Прохожелогия

Старый> Кстати, как подавался керосин к первой ступени Сатурна-1 вы тоже уже поняли? И почему так сделали?

Да, Прохожий, тут я со Старым согласен, версию надо развивать и вычищать от шелухи и заблуждений. Чем чище версия, тем быстрее она обрастает подробностями и тем скорее вскрываются истинные действия аферистов. Керосин во второй ступени - явная лажа. Здесь у Вас конфликт со здравым смыслом.

п314159

Нет, я всего лишь скромно намекал, что при давлениях ниже Р тройной точки вода жидкой быть не могла. С этим по сути никто и не спорит. Ее пролили на пол. Она должна была испарится Вот.
даже если часть воды бы замерзла - благодаря теплоте стенок кабины она испарится. И не нужно думать, будто при Т=273К лед не будет испарятся. Еще как - при условии достаточно низкого давления, как на Луне Р=0.
А они пришли и застали лужу Вот и вся сторри

 

Т.е. вы утверждаете, что раз астронавты пролили воду на пол, а потом разгерметизировали кабину - то вернувшись, они никак не могли обнаружить лужу, я вас правильно понял?

Керосин во второй ступени - явная лажа. Здесь у Вас конфликт со здравым смыслом.

 

Нет аФон. Метастабильное состояние жидкости и пара тоже противоречит нашим бытовым представлениям.
Так уж сложилось, что люди в своей практике как правило не имели дела ни с перегретой жидкостью, ни с переохлажденным паром.
И могли бы спокойно пройти мимо. Но вот из курьезного поведения функции Ван-дер-Ваальса (сам ученый тут ни при чем - он наблюдатель природы) предположили, что возможно ряд состояний имеет место быть. Но не долго.

Так вот - мне не интересен керосин как жидкость. Речь идет о том, что многие вещи могут быть объяснены, если УИ-2 будет равен грубо 3600...3700м/с
Это уже введя более плотный керосин и увеличив заправку на 20% я понизил искомый УИ до 3250м/с

Хотите - давайте будем считать, что на второй ступени С-5 были некие другие ЖРД на (пусть водороде) с УИ~370сек. И фактическая заправка третьей ступени была ниже заявленной ~50...60% нормы. Так годится?

Еще раз - изучите что такое LR-87 LH2

Или вы мне объясните, почему С-1Б выводила на орбиту 14т из 18+ возможных? А-5=14,7, А-7=14,7, ЭПАС=13,9, согласно данным БСЭ три полета на Скайлеб были по 14,2т каждый. Объясните мне глупому...

п314159> Так вот - мне не интересен керосин как жидкость. Речь идет о том, что многие вещи могут быть объяснены, если УИ-2 будет равен грубо 3600...3700м/с
п314159> Это уже введя более плотный керосин и увеличив заправку на 20% я понизил искомый УИ до 3250м/с

Вы не имели никаких оснований вводить керосин, у Вас нет ни малейшей зацепки для этого. Вы встали на ложный след и Ваша версия перестала развиваться, перестали всплывать новые детали аферы.
Знаете почему афера еще не раскрыта спустя 40 лет? Потому что основная масса не верящих в высадку вляпалась в другую крайность - кричат об облете без высадки. Вторая ложь ни чем не лучше первой.
Любая ложь, даже маленькая перекрывает дальнейший поиск истины.

п314159> Хотите - давайте будем считать, что на второй ступени С-5 были некие другие ЖРД на (пусть водороде) с УИ~370сек. И фактическая заправка третьей ступени была ниже заявленной ~50...60% нормы. Так годится?

Были вибрации, которые и мешали нормальной подаче топлива и импульсу

п314159> Еще раз - изучите что такое LR-87 LH2

Еще раз посмотрите в каком году был сделан J-2

п314159> Или вы мне объясните, почему С-1Б выводила на орбиту 14т из 18+ возможных? А-5=14,7, А-7=14,7, ЭПАС=13,9, согласно данным БСЭ три полета на Скайлеб были по 14,2т каждый. Объясните мне глупому...

Что и в S-IVB керосин?

п314159> Или вы мне объясните, почему С-1Б выводила на орбиту 14т из 18+ возможных? А-5=14,7, А-7=14,7, ЭПАС=13,9, согласно данным БСЭ три полета на Скайлеб были по 14,2т каждый. Объясните мне глупому...

