Были или нет американцы на Луне?

Цитата: Михаил Бack от 20.10.2015 10:23:56Отвечал я уже про шатлы. Чуть выше. Ваще однообразный набор контраргументов у НАСАфилов – Брумель, Гагарин, шатлы. Были ане, шатлы эти, были. Ещё бы им не быть! Вот что в сверхлояльной Вики написано:

Программа «Мир» — «Шаттл» /…./ Назначением этой программы, также известной как «Phase One» («Фаза Один»), являлась передача российского опыта долговременных полётов /…/ первый старт по ней состоялся в 1994 году и до завершения её в 1998 году было совершено 11 запусков
Американские бесхвостые обезьяны спёрли всё, что могли. Одиннадцать полётов, каждый из которых по стоимости сравним с лунным! Тем не менее самостоятельно станцию соорудить не сумели. А потом и вовсе их пилотируемая космонавтика кончилась. Но всё равно интересно заметить - из 135 полётов 11 полётов покорители Луны предприняли, чтобы накрысить советского опыта [в другой статье написано, что полётов к станции Мир было 9].

Момент, но в той же википедии написано, что американцы высаживались на Луну! Надо бы Вам разобраться, по каким критериям Вы определяете, чему верить, а чему нет.

Цитата: krizis2003 от 20.10.2015 10:16:47По факту , учли два раза,

Хотелось бы посмотреть на сам факт.

Цитата: Цитатано я смотрю не на цифры, все проблемы Сатурна - его размеры,и инфраструктура их обслуживания, -  первые ступени девшёвые, в силу простоты.

Как раз наоборот - из-за посредственных характеристик F-1 первая ступень имеет огромные размеры и кучу технологических сложностей по формированию листов переменной толщины (из заготовок толщиной 2 дюйма фрезеровались панели толщиной около 5 мм). Вторая же ступень - это уже водород, с которым наши до сих пор не начали играться. Видимо из-за простоты и дешевизны?

Цитата: ЦитатаУ Шаттла все компоненты гораздо дороже, с размерами тоже проблема, + гораздо дороже водородная инфраструктура.

Вторая и третья ступени Сатурна-5 - водородные. Вся водородная инфраструктура пригодилась для Шаттла.

Цитата: ЦитатаТ.е стоимость запуска может быть сопоставима. А грузоподъёмность Сатурна выше в несколько раз. Способность возвращать груз  гораздо дешевле реализуется на одноразовых аппаратах.

Знаете примеры предполагаемого  возвращения  на Землю 14 тонн полезной нагрузки на одноразовых системах?

Цитата: ЦитатаНичего я не  попутал Ведь речь идёт о обратном масштабировании, от большего к меньшему.

А какой смысл масштабировать американцам устаревший двигатель в меньшую сторону? При таком масштабировании всю технологическую оснастку все равно придется создавать заново. Ну и ниша там уже занята современными высокоимпульсными движками: RS-68 - 325 т.с., RS-24 - 180 т.с., RS-27 - 90 т.с.

Цитата: ЦитатаУ СССР не вышло не масштабировать, а сделать двигатель с уникальными параметрами, наращивали сразу и давление в камере сгорания, и размеры, оказалось выгоднее пожертвовать тяговооружённостью, в пользу экономичности.

А разве "сделать" и "масштабировать в большую сторону" - это не одно и тоже? У СССР не вышло сделать "двигатель с уникальными параметрами", отчего же не масштабировали одну камеру?

Цитата: ЦитатаУ американцев есть не напряжённые двигатели разных размерностей, полученные масштабированием, небыло проблем сделать промежуточный

Да, но зачем?

Насчёт неэкономичности и отсталости ракет "Сатурн"

Нашим бедным насатым друзьям нужно лечить свои простуженные головы и решительно требовать новых методичек.
Сатурновские двигатели  J-2 планировалось использовать в ракетах "Арес-1" и "Арес-5" и планируют поставить на
проектируемую SLS.
Такая вот дерьмовейшая фонбрауновская ракета "Сатурн 1-В", опередившая своё время почти на столетие.

