Форум С.Кара-Мурзы: Ветка : Re: Совпадение достаточно...

От	7-40
К	7-40
Дата	30.08.2010 16:02:20
Рубрики	Прочее; Россия-СССР; История; Война и мир;

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!