Были или нет американцы на Луне?

Цитата: транаец
Что-то мне подсказывает, что при таком выхлопе с импульсом будут проблемы

Очевидно очередной перл из категории "нутром чую, а объяснить не могу"  ;D
Транаец, Вы же ни черта не понимаете в ракетах. Какие, к черту, форсажные камеры на ракетном двигателе? Вы о чем вообще?
Да, для людей, которые ничего не читают принципиально, а "мыслят" на уровне "что-то мне подсказывает" - дам небольшую цитату - может все-таки соблаговолит прочитать
Этому способствует ещё одна уникальная особенность двигателя F-1. У него охлаждение концевой части сопла осуществляется вдувом в сопло генераторного газа после ткрбины. Генераторный газ получается путём сжигания керосина с кислородом при очень большом избытке керосина (недостатке кислорода). Поэтому газ буквально чёрный от сажи и прочих продуктоа неполного сгорания и термического разложения керосина. На снимках сопел крупным планом хорошо видно что первые нескольео метров пламени F-1 "чёрные" - они окружены слоем чёрного дыма. Затем он дожигается смешиваясь с воздухом.
http://balancer.ru/_…st__619752
Выделения - мои.

Цитата: Пиджак_9 от 20.07.2010 10:27:03
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.

Совершенно верно Пиджак_9, и абсолютно точно.
И это усугубляется ещё и тем, что такие гигансткие двигатели как на Сатурне-5,  
к тому же имеют ещё и гигансткий вес.
Так вот, тяговые и удельно-импульсные показатели, даже выше чем у двигателей первой ступени Сатурнов,
можно добиться, гораздо-гораздо меньшими двигателями.
Вот и считайте, что будет после этого, КПД больше, а вес двигателя меньше.
Это ж какая экономия получается (Райкин)  :)

Здесь собственно и загадка, выбросов на помойку и забвение всех этих "расчудесных лунных двигателей",
здесь собственно и преимущественный подход (после всего этого) к твёрдотопливным двигателям у США (гемороя меньше).
У наших соотечественников всё наоборот, ЖРД на первых ролях (проектирование и инженерная школа, лучше чем у США),
мы их дейстительно здесь обгоняем на десятилетия.

Цитата: Опаньки !!! от 20.07.2010 10:50:50
На этом примере видно, как оправдывается многоступенчатость в ракетостроении — при той же конечной скорости ракета с большим числом ступеней имеет меньшую массу."

Видите ли, я не "с головы взял" это сравнение, а цитировал выдающегося ученого, непосредственно занимавшегося механико-математическими расчетами ракетной техники в СССР, ссылку любезно дал N.A.
Так это Рабинович сокрушался о недостижимых характеристиках Сатурна, а не я, я себе такого не могу позволить, бо дилетант.

Цитата: Опаньки !!! от 20.07.2010 11:34:17
А для чего её использовать? Сверхтяжёлые грузы на вторую космическую выводить надобности до сих пор нет.

Делаете вид , что не прочитали про 5 двигателей...

Цитата: an_private от 20.07.2010 11:07:03
Очевидно очередной перл из категории "нутром чую, а объяснить не могу"  ;D
Транаец, Вы же ни черта не понимаете в ракетах. Какие, к черту, форсажные камеры на ракетном двигателе? Вы о чем вообще?
Да, для людей, которые ничего не читают принципиально, а "мыслят" на уровне "что-то мне подсказывает" - дам небольшую цитату - может все-таки соблаговолит прочитать
Этому способствует ещё одна уникальная особенность двигателя F-1. У него охлаждение концевой части сопла осуществляется вдувом в сопло генераторного газа после ткрбины. Генераторный газ получается путём сжигания керосина с кислородом при очень большом избытке керосина (недостатке кислорода). Поэтому газ буквально чёрный от сажи и прочих продуктоа неполного сгорания и термического разложения керосина. На снимках сопел крупным планом хорошо видно что первые нескольео метров пламени F-1 "чёрные" - они окружены слоем чёрного дыма. Затем он дожигается смешиваясь с воздухом.
http://balancer.ru/_…st__619752
Выделения - мои.

