От Pokrovsky~stanislav
К Администрация (Дмитрий Кропотов)
Дата 23.01.2008 20:10:28
Рубрики Прочее; Манипуляция;

Ответ на замечание по статье

На Авиабазе высказано замечание о том, что в статье использована устаревшая модель атмосферы конца 50-х.

Ответ

Современная модель - в копилке:
https://vif2ne.org/nvz/forum/files/Pokrovsky_stanislav/(080123194050)_ATMOSFERA_ZEMLI.htm

1) Плотность воздуха на возможных высотах разделения мы используем только в одном случае - в оценке энергобаланса газов РДТТ. При этом на высоте 60 км плотность атмосферы по современной модели на 7% выше, чем в использованной модели 50-х. А на высоте 70 км - на 40% ниже.
Непринципиальный 8%-ный выигрыш нашей оценки за счет меньшей плотности на высоте много ниже высоты разделения, оказывался существенной уступкой в пользу версии НАСА на высоте 65-70 км.

Т.е. если бы я брал современную модель атмосферы, я в расчете энергобаланса получал бы еще заметно меньшую скорость ракеты в сопоставлении со скоростью по версии НАСА.

2) Но у нас табличка параметров атмосферы работает еще в одном месте. Там, где мы из скорости по углу скачка уплотнения и соответствующему числу Маха получаем скорость в метрах в секунду.

По старой модели атмосферы температура атмосферы на высоте разделения - несколько десятков градусов Цельсия и скорость звука 350-375 м/с.

В современной модели температуры воздуха на 60 км - (-13)С, а на 70 км (-64) С. Т.е. категорически ниже нуля. Соответственно скорость звука на высоте разделения находится в пределах 306-310 м/с. При тех же, полученных числах Маха скорость в м/с при использовании современной таблички оказывается на 200-250 м/с ниже оцененной.
Т.е. и здесь использование современной модели атмосферы - уступка в пользу версии НАСА.

Так что пользование не вполне корректной моделью было как бы уступкой.
Но не только. Это еще и наш запас прочности. Поскольку ракета летит не в средней земной атмосфере, а конкретной атмосфере места и времени старта. Которая отличается от средней.
От Жук в городе
К Pokrovsky~stanislav (23.01.2008 20:10:28)
Дата 29.01.2008 17:53:33

Re: Ответ на...

> 1) Плотность воздуха на возможных высотах разделения мы используем только в одном случае - в оценке энергобаланса газов РДТТ. При этом на высоте 60 км плотность атмосферы по современной модели на 7% выше, чем в использованной модели 50-х. А на высоте 70 км - на 40% ниже.
> Непринципиальный 8%-ный выигрыш нашей оценки за счет меньшей плотности на высоте много ниже высоты разделения, оказывался существенной уступкой в пользу версии НАСА на высоте 65-70 км.
> Т.е. если бы я брал современную модель атмосферы, я в расчете энергобаланса получал бы еще заметно меньшую скорость ракеты в сопоставлении со скоростью по версии НАСА.

Использование достоверных данных - верный путь к успеху!
Если по методике Вашего расчета и уточненным данным ГОСТа получается заметно меньшая скорость - значит так оно и есть.
А НАСА в 60-х пользовалась как раз теми старыми данными!


? 2) Но у нас табличка параметров атмосферы работает еще в одном месте. Там, где мы из скорости по углу скачка уплотнения и соответствующему числу Маха получаем скорость в метрах в секунду.
> По старой модели атмосферы температура атмосферы на высоте разделения - несколько десятков градусов Цельсия и скорость звука 350-375 м/с.
> В современной модели температуры воздуха на 60 км - (-13)С, а на 70 км (-64) С. Т.е. категорически ниже нуля. Соответственно скорость звука на высоте разделения находится в пределах 306-310 м/с. При тех же, полученных числах Маха скорость в м/с при использовании современной таблички оказывается на 200-250 м/с ниже оцененной.
> Т.е. и здесь использование современной модели атмосферы - уступка в пользу версии НАСА.

Так на каком основании делать НАСА уступки? Если по методике Вашего расчета и уточненным данным ГОСТа получается скорость на 200-250 м/с меньше - значит так оно и есть.


> Так что пользование не вполне корректной моделью было как бы уступкой.

Совершенно необоснованной уступкой. Тем более, что с учетом реальной атмосферы результаты всех трех расчетов отлично сходятся на значении 1300 м/с


> Но не только. Это еще и наш запас прочности. Поскольку ракета летит не в средней земной атмосфере, а конкретной атмосфере места и времени старта. Которая отличается от средней.

Конкретная атмосфера в месте и времени полета Сатурна-5 с Аполло-11 заведомо ближе к экспериментально установленным параметрам ГОСТа, чем к старой таблице конца 50-х. Поэтому при всех возможных флуктуациях лучше основываться именно на ГОСТе. Тем более, что разница на высотах 40-70 км в старых и новых данных настолько велика (десятки градусов С и десятки м/с скорости звука), что заведомо больше любых возможных природных колебаний параметров.
От Жук в городе
К Pokrovsky~stanislav (23.01.2008 20:10:28)
Дата 29.01.2008 17:22:20

Re: Ответ на...

>На Авиабазе высказано замечание о том, что в статье использована устаревшая модель атмосферы конца 50-х.
>Ответ
>Современная модель - в копилке:
> https://vif2ne.org/nvz/forum/files/Pokrovsky_stanislav/(080123194050)_ATMOSFERA_ZEMLI.htm

Дело в том, что это не модель. Это данные, полученные экспериментальным путем и приведенные к среднему значению.
Это экспериментально полученные и проверенные реальные данные.


