Были или нет американцы на Луне?

Цитата: pmg от 31.12.2023 02:05:14Признали что хотя бы имеются тезисы трех авторов из 4-го ЦНИИ. Уже огромный прогресс.

Во-первых, я критикую писанину якобы специалистов 4-го ЦНИИ.
Выше я пояснил.

Цитата: pmg от 31.12.2023 02:05:14А как вы себе представляете "расчеты" которые "приведены"? Просто любопытно. Вас что
собственно интересует? Исходный текст пакетов программ, которые используется для
расчета орбит КА и МБР или многостраничные распечатки результатов расчета?

В НИР должны быть.

Цитата: pmg от 31.12.2023 02:05:14Это все
технологии двойного применения, которые имеются всего у нескольких стран в мире
и поэтому держатся в секрете и 4-й ЦНИИ никогда не выдаст требуемого разрешения для
такой публикации в открытой печати.

Тогда и нечего заявлять "'А" без "Б".
С громким пафосом "баллистики заявили" преподноятся бездоказательные тезисы.

Цитата: pmg от 31.12.2023 02:05:14Кроме программ там содержатся весьма дорогостоящие
данные о детальной структуре неоднородного гравитационного поля Земли и Луны которые
требуются для достаточно точных расчетов орбит КА и МБР и которые собирались десятками
лет огромными усилиями несколькими наиболее продвинутых стран.

Покажите. В ИКИ РАН до сих пор не знают?

Цитата: pmg от 31.12.2023 02:05:14Поэтому почти весь вес этого аргумента против Аполлона состоит только в принадлежности
авторов к профильной организации которая ведет такие расчеты, т.е. это технически не проверяемая
ссылка на авторитетный источник.

Где вы увидели авторитетный источник?
И авторы не подтверждены 4-м ЦНИИ МО.

Цитата: pmg от 31.12.2023 02:05:14Тоже самое что и ваши ссылки на заявления космонавтов и
специалистов Роскосмоса о том что Аполлон это реальная программа высадки людей на Луне.
Вывод из этого простой - необходимо признать что мнения космических специалистов
по вопросу реальности разделились и необходимо рассматривать только прямые доказательства
против Аполлона.

Вам необходимо, вы и рассматривайте.
На уровне специалистов не видел рассмотрений. 
Да и вообще, это давно уже известно, как и то, что Земля круглая.

Цитата: pmg от 31.12.2023 02:05:14Только аргументы против, потому что любые доказательства за не обладают
достаточной доказательной силой и могут быть все скопом опровергнуты одним
доказательством против. А это официальные документы НАСА, фото и видео которые
содержат очевидные противоречия и признаки подделки.  Все остальное имеет вторичное
значение.

Это легко объясняется некомпетентностью вопрошающих.
Надеюсь, у вас лично нет вопросов по поводу развевающегося флага и как космонавты ходили в туалет?
Сейчас на ветке актуален вопрос дальневосточника;
А как же не видно цельности первой ступени?
Вот в чем вопрос мирового значения.

Цитата: Дальний П-Камчатский от 30.12.2023 07:58:59Ваша оценочная скорость удара о землю(воду) взята с потолка.
С....................
Однако на фото (а это документ) имеем в наличии целенькие(относительно) первые и вторые ступени Союза и...
какие-то жалкие обрубки Ф-1.
Так куда делась первая ступень Сатурн-5,  и что произошло с Ф-1?

ЦитатаДля вас самые простые вопросы - как при ударе все двигатели Ф-1 превратились в такие аккуратные обрубки?

 
Поинтересуйтесь конструкцией F-1. Тогда, может быть, поймете, что при ударе о воду всю сопловую часть от газогенератора отрывало. И она превращалась в не очень аккуратный обрубок.


 

ЦитатаКак видим создатели  обрубков Ф-1  не имели никакого представления о физике вхождения рукотворного объекта в атмосферу Земли.

 
Еще раз – не надо о себе говорить во множественном числе. Наглых непоротых детсадовцев в детских садах меньшинство. Впрочем, да  ради бога, если этот некий наглый непоротый детсадовец хочет, он имеет полное право считать, что подлая НАСА напилила F-1 и разбросала их по всему океану, а Безос в сговоре с НАСА за долю малую (ну бедный он… какие-то 300 млрд личного состояния – это же копейки) нашел эти обрубки. Да еще и номера  Сатурна А-11 нацарапал.  Бред, конечно, но вся целиком философия опровержизма – это бред. Впрочем, на нем неплохо зарабатывают, в том числе и за ваш, г-н Дальний, счет.
 

Цитата…куда делись первые ступени Сатурн-5? (примеры падения на землю вам знакомы)

Как это ни удивительно для вас - в океан. Безоса интересовали только двигатели, он их нашел и поднял. Что еще нужно?
  

ЦитатаВаша оценочная скорость удара о землю(воду) взята с потолка.

-  чтобы она была взята не совсем с потолка, я в очередной раз прошу вас представить начальные условия для расчета "примерной скорости, с которой врезалась 1 ступень Сатурн-5 в воду", а именно высоту, на которой произошло отключение двигателей и разделение ступеней ракеты, угол траектории ракеты и ее скорость в момент разделения ступеней.

Цитата: pmg от 31.12.2023 02:19:25И что из этого следует? Это не запрещено но несколько необычно потому что не
соответствует общепринятому академическому тону.

Все проще. Мне кажется, это очевидно.
Есть опубликованная статья, в скане pdf.
Там все официально. Но в короткой статье невозможно рассмотреть все несоответствия  "документов" наса. Поэтому есть продолжения, где тон менее официальный, в соответствие с "достижениями" лунаФтов  ;)

C наступающим!