Цитата: чебуратор от 20.10.2015 10:57:39Насчёт неэкономичности и отсталости ракет "Сатурн"

Нашим бедным насатым друзьям нужно лечить свои простуженные головы и решительно требовать новых методичек.
Сатурновские двигатели  J-2 планировалось использовать в ракетах "Арес-1" и "Арес-5" и планируют поставить на
проектируемую SLS.
Такая вот дерьмовейшая фонбрауновская ракета "Сатурн 1-В", опередившая своё время почти на столетие.

Ну если сравнивать удельные импульсы этих двигателей в зоне их применения, то у F-1 он 265 секунд, а у J-2 - 425. (Это как раз показатель древности и замшелости потомка Фау-2).

Цитата: ILPetr от 20.10.2015 10:00:241. Почему мои? Я Вам дал ссылку на ТТХ скафандров Орлан, там средняя выводимая тепловая мощность указана. Мнение кондиционерщиков очень интересно, но оно относится к офисной работе, а не к работе в условиях стресса, поэтому можете эти оценки использовать только как грубое приближение.

2. А где полтора киловатта на квадратный метр от солнечного излучения? Берем прикидочно сечение КМ как трапецию с нижним основанием 3,9 м, высотой 3 м и верхним основанием 1 м. Считаем площадь сечения (1+3,9)х3/2 = 7 м2. Умножаем 7 на 1,5 и получаем 10 кВт притока от Солнца. Пусть корабль отражал 90% солнечного излучения (т.к. он был не черный, а белый-белый), 1 кВт все равно пошел на нагрев КМ. Прибавляем к Вашим 990 ваттам солнечные 1000 и получаем суммарно 1990 ватт. Сильно отличается результат от Вашей оценки в 2035 ватт?

3. Выбрав оптимальную ориентацию корабля можно было "максимизировать" нагрев КМ солнечным излучением.

1. Методика расчёта СОЖ летательного аппарата напрямую используется и для КА, как в той, на которую я давеча Вам приводил ссылку. Всё-таки согласитесь, что КА различной конструкции ближе друг к другу, чем к скафандру, тем более удобно, что там приведены чистые цифры, не требующие пересчёта. Работа селенавтов на борту трудно признать физически очень тяжёлой, т.к. они работали в очень стеснённых условиях и просто не имели возможности приложить куда-либо свои физические возможности. Да и вообще, работа в невесомости характеризуется очень низкой затратой физической энергии, надеюсь, что не будете с этим спорить. Плюс ко всему, я оцениваю среднесуточные теплопотери, а в скафандрах в открытом космосе всё-таки никто не спит, в отличие от КА. Так что я настаиваю на том, что методика для ЛА более адекватна ситуации, в отличие от скафандра. Так вот, что для кабины ЛА, что для земных помещений во второй методике, которую я Вам предложил для примера, теплоотдача взрослого человека оценивается при комфортной температуре воздуха одинаково - 145 Вт. А для холодного земного помещения при 10 градусах - в 180 Вт. Прямые табличные значения, что Вам не нравится? Для аварийной кабины ЛА не нашёл, уж извините, но примерно цифры оценить можно. Раз уж теплоотдача при нормальных условиях одинаковая, то и при аварийных должна быть примерно одинаковая. И это сравнение уж куда как ближе к условиям Аполлона, чем человек в скафандре в открытом космосе.
2.Нагрев тела, находящегося на этой орбите уравновешивается излучёнными теплопотерями от его затенённой стороны. И уравновешивается, например, для поверхности Луны - в среднем на 220К (мин 100К, макс. 390К). Я в прошлом посте считал по-простому, среднеарифметически минус 20 по Цельсию, а на самом деле всё ещё серьёзнее, среднегеометрически (из Вики) - минус 53 градуса. Так что, всякие брошенные-потерянные КА, летающие на этих орбитах, в конечном итоге остывают до средней равновесной температуры примерно минус пятьдесят. Да, по поверхности бродят бешеные плюсы и минусы, но в итоге - минус 50 градусов. Так что Ваши 1000Вт солнечного нагрева с одной стороны в итоге уравновешиваются 1000Вт излучения тепла в космос с другой, теневой стороны. Что доказывает своим примером Луна. А если хочется нагреть тело до комфортной температуры - извольте затратить энергию. Т.к. КА имеет какую-никакую теплоизоляцию, то можно сэкономить, нагревая не весь корабль сплошь, а некую теплоизолированную полость внутри его, которая всё равно будет терять тепло, но уже гораздо меньше. И чтобы нагреть внутренности Аполлона до комфортных условий в норме требовалось потребление тока 55А от его 28 вольтовых аккумуляторов, т.е. около 1500 Ватт. Отключите питание - и он остынет внутри себя до равновесных -50 градусов. Просто уменьшите нагрев и тепловой баланс сойдётся на другой температуре, ближе к минус 50. Для простоты расчёта по закону Стефана-Больцмана, ту часть КА, которая излучает в космос излишнее тепло от внутренних нагревателей через иллюминаторы и теплоизоляцию считаем абсолютно чёрным телом (вся погрешность приближения отразится на константе, которая входит в формулу в первой степени). То есть, чтобы нагреть это тело до некой температуры, превышающей равновесную эффективную по этому закону необходимо компенсировать увеличение его излучательной способности, пропорционально увеличению абсолютной температуры в четвёртой степени. Так вот, основной вопрос, который меня интересует: почему при резком снижении мощности внутреннего источника тепла (в сумме примерно в два раза) температура внутри Аполлона снизилась всего на примерно 10 градусов? А должна была по закону Стефана-Больцмана на примерно 19% от 295К до 248К, т.е. примерно минус 25 градусов Цельсия!
3. Про оптимизацию нагрева/охлаждения я уже писал. Луна достаточно оптимально ориентирована к Солнцу? Всегда есть участок поверхности, ориентированный по нормали к лучам. В результате - минус 53 градуса. И это при том, что альбедо Луны явно способствует нагреву, в отличие от блестящей металлической поверхности Аполлона.
P.S. Исправил температуру после внимательного пересчёта по Стефану с Больцманом.