Вообще-то надо добавить массу переходника (1,8 тонн), так что будет 16 тонн и больше. К ЭПАС надо добавить ещё 2 тонны шлюзового отсека (видать, подняли грузоподъёмность к 75-у году... чтоб никто не заподозрил... ). Ну а к "Скайлэбу" тащили на большое наклонение и с полуосью побольше 200 км...

Впрочем, что я глупому объясняю...

(А вообще интересно: как им следовало поступить, чтоб у Прохожего подозрений не было? залить корабль топливом "под завязку", на пределе возможностей ракеты? а если столько не нужно? всё равно залить? но тогда Прохожий сразу обвинит НАСА в том, что те потащили на орбиту лишнее топливо: он уже так не раз делал, это пройденный этап. Значит, как ни вертись американцы - всё равно Прохожий их уличит и обличит: если не в краже топлива, так в недогрузке РН... ).

п314159> Хотите - давайте будем считать, что на второй ступени С-5 были некие другие ЖРД на (пусть водороде) с УИ~370сек. И фактическая заправка третьей ступени была ниже заявленной ~50...60% нормы. Так годится?

 

Считать можно что угодно хоть то что она работала на скипидаре или дровах. Надо то не это, надо то хоть както доказать что в реальности было так как вы считаете.

п314159> Или вы мне объясните, почему С-1Б выводила на орбиту 14т из 18+ возможных? А-5=14,7, А-7=14,7, ЭПАС=13,9, согласно данным БСЭ три полета на Скайлеб были по 14,2т каждый. Объясните мне глупому...

 

Вау! Так это чего? И S-lV работала на керосине?


Кстати. Вам не подойдёт объяснение что в в 18 тонн входил и вес переходника? И что 18 тонн получаются если лететь без САС?

аФон+> Любая ложь, даже маленькая перекрывает дальнейший поиск истины.

 

А если она происходит со стороны опровергателей?

п314159> Нет, я всего лишь скромно намекал, что при давлениях ниже Р тройной точки вода жидкой быть не могла. С этим по сути никто и не спорит. Ее пролили на пол. Она должна была испарится Вот.
п314159> А они пришли и застали лужу Вот и вся сторри

 

Осталось только доказать что по насовской версии вода вообще была на полу да ещё и оставалась жидкой пока в модуле был вакуум. Вот тут то вы устроите настоящее разоблачение! Так за чем же дело встало? Чего медлите то?

п314159>

Кстати, как подавался керосин к первой ступени Сатурна-1 вы тоже уже поняли? И почему так сделали?

 

п314159> Ну так же, как его подавали ко второй ступени С-5

 

С земли на дополнительную ферму??? Дык не было же дополнительной фермы (подставки)?

аФон -
вы мне ответили вопросом на вопрос - это не вежливо.

Были вибрации, которые и мешали нормальной подаче топлива и импульсу

 

Вибрации мешали? как? чем? что вы глупости тут городите Потрудитесь хотя бы соорудить мало-мальски разумную теорию под ваши мысли. Вибрация, мой друг, удельному импульсу вряд ли чем-то сможет помешать.

п314159> Еще раз - изучите что такое LR-87 LH2
Еще раз посмотрите в каком году был сделан J-2

 

LR-87 LH2 был сделан РАНЬШЕ. Изучите вопрос - потом продолжим.

СТАРЫЙ -

Вау! Так это чего? И S-lV работала на керосине?

 

Почему? Просто есть некая причина недобора заявленной ПН. Она заключается в том, что заправка водородом-кислородом второй ступени С-1Б была видимо меньше заявленной нормы. Возможно фактическое испарение было сильнее, может еще что... B)

Кстати. Вам не подойдёт объяснение что в в 18 тонн входил и вес переходника? И что 18 тонн получаются если лететь без САС?

 

САС, как тут некоторые не в курсе, сбрасывают на начале работы второй ступени. Его влияние на конечную Мпн не больше 0,4т. Вы бы хоть тему изучили, а то ни ухом ни рылом У А-5 тоже был САС?

Осталось только доказать что по насовской версии вода вообще была на полу да ещё и оставалась жидкой пока в модуле был вакуум.

 

А что - не было воды?

п314159> Ну так же, как его подавали ко второй ступени С-5
С земли на дополнительную ферму??? Дык не было же дополнительной фермы (подставки)?

