Были или нет американцы на Луне?
13,258,201
109,685
|
CodeGrinder ( Слушатель ) |
| 12 авг 2009 07:37:12 |
Тред №136382
новая дискуссия Дискуссия 442Цитата: bjaka_max
Тут вам сразу скажут, что этот симулятор специально наса сделало, чтобы поддержать свою аферу. Даже проверять в нём не надо, сразу видно.
Не скажут. Результат-то вероятно получится не в пользу НАСА.
Отредактировано: CodeGrinder - 20 авг 2014 13:07:20
ОТВЕТЫ (20)
|
|
bjaka_max ( Слушатель ) |
| 12 авг 2009 08:53:30 |
Цитата: Victor от 12.08.2009 07:37:12
На самом деле Alex_B тоже на службе у НАСА, если в его программе задать $Utang = 30; а не 67 как у него, то корабль при T = 7950 достигает апогея в 15610 км и начинает спускаться обратно. Учитывая, что параметры взяты от балды и методика расчётов вызывает сомнения - попадание поразительное - мои аплодисменты
. А если взять для угла тангажа сокральное число 33 то корабль достигает апогея в 17737 километров. И в атмосферу потом входит примерно в момент 17750. Но это можно не рассматривать потому-что в апогее аполо-4 отделился от третьей ступени и потом ещё эволюции совершал.
|
Alex_B ( Слушатель ) |
| 12 авг 2009 11:35:52 |
Цитата: bjaka_max от 12.08.2009 08:53:30
"если в его программе задать $Utang = 30;" Но по заявленным официальным данным НАСА тангаж 40 градусов. Отделение А-4 от ступени можно не учитывать - при полете по инерции в гравитационном поле в вакууме объекты, объект, "поставленный" на траекторию, будет идти по ней независимо от массы. Если же А-4 "отделить" в апогее (когда? через месяц? допустим, через час поле окончания разгона при помощи S-IVB) и еще его средствами "поднять апогей", то мы ТОЧНО достигнем второй космической и вообще к Юпитеру улетим...если до этого в Луну или Марс не воткнемся...
Параметры первично брались по памяти, потом поднял первоисточники.
Последний расчет я делал по ОФИЦИАЛЬНЫМ данным.
Секундное изменение массы брал как разницу масс перед включением и после выключение двигателя, деленное на время работы (такие вещи, как выход на полную тягу и спад тяги не считал, ибо там по сравнению со временим 333 сек копейки, и опять же этот пойдет вам только на руку - это уменьшает, пусть на чуть-чуть, итоговую скорость).
По J-2 в википедии указано несколько модификаций, для одной из первых тяга 225000 фунтов, она использовалась при полете СА-4,последующие имеют тягу 232000 фунтов. Начинаная с А-8, если я не ошибаюсь, J-2 уже имел 232000 фунтов и удельный импульс на 5 выше. Я брал как раз с меньшей тягой - что опять же на руку НАСА.
По источникам: угол тангажа 40 гадусов, угол рысканья 16 градусов, время работы двигателя 333 сек, начальная скорость и высота орбиты брались оттуда же.
Результат расчета таков: через 100 часов (время Т = 36000 сек) мы имеем высоту 589492.659 км, , Луна осталась изрядно позади, апогей еще не достигнут, скорости "горизонтальная" и "вертикальная" 119 и 1091 м/с соотвественно, то есть мы радостно продолжаем уходить от Земли... в сторону Марса или Венеры - это нужно тогда считать траекторию не относительно отдельно взятой Земли, а Солнечной системы в целом относительно того момента времени...
В дальнейших планах - переписать программу на Fortran (он быстрее считает, даже быстрее C++, и точнее, чем PERL), модель из двухкоординатной сделать трехкоординатной (на не плоскости, а в пространстве - фактически написать заново), учесть начальное наклонение орбиты и т.д.
Пока последний вариант программы (вычищены баги, алгоритм несколько оптимизирован по скорости, вывод данных идет в файл):
#!/usr/bin/perl -w
use Math::Trig ":pi";
#$|=1;
use strict;
use vars qw($Arx $Ary $Akx $Aky $Ar $Ak); # компоненты радиус-вектора и касательного вектора и их модули
use vars qw($Kx $Ky); # координаты корабля
use vars qw($Vx $Vy $V); # компонеты вектора скорости и его модуль
use vars qw($Gx $Gy $G); # компоненты вектора силы тяжестии его модули
use vars qw($FDA $FDK $FDAx $FDKx $FDAy $FDKy $FDx $FDy $FD $FDt1 $FDt2 $FDr); # компоненты ветора тяги двигателя
#и его модуль в локальной и общей координатах и временной значение для расчетов, тяга во время работы
use vars qw($Fy $Fx $F); # сумма всех сил и ее компонеты.
