-
/dd75b29aa1bd.jpg)
Идиот-Клуб (2)
Теги:
/dd75b29aa1bd.jpg)
Karev1
Karev1>> Это вы зря про 8К63 ввязялись. Я ж говорил, что там каждую молекулу изучил, кажный электрон куда бежит...
Nikomo> Вы лично разрабатывали 8Д59? И все про него знаете? А я про 8К63 ничего и не говорил.
Лично - не разрабатывал - мал был.8Д59 - ДУ 8К63, отказы ДУ - это отказы ракеты. Двигатель самая сложная часть ракеты и наверное половину времени изучения ракеты пришлось на двигатель.
Karev1>> При разработке проблемы неизбежны. Однако все они были решены. Никакого пушечного запуска на 8Д59 не было. Выход на режим обеспечивался задержкой подачи одного из компонентов (кажется окислителя). Что касается конечной ступени, то опять же все проблемы были решены - 8Д59 - один из надежнейших двигателей. Летал много дясятилетий, сотни пусков. В одном из них участвовал. Даже не слышал про какие-то отказы на 8К63. При том что пуски проводились с двигателями простоявшими на боевом дежурстве по 20 с лишним лет.
Nikomo> Проблемы, конечно, были решены. Иначе и не летала бы. То, что Вы говорите о задержке подачи окислителя (именно окислителя, это верно) как раз и свидетельствует, что проблемы-то были.
Nikomo> Вот их и решают таким способом - чтобы давление в КС не возросло и не разорвало двигатель.
Nikomo> А "пушечный" запуск все-же был (еще раз - Вы лично разрабатывали этот двигатель?). Так это ж и свидетельствует о том, что двигатель надежный. Задержка подачи окислителя, она сколько у Вас по времени будет?
Вы неправильно понимаете понятие "пушечный запуск". Отсутствие промежуточной ступени еще вовсе не означает пушечный запуск. "П. з." - это когда двигатель сразу включается в номинальный режим, без всяких ухищрений по замедлению пуска. Такой пуск применяется только на маленьких ракетах, типа зенитных. Время задержки - не помню уже. А замедление пуска используется не зависимо от того были проблемы с двигателем или не были. Сам по себе пушечный запуск - проблема, т.к. требует перетяжеления двигателя от первоначального заброса давления. Кстати, меня сильно удивило, когда здешние защитники объяснили ускоренное движение взлетной ступени ЛМ как раз пушечным запуском ДУ ЛМ.Что само по себе крайне странно.
Nikomo> Про конечную ступень Вы бы могли сослаться и двигатель Фау-2. Там тоже было такое, ну и что из этого следует? То, что любой ЖРД можно дросселировать как угодно? Вы спорите не со мной, Вы спорите с авторами учебников...
Nikomo> Конечная ступень и глубокое дросселирование в установившемся режиме - это не то же самое. Попробуйте доказать. И не на словах, а конкретно, с цифрами, формулами и т.п.
Я не спорю с учебниками. В чем вы видите разницу между глубоким дросселированием и конечной ступенью? Во времени работы? Nikomo> А то сказать-то можно всякое.
Nikomo> И что, F-1 был ненадежен? Он взрывался в полете? Вот двигатели J-2 отказывали, это было. А F-1, были отказы, чтобы он не работал? А двигатель H-1, были аварии?
Nikomo> Дросселировался F-1, примерно на 12%. А дальше - никаких гарантий, что будет работать.
Я где-то с этим спорю?
Nikomo> Корректно ли сравнение 4-х камерного двигателя, в котором для уменьшения тяги достаточно отключить пару камер - и тяга будет меньше в 2 раза, причем без дросселирования, с двигателем однокамерным значительно большей тяги?
Кстати, на конечной ступени у 8Д59 не отрубались две камеры. С чего это вы взяли?
Karev1>>> Ошибаетесь. Основной болк с топливом С-1Б выводить не мог. По официальным данным (есть предположение, что завышенным) С-1Б выводил на сверхнизкую орбиту только 13,3 т (правда на байконуровское наклонение, на обычное канаверальское будет тонн 15)
Karev1>> Цифра вполне официальная. Приведена из книги издательства РКК Энергия от 1993 г.
Nikomo> Ну, значит в книжке неточность. РКК Энергия запускала Сатурны по лицензии? Или это пересчет на другие условия запуска?
РКК Энергия (тогда ЦКБЭМ) работала с НАСА по программе Союз-Аполлон и имело, надо полагать официальную информацию от американцев.
Nikomo> Обычно в таких случаях говорят - читайте первоисточники.
Karev1>> Азимут 72 гр. это не северо-восток, а между восток и восток-северо-восток. Наклонение какое? Градусов 30? А вес CSM =20553 кг вы правильно прочитали? Это, вероятно, вес ПН, а на сайтах НАСА вес ПН обычно пишут вместе с весом САС, хотя правильно было бы включать вес САС в вес первой ступени.
Nikomo> Total spacecraft(CSM) 45312 lb, в том числе:
Nikomo> Lunar module adapter - 3493 lb=1584,4 кг
Nikomo> Command and service module - 32495 lb=14739,5 кг
Nikomo> Launch escape system 8874 lb=4025 кг
Nikomo> Не будем считать LES. Но и тогда останется = 16323,9 кг
Nikomo> Пусть даже один CSM, но и тогда - 14739,5 кг
Nikomo> Но там-то речь шла о полезной нагрузке...
Nikomo> Наклонение было 31,6 гр. Период обращения был 89:55, такой же, как и у S-IVB.
Nikomo> Апогей был 152,34 nmi=282 км, перигей 123,03 nmi=228 км
Ну при чем тут полеты на Луну? При ЭПАС СМ аполлона был сильно модернизирован и облегчен. (в частности сняли два топливных бака из 4-х), облегчен переходник (ЕМНИП) и еще много чего. 13,3 т вероятно весил Аполло при стыковке с Союзом. По другому источнику (Бушуев) называется цифра -14,7 (вероятно сразу после выведения, с полной заправкой). Это все - официальные данные.
Nikomo> так что на орбиту 100 nmi поднять 20 т можно было.
Никаких 20 т на 100 миль.
Nikomo> Вы лично разрабатывали 8Д59? И все про него знаете? А я про 8К63 ничего и не говорил.
Лично - не разрабатывал - мал был.8Д59 - ДУ 8К63, отказы ДУ - это отказы ракеты. Двигатель самая сложная часть ракеты и наверное половину времени изучения ракеты пришлось на двигатель.
Karev1>> При разработке проблемы неизбежны. Однако все они были решены. Никакого пушечного запуска на 8Д59 не было. Выход на режим обеспечивался задержкой подачи одного из компонентов (кажется окислителя). Что касается конечной ступени, то опять же все проблемы были решены - 8Д59 - один из надежнейших двигателей. Летал много дясятилетий, сотни пусков. В одном из них участвовал. Даже не слышал про какие-то отказы на 8К63. При том что пуски проводились с двигателями простоявшими на боевом дежурстве по 20 с лишним лет.
