 00:01:44)
Дата 07.08.2010 11:29:42

Re: Мутная вода.

>>Верно, но при экспозиции порядка 40 мсек (24к/сек) - это жесткий стационар
>
>Нужно смотреть шкалы времени, повторяю. Какие режимы и на какое время устанавливаются, пальцесосательным методом не определишь. Я именно об этом и говорю постоянно.

Вы, как я понял, полагаете, что 1/24 секунды может быть и очень большим временем.
И иных методов, кроме пальцесосания, для этой оценки у Вас нет.

Ну давайте я оценю это время.

Чем оно определяется? Емкостью того, что надо ввести в стационар, и фактором, лимитирующим скорость восстановления стационарного состояния. В электрических цепях такое время релаксации имеет масштаб RC. Сопротивление лимитирует ток, который разряжает или заряжает емкость.

В нашем случае емкость - это длина прямолинейных границ конуса скачка уплотнения(около 60 метров к моменту измерения по фото из Full Moon, соответствующему 215 кадру "ролика Покровского"). Фактор, определяющий скорость восстановления этой прямолинейности, - скорость звука в воздухе непосредственно за фронтом скачка.

Почему в качестве емкости следует брать длину прямолинейных участков?

Условием прямолинейности является сохранение при переходе через скачок уплотнения тангенциальной(вдоль скачка) составляющей скорости набегающего потока. Т.е. за скачком не должно быть градиентов давления вдоль скачка.

Откуда берем скорость звука за скачком? Логика следующая.

Для нормальной составляющей скорости потока скачок уплотнения прямой. Происходит разогрев воздуха за скачком - по закону для прохождения прямого скачка с числом Маха, которое оценивается для этой нормальной составляющей. При угле 22.5 градуса это число Маха нормальной составляющей составляет 38% от числа Маха набегающего потока.

Формула оценки нагрева на прямом скачке уплотнения - в моей статье в третьем методе измерения. С нагревом повышается скорость звука. Именно до нее падает величина нормальной составляющей скорости.
Для оценки скорости около 1100 м/с и скорости звука в атмосфере 300 м/с скорость звука за скачком с углом 22.5 градуса 390 м/с.

Для оценки скорости около 1000 м/с отличие незначительное - 382 м/с

Для варианта НАСА(скорость ракеты 2400 м/с) скорость звука за видимым нами скачком возрастает до 475 м/с.

При длине прямого участка скачка на 215 кадре около 60 метров время восстановления этого скачка - масштаба 3-4 кадров съемки со скоростью 24 кадра в секунду. Может быть несколько больше(колебания положения скачка около равновесия), но не меньше.

На "ролике Покровского" между явным началом отставания облака дымов на 211 кадре(после появления кончика носика ракеты) и установлением видимого скачка уплотнения на полной длине головных ступеней без иглы(около 60 метров) на 215 кадре - как раз и проходит то самое время релаксации. Ровно 4 кадра.

От 7-40
К Pokrovsky~stanislav (07.08.2010 11:29:42)
Дата 07.08.2010 12:32:49

Re: Мутная вода.


>Вы, как я понял, полагаете, что 1/24 секунды может быть и очень большим временем.
>И иных методов, кроме пальцесосания, для этой оценки у Вас нет.

Да просто по съемкам уже видно, что от кадра к кадру происходят весьма заметные изменения. Т. е. в пределах одного кадра ситуация очевидно нестационарта.

>Ну давайте я оценю это время.

Лучше не надо, Покровский. Ну или сделайте это восемью методами в течение трех лет. Вот увидите - Ваши результаты будут отличаться на полпорядка в разные времена. ;)
От Лучезар
К 7-40 (07.08.2010 12:32:49)
Дата 07.08.2010 14:34:12

"Вашими камнями по Вашу голову"

>>Вы, как я понял, полагаете, что 1/24 секунды может быть и очень большим временем.
>>И иных методов, кроме пальцесосания, для этой оценки у Вас нет.
>
>Да просто по съемкам уже видно, что от кадра к кадру происходят весьма заметные изменения. Т. е. в пределах одного кадра ситуация очевидно нестационарта.

