Были или нет американцы на Луне?

Цитата: Lexx от 22.07.2010 23:54:01
Много воды утекло, но уж больно много Вы, N.A, на себя ссылаетесь.
1 Вы меряете углы внутри конуса, отсюда и ошибка на почти 10 градусов.
2 фото не удачное, большая часть ракеты скрыта взрывом, невозможно оценить угол наклона.

N.A кроме того не ответил по своему первому пункту, где считал угол отдельно для САС, просто сославшись на несчитабельность.
Однако , он берёт угол раскрыва САС 40 град, вместо легко измеряемых 60. Половина угла при этом будет 30 и по графикам точка ложится за кривой бесконечной скорости, что соответствует отсоединённому скачку уплотнения и как следствие наличию воздушной пробки вдоль САС. Если бы такой пробки не было, то мы бы увидели скачок, который идёт непосредственно от начала ракеты, т.е за модулем САС. Вот на основании этих данных и получается угол в 9 градусов, даже немного меньше.
По картинке http://radikal.ru/F/…e.jpg.html беру линейку и получаю от начала САС до конца обтекателя 178мм, диаметр обтекателя 64мм, диаметр САС 11мм. Получаю угол ф=atan((64-11/2)/178))= 8.46 град. То что Покровский взял 9.5 градусов, так это только увеличивает скорость по его оценке.
Кстати, как вариант проверки метода Покровского, предлагаю оценить скорость по углу горящего хвоста Сатурна - кто-нибудь согласен поучаствовать?
Угол виден и на любимой картинке Покровского и на многих других, когда у Сатурна "горит хвост".

***

Это очень плохой движок,
не зря они его выкинули, а чертежи сожгли  :)
пламя чернее негра, катастрофический "недожиг",
много керосина впустую тратиться, неэфективно...
КПД очень низкий,
и это "лунный" движок,
скушайте насафилы свой пирожок.

Вот ещё интересный ролик

http://mo--on.narod.ru/as_11_full.wmv

Если оценивать скорость по углу "горящего хвоста", то видно, что она практически не увеличивается. Хотя на эти секунды НАСА заявляет ускорение 4G.
-----------------------------
Ну вот, сделал первую оценку по хвосту, и вот каким способом:
Я исходил из предположения, что если выхлоп двигателя засасывает дальше обтекателей внизу ракеты, то это говорит о том, что ракета тащит за собой небольшой слой воздуха и вокруг неё устанавливается циркуляция снизу вверх - таким образом топливо может попасть выше обтекателя двигателя. Объяснения старого про разряжение не способны это объяснить, поскольку скорость ракеты сверхзвуковая и никакое разряжение не способно придать газам сверхзвуковую скорость.
Угол скачка снизу измерял линейкой с поправкой на проекцию ракеты, точность конечно не ахти, но зато тут споров по углу быть не должно - он почти ноль.
А угол скачка получается непосредственно перед разделением ступеней 22 градуса (это наименьшее из намерянных, остальные больше), что даёт скорость М=2.7.  Жду критику.

PS Кому лень смотреть ролик и делать стоп-кадры, можно померить на картинке Покровского, что давал сегодня Lexx, я там намерил тоже 22 градуса. Вобщем хоть плачь, до Луны как до Китая раком.

Цитата: Опаньки !!! от 23.07.2010 10:30:49
Не смущает, что пламя "чернее" к краям?

Опаньки !!!, не  извивайтесь ужом, пытаясь выгородить любимых вами американцев,
довольно некрасиво это выглядит, да и ещё в России  ;)

а пока вот что...
оказывается, В РД-170 поступает "кислый" газ ЖГГ - газифицированный кислород, который находится в состоянии температуры вспышки керосина - т.е. достигается условия самовоспламинения, поэтому нет сгустков несгоревшего топлива. Аналог - подача горячего наддува в дизель.

а вот наработка по "лунному" двигателю США...(как оказалось в результате моего раследования...плохому и некачественному)
У Ф-1 ситуация принципиально другая - оба компонента подаются "холодными", они смешиваются и образовывают "сгустки", которые потом детонируют. Боюсь, что это вообще плохо лечится. (речь о детонации)



а это сказал, человек знающий,
таким образом "лунный" движок США,
оказался жалкой поделкой гестаповца Брауна,
и он не пригоден для полётов на луну, в силу низких ТТХ,
что полностью кореллиррует мою работу, с работой Покровского.

Цитата: транаец от 23.07.2010 06:48:51
N.A кроме того не ответил по своему первому пункту, где считал угол отдельно для САС, просто сославшись на несчитабельность.

Вообще-то первым угол по САС начал считать я. И вполне наглядно показал, что скачок уплотнения начинается именно от САС.
http://glav.su/forum…#msg688075

ЦитатаОднако , он берёт угол раскрыва САС 40 град, вместо легко измеряемых 60.

Врёте.

ЦитатаПоловина угла при этом будет 30

Не будет.

