Были или нет американцы на Луне?

Цитата: trc от 02.08.2010 22:41:04
А вот и Н1

trc...Спаибо Большое Тебе За Подержку...
и вытащенный тобой полёт Н1...
увеличил наше преимущество над аполоноверами...ДО СЧЁТА 4-0, в нашу пользу...

И так господа аполоноеры, вы катастрофически пригрываете нам,
в "деле" Покровского о лунной фальсификаии американцев...
...как дальше то будем...

Вынужден повторить свой вопрос...а он ведь ключевой  :)

***


Кстати я понял почему у Аполонов при старте...
...пламя жёлтого цвета (лучше конечно голубое)...но всё таки лучше чем рыжее...
а вот при выходе из атмосферы...оно рыжее...то есть самое худшее, какое можно придумать...

и теперь я вспоминаю пост...транаец
где он говорил, что происходит падение тяги и соответственно скорости Аполонов...
при выходе из атмосферы...
так вот я догадался почему именно это так...

транаец, наверное догадался тут-же...
так как он натолкнул меня на эту мысль...
но вот как быть с остальными...кто догадался...тому приз !!!  :)

Цитата: Корвет от 02.08.2010 22:46:07
trc...Спаибо Большое Тебе За Подержку...
и вытащенный тобой полёт Н1...
увеличил наше преимущество над аполоноверами...ДО СЧЁТА 4-0, в нашу пользу...

И так господа аполоноеры, вы катастрофически пригрываете нам,
в "деле" Покровского о лунной фальсификаии американцев...
...как дальше то будем...

Так сказать сопоставил для лучшего восприятия, примерно равных по классу ракет.
Результат как мы все видем у NASЫ на лице  :D

Цитата: trc от 02.08.2010 22:56:32
Так сказать сопоставил для лучшего восприятия, примерно равных по классу ракет.
Результат как мы все видем у NASЫ на лице  :D

а теперь я понял окончательно, на основе предыдущего поста...
почему у Аполона такой тупой угол факела...вот гляжу на портупею...всё тупею и тупею
...да угол всё тупее и тупее по мере продвижения Аполона...вверх...

для меня всё стало ясно  окончательно...
и мне стало ясно, во что вляпалось НАСА, спроектировав такой плохой двигатель как Ф-1...
...МУЖИКИ ЭТО ПОЛНЫЙ УЖАС ДЛЯ НАСА...МЫ ВЫИГРАЛИ У АПОЛОВЕРОВ ОКОНЧАТЕЛЬНО...

Цитата: транаец от 02.08.2010 21:55:40
Угол скачка уплотнения совпадает с углом поля давления, его легко увидеть если добавить контрастности.

Транаец, а вот это уже перебор. Для начала покажите мне учебник в котором применяется термин "угол поля давления". Потом покажите мне место где угол скачка приравнивается к "углу поля давления". Далее:
Вот мой текст

Цитата
Вот я например, не поленился, пошел в библиотеку, нашел книжку и посчитал угол наклона скачка при обтекании конуса САС. Удивительным образом, при заявленой НАСАй скорости угол скачка попал в диапазон углом намеряный Покровским. А вот скорость Покровского дает угол скачка за пределами его диапазона. А Вы какие факты собрали?
Далее, Покровский, когда полез мерять скачки допустил просто фундаментальную ошибку. Он просто не знал об автомодельности течений. Если по-русски при гиперзвуковых скоростях в области за интенсивными скачками уплотнения наблюдается некоторое предельное состояние газового течения, при котором характеризующее его безразмерные параметры  (скорость и плотность), а также угол наклона фронта скачка не зависят от значения Мн набегающего потока. У Абрамовича написано: "Опыты показывают, что указанное предельное состояние газового течения достигается практически при сравнительно умеренных числа Мн"

Вот Ваш ответ

Цитата
Вот берём конус на скорости М=5.2 - как видим конец его затуплен и смотрим на поле давления. Идём к Абрамовичу и открываем главу про оптимальное затупление конуса. Так что 20 градусов и тупой конец не ухудшают обтекание.
Во-вторых Абрамович говорит о сильных скачках уплотнения - видимо речь идёт об отсоединённом скачке. В нашем случае это только самый кончик конус

Вопрос к каким положениям моего поста относится Ваш ответ? С какого перепуга Вы вкрячиваете картинку обтекания при М=5,2. В Вашей модели вообще такой скорости не реализовалось. Еще раз, специально, для альтернативно одаренных. Последовательно:
1.При гиперзвуковых скоростях существует такой режим обтекания тела при котором угол скачка уплотнения не зависит от скорости.
2.Советская формула дает угол скачка уплотнения, при обтекании САС на скорости заявленой НАСА, соответствующий углу который намерил Покровский.
Ответьте:
1.Кто, когда и где показал, что такой режим не реализовался при полете Сатурна.
2.Посчитайте свой угол наклона скачка при Вашей скорости и сравните его с наблюдаемым.
Если не понимаете о чем идет речь, так и скажите. Если не можете по делу возразить-зафиксируем очередной слив.