Итак, статья состоит из трех способов оценки скорости.

1 способ - Измерение скорости по отставанию дымов
В данном случае скорость звука не используется. Определяется только сама скорость фронта выхлопа РДТТ.
Результаты стремятся к 1300 м/с. Это четко и ясно следует из графика, приведенного автором.

2 способ - Измерение скорости по углу косого скачка уплотнения
Определяется угол скачка уплотнения, а через него - скорость ракеты в числах Маха. Было получено число Маха равное 3,1-3,85
В данном случае использование реальных данных действующего ГОСТа опять приводит к значению скорости 1300 м/с, с учетом оговорки автора, что разделение ступеней происходило существенно ниже заявленной высоты.

3 способ - Оценка скорости из баланса энергии.
Как оговорено в статье, разделение ступеней должно было происходить на высотах ниже заявленных 65 км, поскольку менее мощная ракета просто не смогла бы достичь указанной высоты за данное время. Следовательно, судя по Таблице 3, максимальная допустимая скорость ракеты опять стремится к 1300 м/с


Таким образом, с учетом точного следования графику асимптоты удаления фронта аэрозольного облака, меньшей скорости звука по данным ГОСТа и меньшей достижимой высоты, следует принять значение скорости ракеты Сатурн при разделении 1 и 2 ступени равной ~1300 м/с

Согласен ли автор с этими уточнениям?
От Pokrovsky~stanislav
К Жук в городе (29.01.2008 17:22:20)
Дата 29.01.2008 19:06:47

Re: Ответ на...

>Согласен ли автор с этими уточнениям?

Ну не так сразу. Все-таки автор - тоже человек. У которого тоже есть тараканы в голове. И определенные опасения: а вдруг где-то чего-то недоучел. На то и запасы прочности. Прицепятся к ошибке на 100 м/с - и замнут вопрос о несоответствии масштаба 1000 м/с.

Оно ведь не слишком важно 1300 или 1600 - в любом случае экспедиция исключается.

Но в принципе я вполне согласен с цифрой 1300. При этой скорости гарантированно можно было выйти на высоту 65-67 км для точки разделения. И при этом оказаться достаточно далеко по горизонтали. Т.е. имитация правильного полета уже была вполне реальна.
От Жук в городе
К Pokrovsky~stanislav (29.01.2008 19:06:47)
Дата 29.01.2008 19:51:01

Re: Ответ на...

>>Согласен ли автор с этими уточнениям?
>
>Ну не так сразу. Все-таки автор - тоже человек. У которого тоже есть тараканы в голове. И определенные опасения: а вдруг где-то чего-то недоучел. На то и запасы прочности. Прицепятся к ошибке на 100 м/с - и замнут вопрос о несоответствии масштаба 1000 м/с.
Вообще-то там 300 м/с, а ошибка 20% - это заметный недочет.

>Оно ведь не слишком важно 1300 или 1600 - в любом случае экспедиция исключается.
>Но в принципе я вполне согласен с цифрой 1300. При этой скорости гарантированно можно было выйти на высоту 65-67 км для точки разделения. И при этом оказаться достаточно далеко по горизонтали. Т.е. имитация правильного полета уже была вполне реальна.

По-моему уточнения логичные и очень простые.
Причем иначе либо методика неправильная, либо ГОСТ врет.


А проверять от обратного Вы свои результаты не пробовали?
Например, по ф-ле Циолковского найти соотношение стартовой массы к конечной, необходимое для достижения такой скорости, при заданной продолжительности полета? Т.е. на кончике пера выяснить, что это был за Сатурн?

Еще вопрос - за счет чего по Вашему мнению получился такой недобор?
От Pokrovsky~stanislav
К Жук в городе (29.01.2008 19:51:01)
Дата 29.01.2008 21:15:22

Re: Ответ на...

>Например, по ф-ле Циолковского найти соотношение стартовой массы к конечной, необходимое для достижения такой скорости, при заданной продолжительности полета? Т.е. на кончике пера выяснить, что это был за Сатурн?

В 2006 году такая работа проделывалась. Только не по ф-ле Циолковского, а прямым счетом режима подъема на высоту разделения, разумеется, учитывающим выработку топлива.

Результат получается в очень широком диапазоне стартовых масс и соответствующих им тяг двигателей(с сохранением начальной тяговооруженности, приближенной к декларированной для Сатурна-5, - иначе старт оказался бы слишком подозрительно отличающимся от декларированного).
От Жук в городе
К Pokrovsky~stanislav (29.01.2008 21:15:22)
Дата 29.01.2008 22:49:20

Re: Ответ на...

>>Например, по ф-ле Циолковского найти соотношение стартовой массы к конечной, необходимое для достижения такой скорости, при заданной продолжительности полета? Т.е. на кончике пера выяснить, что это был за Сатурн?
>
>В 2006 году такая работа проделывалась. Только не по ф-ле Циолковского, а прямым счетом режима подъема на высоту разделения, разумеется, учитывающим выработку топлива.

Вообще-то скорость ракет считается как раз по ф-ле Циолковского. Ну у ракетчиков так принято :)
Можно считать конечно и как-нибудь иначе, но вот достоверность результата гарантировать тогда нельзя.

>Результат получается в очень широком диапазоне стартовых масс и соответствующих им тяг двигателей(с сохранением начальной тяговооруженности, приближенной к декларированной для Сатурна-5, - иначе старт оказался бы слишком подозрительно отличающимся от декларированного).

Можно посчитать вообще не конкретные массы, а в процентах.
От Pokrovsky~stanislav
К Жук в городе (29.01.2008 19:51:01)
Дата 29.01.2008 21:05:39

Re: Ответ на...

