Были или нет американцы на Луне?

Ага, а вот некая программа, для расчета обтекания конуса на сверхзвуке
http://homepage.mac.…index.html
Интересненько
UPD: скачал, посчитал
Я намерил угол конуса - 20 градусов, угол расхождения ударной волны - 24 градуса.
Счиитаем: угол конуса - 20 градусов, угол расхождения ударной волны - 24 градуса => скорость = 6,1 Маха.
Так, а если наоборот - какой там угол должен получиться при объявленной НАСА скорости?
Угол конуса - 20 градусов, скорость = 7М => угол расхождения ударной волны - 23,5 градуса
Черт возьми, и тут наса подсуетилась - угол именно такой, как виден по фотографии
Вот ведь

Цитата: Пиджак_9 от 19.07.2010 17:50:18
Простите, сбивает дыхание от волнения, но не подскажете ли Вы где он ПЕРВЫЙ раз ошибся и во сколько раз. Т.к. качественную оценку его трудов на этом форуме (шарлатан, фальсификатор) мы уже наблюдали, а вот количественной как-то никак.

Во СКОЛЬКО раз он ошибся? В ПЕРВЫЙ раз.
Явите цифру как божеское откровение, этакий Глас Господа.

Перечитайте фразу лежащую в фундаменте "доказательства" в здравом уме и твердой памяти. Вы говорите это своему зубру-специалисту показывали? Который грубых ошибок не нашел?

Цитата
Движение ракеты с конусообразным обтекателем, - вполне аналогично случаю клина. Угол клина – соответствует половине угла конусообразного обтекателя.

В первый раз - по доказательству с углом скачка - раза в два. Примерно во столько раз отличаются углы отклонения ударной волны на клине и конусе.

Цитата: an_private от 19.07.2010 17:52:34
Ага, а вот некая программа, для расчета обтекания конуса на сверхзвуке
http://homepage.mac.…index.html
Интересненько
UPD: скачал, посчитал
Я намерил угол конуса - 20 градусов, угол расхождения ударной волны - 24 градуса.
Счиитаем: угол конуса - 20 градусов, угол расхождения ударной волны - 24 градуса => скорость = 6,1 Маха.
Так, а если наоборот - какой там угол должен получиться при объявленной НАСА скорости?
Угол конуса - 20 градусов, скорость = 7М => угол расхождения ударной волны - 23,5 градуса
Черт возьми, и тут наса подсуетилась - угол именно такой, как виден по фотографии
Вот ведь

Угу. Опять НАСА умудрилась подделать еще одну науку. Целиком. Кошмар.  :D

Цитата: N.A. от 19.07.2010 18:11:21

Угу. Опять НАСА умудрилась подделать еще одну науку. Целиком. Кошмар.  :D

Нет, это замечательно!
Люди, которые в течение пары суток освоили основные положения сверзвуковой аэродинамики... потом пришли к выводу, что все намного сложней и - действительно - сам черт ногу сломит ... тем не менее трансцедентно(!) убеждены, что Покровский - в г--не, а НАСА,по определению - в шоколаде.
Завидую, черной завистью завидую, как вам просто, господа, и легко жить на свете. Незыблемые истины, все уже ясно и понятно... взял нужную книжку и в ней все ответы.

А зубр, которому я это показывал, сказал еще, что вероятнее всего здесь какая-то накладка - или фильм не так смонтирован или ракета не та, т.к. даже предполагать(!) что американцев не было на Луне(!!) он считает недопустимым техническим идиотизмом(!!!). Во как!

Но дело в том, что в критике и анализе работы Покровского вы-то, всем клубом сели на филейную часть! Ну так может подключите тяжелую артиллерию - супермозга Красильникова, 7-40 и все отделение.

Цитата: N.A. от 19.07.2010 18:11:21
Угу. Опять НАСА умудрилась подделать еще одну науку. Целиком. Кошмар.  :D

Ага
А вот, кстати, всего за 200 баксов продаётся программа моделирования черта лысого в ступе:
VisualCFD is a 3-D axisymmetric and 2-D plane finite-volume numerical analysis computer program that solves the steady and unsteady inviscid Euler equations for subsonic, transonic and supersonic flow.
http://aerorocket.co…tions.html
Казалось бы - купи опровергатель программу, забей исходные данные и получи нормальный результат. Так нет, он будет несколько лет заниматься онансамоудовлетворением, многократно переделывая свой опус под пинками критики.

А вот, кстати, там и наш случай - конус, а затем цилиндр:
http://aerorocket.co…#anchor103

Прекрасно видно, что наличие цилиндра за конусом не сказывается на угле расхождения ударной волны - вообще никак.