Какой затейливый способ охлаждения! Покрываем значит сажей поверхность, которая должна отражать и в результате начинаем удивительные опыты с инноникелем.
Прям полёт инженерной мысли.
PS Не надо рассказывать - соотношение компонентов 2.28 против 2.63 у РД-170, а у РД-191 вобще 2.75.

Собственно две фотографии, непосредственно гигантсткого двигателя первой ступени Сатурна-5,
и авиадвигателя F135.
Что отличает их прежде всего, да всего то ничего  :)
Обратите внимание на сгустки керосина, не успевающие сгорать в двигателе Сатурна-5,
и имеющие от этого такой желтовато-коричневый цвет, даже чистый кислород не помогает,
и обратите внимание на авиадвигатель F135, довольно чистое и идеальное пламя, с полным выгоранием топлива,
и соответственно с очень высоким КПД двигателя.
А ведь тот и другой двигатель работает на керосине, только F135 использует в качестве окислителя не жидкий кислород,
а атмосферный воздух.

Проектировщики Сатурновского двигателя для лунной программы, впервые увидев это,
просто ужаснулись, но было уже поздно. "Советы" наступали на "пятки" а "лететь на луну надо было уже сейчас"

Почему такое происходит я уже описывал в более ранних постах, читайте и удивляйтесь,
как американцы обманулись спроектировав такой гигансткий двигатель, думая что и тяга будет больше и КПД,
ан-нет, они глубоко ошиблись, не учтя молекулярно-химических свойств топлива, с одной стороны,
и двигателя который проектировался под "луну", с другой.

Поэтому они и пошли все на свалку эти двигатели, как бесполезный и бездарный мусор,
даже чертежи выкинули.
Вот такой он на самом деле "лунный двигатель американцев"  :)

Цитата: Питон
Собственно на фото выше, просматривается колосальный "недожиг" топлива,
а это потеря тяги и удельного импульса.
Об этом говорили и есть научные работы.

На фото выше вы видите только пелену из генераторного газа, которая используется для защиты соплового насадка от перегрева. Никакого "колоссального недожига" нет и в помине. Может, прежде, чем безапелляционно утверждать что-то, надо матчасть изучить? А то можно и впросак попасть.

Цитата: Пиджак_9 от 20.07.2010 11:45:31
Видите ли, я не "с головы взял" это сравнение, а цитировал выдающегося ученого, непосредственно занимавшегося механико-математическими расчетами ракетной техники в СССР, ссылку любезно дал N.A.
Так это Рабинович сокрушался о недостижимых характеристиках Сатурна, а не я, я себе такого не могу позволить, бо дилетант.

А мне всё равно, кто это сказал. Циолковский для меня более авторитетен, чем Рабинович.

"Энергия" - две ступени по 4 движка в каждой.
http://ru.wikipedia.…B%D1%8C%29

"Сатурн V" - 3 ступени, 5+5+1.
http://ru.wikipedia.…80%D0%BD-5

Собственно, одним словом, как и говорилось уважаемыми людьми, в том числе и Покровским,
ракетный двигатель американцев предназначенный для луны, никак не соответствовал заявленным и декларируемым мощностям.
Она на самом деле была гораздо-гораздо ниже. И иследования это подтверждают  :)

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.

Еще пять копеек к вопросу о научных трудах, освоении аэродинамики за пару суток, клине Покровского и прочих интересных вещах.
Пример хорошего оформления результатов научной работы:
Shadowgraph study of the upper stage flow fields of some Saturn V study configurations in the transonic mach number range.

Цитата: транаец от 20.07.2010 12:01:50
Какой затейливый способ охлаждения! Покрываем значит сажей поверхность, которая должна отражать и в результате начинаем удивительные опыты с инноникелем.

Транаец - Вы опять пытаетесь применить любимый приём демагога, посаженного в лужу - начинаете юродствовать. Выглядите Вы при этом очень бледно, так как ни черта не знаете вообще.
Ради самообразования почитайте что-нибудь про завесное охлаждение. Вот ведь инженеры какие идиоты - несгоревшим топливом сопло охлаждают.
Прям полёт инженерной мысли. (С) Транаец

Цитата: Пиджак_9

... способные к усвоению основ сверхзвуковой аэродинамики за два дня.

