п314159
инфо
инструменты
аФон+
7-40
Реклама Google — средство выживания форумов :)
-
![[image]](https://www.balancer.ru/cache/sites/e/p/epizodsspace.testpilot.ru/bibl/ejeg/1974/128x128-crop/74-2.jpg)
Прохожелогия
Теги:
п314159
втянувшийся
Нет аФон, должен вас разочаровать - сопло тут ни при чем.
Диаметр якобы существовавшего J-2 равен 2м. Диаметр второй ступени С-5 равен 10м. Не сложно заметить, что места для пяти движком навалом.
Нет, я проверял - при давлении в камере что-то около 42-45атм и К=5,5:1 и сопле 2м и расходе 230...247кг УИ по факту в районе 420...430сек получается.
Для УИ=370 сопло должно быть ну совсем узким - скажем меньше метра в диаметре. Это - как вы говорите - противоречит вашим наблюдениям про размеры
вы напрасно упорствуете в этом направлении. Вибрация могла как угодно сильно разрушать ЖЕСТКИЕ элементы (гибкие тоже) но она никак не могла влиять на напор ЖИДКОСТЕЙ в трубе. Никакой связи.
Смеху не будет. Ответ всего УИ2=~403...404сек. А наши изыскания про Скайлеб показывают нечто совсем низкое - ниже 380сек.
Поэтому у задачи есть еще и другое, более тривиальное решение -
уменьшить заправку топливом на 20т. Тогда все цифры сдвигаются. И мы имеем конечную массу не допустим 32т, а на три тонны меньше - допустим 29т.
Суть такова, что есть некая искомая ступень, тяжелее 50-тонной S-IV но легче 100-тонной S-IVB. Нечто посередине.
Спросите почему? да потому, что не было водородных ЖРД ТЯГОЙ на 100тс. Можно было ставить вязку из маломощных но надежных RL-10 либо нечто гибридное (пример RL-87LH2 тягой всего 60тс). Тянуть было не чем.
Ну на 60тс как-то выкрутить можно. А на вторую ступень С-5 ставить нечего.
в чем разница? Третья ступень С-5 (вторая С-1Б) это по сути РБ, где можно иметь тяговооруженность гораздо меньше единицы - скажем 0,6-0,7
а вторая ступень С-5 - она "рабочая" там нужно иметь минимум 0,8.
это связано с текущими углами тангажа данного участка.
Вот и скажите мне - где взять 500-550 тонн тяги на водороде? где? тут едва 60тс нашли в складчину
Зато бери керосинки - запрягай телегу связкой из RL-89/RS-27/H-1b и все хорошо.
У вас аФон, фактически только одно возражение - вам не нравится керосин. Чем?
Диаметр якобы существовавшего J-2 равен 2м. Диаметр второй ступени С-5 равен 10м. Не сложно заметить, что места для пяти движком навалом.
Нет, я проверял - при давлении в камере что-то около 42-45атм и К=5,5:1 и сопле 2м и расходе 230...247кг УИ по факту в районе 420...430сек получается.
Для УИ=370 сопло должно быть ну совсем узким - скажем меньше метра в диаметре. Это - как вы говорите - противоречит вашим наблюдениям про размеры
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
вы напрасно упорствуете в этом направлении. Вибрация могла как угодно сильно разрушать ЖЕСТКИЕ элементы (гибкие тоже) но она никак не могла влиять на напор ЖИДКОСТЕЙ в трубе. Никакой связи.
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
Смеху не будет. Ответ всего УИ2=~403...404сек. А наши изыскания про Скайлеб показывают нечто совсем низкое - ниже 380сек.
Поэтому у задачи есть еще и другое, более тривиальное решение -
уменьшить заправку топливом на 20т. Тогда все цифры сдвигаются. И мы имеем конечную массу не допустим 32т, а на три тонны меньше - допустим 29т.
Суть такова, что есть некая искомая ступень, тяжелее 50-тонной S-IV но легче 100-тонной S-IVB. Нечто посередине.
Спросите почему? да потому, что не было водородных ЖРД ТЯГОЙ на 100тс. Можно было ставить вязку из маломощных но надежных RL-10 либо нечто гибридное (пример RL-87LH2 тягой всего 60тс). Тянуть было не чем.
Ну на 60тс как-то выкрутить можно. А на вторую ступень С-5 ставить нечего.
в чем разница? Третья ступень С-5 (вторая С-1Б) это по сути РБ, где можно иметь тяговооруженность гораздо меньше единицы - скажем 0,6-0,7
а вторая ступень С-5 - она "рабочая" там нужно иметь минимум 0,8.
это связано с текущими углами тангажа данного участка.
Вот и скажите мне - где взять 500-550 тонн тяги на водороде? где? тут едва 60тс нашли в складчину
Зато бери керосинки - запрягай телегу связкой из RL-89/RS-27/H-1b и все хорошо.
У вас аФон, фактически только одно возражение - вам не нравится керосин. Чем?
п314159> Нет, я проверял - при давлении в камере что-то около 42-45атм и К=5,5:1 и сопле 2м и расходе 230...247кг УИ по факту в районе 420...430сек получается.
А если давлении в камере около 20 атм? А если расход был не 230...247кг ?
п314159> Смеху не будет. Ответ всего УИ2=~403...404сек. А наши изыскания про Скайлеб показывают нечто совсем низкое - ниже 380сек.
Ваши изыскания по Скайлэбу не принимаются (вес скайлеба не известен)
Принимается только то, что в А-4 и А-6 на орбиту был выведен ОБ 120 тонн и то, что ПН для луны имел вес 36 тонн (в А-4 и А-6)
п314159> Спросите почему? да потому, что не было водородных ЖРД ТЯГОЙ на 100тс. Можно было ставить вязку из маломощных но надежных RL-10 либо нечто гибридное (пример RL-87LH2 тягой всего 60тс). Тянуть было не чем.
Вам надо взять фотки S-II и найти в них отличие от J-2, иначе треп
п314159> У вас аФон, фактически только одно возражение - вам не нравится керосин. Чем?
Отсутствием доказательной базы на керосин
А если давлении в камере около 20 атм? А если расход был не 230...247кг ?
п314159> Смеху не будет. Ответ всего УИ2=~403...404сек. А наши изыскания про Скайлеб показывают нечто совсем низкое - ниже 380сек.
Ваши изыскания по Скайлэбу не принимаются (вес скайлеба не известен)
Принимается только то, что в А-4 и А-6 на орбиту был выведен ОБ 120 тонн и то, что ПН для луны имел вес 36 тонн (в А-4 и А-6)
п314159> Спросите почему? да потому, что не было водородных ЖРД ТЯГОЙ на 100тс. Можно было ставить вязку из маломощных но надежных RL-10 либо нечто гибридное (пример RL-87LH2 тягой всего 60тс). Тянуть было не чем.
Вам надо взять фотки S-II и найти в них отличие от J-2, иначе треп
п314159> У вас аФон, фактически только одно возражение - вам не нравится керосин. Чем?
Отсутствием доказательной базы на керосин
п314159
втянувшийся
аФон -
а может быть собака, а может быть ворона, а может это дворник был...
А вы член приемной комиссии?
А что - А-4 или А-6 долетели до Луны?
И потом откуда вы знаете вес ОБ того же А-4? откуда данные? поделитесь с нами. Шунейко и все? еще данные есть? Может там опечатка
Я имею ввиду данные подробные от НАСА. Лично я видел данные только по полетам от А-7 и дальше. Про А-4/6 ничего нет.
Отличие кого от чего? возьмите абсолютно родственные ЖРД одной серии: LR-89 RS-27 RS-56 H-1b МА-3-3 и они все издали имеют отличия. Ну и что из этого? хотя все братья родные
А если давлении в камере около 20 атм? А если расход был не 230...247кг ?
а может быть собака, а может быть ворона, а может это дворник был...
Ваши изыскания по Скайлэбу не принимаются (вес скайлеба не известен)
А вы член приемной комиссии?
Принимается только то, что в А-4 и А-6 на орбиту был выведен ОБ 120 тонн и то, что ПН для луны имел вес 36 тонн (в А-4 и А-6)
А что - А-4 или А-6 долетели до Луны?
И потом откуда вы знаете вес ОБ того же А-4? откуда данные? поделитесь с нами. Шунейко и все? еще данные есть? Может там опечатка
Я имею ввиду данные подробные от НАСА. Лично я видел данные только по полетам от А-7 и дальше. Про А-4/6 ничего нет.
Вам надо взять фотки S-II и найти в них отличие от J-2, иначе треп
Отличие кого от чего? возьмите абсолютно родственные ЖРД одной серии: LR-89 RS-27 RS-56 H-1b МА-3-3 и они все издали имеют отличия. Ну и что из этого? хотя все братья родные
Прохожий, Вы привлекаете слишком много сущностей для объяснения простых фактов
1. Керосин в S-II
2. Недолив керосинового топлива в S-II (интересно сколько там у Вас пустоты будет)
3. Керосиновые движки на S-II
4. 6-ть водородных движков на S-IVB
5. Недолив водородного топлива в S-IVB
Вы сами то не чувствуете всей лажи Вами нагороженной?
А ведь те же факты можно объяснить одним единственным ВЫСТРЕЛОМ
1. У.И. J-2 равен 403 сек
И всё!
1. Керосин в S-II
2. Недолив керосинового топлива в S-II (интересно сколько там у Вас пустоты будет)
3. Керосиновые движки на S-II
4. 6-ть водородных движков на S-IVB
5. Недолив водородного топлива в S-IVB
Вы сами то не чувствуете всей лажи Вами нагороженной?
А ведь те же факты можно объяснить одним единственным ВЫСТРЕЛОМ
1. У.И. J-2 равен 403 сек
И всё!
п314159> Пустынский -
п314159>
п314159> Это не более чем твоя интерпретация.
Не приписывай мне чужих заслуг. Это интерпретация Левантовского и Шунейко со всей редколлегией, и вообще это общепринятая во всём мире версия грузоподъёмности С-1В. Ты не найдёшь ни одного места, где бы адаптер указывался как часть S-IVB, как бы тебе этого ни хотелось.
