Можно ли доверять данным книги "Ракетостроение" И.И. Шунейко?

Можно ли доверять весовым данным системы Saturn-V/Apollo, приведенным в книге И.И.Шунейко "Ракетостроение"?

К примеру, в одной из таблиц пишется, что вес служебного отсека составляет 22700-22800 кг, а ниже по тексту пишется, что общий вес служебного отсека составляет 23,3 т. Далее в той же таблице вес лунного корабля равен 14500 кг, но ниже приводится цифра 14710 кг.

Так же не совсем ясно какой был вест РН Saturn-V. Из приведенных данных по стартовому весу всех трех ступеней можно посчитать, что стартовый вес РН (видимо без корабля Apollo) составляет 2720,95 т, но в таблице привродится число 2728,5 т. Если даже учесть вес двух переходников 4,07 т (из той же таблицы), то и в этом случае не получается данная цифра. Пишется так же, что сухой вес ракеты равен 235 т. Очевидно здесь учтена масса корабля Apollo.

Что автор понимает под сухим весом ракеты/ступени? Что он понимает под веом конструкции ступени? Что он понимает под стартовым весом ракеты/ступени. Честно говоря мне не совсем понятно. Из таблицы однозначно следует только то, что стартовый вес ступени равен сумме сухого веса ступени и веса топлива, но что тогда подразумевается под сухим/стартовым весом всей РН?

Вес Аполлонов, лунных модулей и самой РН Сатурн-5 менялись от миссии к миссии. Точные цифры весов можно найти на сайте НАСА (спросите у Красильникова). А "Ракетостроение" Шунейко не справочник по программе Сатурн-Аполлон, он мог себе позволить указывать средние цифры с некоторой погрешностью.

Вес Аполлонов, лунных модулей и самой РН Сатурн-5 менялись от миссии к миссии. Точные цифры весов можно найти на сайте НАСА (спросите у Красильникова). А "Ракетостроение" Шунейко не справочник по программе Сатурн-Аполлон, он мог себе позволить указывать средние цифры с некоторой погрешностью.

 

Да дело в том, что Alexx даже Шунейко до конца не дочитал Далее у него отдельные главы по каждому полету, а там приводятся весовые сводки именно для этого полета.

Кроме того, может быть, кое-где есть ошибки распознавания. Сами понимаете, не исключено.

Да дело в том, что Alexx даже Шунейко до конца не дочитал Далее у него отдельные главы по каждому полету, а там приводятся весовые сводки именно для этого полета.

 

Там действиетльно приводятся весовые данные для каждой отдельной миссии, но в разных миссиях варьироваться могли только весовые характеристики корабля Apollo и топлива в ступенях ракеты. Мне хотелось бы знать точный вес конструкции первой, второй и третьей ступени ракеты Saturn-V, ведь он должен был быть одинаков на сколько я понимаю?

Еще не совсем понятно, почему у Шунейко "сухой вес" отличается от "веса конструкции". Обычно в таблицах характеристик других РН приводились данные о "сухом весе конструкции".

Правильно ли я понимаю, что сухой вес - это вес заправленной ступени за вычетом веса топлива?

ALexx> Можно ли доверять данным книги "Ракетостроение" И.И. Шунейко?

Чтоб недоверять данным из книги Шунейко надо найти расхождения его данных с официальными данными НАСА по каждой конкретной миссии и каждому элементу системы. Это имеет место быть или вы просто не проверяли?

Мне хотелось бы знать точный вес конструкции первой, второй и третьей ступени ракеты Saturn-V, ведь он должен был быть одинаков на сколько я понимаю?

 

Не факт. Кроме количества топлива могли вноситься незначительные изменения к конструкцию РН, меняться вес вспомогательных рабочих тел (газов) и т.п.

Там действиетльно приводятся весовые данные для каждой отдельной миссии, но в разных миссиях варьироваться могли только весовые характеристики корабля Apollo и топлива в ступенях ракеты. Мне хотелось бы знать точный вес конструкции первой, второй и третьей ступени ракеты Saturn-V, ведь он должен был быть одинаков на сколько я понимаю?