Дались Вам эти два дня, берите круче. На усвоение, например, ОСНОВ квантовой механики хватит, имхо, и получаса (там основ раз-два и обчёлся). Основы СТО, имхо, тоже полчаса.  8)

Если серьёзно, то сколько нужно часов, чтобы понять, что аэродинамика - не такая точная наука, как, например, небесная механика, есть где половить рыбку в мутной воде. Возьмём одну модель - получим как нужно Покровскому, другую - как у НАСА. А, уж, притянуть за уши - это покровские умеют.

Всем всерьёз верующим в Покровского предлагаю мысленнoe действие (до реального не дойдёт): заказать компьютерный анализ в соответствующем институте. ЦАГИ сойдёт.

А ежели бы это моделирование показало НЕ ТО, ну, гипотетически, то КЛОУНАМИ, причем - неадекватными, следовало бы объявить сторонников официальной версии. (с)

Цитата: Опаньки !!! от 20.07.2010 19:56:48
Без разницы, кто здесь чей клон - 4 тезиса Старого(которые не являются доказательством на этом форуме) остаются истинными для всех опровергателей без исключения. Что делает их похожими, как близнецов.

И даже таких разных как Север и Сам Покровский. Действительно, сходство просто поразительное:

И тот и другой в своих неопровержимых доказательствах в версии v1.0 несли откровенную херню. Херню пришлось убрать, но это загадочным образом абсолютно ни на что не повлияло.

И тот и другой не хотят расставаться с "оригинальными методами": один Луну в противофазе к земным фоткам рисует и этим сознанием горд, другой вместо того что бы считать конус (хотя бы) зачем-то считает клин с поправками. Какое-то общее место: казалось, бы, в 21 веке дураков нема - прогресс скакнул далеко вперёд: бери компьютерную программу (астросим, аэродинамический сим) и проверь идею на вшивость. Сам не можешь - закажи спецам. Ан нет - опроверги упорно не сделают самый логичный шаг, и будут хреново считать хреновую модель, а не хорошо - хорошую. Про анализ погрешностей и про проверку модели на эталлонных входных данных просто промолчим, мелкие придирки. Про рецензирование и официальную экспертизу - тем более. Эти люди, видимо, собираются валить НАСА размещением текстов на "суперновуме" и "снюсе".

Цитата: fs54
Задача действительно нетривиальная. Но есть один проверенный способ. Листья лучше всего прятать в лесу. Аферу лучше всего прятать среди непонятного, недосказанного, таинственного. Нарезать роликов, накидать снимков. Кое что перепутать, кое что потерять. Приплести пришельцев, нестрашные аварии. Занизить качество.
Заставить додумывать. Запутать в несущественных мелочах. И, вуаля, афера как таковая сливается с фоном.

Хорошо сказали про листья!!!
Именно так NASA нам все и преподносит. Снимки  ЛРО разрешением 0.5 метра, что бы не раскрыть аферу, да еще к тому же добавили мути к этим фотоснимкам, забыв наверное, что точно таким разрешением(0.5м), спутники снимают земную поверхность на порядок качественее, даже сквозь атмосферу.

Цитата: транаец
На форсаже у двигателя УИ меньше, а тяга больше. Применение форсажной камеры не единственный способ, дающий такую картину.

Я опять все пропустил, но некоторые заявления опять не могу не откомментировать:
1.Удельная тяга расчитывается как соотношение тяги двигателя к массовому расходу. Влияние расхода КРТ и давления в КС на тягу и удельную называется дроссельной характеристикой ЖРД. Эта зависимость достаточно сложная, но приблизительно можно сказать, что как правило с увеличением тяги удельная тяга увеличивается. В самом худшем варианте-она остается неизменной. Иными словами никогда при большей тяги (большем давлении в КС) не получается меньшая удельная. Т.е., на т.н форсаже УИ не будет меньшим, нежели при работе на номинале. Форсажную камеру оставим на совести Транайца (что это такое и где она применяется?)