 

какая еще дополнительная??? Там штатная "рука" кажется S-2-средняя. просто ее при пусках С-1Б опустили на пару метров вниз на подставку и расформировали поворотник. Оставив только шланги. Нет?
А то что там сбоку идет... хм... Вам не кажется, что это подача воды на охлаждение пускового стола??? заправка идет немного выше - она просто не видна на рисунке.





7/40

Вообще-то надо добавить массу переходника (1,8 тонн), так что будет 16 тонн и больше. К ЭПАС надо добавить ещё 2 тонны шлюзового отсека (видать, подняли грузоподъёмность к 75-у году... чтоб никто не заподозрил... ). Ну а к "Скайлэбу" тащили на большое наклонение и с полуосью побольше 200 км...

 

Итак господа, заявляю сразу - грузоподъемность С-1Б равна 20т с учетом переходника или 18,2т без него. Теперь ясно!?
Я проводил не менее тщательные подсчеты вокруг данных С-1Б по аналогичной методике С-5. Так вот, если полностью принять методику тех расчетов, которые я производил для "эталонной" С-5/А-12 (вроде 7/40 поставил на них печать "кошерно") то по той же методике у С-1Б вышло именно 20т грязными /18,2т чистыми.


К ЭПАСУ, мой дружок 7/40, ничего добовлять не надо - он и так весил 12т. Вот 2т УЖЕ и добавили.
При полетах на Скайлеб корабль выводился на очень низкую опорную орбиту порядка ~160км. Поэтому изучайте матчасть, мои маленькие друзья.

Ладно, версия простая - тяговооруженность второй ступени С-1Б была хуже заявленной. Раза в полтора. Отчего и заправку топливом делали облегченную. Ну и груз не добирали. Вот такая банальщина.

п314159> Вибрации мешали? как? чем? что вы глупости тут городите

Очень просто, неравномерно поступало топливо

п314159> Почему? Просто есть некая причина недобора заявленной ПН. Она заключается в том, что заправка водородом-кислородом второй ступени С-1Б была видимо меньше заявленной нормы. Возможно фактическое испарение было сильнее, может еще что...

Вот-вот, можете с тем же успехом, также и про вторую ступень С-5 сказать


п314159> Ладно, версия простая - тяговооруженность второй ступени С-1Б была хуже заявленной. Раза в полтора. Отчего и заправку топливом делали облегченную. Ну и груз не добирали. Вот такая банальщина.

Ага, ну тогда сбанальничать можно и на второй ступене С-5

Прохожий, а Вы помните, что камера J-2 охлаждалась водородом и этот водород уже не принимал участие в формировании импульса (можете его вычесть из массы топлива при расчетах).

Кстати, а сопло чем охлаждалось?

А как Вы полагаете, почему американцы не послали астронавтов в облет Луны? Ракета позволяла (даже если ПН 80 тонн), что мешало?

аФон -

Прохожий, а Вы помните, что камера J-2 охлаждалась водородом и этот водород уже не принимал участие в формировании импульса (можете его вычесть из массы топлива при расчетах).

 

с какой стати? кто вам сказал что этот водород уже не принимал участие в формировании импульса ???
Во первых, охлаждение - регенеративное, то бишь водород из контура охлаждения идет сгорать в камеру. Практически 99% его процентов. Как и кислорода.
На привод ТНА идет не более 1% от массы топлива для данного "низкобарного" ЖРД. Но и он сбрасывается в коллектор сопла и улучшает общий КПД. Поэтому там честные 425сек.

п314159> Вибрации мешали? как? чем? что вы глупости тут городите

Очень просто, неравномерно поступало топливо

 

Чего вдруг? механизм каков? вы разъясните.

Механизм простой, вибрации трясут трубопровод, создают перепады давления в нем

п314159> ну что ж, выражу радостные восторги по поводу наших изысканий. Мы разобрали несчастного Ван-дер-Ваальса и выяснили, что его уравнение НЕ ИМЕЕТ НИКАКОГО ОТНОШЕНИЯ К СЛЕДУЮЩЕМУ:
п314159> оно НЕ описывает состояния газа на границе между однофазной и двухфазной системой (ж+г)
п314159> оно НЕ имеет никакого отношения, в т.ч. никак из него не следует существование метастабильных областей на границе переходов Ж-(Ж+Г)-Г
п314159> метастабильные куски диаграммы не имеют НИКАКОГО отношения к механизму конденсации и испарения
п314159> исходя из изотерм-изобар на диаграмме мы никак не сможем выяснить фазу состояния вещества при заданных параметрах
п314159> Зато благодаря В-д-В мы можем вычислять проводимость в металлах, период колебаний пружинного маятника, долю излучения АЧТ в заданном диапазоне длин волн...