Цитата
Вот и я не пойму - о чём это Вы - пытаетесь сказать, что заострение в 20 градусов с последующим тупым концом сильно изменит картину?

В точности до наоборот. Я хочу сказать, что угол скачка уплотнения при обтекании заостренного конуса и конуса с затуплением будет практически одинаков. А вот давление-нет.

Цитата
Диаметр слишком мал, чтобы изменить.

Цифры в студию

Цитата
Кстати , у Союза штырь вообще тупой  - и ничего.

Если бы у нас в стране только штырь у союза был бы тупой...Транаец! Меня осенила смутная догадка! Вы часом не девушка? Очень уж выверты Вашего мышления характерные...

Цитата
Ну я же не телепат, чтобы понять ход Вашей мысли - Вы о чём? Ударная адиабата? Диассоциация?

Пипец! Клиент три недели флудит про скачки уплотнения и при этом вдруг (!!!!) ни с того ни с сего выделяет базовое понятие в отдельную категорию со знаком вопроса. Да, уважаемый, ударная адиабата отягощенная нестационарной диассоциацией в условиях инверсной населенности. ??? ??? ???

Цитата
Дайте лучше ссылку на страницу, буду разбираться, тем более у нас с Вами одинаковые издания.

Может быть Вам еще и ключи от квартиры где деньги лежат? Разбирайтесь сами. Не можете аргументировано возразить-сдавайтесь.Кстати, все переписано из Абрамовича.

Цитата
Ну вот и замечательно, что Вы согласились.

Есть кардинальная понятийная разница. Я не согласился, я разобрался.


Полный капец! Вот вопрос:

Цитата
Да я даже соглашусь. Что имело место быть отрывное течение с вихревой зоной в результате взаимодействия косого скачка уплотения с турбулентным пограничным слоем. Возьметесь посчитать скорость потока в месте возникновения скачка? Возьметесь связать скорость возмущенного потока со скоростью ракеты? Вот у Вас М=1 скорость ракеты. При такой скорости возникает ли отрывное течение на цилиндре 1й ступени? Да/нет?

Вот ответ

Цитата
Знаете, я заметил одну интересную зависимость - угол слабых скачков на всех картинках, что я видел не больше первого (по крайней мере существенно).
Вот и получили, что угол первого скачка не меньше того, что сзади.

Вот второй вопрос

Цитата
Еще раз, от чего зависит угол косого скачка в месте отрыва потока? От скорости ракеты или от скорости потока вблизи турбулентного пограничного слоя?

Вот ответ

Цитата
 Ответил выше.

Вы точно не девушка?

Цитата
Не проверял, потому что недогоняю, что он там такое с импульсом дыма делает. Как только пойму, проверю.

Т.е. оценка скорости по балансу энергии и по сохранению количества движения для Вас доказательством скорости 1,5 км/с не являются?

Цитата
Речь идёт о боковом факеле, о том , что на 15метров выше двигателя - или там тоже F-1 установлен?

Это не боковой факел, это и есть вихревая зона отрывного течения с обратными токами. Выхлоп ГГ в F-1 выведен в сверхзвуковую часть сопла. Учите матчасть.

Цитата
... По дыму очень просто:
Есть фотка на которой видно ракету - она оказалась одинаковой с одним из кадров фильма.
Кстати, сразу встаёт вопрос - чего нам нормальный фильм не дают? Ну да ладно.
На ней измеряем длину ракеты в пикселях и смотрим после последнего срабатывания РТТД , насколько дым удалился в пикселях. Зная fps и длину ракеты в метрах вычисляем скорость.

Ого! Т.е Вы меряете скорость ракеты относительно движущегося с неизвестной скоростью в спутном направлении облака газа? Так?
[/quote]

Цитата: trc от 02.08.2010 22:56:32
Так сказать сопоставил для лучшего восприятия, примерно равных по классу ракет.
Результат как мы все видем у NASЫ на лице  :D

Результат действительно на лице, но не у НАСы. В первом случае высота 70 км во втором максимум 40. Плюс разный ракурс съемки.