Nikomo> Проблемы, конечно, были решены. Иначе и не летала бы. То, что Вы говорите о задержке подачи окислителя (именно окислителя, это верно) как раз и свидетельствует, что проблемы-то были.
Nikomo> Вот их и решают таким способом - чтобы давление в КС не возросло и не разорвало двигатель.
Nikomo> А "пушечный" запуск все-же был (еще раз - Вы лично разрабатывали этот двигатель?). Так это ж и свидетельствует о том, что двигатель надежный. Задержка подачи окислителя, она сколько у Вас по времени будет?
Вы неправильно понимаете понятие "пушечный запуск". Отсутствие промежуточной ступени еще вовсе не означает пушечный запуск. "П. з." - это когда двигатель сразу включается в номинальный режим, без всяких ухищрений по замедлению пуска. Такой пуск применяется только на маленьких ракетах, типа зенитных. Время задержки - не помню уже. А замедление пуска используется не зависимо от того были проблемы с двигателем или не были. Сам по себе пушечный запуск - проблема, т.к. требует перетяжеления двигателя от первоначального заброса давления. Кстати, меня сильно удивило, когда здешние защитники объяснили ускоренное движение взлетной ступени ЛМ как раз пушечным запуском ДУ ЛМ.Что само по себе крайне странно.
Nikomo> Про конечную ступень Вы бы могли сослаться и двигатель Фау-2. Там тоже было такое, ну и что из этого следует? То, что любой ЖРД можно дросселировать как угодно? Вы спорите не со мной, Вы спорите с авторами учебников...
Nikomo> Конечная ступень и глубокое дросселирование в установившемся режиме - это не то же самое. Попробуйте доказать. И не на словах, а конкретно, с цифрами, формулами и т.п.
Я не спорю с учебниками. В чем вы видите разницу между глубоким дросселированием и конечной ступенью? Во времени работы? Nikomo> А то сказать-то можно всякое.
Nikomo> И что, F-1 был ненадежен? Он взрывался в полете? Вот двигатели J-2 отказывали, это было. А F-1, были отказы, чтобы он не работал? А двигатель H-1, были аварии?
Nikomo> Дросселировался F-1, примерно на 12%. А дальше - никаких гарантий, что будет работать.
Я где-то с этим спорю?
Nikomo> Корректно ли сравнение 4-х камерного двигателя, в котором для уменьшения тяги достаточно отключить пару камер - и тяга будет меньше в 2 раза, причем без дросселирования, с двигателем однокамерным значительно большей тяги?
Кстати, на конечной ступени у 8Д59 не отрубались две камеры. С чего это вы взяли?
Karev1>>> Ошибаетесь. Основной болк с топливом С-1Б выводить не мог. По официальным данным (есть предположение, что завышенным) С-1Б выводил на сверхнизкую орбиту только 13,3 т (правда на байконуровское наклонение, на обычное канаверальское будет тонн 15)
Karev1>> Цифра вполне официальная. Приведена из книги издательства РКК Энергия от 1993 г.
Nikomo> Ну, значит в книжке неточность. РКК Энергия запускала Сатурны по лицензии? Или это пересчет на другие условия запуска?
РКК Энергия (тогда ЦКБЭМ) работала с НАСА по программе Союз-Аполлон и имело, надо полагать официальную информацию от американцев.
Nikomo> Обычно в таких случаях говорят - читайте первоисточники.
Karev1>> Азимут 72 гр. это не северо-восток, а между восток и восток-северо-восток. Наклонение какое? Градусов 30? А вес CSM =20553 кг вы правильно прочитали? Это, вероятно, вес ПН, а на сайтах НАСА вес ПН обычно пишут вместе с весом САС, хотя правильно было бы включать вес САС в вес первой ступени.
Nikomo> Total spacecraft(CSM) 45312 lb, в том числе:
Nikomo> Lunar module adapter - 3493 lb=1584,4 кг
Nikomo> Command and service module - 32495 lb=14739,5 кг
Nikomo> Launch escape system 8874 lb=4025 кг
Nikomo> Не будем считать LES. Но и тогда останется = 16323,9 кг
Nikomo> Пусть даже один CSM, но и тогда - 14739,5 кг
Nikomo> Но там-то речь шла о полезной нагрузке...
Nikomo> Наклонение было 31,6 гр. Период обращения был 89:55, такой же, как и у S-IVB.
Nikomo> Апогей был 152,34 nmi=282 км, перигей 123,03 nmi=228 км
Ну при чем тут полеты на Луну? При ЭПАС СМ аполлона был сильно модернизирован и облегчен. (в частности сняли два топливных бака из 4-х), облегчен переходник (ЕМНИП) и еще много чего. 13,3 т вероятно весил Аполло при стыковке с Союзом. По другому источнику (Бушуев) называется цифра -14,7 (вероятно сразу после выведения, с полной заправкой). Это все - официальные данные.
Nikomo> так что на орбиту 100 nmi поднять 20 т можно было.
Никаких 20 т на 100 миль.
инфо
инструменты
7-40
Карев, ещё раз, не выдавайте за официальные данные то, что порождено либо Вашей фантазией, либо неоригинальными источниками. Переходник в ЭПАС был ТЯЖЕЛЕЕ (а не облегчён) по сравнению с прочими миссиями - чуть более 2-х тонн (ЕМНИП). При выводе "Аполлон" весил более 12 тонн, с ШК - более 14. Плюс переходник.
7-40> Карев, ещё раз, не выдавайте за официальные данные то, что порождено либо Вашей фантазией, либо неоригинальными источниками. Переходник в ЭПАС был ТЯЖЕЛЕЕ (а не облегчён) по сравнению с прочими миссиями - чуть более 2-х тонн (ЕМНИП). При выводе "Аполлон" весил более 12 тонн, с ШК - более 14. Плюс переходник.
ЕМНИП против ЕМНИП
ЕМНИП против ЕМНИП
Karev1> отказы ДУ - это отказы ракеты.
Ну, у ракеты еще может много чего отказать. Например, приборы, электроника, система управления, клапана, трубопроводы могут протекать. Вы, наверное помните, как Фау-2 во время испытаний летала?
Летала, и двигатель работал. А вот кувыркалась она весьма забавно.
Karev1> Вы неправильно понимаете понятие "пушечный запуск".
Вы думаете, это я придумал, что у 8Д59 был пушечный запуск? Напрасно.
Итак, определение пушечного запуска:
Как видите, здесь не говорится, что двигатель сразу включается в номинальный режим, без замедления запуска.
Karev1> Отсутствие промежуточной ступени еще вовсе не означает пушечный запуск.
Я это знаю. У F-1 вот тоже не было промежуточной ступени при запуске. Но запускался он плавно, т.наз. самозапуск.
Как Вы думаете, F-1 выходил на режим полной тяги за сколько времени? Такая махина выходила на режим полной тяги примерно за 1,5 сек.