Цитата: Вадим Р. от 20.10.2015 11:28:541. Методика

Скрытый текст

расчёта СОЖ летательного аппарата напрямую используется и для КА, как в той, на которую я давеча Вам приводил ссылку. Всё-таки согласитесь, что КА различной конструкции ближе друг к другу, чем к скафандру, тем более удобно, что там приведены чистые цифры, не требующие пересчёта. Работа селенавтов на борту трудно признать физически очень тяжёлой, т.к. они работали в очень стеснённых условиях и просто не имели возможности приложить куда-либо свои физические возможности. Да и вообще, работа в невесомости характеризуется очень низкой затратой физической энергии, надеюсь, что не будете с этим спорить. Плюс ко всему, я оцениваю среднесуточные теплопотери, а в скафандрах в открытом космосе всё-таки никто не спит, в отличие от КА. Так что я настаиваю на том, что методика для ЛА более адекватна ситуации, в отличие от скафандра. Так вот, что для кабины ЛА, что для земных помещений во второй методике, которую я Вам предложил для примера, теплоотдача взрослого человека оценивается при комфортной температуре воздуха одинаково - 145 Вт. А для холодного земного помещения при 10 градусах - в 180 Вт. Прямые табличные значения, что Вам не нравится? Для аварийной кабины ЛА не нашёл, уж извините, но примерно цифры оценить можно. Раз уж теплоотдача при нормальных условиях одинаковая, то и при аварийных должна быть примерно одинаковая. И это сравнение уж куда как ближе к условиям Аполлона, чем человек в скафандре в открытом космосе.

Вы не учитываете стресс. Если говорите о среднесуточном выделении тепла астронавтами, то Вы по умолчанию берете, что они цельные сутки спали и расслаблялись. Однако они с небольшими перерывами занимались выживанием - то квадратные регенерационные картриджи к круглым дыркам пристраивали, то воду перекачивали, то глядя в иллюминаторы корректировкой орбиты занимались и т.д и т.п. Это все стрессовые ситуации.

Цитата: Цитата2.Нагрев тела, находящегося на этой орбите уравновешивается излучёнными теплопотерями от его затенённой стороны

как только будет достигнута  равновесная температура. Это будет температура, которая обеспечит излучение в пространство ровно того количества тепла, какое выделяется внутри и поглощается из пространства.