Цитата: Корвет от 02.08.2010 22:48:19
Вынужден повторить свой вопрос...а он ведь ключевой  :)

***


Кстати я понял почему у Аполонов при старте...
...пламя жёлтого цвета (лучше конечно голубое)...но всё таки лучше чем рыжее...
а вот при выходе из атмосферы...оно рыжее...то есть самое худшее, какое можно придумать...

и теперь я вспоминаю пост...транаец
где он говорил, что происходит падение тяги и соответственно скорости Аполонов...
при выходе из атмосферы...
так вот я догадался почему именно это так...

транаец, наверное догадался тут-же...
так как он натолкнул меня на эту мысль...
но вот как быть с остальными...кто догадался...тому приз !!!  :)

Повторю и я:  почему двигатель F-1 не мог обеспечить заявленные характеристики?

Цитата: Корвет от 02.08.2010 19:53:13

Неужели не понятно, что такой тупой угол факела у Аполона-11,
является следствием её низкой скорости, откуда и вытекает,
что двигатели Ф-1 вследствии теории "большого рта" имеют низкую тягу...
вспомните урок преподанный мною...некоторым балбесам из защитников,
что выдох через сложенные трубочкой губы, и выдох широко раскрытым ртом
это две большие разницы, и "тяга" у последнего будет меньше...

Север, согласно вашей "логике "большого рта"" - если ЕДВА открыть краник на кислородном балоне с давлением 5 атм то у него будет просто МАКСИМАЛЬНАЯ реактивная тяга, а если отхерачить краник ломом, то балон вообще будет стоять на месте - тяга то стала В РАЗЫ МЕНЬШЕ!
А теперь отключите свой ТУПОЙ угол.

p.s. E-R - ЗАЧОТ!  :D

Цитата: перегрев от 03.08.2010 00:09:16
Транаец, а вот это уже перебор. Для начала покажите мне учебник в котором применяется термин "угол поля давления". Потом покажите мне место где угол скачка приравнивается к "углу поля давления". Далее:
Вот мой текстВот Ваш ответВопрос к каким положениям моего поста относится Ваш ответ? С какого перепуга Вы вкрячиваете картинку обтекания при М=5,2. В Вашей модели вообще такой скорости не реализовалось. Еще раз, специально, для альтернативно одаренных. Последовательно:
1.При гиперзвуковых скоростях существует такой режим обтекания тела при котором угол скачка уплотнения не зависит от скорости.
2.Советская формула дает угол скачка уплотнения, при обтекании САС на скорости заявленой НАСА, соответствующий углу который намерил Покровский.

Я Вам картинку давал, чтобы показать, что даже на скорости М=5 никаких чудес с затупленным конусом не наблюдается - он прекрасно обтекается и видно угол, под которым происходит изменение плотности. Поэтому не надо передёргивать.

Цитата
Ответьте:
1.Кто, когда и где показал, что такой режим не реализовался при полете Сатурна.
2.Посчитайте свой угол наклона скачка при Вашей скорости и сравните его с наблюдаемым.

А Вы думаете не считал? Вот из этой картинки угол 51 градус, с учётом наклона ракеты (0.72) 42 градуса - половина угла 21 градус.
Соответственно конус с раскрытием 20 градусов , при условии угла 21 градус должен давать прямой скачёк - между конусом САС и обтекателем устанавливается отрывное течение, ссылку давал.
Измеряю угол от границы САС до края обтекателя - 9.5 градусов.
По таблице получаю скорость - 3М.
ВСЁ
Теперь сравниваем результат с Поповым http://www.supernovu…hp?doc=150 где он для ДЕТЕЙ объясняет суть конуса Маха. После чего даёт объяснение для взрослых, справедливость которого я самолично выше проверил.

Цитата
Только что (22.5.2010) Лучезар Георгиев (Лъчезар Ил. Георгиев) из Технического Университета г. Варна (Болгария) прислал мне [7] статью с более строгим теоретическим расчётом рассмотренной выше задачи. Естественно, что по объёму этот расчёт гораздо более ёмок  (6 стр. расчётов и графиков вместо одной использованной выше формулы (3). Такой сложный расчёт вряд ли уместен в популярной статье. При этом вместо конечной формулы v= 3u (5) Л. Георгиев получил  v= 2,9u.

Далее - смотрим на фото разделения ступеней из Вики.