При этом повышение давления в камере до 69 кГ/см2 происходило всего за 100-125 мсек. И двигатели включались попарно в порядке 5, 3-1, 2-4 (это сначала включался один центральный), с вот этим промежутком времени.
Karev1> Время задержки - не помню уже.
Дожно быть примерно порядка несколько десятков миллисекунд. От силы - сотня, другая.
Так что все эти задержки при запуске - невелики по времени. Кстати, для боевой ракеты любая серьезная задержка при пуске - это недостаток.
Karev1> А замедление пуска используется не зависимо от того были проблемы с двигателем или не были.
С двигателем 8Д59 при его разработке были проблемы в том, что оказалось, что замедленный выход на номинальный режим тяги приводит к возникновению высокочастотных пульсаций в камерах сгорания.
Karev1> Сам по себе пушечный запуск - проблема, т.к. требует перетяжеления двигателя от первоначального заброса давления.
Так Вы же и пишете, что была задержка подачи окислителя. Это-то как раз и уменьшает заброс давления.
Karev1> Кстати, меня сильно удивило, когда здешние защитники объяснили ускоренное движение взлетной ступени ЛМ как раз пушечным запуском ДУ ЛМ.Что само по себе крайне странно.
Ну вот, видите, ничего странного. Задержка подачи уменьшает заброс давления.
Karev1> В чем вы видите разницу между глубоким дросселированием и конечной ступенью? Во времени работы?
Еще бы! Конечно по времени. Конечную ступень нельзя назвать установившимся режимом. Некоторое время двигатель может выдержать всякое. А вот потом...
Nikomo>> Дросселировался F-1, примерно на 12%. А дальше - никаких гарантий, что будет работать.
Karev1> Я где-то с этим спорю?
Конечно. Когда Вы утверждали на форуме СГКМ, что тяга у F-1 около 420 Т. Этак Вы задросселировали его аж на 40%.
Karev1> Кстати, на конечной ступени у 8Д59 не отрубались две камеры. С чего это вы взяли?
Я знаю, что у него не отрубались две камеры на конечной ступени. Я говорю о том, что можно было бы (возможность теоретически была) уменьшить тягу такого двигателя путем выключения двух камер. И все было бы нормально, никакого дросселирования в КС не потребовалось бы.
Karev1> Ну при чем тут полеты на Луну?При ЭПАС СМ аполлона был сильно модернизирован и облегчен.
Вот именно, причем тут полеты? Видите, Вы так и говорите, что он был облегчен, по сравнению с первоначальным вариантом.
Тогда в чем проблема-то? Как-то у Вас странно получается: тут одно, там другое...
Karev1> По другому источнику (Бушуев) называется цифра -14,7
Ну. вот видите, все и сошлось.
Command and service module - 32495 lb=14739,5 кг
Karev1> (вероятно сразу после выведения, с полной заправкой).
Ну, насчет полной заправки, это Вы погорячилсь. Полная - это только в смысле для данного полета.
Если бы CSM был бы заправлен по полной, то никакой Сатурн-1Б его поднять ни на какую орбиту бы не смог.
Karev1> Никаких 20 т на 100 миль.
Можете подтвердить расчетом?
Будем считать CSM+LMA, без LES. Кстати, LES отстреливается не сразу после разделения ступеней, а несколько позже. Что для Сатурна-1 имеет, правда небольшое влияние на конечную скорость.
А вот для Сатурна-5 задержка отделения LES почти без разницы. Есть, конечно, небольшое изменение скорости, но для Сатурна-5 это как слону дробинка.
Ну, у ракеты еще может много чего отказать. Например, приборы, электроника, система управления, клапана, трубопроводы могут протекать. Вы, наверное помните, как Фау-2 во время испытаний летала?
Летала, и двигатель работал. А вот кувыркалась она весьма забавно.
Karev1> Вы неправильно понимаете понятие "пушечный запуск".
Вы думаете, это я придумал, что у 8Д59 был пушечный запуск? Напрасно.
Итак, определение пушечного запуска:
Запуск двигателя, при котором сразу подается полный рабочий расход топлива, назывется пушечным запуском.
Как видите, здесь не говорится, что двигатель сразу включается в номинальный режим, без замедления запуска.
Karev1> Отсутствие промежуточной ступени еще вовсе не означает пушечный запуск.
Я это знаю. У F-1 вот тоже не было промежуточной ступени при запуске. Но запускался он плавно, т.наз. самозапуск.
Как Вы думаете, F-1 выходил на режим полной тяги за сколько времени? Такая махина выходила на режим полной тяги примерно за 1,5 сек.
При этом повышение давления в камере до 69 кГ/см2 происходило всего за 100-125 мсек. И двигатели включались попарно в порядке 5, 3-1, 2-4 (это сначала включался один центральный), с вот этим промежутком времени.
Karev1> Время задержки - не помню уже.
Дожно быть примерно порядка несколько десятков миллисекунд. От силы - сотня, другая.
Так что все эти задержки при запуске - невелики по времени. Кстати, для боевой ракеты любая серьезная задержка при пуске - это недостаток.
Karev1> А замедление пуска используется не зависимо от того были проблемы с двигателем или не были.
С двигателем 8Д59 при его разработке были проблемы в том, что оказалось, что замедленный выход на номинальный режим тяги приводит к возникновению высокочастотных пульсаций в камерах сгорания.
Karev1> Сам по себе пушечный запуск - проблема, т.к. требует перетяжеления двигателя от первоначального заброса давления.
Так Вы же и пишете, что была задержка подачи окислителя. Это-то как раз и уменьшает заброс давления.
Karev1> Кстати, меня сильно удивило, когда здешние защитники объяснили ускоренное движение взлетной ступени ЛМ как раз пушечным запуском ДУ ЛМ.Что само по себе крайне странно.
Ну вот, видите, ничего странного. Задержка подачи уменьшает заброс давления.
Karev1> В чем вы видите разницу между глубоким дросселированием и конечной ступенью? Во времени работы?
Еще бы! Конечно по времени. Конечную ступень нельзя назвать установившимся режимом. Некоторое время двигатель может выдержать всякое. А вот потом...
Nikomo>> Дросселировался F-1, примерно на 12%. А дальше - никаких гарантий, что будет работать.
Karev1> Я где-то с этим спорю?
Конечно. Когда Вы утверждали на форуме СГКМ, что тяга у F-1 около 420 Т. Этак Вы задросселировали его аж на 40%.
Karev1> Кстати, на конечной ступени у 8Д59 не отрубались две камеры. С чего это вы взяли?
Я знаю, что у него не отрубались две камеры на конечной ступени. Я говорю о том, что можно было бы (возможность теоретически была) уменьшить тягу такого двигателя путем выключения двух камер. И все было бы нормально, никакого дросселирования в КС не потребовалось бы.
Karev1> Ну при чем тут полеты на Луну?При ЭПАС СМ аполлона был сильно модернизирован и облегчен.