ЦитатаПо картинке http://radikal.ru/F/…e.jpg.html беру линейку и получаю от начала САС до конца обтекателя 178мм, диаметр обтекателя 64мм, диаметр САС 11мм. Получаю угол ф=atan((64-11/2)/178))= 8.46 град.

А если взять отношение диаметра к длине, то получится вообще офигительные цифры  ;D
Вам уже неоднократно показывали, что общее отношение диаметра к длине не имеет вообще никакого значения - угол косого скачка уплотнения определяется уклоном конкретной зоны, на которой он образуется, а не общей длиной конструкции.


Но Вам, разумеется, всё пофигу - Вам факты неудобны, поэтому Вы будете их игнорировать.
Мне это напоминает небезызвестный подход женской логики:
Если из высказывания р следует Q, и Q приятно, то р истинно.
Читали Беклемишева?  ;)

Цитата: an_private от 23.07.2010 13:24:47
Вообще-то первым угол по САС начал считать я. И вполне наглядно показал, что скачок уплотнения начинается именно от САС.
http://glav.su/forum…88075Врёте.

А может возьмёте линеечку, измерите и извинитесь?
atan (33/15)/2 = 32.77
Но это не принципиально - даже при Ваших 20 градусах точка попадает где-то рядом с кривой бесконечной скорости, особенно учитывая тупой конец.

Цитата
Вам уже неоднократно показывали, что общее отношение диаметра к длине не имеет вообще никакого значения - угол косого скачка уплотнения определяется уклоном конкретной зоны, на которой он образуется, а не общей длиной конструкции.

Ваши рассуждения противоречат фактам, которые даёт Покровский - я же не судья на ринге?
Мне более интересно услышать критику про "горящий хвост".

Цитата: транаец от 23.07.2010 08:41:34
Объяснения старого про разряжение не способны это объяснить, поскольку скорость ракеты сверхзвуковая и никакое разряжение не способно придать газам сверхзвуковую скорость.

А ничего, что газы "истекают" из ракеты уже имеющей сверхзвуковую скорость? И им вовсе не надо дополнительно никуда разгоняться

Цитата: транаец от 23.07.2010 13:48:49
А может возьмёте линеечку, измерите и извинитесь?
atan (33/15)/2 = 32.77

Еще раз, медленно, для альтернативно одаренных:

ЦитатаВаши рассуждения противоречат фактам, которые даёт Покровский - я же не судья на ринге?

А у Покровского фактов нет. Есть огромное количество натяжек под заданный заранее результат. Как только отходим от натяжек - всё сразу оказывается именно так, как и должно быть по документам НАСА.

ЦитатаМне более интересно услышать критику про "горящий хвост".

А там критиковать нечего. Методика не определена, тезисы не обоснованы. Пустое место.

Цитата: an_private от 23.07.2010 13:55:28
А ничего, что газы "истекают" из ракеты уже имеющей сверхзвуковую скорость? И им вовсе не надо дополнительно никуда разгоняться

И каким же методом они поднимаются почти на половину первой ступени?

Цитата: an_private от 23.07.2010 13:58:38
Еще раз, медленно, для альтернативно одаренных:

А чего это у Вас конец треугольника в воздухе висит? Или это признак альтернативного мышления?
Хотя я тоже неправильно тангенс посчитал, сейчас получилось 25. Но повторяю - это ничего не меняет.

Цитата: транаец от 23.07.2010 14:04:04
И каким же методом они поднимаются почти на половину первой ступени?

За счет разряжения. Разве у Старого недостаточно понятно описано?

ЦитатаА чего это у Вас конец треугольника в воздухе висит?

Да всё по той же причине - нас интересует угол наклона поверхности относительно набегающего потока. Конкретной поверхности. Не всей ракеты. Не передних 2/3 ракеты. Поэтому и нарисован угол клина относительно набегающего потока воздуха. Так понятнее? Или всё ещё нет?

Цитата: an_private от 23.07.2010 14:28:43
За счет разряжения. Разве у Старого недостаточно понятно описано?

Ну-ну, скачёк уплотнения уменьшает скорость потока, но не до нуля. Там где находится сопло будет разумеется разряжение (з-н Бернулли), а в том месте откуда начинается "горящий хвост" будет относительно ракеты приличный поток.  И как же из разряжения ГГ будет преодолевать встречный поток, чтобы добраться до середины первой ступени?
Для одарённых есть поговорка : "Не осы против ветра".

Цитата
Да всё по той же причине - нас интересует угол наклона поверхности относительно набегающего потока. Конкретной поверхности. Не всей ракеты. Не передних 2/3 ракеты. Поэтому и нарисован угол клина относительно набегающего потока воздуха. Так понятнее? Или всё ещё нет?

Хорошо, допустим скачёк даёт конус САС в 20 градусов - почему же мы не видим скачков, нарисованных на Вашей картинке от других ступеней и каким образом газы от расстыковки смогли сквозь них проскочить?

Цитата: транаец от 23.07.2010 14:35:13
почему же мы не видим скачков, нарисованных на Вашей картинке от других ступеней

Потому, что мы видим не скачок, а дымы. И, видимо, плотность дымов на этих скачках уплотнения меняется незначительно.