Кстати, вот версия НАСА: "Payload capacity: 16 598 kg to 195 km earth orbit" - table1.23 . Это и есть за вычетом адаптера, с адаптером будет 18,4 т.
п314159> Если хочешь, я тебе покажу что тогда ПН=20т с переходником. Тебе так лучше?
Мне станет лучше, как только ты это покажешь. То-то все удивятся!
п314159>
п314159> Относится к составу корабля а не к весу груза ПН. Не путай себя и людей. Или САС тоже везли на орбиту?
САС - это часть полезной нагрузки ракеты. Я знаю, у тебя проблема с пониманием слов. Ну так вот ни в слове "полезная", ни в слове "нагрузка" не содержится ни малейшего указания на то, что её обязательно надо везти на орбиту. Иногда ракеты вообще ничего не выводят на орбиту, но при этом имеют полезную нагрузку.
п314159>
п314159> Начнем с САС. Скорость в конце 1-й ступени явно меньше 3км/с. Скажу больше - примерно навскидку 2,5км/с. Уже пошла лажа.
Я вчера всё навскидку делал. Сейчас цифры посмотрел - да, действительно, ок. 2,5 км/с. Но это ерунда, цифры-то всё равно прикидочные.
п314159> Балланс характеристических скоростей таков:
п314159> Общая ХС ракеты ~9250м/с +390м/с (земля Азимут=72) -1850м/с (потери) =~7790м/с. Так?
п314159> Масса топлива второй ступени ~103т. Пусть сухая масса как ты говоришь 30т и еще добавим остаток топлива ~2т.
п314159> Число Z=1+103/32=~4,2 или V_характ_2=4168*Ln(4.2)=~6000м/с
п314159> Это значит что вклад первой ступени в сумму хар. скоростей 9250-6000=3250м/с
п314159> Зная УИ1=2900м/с имеем Z1=exp(3250/2900)=~3.06
п314159> Начальная масса 590т. Тогда конечная 590/3,06=~193т
п314159> "ухудшим" ситуацию на САС=4
п314159> dV=2900*(Ln(590/193)-Ln(590/197))=Ln(197/193)*2900=60м/с или в два раза меньше
Господи, снова мелочишься? Снова цифры до 4-го знака? Фи. 60 м/с так 60 м/с, бога ради, ерунда какая.
п314159> Разница прибавки земли дествительно для i=50 меньше чем для i=28 на 100м/с
Что ж ты тут детальный расчёт не провёл? Или провёл, да убедился, да понял, что лучше за 100 м/с держаться? Пока не пересчитали на куркуляторе? Я учера на пальцах 100 м/с, прикинул, а вот сейчас не поверю твоей доверчивости и посчитаю на куркуляторе.
Угол А азимута стрельбы для вывода с 28 градусов на наклонение 50 градусов определяется как cos(50)=cos(A)cos(28), отсюда А=43 градуса. На Канаверале приращение скорости есть 410 м/с, а у нас будет примерно 410*sin(43)=280 м/с. Хлоп - и по сравнению с чисто восточным азимутом потеряли 410-280=130 м/с. Что, "дествительно для i=50 меньше чем для i=28 на 100м/с"? С чего ты взял? Мне поверил? Редкая доверчивость, необычная...
Вывод: если Прохожий с тобой согласен - значит, ты где-то в чём-то ошибаешься.
п314159> Теперь, никаких "лишние 50 км орбиты добавляют 50 м/с"
п314159> 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.
Да брось ты языком молоть. Чтоб вывести на круговую 150 км - на конечном участке траектории нужна скорость V. Если мы выводим на орбиту с перигеем 160, а апогеем 350, то нам потребуется прибавка DV, примерно равная DV~V*(350-160)/(4*6530)~0,007V. Если V~7900, то DV~60 м/с. Ну а между выходом на 160 и 190 разница примерно 30 м/с. Так или иначе, несколько десятков м/с набегают.
п314159> 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
Наши утраты 60+130+30=220 м/с. Ну, хочешь 200 м/с. Мне совершенно не жалко, вся эта возня с третьими цифрами яйца выеденного не стОит.
п314159> Кстати, вклад САС грубо 0,46т.
"Грубо" - это полтонны. Если действительно грубо.
п314159> Так что ничего никуда не сходится. Получается, что вместо корабля в чистом виде 17т все время стабильно "пуляли" 14т+
Ну конечно, 14+. 14,2+ 1,8=16 - это сколько пуляли. Ну и потери 32*(exp(200/4200)-1)~1,5 тонн. Всего, стало быть, 17,5 тонн. Это если ГРУБО.
п314159> целых три тонны кто-то украл у народа США. Кроме шуток - 3т это десятки лимонов зелени [»]
Не, никто не украл. Это ты считать не умеешь. Всё сходится до 5 % - а грубость прикидок куда выше 5 %.
п314159>
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.
п314159> Это не более чем твоя интерпретация.
Не приписывай мне чужих заслуг. Это интерпретация Левантовского и Шунейко со всей редколлегией, и вообще это общепринятая во всём мире версия грузоподъёмности С-1В. Ты не найдёшь ни одного места, где бы адаптер указывался как часть S-IVB, как бы тебе этого ни хотелось.
Кстати, вот версия НАСА: "Payload capacity: 16 598 kg to 195 km earth orbit" - table1.23 . Это и есть за вычетом адаптера, с адаптером будет 18,4 т.
п314159> Если хочешь, я тебе покажу что тогда ПН=20т с переходником. Тебе так лучше?
Мне станет лучше, как только ты это покажешь. То-то все удивятся!
п314159>
САС, кстати, тоже часть ПН - к сведению тебе, в качестве матчасти.
п314159> Относится к составу корабля а не к весу груза ПН. Не путай себя и людей. Или САС тоже везли на орбиту?
САС - это часть полезной нагрузки ракеты. Я знаю, у тебя проблема с пониманием слов. Ну так вот ни в слове "полезная", ни в слове "нагрузка" не содержится ни малейшего указания на то, что её обязательно надо везти на орбиту. Иногда ракеты вообще ничего не выводят на орбиту, но при этом имеют полезную нагрузку.
п314159>
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.
п314159> Начнем с САС. Скорость в конце 1-й ступени явно меньше 3км/с. Скажу больше - примерно навскидку 2,5км/с. Уже пошла лажа.
Я вчера всё навскидку делал. Сейчас цифры посмотрел - да, действительно, ок. 2,5 км/с. Но это ерунда, цифры-то всё равно прикидочные.
п314159> Балланс характеристических скоростей таков:
п314159> Общая ХС ракеты ~9250м/с +390м/с (земля Азимут=72) -1850м/с (потери) =~7790м/с. Так?
п314159> Масса топлива второй ступени ~103т. Пусть сухая масса как ты говоришь 30т и еще добавим остаток топлива ~2т.
п314159> Число Z=1+103/32=~4,2 или V_характ_2=4168*Ln(4.2)=~6000м/с
п314159> Это значит что вклад первой ступени в сумму хар. скоростей 9250-6000=3250м/с
п314159> Зная УИ1=2900м/с имеем Z1=exp(3250/2900)=~3.06
п314159> Начальная масса 590т. Тогда конечная 590/3,06=~193т
п314159> "ухудшим" ситуацию на САС=4
п314159> dV=2900*(Ln(590/193)-Ln(590/197))=Ln(197/193)*2900=60м/с или в два раза меньше
Господи, снова мелочишься? Снова цифры до 4-го знака? Фи. 60 м/с так 60 м/с, бога ради, ерунда какая.
п314159> Разница прибавки земли дествительно для i=50 меньше чем для i=28 на 100м/с
Что ж ты тут детальный расчёт не провёл? Или провёл, да убедился, да понял, что лучше за 100 м/с держаться? Пока не пересчитали на куркуляторе? Я учера на пальцах 100 м/с, прикинул, а вот сейчас не поверю твоей доверчивости и посчитаю на куркуляторе.
Угол А азимута стрельбы для вывода с 28 градусов на наклонение 50 градусов определяется как cos(50)=cos(A)cos(28), отсюда А=43 градуса. На Канаверале приращение скорости есть 410 м/с, а у нас будет примерно 410*sin(43)=280 м/с. Хлоп - и по сравнению с чисто восточным азимутом потеряли 410-280=130 м/с. Что, "дествительно для i=50 меньше чем для i=28 на 100м/с"? С чего ты взял? Мне поверил? Редкая доверчивость, необычная...
Вывод: если Прохожий с тобой согласен - значит, ты где-то в чём-то ошибаешься.
п314159> Теперь, никаких "лишние 50 км орбиты добавляют 50 м/с"
п314159> 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.
Да брось ты языком молоть. Чтоб вывести на круговую 150 км - на конечном участке траектории нужна скорость V. Если мы выводим на орбиту с перигеем 160, а апогеем 350, то нам потребуется прибавка DV, примерно равная DV~V*(350-160)/(4*6530)~0,007V. Если V~7900, то DV~60 м/с. Ну а между выходом на 160 и 190 разница примерно 30 м/с. Так или иначе, несколько десятков м/с набегают.
п314159> 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
Наши утраты 60+130+30=220 м/с. Ну, хочешь 200 м/с. Мне совершенно не жалко, вся эта возня с третьими цифрами яйца выеденного не стОит.
п314159> Кстати, вклад САС грубо 0,46т.
"Грубо" - это полтонны. Если действительно грубо.
п314159> Так что ничего никуда не сходится. Получается, что вместо корабля в чистом виде 17т все время стабильно "пуляли" 14т+
Ну конечно, 14+. 14,2+ 1,8=16 - это сколько пуляли. Ну и потери 32*(exp(200/4200)-1)~1,5 тонн. Всего, стало быть, 17,5 тонн. Это если ГРУБО.
п314159> целых три тонны кто-то украл у народа США. Кроме шуток - 3т это десятки лимонов зелени
[»]Не, никто не украл. Это ты считать не умеешь. Всё сходится до 5 % - а грубость прикидок куда выше 5 %.