Вот именно, причем тут полеты? Видите, Вы так и говорите, что он был облегчен, по сравнению с первоначальным вариантом.
Тогда в чем проблема-то? Как-то у Вас странно получается: тут одно, там другое...
Karev1> По другому источнику (Бушуев) называется цифра -14,7
Ну. вот видите, все и сошлось.
Command and service module - 32495 lb=14739,5 кг
Karev1> (вероятно сразу после выведения, с полной заправкой).
Ну, насчет полной заправки, это Вы погорячилсь. Полная - это только в смысле для данного полета.
Если бы CSM был бы заправлен по полной, то никакой Сатурн-1Б его поднять ни на какую орбиту бы не смог.
Karev1> Никаких 20 т на 100 миль.
Можете подтвердить расчетом?
Будем считать CSM+LMA, без LES. Кстати, LES отстреливается не сразу после разделения ступеней, а несколько позже. Что для Сатурна-1 имеет, правда небольшое влияние на конечную скорость.
А вот для Сатурна-5 задержка отделения LES почти без разницы. Есть, конечно, небольшое изменение скорости, но для Сатурна-5 это как слону дробинка.
7-40>> Карев, ещё раз, не выдавайте за официальные данные то, что порождено либо Вашей фантазией, либо неоригинальными источниками. Переходник в ЭПАС был ТЯЖЕЛЕЕ (а не облегчён) по сравнению с прочими миссиями - чуть более 2-х тонн (ЕМНИП). При выводе "Аполлон" весил более 12 тонн, с ШК - более 14. Плюс переходник.
Karev1> ЕМНИП против ЕМНИП
Проверил. Адаптер весил 2,1 тонну. В обычных лунных миссиях - ок. 1,8 тонн. Причём я Вам уже об этом когда-то на КМ писал.
Karev1> ЕМНИП против ЕМНИП
Проверил. Адаптер весил 2,1 тонну. В обычных лунных миссиях - ок. 1,8 тонн. Причём я Вам уже об этом когда-то на КМ писал.
О какие крутые спецы на бергсоновском "большом форуме" - ничуть не уступают Беспонятливому 
http://bolshoyforum.org/forum/index.php?topic=7463.msg413783#msg413783
zhvictorm
Прирождённый оратор
Re: защита Руминатора
« Ответ #711 : Сегодня в 17:53:48 »
...
(Sidorov-у)
На счет того, могли наши лететь или нет к Луне?
Если технически, то очевидно, могли. И уж Луну облететь - абсолютно точно. Это собственно уже было сделано, правда без экипажа. Вообще, я с некоторых пор удивляюсь тому, что ни кто не рассматривает очень простой, но более дорогой проект полета на Луну. Это проект в пять этапов.
1-й этап. Запускаем пустой модуль для полета к Луне на орбиту (Протон).
2-й этап. Запускаем команду с грузовиком (Союз).
Стыкуемся. Заправляем модуль горючим. Переходит команада.
3-й этап. Сам полет к Луне. Высадка, если нужно. Взлет, возвращение, но не на Землю, а на орбиту Земли. Не нужно входить в атмосферу со второй космической скоростью.
4-й этап. К моменту возвращения запускаем грузовик (Союз). Заправляем спускаемый модуль, на котором вышли на орбиту.
5-й этап. Возвращаемся на Землю.
Поскольку нет необходимости тянуть к Луне огромное количество горючего для возвращения со второй космической скоростью прямо на Землю, то можно обойтись Протоном в качестве основного носителя и Союзами для доставки команды и горючего на орбиту.
A Lannister always pays his debts.
Y.K.> О какие крутые спецы на бергсоновском "большом форуме" - ничуть не уступают Беспонятливому
Мдя-яяяя.... "Большевики" - это круто, это гораздо круче Беспонятливого. В качестве научно-технического прикола лучше почитать Есть идея! Ищу партнеров для сотрудничества по созданию устройства безопрного дв
Мдя-яяяя.... "Большевики" - это круто, это гораздо круче Беспонятливого. В качестве научно-технического прикола лучше почитать Есть идея! Ищу партнеров для сотрудничества по созданию устройства безопрного дв
Дядюшка ВB.
Поскольку нет необходимости тянуть к Луне огромное количество горючего для возвращения со второй космической скоростью прямо на Землю, то можно обойтись Протоном в качестве основного носителя и Союзами для доставки команды и горючего на орбиту.
Это невозможно. Человек не может излагать такое. Они однозначно прикалываются.
Две вещи действительно бесконечны: Вселенная и человеческая глупость. Впрочем, насчет Вселенной у меня есть некоторые сомнения (c) А.Эйнштейн
D.Vinitski
Клиника. Он хотел сказать, что потратит меньше топлива для прибытия на околоземную орбиту с Луны? Или он вообще туда собрался на первой?
D.Vinitski> Клиника. Он хотел сказать, что потратит меньше топлива для прибытия на околоземную орбиту с Луны? Или он вообще туда собрался на первой?
D.Vinitski - мимо, он сказал то, что хотел, а вот ты имеешь такие-же представления как он.
D.Vinitski - мимо, он сказал то, что хотел, а вот ты имеешь такие-же представления как он.
аФон, как самый умный из опровергателей объясните: почему все опровергатели такие тупые?
Старый Ламер
7-40>>> Карев, ещё раз, не выдавайте за официальные данные то, что порождено либо Вашей фантазией, либо неоригинальными источниками. Переходник в ЭПАС был ТЯЖЕЛЕЕ (а не облегчён) по сравнению с прочими миссиями - чуть более 2-х тонн (ЕМНИП). При выводе "Аполлон" весил более 12 тонн, с ШК - более 14. Плюс переходник.
Karev1>> ЕМНИП против ЕМНИП
7-40> Проверил. Адаптер весил 2,1 тонну. В обычных лунных миссиях - ок. 1,8 тонн. Причём я Вам уже об этом когда-то на КМ писал.
Источник сведений, пожалуйста, про 2,1 т. Интересно было бы прочитать обоснование этого увеличения. Масса груза на переходнике уменьшается вдвое, а масса переходника, при этом, увеличивается на 17 %. По идее масса переходника должна уменьшится то же раза в 2.
В любом случае - переходник - часть последней ступени и зачисляться в ПН не может. Переходник обязательная часть РН.
Karev1>> ЕМНИП против ЕМНИП
7-40> Проверил. Адаптер весил 2,1 тонну. В обычных лунных миссиях - ок. 1,8 тонн. Причём я Вам уже об этом когда-то на КМ писал.
Источник сведений, пожалуйста, про 2,1 т. Интересно было бы прочитать обоснование этого увеличения. Масса груза на переходнике уменьшается вдвое, а масса переходника, при этом, увеличивается на 17 %. По идее масса переходника должна уменьшится то же раза в 2.
В любом случае - переходник - часть последней ступени и зачисляться в ПН не может. Переходник обязательная часть РН.
