Были или нет американцы на Луне?
13,257,917 109,684
 

  перегрев ( Слушатель )
03 авг 2009 16:23:55

Тред №133840

новая дискуссия Дискуссия  768

Не удержался....
Если я правильно понимаю, факт того, что американцев на Луне не было базируется на том, что:
1. Фотографии-фигня, подделаны.
2.Американская технология такие ракеты сделать не в состоянии!
Простой вопрос-почему никто из защитников теории вселенского заговора не опроверг, данные содержащиеся по этой ссылке? http://www.vbega.ru/book/e2e279ed.html. Которые гарантировано вбивают гроб и в Мухина, и в Покровского, и в в Велюрова и вообще во всех кто считает, что не могли США сляпать ракету. Прошу прощения, не удержался.
Кстати-никто из сторонников вселенского заговора эту ссылку не прокоментировал, а возможность былаВеселый. . БШ писал "нужны конкретные доказательства, как у Велюрова!!!" " Я входил в Мосгорэстраду как в дом родной!!!!" Может потому, что не в состоянии?!!!Веселый
Отредактировано: перегрев - 03 авг 2009 17:23:43
  • +0.00 / 0
  • АУ
ОТВЕТЫ (25)
 
 
  Dadhi ( Слушатель )
03 авг 2009 19:17:05


Честно говоря, по этой ссылке, не вижу ничего, что могло бы опровергнуть выводы Покровского.
Там только составлена хронология развития методов тепловой защиты ЖРД для ракето-носителей без какого-то дополнительного анализа, касающегося практической применимости в то время...
  • +0.00 / 0
  • АУ
 
 
  перегрев ( Слушатель )
03 авг 2009 19:40:22

Покровский строит свои выводы на том, что применяемый сплав не мог выдержать сопутствующие тепловые нагрузки. При этом не упоминает, что данный сплав применялся после критического сечения сопла (со значительно меньшими тепловыми потоками), не учитывет эффективность завесного охлаждения (от ГГ), теплозащитного покрытия  и забывает, что  с точки зрения теплового нагружения конструкции радиационная составляющая факела(для ЖРД) является далеко не определяющей...
Покровский забывает (не знает?) о том, что с первой секунды работы внутренние стенки камеры сгорания и кислородно-керосинового сопла ЖРД покрываются толстым налетом сажи (черной), что ТЗП (хром-никель, двуокись циркония и т.д.) не предназначены для отражения радиационного потока. Интересно посмотреть расчеты Покровского для РД-171, с в 4 раза(!!!) большем давлением (чем больше давление-тем больше теплонагруженность (секрет от ФКАПодмигивающий) в камере. По его методике РД-171 (РД-180, РД-191) в природе существовать не должны. А ведь конструкционные материалы применяются, не сказать идентичные, но достаточно близкие.
  • +0.00 / 0
  • АУ
 
 
 
  Виталий_1cdd6c ( Слушатель )
03 авг 2009 20:15:04

Да ладно вам в соседней теме по вашим рассуждениям уже получалось, что Луноход не должен был работать в вакууме и после лунной ночи.Веселый
  • +0.00 / 0
  • АУ
 
 
 
 
  перегрев ( Слушатель )
03 авг 2009 20:34:51

Да ладно, Виталий, после нашего с Вами общения Вы на соседней ветки просто не появляетесьПодмигивающий
P.S. А если по делу, я никогда не писал, что Луноход не может работать в вакууме. Я писал о сложностях создания подшипника работающего в вакууме применительно к револьверной установке Бурана, сбрасывающего, по Вашей версии ББ в виде КА Спираль с ядерным оснащением на проклятые США. Вас там еще славно раздолбали. Помните?
  • +0.00 / 0
  • АУ
 
 
 
 
 
  Виталий_1cdd6c ( Слушатель )
03 авг 2009 20:38:01

Нет это после того как вы перестали хвалить супер надежные Шаттлы.
Так иногда вас поправляю.Подмигивающий
  • +0.00 / 0
  • АУ
 
 
 
 
 
 
  перегрев ( Слушатель )
03 авг 2009 21:10:47

Виталий! Голубчик! Один отказ на 250 пусков как доказательство крайней ненадежности Шаттла-это разве не Ваша цитата? И что там с многоразовостью первой ступени Энергии, и с бонбандировкой Спиралями Флориды? Что то  Вы свои тезисы отстаивать перестали. Право некрасиво
  • +0.00 / 0
  • АУ
 
 
 
  Dadhi ( Слушатель )
03 авг 2009 20:48:37


Как не искал, так и не нашёл, чтобы Покровский описывал, что Инконель Х-750 применялся в критической области.
Конструкции F-1 и РД-171 очень даже сильно различаются: количеством камер, способом охлаждения, типом цикла и что самое главное временем разработки (почти 20 лет - за это время были изучены и применены множество новых материалов).

По этому поводу приведу цитату из Вашего источника:
http://www.vbega.ru/book/e2e279ed.html

Цитата
Таким образом, обобщая все сказанное выше, можно отметить, что рассматриваемый период имеет по сравнению с предыдущим ряд отличительных особенностей. Наиболее важная из них состоит в широком использовании при решении проблемы охлаждения, а также тепловой защиты ЖРД новых материалов. Применение новых материалов было решающим фактором в развитии методов охлаждения ракетных двигателей, обусловившим появление ряда новых (или реализацию на более высоком научно-техническом уровне некоторых старых, применявшихся в 30-е гг.) методов, таких, например, как радиационное, абляционное охлаждение, теплоизоляция, охлаждение с помощью тепловых труб и др. Благодаря новому сплаву «Нарлой» американским специалистам удалось решить проблему многоразовости применения ЖРД, создание новых видов пористых материалов позволило вплотную подойти к решению задачи использования транспирационного охлаждения; новые конструкционные материалы позволили советским специалистам решить весьма сложную проблему тепловой защиты ЖРД РД-253, работающего на высококипящем топливе и имеющем высокое давление в камере.

  • +0.00 / 0
  • АУ
 
 
 
 
  перегрев ( Слушатель )
03 авг 2009 21:51:32


Если коротко, Покровский строит свою идею на факте невозможности сохранения сплавом  Инконель Х-750 своих физикомеханических свойств в условиях назначенного им теплового нагружения (откуда взял цифры?). По этой ссылке видно, что:
"В 1959 г. был подписан контракт на создание самого большого в США ЖРД F-1, огневые испытания которого начались летом 1961 г. [98, с. 79; 157, с. 117]. Двигатель развивал на Земле тягу 690 тс (6770 кН) при давлении в камере 70 кгс/см2 (7,15 МПа) и работал на керосине и жидком кислороде [99; 162]. Его охлаждение отличалось от метода охлаждения, применявшегося на предшествующих американских ЖРД тем, что закритическая часть сопла, начиная с участка, где степень расширения равнялась 10, была изготовлена из никелевого сплава и охлаждалась внутренним пристеночным слоем газа, отработавшим в ТНА [124, с. 53]. Такая схема давала возможность несколько уменьшить гидравлические потери в охлаждающем тракте."  
Покровский-лазерщик, он считает, что условия работы металла определяются воздействующим тепловым потоком, а они определяются, в т.ч. и режимом охлаждения конструкции. Где у Покровского написано, что конструкция охлаждалась? Где у Покровского температуры и расход охладителя? Без этих данных все тепловые расчеты бессмысслены. И где у Покровского тот факт, что F-1 имел разную конструкцию (по металлу и охлаждению) в разных элементах камеры? У Покровского нигде не учтена газодинамика и давление газа в камере. И не будет учтена, потому, что он не специалист и такими вещами никогда не занимался.

