Форум С.Кара-Мурзы: Ветка : Гы!

От	Pokrovsky~stanislav
К	7-40
Дата	26.08.2010 22:02:23
Рубрики	Прочее; Россия-СССР; История; Война и мир;

Гы!

>>Ничего не могу поделать. Хорошо проверенную теорию ударных волн и вправду никто не отменял.
>
>Ну конечно. Как и область применимости того или иного ее приближения.

>> А в теории УВ все определяют скорость УВ, начальная температура воздуха и показатель адиабаты газа.
>
>Конечно. Кто бы с этим спорил. Именно поэтому в разных условиях ударные волны ведут себя по-разному.

Грамотные наглядные примеры сумеете привести. Или все сказанное из области сценическо-адвокатской проституции?

Один пример сразу подсказываю, чтобы Вы им не вздумали пользоваться. В твердых телах и жидкостях и вправду поведение ударных волн существенно отличается. Сжиматься, типа, уже почти некуда.

Вопрос ограничиваем газами не сверхвысокой плотности. Плюс-минус 3-5 порядков от того, что должно быть около ракеты. Я Вас не слишком ограничиваю?

От	7-40
К	Pokrovsky~stanislav (26.08.2010 22:02:23)
Дата	26.08.2010 22:30:55

Re: Гы!

>>Конечно. Кто бы с этим спорил. Именно поэтому в разных условиях ударные волны ведут себя по-разному.
>
>Грамотные наглядные примеры сумеете привести.

А что будет для акад. Покровского "грамотным наглядным примером"? То, что на разных расстояниях от ракеты скорости потока различны, Вы воспринять в состоянии? Или это не умещается в академических мозгах, равно как и то, что РДТТ можно закрыть крышкой?

>Один пример сразу подсказываю, чтобы Вы им не вздумали пользоваться. В твердых телах и жидкостях и вправду поведение ударных волн существенно отличается. Сжиматься, типа, уже почти некуда.
>Вопрос ограничиваем газами не сверхвысокой плотности. Плюс-минус 3-5 порядков от того, что должно быть около ракеты. Я Вас не слишком ограничиваю?

Вы даже не поняли, о какой температуре и где идет речь, а уже взялись одолжения делать.

От	Pokrovsky~stanislav
К	7-40 (26.08.2010 22:30:55)
Дата	27.08.2010 16:11:24

Re: Гы!

>>>Конечно. Кто бы с этим спорил. Именно поэтому в разных условиях ударные волны ведут себя по-разному.
>>
>>Грамотные наглядные примеры сумеете привести.
>
>А что будет для акад. Покровского "грамотным наглядным примером"? То, что на разных расстояниях от ракеты скорости потока различны, Вы воспринять в состоянии? Или это не умещается в академических мозгах, равно как и то, что РДТТ можно закрыть крышкой?

>>Один пример сразу подсказываю, чтобы Вы им не вздумали пользоваться. В твердых телах и жидкостях и вправду поведение ударных волн существенно отличается. Сжиматься, типа, уже почти некуда.
>>Вопрос ограничиваем газами не сверхвысокой плотности. Плюс-минус 3-5 порядков от того, что должно быть около ракеты. Я Вас не слишком ограничиваю?
>
>Вы даже не поняли, о какой температуре и где идет речь, а уже взялись одолжения делать.

Была названа совершенно академичная фраза. При столкновении потоков с такими-то конкретными скоростями, прямо за фронтом УВ получается такая-то температура.
Даже если ракеты при этом не будет вообще.

Если это будет обычный, ядерный взрыв, распространение УВ в обычной или электромагнитной ударной трубе(где получены скорости до 100 км/с), распространение ударной волны от оптического или СВЧ пробоя(где на фронте УВ получены температуры до 600 тысяч градусов).

Одна из скоростей сталкивающихся потоков у нас есть. Это скорость набегающего потока воздуха, минимально отличающаяся от скорости ракеты.
Вторая скорость - скорость встречного потока газов. Она уменьшается прямо от среза сопла РДТТ. Температура будет зависеть от места - потому, что результирующие скорости столкновения будут разными. Но при таких-то скоростях(я обозначил два из возможных вариантов 4400 м/с и 2300 м/с) температуры будут 6000 и 4000 К. Если ракета летит со скоростью 1050 м/с, а газы из РДТТ снизили скорость до нуля, на фронте прямого скачка уплотнения температура будет 800 К.
Могу предложить табличку для нескольких промеждуточных вариантов.

Вопросы есть?

От	7-40
К	Pokrovsky~stanislav (27.08.2010 16:11:24)
Дата	27.08.2010 18:38:07

Re: Гы!

>Была названа совершенно академичная фраза. При столкновении потоков с такими-то конкретными скоростями, прямо за фронтом УВ получается такая-то температура.
>Даже если ракеты при этом не будет вообще.

Не только за фронтом. Перед фронтом тоже, Покровский. Вы даже не поняли, о какой УВ идет речь, а уже разорались. Ну двайте я спрошу у Вас: Покровский, о какой УВ идет речь? От чего образуется та УВ, о которой идет речь?

>Одна из скоростей сталкивающихся потоков у нас есть. Это скорость набегающего потока воздуха, минимально отличающаяся от скорости ракеты.
>Вторая скорость - скорость встречного потока газов. Она уменьшается прямо от среза сопла РДТТ. Температура будет зависеть от места - потому, что результирующие скорости столкновения будут разными.

Уже хорошо. И не только "потому что результирующие скорости столкновения". Еще потому что результирующие плотности будут разными.

> Но при таких-то скоростях(я обозначил два из возможных вариантов 4400 м/с и 2300 м/с) температуры будут 6000 и 4000 К. Если ракета летит со скоростью 1050 м/с, а газы из РДТТ снизили скорость до нуля, на фронте прямого скачка уплотнения температура будет 800 К.

Покровский, Вы перепутали ударную волну. Речь не шла об ударной волне от столкновения газовых потоков. Но хорошо уже то, что Вы стали осознавать, что температура окружающего ракету газа может сильно отличаться от температуры холодного набегающего потока.

От	Pokrovsky~stanislav
К	7-40 (27.08.2010 18:38:07)
Дата	27.08.2010 21:53:17

Еще один привет Лучезару.

>Не только за фронтом. Перед фронтом тоже, Покровский.

Не громоздите глупость на глупость. Температура ПЕРЕД фронтом УВ от этой самой УВ, и от ее скорости просто не зависит. Воздух перед УВ не знает про существование этой самой УВ.

Короче, объясняю для читателей.

Те самые 6000 и 4000, которых Пустынском показалось много, -это для фронта при столкновении с воздухом, находящимся при нормальной температуре.

Если воздух перед фронтом УВ будет подогрет прохождением через косой скачок уплотнения ракеты, то температура его за УВ будет выше,- пропорционально степени нагретости воздуха.

>Покровский, Вы перепутали ударную волну. Речь не шла об ударной волне от столкновения газовых потоков. Но хорошо уже то, что Вы стали осознавать, что температура окружающего ракету газа может сильно отличаться от температуры холодного набегающего потока.

Смешной Вы человек. У пыстынских, понятно, все идиоты, кроме них самих.

Да вот только ключевое слово РДТТ стоит в заголовке постинга.
https://vif2ne.org/nvz/forum/3/co/297897.htm

Момент времени, в который сделан кадр, о котором говорит Лучезар,
http://spaceflight.nasa.gov/gallery/images/apollo/apollo11/html/s69-39957.html

соответствует 215 кадру "ролика Покровского". Слабеющие газы РДТТ уже не могут подталкивать облако, так, чтобы оно обгоняло ракету, но они еще тщатся двигаться вперед и тормозятся до нуля, начиная отступать. На предыдущем кадре фронт УВ был в 35 метрах от носа ракеты, т.е. в 23 метрах впереди переходника. На данном кадре - в 73 метрах от носа ракеты, т.е. на 15 метров сзади переходника, если бы первая ступень еще не успела хоть на сколько-то отойти от последующих.
Реально фронт только-только прошел мимо переходника. Его отставание ведь только ускоряется.
Т.е. время между прохождением горячего фронта столкновения газов с воздухом, прошедшим через скачок уплотнения, всего-то около 0.01 секунды.

При скорости ракеты 2400 м/с в пространстве за скачком уплотнения воздух со скоростью около 2400 м/с, разогретый в косом скачке уплотнения до 650 К(это расчитывается по реально наблюдаемому углу косого скачка) сталкивается с затормозившимися газами и разогревается в 9 раз, т.е. до 650х9=5850 К. Но это ровно там, где газ, только что прошедший через косой скачок - тут же наткнулся на газы РДТТ, т.е. тут же начал разогреваться на прямом скачке.
Около ракеты он, понятно похолоднее, подостыл. Косой скачок уже в 22 метрах от переходника. А горячий пограничный слой еще только устанавливается(его только что не было).
Но даже если бы воздух пришедший от скачка сумел бы остыть до атмосферной температуры, и то после УВ было бы 2600 К. Вот этот НИЖНИЙ предел температуры и примем.

Важно, что за ударной волной не холоднее! После прямого скачка скорость воздуха 2000 м/с и он далее встречается с еще не затормозившимися до нуля газами РДТТ, продолжая разогреваться. С момента, как газы начавших работать РДТТ достигли переходника, т.е. целую секунду переходник грелся довольно плотными газами с температурой не ниже 2600 К.

А как с давлением? Давление за УВ было в 60 раз выше, чем у налетающего на УВ воздуха. Разумеется такое же давление оказалось и у газо-воздушной смеси в переходнике. Как Вы думаете, в какую сторону будет движение? Будет ли воздух из пространства около ракеты заходить в переходник, или таки горячая воздушно-газовая смесь начнет вытекать из переходника?

Так вот. Скорость звука при 2600 К 966 м/с. За 0.005 секунды до центральной области переходника только дойдет сигнал, что пора бы начать двигаться к периферии, освобождать переходник от своего горячего присутствия. А ведь ему еще надо разогнаться до скорости, которая опять-таки не выше скорости звука в этом горячем газе. К моменту, зафиксированному Лучезаром, горячий воздух дай бог чтобы добрался от центра к периферии переходника. И уж тем более датчик ну никак не может быть остужен воздухом из пространства за скачком уплотнения. Он 0.01 секунду будут только добираться до центра переходника. Скорость звука при 650 К всего 500 м/с, а радиус 5 метров. А ведь, как мы сказали, он все-таки похолоднее. Он просто за такое время не доберется до центра. Короче, речь идет о медленном охлаждении горячего воздуха, выравнивающего свое давление с забортным.
И тут уж как ни крути, но 600 градусов на датчике температур - слишком мало.

А вот что получается при скорости 1050 м/с. На фронте УВ вблизи переходника разогревается в 2.7 раза. Если считать, что после косого скачка он уже остыл до атмосферной температуры, то температура за ударной волной 800 К. При такой температуре греющего не сильно плотного газа - всего-то в 4 раза плотнее атмосферного, - датчик вполне может показывать 600 К. Все-таки это не в самой УВ, а около нее.

Красиво? И ведь заметьте: и опять у Покровского все сходится...

Ну а Лучезар молодец! Нашел еще одно неопровержимое свидетельство малой скорости ракеты.

От	Лучезар
К	Pokrovsky~stanislav (27.08.2010 21:53:17)
Дата	28.08.2010 12:09:21

Спасибо!

>Ну а Лучезар молодец! Нашел еще одно неопровержимое свидетельство малой скорости ракеты.
Спасибо Вам большое! :)

Пара небольших дополнений/уточнений.
"QuickTime" 7 показывает кадр №217 (при базе 0) для этого кадра (0:09:02, записано как мин:сек:кадр).
Тогда (по крайней мере 0,8 мс после начала работы РДТТ разделения) I ступень удалилась на около 4 метров ( http://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19900066484_1990066484.pdf стр. 12-6, нижняя фигура).

От	7-40
К	Pokrovsky~stanislav (27.08.2010 21:53:17)
Дата	27.08.2010 22:47:21

Re: Еще один...

>>Не только за фронтом. Перед фронтом тоже, Покровский.
>
>Не громоздите глупость на глупость. Температура ПЕРЕД фронтом УВ от этой самой УВ, и от ее скорости просто не зависит. Воздух перед УВ не знает про существование этой самой УВ.

Температура перед фронтом ЭТОЙ САМОЙ ударной волны зависит. Потому что Вы до сих пор не поняли, о какой УВ речь.

>>Покровский, Вы перепутали ударную волну. Речь не шла об ударной волне от столкновения газовых потоков. Но хорошо уже то, что Вы стали осознавать, что температура окружающего ракету газа может сильно отличаться от температуры холодного набегающего потока.
...
>При скорости ракеты 2400 м/с в пространстве за скачком уплотнения воздух со скоростью около 2400 м/с, разогретый в косом скачке уплотнения до 650 К(это расчитывается по реально наблюдаемому углу косого скачка) сталкивается с затормозившимися газами и разогревается в 9 раз, т.е. до 650х9=5850 К. Но это ровно там, где газ, только что прошедший через косой скачок - тут же наткнулся на газы РДТТ, т.е. тут же начал разогреваться на прямом скачке.