>>Ну давайте я оценю это время.
>
>Лучше не надо, Покровский. Ну или сделайте это восемью методами в течение трех лет. Вот увидите - Ваши результаты будут отличаться на полпорядка в разные времена. ;)

"У Вас возражения по существу есть? Я так и знал, что не будет." Это Ваши слова.
От 7-40
К Лучезар (07.08.2010 14:34:12)
Дата 07.08.2010 17:37:56

Re: "Вашими камнями...

>"У Вас возражения по существу есть? Я так и знал, что не будет." Это Ваши слова.

Какие могут быть возражения по существу, если нет самого существа? Вот это что такое:

Емкостью того, что надо ввести в стационар, и фактором, лимитирующим скорость восстановления стационарного состояния. В электрических цепях такое время релаксации имеет масштаб RC. Сопротивление лимитирует ток, который разряжает или заряжает емкость. В нашем случае емкость - это длина прямолинейных границ конуса скачка уплотнения(около 60 метров к моменту измерения по фото из Full Moon, соответствующему 215 кадру "ролика Покровского"). Фактор, определяющий скорость восстановления этой прямолинейности, - скорость звука в воздухе непосредственно за фронтом скачка.

Какая емкость? Какое сопротивление? Какое RC? Где я могу прочесть про то, что "емкость - это длина прямолинейных границ конуса скачка уплотнения"? Ну давайте я скажу, что на самом деле емкость - это утроенная кривизна конуса на расстоянии 1/2 длины его образующей, помноженная на его площадь. И это будет опровержением по существу. Годится? Если не согласны, попробуйте опровергнуть по существу.
От Pokrovsky~stanislav
К Лучезар (07.08.2010 14:34:12)
Дата 07.08.2010 16:53:19

Re: "Вашими камнями...

>"У Вас возражения по существу есть? Я так и знал, что не будет." Это Ваши слова.

Проблема не в возражениях. Тут нечто глубоко религиозное. Русские, которых, казалось бы, опутали сетями лжи, то здесь, то там вылезают. Причем вылезают весомо, грубо, зримо. Попытки контратак - срываются. Всего-то вчера вопрос удалось свести к такому-то состоянию, которое упирается в непознаваемость некоторой проблемы(времени релаксации при восстановлении косого скачка уплотнения после его разрушения). И - тут же непознаваемое оказывается преобразовано во вполне познаваемое и логически безупречное.

Вы понимаете, в чем дело, Лучезар? У 7-40 и иже с ним нет другого критерия богоугодности, кроме успеха. А успех-то не на их стороне. - На нашей.

А Бог-то один!
Если оппонент системно давит, если в течение нескольких часов находит ПРОСТОЕ и ПОНЯТНОЕ решение заковыристых находок "защитников", то это означает, что Бог от евреев отвернулся. Плюнул на них - слюной Покровского, Лучезара, Попова, Кропотова... Мы Богу дороже.

Контратаки на личности - суть арьергадные бои. Не надо нажимать. Пусть у противной(богопротивной) стороны останется время на сбор пожитков и организацию жизни в достоинствующей нише. Не надо сразу сбрасывать со скалы. Наследники все-равно найдутся. Еще более злобные, еще более лживые, еще более бесцеремонные(чем 7-40), - хотя, кажется, уже далее некуда. Но... "все должно в природе повториться: и слова, и пули, и любовь, и кровь, - времени не будет помириться"(Б.Окуджава)
От Pokrovsky~stanislav
К 7-40 (06.08.2010 21:55:18)
Дата 06.08.2010 22:12:36

Re: Мутная вода.

>В разных режимах по-разному. Могут разрушить, могут отодвинуть, могут изменить вид.

