Три секрета советской космонавтики.

Осталось найти следы этого "лунохода" на Земле

Изготовителей расстреляли?

фанат Kylie> в 69м произошло чудо,появился новый двигатель J-2S с большей на 10-15% тягой и большим удельным импульсом,который и поставили на 2ю ступень.

Если считать среднее значение тяги по J-2 (для ступени S-II), то для А-11 по сравнению с А-4 величина тяги стала больше на 1,67%(!). Где тут 10-15%? Если брать среднюю тягу по всем полетам, то и тогда увеличение тяги максимально 3,52%. Даже если взять разницу между максимальным значением, которое показал конкретный J-2 и минимальным, то и тогда разница будет 6,16%.
А теперь посмотрим, каков разброс тяги конкретных двигателей по ступени S-II. Для А-9 он был аж 4,73% (!). Для А-8 - 3,28%, для А-14 - 3,11%. Так что 3,5% можно сказать, лежали в пределах точности изготовления.
УИ (для тех J-2, что ставили на S-II) не стал больше даже и на 1% за все полеты (0,6%). Более того, наивысшее значение УИ (для конкретного двигателя) было достигнуто в полете А-4(!). А полет А-4 состоялся 9 ноября 1967 года.
И никакого чуда не было. Вот данные по двигателям из FLIGHT EVALUATION REPORT:
AS-501
Тяга,lbf 232852 226386 223283 229682 224644
УИ,lbf*s/lbm 426 428 424 426 424
AS-502
Тяга,lbf 226557 223796 225900 225941 227716
УИ,lbf*s/lbm 423 424 422 422 425
AS-503
Тяга,lbf 229592 227250 225013 229328 232395
УИ,lbf*s/lbm 424 423 423 424 422
AS-504
Тяга,lbf 232031 231760 229388 225878 236554
УИ,lbf*s/lbm 425 423 423 424 425
AS-505
Тяга,lbf 232924 231071 231840 233476 230166
УИ,lbf*s/lbm 425 424 423 425 425
AS-506
Тяга,lbf 232696 228747 228682 233706 232028
УИ,lbf*s/lbm 425 425 424 423 424
AS-507
Тяга,lbf 231921 233298 232413 231113 232789
УИ,lbf*s/lbm 424 425 424 424 425
AS-508
Тяга,lbf 233602 232956 233060 230216 230933
УИ,lbf*s/lbm 425 425 425 424 425
AS-509
Тяга,lbf 229897 233264 233146 231111 237046
УИ,lbf*s/lbm 423 424 424 424 426
AS-510
Тяга,lbf 233173 235406 234833 232950 233300
УИ,lbf*s/lbm 425 424 423 424 424
AS-511
Тяга,lbf 232451 231549 232580 231445 235509
УИ,lbf*s/lbm 425 423 424 424 424
AS-512
Тяга,lbf 230537 229952 230150 231670 233797
УИ,lbf*s/lbm 424 424 422 423 424

фанат Kylie> Что интересно,похоже этот двигатель никогда не ставился на ступень S-IVB,как на Сатурн-5,так и на Сатурн-1В.

Такое было на А-6 и на А-9. На остальных Сатурнах-5 двигатели J-2 работали с меньшей тягой, но с несколько большим УИ (429 с).
На Сатурнах-1В (тех, которые летали к Скайлэбу) двигатели J-2 работали с тягой 230000 lbf и УИ 424 с. Так что ставили и там.

фанат Kylie> Кстати есть расхождение между отчётом НАСА и Шунейко. ну и как это понимать и кому верить?

У Шунейко данные взяты из журналов, не из технических отчетов. Он же приводит ссылки, откуда взяты данные - http://epizodsspace.testpilot.ru/bibl/raketostr3/4-4-17.html
Посему, если нужны точные данные, то предпочтение следует отдавать отчетам, которые, кстати, куда как детальнее, чем журнальные данные. Если даже Шунейко видел бы данные этих отчетов тогда, то он никак не мог включить их в свою книгу по причине того, что его книга тут же стала бы очень секретной.

фанат Kylie> Благодаря в основном этим новым двигателям в запуске А9 вторая ступень разогналась до рекордных 6935м/с и третья ступень вывела 135т на опорную орбиту, проработав всего124с,тогда как в полёте А8 ей потребовалось 160с,чтобы вывести всего 128т.

