[image]

Прохожелогия

 
1 2 3 4 5 6 7 109
RU Yuri Krasilnikov #29.04.2005 19:51
+
-
edit
 

Yuri Krasilnikov

аксакал

Некто "прохожий" с ирак-вара , который на тамошнем безрыбье считается там крупнейшим специалистом по части ракет и космонавтики, написал цикл аж из семи разоблачительных статей про программу "Аполло": Часть 1 Часть 2 Часть 3 Часть 4 Часть 5 Часть 6 Часть 7 (Там же можно познакомиться и с откликами на его произведения). Потом автор справедливо решил, что чем меньше критики - тем лучше, и создал собрание своих сочинений на сайте "свободной информации" (imho перед словом "информация" он забыл написать приставку "дез-" :) ) Там же есть и еще кое-что забавное, например, "доказательство" того, что "Дельта" - ракета отнюдь не водородная, а керосиновая, и раздел "Ляпсусы", где искреннее удивление автора вызвали, например, планы изучения атмосферы Луны :) Предлагается обсудить сей эпохальный цикл.
(Большая просьба ко всем - по возможности придерживаться темы и не сбиваться на дебаты о том, есть ли жизнь на Марсе и надо ли туда лететь, чтобы на нее посмотреть. А то с темой про статьи Дружинина полное безобразие получилось :( )
   
PL Wyvern-2 #29.04.2005 22:19  @Yuri Krasilnikov#29.04.2005 19:51
+
-
edit
 

Wyvern-2

координатор
★★★★★
☠☠☠
Y.K.> Предлагается обсудить сей эпохальный цикл.
Y.K.>
(Большая просьба ко всем - по возможности придерживаться темы и не сбиваться на дебаты о том, есть ли жизнь на Марсе и надо ли туда лететь, чтобы на нее посмотреть. А то с темой про статьи Дружинина полное безобразие получилось :( )
[»]


Караул, бл@, устал!!!! :angry: :ph34r:

Ник
   

7-40

астрофизик

Учитывая любовь Прохожего исправлять свои опусы пост-фактум, я заархивировал текущие версии его нетленок: http://Almir-1.narod.ru/prohozhij.zip (ок. 3,5 Мб).

Файлы в архиве содержат статьи с ирак-вора и с фри-дезинформа по состоянию на нынешний момент. Сохранены лишь картинки, имеющие непосредственное отношение к опусам.
   

7-40

астрофизик

Ну что ж, начнём порку Прохожего с Опуса № 2. Его первоначальная версия здесь: «Пепелацы» летят на Луну. Часть 2. "Кража" ; переработанная - тут: «ПЕПЕЛАЦЫ» ЛЕТЯТ НА ЛУНУ. №2 .

Итак, по полёту "Аполлона-4" пациент силится показать, что, если бы 4-я ступень "Сатурна-5" работала указанное в источниках время, то "А-4" получил бы слишком большуя скорость. При этом он упражняется в применении формулы Циолковского. Но здесь проявляется его первая проблема - невежество. Не потрудившись найти правильные исходные данные, он манипулирует собственными догадками измышлениями - тогда как верные данные лежат, фактически, на поверхности.

В своей исходной статье «Пепелацы» летят на Луну. Часть 2. "Кража" Прохожий ещё не знает, что "А-4" летел вместе с макетом лунного модуля:

В источнике (3) не указана масса Аполон-4. Однако известно (3), что масса Аполлон-6 была 28,6т, а масса Аполлон-8 была 28,8т. (1) В любом случае масса командного отсека с полным запасом топлива вирируется от 28,3т (3) до 30,5т (1). Пусть он будет равен весу Аполлон-6, т.е. 28,6т.
 


В ходе последовавшего обсуждения Прохожему намекнули, что макет присутствовал, и ему пришлось поменять свои писания («ПЕПЕЛАЦЫ» ЛЕТЯТ НА ЛУНУ. №2 ):

Источник (1) уверяет, что масса полезной нагрузки “payload” была “Apollo CSM 017 / LTA-10R / S-IVB-501. Mass: 36,656 kg” Хотя источник (3) говорит, что запускался только беспилотный орбитальный корабль Аполлон-4, вес которого при отправке к Луне вирируется от 28,3т до 30,5т, зачем-то по версии НАСА туда якобы накидали балласт весом примерно 8т
 


Пытаясь оправдать свою промашку, Прохожий пользуется вторым инструментом - ложью: тот самый источник (3) (брошюра Шунейко - http://epizodsspace.testpilot.ru/bibl/raketostr3/4-1.html ), вовсе не "говорит, что запускался только беспилотный орбитальный корабль" - в брошюре просто не детализируется состав летевшей связки.

Поначалу для нахождения входящих в формулу Циолковского начальной и конечной масс Прохожий пользуется вычислениями через УИ двигателя и время работы:

Проверим через формулу Циолковского, (сухой вес S-IVB+переходник примерно равен 15,1т): V=4214м/с*Ln(1+80,5т/(28,6т+15,1т))=4401м/с. С учетом возможных потерь на управление, ориентацию и пр. (для второго включения S-IVB это 150м/с), остается грубо 4250м/с.
 


Ну а поскольку исходные данные у него ошибочные, то и результат получается не лучше. Примечательно, что результаты он даёт аж до 4-х (0,1 % !) значащих цифр - несмотря на то даже, что исходные данные даже формально содержат лишь 3 значащие цифры, а по сути имеют ошибку в десятки процентов. Безграмотность на уровне неумения округлять - другое свойство пациента, от которого он не вылечится на протяжении всего своего цикла опусов.

Впоследствии Прохожий нашёл правильные значения масс в начале и конце работы 3-й ступени при 2-м её запуске ("Отчёт", http://www.klabs.org/.../apollo_04_technicalOinformation_summary.pdf , стр. 25):

Зная из (7), что масса комплекса перед повторным включением ЖРД на орбите =124,24т; масса в конце работы ЖРД =54,02т; кроме того, удельный импульс ЖРД J-2 при соотношении компонентов второго включения 4,5:1 равен 4227м/с; проверим эти данные через формулу Циолковского: V=4227м/с*Ln(124,24/54,02)=3520м/с.
 


Обратим внимание, что число значащих цифр при переводе фунтов в тонны возрасло до 5 (!), хотя исходные цифры содержат лишь 4 знака. Заметим также, что цифра уже более чем на 700 м/с отличается от первоначально "найденного" Прохожим значения 4250 м/с.

Если мы выполним расчёт исходя из УИ двигателя в 430 с, получим V=430*9,8*ln(274/119)~=3500 м/с.

Знать при этом время работы двигателя (на чём Прохожий изначально основывал свои заключения) вовсе не обязательно, тем паче, что здесь возможны расхождения: согласно Шунейко, тяга может меняться в пределах 25 % (http://epizodsspace.testpilot.ru/bibl/raketostr3/1-1.html ) при изменении соотношения компонентов смеси.

И вот тут начинается самое интересное. Послушаем Прохожего («Пепелацы» летят на Луну. Часть 2. "Кража" ):

Оказывается, если все было так, как описано в отчетах, которые вероятно списали с отчетов НАСА, то Аполлон-4 должен был иметь суммарную скорость V=7790м/с (скорость ИСЗ) + 4250м/с=12040м/с (!). С такой скоростью Аполлон-4 должен был не то что на 17400км подняться, а улететь далеко за Марс в сторону Юпитера. (Справочно – минимальная скорость для отлета к Марсу=11,57км/с). Вероятней всего, дело в другом – разгон был произведен собственным двигателем Аполлона-4, а второго включения S-IVB просто не произошло. Иначе этот нонсенс я объяснить не берусь.
 


Дискуссия на форуме не изменила его выводов («ПЕПЕЛАЦЫ» ЛЕТЯТ НА ЛУНУ. №2 ):

Оказывается, если все было так, как описано в отчетах НАСА, то Аполлон-4 должен был улететь навсегда от Земли по параболической траектории в глубины вселенной! С такой скоростью Аполлон-4 должен был не то что на 17400км подняться, а улететь на выбор к Венере и Марсу, а если без балласта – то к Юпитеру.
 


Самое забавное и характерное в этом то, что на возможную причину ошибок Прохожему указали уже на форуме. И вот как он отразил это в своём опусе:

Все другие версии выглядят одна комичнее другой. Один из «защитников» НАСА объявил мне, что энергия импульса ДУ ушла на изменение плоскости орбиты ИСЗ (!) либо импульс специально прикладывали не тангенциально… Зачем!? Внятного ответа я не услышал.
 


Как это ни комично, но разгадка содержится как раз в брошюре Шунейко, на которую Прохожий регулярно ссылается - нужно лишь внимательно читать! "После двух витков полета по орбите ИСЗ при угле тангажа 40, 08° и рыскания 14, 85° вторично было произведено включение ЖРД J-2 ступени S-IVB на 5 мин 33 сек и корабль вышел на эллиптическую орбиту с высотой над Землей в апогее 17 400 км" - http://epizodsspace.testpilot.ru/bibl/raketostr3/4-1.html .

Иными словами, импульс действительно был приложен под углом к начальному вектору скорости - и, естественно, приращение модуля скорости было намного меньше, чем алгебраическая сумма орбитальной скорости и модуля приращения. Собственно, изменение плоскости орбиты видно и на рисунке в "Отчёте" (стр. 3). (На вопрос "зачем?" ответ может быть очень простым: если задачей ставится отработка полного импульса 3-й ступени и двигателя корабля "Аполлона", и при том требуется войти в атмосферу с заданной скоростью - нет необходимости посылать корабль на высокую орбиту с большим периодом обращения: это лишь удлиннит миссию).