use vars qw($Ay $Ax $A); # ускорение и его компонеты.
use vars qw($mass0 $mass $massk $dmass $dmass2 $rash_topl_sek); # начальная масса, текущая масса, масса в конце работы
# двигателя, изменение массы за цикл, его половина, секундный расход топлива
use vars qw($dT $Td $Tdn $Tdk $Tr $T); # шаг по времени, время работы двигателя, время включения двигателя, время
# выключения двигателя, время расчета, время от начала расчетов
use vars qw($R $H $Hkm); # Расстояние от центра Земли и высота.
use vars qw($V0x $V0y);
use vars qw($Vras); # Идеальная расчетная первая космическая скрость для высоты
use vars qw($Vmin $Vmax $Hmin $Hmax); # Максимальные и минимальные скорости и высоты
use vars qw($Urys $Utang $DV); # Углы тангажа и рыскания и индикатор работы двигателя
use vars qw($Vkas $Vvert $cosf $Akasmod $Armod); # Вспомогательные переменные
use constant GCONST => 6.67259E-11; # Гравитационная постоянная
use constant MASSZ => 5.97371E24; # Масса Земли
use constant RZ => 6366250; # Радиус Земли
# Начальные значения
$H = 188000; # Начальная высота согласно официальным данным
$Kx = RZ + $H;
$Ky = 0;
$Tr = 360000; # Время окончаня расчетов, сек.
$dT = 0.001; # Шаг расчетов, сек
$Td = 333; # Время работы двигателя
$Tdn = 100; # Момент запуска двигателя
$Tdk = $Tdn + $Td; # Момент выключения двигателя
$FDx = 0; # Двигатель изначально выключен - мы только вышли на орбиту
$FDy = 0;
$FD = 0;
# Из официальных данных НАСА учитываем, что масса комплекса перед включением
# двигателя 124240 кг, в момент выключения 54020 кг, время работы двигателя 333 сек,
# тяга J-2, установленного на S-IV-501 (A-4) 225000 фунтов, возьмем углы танга;а и рысканья
# 40.08 и 14.85 градусов из официальных данных, а угол тангажа во время
# работы двигателя будем дерджать постоянным к меcтному горизонту:
$FDr = 225000 * 0.45359237 * 9.8; # Переводим тягу двигателя из фунтов в килограммы и ньютоны
$mass0 = 124240;
$massk = 54020;
$rash_topl_sek = ($mass0 - $massk) / $Td; # секундное изменение массы комплекса
$dmass = $rash_topl_sek * $dT; # Измение массы за одну итерацию
$dmass2 = $rash_topl_sek * $dT / 2; # Половина изменения массы за итерацию
$mass = $mass0;
$Urys = 14.85;
$Utang = 40.08;
$Vras = sqrt (GCONST * MASSZ / (RZ + $H)); # Расчет 1-й космической для данной высоты
$Vy = -7798.25 ; # Задаем начальную скорость - согласно данных НАСА
$Vx = 0;
$V = 7798.25;
sub VECT # Подпрограмма вычисление опорных весторов и силы тяжести
{
$R = sqrt($Kx**2 + $Ky**2); # Вычисление расстояния от центра земли и высоты от ее поверхности.
$H = $R - RZ;
$Arx = $Kx/$R; # Вычисление радиус-вектора, единичного
$Ary = $Ky/$R;
$Ar = sqrt($Arx**2 + $Ary**2);
$Akx = $Ary; # Вычисление касательного вектора в направлении полета, единичного
$Aky = -$Arx;
$Ak = sqrt($Akx**2 + $Aky**2);
$G = (GCONST * $mass * MASSZ) / ($R**2); # Вычисление вектора силы тяжести
$Gx = -($Arx * $G);
$Gy = -($Ary * $G);
}
&VECT;
open (FH, ">D:\\Private\\Apollo\\apollo-4-2.txt");
print FH "V = $V, Vx = $Vx, Vy = $Vy, Vras = $Vras\n";
print FH "R = $R, H = $H\n";
print FH "Ar = $Ar, Arx = $Arx, Ary = $Ary\n";
print FH "Ak = $Ak, Akx = $Akx, Aky = $Aky\n";
print FH "G = $G, Gx = $Gx, Gy = $Gy\n";
print FH "успешно\n";
use vars qw($i $id);
# Поскольку в течении работы двигателя мы удерживаем вектор тяги под постоянным углом к горизонту,
# и тяга постоянна, посчитать составляющие на радиус-вектор и касательные вектор можно один раз
$FD = $FDr * cos(pi2/360*$Urys); # величина проекции тяги двигателя на плоскость орбиты, пересчет их градусов в радианы.