Цитата: RusBelS от 26.12.2023 15:36:03Нач отдела, зам начальника отдела с учеными степенями, профессиональные баллистики
VS
Журналист, никогда не работавший с техникой

Одну минуточку...
Одно из основных положений веры ревизионистов в нелетание на Луну состоит в том, что все причастные советские и российские ученые являются агентами мировой закулисы, а регулярно публикуемые ими статьи на базе результатов "Аполлонов" (грунт и геология, тепловая история Луны, лазерная локация и теория движения Луны и т.п., долго перечислять) являются циничными подделками под заданный пиндосами стандарт. При этом сами ревизионисты, за редкими исключениями, не обладают квалификацией, достаточной даже для того, чтобы понять постановку научной проблемы, а не то чтобы проверить работы по существу. Я ничего не путаю?
И эти же люди говорят мне, что я рылом не вышел, чтобы разобраться в весьма тривиальной статье начальника отдела, заместителя начальника отдела и профессионального баллистика?
Двойные стандарты в полный рост наблюдаю я.

Цитата: Liss от 31.12.2023 14:31:02Одну минуточку...
Одно из основных положений веры ревизионистов в нелетание на Луну состоит в том, что все причастные советские и российские ученые являются агентами мировой закулисы, а регулярно публикуемые ими статьи на базе результатов "Аполлонов" (грунт и геология, тепловая история Луны, лазерная локация и теория движения Луны и т.п., долго перечислять) являются циничными подделками под заданный пиндосами стандарт. При этом сами ревизионисты, за редкими исключениями, не обладают квалификацией, достаточной даже для того, чтобы понять постановку научной проблемы, а не то чтобы проверить работы по существу. Я ничего не путаю?
И эти же люди говорят мне, что я рылом не вышел, чтобы разобраться в весьма тривиальной статье начальника отдела, заместителя начальника отдела и профессионального баллистика?
Двойные стандарты в полный рост наблюдаю я.

На так покажи уровень, разбери, свяжись, докажи что они не правы. Прошлый "разбор" не прошёл. В Радио Свобода бла-бла "все пропало"  получше смотрелось...
"Научная проблема" ? Да все просто смеются с этих "полетов". Фейкофото, фейко"документы", фейкобаллистика, фейкоракета, муляж "курятник", муляж "скафандр", бегащие в невесомости по кругу "астронавты", " бодрячки ", пропавшие " булыжники" и тд и тп. Сплошная "наука".

Цитата: pmg от 24.12.2023 16:29:34Ничего особо значимого или даже интересного издание не
представляет. Каждый номер содержит случайный набор каких то второстепенных
материалов, которые редакторам удалось выудить из интернета или других подобных
же источников информации. Общий тон публикаций носит рекламный характер.  Набор
авторов, за редким исключением один и тот же, а именно состав самой редакции.
Конечно иногда редакторы вынуждены публиковать редакционные статьи по тем или
иным вопросам жизни своего издания, но что бы почти все материалы выходили за
подписью самой редакции это просто смехотворно.

Вам не интересно – это Ваши проблемы. Читателям было интересно и нужно. Принцип работы редакции состоял в том, чтобы в каждом номере были освещены основные космические события за определенный месяц: работы на пилотируемых станциях, все космические запуски, бюджеты, проекты и т.д., плюс история, если место останется. Освещены без красивостей, но максимально полно и достоверно, чтобы читатель знал: приведенным данным можно доверять.
Далее, ничего смехотворного нет в том, чтобы материалы готовили те, кто может сделать это лучше всех. И мы никогда не мешали опубликоваться сторонним авторам, если они приносили что-то действительно ценное.

Цитата: pmg от 24.12.2023 16:29:34Т.е. редакции не удалось сделать это издание привлекательным местом где профессионалы
отрасли на высоком уровне свободно могут обсуждать наиболее важные проблемы развития
отечественной и мировой космонавтики.

Обсуждать проблемы развития космонавтики можно до полного офонарения. Поэтому мы писали о том, что реально делается, включая утвержденные проекты, а о не том, что хотелось бы сделать тем или иным профессионалам в альтернативной реальности, когда все хотелки исполняются.

Цитата: pmg от 24.12.2023 16:29:34Но возможно редакторы преследовали какие то другие цели? Например заработать много
денег. В этом случае нужно было сделать журнал для массового читателя типа советских
"Техника молодежи" или "Вокруг света", которые всегда пользовались широкой
популярностью.

Ой, ну спасибо за совет, очень вовремя и кстати. Отвечаю: нет, цель разбогатеть не ставилась. Цель состояла в том, чтобы максимально полно и точно описывать реальное состояние нашей и зарубежной космонавтики, месяц за месяцем. Обобщение и выводы оставлялись читателям.
Вы когда-нибудь бюллетень РКТ в руках держали? Тогда не рассказывайте сказок про случайный набор второстепенных материалов.

Цитата: Liss от 31.12.2023 14:45:30Ой, ну спасибо за совет, очень вовремя и кстати. Отвечаю: нет, цель разбогатеть не ставилась.

Кстати, интересный момент. Тираж 1000 экз, оных новостей космонавтики. Очень мошенник  зелёный скот переживал за малые тиражи новостей космонавтики, предлагал скинуться на тиражи (ссылка была ранее).
Так вопрос- откуда деньги на содержание частного журнала со штатом журноламеров и тиражом в 1000 экз ?  Кто спонсор?

Итак, в Петропавловске-Камчатском полночь, а значит, пора доставать подарки для уважаемых участников ГА. Подарком будет длинный и подробный разбор статьи Казакова, Пономарева и Селезнева, о котором вы (мн. ч.) так мечтали.

Цитата: pmg от 28.12.2023 01:07:36Теперь добровольным помощникам НАСА, если они конечно считают себя честными людьми уже нельзя утверждать что нет научных работ опровергающих программу Аполлон. Есть  такие работы!

И это хорошо. Потому что разбор данной работы – я буду впредь обозначать ее буквами КПС по фамилиям авторов – наглядно покажет, как нельзя опровергать программу «Аполлон».

Цитата: RusBelS от 26.12.2023 15:36:03ПС. В случаях, когда "профессиональных защитников" тыкают носом в конкретные  доказательства аферы  и отсутствует методичка на этот случай - они всегда  предлагают "замять для ясности" и "промолчать".

Уважаемый модератор выписал мне неделю отпуска от общения с аборигенами этой ветки, что несколько задержало разбор «доказательств аферы» по существу.