И здесь есть ещё одна тонкость, которая, на поверку, играет большое значение: импульс 3-й ступени при 2-м включении прикладывается под большим углом к горизонту (40 градусов в начальный момент). И если гравитационные потери при работе 3-й ступени составляют в норме ок. 122 м/с (http://epizodsspace.testpilot.ru/bibl/raketostr3/1-3.html ), то в нашем случае к ним должна добавляться величина порядка интеграла по времени от величины g*sin(40), или 0,64*g*t~0,6*8*300~1400 м/с. Как видно, гравитационные потери в этом манёвре очень велики, они имеют величину, сравнимую с самим получаемым приращением скорости. Действительное их значение невозможно оценить, не зная в точности функции управления по тангажу и рысканью в ходе манёвра - эти углы могут постоянно меняться, т. к. во время манёвра связка проходит значительное расстояние, сравнимое с радиусом Земли - порядка 10*300~3000 км.

Собственно, вот и всё: для точных вычислений скоростей и углов у нас недостаточно данных; однако факт, что заявленная орбита с относительно невысоким апогеем без проблем могла быть достигнута, поскольку импульс прикладывался не вдоль вектора мгновенной скорости.

Бедный Прохожий... Так рассеиваются иллюзии... Нет сомнений, в каком направлении могли бы развиваться его дальнейшие усилия: наверняка ему захочется рассказать, как глупо поступили насовцы, заправив ракету целиком, но израсходовав при этом топливо на разные потери скоростей. Ему ж не понять, что при нештатной заливке меняются все характеристики ракеты. Он ведь и опус-то назвал "Кража". :) Кажись, пару десятков тонн водорода бедняжка пожалел. А ведь при переносе старта уже заправленной ракеты сливаемое из неё топливо, кажись, всё целиком списывается к чёрту... B)
   
Это сообщение редактировалось 02.05.2005 в 19:37

7-40

астрофизик

Продолжение разбора Опуса 2 "Кража". Исходная версия: «Пепелацы» летят на Луну. Часть 2. "Кража" . Переработанный вариант: «ПЕПЕЛАЦЫ» ЛЕТЯТ НА ЛУНУ. №2 .

Пострадав над "Аполлоном-6", чей полёт сопровождался рядом больших неприятностей, Прохожий переходит к "Аполлону-8". Переход делается так:

Итак, что мы имеем: два пуска Сатурн-5 с задачей имитации облета Луны и проверкой всех систем на возможность функционировать на большем от Земли расстоянии (до 500 000км). И оба с блеском провалены. Они успешны только в том смысле, что не взорвались на активном участке.
 


К попыткам облететь Луну пациент относит и частично-аварийный А-6, и полностью успешный А-4. Первый - из-за действительных аварий, второй - за то, что он, Прохожий, не знал о способе его вывода на эллиптическую орбиту.

Сначала пациент придирается к расхождениям источников в несколько процентов:

Далее было второе включение ЖРД J-2 ступени S-IVB на 312 секунд, которое и направило Аполлон-8 в свой исторический полет вокруг Луны. Это очень важно, что именно на 312 секунд. Хотя в (1) написано на 309 секунд. А в НАСА(5) пишут проще – на пять минут (т.е. 300 секунд).
 


Разумеется, это "очень важно". Особенно потому, что (1) - источник неофициальный, а (5) - просто популярная книжка. Но 5 минут равно 300 с. Всегда. Даже в популярных книжках. С точностью до секунды.

Смешное начинается дальше. Почву Прохожий готовит заранее:

Особо мне дорога фраза из (5) «The command and service modules separated from the S-IVB and flipped around so the crew could photograph the adapter, where the lunar module would be housed on future voyages». Смысл ее заключается в том, что кроме командного блока никаких посадочных и прочих макетов на борту не было. Они там могли быть когда-то в будущем. Это я на тот случай, если кто-то скажет, что вес Аполлон-8 не 28,8т а больше из-за наличия еще чего-либо. Нет, больше ничего. Как говорится, товарищи понятые осмотрите и убедитесь, что ничего нигде не спрятано.
 


Итак, астронавты сфотографировали адаптер. Нигде не сказано, что адаптер был пуст. Но Прохожему очень нужно, чтоб он был пуст. Поэтому вывод незамедлителен: раз не сказано, что адаптер не был пуст - значит, он был пуст. Всё остальное не имеет значения - ни фотографии самого адаптера с заключённым в нём весовым макетом, ни указания многочисленных источников на наличие этого макета. После редакции своей нетленки пациент счёл нужным добавить ещё одну фразу:

Кстати, официальная версия НАСА: «Payload: Apollo CSM 103 / LTA-B / S-IVB-503N. Mass: 28,833 kg»
 


Ко лжи Прохожего привыкать не приходится: это не "официальная версия НАСА", а цитата из энциклопедии Вейда (Apollo 8 ). Которой, кстати, легко дать обоснование: весовой макет остался в адаптере, являл собой, таким образом, часть 3-й ступени и адаптера, а потому его масса не включена в понятие "полезной нагрузки" - как не включена, скажем, масса самого адаптера. Впрочем, "официальная версия НАСА" совпадает с этой точкой зрения: скажем, NASA - NSSDC - Spacecraft - Details утверждает, что "On-orbit Dry Mass: 28817 kg", однако в раздеде "Description" весовой макет прямо упоминается: A Lunar Module was not used on the Apollo 8 mission but a Lunar Module Test Article which was equivalent in mass (9027 kg) to a Lunar Module was mounted in the spacecraft/launch vehicle adapter as ballast for mass loading purposes .

Далее Прохожий переходит к расчётам. В исходной статье он ещё оперирует прикидками, основанными на секундном расходе топлива. И, хотя, т. к. тяга может варьироваться до 25 %, и посему точность этих прикидок не лучше 2-й цифры, Прохожий бьёт новый рекорд: 6 значащих цифр! Вот:

Воспользовавшись ранее данными формулами, рассчитаем. Второе включение – 312 секунд. Значит масса топлива второго включения S-IVB МТ=312*241,8=75441,6 или грубо 75,4т. Сухая масса конструкций со всеми потрохами =15,1т. Тогда приращение скорости V=4214*Ln(1+ 75,4/(15,1+28,8))=4212 м/с!!! Опять оказалось, что Аполлон-8 должен был лететь почти к Юпитеру. К Марсу точно. Однако он долетел только до Луны. Почему?
 


Однако цирк не в этом. Цирк в том, что во второй редакции своей статьи он основывается уже на точных насовских данных, почерпнутых из предложенного ему SP-4029 :

Давайте рассчитаем вот что. Второе включение – 317,7сек. В источнике “The Saturn V launch vehicle flight evaluation reports” раздел “Launch Vehicle Propellant Usage” масса топлива перед вторым включением S-IVB =72,7т. Сухая масса конструкций со всеми потрохами =15,1т. Тогда приращение скорости, вероятно, должно быть V=4227*Ln(1+ 72,7/(15,1+28,8))=4129 м/с!!!
 


Почему цирк? Потому, что из оного источника пациент тщательно выбрал те цифры, которые ему нужны. Все прочие цифры из того же источника Прохожий старательно игнорирует. И, наверное, чтоб замести следы, ссылку на источник дать "позабыл". Ну а мы не забудем. На стр. Launch Vehicle Propellant Usage находим, что в действительности 5 тонн топлива осталось невыработанным, так что расход составил лишь ок. 68 тонн. А на стр. Ground Ignition Weights находим, что полная масса А-8 перед первым включением 3-й ступени составляла 162 тонны, куда входит и злосчастный макет LTA (9 тонн) - от которого пациент так старательно пытался избавиться. При первом запуске было сожжено 33 тонны топлива, так что масса комплекса перед первым зажиганием была 129 тонн, после выключения 3-й ступени - 129-68=61 тонна. Отсель и приращение скорости будет ~430*9,8*ln(129/61)~=3200 м/с, ну а конечная скорость - порядка ~7800+3200~=11 000 (м/с). Минус гравитационные потери порядка 100 м/с. Самый раз, чтоб лететь на Луну. Не удалось уличить насовцев.

Видимо, испытывая всё-таки некоторое неудобство от того, что, обвинив насовцев в краже, ему самому пришлось украсть у них весовой макет, в следующей редакции своей нетленке Прохожий пытается оправдаться:

Рьяные «защитники» НАСА тут же выкрутились, и предложили следующую версию:
Во-первых, там, на вершине ракеты прикрутили абсолютно бесполезную болванку массой 9 тонн! В одном из источников ее так и назвали – dummy mass. Только почему-то ее не заметили астронавты! Иначе не появилась бы фраза о фотографировании пустого места (см. выше)
Я бы понял, если бы там установили платформу с приборами, провели эксперименты на пути к Луне. Да и чугунная болванка не нужна: нужен балласт – оставьте лишнее топливо, просто сделайте раньше отсечку ДУ.
Представьте себе: до этого момента в США было несколько успешных пусков к Луне. Вам хватит пальцев одной руки их пересчитать. Все аппараты весели сотни килограмм, остальное – топливо, двигатели. Стоимость килограмма полезного груза на окололунной траектории приближалась к 50 000$. И вот, какие-то оболтусы не нашли ничего лучше, чем отправить кусок металла симметричной формы массой 9т. Короче погуляли на сотню миллионов долларов (а весь полет стоил 450млн. долл.) За такое разгильдяйство положено снимать с работы и отправлять на казенные харчи.
Ну и во вторых: остаток топлива 4,9т слили в космос, почти как делали водители советских грузовиков в эпоху социализма.
 


