Были или нет американцы на Луне?

Цитата: перегрев от 28.08.2010 10:46:10
Если мы наблюдаем скачок вот от этой штуки,

то это означает скорость ракеты в 7,34М.Знаете, надеятся Вы можете на что угодно. Я конечно понимаю, что краткость сестра таланта, но Вы чересчур, лаконичны. Один мутный намек, одна цитата от Абрамовича (никак с намеком не связаная), две фотографии без пояснений. Чего сказать-то хотели?

Конечно, утверждать это можно, хотя и маловероятно, что столь слабый скачок захватил за собой дым.
Но ведь есть и прямой метод определения скорости  - по отставанию дыма. Мы установили, что скорость съёмки была 40 кадров (у Покровского и Попова 24).
Берём линейку , измеряем ракету и измеряем отставание дыма после срабатывания РДТТ. Примерно 1\2 ракеты в кадр (хотя визуально кажется меньше), причём надо ещё учесть, что за ракетой удаляющаяся струя газов, которая будет их утягивать назад.

На картинке есть цифры: длина без первой ступени 68 метров  - 25 пикселей. За последние 8 кадров ракета пролетела 140 пикселей. 40fps.
Скорость взаимного удаления = 140 \ 25 * 68 \ 8 * 40 = 1900м\с. Как учитывать утягивающую назад струю мне не понятно, но понятно что скорость не больше 1.9км\с.

Цитата: транаец от 28.08.2010 12:15:51
Конечно, утверждать это можно, хотя и маловероятно, что столь слабый скачок захватил за собой дым.

транаец, к чему эти разглагольствования?

Вам до сих пор не ясно, что "метод" Покровского, в основе которого лежит подмена реальной геометрии Сатурна на клин со "средним по больниц ракете" углом раскрыва - это весьма оригинальный метод_{(С)Пиджак_9}? Вам неясно, что любые расчеты, выполненные неспециалистом да еще и оригинальным методом, цинично не проверенным ни на чем более - почти наверняка дадут неверный результат, не совпадающий с экспериментом? Вас должно быть удивляет, что именно так все и вышло?  ;)
А по-моему, ничего удивительного в том нет.
И, кстати, весьма закономерно, что скорости "вычисленные" и Покровским и Поповым оказались близки и сильно занижены, несмотря на то, что Покровский "обиделся" на Попова за "непонимание". Модели у них уж больно похожи друг на друга, оригинальны и далеки от реальности.  :)

Цитата: транаец от 28.08.2010 12:15:51
Но ведь есть и прямой метод определения скорости  - по отставанию дыма. Мы установили, что скорость съёмки была 36 кадров (у Покровского и Попова 24).

Хм. Я должно быть что-то пропустил?
Было дело - установили, что в соответствии с описанием камеры, скорость съемки не могла быть ни 24, ни 36 кадров в секунду. Вероятнее всего - 40.

Цитата: N.A. от 28.08.2010 15:41:00
Было дело - установили, что в соответствии с описанием камеры, скорость съемки не могла быть ни 24, ни 36 кадров в секунду. Вероятнее всего - 40.

Еще вот это туда же добавьте:
http://glav.su/forum…#msg702133

Цитата: an_private от 28.08.2010 19:47:33
Еще вот это туда же добавьте:
http://glav.su/forum…#msg702133

Цифру поправил на 40 - ну Вам ещё немного, и дымный метод докажет правоту НАСА.
Upd: Но у Покровского на этот счёт есть аргумент.

Цитата
Турбулизация аэрозольного облака.

На Фото 4 аэрозольное облако, имевшее в радиальном направлении плоский фронт, с 216 кадра начинает менять конфигурацию – клубиться. Это физически возможно, если скорость движения стала меньше скорости звука. При условии, что скорость съемки равна 24 кадра в секунду, скорость радиального расширения облака между 215 и 216 кадрами оценивается в 330 м/с – на уровне или чуть меньше скорости звука на высоте разделения.

Данный, физический, маркер весьма точный. Даже повышение скорости съемки до 27 с-1 выводит нас на сверхзвуковой(в условиях ТО) режим, при котором турбулизация границы облака нереальна. Тем более, не может быть речи о скорости съемки 36 с-1, минимально необходимой для обоснования заявленной НАСА скорости ракеты.

Интересно, что данный маркер работает ровно на тех же кадрах, по  которым определялась и скорость ракеты. Т.е. никакие объяснения использованием “редакторских ножниц” здесь уже не возможны.

Продолжаем, однако...

01 февраля 2011 + 24 дня - 25 февраля (ессно - тоже, следующего 2011-го).