До 6 тыс. К, это ж надо! Покровский, Вы не расскажете, что происходит с газами при 6 тыс. К? Физически и, так-сзать, оптически? Заодно, что происходит с давлением? ;)

>Важно, что за ударной волной не холоднее! После прямого скачка скорость воздуха 2000 м/с и он далее встречается с еще не затормозившимися до нуля газами РДТТ, продолжая разогреваться. С момента, как газы начавших работать РДТТ достигли переходника, т.е. целую секунду переходник грелся довольно плотными газами с температурой не ниже 2600 К.

Бедный переходник! А сейчас Лучезар расскажет, какая была температура внутри переходника.

>А как с давлением? Давление за УВ было в 60 раз выше, чем у налетающего на УВ воздуха.

Надо же! За какой из УВ, Покровский? У Вас ведь их две штуки одновременно? ;)

>Так вот. Скорость звука при 2600 К 966 м/с.

Поболее.

>И тут уж как ни крути, но 600 градусов на датчике температур - слишком мало.

Не выходит каменный цветок? Не хочет датчик температур следовать очередной теории акад. Покровского? Наверное, это был неправильный датчик. Он не выучил новой физики акад. Покровского.

>А вот что получается при скорости 1050 м/с. На фронте УВ вблизи переходника разогревается в 2.7 раза. Если считать, что после косого скачка он уже остыл до атмосферной температуры, то температура за ударной волной 800 К. При такой температуре греющего не сильно плотного газа - всего-то в 4 раза плотнее атмосферного, - датчик вполне может показывать 600 К. Все-таки это не в самой УВ, а около нее.

И теперь должен следовать научный диспут, где Лучезар доказывет акад. Покровскому, что скорость на самом деле была не 1050 м/с, а на 150 % выше. А акад. Покровский убеждает Лучезара, что он неправ.

>Красиво? И ведь заметьте: и опять у Покровского все сходится...

Но только с самим Покровским. А с Лучезаром не сходится, вот досада!

>Ну а Лучезар молодец! Нашел еще одно неопровержимое свидетельство малой скорости ракеты.

Лузезар последнее время разуверился в результатах акад. Покровского и д-ра Попова и настаивает на скорости на 150 % выше, чем насчитали означенные великие ученые. Незадача. Ждем ученого диспута.

От	Pokrovsky~stanislav
К	7-40 (27.08.2010 22:47:21)
Дата	28.08.2010 01:10:00

Жена Цезаря вне подозрений?

>>>Не только за фронтом. Перед фронтом тоже, Покровский.
>>
>>Не громоздите глупость на глупость. Температура ПЕРЕД фронтом УВ от этой самой УВ, и от ее скорости просто не зависит. Воздух перед УВ не знает про существование этой самой УВ.
>
>Температура перед фронтом ЭТОЙ САМОЙ ударной волны зависит. Потому что Вы до сих пор не поняли, о какой УВ речь.

Жена Цезаря вне подозрений? - Вы правы!

От	7-40
К	Pokrovsky~stanislav (28.08.2010 01:10:00)
Дата	28.08.2010 02:05:46

Re: Жена Цезаря...

>>Температура перед фронтом ЭТОЙ САМОЙ ударной волны зависит. Потому что Вы до сих пор не поняли, о какой УВ речь.
>
>Жена Цезаря вне подозрений? - Вы правы!

Ладно бы жена Цезаря. Тут у Вас, акад. Покровский, серьезная ученая дискуссия назревает. Наш общий знакомый Лучезар уже не согласен ни с Вами, ни с Поповым в отношении скорости, нынче он считает, что скорость была 1,5 км/с. Да и насчет того не уверен: он тоже не в состоянии привести ни одного разумного объяснения, как ракета могла иметь столь низкую скорость, и даже готов в принципе допустить, что все эти "расчеты" пониженной скорости могут быть сплошной ошибкой. Надо бы договориться, выработать единую научную позицию, так сказать. А то если Вы даже друг с другом насчет своих результатов сойтись не сможете - то кто ж ваши результаты со стороны всерьез примет?

Это я не злорадствую, Вы не думайте. Это я хочу вашей команде помочь преодолеть внутренние ученые разногласия, чтоб приблизиться к истине, так-сзать.

От	Pokrovsky~stanislav
К	7-40 (28.08.2010 02:05:46)
Дата	28.08.2010 13:29:24

Re: Жена Цезаря...

>Ладно бы жена Цезаря.

Нет уж, позвольте!

Вам надо торжественно объявить, что она в любом случае проституткой не является, поскольку жена Цезаря. И ей позволено все.

От	Лучезар
К	7-40 (28.08.2010 02:05:46)
Дата	28.08.2010 11:55:00

Совпадение достаточно, возможные причины уменьшения тяги/производительности F-1

>>Красиво? И ведь заметьте: и опять у Покровского все сходится...
>Но только с самим Покровским. А с Лучезаром не сходится, вот досада!
Сходится вполне достаточно, чтобы конечный вывод не изменился.

>Лузезар последнее время разуверился в результатах акад. Покровского и д-ра Попова и настаивает на скорости на 150 % выше, чем насчитали означенные великие ученые. Незадача. Ждем ученого диспута.
Не введите читателей в заблуждение, пожалуйста. Не на 150%, а всего-навсего на 20% выше. Диспута не будет, к Вашему разочарованию.

>Ладно бы жена Цезаря. Тут у Вас, акад. Покровский, серьезная ученая дискуссия назревает.
Отнюдь.

>Наш общий знакомый Лучезар уже не согласен ни с Вами, ни с Поповым в отношении скорости, нынче он считает, что скорость была 1,5 км/с.
Не 1,5 км/с, а 1,3-1,4 км/с. Кстати, прежнее моё вычисление давало 955 м/с, так как оно делалось для температуры окружающего воздуха и нормальной скорости ролика. Ну и что качественно изменилось в результате? Ничего.

>Да и насчет того не уверен: он тоже не в состоянии привести ни одного разумного объяснения, как ракета могла иметь столь низкую скорость,
Не спешите с выводами. Кое-какие возможности уже наметились. На http://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/20030093580_2003101306.pdf (Independent review of the failure modes of F-1 engine and propellants system) стр. XXXV-4, абзац 4, даны возможные несправности двигателя "F-1" и их влияние на ракету.

Для газ-генератора написано следующее: "Hot Gas Duct and Turbine Exhaust Manifold (26- 408): Hot gas leakage during operation will cause fire hazard in lower altitude and engine performance degradation." Т.е. если утечка горячего газа возникнет на большой высоте, получается ухудшение производительности двигателя.

На следующем абзаце, о теплообменнике "Heat Exchanger Lox (260502b)" системе герметизации написано: "Increased temperature and backpressure may affect turbine operation and stage propulsion." Т.е. повышенная температура и давления может повлиять на работу турбины и на (тяги) движения ступени.

Вышеупомянутые явления вполне могли бы проявляться устойчиво, вызывая уменьшение тяги (производительности) двигателя на больших высотах.

Кстати, на следующих двух страницах подчеркивается, что явления нестабильности сгорания всё ещё недостаточно изучены и рекомендуется использовать советский двигатель "РД-180" в качестве образьца для внесения изменений.

И на таком двигателе американцы смогли докатиться до Луну?!

>и даже готов в принципе допустить, что все эти "расчеты" пониженной скорости могут быть сплошной ошибкой.
До конца следствия ни одна версия, сколь ни маловероятной она не была (как эта) не отвергается.

>Это я не злорадствую, Вы не думайте. Это я хочу вашей команде помочь преодолеть внутренние ученые разногласия, чтоб приблизиться к истине, так-сзать.
Разногласий нет, поводов для злорадства тоже. Но как говориться в одной болгарской пословице, "Гузен негонен бяга" :) Что касается истины, то я Вас уже поблагодарил за помощь в приближении к ней.

От	7-40
К	Лучезар (28.08.2010 11:55:00)
Дата	28.08.2010 13:19:17

Re: Совпадение достаточно,...

>>>Красиво? И ведь заметьте: и опять у Покровского все сходится...
>>Но только с самим Покровским. А с Лучезаром не сходится, вот досада!
>Сходится вполне достаточно, чтобы конечный вывод не изменился.

Расхождение на треть - это называется "вполне достаточно"? Поразительно. Что ж тогда называется "неприемлемо"?

>>Лузезар последнее время разуверился в результатах акад. Покровского и д-ра Попова и настаивает на скорости на 150 % выше, чем насчитали означенные великие ученые. Незадача. Ждем ученого диспута.
>Не введите читателей в заблуждение, пожалуйста. Не на 150%, а всего-навсего на 20% выше.

Что-то с математикой у Вас не ладится...

>Диспута не будет, к Вашему разочарованию.

Да кто бы сомневался. Даже когда аполлоборцы приходят к взаимно противоречащим непримиримым выводам - они все равно не стремятся найти общее решение, а хвалят друг друга, и каждый из них продолжает развивать свою собственную ветку реальности. Так что в результате у каждого аполлоборца - своя теория, противоречащая теориям его единомышленников. Но их это не беспокоит.

>>Наш общий знакомый Лучезар уже не согласен ни с Вами, ни с Поповым в отношении скорости, нынче он считает, что скорость была 1,5 км/с.
>Не 1,5 км/с, а 1,3-1,4 км/с.

Да? прошу прощения. Калькулятор мне подсказывает, что 1,3/1,05=1,24, а 1,4/1,05=1,33. То есть Ваши результаты расходятся с результатами Покровского на 1/4 - 1/3. Причем Покровский таких погрешностей для своей теории не допускает, верно? А какую погрешность имеет Ваша теория? Оцените ее численно, пожалуйста.

> Кстати, прежнее моё вычисление давало 955 м/с, так как оно делалось для температуры окружающего воздуха и нормальной скорости ролика. Ну и что качественно изменилось в результате? Ничего.

Качественно изменилось то, что Ваша теория окончательно в своих выводах разошлась с выводами Покровского и Попова: скорость стала на ДЕСЯТКИ процентов выше, чем у них.

>>Да и насчет того не уверен: он тоже не в состоянии привести ни одного разумного объяснения, как ракета могла иметь столь низкую скорость,
>Не спешите с выводами. Кое-какие возможности уже наметились. На http://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/20030093580_2003101306.pdf (Independent review of the failure modes of F-1 engine and propellants system) стр. XXXV-4, абзац 4, даны возможные несправности двигателя "F-1" и их влияние на ракету.
>Для газ-генератора написано следующее: "Hot Gas Duct and Turbine Exhaust Manifold (26- 408): Hot gas leakage during operation will cause fire hazard in lower altitude and engine performance degradation." Т.е. если утечка горячего газа возникнет на большой высоте, получается ухудшение производительности двигателя.

Утечка рабочего тела турбины, действительно, может привести к уменьшению производительности турбины и некоторому падению тяги. Но возможное падение тяги при этом ограничивается единицами %; при бОльшей утечке газа просто начнется пожар. Однако сама по себе теория непонятна: Вы что, думаете, что у всех ракет 13 раз подряд на всех двигателях происходили массовые утечки горячего газа?! И это никто не починил после первого же возникновения проблемы? Такую теорию надо объяснить в ее основах...

>На следующем абзаце, о теплообменнике "Heat Exchanger Lox (260502b)" системе герметизации написано: "Increased temperature and backpressure may affect turbine operation and stage propulsion." Т.е. повышенная температура и давления может повлиять на работу турбины и на (тяги) движения ступени.

Здесь тоже возможность падения производительности турбины ограничиваются процентами и опять-таки возникает вопрос: такое что, происходило на всех ракетах, и проблему никто не устранил?

>Вышеупомянутые явления вполне могли бы проявляться устойчиво, вызывая уменьшение тяги (производительности) двигателя на больших высотах.

На всех двигателях на всех ракетах? И никто не устранил проблему при ее первом же появлении?

...Но фундаментальная для Вас проблема в этих вещах то, что они не могут вызвать ЗНАЧИТЕЛЬНОГО падения тяги. Чтоб тяга упала ЗНАЧИТЕЛЬНО из-за утечки газа, утечка должна быть такой, что внутри просто начнется скоротечный пожар. То же касается и второй проблемы: скорее возникнет пожар, чем тяга упадет больше чем на 10 %.

>Кстати, на следующих двух страницах подчеркивается, что явления нестабильности сгорания всё ещё недостаточно изучены и рекомендуется использовать советский двигатель "РД-180" в качестве образьца для внесения изменений.

В этом образце можно только позаимствовать конструкцию регенеративной рубашки (без трубок), но такая конструкция имеет свои недостатки.

>И на таком двигателе американцы смогли докатиться до Луну?!

Естественно. Если составить подобный список для того же РД-180, он будет еще длиннее.

>>и даже готов в принципе допустить, что все эти "расчеты" пониженной скорости могут быть сплошной ошибкой.
>До конца следствия ни одна версия, сколь ни маловероятной она не была (как эта) не отвергается.

Это Вами. А акад. Покровским отвергается категорически. Он нам сам об этом может сказать. Верно, акад. Покровский?

От	Лучезар
К	7-40 (28.08.2010 13:19:17)
Дата	28.08.2010 14:49:04

Re: Совпадение достаточно,...