Это сообщение редактировалось 17.08.2005 в 23:03
п314159> И потом откуда вы знаете вес ОБ того же А-4? откуда данные? поделитесь с нами. Шунейко и все? еще данные есть? Может там опечатка
п314159> Я имею ввиду данные подробные от НАСА. Лично я видел данные только по полетам от А-7 и дальше. Про А-4/6 ничего нет.
Да, есть всё! У НАСА и лежит 37 тонн для Луны (отсюда вытекает У.И. J-2 равен 403 сек)
// www.friends-partners.org
Apollo 4 Spacecraft: Apollo CSM. Payload: Apollo CSM 017. Mass: 36,656 kg.
Apollo 6 Spacecraft: Apollo CSM. Payload: Apollo CM 020/ SM 014. Mass: 36,806 kg
п314159> Я имею ввиду данные подробные от НАСА. Лично я видел данные только по полетам от А-7 и дальше. Про А-4/6 ничего нет.
Да, есть всё! У НАСА и лежит 37 тонн для Луны (отсюда вытекает У.И. J-2 равен 403 сек)
Saturn V
Mark Wade Encyclopedia Astronautica most complete resource for rockets spacecraft launch vehicles astronauts cosmonauts spaceflight engines space history exploration// www.friends-partners.org
Apollo 4 Spacecraft: Apollo CSM. Payload: Apollo CSM 017. Mass: 36,656 kg.
Apollo 6 Spacecraft: Apollo CSM. Payload: Apollo CM 020/ SM 014. Mass: 36,806 kg
п314159
втянувшийся
Ну конечно, 14+. 14,2+ 1,8=16 - это сколько пуляли. Ну и потери 32*(exp(200/4200)-1)~1,5 тонн. Всего, стало быть, 17,5 тонн. Это если ГРУБО.
/.../
Не, никто не украл. Это ты считать не умеешь. Всё сходится до 5 % - а грубость прикидок куда выше 5 %.
Ну тогда будем считать. Возьмем А-7. Этот полет прекрасно описан.
(я сейчас буду считать граммы. буду мелочиться. так что 7/40 уж извини. потерпи)
В остаточную массу первой ступени С-1Б пишем (данные НАСА):
38342кг - вес металла ступени
2514кг - интерстейдж
481кг - РДТТ разделения
3610кг - остатки топлива
4025кг - САС (сбрасывается вскоре разделения 1-2)
ИТОГО =48972кг или ~49т
расход топлива считаем так. расход секундный 6111,3фунт/сек или 2772кг/с. Но это если разделить 144,32сек полета и 3сек достартового расхода. Предположим, что до старта расход повышался линейно и предстартовый расход =50%. Тогда полетный расход (1,5+144,3)*2772=~404,2т
Там была еще графа в топливе 536кг - расход прочего
Короче, с учетом "прочего" округлим до 405т
Итак, по первой ступени с учетом САС: МТ_1=405т; МК_1=49т;
Вторая ступень пишем:
сухой вес металла =9912кг
инструментальник =1934кг
адаптер корабля = 1788кг
остаток топлива = 1983кг
ИТОГО = 15617кг или ~15,6т
расход топлива - 103,9т
"прочее"=650кг (видимо испарение водорода и пр.)
в итоге округлим расход массы до 104,5т
Итак, вторая ступень с учетом переходника-адаптера
МТ_2=104,5т; МК_2=15,6т
УИ1=2900м/с УИ2=4168м/с
Теперь считаем - возьмем корабль чистым весом 18т (САС и адаптер мы уже учли)
отношение масс первой ступени ~(592.1/187.1) Vx1~3340м/с
отношение масс второй ступени ~(138.1/33.6) Vx2~5890м/с
Итого ХС=9230м/с при наклонении i=28гр +410м/с минус потери -1850м/с
Итого 9230+410-1850=7790
Смысл - с САС и адптером мы вывели ЧИСТЫЙ груз 18т или 19,8т с адаптером.
Пусть наклонение i=50гр. Тогда прибавка земли меньше на 110м/с что компенсируется уменьшением веса корабля на 1т.
Еще раз - Аполлон (САС отдельно, адаптер отдельно, все учли) должен был весить ЧИСТЫХ 17т. А он весил 14,2т
В полете А-7 мы могли забросить ЧИСТЫЙ вес корабля 18т а вышло всего 14,7т.
У кого какие вопросы?
п314159> И потом откуда вы знаете вес ОБ того же А-4? откуда данные? поделитесь с нами. Шунейко и все? еще данные есть? Может там опечатка
п314159> Я имею ввиду данные подробные от НАСА. Лично я видел данные только по полетам от А-7 и дальше. Про А-4/6 ничего нет.
Кто не хочет искать - тот никогда ничего не найдет
А искать можно было хоть тут: Yahoo! GeoCities: Get a web site with easy-to-use site building tools.
По А-4:
Apollo 4 Mission Report
Apollo 4 mission report. Supplement 7: Command-module/service-module separation disturbances
Apollo 4 Technical Information Summary
Apollo 4 Saturn V Report Alternate Source
J-2 engine performance analysis flight AS-501 /Apollo 4/ S-2 and S-4B stages
Investigation of SA-501 S-4B auxiliary propulsion system anomalies
ENTRY AERODYNAMICS AT LUNAR RETURN CONDITIONS OBTAINED FROM THE FLIGHT OF APOLLO 4 (AS-501)
По А-6:
Apollo 6 Mission Report
Apollo 6 Press Kit (no pages 49, 60, 61)
Apollo 6 Saturn V Report
Apollo/Saturn 5 Postflight Trajectory: AS-502
Apollo 6 (A-2 or AS-502/020) operational Mode 1 Launch escape vehicle abort plan
APOLLO 6 ENTRY POSTFLIGHT ANALYSIS
APOLLO 6 MISSION - FINAL FLIGHT EVALUATION REPORT
Cloud Comparisons Netween Apollo 6 Photography and ATS 3 and ESSA 3 Photography
п314159> Я имею ввиду данные подробные от НАСА. Лично я видел данные только по полетам от А-7 и дальше. Про А-4/6 ничего нет.
Кто не хочет искать - тот никогда ничего не найдет
А искать можно было хоть тут: Yahoo! GeoCities: Get a web site with easy-to-use site building tools.
По А-4:
Apollo 4 Mission Report
Apollo 4 mission report. Supplement 7: Command-module/service-module separation disturbances
Apollo 4 Technical Information Summary
Apollo 4 Saturn V Report Alternate Source
J-2 engine performance analysis flight AS-501 /Apollo 4/ S-2 and S-4B stages
Investigation of SA-501 S-4B auxiliary propulsion system anomalies
ENTRY AERODYNAMICS AT LUNAR RETURN CONDITIONS OBTAINED FROM THE FLIGHT OF APOLLO 4 (AS-501)
По А-6:
Apollo 6 Mission Report
Apollo 6 Press Kit (no pages 49, 60, 61)
Apollo 6 Saturn V Report
Apollo/Saturn 5 Postflight Trajectory: AS-502
Apollo 6 (A-2 or AS-502/020) operational Mode 1 Launch escape vehicle abort plan
APOLLO 6 ENTRY POSTFLIGHT ANALYSIS
APOLLO 6 MISSION - FINAL FLIGHT EVALUATION REPORT
Cloud Comparisons Netween Apollo 6 Photography and ATS 3 and ESSA 3 Photography
Мировая константа (3.14), можно вопрос не по теме?
Кто вы по профессии?
Кто вы по профессии?
п314159> Ну тогда будем считать. Возьмем А-7. Этот полет прекрасно описан.
Ты, как всегда, забыл дать ссылку. Дай ссылку, без неё тебя проверять труднее.
п314159> (я сейчас буду считать граммы. буду мелочиться. так что 7/40 уж извини. потерпи)
п314159> В остаточную массу первой ступени С-1Б пишем (данные НАСА):
п314159> 38342кг - вес металла ступени
п314159> 2514кг - интерстейдж
п314159> 481кг - РДТТ разделения
п314159> 3610кг - остатки топлива
п314159> 4025кг - САС (сбрасывается вскоре разделения 1-2)
п314159> ИТОГО =48972кг или ~49т
п314159> расход топлива считаем так. расход секундный 6111,3фунт/сек или 2772кг/с. Но это если разделить 144,32сек полета и 3сек достартового расхода. Предположим, что до старта расход повышался линейно и предстартовый расход =50%. Тогда полетный расход (1,5+144,3)*2772=~404,2т
п314159> Там была еще графа в топливе 536кг - расход прочего
п314159> Короче, с учетом "прочего" округлим до 405т
Слушай, твои 5 значащих цифр уже просто пугают. А линейное повышение 3-секундного достартового расхода и 144,32 с полёта просто убили.
Словом, там 38342+2514+481+3610+4025=49 т металла. Время полёта 145 секунд, расход топлива 2,8 т/с, всего 406 тонн. Начальная масса 455 т. Минус прочее плюс всякое.
п314159> Вторая ступень пишем:
п314159> сухой вес металла =9912кг
п314159> инструментальник =1934кг
п314159> адаптер корабля = 1788кг
п314159> остаток топлива = 1983кг
п314159> ИТОГО = 15617кг или ~15,6т
п314159> расход топлива - 103,9т
п314159> "прочее"=650кг (видимо испарение водорода и пр.)
п314159> в итоге округлим расход массы до 104,5т
п314159> Итак, вторая ступень с учетом переходника-адаптера
п314159> МТ_2=104,5т; МК_2=15,6т
9912+1934+1983=13,8 без адаптера, запас топлива 104,5 т, начальная масса при включении 118 т.
п314159> УИ1=2900м/с УИ2=4168м/с
УИ 1-й ступени, с учётом атмосферного участка, ~285*9,8=2800 м/с, второй 425*9,8=4150 м/с.
п314159> Теперь считаем - возьмем корабль чистым весом 18т (САС и адаптер мы уже учли)
п314159> отношение масс первой ступени ~(592.1/187.1) Vx1~3340м/с
п314159> отношение масс второй ступени ~(138.1/33.6) Vx2~5890м/с
п314159> Итого ХС=9230м/с при наклонении i=28гр +410м/с минус потери -1850м/с
п314159> Итого 9230+410-1850=7790
Берём ПН чистым весом 18 т. Никакого адаптера у нас нет. Стартовая масса будет 455+118+18=591 тонна.