Цитата: pmg от 26.12.2023 16:18:30Для начала хорошо бы выяснить какой именно документ цитирует и пытается поставить под сомнение Liss.
в его сообщении

https://glav.su/forum/1/682/6993564#message6993564

прямая ссылка в этом сообщении Liss отсутствует. Указано только что  "Изложение доклада есть, можно и с ним поработать." т.е. это не оригинальный текст работы Казакова, Пономарева и Селезнева под названием "БАЛЛИСТИЧЕСКАЯ ОЦЕНКА ПОЛЕТОВ «АПОЛЛОНОВ» К ЛУНЕ" а некое его изложение.

Совершенно верно, текста или видеозаписи доклада в моем распоряжении не было, приведенная ссылка не открывалась, поэтому я для первой оценки уровня доказательств воспользовался свидетельством, которое на момент просмотра находилось по ссылке https://bugulma.nix.ru/computer_hardware_news/hardware_news_viewer.html?id=210310 , а в настоящее время доступно на https://dzen.ru/a/Yn5-6VsOsznq6xOn .

Цитата: RusBelS от 26.12.2023 10:39:20В продолжении темы по вопросам баллистиков ФГБУ "4ЦНИИ" к "полетам" американцев на Луну". Специалисты любезно предоставили полный текст доклада по моему запросу. Прилагаю.

https://drive.google.com/file/d/1_bp_IRAfPzfFE9sfFy0SvMzB9HRweqo4/view

Спасибо за труды по запросу, получению и размещению. Заметим, что представленный текст не является докладом КПС на 46-х академических чтениях по космонавтике в МГТУ имени Н.Э.Баумана 27 января 2022 года, а статьей тех же авторов. Возможно, она сделана на основе указанного доклада, однако в тексте упоминаний об этом нет, и мы не можем определить, какие изменения были внесены в него почти за год, прошедший от доклада до публикации. Но поскольку статья опубликована в рецензируемом ВАКовском журнале, то имеет официальный статус и может быть рассмотрена как самостоятельный научный труд.
.
Ссылка [11] на отчет Центра космических полетов имени Маршалла (MSFC) о пуске РН Saturn V по программе AS-506 является основной в данной статье. К сожалению, авторы не дают ссылок на конкретные страницы 284-страничного отчета, на которых приведены цитируемые ими данные, ограничиваясь лишь иногда упоминанием конкретных графиков и таблиц. Это следует расценивать как серьезный недочет работы, затрудняющий ее проверку по существу и заставляющий читателя верить авторам на слово. В отличие от отчета MSFC, статья КПС достаточно короткая, и мы не видим острой необходимости указывать страницы при цитировании.
Далее я буду выделять полужирным шрифтом фрагменты текста статьи, снабжая их своими комментариями.
 
установлены несоответствия в баллистических схемах выведения на отлетную траекторию к Луне, приселения, отстыковки и стыковки на окололунной орбите
Термин «приселения» нам неизвестен и, вероятно, является незамеченной опечаткой.

Циклограмма, согласно таблице 2-1 [11], имеет лишь восемь характерных участков, к ним далее в тексте отчета привязаны временные шкалы, видимо, чтобы труднее было понять, что к чему относится. А циклограмма, содержащаяся в соседней таблице 2-2, уже содержит 116 событий  
Таблицы 2-1 (стр. 2-3 отчета) и 2-2 (стр. 2-4 … 2-9 отчета) имеют различное назначение. Как описано на страницах 2-1 … 2-2 отчета MSFC, таблица 2-1 задает общий «ноль» циклограммы, к которому относятся все события, и условные моменты T1…T8 начала конкретных этапов полета, к которым привязывается работа систем РН, подробно описываемая в последующих разделах. Общим «нулем» T0 является момент 13:32:00 UTC, хотя фактический отрыв РН от старта произошел на 0.6 сек позже и был зарегистрирован системой управления носителя в момент T0+0.63 сек.
Все реальные события, к которым привязаны условные моменты начала конкретных этапов полета, в таблице 2-1 перечислены. Все они также присутствуют в таблице 2-2, только с округлением до одного знака после десятичной точки вместо двух, так что сопоставление двух таблиц никакой сложности не представляет.
 
Двигатели 2-ой ступени, согласно циклограмме в таблице 2-1, выключаются одновременно, а в таблицах 2-2 и 4-2 присутствует отключение центрального и боковых двигателей 2-ой ступени, аналогично циклограмме работы двигательной установки 1-ой ступени.
В таблицу 2-1 и не предполагалось вносить все события. Как уже сказано, она имеет другое назначение. Разумеется, правильное описание полета содержит раздельное отключение центрального двигателя №5 второй ступени и четырех остальных. Такое решение определено требованиями по ограничению максимальной перегрузки, действующей на полезный груз и экипаж.
 
Особенностью циклограммы таблицы 2-2 является то, что в ней указано выключение двух двигателей 3-ей ступени, хотя в таблицах 4-2 и 4-3 имеется только один двигатель. Один двигатель 3-ей ступени фигурирует и в таблице 7-2, и в разделе 20 отчета [11].
Эта претензия является результатом ошибочного перевода или непонимания конструкции и баллистики полета РН Saturn V. В таблице 2-2 даны времена выключения единственного маршевого двигателя J-2 3-й ступени после первого включения в момент T0+699.34 сек (стр. 2-6) и после второго включения в момент T0+10203.07 сек (стр. 2-8).
Помимо маршевого двигателя, на 3-й ступени имелись два ЖРД малой тяги для осаждения топлива в баках (в разных строках таблицы они именуются ullage motor и ullage engine, что можно счесть недочетом оформления документа). Их работа обеспечивала прижатие компонентов топлива к заборным горловинам и надежный запуск маршевого двигателя. По данным таблицы 2-2, в первом включении они были запущены до включения J-2 и выключены по окончании его работы, во втором были запущены до включения J-2 и выключены вскоре после его запуска. Путать два ЖРД малой тяги с маршевым ЖРД непрофессионально.
 