Цитата
Конструкции F-1 и РД-171 очень даже сильно различаются: количеством камер, способом охлаждения, типом цикла и что самое главное временем разработки (почти 20 лет - за это время были изучены и применены множество новых материалов).



Принцип охлаждения обоих двигателей одинаковый-съем тепла теплоносителем и завесное охлаждение. Единственное отличие-закритическая часть на F-1 охлаждается ГГ-газом, на РД-171-керосином. Никаких супер-пупер материалов в 171м не применяется. В советских (российских) ЖРД "потеющие" материалы (с управляемой проницаемостью) не применяются
  • +0.00 / 0
  • АУ
 
 
 
 
 
  Dadhi ( Слушатель )
04 авг 2009 00:00:31


Как я понимаю, Покровский опирался в первую очередь на факт того, что американцам пришлось использовать новый никелевый сплав именно из-за повышения теплового потока, связанного с увеличением камеры сгорания (сравните с РД-171 - где пришлось использовать 4 камеры сгорания). Но новый материал стал вести себя непредсказуемо (из-за отсутствия достаточных теоретических данных поведения жаропрочных никелевых сплавов, которые появились только спустя десятилетия).
Поэтому американцам пришлось снизить характеристики F-1 (в первую очередь температуру в камере сгорания), благодаря чему стало возможным использовать жаропрочные стали. Но это сделало всю программу Апполон неосуществимой, как минимум в заявленном объёме.

Цитата
Принцип охлаждения обоих двигателей одинаковый-съем тепла теплоносителем и завесное охлаждение. Единственное отличие-закритическая часть на F-1 охлаждается ГГ-газом, на РД-171-керосином. Никаких супер-пупер материалов в 171м не применяется. В советских (российских) ЖРД "потеющие" материалы (с управляемой проницаемостью) не применяются




Насчёт неиспользования "потеющих" материалов в конструкции советских и российских ЖРД: есть как минимум один двигатель с транспирационным охлаждением РД-0120, уже упоминавшийся Вами.
http://www.lpre.de/k…/index.htm
  • +0.00 / 0
  • АУ
 
 
 
 
 
 
  перегрев ( Слушатель )
04 авг 2009 16:18:09


1.Никелевый сплав применялся на сверхзвуковой части сопла, крайне мало нагруженной по сравнению с собственно камерой сгорания и критическим сечением сопла. Покровский об этом не упоминает. Для конструкционного материала внутренней стенки камеры сгорания (цилиндра) в отечественных ЖРД испокон веков применяются не жаропрочные стали, а специальная бронза (называется бронзой, скорее специальный медный сплав). Я конечно понимаю, что американцы тупые, но не настолько же, что бы игнорировать очевидные конструкторские решения. Где у Покровского сведения о материале КС?
2.Примение такой необычной конструкции сопла  связано, в первую очередь, с насосом горючего, а не с теплонапряженностью. Подозреваю, что имеющийся в F-1 насос горючего (учитывая давление в КС-70 килограмм, он был большой, низкооборотный, но с большим расходом) не обеспечивал работу с гидравлическим сопротивление тракта охлаждения всей камеры, нужно было сопротивление снижать. Сверхзвуковой участок охлаждаемый ГГ-газом-это такой "полуНРО (насадок радиационного охлаждения)". В современных ЖРД он исполняется из УУКМ (углерод-углерод композитных материалов) и вообще не охлаждается. Тогда так делать не умели вот и изгалялись.
3.ЖРД-это не смеситель с горячей и холодной водой, прибрал и температуру уменьшил.  Главный вопрос-откуда взяты цифры теплового потока? И как это тепловой поток можно уменьшить? До каких величин? Где у Покровского рассмотрены вопросы смесеобразования? Какие характеристики F-1 были уменьшены? Нет у него ответа. Не могу привести ссылку, могу порекомендовать книгу: "Основы конструкции ЖРД" 196(какой-то год), страниц 700, четверть примерно посвящена камерам.
4.Четыре камеры 171го это не обеспечение работоспособности при тепловых потоках. По теплонагруженности каждая камера 171го превосходит F-1 в 8 раз, потому, что давление в ней (171й) в 4 раза больше.

Цитата
Насчёт неиспользования "потеющих" материалов в конструкции советских и российских ЖРД: есть как минимум один двигатель с транспирационным охлаждением РД-0120, уже упоминавшийся Вами.
http://www.lpre.de/k…/index.htm



Если транспирационное охлаждение-это охлаждение испарением компонента на огневой стенке, то оно применяется на всех современных ЖРД. Достигается оно разными способами. У нас  применением специального коллектора, который пускает вдоль стенки завесу из компонента, у американцев-примением специального материала, пористого, через поры которого просачивается компонент. Очень сложная технология изготовления, по ссылке упоминались кольца из меди, мы экспериментировали с шариками из сплава (диаметр-микронного уровня), после спекания должна получиться металлическая губка с определенным расходом через поры. Сложность-в получении шариков заданного диаметра с очень жесткими допусками. Пока такие материалы в России (в масштабах пригодных для промышленного производства) не производятся. К сожалениюГрустный
  • +0.00 / 0
  • АУ
 
 
 
 
 
 
 
  Dadhi ( Слушатель )
04 авг 2009 17:55:01


Расчёта теловых потоков у Покровского в статье я также не обнаружил, но здесь уже приводили ссылку на форум с его участием на том же сайте, где и опубликованы его статьи, с участием 7-40:
http://supernovum.ru…0109,90109

Там Покровский привёл достаточно много расчётов - мне они показались убедительными.
  • +0.00 / 0
  • АУ
 
  wwm ( Слушатель )
03 авг 2009 21:12:21


Спасобо за ссылку.

По Вашей ссылке читаем:
Работы по созданию водородно-кислородных ЖРД проводились в США довольно широко. В 1960 г. на фирме «Рокетдайн» разрабатывался водородно-кислородный ЖРД J-2 (серийное производство было начато летом 1963 г. [102, с. 56]). Он имел тягу 90 тс (880 кН) при давлении в камере сгорания, равном 44 кгс/см2 (4,5 МПа) [102, с. 56; 238, с. 8; 265].

У Велюрова читаем:
А главное – вместо водородных  двигателей RL-10 появился неведомый до селе водородный ракетный двигатель  J-2 тягой ~105т(во второй части пишет 104).

А вот дальше по Вашей ссылке интереснее:
Дальнейшим развитием этого ЖРД стал двигатель J-2S, огневые испытания которого проводились с ноября 1968 г. по июль 1970 г. [156].
И никакого серийного производства.

Объясните пожалуйста где искать "вбивание в гроб".