Насчёт "версии рьяных защитников" Прохожий погорячился: оный весовой макет упоминается на сайтах НАСА регулярно (apollo-8 lta site:nasa.gov - Google Search ), и его фотографию as8-16-2583 Прохожий сам приводит в своей нетленке (зачем-то обозвав фотографию "рисунком"). Так что оправдание этой своей краже он ищет напрасно.

Остальное - в кунсткамеру. Если пациент разыгрывает из себя идиота, то делает это очень убедительно. Заменить массу в адаптере топливом? Существенно изменится центровка и прочие параметры связки на последнем участке траектории. Срочно разрабатывать приборы на 9 тонн, чтоб не возить балласт напрасно? А где взять дополнительное время и деньги? И если пациент действительно думает, что цена миссии хоть на сколько-нибудь снизилась (да аж на сотню миллионов), если эту болванку к Луне не везти - он просто перфектный идиот. Может, потому он и удивляется, что остатки топлива слили. Наверное, он попытался бы его привезти обратно на землю: набрать в пакетик и... Словом, не врубается чувак конкретно, зачем и почему используются весовые макеты. Не знает, что таковые в космос доставляют при испытаниях вполне регулярно. Ну а если Прохожему рассказать, что советский КА "Союз" долгое время летал в космос с десятипудовым слитком (свинцовым, что ли?), установленным когда-то наспех для центровки, а потом так и оставшимся там на годы - так повесился бы он на осине. Не надо ему это рассказывать... Или всё-таки рассказать? ;)
   
Это сообщение редактировалось 02.05.2005 в 22:54
RU Yuri Krasilnikov #03.05.2005 12:06
+
-
edit
 

Yuri Krasilnikov

аксакал

Несколько мелких замечаний к сказанному.

Не могу не согласиться, что ложь - один из основных творческих методов прохожего.

Представьте себе: до этого момента в США было несколько успешных пусков к Луне. Вам хватит пальцев одной руки их пересчитать.
 


Если считать только успешные пуски американцев к Луне и на Луну, то не хватит пальцев даже на двух руках. Это три Рейнджера, пять Сервейеров и пять Лунар Орбитеров. Итого 13 успешных полетов. (А если прибавить еще неуспешные пуски - два Сервейера и шесть Рейнджеров - то не хватит пальцев на руках и на ногах.)

Все аппараты весели сотни килограмм, остальное – топливо, двигатели. Стоимость килограмма полезного груза на окололунной траектории приближалась к 50 000$. И вот, какие-то оболтусы не нашли ничего лучше, чем отправить кусок металла симметричной формы массой 9т.
 


В обсуждении этого момента на 403 Forbidden прохожий пытался жонглировать цифрами:

Тут дали хорошую цитату - знатоки английского - получайте удовольствие: "NASA were not happy to fly the Saturn V with only the load of the CSM on top."
Итак, оказывается, что из-за того, что масса полезного груза 28,8т а не скажем 44,6т, НАСА чувствует себя not happy! А ведь 15,6т разницы - это 0,5% массы РН Сатурн!
И дальше: "Further ballast was required to bring the payload's mass towards a figure that the launch vehicle's control system could handle..." Итак, выходит, что из-за этих 0,5% система управления С-5 может прийти в такое растройство, что боже ж мой!
 


Действительно, если взять отношение 15 тонн к стартовой массе Сатурна-5, то получается мало. Но система управления работает не только при старте, а и при разгоне к Луне - до самого конца активного участка. А под конец выведения на траекторию к Луне масса системы - корабль (28 тонн), переходник (1.5 тонны), SIVB (сухая масса 15 тонн), итого тонн 45. Ну, пусто еще остаток топлива тонн 15 (возьмем с запасом). Набежало 60 тонн. Так что 15 тонн от 60 - это не 0.5%, а 25%. Прохожий ошибся в 50 раз ;)

И еще замечание по поводу ориентации SIVB в полете А-4. Рысканье 15 градусов - тоже ощутимая цифра. Маневр при ненулевом угле рысканья - это изменение плоскости орбиты. А это, как известно, очень энергоемкая операция. Для поворота плоскости орбиты на 90 градусов нужно, как нетрудно сообразить, изменить скорость спутника на низкой орбите аж на 11 км/с (чтобы повернуть вектор скорости на прямой угол) - задача для одноступенчатой химической ракеты попросту невозможная. При изменении плоскости орбиты на значительный угол оказывается куда выгоднее осуществить трехимпульсный "переход через бесконечность" - поднять апогей, в апогее развернуться и в перигее вновь опустить апогей.




   
Это сообщение редактировалось 06.05.2005 в 08:26

7-40

астрофизик

Ну что ж, перейдём теперь к Опусу № 3, "Лохотрон". Оригинал тут: «Пепелацы» летят на Луну. Часть 3. «Лохотрон» , версия дополненная и переработанная тут: «ПЕПЕЛАЦЫ» ЛЕТЯТ НА ЛУНУ. №3/1 . Краткое содержание: пациент анализирует старт "Аполлона-12" к Луне и обнаруживает, что противоречий с версией НАСА нет. После этого он применяет ту же методику расчёта к запуску "Скайлэба" и находит, что противоречия есть. Посмотрим, как Прохожий это делает.

Итак, анализ "Аполлона-12". Отличный пример того, как можно получить правильный результат неправильными методами - если ошибки взаимно компенсируются.

Цирк начинается тогда, когда пациент заговорил о потерях скорости при выводе. В своей первоначальной версии он не слишком подробно останавливается на этом:

Смысл метода заключается в том, что интеграл потерь скорости на всем отрезке от 0 до Т есть некое конкретное число, грубо говоря, постоянное для данного типа ракеты.
 


Пациента нисколько не тревожит то, что потери зависят не только от ракеты, но и от траектории вывода (а траектория "Аполлона-12" и "Скайлэба" существенно различны - последний выводился на высокую орбиту одноимпульсным манёвром). Но поскольку в ходе дискуссии Прохожего выпороли в отношении его подхода к потерям, переработанная версия уже детальнее рассматривает их:

Смысл метода заключается в том, что интеграл потерь скорости на всем отрезке от 0 до Т есть некое конкретное число, грубо говоря, постоянное для данного типа ракеты.
Для любителей математики уточню - суммарный интеграл потерь включает в себя четыре члена:
1)потери гравитационные, в т.ч. работа по выведению на высоту Н (учет средней «кривизны» траектории);
2)потери удельного импульса ЖРД на низких высотах от недорасширения в сопле;
3)потери на сопротивление воздуха;
4)потери на управление и ориентацию (неколлинеарность векторов скорости и тяги)
 


На деталях расчёта Прохожего по "Аполлону-12" останавливаться пока не будем, перейдём сразу ближе к его концу:

После этих операций оставшаяся масса комплекса 136,3 тонны является искусственным спутником Земли. Это удобно тем, что нам заранее известен конечный результат: Vк = 7790 м/с. Известно, что широта точки старта 28,5градус, а наклонение опорной орбиты примерно 31 градус. Значит, (грубо) прибавка за счет вращения Земли = 465*cos(28,5) *cos(31) = 352 м/с. Отсюда можем грубо прикинуть величину действительных потерь скорости на участке выведения ИСЗ: 3753,2+4656,6+811,6-Х+352=7790. Отсюда Х=1783,4 м/с.
 


Итак, что видим? Ведёт ли Прохожий последовательный расчёт и сравнивает ли его затем с потребным результатом? Нет. Он вычитает из известного результата V=7790 м/с для околоземной орбиты сумму своих расчётных цифр, а разность объявляет "грубой прикидкой величины действительных потерь". О как! Сиречь, всю невязку запихали в "потери", а результат объявили "расчётом". Разумеется, сама полученная величина "потерь" не обсуждается - априори принимается, что она соответствует действительности.

Но так ли это? Вообще говоря, сумму потерь можно найти в брошюре Шунейко (http://epizodsspace.testpilot.ru/bibl/raketostr3/1-3.html , табл. 1), причём в ней, в отличие от расчёта Прохожего, не приняты во внимание потери УИ при работе первой ступени. Если принять их за 100 м/с (To the IPAC HomePage берёт ок. 200 м/с, но это, видимо, завышенное значение) и прибавить к ним цифры Шунейко для 1-й, 2-й и частично 3-й ступени, получится итог порядка 1900 м/с - на сотню м/с больше, чем назвал Прохожий.

Ещё момент - поправку к скорости от вращения Земли Прохожий зачем-то считает, множа скорость вращения поверхности на широту космодрома (это правильно) и на наклонение опорной орбиты :lol: . Хотя в нашем случае оно почти совпадает с широтой космодрома - азимут ок. 72 градусов (Ascent Data ), и поправка будет ~410*sin(72)~=390 м/с. Ещё почти полсотни м/с куда-то "потерялось". В сумме потеряно ок. 150 м/с.

Выше был приведен полный расклад, и все цифры, как говорится, сошлись до копейки.
 


Ещё бы не сошлись! :):):):)

Далее пациент тужится доказать, что "Скайлэб" слишком лёгок, что при заявленных характеристиках "Сатурн-5" был бы способен вывести на орбиту "Скайлэба" намного больше:

Далее я решил задаться посторонней задачей: сколько груза может вывести двухступенчатый вариант РН Сатурн-5 на низкую опорную орбиту ИСЗ? Считаем. Прибавка вращения земли на широте Флориды и наклонение орбиты 50 градусов равно 264,1 м/сек. Запасы топлива первой и второй ступени взял согласно эталону – соответственно 2080 тонн и 438 тонн. Учел, что конструкция второй ступени полегчала на 3,65 тонн из-за отсутствия переходника 3-й ступени, зато вес конструкции 1-й ступени я увеличил на 11,7тонн (обтекатель) минус 4 тонны САС. В итоге, чтобы не мучить публику повторением всех расчетов заново, у меня получился результат – масса полезной нагрузки равна 119 тонн.
 