В конце работы 1-й ступени 591-406=185 тонн. Приращение скорости В1=2800*ln(591/185)=3370 м/с.
Начальная масса при включении 2-й ступени 118+18=136 т. В конце работы 2-й ступени 18+13,8+2,0 (остаток топлива)=33,8 тонн. Приращение скорости В2=4150*ln(136/33,8)=5780 м/с.
Суммарная ХС 3370+5780=9150 м/с. Прибавка от вращения Канаверала 410 м/с, итого 9560 м/с. На орбите в 180 км должно быть 7800 м/с, значит, потери порядка 1760 м/с. Цифра вполне разумная. Всё ОК. Ура!
п314159> Смысл - с САС и адптером мы вывели ЧИСТЫЙ груз 18т или 19,8т с адаптером.
"Мы" придали излишнее значение потерям 1850 м/с, сочтя их за нечто вроде мировой константы или по крайней мере универсальной постоянной для всех типов ракет; тогда как в реальности эта цифра может "плавать" на пару сотен м/с от ракеты к ракете, и неопределённость порядка 200 м/с даёт как раз неопределённость порядка пары тонн на орбите в нашем случае.
п314159> Пусть наклонение i=50гр. Тогда прибавка земли меньше на 110м/с что компенсируется уменьшением веса корабля на 1т.
Не удержишься, чтоб не украсть хоть мелочь. Не 110 м/с, а 130 м/с. Плюс высота орбиты.
п314159> Еще раз - Аполлон (САС отдельно, адаптер отдельно, все учли) должен был весить ЧИСТЫХ 17т. А он весил 14,2т
"Аполлон" должен был весить столько, сколько он весил, что наглядно показано образцово-показательным расчётом. С точностью аж до 2-й цифры.
п314159> В полете А-7 мы могли забросить ЧИСТЫЙ вес корабля 18т а вышло всего 14,7т.
Мы забросили столько, сколько могли и хотели.
п314159> У кого какие вопросы? [»]
Нет. Всё сходится.
Ты, как всегда, забыл дать ссылку. Дай ссылку, без неё тебя проверять труднее.
п314159> (я сейчас буду считать граммы. буду мелочиться. так что 7/40 уж извини. потерпи)
п314159> В остаточную массу первой ступени С-1Б пишем (данные НАСА):
п314159> 38342кг - вес металла ступени
п314159> 2514кг - интерстейдж
п314159> 481кг - РДТТ разделения
п314159> 3610кг - остатки топлива
п314159> 4025кг - САС (сбрасывается вскоре разделения 1-2)
п314159> ИТОГО =48972кг или ~49т
п314159> расход топлива считаем так. расход секундный 6111,3фунт/сек или 2772кг/с. Но это если разделить 144,32сек полета и 3сек достартового расхода. Предположим, что до старта расход повышался линейно и предстартовый расход =50%. Тогда полетный расход (1,5+144,3)*2772=~404,2т
п314159> Там была еще графа в топливе 536кг - расход прочего
п314159> Короче, с учетом "прочего" округлим до 405т
Слушай, твои 5 значащих цифр уже просто пугают. А линейное повышение 3-секундного достартового расхода и 144,32 с полёта просто убили.
Словом, там 38342+2514+481+3610+4025=49 т металла. Время полёта 145 секунд, расход топлива 2,8 т/с, всего 406 тонн. Начальная масса 455 т. Минус прочее плюс всякое.
п314159> Вторая ступень пишем:
п314159> сухой вес металла =9912кг
п314159> инструментальник =1934кг
п314159> адаптер корабля = 1788кг
п314159> остаток топлива = 1983кг
п314159> ИТОГО = 15617кг или ~15,6т
п314159> расход топлива - 103,9т
п314159> "прочее"=650кг (видимо испарение водорода и пр.)
п314159> в итоге округлим расход массы до 104,5т
п314159> Итак, вторая ступень с учетом переходника-адаптера
п314159> МТ_2=104,5т; МК_2=15,6т
9912+1934+1983=13,8 без адаптера, запас топлива 104,5 т, начальная масса при включении 118 т.
п314159> УИ1=2900м/с УИ2=4168м/с
УИ 1-й ступени, с учётом атмосферного участка, ~285*9,8=2800 м/с, второй 425*9,8=4150 м/с.
п314159> Теперь считаем - возьмем корабль чистым весом 18т (САС и адаптер мы уже учли)
п314159> отношение масс первой ступени ~(592.1/187.1) Vx1~3340м/с
п314159> отношение масс второй ступени ~(138.1/33.6) Vx2~5890м/с
п314159> Итого ХС=9230м/с при наклонении i=28гр +410м/с минус потери -1850м/с
п314159> Итого 9230+410-1850=7790
Берём ПН чистым весом 18 т. Никакого адаптера у нас нет. Стартовая масса будет 455+118+18=591 тонна.
В конце работы 1-й ступени 591-406=185 тонн. Приращение скорости В1=2800*ln(591/185)=3370 м/с.
Начальная масса при включении 2-й ступени 118+18=136 т. В конце работы 2-й ступени 18+13,8+2,0 (остаток топлива)=33,8 тонн. Приращение скорости В2=4150*ln(136/33,8)=5780 м/с.
Суммарная ХС 3370+5780=9150 м/с. Прибавка от вращения Канаверала 410 м/с, итого 9560 м/с. На орбите в 180 км должно быть 7800 м/с, значит, потери порядка 1760 м/с. Цифра вполне разумная. Всё ОК.
Ура!п314159> Смысл - с САС и адптером мы вывели ЧИСТЫЙ груз 18т или 19,8т с адаптером.
"Мы" придали излишнее значение потерям 1850 м/с, сочтя их за нечто вроде мировой константы или по крайней мере универсальной постоянной для всех типов ракет; тогда как в реальности эта цифра может "плавать" на пару сотен м/с от ракеты к ракете, и неопределённость порядка 200 м/с даёт как раз неопределённость порядка пары тонн на орбите в нашем случае.
п314159> Пусть наклонение i=50гр. Тогда прибавка земли меньше на 110м/с что компенсируется уменьшением веса корабля на 1т.
Не удержишься, чтоб не украсть хоть мелочь.
Не 110 м/с, а 130 м/с. Плюс высота орбиты.п314159> Еще раз - Аполлон (САС отдельно, адаптер отдельно, все учли) должен был весить ЧИСТЫХ 17т. А он весил 14,2т
"Аполлон" должен был весить столько, сколько он весил, что наглядно показано образцово-показательным расчётом. С точностью аж до 2-й цифры.
п314159> В полете А-7 мы могли забросить ЧИСТЫЙ вес корабля 18т а вышло всего 14,7т.
Мы забросили столько, сколько могли и хотели.
п314159> У кого какие вопросы? [»]
Нет. Всё сходится.
Это сообщение редактировалось 18.08.2005 в 12:48
п314159
втянувшийся
Красильников -
видите ли, сайт все ж таки не аутентичный Yahoo! GeoCities: Get a web site with easy-to-use site building tools.
мало ли чего пишут на заборах:P
видите ли, сайт все ж таки не аутентичный Yahoo! GeoCities: Get a web site with easy-to-use site building tools.
мало ли чего пишут на заборах:P
п314159> пока собирался бить пустынского - кто-то порезал его пост [»]
Это была моя работа над ошибками.
[»]Это была моя работа над ошибками.
п314159
втянувшийся
Суммарная ХС 3370+6030=9400 м/с. Прибавка от вращения Канаверала 400 м/с, итого 9800 м/с. На орбите в 180 км должно быть 7800 м/с, значит, потери порядка 2000 м/с. Цифра вполне разумная. Всё ОК.
А долго смеялся
Это ничего не значит. Просто Пустынскому хочется, чтобы при выводе груза более легкого чем можно, скорость была 7800м/с. А почему не 8000м/с?
Мы вычисляем конечную скорость. У большинства ракет потери при выведении всего 1850м/с. Более того
УИ 1-й ступени, с учётом атмосферного участка, ~285*9,8=2800 м/с,
Пустынский украл у народа потери на недорасширение ЖРД первой ступени, которые уже включены в цифру 1850м/с. То бишь он их посчитал дважды. И в итоге он нам заявляет:
"Мы" придали излишнее значение потерям 1850 м/с, сочтя их за нечто вроде мировой константы или по крайней мере универсальной постоянной для всех типов ракет; тогда как в реальности эта цифра может "плавать" на пару сотен м/с от ракеты к ракете, и неопределённость порядка 200 м/с даёт как раз неопределённость порядка пары тонн на орбите в нашем случае.
Начались махания кулаками после драки
С такой неопределенностью у нас бы половина ракет до орбиты не долетали.И не "мы", а при расчетах Сатурн-5 это стабильная цифра. Более того, если обработать статистику, то цифра потерь будет в районе 1850±50м/с
Ситуация выглядит так: Пустынскому нужно как-то придумать, как занизить массу ПН. Вот он и придумал.
Я скажу больше - загнал я цифры в компьютер и прогнал численный счет. Так вот, потери 1850±50м/с это норма для большинства ракет. А для Сатурн-1Б так сошлось при численном счете.
Я уже молчу про то, что наш наперсточник Пустынский по ходу дела УИ1 из 2900 сделал 2800, УИ2 который лежит в диапазоне 4168...4227 сделал меньше меньшего =4150м/с. Но это все придирки
Мы забросили столько, сколько могли и хотели.
п314159> У кого какие вопросы?
Нет. Всё сходится.
да, 7/40 показал себя шуллером высшей квалификации. Вот потери 1850 для Сатурн-5 (ракета тяжелая, тяговооруженнгость низкая, летит долго) ему подходят. А тут недостача - ну давайте натянем потери
п314159
втянувшийся
Начальная масса при включении 2-й ступени 118+18=136 т. В конце работы 2-й ступени 18+13,8+2,0 (остаток топлива)=33,8 тонн. Приращение скорости В2=4150*ln(136/33,8)=5780 м/с.