И еще, нашел там же детектив про Скайлеб  ;D
http://www.vbega.ru/book/e2e349ed.html
Цитаты:
Блок станции, как уже отмечалось, был переоборудован из ракетной ступени «С-4Б». Ее водородный бак объемом 280 кубических метров был «перестроен», и в нем разместились жилое и производственное помещения для экипажей. Кислородный бак объемом около 80 кубических метров служил емкостью для отходов. К блоку станции крепились панели солнечных батарей.
...
Ракета-носитель довольно точно вывела станцию на орбиту, нормально прошли операции по отделению от станции второй ступени «Сатурна-5», сбросу головного обтекателя, раскрытию панелей солнечных батарей комплекта астрономических приборов. Теперь должны были сработать пиротехнические заряды, освобождающие панели солнечных батарей самой станции. Однако эти панели не раскрылись. С Земли одна за другой трижды были посланы соответствующие команды, но безрезультатно. По данным телеметрии, солнечные батареи вырабатывали всего 25 ватт энергии вместо 12,4 киловатт. Это была серьезная неполадка. Фактически станция оказалась неработоспособной. Причин отказа на Земле никто не знал. Специалисты приступили к серьезному всестороннему анализу. Постепенно ситуация стала проясняться. Примерно через 60 секунд после старта, когда ракета проходила участок максимального скоростного напора воздуха, между противометеорным экраном и обшивкой станции возникло избыточное давление, из-за которого экран оторвался от корпуса станции. При этом он серьезно повредил крепления одной из панелей солнечных батарей. Когда включились тормозные двигатели для отделения второй ступени ракеты-носителя, один из двух «лепестков» панели оторвался от станции. Положение усугубилось еще и тем, что второй «лепесток» оказался прижатым к корпусу из-за попадания частички экрана в механизм раскрытия.
...
В этот ответственный момент подготовки к запуску на полную мощность заработала бюрократическая машина. 23 мая руководитель НАСА Дж.Флетчер был вызван для объяснений в сенатскую комиссию по аэронавтике и космическим наукам. Сначала Флетчер довольно спокойно отвечал на вопросы сенаторов. Он сообщил им, что температура на станции около 50°С, что часть продуктов питания и медикаментов испортилась, но запасы того и другого остаются достаточными, что из запланированных 87 экспериментов лишь три придется отменить. Но когда его начали спрашивать о причинах аварии, Флетчер не выдержал и дал понять, что сейчас не время для обсуждения такого вопроса. Впрочем, прозвучало это вполне деликатно: «Мы еще не начали официального расследования, потому что сейчас все усилия направлены на спасение поврежденной станции и мы не хотим отвлекаться от этой задачи ни на секунду».
...
И опять, уже во второй раз, в подвижную ферму обслуживания ударила молния. Снова пришлось наземным специалистам проводить незапланированные проверки систем ракеты-носителя.
...
Оставалось осуществить жесткую стыковку со станцией, но здесь возникло новое осложнение. Первая попытка стыковки успеха не принесла. Конрад попытался сделать это второй раз — результат был тем же. Астронавт настойчиво повторял операцию, пока не пришло понимание, что стыковочные замки неисправны.
...
Когда, наконец, работа была закончена, Кервин сообщил, что полотнище полностью развернуть не удалось, на нем остались три большие складки. Попытки исправить положение ни к чему не привели. На Земле выразили надежду, что складки разойдутся после того, как полотнище прогреется Солнцем.
...
Попытка зарядить кинокамеру пленкой окончилась неудачей — заело механизм подачи. По-видимому, из-за высокой температуры покоробилась пленка. Кто-то забыл выключить на «ночь» электронную часть маятниковых весов, и они вышли из строя.
...
Конрад неожиданно пригласил для переговоров по секретному каналу директора Центра имени Л.Джонсона доктора Крафта, начальника отдела подготовки астронавтов Слэйтона и сменного руководителя полета Хатчинсона. Корреспонденты, узнав об этом, буквально атаковали представителя Центра управления полетом вопросами о теме этих переговоров. Он спокойно ответил, что ничего особенного не произошло.
...
Еще до прибытия на станцию экипажа из строя вышло девять аккумуляторных батарей, и вот теперь та же участь постигла десятую.
...
Астронавты наблюдали за Солнцем и обнаружили в верхней его части «дыру». Потом Вейц отремонтировал механизм поворотного зеркала для ультрафиолетового телескопа — кусочек неизвестно откуда взявшегося металла застрял между шестеренками.
...
Наконец, оператор сообщил, что, вероятно, причина неудачи — в замерзании гидроприводов, служащих для раскрытия панели. Их можно попытаться отогреть, выбрав соответствующую ориентацию станции.
...
Остальные задачи, связанные с выходом в космос, были проще, и их Конрад решил без особого труда. Он внимательно осмотрел регулятор аккумуляторной батареи, постучал по нему, но батарея так и не заработала.
...
Через час на станции раздался тревожный сигнал с Земли. Астронавты понимали, что зря их беспокоить не станут. Оказалось, что температура в теплообменнике системы терморегулирования, расположенном между шлюзовой камерой и причальной конструкцией, резко понизилась и появилась угроза замерзания хладагента. Это было довольно неприятно, поскольку система терморегулирования могла выйти из строя, и тогда на станции нарушился бы температурный режим. Причины неполадки были неясны — специалисты предполагали, что замерз один из клапанов.



"Добро пожаловать в реальный мир".  (ц)
  • +0.00 / 0
  • АУ
 
 
  перегрев ( Слушатель )
03 авг 2009 22:15:03


Велюров забавный малый. Он где нибудь упоминал, что RL-10 и J-2 это два совершенно разных двигателя не имеющих между собой ничего общего. Или он считает, что двигатель в 100 тонн создается масштабированием десятитонного?

Цитата
А вот дальше по Вашей ссылке интереснее:
Дальнейшим развитием этого ЖРД стал двигатель J-2S, огневые испытания которого проводились с ноября 1968 г. по июль 1970 г. [156].
И никакого серийного производства.

Объясните пожалуйста где искать "вбивание в гроб".



И где противоречие? Двигатель РД-0120 (ЦБ "Энергии") в процессе отработки был изготовлен в более чем 80-ти экземплярах, дважды слетал в космос, этапа серийного производства тоже не было. "Вбивание в гроб" в одной простой вещи. Покровский и Ко пытаются доказать, что такую технику в те времена создать было в принципе невозможно, пытаются не брезгуя элементарными подтасовками (сознательно или по незнанию). В этой статье хорошо описано как охлаждались камеры (которые по Покровскому охладить было невозможно). Берем и с карандашом в руках доказываем, что в статье написана фигня. Спорим, что энтузиастов не будет? Тепловой расчет температуры стенки камеры ЖРД-это не фотошоп, это очень узкоспециальная вещь. А насчет Скайлэба не понял, он-то тут при чем? Или его тоже не было?
  • +0.00 / 0
  • АУ
 
 
 
  wwm ( Слушатель )
03 авг 2009 23:02:40


Вот что пишет Велюров про RL-10 и J-2 (цитат чуть длиннее, чем раньше):
А главное – вместо водородных  двигателей RL-10 появился неведомый до селе водородный ракетный двигатель  J-2 тягой ~105т. Неведомый, потому что летных испытаний до этого не проходил. Только стендовые наземные. Тут в 16 раз (!) более слабый жидкостный ракетный двигатель (ЖРД)  RL-10 не могут довести до ума, так подавай сразу 100-тонник!

Цитата
Двигатель РД-0120 (ЦБ "Энергии") в процессе отработки был изготовлен в более чем 80-ти экземплярах,



А насчет РД-0120 не понял, он-то тут при чем? (почти ц)
Меня заинтересовала судьба  J2S " огневые испытания которого проводились с ноября 1968 г. по июль 1970 г." и никакого серийного производства. Для какой программы он делался?

Цитата
А насчет Скайлэба не понял, он-то тут при чем?



А Скайлэб был сделан из остатков Лунной программы, можно сказать, на ее производственной базе и с учетом ее опыта.  Всего три экспедиции, а сколько реальных проблем.
(Я в предыдущем сообщении много добавлял, пока читал. Еще раз спасибо за ссылку на интересный сайт).
  • +0.00 / 0
  • АУ
 
 
 
  Alex_B ( Слушатель )
04 авг 2009 11:22:08


Да так, фигня.

Во-первых, RL-10 - 6 тонн тяги.

Во-вторых, это ПЕРВЫЙ водородный двигатель. J-2 - 90 (105) тонн тяги, это - ВТОРОЙ двигатель. Между ними не было ничего промежуточного, делались почти параллельно. (Кстати, первые Сатурны, в 1961-1963 годах летали без второй ступени - до полета Атлас-Центавр, где впервые был использован RL-10, который стоял и на второй ступени Сатурна-1 - вместо второй ступени стоял габаритно-весовой макет, часто заполненный водой. Летели по баллистике в океан... прыжки в воду, тоже мне, космические запуски...)