>>>Лузезар последнее время разуверился в результатах акад. Покровского и д-ра Попова и настаивает на скорости на 150 % выше, чем насчитали означенные великие ученые. Незадача. Ждем ученого диспута.
>>Не введите читателей в заблуждение, пожалуйста. Не на 150%, а всего-навсего на 20% выше.
>Что-то с математикой у Вас не ладится...
Это у Вас не ладится! На http://supernovum.ru/public/index.php?doc=62 ("Уточненная оценка скорости Сатурна-5") верхний предел Покровского по методам 1,3-1,45 км/с, в выводе 1,2 км/с. Моя скорость 1,3-1,4 км/с. Это даже не на 20%, а на 8-16% выше 1,2 км/с.

>Да кто бы сомневался. Даже когда аполлоборцы приходят к взаимно противоречащим непримиримым выводам - они все равно не стремятся найти общее решение, а хвалят друг друга, и каждый из них продолжает развивать свою собственную ветку реальности. Так что в результате у каждого аполлоборца - своя теория, противоречащая теориям его единомышленников. Но их это не беспокоит.
Они не взаимно-противоречащие, а взаимно-дополняющиеся и взаимно-уточняющиеся.

>А какую погрешность имеет Ваша теория? Оцените ее численно, пожалуйста.
Я её оценил тогда как +/-11%, но с учетом возможного разброса температур на фиг. 7-16 http://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19900066482_1990066482.pdf (500-675 K) её надо расширить до +/-20%.

>> Кстати, прежнее моё вычисление давало 955 м/с, так как оно делалось для температуры окружающего воздуха и нормальной скорости ролика. Ну и что качественно изменилось в результате? Ничего.
>Качественно изменилось то, что Ваша теория окончательно в своих выводах разошлась с выводами Покровского и Попова: скорость стала на ДЕСЯТКИ процентов выше, чем у них.
Не на десятки, а на десять - см. выше.

>...Но фундаментальная для Вас проблема в этих вещах то, что они не могут вызвать ЗНАЧИТЕЛЬНОГО падения тяги. Чтоб тяга упала ЗНАЧИТЕЛЬНО из-за утечки газа, утечка должна быть такой, что внутри просто начнется скоротечный пожар. То же касается и второй проблемы: скорее возникнет пожар, чем тяга упадет больше чем на 10 %.
Если тяга упадёт на 10% на 70-й или даже 80-й секунде, и так продолжится до 162-й, к Луне штатный груз выведен быть не может.

От	7-40
К	Лучезар (28.08.2010 14:49:04)
Дата	28.08.2010 22:36:44

Re: Совпадение достаточно,...

>>>>Лузезар последнее время разуверился в результатах акад. Покровского и д-ра Попова и настаивает на скорости на 150 % выше, чем насчитали означенные великие ученые. Незадача. Ждем ученого диспута.
>>>Не введите читателей в заблуждение, пожалуйста. Не на 150%, а всего-навсего на 20% выше.
>>Что-то с математикой у Вас не ладится...
>Это у Вас не ладится! На http://supernovum.ru/public/index.php?doc=62 ("Уточненная оценка скорости Сатурна-5") верхний предел Покровского по методам 1,3-1,45 км/с, в выводе 1,2 км/с. Моя скорость 1,3-1,4 км/с. Это даже не на 20%, а на 8-16% выше 1,2 км/с.

В указанной Вами же статье акад. Покровского мы видим итоговый результат, который акад. Покровский нам предлагает:

"Скорость ракеты-носителя строго меньше 1150-1200 м/с."

"Строго меньше", прошу заметить. У Вас минимум 1,3. Разница почти 10 %. Это много уже просто потому, что Покровский пишет "строго меньше", то есть на бОльшее он не согласен. Стало быть, даже если у Вас будет 1,21 км/с - это будет уже противоречие. А у Вас 1,3.

>>Да кто бы сомневался. Даже когда аполлоборцы приходят к взаимно противоречащим непримиримым выводам - они все равно не стремятся найти общее решение, а хвалят друг друга, и каждый из них продолжает развивать свою собственную ветку реальности. Так что в результате у каждого аполлоборца - своя теория, противоречащая теориям его единомышленников. Но их это не беспокоит.
>Они не взаимно-противоречащие, а взаимно-дополняющиеся и взаимно-уточняющиеся.

Ну и кто из Вас кого уточняет? Кому из вас мы должны верить - акад. Покровскому, который утверждает "максимум 1,2" или Вам, который утверждает "минимум 1,3"? Что-то мне плохо понятно, в чем состоит уточнение. Какую скорость ни назови - она будет противоречить либо Вашим оценкам, либо оценкам Покровского.

>>А какую погрешность имеет Ваша теория? Оцените ее численно, пожалуйста.
>Я её оценил тогда как +/-11%, но с учетом возможного разброса температур на фиг. 7-16 http://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19900066482_1990066482.pdf (500-675 K) её надо расширить до +/-20%.

Ну так назовите, наконец, Ваше значение скорости, чтобы оно не противоречило оценке акад. Покровского.

>>Качественно изменилось то, что Ваша теория окончательно в своих выводах разошлась с выводами Покровского и Попова: скорость стала на ДЕСЯТКИ процентов выше, чем у них.
>Не на десятки, а на десять - см. выше.

Да хоть на два.

>>...Но фундаментальная для Вас проблема в этих вещах то, что они не могут вызвать ЗНАЧИТЕЛЬНОГО падения тяги. Чтоб тяга упала ЗНАЧИТЕЛЬНО из-за утечки газа, утечка должна быть такой, что внутри просто начнется скоротечный пожар. То же касается и второй проблемы: скорее возникнет пожар, чем тяга упадет больше чем на 10 %.
>Если тяга упадёт на 10% на 70-й или даже 80-й секунде, и так продолжится до 162-й, к Луне штатный груз выведен быть не может.

Если тяга упадет на 10 % на 70-й секунде, то по Вашей же версии моей программы конечная скорость будет 2 км/с, что намного больше, чем Ваша оценка скорости. Падение тяги более 10 % по названным Вами причинам в принципе невозможно без разрушения двигателя и ракеты. И остается необъяснимым, почему дефект, по сути авария, должна повторяться на всех 5 двигателях всех 13 ракет, и почему никто не предпримет ничего, чтобы дефект устранить. Это нужно объяснить.

От	Лучезар
К	7-40 (28.08.2010 22:36:44)
Дата	29.08.2010 12:00:04

Re: Совпадение достаточно, конструктивный дефект двигателя "F-1"

>Да хоть на два.
При точности 20%? :)

>Если тяга упадет на 10 % на 70-й секунде, то по Вашей же версии моей программы конечная скорость будет 2 км/с, что намного больше, чем Ваша оценка скорости. Падение тяги более 10 % по названным Вами причинам в принципе невозможно без разрушения двигателя и ракеты. И остается необъяснимым, почему дефект, по сути авария, должна повторяться на всех 5 двигателях всех 13 ракет, и почему никто не предпримет ничего, чтобы дефект устранить. Это нужно объяснить.
Это не авария, а конструктивный дефект.

От	7-40
К	Лучезар (29.08.2010 12:00:04)
Дата	29.08.2010 14:14:03

Re: Совпадение достаточно,...

>>Да хоть на два.
>При точности 20%? :)

Где точность 20 %? Акад. Покровский говорит, что максимум 1,2, и больше быть ни в коем случае не может. Ваш МИНИМАЛЬНЫЙ результат больше - значит, он противоречит результату акад. Покровского. Точность Вашего результата - 0,1 км/с. Это на 0,1 км/с больше, чем требуется для согласования с результатом акад. Покровского. Т. е. Ваша точность В ДВА РАЗА отличается от той, что требуется для согласования с результатом акад. Покровского.

>>Если тяга упадет на 10 % на 70-й секунде, то по Вашей же версии моей программы конечная скорость будет 2 км/с, что намного больше, чем Ваша оценка скорости. Падение тяги более 10 % по названным Вами причинам в принципе невозможно без разрушения двигателя и ракеты. И остается необъяснимым, почему дефект, по сути авария, должна повторяться на всех 5 двигателях всех 13 ракет, и почему никто не предпримет ничего, чтобы дефект устранить. Это нужно объяснить.
>Это не авария, а конструктивный дефект.

Какой, блин, дефект? Разрегметизация горячего тракта ТНА? Скачок температуры в кислородном тракте? Это самые настоящие аварии, и если они возникают из-за дефектов, то эти дефекты устраняются на следующем же экземпляре (как, например, устранили дефекты, вызывавшие течи патрубков, приведших к авариям двигателей J-2 на "Аполлоне-6"). Или, по-Вашему, эти дефекты почему-то устранять не стали, несмотря на аварии? Тогда Вы должны объяснить, почему.

...И все это помимо того, что даже при проявлении таких дефектов они никак не могли вызывать столь фундаментальную потерю тяги, что РН набирала бы лишь 1,3 км/с. В принципе невозможно. Я Вам уже говорил: не существует и не может в принципе существовать ни единой причины, которая вызывала бы столь значительное падение тяги двигателей. Любое падение тяги двигателей более чем на 10 % приведет к полной аварии двигателя, его полному отключению или даже разрушению (хотя бы из-за тех же ВЧ).

От	Лучезар
К	7-40 (29.08.2010 14:14:03)
Дата	29.08.2010 21:54:16

Re: Совпадение достаточно...

>>>Да хоть на два.
>>При точности 20%? :)
>Где точность 20 %?
Уже забыли? Цитата из https://vif2ne.org/nvz/forum/0/co/298010.htm :
>>А какую погрешность имеет Ваша теория? Оцените ее численно, пожалуйста.
>Я её оценил тогда как +/-11%, но с учетом возможного разброса температур на фиг. 7-16 http://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19900066482_1990066482.pdf (500-675 K) её надо расширить до +/-20%.

От	7-40
К	Лучезар (29.08.2010 21:54:16)
Дата	29.08.2010 22:45:44

Re: Совпадение достаточно...

>>Где точность 20 %?
>Уже забыли? Цитата из https://vif2ne.org/nvz/forum/0/co/298010.htm :
>>>А какую погрешность имеет Ваша теория? Оцените ее численно, пожалуйста.
>>Я её оценил тогда как +/-11%, но с учетом возможного разброса температур на фиг. 7-16 http://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19900066482_1990066482.pdf (500-675 K) её надо расширить до +/-20%.

Я не понимаю, это точность от чего? Когда Вы называете цифру 1,3-1,4 - это значит 1,35+/-0,05. Вы хотите изменить эту цифру? Вы берете 20 % от 1,35, т. е. 0,27? Это двусторонняя или односторонняя погрешность? Т. е. это полный диапазон погрешностей или погрешность в одну только сторону? Если это полная погрешность, то Ваш результат есть 1,35+/-0,14, или 1,21 - 1,49. Если 20 % у Вас двусторонняя погрешность, то Вашу оценку нужно понимать как 1,35+/-0,27, при полной погрешности 40 %.

Объясните. А потом посмотрим в документ, что у Вас там с температурой.

От	Лучезар
К	7-40 (29.08.2010 22:45:44)
Дата	30.08.2010 15:28:59

Re: Совпадение достаточно...

>>Уже забыли? Цитата из https://vif2ne.org/nvz/forum/0/co/298010.htm :
>>>>А какую погрешность имеет Ваша теория? Оцените ее численно, пожалуйста.
>>>Я её оценил тогда как +/-11%, но с учетом возможного разброса температур на фиг. 7-16 http://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19900066482_1990066482.pdf (500-675 K) её надо расширить до +/-20%.
>Я не понимаю, это точность от чего? Когда Вы называете цифру 1,3-1,4 - это значит 1,35+/-0,05. Вы хотите изменить эту цифру? Вы берете 20 % от 1,35, т. е. 0,27? Это двусторонняя или односторонняя погрешность? Т. е. это полный диапазон погрешностей или погрешность в одну только сторону? Если это полная погрешность, то Ваш результат есть 1,35+/-0,14, или 1,21 - 1,49. Если 20 % у Вас двусторонняя погрешность, то Вашу оценку нужно понимать как 1,35+/-0,27, при полной погрешности 40 %.
Разве не видите знаки +/- (плюс/минус)? 1,35 +/-20% - это 1,35 +/-0,27 км/с, конечно. Точнее, для усреднённой скорости двух методов (1,37 км/с) имеем 1,37 +/-20% или 1,37 +/-0,274 км/с.

От	7-40
К	Лучезар (30.08.2010 15:28:59)
Дата	30.08.2010 15:59:04

Re: Совпадение достаточно...

>>>Уже забыли? Цитата из https://vif2ne.org/nvz/forum/0/co/298010.htm :
>>>>>А какую погрешность имеет Ваша теория? Оцените ее численно, пожалуйста.
>>>>Я её оценил тогда как +/-11%, но с учетом возможного разброса температур на фиг. 7-16 http://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19900066482_1990066482.pdf (500-675 K) её надо расширить до +/-20%.
>>Я не понимаю, это точность от чего? Когда Вы называете цифру 1,3-1,4 - это значит 1,35+/-0,05. Вы хотите изменить эту цифру? Вы берете 20 % от 1,35, т. е. 0,27? Это двусторонняя или односторонняя погрешность? Т. е. это полный диапазон погрешностей или погрешность в одну только сторону? Если это полная погрешность, то Ваш результат есть 1,35+/-0,14, или 1,21 - 1,49. Если 20 % у Вас двусторонняя погрешность, то Вашу оценку нужно понимать как 1,35+/-0,27, при полной погрешности 40 %.
>Разве не видите знаки +/- (плюс/минус)?