>Например, по ф-ле Циолковского найти соотношение стартовой массы к конечной, необходимое для достижения такой скорости, при заданной продолжительности полета? Т.е. на кончике пера выяснить, что это был за Сатурн?

>Еще вопрос - за счет чего по Вашему мнению получился такой недобор?

Полученная мной скорость близка к скорости, на которой разделялись ступени Сатурна-1Б. Сейчас не буду влезать в Шунейко. На вскидку - 1475 м/с.

И еще я обратил внимание, что время выхода на максимальное давление скоростного напора у Сатурна-1Б и у Сатурна-5 оказались практически одинаковыми 77 и 78 секунд.

Очень неплохо работает на версию Попова - о "переодетом" Сатурне-1Б.

Несколько более низкая(как Вы настаиваете, а я не сильно возражаю) скорость в точке разделения - вполне объяснима изменением тактики работы двигателей - чтобы не было похожим еще и время разделения ступеней.


От Жук в городе
К Pokrovsky~stanislav (29.01.2008 21:05:39)
Дата 30.01.2008 13:04:30

Re: Ответ на...

>Полученная мной скорость близка к скорости, на которой разделялись ступени Сатурна-1Б. Сейчас не буду влезать в Шунейко. На вскидку - 1475 м/с.
Ошибаетесь.
По данным самого НАСА - 1855 м/с

As-202 Launch Vehicle Operational Flight Trajectory
http://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19660018447_1966018447.pdf

В таких случаях лучше пользоваться максимально достоверными источниками, как с ГОСТом 4401-81.
От Жук в городе
К Pokrovsky~stanislav (29.01.2008 21:05:39)
Дата 29.01.2008 23:37:26

Re: Ответ на...

>>Например, по ф-ле Циолковского найти соотношение стартовой массы к конечной, необходимое для достижения такой скорости, при заданной продолжительности полета? Т.е. на кончике пера выяснить, что это был за Сатурн?
>
>>Еще вопрос - за счет чего по Вашему мнению получился такой недобор?
>
>Полученная мной скорость близка к скорости, на которой разделялись ступени Сатурна-1Б. Сейчас не буду влезать в Шунейко. На вскидку - 1475 м/с.
>И еще я обратил внимание, что время выхода на максимальное давление скоростного напора у Сатурна-1Б и у Сатурна-5 оказались практически одинаковыми 77 и 78 секунд.
>Очень неплохо работает на версию Попова - о "переодетом" Сатурне-1Б.
Даже не знаю, что сказать по поводу переодевания Сатурна-1Б...
По-моему полный бред.
Насколько я знаю, это здесь обсуждалось и Вы перестали быть большим сторонником этой идеи?


>Несколько более низкая(как Вы настаиваете, а я не сильно возражаю) скорость в точке разделения - вполне объяснима изменением тактики работы двигателей - чтобы не было похожим еще и время разделения ступеней.

Лучше все-таки посчитать по Циолковскому.
Готовы?
От Pokrovsky~stanislav
К Жук в городе (29.01.2008 23:37:26)
Дата 30.01.2008 00:21:20

Re: Ответ на...

>Лучше все-таки посчитать по Циолковскому.
>Готовы?

НЕ ГОТОВ.

И по совершенно банальной причине.
Потому, что Вы мягонько так лукавите и подталкиваете на скользкую дорожку.

Тяга двигателя меняется. Используется форсаж, просто происходит увеличение тяги по мере снижения противодавления среды. Не так ли? Ну и как мне считать по ф-ле Циолковского - посекундно?
От Жук в городе
К Pokrovsky~stanislav (30.01.2008 00:21:20)
Дата 30.01.2008 13:45:42

Re: Ответ на...

>>Лучше все-таки посчитать по Циолковскому.
>>Готовы?
>
>НЕ ГОТОВ.

>И по совершенно банальной причине.
>Потому, что Вы мягонько так лукавите и подталкиваете на скользкую дорожку.
Использование ГОСТов, официальных документов НАСА и формулы Циолковского Вы считаете скользкой дорожкой и лукавством?
От Жук в городе
К Pokrovsky~stanislav (30.01.2008 00:21:20)
Дата 30.01.2008 11:55:59

Re: Ответ на...

>>Лучше все-таки посчитать по Циолковскому.
>>Готовы?
>
>НЕ ГОТОВ.
Это плохо, что Вы не готовы считать ракеты по формуле, на которой базируется вся теория движения ракет с ЖРД и переменной массой.

>И по совершенно банальной причине.
>Потому, что Вы мягонько так лукавите и подталкиваете на скользкую дорожку.
Вы уже на ней обоими ногами.

>Тяга двигателя меняется. Используется форсаж, просто происходит увеличение тяги по мере снижения противодавления среды. Не так ли? Ну и как мне считать по ф-ле Циолковского - посекундно?
В ф-ле Циолковского тяги нет. Характеристическая скорость не зависит от тяги двигателя. Только от удельного импульса и соотношения начальной и конечной массы ракеты.
Поэтому я и спрашиваю - какой параметр двигателя по-вашему завышен в официальных данных по F-1?

От тяги зависит конечная скорость при старте с земли через учет гравитационных потерь. А потери равны времени полета, помноженному на ускорение свободного падения (и синус угла к вертикали при полете под углом, а не строго вверх), так что легко вычисляются независимым путем.
Например для Сатурна-5 грав. потери не могут быть больше 160*9,8=1568 м/с даже если бы он летел строго вертикально.


Вы не хотите обсуждать этот вопрос?
От Pokrovsky~stanislav
К Жук в городе (30.01.2008 11:55:59)
Дата 30.01.2008 14:31:44

Re: Ответ на...