С хилым RL-10 проблем было море. Есть фото, где его форсуночный узел чел пинцетом собирает на столе, диаметр что-то 25 см,  а J-2 - по сравнению с ним - гигант. И проблем там по определению должно быть больше на порядок... Это как после долгого и нудного создания вполне приличного реактивного движка для Ме-262 замахнуться сразу на АЛ-31Ф для Су-30, и сделать его с первой попытки...

И вы хотите сказать, что в 15-17 (СЕМНАДЦАТЬ!!!) раз более мощный двигатель у них удался с первой попытки, когда хилый RL-10 рождался в муках? Причем, если верить вашей фразе про то, что "RL-10 и J-2 это два совершенно разных двигателя не имеющих между собой ничего общего", то опыт создания RL-10 ничем конструкторам J-2 помочь не мог - двигатели-то "совершенно разные", посему "с чистого листа", как говорится, сами сказали, никто за язык не тянул...

Причем 60-е годы - заря космонавтики, опыта нет, все делается в первый раз, ракеты "учат летать" долго и нудно, летают они сикось-накось - практически все американские ракеты. (И не только американские). Посмотрите пусковую статистику, да хотя бы Атлас-Центавр - только с 6 попытки удалось доставить мает спутника на высокоэллитическую орбиту, и только 10-м пуском удалось отправить к Луне Сервейер-1 массой ~950 кг.

Пусковая статистика ВСЕХ американских ракет тех лет изобилует взрывами на столе, отказами верхних ступеней и РБ (вплоть до взрывов), невыводом ПГ на целевую орбиту... и есть только ОДНО исключение - линейка Сатурнов...

Чем тяжелее ракета и мощнее двигатели - тем больше геморроя, наши вон Р-7 сколько вылизывали (да и американцы Атласы и Дельты), а Н-1 так и ниасилили, а американцы имея сравнимый по размерам траходром с легкими и средними ракетами - свертяжелую ракету влегкую с полпинка делают и 100% успешных пусков. Тут и Станиславского не надо, чтоб сказать "не верю"...
  • +0.00 / 0
  • АУ
 
 
 
 
  перегрев ( Слушатель )
04 авг 2009 17:33:15


Вы допускаете одну распространеную ошибку, применяя бытовую логику там где она не работает. Все в точности до наоборот. Размерность двигателя имеет существенное значение, но ЖРД меньшей размерности зачастую создать сложнее чем большей. Например из-за "пинцета", например из-за того, что смесительные элементы (форсунки) на малоразмерном ЖРД значительно меньше, значительно жестче по погрешностям измерения расходов каждой форсунки (условно 0,01 кг/с (+-0,005) на малом ЖРД и 0,1 кг/с (+-0,05) на большом). Камеры сгорания ЖРД работают в области пластических деформаций. Камера большого ЖРД значительно жестче, меньше деформируется. В общем ньюансов много. Для примера: когда в России создали ЖРД типа RL-10? На 15 лет позже чем РД-0120. Поэтому аргумент, о не существовании J-2 потому что они уродовались с RL-10 и следовательно ничего большего создать не смогли, выглядит беспомощно. По этой логике РД-0120 является развитием КВД-1. А разве так?
И последнее. Ссылки на Велюрова, типа "Велюров доказал, что при старте ЛМ должен развалиться" просто доказывают, что ссылающиеся в вопросе не разбирались. Заявление о том, что возникновение заброса давления в 1 атм на срезе сопла приведет к разрушению конструкции сопла, потому, что в объектовых условиях оно работает при давлении 0,016 атм вызывает только гнусную ухмылку. Где расчет прочности конструкции при давлении в 1 атм? Где время в течении которого будет воздействовать такое давление? Навскидку не более 0,1 с. Где динамика? (модуль пойдет вверх, зазоры вырастут, че там будет с давлением на срезе с учетом того, что ЛМ пойдет вверх) Запуск в объем вполне может быть осознаным решением (а-ля минометный старт). Двигатели БРПЛ запускаются в шахте и давление там в разы больше, чем давление на срезе и ниче не разваливается. Пусть Велюров посчитает динамику запуска ЗДЗ7 в заполненой водой шахте (без вакуума). Интересно посмотреть, что получится. Только ведь не посчитает. Спорим?
  • +0.00 / 0
  • АУ
 
 
 
 
 
  Alex_B ( Слушатель )
04 авг 2009 18:19:05


Ого... берем уголок стальной длиной 0,5 метров и 5 метров. так вот, 5-метровый можно руками погнуть, а полуметровый - хрен тебе. Вот тебе и жесткость и деформации от размеров...

И что проще сделать - движок для мотоцикла Минск в 12 л.с. или для грузовика ЗиЛ-130 мощностью 150 л.с.? Вроде второй попроще, там же детали больше размером. И хрен с ним, что картер с блоком краном или талью ворочать надо: он больше - значит проще, несмотря на то, что для сборки мотоциклетного движка хватит подъемной силы рук?

Если следовать твоей логике, то крейсер и уж тем более ГСУ к нему сделать проще, чем катерок-шлюховоз с подвесным моторчиком Вихрь - ведь крейсер и двигатели от него больше и мощнее.

И объясни мне, почему на автомобильный ДВС в 30-х годах на объем 3-4 литра приходилось 60 лошадей, а ВАЗовский движок имеет ту же мощность при объеме 1,3 литра... Ведь по твоему более мощные агрегаты проще конструировать и изготавливать... потому что они просто больше по размерам...

Афигеть....



Та-а-ак. Велюров делал расчеты. Опровергать его можно или доказав, что неверна методика расчетов, или что он подтасовал результат. С цифрами и формулами в руках. Не можешь этого сделать - молчи по этому поводу в тряпочку.

И нафига тогда на всех стартовых площадках делают газоотводы? Трахаются, услюжняют себе жизнь... нет бы как американцы на ЛК - в "бочку" с наполовину заткнутым сечением...



Ударная волна от взрыва тротиловой шашки действует не дольше 0,1с, но и ее 1 атм во фронте хватит тебя откинуть на пяток метров и сделать загадкой для хирурга.

Ладно сопло... американцы сами признают, что конструкция ЛМ была сделана и дюраля исключительно из расчета выдержать внутреннее давление 0,3 атм, и можно было проломить стенку хорошим пинком ноги (сухой вес 1,7 тонны, включая двигатель, РСУ, аппаратуру и пр., вместе с астронавтами, грунтом и системой жизнеобеспечения. Мои Жигули весят 1,35 тонны). А фронт ударной волны букет действовать не только на сопло, и на нижнюю часть взлетной ступени тоже. А там пол кабины и баки, наддутые до 18 атм по бокам...



Давай считать... Тяга двигателя 1,6 тс. Масса конструкции 4 т, вес на Луне 667 кгс, из тяги минусуем вес - получаем избыток тяги над весом 950 кгс или 9300 Ньтонов, приложенных к массе 4000 кг, итого ускорение в момент отрыва примерно2,3 м/c. За одну десятую секунды после выхода на полную тягу мы поднимемся на 12 см... а до того еще выход на полную тягу - тоже пусть 0,1 с... получаем, что за 0,2 с зазор увеличится на 11-12 см, что ну никак никого не спасет - при потребных-то зазорах 1,2-1,3 метра... а за это время сгорит примерно килограмм топлива, дав нам 10 кубов продуктов горения при температуре около 3000 Кельвин и давлении 1 атм... за 0,2 сек, и все это добро должно радостно утечь в дырку, заткнутую на 3,4 сечения пробкой... и все за 0,2 сек.

ВОТ И ВСЯ ДИНАМИКА.



Вопрос только в прочности "шахты"... и самого стартующего "изделия"...