 

Есть в технике такое понятие как допуски. Представьте сбе, что масса ступеней имеет допуск, для примера скажем ±0.1% Сколько килограмм набертся на кажой сотне тонн конструкции?

Собирался открыть подобный топик, да вот Alexx меня опередил. Бывает же такое.
Шунейко не один такой, у Вейда импульс J-2 421 сек.

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.

 

Уж сколько с этими углами было возни...

Чтобы увеличить апогей орбиты до 18 350 км, был отключен на 15 сек ЖРД служебного отсека.

 

4 апреля 1968 г. основной блок весом 28 600 кг без пилотов был запущен ракетой-носителем Saturn V на орбиту ИСЗ.
Программой предусматривался вывод ракетой-носителем Salurn V со стартовым весом 2820 г на орбиту ожидания высотой 185 км полезной нагрузки весом 120 т.
/-/
Ступень S-IC работала точно по номинальной программе и параметры были близки к расчетным. После выключения двигательной установки ЖРД F-1, проработавшей 148 сек,скорость полета ракеты была 2730 м/сек.

 

Итак, двигателями первой ступени выработано 148*5*(800/304)=1947т топлива. Нихрена себе номинальная программа.
Должно быть 2080

После отделения ступени S-II, чтобы компенсировать недостающую скорость, продолжительность работы ЖРД J-2 ступени S-IVB была увеличена до 170 сек, вместо расчетных 141 сек; это привело к перерасходованию 10 т топлива и не позволило в дальнейшем перевести S-IVB на орбиту с апогеем 517 000 км.

 

Отсюда импульс 100*(170-141)/10=290!
Опровергать будем или просто выпьем за керосиновый j-2?

Программой предусматривался вывод ракетой-носителем Salurn V со стартовым весом 2820

г

на орбиту ожидания высотой 185 км полезной нагрузки весом 120 т

 

Ракета-носитель Saturn V Apollo-12, в основном такая же, как и ракета-носитель Apollo-11, имела измененную регулировку расхода топлива. У ЖРД F-1 расход топлива был доведен до 13 031,26 кг/сек, что обеспечило увеличение тяги двигательной установки на взлете до 3 459 663,74 кг и на высоте, перед выключением центрального ЖРД, до 4 105 087 кг; тяга двигательной установки ступени S-II увеличена с 499 915 до 527 262 кг; тяга ЖРД S-IVB увеличена с 80 350 до 94 200 кг.

 

Ну тогда импульс F-1 4 105 087 / 13 031,26 = 315.

Просто так на основе прочтения Шунейко делать выводы нельзя: у него немало опечаток, раз, и его данные неполны, два. В сети есть пэдээфэшный отчёт о работе носителя в этом старте. Все выводы надо делать на основе него. http://klabs.org/history/history_docs/jsc_t/apollo_06_saturn_v.pdf
7-40

 

Шунейко не один такой, у Вейда импульс J-2 421 сек.

 

И что?

Уж сколько с этими углами было возни...

 

Какой возни? Просто алексы и прохожие эти уголки как-то проглядели

Чтобы увеличить апогей орбиты до 18 350 км, был отключен на 15 сек ЖРД служебного отсека.

 

Теперь к явным опечаткам придираться начали?

Итак, двигателями первой ступени выработано 148*5*(800/304)=1947т топлива. Нихрена себе номинальная программа.
Должно быть 2080
Отсюда импульс 100*(170-141)/10=290!
Опровергать будем или просто выпьем за керосиновый j-2?

 

Что опровергать-то?
То, что наш юрачина множит и делит что-то, а что - сам не понимает? Где учтено, что центральный двигатель выключается раньше боковых, например?

Что опровергать-то?
То, что наш юрачина множит и делит что-то, а что - сам не понимает? Где учтено, что центральный двигатель выключается раньше боковых, например?

 

Итак, двигателями первой ступени выработано 148*5*(800/304)=1947т топлива. Нихрена себе номинальная программа.
Должно быть 2080

 

Здесь от учета выключения двигателя быдет только хуже.

Отсюда импульс 100*(170-141)/10=290!
Опровергать будем или просто выпьем за керосиновый j-2?