Не заметил, прошу простить.

> 1,35 +/-20% - это 1,35 +/-0,27 км/с, конечно. Точнее, для усреднённой скорости двух методов (1,37 км/с) имеем 1,37 +/-20% или 1,37 +/-0,274 км/с.

Тогда ОК. А теперь скажите, Лучезар: Вы согласны с тем, что на самом деле скрость была меньше 1,2 км/с, как говорит акад. Покровский и что она НЕ МОГЛА БЫТЬ выше? Да/нет.

От	7-40
К	7-40 (30.08.2010 15:59:04)
Дата	30.08.2010 16:02:20

Re: Совпадение достаточно...

>>>>Уже забыли? Цитата из https://vif2ne.org/nvz/forum/0/co/298010.htm :
>>>>>>А какую погрешность имеет Ваша теория? Оцените ее численно, пожалуйста.
>>>>>Я её оценил тогда как +/-11%, но с учетом возможного разброса температур на фиг. 7-16 http://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19900066482_1990066482.pdf (500-675 K) её надо расширить до +/-20%.
>>>Я не понимаю, это точность от чего? Когда Вы называете цифру 1,3-1,4 - это значит 1,35+/-0,05. Вы хотите изменить эту цифру? Вы берете 20 % от 1,35, т. е. 0,27? Это двусторонняя или односторонняя погрешность? Т. е. это полный диапазон погрешностей или погрешность в одну только сторону? Если это полная погрешность, то Ваш результат есть 1,35+/-0,14, или 1,21 - 1,49. Если 20 % у Вас двусторонняя погрешность, то Вашу оценку нужно понимать как 1,35+/-0,27, при полной погрешности 40 %.
>>Разве не видите знаки +/- (плюс/минус)?
>
>Не заметил, прошу простить.
>> 1,35 +/-20% - это 1,35 +/-0,27 км/с, конечно. Точнее, для усреднённой скорости двух методов (1,37 км/с) имеем 1,37 +/-20% или 1,37 +/-0,274 км/с.

Да, и, пожалуйста, объясните вкратце и в одном месте: откуда Вы взяли среднее изначение 1,37 км/с и как Вы получили разброс +/-20 %. То есть как это посчитано? А то у Вас все разбросано и не все показано, поэтому я слегка в Ваших цифрах запутался, извините. Было бы хорошо, если бы Вы четко и ясно показали, как и откуда берутся какие цифры. Спасибо.

От	Лучезар
К	7-40 (30.08.2010 16:02:20)
Дата	30.08.2010 17:18:23

Скорость ракеты и её погрешность. Уменьшение скорости истечения газов из сопла.

>Да, и, пожалуйста, объясните вкратце и в одном месте: откуда Вы взяли среднее изначение 1,37 км/с и как Вы получили разброс +/-20 %. То есть как это посчитано? А то у Вас все разбросано и не все показано, поэтому я слегка в Ваших цифрах запутался, извините. Было бы хорошо, если бы Вы четко и ясно показали, как и откуда берутся какие цифры. Спасибо.
И это уже забыли?

По первому методу - цитата из https://vif2ne.org/nvz/forum/0/co/297813.htm :
>А теперь посмотрите на графику справа на стр. 17-6 отчета "Аполлона-4" ( http://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19900066482_1990066482.pdf ). Температура газа в межстепенном переходнике во время, когда сделан (хотя и на другой ракеты, но опять такой же "Сатурн-5") снимок http://spaceflight.nasa.gov/gallery/images/apollo/apollo11/html/s69-39957.html 1 сек. после разделения ступеней, когда расстояние между ними уже несколько метров (а следовательно, отходные газы работы РДТТ разделения уже смогли заполнить всё пространство) - всего-навсего... 600 K! Никакие там не тысячи градусов, как Вы писали. Так что скорость звука в таком газе не более чем в полтора раза превышает обычную (так как скорость звука пропорциональна квадратному корню температуры) и тогда скорость ракеты по углу конуса косого скачка уплотнения получается около 1,4 км/с. А по методу отставания дымов при частоте кадров съемки 32 к/с (позже я Вам объясню, откуда она взялась), получаются около 1,2 м/с. Возьмем среднее значение - 1,3 км/с.

По второму методу - цитата из https://vif2ne.org/nvz/forum/0/co/297867.htm :
>Что мы здесь ( http://www.youtube.com/watch?v=zGNryrsT7OI ) видим, начиная с 8 мин. 41 сек.? Телевизионную версию "ролика Покровского" ( http://spaceflight.nasa.gov/gallery/video/apollo/apollo11/mpg/apollo11_launchclip03.mpg ), переданную с телекамерой телескопа на самолете. Телекамеры служили как датчики системы автоматического наведения (см. http://en.wikipedia.org/wiki/User:Alots/ALOTS ). В конце эпизода там появляется надпись: "LIVE PICTURES BY USAF AIRBORNE CAMERA". Так как частота кадров этого ТВ ролика - 29,81 к/с, кадр, следующий за http://spaceflight.nasa.gov/gallery/images/apollo/apollo11/html/s69-39957.html на этом ролике - 25-й с начала разделения, а на "ролике Покровского" он 28-й, то получается 29,81*28/25 ~= 33,4 к/с (я ошибся на единицу). Итого 955*33,4/24 ~= 1,33 км/с, что достаточно близко к 955*sqrt(600/270) ~= 1,42 км/с по другому методу. (955 м/с - мое старое значение по обеим методам.) Принимаем среднее значение - около 1,37 км/с.

Первоначальное значение 955 м/с - цитата из https://vif2ne.org/nvz/forum/archive/276/276203.htm :
>Попов получил довольно точную цифру, но если еще точнее, получается ((395 – 93)*110,64м/105)*3 ~= 955 м/с. По углу конуса для стратопаузы (самая благоприятная высота для НАСА) у меня получается 2,9*329,8 ~= 956 м/с! Максимальная ошибка измерения Попова по методу отставания дымов будет плюс/минус 2-3%, по углу конуса она побольше - плюс/минус 7-8%.

Погрешность - цитата из https://vif2ne.org/nvz/forum/0/co/298010.htm :
>>А какую погрешность имеет Ваша теория? Оцените ее численно, пожалуйста.
>Я её оценил тогда как +/-11%, но с учетом возможного разброса температур на фиг. 7-16 http://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19900066482_1990066482.pdf (500-675 K) её надо расширить до +/-20%.

Замечание: Максимальная погрешность 11%, а не 7-8%, так как учтен также и корень квадратный девиации температуры стратопаузы (3-4%). А 9% увеличение до 20% получается как 100*(1-sqrt(500/600))=8,71[%]. А при вычитания скорости ветра упадём до 1,31 км/с!

Что касается причины уменьшения тяги, по формуле анонимного участника форумов "Перегрев" из http://www.avanturist.org/forum/index.php/topic,682.msg726380.html#msg726380
>P=(G/g)*Wc+Fc*(pc-po) где:
>P-тяга;
>G-массовый расход;
>Wc-скорость истечения газов на срезе сопла;
>Fc-площадь среза сопла;
>pc-давление на срезе сопла
>po-давление окружающей среды.
выходит, что наиболее вероятная причина уменьшения тяги - уменьшение скорости истечения газов на срезе сопла. Действительно, этот участник дает 2,9 км/с (откуда взято это значение не знаю), но на "ролике Покровского" мы наблюдаем только 0,11*33,4*38/60=2,33 км/с (измерено по отставанию отчетливо видимых "клубков" дыма факела за 1 кадр фильма непосредственно перед выключением двигателей). Это - почти 20% понижение тяги. Как и почему оно произошло, пока я не знаю...

От	7-40
К	Лучезар (30.08.2010 17:18:23)
Дата	30.08.2010 23:14:23

Re: Скорость ракеты...

>>Да, и, пожалуйста, объясните вкратце и в одном месте: откуда Вы взяли среднее изначение 1,37 км/с и как Вы получили разброс +/-20 %. То есть как это посчитано? А то у Вас все разбросано и не все показано, поэтому я слегка в Ваших цифрах запутался, извините. Было бы хорошо, если бы Вы четко и ясно показали, как и откуда берутся какие цифры. Спасибо.
>И это уже забыли?

Простите, у меня голова в последние дни занята совсем другим. Не могу уделить должного внимания и сосредоточиться. Извините еще раз.

>По первому методу - цитата из https://vif2ne.org/nvz/forum/0/co/297813.htm :
>>А теперь посмотрите на графику справа на стр. 17-6 отчета "Аполлона-4" ( http://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19900066482_1990066482.pdf ). Температура газа в межстепенном переходнике во время, когда сделан (хотя и на другой ракеты, но опять такой же "Сатурн-5") снимок http://spaceflight.nasa.gov/gallery/images/apollo/apollo11/html/s69-39957.html 1 сек. после разделения ступеней, когда расстояние между ними уже несколько метров (а следовательно, отходные газы работы РДТТ разделения уже смогли заполнить всё пространство) - всего-навсего... 600 K! Никакие там не тысячи градусов, как Вы писали. Так что скорость звука в таком газе не более чем в полтора раза превышает обычную (так как скорость звука пропорциональна квадратному корню температуры) и тогда скорость ракеты по углу конуса косого скачка уплотнения получается около 1,4 км/с. А по методу отставания дымов при частоте кадров съемки 32 к/с (позже я Вам объясню, откуда она взялась), получаются около 1,2 м/с. Возьмем среднее значение - 1,3 км/с.

Хм. "Возьмем среднее значение" - это методическая ошибка. Нельзя брать среднее значение разных методов, а потом к этому среднему приписывать погрешность одного из метдов. Грубая методическая ошибка. Сейчас из этой цитаты следует, что у Вас отдельно "по отставанию дымов" 1,2 и "по конусу скачка 1,4". В среднем 1,3. А погрешности считаем отдельно.
>
>По второму методу - цитата из https://vif2ne.org/nvz/forum/0/co/297867.htm :
>>Что мы здесь ( http://www.youtube.com/watch?v=zGNryrsT7OI ) видим, начиная с 8 мин. 41 сек.? Телевизионную версию "ролика Покровского" ( http://spaceflight.nasa.gov/gallery/video/apollo/apollo11/mpg/apollo11_launchclip03.mpg ), переданную с телекамерой телескопа на самолете. Телекамеры служили как датчики системы автоматического наведения (см. http://en.wikipedia.org/wiki/User:Alots/ALOTS ). В конце эпизода там появляется надпись: "LIVE PICTURES BY USAF AIRBORNE CAMERA". Так как частота кадров этого ТВ ролика - 29,81 к/с, кадр, следующий за http://spaceflight.nasa.gov/gallery/images/apollo/apollo11/html/s69-39957.html на этом ролике - 25-й с начала разделения, а на "ролике Покровского" он 28-й, то получается 29,81*28/25 ~= 33,4 к/с (я ошибся на единицу). Итого 955*33,4/24 ~= 1,33 км/с, что достаточно близко к 955*sqrt(600/270) ~= 1,42 км/с по другому методу. (955 м/с - мое старое значение по обеим методам.) Принимаем среднее значение - около 1,37 км/с.

Тут у Вас два еще каких-то метода (или один из них - из прошлого абзаца, и 1,4 и 1,42 - это одно и то же??), и Вы опять берете среднее, хотя погрешности каждого в отдельности не определены. Это методически бессмысленно.

>Первоначальное значение 955 м/с - цитата из https://vif2ne.org/nvz/forum/archive/276/276203.htm :
>>Попов получил довольно точную цифру, но если еще точнее, получается ((395 – 93)*110,64м/105)*3 ~= 955 м/с. По углу конуса для стратопаузы (самая благоприятная высота для НАСА) у меня получается 2,9*329,8 ~= 956 м/с! Максимальная ошибка измерения Попова по методу отставания дымов будет плюс/минус 2-3%, по углу конуса она побольше - плюс/минус 7-8%.

Ну вот, начальные 2-3 % как-то вдруг оборачиваются 20 процентами...

>Погрешность - цитата из https://vif2ne.org/nvz/forum/0/co/298010.htm :
>>>А какую погрешность имеет Ваша теория? Оцените ее численно, пожалуйста.
>>Я её оценил тогда как +/-11%, но с учетом возможного разброса температур на фиг. 7-16 http://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19900066482_1990066482.pdf (500-675 K) её надо расширить до +/-20%.
>Замечание: Максимальная погрешность 11%, а не 7-8%, так как учтен также и корень квадратный девиации температуры стратопаузы (3-4%). А 9% увеличение до 20% получается как 100*(1-sqrt(500/600))=8,71[%]. А при вычитания скорости ветра упадём до 1,31 км/с!

Простите, здесь ничего не понял. Почему было 7-8 %? Почему отклонение температуры стратопаузы в 3-4 % превращает 7-8 % в 11 %? (Вы складываете погрешности? Так нельзя делать. Если невозможно оценить правильно, то нужно брать квадтатный корень суммы квадратов, sqrt(8*8+4*4)=9 процентов, а не 11 %...)