Разрушить могут. Отодвинуть, изменить вид -....? - До Вас, похоже, еще не дошло, что процессы РЕЗКО нелинейны. Параметр изменяется на проценты, а реакция - на порядки. Так и хочется Вас назвать "жидом безмозглым". - Но не буду. Модератора боюсь, однако.
От 7-40
К Pokrovsky~stanislav (06.08.2010 22:12:36)
Дата 06.08.2010 22:55:33

Re: Мутная вода.

>>В разных режимах по-разному. Могут разрушить, могут отодвинуть, могут изменить вид.
>
>Разрушить могут. Отодвинуть, изменить вид -....? - До Вас, похоже, еще не дошло, что процессы РЕЗКО нелинейны. Параметр изменяется на проценты, а реакция - на порядки.

Если уж реакция изменяется на порядки при изменении параметра на проценты, то игнорирование Вами изменения параметра на порядки выглядит э-э... незаурядным.

> Так и хочется Вас назвать "жидом безмозглым". - Но не буду. Модератора боюсь, однако.

Бойтесь белочки, Покровский, белочки. Белочка, говорят, хуже модератора.
От Перес-Ясный
К С.С.Воронцов (06.08.2010 16:57:30)
Дата 06.08.2010 18:10:36

Re: Мутная вода.

>>Покровский, газы РДТТ вблизи ракеты опережают ракету и тормозятся в набегающем воздухе. При этом изменяется как температура набегающего воздуха, так и скорость этого воздуха относительно ракеты: газы РДТТ просто разгоняют этот воздух в направлении своего движения, т. е. по ходу ракеты. В результате скорость воздуха вблизи ракеты относительно этой ракеты меньше, чем скорость "дальнего" воздуха (=скорость земли) относительно ракеты. Ракета движется со скоростью 2,3 км/с относительно земли, но ее скорость относительно масс воздуха в ее непосредственной близости меньше: этот воздух разогнан по ходу ракеты газами РДТТ. И вдобавок имеет несколько повышенную температуру.
>
>Вот это галиматья! Это как же возмущение вперед ракеты попало, с детонационной скоростью?

а с газами - там же вроде ясно изложено - "газы РДТТ вблизи ракеты опережают ракету и тормозятся в набегающем воздухе."
От С.С.Воронцов
К Перес-Ясный (06.08.2010 18:10:36)
Дата 06.08.2010 19:14:14

Re: Мутная вода.

>>>Покровский, газы РДТТ вблизи ракеты опережают ракету и тормозятся в набегающем воздухе. При этом изменяется как температура набегающего воздуха, так и скорость этого воздуха относительно ракеты: газы РДТТ просто разгоняют этот воздух в направлении своего движения, т. е. по ходу ракеты. В результате скорость воздуха вблизи ракеты относительно этой ракеты меньше, чем скорость "дальнего" воздуха (=скорость земли) относительно ракеты. Ракета движется со скоростью 2,3 км/с относительно земли, но ее скорость относительно масс воздуха в ее непосредственной близости меньше: этот воздух разогнан по ходу ракеты газами РДТТ. И вдобавок имеет несколько повышенную температуру.
>>
>>Вот это галиматья! Это как же возмущение вперед ракеты попало, с детонационной скоростью?
>
>а с газами - там же вроде ясно изложено - "газы РДТТ вблизи ракеты опе
режают ракету и тормозятся в набегающем воздухе."

Это где так было "изложено"? За такие заявления на физфаке на 3 курсе с экзамена турят.
От С.С.Воронцов
К С.С.Воронцов (06.08.2010 19:14:14)
Дата 06.08.2010 20:12:20

Re: Мутная вода.

>>>>Покровский, газы РДТТ вблизи ракеты опережают ракету и тормозятся в набегающем воздухе. При этом изменяется как температура набегающего воздуха, так и скорость этого воздуха относительно ракеты: газы РДТТ просто разгоняют этот воздух в направлении своего движения, т. е. по ходу ракеты. В результате скорость воздуха вблизи ракеты относительно этой ракеты меньше, чем скорость "дальнего" воздуха (=скорость земли) относительно ракеты. Ракета движется со скоростью 2,3 км/с относительно земли, но ее скорость относительно масс воздуха в ее непосредственной близости меньше: этот воздух разогнан по ходу ракеты газами РДТТ. И вдобавок имеет несколько повышенную температуру.
>>>
>>>Вот это галиматья! Это как же возмущение вперед ракеты попало, с детонационной скоростью?
>>
>>а с газами - там же вроде ясно изложено - "газы РДТТ вблизи ракеты опе
>режают ракету и тормозятся в набегающем воздухе."