С возвращеньицем Вас, а также - заодно и с Днём Советской Армии...

Мимохожий.

Цитата: транаец
Вобщем решил проверить измерения Покровского. Мучался , мучался, ну вот вроде что-то родил.
Оказывается, во всех изображениях присутствуют геометрические искажения, которые довольно трудно учесть.
Поэтому сперва я верифицировал изображение наклоненной летящей ракеты, и лишь затем пытался сопоставить её с той в которой виден конус скачка уплотнения.
Вот выкладываю, что получилось - угол раскрыва конуса скачка 35-36 градусов, так что перегрев пролетает со скачком от конуса САС.

Цирк! Один опровергатель выводит на чистую воду другого

А с этим как быть? Че получается Lexx цинично вводит в заблуждение широкую научную общественность? И акамедик Покровский нагло врет со своими 22,5 градусами?
Ну ладно, угол наклона скачка пусть будет равен 17,5 градусов. И какие же выводы из этого воспоследуют? Ну кроме того, что я пролетаю

Продолжаем...

25 февраля 2011 + 24 дня - 21 марта

Мимохожий.

Цитата из А11
" Photography with the Hasselblad cameras on the remote control unit
mounts produced no problems. The first panorama was taken while the
camera was hand-held; however, it was much easier to operate on the mount.
The handle on the camera was adequate, and very few pictures were triggered
inadvertently."
Кто-нибудь может показать те снимки, которые were triggered
inadvertently.?

Цитата: транаец
Да как всегда - никаких убедительных выводов.

Это просто какой-то театр абсурда. Вы намерили какой-то угол, а на вопрос: "какие выводы" често отвечаете-никаких выводов. Заради чего тогда меряли?

Цитата
Но вцелом, у насы ещё хуже с доказательствами - и отчёт о полёте лажовый - не выдерживает критики.

Безжалостного бульдозера Вашей критики вообще не выдержит ни что. Давеча Вы тут в космологии немного поупражнялись. Что-то там про "темную материю". Так что вряд ли найдется какой либо факт или явление которое Вы (при желании) не разнесете в пух и прах, руководствуясь здравым смыслом, бытовой логикой и транспортиром.

Цитата
А что Lexx - так у него и спросите. Я вот что намерил, то и выложил.

А как же Покровский? Вы понимаете, что Вы только что убили выкладки акамедика подловив его на неправильном измерении углов?

Цитата: перегрев от 29.08.2010 17:05:50
Это просто какой-то театр абсурда. Вы намерили какой-то угол, а на вопрос: "какие выводы" често отвечаете-никаких выводов. Заради чего тогда меряли?Безжалостного бульдозера Вашей критики вообще не выдержит ни что. Давеча Вы тут в космологии немного поупражнялись. Что-то там про "темную материю". Так что вряд ли найдется какой либо факт или явление которое Вы (при желании) не разнесете в пух и прах, руководствуясь здравым смыслом, бытовой логикой и транспортиром.А как же Покровский? Вы понимаете, что Вы только что убили выкладки акамедика подловив его на неправильном измерении углов?

Спасибо на ссылку измерений Lexx, я посмотрел и нашёл причину недоразумения, ну и ещё ошибку у себя.

Размеры использовал вот эти

Проблемы собственно две:
во первых ракета, с которой я сравниваю имеет небольшие геометрические искажения, видимо связанные с фотографом и его аппаратом. Получается так , что в верху, там где САС, масштаб один, а внизу другой. Когда вверху хорошо, длина ракеты получается 103 метра, а когда с длинной в порядке, наверху несходится. Речь идёт о "эталонной ракете".
Поэтому я пришёл к решению, что для получения правильного результата, нужно взять 103 метровую ракету вместе с сопоставленной тестируемой и промассштабировать до 107 метров(т.е средний результат).
Второй момент - на тестируемой ракете мы видим "неровности". Вначале я считал, что это искажения воздуха, но потом поразмыслив понял, что это всего-лишь игра света от вспышек РДТТ. Я обратил внимание на "эталонную ракету", то что на ней тоже есть тени. Решил бороться следущим образом. Провёл осевую линию и для сопоставления толщины использовал  только половину диаметра в том месте, которое на мой взгляд показывало на тестируемой ракете полуширину без тени.  
Вот вобщем-то и всё.  Угол в результате этих измерений получился очень близким к 20 градусам, чуть меньше. В любом случае, картинку я приложил и её при желании любой может  проверить. "Эталонную ракету" брал у Попова - она имеет похожий угол наклона.
Я и не пытался сделать каких-либо выводов, пока не получу достаточно критики. Мерил заради проверить Попова на вшивость , ну и себя заодно (у Покровского угол найден несколько несерьёзно).
"Подлавливать Покровского" не собирался, хотел проверить данные. Как ни крути - но идея его, а потому , даже если у него вкрались ошибки, всё-равно он молодец.
зЫ Предыдущий пост с неправильными измерениями через пару часов удалю.