Это цитата из оригинала. Поскольку на слово Прохожему верить на форуме IraqWar не захотели, в переработке статьи он счёл нужным привести "доказательство":

В итоге оглашаю результат – масса полезной нагрузки на LEO равна 119 тонн (в т.ч. вес адаптера полезной нагрузки).
Проверочный расчет:
Масса в момент отрыва от стола М0=2080,0+181,9+438+43,75+119=2862,65т; Z1=2862,65/(2862,65-2080)=3,658;
Масса после разделения ступеней S-1C и S-IIВ равна: М2=438+43,75+119=600,75т; Z2=600,75/(600,75-438)=3,691;
Vк=2982*Ln(3,658)+4168*Ln(3,691)-1783,4+264,1=7791м/с – что и требовалось доказать!
Для любителей статистики - предпусковой расход топлива ДУ первой ступени 38,7т; начальная масса комплекса = 2901,35т.
 


Вот оно как! Что видим? Пациент по-прежнему считает потери равными 1783,4 (5 знаков!), хотя на самом деле они, если сложить цифры у Шунейко (http://epizodsspace.testpilot.ru/bibl/raketostr3/1-3.html ), составляют более 1900 м/с для первых двух ступеней при работе в трёхступенчатом режиме, т. е. когда 2-я ступень лишь выводит связку на баллистическую траекторию. В старте же "Скайлэба" режим работы 2-й ступени был совсем иной - она выводила его на высокую (~430 км) неоптимальным одноимпульсным манёвром. Потери 2-й ступени при этом должны были быть значительно больше - навскидку, дополнительных более 300 м/с (200 м/с нужно только для подъёма станции на более высокую орбиту, а если учесть неоптимальность траектории...). И опять же проблемы с вычислением прибавки от вращения: Прохожий вновь множит 410 не на угол азимута пуска к востоку, а на наклонение орбиты. В результате он получает прибавку 264 м/с. Но азимут запуска был в данном случае ок. 41 градуса, поэтому прибавка будет ~410*sin(41). Впрочем, прибавка случайно практически совпадает с рассчитанной им. Однако, похоже, тут нужно прибавить украденные у "Аполлона-12" ранее 40 м/с, они ж в "потери" ушли. :)

В итоге получаем, что пациент "украл" порядка ~150+300~450 м/с. Ни много, ни мало. Эти 450 м/с должны уйти в потери 2-й ступени от неоптимального вывода, в работу по подъёму станции, в корректный учёт прибавки от вращения и потерь от УИ. А наш горе-опровергатель решил эти 450 м/с потратить на подъём дополнительного груза. :)

...Можно оценить грубо, насколько же завышенные цифры ПН получил Прохожий. УИ 2-й ступени ок. 420 с,. поэтому отношение масс, соответствующее скорости 350 м/с, будет ~exp(-450/(425*9,8))~=0,9. Следовательно, вместо своих 119 тонн выводимую массу можно оценить в ~119*0,92~=107 тонн...

Тут, разумеется, уместен вопрос: всё-таки 107 тонн - не 74, и если даже Прохожий оказался мошенником, то масса всё равно ведь больше массы "Скайлэба"?

Ответ прост: Прохожий оказался не просто мошенником, но ещё и вором. :) На самом деле, помимо "Скайлэба", на орбиту были выведены: головной обтекатель массой 11 тонн (он служил опорной фермой для астрономического модуля и был отделён после выхода на орбиту); неотделившийся из-за повреждения переходник между 1-й и 2-й ступенью массой 5 тонн; переходник между 2-й ступенью и станцией - ок. 3,5 тонн; в баках 2-й ступени перед её отделением оставалось ещё ок. 12 тонн невыработанного топлива; а в состав "Скайлэба" входил ещё инструментальный массой более 2 тонн. Всё вместе это даёт цифру порядка более 105 тонн, с точностью до процентов совпадающую с тем, что показывает грубая прикидка "на коленке". (Впрочем, как анализ показывает, это скорее удачное совпадение: суммарные погрешности расчёта Прохожего очень велики, достигая 0,5 км/с... :blink: )

Столь подробные сведения о конкретной ракете, выводившей "Сатурн-5", и об истории её масс (плюс подробное описание всех этапов выведения и их обсуждение) можно найти в документе http://klabs.org/history/history_docs/jsc_t/skylab_I_saturn_v.pdf (более 30 Мб). При желании не составит проблемы провести более точный расчёт, опираясь на цифры этого документа.

Разумеется, при написании первой версии своего опуса Прохожий ничего о нём не знал - он вообще не заботится о поиске достоверной информации, предпочитая опираться на свои домыслы и интуицию. Хотя, похоже, он чувствовал, что его ждёт разочарование:

Я понимаю, что мои критики тут же разыщут мемуары о том, что сверху в ракету накидали кирпичей, либо поставили болванку из чугуна для балласта, в крайнем случае, сливали, доливали, выливали, переливали и все из одного штуцера, не выезжая из гаража.
 


Разочарование пришло: при обсуждении Прохожему сей документ был указан. Сделал ли пациент выводы? Как мы знаем, нет. Вторая версия его опуса содержит всё тот же мифический "Скайлэб" - без обтекателя, без резерва топлива, без переходников и инструментального отсека, с выдуманными массами и скоростями. Пациенту, по его обыкновению, осталось лишь отбрехиваться:

Скажу больше – после первого выхода в свет этой статьи были обнаружены «отчеты» НАСА о запуске «Скайлеб» на орбиту ИСЗ. Это PDF-файл с ксерокопией отчета. В конце там есть ксерокопии подписей членов комиссии. С учетом того, что копия скверная, почти факсовая, многие цифры размыты, все это выглядит очень смешно. Особенно факсимиле подписей.
 


Вот оно что. Циферки нечётко пропечатаны. Все смеются. :)

Внешне там все строго и научно. Но есть маленький прокол – сказано, что на орбиту была доставлена масса 147т. Причем – головной обтекатель тащили прямо на конечную орбиту (для веса). Еще там сказано, что не отделился переходник первой ступени весом 5 тонн. И его тоже взяли с собой на орбиту. Я молчу о том, что конец этого переходника-юбки расположен дальше среза сопел ЖРД второй ступени. А значит, работающие двигатели будут раскалять газами стенки переходника до высоких температур. Проще говоря, в жизни это должно было закончится аналогично полету «Челленджера»
 


Разумеется, от Прохожего мы не услышим никаких "строгих и научных" доказательств того, что 5-тонный переходник успел бы "раскалиться до высоких температур" за несколько минут работы 2-й ступени, струя газов от которой, возможно, вообще не касалась нижнего края переходника. Во всяком случае, "Скайлэб" оказался на орбите, и остаётся выбрать одно из двух: либо переходник не создавал никаких проблем, либо злобные насовцы выдумали его специально назло Прохожему.

Ну а зачем выводился обтекатель - мы знаем. Он служил опорной фермой для астрономического модуля, принимая на себя его от вес при стартовых перегрузках.

Смешно другое – книга рекордов Гиннеса этот рекорд весом 147т. не признает, и считает самым тяжелым грузом на орбите ИСЗ в истории человечества комплекс ступень №3 - Аполлон-15 весом 140т. Зная тягу американцев фиксировать все свои подвиги и рекорды, ситуация вполне комичная. Так что что-то не срослось в цифрах у поклонников НАСА.
 


Ну, во-первых не все из 147 тонн были полезной нагрузкой при выводе "Скайлэба" - 2-я ступень отделялась после вывода; тогда как при выводе "Аполлона" вся доставленная масса использовалась в дальнейшем полёте. А во-вторых, конечно, мы должны верить Прохожему: представители книги Гиннеса намного лучше самих насовцев осведомлены о том, что и в каком количестве было доставлено насовцами на орбиту. Надо думать, эти представители независимо от НАСА отправились на орбиту и взвесили там каждую из доставленных "Сатурном-5" связок. :):):)

Дальше - откровенный цирк:

У нас известно Мт1=2080,0т; Мк1=181,9т; Мт2=438,0т; Мк2=43,75т. I1=2982м/с; I2=4168м/с. Вопрос – если уменьшить полезную нагрузку до 74,7 тонны (вес "Скайлеб"), то насколько нужно уменьшить отдельный импульс второй ступени I2, чтобы конечный результат остался тем же – 7790 м/с. Интеграл потерь характеристической скорости прежний – 1783,4м/с. Прибавка на вращение Земли 264,1м/с.
Проще говоря – мы хотим запустить спутник весом 74,7т.+3,65т=78,35т. Вторая цифра - вес "тары" или переходника полезной нагрузки. Рассчитайте нам параметры ракеты-носителя. Для поклонников математики немного поумничаю:
М0=2862,65-119+78,35=2822,0; Z1=2822,0/(2822,0-2080,0)=3,803;
М2=600,75-119+78,35=560,1т; Z2=560,1/(560,1-438,0)=4,587;
Имеем уравнение:
2982*Ln(3,803)+I2*Ln(4,587)=7790+1783,4-264,1=9309.3;
или 2982*1,336+ I2*1,523=9309,3; отсюда I2=(9309,3-3983,95)/1,523=3496,6м/с или 356,8сек.
А теперь медленно выдохните воздух и оцените смысл результата – вторая ступень РН Сатурн-5 получается была кислородно-керосиновая!? Ну явно не водородная!
 


