Лунная ПН Сатурн-5 была на 4 тонны меньше декларируемой

> такой ЖРД как Ф-1 не может иметь УИ ниже ~305сек. Поэтому его УИ считать верным

Откуда 305?
Вот тут пишут, что 263 сек http://epizodsspace.testpilot.ru/bibl/raketostr3/1-1.html


>и не вижу никакого смысла увеличивать сухой вес S-II.

Сухой вес аномально низкий у второй ступени, кроме того наса признает, что она не заладилась ее переделывали, отошли от проекта chapter 7

>Замечание №2: масса отсека второй ступени + масса выведеного груза не может быть выше 147т. Или 42,9т+104,4т=147,3т Поэтому аномальный остаток топлива был не 10т а примерно 9,3т.

Давайте доверимся данным НАСА

Переходник 1-й – 2-й ступени: 4985 кг
- - - - - - - - - - - - - - -
Сухая 2-я ступень: 36 686кг
Кислород в баке: 7 407 кг
Кислород в нижнем баке: 767 кг
Газообразный кислород в баке осадки топлива: 1998 кг
Топливо в баке: 2620 кг
Топливо в нижнем баке: 123 кг
Газообразное топливо в баке осадки топлива: 800 кг
Стартовый бак: 2 кг
Прочее: 34 кг
- - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - -
Всего 2-я ступень: 50 437 кг
- - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - -
Переходник 2-й ступени: 3453 кг
- - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - -
Всего станция: 88497 кг "
http://klabs.org/history/history_docs/jsc_t/skylab_I_saturn_v.pdf ( 30 Мбайт)

Топлива осталось 2620 + 7 407=10 тонн
Плюс прочая газообразная хрень 3 тонны

---

Не понял почему в вашем расчете вы не дали ни копейки для гарантийного запаса топлива

>> такой ЖРД как Ф-1 не может иметь УИ ниже ~305сек. Поэтому его УИ считать верным
аФон+> Откуда 305?
аФон+> Вот тут пишут, что 263 сек http://epizodsspace.testpilot.ru/bibl/raketostr3/1-1.html

Это на уровне моря, дураня...

>>> такой ЖРД как Ф-1 не может иметь УИ ниже ~305сек. Поэтому его УИ считать верным
аФон+>> Откуда 305?
аФон+>> Вот тут пишут, что 263 сек http://epizodsspace.testpilot.ru/bibl/raketostr3/1-1.html
Y.K.> Это на уровне моря, дураня...

И что, баран?
Она по твоему сразу в вакуум прыгнула (ракета-то)?

>такой ЖРД как Ф-1 не может иметь УИ ниже ~305сек

Прохожий, Вы в курсе, что генераторный газ выбрасывался в сопло в районе БУБЛИКА и вылетал из сопла с мизерной скоростью, а он составлял 3% всего топлива?

Прохожий, вот расчет с учетом Ваших поправок
УИ J-2 равен 411 сек

Впрочем, можно его и поднять, если опустить УИ Ф-1, ибо я брал 300 сек, а можно было брать и меньше (до 3% от декларируемого, ибо у Ф-1 3% горючего не участвовало ваще в создании импульса)

Да, и я брал ваши 9,3 тонн остаток, но это неверно!
НАСА декларирует остаток топлива в 13 тонн (10+3)

аФон, слушайте меня сюда.

1)общая ХС ракеты вычисляется исходя из УИ в вакууме. Считайте это аксиомой. постулатом потери от недобора УИ на нижних стадиях ВКЛЮЧАЮТСЯ в общие потери ХС за весь полет.

2)насчет Ф-1. дело в том, что есть у самолетов ТРД, а есть ТРДД. так вот - Ф-1 это такой себе аналог ТРДД.
процессы в "бублике" и за ним выглядят так: 3% холодного газа смешиваются с 97% горячего газа.
для наглядности будем считать, что этот генераторный газ имеет вообще комнатную температуру (утрирую, конечно он горячее)
так вот - новая температура будет условно в 1,03раза меньше. а масса вылетающего из сопла газа в 1,03 раза больше. Но от температуры УИ зависит как Корень(Т) а от массы линейно, поэтому суммарный УИ вырастит в Корень(1,03) раз или на ~1,5% выше . Понятно?
Далее. УИ камеры выше чем УИ двигателя. Так вот - для ЖРД без дожигания УИ уже приведен с учетом потерь на привод ТНА.
Если газ ТНА выбрасывать отдельно, то УИ малого сопла выброса ТНА обычно берется как ~30% от УИ камеры.