Там идёт шлейф остатков дыма - угол скачка, который должен исходить от конца второй ступени должен быть меньше чем первый скачёк.  Измеряю от предпологаемого места скачка по касательной к шлейфу с двух сторон (опять с учётом 0.72) - получаю 20 градусов. Удивительное совпадение - не правда ли?
Смотрим , что было до этого - наблюдаем и измеряем "горящий хвост". 27 градусов, причём видно что с течением времени угол существенно не уменьшается - что говорит о том, что ракета не разгоняется. 27 градусов (прямые измерения на картинке дают 23 градуса, но тут требуется учёт положения бокового факела) даёт нам 2.2М. Предвижу Ваши придирки к скорости - но главное тут в другом: скорость не увеличивается, ракета не разгоняется.
То есть, у неё было перед самым концом топлива немного времени , когда она могла разгонятся, но его слишком мало, чтобы набрать 7М.
http://mo--on.narod.ru/as_11_full.wmv
Хорошо - смотрим, а что было непосредственно перед возгоранием хвоста - а непосредственно перед этим ракета проходит по timeline пик сопротивления на скорости 1.8М.
Складывается всё логично и непротиворечиво. Единственно, что непонятно в этой истории - почему же упала тяга двигателя при выходе из атмосферы и почему у ракеты "загорелся хвост". Но тут найти ответ я не могу, да и для измерения скорости это не важно.

По измерению дыма. Да, облако плывёт - но плывёт оно вниз от ракеты, увлекаемое многокилометровым шлейфом выброшенных газов. С какой скоростью? Не имеет значения, эта скорость только уменьшает полученный по дыму результат не давая ни малейшей возможности развить 2.4 км\с.

Да , ну и причём тут Покровский? Изначально я (и не только) просил специалистов прокомментировать работу Попова (Бискайский залив меня при этом не интересует).
Покровскому принадлежит идея измерить скорость по ролику - это самая большая его заслуга. А теперь мы и сами разобрались что к чему - тем не менее
выражаю благодарность оппонентам за конструктивную критику, прежде всего an_private и  перегреву.

Цитата: Gexagen от 03.08.2010 00:25:38
Север, согласно вашей "логике "большого рта"" - если ЕДВА открыть краник на кислородном балоне с давлением 5 атм то у него будет просто МАКСИМАЛЬНАЯ реактивная тяга, а если отхерачить краник ломом, то балон вообще будет стоять на месте - тяга то стала В РАЗЫ МЕНЬШЕ!

Вы путаете понятия тяги двигателя(приращения скорости в единицу времени) и скорости истечения реактивной струи. Если мы поместим наш баллон в невесомость и вакуум, то стравливая его содержимое понемногу но с максимальной скоростью мы получим большее приращение скорости после того как выпустим все содержимое баллона, чем если выпустить все сразу но с меньшей скоростью истечения реактивной струи. Но тяга при таком "черепашьем" разгоне будет минимальна. В земных условиях баллон с "отхераченным" краником улетит дальше чем с приоткрытым, т.к. тяга максимальна, что позволяет ему легче преодолевать земное притяжение.
При конструировании ракеты преследуется цель максимально эффективно использовать запас топлива на борту. Это не простая задача, т.к. в процессе полета масса ракеты, сопротивление воздуха и гравитационное воздействие на нее постоянно меняются. Товарищи опровергатели пытаются нам доказать что из-за ошибок в конструкции двигателей первой ступени ракета неэффективно использовала запас топлива и не смогла обеспечить заявленные ТТХ.

Глядя на этот огненный шлейф, которого нет ни у одной ракеты на подобном топливе, тоже начал сомневаться в эффективности работы двигателей первой ступени.

Цитата: транаец от 03.08.2010 01:45:32
Я Вам картинку давал, чтобы показать, что даже на скорости М=5 никаких чудес с затупленным конусом не наблюдается - он прекрасно обтекается и видно угол, под которым происходит изменение плотности. Поэтому не надо передёргивать.