Итак, идефикс Прохожего: доказать, что "Сатурн-5" (а заодно и "Дельта-4" :) ) работают на керосине. Для этого берётся мифические массы и скорости, получается УИ в 356,8 с (4 знака, точно!). Конечно, даже в таких предположениях УИ получается очень велик, на грани теоретического предела для керосина. Керосиновые двигатели с такими УИ (но гораздо меньшей тяги, нежели сатурновские J-2) появились лишь спустя несколько лет после "Сатурнов". Но это не смущает бравого опровергателя... Впрочем, обсуждать детали того, как керосиновый "Сатурн-5" замаскировали под водородный, можно бесконечно. Прохожий рулит, однозначно. :)

Еще раз смысл наших выводов: залив керосин вместо водорода в несколько большем количестве, и имея на второй ступени ЖРД с удельным импульсом всего 351,5сек, мы смогли "запустить" на орбиту ИСЗ высотой ~400км груз весом 74,7т+3,65т или "Скайлеб" с подставкой. Это значит, что для запуска станции "Скайлеб" совсем не обязательно было иметь "водородные" технологии. Керосина, как видите, вполне достаточно... Да и не факт, что "Скайлеб" действительно весил 74,7т. Отбросьте тонн двадцать - и будет как раз.
Если вы скажете, что пускать в полет полупустой бак это грех – заполните сверху над керосином пространство твердой пеной. И все! Нельзя? Кто сказал? Дешево и сердито!
 


Правильно! Если цифры не клеются - мы их уменьшим по своему произволу. Массу "Скайлэба", скажем, тонн на 20. Ну или на 70, если совсем уж невмоготу будет. А пустое место заполним пенопластом - не грех, да... :)
   
Это сообщение редактировалось 10.05.2005 в 23:29

7-40

астрофизик

Вообще мы можем воспользоваться данными Table of Contents , чтобы более точно посчитать расклад по "Аполлону-12".

1-я ступень. Начальная масса 6488 тыс. фунтов, сожжено 4656 тыс. фунтов. Уберём половину массы САС, 5 тыс. фунтов. Вакуумный УИ - ок. 304 с, ХС в вакууме 9,81*304*ln(6488/(6488-4651))~=3780 м/с. По Шунейко (http://epizodsspace.testpilot.ru/bibl/raketostr3/1-3.html ) - на 120 м/с меньше, разница наблюдается за счёт потерь УИ на начальном этапе, которые Шунейко записывает в ХС. У Прохожего цифра 3753 м/с.

2-я ступень. Начальная масса 1439 тыс. фунтов, сожжено 975 тыс. фунтов. УИ ок. 425 с, ХС 9,81*425*ln(1439/(1439-975))~=4720 м/с. Шунейко даёт 4725 м/с, Прохожий получает 4657 м/с, на ~70 м/с меньше.

3-я ступень. Начальная масса 366,5 тыс. фунтов, сожжено в первом пуске 66,0 тыс. фунтов, УИ ок. 425 с. ХС 9,81*425*ln(366,5/(366,5-66))~=830 м/с. Прохожий получает 812 м/с, на ~20 м меньше.

Прибавка за счёт вращения Земли: 410*sin(72)~=390 м/с. Прохожий получает 352 м/с, почти на 40 м/с меньше.

В сумме мы получаем 3780+4720+830+390=9720 м/с. Прохожий получает 9573 м/с - почти на 150 м/с меньше реального!

Полная сумма всех потерь на деле оказывается равной 9720-7790=1930 м/с (возможна ошибка в 3-й цифре). У Шунейко сумма потерь по первым двум ступеням выходит ок. 1780 м/с, ещё ок. 120 м/с приходится на потери УИ 1-й ступени (вычисленная нами ХС 1-й ступени на 120 м/с выше даваемой Шунейко), и порядка 30 м/с - на потери 3-й ступени в 1-м запуске.
   
Это сообщение редактировалось 10.05.2005 в 13:25

7-40

астрофизик

А вот раскладка по "Скайлэбу" на основе вышеназванного пэдээфэшника.

1-я ступень. Начальная масса 2853 тыс. кг, конечная масса 742,6 тонны. Вакуумный УИ - ок. 304 с, ХС в вакууме 9,81*304*ln(2853/742,5)~=4010 м/с. Прохожий получает ~3870 - и сразу ошибается на 140 м/с. Причина? Стартовая масса переоценена им на 10 тонн, сожжённое топливо недооценено более чем на 30 тонн. Результат - 5-процентная недооценка ХС.

2-я ступень. Начальная масса 591,0 тонна, конечная масса 147,4 тонн. УИ ок. 425 с. ХС 9,81*425*ln(591/147,4)~=5790 м/с. Прохожий получает ~5440 м/с, на ~350 м/с меньше. Причина? Начальная масса недооценена на 10 тонн, конечная переоценена на 15 тонн. Итог - 10-процентная недооценка ХС.

Прибавка от вращения Земли: 410*sin(41)~=270 м/с, у Прохожего ок. 260 м/с.

Сумма ХС ступеней выходит 4010+5790+270~=10070 м/с. У Прохожего сумма ок. 9570 м/с - аж на 0,5 км/с меньше реального. Такие вот накапливаются ошибки, если пользоваться приблизительными данными. Впрочем, не надо расстраиваться: часть цифр у Прохожего указаны до 6 знаков! :lol:

Ну и далее... Прохожий вычитает из своих неправильных 9570 м/с насчитанные ими ранее неправильные 1780 м/с потерь, получает неправильные 7790 м/с (это для орбиты в 185 км, тогда как "Скайлэб" был на 430 км) и считает, что всё хорошо получилось.

Ну а мы вспомним, что, по Шунейко, реальные потери 2-х ступеней при работе в 3-ступенчатом варианте равны ~1780 м/с. Плюс потери на УИ ок. 120 м/с, всего 2000 м/с. Скорость на орбите 430 км будет ок. 7650 км, значит, полные потери были ок. 10070-7650~=2420 м/с. Следовательно, дополнительные гравитационные потери из-за неоптимальности траектории составили более 400 м/с Из них ок. 200 м/с - только дополнительная работа на подъём орбиты, избыток на неоптимальность, следовательно, ок. 200 м/с. Что выглядит вполне разумным, учитывая, что полные потери 2-й ступени в 3-ступенчатом режиме превышают 500 м/с, а в данном случае её работа заметно неоптимальна (одна лишь ХС на 20 % больше штатной).

Из чего состоят 147,4 тонны, выведенные на орбиту? 2-я ступень, с остатками топлива, 50,4 тонны (почти на 7 тонн больше, чем взял Прохожий), переходник 1-й и 2-й ступеней 5,0 тонны, переходник 2-й ступени 3,5 тонн. На сам "Скайлэб" приходится 88,5 тонн, из которых 11 тонн - обтекатель, и ещё ок. 3 тонн - инструментальный отсек и прочая мелочь.

Так гибнут разоблачения... :rolleyes:
   
Это сообщение редактировалось 10.05.2005 в 13:41

Fakas

опытный

2)потери удельного импульса ЖРД на низких высотах от недорасширения в сопле;

Я что-то никак не проникунсь этой фразой... Ну или низкие высоты или недорасширение... Он вааще какой ЖРД имел в виду ?
   
UA Прохожий #11.05.2005 00:37
+
-
edit
 

Прохожий

втянувшийся
=

1-я ступень. Начальная масса 6488 тыс. фунтов, сожжено 4656 тыс. фунтов. Уберём половину массы САС, 5 тыс. фунтов. Вакуумный УИ - ок. 304 с, ХС в вакууме 9,81*304*ln(6488/(6488-4651))~=3780 м/с. По Шунейко (Ракетостроение т3 1-3 ) - на 120 м/с меньше, разница наблюдается за счёт потерь УИ на начальном этапе, которые Шунейко записывает в ХС. У Прохожего цифра 3753 м/с.

=
 


Проблемы у Пустынского (7-40) начались еще на уровне арифметики. Если читать верно, то можно увидеть следующее:

Весовая сводка Saturn V Apollо-12 (кг)

Этапы полета Изменение веса Вес аппарата
В момент зажигания ЖРД 2 944 017
Расход топлива для выхода на полную тягу 38 735
В момент начала движения 2 905 282
S-IC, обледенение 297
S-IC, продувка азотом 16,8
S-II, обледенение 204
S-II, продувка теплоизолирующнм газом 54,6
S-IVB, обледенение 91
Центральный ЖРД, расход топлива на спад тяги 784,06
Центральный ЖРД, потери топлива 185,6
S-IC, использованное топливо 2 075 779
Периферийные ЖРД, расход топлира на спад тяги 3135,78
S-IC, сбрасываемой ступени 165013,11
S-IC/S-II, малый переходник 614,26
S-II, расход на осадку топлива 34,1
В момент сброса ступени S-IC 659075


Таким образом, начальный вес не 6488тыс.фунтов, а 2905т.
Предстартовый расход топлива нам мало помогает:)

Да, Влад, детка, всегда внимательно читай - если начальное время взято -6,5сек, нужно все-таки уточнить массу при Т=0

Так что у Прохожего Начальная масса 2905т
Конечная масса =659075+165013+мелочь гамузом =~824,7т

Итого 304*9,8*Ln(2905/824.7)=3751м/с

И только попробуй пикнуть что-то против:)))

   
UA Прохожий #11.05.2005 00:56
+
-
edit
 

Прохожий

втянувшийся
2-я ступень. Начальная масса 1439 тыс. фунтов, сожжено 975 тыс. фунтов. УИ ок. 425 с, ХС 9,81*425*ln(1439/(1439-975))~=4720 м/с. Шунейко даёт 4725 м/с, Прохожий получает 4657 м/с, на ~70 м/с меньше.
 