Цитата: Пиджак_9 от 19.07.2010 18:23:48
Нет, это замечательно!
Люди, которые в течение пары суток освоили основные положения сверзвуковой аэродинамики... потом пришли к выводу, что все намного сложней и - действительно - сам черт ногу сломит ... тем не менее трансцедентно(!) убеждены, что Покровский - в г--не, а НАСА,по определению - в шоколаде.
Завидую, черной завистью завидую, как вам просто, господа, и легко жить на свете. Незыблемые истины, все уже ясно и понятно... взял нужную книжку и в ней все ответы.

Напрасно ерничаете. Вы просили показать, где "ошибся Покровский".
Не делайте вид, что не замечаете. Читайте вслух и с выражением:

Цитата
Движение ракеты с конусообразным обтекателем, - вполне аналогично случаю клина. Угол клина – соответствует половине угла конусообразного обтекателя.

А затем прочитаете то же самое жене, ребенку и в конце-концов Вашему зубру. И посмотрите на реакцию.  :D

Это кстати еще один характерный пример, когда

Один мой знакомый решил доказать, что НАСА, ... Причем оригинальным способом.

Литературу надо тщательнее изучать. И будет Вам, господа-опровергатели - щастье.

Цитата: N.A. от 19.07.2010 18:35:55
Не делайте вид, что не замечаете. Читайте вслух и с выражением:А затем прочитаете то же самое жене, ребенку и в конце-концов Вашему зубру. И посмотрите на реакцию.  :D

Так мало того. Он за "конусообразный обтекатель" взял всю переднюю часть ракеты - в результате чего получил угол раскрыва клина - 20 градусов вместо реальных 40.

Цитата: Пиджак_9
Цифру, коллега, ЦИФРУ!!
Сколько должно было получиться у Поеровского при правильной, на Ваш взгляд, модели. И после этого ответ на вопрос - почему у него цифры в трех методах разъехались?
Нет, я не настаиваю, но если уж взялись за критику и рецензирование этой работы, то говорите "Б" после "А".

Вы вообще где находились последние день-два? Или Вы форум через два поста на третий читаете?
Правильная модель скорее всего даст ~8М. Безусловно - ИМХО, ибо - чайник.

Насчет "почему цифры разъехались" (?) - повторюсь - экстрасеносов нема. Он же не только "ошибается", он еще и мухлюет время от времени - как при измерении угла ударной волны по фото например. При этом - я ж показывал - что в окрестности скорости ~>8М, например, ошибка в измерении полуугла ударной волны на градус для полуугла конуса в 20⁰ приведет к ошибке в оценке скорости в несколько Махов. Так что, почему и насколько - вопрос не так прост.

Да и - зачем?  :)

Цитата: N.A. от 19.07.2010 18:55:22
Вы вообще где находились последние день-два? Или Вы форум через два поста на третий читаете?
Правильная модель скорее всего даст ~8М. Безусловно - ИМХО, ибо - чайник.

Насчет "почему цифры разъехались" (?) - повторюсь - экстрасеносов нема. Он же не только "ошибается", он еще и мухлюет время от времени - как при измерении угла ударной волны по фото например.

Ну, слава Богу! Наконец-то.
Любая модель, которая даст около 8М - правильная, иные - неверны. Два остальных метода он подтасовал так, что не докопаешься (хитер, собака).

Думаю, на этом попытки получить от членов "И-клуба" (так политкорректно!) более обоснованные и менее тенденциозные оценки работы Покровского следует прекратить вследствие плохих "судебных перспектив".

Это какой-то позор? (Ц).

Цитата: Пиджак_9 от 19.07.2010 19:05:05
Ну, слава Богу! Наконец-то.
Любая модель, которая даст около 8М - правильная, иные - неверны. Два остальных метода он подтасовал так, что не докопаешься (хитер, собака).

Думаю, на этом попытки получить от членов "И-клуба" (так политкорректно!) более обоснованные и менее тенденциозные оценки работы Покровского следует прекратить вследствие плохих "судебных перспектив".

Это какой-то позор? (Ц).

Пиджак_9, ей-богу, вы мне начали Северообразную Злюку(тм) напоминать. Чего Вы домогаетесь? Вам сегодня уже три раза показали, что простая замена мифического клина Покровского на реальный конус САС дает примерно 8М (точнее, угол на фото не противоречит скорости 8М - погрешности измерения там уж больно велики для метода). Замечания приветствуются.