здесь ошибка. остаток топлива УЖЕ был мною посчитан. проверим цитата из меня любимого:
п314159> Вторая ступень пишем:
п314159> сухой вес металла =9912кг
п314159> инструментальник =1934кг
п314159> адаптер корабля = 1788кг
п314159> остаток топлива = 1983кг
п314159> ИТОГО = 15617кг или ~15,6т
п314159> расход топлива - 103,9т
п314159> "прочее"=650кг (видимо испарение водорода и пр.)
п314159> в итоге округлим расход массы до 104,5т
п314159> Итак, вторая ступень с учетом переходника-адаптера
п314159> МТ_2=104,5т; МК_2=15,6т
ну или ~13,8т без адаптера.
а теперь смотрите за руками Пустынского - как двигаются наперстки:
Суммарная ХС 3370+5780=9150 м/с. Прибавка от вращения Канаверала 410 м/с, итого 9560 м/с. На орбите в 180 км должно быть 7800 м/с, значит, потери порядка 1760 м/с. Цифра вполне разумная. Всё ОК. Ура!
и другая версия:
Суммарная ХС 3370+6030=9400 м/с. Прибавка от вращения Канаверала 400 м/с, итого 9800 м/с. На орбите в 180 км должно быть 7800 м/с, значит, потери порядка 2000 м/с. Цифра вполне разумная. Всё ОК.
итак, любая цифра разумна, если она нужна пустынскому в данный конкретный момент! Ну давайте найдем среднее между двумя "разумными" цифрами (1760+2000)/2=1880м/с. Вот это теплее
ну а теперь берем расчет Пустынского
Берём ПН чистым весом 18 т. Никакого адаптера у нас нет. Стартовая масса будет 455+118+18=591 тонна.
В конце работы 1-й ступени 591-406=185 тонн. Приращение скорости В1=2800*ln(591/185)=3370 м/с.
Начальная масса при включении 2-й ступени 118+18=136 т. В конце работы 2-й ступени 18+13,8=31,8 тонн. Приращение скорости В2=4150*ln(136/31,8)=6030 м/с.
Суммарная ХС 3370+6030=9400 м/с. Прибавка от вращения Канаверала 400 м/с, итого 9800 м/с.
и вычитаем средне-разумную цифру 1880 итого =7920м/с или на 130м/с избыток скорости на орбите 190км. Получается, что мы смогли закинуть грязные 18т (в т.ч. адаптер) на орбиту полуосью ~330км или пусть 160км х 500км
орбитка явно великовата. вполне можно припомнить украденые копейки от УИ обоих ступеней, и закинуть все 20т на низэнько-низэнько типа 160х160.
Вопросы?
п314159
втянувшийся
Еще раз - берем Пустынского вер.1.0
вспоминаем, что остаток топлива мы уже посчитали (Пустынский был невнимателен)
И что же получается? Пустынский "вывел" на орбиту груз 18+2=20т ?
Ну а то, что он взял потери 1760м/с - так он часть потерь скрыл через занижение на 100м/с УИ1
Что тут можно сказать - хочется просто взять 7/40 обнять и расцеловать Приятно иметь дело с единомышленником
Итак, вопрос - где наши 3+ тонны ПН??? Почему из 18 возможных в полете А-7 на орбиту 32град. вывели всего 14,7т ? И так во всех полетах
напомню вкратце
А-5=14,7т
А-7=14,7т
А-Скайлеб-2=14,2
А-Скайлеб-3=14,2
А-Скайлеб-4=14+
А-ЭПАС =14,7
И где мои 18тонн
Берём ПН чистым весом 18 т. Никакого адаптера у нас нет. Стартовая масса будет 455+118+18=591 тонна.
В конце работы 1-й ступени 591-406=185 тонн. Приращение скорости В1=2800*ln(591/185)=3370 м/с.
Начальная масса при включении 2-й ступени 118+18=136 т. В конце работы 2-й ступени 18+13,8+2,0 (остаток топлива)=33,8 тонн. Приращение скорости В2=4150*ln(136/33,8)=5780 м/с.
Суммарная ХС 3370+5780=9150 м/с. Прибавка от вращения Канаверала 410 м/с, итого 9560 м/с. На орбите в 180 км должно быть 7800 м/с, значит, потери порядка 1760 м/с. Цифра вполне разумная. Всё ОК. Ура!
вспоминаем, что остаток топлива мы уже посчитали (Пустынский был невнимателен)
п314159> Вторая ступень пишем:
п314159> сухой вес металла =9912кг
п314159> инструментальник =1934кг
п314159> адаптер корабля = 1788кг
п314159> остаток топлива = 1983кг
п314159> ИТОГО = 15617кг или ~15,6т
п314159> расход топлива - 103,9т
п314159> "прочее"=650кг (видимо испарение водорода и пр.)
п314159> в итоге округлим расход массы до 104,5т
п314159> Итак, вторая ступень с учетом переходника-адаптера
п314159> МТ_2=104,5т; МК_2=15,6т
ну или ~13,8т без адаптера.
И что же получается? Пустынский "вывел" на орбиту груз 18+2=20т ?
Ну а то, что он взял потери 1760м/с - так он часть потерь скрыл через занижение на 100м/с УИ1
Что тут можно сказать - хочется просто взять 7/40 обнять и расцеловать
Приятно иметь дело с единомышленником Итак, вопрос - где наши 3+ тонны ПН??? Почему из 18 возможных в полете А-7 на орбиту 32град. вывели всего 14,7т ? И так во всех полетах
напомню вкратце
А-5=14,7т
А-7=14,7т
А-Скайлеб-2=14,2
А-Скайлеб-3=14,2
А-Скайлеб-4=14+
А-ЭПАС =14,7
И где мои 18тонн
Меня посетила гениальная мысль - беспилотные Аполлоны не кружились на орбите Луны. Их пуляли на сильно вытянутую орбиту уходящую далеко за Луну (так проще и надежней), а по времени получалось, как если бы они сидели на орбите Луны
п314159>
п314159> А долго смеялся
п314159> Это ничего не значит. Просто Пустынскому хочется, чтобы при выводе груза более легкого чем можно, скорость была 7800м/с. А почему не 8000м/с?
7800 м/с - это округление. Что, нужно 7795 м/с? Хорошо, 7795 м/с.
п314159> Мы вычисляем конечную скорость. У большинства ракет потери при выведении всего 1850м/с. Более того
Цифры потерь уже исправлены. Но могло быть и 2000 м/с. И 1600 м/с. У разных ракет значения разные. И могут отличаться на пару сотен м/с туда-сюда.
п314159>
п314159> Пустынский украл у народа потери на недорасширение ЖРД первой ступени, которые уже включены в цифру 1850м/с. То бишь он их посчитал дважды.
В смысле? Там вакуумный УИ, кажется, ок. 295 с (сейчас посмотреть негде), наземный - ок. 265 с. Значит, должно быть в среднем ок. 285 с. Если хочешь - можеть добавить или отнять 5 с, 2 % не играют никакой роли.
п314159>
п314159> Начались махания кулаками после драки С такой неопределенностью у нас бы половина ракет до орбиты не долетали.
Ты не понял. Это НАША неопределённость, это мы не знаем величину действительных потерь. Это мы строим догадки с точностью до пары сотен м/с. Ракетчики-то знают.
п314159> И не "мы", а при расчетах Сатурн-5 это стабильная цифра. Более того, если обработать статистику, то цифра потерь будет в районе 1850±50м/с
Это С-5. А у нас не С-5. У нас С-1В. Уже забыл? Это другая ракета. У неё потери другие (даже стартовая тяговооружённость - ок. 1,35, вместо 1,2 у С-5). Даже в случае С-5, когда у нас были довольно точные данные Шунейко, мы не знали потерь лучше, чем с разбросом 50 м/с. А тут у нас совсем другая ракета, и никаких указаний на величину потерь нет. Поэтому разброс может быть больше 200 м/с.
п314159> Я скажу больше - загнал я цифры в компьютер и прогнал численный счет. Так вот, потери 1850±50м/с это норма для большинства ракет. А для Сатурн-1Б так сошлось при численном счете.
Не надо мне твоего "загнал цифры в компьютер". Подавай ОФИЦИАЛЬНЫЕ ДАННЫЕ о потерях разных ракет. "Протона", "Союза", "Энергии" и проч. И посмотрим тогда.
п314159> Я уже молчу про то, что наш наперсточник Пустынский по ходу дела УИ1 из 2900 сделал 2800, УИ2 который лежит в диапазоне 4168...4227 сделал меньше меньшего =4150м/с. Но это все придирки
2800 - это УИ ок. 285 с. Вполне разумно. Но можешь взять 295 с и получишь ... В1=2900*ln(591/185)=3370 м/с . Т. е. ту самую цифру. Я там просто промахнулся, написал 3370 вместо 3350. Наверное, посчитал по нечаянности с 2900. Так что всё равно цифра получилась правильная. Не получилось у тебя аж 20 м/с выгадать, не получилось...
УИ2 в 4150 - это УИ 423 с. Округлил до пятёрки. Вполне себе ничего, если учесть, что эту цифру указывают в разных местах в диапазоне от 420 с до 430 с. Но можешь взять 4170. Ничего эти 0,5 % не изменят.
п314159> Вот потери 1850 для Сатурн-5 (ракета тяжелая, тяговооруженнгость низкая, летит долго) ему подходят. А тут недостача - ну давайте натянем потери [»]
Дык после исправления ошибок потери оказались 1760 м/с. Тоже вполне нормально. Тяговооружённость высокая...
п314159> Суммарная ХС 3370+6030=9400 м/с. Прибавка от вращения Канаверала 400 м/с, итого 9800 м/с. На орбите в 180 км должно быть 7800 м/с, значит, потери порядка 2000 м/с. Цифра вполне разумная. Всё ОК.
п314159> А долго смеялся
п314159> Это ничего не значит. Просто Пустынскому хочется, чтобы при выводе груза более легкого чем можно, скорость была 7800м/с. А почему не 8000м/с?
7800 м/с - это округление. Что, нужно 7795 м/с? Хорошо, 7795 м/с.