т.е. УИ Ф-1 без выброса в сопло=97% УИ камеры +3% УИ ТНА ~= 97% УИ Камеры +3%*30% УИ камеры = ~98% УИ камеры.

Иначе говоря - 304сек УИ Ф-1 это 98% УИ камеры Ф-1

Если сбрасывать генераторный газ в сопло, то суммарный УИ будет ~97%+1,5%=98,5% т.е. на 0,5% выигрыш из-за бублика.

Поэтому могу вам со всей ответственностью сказать, что проведенные расчеты, в т.ч. на компьютере, позволяют утверждать, что ЖРД Ф-1 с его параметрами должен иметь УИ ~305сек в вакууме С УЧЕТОМ ПОТЕРЬ на привод ТНА.

2)насчет остатков топлива. Дело в том, что когда вы берете цифру 42,9т вес ступени №2 в момент сброса, то в ней уже есть остаток топлива равный ~3..4т
Так что копейку на гарантийный запас я дал

3)поэтому недорасход равен 9,3т посчитанный исходя из задекларированных времен работы ЖРД. иначе суммарная масса на орбите перевалит за 148т чего просто даже в фантазиях НАСА быть не могло. Больше чем на 147т они даже не претендуют

еще раз - 9,3т это аномальный НЕДОРАСХОД, а не полный остаток.


Так шта если мы возьмем даже ваш ГО весом 6,7т и полностью израсходуем все топливо, все что надо сбросим, УИ Ф-1 возьмем как надо, никого утяжелять не будем, то вам УИ J-2 менее ~390с хватит с головой

А если трезво взглянуть на массу самого Скайлеба...

> 2)насчет остатков топлива. Дело в том, что когда вы берете цифру 42,9т вес ступени №2 в момент сброса, то в ней уже есть остаток топлива равный ~3..4т

То есть у Вас гарантированный запас взят на уровне ниже 1%
Мало.
Смело можно брать 2%
Поэтому я оставил (добавил) 5 тонн в ступени к тем что в ней уже есть когда берем цифру 42,9т

>процессы в "бублике" и за ним выглядят так: 3% холодного газа смешиваются с 97% горячего газа

Так выглядят процессы в Н-1 (движок на первой ступени С-1), а бублик находится на КОНЦЕ сопла Ф-1, к которому приделана насадка (юбка)


См также Почему у Сатурна-5 горела задница? том 2

Посему нихрена газы не успевают смешаться

>Далее. УИ камеры выше чем УИ двигателя. Так вот - для ЖРД без дожигания УИ уже приведен с учетом потерь на привод ТНА.
>Если газ ТНА выбрасывать отдельно, то УИ малого сопла выброса ТНА обычно берется как ~30% от УИ камеры.

У Ф-1 это не так, газ выбрасывается через дырочки бублика почти с нулевой скоростью (этот газ не способен создать никакую тягу и посему УИ от него близок к нулю)

аФон, вы пребываете в плену жудких заблуждений

1) "бублик" находится как раз посередине сопла.
нет отдельно "сопла", и отдельно "насадка".
это ВСЕ сопло. оно просто соединяется из двух деталей по-вашему в насадке газ больше не расширяется!?

аФон> Посему нихрена газы не успевают смешаться

нихрена!? как вы себе представляете - газы и не смешиваются!? газы в сопле и в ТНА принципиально ничем не отличаются, тотже "суповой набор" из Н2О, СО2, СО, Н2,...
и чего им не смешиваться!? вы отрицаете броуновское движение?
попробуйте посчитать длину свободного пробега молекулы в сопле - и дайте этому оценку. ОК?

>газ выбрасывается через дырочки бублика почти с нулевой скоростью

да ну!? с нулевой скоростью газ так бы в сопле и остался. Но его там нет! он таки из сопла куда-то выходит
аФон, вот вы стравливаете газ из баллона просто через кусок трубы наружу. как вы себе представляете - с какой скоростью движется газ? для простоты будем считать что стравливаете в вакуум.

>этот газ не способен создать никакую тягу и посему УИ от него близок к нулю

почему??? что значит "не способен"? документы не в порядке!?
любой газ будучи выпущен в вакуум из открытого штуцера уж со скоростью звука так будет вылетать. а если добавить сопло-дифузор так еще быстрее.


