Цитата: транаец от 21.07.2010 02:34:07
Приводил 2.75 для РД-191. С РД-0124 сравнивать не стоит, это же 3-яя ступень. Лучше уж тогда с РД-108.
Ну не 3,14 согласны? И причем здесь третья ступень? И почему Вы сравниваете двигатели с дожиганием и без???
Цитата
Берём официальный "SATURN V FLIGHT LAUNCH VEHICLE EVALUATION APOLLO 11 REPORT-AS-506 MISSION" и видим на странице 5-4 LOX\FUEL MIXTURE RATIO на старте - 2.28
Интересным образом , уже на следующей странице видим другую цифру 2.25
И что? Что это доказывает? F-1 был работоспособен в весьма широком диапазоне соотношения компонетов. Он просто по соотношению компонетов не регулировался
Цитата
И зачем же тогда было весь огород с инноникелем городить? Поставили бы сталь.
Вот инконель является "доказательством" аферы. Ну как же...Только нужно учесть, что основной идеологией F-1 была максимальная надежность, в ущерб всем остальным характеристикам. Этот мотор-абсолютный чемпион по своей посредственности с точки зрения проектирования двигателей. Здоровенный ТНА с оборотам 5500 (легко можно сделать вдвое меньшие габариты). Инконель в ненагруженой в тепловой отношени камере, только, что бы получить максимальные запасы конструкции по тепловым нагрузкам. Или Вы считаете доказательством аферы, применение нового конструкционного материала. Так никелевые сплавы и на Н-1 применялись. Вполне успешно.
Цитата
Между тем, у Покровского есть другая статья, которую в рассмотрение не принимают по причинам надуманности. Тем не менее, она утверждает, что у сопла были проблемы с механическими нагрузками при высокой температуре.
Да, моя любимая статья, где, крупный специалист Покровский намерил тепловые потоки в КС F-1 в разы превышающие те, что имеют место в современных ЖРД с давлением КС втрое (!!!) больше.
Цитата
Показательна в этом плане история с доводкой двигателя, при которой применялись небольшие заряды взрывчатки, видимо для имитации детонации остатков несгоревшего топлива. Основная нагрузка при этом приходится именно на сопло.
Есть такое неофициальное мнение-когда речь идет о сложных технических вопросах, иной раз лучше промолчать, сойдешь за умного. Без обид, но Вы просто не понимаете о чем идет речь. То что применили амеры, в отечественной практике называется проверкой двигателя на "устойчивость к "жесткому" возбуждению". Там не идет речь о детонации "несгоревших остатков топлива", речь идет о проверке смесительной головки конкретного двигателя на возможность возникновения ВЧ-колебаний. Хотите поговорить об этом?
В России по теории ВЧ-колебаний специалистов человек шесть, может восемь (нисколько не преувеличиваю). К слову, подобные испытания (с подрывом навесок пороха в КС) давным давно являются общепринятой практикой отработки ЖРД. А сопло двигателя на подобные вещи просто не реагирует.
Цитата
Вы понимаете, когда речь идёт о фактах, в неё не вписывающихся, именно она подвергается сомнению. Оценка гравитационных потерь для Сатурна есть на Викпедии , где формула Циолковского - соответственно импульс должен быть 66% от заявленного (175сек, что просто ни в какие ворота не лезет). Причём, чтобы объяснить совпадение точки М=1 с графиком, нужно предположить, что был использован двухрежимный двигатель, с максимальной тягой как заявлено. На данный момент это единственная гипотеза, способная объяснить данные Покровского.
Напишите в личку НАлЕ, он Вам объяснит (извините НАлЕ!). Чтобы нерегулируемый (да и регулируемый двигатель) обеспечил на такой дуре как Сатурн скорость в 1,6 км/с, а то и меньше, УИ должен быть меньше 200 секунд. Тогда вопрос-а какая должна быть масса и расход топлива у первой ступени? А вообще понравилось "
единственная гипотеза, способная объяснить данные Покровского"
. Есть еще одна гипотеза-Покровский написал откровенную дурь. Ну примерно как про "клин"
"Военное дело просто и вполне доступно здравому уму человека. Но воевать сложно."
К.Клаузевиц