Так нет. В ответ Вы - нет бы спасибо сказать, али ляп какой найти - безо всякой конкретики беситесь, ерничаете, брызгаете слюной и вообще ведете себя как-то странно. Прямо как казак в Крыму осенью 20-го, осознавший, что он только что опоздал на самый последний пароход с улепетывающими соратниками.  :)

Цитата: Пиджак_9 от 19.07.2010 19:05:05
Ну, слава Богу! Наконец-то.
Любая модель, которая даст около 8М - правильная, иные - неверны. Два остальных метода он подтасовал так, что не докопаешься (хитер, собака).

Пиджак_9, Вы окончательно свалились в тупое юродство и демагогию. Сперва Вы спрашиваете - какая цифра правильная, а когда Вам прямо отвечают на прямо заданный вопрос - начинаете внаглую передергивать.
Насчет двух остальных методов и "не подкопаешься".
Метод "по отставанию дымов" N.A. уже в основе разбирал и наглядно показал, что Покровский берет скорость съемки с потолка. Уже одного этого достаточно.
Ну так мало того. Покровский при "анализе" не учитывает, что съемка велась под некоторым углом, а облако расширяется с высокой скоростью. И если иметь хоть небольшое пространственное воображение, то понятно, что если смотреть на облако/ракету "вдоль" направления полёта, то измеренная методом Покровского скорость будет существенно ниже настоящей.

Цитата: Пиджак_9 от 19.07.2010 19:05:05
Ну, слава Богу! Наконец-то.
Любая модель, которая даст около 8М - правильная, иные - неверны. Два остальных метода он подтасовал так, что не докопаешься (хитер, собака).

Да хватит Вам. Вы же не способны без Вашего зубра (кстати а где он) оценить достоверность двух оставшихся методов Покровского. Т.е. Вы просто верите в их (методов) корректность. Не понимая о чём идёт речь. Зато давайте процитируем первый метод Покровского. Его то Вы должны уже понимать

Цитата
Отметим, что ошибки в определении угла конуса скачка уплотнения не сильно влияют на увеличение скорости набегающего потока. Если бы угол конуса был 21.5 градуса, то оценка числа Маха выросла бы всего до 4. Для того, чтобы получить скорость масштаба 7 Мах (2.4 км/с), как хорошо видно из графика Рис.3, угол конуса косого скачка должен был бы оказаться около 18 градусов. На  Фото 9 приведена интерферограмма косого скачка уплотнения на клине с таким же углом отклонения потока, как и у головной части Сатурна-5-Аполлона. И при тех же числах Маха, которые декларированы НАСА.

Ну чего Вам еще надо? Где там угол конуса в 21 градус? Где?

Цитата
Думаю, на этом попытки получить от членов "И-клуба" (так политкорректно!) более обоснованные и менее тенденциозные оценки работы Покровского следует прекратить вследствие плохих "судебных перспектив".
Это какой-то позор? (Ц).

Давайте Покровский, или Вы, или Ваш Зубр по аэродинамике посчитает угол фронта скачка уплотнения при обтекании обтекателя САС при скорости в 1,6 км/с. Вот спорим никто ничего считать не будет-ни Вы, ни Покровский, ни таинственный Зубр (каких мало осталось).

Цитата: транаец

Что-то мне подсказывает, что при таком выхлопе с импульсом будут проблемы
Конечно , на пересвеченных фотках стартов такого не наболюдается.

Этот "выхлоп" уже обсуждали, и действительно с ним большие проблемы,
если не сказать больше.
Удельный импульс при такой камере сгорания и размерах ракетного двигателя, поистине циклопических.
Не соответствовал от них ожидаемых. Американцы классически попали на удочку ожидания гиганстких показателей тяги,
от сопоставимых по размеру таких же гиганстких двигателей.
Оказывается это далеко не так, и тяга или удельный импульс, зависит от молекулярных свойств топлива, его скорости возгорания, теплоёмкости. Иными словами размеры ракетного двигателя надо подгонять под параметры топлива. А это не обязательно гигантизм, где удельный импульс и тяга наоборот падают, несмотря на циклопические размеры ракетного двигателя.
Частично решить эту проблему, американцы смогли лишь начав программу спейс-шаттл, но уже с другими видами топлива.
К слову сказать наши ракетчики эту проблему знали чуть ли не с начала освоения космического пространства, и поэтому все отечественные двигатели по сравнению с американскими, были в несколько раз эфективнее, при гораздо меньших размерах и габаритах.
Американские инженеры это осознали на рубеже 1967-1968 годов, когда это было уже довольно поздно,
а разрабатывать с нуля ракетный двигатель для Луны, это несколько лет работы, с неясными результатами.
Когда "Советы" вот-вот уже высадятся на Луну.
Собственно с этого момента и началась подготовка США к фальсификации, её высадки на Луну.