 

А здесь третья ступень, там один двигатель

1) самый главный вопрос - а не менялись ли данные НАСА за эти годы!? ;D ;D ;D

Дело в том, что Шунейко и Ко работали с ОПУБЛИКОВАНЫМИ тогда данными. При всех возможных ошибках и опечатках - не факт, что новые данные НАСА совпадают со старыми ;D

Скажу больше, многие данные НАСА носят предположительный характер даже по их собственным замечаниям

2) то что касается УИ, весов сутпеней и пр - не нужно все понимать буквально. Сухой вес, остаточный вес и вес конструкции - не одно и тоже. даже сухой и конструкционный вес - для желающих предлагаю найти развесовку НАСА и увидеть, из какого офигенного наюора подробностей это вес складывается.
скажем, порох РДТТ входит в конструкционный вес, но не в сухой - он расходуется. остаточный вес больше веса сухого на сумму недобора топлива, массу газов наддува и пр. короче - можно и запутаться

3)УИ у них вообще штука гулящая особо J-2 если он вообще был ;D а не имел место LR-89-LH2

Можно ли доверять весовым данным системы Saturn-V/Apollo, приведенным в книге И.И.Шунейко "Ракетостроение"?

К примеру, в одной из таблиц пишется, что вес служебного отсека составляет 22700-22800 кг, а ниже по тексту пишется, что общий вес служебного отсека составляет 23,3 т. Далее в той же таблице вес лунного корабля равен 14500 кг, но ниже приводится цифра 14710 кг.

Так же не совсем ясно какой был вест РН Saturn-V. Из приведенных данных по стартовому весу всех трех ступеней можно посчитать, что стартовый вес РН (видимо без корабля Apollo) составляет 2720,95 т, но в таблице привродится число 2728,5 т. Если даже учесть вес двух переходников 4,07 т (из той же таблицы), то и в этом случае не получается данная цифра. Пишется так же, что сухой вес ракеты равен 235 т. Очевидно здесь учтена масса корабля Apollo.

Что автор понимает под сухим весом ракеты/ступени? Что он понимает под веом конструкции ступени? Что он понимает под стартовым весом ракеты/ступени. Честно говоря мне не совсем понятно. Из таблицы однозначно следует только то, что стартовый вес ступени равен сумме сухого веса ступени и веса топлива, но что тогда подразумевается под сухим/стартовым весом всей РН?

 

Во-первых, массы ВСЕХ ракет различались между собой. В их конструкцию постоянно вносились небольшие изменения и модификации, кроме того, заправка каждой из ракет различалась. Даже конструкции, в которые не вносились модификации, имеют различные массы при изготовлении различных экземпляров из-за допусков и выпусков. Именно поэтому масса каждой детали после изготовления специально определялась.

Совершенно непонятно, к каким конкретно изделиям относятся Ваши примеры; расхождения в цифрах могут быть из-за того, что они приведены для разных изделий, из-за того, что в разных случаях они считались по-разному (например, с едой для пилотов или без неё ) или из-за округления, или из-за опечаток, или из-за ошибок сканирования. Во всех Ваших примерах расхождение всего порядка 1 % или меньше, так что вообще непонятно, о каком доверии речь.

Если Вам интересны цифры, называемые их источником, т. е. насой, то советую книжку APOLLO BY THE NUMBERS , APOLLO BY THE NUMBERS: A Statistical Reference by Richard W. Orloff . Там достаточно подробно расписаны весовые и прочие сводки для всех пилотируемых миссий "Аполлона". Правда, данные не в метрической системе, а в американской.

Собирался открыть подобный топик, да вот Alexx меня опередил. Бывает же такое.
Шунейко не один такой, у Вейда импульс J-2 421 сек.

 

Импульс каждого экземпляра двигателя был уникален и отличался от импульса всех остальных экземпляров. Кроме того, импульс двигателя зависел от соотношения окислитель/горючее, а это соотношение менялось в ходе полёта, особенно на 3-й ступени.

Уж сколько с этими углами было возни...

 

Вы возитесь, Ваши проблемы.