$FDK = $FD * cos(pi2/360*$Utang); # Составляющая тяги на касательный вектор, пересчет их градусов в радианы
$FDA = $FD * cos(pi2/360*(90-$Utang)); # Составляющая тяги на радиус-вектор, пересчет их градусов в радианы
$FDt1 = sqrt($FDA**2 + $FDK**2); # Контроль совпадения
$FDx = $FDA * $Arx + $FDK * $Akx; # Пересчет составляющей тяги на ось X
$FDy = $FDA * $Ary + $FDK * $Aky; # Пересчет составляющей тяги на ось Y
$FDt2 = sqrt($FDx**2 + $FDy**2); # Контроль совпадения
print FH "FD = $FD, FDt1 = $FDt1, FDx = $FDx, FDy = $FDy, FDt2 = $FDt2\n\n";
$i = 0; # Итератор
$id = 0;
$Vmin = $V; # Начальные значения для минимальных и максимальных скоростей и высот
$Vmax = $V;
$Hmin = $H;
$Hmax = $H;
$mass = $mass0;
$FDx = 0;
$FDy = 0;
$T = 0;
while ($T < $Tdn)
{
&VECT;
if (($i % 10000) == 0)# Для каждой 10000-й итерации (10 сек) вычисляем и печататем данные на начало цикла
{
$V = sqrt($Vx**2 + $Vy**2);
$Hkm = $H / 1000;
$Akasmod = sqrt($Akx**2 + $Aky**2); # Определяем через скалярное умножение векторов выртикальну
# и горизонтальную составляющие скорости
$cosf = ($Akx * $Vx + $Aky * $Vy) / ($V * $Akasmod);
$Vkas = $V * $cosf;
$Armod = sqrt($Arx**2 + $Ary**2);
$cosf = ($Arx * $Vx + $Ary * $Vy) / ($V * $Armod);
$Vvert = $V * $cosf;
print FH "T = $T, H = ";
print FH sprintf "%.3f", $Hkm;
print FH ", V = ";
print FH sprintf "%.3f", $V;
print FH ", Vk = ";
print FH sprintf "%.3f", $Vkas;
print FH ", Vy = ";
print FH sprintf "%.3f", $Vvert;
print FH ", M = ";
print FH sprintf "%.3f", $mass;
print FH "\n";
print "T = $T\n";
}
$Fx = $Gx; # Сила, действующая на корабль, равна силе гравитации
$Fy = $Gy;
$Ax = $Fx / $mass; # Ускорение по X
$Ay = $Fy / $mass; # Ускорение по Y
$V0x = $Vx;
$V0y = $Vy;
$Vx = $V0x + $Ax * $dT; #Скорость в конце цикла
$Vy = $V0y + $Ay * $dT;
$Kx = $Kx + ($V0x + $Vx) * $dT / 2; # Координаты в конце цикла
$Ky = $Ky + ($V0y + $Vy) * $dT / 2;
if ($V < $Vmin) {$Vmin = $V} # Опрелеяем макс и мин. значения высоты и скорости
if ($V > $Vmax) {$Vmax = $V}
if ($H < $Hmin) {$Hmin = $H}
if ($H > $Hmax) {$Hmax = $H}
$i = $i + 1; # Увеличиваем итератор
$T = $dT*$i; # Текущее время
}
print FH "\nВключение двигателя\n";
$T = $dT*$i; # Текущее время
&VECT;
$V = sqrt($Vx**2 + $Vy**2);
$Hkm = $H / 1000;
$Akasmod = sqrt($Akx**2 + $Aky**2); # Определяем через скалярное умножение векторов выртикальну
# и горизонтальную составляющие скорости
$cosf = ($Akx * $Vx + $Aky * $Vy) / ($V * $Akasmod);
$Vkas = $V * $cosf;
$Armod = sqrt($Arx**2 + $Ary**2);
$cosf = ($Arx * $Vx + $Ary * $Vy) / ($V * $Armod);
$Vvert = $V * $cosf;
print FH "T = $T, H = ";
print FH sprintf "%.3f", $Hkm;
print FH ", V = ";
print FH sprintf "%.3f", $V;
print FH ", Vk = ";
print FH sprintf "%.3f", $Vkas;
print FH ", Vy = ";
print FH sprintf "%.3f", $Vvert;
print FH ", M = ";
print FH sprintf "%.3f", $mass;
print FH "\n\n";
while ($T < $Tdk)
{
&VECT;
$mass = $mass0 - (($T - $Tdn) * $rash_topl_sek); # начальная масса цикла
if (($i % 10000) == 0)# Для каждой 10000-й итерации (10 сек) вычисляем и печататем данные на начало цикла
{
$V = sqrt($Vx**2 + $Vy**2);
$Hkm = $H / 1000;
$Akasmod = sqrt($Akx**2 + $Aky**2); # Определяем через скалярное умножение векторов выртикальну
# и горизонтальную составляющие скорости
$cosf = ($Akx * $Vx + $Aky * $Vy) / ($V * $Akasmod);
$Vkas = $V * $cosf;
$Armod = sqrt($Arx**2 + $Ary**2);
$cosf = ($Arx * $Vx + $Ary * $Vy) / ($V * $Armod);
$Vvert = $V * $cosf;
print FH "T = $T, H = ";
print FH sprintf "%.3f", $Hkm;
print FH ", V = ";