>В ф-ле Циолковского тяги нет. Характеристическая скорость не зависит от тяги двигателя.
В формуле Циолковского тяга присутствует - в неявном виде - через расход топлива в единицу времени.
Простыми преобразованиями она может быть переписана в обозначениях тяги и УИ.

>Только от удельного импульса и соотношения начальной и конечной массы ракеты.

А от времени, за которое масса изменилась от начальной до конечной? Если топливо долгими часами расходуется через махонькое такое сопло, имеющее, однако высокий УИ, - то по израсходовании всего топлива ракета рискует так и не сдвинуться с места. Не так ли?

Видите: опять лукавите. Т.е. ОТКРОВЕННО МОШЕННИЧАЕТЕ.

>Вы не хотите обсуждать этот вопрос?

Я же сказал - не хочу. Потому что Вы - Жук.
И то, что сейчас происходит на наших глазах - типичный демагогический прием увода внимания от просто и ясно поставленной проблемы неправильной скорости - в дебри обсуждений, как оно могло быть, как оно не могло быть, какие дорожки скользкие, какие нет...

Спасибо за внимание. Вы свободны.
От Жук в городе
К Pokrovsky~stanislav (30.01.2008 14:31:44)
Дата 30.01.2008 14:51:12

Re: Ответ на...

>>В ф-ле Циолковского тяги нет. Характеристическая скорость не зависит от тяги двигателя.
>В формуле Циолковского тяга присутствует - в неявном виде - через расход топлива в единицу времени.
>Простыми преобразованиями она может быть переписана в обозначениях тяги и УИ.
Расхода топлива и времени работы в ф-ле Циолковского тоже нет. По ф-ле Циолковского находится теоретическая хар. скорость при данном УИ и соотношении масс. Поэтому она действует всегда и во всем.

>>Только от удельного импульса и соотношения начальной и конечной массы ракеты.
>
>А от времени, за которое масса изменилась от начальной до конечной? Если топливо долгими часами расходуется через махонькое такое сопло, имеющее, однако высокий УИ, - то по израсходовании всего топлива ракета рискует так и не сдвинуться с места. Не так ли?
Не так.
Именно описанным образом работают все ЭРД - их тяга измеряется миллиграммами, а УИ - десятками тысяч м/с. Широко применяются в качестве двигателей коррекции и ориентации на спутниках, используются в проекте марсианского экспедиционного корабля РКК Энергия и т.п.
Впрочем, это характерно не только для ЭРД, а для всех двигателей малой тяги, просто на примере ЭРД это видно наиболее ярко.

>Видите: опять лукавите. Т.е. ОТКРОВЕННО МОШЕННИЧАЕТЕ.
Ну вот Вы начинаете меня обвинять...
Вы просто не в курсе про ЭРД.
А я говорю чистую правду.

>>Вы не хотите обсуждать этот вопрос?
>
>Я же сказал - не хочу. Потому что Вы - Жук.
Зато у вас негров линчуют.

>И то, что сейчас происходит на наших глазах - типичный демагогический прием увода внимания от просто и ясно поставленной проблемы неправильной скорости -
Проблемы нет. Есть Ваши расчеты.
Проверка расчетов - демагогический прием???

> в дебри обсуждений, как оно могло быть, как оно не могло быть, какие дорожки скользкие, какие нет...
Я предлагаю сделать обратную проверку по независимой методике. Вы получили некую скорость и цифра повисла в воздухе.

>Спасибо за внимание. Вы свободны.
Погодите, не капитулируйте так быстро.
От Pokrovsky~stanislav
К Жук в городе (30.01.2008 14:51:12)
Дата 30.01.2008 15:30:30

Re: Ответ на...

>Я предлагаю сделать обратную проверку по независимой методике.

Независимая методика - это эксперимент. Т.е. прямое измерение. И только.

Проверки расчетами не говорят ни о чем, поскольку в своем итоге должны аппелировать к общественному мнению относительно массы и конструкции ракеты.

Типа: сто чертей на кончике данной иглы - это же очевидный абсурд - это всем известно! Бабушка, тебе черти снились? - Вот и скажи - не тесновато ли им было бы на этом игольном кончике?
От Жук в городе
К Pokrovsky~stanislav (30.01.2008 15:30:30)
Дата 30.01.2008 16:50:43

Re: Ответ на...

> Независимая методика - это эксперимент. Т.е. прямое измерение. И только.
Вы сделали 3 оценки по разным методикам и ни одного эксперимента. Ни одного прямого измерения. Но от других требуете экспериментов и измерений.

> Проверки расчетами не говорят ни о чем, поскольку в своем итоге должны аппелировать к общественному мнению относительно массы и конструкции ракеты.
Тут общественное мнение достаточно подготовленное к любым массам и конструкциям.
Тем более что соотношение масс наверняка будет нормальным, а по конструкции после идеи Попова о "переодевании Сатурна-1Б" фантазировать уже некуда. И вообще мы с Вами разговриваем, а не к общественному мнению аппелируем.

> Типа: сто чертей на кончике данной иглы - это же очевидный абсурд - это всем известно! Бабушка, тебе черти снились? - Вот и скажи - не тесновато ли им было бы на этом игольном кончике?
Давайте не будем оперировать такими сомнительными доводами, как бабушкины сны про чертей.


В общем, идея такая.

Скорость ракеты равна удельному импульсу, помноженному на дес. логарифм соотношения начальной массы и конечной, за минусом грав. потерь. Выражаем массу в процентах, чтобы не замыкаться на конкретных цифрах. Удельный импульс берем средним между околоповерхностным и пустотным. Все это подставляем в выражение и находим массу топлива первой ступени, израсходованную для достижения данной скорости.