Что же тут удивительного? На А-9 на ступени S-IVB J-2 имел тягу больше, а УИ меньше (такие же, как на S-II), чем на А-8. Вот он и работал меньше времени.
На самом же деле, это не разные двигатели, а один и тот же. Дело в том, что в J-2 меняли соотношение компонентов. При этом тяга падала а УИ возрастал. На ступенях S-II во время полета (в определенный момент) это соотношение переключалось. Для ступеней S-IVB это соотношение на весь полет принимали фиксированным, в зависимости от задач полета. Вот это-то переключение и дает 10% изменения тяги и УИ. Так что никаких чудес - или тяга больше, но УИ меньше или наоборот.
На стр.5-11 Flightmanual SA-507 Figure 5-8 показан график изменения тяги и УИ в зависимости от соотношения компонентов для J-2. Так что вот где они, эти 10%, на этом графике.

фанат Kylie> Т е вы утверждаете,что никакого форсированного J-2S,впервые поставленного на S-II в 1969г,не существовало?

Я ничего не утверждаю. Я привел данные. Вы можете сделать выводы из них самостоятельно. Данные говорят сами за себя. Желаете их оспорить? У Вас есть какие-то особенные секретные, доселе неизвестные материалы? Я имею в виду официальные технические материалы, достаточно подробные - в которых оговорены условия, непосредственно связанные с полетом, а не переданные через десятые руки и взятые неизвестно при каких условиях и неизвестно каким образом.

фанат Kylie> Но как тогда объяснить резкий рост грузоподъёмности ракеты с 128т до 135т на опорной орбите в полёте А-9?

Никак это не возможно объяснить, потому что вес КК увеличился на 3519 кг, а у Вас на 7000 кг. Это же разница в два раза. Почему он все же увеличился? Опять-таки по простой причине. В полете А-8 (как и в предыдущих полетах) ЛМ отсутствовал, вместо него был весовой макет, масса которого была 19900 lb (для А-8). В полете А-9 вес ЛМ составлял 32034 lb. Если вы станете вычитать одно из другого, учтите, что веса других элементов КК как, например, CSM, тоже менялись, но в меньшую сторону, а другие – немного увеличивались. Поэтому, чтобы подсчитать итоговую массу, Вам нужны все цифры. Кстати, обратите внимание, это видно даже на глаз, как стартует А-8 и, например, А-11. Очень хорошо видно, что А-8 уходит со старта гораздо быстрее, чем А-11, потому что А-11 тяжелее. То же видно и при запуске второй ступени, после разделения. Если бы двигатели были бы другие (с большей тягой), это не было бы так заметно.
И никакого такого резкого роста грузоподъемности не было, потому что А-8 (как и предыдущие) летали с некоторым недогрузом, но не таким большим, как Вы посчитали.

фанат Kylie> Из apollo 04 technical information summary двигатели S-II должны работать 365с,что означает по вашим данным расход 442,3т.У Шунейко ступень, кстати, проработала на 5с больше расчётного времени,но не будем мелочиться,5 тонн туда-сюда … Из этого же документа известно,что S-II в этом полёте весила всего 469т,с сухой массой 40т и возможным для расхода топливом 426т. Не сходится .

не так и не так. Топлива было (на момент старта двигателя - учтите, это разные цифры, сколько заправлено, сколько на момент старта и т.п.) 427,831 тонн.

фанат Kylie> Если тяга средняя,то можно посчитать расход компонентов.

Вы торопитесь делать выводы, не располагая достаточной информацией. Эти цифры - не средняя тяга. Это тяга и УИ на HMR режиме, учтите. Часть полета проходила с другими параметрами. Теперь о времени работы. Время работы ступени - 367,6 с (от момента подачи команды на старт до останова). Но (!) в момент 283,6 с происходит переключение соотношения компонентов. Вы этого не учитываете. Отсюда и неправильные значения масс.
Вес ступени S-II (на момент разделения ступеней, учтите, на старте вес несколько другой) 468,792 тонн. Итого имеем сухой вес - 40,961 т. Ну что же, расходы близко к тому, что Вы посчитали - 247,3; 240,0; 238,5; 244,4; 239,8. Сумма указана - 1209,9 (Это немного отличается от того, что Вы посчитали – 1211,8. Возможно, это связано с тем, что я привел значения УИ без десятичных, не рассчитывая, что Вы будете так точно считать). Но это расход на HMR. А на RMR расход = 974,5 (всего лишь!). Тогда топлива расходовалось 1209,9*283,57+974,5*84,069=425,016 тонн. Остаток - 2,815 тонн. Так что не сходится?
И вообще, Вы зря пытаетесь в массах найти несоответствие. В расчетах НАСА сводили баланс и специально его проверяли, чтобы все сходилось. Вот, к примеру, стр 6-20, рис.6-11 на FLIGHT EVALUATION REPORT AS-501, как находилось BEST ESTIMATE. По показаниям разных измерений количество могло несколько отличаться. Ну, к примеру, ошибки датчиков уровня в баках (стр.6-18 рис. 6-10). Поэтому то, чтобы все сходилось по массам – это было непременным условием отчета. Если не сходилось – искали причину, почему, а найдя причину, переделывали отчет – и тогда все сходилось (см. далее про отчеты).