аФон, вы мне поясните - вы что и вправду считаете, что в сопле будут двигаться каких-то два разных газа?

да, забыл. Если из остаточной массы S-II 42,9т вычесть указанную вами сухую 36,6т то разница будет 6,3т разных компонентов, в т.ч. топлива и газов наддува.

Если из вашей цифры 50,4т итогового веса S-II вычесть 42,9 то останется 7,5т аномального превышения. Так что в моих предположениях мы недожгли даже больше ~9,3т.
посему можно откорректировать - т.е. уменьшить аномальный остаток до 7,5т отчего УИ-2 еще сильнее уменьшится

Andropov> да, забыл. Если из остаточной массы S-II 42,9т вычесть указанную вами сухую 36,6т то разница будет 6,3т разных компонентов, в т.ч. топлива и газов наддува.
Andropov> Если из вашей цифры 50,4т итогового веса S-II вычесть 42,9 то останется 7,5т аномального превышения. Так что в моих предположениях мы недожгли даже больше ~9,3т.

7,5 тонн могут оказаться никакой не аномалией, а нормой, если сухая масса S-II была не 36,6 , а 40,6, то 7,5 - это два процента гарантированного остатка, а посему все начинает становиться на свои места

Andropov> посему можно откорректировать - т.е. уменьшить аномальный остаток до 7,5т отчего УИ-2 еще сильнее уменьшится

Да-да, соласен уменьшить остаток до 7,5т, но он не аномальный, а самый что ни наесть НОРМАЛЬНЫЙ - чуть менее 2% (это гарант запас в ступени сухим весом 40,6т).

Так что УИ увеличится
Станет 415,0

В этом случае С-5 поздних модернизаций мог пульнуть к Луне 44,2 тонны, то есть ему не хватало до 45 тонн чуть меньше тонны

Прохожий, а почемы Вы берете импульс J-2 при расчетах С-5, а не J-2S ???

У J-2S импульс больше на 4%

J-2S 436 sec
J-2 421 sec
J-2S
J-2

аФон, не вижу никакого смысла в вашей гипотезе, что сухая масса S-II была на 4т больше. т.е. предположить можно, просто чтобы за уши натянуть УИ второй ступени
Точно также можно предполагать любые остатки топлива по вашему вкусу - будут соответственно результаты.

Я же предлагаю вам другую гипотезу - давайте возьмем сухой вес S-II такой как заявлен. ОК? давайте будем исходить из того, что в остатке будет оставаться как и заявляется НАСА, т.е. в пределах 3..4т. Пускай!

далее мы делаем простейший опыт - считаем, какой УИ-2 должен быть чтобы вывести на орбиту 74,7т Скайлеб + все что вы пожелаете по вкусу. Простейший случай.
В нашей гипотезе ОДНО единственное допущение - что на самом деле С-5 летела как положенно, т.е. все переходники отделялись и все топливо израсходовано по норме.
Из этого простейшего предположения следует, что УИ-2 достаточно около 380сек.

Теперь есть другое предположение: УИ Ф-1 занижен! т.е. на самом деле он выше заявленый 304сек.
Ну смотрите сами - РД-111 при примерно тех же давлениях в сопле и камере имел УИ=317сек и тоже был открытой схемы без дожигания.

>Теперь есть другое предположение: УИ Ф-1 занижен! т.е. на самом деле он выше заявленый 304сек.
>Ну смотрите сами - РД-111 при примерно тех же давлениях в сопле и камере имел УИ=317сек и тоже был открытой схемы без дожигания.

В америке керосинки делать оптимальные не умели и не умеют.

> аФон, не вижу никакого смысла в вашей гипотезе, что сухая масса S-II была на 4т больше. т.е. предположить можно, просто чтобы за уши натянуть УИ второй ступени

Сравните водородный бак Шаттла и 2-ую супень С-5
Или вторую ступень энергии и 2-ую супень С-5
А ведь на них ультрасовременные материалы по сравнению с С-5 и все равно они проигрывают сатурноавской ступени ее отношению сухой вес к топливу (движки выкинуть)

> Я же предлагаю вам другую гипотезу - давайте возьмем сухой вес S-II такой как заявлен. ОК? давайте будем исходить из того, что в остатке будет оставаться как и заявляется НАСА, т.е. в пределах 3..4т. Пускай!