Цитата
Что-то мне подсказывает, что при таком выхлопе с импульсом будут проблемы

А что конкретно подсказывает, что при таком выхлопе будут проблемы с удельной? Цвет не нравится? Так наблюдается выхлоп ГГ двигателя с большим избытком горючего, в отечественной терминологии-"мятый" или "сладкий" газ. Отработаный ГГ-газ выводится на насадок и окрашивает выхлоп. Ну и что? К слову подобная схема и тягу и удельную несколько несколько повышает, по сравнению с выводом ГГ-газа через отдельное сбросное сопло.

Цитата
Конечно , на пересвеченных фотках стартов такого не наблюдается.

Вот здесь чисто риторический вопрос: а о чём это свидетельствует?
Варианты ответов:
1.Летит вообще не тот двигатель.
2.В реальной ракете никакой выхлоп ГГ-газа на срез сопла не выводился, в результате чего и удельная и тяга были меньше (дарю идею)

Тык-с...  >:(

Народ, я к творчеству что передвижников, что "второй волны" соцреалистов отношусь весьма положительно, только вот мне неясно ровно одно, а именно: каким, трам-парарам, местом они относятся к проблемам реактивного движения в целом, и к штатовской лунной программе в частности?! А также, в каком, трам-парарам, месте оказалась совесть у камрадов, занимающимся галимым флудом (да ещё и графическим)? Рискну напомнить, что далеко не у всех сидящих на форуме - канал широкий и безлимитный. Достаточно много народа сюда заходит со смартфонов, и для них эти 30-50-100 кил - величина достаточно существенная. И если на одну-две-несколько сотен байт флуда я глаза закрыть ещё могу (например, если он - не рецидивный и стоит на коротком АУ, или под определение флуда попадает не весь пост, а, например, неудачно выбранная для иллюстрации цитата, весом менее половины поста), то на такие ...хм-м... перформансы - извините, не выходит...

Так что камрады N.A. и E-R получают предупредительных шесть часов, а за завтрашний день - им настоятельно рекомендуется привести свои посты в состояние, соответствующее Правилам форума (или стереть оные, хотя в том же посте E-R текстовая часть хотя бы по некоторым из формальных параметрам под определение флуда не попадает (так что её тереть - и в нынешнем состоянии жалко, а если её ещё и развернуть/снабдить ссылками и довести уровень наглядности/доказательности до более-менее премлемого... )). Ну а если этого не произойдёт - то после предупредительного выстрела может последовать и контрольный...

Да, ессно ровно то же самое - относится ко всем, размножившим вышеозначенный флуд методом цитирования...

Да, ещё камраду E-R рекомендуется не выяснять кто и чей именно клон (тем более, что в данном случае его предположения ...хм-м... имеют достаточно низкий шанец оказаться истинными ) а сосредоточиться на теме ветки (клонов на этой ветке достаточно регулярно отстреливаем и я, и Майк и остальные модеры), а камраду Питону - ...хм-м... принимать во внимание небезызвестное высказывание Ж.Ширака в адрес Польши (или, по крайней мере, выносить вопросы модерации на специально предназначенную для них ветку, ибоб читаемости этой ветки они явно не улучшают)...

Ну и всем пишущим - рекомендуется ...хм-м... обратить пристальное винимание на соотношение эмоций и информации в оставляемом ими тексте, и буде таковое окажется меньше некоторого критического - выставлять на свои посты АУ в 4 часа (а лучше - вообще в 1 час).

С уважением,
Мимохожий.

Цитата: Пиджак_9
Ловите:
"Еще печальнее обстоит дело с ракетами-носителями. Мы будем продолжать совершенствование существующих носителей «Союз» и «Протон» и разработку нового «перспективного» носителя «Ангара». Первые два носителя, конечно, являются уникальными по своей надежности, и оснащение их цифровыми системами управления и новыми разгонными блоками «Фрегат» и «Бриз» дало им «второе дыхание». Но, давайте, 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!)."