>Это где так было "изложено"? За такие заявления на физфаке на 3 курсе с экзамена турят.

Вы хоть немного газодинамику знаете? Никакое возмущение не может распространяться в воздухе быстрее скорости звука, если нет внутреннего подвода энергии, например, горения. На этом уровне даже базарить стыдно.
От 7-40
К С.С.Воронцов (06.08.2010 20:12:20)
Дата 06.08.2010 21:27:48

Re: Мутная вода.

>Вы хоть немного газодинамику знаете? Никакое возмущение не может распространяться в воздухе быстрее скорости звука, если нет внутреннего подвода энергии, например, горения. На этом уровне даже базарить стыдно.

Ну вот самолет или ракета может распространяться в воздухе быстрее скорости звука? Сверхзвуковые самолеты или ракеты возможны? Если ответ положительный, то попробуйте объяснить, почему невозможны сверхзвуковые потоки газа.
От С.С.Воронцов
К 7-40 (06.08.2010 21:27:48)
Дата 06.08.2010 21:47:45

Re: Мутная вода.

>>Вы хоть немного газодинамику знаете? Никакое возмущение не может распространяться в воздухе быстрее скорости звука, если нет внутреннего подвода энергии, например, горения. На этом уровне даже базарить стыдно.
>
>Ну вот самолет или ракета может распространяться в воздухе быстрее скорости звука? Сверхзвуковые самолеты или ракеты возможны? Если ответ положительный, то попробуйте объяснить, почему невозможны сверхзвуковые потоки газа.

Конечно, возможны, но они сопровождаются формированием той же картины ударных волн. Которых мы на картинке не видим.
От С.С.Воронцов
К С.С.Воронцов (06.08.2010 21:47:45)
Дата 06.08.2010 21:50:38

Re: Мутная вода.

>>>Вы хоть немного газодинамику знаете? Никакое возмущение не может распространяться в воздухе быстрее скорости звука, если нет внутреннего подвода энергии, например, горения. На этом уровне даже базарить стыдно.
>>
>>Ну вот самолет или ракета может распространяться в воздухе быстрее скорости звука? Сверхзвуковые самолеты или ракеты возможны? Если ответ положительный, то попробуйте объяснить, почему невозможны сверхзвуковые потоки газа.
>
>Конечно, возможны, но они сопровождаются формированием той же картины ударных волн. Которых мы на картинке не видим.
Возможно, они не стационарны.
От 7-40
К С.С.Воронцов (06.08.2010 21:50:38)
Дата 06.08.2010 21:56:21

Re: Мутная вода.

>>Конечно, возможны, но они сопровождаются формированием той же картины ударных волн. Которых мы на картинке не видим.
>Возможно, они не стационарны.

Зависит от режима. Нужно считать или моделировать.
От С.С.Воронцов
К 7-40 (06.08.2010 21:56:21)
Дата 06.08.2010 22:20:33

Эт точно

>>>Конечно, возможны, но они сопровождаются формированием той же картины ударных волн. Которых мы на картинке не видим.
>>Возможно, они не стационарны.
>
>Зависит от режима. Нужно считать или моделировать.

Так что спор - выяснение "мнений".
От Перес-Ясный
К С.С.Воронцов (06.08.2010 20:12:20)
Дата 06.08.2010 20:46:55

уели так уели . И РДТТ знергию не выделяют, ага, куда без газодинамики. (-)
От С.С.Воронцов
К Перес-Ясный (06.08.2010 20:46:55)
Дата 06.08.2010 21:02:16

куда без газодинамики.