Сатурн-1С:
Мст = 586 т = 100 %
Мтоп 1ст. = 407 т = 69.5%
УИ= (296+262)/2 = 279 сек
9,81*279*ln(100/(100-69.5))=3250 м/с

Грав. и аэрод. потери ~1400 м/с
Итоговая скорость ~ 1850 м/с
Как и указано в официальных документах НАСА


Сатурн-5:
Мст = 2950 т = 100%
Мтоп 1ст. = 2150 т = 73%
УИ= (304+265)/2 = 284.5 сек
9,81*284.5*ln(100/(100-73))=3654 м/с

Грав. и аэрод. потери ~1250 м/с
Итоговая скорость ~ 2400 м/с
Как и указано в официальных документах НАСА


Теперь считаем в обратном порядке. Сумму грав. и аэродинам. потерь берем среднюю между максимально возможной 1550 и заявленной 1250 = 1400 м/с. А конечную скорость - уточненную 1300 м/с.

Тут встает вопрос об удельном умпульсе. Как видим, тяги здесь нигде нет, значит варьировать в параметрах двигателя можно только удельный импульс. Раз Вы считаете, что двигатель был слабее, значит и импульс у него был меньше, иначе мы не выйдем на такую низкую скорость.
Допустим, имульс меньше на 25% и равен в среднем по траектории 284,5*0,75= 213,5 сек.
Считаем:

9,81*213,5*ln(100/(100-x)=1300+1400
ln(100/(100-x)=2700/2094=1.29
x=72.5(%)

Вот мы и получили, что при уменьшении параметров двигателя на 25% все отлично сходится и соотношение масс вполне реалистичное, общественное мнение будет спокойно.

И я не говорю, что ракета была большая или маленька. При таком удельном импульсе и соотношении масс ракета ЛЮБОГО размера будет иметь скорость 1300 м/с (с учетом потерь, конечно, но они могут быть только у очень узком диапазоне при известно времени работы).
От Pokrovsky~stanislav
К Жук в городе (30.01.2008 16:50:43)
Дата 30.01.2008 20:05:55

Re: Ответ на...

>И я не говорю, что ракета была большая или маленька. При таком удельном импульсе и соотношении масс ракета ЛЮБОГО размера будет иметь скорость 1300 м/с (с учетом потерь, конечно, но они могут быть только у очень узком диапазоне при известно времени работы).

Тю, так и я приблизительно то же и говорю. Скорость 1300 может быть получена в широком диапазоне стартовых масс.
Хоть так считай, хоть эдак.
А дальше что?

А дальше бабушка с ее чертовыми снами.

Никогда ты не станешь майором
От Жук в городе
К Pokrovsky~stanislav (30.01.2008 20:05:55)
Дата 30.01.2008 23:22:02

Тяга на старте?

> Тю, так и я приблизительно то же и говорю. Скорость 1300 может быть получена в широком диапазоне стартовых масс.
> А дальше что?
А вот дальше уже можно считать расход топлива и тягу.

Известный ролик дает точное время, соответсвующее официальной версии НАСА, 160 сек полета 1-й ступени. 135 сек работали все 5 двигателей, остальные 25 сек - 4 двигателя.

Вы говорили о дросселировании и сокращении расхода?
Дросселирование ЖРД достаточно сложная техническая задача. Если допустить такое (даже на двигателе меньшей тяги), тогда надо признать, что американцам удалось сделать двигатель выдающийся не только по тяге (явно больше Н-1 на Сатурне-1Б), но и по широкому диапазону управления ее величиной. Таких достижений даже НАСА себе не приписывает. Сделать "тупой" ЖРД фиксированной мощности заведомо проще. Большой ЖРД фиксированной мощности. То на то и выходит.

В статье Вы также говорите о возможности отключения не 1 двигателя из 5, а 4. На это совсем не похоже. Быстрое уменьшение "факела" в 5 раз должно быть очень заметно. Уж очень неправдоподобно бы получилось, поскольку кроме выхлопа на таком расстоянии ничего толком и не видно. Слишком бросалось бы в глаза.

Значит имеем 135х+25*0,8х=155х, где х тяга 5 двигателей.
Т.е. 160 сек работы двигателей по известной схеме отключения равно 155 сек работы всех двигателей одновременно.

Дальше делим использованное топливо (72,5% стартовой массы) на эти 155 сек, получаем 0,468% - секундный расход. Он практически не зависит от высоты полета, поскольку с увеличением высоты одинаково растут и тяга, и удельный импульс, а их соотношение остается одинаковым.

Теперь умножаем расход на околоземный удельный импульс и получаем тягу на старте относительно стартовой массы.

(262*0,75)*0,468 = 92% Мст

Т.е. тяга получается меньше веса.
Такая ракета не оторвется стартового стола, как Вы понимаете.

У официального Сатурна будет:
73/155=0,471 %/сек
262*0,471 = 123,4% Мст
Именно такая низкая тяговооруженность и указана везде для Сатурна. Причем, всегда говорится, что это очень мало. И это легко проверить в сравнении со всеми остальными ракетами-носителями.
От Pokrovsky~stanislav
К Жук в городе (30.01.2008 23:22:02)
Дата 01.02.2008 05:34:22

Re: Тяга на...

>В статье Вы также говорите о возможности отключения не 1 двигателя из 5, а 4. На это совсем не похоже. Быстрое уменьшение "факела" в 5 раз должно быть очень заметно. Уж очень неправдоподобно бы получилось, поскольку кроме выхлопа на таком расстоянии ничего толком и не видно. Слишком бросалось бы в глаза.