Вы своих ссылок не читаете, это что, модно сейчас так у "научной элиты"??

А чего Вас так возбудило? Действительно у всех американских ракет была очень низкая "сухая" масса ракет и ступеней, что с учетом близости к экватору давало высокое энергомассовое совершенство. Или Вы собираетесь доказывать невозможность реализации Сатурнов за счёт того, что у Ангарей коэффициент энергомассового совершенства оказался 0,037, при условии применения двигателей с дожиганием? А у Сатурна-0,045? Так Ангара планируется к примению исключительно с космодрома Плесецк (не Канаверел), и при этом Ангара значительно уступает Сатурну по "сухой" массе своих (весьма спорных по идеологии УРМов). И при этом не использует на второй ступени куда более энергетически выгодный водород? С чего возражения? С того, что спустя 45 лет назад топливная пара "кислород-керосин" здорово уступает по УИ паре "кислород-водород"? Так это не Рабиновичу вопрос, а к физике.

перегрев, у Сатурна-5, никак не может быть коэфициент 0,045. Читайте мои посты которые я давал выше, и вы поймёте что вы ошибаетесь. Здесь некоторые ваши товарищи-насалюбы, сели в лужу. Обьясните им популярно, где они ошиблись.
Раскладку по массо-габаритным характеристикам "лунных" ракетных двигателей, я давал, и также доходчиво обьяснил почему они несовместимы с молекулярно-химическими свойствами, применяемого ими топлива.
Вы попробуйте залить спирт в обыкновенный двигатель, и почувствуете разницу.
Аналогия хоть и не прямая, но достаточно показательная.
Взять хотя бы гигансткие пресловутые лунные двигатели Сатурнов, так вот они несовместимы с парой, керосин + кислород,
именно из-за размеров двигателя, его нужно уменьшить, как я говорил, как минимум в полтора раза, если не больше.
В противном случае КПД, двигателей спроектированных для луны, будет настолько низкое, что заявленные характеристики вывода массы, на околоземную орбиту будут явно, и причём катастрофически меньше, чем заявленные.
Это настолько очевидно, что только глупец, или как говорит Север...насарог, будет утверждать обратное.

Цитата: транаец
Вопрос в том, что заставило конструктора использовать соотношение компонентов 2.26 , когда для полного сгорания керосина требуется 3.14 . Просто глядя на это число можно понять, что сгорание топлива далеко не полное, и не надо приплетать до кучи ГГ.

Уважаемый! не существует ни единого ЖРД на паре "кислород-керосин" в котором бы применялось бы озвученное Вами соотношение компонентов топлив (близкое к стехеометрии). Даже сверхнагруженный современный ЖРД 14Д23 (РД-0124) имеет соотношение компонентов 2,5. К слову, непосредствено у F-1 соотношение компонентов по камере было примерно в районе 2,4 (по моим оценкам). Может чуть повыше-2,42-2,45

Цитата
 Полагаю, что такое соотношение было выбрано для уменьшения температуры горения, чтобы предотвратить прогар сопла, инноникель тому подтвержедение.

Неправильно полагаете. Наиболее нагруженным в тепловом отношении в ЖРД является не сопло, а критическое сечение и собственно цилиндр КС. Если держат они - сопло держит по любому. нет ровным счётом никаких оснований полагать, что F-1 имел проблемы с охлаждением. Наоборот, есть все основания полагать, что эта конструкция имела большие запасы по охлаждению. Там для охлаждения КС даже не весь расход керосина использовался.

Цитата
 Однако , когда ракета уже поднялась и существенно выработала топливо, тягу можно уменьшить, и , если это даёт увеличение УИ, то такой вариант стоит рассматривать как целесообразный не только в плане перегрузок, но и в плане полезной нагрузки - в современных двигателях также применяется дросселирование.

Опять мимо кассы. Практически все современные ЖРД -нерегулируемые по тяге. Ну кроме РД-191, тот из-за пакетной схемы имеет очень приличный диапазон по дросселированию (38%), а между тем вторая ступень той же ракеты (РД-0124А-Ангара) по тяге не регулируется вообще.