п314159> Мы вычисляем конечную скорость. У большинства ракет потери при выведении всего 1850м/с. Более того
Цифры потерь уже исправлены. Но могло быть и 2000 м/с. И 1600 м/с. У разных ракет значения разные. И могут отличаться на пару сотен м/с туда-сюда.
п314159>
УИ 1-й ступени, с учётом атмосферного участка, ~285*9,8=2800 м/с,
п314159> Пустынский украл у народа потери на недорасширение ЖРД первой ступени, которые уже включены в цифру 1850м/с. То бишь он их посчитал дважды.
В смысле? Там вакуумный УИ, кажется, ок. 295 с (сейчас посмотреть негде), наземный - ок. 265 с. Значит, должно быть в среднем ок. 285 с. Если хочешь - можеть добавить или отнять 5 с, 2 % не играют никакой роли.
п314159>
"Мы" придали излишнее значение потерям 1850 м/с, сочтя их за нечто вроде мировой константы или по крайней мере универсальной постоянной для всех типов ракет; тогда как в реальности эта цифра может "плавать" на пару сотен м/с от ракеты к ракете, и неопределённость порядка 200 м/с даёт как раз неопределённость порядка пары тонн на орбите в нашем случае.
п314159>
п314159> Начались махания кулаками после драки
С такой неопределенностью у нас бы половина ракет до орбиты не долетали.Ты не понял. Это НАША неопределённость, это мы не знаем величину действительных потерь. Это мы строим догадки с точностью до пары сотен м/с. Ракетчики-то знают.
п314159> И не "мы", а при расчетах Сатурн-5 это стабильная цифра. Более того, если обработать статистику, то цифра потерь будет в районе 1850±50м/с
Это С-5. А у нас не С-5. У нас С-1В. Уже забыл? Это другая ракета. У неё потери другие (даже стартовая тяговооружённость - ок. 1,35, вместо 1,2 у С-5). Даже в случае С-5, когда у нас были довольно точные данные Шунейко, мы не знали потерь лучше, чем с разбросом 50 м/с. А тут у нас совсем другая ракета, и никаких указаний на величину потерь нет. Поэтому разброс может быть больше 200 м/с.
п314159> Я скажу больше - загнал я цифры в компьютер и прогнал численный счет. Так вот, потери 1850±50м/с это норма для большинства ракет. А для Сатурн-1Б так сошлось при численном счете.
Не надо мне твоего "загнал цифры в компьютер". Подавай ОФИЦИАЛЬНЫЕ ДАННЫЕ о потерях разных ракет. "Протона", "Союза", "Энергии" и проч. И посмотрим тогда.
п314159> Я уже молчу про то, что наш наперсточник Пустынский по ходу дела УИ1 из 2900 сделал 2800, УИ2 который лежит в диапазоне 4168...4227 сделал меньше меньшего =4150м/с. Но это все придирки
2800 - это УИ ок. 285 с. Вполне разумно. Но можешь взять 295 с и получишь ... В1=2900*ln(591/185)=3370 м/с . Т. е. ту самую цифру. Я там просто промахнулся, написал 3370 вместо 3350. Наверное, посчитал по нечаянности с 2900. Так что всё равно цифра получилась правильная. Не получилось у тебя аж 20 м/с выгадать, не получилось...
УИ2 в 4150 - это УИ 423 с. Округлил до пятёрки. Вполне себе ничего, если учесть, что эту цифру указывают в разных местах в диапазоне от 420 с до 430 с. Но можешь взять 4170. Ничего эти 0,5 % не изменят.
п314159> Вот потери 1850 для Сатурн-5 (ракета тяжелая, тяговооруженнгость низкая, летит долго) ему подходят. А тут недостача - ну давайте натянем потери
[»]Дык после исправления ошибок потери оказались 1760 м/с. Тоже вполне нормально. Тяговооружённость высокая...
[исправлено и дополнено]
п314159>
п314159> здесь ошибка. остаток топлива УЖЕ был мною посчитан. проверим цитата из меня любимого:
А, невнимателен был. Но всё равно странно, чтоб 13,8 было уже с топливом. ...А, так это А-7! Ground Ignition Weights - у него была, действительно, на 2-3 тыс. фунтов более лёгкая ступень S-IVB... Правда, на С-1В ступени действительно были легче, чем на С-5... Не знаю, на столько же или это более ранний вариант? Но в любом случае у него были и недоведённые ещё движки J-2. Так что брать А-7 как типичный нельзя. Ладно, пусть будет 4170*ln(136/31,8)=6060 м/с. Но это с завышением.
п314159> а теперь смотрите за руками Пустынского - как двигаются наперстки:
п314159>
п314159> и другая версия:
п314159>
п314159> итак, любая цифра разумна, если она нужна пустынскому в данный конкретный момент! Ну давайте найдем среднее между двумя "разумными" цифрами (1760+2000)/2=1880м/с. Вот это теплее
Ох ты господи. Любая из этих цифр разумна, да. Т. к. мы не знаем величину потерь.
п314159> ну а теперь берем расчет Пустынского
п314159>
Ну, давай берём цифры по-твоему.
Для 2-й ступени уже получили 6060 м/с Для 1-й ступени берём, как ты очень хотел, 2900*ln(591/185). Это 3370 м/с. Прибавка к скорости на наклонение 50 - это 280 м/с. Складываем: 280+3370+6060=9710 м/с. Берём круговую орбиту 190 км. Это 7780 м/с круговой скорости. Считаем разность: 9710-7780=1930 м/с. Мне эта цифра нравится не больше и не меньше, чем 2000 м/с или 1500 м/с. Тем более, что в неё входят потери на недорасширение - а в цифру 1850 м/с, что мы с помощью Шунейко для С-5 получили, потери на недорасширение не входили.
п314159> и вычитаем средне-разумную цифру 1880 итого =7920м/с или на 130м/с избыток скорости на орбите 190км. Получается, что мы смогли закинуть грязные 18т (в т.ч. адаптер) на орбиту полуосью ~330км или пусть 160км х 500км
п314159> орбитка явно великовата. вполне можно припомнить украденые копейки от УИ обоих ступеней, и закинуть все 20т на низэнько-низэнько типа 160х160.
п314159> Вопросы? [»]
Опять всё сошлось. Вопросов нет.
п314159> Почему из 18 возможных в полете А-7 на орбиту 32град. вывели всего 14,7т
14,7 плюс адаптер - это 16,5 тонн. А ещё полторы тонны - это, во-первых, потому, что двигатели были ещё с недоведённым УИ, а во-вторых, потому, что "perigee (km), 227. - apogee (km), 282". Т. е. полуось не 190 км, а 250 км. Это ещё более 50 м/с необходимой ХС, т. е. ещё ок. полутонны на орбите.
Да, ещё мы не учли, что 2-я ступень тоже тащила САС некоторое время. Прохожий, когда отделялась САС? Сколько 2-я ступень к тому времени работала? Только давай обязательно ссылку.
Словом, Прохожий: самая большая неопределённость у нас - это цифра потерь. Какая она для С-1В, неизвестно. Сравнение с С-5 вообще некорректно. Тяговооружённость 1-й ступени выше, зато второй - ниже. Аэродинамические потери больше (ракета меньше размером). И т. п. Разброс может быть до нескольких сотен м/с. Ну так вот сотни м/с разброса дают как раз пару тонн неопределённости в ПН.
Когда узнаешь ТОЧНО, каковы потери у С-1В - приходи.
п314159>
Начальная масса при включении 2-й ступени 118+18=136 т. В конце работы 2-й ступени 18+13,8+2,0 (остаток топлива)=33,8 тонн. Приращение скорости В2=4150*ln(136/33,8)=5780 м/с.
п314159> здесь ошибка. остаток топлива УЖЕ был мною посчитан. проверим цитата из меня любимого:
А, невнимателен был. Но всё равно странно, чтоб 13,8 было уже с топливом. ...А, так это А-7! Ground Ignition Weights - у него была, действительно, на 2-3 тыс. фунтов более лёгкая ступень S-IVB... Правда, на С-1В ступени действительно были легче, чем на С-5... Не знаю, на столько же или это более ранний вариант? Но в любом случае у него были и недоведённые ещё движки J-2. Так что брать А-7 как типичный нельзя. Ладно, пусть будет 4170*ln(136/31,8)=6060 м/с. Но это с завышением.
п314159> а теперь смотрите за руками Пустынского - как двигаются наперстки:
п314159>
Суммарная ХС 3370+5780=9150 м/с. Прибавка от вращения Канаверала 410 м/с, итого 9560 м/с. На орбите в 180 км должно быть 7800 м/с, значит, потери порядка 1760 м/с. Цифра вполне разумная. Всё ОК. Ура!
п314159> и другая версия:
п314159>
Суммарная ХС 3370+6030=9400 м/с. Прибавка от вращения Канаверала 400 м/с, итого 9800 м/с. На орбите в 180 км должно быть 7800 м/с, значит, потери порядка 2000 м/с. Цифра вполне разумная. Всё ОК.
п314159> итак, любая цифра разумна, если она нужна пустынскому в данный конкретный момент! Ну давайте найдем среднее между двумя "разумными" цифрами (1760+2000)/2=1880м/с. Вот это теплее
Ох ты господи. Любая из этих цифр разумна, да. Т. к. мы не знаем величину потерь.
п314159> ну а теперь берем расчет Пустынского
п314159>
Берём ПН чистым весом 18 т. Никакого адаптера у нас нет. Стартовая масса будет 455+118+18=591 тонна.
п314159> В конце работы 1-й ступени 591-406=185 тонн. Приращение скорости В1=2800*ln(591/185)=3370 м/с.
п314159> Начальная масса при включении 2-й ступени 118+18=136 т. В конце работы 2-й ступени 18+13,8=31,8 тонн. Приращение скорости В2=4150*ln(136/31,8)=6030 м/с.
п314159> Суммарная ХС 3370+6030=9400 м/с. Прибавка от вращения Канаверала 400 м/с, итого 9800 м/с.
Ну, давай берём цифры по-твоему.