Как получается 20 %? Вы что, к 11 % прибавляете 9 %? Так нельзя делать. Если Вам нужно оценить величину и погрешность величины B=A*sqrt(T/T0) при том, что A=955, T0= 300 (или сколько у Вас там? Вроде, B=955*sqrt(590/300)=1340...) и А известна с погрешностью deltaA= 11 % = 100 , а T может принимать значения от T1 до T2 (Т1=500, Т2=675, т. е. Т=590+/-90), тогда считать погрешность надо так: deltaB=|deltaA*sqrt(T/T0)|+|(1/2)A*sqrt(1/T*T0)deltaT| = 100*sqrt(590/300)+955*sqrt(1/300*590)*90/2=140+100=240 (м/с). Поэтому относительная погрешность будет 240/1340 = 18 %. Или что Вы имели в виду?

>Что касается причины уменьшения тяги, по формуле анонимного участника форумов "Перегрев" из http://www.avanturist.org/forum/index.php/topic,682.msg726380.html#msg726380
>>P=(G/g)*Wc+Fc*(pc-po) где:
>>P-тяга;
>>G-массовый расход;
>>Wc-скорость истечения газов на срезе сопла;
>>Fc-площадь среза сопла;
>>pc-давление на срезе сопла
>>po-давление окружающей среды.

Это самая общая формула.

>выходит, что наиболее вероятная причина уменьшения тяги - уменьшение скорости истечения газов на срезе сопла.

Вы помните, что скорость истечения газов - это фактически удельный импульс, поделенный на 9,81? Т. е. Вы просто констатируете, что тяга упадет, если упадет удельный импульс.

> Действительно, этот участник дает 2,9 км/с (откуда взято это значение не знаю)

Из удельного импульса: 2900/9,81 = 296 - примерно тот самый среднй УИ, который я Вам называл.

>, но на "ролике Покровского" мы наблюдаем только 0,11*33,4*38/60=2,33 км/с (измерено по отставанию отчетливо видимых "клубков" дыма факела за 1 кадр фильма непосредственно перед выключением двигателей).

Определять УИ по клубам дыма - это мощно задвинуто, но Вы движетесь к катастрофе самого себя. :)

> Это - почти 20% понижение тяги. Как и почему оно произошло, пока я не знаю...

Лучезар, ну для кого я объяснял базовые вещи? Вы уже забыли, что если Вы уменьшите УИ при неизменном времени работы двигателя, то конечная скорость ракеты ВОЗРАСТЕТ? Проверьте по той формуле, что мы с Вами благополучно получили, V=Isp_mean*g*|ln(1-TW*t/Isp_0)|. Если Вы замените Isp на величину, уменьшенную на 20 % - догадайтесь, какая у Вас будет конечная скорость? :) (Уже не говоря о том, что подобное падение УИ будет сразу видно по виду факела, хотя Вы и не знаете, почему...) Или Вы думаете, что УИ может упасть в полете? Такое не может произойти само собой, чтобы "уронить" УИ в полете на такую неимоверную величину, как 20 %, нужно очень, очень сильно постараться специально. После чего двигатель взорвется из-за нештатного режима. А вопрос "зачем специально уменьшили УИ" повиснет в воздухе.

От	Лучезар
К	7-40 (30.08.2010 23:14:23)
Дата	31.08.2010 11:08:43

Re: Скорость ракеты...

>Хм. "Возьмем среднее значение" - это методическая ошибка. Нельзя брать среднее значение разных методов, а потом к этому среднему приписывать погрешность одного из метдов. Грубая методическая ошибка. Сейчас из этой цитаты следует, что у Вас отдельно "по отставанию дымов" 1,2 и "по конусу скачка 1,4". В среднем 1,3. А погрешности считаем отдельно.
Да, замечание правильное. Тогда будет пробел между двумя результатами.

>Простите, здесь ничего не понял. Почему было 7-8 %? Почему отклонение температуры стратопаузы в 3-4 % превращает 7-8 % в 11 %? (Вы складываете погрешности? Так нельзя делать. Если невозможно оценить правильно, то нужно брать квадтатный корень суммы квадратов, sqrt(8*8+4*4)=9 процентов, а не 11 %...)
Я складываю их, потому что беру максимально возможную погрешность. А средняя квадратическая погрешность - там уже и вероятность есть.

>Как получается 20 %? Вы что, к 11 % прибавляете 9 %? Так нельзя делать. Если Вам нужно оценить величину и погрешность величины B=A*sqrt(T/T0) при том, что A=955, T0= 300 (или сколько у Вас там? Вроде, B=955*sqrt(590/300)=1340...) и А известна с погрешностью deltaA= 11 % = 100 , а T может принимать значения от T1 до T2 (Т1=500, Т2=675, т. е. Т=590+/-90), тогда считать погрешность надо так: deltaB=|deltaA*sqrt(T/T0)|+|(1/2)A*sqrt(1/T*T0)deltaT| = 100*sqrt(590/300)+955*sqrt(1/300*590)*90/2=140+100=240 (м/с). Поэтому относительная погрешность будет 240/1340 = 18 %. Или что Вы имели в виду?
То же самое (только температуру брал как 270,65 K), но в Вашей формуле есть ошибка, потому что получается результат в десятки тысяч: 100*sqrt(590/300)+955*sqrt(1/300*590)*90/2=60407

>Вы помните, что скорость истечения газов - это фактически удельный импульс, поделенный на 9,81?
Поделенный или помноженный? Потому что 290 x 10 = 2900.

>Т. е. Вы просто констатируете, что тяга упадет, если упадет удельный импульс.
Да, извините, я это вспомнил после того, как запустил сообщение. Тогда у меня получается порочный круг. Очень жаль, что не специалист в данной области и не могу отыскать причину падения тяги. А может и такое падение вправду невозможно. Помните Декарта - "dubito ergo cogito..." Ну что-ж, прийдётся искать более убедительные доказательства аферы. Отчаиваться не надо - труд человека сизифов! Кстати, есть и болгарская пословица такая - "Залудо работи, залудо не стой" ("Зря работай, зря не стой"). Но... всё таки было и пользы. Кое-что научил о ракетах, заслуга чему и Ваша - спасибо! :)

От	7-40
К	Лучезар (31.08.2010 11:08:43)
Дата	31.08.2010 13:58:16

Re: Скорость ракеты...

>>Простите, здесь ничего не понял. Почему было 7-8 %? Почему отклонение температуры стратопаузы в 3-4 % превращает 7-8 % в 11 %? (Вы складываете погрешности? Так нельзя делать. Если невозможно оценить правильно, то нужно брать квадтатный корень суммы квадратов, sqrt(8*8+4*4)=9 процентов, а не 11 %...)
>Я складываю их, потому что беру максимально возможную погрешность. А средняя квадратическая погрешность - там уже и вероятность есть.

В любой погрешности есть вероятность...

>>Как получается 20 %? Вы что, к 11 % прибавляете 9 %? Так нельзя делать. Если Вам нужно оценить величину и погрешность величины B=A*sqrt(T/T0) при том, что A=955, T0= 300 (или сколько у Вас там? Вроде, B=955*sqrt(590/300)=1340...) и А известна с погрешностью deltaA= 11 % = 100 , а T может принимать значения от T1 до T2 (Т1=500, Т2=675, т. е. Т=590+/-90), тогда считать погрешность надо так: deltaB=|deltaA*sqrt(T/T0)|+|(1/2)A*sqrt(1/T*T0)deltaT| = 100*sqrt(590/300)+955*sqrt(1/300*590)*90/2=140+100=240 (м/с). Поэтому относительная погрешность будет 240/1340 = 18 %. Или что Вы имели в виду?
>То же самое (только температуру брал как 270,65 K), но в Вашей формуле есть ошибка, потому что получается результат в десятки тысяч: 100*sqrt(590/300)+955*sqrt(1/300*590)*90/2=60407

Нет, вроде, получается 240... Давайте я так напишу: 100*sqrt(590/300)+((955*90)/2)*sqrt(1/300*590)=140+100=240. Так лучше?

>>Вы помните, что скорость истечения газов - это фактически удельный импульс, поделенный на 9,81?
>Поделенный или помноженный? Потому что 290 x 10 = 2900.

Помноженный, конечно. Прошу прощения.

>>Т. е. Вы просто констатируете, что тяга упадет, если упадет удельный импульс.
>Да, извините, я это вспомнил после того, как запустил сообщение. Тогда у меня получается порочный круг. Очень жаль, что не специалист в данной области и не могу отыскать причину падения тяги. А может и такое падение вправду невозможно.

Не огорчайтесь. Хоть я тоже не специалисть, но могу Вас уверить, что это невозможно. Вы, впрочем, можете поинтересоваться у Перегрева или у Никомо (на Авиабазе): они уж точно разбираются в предмете совсем неплохо. Но Вы от них услышите по сути то же, что от меня.

Тяга - это расход*УИ. Снизить тягу можно а) снизив расход или б) снизив УИ (в полете, не на старте,
потому что если снизить УИ прямо на старте, конечная скорость будет только выше, как Вы уже убедились). Снижение расхода не приведет к значительному падению скорости, потому что всего лишь снизит темп потребления топлива, топлива хватит на более долгое время, в результате всего лишь удлиннится активный участок, и скрость ракеты снизится лишь за счет роста гравитационных потерь, а эти потери никак не смогут "съесть" столько, сколько деларируете Вы. Остается снижение УИ. УИ можно значительно снизить, либо а) отрезав огромный кусок сопла, либо б) изменив соотношение окислитель/горючее. На случай а) отрезать достаточно большой кусок сопла не получится - если сбросить сопловый насадок, УИ не упадет настолько, насколько нужно Вам, а отрезать выше насадка не получится, потому что там магистрали охлаждения горючим (те самые трубки). В случае (б), изменив соотношение компонентов, можно резко понизить температуру в КС, и это приведет к падению УИ. Но такое изменение будет, во-первых, сразу заметно снаружи (пламя очень заметно изменит цвет, будет колоссальное количество черного дыма, все такое), а во-вторых, из-за падения давления и ухудшения смесеобразования в двигателе возникнут ВЫ, и он взорвется.

Других способов уменьшить тягу в общем-то и нет.

> Помните Декарта - "dubito ergo cogito..." Ну что-ж, прийдётся искать более убедительные доказательства аферы. Отчаиваться не надо - труд человека сизифов! Кстати, есть и болгарская пословица такая - "Залудо работи, залудо не стой" ("Зря работай, зря не стой"). Но... всё таки было и пользы. Кое-что научил о ракетах, заслуга чему и Ваша - спасибо! :)

А как же быть с акад. Покровским и д-ром Поповым? Они ж точно ничего другог искать не будут и ни секунды не усомнятся, что скорость была как раз такая, как они насчитали... Вы останетесь в одиночестве. ;)

...Кстати, Вы так и не рассказали мне, какова будет скорость "по Попову" у цилиндра с оживальным конусом. Хотя обещали. :) Я дождусь? И если да, то когда? ;)

От	Лучезар
К	7-40 (31.08.2010 13:58:16)
Дата	31.08.2010 15:19:01

Re: Скорость ракеты...

>>То же самое (только температуру брал как 270,65 K), но в Вашей формуле есть ошибка, потому что получается результат в десятки тысяч: 100*sqrt(590/300)+955*sqrt(1/300*590)*90/2=60407
>Нет, вроде, получается 240... Давайте я так напишу: 100*sqrt(590/300)+((955*90)/2)*sqrt(1/300*590)=140+100=240. Так лучше?
Нет, опять ошибка! Но если добавим скобки в конце: 100*sqrt(590/300)+((955*90)/2)*sqrt(1/(300*590)) тогда получается 242! Аналогично для 270,65 K получаем 100*sqrt(590/270.65)+((955*90)/2)*sqrt(1/(270.65*590)) = 255

Итак, 1,42 км/с +/-255 или +/-18% по I методу и 1,3 +/-3% по второму, да? Ну, пусть будет 1,35 км/с усреднено.

>Тяга - это расход*УИ. Снизить тягу можно а) снизив расход или б) снизив УИ (в полете, не на старте,
>потому что если снизить УИ прямо на старте, конечная скорость будет только выше, как Вы уже убедились). Снижение расхода не приведет к значительному падению скорости, потому что всего лишь снизит темп потребления топлива, топлива хватит на более долгое время, в результате всего лишь удлиннится активный участок, и скрость ракеты снизится лишь за счет роста гравитационных потерь, а эти потери никак не смогут "съесть" столько, сколько деларируете Вы. Остается снижение УИ. УИ можно значительно снизить, либо а) отрезав огромный кусок сопла, либо б) изменив соотношение окислитель/горючее. На случай а) отрезать достаточно большой кусок сопла не получится - если сбросить сопловый насадок, УИ не упадет настолько, насколько нужно Вам, а отрезать выше насадка не получится, потому что там магистрали охлаждения горючим (те самые трубки). В случае (б), изменив соотношение компонентов, можно резко понизить температуру в КС, и это приведет к падению УИ. Но такое изменение будет, во-первых, сразу заметно снаружи (пламя очень заметно изменит цвет, будет колоссальное количество черного дыма, все такое), а во-вторых, из-за падения давления и ухудшения смесеобразования в двигателе возникнут ВЧ, и он взорвется.
Да, ВЧ колебания. Проклятие двигателистов!