Да, г-н прохожий, хреново ваше дело.

Раз уж в юродство пустились - это верный признак, что ничего умного (даже по вашей собственной оценке) вы из себя по данному вопросу более выдавить не в состоянии

Прохожий, а чего же Вы не ответили на мой вопрос?

аФон+> А как Вы полагаете, почему американцы не послали астронавтов в облет Луны? Ракета позволяла (даже если ПН 80 тонн), что мешало?

У Вас просто обязан быть четкий ответ на подобные вопросы.

п314159>

Вообще-то надо добавить массу переходника (1,8 тонн), так что будет 16 тонн и больше. К ЭПАС надо добавить ещё 2 тонны шлюзового отсека (видать, подняли грузоподъёмность к 75-у году... чтоб никто не заподозрил... ). Ну а к "Скайлэбу" тащили на большое наклонение и с полуосью побольше 200 км...

 

п314159> Итак господа, заявляю сразу - грузоподъемность С-1Б равна 20т с учетом переходника или 18,2т без него. Теперь ясно!?
п314159> Я проводил не менее тщательные подсчеты вокруг данных С-1Б по аналогичной методике С-5. Так вот, если полностью принять методику тех расчетов, которые я производил для "эталонной" С-5/А-12 (вроде 7/40 поставил на них печать "кошерно") то по той же методике у С-1Б вышло именно 20т грязными /18,2т чистыми.

Не, не пойдёт. "Кошерно" я поставил на С-5. Если ты что-то считал для другой ракеты - никакого кошера я тебе заочно не утвержу. Печальный опыть С-5 показывает, что тебя нужно проверять и поправлять на каждом шагу. Так что пока не выложишь свои "не менее тщательные подсчеты вокруг данных С-1Б", на слово тебе никто не поверит.

п314159> К ЭПАСУ, мой дружок 7/40, ничего добовлять не надо - он и так весил 12т. Вот 2т УЖЕ и добавили.

Да? Ну ладно. То-то я засомневался: как они уместились ещё и с шлюзовым отсеком... Ну, значит, вместе с переходником будет 16 тонн. Ну и САС ещё массу увеличивает, конечно.

п314159> При полетах на Скайлеб корабль выводился на очень низкую опорную орбиту порядка ~160км. Поэтому изучайте матчасть, мои маленькие друзья.

Давай вместе почитаем БСЭ (http://epizodsspace.testpilot.ru/bibl/ejeg/1974/74.html ):
116-й: "расчетные величины 150 км, 350 км и 50°". Полуось 250 км.
117-й: "Ракета-носитель вывела ТК на начальную орбиту с высотой перигея 155 км, высотой апогея 232 км и наклонением 50°". Полуось 194 км.
118-й: "Перигей начальной орбиты ТК с третьим экипажем 153 км, апогей 324 км" - полуось 238 км.

Все цифры намного больше 160 км. Ну и наклонение опять-таки не 28, а 50...

п314159> Ладно, версия простая - тяговооруженность второй ступени С-1Б была хуже заявленной. Раза в полтора. Отчего и заправку топливом делали облегченную. Ну и груз не добирали. Вот такая банальщина.

Слушай, есть ещё одна версия. А может, они отсечку двигателя раньше делали? Ты ведь, помнится, сильно-сильно предлагал так делать. Может, они тебя услышали?

Или так: "Аполлон" с переходником - 16 тонн. Ракета двухступенчатая, значит, САС разгоняется навскидку до 4000 м/с. Значит, у ракеты она "похищает" свой ~=exp(4000/2800)~свой четверной вес, ну, 4*4,2=17 тонн примерно, 17/570~3 % полной массы. Значит, 1-я ступень недобирает из-за неё ~3 % скорости, ок. 120 м/с. Далее, лишние 50 км орбиты добавляют 50 м/с, высокая широта - ну, пусть навскидку ещё 100 м/с (лень считать точнее). Всего ~120+50+100=270 м/с. Для 2-й ступени это - лишние ~=exp(270/4000)-1=7 % от конечной массы на орбите. Т. к. конечная масса на орбите (корабль + сухая ступень) ок. 16+14=30 тонн, то 7 % от неё как раз и будет ~2 тонны. Что и даёт в сумме 16+2=18 тонн. Все цифры прикидочные, из памяти, может, упустил чего - завтра конференция рано, спать почти не осталось...