print FH sprintf "%.3f", $V;
print FH ", Vk = ";
print FH sprintf "%.3f", $Vkas;
print FH ", Vy = ";
print FH sprintf "%.3f", $Vvert;
print FH ", M = ";
print FH sprintf "%.3f", $mass;
print FH "\n";
print "T = $T\n";
}
$FDx = $FDA * $Arx + $FDK * $Akx;
$FDy = $FDA * $Ary + $FDK * $Aky;
# Средняя масса за цикл
$mass = $mass - $dmass2;
$Fx = $Gx + $FDx; # Сила, действующая на корабль, равна силе гравитации
$Fy = $Gy + $FDy; # плюс силе тяги двигателей
$Ax = $Fx / $mass; # Ускорение по X
$Ay = $Fy / $mass; # Ускорение по Y
$V0x = $Vx;
$V0y = $Vy;
$Vx = $V0x + $Ax * $dT; #Скорость в конце цикла
$Vy = $V0y + $Ay * $dT;
$Kx = $Kx + ($V0x + $Vx) * $dT / 2; # Координаты в конце цикла
$Ky = $Ky + ($V0y + $Vy) * $dT / 2;
if ($V < $Vmin) {$Vmin = $V} # Опрелеяем макс и мин. значения высоты и скорости
if ($V > $Vmax) {$Vmax = $V}
if ($H < $Hmin) {$Hmin = $H}
if ($H > $Hmax) {$Hmax = $H}
$i = $i + 1; # Увеличиваем итератор
$T = $dT*$i; # Текущее время
}
$mass = $mass - $dmass2;
print FH "\nКонец работы двигателя\n";
$T = $dT*$i; # Текущее время
&VECT;
$V = sqrt($Vx**2 + $Vy**2);
$Hkm = $H / 1000;
$Akasmod = sqrt($Akx**2 + $Aky**2); # Определяем через скалярное умножение векторов выртикальну
# и горизонтальную составляющие скорости
$cosf = ($Akx * $Vx + $Aky * $Vy) / ($V * $Akasmod);
$Vkas = $V * $cosf;
$Armod = sqrt($Arx**2 + $Ary**2);
$cosf = ($Arx * $Vx + $Ary * $Vy) / ($V * $Armod);
$Vvert = $V * $cosf;
print FH "T = $T, H = ";
print FH sprintf "%.3f", $Hkm;
print FH ", V = ";
print FH sprintf "%.3f", $V;
print FH ", Vk = ";
print FH sprintf "%.3f", $Vkas;
print FH ", Vy = ";
print FH sprintf "%.3f", $Vvert;
print FH ", M = ";
print FH sprintf "%.3f", $mass;
print FH "\n\n";
while ($T <= $Tr)
{
&VECT;
if (($i % 10000) == 0)# Для каждой 10000-й итерации (10 сек) вычисляем и печататем данные на начало цикла
{
$V = sqrt($Vx**2 + $Vy**2);
$Hkm = $H / 1000;
$Akasmod = sqrt($Akx**2 + $Aky**2); # Определяем через скалярное умножение векторов выртикальну
# и горизонтальную составляющие скорости
$cosf = ($Akx * $Vx + $Aky * $Vy) / ($V * $Akasmod);
$Vkas = $V * $cosf;
$Armod = sqrt($Arx**2 + $Ary**2);
$cosf = ($Arx * $Vx + $Ary * $Vy) / ($V * $Armod);
$Vvert = $V * $cosf;
print FH "T = $T, H = ";
print FH sprintf "%.3f", $Hkm;
print FH ", V = ";
print FH sprintf "%.3f", $V;
print FH ", Vk = ";
print FH sprintf "%.3f", $Vkas;
print FH ", Vy = ";
print FH sprintf "%.3f", $Vvert;
print FH ", M = ";
print FH sprintf "%.3f", $mass;
print FH "\n";
print "T = $T\n";
}
$Fx = $Gx; # Сила, действующая на корабль, равна силе гравитации
$Fy = $Gy;
$Ax = $Fx / $mass; # Ускорение по X
$Ay = $Fy / $mass; # Ускорение по Y
$V0x = $Vx;
$V0y = $Vy;
$Vx = $V0x + $Ax * $dT; #Скорость в конце цикла
$Vy = $V0y + $Ay * $dT;
$Kx = $Kx + ($V0x + $Vx) * $dT / 2; # Координаты в конце цикла
$Ky = $Ky + ($V0y + $Vy) * $dT / 2;
if ($V < $Vmin) {$Vmin = $V} # Опрелеяем макс и мин. значения высоты и скорости
if ($V > $Vmax) {$Vmax = $V}
if ($H < $Hmin) {$Hmin = $H}
if ($H > $Hmax) {$Hmax = $H}
$i = $i + 1; # Увеличиваем итератор
$T = $dT*$i; # Текущее время
}
print FH "\nVmin = $Vmin, Vmax = $Vmax, Hmin = $Hmin, Hmax = $Hmax\n";
close (FH);
exit;
По результатм счета (исходные данные - ОФИЦИАЛЬНЫЕ, даже балласт учтен)
В момент включения двигателя (я его запускал но 100-й секунде от начала расчетов)
данные идут в порядке: время в секундах, высота в километрах, модуль скорости, горизонтальная и вертикальная ее составляющие в м/с, масса.