Цитата: перегрев от 29.08.2010 15:11:35
Цирк! Один опровергатель выводит на чистую воду другого

А с этим как быть? Че получается Lexx цинично вводит в заблуждение широкую научную общественность? И акамедик Покровский нагло врет со своими 22,5 градусами?
Ну ладно, угол наклона скачка пусть будет равен 17,5 градусов. И какие же выводы из этого воспоследуют? Ну кроме того, что я пролетаю

Перегрев, это измерения an_private, я привел эту фотографию в качестве картинки, по которой можно оценить площадь поверхности обтекателя и переходника. Более того, на этой фотографии an_private умудрился померять углы внутри скачка. По ссылке оригинальный пост an_private, чуть ниже мой с разбором полетов. Кстати, на этой фотографии скачек идет не от обтекателя.

Покровский использует другую фотографию, если возникло желание его перепроверить, используйте его фотографию.
К сожалению, у меня сейчас маловато времени, поэтому отвечу на Ваше непонимание моего поста попозже.

Цитата: транаец от 23.08.2010 01:43:39
Нет, неправильно.

Вас не поймешь, то правильно, то неправильно...А как правильно?

Цитата
Согласитесь, что ГГ врядли мог достичь сверхзвуковой скорости, поскольку при входе в сопло неизбежно создавал скачок уплотнения.

Не соглашусь. Мог и достигал. Максимальный расход КРТ в ГГ вряд ли превышал 80 кг/с. Выводился этот расход в сверхзвуковой насадок, причем не локально а по всей площади внутренней поверхности насадка. Он имел интересную конструкцию, внутренняя поверхность его напоминала черепичную крышу выпускные щели были ориентированы вниз по оси основного потока. Чего там там расход в 80 кг/с на площади больше 10 м² представляю посчитать Вам. Только с цифрами, а не уже поднадоевшее ИМХО "поскольку при входе в сопло неизбежно создавал скачок уплотнения". И еще попробуйте посчитать до какой скорости разгонялся поток с расходом в 80 кг/с если его разгонял сверхзвуковой поток с расходом в две с половой тонны в секунду. По моей оценке, такая схема добавляла 1-2 единицы к удельной.

Цитата
Мало того, что давление  ГГ на срезе было выше в результате скачка, при этом он ещё и ухудшал эффективность насадка.

С какого перепуга такие далеко идущие выводы? Давление ГГ было выше чего? На срезе сопла давление газа определяется степенью расширения сопла. ГГ разгонялся в сопловом насадке до сверхзвуковой скорости. Не согласны-цифру в студию.

Цитата
Upd: наличие чёткой цветовой границы в факеле тому свидетельство - конечно ничего не доказывает, просто повод для размышлений. Обратите внимание, что ГГ на выхлопе расширяется, светлый конус наобарот, немного сужается.

В полном соответствии с Абрамовичем, и заметьте, чего это ГГ на земле почему-то не горит? При давлении окружающей среды в 101325 Па. И ни с того ни с сего загорается при давлении 200 Па на высоте 40 км. Там наверно воздух особенный, из чистого кислорода.

Цитата
По мере падения атмосферного давления,  он смог оказаться под обтекателем.

Транаец, если статическое давление на срезе сопла принять равным 0,35 атм, то означает, что примерно с высоты 8 км и выше двигатель работал на режиме недорасширения. А это означает, что никаких скачков в сопле уплотнения не было. И по мере падения атмосферного давления газогенераторный газ вел себя в полном соответствии с Абрамовичем.

Цитата
Конечно, в ГГ лишнего кислорода нет, а вот в набегающем воздухе предостаточно, ну и пошла тусовка.

Да она уже два месяца не прекращается. Ничего, что на земле ГГ не горит, а при втрое меньшем содержании кислорода загорается. А на высоте в 40 км давление 200 Па в 500 раз меньше кислорода, на высоте 50 км давление 76 Па, в 1300 раз кислорода меньше, а он все равно горит, зараза. Тут явно что-то нечисто

Цитата
Давление вокруг сопла по причине горения ГГ вокруг выросло и дальше в общих чертах всё правильно - особенно в последней части с картинками и занавесом...