Цитата
 Более того, есть ссылки, что F-1 планировался как двухрежимный.

Эта была планируемая модинификация F-1A, которая не летала. Летавший на Сатурне F-1 не регулировался ни по тяге, ни по соотношению компонентов. Более того в ПГС двигателя просто отсутствуют агрегаты которые позволяют такое регулирование осуществить. Классический однорежимный ЖРД.

Цитата
 Вот и встаёт вопрос, какова была тяга во втором режиме? Допустим 60% (РД-191 позволяет 48%).

Да не допустим, не было ничего такого, если уж говорить о модинификации F-1A, то там планировалось сначала форсирование режима работы, с последующим выводом на номинал. Какие 60%?

Цитата
 НАСА в отчёте уверяет, что летели всё время на полной мощности - согласитесь, что это нерационально.

Почему? Останов первой ступени происходил при полном расходовании одного из компонентов. В случае с F-1 окислителя. Очень рационально, хотя и рисковано. Еще раз-останов происходил не по достижению заданой кажущейся скорости, а по израсходованию одного из КРТ. В этом вся фишка-отсутствует система управления расходом топлива. ДУ работает просто на "пронос" одного из компонетов. Наши боевые именно по такой схеме летают уже десятки лет и ничего.

Цитата
 Предположив, однако, что наса поступила рационально (скрыв это однако от общественности), цифры Покровского сразу же приобретают актуальность.

Повторяю вопрос-какая удельная должна быть у ДУ при скоростях в точке отделения намеряных Покровским (1,6 км/сек). Сколько должен быть УИ для ДУ первой ступени?

Эм-м-м...
Вы перепутали, соотношение (логика+информация)/эмоции для постановки на АУ должно быть ниже некоего критического предела, а не выше...
Полезную информацию в оптовых количествах - я в данном посте вижу, с логикой - тоже порядок, а вот эмоции - ...ну, скажем так, на грани погрешности измерения. Так что вышеозначенное соотношение стремится к плюс дофига, и на АУ такие посты - ставить вовсе не обязательно (а точнее - крайне нежелательно ).

С уважением,
Мимохожий.

Цитата: Питон от 21.07.2010 01:09:54
перегрев, у Сатурна-5, никак не может быть коэфициент 0,045. Читайте мои посты которые я давал выше, и вы поймёте что вы ошибаетесь. Здесь некоторые ваши товарищи-насалюбы, сели в лужу. Обьясните им популярно, где они ошиблись.

приведите свои оценки коэффициента энергомассового совершенства Сатурна. Пока я их не видел.

Цитата
Раскладку по массо-габаритным характеристикам "лунных" ракетных двигателей, я давал, и также доходчиво обьяснил почему они несовместимы с молекулярно-химическими свойствами, применяемого ими топлива.

Не сочтите за труд, Север, повторите, чего там несовместимо "с молекулярно-химическими свойствами, применяемого ими топлива"?

Цитата
Вы попробуйте залить спирт в обыкновенный двигатель, и почувствуете разницу.

И что измениться? Не томите

Цитата
Аналогия хоть и не прямая, но достаточно показательная.

Это да, согласен. С точки зрения субъективного восприятия спирт мощная штука. Не вполне прямая, но вполне доказательная.

Цитата
Взять хотя бы гигансткие пресловутые лунные двигатели Сатурнов, так вот они несовместимы с парой, керосин + кислород,
именно из-за размеров двигателя, его нужно уменьшить, как я говорил, как минимум в полтора раза, если не больше.
В противном случае КПД, двигателей спроектированных для луны, будет настолько низкое, что заявленные характеристики вывода массы, на околоземную орбиту будут явно, и причём катастрофически меньше, чем заявленные.
Это настолько очевидно, что только глупец, или как говорит Север...насарог, будет утверждать обратное.

А причём здесь КПД и выводимая масса? Причём здесь размеры двигателя "несовместимые с парой кислород-керосин"? Решительно непонятно...Поясните.

АУ снял.
См. модераториал к предыдущему посту...;)

С уважением,
Мимохожий.