Там все по другому идет... да и прочности конструкций ПРИНЦИПИАЛЬНО другие... Сравни дюраль 0,5 мм и сталь 15 мм...
  • +0.00 / 0
  • АУ
 
 
 
 
 
 
  перегрев ( Слушатель )
04 авг 2009 22:49:24


Ну что бы не продолжать бессмысленый спор, просто отмечу, что ДВС и ЖРД по конструкции и технологии изготовление вещи несравнимые. можно написать массу примеров сложности изготовления малоразмерных ЖРД. например-балансировка турбинки весом 600 грамм и диаметром 80 мм для частоты вращения 25 000 об/мин. там дебалансы убираются даже не милли, а микрограммовые. Царапают такую турбинку, специальным инструментом, лишнее отцарапали-и в брак. отверстия в форсунках диаметром 0,1 мм с допуском +- 0, 02 с обязательной острой кромкой, попробуйте сделайте, да пролейте каждую (!), да померяйте мизерные расходы с высокой точностью.про пятиметровый уголок-это сильно, но абсолютно не к месту. Уменьшите пятиметровый уголок  до полуметрового, только пропорционально, в т.ч. толщину и высоту ребер и посмотрите, что там будет с жесткостью. повторюсь РД-0120 родился не имея никакого малоразмерного прототипа и это ни кого не удивляет. Почему J-2 в этом отказывают? И последнее, несмотря на наше ракетно-космическое превосходство, мы летающих КВ ЖРД размерности RL-10 не имеем до сих пор.

Цитата
Та-а-ак. Велюров делал расчеты. Опровергать его можно или доказав, что неверна методика расчетов, или что он подтасовал результат. С цифрами и формулами в руках. Не можешь этого сделать - молчи по этому поводу в тряпочку.



Там нефига опровергать. "Некоторые оценки, которые проводились на компьютере,Веселый показывают, что стартовый заброс давления на срезе сопла при зазоре в 10см может достигать ~1атм, хотя нормальное установившееся давление на срезе сопла вышеописанного агрегата в шестьдесят и более раз меньше атмосферного - что-то около ~0,016атм." (Цитата отсюда:http://www.free-inform.narod.ru/pepelaz/pepelaz-6.htm) Если я напишу, что по моим комьютерным оценкам у Велюрова ерунда получилась, я что опроверг? Пусть покажет программу, какие задавались условия и допущения. Ну и напоследок. Велюров не знает, что высотные ЖРД на земле испытываются с газодинамической трубой для обеспечения объектового (0,016 атм для данного случая)  давления на срезе сопла. А снаружи сопла, Вы будете смеятся, та самая "убийственная" одна атм и не на запуске, а в течении всего испытания. И ничего не ломается и не разрушается.

Цитата

И нафига тогда на всех стартовых площадках делают газоотводы? Трахаются, услюжняют себе жизнь... нет бы как американцы на ЛК - в "бочку" с наполовину заткнутым сечением...

Ударная волна от взрыва тротиловой шашки действует не дольше 0,1с, но и ее 1 атм во фронте хватит тебя откинуть на пяток метров и сделать загадкой для хирурга.

Ладно сопло... американцы сами признают, что конструкция ЛМ была сделана и дюраля исключительно из расчета выдержать внутреннее давление 0,3 атм, и можно было проломить стенку хорошим пинком ноги (сухой вес 1,7 тонны, включая двигатель, РСУ, аппаратуру и пр., вместе с астронавтами, грунтом и системой жизнеобеспечения. Мои Жигули весят 1,35 тонны). А фронт ударной волны букет действовать не только на сопло, и на нижнюю часть взлетной ступени тоже. А там пол кабины и баки, наддутые до 18 атм по бокам...



Да нету там никакой ударной волны. А Велюрову, приводя пример про тротиловую шашку, следовало бы знать, что основным поражающим фактором ударной волны взрыва является не избыточное давление во фронте, а скоростной напор. К примеру, все отечественные боевые МБР и многие космические имеют "горячее" разделение первой и второй ступени (это когда ЖРД второй ступени запускается до физического разделения ступеней), запускаются двигатели имеющие в десятки раз большую тягу в закрытый хвостовой отсек и ничего не разваливается. Кстати про пинок ногой. Вот здесь про атлас с баками толщиной в 0,1 мм под давлением в 0,35 кг и их прочность и устойчивость http://rbase.new-fac…tlas.shtml

Цитата
- при потребных-то зазорах 1,2-1,3 метра.



Цифра с потолка

Цитата
.. а за это время сгорит примерно килограмм топлива, дав нам 10 кубов продуктов горения при температуре около 3000 Кельвин и давлении 1 атм... за 0,2 сек, и все это добро должно радостно утечь в дырку, заткнутую на 3,4 сечения пробкой... и все за 0,2 сек.




10 кубов? при давлении 1 атм(!), в вакууме(!) Откуда цифры? А понял! От Велюрова..
Я только, что хотел отметить, что ссылка на интересную и технически безупречную информацию прошла без внимания со стороны сторонников заговора. Ее предпочли не заметить. потому что сложно опровергать. А насчет невозможности создания такой техники в тот период здесь уже больше 130 страниц. Чего по кругу гонять, все равно аргументы у конспирологов одни и те же. "Этого не может быть, потому, что этого не может быть никогда"
  • +0.00 / 0
  • АУ
 
 
 
 
 
 
 
  Dadhi ( Слушатель )
05 авг 2009 01:00:35

Честно говоря, не понимаю, почему Вы считаете упоминание двигателя F-1 в размере одного небольшого абзаца, в серъёзной книге по методам тепловой защиты ЖРД, достаточным подтверждением реального существования такого гениального творения американской промышленности?
Может серъёзный исследователь не мог совсем обойти вниманием такой выдающийся по своим характеристикам двигатель? Но столь малое внимание к нему тоже наводит на размышления.

Кстати в этой книге упоминаются сравнимые значения теплового потока, которые приводил Покровский в своих расчётах на форуме.
  • +0.00 / 0
  • АУ
 
 
 
 
 
 
 
  Alex_B ( Слушатель )
05 авг 2009 18:49:03


ЛИЧНО ты ЭТОЙ балансировкой занимался? Кстати, турбина авиационного ТРД как раз имеет около 30 тыс об. Обычный Дремель (бытовой или проф инструмент, гибрид микродрели и бомашинки) с электрическим двигателем имеет обороты до 25-30 тыс. Для микродрели 30 тыс оборотов - это норма. А вот стоматологические наконечники современные имеют ДВА вида приводов... первый - микродвигатель, дает до 50 тыс оборотов, второй - турбинка с приводом сжатым воздухом имеет 600 000 (шестосот тысяч!!!) об/мин - и это рядовое промышленное изделие, с которым ты будешь иметь дело, когда пойдешь к стоматологу (в приличную клинику с хорошим импортным оборудованием) лечить кариес. И оборудование для ее балансировки умещается на столе, уже для установка для балансировки колес легковушек с их сотней-другой об/мин - устройство габаритами 1,5х1,5х1,5 м примерно, а вот для балансировка турбины АЛ-31Ф - агрегат массой много тонн, стоящий в цеху на МАССИВНОМ основании.



отверстия в форсунках диаметром 0,1 мм с допуском +- 0, 02 с обязательной острой кромкой

Ну про 0,1 мм - это откуда дровишки? А допуск 0,02 - это 20 микрон при отверстии 100 микрон, т.е. допуск по диаметру в 20%, или одну пятую диаметра... на станке ДИП такого не сделаешь, но такой точностью ни воронежское КБХА с мехзаводом, ни тем более инструментальный цех при нем ты не удивишь уже лет 50 - с момента их основания...