T = 100, H = 187.998, V = 7798.253, Vk = 7798.253, Vy = -0.045, M = 124240.000
В момент выключения двигателя
T = 433, H = 643.108, V = 10658.368, Vk = 10093.190, Vy = 3424.663, M = 54020.000
В момент 100 часов (окончание расчетов)
T = 360000, H = 589492.659, V = 1097.596, Vk = 118.731, Vy = 1091.155, M = 54020.000
Данные по начальной и конечной массе, тяге двигателя, времени работы, углам тангажа и рысканья - ОФИЦИАЛЬНЫЕ.
Так что для Аполлон-4 НИКАКОГО апогея в 17400 км силами S-IVB, даже с балластом, и на предсерийных экземплярах J-2 с пониченными характеристиками, быть не может - физика с математикой не позволяют... Либо там стояла S-IV, а не S-IVB, с шестью RL-10 вместо одного J-2 и вдвое меньшим запасом топлива (кстати, идея - надо посчитать вариант с S-IV), либо там двигатель работать должен около 160-180 сек даже с учетом тангажа и рысканья (а без них так вообще 145-150 сек), но в любом случае НАСА врет, т.е. ОФИЦИАЛЬНАЯ версия полета А-4 СИЛЬНО расходится с результатми расчетов. Даже то, что "импульс прикладывали не тангенциально", не спасает, даже вместе с 8 тоннами балласта.
Физико-математическую модель, реализованную в программе, с ее раскладкой в виде графической схемы для большей понятности, я дам вечером.
|
|
Alex_B ( Слушатель ) |
| 12 авг 2009 12:04:47 |
Цитата: NM от 12.08.2009 12:00:37
Давайте проверим на ОФИЦИАЛЬНЫХ версиях A-10, А-11, А-12... исходные данные известны. С ними, я думаю, отклонения расчета от официоза будут уровня погрешностей расчетов. Когда дело касается полетов к Луне и высадки, у НАСА все сходится до копейки. Косяки начинают вылезать там, где та же самая техника работате не в полетах на высадку.
В течении суток-двух подготовлю даннные и прогоню на примере А-12 - по нему проще найти.
|
|
bjaka_max ( Слушатель ) |
| 12 авг 2009 12:37:42 |
Цитата: Alex_B от 12.08.2009 12:04:47
На новом файле похожие на правду результаты начинают появлятся при $Utang = 72; Что-то у вас там не впорядке. Такие изменения результатов после "оптимизации"? Возможно проблемы именно с $Utang.
|
|
Alex_B ( Слушатель ) |
| 12 авг 2009 12:52:46 |
Цитата: bjaka_max от 12.08.2009 12:37:42
Да, именно в том районе кода в первой версии были перепутаны переменные. При пошаговом прогоне дебагером и сличении с бумажной схемой модели было обнаружено и поправлено.
|
|
Alex_B ( Слушатель ) |
| 12 авг 2009 17:47:24 |
Цитата: NM от 12.08.2009 12:00:37
Однако перед этим надо определиться с харакетристиками J-2. Таки окончательно.
Бредем на педевикию http://en.wikipedia.…ket_engine) и видим: вверху картинка, где, если ее увеличить, нарисовано для полетов с CA-201 по CA-203 использовался первый вариант двигателя
тяга 200000 фунтов (90,7 тс или 890 кН) , импульс 418 c (4096 м/c) , соотношение компонентов 5:1.
Для полетов с СА-204 по СА-207 и с СА-501 (Аполлон-4) по СА-503 (Аполлон-8) использовался другой вариант:
тяга 225000 фунтов (102 тс или 1000 кН), импульс 419 с (4106 м/с), соотношение компонентов 5,5:1
Для полетов начинаяс СА-208 и далее и СА-504 и далее был сделан третий вариант двигателя:
тяга 230000 фунтов (104 тс или 1022 кН), импульс 421 с (4126 м/с) , соотношение компонентов 5,5:1.