Цитата: Питон от 20.07.2010 01:13:40
Иными словами размеры ракетного двигателя надо подгонять под параметры топлива. А это не обязательно гигантизм, где удельный импульс и тяга наоборот падают, несмотря на циклопические размеры ракетного двигателя.

"Удельный импульс — характеристика реактивного двигателя, равная отношению создаваемого им импульса (количества движения) к расходу (обычно массовому, но может соотноситься и, например, с весом или объёмом) топлива. Чем больше удельный импульс, тем меньше топлива надо потратить, чтобы получить определённое количество движения. Теоретически удельный импульс равен скорости истечения продуктов сгорания, фактически может от неё отличаться. Поэтому удельный импульс называют так же эффективной (или эквивалентной) скоростью истечения."

Тут я согласный - УИ больше зависит от свойств топлива, чем от размеров двигателя, ПМСМ.

А вот с тягой всё немного по другому - чем больше массовый расход, тем больше тяга, пусть и в ущерб УИ, а значит, размер имеет значение.

Цитата: Опаньки !!! от 20.07.2010 02:01:46
"Удельный импульс — характеристика реактивного двигателя, равная отношению создаваемого им импульса (количества движения) к расходу (обычно массовому, но может соотноситься и, например, с весом или объёмом) топлива. Чем больше удельный импульс, тем меньше топлива надо потратить, чтобы получить определённое количество движения. Теоретически удельный импульс равен скорости истечения продуктов сгорания, фактически может от неё отличаться. Поэтому удельный импульс называют так же эффективной (или эквивалентной) скоростью истечения."

Тут я согласный - УИ больше зависит от свойств топлива, чем от размеров двигателя, ПМСМ.

А вот с тягой всё немного по другому - чем больше массовый расход, тем больше тяга, пусть и в ущерб УИ, а значит, размер имеет значение.

Вот Вы сами и ответели на свой вопрос
http://glav.su/forum…#msg691118

Цитата: Питон от 20.07.2010 01:13:40
Этот "выхлоп" уже обсуждали, и действительно с ним большие проблемы,
если не сказать больше.
Удельный импульс при такой камере сгорания и размерах ракетного двигателя, поистине циклопических.
Не соответствовал от них ожидаемых. Американцы классически попали на удочку ожидания гиганстких показателей тяги,
от сопоставимых по размеру таких же гиганстких двигателей.

К слову сказать наши ракетчики эту проблему знали чуть ли не с начала освоения космического пространства, и поэтому все отечественные двигатели по сравнению с американскими, были в несколько раз эфективнее, при гораздо меньших размерах и габаритах.

Извините, что-то не так в Вашем сообщении.
Смотрите:
"...сравним некоторые опубликованные характеристики носителей «Протон-М» и «Ангара».
Первый при начальной массе 696 т выводит на околоземную круговую орбиту полезный груз с массой до 22 т (отношение к начальной массе k = 0,032). Второй — в варианте с близкой начальной массой — груз 26 т (k = 0,037). Носитель «Сатурн-5», разработанный 45 лет назад, при начальной массе 2800 т выводил на околоземную круговую орбиту полезный груз с массой 126 т (k = 0,045!).
Взглянем снова на систему «Энергия – Буран», к которой мы уже неоднократно обращались в ходе нашей беседы, разработанную больше 20 лет назад...
Нельзя не упомянуть об уникальном ЖРД РД-170, использованном на боковых блоках «Энергии», разработанном НПО 401 «Энергомаш» им. акад. В. П. Глушко. Тяга этого двигателя в пустоте достигает 800 тс, удельная тяга 336 с, мощность турбонасосного агрегата составляет 250 000 лс, то есть превышает суммарную мощность судовых механизмов современного авианосца!
Кислородно-водородный двигатель РД-0120, разработанный предприятием «Химавтоматика» (4 таких двигателя стоят на центральном блоке «Энергии») имеет тягу в пустоте 200 тс и удельную тягу 454 с — параметры, соответствующие уровню лучших мировых достижений. Этот двигатель родился в стенах предприятия, в котором были созданы под руководством Главного конструктора Семена Ариевича Косберга ЖРД третьей ступени ракет-носителей «Восток», «Восход» и «Союз», где живы традиции того героического времени.
Конструктивный коэффициент у «Энергии» практически такой же, как у «Сатурна-5» (k = 0,044),..."