>Других способов уменьшить тягу в общем-то и нет.
Возможно, Вы правы.

>...Кстати, Вы так и не рассказали мне, какова будет скорость "по Попову" у цилиндра с оживальным конусом. Хотя обещали. :) Я дождусь? И если да, то когда? ;)
Получаются 2,9 Маха. Сначала я получил 2,863, а потом оказались 2,9 (доказано). Подробного объяснения почему дождетесь, не позднее через несколько месяцев :)

От	7-40
К	Лучезар (31.08.2010 15:19:01)
Дата	31.08.2010 17:55:53

Re: Скорость ракеты...

>>>То же самое (только температуру брал как 270,65 K), но в Вашей формуле есть ошибка, потому что получается результат в десятки тысяч: 100*sqrt(590/300)+955*sqrt(1/300*590)*90/2=60407
>>Нет, вроде, получается 240... Давайте я так напишу: 100*sqrt(590/300)+((955*90)/2)*sqrt(1/300*590)=140+100=240. Так лучше?
>Нет, опять ошибка! Но если добавим скобки в конце: 100*sqrt(590/300)+((955*90)/2)*sqrt(1/(300*590)) тогда получается 242! Аналогично для 270,65 K получаем 100*sqrt(590/270.65)+((955*90)/2)*sqrt(1/(270.65*590)) = 255

А, ОК. Я привык к тому, что в электронной переписке довольно часто нарушают правило записи порядка операций и понимают 1/А*В как 1/(А*В). И сам иногда так пишу для экономии скобок, хотя, конечно, скобки по правилам ставить надо. Прошу прощения.

>Итак, 1,42 км/с +/-255 или +/-18% по I методу и 1,3 +/-3% по второму, да? Ну, пусть будет 1,35 км/с усреднено.

Ох, нельзя так. Если у Вас есть определения по двум методам с результатами 1) 1,42+/18 % и 2) 1,3+/-3 %, то общий результат этих двух методов будет 1,3+/-3 %, понимаете? И, например, цифра 1,35 уже не будет удовлетворять ОБОИМ методам. Она будет противоречить второму методу. Т. е. если Вы заявите, что скорость была 1,35 или 1,40 - то любая из этих двух цифр будет противоречть второму методу. Если Вы объявляете, что скорость МОЖЕТ иметь значение 1,35 - Вы тем самым объявляете второй метод ошибочным. Ведь по второму методу она НЕ МОЖЕТ иметь такое значение.

>>Тяга - это расход*УИ. Снизить тягу можно а) снизив расход или б) снизив УИ (в полете, не на старте,
>>потому что если снизить УИ прямо на старте, конечная скорость будет только выше, как Вы уже убедились). Снижение расхода не приведет к значительному падению скорости, потому что всего лишь снизит темп потребления топлива, топлива хватит на более долгое время, в результате всего лишь удлиннится активный участок, и скрость ракеты снизится лишь за счет роста гравитационных потерь, а эти потери никак не смогут "съесть" столько, сколько деларируете Вы. Остается снижение УИ. УИ можно значительно снизить, либо а) отрезав огромный кусок сопла, либо б) изменив соотношение окислитель/горючее. На случай а) отрезать достаточно большой кусок сопла не получится - если сбросить сопловый насадок, УИ не упадет настолько, насколько нужно Вам, а отрезать выше насадка не получится, потому что там магистрали охлаждения горючим (те самые трубки). В случае (б), изменив соотношение компонентов, можно резко понизить температуру в КС, и это приведет к падению УИ. Но такое изменение будет, во-первых, сразу заметно снаружи (пламя очень заметно изменит цвет, будет колоссальное количество черного дыма, все такое), а во-вторых, из-за падения давления и ухудшения смесеобразования в двигателе возникнут ВЧ, и он взорвется.
>Да, ВЧ колебания. Проклятие двигателистов!

Проклятие здесь еще в том, что невозможно найти ни одной разумной причины, почему вдруг в середине полета могло понадобиться изменить соотношение компонентов. Чтобы снизить температуру? - Это не объяснение: если камера могла нормально охлаждаться минуту, то нет никакой причины, почему она не могла бы охлаждаться и две с половиной минуты. Не говоря уже о том, что 1) в Ф-1 не были использованы все возможные ресурсы охлаждения (за ненадобностью); 2) то, что охлаждать двигатель тем проще, чем больше у него камера сгорания, является общим местом. Это написано везде, даже в популярных книжках. Только акад. Покровский мог придумать проблемы с охлаждение у большой камеры - потому что когда он их придумывал, он вообще ничего не смыслил в предмете, ну совершенно, ни бельмеса. Нес забавную ахинею. А теперь ему уже поздно отступать.

>>...Кстати, Вы так и не рассказали мне, какова будет скорость "по Попову" у цилиндра с оживальным конусом. Хотя обещали. :) Я дождусь? И если да, то когда? ;)
>Получаются 2,9 Маха. Сначала я получил 2,863, а потом оказались 2,9 (доказано). Подробного объяснения почему дождетесь, не позднее через несколько месяцев :)

По Попову так не получается. По Попову надо измерить угол, взять его синус, а потом взять обратную величину синуса. Разве не так? И никаких 2,9 М по Попову не получается.

От	Лучезар
К	7-40 (31.08.2010 17:55:53)
Дата	31.08.2010 20:32:14

Re: Скорость ракеты...

>>Итак, 1,42 км/с +/-255 или +/-18% по I методу и 1,3 +/-3% по второму, да? Ну, пусть будет 1,35 км/с усреднено.
>Ох, нельзя так. Если у Вас есть определения по двум методам с результатами 1) 1,42+/18 % и 2) 1,3+/-3 %, то общий результат этих двух методов будет 1,3+/-3 %, понимаете? И, например, цифра 1,35 уже не будет удовлетворять ОБОИМ методам. Она будет противоречить второму методу. Т. е. если Вы заявите, что скорость была 1,35 или 1,40 - то любая из этих двух цифр будет противоречть второму методу. Если Вы объявляете, что скорость МОЖЕТ иметь значение 1,35 - Вы тем самым объявляете второй метод ошибочным. Ведь по второму методу она НЕ МОЖЕТ иметь такое значение.
Да, понимаю. Так как второй метод точнее и его значения являются подмножеством значений первого, то его результат объявляем верным, т.е. 1,3 км/с.

>Проклятие здесь еще в том, что невозможно найти ни одной разумной причины, почему вдруг в середине полета могло понадобиться изменить соотношение компонентов. Чтобы снизить температуру? - Это не объяснение: если камера могла нормально охлаждаться минуту, то нет никакой причины, почему она не могла бы охлаждаться и две с половиной минуты.
В общем случае это не так. Если температура продолжает повышаться и после одной минуты, еще минуту спустя она может стать критической. Это в общем случае; температур "F-1" я не знаю. Может, и хорошо охлаждался.

>>>...Кстати, Вы так и не рассказали мне, какова будет скорость "по Попову" у цилиндра с оживальным конусом. Хотя обещали. :) Я дождусь? И если да, то когда? ;)
>>Получаются 2,9 Маха. Сначала я получил 2,863, а потом оказались 2,9 (доказано). Подробного объяснения почему дождетесь, не позднее через несколько месяцев :)
>По Попову так не получается. По Попову надо измерить угол, взять его синус, а потом взять обратную величину синуса. Разве не так? И никаких 2,9 М по Попову не получается.
Он получает 3 Маха. У меня гораздо сложнее, чем у него, и получаю 2,9. Попов пишет научно-популятный статей, где упрощения более оправданы.

От	7-40
К	Лучезар (31.08.2010 20:32:14)
Дата	31.08.2010 20:53:21

Re: Скорость ракеты...

>>Ох, нельзя так. Если у Вас есть определения по двум методам с результатами 1) 1,42+/18 % и 2) 1,3+/-3 %, то общий результат этих двух методов будет 1,3+/-3 %, понимаете? И, например, цифра 1,35 уже не будет удовлетворять ОБОИМ методам. Она будет противоречить второму методу. Т. е. если Вы заявите, что скорость была 1,35 или 1,40 - то любая из этих двух цифр будет противоречть второму методу. Если Вы объявляете, что скорость МОЖЕТ иметь значение 1,35 - Вы тем самым объявляете второй метод ошибочным. Ведь по второму методу она НЕ МОЖЕТ иметь такое значение.
>Да, понимаю. Так как второй метод точнее и его значения являются подмножеством значений первого, то его результат объявляем верным, т.е. 1,3 км/с.

Тогда Вы прямо входите в противоречие с Покровским, который объявляет, что скорость СТРОГО меньше 1,2. 1,2 выходит за пределы 1,3 +/- 3 %. ;)

>>Проклятие здесь еще в том, что невозможно найти ни одной разумной причины, почему вдруг в середине полета могло понадобиться изменить соотношение компонентов. Чтобы снизить температуру? - Это не объяснение: если камера могла нормально охлаждаться минуту, то нет никакой причины, почему она не могла бы охлаждаться и две с половиной минуты.
>В общем случае это не так. Если температура продолжает повышаться и после одной минуты, еще минуту спустя она может стать критической.

Это так для водяного бойлера, но температура в ЖРД достигает максимального значения, как только двигатель выходит на режим. Т. е. через несколько секунд.

> Это в общем случае; температур "F-1" я не знаю. Может, и хорошо охлаждался.

Во всяком случае, как раз с охлаждением у двигателя с такой большой КС проблем не должно быть в принципе. Чем больше камера, тем ее проще охлаждать. Причина элементарна: тяга пропорциональна количеству горючего, который используется как хладагент. Количество горючего пропорционально объему камеры, и объем камеры растет быстрее, чем охлаждаемая горючим площадь камеры. Если, например, камера цилиндрическая, то с увеличением поперечника камеры вдвое объем камеры, количество горючего и тяга двигателя возрастут примерно вчетверо, а охлаждаемая площадь боковой стенки - всего лишь вдвое (это грубейший пример "на пальцах").

>>>>...Кстати, Вы так и не рассказали мне, какова будет скорость "по Попову" у цилиндра с оживальным конусом. Хотя обещали. :) Я дождусь? И если да, то когда? ;)
>>>Получаются 2,9 Маха. Сначала я получил 2,863, а потом оказались 2,9 (доказано). Подробного объяснения почему дождетесь, не позднее через несколько месяцев :)
>>По Попову так не получается. По Попову надо измерить угол, взять его синус, а потом взять обратную величину синуса. Разве не так? И никаких 2,9 М по Попову не получается.
>Он получает 3 Маха. У меня гораздо сложнее, чем у него, и получаю 2,9. Попов пишет научно-популятный статей, где упрощения более оправданы.

Я имею в виду ту картинку цилиндра с оживальным конусом, где была видна ударная волна. Я просил применить к этой волне метод вычисления скорости "по Попову" (обратный синус) и сказать, какая скорость получается ДЛЯ ЭТОГО ЦИЛИНДРА. Чтоб мы на примере этого цилиндра с оживальным конусом увидели, к какому результату приводят поповские "упрощения".

От	Лучезар
К	7-40 (31.08.2010 20:53:21)
Дата	31.08.2010 22:23:40

Re: Скорость ракеты...

>Тогда Вы прямо входите в противоречие с Покровским, который объявляет, что скорость СТРОГО меньше 1,2. 1,2 выходит за пределы 1,3 +/- 3 %. ;)
Это из-за различия в оценки скорости воспроизведения ролика. Раньше моё число было даже меньше 1 км/с, а Вы всё ещё выявляете ничтожное противоречие с Покровским (1,3 против 1,2 км/с), вместо того, чтобы выявить куда большее противоречия моего нового с моим старым значением (1,3 против 0,95 км/с). "Divide et empera", а? :)

>>В общем случае это не так. Если температура продолжает повышаться и после одной минуты, еще минуту спустя она может стать критической.
>Это так для водяного бойлера, но температура в ЖРД достигает максимального значения, как только двигатель выходит на режим. Т. е. через несколько секунд.
Понимаю.

>Во всяком случае, как раз с охлаждением у двигателя с такой большой КС проблем не должно быть в принципе. Чем больше камера, тем ее проще охлаждать. Причина элементарна: тяга пропорциональна количеству горючего, который используется как хладагент. Количество горючего пропорционально объему камеры, и объем камеры растет быстрее, чем охлаждаемая горючим площадь камеры. Если, например, камера цилиндрическая, то с увеличением поперечника камеры вдвое объем камеры, количество горючего и тяга двигателя возрастут примерно вчетверо, а охлаждаемая площадь боковой стенки - всего лишь вдвое (это грубейший пример "на пальцах").
Кстати, как имено охлаждается "F-1"? Я вижу большую трубу, опоясавшую сопло, но там вроде есть и трубы помельче, да? А где они?

>Я имею в виду ту картинку цилиндра с оживальным конусом, где была видна ударная волна. Я просил применить к этой волне метод вычисления скорости "по Попову" (обратный синус) и сказать, какая скорость получается ДЛЯ ЭТОГО ЦИЛИНДРА. Чтоб мы на примере этого цилиндра с оживальным конусом увидели, к какому результату приводят поповские "упрощения".
А что Вам мешает проделать это упражнение самому?

От	7-40
К	Лучезар (31.08.2010 22:23:40)
Дата	31.08.2010 23:16:33

Re: Скорость ракеты...