Итак, двигателями первой ступени выработано 148*5*(800/304)=1947т топлива. Нихрена себе номинальная программа.
Должно быть 2080

 

Что такое 304? УИ в атмосфере заметно меньше. Что такое 800? Тяга меньше. В результате всех этих округлений Вы насчитали разницу всего-то 1 %. Даже удивительно, учитывая метод. Называется "измерять микрометром - отмечать мелом - отрубать топором".

Отсюда импульс 100*(170-141)/10=290!
Опровергать будем или просто выпьем за керосиновый j-2?

 

Пить-то пейте, да не спейтесь. Что вообще это такое? Что Вы считаете и как?

Ну тогда импульс F-1 4 105 087 / 13 031,26 = 315.

 

Что это?

Итак, сейчас Пустынский (7-40) нам решит задачу.
Дано: есть некий реактивный двигатель. как он называется и на чем работает - не важно
но известно, что если увеличить время работы двигателя с 141сек до 170сек (т.е. на 29сек) то это приведет к дополнительному расходу топлива на 10т.
Также известно, что тяга данного двигателя примерно 1МН~102тс.
Вопрос - определить УИ этого агрегата

Смогем!?

у Вейда импульс J-2 421 сек

 

У Вейда вообще полно ляпов, это общеизвестно. Разве что - не таким дремучим опровергателям

Отсюда импульс 100*(170-141)/10=290!

 

Интересно, захочет ли 7-40 учить еще одного опровергателя? Может Прохожего хватит?

1) самый главный вопрос - а не менялись ли данные НАСА за эти годы!?

 

И что - сильно поменялись? На сколько хрен десятых?

2) то что касается УИ, весов сутпеней и пр - не нужно все понимать буквально. Сухой вес, остаточный вес и вес конструкции - не одно и тоже. даже сухой и конструкционный вес - для желающих предлагаю найти развесовку НАСА и увидеть, из какого офигенного наюора подробностей это вес складывается.
скажем, порох РДТТ входит в конструкционный вес, но не в сухой - он расходуется. остаточный вес больше веса сухого на сумму недобора топлива, массу газов наддува и пр. короче - можно и запутаться

 

О, я вижу уроки 7-40 не прошли для вас даром! Ну хоть в чем-то...

3)УИ у них вообще штука гулящая

 

Угу. Особенно в зависимости от высоты, дросселирования и соотношения компонентов. Причем у всех реально летающих ЖРД...
Я понимаю - обидно, но се ля ви.

Вопрос - определить УИ этого агрегата

 

Сфероконь в вакууме.
Это на какой высоте?

Сфероконь в вакууме.
Это на какой высоте?

 

там же где и конь - о-о-ченьт высоко. в вакууме. мыж говорим про третью ступень - неужели не понятно!?

Импульс каждого экземпляра двигателя был уникален и отличался от импульса всех остальных экземпляров.

 

Да. Импульсы у каждого движка разные. Поставило Рокетдайн двигатели - а какой импульс - а не знаем, ониж у всех разные, вы запустите, посмотрите. Шутка. ;D

Кроме того, импульс двигателя зависел от соотношения окислитель/горючее, а это соотношение менялось в ходе полёта, особенно на 3-й ступени.

 

Как же я не догадался, Вейд для соотношения 1:2 импульс дал. Непонятно только, почему не для 1:1.

Что такое 304? УИ в атмосфере заметно меньше.

 

Вы что, всерьез думаете, что у двигателя разный расход в атмосфере и вакууме? Ведь тяга изменяется во столько же раз, во сколько и импульс.

Что такое 800? Тяга меньше.

 

Тяга меньше - Вам же хуже.

В результате всех этих округлений Вы насчитали разницу всего-то 1 %. Даже удивительно, учитывая метод. Называется "измерять микрометром - отмечать мелом - отрубать топором".

 

Ну реально расхождение БОЛЬШЕ. Для Вас что, расхождение 1% - мало? А еслиб ракетчикам мало было, смогли бы они запустить эту ракету?

Что это?

 

Это у Шунейко расход и тяга приведены.