Порка Пустынского продолжается:)
На самом деле все было так:

Этапы полета Изменение веса Вес аппарата

В момент сброса ступени S-IC 659075
S-II, расход топлива для выхода на полную тягу 602
S-II, стартовый бак 11,37
S-II, расход на осадку топлива 586
S-II, основное топливо и потери на вентиляцию 437 462
Сброс системы аварийного спасения 4 040
S-II, нижний переходник 3 972
S-II, расход топлива на спад тяги 220
S-II, вес сбрасываемой ступени 42875,76
S-II/S-IVB, переходник 3 650
S-IVB, сброс нижней рамы 21,82
S-IVB, детонационный пакет 1,365
S-IVB, расход на осадку топлива 2,73
В момент разделения S-II/S-IVB 165 633


Итого начальная масса 659т
Потом мы расходуем 437,4т топлива, к нему же приплюсуем 586кг расход на осадку, 602кг расход на выход полной тяги, даже 4040кг САС - все ж таки массу мы отбрасываем:)
Итого мы расходуем массу 437,4+0,6+0,6+4=442,6т

Считаем 425*9,8*Ln(659/(659-442.6))=4638м/с

ну и где обещанные 4725м/с ??? где их взять? откуда? из какой тумбочки???

Так что все было совсем не так:)))
   
UA Прохожий #11.05.2005 01:36
+
-
edit
 

Прохожий

втянувшийся
А вот раскладка по "Скайлэбу" на основе вышеназванного пэдээфэшника.

1-я ступень. Начальная масса 2853 тыс. кг, конечная масса 742,6 тонны. Вакуумный УИ - ок. 304 с, ХС в вакууме 9,81*304*ln(2853/742,5)~=4010 м/с. Прохожий получает ~3870 - и сразу ошибается на 140 м/с. Причина? Стартовая масса переоценена им на 10 тонн, сожжённое топливо недооценено более чем на 30 тонн. Результат - 5-процентная недооценка ХС.

2-я ступень. Начальная масса 591,0 тонна, конечная масса 147,4 тонн. УИ ок. 425 с. ХС 9,81*425*ln(591/147,4)~=5790 м/с. Прохожий получает ~5440 м/с, на ~350 м/с меньше. Причина? Начальная масса недооценена на 10 тонн, конечная переоценена на 15 тонн. Итог - 10-процентная недооценка ХС.

Прибавка от вращения Земли: 410*sin(41)~=270 м/с, у Прохожего ок. 260 м/с.

Сумма ХС ступеней выходит 4010+5790+270~=10070 м/с. У Прохожего сумма ок. 9570 м/с - аж на 0,5 км/с меньше реального.
 


Ало гараж!?
Ты не заметил, что мои расчеты не относятся к выводу Скайлеба???
Ты не заметил, что у меня груз на 10т стабильно по всем ступеняим больше???
Знаешь почему? ну потому что я задался задачей вывести на низкую орбиту 190км более тяжелый груз (на 10т)
Я поставил задачу может ли Сатурн-5 якобу вывести на 190км и накл=50град. груз 119т или общую массу 162тонны!
Может (якобы)
ты совершенно точно заметил, что на высоту 450км может чуть меньше 107т или 147т массы.

А зачем нам 107т? у нас станция весит 74,7т.
Поэтому ответ таков - если вам вдруг надо вывести объект весом ~75т на круговую орбиту 450км, то у Сатурн-5 налицо избыточная грузоподъемность в 1,4 раза:)))
   
UA Прохожий #11.05.2005 01:40
+
-
edit
 

Прохожий

втянувшийся
сожжённое топливо недооценено более чем на 30 тонн
 


они сгорели на стартовом столе, пока ракета выходила на главную тягу:)
Забудь за них...
стандартный предстартовый расход в районе 30-40т для первой ступени.
   
UA Прохожий #11.05.2005 02:04
+
-
edit
 

Прохожий

втянувшийся
Пустынскому -

тут у меня книжка валяется. Некоего Г.О.Руппе - немца, работал в Хантсвилле, с Брауном.
Тут есть интересные вещи -
если с космодрома широтой 28,3град запускать строго на восток (азимут=90град) то орбита будет с наклонением 28,3град.
При этом прибавка за счет вращения Земли равна 368м/с !!!
А у тебя бы получилось 410м/с, нет? может ты как-то не так считаешь? подумай...
А общая потребная характеристическая скорость 9262м/с

Это значит, что 9262+368=9630
9630-7790=1840м/с (потери) ты помнишь эту цифру? :):)

Ну как? :)
   

7-40

астрофизик

О, дебилушка появился! :) Бум мочить. :)

Прохожий> Таким образом, начальный вес не 6488тыс.фунтов, а 2905т.
Прохожий> Предстартовый расход топлива нам мало помогает:)

Не знаю, откуда извлечены столь подробные данные, но щепетильность до килограмма умиляет. Сначала он "забывает" целые десятки тонн на всякие обтекатели да весовые макеты, но потом уже считает до килограмма.

...Конечно, 6488 тыс. фунтов - это всего лишь ~2943 тонны, а не 2905 т. Конечно, предстартовый расход в 38 тонн - вполне разумная величина. Конечно, это даст ошибку аж в целых пару-тройку десятков м/с. Но что это изменит в принципе, если у нас неопределённости из-за потерь в УИ - того же порядка.

Прохожий> Да, Влад, детка, всегда внимательно читай - если начальное время взято -6,5сек, нужно все-таки уточнить массу при Т=0

Нафиг уточнять 3-ю цифру, если она и без того известна с ошибкой заведомо?

Прохожий> Итого 304*9,8*Ln(2905/824.7)=3751м/с
Прохожий> И только попробуй пикнуть что-то против:)))

Гы-гы-гы. 3751, говорит. Именно 3700 + 50 + 1. Вот так вот. Правда, неопределённость УИ хотя бы в 0,5 с даст десяток м/с в ту или иную сторону... Правда, цифры потерь 3-й ступени известны лишь до десятка-другого м/с... :)

Ах да, они с собой ещё и САС прихватили на 2-ю ступень. Ай, и ещё горе мне, я её, эту САС, не туда убрал. Добавил вместо того, чтобы убрать. В общем, начальная масса 2905 тонн, сожжено 4656 тыс. фунтов топлива, это 2112, из них 38 тонн до отрыва, осталось, значит, 793+38=831 тонна. Значит, 304*9,81*Ln(2905/831)~=3730 м/с. Ну, где-то так.

Прохожий> В момент сброса ступени S-IC 659075

Полная масса на старте - 6488 тыс. фунтов. К моменту включения 2-й ступени ушли 1-я ступень 5028 тыс. фунтов, переходник 12 тыс. фунтов. Всего осталось 1448 тыс. фунтов, или 657 тонны. Ну ладно, пусть кусок переходника ещё 2 тонны, не жалко.

Прохожий> S-IVB, детонационный пакет 1,365

1 кг 365 граммов! Подумать только! :blink:

Прохожий> Потом мы расходуем 437,4т топлива, к нему же приплюсуем 586кг расход на осадку, 602кг расход на выход полной тяги, даже 4040кг САС - все ж таки массу мы отбрасываем. Итого мы расходуем массу 437,4+0,6+0,6+4=442,6т

Расход топлива 975,3 тыс. фунтов, или 442,4 тонны. Это прямо написано. САС сбрасывается через 1/10 от полного времени работы ступени, переходник ещё раньше. В общем, за это время расходуется 1/10 часть топлива.

Прохожий> Считаем 425*9,8*Ln(659/(659-442.6))=4638м/с. ну и где обещанные 4725м/с ??? где их взять? откуда? из какой тумбочки???

За первую 1/10 времени расходуется 44 тонны, плюс 4+2 тонны САС+переходник, словом, из 659 тонн остаётся 615. Приращение 425*9,81*Ln(659/615)=290 м/с. Далее летим без САС и переходника, начальная масса 609, сжигаем 398 тонн, приращение 425*9,81*Ln(609/(609-398))=4420 м/с. В сумме 4420+290=4710 м/с.

Ну да, трагическое неучтение отстрела САС в начале работы 2-й ступени понизило оценку ажно на 10 м/с. Шунейко говорит: 4725 м/с. Я сначала сказал 4720, теперь получил 4710. Крупнейшая поправка, да. 0,3 %. Ужасти.

...Но это всяко лучше, чем, подобно дебилушке-Прохожему, тащить САС с переходником аж до самого конца работы 2-й ступени (точнее, сжигать её вместе с топливом :rolleyes: ). Тогда, конечно, Шунейку пришлось бы закопать. Да вот бяда: САС почти сразу отстрелили, как 2-ю ступень включили...

Прохожий>Так что все было совсем не так

Да-да. Они 2 кг 730 граммов на осадку топлива 3-й ступени потратили. Это архиважно. Нада учесть. :rolleyes:
   
Это сообщение редактировалось 11.05.2005 в 08:12

7-40

астрофизик

Прохожий> Ты не заметил, что мои расчеты не относятся к выводу Скайлеба???

А к чему они относятся?