Источник - Apollo-Союз, USA-USSR, Press Kit. В общем, толстенький сборник материалов для прессы, выпущенный специально для по этому поводу. Есть в сети, но это более 4 Мб, если хотите, дам ссылку.
Обоснование увеличения - вопрос к НАСА. Рассуждения об уменьшении массы переходника вдвое очень забавны. Вы убеждены, что кто-то станет перепроектировать стандартную деталь много раз успешно летавшей ракеты ради такого дела? Почему он стал на 300 кг тяжелее - сказать навскидку сложно, но можно предположить, что за счёт поддерживающей конструкции, которую пришлось смонтировать внутри него, чтобы закрепить шлюзовой модуль. Он же маленький по размеру - вот внутри переходника и соорудили поддерживающую раму.
Переходник - НЕ часть ступени, он НЕ обязательная часть РН. На С-1Б можно было помещать и другие грузы, безо всякого переходника, просто под обтекатель или даже без обтекателя. Идеологически переходник, конечно, не часть ПН, но это та деталь, которая может быть заменена на ПН в других пусках.
Обоснование увеличения - вопрос к НАСА. Рассуждения об уменьшении массы переходника вдвое очень забавны. Вы убеждены, что кто-то станет перепроектировать стандартную деталь много раз успешно летавшей ракеты ради такого дела? Почему он стал на 300 кг тяжелее - сказать навскидку сложно, но можно предположить, что за счёт поддерживающей конструкции, которую пришлось смонтировать внутри него, чтобы закрепить шлюзовой модуль. Он же маленький по размеру - вот внутри переходника и соорудили поддерживающую раму.
Переходник - НЕ часть ступени, он НЕ обязательная часть РН. На С-1Б можно было помещать и другие грузы, безо всякого переходника, просто под обтекатель или даже без обтекателя. Идеологически переходник, конечно, не часть ПН, но это та деталь, которая может быть заменена на ПН в других пусках.
Karev1> В любом случае - переходник - часть последней ступени и зачисляться в ПН не может.
Может, может!
Karev1> Переходник обязательная часть РН.
Не обязательная. Полезный груз ведь можно ставить и прямо на торцевой шпангоут ступени. Масса ПН ракеты заявляется именно максимальная, то есть когда ПГ ставится прямо на ступень без всяких переходников и даже ГО не говоря уж о САС.
В данном случае переходник предназначался для того чтоб внутри него помещался ЛМ. То есть он выполнял полезную функцию. На Сатурне-1 он был сохранён для сохранения конфигураци головного блока, а в полёте ЭПАС внутри этого переходника помещался стыковочный отсек.
Кстати, на Арианах переходник внутри которого помещается второй спутник входит в ПН.
Может, может!
Karev1> Переходник обязательная часть РН.
Не обязательная. Полезный груз ведь можно ставить и прямо на торцевой шпангоут ступени. Масса ПН ракеты заявляется именно максимальная, то есть когда ПГ ставится прямо на ступень без всяких переходников и даже ГО не говоря уж о САС.
В данном случае переходник предназначался для того чтоб внутри него помещался ЛМ. То есть он выполнял полезную функцию. На Сатурне-1 он был сохранён для сохранения конфигураци головного блока, а в полёте ЭПАС внутри этого переходника помещался стыковочный отсек.
Кстати, на Арианах переходник внутри которого помещается второй спутник входит в ПН.
Старый Ламер
7-40> Источник - Apollo-Союз, USA-USSR, Press Kit. В общем, толстенький сборник материалов для прессы, выпущенный специально для по этому поводу. Есть в сети, но это более 4 Мб, если хотите, дам ссылку.
7-40> Обоснование увеличения - вопрос к НАСА. Рассуждения об уменьшении массы переходника вдвое очень забавны. Вы убеждены, что кто-то станет перепроектировать стандартную деталь много раз успешно летавшей ракеты ради такого дела? Почему он стал на 300 кг тяжелее - сказать навскидку сложно, но можно предположить, что за счёт поддерживающей конструкции, которую пришлось смонтировать внутри него, чтобы закрепить шлюзовой модуль. Он же маленький по размеру - вот внутри переходника и соорудили поддерживающую раму.
Подготовка к ЭПАС включала массу доработок и оставление несоразмерно тяжелого переходника, по причине нежелания перепроектирования, выглядит, по меньшей мере неубедительно. Тем более для научной программы Аполлона лишний вес был бы не лишним.
7-40> Переходник - НЕ часть ступени, он НЕ обязательная часть РН. На С-1Б можно было помещать и другие грузы, безо всякого переходника, просто под обтекатель или даже без обтекателя. Идеологически переходник, конечно, не часть ПН, но это та деталь, которая может быть заменена на ПН в других пусках.
Теоретически, казалось бы, можно поставить и прямо на стыковочный шпангоут, однако все ПН всех модификаций РН "Восток-Молния-Союз" устанавливаются на переходники. За другие носители не скажу, но, полагаю - аналогично. Просто дорабатывать стыковочный шпангоут РН и сопутствующее оборудование под каждую ПН - мягко говоря - не лучшее решение.Поэтому в угоду простоте жертвуют частью массы ПГ. И в массу ПГ РН Союз переходник не включают. Конечно, у американцев могут быть свои методы подсчета массы ПН, однако для сравнения с Союзом надо брать одинаковые методики. А уж включение в ПН САС - вообще - дичь.
7-40> Обоснование увеличения - вопрос к НАСА. Рассуждения об уменьшении массы переходника вдвое очень забавны. Вы убеждены, что кто-то станет перепроектировать стандартную деталь много раз успешно летавшей ракеты ради такого дела? Почему он стал на 300 кг тяжелее - сказать навскидку сложно, но можно предположить, что за счёт поддерживающей конструкции, которую пришлось смонтировать внутри него, чтобы закрепить шлюзовой модуль. Он же маленький по размеру - вот внутри переходника и соорудили поддерживающую раму.
Подготовка к ЭПАС включала массу доработок и оставление несоразмерно тяжелого переходника, по причине нежелания перепроектирования, выглядит, по меньшей мере неубедительно. Тем более для научной программы Аполлона лишний вес был бы не лишним.
7-40> Переходник - НЕ часть ступени, он НЕ обязательная часть РН. На С-1Б можно было помещать и другие грузы, безо всякого переходника, просто под обтекатель или даже без обтекателя. Идеологически переходник, конечно, не часть ПН, но это та деталь, которая может быть заменена на ПН в других пусках.
Теоретически, казалось бы, можно поставить и прямо на стыковочный шпангоут, однако все ПН всех модификаций РН "Восток-Молния-Союз" устанавливаются на переходники. За другие носители не скажу, но, полагаю - аналогично. Просто дорабатывать стыковочный шпангоут РН и сопутствующее оборудование под каждую ПН - мягко говоря - не лучшее решение.Поэтому в угоду простоте жертвуют частью массы ПГ. И в массу ПГ РН Союз переходник не включают. Конечно, у американцев могут быть свои методы подсчета массы ПН, однако для сравнения с Союзом надо брать одинаковые методики. А уж включение в ПН САС - вообще - дичь.
sezam
sezam
втянувшийся
D.Vinitski> Клиника. Он хотел сказать, что потратит меньше топлива для прибытия на околоземную орбиту с Луны? Или он вообще туда собрался на первой?