> далее мы делаем простейший опыт - считаем, какой УИ-2 должен быть чтобы вывести на орбиту 74,7т Скайлеб + все что вы пожелаете по вкусу. Простейший случай.
> В нашей гипотезе ОДНО единственное допущение - что на самом деле С-5 летела как положенно, т.е. все переходники отделялись и все топливо израсходовано по норме.
Из этого простейшего предположения следует, что УИ-2 достаточно около 380сек.

Все верно. Вы зафиксировали все параметры ракеты и варьируете только УИ на S-II
Но варьировать можно все параметры

Почему можно варьировать УИ Ф-1?
Потому что Ф-1 керосинка, а америкосы не умели делать оптимальные керосиновые движки
Вот смотрите движок H-1 (Saturn 1 H-1 engines) Rocketdyne H-1 - Wikipedia, the free encyclopedia


УИ 289 сек, что же америкосы не выжали из него 300 с ?


Почему можно допустить увеличение веса S-II я уже сказал выше

Обратие внимание УИ второй ступени Saturn I 410 сек

Data for the Original Saturn I
Parameter /S-I - 1st Stage/ S-IV - 2nd Stage/ S-V - 3rd Stage
Height (m) 24.48/ 12.19 /9.14
Diameter (m) 6.52/ 5.49/ 3.05
Gross mass (kg) 432,681/ 50,576 /15,600
Empty mass (kg) 45,267 /5,217 /1,996
Engines Eight - H-1/ Six - RL-10/ Two - RL-10
Thrust (kN) 7,582/ 400 /133 /
ISP (seconds) 288/ 410/ 425 /
ISP (kN·s/kg) 2.82 4.02 4.17
Burn duration (s) 150/ 482 /430
Propellant LOX/RP-1 / LOX/LH2 / LOX/LH2

 

Ваша цитата насчет Saturn-1 забавна сама по себе. возможно вы заметили
>S-IV - 2nd Stage/ S-V - 3rd Stage

S-IV без букавки "Бэ" - она же третья ступень С-5

однако насчет 410сек должен вас огорчить
дело в том, что RL-10 никогда в космос не летал.
Вообще этот двигатель начал летать на Атлас-Центавр.
первый летный RL-10A имел УИ=425сек.
во втором полете А-Центавра был RL-10A-3-1 УИ=433
к седьмому полету А-Центавра сделали RL-10A-3-3 УИ=444с и потом 17лет подряд ничего в нем не меняли.

поэтому цитата неверна

>Сравните водородный бак Шаттла и 2-ую супень С-5

сравнение не в пользу С-5
бак Шаттла на ~705т топлива весит всего около ~35т (сейчас и того меньше) или ~5%

что означает для S-II вес отсека ~440т*5% = ~22т плюс 5 ЖРД J-2 по ~1,6т каждый итого ~30т. добавим сюда всякие фланцы, арматуру и пр. допустим всем гамузом ~20% сверху
Всего вес 31т+20% = ~36т.

Так что как видите сухой вес отсека S-II весит ровно столько, сколько ему положено. Поэтому утяжелять ее смысла никакого.

Теперь насчет Н-1. Дело в том, что его давление в камере что-то около 40атм. Скажем его потомок RS-27 который летает до сих пор имеет давление в камере всего 48атм и степень расширения всего 8:1. И альфа очень мала ок/г= ~2,25:1 дает УИ=296сек.

Все таки у Ф-1 степень расширения 15:1 т.е. почти вдвое больше.
давление в камере выше ~65атм (пишут до 78атм но я им не верю ) да и альфа больше ок/г= ~2,32:1

так шта натянуть жалкие 2-3% УИ дополнительно можно легким движением руки было бы желание. Просто видно им это дорого

Конструктивное совершенство измеряется относительной массой сухой конструкции топливного отсека или бака к массе топлива. При этом в массу топливного отсека не входит масса основных и вспомогательных двигателей, приборов системы управления и телеизмерений. Для ступени "Центавр" с его модификациями группы до АС-8 и АС-15 совершенство достигает значений от 0,118 до 0,0714, при массе заправляемого топлива 14 т. Наименьшее значение соответствует конструкции со сбросом в полете теплозащитных панелей. Для ступени С-4 конструктивное совершенство достигает значений от 0,094 до 0,0884 при массе компонентов топлива порядка 106 т. Для С-2 этот коэффициент для группы отсеков до АС-503 составляет 0,074 и для поздней модификации АС-508 - 0,0573 при массе топлива 452 т. Б.И.Губанов. Триумф и трагедия «Энергии»

 

То есть для ступеней до АС-503 сухой S-II вес отсека топлива составлял 33,4 тонн (с движками 42 тонны)
И вот НА ТЕБЕ, о ЧУДО, для поздней модификации S-II АС-508 вес отсека топлива составляет 25,8 (с движками 34 тонны)

Урезали S-II на 8 тонн

Вот я Вам и говорю, что из этих восьми тонн 4 тонны - ЛИПА.