Т.е. до "Сатурна" по эффективности не достает даже "Энергия", лучшая из лучших...

Пиджак_9, читайте внимательнее. Я наоборот критикую американские ракетные двигатели, где указал на недопустимый гигантизм,
несовместимый с молекулярными свойствами ракетного топлива, применявшихся ими тогда в первой ступени.
В идеале под такой гигансткий двигатель, надо подбирать соответствующее топливо, или создать новое с другими физико-химическими свойствами, чего у них не было.
Тогда остаётся вариант, спроектировать заново ракетный двигатель, под особенности существующего топлива, и подстраиваться под него, в частности по скорости возгорания смеси. А это иные обьёмы и размеры двигателя и не обязательно гигантизм, а даже наоборот.
Вот собственно в этом то, и была ошибка американских инженеров, осознание этого, произошло у них в 1967-1968 годах, но было уже поздно. Двигатели спроектированы, и надо было лететь на луну, "немедленно и сейчас". Это перекос они частично исправили, только под двигатели на спейс-шатле.
Наши ракетчики это знали ещё с самого начала космической эры, и гигантизмом не страдали, зная что удельный импульс и тяга, лучшее сочетание их, достигается в определённых, довольно узких физических параметрах по габаритам, ракетного двигателя.
Вот собственно и всё. Вот поэтому они и закупают наши двигатели, от РД-180 и по моему НК-33 ещё.
То есть им у нас ещё учиться и учиться.  :)

Собственно смотрите на "выхлоп" (фото в верхнем посту), там всё предельно ясно, всё видно и всё понятно.
Посмотрите какой получается "недожиг" и это из-за гиганстких размеров двигателя, не учитывающий молекулярно-химические свойства топлива. По идее, ракетный двигатель на этом фото, можно уменьшить раза в полтора как миним, если не больше.
Вот тогда да, получится идеальное отношение тяги, удельного импульса и веса ракетного двигателя, что тоже немаловажно.
Да и "выхлоп" будет не такой сизый, как на этом фото, а более чистый  :)

Цитата: Питон от 20.07.2010 09:53:18
Собственно смотрите на "выхлоп" (фото в верхнем посту), там всё предельно ясно, всё видно и всё понятно.
Посмотрите какой получается "недожиг" и это из-за гиганстких размеров двигателя, не учитывающий молекулярно-химические свойства топлива.

Позвольте продолжить Вашу мысль.
"Недожиг" т.е. неполное и не совсем эффективное сгорание должен приводить к падению КПД всей системы, во всяком случае для ДВС это не оспаривается никем. И, следовательно, можно ожидать падения "конструктивного коэффициента" т.е. ракета с таким двигателем будет выводить на орбиту меньший процент своей начальной массы.
А у "Сатурна" этот коэффициент никем не превзойден... Т.е. либо "недожига" нет, либо у остальных систем (Протон, Ангара, Энергия) он еще больше.
Это с точки зрения дилетанта. Может быть, есть какая-то тонкость или хитрость - так поясните, плиз.

Цитата: Пиджак_9 от 20.07.2010 08:58:43
Т.е. до "Сатурна" по эффективности не достает даже "Энергия", лучшая из лучших...

Формула Циолковского.
http://ru.wikipedia.…0%B3%D0%BE

"    Аналогичным образом выполняются расчёты для большего количества ступеней. В результате получаем:
   Стартовая масса трёхступенчатой ракеты составит 323,1 т.
   Четырёхступенчатой — 294,2 т.
   Пятиступенчатой — 281 т.

На этом примере видно, как оправдывается многоступенчатость в ракетостроении — при той же конечной скорости ракета с большим числом ступеней имеет меньшую массу."

Цитата: Питон от 20.07.2010 09:37:46недопустимый гигантизм, несовместимый с молекулярными свойствами ракетного топлива, применявшихся ими тогда в первой ступени.

Откуда вы взяли этот тезис? Можете его обосновать?

Цитата: Питон от 20.07.2010 09:37:46Двигатели спроектированы, и надо было лететь на луну, "немедленно и сейчас".

Двигатели F-1 были спроектированы ещё за 10 лет до полёта Аполлона-11. Они были разработаны даже не для НАСА, а для ВВС США в соответствии с их запросом от 1955 года. НАСА воспользовалось уже спроектированным двиглом. Правда, он был сырой и требовалась доработка, но времени и средств для этого было достаточно. К 1961 году движок был практически полностью готов и испытан. Не движок проектировали под ракету, а ракета создавалась с использованием уже готового движка.