Пустынский -

Нет мой дорогой - полезная нагрузка идет без учета переходника. Мягко говоря это часть ступени. Под полезной нагрузкой общепринято понимать вес космического аппарата, выводимого на орбиту.

Так вот, С-1Б стабильно не добирает 4т. Это ведь не мои только цифры - в любом источнике масса ПН дается в пределах 18,2...18,6т. Это правильно. В теории. На практике на 4т меньше.

Давай вместе почитаем БСЭ (1974 ):
116-й: "расчетные величины 150 км, 350 км и 50°". Полуось 250 км.
117-й: "Ракета-носитель вывела ТК на начальную орбиту с высотой перигея 155 км, высотой апогея 232 км и наклонением 50°". Полуось 194 км.
118-й: "Перигей начальной орбиты ТК с третьим экипажем 153 км, апогей 324 км" - полуось 238 км.

Все цифры намного больше 160 км. Ну и наклонение опять-таки не 28, а 50...

 

Пустынский, мы уже с тобой не раз обсуждали, что большая полуось это не тот показатель, который характеризует энергетику пуска. Скажем, большая полуось может быть 400км, при этом потери при выводе на орбиту 400х400 гораздо выше (на сотню-другую м/с) чем при 200х600.

Вывод с перигеем 150км и апогеем 350 не соответствует круговой орбите 250х250. Скорее 190х190. Это реальнее.

Слушай, есть ещё одна версия. А может, они отсечку двигателя раньше делали? Ты ведь, помнится, сильно-сильно предлагал так делать. Может, они тебя услышали?

 

Нет мой милый остатки топлива скажем А-7 в конце работы S-IVB ты не поверишь - меньше 2т (4,173фунт ~1,9т) при том что при полетах на "Луну" остатки были от 3т до 5т. Помнишь, я тебе еще говорил, что остатки завышены, особенно А-8. Так что версия не удалась

Да, мой дорогой, цифры остатков топлива, веса конструкций и пр. брал согласно данных НАСА по А-7. Так можно!?
Кстати, раз уж ты взялся цитировать БСЭ, то заметим массы кораблей:

ТК «Аполлон» № 116 Вес ТК, в который было загружено оборудование для ремонта станции, достигал 14,19 т.
Т К «Аполлон» №1 1 7 Вес ТК составлял ~14,2 т, в т. ч. полезная нагрузка (оборудование для ремонта станции и для проведения различных экспериментов) - 862 кг.
ТК «Аполлон» № 118 масса не указана, но доп. груз так же 800кг.

1975 Jul 15 - Apollo (ASTP) Flight Crew: Brand, Slayton, Stafford, Spacecraft: Apollo CSM. Payload: Apollo CSM 111. Mass: 14,768 kg. Nation: USA. Launch Site: Cape Canaveral . Launch Vehicle: Saturn IB. Duration: 9.06 days. Perigee: 152 km. Apogee: 166 km. Inclination: 51.7 deg. Period: 87.6 min.

Да, пардон, я имел ввиду орбитку 152х166х51,7 при массе ПН=14,7т Вот это и есть ВСЕ. Видимо 14,2 можно подкинуть чуть выше

аФон -

Механизм простой, вибрации трясут трубопровод, создают перепады давления в нем

 

тряска создает перепады? как? вы путаете тряску и центрифугу
нет, думайте дальше.

п314159> тряска создает перепады? как? вы путаете тряску и центрифугу нет, думайте дальше.

Ничего я не путаю. Вибрация давала перегрузки в ±10 g с частотой 5 гц


А где ответ на вопрос:
аФон+> А как Вы полагаете, почему американцы не послали астронавтов в облет Луны? Ракета позволяла (даже если ПН 80 тонн), что мешало?

Видимо Ваш керосин не дает ответа на этот вопрос, иначе бы Вы не молчали.
Мои вибрации дают ответ.
Астронавтов боялись сажать в Аполлоны (даже для облета Луны) из за непредсказуемого характера вибраций Сатурна-5 (Даже кнопку сделали на Аполлонах, для прерывания полета, если вибрации превысят допустимый предел, но не рискнули опробовать).