Цитата: Цитата3. Про оптимизацию нагрева/охлаждения я уже писал. Луна достаточно оптимально ориентирована к Солнцу? Всегда есть участок поверхности, ориентированный по нормали к лучам. В результате - минус 53 градуса. И это при том, что альбедо Луны явно способствует нагреву, в отличие от блестящей металлической поверхности Аполлона.

Луна, друг мой имеет сферическую форму, в отличии от конического КМ. Таки если Вы соориентируете аппарат так, что солнце будет в задней полусфере на продолжении конической образующей, то КМ будет освещаться под углом 0 градусов к обшивке. Тенью назвать еще нельзя, но солнечное излучение не будет нагревать КМ.

Цитата: ILPetr от 20.10.2015 10:53:11Хотелось бы посмотреть на сам факт.

Вам уже отвечали без меня.

Цитата: ЦитатаКак раз наоборот - из-за посредственных характеристик F-1 первая ступень имеет огромные размеры и кучу технологических сложностей по формированию листов переменной толщины (из заготовок толщиной 2 дюйма фрезеровались панели толщиной около 5 мм). Вторая же ступень - это уже водород, с которым наши до сих пор не начали играться. Видимо из-за простоты и дешевизны?

Бак Шаттла имеет вполне сравнимые размеры, только он ещё сложней из за водорода. на второй ступени водород ещё имеет смысл, однако, будь вместо него керосин, разница в цене могла быть ещё больше. Тут сказывается заточенность на лунный флаговтык.

Цитата: ЦитатаВторая и третья ступени Сатурна-5 - водородные. Вся водородная инфраструктура пригодилась для Шаттла.

Объёмы водорода несравнимы, делать всё равно пришлось., денежку добавляла и сама эксплуатация.

Цитата: ЦитатаЗнаете примеры предполагаемого  возвращения  на Землю 14 тонн полезной нагрузки на одноразовых системах?

Я и в многоразовых такого не припомню, если один раз припомните. подумайте, стоило ли городить ради этого шаттл
нет в этом смысла обычно.

Цитата: ЦитатаА какой смысл масштабировать американцам устаревший двигатель в меньшую сторону? При таком масштабировании всю технологическую оснастку все равно придется создавать заново. Ну и ниша там уже занята современными высокоимпульсными движками: RS-68 - 325 т.с., RS-24 - 180 т.с., RS-27 - 90 т.с.

Речь о керосинка. вообще то.
Смысл - стоимость. в том числе  эксплуатации,  да и невыгоден водород на первых ступенях.  РФ делает водородники, водородные разгонные блоки, но не для себя. Оснастку, американцам, таки стоило сделать, ибо на РД 180 оказалось нереально.

Цитата: ЦитатаА разве "сделать" и "масштабировать в большую сторону" - это не одно и тоже? У СССР не вышло сделать "двигатель с уникальными параметрами", отчего же не масштабировали одну камеру?

нет, не одно и тоже, когда масштабировать неизчего. Одну камеру не масштабировали, потому что требовался экономичный двигатель. Штаты обошлись неэффективным. Могли бы и сейчас обходиться.

Цитата: krizis2003 от 20.10.2015 11:54:18Вам уже отвечали без меня.

Врете.

Цитата: ЦитатаОбъёмы водорода несравнимы, делать всё равно пришлось., денежку добавляла и сама эксплуатация.

Ну отчего же "не сравнимы" - в баке Шаттла было около 630 тонн водорода, а во второй и третьей ступени Сатурна-5 примерно 375 тонн. Разница даже не вдвое.

Цитата: ЦитатаЯ и в многоразовых такого не припомню, если один раз припомните. подумайте, стоило ли городить ради этого шаттл

нет в этом смысла обычно.

Изначально  предполагалось, что некоторые "полезные нагрузки" дешевле свозить на Землю для технического обслуживания и ремонта, или для утилизации, дабы русские не захватили. Поэтому требование о возврате 14,4 тонны было.

Цитата: ЦитатаРечь о керосинка. вообще то.
Смысл - стоимость. в том числе  эксплуатации,  да и невыгоден водород на первых ступенях.  РФ делает водородники, водородные разгонные блоки, но не для себя. Оснастку, американцам, таки стоило сделать, ибо на РД 180 оказалось нереально.

Полагаете, содержать  две  инфраструктуры дешевле?