Ну я так и думал.

Цитата
На мой взгляд под обтекателями и вокруг сопла стоит высокое давление вследствие горения ГГ в набегающем потоке. Понятно, что при этом создаётся скачок уплотнения на фронте горения, и боковой факел, который прекрасно видно. По мере уменьшения атмосферного давления скачок поднимается всё выше, а факел становится всё более отчётливо видным.

Зачотная белиберда. Редкая. Удивительно бессмысленный текст. Даже сложно комментировать. Вот так ведет себя сверхзвуковая струя на режиме недорасширения. Только так и больше никак.

Нарисуйте стрелочкой куда там попадает генераторный газ, откуда, и где у него фронт горения

Цитата
Нештатный режим понадобился лишь для объяснения доставки ГГ до места горения - уменьшения тяги при существенном повышении давления хватит , чтобы объяснить дефицит скорости.
Если Вы скажете, каким образом ГГ мог в этом случае продолжать поступать из сопла к месту горения, я готов отказаться от нештатного режима. Режим недорасширения был причиной попадания ГГ под обтекатель, а когда он там загорелся, вот тогда вся история и началась.
Надо сказать, что когда этот факел потух, двигатель опять начал работать штатно, с недорасширением - и  мы прекрасно видим, как ГГ утягиваются набегающим потоком. Это видно на картинке, что я недавно приводил,  в виде двух двух дуг за хвостом ракеты.

Констатируем отрадный факт рождения нового теоретика ракетного движения. Вдогон за Севером.
Все, Транаец, это моя последняя попытка поговорить с Вами серьезно без подколов.

Цитата
PS   Возможные причины дефицита скорости :
  1. Нештатная работа или же падение тяги вследствие высокого давления по причине горения ГГ вокруг сопла.

Вот формула тяги выведенная из уравнения импульсов
P=(G/g)*W_c+F_c*(p_c-p_o) где:
P-тяга;
G-массовый расход;
W_c-скорость истечения газов на срезе сопла;
F_c-площадь среза сопла;
p_c-давление на срезе сопла
p_o-давление окружающей среды.
Все остальные цифры исключительно для иллюстрации. Наглядно видно, что основной вклад в создание тяги вносит первый член формулы. Пусть скорость истечения 2900 м/с, массовый расход 2500 кг/с тогда первый член составит 740 тонн. При давлении на срезе 0,35 атм и давлении окружающей среды - 0, второй член составит 38 тонн. При давлении окружающей среды 1 атм потеря тяги от пустотной составит всего 70 тонн. Вопрос какое давление окружающей среды должно быть для снижения тяги вдвое, например. Ответ: 3,7 атмосферы. Вопрос а откудова Вы их возьмете на высоте 40 км. А, вспомнил, знаменитый ГГ, 80 кг/с. Забудем про то, что там физически мало кислорода, вот Вы объясните механиз-каким образом горящй ГГ имея  рядом давление окружающей среды в 200 ПА задавит давление на срезе до 3,7 атмосфер? Он чего в сторону области где давление в тысячи раз меньше расширяться не будет? Далее, при любом раскладе, давление в этой Вашей фантастической области горения ГГ не может быть выше давления самого ГГ в тракте охлаждаемого насадка. Какие либо прикидки по численным параметрам газа после турбины сделать довольно затруднительно. Нужно знать точный расход, давление в ГГ, показатель адиабаты ПС ГГ, а главное особенности конструкции соплового аппарата. Но можно посмотреть по аналогии-двигатель РД-107 тоже имеет двухступенчатую активную турбину. Вот параметры газа на входе и выходе из турбины