Вот о том, что любая расчетная проверка будет сопровождаться необходимыми Вам допущениями с аппелляцией к бабушке, точно видевшей чертей во сне, - я и говорил.

И такие допущения, в том числе принятые "как само собой разумеющиеся" - во множестве лежат под всем Вашим расчетом.

Ув. Жук(маска, я тебя узнал, ну да ладно...)!
Вы совершенно не желаете учитывать специфику оппонента. Я Вам даже могу рассказать, как это было несколько веков назад.

В монастырях возник огромный пласт знаний: сельскохозяйственных, металлургических, геологических, навыков нивелирования местности для целей мелиорации, навыки производства керамики, кораблестроительные знания, алхимия и алхимические технологии производства красителей для тканей.... В противовес этому под контролем римского папы стали возникать университеты. В которых даже не думали преподавать эти важные знания. Зато готовили демагогов: телогов, философов, юристов. Главный предмет - риторика. Умение наплести-наплести всевозможных софистических аргументов, окутать словесами, доказать, что явно видимое черное на самом деле белое и наоборот.
И аппелируя к бабушке, которая точно видела чертей во сне, - запустить руку в карман уважаемой публики.



От Жук в городе
К Pokrovsky~stanislav (01.02.2008 05:34:22)
Дата 01.02.2008 14:57:14

Re: Тяга на...

>>В статье Вы также говорите о возможности отключения не 1 двигателя из 5, а 4. На это совсем не похоже. Быстрое уменьшение "факела" в 5 раз должно быть очень заметно. Уж очень неправдоподобно бы получилось, поскольку кроме выхлопа на таком расстоянии ничего толком и не видно. Слишком бросалось бы в глаза.
>
>Вот о том, что любая расчетная проверка будет сопровождаться необходимыми Вам допущениями с аппелляцией к бабушке, точно видевшей чертей во сне, - я и говорил.
Вас не устраивает допущение, что на ролике видно именно то, что сказано в официальной версии НАСА? Вместо этого, Вы сами допускаете, что выключали 4 двигателя из 5? Такое допущение в принципе ничуть не лучше. Таже бабушка с чертями, только в профиль.

Ну давайте отключим 4 двигателя. Тогда время работы быдет 135+25*0,2=140 сек (работы всех двигателей).
72,5/140=0,518 %/сек расход
(262*0,75)*0,518 = 102% Мст

Нет, все равно не взлетит.
Закачается и упадет на старт, как Фау-2 на известных кадрах кинохроники.
Это не спасет отца русской демократии (с)

>И такие допущения, в том числе принятые "как само собой разумеющиеся" - во множестве лежат под всем Вашим расчетом.
>Ув. Жук(маска, я тебя узнал, ну да ладно...)!
>Вы совершенно не желаете учитывать специфику оппонента. Я Вам даже могу рассказать, как это было несколько веков назад.
>В монастырях возник огромный пласт знаний: сельскохозяйственных, металлургических, геологических, навыков нивелирования местности для целей мелиорации, навыки производства керамики, кораблестроительные знания, алхимия и алхимические технологии производства красителей для тканей.... В противовес этому под контролем римского папы стали возникать университеты. В которых даже не думали преподавать эти важные знания. Зато готовили демагогов: телогов, философов, юристов. Главный предмет - риторика. Умение наплести-наплести всевозможных софистических аргументов, окутать словесами, доказать, что явно видимое черное на самом деле белое и наоборот.
>И аппелируя к бабушке, которая точно видела чертей во сне, - запустить руку в карман уважаемой публики.

Все это, конечно, очень интересно, но это все лирика и риторика.

А как с математикой?


И вот еще что.
Весь полет Сатурна-5 с Аполлоном-11 зафиксирован на известном ролике. В том числе момент отключения центрального двигателя. В отличие от бабушкиных снов. Вы его смотрели? Готовы разобрать?
От Durga
К Жук в городе (01.02.2008 14:57:14)
Дата 01.02.2008 17:58:49

Re: Тяга на...

Привет
>>>В статье Вы также говорите о возможности отключения не 1 двигателя из 5, а 4. На это совсем не похоже. Быстрое уменьшение "факела" в 5 раз должно быть очень заметно. Уж очень неправдоподобно бы получилось, поскольку кроме выхлопа на таком расстоянии ничего толком и не видно. Слишком бросалось бы в глаза.
>>
>>Вот о том, что любая расчетная проверка будет сопровождаться необходимыми Вам допущениями с аппелляцией к бабушке, точно видевшей чертей во сне, - я и говорил.
>Вас не устраивает допущение, что на ролике видно именно то, что сказано в официальной версии НАСА? Вместо этого, Вы сами допускаете, что выключали 4 двигателя из 5? Такое допущение в принципе ничуть не лучше. Таже бабушка с чертями, только в профиль.

>Ну давайте отключим 4 двигателя. Тогда время работы быдет 135+25*0,2=140 сек (работы всех двигателей).
>72,5/140=0,518 %/сек расход
>(262*0,75)*0,518 = 102% Мст

Не понимаю, к чему вы ведете этот спор? Вы нам пытаетесь доказать, что нельзя собрать такую ракету, которая будет внешне имитировать Сатурн 5 а первая ступень лететь требуемое количество времени?