Тем более поинтересуйся для сравнения диаметром расходных отверстий в форсунках дизелей, форсунках инжекторных бензиновых двигателей, в конце концов жиклеров в карбюраторах (хотя дырки в жиклеры несколько больше, но они тоже калиброванные). Будешь неприятно удивлен, а ведь это массовые промышленные изделия...

Уточним: ОТНОСИТЕЛЬНОЙ  точностью... потому что мерять расход 10 мл в сек с точностью 0,1 мл и 10 литров в сек с точностью 10 мл - это задача одной сложности - прибор с точностью 1%... Вот если 10 л с сек с точность. 0,1 мл - это точночть 0,01%, и это действительно сложно.

да пролейте каждую (!), да померяйте мизерные расходы с высокой точностью

Не вопрос! Это даже я в полукустарных услових сделать могу! Дайте мне немного денег (несколько штук баксов хватит) и доступ к простейшим промышленным элементам автоматики - впрочем, я их и сам могу купить. И помещение.

Описание установки. Бак с водой на высоте 5-10 метров (давление 0,5-1 атм), в нем градусник, шланги и трубы диаметром не менее 10 мм, чтобы их гидравлическим сопротивлением при таком выходном отверстии (0,1 мм) можно было пренебречь, шаровой кран, штатив для того, чтобы форсунки были на одной высоте (при одном давлении - для повторяемости условий). В баке стоит датчик уровня, завязанный на кран от водопровода (с фильтрами тонкой и грубой очистки), поддерживающий уровень воды с точностью 1 см - т.е. давление с точностью 0,001 атм, т.е. 0,1%.

Форсунка "писает" в мензурку или другую емкость. Время "писания" для бОльшей точности выбирается большим (100, 300, 1000 сек), чтобы переходные процессы имели минимальное влияние на точность.

В простейшем случае время засекается секундомером, шаровой кран открывается вручную. Зная давление на входе, время "писания" и объем вытекшей воды (и ее температуру) - мы имеем все данные для расчета расхода при другом давлении, а пролив так 100 форсунок, мы можем отбраковать форсунки со слишком большим или слишком маленьким расходом.

НЕМНОГО усложнив установку (10 (или 100) штативов, 10 (или 100)мензурок, 10 (или 100) электомагнитных клапанов, промышленный или измерительный высокоточный таймер, управляющий электромагнитными клапанами вместо ручных шаровых, увеличив диаметр подводяших труб к распределяющей воду по шатаивам "гребенке" и поставив эту гребенку), мы можем в одном цикле пролить 10 (или 100) форсунок.

НИЧЕГО сложного, чтобы промерить расход через форсунки с точностью 1 или 0,1% нет. Чтобы еще увеличить точность, нужно теплоизолировать трубы, и поддерживать в баке температуру воды на уровне температуры воздуха в лаборатории, бак водоподготовки (где она будет подогреваться до нужной температуры перед поступлением в бак), системы поддержки температуры в баках (ТЭНы, управляемые датчиком темепературы) - примерно как в нагреватель в аквариуме - ничего сверхсложного.

С двумя помошниками мне придется протрахаться с изготовлением этой констркуции неделю-другую, ну разработка, подготовка и закупка всего нужного - еще неделя-две.

Единственное, если нам нужно будет проливать при давлении большем 0,5-1 атм... тогда надо будет строить водонапорную вышку высотой десятки метров. Или мастырить схему с насосом, поддерживающим давление в системе, компенсационный бак, и потрахаться с системой стабилизации давления с необходимой точностью. Или вести запись колебаний давления и потом по этой записи сделать поправку на результаты измерений. Это я уже в одно-два рыла ниасилю. Но для лаборатории с механической мастерской под руками, а тем более опытного производства - сложностей не будет.



Не передергивай... выше мы уже говорили, что разработка RL-10 и J-2 - вещи малосвязанные... Но в годы разработки J-2 опыт проектирования и разработки вообще двигателей был куда меньше, чем в годы разработки РД-0120...



ЛОЖЬ. разработки в 80-е годы шли двигателей для разгонных блоков, как раз примерно размерности RL-10 и чуть больше - тяга 6-10 тонн, импульс от 440 м/с. Все закончилось с 90-ми годами, причем, например, американцы в начале 90-х годов ОЧЕНЬ сильно и успешно прессовали Россию на закрытие некоторых программ, в которых использовались кислород-водородные движки тягой до 10 т.

Из того, что есть на данный момент (разработки водородников размерности RL-10 70-80-х годов, не пошедшие в серию, опускаем):

1. http://www.kbkha.ru/…mp;prod=55  - РД0146 Это, правда, перспективная разработка, тяга 10 т, и удельный импульс 463 м/с (6,8 т и 444 м/с соотвественно у RL-10 ). За основу взяли RL-10, но при этом его ОЧЕНЬ сильно переработали, так что фактически это два разных двигателя. Цикл разработки, включая огневые испытания, пройден.

2. Двигатель КВД-1(М) - тяга 7,1 т, импульс 462 м/с - близкий (по тяге) к RL-10 и заметно превосходящий его по УИ. Летает на разгонном блоке 12КРБ в составе индийской РН “GSLV ”. Разработка и производство как 12КРБ, так и КВД-1 - СССР-РФ.

Ну и разгонный блок КВБР делается, под него двигатель КВД-1М3... Рассматривался(ется) и вариант на двигателе РД0146.

Возможно, с развитием Ангары, Протонов Союзов будет и еще что-то из водородных разгонников или вверхних ступеней на РД0146.



"Там нефига опровергать. "Некоторые оценки, которые проводились на компьютере,Веселый показывают" - Ага, нЕфига, совсем... там портянка расчетов на три экрана. Проведи СВОИ расчеты и опровергни Велюрова. Не можешь? Нефига звиздеть тогда.

Пойдя твоим путем: "Там нефига опровергать. Некоторые материалы, представленный НАСА, говорят, что они летали на Луну"

"Пусть покажет программу, какие задавались условия и допущения"

Напиши ему и попроси разъяснить его эти вопросы. САМ. Там на главноей есть ссылка на его гостевуху и на на мыло в виде "Пишите сюда:  * "  Или ты хочешь это сделать через меня по принципу испорченного телефона?

"А снаружи сопла, Вы будете смеятся, та самая "убийственная" одна атм и не на запуске, а в течении всего испытания. И ничего не ломается и не разрушается."


Ага, только там 1 атм в статике, и со стороны трубы ни внутрь, ни снаружи сопла не бъет сверх-(около-)звуковая волна уплотнения - с давлением во фронте 1 атм.



Ага, при скоростях 2800 м/c (сверхзвковой) и встрече такой струи (с секундным расходом массы 5 кг) с препятствием никаких скачков уплотнения не возникает, да? Со скоростью распространения не менее местной скорости звука 1100 м/с... Все происходит медленно и печально, да?

То есть фронт скачка уплотнения 1 атм со скоростью 1000 м/c - это нифига не ударная волна... так, фигня какая, бык лениво пописал, да?



Мы уже знаем, что фронт ударной волны будет идти со скоростью местной скорости звука - 1100 м/c. Это не скростной напор, это легкий такой ветерок, да? Скоростной напор сам посчитаешь? Учитывая, чтон растет пропорционально квадрату скорости?



1. Они что, не дросселируемые и сразу выводятся на полную тягу? Еще до разделения ступеней? Кстати, у Сатурна-5 при холодном разделении выход двигателей на полную тягу после зажигания просиходил за 4-6 сек. А первая ступень там между запуском и выходом на полную тягу успеваля сжечь 38 тонн топлива... Это тебе по поводу тяги... при горячем разделении запуск происходит на минимальную тягу и процесс перехода на полную начинается после разделения отсеков.