Отсюда http://lpre.de/energ…/index.htm
Обратите внимание на давление-1,4 атм после турбины. В общем можно утверждать, что у F-1 давление газа в сопловом насадке было более чем умеренным. Пара килограмм не более, а то и поменее. Потому как после турбины нужно учитывать гидравлические потери в патрубке, на теплообменнике и собственно в сопловом насадке. Кроме того, неизвестно, было ли критическое истечение ГГ непосредственно на выходе из соплового насадка. Если было-давление упадет еще больше.
Теперь про нештатную работу
При давлении в КС 70 кг критическое давление (давление в критическом сечении) будет 38 атмосфер (по адиабате, крайне неточно, но для прикидки сойдет). Для того, что бы давление в КС сравнялось с критическим двигатель должен задросселироваться (все пять одновременно) почти на 50%. Режим дросселирование крайне тяжелый режим для ЖРД. И если двигатель специально для такого режима не проектировался, прежде такой режим дросселирование состоиться двигатель просто сгорит. По любой из нижеследующих причин или по всем сразу.
1.Уменьшение давления КС означает уменьшение расхода КРТ. Это означает, что уменьшился расход из ГГ на турбину и упали обороты ТНА. Уменьшение расхода горючего означает, что меньше компонента идет на охлаждение КС, огневая стенка прогорает, идет расход на сторону, увеличивается подогрев компонента в тракте охлаждения, как только температура достигнет некоторого критического значения моментально возникает ВЧ и двигатель горит. Уравнение Аррениуса, ничего не попишешь.
2.Для такого режима нужен специально спроектированый ТНА. Уменьшение давление в КС означает уменьшение давления после насосов. Для компенсации осевых сил действующих на ротор от осевой турбины в ТНА применяют специальные устройства-автоматы осевой разгрузки, работающие от занасосного давления. Падение давление за насосами приводит к тому, что запаса АОР не хватает и просходит затирание колес насосов о корпуса. Для насоса окислителя окислительно это гарантированое возгорание конструкции с фатальными последствиями.
3.Уменьшение расхода ведет к снижению перепада давления на форсунках смесительной головки. перепад на форсунках пропорционален квадрату расхода. Уменьшение перепада на форсунках ухудшает смесеобразование с последующим гарантированым ВЧ, а уменьшение расхода приводит к ухудшению охлаждения огневого днища с последующим прогаром. Что будет раньше утверждать не берусь, но и так и так кирдык.
И последнее-F-1 в полете по давлению в КС не регулировался. Нечем там было этот нештатный режим реализовывать. А Никомо на авиабазе писал, что пределы регулирования у F-1 по давлению в КС в пределах +-10%. Но он наверняка куплен госдепом

Цитата
  2. Неэффективность насадка, как следствие подъём тяги в плотных слоях и значительный спад тяги на высоте.
...

Транаец, с ростом высоты тяга всегда растет. Понимаете, просто отсутствует физический механизм который приводит к такому явлению, как спад тяги по высоте.

Цитата: транаец от 29.08.2010 18:55:41
...  Угол в результате этих измерений получился очень близким к 20 градусам, чуть меньше. В любом случае, картинку я приложил и её при желании любой может  проверить. "
....

Ваши путанные логические построения я потер, уж не обессудьте. Так угол скачка сколько? 20 градусов? А от какого обтекаемого тела? Стрелочкой покажите, будьте любезны.

Цитата: перегрев от 30.08.2010 00:49:06
Не соглашусь. Мог и достигал. Максимальный расход КРТ в ГГ вряд ли превышал 80 кг/с. Выводился этот расход в сверхзвуковой насадок, причем не локально а по всей площади внутренней поверхности насадка. Он имел интересную конструкцию, внутренняя поверхность его напоминала черепичную крышу выпускные щели были ориентированы вниз по оси основного потока. Чего там там расход в 80 кг/с на площади больше 10 м² представляю посчитать Вам. Только с цифрами, а не уже поднадоевшее ИМХО "поскольку при входе в сопло неизбежно создавал скачок уплотнения". И еще попробуйте посчитать до какой скорости разгонялся поток с расходом в 80 кг/с если его разгонял сверхзвуковой поток с расходом в две с половой тонны в секунду. По моей оценке, такая схема добавляла 1-2 единицы к удельной.

Ну вот - поверил Вам на слово, что в КС соотношение было 2.45 , а в целом по двигателю 2.27. Т.е 15% выхлопа это ГГ, или 400кг\с. А тут нате ... 80кг\с.
Не проверил, каюсь. Но Вы правы - не горит ГГ у земли, температура низкая, что касается давления ГГ, видно, что он на выходе не сужается, а расширяется. Я просил обратить внимание на резкую разницу в цвете пламени, предполагая что это скачёк. Мне сложно было сделать однозначный вывод, я лишь предположил (посмотрите внимательно, не утверждал, а просил обратить внимание), что этот скачок не даст газам расширяться как следует, а давление на срезе и эффективность, по сравнению с тем, что если бы его не было, это уже следствие, вытекающее из предположения. Как Вы видите, я пока не уверен, что резкая граница это скачок, а Вы просите объяснений , как он образуется.
И далее в тексте я на этот эффект не ссылался, хотя он может быть причиной некоторого падения тяги.

Цитата
С какого перепуга такие далеко идущие выводы? Давление ГГ было выше чего? На срезе сопла давление газа определяется степенью расширения сопла. ГГ разгонялся в сопловом насадке до сверхзвуковой скорости.