Интересно, захочет ли 7-40 учить еще одного опровергателя? Может Прохожего хватит?

 

Прохожего хватит, он тут 7-40 научил, у всех студентов Владислава-Веньямина клавиатура утопла в слезах. :'(

Угу. Особенно в зависимости от высоты

 

Когда же Вы поймете, что это идет в потери. Вы на ИракВаре случайно не Зомбированый Кролик?

Сфероконь в вакууме.

 

Для Вас Да. Для Вас определить импульс движка по расходу и тяге - сфероконь в вакууме.

Это на какой высоте?

 

Высота сокращается.

НУ КОГДА ЖЕ ВЫ ПОЙМЕТЕ ЧТО ТАКОЕ ХАРАКТЕРИСТИЧЕСКАЯ СКОРОСТЬ, КАК СООТНОСЯТСЯ РАСХОД, ТЯГА И ИМПУЛЬСЯ И ЧТО ТАКОЕ ПОТЕРИ НА НЕДОРАСЩИРЕНИЕ?

Да. Импульсы у каждого движка разные. Поставило Рокетдайн двигатели - а какой импульс - а не знаем, ониж у всех разные, вы запустите, посмотрите. Шутка. ;D

 

Не шутите так. К сведению: даже две чайные ложки, выпущенные на одном заводе в одной партии - разные.

Как же я не догадался, Вейд для соотношения 1:2 импульс дал. Непонятно только, почему не для 1:1.

 

Таких соотношений нет.

Вы что, всерьез думаете, что у двигателя разный расход в атмосфере и вакууме? Ведь тяга изменяется во столько же раз, во сколько и импульс.

 

Расход разный при разных соотношениях окислителя и горючего. Соответственно меняется тяга, почти пропорционально. УИ тоже меняется, но не так сильно. На проценты.

Тяга меньше - Вам же хуже.Ну реально расхождение БОЛЬШЕ. Для Вас что, расхождение 1% - мало? А еслиб ракетчикам мало было, смогли бы они запустить эту ракету?

 

Повторяю: цифры разные потому, что взяты для разных случаев.

Это у Шунейко расход и тяга приведены.

 

А... Ну, тогда посмотрите не Шунейко, а тот пэдээфэшник по А-6 на насовском сайте. Там должны быть подробности.

Не шутите так. К сведению: даже две чайные ложки, выпущенные на одном заводе в одной партии - разные.

 

Я знаю, я про десатки секунд, у Вейда 415.

Таких соотношений нет.

 

Как нет? Это не используется на Сатурне, но что мешеает Вейду дать импульс двигателя в режиме в котором он никогда не работает? Вы ведь первым про соотношение вспомнили? У него 425 - 5.5:1, 430 - 4.5:1. Так что где-то за пределами должно быть соотношение чтоб импульс 415.

Расход разный при разных соотношениях окислителя и горючего. Соответственно меняется тяга, почти пропорционально. УИ тоже меняется, но не так сильно. На проценты.

 

Постойте! При чем здесь соотношение горючего и окислителя? Я ведь тут не про соотношение, Вы тут заикнулись про изменение расхода при изменениии давления.

Повторяю: цифры разные потому, что взяты для разных случаев.

 

Что, заправка Аполлона-4 1947 тонн?

А... Ну, тогда посмотрите не Шунейко, а тот пэдээфэшник по А-6 на насовском сайте. Там должны быть подробности.

 

У меня нет желания его скачивать, там все равно насовцы все тщательно подделали, а если плохо, то Вы скажите, что это опечатка.

там все равно насовцы все тщательно подделали,

 

Это верно. Очень тщательно. Выглядит как настоящее.

там все равно насовцы все тщательно подделали,

 

Не можете докопаться? Типа подтверждаете тезис, что опровергатели не могут найти противоречия?

Это не используется на Сатурне, но что мешеает Вейду дать импульс двигателя в режиме в котором он никогда не работает? Вы ведь первым про соотношение вспомнили? У него 425 - 5.5:1, 430 - 4.5:1. Так что где-то за пределами должно быть соотношение чтоб импульс 415.

 

Вы догадливы.