2. В таком случае, при горячем разделении, между отсеками идет проставка-переходник, обеспечивающая десятки сантиметров зазора между срезом сопла и "крышкой" нижней ступени. Причем она чаже всего имеет ферменную конструкцию, т.е. открытая с боков - посмотри фото РН Союз... Это тебе по поводу "закрытого хвостового отсека".

3. Напротив сопел стоят конусы-рассекатели.

4. Если переходник имеет наружную обшивку (из соображений аэродинамики), прикрывющую ферменную конструкцию, то обшивка сбрасывается перед запуском двигателей.



Ага, а матерал - специальная аустенитная сталь AISI-301 с пределом прочности 14060 кг/см2 (при том, что у титановых сплавов это обычно 900-1200 кг/см2). Толщина стенок в основании топливного отсека 1мм, а в верхней части 0,1мм. Пересчитаем на титановую конструкцию той же прочности? Получим 12-13 мм внизу и 1,3 мм вверху... А если пересчитать на дюраль, использованный в ЛМ, то для потребной прочности бака Атласа мы получим толщины дюраля совсем уже нескромные...

Будем сравнивать конструкционный дюраль как материал ЛМ со спецсталью невъе... офигенной прочности?  Передерг... указал толщину, но не указал материал...



При чем тут Велюров... я на пальцах прикинул... за 0,2 сек в стартовом двигателе сгорает 1 кг компонентов топлива с образованием азота, водяного пара и углекислоты. Плотность воздуха комнатной температуры (~300 Кельвин) при давлении 1 атм около 1,1 кг/м3. То есть объем получившихся газов при температуре около 3000 Кельвин будет в 10 раз больше при давлении 1 атм. Или будет 1 кубометр при 10 атм. Вот и все. Газ занимает некотрый объем, видишь ли... А при давлении на срезе сопла 0,16 атм и температуре 2200 Кельвин объем будет грубо 50 кубометров, и ему надо куда-то деваться, и потому эти 50 кубов рушатся из сопла со скоростью 2200 м/c всего за 0,2 сек... в центральный отсек посадочной ступени, заткнутый двигателем и его соплом. И ты хочешь сказать, что при этом не возникнет никаких ударных воздействий и посадочная ступень  уцелеет? НЕ будут образовываться скачки волн уплотнения с местной скоростью звука - 1100 м/c, способных разнести днище и сопло взлетного модуля?

За это время взлетная ступень приподнимется всего на 12 см... чего для безопасного истечения 50 кубов будет явно мало.

У Колумбии отвалилось несколько плиток на кромке крыла, так после того, как там прогорела дырка, скоростной напор весь шатл на запчасти разобрал, а ведь высота была уже 20 км и скорость отнюдь не космическая...



КАКУЮ именно информацию? Про наличие круглой дырки в квадратной пластине, закрывающей центральный отсек посадочной ступени? Так когда в эту дырку рухнут при указанных скоростях указанные объемы и упрутся в содержимое центрального отсека (а нигде не указано, что лунонавты предпринимали какие-либо телодвижения по демонтажу двигателя, чтобы освободить канал - а вниз оттуда торчит высотное, широкое сопло, перекрывающее бОльшую часть сечения отсека, а вверху отсека болтается карданный подвес с оголовком двигателя, плюс трубы, арматура и приводы карданного подвеса) то ее, эту пластины с дыркой, сорвет нафиг и приложит во всей дури о взлетную ступень. А от соударения струи и потрохов центрального отсека пойдут ударные волны со скоростью 1100 м/c, а на такой скорости и 0,5 атм во фронте волны хватит, чтобы ОЧЕНЬ многое разворотить...



Что прошло мимо внимания?

Насчет невозможности - это под вопросом... просто есть сомнения, что американцы это осилили... в такие сроки... ОЧЕНЬ много нестыковок и вопросов по официальной версии. Вот их и обсуждамс.

Кстати, если вы проведете расчеты и приведете выкладки, вместе с листингами программ и результатом, это будет только приветствоваться в не зависимости от их объема, единственная просьба будет, разбивать 100 кб и более посты на части...
  • +0.00 / 0
  • АУ
 
 
 
 
 
 
 
 
  medved_shalun ( Слушатель )
06 авг 2009 00:39:46


В одном предложение сразу 2 случая подачи, мягко говоря, недостоверной информации.

1. У того КВД-, что летал на индийской ракете удельный импульс 454 сек. Об этом прямо написано на сайте производителя разгонного блока - ГКНПЦ им. Хруничева  http://www.khrunichev.ru/main.php?id=51
Кстати, Индия отказалсь от его дальнейшего использования.

2. У американского двигателя RL-10B-2, что летает на верхней сутпени РН "Delta-IV", удельный импульс 465 сек: http://www.pratt-whi…L10B-2.pdf.  

Так что, реальная картина, как обычно, прямо противоположена Вашим о ней представлениям.Улыбающийся

P.S.  Вытащили из чулана покрытый нафталином боян, про зазор между двигателем взлётной ступени и корпусом посадочной ступени.. Не надаело? На авиабазе 4 года назад эту бредядину уже подробно разбирали.
  • +0.00 / 0
  • АУ
 
 
 
 
 
 
 
 
 
  sergant ( Слушатель )
06 авг 2009 01:24:13


Соответствующий форум авиабазы иначе как клоакой назвать трудно. Принятая там манера общения "защитников" настолько отличается от элементарных правил культурного поведения , что ... Короче - поневоле раждается мысль о том , что если уж эти добровольные ( или наёмные) защитники таковы , то каковы их хозяева?

Для меня вообще загадка - почему на таком уважаемом сообществе , как авиабаза ,терпят этот срач.
  • +0.00 / 0
  • АУ
 
 
 
 
 
 
 
 
 
  Alex_B ( Слушатель )
06 авг 2009 17:14:51


Мне попадалась другая цифра, но это не важно. Он есть? Есть. Летал? Летал. насчет "Индия отказалась" - поинтересуйтесь, как США давили на СССР и Индию, чтобы сорвать поставку этих блоков и двигателей. Им это почти удалось - задержали на несколько лет. И что по многним вопросам - особенно ядерным и ракетным они давят на Индусов и сейчас - мама не горюй.



У разных модификаций там разные характеристики, а пользовался данными теми, что были под рукой, а там по другой модификации чуть больше 440 было указано.



Пошел в задницу со своими передергами. Перегрев утверждал, что водордников у нас размерности RL-10 нет, я привел противоположные данные - в чем и была суть данного фрагмента. А ты полез ковыряться в ТТХ и подыскивать ту модификацию RL-10, по которой данные по УИ разойдутся с данными другой модификации, которые привел я, и к этому прикопался? При чем тут реальная картина?

Еще раз так поступишь - забаню. Надоел со своими передергами. Под нарушение правил ведения дискуссии это подпадает.



КАК там разбирают - я знаю. Расчеты там НИКТО не опроверг, а Велюрова забанили, чтобы не задавал неудобных и не имеющих приемлемых для насафилов ответов. Стиль ведения дискуссии 7-40 и иже с ними - передёргивание, откровенная демагогия, забалтывание, флуд. Ну и постоянное высказывание сомнений в умственной и психической полноченности оппонента.

Не нравится здесь - звездуйте на авиабазу: там 7-40, Пустынский и прочая еврейская братия примет вас с распростертыми объятиями и полным пониманием.

ЕЩЕ РАЗ на эту тему: можете опровергнуть расчеты Велюрова - вперед, если нет - молчите в тряпочку.