в таблице 4-1 отсутствуют значения для участка работы 3-ей ступени, что для технического документа является как минимум оплошностью.
Эта претензия несостоятельна. В таблице 4-1 (стр. 4-7) приведены данные о максимальном ускорении и максимальной скорости, достигнутые каждой из трех ступеней, а также о максимальной высоте, достигнутой 1-й и 2-й ступенями в ходе баллистического полета. Так как третья ступень после первого включения выходит на орбиту, приводить для нее максимальную высоту бессмысленно.

С вашего позволения я разделю текст на несколько частей, так будет удобнее для восприятия.

Часть 2

После окончания работы двигательной установки 2-ой ступени связка лунных объектов и 3-я ступень находятся на незамкнутой орбите и следуют со скоростью 6515.7 м/с (6916.1 м/с) на высоте 189 км.
Авторы не приводят конкретных страниц отчета MSFC, где взяты эти данные. Мы смогли определить, что скорость 6515.7 м/с содержится в таблице 4-1, а приведенная в скобках величина 6916.1 м/с – в таблице 4-2. Высоты 189 км в источнике нет, наиболее близка к ней величина 188.8 км из таблицы 4-1. Однако в этой таблице приведена не высота полета в момент отделения второй ступени, а ее максимальная высота, достигнутая в момент T0+587сек, в то время как разделение имело место в T0+549 сек. Фактическую высоту полета на момент выключения четырех внешних двигателей, равную 187.3 км, следовало взять из таблицы 4-2.
 
После первого включения двигателя 3-ей ступени объект находится на круговой орбите и следует со скоростью 7389.5 м/с (7791.4 м/с) на высоте 191.3 км.
Как и в предыдущем случае, приведены два значения скорости из таблиц 4-1 и 4-2, причем во втором случае взято не фактическое (191.1 км), а номинальное (плановое) значение. Различие между ними микроскопическое, но небрежность авторов имеет место. Следовало везде использовать значения, заявленные как фактические.
 
В таблице 4-5 [11] приведены характеристики опорной орбиты, достигнутые на 709.3 секунде полета: высота 191.1 км, скорость 7793.1 м/с (по нашим расчетам 7789.517 м/с), эксцентриситет 0.00021, апогей 186 км, перигей 183.2 км, период обращения 88.18 минут. Однако возникают вопросы: почему высота орбиты больше, чем апогей, в какой системе координат рассчиталась высота?
Методика «наших расчетов» не приведена, поэтому соответствующее значение не обосновано и является лишь иллюстративным. Ответ на поставленный вопрос содержится в примечании к таблице 4-5: значения высот апогея и перигея отнесены к сферической Земле радиусом 6378.165 км. С учетом значительного наклонения опорной орбиты (32.52°) и близости значений высоты в перигее и апогее фактическая высота над уровнем моря вблизи северного апекса орбиты может быть выше их обоих.
 
После второго включения двигателя 3-ей ступени объект находится на целевой высокоэллиптической орбите и следует со скоростью 10433.2 м/с (10841 м/с), на высоте 320.9 км.
Здесь все передано корректно.
 
Высота высокоэллиптической орбиты не соответствует высоте орбиты, указанной в разделе 10 [11], разница составляет порядка 10 км. Небольшая разница с разделом 10 [11] присутствует и для скоростей на круговой и высокоэллиптической орбитах.
Значение высоты из раздела 10 авторами не приведено и не может быть проверено. В таблице 10-2 (стр. 10-7 отчета) приведено значение радиус-вектора на момент второго выключения ЖРД 3-й ступени, 6698.451 км по послеполетной оценке траектории. Это 320.3 км высоты над сферической Землей. Значения, полученные оперативно в ходе полета и вычисленные бортовой системой управления, отличаются от приведенной величины не более чем на 3 км. Претензия несостоятельна.
 
значения скорости в таблицах 4-1 и 4-2 [11] отличаются для 1-ой ступени на 361.6 м/с, для 2-ой ступени 400.4 м/с, для первого включения двигателя 3-ей ступени на 481.7 м/с, для второго включения двигателя 3-ей ступени 407.8 м/с.
Арифметическая ошибка: для первого выключения двигателя 2-й ступени приведенные ранее авторами данные дают разницу 401.9 м/с.
 
Понятно, что в данных таблицах указана разная скорость и на разных этапах активного участка траектории.
Этот вывод ошибочен. В таблице 4-1 скорости даны в стартовой системе отсчета (англ. Earth-fixed velocity), где начало координат находится в точке старта и имеет начальную скорость 409 м/с к востоку вследствие вращения Земли. В таблице 4-2 приведены скорости в инерциальной системе отсчета (Space-fixed velocity). Так как траектория выведения лежала в восточном направлении (азимут 88.4° в момент выхода на орбиту по таблице 4-2), неудивительно, что значения в таблице 4-2 примерно на 400 м/с больше, чем в таблице 4-1.
 
Предположим, что в американской космической отрасли 1960-1970 годов были иные стандарты формирования отчетных документов. Поэтому, обратим внимание на то, что скорость 10433.2 м/с, указанная в [11], не является достаточной для выхода на окололунную орбиту, а скорость 10841 м/с достаточна при условии минимального расстояния между Землей и Луной в 363300 км.
Подчеркнем еще раз: это значения тех же самых скоростей в те же самые моменты полета, но определенные в разных системах отсчета. Для оценки достаточности набранной скорости для выхода на орбиту и полета к Луне следовало использовать только данные таблицы 4-2.
 
Так, на рисунке 2-1 [11] телеметрические измерения получены только до 22000 секунды полета, что составляет не многим более 6 часов миссии. Возможно, это внутреннее ограничение самого отчета [11], но на его титульном листе другие части не указаны.
Рисунок 2-1 иллюстрирует поправку к временам событий, внесенную в ходе послеполетной обработки и связанную с удалением 3-й ступени и корабля от Земли и ростом времени прохождения радиосигнала. Так как предметом отчета является работа носителя, а не корабля, нет никакой необходимости продлевать график правее обозначенного времени.
 