Цитатаи каким образом газы от расстыковки смогли сквозь них проскочить?

Не знаю. Это можно точно выяснить только после детального моделирования, которое просто невозможно "на пальцах". Принципиальной невозможности этого я не вижу - скорость истечения газов РДТТ достаточно велика, скорость течения газа вдоль поверхности ракеты вряд ли велика за скачками уплотнениями (но вот тут уже надо моделировать, а как это делать без специализированных программных продуктов - черт его знает).

Цитата: an_private от 23.07.2010 14:47:37
Потому, что мы видим не скачок, а дымы. И, видимо, плотность дымов на этих скачках уплотнения меняется незначительно.Не знаю. Это можно точно выяснить только после детального моделирования, которое просто невозможно "на пальцах". Принципиальной невозможности этого я не вижу - скорость истечения газов РДТТ достаточно велика, скорость течения газа вдоль поверхности ракеты вряд ли велика за скачками уплотнениями (но вот тут уже надо моделировать, а как это делать без специализированных программных продуктов - черт его знает).

Если взять Ваше предположение (вполне корректное), то метод вычисления скорости по фото тут упирается в пределы погрешности.
Но ведь ракета оставляет скачки уплотнения не только спереди , но и походу. Один из них мы наблюдаем, когда затянутые несгоревшие ГГ распостраняются под углом примерно от середины 1-ой ступени, что прекрасно видно на ролике и на фото. Угол их я тоже измерил и он оказался больше 20 градусов,  
что даёт для цилиндра (угол 0 градусов) скорость меньше 3М.

Цитата: транаец от 23.07.2010 14:59:52
Если взять Ваше предположение (вполне корректное), то метод вычисления скорости по фото тут упирается в пределы погрешности.

Ну наконец-то. О чем и идёт речь уже две недели - метод вычисления скорости по фото по своей точности сравним с гаданием по кофейной гуще - он требует допущений, принятие которых может менять результаты метода - в разы.

ЦитатаНо ведь ракета оставляет скачки уплотнения не только спереди , но и походу. Один из них мы наблюдаем, когда затянутые несгоревшие ГГ распостраняются под углом примерно от середины 1-ой ступени, что прекрасно видно на ролике и на фото.

Показывайте. На картинке. Стрелочками или линиями. Пока вообще непонятно - что Вы имеете в виду.

Уважаемые сограждане. Я тут раскопал, по просьбам наших Хайфовчан или Хайфогородцев? ещё один пример брехни насы. И даже ссылочку подгоняю - lenta.ru/terror/2002/08/18/nasa/.
---------------------------------------------
В США представители NASA (National Aeronautics and Space Administration) объявили, что намерены внедрить разработанное ими устройство для считывания мозговых волн пассажиров, сообщает The Washington Times.
----------------------------------------------
Интересно, у этих пиндосов мозговая мышца совсем ку-ку? Валялся.

Цитата: oleg1000
Мало ли что пишут в газетёнках, но вы также будете с пеной у рта доказывать, что не существует телепатии или, к примеру, некой волновой связи на расстоянии между приручённым домашним животным и его хозяином ?

Вы уже и так все доказали. Насароги являются очень ярким и убедительным примером такой связи с хозяином (НАСА).

Цитата: Lexx от 22.07.2010 23:54:01
Много воды утекло, но уж больно много Вы, N.A, на себя ссылаетесь.
1 Вы меряете углы внутри конуса, отсюда и ошибка на почти 10 градусов.
2 фото не удачное, большая часть ракеты скрыта взрывом, невозможно оценить угол наклона.

Товарищ специалист по аэродинамике! А почему у Покровского (с клином) все фото удачные? Ему чего взрыв (кстати какой?) не мешает? И еще прокомментируйте простое утверждение-обтекание клина и обтекание конуса вещи одинаковые. Нет?

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"

Цитата: an_private от 23.07.2010 13:58:38
Еще раз, медленно, для альтернативно одаренных:

А у Покровского фактов нет. Есть огромное количество натяжек под заданный заранее результат. Как только отходим от натяжек - всё сразу оказывается именно так, как и должно быть по документам НАСА.

an_private, Ваше бесконечное повторение слова "халва"(выделил) уже смешит.
У Вас нет аргументов? Вы иссякли? Ткните пальцем в эти натяжки наконец, только давайте без хождения по кругу клин-конус, это уже разобрали.
Вот тут например

или вот тут

Пока Ваши ИМХО ничем не обоснованы.

Цитата: перегрев от 23.07.2010 22:05:05
Товарищ специалист по аэродинамике! А почему у Покровского (с клином) все фото удачные? Ему чего взрыв (кстати какой?) не мешает?

Что - то я не заметил у Покровского альбома с фотками от НАСЫ, киньте ссылку, посмотрю.

Цитата: перегрев от 23.07.2010 22:05:05
И еще прокомментируйте простое утверждение-обтекание клина и обтекание конуса вещи одинаковые. Нет?

С точки зрения физических процессов - да, одинаковые. Вы будете утверждать что нет?