Это не та энергия, что выделяется в ударной волне и ускоряет ее. Роль газов тормозных движков, конечно, надо как-то учитывать. Но ударная волна не разрушена струями тормозных движков.
От Перес-Ясный
К С.С.Воронцов (06.08.2010 19:14:14)
Дата 06.08.2010 19:29:17

ну так просветите темных,

в чем заключается принципипиальная невозможность опережения ракеты газами РДТТ ? если, скорость ракеты 2,3 км.сек а скорость истечения газов 2.5 км.сек ?

От С.С.Воронцов
К Перес-Ясный (06.08.2010 19:29:17)
Дата 06.08.2010 20:20:18

Если темные, то сначало просветитесь

>в чем заключается принципипиальная невозможность опережения ракеты газами РДТТ ? если, скорость ракеты 2,3 км.сек а скорость истечения газов 2.5 км.сек ?

Скорость истечения газов направлена вниз, против скорости ракеты.
От Перес-Ясный
К С.С.Воронцов (06.08.2010 20:20:18)
Дата 06.08.2010 20:44:30

ну так и знал. Куда направлена скорость тормозных РДТТ ? (-)
От С.С.Воронцов
К Перес-Ясный (06.08.2010 20:44:30)
Дата 06.08.2010 20:49:08

Re: ну так...

Пардон, но не знаю, меняет ли это что-нибудь в тех рассуждениях, о которых шла речь.
От 7-40
К С.С.Воронцов (06.08.2010 20:49:08)
Дата 06.08.2010 21:30:08

Re: ну так...

>Пардон, но не знаю, меняет ли это что-нибудь в тех рассуждениях, о которых шла речь.

Газы РДТТ летят вперед по ходу ракеты, сопла РДТТ направлены вперед по ходу ракеты. Вы что, до сих пор не знаете этого? Тогда зачем Вы вообще влезли в разговор, если даже не знаете, о чем он?
От Лучезар
К Лучезар (04.08.2010 18:54:33)
Дата 04.08.2010 20:13:23

Кинетической энергия газов РДТТ

Я забыл, что часть кинетической энергии газов РДТТ используется на принципе реактивного движения для замедления (т.е. отделения) I ступени - ведь это основная задача РДТТ...
От 7-40
К Лучезар (04.08.2010 20:13:23)
Дата 04.08.2010 21:12:37

Re: Кинетической энергия...

>Я забыл, что часть кинетической энергии газов РДТТ используется на принципе реактивного движения для замедления (т.е. отделения) I ступени - ведь это основная задача РДТТ...

Да, это Вы правильно отметили. А посчитать не пробовали? Тонна газов при скорости вылета 2000 м/с сообщает ступени массой 170 тонн скорость 2000*1/170=12 м/с. Поэтому соотношение кинетических энергий ступени и газов составляет 170*(12/2000)^2 = 1/160 = 0,6 %.

Хорошо, что Вы об этих 0,6 % упомянули. Отныне мы будем учитывать только 99,4 % кинетической энергии газов, а 0,6 % энергии учитывать не будем. Человеческое Вам спасибо! ;)
От А. Решняк
К 7-40 (28.07.2010 19:32:04)
Дата 29.07.2010 14:47:09

Лично от себя приношу добрую поддержку.

>Вы серьезно? Если бы Вас на форумах не было, ничего бы не изменилось, да? Тогда зачем, черт возьми, тратите столько лет на защиту НАСА, работая даже по ночам (например, Вы послали одно из Ваших сегодняшних сообщений в... 4:58:29 утра!)? Ведь по Вашим же словам, >с Вами и без Вами - всё то же! Разве тогда не можете тратить свое свободное время на что-нибудь полезное?!

- в отличие от Лучезара, испытываю только благодарность за качественную продуктивную критику (конечно там где она есть :-) - немножко укольну для тонуса :-) ).