>>Тогда Вы прямо входите в противоречие с Покровским, который объявляет, что скорость СТРОГО меньше 1,2. 1,2 выходит за пределы 1,3 +/- 3 %. ;)
>Это из-за различия в оценки скорости воспроизведения ролика. Раньше моё число было даже меньше 1 км/с, а Вы всё ещё выявляете ничтожное противоречие с Покровским (1,3 против 1,2 км/с), вместо того, чтобы выявить куда большее противоречия моего нового с моим старым значением (1,3 против 0,95 км/с). "Divide et empera", а? :)

Лучезар, то, что Ваши вычисления постигла та же судьба, что и вычисления Покровского - это уже не примечательно, это уже привычно. :) У Покровского тоже результаты беспрерывно скакали на десятки %. Теперь они скачут у Вас. Дело обычное. :)

А вот то, что Ваши результаты расходятся с результатами Покровского ЗА ПРЕДЕЛАМИ ПОГРЕШНОСТЕЙ, которые Вы сами им назначили - это уже ДЛЯ ВАС повод задуматься, не так ли? ;)

>>Во всяком случае, как раз с охлаждением у двигателя с такой большой КС проблем не должно быть в принципе. Чем больше камера, тем ее проще охлаждать. Причина элементарна: тяга пропорциональна количеству горючего, который используется как хладагент. Количество горючего пропорционально объему камеры, и объем камеры растет быстрее, чем охлаждаемая горючим площадь камеры. Если, например, камера цилиндрическая, то с увеличением поперечника камеры вдвое объем камеры, количество горючего и тяга двигателя возрастут примерно вчетверо, а охлаждаемая площадь боковой стенки - всего лишь вдвое (это грубейший пример "на пальцах").
>Кстати, как имено охлаждается "F-1"? Я вижу большую трубу, опоясавшую сопло, но там вроде есть и трубы помельче, да? А где они?

Большая труба - это магистраль отработавшего газа с турбины (часть топлива сжигается в газогенераторе, образовавшийся горячий газ крутит турбину, турбина вращает насосы). Относительно холодный газ из этой магистрали сбрасывается на поверхность нижней части сопла - так называемого соплового насадка - защищая его от горячих газов из сопла. Это так называемое пленочное (или завесное) охлаждение, film cooling. Используется только для соплового насадка, где относительно щадащие условия (сопловый насадок - нижняя часть сопла, все, что ниже опоясывающей трубы, см. http://www.bisbos.com/rocketscience/spacecraft/f1engine/f1engine.jpg
; здесь - http://www.enginehistory.org/G&jJBrossett/JPSAir&SpacePark/F-1%20Rocket%20engine.JPG
- двигатель без насадка).

Как охлаждается камера и верхняя часть сопла. Я уже показывал подобную фотографию, помните? -
http://www.vonadatech.com/images/DCTrip2006/Saturn%20V%20F1%20Rocket%20nozzle%202.jpg
Смотрите: вся стенка камеры сгорания и самого сопла как будто набрана из продольных трубок, причем эти трубки на полпути даже разветвляются: каждая трубка "вилкой" превращается в две. Вся стенка состоит из этих трубок. Эти трубки имеют переменное сечение (поскольку ширина сопла меняется по длине) и даже раздваиваются, чтобы хватило на всю ширину сопла в нижней части. Трубки спаяны между собой, в верхней части (где давление максимально) они снаружи скреплены сплошным силовым чехлом, ниже по соплу они подкреплены снаружи кольцевыми бандажами (снова см. тут http://www.enginehistory.org/G&jJBrossett/JPSAir&SpacePark/F-1%20Rocket%20engine.JPG
). Это называется tubular wall, традиционное решение для американских двигателей. Трубки образуют рубашку регенеративного охлаждения. По трубкам течет холодный керосин: сверху вниз, а потом снова вверх, обратно (в соседних трубках течение в противоположные стороны, так что по половине трубок горючее течет вниз, по половине обратно). 70 % керосина, прежде, чем отправиться в камеру, сначала прогоняется через эти трубки, и только потом направляется в камеру (на двигателях с камерами меньшего размера, как на РД-270, на охлаждение приходится отправлять весь керосин; правда, там стенка не набрана из трубок, а состоит из двух листов с фрезерованными каналами, по которым течет горючее - обычное советское решение). Стенки трубок очень-очень тонкие, порядка 1 мм. Разогретые внутренние стенки трубок отдают тепло хладагенту-горючему.

Организовано также завесное охлаждение: форсунки расположены так, что вблизи стенок создается повышенная концентрация керосина. В результате температура у стенок ниже, чем в основном объеме камеры (из-за недостатка окислителя и благодаря интенсивному испарению керосина: его пары создают холодную "завесу" в пристеночном слое).

>>Я имею в виду ту картинку цилиндра с оживальным конусом, где была видна ударная волна. Я просил применить к этой волне метод вычисления скорости "по Попову" (обратный синус) и сказать, какая скорость получается ДЛЯ ЭТОГО ЦИЛИНДРА. Чтоб мы на примере этого цилиндра с оживальным конусом увидели, к какому результату приводят поповские "упрощения".
>А что Вам мешает проделать это упражнение самому?

Я проделал. :) А Вы? ;) И если да, то какой результат Вы получили? ;)

От	Лучезар
К	7-40 (31.08.2010 23:16:33)
Дата	01.09.2010 10:27:28

Re: Скорость ракеты, трубки "F-1", клин

>>Это из-за различия в оценки скорости воспроизведения ролика. Раньше моё число было даже меньше 1 км/с, а Вы всё ещё выявляете ничтожное противоречие с Покровским (1,3 против 1,2 км/с), вместо того, чтобы выявить куда большее противоречия моего нового с моим старым значением (1,3 против 0,95 км/с). "Divide et empera", а? :)
>Лучезар, то, что Ваши вычисления постигла та же судьба, что и вычисления Покровского - это уже не примечательно, это уже привычно. :) У Покровского тоже результаты беспрерывно скакали на десятки %. Теперь они скачут у Вас. Дело обычное. :)
>А вот то, что Ваши результаты расходятся с результатами Покровского ЗА ПРЕДЕЛАМИ ПОГРЕШНОСТЕЙ, которые Вы сами им назначили - это уже ДЛЯ ВАС повод задуматься, не так ли? ;)
Я уже писал (см. выше) - это из-за различия в оценки скорости воспроизведения ролика.

Спасибо за информацию об охлаждении "F-1". Очень сложная конструкция. А трубки как спаивали? Вручную? Каким высокотемпературным припоем? Или может, сваривали?

>>>Я имею в виду ту картинку цилиндра с оживальным конусом, где была видна ударная волна. Я просил применить к этой волне метод вычисления скорости "по Попову" (обратный синус) и сказать, какая скорость получается ДЛЯ ЭТОГО ЦИЛИНДРА. Чтоб мы на примере этого цилиндра с оживальным конусом увидели, к какому результату приводят поповские "упрощения".
>>А что Вам мешает проделать это упражнение самому?
>Я проделал. :) А Вы? ;) И если да, то какой результат Вы получили? ;)
Вы имеете ввиду эту картинку: http://www.imec.msu.ru/content/nio/VanDaik/picture/vd2188.jpg
? Если да, то там не трёхмерный цилиндр и конус, а плоский клин с плавным переходом в прямоугольник. И поэтому решается очень точно апплетом НАСА для клина: http://exploration.grc.nasa.gov/education/rocket/oblique.html

От	7-40
К	Лучезар (01.09.2010 10:27:28)
Дата	01.09.2010 16:00:34

Re: Скорость ракеты,...

>>А вот то, что Ваши результаты расходятся с результатами Покровского ЗА ПРЕДЕЛАМИ ПОГРЕШНОСТЕЙ, которые Вы сами им назначили - это уже ДЛЯ ВАС повод задуматься, не так ли? ;)
>Я уже писал (см. выше) - это из-за различия в оценки скорости воспроизведения ролика.

Вот видите. Это различие возникает из-за РАСХОЖДЕНИЯ между Вашими оценками. Принципиального расхождения. Акад. Покровский выложил целое "ученое доказательство" той скорости ролика, на которой он настаивает. А Вы это его "ученое доказательство" отвераете и, как я понимаю, настаиваете сейчас на какой-то совершенно другой скорости.

Ведь это расхождение между Вами есть? Есть. Оно принципиально? Принципиально, так как оно своим результатом имеет расхождение в конечном результате. Если б это расхождение сохраняло бы конечный результат в рамках тех оценок погрешности, что Вы оба даете - оно бы не было принципиальным. А так оно сейчас является принципиальным. И я так думаю, что кому-то из Вас, а лучше обоим, задуматься над причинами этого принципиального расхождения. А то сейчас каждый из вас двоих дает свою скорость, причем вы оба одновременно не можете быть правы. Кто-то из вас непременно ошибается, причем вы сами не можете пока договориться, кто. А если вы сами не можете договориться о конечном результате, то какие есть основания верить хоть одному из ваших результатов? Вдруг ошибаетесь вы оба? ;) (То есть это заведомо известно, что ошибаетесь вы оба, но вам, наверное, имеет смысл позаботиться о доверии вашим результатам, разве нет?)

>Спасибо за информацию об охлаждении "F-1". Очень сложная конструкция.

Это самая обычная конструкция. Большинство американских двигателей устроены именно так. Самая сложная конструкция из американских двигателей - это у маршевых двигателей "Шаттла", SSME. С F-1 даже никакого сравнения. Можно сказать, конструкция F-1 проще, чем у многих других двигателей.

> А трубки как спаивали? Вручную? Каким высокотемпературным припоем? Или может, сваривали?

Спаивали в специально разработанной для этого печи. См. детали тут: http://history.nasa.gov/SP-4206/ch4.htm (глава "THE F-1 THRUST CHAMBER AND FURNACE BRAZING").

>>>>Я имею в виду ту картинку цилиндра с оживальным конусом, где была видна ударная волна. Я просил применить к этой волне метод вычисления скорости "по Попову" (обратный синус) и сказать, какая скорость получается ДЛЯ ЭТОГО ЦИЛИНДРА. Чтоб мы на примере этого цилиндра с оживальным конусом увидели, к какому результату приводят поповские "упрощения".
>>>А что Вам мешает проделать это упражнение самому?
>>Я проделал. :) А Вы? ;) И если да, то какой результат Вы получили? ;)
>Вы имеете ввиду эту картинку: http://www.imec.msu.ru/content/nio/VanDaik/picture/vd2188.jpg

> ?

Да.

> Если да, то там не трёхмерный цилиндр и конус, а плоский клин с плавным переходом в прямоугольник.

Нет, это "261. Комбинация цилиндра с оживалом в свободном полете при М=2,58", http://www.imec.msu.ru/content/nio/VanDaik/vd_11.html

> И поэтому решается очень точно апплетом НАСА для клина: http://exploration.grc.nasa.gov/education/rocket/oblique.html

Что Вы мне зубы заговариваете, Лучезар? Я просил применить к этому предмету (что-то в нем есть похожее на ракету, а? ;) ) метод Попова. Посчитать обратный синус полуугла того, что Попов - прости его Аллах и смилуйся над грешником - называет "конусом Маха".

От	Лучезар
К	7-40 (01.09.2010 16:00:34)
Дата	01.09.2010 21:07:32

Пайка труб "F-1", клин против конуса

О расхождении из-за различия в оценки скорости воспроизведения ролика - не делайте из муху слона и не проигрывайте в который раз одну из Ваших любимых грампластинок. Так надоедаете всем.

>> А трубки как спаивали? Вручную? Каким высокотемпературным припоем? Или может, сваривали?
>Спаивали в специально разработанной для этого печи. См. детали тут: http://history.nasa.gov/SP-4206/ch4.htm (глава "THE F-1 THRUST CHAMBER AND FURNACE BRAZING").
Спасбо. Но это с 1965 г. А до того?
Спаять почти километр труб и 7 тысяч паек для каждого двигателя с помощью ручных распылителей в жаре печи - очень тяжелый труд. Шляпу снимаю перед рабочими и перед инженерами, которые это делали и придумали.

>>Вы имеете ввиду эту картинку: http://www.imec.msu.ru/content/nio/VanDaik/picture/vd2188.jpg

>Да.
>> Если да, то там не трёхмерный цилиндр и конус, а плоский клин с плавным переходом в прямоугольник.
>Нет, это "261. Комбинация цилиндра с оживалом в свободном полете при М=2,58", http://www.imec.msu.ru/content/nio/VanDaik/vd_11.html
Там написано "цилиндр", что подразумевает объем, но на самом деле это плоская картина оживального клина.
>>И поэтому решается очень точно апплетом НАСА для клина: http://exploration.grc.nasa.gov/education/rocket/oblique.html
А также в докладе НАКА №1135 на http://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19930091059_1993091059.pdf номограммой (chart) 2 на стр. 654 для клина, но не на номограммой (chart) 5 на стр. 660 для конуса. Разница, как можете увидеть, очень существенная.

От	7-40
К	Лучезар (01.09.2010 21:07:32)
Дата	01.09.2010 23:38:38

Re: Пайка труб...

>О расхождении из-за различия в оценки скорости воспроизведения ролика - не делайте из муху слона и не проигрывайте в который раз одну из Ваших любимых грампластинок. Так надоедаете всем.