Не хочу Вас провоцировать, поскольку считаю этот момент второстепенным - возможно там были какие-то хитрости, позволявшие разогнать его до сверхзука без скачка.

Цитата
Не согласны-цифру в студию.В полном соответствии с Абрамовичем, и заметьте, чего это ГГ на земле почему-то не горит? При давлении окружающей среды в 101325 Па. И ни с того ни с сего загорается при давлении 200 Па на высоте 40 км. Там наверно воздух особенный, из чистого кислорода.Транаец, если статическое давление на срезе сопла принять равным 0,35 атм, то означает, что примерно с высоты 8 км и выше двигатель работал на режиме недорасширения. А это означает, что никаких скачков в сопле уплотнения не было. И по мере падения атмосферного давления газогенераторный газ вел себя в полном соответствии с Абрамовичем.

 Посмотрите , куда ГГ полез!(фото 1) Он видимо про эжекцию ничего не знает, вот и лезет куда попало. Причём этим нехорошим занятием он начал заниматься едва перейдя 1М.
А ещё через 30 секунд обуял всю кромку (фото 2) - обратите внимание на  скачки уплотнения, прям как на картинке Абрамовича, недорасширение - правда они под некоторым, но довольно небольшим углом. Но за следущие 10 секунд угол их сильно изменился  (фото 3)- а внешнее давление несильно. И этот момент меня сильно заинтересовал.
1 2 3

Цитата
Все остальные цифры исключительно для иллюстрации. Наглядно видно, что основной вклад в создание тяги вносит первый член формулы. Пусть скорость истечения 2900 м/с, массовый расход 2500 кг/с тогда первый член составит 740 тонн. При давлении на срезе 0,35 атм и давлении окружающей среды - 0, второй член составит 38 тонн. При давлении окружающей среды 1 атм потеря тяги от пустотной составит всего 70 тонн. Вопрос какое давление окружающей среды должно быть для снижения тяги вдвое, например. Ответ: 3,7 атмосферы.

Вот и посудите - что за неведомая сила заставила струю с тягой в 3000 тонн отклонится на угол 27 градусов? (я считаю только 4 крайних двигателя).
Это же целых 1500 тонн силы, приложенных к площади скажем 20 кв. м - в таком случае 7.5 атмосфер. Центральный двигатель может просто отдыхать. Плюс потеря импульса
11% за счёт угла (cos 27 = 0,89). Общая потеря тяги 30%. Это даже не учитывая всяких нехорших эффектов вроде повысившегося сопротивления.
Ну а ещё через 10 секунд мы наблюдаем "горящий хвост" во всей красе. Цифры конечно оценочные, но осмысленные.

Цитата
Вопрос а откудова Вы их возьмете на высоте 40 км. А, вспомнил, знаменитый ГГ, 80 кг/с. Забудем про то, что там физически мало кислорода, вот Вы объясните механиз-каким образом горящй ГГ имея  рядом давление окружающей среды в 200 ПА задавит давление на срезе до 3,7 атмосфер? Он чего в сторону области где давление в тысячи раз меньше расширяться не будет? Далее, при любом раскладе, давление в этой Вашей фантастической области горения ГГ не может быть выше давления самого ГГ в тракте охлаждаемого насадка. Какие либо прикидки по численным параметрам газа после турбины сделать довольно затруднительно. Нужно знать точный расход, давление в ГГ, показатель адиабаты ПС ГГ, а главное особенности конструкции соплового аппарата. Но можно посмотреть по аналогии-двигатель РД-107 тоже имеет двухступенчатую активную турбину. Вот параметры газа на входе и выходе из турбины