На обратный путь всяко меньше
1) вторая космическая на луне меньше
2) до нее не надо разгонять меньшую массу.
что не так, поясните?
На обратный путь всяко меньше
1) вторая космическая на луне меньше
2) до нее не надо разгонять меньшую массу.
что не так, поясните?
D.Vinitski>> Клиника. Он хотел сказать, что потратит меньше топлива для прибытия на околоземную орбиту с Луны? Или он вообще туда собрался на первой?
sezam> На обратный путь всяко меньше
sezam> 1) вторая космическая на луне меньше
sezam> 2) до нее не надо разгонять меньшую массу.
sezam> что не так, поясните?
Все не так. Главное, чтоб вернуться на околоземную орбиту, надо затормозиться с 2-й космической до 1-й косм. А это -3 с лишним км/с!!! А в общем, если посчитать все по уму и по Циолковскому-Мещерскому, то, чтоб лететь на Луну на Протонах - Союзах - многовато пусков и стыковок получается. Не думайте, что Королев с Мишиным глупее вас были и не прикинули такой вариант.
sezam> На обратный путь всяко меньше
sezam> 1) вторая космическая на луне меньше
sezam> 2) до нее не надо разгонять меньшую массу.
sezam> что не так, поясните?
Все не так. Главное, чтоб вернуться на околоземную орбиту, надо затормозиться с 2-й космической до 1-й косм. А это -3 с лишним км/с!!! А в общем, если посчитать все по уму и по Циолковскому-Мещерскому, то, чтоб лететь на Луну на Протонах - Союзах - многовато пусков и стыковок получается. Не думайте, что Королев с Мишиным глупее вас были и не прикинули такой вариант.
sezam
втянувшийся
Karev1> Все не так. Главное, чтоб вернуться на околоземную орбиту, надо затормозиться с 2-й космической до 1-й косм. А это -3 с лишним км/с!!! А в общем, если посчитать все по уму и по Циолковскому-Мещерскому, то, чтоб лететь на Луну на Протонах - Союзах - многовато пусков и стыковок получается. Не думайте, что Королев с Мишиным глупее вас были и не прикинули такой вариант.
ниче не понял.
- 2 кс - это 11 км/с на земле и где-то 3 км/с - на луне, верно?
- корапь летит с земли на луну на земной 2 кс (скорость отрыва от орбиты), верно?
- потом тормозится до лунной 1 кс (1,6 км/с) относительно луны -
для выхода на орбиту вокруг луны, верно? Если он летит ЗА луной вслед,
то и тормозиться надо меньше. Но не принципиально. Орбитальная скорость Луны, если не ошибаюсь, ок 1 км/с.
Это на полет ТУДА.
- затем (если надо) - до нуля (то есть гасит эти 1,6 км/с) и садится на луну. Тогда мы оставляем посадочную ступень на луне.
То есть возвращаемая масса - это "туда" минус топливо и минус посадочная ступень.
- Затем взлетает от нуля до 3 км/с. И направляется к земле, постепенно
ускоряясь от притяжения Земли.
что не так в моих прикидках схемы полета?
ясно, что для возврата нужно ГОРАЗДО меньше топлива.
ниче не понял.
- 2 кс - это 11 км/с на земле и где-то 3 км/с - на луне, верно?
- корапь летит с земли на луну на земной 2 кс (скорость отрыва от орбиты), верно?
- потом тормозится до лунной 1 кс (1,6 км/с) относительно луны -
для выхода на орбиту вокруг луны, верно? Если он летит ЗА луной вслед,
то и тормозиться надо меньше. Но не принципиально. Орбитальная скорость Луны, если не ошибаюсь, ок 1 км/с.
Это на полет ТУДА.
- затем (если надо) - до нуля (то есть гасит эти 1,6 км/с) и садится на луну. Тогда мы оставляем посадочную ступень на луне.
То есть возвращаемая масса - это "туда" минус топливо и минус посадочная ступень.
- Затем взлетает от нуля до 3 км/с. И направляется к земле, постепенно
ускоряясь от притяжения Земли.
что не так в моих прикидках схемы полета?
ясно, что для возврата нужно ГОРАЗДО меньше топлива.
В ваших прикидках неправильно это:
sezam> - Затем взлетает от нуля до 3 км/с. И направляется к земле, постепенно
ускоряясь от притяжения Земли.
Взлетаем до 1,6 км/с, стыкуемся, сбрасываем ступень и лишь потом разгоняемся до 3 км/с и летим на Землю постепенно ускоряясь. Но глумятся тут не над этим. Глумятся тут над тем, что предлагается войти при возврате на орбиту Земли, а не сразу в атмосферу. То есть вместо "халявного" торможения атмосферой предлагается использовать ЖРД для этого. А это около 3км/с - как и сказал Карев. И это предлагается потому, что те опровергатели не понимают самых основ космических полётов вообще, и этим самым выставляют себе соответствующее свидетельство
sezam> - Затем взлетает от нуля до 3 км/с. И направляется к земле, постепенно
ускоряясь от притяжения Земли.
Взлетаем до 1,6 км/с, стыкуемся, сбрасываем ступень и лишь потом разгоняемся до 3 км/с и летим на Землю постепенно ускоряясь. Но глумятся тут не над этим. Глумятся тут над тем, что предлагается войти при возврате на орбиту Земли, а не сразу в атмосферу. То есть вместо "халявного" торможения атмосферой предлагается использовать ЖРД для этого. А это около 3км/с - как и сказал Карев. И это предлагается потому, что те опровергатели не понимают самых основ космических полётов вообще, и этим самым выставляют себе соответствующее свидетельство
Две вещи действительно бесконечны: Вселенная и человеческая глупость. Впрочем, насчет Вселенной у меня есть некоторые сомнения (c) А.Эйнштейн
sezam
втянувшийся
согласен, что при возврате с Луны можно придумать экономичную (в топливном смысле) схему для обратного полета.
>>Взлетаем до 1,6 км/с, стыкуемся, сбрасываем ступень и лишь потом разгоняемся до 3 км/с и летим на Землю постепенно ускоряясь.
даже сначала тормозясь то точки равновесия. Впрочем я затрудняюсь сказать на какой скорости произойдет (закончится) подлет. Может и надо будет тормознуть - но все равно, масса корабля будет в несколько раз меньше, чем при старте к луне от земной орбиты.
В данном пункте я не вижу нестыковок (при поверхностном взгляде).
>>Взлетаем до 1,6 км/с, стыкуемся, сбрасываем ступень и лишь потом разгоняемся до 3 км/с и летим на Землю постепенно ускоряясь.