Цитата: Цитатанет, не одно и тоже, когда масштабировать неизчего. Одну камеру не масштабировали, потому что требовался экономичный двигатель. Штаты обошлись неэффективным. Могли бы и сейчас обходиться

"Одноголовый" двигатель аналогичной тяги был бы еще экономичнее. Берем для примера РД-107/108 и НК-33, у первого тяга 80 т.с. и удельный импульс 250 секунд, у второго - 180 т.с. и 305 секунд.

Цитата: krizis2003 от 20.10.2015 12:00:00Да, но зачем?

Логичнее поинтересоваться у американцев им потребовался керосиновый двигатель, и они выбрали бумажный к тому времени РД 180.
Вообще- из за проблем с шаттлом.
[/quote]

Кстати, это очень показательный момент о "сложности разработки турбонасосов", помните, совсем недавно:

Цитата: ЦитатаТНА там новый сделать- не фунт изюму

?

Таки начнем. Вот двигатель РД-170

Который полетел в 1987 году.

Вот двигатель РД-180

Полетел в 2000.

Вот РД-191

Полетел в 2013.

Что объединяет все эти двигатели? В них одни и те же камеры сгорания.

Цитата: ILPetr от 20.10.2015 12:38:16Врете.

Смотрите внимательнее, с было уточнение, относительного года были цены.
Если не в терпёж, дам другие - приблизительная стоимость одного запуска «Сатурн-5» составляла 1,19 миллиарда долларов в ценах 2014 года.
Стоимость самого запуска, без учёта изготовления, для Шаттла - около полумиллиарда,  а разница в грузоподъёмности  5-7 раз

Цитата: ЦитатаНу отчего же "не сравнимы" - в баке Шаттла было около 630 тонн водорода, а во второй и третьей ступени Сатурна-5 примерно 375 тонн. Разница даже не вдвое.

Во первых бак больше далеко не в два раза, во вторых в два раза для водорода может быть принципиально.

Цитата: ЦитатаИзначально  предполагалось, что некоторые "полезные нагрузки" дешевле свозить на Землю для технического обслуживания и ремонта, или для утилизации, дабы русские не захватили. Поэтому требование о возврате 14,4 тонны было.

Забыли о чём речь? не о том, что предполагалось, а почему Сатурн выгоднее. Собственно, после появления Энергии американцы пытаются сделать его аналог. Уже больше четверти века.

Цитата: ЦитатаПолагаете, содержать  две  инфраструктуры дешевле?

Количество не увеличивается, если учесть тот же РД180

Цитата: Цитата"Одноголовый" двигатель аналогичной тяги был бы еще экономичнее.
Берем для примера РД-107/108 и НК-33, у первого тяга 80 т.с. и удельный импульс 250 секунд, у второго - 180 т.с. и 305 секунд.

Вы точно поняли о чём речь? НК 33 ни разу не масштабирование РД 107.

Цитата:  ЦитатаКстати, это очень показательный момент о "сложности разработки турбонасосов", помните, совсем недавно:


?

Таки начнем. Вот двигатель РД-170

Скрытый текст

Который полетел в 1987 году.

Вот двигатель РД-180

Полетел в 2000.

Вот РД-191

Полетел в 2013.

Что объединяет все эти двигатели? В них одни и те же камеры сгорания.

Опять возникает вопрос о понимании. Напоминаю. сделать не просто. Думаете, бесплатно получилось их сделать? Почитайте авторов.ТНА как раз тот агрегат, с которым почти все аварии связаны.
А масштабировали делили ради унификации, в перспективе это должно удешевить все эти двигатели. Точнее, их производство.

От Сделать  F1 послабее - даже проще. Трудно потом результат сравнивать с РД180. Зато проще решиться на использование в пилотируемых полётах.

Цитата: krizis2003 от 20.10.2015 12:58:05Смотрите внимательнее, с было уточнение, относительного года были цены.

Вы всерьез предлагаете относиться к "большому форуму" как к истине в последней инстанции?

Цитата: ЦитатаВо первых бак больше далеко не в два раза, во вторых в два раза для водорода может быть принципиально.

Я Вам привел цифры из Вики. Да, там далеко не два раза, а всего в 1,7 (по массе водорода).