если быть совсем точным, то вес отсека С-2 изменился с ~40т до ~36т или всего на 4т. восьми не было.

Y.A.> если быть совсем точным, то вес отсека С-2 изменился с ~40т до ~36т или всего на 4т. восьми не было.

0,074 - 0,0573 = 0.016
0.016*452=7.5 тонн

Забавно, что запас топлива с А10 по А17 вырос в ступени S-II

с 445 тонн (981,866lb) до 457 (1,004,545 lb) т.е. на 12 тонн


У А-8 декларируется ваще мизер 430 тонн, то есть на тот момент ступень вмещала якобы на 27 тонн меньше (457-430). Типа ошибка проектировки

Остаток топлива декларируется на уровне 3.7 т(А10) 3 тонн (А17)


Launch Vehicle Propellant Usage

Раз уж вы аФон таки перешли на фалы статистики... Дело в том, что у Губанова не совсем точные цифры.

Обратите внимание - по третьей ступени коррективов нуль. Отчего то стала легче и более вместительней первая и вторая.

хотя должен тем не менее заметить, что вес второй ступени более менее адекватен, ибо у нее диаметр даже больше чем бак шаттла. А конструктивное совершенство зависит от отношения поверхности бака к его объему - чем выше диаметр, тем отношение V/S больше (примерно линейно зависит от диаметра).

Прохожий, я вас както уже спрашивал, вы так и не ответили: как вам удалось олучить на керосине УИ в 380 секунд?

>как вам удалось олучить на керосине УИ в 380 секунд?
а никак.
меня интересовало число, а не бытовые подробности как это было сделано. я уже в шутку писал, что согласен на "бракованный" водород

впрочем, американцы экспериментировали с алюминизированным гелем в гептиле. Глушко тоже - его аналоги с гидрид-берилиевым гелем давали до 400сек. Кто знает...
Можно вместо геля добавлять пентаборан. Тоже хорошо!

однако с учетом того, что по моей гипотезе Скайлеб, его ГО и т.д. весили гораздо меньше - эдак тон на 20, то УИ можно снизить до приемлимых 330..340сек которые конечно же легко можно получить скажем на высотной версии LR-89 или RS-27

> Прохожий, я вас както уже спрашивал, вы так и не ответили: как вам удалось олучить на керосине УИ в 380 секунд?

Элементарно, Ватсон.
Керосина в водородную ступень влезает по массе гораздо больше, потому и импульс можно понизить до 330 сек


> хотя должен тем не менее заметить, что вес второй ступени более менее адекватен, ибо у нее диаметр даже больше чем бак шаттла. А конструктивное совершенство зависит от отношения поверхности бака к его объему - чем выше диаметр, тем отношение V/S больше

Шаттл сделан из ультрасовременных материалов, которых не было и в помине в 60-е.
Ну а то что объем баков 2-й и первой ступени все время рос, от старта к старту, а габариты не менялись наводит на дурные мысли

так я и "втиснул" - кислорода оставил сколько было, а керосина втиснул сколько на него хватит окислителя, т.к. лишнего тоже не надо. В итоге заправка S-II увеличилась на сто с лишним тон. вот и весь фокус-покус

Y.A.> так я и "втиснул" - кислорода оставил сколько было, а керосина втиснул сколько на него хватит окислителя, т.к. лишнего тоже не надо. В итоге заправка S-II увеличилась на сто с лишним тон. вот и весь фокус-покус

Прохожий, почему Вы не эволюционируете?
Вам же показано, что со 100% вероятностью там керосин быть не мог, его не скроешь.
Факел керосиновый виден даже на высоте 200 км без бинокля, а у свидетелей старта были не просто бинокли, у них были минителескопы.

Дорабатывайте свою версию после каждого вскрытого в ней прокола, иначе это превращается в сектантство, в неспособность трезво смотреть на реальность.