Да...Дети компьютерного века, воспитанные зергами/протосами и вооруженные бабушкиными транспортирами-страшная вещь. Впору ставить вопрос об обязательной регистрации всех докомпьютерных девайсов. Вот транайцу в руки попал транспортир. А если бы ему, тьфу-тьфу, не приведи Господь, в руки попала бы логарифмическая линейка? Или (вообще страшно подумать-калькулятор МК-69 (это тот который на операцию 2*2 выдавал 3 и 9 в периоде)). Краткое отступление. МК-69 (и МК-70, 71) при ошибке выдавали на индикаторе символ "eror" На что наш полковник говорил: "Если вы увидели слово "ЕГОГ", знайте, что машина ржёт над вами, идиотами". Ну к делу.
Транаец, у Вас реально проблемы с пониманием того чего Вам пишут. Еще раз, совсем медленно. Мой текст

Цитата
1.При гиперзвуковых скоростях существует такой режим обтекания тела при котором угол скачка уплотнения не зависит от скорости.

Поясню в третий раз специально для Вас. Если возникает такой режим, то при скорости, что М=3, что при М=4, что при М=5, что при М=6 (7, 8....) угол наклона скачка не меняется. Иными словами и при скорости ракеты равной М=3 и при скорости ракеты равной М=7 угол наклона скачка останется один и тот же. И это не чудо Транаец-это физика. В четвертый раз-ракета при скорости М=7 вполне может иметь угол наклона скачка равный углу при обтекании клина при М=3. Ну, вкурили, об чем речь? Да а причем здесь плотность? Нет она как раз и причем, но слово плотность Вы вообще применили впервые. Что, будем рассуждать об угле поля плотности? Вместе с углом поля давления?

Цитата
А Вы думаете не считал?

Я не думаю, я знаю

Цитата
Вот из этой картинки угол 51 градус, с учётом наклона ракеты (0.72) 42 градуса - половина угла 21 градус.
Соответственно конус с раскрытием 20 градусов , при условии угла 21 градус должен давать прямой скачёк - между конусом САС и обтекателем устанавливается отрывное течение, ссылку давал.

Ну и что? Кстати отрывное течение устанавливается где? В смысле координат.

Цитата
Измеряю угол от границы САС до края обтекателя - 9.5 градусов.
По таблице получаю скорость - 3М.
ВСЁ

Транаец, Транаец...Вот советская формула:

где a-угол полураскрыва скачка уплотнения;
   b-угол полураскрыва конуса обтекаемого набегающим потоком;
   Мн-скорость набегающего потока в М
Кстати точность ее порядка 5%
Вот угол скачка при угле от границы САС - 9,5 градусов при скорости 3М (все сам ) получается угол скачка 22,5 (опять мимо). При М=3.5-20 градусов. При М=4 он будет равен 18 градусам. Но угол в 9,5 существует только в Ваших фантазиях. При 3М угол скачка при обтекании САС получается 31,3 градуса. Где 31 градус на фотографиях? А вот при М=7 угол скачка получается 24 градуса. Где-то я видел эту цифру? А, у Покровского, диапазон-23-26 градусов

Цитата
Теперь сравниваем результат с Поповым http://www.supernovu…hp?doc=150 где он для ДЕТЕЙ объясняет суть конуса Маха. После чего даёт объяснение для взрослых, справедливость которого я самолично выше проверил.

Оба-на! Так речь идет о конусах Маха? Не о скачках уплотнения?

Цитата
Далее - смотрим на фото разделения ступеней из Вики.

Там идёт шлейф остатков дыма - угол скачка, который должен исходить от конца второй ступени должен быть меньше чем первый скачёк.  Измеряю от предпологаемого места скачка по касательной к шлейфу с двух сторон (опять с учётом 0.72) - получаю 20 градусов. Удивительное совпадение - не правда ли?

Вы болеете Транаец? Если да то это многое объясняет. Это не скачок, это угол расширения газов от ЖРД второй ступени. Где скачок от обтекателя?

Цитата
Смотрим , что было до этого - наблюдаем и измеряем "горящий хвост". 27 градусов, причём видно что с течением времени угол существенно не уменьшается - что говорит о том, что ракета не разгоняется. 27 градусов (прямые измерения на картинке дают 23 градуса, но тут требуется учёт положения бокового факела) даёт нам 2.2М. Предвижу Ваши придирки к скорости - но главное тут в другом: скорость не увеличивается, ракета не разгоняется.

Вы реально болеете. С какого перепуга Вы решили, что скорость не увеличивается? Она увеличивается и на цилиндре возникает отрывное течение с вихревой зоной. Именно вследствие увеличения скорости.

Цитата
То есть, у неё было перед самым концом топлива немного времени , когда она могла разгонятся, но его слишком мало, чтобы набрать 7М.
http://mo--on.narod.ru/as_11_full.wmv
Хорошо - смотрим, а что было непосредственно перед возгоранием хвоста - а непосредственно перед этим ракета проходит по timeline пик сопротивления на скорости 1.8М.
Складывается всё логично и непротиворечиво. Единственно, что непонятно в этой истории - почему же упала тяга двигателя при выходе из атмосферы и почему у ракеты "загорелся хвост". Но тут найти ответ я не могу, да и для измерения скорости это не важно.