Для 2-й ступени уже получили 6060 м/с Для 1-й ступени берём, как ты очень хотел, 2900*ln(591/185). Это 3370 м/с. Прибавка к скорости на наклонение 50 - это 280 м/с. Складываем: 280+3370+6060=9710 м/с. Берём круговую орбиту 190 км. Это 7780 м/с круговой скорости. Считаем разность: 9710-7780=1930 м/с. Мне эта цифра нравится не больше и не меньше, чем 2000 м/с или 1500 м/с. Тем более, что в неё входят потери на недорасширение - а в цифру 1850 м/с, что мы с помощью Шунейко для С-5 получили, потери на недорасширение не входили.
п314159> и вычитаем средне-разумную цифру 1880 итого =7920м/с или на 130м/с избыток скорости на орбите 190км. Получается, что мы смогли закинуть грязные 18т (в т.ч. адаптер) на орбиту полуосью ~330км или пусть 160км х 500км
п314159> орбитка явно великовата. вполне можно припомнить украденые копейки от УИ обоих ступеней, и закинуть все 20т на низэнько-низэнько типа 160х160.
п314159> Вопросы? [»]
Опять всё сошлось.
Вопросов нет.п314159> Почему из 18 возможных в полете А-7 на орбиту 32град. вывели всего 14,7т
14,7 плюс адаптер - это 16,5 тонн. А ещё полторы тонны - это, во-первых, потому, что двигатели были ещё с недоведённым УИ, а во-вторых, потому, что "perigee (km), 227. - apogee (km), 282". Т. е. полуось не 190 км, а 250 км. Это ещё более 50 м/с необходимой ХС, т. е. ещё ок. полутонны на орбите.
Да, ещё мы не учли, что 2-я ступень тоже тащила САС некоторое время. Прохожий, когда отделялась САС? Сколько 2-я ступень к тому времени работала? Только давай обязательно ссылку.
Словом, Прохожий: самая большая неопределённость у нас - это цифра потерь. Какая она для С-1В, неизвестно. Сравнение с С-5 вообще некорректно. Тяговооружённость 1-й ступени выше, зато второй - ниже. Аэродинамические потери больше (ракета меньше размером). И т. п. Разброс может быть до нескольких сотен м/с. Ну так вот сотни м/с разброса дают как раз пару тонн неопределённости в ПН.
Когда узнаешь ТОЧНО, каковы потери у С-1В - приходи.
Это сообщение редактировалось 18.08.2005 в 18:28
п314159
втянувшийся
п314159> Это ничего не значит. Просто Пустынскому хочется, чтобы при выводе груза более легкого чем можно, скорость была 7800м/с. А почему не 8000м/с?
7800 м/с - это округление. Что, нужно 7795 м/с? Хорошо, 7795 м/с.
Нет, вопрос в другом - почему у тебя конечная скорость должна быть круговой? Если ракета имеет избыток энергетики, то у тебя в конце скорость может быть выше круговой.
Цифры потерь уже исправлены. Но могло быть и 2000 м/с. И 1600 м/с. У разных ракет значения разные. И могут отличаться на пару сотен м/с туда-сюда.
А вот Мишин пишет, что у всех советских ракет ХС=9,3..9,4км/с или иначе говоря Vпотерь=1840±50м/с
Теперь смотрим, как брокер 7/40 играет на понижение потерь С-1Б в сравнении с С-5:
Это С-5. А у нас не С-5. У нас С-1В. Уже забыл? Это другая ракета. У неё потери другие (даже стартовая тяговооружённость - ок. 1,35, вместо 1,2 у С-5).
Дык после исправления ошибок потери оказались 1760 м/с. Тоже вполне нормально. Тяговооружённость высокая...
и на повышение:
самая большая неопределённость у нас - это цифра потерь. Какая она для С-1В, неизвестно. Сравнение с С-5 вообще некорректно. Тяговооружённость 1-й ступени выше, зато второй - ниже. Аэродинамические потери больше (ракета меньше размером). И т. п.
Правда состоит в том, что если прибавить к 1760 украденые 100м/с УИ-1 то выйдет как раз 1860м/с что ближе к истине:D
Тем более, что в неё входят потери на недорасширение - а в цифру 1850 м/с, что мы с помощью Шунейко для С-5 получили, потери на недорасширение не входили.
заявляю решительный протест и требую занести в протокол - при расчете С-5 потери УИ на недорасширения входили в сумму потерь. Я считал исходя из тарифного пакета - "все включено"
И Пустынский это знал, но либо забыл, либо ему это не выгодно вспоминать п314159> Почему из 18 возможных в полете А-7 на орбиту 32град. вывели всего 14,7т
14,7 плюс адаптер - это 16,5 тонн. А ещё полторы тонны - это, во-первых, потому, что двигатели были ещё с недоведённым УИ, а во-вторых, потому, что "perigee (km), 227. - apogee (km), 282". Т. е. полуось не 190 км, а 250 км. Это ещё более 50 м/с необходимой ХС, т. е. ещё ок. полутонны на орбите.
Так, это еще смешнее - аФон и 7/40 заодно против меня
Так, во-первых он был (УИ) гнедоведенным аж до полетов на Скайлеб и ЭПАС?
Или как?Второе - 18т это без вес адаптера. С адаптером должно быть 19,5...20,0т
Пустынский нашел 1,5т и еще 0,5т. Но 16,5+2=18,5 А где еще 1,5т???
Где деньги Зин?Хорошо. Пусть УИ хромал настолько, что не 1,5 а все 3т туда ушли.
полторы тонны для второй ступени - это вместо ~Ln(138/33,8)
иметь ln(136,5/32,3) или минус ~3% от УИ
три тонны - это уже минус ~5% от УИ
Хочу заметить, что если УИ на 5% хуже стандарта, то тогда "хромой" УИ порядка 4170*0,95=3960 или 404сек.
Что - так все плохо!?
Впрочем, если 425сек -3%=412сек. Это ниже плинтуса.п314159> орбитка явно великовата. вполне можно припомнить украденые копейки от УИ обоих ступеней, и закинуть все 20т на низэнько-низэнько типа 160х160.
п314159> Вопросы?
Опять всё сошлось. Вопросов нет.
Ну вот и славно. Осталось узнать кто съел наши три-четыре тонны ПН и все ОК
Господа, лунный Аполлон - 28 тонн, а орбитальный -14 тонн.
В него недоливали топливо, как получилось 14 из 28 т ?
В него недоливали топливо, как получилось 14 из 28 т ?
п314159> Хочу заметить, что если УИ на 5% хуже стандарта, то тогда "хромой" УИ порядка 4170*0,95=3960 или 404сек.
п314159> Ну вот и славно. Осталось узнать кто съел наши три-четыре тонны ПН и все ОК
УИ и съел, ежу понятно.
Прохожий, а сколько С-5 выведет ПН на 185 км если УИ J-2 равен 404сек?
ПН 100 тонн?
п314159> Ну вот и славно. Осталось узнать кто съел наши три-четыре тонны ПН и все ОК
УИ и съел, ежу понятно.
Прохожий, а сколько С-5 выведет ПН на 185 км если УИ J-2 равен 404сек?
ПН 100 тонн?
О, симпатичные модельки для выведения РН, входа в атмосферу и еще кое-чего: Yahoo! GeoCities: Get a web site with easy-to-use site building tools. . Imho вполне подойдут также для разоблачения шарлатанских прохожих "дифурок", из которых следуют неизбежные перегрузки в 20 g
п314159> 7800 м/с - это округление. Что, нужно 7795 м/с? Хорошо, 7795 м/с.[/QUOTE]
п314159> Нет, вопрос в другом - почему у тебя конечная скорость должна быть круговой? Если ракета имеет избыток энергетики, то у тебя в конце скорость может быть выше круговой.
Ну так в тех самых запусках С-1В так и было. Ракета имела избыток скорости над круговой в пределах сотни м/с, и потому апогей был высоким. Ну а на потери, конечно, приходилось меньше.
п314159>
п314159> А вот Мишин пишет, что у всех советских ракет ХС=9,3..9,4км/с или иначе говоря Vпотерь=1840±50м/с
Как ты можешь верить Мишину? Ты ж давно установил, что он обманщик, что он советский народ и Политбюро обманул. А теперь ты ему веришь...
Кстати, при чём тут советские ракеты? Какие он имел в виду? "Протон", "Союз"? Те - трёхступенчатые. И неводородные.
п314159> Теперь смотрим, как брокер 7/40 играет на понижение потерь С-1Б в сравнении с С-5:
п314159>
п314159>
п314159> и на повышение:
п314159>
Я тебе с самого начала грю: неопределённость потерь - самый большой фактор неизвестности. И она даёт неопределённость в ПН в тонну-другую.
п314159> Правда состоит в том, что если прибавить к 1760 украденые 100м/с УИ-1 то выйдет как раз 1860м/с что ближе к истине:D
Так вроде, последняя моя цифра была ок. 1930 м/с, но это с запасом... Всё одно - это в пределах нашей неопределённости.
п314159>
п314159> заявляю решительный протест и требую занести в протокол - при расчете С-5 потери УИ на недорасширения входили в сумму потерь. Я считал исходя из тарифного пакета - "все включено" И Пустынский это знал, но либо забыл, либо ему это не выгодно вспоминать
Входили? Я уже не помню. Ну, пусть себе входили, мне не жалко. Бери себе 20 м/с на этих потерях и радуйся.
п314159> Так, во-первых он был (УИ) гнедоведенным аж до полетов на Скайлеб и ЭПАС? Или как?
Или как. До А-10, вроде бы. Или А-9?
п314159> Второе - 18т это без вес адаптера. С адаптером должно быть 19,5...20,0т
Нет, у меня прикидка как раз БЕЗ адаптера. Проверь.
п314159> Пустынский нашел 1,5т и еще 0,5т. Но 16,5+2=18,5 А где еще 1,5т??? Где деньги Зин?
Тебе полторы тонны для полного счастья не хватает? Всего? Ну вот ты придёшь с этими полутора тоннами к НАСА, будешь требовать... А они тебе скажут: "Знаешь, дружок, на самом деле полная грузоподъёмность достигается при меньшем гарантийном запасе топлива. Вот если сжечь ещё одну-полторы тонны топлива в баках - будет у нас как раз заявленная ПН..." И что ты им ответишь? Что так нечестно?