Цитата: ЦитатаЗабыли о чём речь? не о том, что предполагалось, а почему Сатурн выгоднее. Собственно, после появления Энергии американцы пытаются сделать его аналог. Уже больше четверти века.

ПМСМ, все оценки себестоимости, точнее - их сравнения, политизированы. Обе программы безумно дороги и в обоих себестоимость вывода на орбиту килограмма реального груза беспредельно дорога. Поэтому бессмысленно сравнивать какие-то неведомым путем полученные цифры - и то и другое очень дорого.

Цитата: ЦитатаКоличество не увеличивается, если учесть тот же РД180

Т.е. применение кислород-керосиновых двигателей на самом деле повышает стоимость топливной инфраструктуры для американцев - кроме водородной приходится содержать еще и керосиновую.

Цитата: ЦитатаВы точно поняли о чём речь? НК 33 ни разу не масштабирование РД 107.

Я-то понял. Это Вы никак не можете понять, что в отношении ЖРД большой тяги никакое масштабирование невозможно (кроме "располовинивания" многокамерного двигателя).

Цитата: krizis2003 от 20.10.2015 13:03:53От Сделать  F1 послабее - даже проще. Трудно потом результат сравнивать с РД180. Зато проще решиться на использование в пилотируемых полётах.

Да ведь никак не проще - мало того, что надо сделать сам двигатель заново, к нему еще надо и ТНА не забыть.
Мне вообще крайне интересно как Вы собираетесь масштабировать двигатель в сторону уменьшения, например. Сделали двигатель в два раза короче, при этом площадь его поверхности (и критики в сопле) уменьшилась в четыре раза, а объем камеры сгорания уменьшился в восемь раз. Теперь чтобы обеспечить аналогичное протекание газов через критику давление в камере сгорания надо поднять вдвое? И это все еще простое масштабирование?

Цитата: ILPetr от 20.10.2015 13:14:40Вы всерьез предлагаете относиться к "большому форуму" как к истине в последней инстанции?

Истина в том, что ответ вы получили, и не только от меня. Эти ответы ничуть не хуже других, и на истину в последней инстанции претендуют не больше. чем ваши.

Цитата: ЦитатаЯ Вам привел цифры из Вики. Да, там далеко не два раза, а всего в 1,7 (по массе водорода).

внимательнее, речь о размерах бака, а не общем количестве водорода в носителе.

Цитата: ЦитатаПМСМ, все оценки себестоимости, точнее - их сравнения, политизированы. Обе программы безумно дороги и в обоих себестоимость вывода на орбиту килограмма реального груза беспредельно дорога. Поэтому бессмысленно сравнивать какие-то неведомым путем полученные цифры - и то и другое очень дорого.

Цифры получены из практики, можете проверить в вашей вике.

Цитата: ЦитатаТ.е. применение кислород-керосиновых двигателей на самом деле повышает стоимость топливной инфраструктуры для американцев - кроме водородной приходится содержать еще и керосиновую.

Нет, можно тратить в несколько раз меньше средств на некоторые полёты. Потому американцы и объявили конкурс на керосинки.
А за счёт отказа от шаттла они вообще неплохо сэкономили, несмотря на относительную дороговизну своих одноразовых носителей.

Цитата: ЦитатаЯ-то понял. Это Вы никак не можете понять, что в отношении ЖРД большой тяги никакое масштабирование невозможно (кроме "располовинивания" многокамерного двигателя).

Это вы никак обосновать не можете. На практике оно было. только более сложное, снизу-вверх, у американцев, тогда пришлось доработать, главным образом камеру сгорания. Обратно масштабировать проще.

Цитата: ILPetr от 20.10.2015 13:44:35Да ведь никак не проще - мало того, что надо сделать сам двигатель заново, к нему еще надо и ТНА не забыть.
Мне вообще крайне интересно как Вы собираетесь масштабировать двигатель в сторону уменьшения, например. Сделали двигатель в два раза короче, при этом площадь его поверхности (и критики в сопле) уменьшилась в четыре раза, а объем камеры сгорания уменьшился в восемь раз. Теперь чтобы обеспечить аналогичное протекание газов через критику давление в камере сгорания надо поднять вдвое? И это все еще простое масштабирование?