Транаец, а почему Вы решили, что пик сопротивления (чему?) находится на скорости 1,8М? Почему Вы решили связать возникновение вихревой зоны с режимом работы двигателя, а не с увеличением скорости ракеты, при которой возникает отрывное течение на цилиндре?

Цитата
По измерению дыма. Да, облако плывёт - но плывёт оно вниз от ракеты, увлекаемое многокилометровым шлейфом выброшенных газов. С какой скоростью? Не имеет значения, эта скорость только уменьшает полученный по дыму результат не давая ни малейшей возможности развить 2.4 км\с.

А что у Вас в школе было по физике? Для того что бы получить скорость ракеты относительно неподвижного наблюдателя к полученным Вами значениям надо бы прибавить скорость движения фронта.

Цитата
Да , ну и причём тут Покровский? Изначально я (и не только) просил специалистов прокомментировать работу Попова (Бискайский залив меня при этом не интересует).
Покровскому принадлежит идея измерить скорость по ролику - это самая большая его заслуга. А теперь мы и сами разобрались что к чему - тем не менее
выражаю благодарность оппонентам за конструктивную критику, прежде всего an_private и  перегреву.

Вы ошиблись, общий смысл нашей с an_private критикой сводится к одному слову "ЕГОГ".
P.S. Вы не останавливайтесь транаец, продолжайте. У меня, наверно, со временем, желание посамоутверждатьсь за счет безграмотного оппонента поостынет, но нас таких технозадротов много. А Вас мало. Так что берегите себя.

Найдены:

~1000 страниц документации по тренажерам и симуляторам апполончиков
-  как делались видеоэффекты и сцены с "луной", "землей" и "солнцем" (освещение);
-  как делались "невесомость" и "лунный вес" (биомеханика и модули)
- многое еще чего (программа была готова к 1965 году, обновлялась по фото ЛОР и Сервейер).

330 изображений ("фото") со звездами из ультрафиолетовой камеры апполончика 16
- из них только 2 "фото" на сайтах НАСА, одно с как бы совпадающими созвездиями.

Кому интересно их раскрутить - пишите.

Лунный Гоблин


Бонус для ракетных чайников:
H-1 (Saturn IB)  и  F-1 (Saturn V)

Цитата: перегрев от 03.08.2010 15:29:21
Оба-на! Так речь идет о конусах Маха? Не о скачках уплотнения?

http://glav.su/forum…#msg685920
Пост датирован 14 июля
У меня такое ощущение, что транаец пошёл по кругу

ЦитатаВы болеете Транаец? Если да то это многое объясняет. Это не скачок, это угол расширения газов от ЖРД второй ступени. Где скачок от обтекателя?

А точнее - это дымы из РДТТ осадки топлива вокруг газов от ЖРД второй ступени (сами газы невидимы, ибо чистый пар).

ЦитатаP.S. Вы не останавливайтесь транаец, продолжайте. У меня, наверно, со временем, желание посамоутверждатьсь за счет безграмотного оппонента поостынет, но нас таких технозадротов много. А Вас мало. Так что берегите себя.

У меня уже пропало, ибо терпеть не могу общаться с демагогами. Но Вы развлекайтесь, иногда буду подключаться, если что особо интересное увижу

Да, кстати, две цитаты из Транайца, разделённые тремя неделями:

14 июля

Цитата: транаец
Почитайте внимательно Покровского а не Попова

Исходный пост уже удалён, но сохранился в моём ответе тут:
http://glav.su/forum…#msg686002

03 августа

Цитата: транаец от 03.08.2010 01:45:32
Да , ну и причём тут Покровский? Изначально я (и не только) просил специалистов прокомментировать работу Попова (Бискайский залив меня при этом не интересует).

Характерно, не правда ли?

Цитата: перегрев от 03.08.2010 15:29:21
Да...Дети компьютерного века, воспитанные зергами/протосами и вооруженные бабушкиными транспортирами-страшная вещь. Впору ставить вопрос об обязательной регистрации всех докомпьютерных девайсов. Вот транайцу в руки попал транспортир. А если бы ему, тьфу-тьфу, не приведи Господь, в руки попала бы логарифмическая линейка? Или (вообще страшно подумать-калькулятор МК-69 (это тот который на операцию 2*2 выдавал 3 и 9 в периоде)). Краткое отступление. МК-69 (и МК-70, 71) при ошибке выдавали на индикаторе символ "eror" На что наш полковник говорил: "Если вы увидели слово "ЕГОГ", знайте, что машина ржёт над вами, идиотами". Ну к делу.