Отсюда http://lpre.de/energ…/index.htm
Обратите внимание на давление-1,4 атм после турбины. В общем можно утверждать, что у F-1 давление газа в сопловом насадке было более чем умеренным. Пара килограмм не более, а то и поменее. Потому как после турбины нужно учитывать гидравлические потери в патрубке, на теплообменнике и собственно в сопловом насадке. Кроме того, неизвестно, было ли критическое истечение ГГ непосредственно на выходе из соплового насадка. Если было-давление упадет еще больше.
Теперь про нештатную работу
При давлении в КС 70 кг критическое давление (давление в критическом сечении) будет 38 атмосфер (по адиабате, крайне неточно, но для прикидки сойдет). Для того, что бы давление в КС сравнялось с критическим двигатель должен задросселироваться (все пять одновременно) почти на 50%. Режим дросселирование крайне тяжелый режим для ЖРД. И если двигатель специально для такого режима не проектировался, прежде такой режим дросселирование состоиться двигатель просто сгорит. По любой из нижеследующих причин или по всем сразу.
1.Уменьшение давления КС означает уменьшение расхода КРТ. Это означает, что уменьшился расход из ГГ на турбину и упали обороты ТНА. Уменьшение расхода горючего означает, что меньше компонента идет на охлаждение КС, огневая стенка прогорает, идет расход на сторону, увеличивается подогрев компонента в тракте охлаждения, как только температура достигнет некоторого критического значения моментально возникает ВЧ и двигатель горит. Уравнение Аррениуса, ничего не попишешь.
2.Для такого режима нужен специально спроектированый ТНА. Уменьшение давление в КС означает уменьшение давления после насосов. Для компенсации осевых сил действующих на ротор от осевой турбины в ТНА применяют специальные устройства-автоматы осевой разгрузки, работающие от занасосного давления. Падение давление за насосами приводит к тому, что запаса АОР не хватает и просходит затирание колес насосов о корпуса. Для насоса окислителя окислительно это гарантированое возгорание конструкции с фатальными последствиями.
3.Уменьшение расхода ведет к снижению перепада давления на форсунках смесительной головки. перепад на форсунках пропорционален квадрату расхода. Уменьшение перепада на форсунках ухудшает смесеобразование с последующим гарантированым ВЧ, а уменьшение расхода приводит к ухудшению охлаждения огневого днища с последующим прогаром. Что будет раньше утверждать не берусь, но и так и так кирдык.
И последнее-F-1 в полете по давлению в КС не регулировался. Нечем там было этот нештатный режим реализовывать. А Никомо на авиабазе писал, что пределы регулирования у F-1 по давлению в КС в пределах +-10%. Но он наверняка куплен госдепомТранаец, с ростом высоты тяга всегда растет. Понимаете, просто отсутствует физический механизм который приводит к такому явлению, как спад тяги по высоте.

Я говорил, что могу объяснить потерю тяги и без нештатной работы (что сделал выше), но для меня неясно, каким образом процесс "горящего хвоста" мог поддерживаться. Вот если скажем все 5 пыхтят как кирогаз на дозвуке, то давление сможет доставить ГГ или несгоревшие КРТ до места наблюдаемого горения.
Про 20 градусов - помните я говорил, что сомневался в том, что угол построен правильно. Вот поэтому и проделал это, самолично прочуствовал проблемы.
По прежнему считаю, что видимый конус образовался от обтекания separated flow ( по русски как хотите, так и называйте, отрывное течение Вам не нравится, воздушная пробка тоже). Картинки моделирования плотности, скорости и давления я давал. Там два скачка - bow shock и reattachment shock соединяются на некотором расстоянии от ракеты и идут далее под углом первого. Конечно, правильнее было бы считать скорость по скачку от конуса САС, но увы он очень слаб и мы его не видим - по крайней мере, я на картинку глядел,  и пришёл к выводу, что видимый нами скачок идёт не от кончика, а немного ниже. Разница же в нахождении скорости по тому скачку , который мы видим конечно есть, но она  небольшая.

Цитата
Транаец, с ростом высоты тяга всегда растет. Понимаете, просто отсутствует физический механизм который приводит к такому явлению, как спад тяги по высоте.

При недорасширении тяга падает, по сравнению с номиналом. Может ли этот эффект превысить эффект от понижения давления, судить не берусь, но для увеличения тяги на высоте применяют насадок.

Влеплю сюда свой пост с Большака про видеокамеру ровера.



В доках на "роверскую" лунную цветную видеокамеру (43стр.) говорится, что в ней за секунду сканировалось почти 30 кадров (frames) (по 2 поля (fields) в каждом, опорный кварцевый резонатор был на 1006992 Hz), при этом сканирование каждого поля (по 262,5 строки в каждом) велось на своём светофильтре (в диске их было 6 и диск крутился со скоростью почти 10 об/сек) в следующей последовательности : первое поле - красный, второе поле - синий, третье поле - зелёный и так далее, по кольцу. Синхронизация по цвету на приёмной стороне велась по зелёному полю, в 18 строке КГИ которого и передавался синхроимпульс, но мало того, длительность этого "цветного" синхроимпульса указывала на температуру в видеокамере (от -20°С до +80°С). На приёмной стороне каждое цветовое поле записывалось на свою дорожку дискового магнитного носителя (поскольку устройств для хранения всего кадра целиком ещё не было) и потом дважды воспроизводилось (первый раз в блок матрицирования шёл прямой сигнал, одновременно записываемый на дисковый носитель). Затем, прямые и воспроизводимые с дискового магнитного носителя сигналы полей матрицировались. Таким образом каждый цветовой канал (красный, синий, зелёный) до матрицы последовательно (через поле) обновлялся 20 раз в секунду.