И ради бога, перестаньте пользоваться таймером отправки сообщений, зачем Вы всё делаете на работе, тайно оплачиваемой НАСА, а затем отправляете ответы в течение всех суток, имитируя творческие ночные бдения! :-)
- я вам не скажу за весь Берлин, но на Александр -плац каждый скажет, что пастор полуфриц всегда найдёт пару умных слов.
- ой да что Вы говорите! Пастор? полуфриц, а полу- хто?
От Лучезар
К А. Решняк (29.07.2010 14:47:09)
Дата 30.07.2010 20:46:52

Спасибо Пустынскому!

> - в отличие от Лучезара, испытываю только благодарность за качественную продуктивную критику (конечно там где она есть :-) - немножко укольну для тонуса :-) ).

Ну хорошо, давайте и я поправлюсь.

Спасибо Вам, Владислав-Вениамин Фридрихович! Благодаря Вашей критике, скептики все время усовершенствуют своих аргументов. (Без критики есть опасность вообразить, что ты совершен.) Но проблема в том, что как по телевизору, качественных передач только 2%, а остальные 98% мы должны смотреть, только чтобы не пропустить эти 2%. (Кстати, по этой причине я почти не смотрю телевизор. Победители не только историю пишут, а и ТВ программу составляют.)
От 7-40
К Лучезар (30.07.2010 20:46:52)
Дата 30.07.2010 22:00:25

Re: Спасибо Пустынскому!

>> - в отличие от Лучезара, испытываю только благодарность за качественную продуктивную критику (конечно там где она есть :-) - немножко укольну для тонуса :-) ).
>
>Ну хорошо, давайте и я поправлюсь.

>Спасибо Вам, Владислав-Вениамин Фридрихович! Благодаря Вашей критике, скептики все время усовершенствуют своих аргументов.

Да уж, без меня Попов по-прежнему грезил бы взрывом ракеты при разделении ступеней, а Покровский так и не узнал бы даже, что такое удельный импульс и как устроен ЖРД. ;)
От Pokrovsky~stanislav
К 7-40 (30.07.2010 22:00:25)
Дата 31.07.2010 04:28:35

Re: Спасибо Пустынскому!

>Да уж, без меня Попов по-прежнему грезил бы взрывом ракеты при разделении ступеней, а Покровский так и не узнал бы даже, что такое удельный импульс и как устроен ЖРД.

Вы знаете, я минуту назад встал по стойке "смирно", сосредоточился - и на полном серьезе выпил за своего учителя в вопросах космонавтики Пустынского.

Без тени злорадства, бахвальства и т.п.

Я перед собственной совестью и перед Богом - признал Ваш выдающийся вклад в разбирательство с лунной аферой. Без Вас я бы не смог решить те ГРАНДИОЗНЫЕ задачи, которые таки пришлось под Вашим давлением решить. Честь Вам и хвала!
И простое человеческое СПАСИБО.
Вы очень много сделали для разоблачения аферы. Но сейчас это уже пройденный рубеж. Новые задачи много сложнее.

Далее - додумывайте сами. Не все связь по интернету терпит.
От 7-40
К Pokrovsky~stanislav (31.07.2010 04:28:35)
Дата 31.07.2010 11:42:25

Re: Спасибо Пустынскому!

>>Да уж, без меня Попов по-прежнему грезил бы взрывом ракеты при разделении ступеней, а Покровский так и не узнал бы даже, что такое удельный импульс и как устроен ЖРД.
>
>Вы знаете, я минуту назад встал по стойке "смирно", сосредоточился - и на полном серьезе выпил за своего учителя в вопросах космонавтики Пустынского.
>Без тени злорадства, бахвальства и т.п.
>Я перед собственной совестью и перед Богом - признал Ваш выдающийся вклад в разбирательство с лунной аферой. Без Вас я бы не смог решить те ГРАНДИОЗНЫЕ задачи, которые таки пришлось под Вашим давлением решить. Честь Вам и хвала!
>И простое человеческое СПАСИБО.

Спасибо, Станислав! Я всегда получал удовольствие от служения людям. Мне так приятно, что я был вам всем полезен. Обещаю и дальше, в меру сил, помогать вам. :)