В таблице 2-3 [11] временная шкала составляет уже 27372 секунды.
И доведена до последней операции, проведенной на ракетной ступени.

Продолжение следует

Часть 3

Высота полета (рисунок 4-1), космические скорости (рисунок 4-2) и график ускорений (рисунок 4-3) приведены лишь до 700 секунды полета.
Выведение на опорную орбиту закончилось на 699.3 сек, что и определило правую границу названных графиков.
 
При этом высота не превышает 240 км, но выше 200 км (по таблицам 118, 191.3, 320.9 км), сам график скорости заканчивается на отметке 7750 м/с и не согласуется с данными таблиц 4-2 и 4-3, график ускорений показывает максимальное значение на 160 секунде полета, и достигает значения 37 м/с2.
Высота на рисунке 4-1 не превышает 192 км. Скорость также явно выше 7750 м/с, хотя определить ее точно на таком масштабе затруднительно. Претензия несостоятельна.
 
Данные в таблицах 4-3 и 4-2 не согласуются между собой, хотя в них характерные участки частично совпадают.
Конкретные факты авторами не приведены. В таблице 4-2 отчета даются данные на моменты отключений двигателей, а в таблице 4-3 на моменты разделений ступеней и отделения корабля. С учетом этого обстоятельства данные таблиц полностью согласованы.
 
Что характерно, значения скорости при отделении 3-ей ступени от второй совпадают с нашими расчетными значениями с разницей в 1 м/с: расчетное 6919.8 м/с (по формуле Циолковского), а указанное реализованное значение скорости в таблице 4-3 равно 6918.8 м/с.
были пересчитаны расчетные значения скорости после отделения 3-ей ступени, применив данные [11], и она стала выше рассчитанной нами ранее – 6925.57 м/с.
Методика расчета не описана, использованные данные не приведены, проверить результаты невозможно. Включение этих чисел в статью не может служить ни подтверждением, ни опровержением данных американского документа.
 
Далее, на рисунке 4-6 скорость 10840 м/с достигается уже на 930 секунде полета от времени Т6, а на рисунке 4-7 показан график ускорения с 580 секунды полета по 940 секунду от времени Т6. Но циклограмма работы двигателей не соответствует этим рисункам
Нет ссылки на циклограмму, которую использовали авторы при сравнении с графиками. Претензия не может быть проверена и не принимается.
 
Анализ разделов 5-7 [11] позволяет оценить запасы топлива ракеты «Сатурн-5». Так, по данным таблицы 5-2 заправка составляла 2146741 кг топлива (топливо и окислитель).
Таблица 5-2 (стр. 5-6 отчета) содержит данные о наличии компонентов топлива – горючего и окислителя (раздельно) в баках 1-й ступени – для шести моментов полета – от команды «Зажиганиие» до обнуления тяги – и из трех источников (баллистический прогноз, данные датчиков уровня, послеполетная реконструкция). Авторы не указали, какой момент и какой источник используют, но никакая пара масс по горючему и окислителю не дает приведенного значения. Наиболее близка сумма по предстартовому баллистическому расчету на момент команды «Зажигание» – 2147272 кг.
 
Применение значений таблицы 5-1 к циклограмме полета позволяет определить количество израсходованного топлива 1-ой ступени (2017261 кг), аварийный запас топлива 1-ой ступени составил 129480 кг (с учетом данных раздела 5.1 и цикла старт-останов снизившийся до 123468.1 кг.).
Не указано, какой циклограммой полета пользовались авторы, какова была методика определения количества израсходованного топлива и как авторы учитывали цикл старт-станов, так что прямая проверка этого утверждения невозможна. Мы можем, однако, провести самостоятельный расчет на основе данных раздела 5 отчета и проверить его на согласованность.
Из графика на рисунке 5-2 (стр. 5-3 отчета) видно, что все пять ЖРД F-1 первой ступени вышли на режим к моменту T0 и, предположительно, каждый из них работал на полной установившейся тяге до исполнения команды на отключение соответствующего двигателя.
В таблице 5-1 на стр. 5-5 отчета приведены восстановленные в ходе послеполетного анализа значения суммарного секундного расхода двух компонентов каждого из пяти двигателей: 2594, 2569, 2590, 2613 и 2582 кг/с. Примечание к таблице о том, что данные пересчитаны на условия 35-38 секунды полета, должно было насторожить авторов статьи, но, по-видимому, не было принято во внимание.
Из таблицы 2-2 известно, что отрыв ракеты от стартового стола имел место в T0+0.6 сек, выключение центрального двигателя произошло на отметке 135.20 сек, а четырех периферийных – на 161.63 сек.
Умножение секундного расхода из таблицы 5-1 на продолжительность работы каждого двигателя и суммирование дает общий расход 2016774 кг, весьма близкий к полученному авторами статьи. Однако есть два существенных замечания.
Во-первых, неверно считать остаток компонентов топлива как разность полной заправки на момент зажигания и расхода за время от контакта подъема до выключения двигателей. Дело в том, что от начала включения двигателей и до контакта подъема двигатели успели израсходовать 39374 кг компонентов, которые авторы не учли.
Кстати, некорректно называть полученную величину остатка аварийным запасом – в действительности аварийные запасы по горючему и окислителю были рассчитаны до старта, приведены в таблице 5-2 в столбцах с меткой Predicted и составляют 15406 кг по окислителю и 13063 кг по горючему.
Во-вторых, на рисунке 5-3 (стр. 5-4) приведен график изменения расхода за время работы двигателей, и он не был постоянным. Из графика мы можем получить следующие приближенные значения расходов: от старта до 70-й секунды полета около 13200 кг/с суммарно по пяти двигателям, от 70-й до 135-й секунды – линейный рост до 13430 кг/с, что дает в среднем за этот период 13315 кг/с, далее около 10700 кг/с на четырех двигателях.
С уточненными по этому графику значениями секундного расхода мы получаем общий расход от контакта подъема до выключения периферийных двигателей в 2067019 кг, что отличается от получаемого из таблицы 5-1 значения 2074429 кг за тот же период лишь на 0.36%. Таким образом, в пределах точности, обеспечиваемой считыванием кривых с графика, данные отчета по этапу работы 1-й ступени являются согласованными.
Безусловно, мы можем попенять авторам американского отчета за включение в таблицу 5-1 данных не о среднем за время работы расходе двигателей, а какой-то другой расчетной величины. Однако содержащиеся в документе данные позволяют обнаружить этот дефект и откорректировать расчет.
 