Вот я нарисовал кликабельную блок-схему преобразования монохромных полей с видеокамеры лунного ровера.



Кому интересна электрическая начинка видеокамеры, то смотрите здесь, про ступени развития качества видео в программе Apollo, знающие английский, смотрите здесь.

Теперь немного про историю с видеосъёмками в Apollo11, где наш космонавт Леонов был явно не в курсе истинного положения дел, когда говорил, что Амстронга было некому снимать.

Чёрно-белая видеокамера, которую Амстронг потом установил на треноге, изначально была закреплена на специальном кронштейне в отсеке MESA.



Отсек MESA находится слева от лестницы (если встать перед ней лицом). Кстати, обратите внимание на отсек EASEP, по этому рисунку хорошо видно, почему один край у сейсмометра был скошен.



Запорный механизм крышки отсека MESA открывается с помощью ручки, расположенной рядом с люком.



После его открытия камера с отвратным качеством начала снимать астронавтов у лестницы LM без каких либо дополнительных манипуляций.



Если посмотреть на полосу частот, выделенную под ТВ, то про качество можно и не говорить. Спад начинается на 500кГц и в районе поднесущих телеметрии и голоса полностью затухает. На первых цветных камерах в проекте Apollo ширина полосы под ТВ доходила до 3МГц, а в последних миссиях, с 15, её расширили до 5МГц.



Потом Амстронг установил эту чёрно-белую камеру на треногу в удалении от LM.

Уважаемые форумчане. Отчего же эта старая история c пиндо-лунавтами ещё неплохо продаётся(и на авантюре)? Я, в отличие от насалюбов, провёл небольшое исследование и выяснил, что есть метод радикальных распродаж. Есть! ->
— Шарлатанство? Нет, сэр. В склянках была не только вода. К ней я примешал хинина на два доллара, да на десять центов анилиновой краски. Много лет спустя, когда я снова проезжал по тем местам, люди просили меня дать им еще порцию этого снадобья.
- -
Людям хочется сказки. Люди мечтают обмануться. Они просят ещё и ещё. А циничные ублюдки это им предоставляют.
Но проходит время. И не все хотят ещё раз принять на грудь "порцию этого снадобья". Разве только самые роматичные из Хайфы. Многие начинают задавать неудобные вопросы. Отдельные имеют смелость приводить убийственные аргументы. Самые радикальные даже имеют наглость сравнивать демократические движки и тоталитарные. И миф рушится как карточный домик. Капитализация публичной компании "NASA" потихоньку сползает к пропасти. И через некоторое время очередная "Американская мечта" оказывается там, где ей самое место. Даже на самую хитрую ..... всегда находится сами знаете что. Однако сундучёк престидижитатора с его лукавым содержимым уже везут для продажи с молотка.....
Сомневаюсь, что сотрудники насы где-то пригодятся. Разве что в новой "лунной программе".
Вот только китайцы давно научились делать отличный анилин.
з.ы.
Прошу прощения за транслитерацию. И запятые. Свои косяки я знаю.

Цитата: А Шульгин от 31.08.2010 14:55:09
И миф рушится как карточный домик. Капитализация публичной компании "NASA" потихоньку сползает к пропасти. И через некоторое время очередная "Американская мечта" оказывается там, где ей самое место.

Вы ещё вспомните, куда скатился СССР, так что, наш "Буран" это миф ?
Речь идёт о подвиге инженеров и астронавтов в конце 60-х, на которых выливают ушат грязи за подлые проделки США. Но если событие имело место, то при чём тут упоминать Штаты, подвиг совершали обычные люди и надо говорить и помнить о них, вместо "высеров" о подлом дяде Сэме.

Приветствую всех... А меня лунная тематика интересует вот в каком разрезе... Почему лунные программы и СССР и США были остановлены практически одновременно? Без никаких продолжений?

Цитата: bachan1968 от 31.08.2010 19:09:20
Приветствую всех... А меня лунная тематика интересует вот в каком разрезе... Почему лунные программы и СССР и США были остановлены практически одновременно? Без никаких продолжений?

Деньги, товарищ, обычные "грязные" деньги.
Вопрос был полностью исчерпан масштабными полётами Apollo(на выделенные для этого колоссальные средства) и экономического смысла снова тратить "бабосы" не было ни у одной из сторон.