п314159> Хорошо. Пусть УИ хромал настолько, что не 1,5 а все 3т туда ушли.
п314159> полторы тонны для второй ступени - это вместо ~Ln(138/33,8)
п314159> иметь ln(136,5/32,3) или минус ~3% от УИ
п314159> три тонны - это уже минус ~5% от УИ
п314159> Хочу заметить, что если УИ на 5% хуже стандарта, то тогда "хромой" УИ порядка 4170*0,95=3960 или 404сек.
У них, кажется, даже больше тяга хромала, чем УИ. А это - ещё дополнительные гравитационные потери. Они у 2-й ступени данной РН должны быть немаленькими.
п314159> Ну вот и славно. Осталось узнать кто съел наши три-четыре тонны ПН и все ОК [»]
Дык вроде у тебя только 1,5 тонн недавно недоставало? А теперь уже 4?
Не забудь: у меня как раз 18 т вышло (с адаптером). При потерях ок. 1930 м/с. Завышенных при том...
п314159> Нет, вопрос в другом - почему у тебя конечная скорость должна быть круговой? Если ракета имеет избыток энергетики, то у тебя в конце скорость может быть выше круговой.
Ну так в тех самых запусках С-1В так и было. Ракета имела избыток скорости над круговой в пределах сотни м/с, и потому апогей был высоким. Ну а на потери, конечно, приходилось меньше.
п314159>
Цифры потерь уже исправлены. Но могло быть и 2000 м/с. И 1600 м/с. У разных ракет значения разные. И могут отличаться на пару сотен м/с туда-сюда.
п314159> А вот Мишин пишет, что у всех советских ракет ХС=9,3..9,4км/с или иначе говоря Vпотерь=1840±50м/с
Как ты можешь верить Мишину? Ты ж давно установил, что он обманщик, что он советский народ и Политбюро обманул. А теперь ты ему веришь...
Кстати, при чём тут советские ракеты? Какие он имел в виду? "Протон", "Союз"? Те - трёхступенчатые. И неводородные.
п314159> Теперь смотрим, как брокер 7/40 играет на понижение потерь С-1Б в сравнении с С-5:
п314159>
Это С-5. А у нас не С-5. У нас С-1В. Уже забыл? Это другая ракета. У неё потери другие (даже стартовая тяговооружённость - ок. 1,35, вместо 1,2 у С-5).
п314159>
Дык после исправления ошибок потери оказались 1760 м/с. Тоже вполне нормально. Тяговооружённость высокая...
п314159> и на повышение:
п314159>
самая большая неопределённость у нас - это цифра потерь. Какая она для С-1В, неизвестно. Сравнение с С-5 вообще некорректно. Тяговооружённость 1-й ступени выше, зато второй - ниже. Аэродинамические потери больше (ракета меньше размером). И т. п.
Я тебе с самого начала грю: неопределённость потерь - самый большой фактор неизвестности. И она даёт неопределённость в ПН в тонну-другую.
п314159> Правда состоит в том, что если прибавить к 1760 украденые 100м/с УИ-1 то выйдет как раз 1860м/с что ближе к истине:D
Так вроде, последняя моя цифра была ок. 1930 м/с, но это с запасом... Всё одно - это в пределах нашей неопределённости.
п314159>
Тем более, что в неё входят потери на недорасширение - а в цифру 1850 м/с, что мы с помощью Шунейко для С-5 получили, потери на недорасширение не входили.
п314159> заявляю решительный протест и требую занести в протокол - при расчете С-5 потери УИ на недорасширения входили в сумму потерь. Я считал исходя из тарифного пакета - "все включено"
И Пустынский это знал, но либо забыл, либо ему это не выгодно вспоминать Входили? Я уже не помню. Ну, пусть себе входили, мне не жалко. Бери себе 20 м/с на этих потерях и радуйся.
п314159> Так, во-первых он был (УИ) гнедоведенным аж до полетов на Скайлеб и ЭПАС?
Или как?Или как. До А-10, вроде бы. Или А-9?
п314159> Второе - 18т это без вес адаптера. С адаптером должно быть 19,5...20,0т
Нет, у меня прикидка как раз БЕЗ адаптера. Проверь.
п314159> Пустынский нашел 1,5т и еще 0,5т. Но 16,5+2=18,5 А где еще 1,5т???
Где деньги Зин?Тебе полторы тонны для полного счастья не хватает? Всего? Ну вот ты придёшь с этими полутора тоннами к НАСА, будешь требовать... А они тебе скажут: "Знаешь, дружок, на самом деле полная грузоподъёмность достигается при меньшем гарантийном запасе топлива. Вот если сжечь ещё одну-полторы тонны топлива в баках - будет у нас как раз заявленная ПН..." И что ты им ответишь? Что так нечестно?
п314159> Хорошо. Пусть УИ хромал настолько, что не 1,5 а все 3т туда ушли.
п314159> полторы тонны для второй ступени - это вместо ~Ln(138/33,8)
п314159> иметь ln(136,5/32,3) или минус ~3% от УИ
п314159> три тонны - это уже минус ~5% от УИ
п314159> Хочу заметить, что если УИ на 5% хуже стандарта, то тогда "хромой" УИ порядка 4170*0,95=3960 или 404сек.
У них, кажется, даже больше тяга хромала, чем УИ. А это - ещё дополнительные гравитационные потери. Они у 2-й ступени данной РН должны быть немаленькими.
п314159> Ну вот и славно. Осталось узнать кто съел наши три-четыре тонны ПН и все ОК
[»]Дык вроде у тебя только 1,5 тонн недавно недоставало? А теперь уже 4?
Не забудь: у меня как раз 18 т вышло (с адаптером). При потерях ок. 1930 м/с.
Завышенных при том...
Реклама Google — средство выживания форумов :)
п314159
втянувшийся
а сколько С-5 выведет ПН на 185 км если УИ J-2 равен 404сек?
ПН 100 тонн?
Двумя ступенями? без третьей? вечером скажу.
О, симпатичные модельки для выведения РН, входа в атмосферу и еще кое-чего: Space Models . Imho вполне подойдут также для разоблачения шарлатанских прохожих "дифурок", из которых следуют неизбежные перегрузки в 20 g
Вам, Красильников, никто не мешает опровергать лично. Но будте добры - пишите: вот это неправльно потому что потому, а правильно так вот по этому. Общие рассуждения не проходят. Напишите Вашу модель. Мы потом сравним, проведем обсуждение...
Как ты можешь верить Мишину? Ты ж давно установил, что он обманщик, что он советский народ и Политбюро обманул. А теперь ты ему веришь...
Кстати, при чём тут советские ракеты? Какие он имел в виду? "Протон", "Союз"? Те - трёхступенчатые. И неводородные.
Еще раз - я Мишина критикую как плохого руководителя и организатора, человека не лучших моральных качеств. Но - он хороший теоретик, грамотный специалист, профессор, академик и пр. В отличие от Пустынского
Второе - суммарная ХС и потери не зависят от химического состава топлива и для большинства ракет ложатся в круг "диаметром" 100м/с
Входили? Я уже не помню. Ну, пусть себе входили, мне не жалко. Бери себе 20 м/с на этих потерях и радуйся.
Благодарствую
п314159> Так, во-первых он был (УИ) недоведенным аж до полетов на Скайлеб и ЭПАС? Или как?
Или как. До А-10, вроде бы. Или А-9?
Не понял???
Что нам делать с полетами С-1Б после всех состоявшихся полетов С-5? как быть с полетами 1973-1975гг?п314159> Пустынский нашел 1,5т и еще 0,5т. Но 16,5+2=18,5 А где еще 1,5т??? Где деньги Зин?
Тебе полторы тонны для полного счастья не хватает? Всего? Ну вот ты придёшь с этими полутора тоннами к НАСА, будешь требовать... А они тебе скажут: "Знаешь, дружок, на самом деле полная грузоподъёмность достигается при меньшем гарантийном запасе топлива. Вот если сжечь ещё одну-полторы тонны топлива в баках - будет у нас как раз заявленная ПН..." И что ты им ответишь? Что так нечестно?
1,5т не хватало при хромом УИ=412сек. При нормально УИ нам не хватало всех трех тонн.
Я им отвечу, что все данные согласно таблицам НАСА. В т.ч. по расходам и недоборам топлива.
Если эти данные ошибочны, пусть так и скажут. Или дадут справку, что формула Циолковского - это нечестно
У них, кажется, даже больше тяга хромала, чем УИ. А это - ещё дополнительные гравитационные потери. Они у 2-й ступени данной РН должны быть немаленькими.
п314159> Ну вот и славно. Осталось узнать кто съел наши три-четыре тонны ПН и все ОК
Дык вроде у тебя только 1,5 тонн недавно недоставало? А теперь уже 4?
Нет, ты мне про тягу сейчас молчи. Сказал что хромал УИ - рассказывай. Как хромал, на сколько. Где об этом ты читал? у аФона!?
НАСА писало хоть раз, хоть где, что у них УИ хромал на 5%??? Цитата есть? Дык вроде у тебя только 1,5 тонн недавно недоставало? А теперь уже 4?
Не забудь: у меня как раз 18 т вышло (с адаптером). При потерях ок. 1930 м/с. Завышенных при том...
Нет мой мальчик - 1,5т не хватало при хромом УИ=412сек. При нормально УИ нам не хватало всех трех тонн. А если бы ты не завышал потери до 1930 то не хватило бы 3,5-4,0т
Ты давай про низкий УИ мне цитаты. Может я поверю и переделаю свою версию? Так на сколько-сколько хромал?
Copyright © Balancer 1997..2021
Создано 29.04.2005
Связь с владельцами и администрацией сайта: anonisimov@gmail.com, rwasp1957@yandex.ru и admin@balancer.ru.
Создано 29.04.2005
Связь с владельцами и администрацией сайта: anonisimov@gmail.com, rwasp1957@yandex.ru и admin@balancer.ru.