Наиболее вероятно, что работа двигательной установки 1-ой ступени после отключения центрального двигателя продолжалась не 29.1 секунды, как по циклограмме, а 41.5 секунды, исходя из весовой сводки, а время работы 1-ой ступени составило не 161.6 секунды, а 174 секунды, хотя в таблице 20-1 это время равно 161.63 секунды.
Это предположение, во-первых, основано на расчете с неверными исходными данными, как показано выше, а во-вторых, подразумевает некие представления авторов о том, как бы они сами проектировали ракету Saturn V и планировали ее полет, что некорректно. Далее оно никак не учитывается и дальнейшие события не корректируются в связи с ним, так что его включение в текст выглядит методологической ошибкой.
 
Продолжение следует

Часть 4

По данным таблицы 6-2 заправка составляла 443617 кг топлива (топливо и окислитель). Применение значений таблицы 6-1 к циклограмме полета позволяет определить количество израсходованного топлива 2-ой ступени, который составил 452570.1 кг, запас топлива 2-ой ступени составил минус 10162.91 кг (или минус 14604,91 кг согласно абзацу 1 раздела 6.1 с учетом цикла старт-останов).
Заправка баков второй ступени приведена по датчикам уровня. Как и в случае первой ступени, не указано, какой циклограммой полета пользовались авторы, какова была методика определения количества израсходованного топлива и как авторы учитывали цикл старт-станов, так что прямая проверка этого утверждения невозможна. Мы можем, однако, провести самостоятельный расчет на основе данных раздела 6 отчета и проверить его на согласованность.
В таблице 6-1 на стр. 6-7 отчета приведены восстановленные в ходе послеполетного анализа значения суммарного секундного расхода двух компонентов каждого из пяти двигателей J-2: 248.2, 244.0, 244.2, 250.1 и 248.0 кг/с.
В таблице 4-2 отчета указано, что команда на включение пяти ЖРД второй ступени была выдана в T0+163.0 сек. Отключение центрального ЖРД произошло в момент T0+460.6 сек, а четырех периферийных двигателей – в T0+548.22 сек.
Умножение секундного расхода из таблицы 6-1 на продолжительность работы каждого двигателя и суммирование дает общий расход 453824 кг, что даже несколько больше, чем у авторов статьи, и превышает приведенную в таблице 6-2 на странице 6-10 отчета заправку баков ступени более чем на 10 тонн. Однако, как и в случае с первой ступенью, есть два существенных замечания.
Во-первых, наше предположение о начале работы с полным расходом в момент 163.0 сек неверно. В тексте отчета на странице 6-3 указано, что команда на включение пяти ЖРД второй ступени была выдана в T0+163.04 сек, стартовые баки начали работать через 1.0 сек, на 166.1 сек тяга двигателей достигла 75% номинала, а на 166.2 сек двигатели вышли на режим полной тяги, суммарно около 4400 кН. Наконец, на 168.5 сек путем переключения регулятора соотношения компонентов топлива тяга пяти двигателей была доведена до максимальной – примерно 5140 кН.
График набора тяги в отчете не приведен, так что корректный выбор начальной точки для расчета суммарного расхода остается за исследователем. Выбор точки 166.2 сек представляется оправданным, так как неучтенный расход компонентов на двухсекундном этапе набора тяги в значительной степени компенсируется неполной тягой (и неполным расходом) в течение следующих 2.3 секунд по отношению к работе на основном этапе. Заметим, что цена ошибки составляет примерно 1235 кг за секунду смещения начальной точки.
Во-вторых, на рисунке 6-3 (стр. 6-6) приведены графики изменения тяги и расхода за время работы двигателей, состоящие не из двух, а из трех участков. На первом, от запуска до 460.6 сек, суммарный расход по отчету составляет 1239 кг/с (стр. 6-4), на втором он может быть оценен в 990 кг/с, а на третьем, после обратного переключения регулятора соотношения компонентов в момент T0+498.0 сек, четыре двигателя потребляют примерно 735 кг/с.
С уточненными таким способом значениями секундного расхода мы получаем общий расход от команды запуска двигателей ступени до выключения периферийных двигателей в 438704 кг. В таблице 5-1 фактическая величина расхода за этот же период, полученная интегрированием показаний расходомеров, составляет 439005 кг, остальные столбцы содержат близкие величины. Таким образом, при использовании корректных данных о расходах наш расчет сходится с данными отчета практически идеально, и никакого перерасхода топлива 2-й ступени не усматривается.
Как и в случае первой ступени, включенные в таблицу 6-1 американского отчета данные о секундном расходе двигателей вводят в заблуждение, что является его явным недостатком. Однако содержащиеся в документе данные позволяют обнаружить этот дефект и откорректировать расчет.
 
Видимо порядка 11-14.5 тонн топлива перетекли из 1-ой ступени. Но ведь топливо 1-ой ступени составляют керосин и жидкий кислород, а 2-ая – жидкий водород и жидкий кислород.
Такого рода юмор в научной работе неуместен, даже если бы расчет, на основании которого авторы решили сострить, был бы верным.
 
Возможно, менялась тяга двигательных установок, и перетекания не потребовалось, однако графики, приведенные в [11], не показывают таких режимов работы двигателей.
Именно это графики на рисунке 6-3 и показывают, но авторы не смогли их обнаружить или понять.
 