Но больше всего умиляли ДВКашки с компилятором Рассал-1 , который выдавал ошибку "Епстицед унтил семиколон"
В качестве транспортира использую gimp - очень удобно.  Но если по существу - это слово калькулятор писал с двумя "Г".

Цитата
Транаец, у Вас реально проблемы с пониманием того чего Вам пишут. Еще раз, совсем медленно. Мой текстПоясню в третий раз специально для Вас. Если возникает такой режим, то при скорости, что М=3, что при М=4, что при М=5, что при М=6 (7, 8....) угол наклона скачка не меняется. Иными словами и при скорости ракеты равной М=3 и при скорости ракеты равной М=7 угол наклона скачка останется один и тот же. И это не чудо Транаец-это физика. В четвертый раз-ракета при скорости М=7 вполне может иметь угол наклона скачка равный углу при обтекании клина при М=3. Ну, вкурили, об чем речь? Да а причем здесь плотность? Нет она как раз и причем, но слово плотность Вы вообще применили впервые. Что, будем рассуждать об угле поля плотности? Вместе с углом поля давления?

???? Оказывается угол скачка уплотнения от скорости не зависит.

Цитата
Я не думаю, я знаю

Блин . А мужики то не знали. Что ж Вы раньше молчали?

Цитата
Ну и что? Кстати отрывное течение устанавливается где? В смысле координат.

Зачем же я Вам ссылки давал и картинки? Вы что, их даже не смотрите?

Цитата
Транаец, Транаец...Вот советская формула:

где a-угол полураскрыва скачка уплотнения;
   b-угол полураскрыва конуса обтекаемого набегающим потоком;
   Мн-скорость набегающего потока в М
Кстати точность ее порядка 5%

Не мучайтесь - всё есть в виде картинок

Цитата
Вот угол скачка при угле от границы САС - 9,5 градусов при скорости 3М (все сам ) получается угол скачка 22,5 (опять мимо). При М=3.5-20 градусов. При М=4 он будет равен 18 градусам. Но угол в 9,5 существует только в Ваших фантазиях. При 3М угол скачка при обтекании САС получается 31,3 градуса. Где 31 градус на фотографиях? А вот при М=7 угол скачка получается 24 градуса. Где-то я видел эту цифру? А, у Покровского, диапазон-23-26 градусов

Блин, для кого я тут картинки даю

Это распределение скорости однозначно говорящее об угле отклонения потока. Догоняете?
Вот картинка с углами

Подумайте - про угол потока при обтекании ракеты и наконечника САС.

Цитата
Оба-на!
Далее флуд с уходом на личности. Поскипано.

У Вас я гляжу начинается когнитивный диссонанс  . Не волнуйтесь - это не плохо

Цитата: an_private от 03.08.2010 16:21:42

14 июляИсходный пост уже удалён, но сохранился в моём ответе тут:
http://glav.su/forum…#msg686002

Вы кидаетесь на конус Маха как бык на красную тряпку - поэтому я и посоветовал Вам в этом месте обратится к Покровскому, коли Попов на него ссылается.
Сколько раз уже говорил, что так же как и Вы считаю конус Маха абсолютно неуместным, а предположение Покровского необоснованным.
Но это нисколько не влияет на результат, поскольку его предположение недалеко от истины, что и показал выше.
Например на этой картинке скорость М=1.6, поле скорости.
Угол конуса воздушной пробки у иглы (отрывного потока) взятый с этой картинки точно соответствует углу косого скачка по номограмме.

Лунное отступление.

http://ru.wikipedia.org/wiki/Аполлон-6  (апрель 1968)
После этого окончательно стало ясно, что из критических элементов проекта "Аполлон" технически готовы лишь вывод на LEO и возвращение CSM модуля носителем Сатурн IB;  и русские наступали и обходили...
Однако были:
а)  успешны программы Lunar Orbiter и Surveyor (JPL, http://en.wikipedia.…_Pickering), материалы и фото >10,000 с поверхности и с разрешением до 1м с орбиты, для
б)  готовых тренажеров и до этого невиданных "реалистических" симуляторов (http://glav.su/forum…#msg704368);
в)  1968 год - смена руководства НАСА и в Вашингтоне
г)олливуд
А вот и формула: а)+б)+в)+г) => для всех общечеловечков

Цитата: транаец от 03.08.2010 16:32:39
???? Оказывается угол скачка уплотнения от скорости не зависит.