даже сначала тормозясь то точки равновесия. Впрочем я затрудняюсь сказать на какой скорости произойдет (закончится) подлет. Может и надо будет тормознуть - но все равно, масса корабля будет в несколько раз меньше, чем при старте к луне от земной орбиты.
В данном пункте я не вижу нестыковок (при поверхностном взгляде).
Карев, что за детский сад? Повторяю, масса переходника была ОБЩЕИЗВЕСТНА, я вычитал её из ОФИЦИАЛЬНОГО ПРЕСС-СБОРНИКА, для журналистов то бишь. И вот приходит Карев и заявляет - "выглядит неубедительно"? Для кого неубедительно? Для Вас лично? Ну так напишите в профильный журнал о том, как американцы плохо сделали, что не перепроектировали переходник. Никто ведь до Вас не нашёл там ничего "неубедительного". Заодно посоветуйте, какие ещё модернизации можно было внести в стандартную ракету, чтобы увеличить научную программу "Аполлона". Вот Вы не находите, например, что можно было бы укоротить служебный модуль "Аполлона" в два раза? Это позволило бы сэкономить минимум онны две. Ещё можно было снять с "Аполлона" лишнюю теплозащиту - ещё тонна, наверное. Почему америкашки этого не сделали? Неубедительно ведь? Представляете, как бы выглядела научная программа, если бы они увеличили научный комплект на три тонны?
Кстати, с чего Вы вообще решили, что "Аполлон" в ЭПАС испытывал какие-то проблемы с массой для научной программы? Что им чего-то там не хватало, что им спрочно надо было ещё что-то перепроектировать? Сами догадались? Или где прочитали?
Про ПН, ещё раз: адаптер лунного модуля - это не просто переходник. Это переходник, сделанный со специальной целью. Он переутяжелён для выполнения этой задачи: его длина достаточно велика, чтобы вместить ЛН и сопло "Аполлона", соответственно пришлось его сделать массивнее, чтоб держать нагрузку. Для других запусков его можно было бы заменить переходником гораздо меньших размеров и более лёгким. САС в ПН никто не включает, но САС отнимает у ракеты ПН, во всяком случае, в орбитальную ПН. Но если ту же ракету запускать без САС - её ПН возрастёт. Неужели это непонятно?
Кстати, с чего Вы вообще решили, что "Аполлон" в ЭПАС испытывал какие-то проблемы с массой для научной программы? Что им чего-то там не хватало, что им спрочно надо было ещё что-то перепроектировать? Сами догадались? Или где прочитали?
Про ПН, ещё раз: адаптер лунного модуля - это не просто переходник. Это переходник, сделанный со специальной целью. Он переутяжелён для выполнения этой задачи: его длина достаточно велика, чтобы вместить ЛН и сопло "Аполлона", соответственно пришлось его сделать массивнее, чтоб держать нагрузку. Для других запусков его можно было бы заменить переходником гораздо меньших размеров и более лёгким. САС в ПН никто не включает, но САС отнимает у ракеты ПН, во всяком случае, в орбитальную ПН. Но если ту же ракету запускать без САС - её ПН возрастёт. Неужели это непонятно?
Karev1> Подготовка к ЭПАС включала массу доработок и оставление несоразмерно тяжелого переходника, по причине нежелания перепроектирования, выглядит, по меньшей мере неубедительно.
Скорее всего просто взяли готовый переходник оставшийся со времён Аполлона-7.
Karev1> Тем более для научной программы Аполлона лишний вес был бы не лишним.
Вы чего? Какая, в пень научная программа? Кому нужны эти полтора прибора и кто ради них будет переделывать переходник?
Karev1> Теоретически, казалось бы, можно поставить и прямо на стыковочный шпангоут, однако все ПН всех модификаций РН "Восток-Молния-Союз" устанавливаются на переходники. За другие носители не скажу, но, полагаю - аналогично. Просто дорабатывать стыковочный шпангоут РН и сопутствующее оборудование под каждую ПН - мягко говоря - не лучшее решение.Поэтому в угоду простоте жертвуют частью массы ПГ. И в массу ПГ РН Союз переходник не включают. Конечно, у американцев могут быть свои методы подсчета массы ПН, однако для сравнения с Союзом надо брать одинаковые методики. А уж включение в ПН САС - вообще - дичь.
Указывается максимальная масса ПН. Если для конкретного КА необходим переходник то масса КА естественно уменьшается на массу этого переходника. Вы обращали внимание что при заявленой ПН Протона в 20 тонн Салюты весили гораздо меньше?
Вы заметили что спутники на базе Зенита при запуске на РН Союз весят около 6 тонн? ЗЗначит ли это что у указаных РН внезапно уменьшилась ПН?
Ракета может вывести такую то ПН. А если для конкретного КА нужен переходник то РН тут не при чём. ПН ракеты от этого не уменьшается, это проблемы не РН а конкретного КА. Неужели это трудно понять?
Скорее всего просто взяли готовый переходник оставшийся со времён Аполлона-7.
Karev1> Тем более для научной программы Аполлона лишний вес был бы не лишним.
Вы чего? Какая, в пень научная программа? Кому нужны эти полтора прибора и кто ради них будет переделывать переходник?
Karev1> Теоретически, казалось бы, можно поставить и прямо на стыковочный шпангоут, однако все ПН всех модификаций РН "Восток-Молния-Союз" устанавливаются на переходники. За другие носители не скажу, но, полагаю - аналогично. Просто дорабатывать стыковочный шпангоут РН и сопутствующее оборудование под каждую ПН - мягко говоря - не лучшее решение.Поэтому в угоду простоте жертвуют частью массы ПГ. И в массу ПГ РН Союз переходник не включают. Конечно, у американцев могут быть свои методы подсчета массы ПН, однако для сравнения с Союзом надо брать одинаковые методики. А уж включение в ПН САС - вообще - дичь.
Указывается максимальная масса ПН. Если для конкретного КА необходим переходник то масса КА естественно уменьшается на массу этого переходника. Вы обращали внимание что при заявленой ПН Протона в 20 тонн Салюты весили гораздо меньше?
Вы заметили что спутники на базе Зенита при запуске на РН Союз весят около 6 тонн? ЗЗначит ли это что у указаных РН внезапно уменьшилась ПН?
Ракета может вывести такую то ПН. А если для конкретного КА нужен переходник то РН тут не при чём. ПН ракеты от этого не уменьшается, это проблемы не РН а конкретного КА. Неужели это трудно понять?
Старый Ламер
Karev1> Интересно было бы прочитать обоснование этого увеличения. Масса груза на переходнике уменьшается вдвое, а масса переходника, при этом, увеличивается на 17 %. По идее масса переходника должна уменьшится то же раза в 2.
Карев, Вы вроде бы писали, что работали конструктором, опыт соответствующий стало быть имеется. А Вы не пробовали поставить себя на место американских конструкторов и реконструировать ход их мыслей?