п314159> Пустынский -
п314159> Нет мой дорогой - полезная нагрузка идет без учета переходника. Мягко говоря это часть ступени. Под полезной нагрузкой общепринято понимать вес космического аппарата, выводимого на орбиту.

Переходник не является частью ступени С-4В. Переходник - это часть ПН, служащая для крепления конкретного КА "Аполлон". Грузоподъёмность "Сатурна-1В" всегда указывается без этого переходника. Потому что он есть часть конкретной ПН, его можно снять вместе с "Аполлоном" поставить что-то другое. Везде и всегда так считалось. Хочешь - Левантовского почитай:

Полезная нагрузка ракеты состоит из трех отсеков космического корабля «Аполлон», переходника и системы аварийного спасения (рис. 105, б). Ее масса при полете корабля «Аполлон-11» составляла 49 762 кг, при полете «Аполлона-15» - 53,5 т. - В.И.Левантовский " Экспедиции по программе "Аполлон""

 

САС, кстати, тоже часть ПН - к сведению тебе, в качестве матчасти.

У Шунейко переходник тоже отнесён к кораблю "Аполлон" в сводке: http://epizodsspace.testpilot.ru/bibl/raketostr3/1-4.html , табл. 4. Никому не пришло в голову упоминать переходник в описании самой ракеты и ступени на стр. http://epizodsspace.testpilot.ru/bibl/raketostr3/1-1.html .

п314159> Так вот, С-1Б стабильно не добирает 4т. Это ведь не мои только цифры - в любом источнике масса ПН дается в пределах 18,2...18,6т. Это правильно. В теории. На практике на 4т меньше.

Ничего подобного. Всё прекрасно сходится, я вчера на пальцах показал.

п314159>

Давай вместе почитаем БСЭ (1974 ):
п314159> 116-й: "расчетные величины 150 км, 350 км и 50°". Полуось 250 км.
п314159> 117-й: "Ракета-носитель вывела ТК на начальную орбиту с высотой перигея 155 км, высотой апогея 232 км и наклонением 50°". Полуось 194 км.
п314159> 118-й: "Перигей начальной орбиты ТК с третьим экипажем 153 км, апогей 324 км" - полуось 238 км.
п314159> Все цифры намного больше 160 км. Ну и наклонение опять-таки не 28, а 50...

 

п314159> Пустынский, мы уже с тобой не раз обсуждали, что большая полуось это не тот показатель, который характеризует энергетику пуска. Скажем, большая полуось может быть 400км, при этом потери при выводе на орбиту 400х400 гораздо выше (на сотню-другую м/с) чем при 200х600.

При чём тут потери? Я не о потерях, а о самой обычной энергии. Пусть её и записывают в возвратные грав. потери. Так или иначе, затраты по выводу на круговую орбиту в 160 км меньше, чем на орбиту 150х350, тут и говорить не о чем. Они примерно равны затратам по выводу на орбиту высотой ок. 250 км, без учёта безвозвратных гравитационных потерь (последних в случае эллипса нет, ну так их никто и не считает). Лишние 50 км подъёма дают на такой орбите ок. 50 м/с.

п314159> Вывод с перигеем 150км и апогеем 350 не соответствует круговой орбите 250х250. Скорее 190х190. Это реальнее.

Нет. Не меньше, чем 250х250, но без невозвратных грав. потерь. Которые мы и не добавляем.

п314159> остатки топлива скажем А-7 в конце работы S-IVB ты не поверишь - меньше 2т (4,173фунт ~1,9т) при том что при полетах на "Луну" остатки были от 3т до 5т. Помнишь, я тебе еще говорил, что остатки завышены, особенно А-8. Так что версия не удалась

Да, я верю. После того, как прикинул потери массы ПН от САС, наклонения и повышенной полуоси - верю. Как раз будет ок. 18 тонн по грубым прикидкам.

п314159> Да, мой дорогой, цифры остатков топлива, веса конструкций и пр. брал согласно данных НАСА по А-7. Так можно!?

Можно. Но только считать надо ПРАВИЛЬНО.

п314159> Да, пардон, я имел ввиду орбитку 152х166х51,7 при массе ПН=14,7т Вот это и есть ВСЕ. Видимо 14,2 можно подкинуть чуть выше


Ну дык. На 60 км меньше полуось - на 60 м/с меньше потеря скорости - лишние полтонны груза. Всё сходится.