Именно, мой бледнолицый брат, именно. Наконец-то до Вас дошло, товариш специалист по конусам Маха и углам полей давления и плотности! И вот этот смайлик " ??? " красноречиво свидетельствует, что в России не только обтекатель САС Союза тупой. Есть еще куча вещей и персонажей которые с успехом, при необходимости, могут использоваться в качестве обтекателя САС. Боже! Ты ведь ниспослал понимание Транайцу! Теперь сделай дождь-это ведь проще...

Цитата
Блин . А мужики то не знали. Что ж Вы раньше молчали?

Мужики знали, это Вы не знали.

Цитата
Зачем же я Вам ссылки давал и картинки? Вы что, их даже не смотрите?

Транаец, а прямо ответить на вопрос слабо? А то у меня есть подозрение, что Вы в своих картинках сами не разбираетесь.

Цитата
Не мучайтесь - всё есть в виде картинок

А еще есть все в виде книжек. "Аэродинамика ракет", например. Но книжки нужно читать, понимаю, это трудно. Кстати эту картинку подогнал N.A. Вы то про нее отродясь не слыхивали пока Вас в эту картинку носом не ткнули. В общем проверять на калькуляторе какие там углы получаются Вы не будете. Я правильно понял?

Цитата
Блин, для кого я тут картинки даю

Это распределение скорости однозначно говорящее об угле отклонения потока. Догоняете?

Транаец, голубчик, я не знаю для кого Вы даете картинки. Есть версия, что для себя, любимого. Как картинка обтекания кумулятивного снаряда с тандемной БЧ может быть привязана к гиперзвуковому обтеканию ракеты? Да еще и численно?

Цитата
Вот картинка с углами

Подумайте - про угол потока при обтекании ракеты и наконечника САС.

Это номограмма обтекания клина, а я привел формулу для обтекания конуса. И специально для "потенциальных наконечников САС" Ракета будет обтекаться возмущенным потоком воздуха после первого скачка уплотнения. Боже! Повремени с дождем, удели еще толику своего внимания Транайцу!

Цитата
У Вас я гляжу начинается когнитивный диссонанс  . Не волнуйтесь - это не плохо

знаете, острящий Транаец представляет собой еще более жалкое зрелище, нежели Транаец рассуждающий
P.S.Вы по прежнему не ответили ни на один вопрос. Че, условия образования вихревой зоны более Вас не интересуют? И как эта зона связана с режимом работы двигателя?

Цитата: транаец от 03.08.2010 16:40:37
 Угол конуса воздушной пробки у иглы (отрывного потока) взятый с этой картинки точно соответствует углу косого скачка по номограмме.

Пипец! Может все таки угол наклона косого скачка, после перехода прямого скачка в косой соотвествует номограмме? И где вы там увидели "отрывной поток"? Стрелочкой покажите, товарищ специалист по картинкам.

Цитата: перегрев от 03.08.2010 20:29:24
Пипец! Может все таки угол наклона косого скачка, после перехода прямого скачка в косой соотвествует номограмме? И где вы там увидели "отрывной поток"? Стрелочкой покажите, товарищ специалист по картинкам.

Нарисовал для Вас углы, товарищ Фома неверующий.

А номограмма вовсе не клина, это зависимость угла скачка от угла отклонения потока.
Абрамович Рис 3.12 стр 135

Цитата: транаец от 03.08.2010 20:46:10
Нарисовал для Вас углы, товарищ Фома неверующий.

А номограмма вовсе не клина, это зависимость угла скачка от угла отклонения потока.
Абрамович Рис 3.12 стр 135

Ну и где здесь "отрывное течение"? Где стрелочка?
А номограмма именно клина: "При сверхзвуковом обтекании клина, у которого угол при вершине больше чем, допускается по рис. 3.12..." Буквально на следующей странице. Вы вообше зачем ухватились за солидный учебник, если не понимаете, что там написано? Цитировали бы вику, там местами попроще.
Да еще, вот это Ваш угол 21 градус при скорости 1,6М, если рассматривать его как как конус, должен давать угол скачка в 51 градус. Что кстати, примерно совпадает с диаграммой. Где на картинке угол наклона скачка в 51 градус?