Ссылки на мнения 7-40 и прочих подобных персонажей с авиабазы отныне здесь считаются злостным флудом и оффтопиком.
  • +0.00 / 0
  • АУ
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
  medved_shalun ( Слушатель )
07 авг 2009 00:20:33


Ты утверждал, что удельный импульс КВД-1 значительно выше , чем у RL-10. Я на фактах показал, что это не соответсввует действительности. Ты либо проявил некомпетентность (что простительно) либо сознательно врал (что непростительно). И вместо слов благодарности за объективную и достоверную информацию, оскорбляют и грозятся забанить. Это очень хорошо подчёркивает истинную сущность и моральный облик опроверганцевУлыбающийся



И после разборов на авивазе, твой проходимец вынужден задним числом по несколько раз переписывать свои опусы. Видимо, от демогогии, забалтывания и флудаУлыбающийся
Как там его расчёты приенимы к Р-29 и Тitan-II.


ЦитатаК 1975-му году они могли довести до ума J-2 и и для миссии Союз-Аполлон запустить Аполлон "настоящей" Сатурн-1Б со ступенью S-IVB на одном J-2


В курсе, что в 1975 SSME уже вовсю  успешно испытывался на стендах. А SSME, как известно, благодоря своей многоразовости, замкнутой схеме, рекордным параметрам, на порядок сложней J-2. Так, что твоё предположение о доводке J-2 аж к 1975 на фоне работ с SSME является просто бредом сумашедшого. J-2 успешно летал, начиная с 1966 года. Это объективная реальность, нравится она тебе или нетУлыбающийся

Вообще, в состоянии предметно сформулировать свои претензии к J-2.

Что конкретно в J-2 не так? По пунктам.

Рассуждения, что, J-2 создан слишком быстро после RL-10 является просто детским лепетом, а не аргументом. К делу это не подошьёшь.

Цитата
А кому тогда могло придти в голову? Более-менее подробные технические отчеты и прочие описания конструкции они в открытую печать пускали не сразу...


Да ну. Можешь фактами доказать, что технические отчёты не были доступны ещё в 70-х годах в печатном виде, например, в библиотеках технических ВУЗов США уже в начале 70-х?

Цитата
А почему американцы сделали ЛМ неработоспособным... ну им же на нем не летать так, как было заявлено... внешне все выглядит правдоподобно и благопристойно...


Очередное бездоказательное утверждения. И с той же серии, что и истеричные вопли про топливные баки взлётной ступени месяц назад....  :P

Желаю удачи, в нелёгком деле борьбы с объективной реальностью и здравым смысломУлыбающийся
  • +0.00 / 0
  • АУ
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
  Alex_B ( Слушатель )
07 авг 2009 12:32:18


Тяжелый случай. http://en.wikipedia.org/wiki/RL10 - для него приведено вообще 433 сек, на http://www.astronaut…s/rl10.htm разброс для разных модификаций вообще от 410 сек и до 450-470.



Теперь ты просто ОБЯЗАН меня поблагодарить за объективную и достоверную информацию. Про наличие разных модификаций RL-10 с не таким высоким удельным импульсом.



Тяжелый случай. Я в предыдущем посте УЖЕ говорил, что привел данные по одной из модификаций RL-10. Если там нашлись другие, получше, то все равно РД-0146 не уступает ЛУЧШИМ американским модификациям RL-10. А ты передергиваешь и полузуясь результатом передерга переходишь на личности.



Замечательно. Значит я могу Пустынского, 7-40 и прочих персонажей назвать дебилами, ушлепками и пропагандонами - пример тобой подан. И тебя до кучи - ведь так? Или хамить и оскорблять можно только тебе - а все остальные должны перед тобой три раза "ку"? Кто ты такой вообще, чтоб перед тобой все преклонялись?

"Поступай с другими так, как хочешь, чтобы они поступали с тобой" (с) Библия.

Пока что "демогогией, забалтыванием и флудом" ЗДЕСЬ занимаешься ты. Обрати внимание, здесь кроме тебя есть и другие "насафилы", однако они корректно ведут дискуссию, и к ним претензий по ЭТИМ поводам нет. И никто их не банит. Идет обычная дискуссия сторонников различных взгялдов на проблему. Более-менее содержательная, но корректная.



УСПЕШНО? Я бы отказы J-2 при запуске в А-6 в 1968 году, причем сразу и на 2-й, и на 3-й ступенях, не назвал успехом...

Когда была начата разработка SSME? Когда он впервые "увидел небо"? Я тебе скажу... SSME разработка начата в 1972 году, первый полет - 1981 год... Если верить тебе в том, что его в 1975 года уже вовсю прожигали на стендах - его прожигали 6 (ШЕСТЬ) лет, т.е. доводка двигателя заняла 6 лет. А от начала разработки до первого полета - 9 лет.

А J-2? Разработка начата в 1960 году, первый полет 1966, последний - 1975 год. Т.е. от момента начала разработки до первого полета - 6 лет.

Учитывая, что сам по себе J-2 не такая простая конструкция, как RL-10, первый МОЩНЫЙ водородник, а SSME разрабатывала ТА ЖЕ фирма, что и J-2, т.е. весь опыт мощного водородника J-2 испольльзован для следующего мощного водородника той же фирмы - SSME. А его пилили в полтора раза дольше...

Начало разработки  RL-10 мне найти НЕ удалось, первые тесты на Земле - 1959 год,  первый  полет в соcтаве PH - 1962-й год - взрыв второй спупени еще до ее запуска на 55-й секунде после старта, и только 27 ноября 1963 он впервые работал в полете в составе Atlas-Centaur (АС-2).
1964-й год: АС-3 - отказ двигателя в полете, невыход на орбиту.
В том же 1964-м году полет АС-4 - двигатели RL-10 при первом включении вывели ПГ на орбиту, повторно не запустились. Отказ...
2 марта 1965 г. АС-5 взрвался на стартовом столе при запуске двигателей 1-й ступени.
11 августа 1965 г. стартовал АС-6 - программа полета с однократным запуском RL-10 - "прямое выедение". ПЕРВЫЙ полностью успешный полет RL-10. Но упрощенный - в "миссии прямого выведения".
Но только АС-10, после серии неудач, в 10-м запуске смог доставить к Луне Сервейор-1, который выполнил первую в США мягкую посадку на Луну 2 июня 1966 года.

И на этом фоне проблем с хилым RL-10 фактически безотказная (по отчетам) работа в 16 (шестнадцать!) раз более мощного J-2 выглядит выглядит весьма подозрительно...



Скажи мне, как объясняются следующие данные по Скайлеб:


Элемент
Длина, м
Диаметр, м
Объем, м3
Масса, т
Отсековая плотность, т/м3
Шлюзовая камера
5,2
3,2
17
22,2
1,3
Основной блок
14,6
6,6
275
35,4
0,13


Станция Салют: длина 15 м, диаметр 4,15, объем 202 м3, масса 20 тонн, отсековая плотность 0,1 т/м3.

То, что станция Союз имеет бОльшие размеры и набита аппаратурой и оборудованием, и при бОльших размерах, и объеме в 10 раз бОльшем, имеет мЕньшую массу, чем шлюзовой отсек, можешь объяснить? Чем шлюзовая камера была набита, песком? Или из свинца сделана? На фоне кстати, не только Салюта, но и основного блока Скайлэб...

Объяснить этот феномЭн можешь?



Я ни с ними, ни с полетом А-4 расчеты не закончил. Отпуск был. По бакам. Ответь мне только на ОДИН вопрос: двигатели взлетного модуля ЛК включались однократно? Если многократно, то как как происходило осаждение топлива в баках?

Счаз програмку пишу, просчитаю, куда должен был улететь А-4 при заявленных углах тангажа и рысканья.

В общем так. С учетом вышеизложенных пассажей - пользователю medved_shalun ПОКА выносится предупреждение - стоит обдумать свое поведение и дальнейший стиль ведения дискуссии.
  • +0.00 / 0
  • АУ
 
<< Тред №133839
Тред №133841 >>