От 7-40
К Лучезар
Дата 01.08.2010 23:06:54
Рубрики Прочее; Россия-СССР; История; Война и мир;

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! ;)