Вернувшись от картинки на страницу, мы обнаруживаем криво нарисованную таблицу, где обнаруживаем для J-2 и J-2S
тягу для обоих 200000 (890 кН), импульс для J-2 418 с (4096 м/с) ; и для J-2S 436 с (4272 м/с) соответственно.
Причем мы знаем, что J-2S никуда не летал: разрабатывался, опытно производился, проходил наземные испытания...
В http://www.apollosat…s/sec6.htm для J-2 приводятся следующие данные:
Thrust (altitude) 200,000 lb (90,7 тс или 890 кН)
Specific Impulse (nominal) 426 sec (4174 м/с)
Flowrate (oxidizer) 392 lb/sec (2490 gpm, или 177,8 кг/с)
Flowrate (fuel) 78 lb/sec (7960 gpm, или 35,38 кг/с)
Mixture ratio 5:1 oxidizer to fuel
Идем на http://www.astronaut…turniv.htm и находим:
В http://www.astronaut…nes/j2.htm приведено для двигателя J-2:
Thrust(vac): 1,033.100 kN (232,250 lbf)
Isp: 421 sec
Oxidizer to Fuel Ratio: 5.50
First Flight: 1966. Last Flight: 1975. Flown: 87.
Теперь продолжаем смотреть Астронавтику на предмет ракетных ступеней... http://www.astronaut…turniv.htm
Вариант S-IVB для Сатурн-5:
Gross Mass: 119,900 kg (264,300 lb).
Empty Mass: 13,300 kg (29,300 lb).
Thrust (vac): 1,031.600 kN (231,913 lbf).
Isp: 421 sec.
Motor: J-2. Status: Study 1968. First Flight: 1967. Last Flight: 1973. No Launched: 13.
Вариант S-IVB для Сатурн-1Б:
Gross Mass: 118,800 kg (261,900 lb).
Empty Mass: 12,900 kg (28,400 lb).
Thrust (vac): 1,031.600 kN (231,913 lbf).
Isp: 421 sec.
Motor: J-2. Status: Study 1967. First Flight: 1963. Last Flight: 1975. No Launched: 70.
За счет меньшего по массе ПГ сэкономили 300 кг на силовой части конструкции и за счет отсуствия небходимости повторного запуска за счет удаления узлов, обеспечивающих его, сэкономили еще 700 кг веса. Обратите внимание на количество запусков - их было 70 (!). Сколько официальных запусков Сатурн-1Б было приозведено? Сколько "секретных пусков" С-1Б доставляли в неизвестное место неизвестную нагрузку?
Там же для для сравнения данные по ступени S-IV от Сатурн-1 (которая с шестью RL-10):
Gross Mass: 50,576 kg (111,500 lb).
Empty Mass: 5,217 kg (11,501 lb).
Thrust (vac): 400.346 kN (90,001 lbf).
Isp: 410 sec.
No Engines: 6. Motor: RL-10.
Status: Study 1960. First Flight: 1961. Last Flight: 1965. No Launched: 13.
Как мы видим, разброс характеристик - мама не горюй... Это как же, вашу мать // Извиняюсь, понимать?
Так вот, ВОПРОС:
КАКИЕ именно характеристики (по тяге и удельному импульсу) имели конкретные двигатели J-2 ступеней S-IVB в полетах А-4 и А-12?
Кто владеет официальной информацией от НАСА по этому поводу?
На что мне опираться в своих расчетах? А то ведь для одной и той же миссии можно будет всего-лишь меняя двигатели, досчитаться до того, что на одном движке мы до Луны не дотянем, а на другом улетим к Марсу при тех же условиях.
|
|
CodeGrinder ( Слушатель ) |
| 12 авг 2009 18:12:03 |
Цитата: Alex_B от 12.08.2009 17:47:24
Можно посчитать реальные характеристики на основе параметров полёта, и сравнить.
|
|
bjaka_max ( Слушатель ) |
| 12 авг 2009 12:06:35 |
Цитата: Alex_B от 12.08.2009 11:35:52
Модель у вас приближённая, разница в 7 градусов это вообще ерунда по сравнению с другими допущениями. Кстати а угол тангажа считается от горизонта или от касательной к поверхности? Наверное на высоте в 200 км это разные вещи. Тем не менее, нельзя говорить, что аполо-4 лететь так не мог, даже если принять, что ваша модель абсолютно верна и невероятно правдива, то можно только утверждать, что официальные данные неверны.
|
|
Alex_B ( Слушатель ) |
| 12 авг 2009 12:50:15 |
Цитата: bjaka_max от 12.08.2009 12:06:35
Горизонтом в каждый данный момент времени ситалась плоскость (в данном двумерном случае линия), перпендикулярная линии, соединяющей центр земли (точку нуля координат) и корабль, т.е. касательная к сфере (окружности) с центром в центер земли и проходящая через текущее положение корабля. Это же видно из программы, там радиус-вектор и касательные вектор (перпендикулярный ему) считаются в каждом цикле - их расчет зашит в подпрограмму VECT, вызываемую в каждом цикле.