Ничего нового делать не надо, опыт у американцев есть.  Сначала F1 и пытались делать простым масшатбированием. ТНА  там совсем не проблема, он гораздо проще, чем в НК33 или РД 170-191

Как то вы странно на пальцах прикинули,  давление примерно тоже останется.
Ну делали это уже американцы, или вы в F1 не верите? Тогда на чём они на луну летали

Цитата: Cyclop от 20.10.2015 10:47:30Момент, но в той же википедии написано, что американцы высаживались на Луну! Надо бы Вам разобраться, по каким критериям Вы определяете, чему верить, а чему нет.

А какую проблему Вы усматриваете? Высадка вызывает сомнения. А в существовании программы "передачи советского опыта" какие сомнения?

Цитата: Михаил Бack от 20.10.2015 14:11:38А какую проблему Вы усматриваете? Высадка вызывает сомнения. А в существовании программы "передачи советского опыта" какие сомнения?

Проблема все время одна и та же - в обоснованности сомнений. И в подтверждение высадок на Луну, и в подтверждение полетов шаттлов можно приводить Википедию, которая в свою очередь опирается на данные НАСА. Но первые вы отрицаете, а вторые принимаете - исходя из каких соображений? Личное мнение? НАСА, по Вашему, всегда лжет или только когда лично Вам удобно? Плутон НАСА отсняло или это опять фотошоп? А марсоход правда там ездит, или вдова Кубрика снимает? 

Цитата: krizis2003 от 20.10.2015 14:02:45внимательнее, речь о размерах бака, а не общем количестве водорода в носителе.

Размеры всегда связаны с массой размещаемого внутри. Причем, кубической зависимостью. Геометрические размеры бака Шаттла примерно совпадают с размерами первой ступени Сатурна-5 (8.38х47 у Шаттла и 10,1х43 у Сатурна). Вторая ступень Сатурна тоже "внушает" - 10,1х25.

Цитата: ЦитатаЭто вы никак обосновать не можете. На практике оно было. только более сложное, снизу-вверх, у американцев, тогда пришлось доработать, главным образом камеру сгорания. Обратно масштабировать проще.

Ну я же Вам привел простейший пример с площадью критики и объемом камеры сгорания? Ну и как Вы будете "женить" вчетверо уменьшившуюся критику с восьмикратно "усохшей" камерой сгорания? Не масштабируются ЖРД большой тяги. Ни в какую сторону.

Цитата: ILPetr от 20.10.2015 14:35:52Размеры всегда связаны с массой размещаемого внутри. Причем, кубической зависимостью. Геометрические размеры бака Шаттла примерно совпадают с размерами первой ступени Сатурна-5 (8.38х47 у Шаттла и 10,1х43 у Сатурна). Вторая ступень Сатурна тоже "внушает" - 10,1х25.

Таки не заметили опять, баков в два раза больше.

ЦитатаНу я же Вам привел простейший пример с площадью критики и объемом камеры сгорания? Ну и как Вы будете "женить" вчетверо уменьшившуюся критику с восьмикратно "усохшей" камерой сгорания? Не масштабируются ЖРД большой тяги. Ни в какую сторону.

Да уж показали, так показали. Ещё раз практика показала, что масштабируются. И масштабируется от мощности, никого не интересует уменьшение сечения  или объёма само по себе, не надо оглуплять.

Цитата: krizis2003 от 20.10.2015 14:07:48Ничего нового делать не надо, опыт у американцев есть.  Сначала F1 и пытались делать простым масшатбированием. ТНА  там совсем не проблема, он гораздо проще, чем в НК33 или РД 170-191

Ну да, из двигателя Фау-2. Вот только получился совсем другой и  новый  двигатель.

Цитата: ЦитатаКак то вы странно на пальцах прикинули,  давление примерно тоже останется.

Ну делали это уже американцы, или вы в F1 не верите? Тогда на чём они на луну летали

Конечно странно. Примитивно. Но если объем камеры сгорания уменьшился в восемь раз - во сколько раз меньше топлива там будет сгорать? Или камеру надо масштабировать как-то непропорционально? Надо ведь еще сохранить ее длину, дабы топливо успело прореагировать? Не, масштабированием Вы ничего не добьетесь.