Постойте! При чем здесь соотношение горючего и окислителя? Я ведь тут не про соотношение, Вы тут заикнулись про изменение расхода при изменениии давления.

 

Расход меняется при соотношении компонент. Вместе с тягой.

Что, заправка Аполлона-4 1947 тонн?

 

Без понятия. Мне это не интересно.

У меня нет желания его скачивать, там все равно насовцы все тщательно подделали, а если плохо, то Вы скажите, что это опечатка.

 

Именно так. Насовцы всё тщательно подделали. И у Шунейко могут быть опечатки. А Вы что думали?

Не можете докопаться? Типа подтверждаете тезис, что опровергатели не могут найти противоречия?

 

Противоречия я нашел, все притворились, что их не видят.

Вы догадливы.

 

Ну так почему у Вейда дан для такого соотношения импульс, может на таком соотношении и использовали? :o

Расход меняется при соотношении компонент. Вместе с тягой.

 

Итак, напомню, о чем мы спорим.
Вначале Вы сказали, что для расчета расхода нужно знать изменение импульса по высоте ;D ;D ;D

Итак, двигателями первой ступени выработано 148*5*(800/304)=1947т топлива. Нихрена себе номинальная программа.
Должно быть 2080

 

Что такое 304? УИ в атмосфере заметно меньше. Что такое 800? Тяга меньше. В результате всех этих округлений Вы насчитали разницу всего-то 1 %. Даже удивительно, учитывая метод. Называется "измерять микрометром - отмечать мелом - отрубать топором".

 

Долго ржал над этим, ведь можно брать вакуумный импульс и вакуумную тягу, можно атмосферный импульс и атмосферную тягу, можно подводный импульс и подводную тягу, результат одинаков.
Bell подхватил:

Угу. Особенно в зависимости от высоты, дросселирования и соотношения компонентов. Причем у всех реально летающих ЖРД...
Я понимаю - обидно, но се ля ви.

 

От дросселрования и соотношения компонентов конечно зависит, а от высоты... Тяга и импульсда но расход...
Я ответил:

Вы что, всерьез думаете, что у двигателя разный расход в атмосфере и вакууме? Ведь тяга изменяется во столько же раз, во сколько и импульс.

 

7-40 вспомнил, что студенты на него смотрят, и хотел сделать вид, что писал про изменение расхода в зависимости от соотнашения

Расход разный при разных соотношениях окислителя и горючего. Соответственно меняется тяга, почти пропорционально. УИ тоже меняется, но не так сильно. На проценты.

 

Первый пост был

Что такое 304? УИ в атмосфере заметно меньше. Что такое 800? Тяга меньше. В результате всех этих округлений Вы насчитали разницу всего-то 1 %. Даже удивительно, учитывая метод. Называется "измерять микрометром - отмечать мелом - отрубать топором".

 

Ну и где тут про соотношение компонентов?

Ну так почему у Вейда дан для такого соотношения импульс, может на таком соотношении и использовали?

 

Спросите у Вейда.

Вначале Вы сказали, что для расчета расхода нужно знать изменение импульса по высоте

 

Да.

Долго ржал над этим, ведь можно брать вакуумный импульс и вакуумную тягу, можно атмосферный импульс и атмосферную тягу, можно подводный импульс и подводную тягу, результат одинаков.

 

Правда?

Ну и где тут про соотношение компонентов?

 

Там, где гриться о J-2

Правда?

 

Правда, правда, Вы попробуйте подойти к какомунибудь двигателисту и спросить "как различается расход у этого двигателя в атмосфере и в вакууме?". Посмотрим, что он Вам ответит.

Там, где гриться о J-2

 

Итак, двигателями первой ступени выработано 148*5*(800/304)=1947т топлива. Нихрена себе номинальная программа.
Должно быть 2080

 

Что такое 304? УИ в атмосфере заметно меньше. Что такое 800? Тяга меньше. В результате всех этих округлений Вы насчитали разницу всего-то 1 %. Даже удивительно, учитывая метод. Называется "измерять микрометром - отмечать мелом - отрубать топором".

 

Значит на первой ступени J-2?