Я могу посчитать и с уголом тангажа, отсчитываемым от вектора скорости, делов-то, чуть усложнить расчет... пару лишних косинусов посчитать через скалярное произведение векторов посчитать. Можно посчитать вариант, что вектор тяги не менлся вообще, т.е. как сориентировали перед запуском на Канопус (к примеру), так и удерживали ориентацию все время работы двигателя - это упростит расчет. Но как ни прикладывай в этих пределах вектор тяги, ТАКОЙ импульс даже с учетом 8 тонн балласта забросит несчастный А-4 куда выше заявленного апогея в 17400 км.
А вот факт того, то что официальные заявленные данные НАСА неверны в этом случае, позволяет усомниться в том, что ДРУГИЕ данные и факты, заявленные НАСА, 100% достоверные, и позволяют усомниться в ЛЮБЫХ официальных данных НАСА. Поскульку косяки вылезли в программе Сатурн-Аполлон, наиболее вероятный кандидат на недостоверность завлений реальным фактам - это именно программа Сатурн-Аполлон, а это - программа затевалась под высадку на Луну... и официально по этой программе высадка состоялась. Таки вот такие пироги со скотятами.
Вот нынешний и будущие расчеты и поверят алгеброй
|
|
Ticonderoga ( Слушатель ) |
| 12 авг 2009 13:02:06 |
Цитата: Alex_B от 12.08.2009 12:50:15
Даже если в этом документе Вам и удастся доказать ошибку, остальная часть цепочки это уже конспирология в чистом виде. Допустим, ошибку Вы нашли. Допустим, Вы нашли и другие ошибки. Но доказательством преднамеренной фальсификации они быть не могут, как и не могут поставить под сомнение сам факт высадки. В любом случае сумма всех доказательств полёта превысит несколько ошибочных цифр в документах. Вот если бы Вам удалось доказать фальсификацию самих доказательств, например, фотографий, как это пытался делать Пиджак_9, тогда другое дело. А материалы о полёте это техническая справка, а не доказательство.
|
|
Виталий_1cdd6c ( Слушатель ) |
| 12 авг 2009 13:12:05 |
Такой глупости давно не читал.
Может создать тему "Отжиги насафилитиков"? ;D
|
|
Ticonderoga ( Слушатель ) |
| 12 авг 2009 13:35:06 |
Цитата: Виталий от 12.08.2009 13:12:05
Эта "глупость" это общепринятый в науке способ рассмотрения документов и доказательств. Варианты с фальсификацией рассматриваются всегда в последнюю очередь и только после того, как получены прямые и однозначные доказательства этой фальсификации, чего с Аполлонами не наблюдается. Так что если Вы хотите аннулировать этот принцип, Вам придётся вслед за ним выкинуть и добрую часть всей науки вообще, а научный процесс превратится в бардак, где правят тролли.
Вы думаете, в документах о советской космической программе мало ошибок и откровенных подтасовок? Их там полно, но я не думаю, что Вы захотите применить к ней методы конспирологов. Если применять конспирологию в истории равно ко всем, то поверьте мне, Гагарин выпилится из регистра ФАИ намного скорее Армстронга. Так что относитесь с уважением к научным методам и к чужой истории, и тогда Вам не придётся смотреть как летит на свалку Ваша.
|
|
Alex_B ( Слушатель ) |
| 12 авг 2009 18:25:29 |
Научный метод состоит в ДОКАЗАТЕЛЬСТВЕ заявленного факта. Заявителем.
Кстати, по НАУЧНОЙ методологии подтверждения (верификации) теории недорого стоят - их при желании можно набрать сколько угодно, почти для любой теории. Собственно говоря, принимать во внимание подтверждающее свидетельство следует лишь в тех случаях, когда оно является результатом реальной "проверки теории на прочность" - попытки ее опровергнуть, которая оказалась безуспешной. Теория же, которая не опровергаема никаким мыслимым событием, является ненаучной; принципиальная неопровергаемость представляет собой не достоинство теории (как часто думают), а ее порок. Итак, критерием научного статуса теории является ее проверяемость и принципиальная опровергаемость (фальсифицируемость), т.е. наличие возможности ее опровергнуть.