По данным таблицы 7-2 заправка составляла 106831 кг топлива (топливо и окислитель). Применение значений таблицы 7-1 к циклограмме полета позволяет определить количество израсходованного топлива 3-ей ступени, которое составило 249522.7 кг (согласно таблице 4-2 время окончания работы двигателя 10204.1 секунды, по таблице 20-7 10203.07 секунды), запас топлива 3-ей ступени составил минус 142691.7 кг.
Данные о заправке третьей ступени взяты не из таблицы 7-2, а из таблицы 7-3 на стр. 7-14 отчета, в столбце предстартового баллистического расчета (Predicted). Кстати, формулировка «топливо и окислитель» является неграмотной, так как компонентами топлива являются горючее и окислитель. Не указано, какой циклограммой пользовались исследователи, и какова была методика определения количества израсходованного топлива, так что прямая проверка их утверждений невозможна.
 
Вероятно, двигатель работал меньшее количество секунд, чем указано в циклограмме, возможно второе включение длилось не 883.7 секунды, как следует из таблицы 4-2 (согласно раздела 7.8, это время 885.4 секунды), а не более 356 секунд.
В таблице 4-2 указаны моменты первого включения ЖРД J-2 третьей ступени (T0+549.2 сек – команда включения, 552.2 сек – фактическое начало включения, 554.7 сек – выход на режим полной тяги), первого выключения (T0+699.34 сек), второго включения (T0+9848.2 сек – команда, 9856.2 сек – фактическое начало включения, 9858.7 сек – выход на режим полной тяги), второго выключения (10203.07 сек). Продолжительность работы на полной тяге составила 144.64 сек в первом включении и 344.37 сек во втором включении; в разделе 7 отчета указаны продолжительности от включения до выключения, составившие 147.1 и 346.8 сек. Неизвестно, как были получены авторами фантастические продолжительности свыше 800 секунд, на которых они основывают свой расчет.
В таблице 7-1 на стр. 7-5 отчета указан секундный расход компонентов в первом включении в размере 214.38 кг/с, и график на рисунке 7-2 на стр. 7-4 показывает, что эту величину можно использовать без коррекции. Из графиков на рисунке 7-7 на стр. 7-13 следует, что во втором включении было два режима работы двигателя J-2 – от включения и до 9974.4 сек со средним расходом примерно 187.5 кг/с и от этой отметки до конца со средним расходом примерно 214 кг/с.
С учетом этих данных получаем, что в первом включении двигатель израсходовал 31008 кг компонентов при работе на полной тяге. К ним можно приплюсовать 204 кг на этапе включения, так как соответствующая величина импульса тяги приведена на стр. 7-3 отчета. Во втором включении расход составил 71098 кг плюс 189 кг на этапе включения согласно данным на стр. 7-8 отчета. Общий расход в двух включениях составил 102499 кг, в то время как по отчету (таблица 7-3 на стр. 7-14, столбец Best estimate) он составил 103637 кг. Таким образом, при использовании корректных данных вычисленный расход оказывается близок к отчетному, а никакого дефицита топлива третьей ступени не наблюдается.
 
Собственно, по циклограмме в таблице 2-2 [11] остановка двигателя при втором включении происходит на 9851.3 секунде. Значит, время работы при этом включении составило не менее 573.1 секунд, тогда расход составит 153938.7 кг, а остаток топлива будет равен минус 47107.66 кг. Это указывает на неоднозначность данных.
Момент 9851.3 сек – это выключение двигателей осаждения топлива, а не маршевого двигателя. Использование этой временной метки указывает на крайнюю неаккуратность авторов в использовании данных таблицы 2-2.

Окончание следует

Часть 5

Уже после всех своих рассуждений и вычислений, некорректность которых нами показана выше, авторы делают то, что должны были сделать в самом начале – приводят собственную циклограмму полета (таблица 1 статьи), якобы основанную на таблице 2-2 американского отчета.
.
Старт от контакта подъема, начало полета  0,00
Неверно, контакт подъема соответствует моменту 0.6 сек. Можно было, конечно, сдвинуть все события на 0.6 сек влево, но авторы этого не сделали.
Отключение центрального двигателя 1-ой ступени  135,00
По таблице 2-2 – 135.20 сек.
Окончание работы 1-ой ступени  161,30
По таблице 2-2 – 161.63 сек.
Старт двигателя 2-ой ступени  163,00
Это момент выдачи команды на запуск пяти двигателей 2-й ступени. Фактически включение начинается в момент 164.0 сек, а выход на номинальную тягу достигается к моменту 166.2 сек.
Отключение двигателя 2-ой ступени  548,20
548.22 сек.
Начало работы первого включения двигателей 3-ей ступени  549,20
Это команда на запуск. Фактическое начало включения 552.2 сек, выход на номинальную тягу 554.7 сек.
Окончание работы двигателей 3-ей ступени при первом включении  699,60
669.34 сек.
Начало работы второго включения двигателей 3-ей ступени  9278,20
Это начало подготовки к включению двигателя.
Остановка двигателей 3-ей ступени при втором включении  9851,30
Это команда на выключение двигателей осаждения топлива 3-й ступени.
Авторами не включены в таблицу такие существенные события, как команда на повторный запуск ЖРД 2-й ступени (9848.2 сек), фактическое начало включения (9856.2 сек) и выключение (10203.07 сек).
Отделение командного и служебного модулей  10203,30
Неверно, оно произошло в 11723.0 сек.
Выход на отлетную лунную траекторию  10213,07
Первый пункт, воспроизведенный без ошибки.
Начало маневра разворота командного и служебного модулей  10223,00
Начало разворота ступени вместе с кораблем.
Начало маневра стыковки командного и служебного модулей с лунным кораблем  11103,90
Неверно, это начало разворота ступени в необходимую для перестроения ориентацию.
Открытие створок переходника с лунным кораблем   11723,00
Неверно, это отделение командного и служебного модулей.
Стыковка командного и служебного модулей с лунным кораблем  12243,70
Отделение командного, служебного модулей и лунного корабля от 3-ей ступени  15423,00
Начало маневра увода 3-ей ступени  17467,60
Это начало разворота ступени для выполнения маневра увода.
Завершение алгоритма работы двигателей 3-ей ступени  20267,80
Неверно, это включение двух двигателей осаждения топлива на увод.
Завершение всех маневров 3-ей ступени  20568,80
Под этой меткой в первоисточнике идет разворот ступени в ориентацию для передачи данных на Землю.
.
Итак, авторы допустили многочисленные ошибки при переносе данных из таблицы 2-2 отчета в свою таблицу 1, в том числе и такие грубые, как смещение времени второго включения и выключения двигателя 3-й ступени и изменение продолжительности его работы. Если именно эту таблицу авторы рассматривали как базовую циклограмму полета для своих расчетов, то многие их утверждения могут при дополнительном изучении оказаться следствием крайней небрежности в составлении таблицы 1.
Мы, однако, не видим необходимости в поиске конкретных причин допущенных авторами ошибок, как и в изучении последующих разделов рецензируемой работы.
Вывод: претензии к отчету MSFC о пуске РН Saturn V AS-506 авторов Г.В.Казаков, С.А.Пономарев, К.В.Селезнев безосновательны. Полученные ими противоречия фиктивны, они связаны с непониманием структуры документа и назначения отдельных таблиц, плохим знанием конструкции и работы РН Saturn V и грубыми ошибками при переносе данных о полетных событиях из таблицы 2-2.