Пустынский -

Переходник не является частью ступени С-4В. Переходник - это часть ПН, служащая для крепления конкретного КА "Аполлон". Грузоподъёмность "Сатурна-1В" всегда указывается без этого переходника.

 

Это не более чем твоя интерпретация. Если хочешь, я тебе покажу что тогда ПН=20т с переходником. Тебе так лучше?

САС, кстати, тоже часть ПН - к сведению тебе, в качестве матчасти.

 

Относится к составу корабля а не к весу груза ПН. Не путай себя и людей. Или САС тоже везли на орбиту?

Ничего подобного. Всё прекрасно сходится, я вчера на пальцах показал.

 

ты мне вчера показал комбинацию из трех пальцев. Сейчас будем тебя пороть:

Или так: "Аполлон" с переходником - 16 тонн. Ракета двухступенчатая, значит, САС разгоняется навскидку до 4000 м/с. Значит, у ракеты она "похищает" свой ~=exp(4000/2800)~свой четверной вес, ну, 4*4,2=17 тонн примерно, 17/570~3 % полной массы. Значит, 1-я ступень недобирает из-за неё ~3 % скорости, ок. 120 м/с. Далее, лишние 50 км орбиты добавляют 50 м/с, высокая широта - ну, пусть навскидку ещё 100 м/с (лень считать точнее). Всего ~120+50+100=270 м/с. Для 2-й ступени это - лишние ~=exp(270/4000)-1=7 % от конечной массы на орбите. Т. к. конечная масса на орбите (корабль + сухая ступень) ок. 16+14=30 тонн, то 7 % от неё как раз и будет ~2 тонны. Что и даёт в сумме 16+2=18 тонн.

 

Начнем с САС. Скорость в конце 1-й ступени явно меньше 3км/с. Скажу больше - примерно навскидку 2,5км/с. Уже пошла лажа.
Балланс характеристических скоростей таков:
Общая ХС ракеты ~9250м/с +390м/с (земля Азимут=72) -1850м/с (потери) =~7790м/с. Так?

Масса топлива второй ступени ~103т. Пусть сухая масса как ты говоришь 30т и еще добавим остаток топлива ~2т.
Число Z=1+103/32=~4,2 или V_характ_2=4168*Ln(4.2)=~6000м/с
Это значит что вклад первой ступени в сумму хар. скоростей 9250-6000=3250м/с
Зная УИ1=2900м/с имеем Z1=exp(3250/2900)=~3.06
Начальная масса 590т. Тогда конечная 590/3,06=~193т
"ухудшим" ситуацию на САС=4
dV=2900*(Ln(590/193)-Ln(590/197))=Ln(197/193)*2900=60м/с или в два раза меньше
Разница прибавки земли дествительно для i=50 меньше чем для i=28 на 100м/с
Теперь, никаких "лишние 50 км орбиты добавляют 50 м/с"
При ХС=9250 мы четко выходим на 190х190 или 150х250 - как тебе больше нравится. Опять таки - при тангаже с меньшим средним углом меньше потери на десяток-другой м/с. Высота в конце участка - критически важный фактор.


Так что наши утраты всего 160м/с что в переводе на вес в конце второй ступени что-то типа exp(160/4168)-1=3.9% или всего ~1,25т
Кстати, вклад САС грубо 0,46т.

Так что ничего никуда не сходится. Получается, что вместо корабля в чистом виде 17т все время стабильно "пуляли" 14т+
целых три тонны кто-то украл у народа США. Кроме шуток - 3т это десятки лимонов зелени

п314159> Так что ничего никуда не сходится. Получается, что вместо корабля в чистом виде 17т все время стабильно "пуляли" 14т+
целых три тонны кто-то украл у народа США. Кроме шуток

Прохожий, а Вы возьмите и ЧЕСНО посчитайте какой уд. импульс должен быть у J-2 на S-IVB если ракета выводит всего лишь 14 тонн (решите обратную задачу)
Вот смеху то будет если у J-2 у.и. получится 370-380 сек

Прохожий, а знаете почему у J-2 получался такой низкий у.и.~380 сек?
Они не могли сделать уширение сопла большИм, не влезли бы движки 5 штук на S-II (им же и место для руления надо). Вот и принесли в жертву импульс (а Вы керосин-керосин, фигушки - все дело в соплЕ).