А Вас это расхождение ничуть не смущает?

>Спасбо. Но это с 1965 г. А до того?

А до того экспериментальные образцы могли паять и вручную.

>Спаять почти километр труб и 7 тысяч паек для каждого двигателя с помощью ручных распылителей в жаре печи - очень тяжелый труд. Шляпу снимаю перед рабочими и перед инженерами, которые это делали и придумали.

Шляпу снимать мало. Надо еще бить земные поклоны. ;) И поклястся не опровергать "Аполлон". ;)

>>> Если да, то там не трёхмерный цилиндр и конус, а плоский клин с плавным переходом в прямоугольник.
>>Нет, это "261. Комбинация цилиндра с оживалом в свободном полете при М=2,58", http://www.imec.msu.ru/content/nio/VanDaik/vd_11.html
>Там написано "цилиндр", что подразумевает объем, но на самом деле это плоская картина оживального клина.

Там написано цилиндр потому, что это ЦИЛИНДР. А картинка только кажется плоской, потому что она теневая.

>>>И поэтому решается очень точно апплетом НАСА для клина: http://exploration.grc.nasa.gov/education/rocket/oblique.html
>А также в докладе НАКА №1135 на http://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19930091059_1993091059.pdf номограммой (chart) 2 на стр. 654 для клина, но не на номограммой (chart) 5 на стр. 660 для конуса. Разница, как можете увидеть, очень существенная.

Это не клин и не конус. Это конус, оживально приделанный к цилиндру.

...Так что насчет вычисления скорости "по Попову"? Вы уже взяли обратный синус? Какой результат Вы получили?

От	Лучезар
К	7-40 (01.09.2010 23:38:38)
Дата	02.09.2010 11:22:24

Смущение, оживало

>>О расхождении из-за различия в оценки скорости воспроизведения ролика - не делайте из муху слона и не проигрывайте в который раз одну из Ваших любимых грампластинок. Так надоедаете всем.
>А Вас это расхождение ничуть не смущает?
Меня многое смущает. У каждой версии есть смущающие вещи. Больше всех - у официальной.

>Шляпу снимать мало. Надо еще бить земные поклоны. ;) И поклястся не опровергать "Аполлон". ;)
А эти люди ни в чем не виноваты. Они просто делали своё дело.

>>>> Если да, то там не трёхмерный цилиндр и конус, а плоский клин с плавным переходом в прямоугольник.
>>>Нет, это "261. Комбинация цилиндра с оживалом в свободном полете при М=2,58", http://www.imec.msu.ru/content/nio/VanDaik/vd_11.html
>>Там написано "цилиндр", что подразумевает объем, но на самом деле это плоская картина оживального клина.
>Там написано цилиндр потому, что это ЦИЛИНДР. А картинка только кажется плоской, потому что она теневая.
Если Вы бы потрудились решить задачу номогдамами НАКА (см. внизу), Вы бы увидели, что ошибаетесь.

>>>>И поэтому решается очень точно апплетом НАСА для клина: http://exploration.grc.nasa.gov/education/rocket/oblique.html
>>А также в докладе НАКА №1135 на http://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19930091059_1993091059.pdf номограммой (chart) 2 на стр. 654 для клина, но не на номограммой (chart) 5 на стр. 660 для конуса. Разница, как можете увидеть, очень существенная.
>Это не клин и не конус. Это конус, оживально приделанный к цилиндру.
Оживально или нет, разницы большой нет.

>...Так что насчет вычисления скорости "по Попову"? Вы уже взяли обратный синус? Какой результат Вы получили?
Ничего не получал, конечно. К этому случаю такое простейшее вычисление неприменимо.

От	Pokrovsky~stanislav
К	Лучезар (31.08.2010 11:08:43)
Дата	31.08.2010 13:18:00

Re: Скорость ракеты...

Лучезар, у Вас есть принципиальная ошибка в определении скорости.

Вы сопоставили 28 кадр какой-то ленты с 25 кадром "ролика Покровского" - и сделали вывод с скорости всего "ролика Покровского". На самом деле эта операция незаконная. Если Вы посмотрите конец "ролика Покровского", то увидите, что там явный монтаж - из нарезанных кадров.

Можно поверять съемку только непосредственно в части кадров, прямо относящихся к измерению. Кадры "ролика Покровского" вдали от момента разделения могут также представлять собой нарезку.

От	Лучезар
К	Pokrovsky~stanislav (31.08.2010 13:18:00)
Дата	31.08.2010 16:11:35

Раскадровки 2 роликов для более точного определения скорости "ролика Покровского

>Лучезар, у Вас есть принципиальная ошибка в определении скорости.

>Вы сопоставили 28 кадр какой-то ленты с 25 кадром "ролика Покровского" - и сделали вывод с скорости всего "ролика Покровского". На самом деле эта операция незаконная. Если Вы посмотрите конец "ролика Покровского", то увидите, что там явный монтаж - из нарезанных кадров.

>Можно поверять съемку только непосредственно в части кадров, прямо относящихся к измерению. Кадры "ролика Покровского" вдали от момента разделения могут также представлять собой нарезку.

Я не знаю где какие кадры нарезаны и очень хотел бы, чтобы я ошибался :) Но вот, получил раскадровки роликов
http://spaceflight.nasa.gov/gallery/video/apollo/apollo11/mpg/apollo11_launchclip03.mpg
http://www.youtube.com/watch?v=zGNryrsT7OI
командами
qt_proofsheet --framerate=24 --framesize=320 --duration=7.96,9.13 apollo11_launchclip03.mpg apollo11_launchclip03.jpg
qt_proofsheet --framerate=29.81 --framesize=320 --duration=525.97,526.81 As_You_Remember_It_-_The_Launch_of_APOLLO_11.flv As_You_Remember_It_-_The_Launch_of_APOLLO_11.flv.jpg
и выложил их здесь:
http://avcd.hit.bg/apollo11_launchclip03.jpg

http://avcd.hit.bg/As_You_Remember_It_-_The_Launch_of_APOLLO_11.jpg

Сравните, пожалуйста. Имейте ввиду известную ошибку программы "qt_proofsheet" - она даёт времена как "мин:сек:кадр" (кадр начинается с 0), подразумевая, что частота кадров всегда 30 к/с, несмотря на ключ "--framerate".

От	Pokrovsky~stanislav
К	Лучезар (31.08.2010 16:11:35)
Дата	01.09.2010 03:13:29

Re: Раскадровки 2...

>Сравните, пожалуйста. Имейте ввиду известную ошибку программы "qt_proofsheet" - она даёт времена как "мин:сек:кадр" (кадр начинается с 0), подразумевая, что частота кадров всегда 30 к/с, несмотря на ключ "--framerate".

Лучезар, сравнивать я уже не могу. Я уже практически выпал из лунных задач. Меня подхватили другие, гораздо более важные, дела. Смех смехом, но что-то очень мощно начинает двигаться.

От	Лучезар
К	Pokrovsky~stanislav (01.09.2010 03:13:29)
Дата	01.09.2010 10:29:17

Удачи Вам!

>Лучезар, сравнивать я уже не могу. Я уже практически выпал из лунных задач. Меня подхватили другие, гораздо более важные, дела. Смех смехом, но что-то очень мощно начинает двигаться.

Удачи Вам!

От	7-40
К	7-40 (29.08.2010 14:14:03)
Дата	29.08.2010 18:33:01

Re: Совпадение достаточно,...

>>>Если тяга упадет на 10 % на 70-й секунде, то по Вашей же версии моей программы конечная скорость будет 2 км/с, что намного больше, чем Ваша оценка скорости. Падение тяги более 10 % по названным Вами причинам в принципе невозможно без разрушения двигателя и ракеты. И остается необъяснимым, почему дефект, по сути авария, должна повторяться на всех 5 двигателях всех 13 ракет, и почему никто не предпримет ничего, чтобы дефект устранить. Это нужно объяснить.
>>Это не авария, а конструктивный дефект.
>
>Какой, блин, дефект? Разрегметизация горячего тракта ТНА? Скачок температуры в кислородном тракте? Это самые настоящие аварии, и если они возникают из-за дефектов, то эти дефекты устраняются на следующем же экземпляре (как, например, устранили дефекты, вызывавшие течи патрубков, приведших к авариям двигателей J-2 на "Аполлоне-6"). Или, по-Вашему, эти дефекты почему-то устранять не стали, несмотря на аварии? Тогда Вы должны объяснить, почему.
>...И все это помимо того, что даже при проявлении таких дефектов они никак не могли вызывать столь фундаментальную потерю тяги, что РН набирала бы лишь 1,3 км/с. В принципе невозможно. Я Вам уже говорил: не существует и не может в принципе существовать ни единой причины, которая вызывала бы столь значительное падение тяги двигателей. Любое падение тяги двигателей более чем на 10 % приведет к полной аварии двигателя, его полному отключению или даже разрушению (хотя бы из-за тех же ВЧ).

Да, забыл сказать: ни один из этих дефектов не смог бы заставить ракету набрать скорость 1,3 км/с даже в том совершенно невероятном случае, если бы двигатель смог бы работать при так сильно упавшей тяге. Дело в том, что оба дефекта сказываются только на производительности турбонасосного агрегата. То есть они просто приводят к уменьшению секундного расхода топлива через камеру. Поэтому при их возникновении топливо начинает расходоваться медленнее. Это приведет к тому, что через 161 секунду оно не исчерпается, а двигатели продолжат работу вплоть до исчерпания топлива. Таким образом, разделение произойдет не через 161 секунду, а позже, и характеристическая скорость ракеты не изменится. Возрастут лишь гравитационные потери из-за продления активного участка. И эти потери отнимут дополнительно всего лишь сотню-другую, ну максимум три сотни м/с (легко проверить по моделирующей программе).

Так что при возникновении этих дефектов: 1) разделение произошло бы с опозданием; 2) ракета лишь немного недобрала бы до штатной скорости.

Никак не выходит каменный цветок, Лучезар.

От	Pokrovsky~stanislav
К	7-40 (28.08.2010 22:36:44)
Дата	28.08.2010 23:13:35

Re: Совпадение достаточно,...

> либо оценкам Покровского.

Вы забыли, что Покровского без титула произносить уже неприлично.

Фразу, как понимаю, следует читать так:
либо оценкам акад. Покровского.

У Вас есть возражения?

От	7-40
К	Pokrovsky~stanislav (28.08.2010 23:13:35)
Дата	28.08.2010 23:15:54

Re: Совпадение достаточно,...

>> либо оценкам Покровского.
>
>Вы забыли, что Покровского без титула произносить уже неприлично.

Виноват!

>Фразу, как понимаю, следует читать так:
>либо оценкам акад. Покровского.

Да!

>У Вас есть возражения?

Нет!

От	Pokrovsky~stanislav
К	7-40 (28.08.2010 23:15:54)
Дата	29.08.2010 21:44:28

Re: Совпадение достаточно,...

>>У Вас есть возражения?
>
>Нет!

Молодец! Привыкаете к нормальной человеческой речи. Хотя правильный ответ все-таки: "Никак нет!" - В принципе то же самое, что и просто "Нет!", но зато строго по уставу.

А теперь новое упражнение.

Надо так же, как только что Вы отвечали, четко, ясно и немногословно объяснить, где находится ТА САМАЯ, подразумеваемая Вами ударная волна, почему она возникает, почему она качественно отличается от всех иных ударных волн на свете.

Приступайте!

От	7-40
К	Pokrovsky~stanislav (29.08.2010 21:44:28)
Дата	29.08.2010 22:53:06

Re: Совпадение достаточно,...

>А теперь новое упражнение.
>Надо так же, как только что Вы отвечали, четко, ясно и немногословно объяснить, где находится ТА САМАЯ, подразумеваемая Вами ударная волна, почему она возникает, почему она качественно отличается от всех иных ударных волн на свете.
>Приступайте!

Вот так, акад. Покровский, Вы будете со мной разговаривать тогда, когда станете профессором, а я приду к Вам на экзамен. Вот тогда Вы будете мне задавать упражнения, а я отвечать. А пока Вы не профессор и я не у Вас на экзамене, вопросы Вы будете задавать иначе, если хотите получить ответ, конечно. Мне как-то более привычно самому экзамены принимать. Вы будете вежливо спрашивать то, что не понимаете, а я буду Вам рассказывать.

От	Pokrovsky~stanislav
К	7-40 (29.08.2010 22:53:06)
Дата	30.08.2010 00:57:01

Re: Совпадение достаточно,...

> Мне как-то более привычно самому экзамены принимать.

Пора отвыкать от этой дурной привычки.
Экзаменатор, не способный ответить за свои слова, никуда не годится.

От	7-40
К	Pokrovsky~stanislav (30.08.2010 00:57:01)
Дата	30.08.2010 02:46:33

Re: Совпадение достаточно,...

>> Мне как-то более привычно самому экзамены принимать.
>
>Пора отвыкать от этой дурной привычки.
>Экзаменатор, не способный ответить за свои слова, никуда не годится.

Я-то за свои слова всегда отвечаю, тов. академик. А вот Вы до сих пор концы с концами в своих построениях свести не способны, а как попросишь Вас - сразу в несознанку. Порочите, можно сказать, гордое звание.