Цитата: RusBelS от 31.12.2023 14:51:21Кстати, интересный момент. Тираж 1000 экз, оных новостей космонавтики. Очень мошенник  зелёный скот переживал за малые тиражи новостей космонавтики, предлагал скинуться на тиражи (ссылка была ранее).
Так вопрос- откуда деньги на содержание частного журнала со штатом журноламеров и тиражом в 1000 экз ?  Кто спонсор?

А ключ от квартиры, где деньги лежат, Вам не выдать заодно?
Российские предприятия. Более подробно отвечать на Ваш вопрос не уполномочен.
(Сейчас будут забалтывать тему, чтобы разбор не читать.)

Странный метод "разбирать" заочно, при указанных контактах.
 Переслал  текст и ссылку специалистам. 
Захотят, прокомментируют.
ПС .
Вообще нет ссылок на документы от liss! В "разборе"

Цитата: Liss от 31.12.2023 15:05:27А ключ от квартиры, где деньги лежат, Вам не выдать заодно?
Российские предприятия. Более подробно отвечать на Ваш вопрос не уполномочен.
(Сейчас будут забалтывать тему, чтобы разбор не читать.)

А перевод книг  "как летали" американцы на луну тоже российские предприятия оплачивали? И интервью в Радио свобода?

С наступающим годом дракона!
.
Ждем российско-китайскую миссию на Луну! Медведи и драконы. Без общипанных куриц.

Цитата: RusBelS от 31.12.2023 15:10:23А перевод книг  "как летали" американцы на луну тоже российские предприятия оплачивали?

Да, российские издательства. Кто оплачивал, там и вышли.

Цитата: RusBelS от 31.12.2023 15:10:23И интервью в Радио свобода?

Никогда не брал ни копейки за разговор.
И пришлите ж, наконец, ссылку на интервью со "Свободой". Самому стало интересно, насколько адекватными оказались тогдашние слова 10 лет спустя.

Цитата: gpm от 31.12.2023 02:40:18Во-первых, я критикую писанину якобы специалистов 4-го ЦНИИ.

В НИР должны быть.

Тогда и нечего заявлять "'А" без "Б".

Покажите. В ИКИ РАН до сих пор не знают?

И авторы не подтверждены 4-м ЦНИИ МО.

На уровне специалистов не видел рассмотрений. 
Да и вообще, это давно уже известно, как и то, что Земля круглая.

Надеюсь, у вас лично нет вопросов по поводу развевающегося флага и как космонавты ходили в туалет?

А как же не видно цельности первой ступени?

Статья опубликована в нормальном научном издании поэтому авторы
сопроводили рукопись актами экспертизы об отсутствии в ней секретных
сведений по соответствующим спискам. На этом документе стоят
все необходимые подписи и печати их института. Это доказывает что
это не якобы а специалисты 4-го ЦНИИ. Это бесспорный факт.

Кроме госзаданий, НИР по грантам и договорам НИИ делаются и другие
работы, в том числе инициативные сотрудниками НИИ. Если тематика
не секретная она может быть опубликована. Я думаю что публикации
от них тоже требуют. А что они еще могут рассчитать такое что бы
было достаточно интересно и совершенно не секретно? Траектории
Аполлонов по моему один из наиболее интересных вариантов.

В ИКИ это обычный институт где работают обычные люди которые не
обязаны все знать. К тому же от куда вам известно что и кому известно
в ИКИ?

Подтверждены редакцией "Инженерный журнал: наука и инновации"

"Не видел" это не аргумент в любом споре.

Земля не круглая. В самом грубом приближении это эллипсоид так
называемый геоид. При этом есть масса гравитационных аномалолий.
Поэтому эллипсоида не достаточно для достаточно точных расчетов
орбит. Много аномалий гравитационного поля обнаружено и на Луне.
В них КА проваливаются на сотни метров.

Есть вопросы. А где им еще развиваться если в НАСА даже не планировали
высаживать людей на Луне?

Насколько я понимаю первую ступень Сатурна взорвали сразу после отделения
что бы скрыть возможные улики. Поэтому какая уж тут может быть цельность.

Цитата: Liss от 31.12.2023 14:59:03Часть 4

По данным таблицы 6-2 заправка составляла 443617 кг топлива (топливо и окислитель). Применение значений таблицы 6-1 к циклограмме полета позволяет определить количество израсходованного топлива 2-ой ступени, который составил 452570.1 кг, запас топлива 2-ой ступени составил минус 10162.91 кг (или минус 14604,91 кг согласно абзацу 1 раздела 6.1 с учетом цикла старт-останов).
............

Если специалисты допускают такие пусть даже опечатки, а не ошибки - "...заправка составляла 443617 кг топлива (топливо и окислитель)", доверие к их "баллистической оценке" снижается до нуля. Топливо - это не топливо и окислитель, а горючее и окислитель...
Liss - аплодирую стоя и сняв шляпу .