>Нет, все равно не взлетит.
>Закачается и упадет на старт, как Фау-2 на известных кадрах кинохроники.
>Это не спасет отца русской демократии (с)

>>И такие допущения, в том числе принятые "как само собой разумеющиеся" - во множестве лежат под всем Вашим расчетом.
>>Ув. Жук(маска, я тебя узнал, ну да ладно...)!
>>Вы совершенно не желаете учитывать специфику оппонента. Я Вам даже могу рассказать, как это было несколько веков назад.
>>В монастырях возник огромный пласт знаний: сельскохозяйственных, металлургических, геологических, навыков нивелирования местности для целей мелиорации, навыки производства керамики, кораблестроительные знания, алхимия и алхимические технологии производства красителей для тканей.... В противовес этому под контролем римского папы стали возникать университеты. В которых даже не думали преподавать эти важные знания. Зато готовили демагогов: телогов, философов, юристов. Главный предмет - риторика. Умение наплести-наплести всевозможных софистических аргументов, окутать словесами, доказать, что явно видимое черное на самом деле белое и наоборот.
>>И аппелируя к бабушке, которая точно видела чертей во сне, - запустить руку в карман уважаемой публики.
>
>Все это, конечно, очень интересно, но это все лирика и риторика.

>А как с математикой?


>И вот еще что.
>Весь полет Сатурна-5 с Аполлоном-11 зафиксирован на известном ролике. В том числе момент отключения центрального двигателя. В отличие от бабушкиных снов. Вы его смотрели? Готовы разобрать?

Вы зря пытаетесь апеллировать к математике. Покажите решение для всего множества ракет с параметрами, и докажите, что не может быть иной кроме С-5. Напрасно спорите - ваша аргументация ничего не доказвает относительно того ролика. К тому моменту отключения вопросов тьма - в середине остается один жалкий факел.
От Жук в городе
К Durga (01.02.2008 17:58:49)
Дата 04.02.2008 11:47:13

Re: Тяга на...

>Привет
>>>>В статье Вы также говорите о возможности отключения не 1 двигателя из 5, а 4. На это совсем не похоже. Быстрое уменьшение "факела" в 5 раз должно быть очень заметно. Уж очень неправдоподобно бы получилось, поскольку кроме выхлопа на таком расстоянии ничего толком и не видно. Слишком бросалось бы в глаза.
>>>
>>>Вот о том, что любая расчетная проверка будет сопровождаться необходимыми Вам допущениями с аппелляцией к бабушке, точно видевшей чертей во сне, - я и говорил.
>>Вас не устраивает допущение, что на ролике видно именно то, что сказано в официальной версии НАСА? Вместо этого, Вы сами допускаете, что выключали 4 двигателя из 5? Такое допущение в принципе ничуть не лучше. Таже бабушка с чертями, только в профиль.
>
>>Ну давайте отключим 4 двигателя. Тогда время работы быдет 135+25*0,2=140 сек (работы всех двигателей).
>>72,5/140=0,518 %/сек расход
>>(262*0,75)*0,518 = 102% Мст
>
>Не понимаю, к чему вы ведете этот спор? Вы нам пытаетесь доказать, что нельзя собрать такую ракету, которая будет внешне имитировать Сатурн 5 а первая ступень лететь требуемое количество времени?

Что проще сделать более легкую ракету, которая будет летать ровно такое же время с ровно такой же конечной скоростью.

>>Нет, все равно не взлетит.
>>Закачается и упадет на старт, как Фау-2 на известных кадрах кинохроники.
>>Это не спасет отца русской демократии (с)
>
>>>И такие допущения, в том числе принятые "как само собой разумеющиеся" - во множестве лежат под всем Вашим расчетом.
>>>Ув. Жук(маска, я тебя узнал, ну да ладно...)!
>>>Вы совершенно не желаете учитывать специфику оппонента. Я Вам даже могу рассказать, как это было несколько веков назад.
>>>В монастырях возник огромный пласт знаний: сельскохозяйственных, металлургических, геологических, навыков нивелирования местности для целей мелиорации, навыки производства керамики, кораблестроительные знания, алхимия и алхимические технологии производства красителей для тканей.... В противовес этому под контролем римского папы стали возникать университеты. В которых даже не думали преподавать эти важные знания. Зато готовили демагогов: телогов, философов, юристов. Главный предмет - риторика. Умение наплести-наплести всевозможных софистических аргументов, окутать словесами, доказать, что явно видимое черное на самом деле белое и наоборот.
>>>И аппелируя к бабушке, которая точно видела чертей во сне, - запустить руку в карман уважаемой публики.
>>
>>Все это, конечно, очень интересно, но это все лирика и риторика.
>
>>А как с математикой?
>

>>И вот еще что.
>>Весь полет Сатурна-5 с Аполлоном-11 зафиксирован на известном ролике. В том числе момент отключения центрального двигателя. В отличие от бабушкиных снов. Вы его смотрели? Готовы разобрать?
>
> Вы зря пытаетесь апеллировать к математике.
Вы в ней не сильны? Лучше получается с риторикой?

> Покажите решение для всего множества ракет с параметрами, и докажите, что не может быть иной кроме С-5. Напрасно спорите - ваша аргументация ничего не доказвает относительно того ролика. К тому моменту отключения вопросов тьма - в середине остается один жалкий факел.
А Вы ролик-то видели?
От Жук в городе
К Жук в городе (04.02.2008 11:47:13)
Дата 04.02.2008 15:21:00

Re: Тяга на...

>>Не понимаю, к чему вы ведете этот спор? Вы нам пытаетесь доказать, что нельзя собрать такую ракету, которая будет внешне имитировать Сатурн 5 а первая ступень лететь требуемое количество времени?
>
>Что проще сделать более легкую ракету, которая будет летать ровно такое же время с ровно такой же конечной скоростью.
Это первое.

