Форум С.Кара-Мурзы: Ветка : Re: Скорость ракеты...

От	7-40
К	Лучезар
Дата	31.08.2010 13:58:16
Рубрики	Прочее; Россия-СССР; История; Война и мир;

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.