Прохожий> Ты не заметил, что у меня груз на 10т стабильно по всем ступеняим больше???
Прохожий> Знаешь почему? ну потому что я задался задачей вывести на низкую орбиту 190км более тяжелый груз (на 10т)

А... А почему не на 1900 км более лёгкий груз (на 10 миллиграммов)?

Прохожий> Я поставил задачу может ли Сатурн-5 якобу вывести на 190км и накл=50град. груз 119т или общую массу 162тонны!
Прохожий> Может (якобы)

Якобы не может. Он столько примерно на баллистическую траекторию выводит, после отключки 2-й ступени в 3-ступенчатом варианте.

Прохожий> ты совершенно точно заметил, что на высоту 450км может чуть меньше 107т или 147т массы.

Я? Это НАСА заметило. И вывело "Скайлэб". :) А ты чего-то спорить стал. Дескать, с "А-12" всё сходится, а со "Скайлэбом" не сходится. А оно вот как получилось - сошлось всё... :rolleyes:

Ты, дебилушка, теперь так и напиши в 3-й переработке своего опуса: так мол и так, "Сатурн-5" оказался самый раз для вывода на 450 км 147 тонн полной массы. Можешь и весовой расклад скопировать - что в эти 147 тонн входит.

Прохожий> А зачем нам 107т? у нас станция весит 74,7т.

Зачем тебе - не знаю. А НАСА, кроме станции, вывела ещё кое-что. :) Не на 107 т, правда. 88 тонн примерно - "Скайлэб" с обтекателем и инструментальным отсеком, и 59 тонн в хозяйстве 2-й ступени: сухая она сама, остатки топлива, два переходника.

Прохожий> Поэтому ответ таков - если вам вдруг надо вывести объект весом ~75т на круговую орбиту 450км, то у Сатурн-5 налицо избыточная грузоподъемность в 1,4 раза:)))

Да не, ты не понял. Никто не собирался выводить на орбиту максимальную массу. Задача ставилась - вывести "Скайлэб". А там и переходники, и запас топлива, и обтекатель, и инструментальный блок. Без всего этого "Скайлэб" бы не вышел.

Да, кстати, "Энергии" не существует. А то всюду написано, что она 100 тонн могла вывести - а на деле выводила лишь тонн 80, кажется, в каждом из пусков... :)

Прохожий> если с космодрома широтой 28,3град запускать строго на восток азимут=90град) то орбита будет с наклонением 28,3град.

Надо же, как странно... Кто б мог подумать! :)

Прохожий> При этом прибавка за счет вращения Земли равна 368м/с !!! А у тебя бы получилось 410м/с, нет?

Ага. 410 м/с и должно быть, а как иначе? 465*cos(28). Будут иные мнения?

Прохожий> А общая потребная характеристическая скорость 9262м/с
Прохожий> Это значит, что 9262+368=9630

Это что вообще такое??

Прохожий> 9630-7790=1840м/с (потери) ты помнишь эту цифру?

А что это за цифра? По Шунейко, потери (без потерь УИ) будут ок. 1810 м/с. Плюс потери от УИ порядка 100 м/с. У нас ведь что получилось по уточнённому раскладу? 3730+4710+830+390=9660 м/с. Потери без учёта УИ, по Шунейко, ок. 1800 м/с (плюс-минус десяток-другой м/с), значит, остаются ещё порядка. 100 м/с потерь на УИ - примерно то, что можно было ожидать. Какие проблемы вообще?
   
Это сообщение редактировалось 11.05.2005 в 08:30

7-40

астрофизик

Прохожий> S-IVB, детонационный пакет 1,365

А, я понял, откуда такая, до грамма, точность! Это Шунейко, http://epizodsspace.testpilot.ru/bibl/raketostr3/4-4-12.html . Что ж, похвально, похвально, что наконец мы начинаем пользоваться авторитетными источниками вместо жалких попыток накропать что-то на коленке.

Прохожий> Потом мы расходуем 437,4т топлива, к нему же приплюсуем 586кг расход на осадку, 602кг расход на выход полной тяги, даже 4040кг САС - все ж таки массу мы отбрасываем
Прохожий> Итого мы расходуем массу 437,4+0,6+0,6+4=442,6т
Прохожий> Считаем 425*9,8*Ln(659/(659-442.6))=4638м/с
Прохожий> ну и где обещанные 4725м/с ??? где их взять? откуда? из какой тумбочки???

Ну давайте бум столь же щепетильными. Бум брать цифры Шунейко и цифры развесовки Table of Contents .

Начальная масса при работе 2-й ступени. По Шунейко 659,1 тонна, если Table of Contents брать, то 6488-5028=1460 тыс. фунтов, это 662,2 тонны. Ну, пусть у Шунейко цифры точнее - там малый переходник, пару тонн туда-сюда.

САС и переходник сбрасываются позже. Ну, мелочиться так мелочиться! Apollo 12 Timeline : боковые движки проработали 389 секунд, центральный 297 секунд. Значит, 4*389+297=1853 секунды в сумме.
Эх, жаль, компонентный состав мог немного меняться, неопределённость всё равно будет сильно больше нашей точности... Но мы не будем бояться трудностей...
По Шунейко, топлива израсходовалось 437,5+0,2+0,6+0,6=439 тонн (Launch Vehicle Propellant Usage говорит о 975 тыс. фунтах, или 442 тоннах, ну да ладно, может, они туда переходник включили, тройка тонн дела не меняет). Значит, на движок приходится 439/1853~=0,2369 т/с, на все 5 движков в начале работы - 1,185 т/с. Чудненько.

Нижний переходник в 4,0 тонны скинули через 29 секунд. Значит, масса перед сбросом 659,1-34,4 тонны=624,7 тонн, приращение 9,81*425*ln(659,1/624,7)~=223 м/с. Переходник сбрасывается, масса 620,7 тонн.

САС в 4,0 тонны сбрасывается ещё через 5,5 секунд, масса перед сбросом 620,7-6,5=614,2 тонн, приращение 9,81*425*ln(620,7/614,2)~=44 м/с.
Ох, как мелочиться-то приходится...
САС сбрасывается, остаётся 610,2 тонн.

Ну и наконец - из 439 тонн 34,4+6,5~=41 тонну сожгли, осталось сжечь 398 тонн соплива. Значит, конечная масса 610,2-398=212,2 тонны. Приращение 9,81*425*ln(610,2/212,2)~=4404 м/с.

Вот, а теперь сложим всё: 4404+223+44~=4670 м/с. Вот оно как! Но...

Но. УИ этого движка Шунейкой называется как 430 с, а не 425 с. В сети встречаются цифры и 426, и 427 с. Если взять 430 с, то ХС выйдет как раз 4725 м/с. Если взять 427 с - 4690 м/с. Словом, неопределённость УИ в секунду-другую даёт неопределённость в ХС порядка пары десятков м/с. Словом, вся эта возьня с десятками м/с совершенно бессмысленна. Точность определения всех скоростей - те самые десятки м/с, такова же и точность работы ракеты. Вот, из того же Шунейко: "Выключение двигательной установки второй ступени произошло на 1 сек позже расчетного времени и при скорости на 21,7 м/сек меньше расчетной". 20 м/с - это тьфу. Брать надо с точностью хотя бы до 50 м/с, а вернее - до 100 м/с. 50 м/с туда-сюда. И не копаться в циферках с 6-м знаком, а остановиться на 2-3. И усё.

А вот в принципиальных вопросах ошибаться - плёха. Плёха, когда "забывают" про потери на УИ, которые у Шунейко включены в ХС. Это ок. 100 м/с как минимум. Ну и прибавку от вращения Земли считать нужно правильно. А то неправильно будет. И среди циферок с точностью до 6-го знака будут большие ошибки во 2-м знаке.
   
UA Прохожий #11.05.2005 17:33
+
-
edit
 

Прохожий

втянувшийся
Но. УИ этого движка Шунейкой называется как 430 с, а не 425 с. В сети встречаются цифры и 426, и 427 с. Если взять 430 с, то ХС выйдет как раз 4725 м/с. Если взять 427 с - 4690 м/с. Словом, неопределённость УИ в секунду-другую даёт неопределённость в ХС порядка пары десятков м/с. Словом...
 


Словом Влад, нужно не мусолить, а знать, что 430сек только на третьей ступени и только при втором включении, при соотношении компонентов 4,5:1
А на второй ступени реализована исключительно программа компонентов 5,5:1 при которой максимум 425сек.
Вот и все.

Я так, понял, ты уже с цифрами разобрался? больше поясничать не будешь?
   
UA Прохожий #11.05.2005 17:44
+
-
edit
 

Прохожий

втянувшийся
А что это за цифра? По Шунейко, потери (без потерь УИ) будут ок. 1810 м/с. Плюс потери от УИ порядка 100 м/с. У нас ведь что получилось по уточнённому раскладу? 3730+4710+830+390=9660 м/с. Потери без учёта УИ, по Шунейко, ок. 1800 м/с (плюс-минус десяток-другой м/с), значит, остаются ещё порядка. 100 м/с потерь на УИ - примерно то, что можно было ожидать.
 


Нет, дитя моё, ты эти 100м/с не трошь - мы их теряем уже на орбите при доразгоне до 10865м/с
Помнишь - те самые 100-150м/с которые теряются при орбитальном доразгоне. Забыл?
Так что 1800-1850м/с это и есть полные совакупные окончательные потери до вывода на ИСЗ.
Ну и чего ты так упираешся? За 100м/с?
а цифра 368м/с прибавки вращения земли взята у немца Руппе - работника Брауна. Я тут не причем - все притензии немцам из НАСА :)
я просто ею воспользовался.