Так что научная теория сначала подтверждается (чтобы убедиться, что мы имее дело не с очередным вечным двигателем или "торсионными полями"), а затем делаются попытки ее опровергнуть. Неуспешность опровержения куда более ценна для подтверждения теории, чем ее подтверждения: подтверждений теории может быть сколь угодно много и любое из них фактически в статусе призанной теории ничего не меняет, а вот одно опровержение ее уничтожает.
Но это если вас интересует истина, конечно...
Все остальное относится к вопросам не науки, а веры или субъективного восприятия в рамках не рационального мышления, а художественного, мистического, религиозного и т.д, на уровне "нравится - не нравится, верю - не верю".
|
|
Ticonderoga ( Слушатель ) |
| 13 авг 2009 00:16:00 |
Цитата: Alex_B от 12.08.2009 18:25:29
В таком случае спор можно закрывать, поскольку обсуждаемый факт вполне официально признаётся доказанным как официальной наукой, так и соответствующими международными организациями. В этом нетрудно убедиться, заглянув в опубликованную рецензируемую научную литературу по Аполлонам и их научным результатам, или в регистр ФАИ, где аполлоновские рекорды красуются наряду с советскими. Если Вам не нравятся критерии ФАИ или официальной науки, это другое дело. Но в данном случае можно только посочувствовать Вам в том, что ни учёные, ни ФАИ не советовались с вами при составлении этих критериев. Думаю, что вся суть дискуссии состоит именно в споре о критериях. Вам не нравится, что при признании американских полётов руководствовались теми же критериями, как и при признании советских, и вы пытаетесь либо подменить их другими (только в отношении американцев, естественно), либо заменить, либо хотя бы пофантазировать в форумных дискуссиях о том, что они такие, как вам бы этого хотелось. Но если бы Вы подумали на шаг вперёд, и посмотрели какие доказательства являлись достаточными для признания полёта Гагарина, Вы бы врядли потребовали от ФАИ изменить свои критерии. Вы должны понимать, я надеюсь, что ФАИ Ваши антиамериканские сантименты учитывать не будет, и критерии будут изменены для всех. И тогда вдруг окажется, что доказательств полёта Гагарина, Титова, Леонова и др. Вы "не предоставили".
Цитата: Alex_B от 12.08.2009 18:25:29
Прекрасно. Наличие или отсутствие американской техники на Луне может подтвердить любой луноход. В России есть команда, которая хочет поучаствовать в Google X-Prize. Помогите им и Вы получите то, что хотите.
Цитата: Alex_B от 12.08.2009 18:25:29
В науке, и в практике аэрокосмических достижений уже есть общепризнанные критерии установления истины и подтверждения достижений. На основании этих критериев сегодня полёты на Луну считаются доказанными. Если Вы хотите предложить свои критерии - пожалуйста, но при этом не забудьте проверить, что они применимы не только к Аполлонам.
|
|
Ахтак ( Слушатель ) |
| 13 авг 2009 00:33:41 |
Жаль, что господа опровергатели очень прижимисты. Судя по голосованиям их массы, а как до финансирования проектов, которые могут показать ИСТИНУ, в которую ОНИ САМИ ПОВЕРЯТ - так прижимисты до безобразия.
Это не флуд и не оффтоп. Заявляю официально. Всё по теме.
|
|
CodeGrinder ( Слушатель ) |
| 12 авг 2009 19:01:19 |
Вообще, в науке принято проверять всё на излом и растяжение. Сомнение - основа познания. Вот в религии - там наоборот, сомневаться нельзя.
|
|
bjaka_max ( Слушатель ) |
| 12 авг 2009 13:10:55 |
Цитата: Alex_B от 12.08.2009 12:50:15
Ну вот как выяснил я, даже если на вашей модели приложить вектор тяги под углом в 72 градуса, то апогей получается очень похожим. Это никак не "как ни прикладывай", и импульс тот же самый.
Цитата: Alex_B от 12.08.2009 12:50:15
Значит например если мы найдём ошибку в официальных данных о полёте Гагарина (а я думаю там они наверняка есть), то в то что Гагарин летал в космос верить нельзя? Я вот не верю например НАСА во всём, это большая организация, с разными конфликтами интересов, вранья там порядочно. Но есть ведь и косвенные свидетельства. В сговор СССР с США я категорически верить не хочу, потому что тогда пол истории на помойку выкидывать надо, а эту историю деды мои делали и прадеды.
|
|
CodeGrinder ( Слушатель ) |
| 12 авг 2009 18:59:11 |
Цитата: bjaka_max от 12.08.2009 13:10:55
Могу повторить ещё раз - никто так в космосе не летает. В чём глубокий сакральный смысл этого действия? В выжигании топлива? Ещё один момент, если тяга была под углом, где это написано у НАСА? Они не задокументировали очень важный в такой ситуации параметр? И как выглядела после этого орбита? Минус сколько была её нижняя точка?