А второе то, что имея даже в 2 раза меньшую ракету НАСА могла организовать точно такую же экспедицию по двухпусковой схеме, примерно как предлагается сейчас (на двух Аресах). Вообще, такой вариант изначально рассматривался, наряду со схемой прямой посадки, без выход на орбиту. Причем в 2х разных вариантах - со стыковкой раздельно выводимых орбитального и посадочного модулей на околоземной орбите и на окололунной (тогда модули добирались бы туда по-отдельности).

Все это ведет к одному единственному выводу:
Американам проще, полезнее и надежнее было реально слетать на Луну тем или иным способом, чем устраивать грандиозную аферу, требующую серьезных геополитических уступок СССР или грозящей не менее грандиозным и позорным разоблачением.
От Karev1
К Жук в городе (30.01.2008 23:22:02)
Дата 31.01.2008 14:07:08

Re: Тяга на...

>Теперь умножаем расход на околоземный удельный импульс и получаем тягу на старте относительно стартовой массы.

>(262*0,75)*0,468 = 92% Мст

>Т.е. тяга получается меньше веса.
>Такая ракета не оторвется стартового стола, как Вы понимаете.

>У официального Сатурна будет:
>73/155=0,471 %/сек
>262*0,471 = 123,4% Мст
>Именно такая низкая тяговооруженность и указана везде для Сатурна. Причем, всегда говорится, что это очень мало. И это легко проверить в сравнении со всеми остальными ракетами-носителями.
Простите, не проверял ваш расчет. Я делал аналогичный, где-то в мае. У меня все получилось нормально. Вы учитываете, что ракету можно недозаправить и этим обеспечить стартовую тяговооруженность равную заявленной? Посмотрите в архиве, там должен быть мой расчет.
От Жук в городе
К Karev1 (31.01.2008 14:07:08)
Дата 31.01.2008 14:11:26

Re: Тяга на...

> Вы учитываете, что ракету можно недозаправить и этим обеспечить стартовую тяговооруженность равную заявленной?

Конечно, можно недозаправлять. Но тогда и продолжительность работы двигателей будет меньше.
Все слишком взаимосвязано.
От Karev1
К Жук в городе (31.01.2008 14:11:26)
Дата 04.02.2008 10:17:58

Re: Тяга на...

>> Вы учитываете, что ракету можно недозаправить и этим обеспечить стартовую тяговооруженность равную заявленной?
>
>Конечно, можно недозаправлять. Но тогда и продолжительность работы двигателей будет меньше.
>Все слишком взаимосвязано.
Я больше полугода назад с помощью той же формулы Циолковского показал, что С-5 мог лететь при тяге значительно меньше объявленной. Возражений ни у кого к расчету не нашлось.
От Жук в городе
К Karev1 (04.02.2008 10:17:58)
Дата 04.02.2008 11:35:34

Re: Тяга на...

>>> Вы учитываете, что ракету можно недозаправить и этим обеспечить стартовую тяговооруженность равную заявленной?
>>
>>Конечно, можно недозаправлять. Но тогда и продолжительность работы двигателей будет меньше.
>>Все слишком взаимосвязано.
>Я больше полугода назад с помощью той же формулы Циолковского показал, что С-5 мог лететь при тяге значительно меньше объявленной. Возражений ни у кого к расчету не нашлось.
Лететь может.
Не может стартовать.

Фактически мы сейчас выясняем - насколько революционными для конца 60-х должны быть двигатели двигатели Сатурна-5.
То, что они были дросселируемыми уже выяснили. То, что при всей дросселируемости они были исключительно надежными - тоже не подвергается сомнению. Теперь вопрос в глубине дросселирования.
От Karev1
К Жук в городе (04.02.2008 11:35:34)
Дата 13.02.2008 13:00:24

Про дросселирование

>>>> Вы учитываете, что ракету можно недозаправить и этим обеспечить стартовую тяговооруженность равную заявленной?
>>>
>>>Конечно, можно недозаправлять. Но тогда и продолжительность работы двигателей будет меньше.
>>>Все слишком взаимосвязано.
>>Я больше полугода назад с помощью той же формулы Циолковского показал, что С-5 мог лететь при тяге значительно меньше объявленной. Возражений ни у кого к расчету не нашлось.
>Лететь может.
>Не может стартовать.
Проблем со стартом никаких.
>Фактически мы сейчас выясняем - насколько революционными для конца 60-х должны быть двигатели двигатели Сатурна-5.
>То, что они были дросселируемыми уже выяснили. То, что при всей дросселируемости они были исключительно надежными - тоже не подвергается сомнению. Теперь вопрос в глубине дросселирования.
Собственно говоря это не совсем дросселирование, просто ЖРД переводится в режим конечной ступени. Например двигатель ракеты 8К63 под конец работы переводился в такой режим, топливные клапаны прикрывались и тяга падала то ли в 2 то ли в 3 раза. Проблем вроде никаких не было (разработка середины 50-х годов).
От Жук в городе
К Жук в городе (30.01.2008 16:50:43)
Дата 30.01.2008 16:59:20

Re: Ответ на...

Ошибка :(
> Скорость ракеты равна удельному импульсу, помноженному на дес. логарифм соотношения ...
Конечно, логарифм не десятичный, а натуральный. Впрочем, в расчетах так и есть.
От Pokrovsky~stanislav
К Жук в городе (30.01.2008 16:59:20)
Дата 30.01.2008 20:08:07

Re: Ответ на...

>Ошибка :(
>> Скорость ракеты равна удельному импульсу, помноженному на дес. логарифм соотношения ...
>Конечно, логарифм не десятичный, а натуральный. Впрочем, в расчетах так и есть.

Не беспокойтесь. Я за такое не цепляюсь, в крайнем случае - укажу на увлеченность и небрежность. - ЧЕСТНАЯ небрежность. - Которую я вполне уважаю.
Честь имею!