У меня получилось следующее:
Имеется спроектированный переходник. РН "Сатурн-1Б" используется последний раз. Смотрим картинку "Загрузка ЛМ в переходник":
Переходник состоит из нижней и верхней конических частей, причем верхняя часть составленна из четырёх панелей (на заднем плане в сборе). ЛМ верхним силовым поясом шасси крепится в переходнике к узлам, установленным непосредственно на верхний силовой шпангоут. На этот же силовой шпангоут ставится верхняя часть переходника. На неё сам КК "Аполлон".
Шлюзовая камера, которую в полёте ЭПАС нес этот переходник, имеет существенно меньшие размеры, в первую очередь диаметр и не сможет своими конструктивными элементами крепится тем же к узлам, к которым крепился ЛМ. Элементарно не достанет до них. Следовательно потребуется либо перепроектировать весь переходник и всю технологическую оснастку для его изготовления, что затратно и для единственного полёта нецелесообразно, либо довавить держатели, которые обеспечат установку ШК на имеющиеся узлы крепления ЛМ и добавят те лишние 300 кг массы.
Сам КК "Аполлон" для ЭПАС был облегчен до предела. Так что грузоподъёмности РН хватило бы с запасом. Не удивлюсь, если окажется, что в этот переходник еще несколько тонн балласта для центровки нагрузили.
ЗЫ: Странное дело, на насовских сайтах таки не нашел фотов сборки переходника со ШК для ЭПАС. Это неспроста....
Карев, Вы вроде бы писали, что работали конструктором, опыт соответствующий стало быть имеется. А Вы не пробовали поставить себя на место американских конструкторов и реконструировать ход их мыслей?
У меня получилось следующее:
Имеется спроектированный переходник. РН "Сатурн-1Б" используется последний раз. Смотрим картинку "Загрузка ЛМ в переходник":
Переходник состоит из нижней и верхней конических частей, причем верхняя часть составленна из четырёх панелей (на заднем плане в сборе). ЛМ верхним силовым поясом шасси крепится в переходнике к узлам, установленным непосредственно на верхний силовой шпангоут. На этот же силовой шпангоут ставится верхняя часть переходника. На неё сам КК "Аполлон".
Шлюзовая камера, которую в полёте ЭПАС нес этот переходник, имеет существенно меньшие размеры, в первую очередь диаметр и не сможет своими конструктивными элементами крепится тем же к узлам, к которым крепился ЛМ. Элементарно не достанет до них. Следовательно потребуется либо перепроектировать весь переходник и всю технологическую оснастку для его изготовления, что затратно и для единственного полёта нецелесообразно, либо довавить держатели, которые обеспечат установку ШК на имеющиеся узлы крепления ЛМ и добавят те лишние 300 кг массы.
Сам КК "Аполлон" для ЭПАС был облегчен до предела. Так что грузоподъёмности РН хватило бы с запасом. Не удивлюсь, если окажется, что в этот переходник еще несколько тонн балласта для центровки нагрузили.
ЗЫ: Странное дело, на насовских сайтах таки не нашел фотов сборки переходника со ШК для ЭПАС. Это неспроста....
Это сообщение редактировалось 26.02.2008 в 22:22
History of the ASTP Launch Vehicle (SA-210)
The ASTP launch vehicle's first stage (designated S-IB-IO)
was manufactured at Marshall Space Flight Center's Michoud
Assembly Facility, with the Chrysler Corporation as contractor.
The stage was completed in January 1967.
Static firing tests were held at Marshall Space Flight
Center in May 1967. The stage was returned to Michoud
Assembly Facility for storage. The stage was removed from
storage in October 1972, for modification, refurbishment and
checkout. It was shipped to KSC in April 1974. There it was
stored in the Vehicle Assembly Building (VAB) until November
1974. Then the stage was removed from storage and erected
vertically, and post-storage checkout began. In early January
1975, the stage was moved into the Vehicle Assembly Building's
high-bay area for further checkout, and was placed on its
mobile launcher.
Here the second stage was mated to the booster, and the
instrument unit was added to the stack to complete the launch
vehicle.
Manufacturing of the second stage (S-IVB-210) had been
finished in the spring of 1967 by the contractor, McDonnell-
Douglas, at its facility at Huntington Beach, California.
The stage was removed from storage there and shipped in
November 1972 to Kennedy Space Center, where it was stored
in the Vehicle Assembly Building until September 1974. After
removal, post-storage checkout was performed prior to stacking
atop the first stage.
The instrument unit for the SA-210 launch vehicle was
assembled by IBM at its Huntsville, Alabama, facility. It
was stored there until its shipment by barge to Kennedy Space
Center in May 1974. It remained in storage in the Vehicle
Assembly Building until December 1974 when it was removed
• and post-storage checkout got underway.
After the Apollo spacecraft and the special ASTP docking
module were installed atop the Saturn IB, the space vehicle
was rolled out on its transporter to the launch pad in late
March 1975. Additional pre-flight checkouts were performed
leading up to the scheduled launch.
The ASTP launch vehicle's first stage (designated S-IB-IO)
was manufactured at Marshall Space Flight Center's Michoud
Assembly Facility, with the Chrysler Corporation as contractor.
The stage was completed in January 1967.
Static firing tests were held at Marshall Space Flight
Center in May 1967. The stage was returned to Michoud
Assembly Facility for storage. The stage was removed from
storage in October 1972, for modification, refurbishment and
checkout. It was shipped to KSC in April 1974. There it was
stored in the Vehicle Assembly Building (VAB) until November
1974. Then the stage was removed from storage and erected
vertically, and post-storage checkout began. In early January
1975, the stage was moved into the Vehicle Assembly Building's
high-bay area for further checkout, and was placed on its
mobile launcher.
Here the second stage was mated to the booster, and the
instrument unit was added to the stack to complete the launch
vehicle.
Manufacturing of the second stage (S-IVB-210) had been
finished in the spring of 1967 by the contractor, McDonnell-
Douglas, at its facility at Huntington Beach, California.
The stage was removed from storage there and shipped in
November 1972 to Kennedy Space Center, where it was stored
in the Vehicle Assembly Building until September 1974. After
removal, post-storage checkout was performed prior to stacking
atop the first stage.
The instrument unit for the SA-210 launch vehicle was
assembled by IBM at its Huntsville, Alabama, facility. It
was stored there until its shipment by barge to Kennedy Space
Center in May 1974. It remained in storage in the Vehicle
Assembly Building until December 1974 when it was removed
• and post-storage checkout got underway.
After the Apollo spacecraft and the special ASTP docking
module were installed atop the Saturn IB, the space vehicle
was rolled out on its transporter to the launch pad in late
March 1975. Additional pre-flight checkouts were performed
leading up to the scheduled launch.
Copyright © Balancer 1997..2018
Создано 13.10.2007
Связь с владельцами и администрацией сайта: anonisimov@gmail.com, rwasp1957@yandex.ru и admin@balancer.ru.
Создано 13.10.2007
Связь с владельцами и администрацией сайта: anonisimov@gmail.com, rwasp1957@yandex.ru и admin@balancer.ru.