Там же это немчина показывает, что с мыса Канаверел для выхода на ИСЗ 185км и 28,3град вполне хватит 9262м/с характеристики.

Не согласен?
   
UA Прохожий #11.05.2005 17:59
+
-
edit
 

Прохожий

втянувшийся
что получилось по уточнённому раскладу? 3730+4710+830+390=9660 м/с.
 


нет, ребенок, ты только что выше сам посчитал вторую цифру как

Вот, а теперь сложим всё: 4404+223+44~=4670 м/с. Вот оно как!
 


так что пересчитаем по твоим же цифрам:
3730+4670+830+390=9620м/с
9620-7790=1830м/с - цифра потерь

Тут как ни танцуй, а тебе теже 1800-1850м/с как ни крути.
   

7-40

астрофизик

Прохожий>
Прохожий> Но. УИ этого движка Шунейкой называется как 430 с, а не 425 с. В сети встречаются цифры и 426, и 427 с. Если взять 430 с, то ХС выйдет как раз 4725 м/с. Если взять 427 с - 4690 м/с. Словом, неопределённость УИ в секунду-другую даёт неопределённость в ХС порядка пары десятков м/с. Словом...
Прохожий>
 

Прохожий> Словом Влад, нужно не мусолить, а знать, что 430сек только на третьей ступени и только при втором включении, при соотношении компонентов 4,5:1
Прохожий> А на второй ступени реализована исключительно программа компонентов 5,5:1 при которой максимум 425сек.

Ссылку в студию, и поскорее. А то чрезвычайно популярны цифры 426 секунд (Google ) и 427 секунд (Google )

Впрочем, никакого значения эта мелочность не имеет.

Прохожий> Я так, понял, ты уже с цифрами разобрался? больше поясничать не будешь?

Я-то давно разобрался. А ты беги опус свой в очередной раз перекраивай. И слово "паясничать" писать научись, дебилушка. :)

Прохожий>
Прохожий> А что это за цифра? По Шунейко, потери (без потерь УИ) будут ок. 1810 м/с. Плюс потери от УИ порядка 100 м/с. У нас ведь что получилось по уточнённому раскладу? 3730+4710+830+390=9660 м/с. Потери без учёта УИ, по Шунейко, ок. 1800 м/с (плюс-минус десяток-другой м/с), значит, остаются ещё порядка. 100 м/с потерь на УИ - примерно то, что можно было ожидать.
Прохожий>
 

Прохожий> Нет, дитя моё, ты эти 100м/с не трошь - мы их теряем уже на орбите при доразгоне до 10865м/с
Прохожий> Помнишь - те самые 100-150м/с которые теряются при орбитальном доразгоне. Забыл?

Чего-чего? Ты о чём вообще? Ты в своих начальных прикидках, названных тобою по недоразумению "расчётом", получил сумму потерь 1783,4 м/с, до 5-й цифры :D . На самом деле это были не потери, а то, что ты в них списал. Настоящие потери на несколько десятков м/с больше (сумма потерь у Шунейко плюс потери на УИ, которые Шунейко отнёс к ХС), ну и в списанное ещё ок. 40 м/с прибавки скорости от вращения Земли надо добавить - ты ж её неправильно посчитал, вот и получилось у тебя списанное заниженным. Так что ок. 100 м/с ты потерял. Не то, чтоб это было очень важно, всё равно точность ±50 м/с где-то. Но всё равно когда ошибка в две "сигмы" - это уже некошерно. Даже если 5 значащих цифр написать. :P

А "не трожь" с "ж" пишется.

Прохожий> Так что 1800-1850м/с это и есть полные совакупные окончательные потери до вывода на ИСЗ.
Прохожий> Ну и чего ты так упираешся? За 100м/с?

Полные потери - порядка 1850 м/с: "шунейковские" 1780 1-й и 2-й ступеней плюс ок. 20 м/с на 3-ю ступень плюс сколько-там-десятков м/с потерь на УИ. Мне 100 м/с не жалко, но и занижать смысла нет.

Во всяком случае, 1850 м/с будет поболее, чем твои начальные 1783,4 м/с. Хотя точность - десятки м/с туда-сюда.

А "совокупные" пишется через "о" - всё ж не от "совать" происходит слово...

Прохожий> а цифра 368м/с прибавки вращения земли взята у немца Руппе - работника Брауна. Я тут не причем - все притензии немцам из НАСА :)
Прохожий> я просто ею воспользовался.

Претензии не к тебе, а к твоему лечащему врачу - что он до сих пор тебя на амбулаторном держит, тогда как тебе давно полагается отдохнуть в клинике. У тебя там на сайте ты вообще ни на какого немца не ссылаешься, а зачем-то множишь бедную поправку на косинус наклона орбиты (?!). Ну а то, что при азимуте 90 поправка для Канаверала будет 410 м/с, а не 368 м/с, ясно и без всяких немцев. При азимуте 72, как у "Аполлонов", множь на синус примерно - будет ок. 390 м/с.

Прохожий> Там же это немчина показывает, что с мыса Канаверел для выхода на ИСЗ 185км и 28,3град вполне хватит 9262м/с характеристики.
Прохожий> Не согласен?

Прям таки 9262 м/с, независимо от ракеты? :rolleyes: Пить меньше надо, а ночью спать...
   
Это сообщение редактировалось 11.05.2005 в 18:25

7-40

астрофизик

Прохожий> так что пересчитаем по твоим же цифрам:
Прохожий> 3730+4670+830+390=9620м/с
Прохожий> 9620-7790=1830м/с - цифра потерь
Прохожий> Тут как ни танцуй, а тебе теже 1800-1850м/с как ни крути.

Дебилушка, снова будем десятки м/с высчитывать? Там УИ, вероятно, был всё-таки ближе к 427 м/с, так что цифра ближе к 1850 м/с. Плюс-минус сколько там десятков.
Опять-таки, Launch Vehicle Propellant Usage даёт расход 975,3 тыс. фунтов, или 442,4 тонны. Масса перед включением тоже на 3 тонны больше. Книжка насовская, они авторитетнее. Вычисления дадут 9,81*425*ln(662,2/627,8)~=222, 9,81*425*ln(623,8/617,3)~=44 м/с, 9,81*425*ln(613,3/211,8)~=4433, в сумме 4700 м/с - опять-таки на 30 м/с больше. Такова неопределённость начальных данных. Ну а если ещё УИ взять 426...


Ну и теперь, когда с потерями разобрались с точностью до ~50 м/с - дальше что? Куда ты дальше свои разоблачения засовывать будешь?

Скорости теперь неимоверным усилием получены с точностью лучше процента - уже чисто в технических пределах допусков. Дальше - что? Иди, привинчивай к "Скайлэбу" обтекатель и инструментальный отсек, это, как-никак, почти 10 % от массы. И топливо невыработанное во 2-ю ступень верни, с переходником. Это ещё 10 %. И на "Аполлоны-6,-8" не забудь массовые макеты обратно привинтить. Беги, переписывай свои "разоблачения". Или не будешь? Торговаться из-за цифры в 6-м знаке - это пожалуйста, флуд на полстраницы, чтоб ещё полпроцента выхлопотать. А как украсть несколько десятков процентов от массы - это за милую душу? :D
   
Это сообщение редактировалось 11.05.2005 в 21:49
UA Прохожий #11.05.2005 21:42
+
-
edit
 

Прохожий

втянувшийся
Пустынский, я так понял мы теперь займемся правописанием!? Нет, я не против. Порой пишу с орфографическими ошибками. Как и ты:)

Насчет немца - святая правда:) Он вообще-то ничем кроме Сатурн-5 не занимался. Вся книга построена на планах полетов на луну, и даже описываются наметки вариантов облета Венеры и марса в 70-гг варианты использования ЯРД на третьей ступени Сатурн-5
Думаю ты вообще никогда не слышал про планы облета Венеры Аполлонами в 70-гг???
А там даны развесовки до килограмма. Позновательно.
А мой результат - 1783,4 это арифметический результат.

Понимаешь, дебилушка, есть результат сложения или умножения двух чисел, а есть процесс оценки вероятной погрешности. Погрешность никак не связана со способом сложения или умножения. Так что нефиг юродствовать.

Я собственно оценками погрешности еще и не занимался. 2-3% меня вполне устроят.
   
AD Реклама Google — средство выживания форумов :)
UA Прохожий #11.05.2005 21:54
+
-
edit
 

Прохожий

втянувшийся
Итак,
"Причем при изменении соотношения компонентов с 5,5 до 4,5 тяга двигателя уменьшается до значения Рп=0,8МН, а удельный импульс возрастает до Ип=4227м/с"

При К=5,5 Рп=1,023МН и Ип=4168м/с

стр.89-90, "Конструкция и проектирование ЖРД" Москва, Машиностроение 1989г


Насчет Скайлеба.
Не существует ни одного спутника в мире, для которого обтекатель тащили до орбиты. НИ ОДНОГО.
Обтекатель сбрасывают на высотах 90-140км.
Привиди обратные примеры. Это раз.
Все то барахло, которое якобы тащили - станции ни к чему. Приборный отсек 2т в станцию входит. Два раза не плюсуй. Топливо ей не нужно по причине отсутсвия двигателей. Переоходники и пр. попали туда по недоразумению.

Так что вместо 107т мы имеем жалкие 74,7. Меньше 75%:)
   
1 2 3 4 5 6 7 109

в начало страницы | новое
 
Поиск
Настройки
Твиттер сайта
Статистика
Рейтинг@Mail.ru