фанат Kylie> У вас случайно ссылки на документ с вашими данными не осталось?

На AS-501? Можете взять, к примеру, отсюда -
http://hhgklw.blu.livefilestore.com/...
А можно взять и с http:\\ntrs.nasa.gov поиском находите "SATURN V LAUNCH VEHICLE FLIGHT EVALUATION REPORT-AS-501"


фанат Kylie> А J-2 S-IVB А-7 надо полагать,имел удельный импульс 429с?Я вас правильно понял?

429 с – это импульс расчетный, номинальное значение (по мануалу), реальное было, естественно, ниже. Если Вас так интересуют точные значения, то вот УИ для J-2 на S-IVB:
A-7 : 425,5
Skylab2 : 423,6
Skylab3 : 423,9
Skylab4: 425,3
Ну как, сильно отличается от тех двигателей J-2, что стояли на S-II на Сатурнах-5?

фанат Kylie> А что ,Шунейко работал на НАСА?

Э-э, это Вы, наверное, не так поняли. Я имел в виду, что, для того, чтобы Шунейко мог бы знать данные из отчетов НАСА (а они были тогда в то время секретными), ему эту информацию могла бы предоставить только советская разведка (оперативные данные агентуры). Поэтому такие сведения он не смог бы тогда опубликовать открыто. Так понятней?

фанат Kylie> Вы путаете понятия «точные» и «подробные»,из того что отчёты НАСА подробнее ещё не следует,что они точные.Отчёты без приписок ,такое вообще бывает?

Вы полагаете, что журнальные данные точнее, чем те, что приведены в рабочих отчетах?. Еще раз подчеркну – РАБОЧИХ. Те данные, что в журналах – не влияют ни на что. А вот искажение данных в рабочих отчетах может явиться причиной серьезной аварии в последующих полетах. Кстати, Вам известно, что у НАСА были разные виды отчетов по срокам 3(5)-х дневные, 30-дневные, 15-дневные, окнчательные и т.п.? Так что данные уточнялись со временем. Более того, в некоторых случаях они пересмативались из-за того, что обнаруживались причины неполадок. К примеру, для А-11 и А-12 были ненормальные показания датчиков уровня в посадочной ступени ЛМ. Это привело к тому, что были сделаны разные отчеты, в которых указано разное количество остатка топлива на момент посадки, Но вот в раннем отчете баланс по массам как раз и не сходился. Именно поэтому стали искать причину, почему это произошло. Экспериментальные исследования подтвердили предположения, и в дальнейшем причина эта была устранена. Но разные отчеты все же остались. Если Вы считате, что американцы пытались что-то скрыть, для чего тогда они оставили оба отчета? Ведь далеко не все материалы доступны. Можно было придумать все, что угодно - отчет потерялся, плохого качества, и т.п. Но нет, эти отчеты есть оба. Так же как и в других подобных случаях.
То, что Вам кажется "приписками" - на самом деле всего лишь уточнения. И почему Вы решили, что в таком сложном проекте все, даже самые мельчайшие детали должны быть ясны с небывалой точностью, да еще и в те времена, 40 лет назад, когда возможности анализа данных были меньше, чем теперь? Кстати, а зачем им делать приписки? Чтобы самих себя перехитрить? Любая приписка в таком отчете, который видит ограниченный круг лиц, а именно - специалисты, чревата тем, что в последующем полете может быть серьезная авария. И еще: эти отчеты никто не рекламирует. Они просто есть в архивах. Не все подозревают даже об их существании. Их надо серьезно искать, чтобы ознакомиться с ними. Если же американцы хотели кого-то запутать - то это выглядит весьма странно, нелогично. Вот Вы, к примеру, не знаете этих отчетов, и спрашиваете у меня ссылку на них.
Но Вы, конечно, можете не верить этим отчетам. Только вот для этого у Вас должны быть весьма веские основания, и они должны быть вовсе не данными из журналов, это несерьезно.
И еще: чем, по-вашему, занимались вот эти люди:

http://www.footagevault.com/media/.../flv-wmy/FTV-0000920-flv-wmy.flv
http://www.footagevault.com/media/.../flv-wmy/FTV-0000924-flv-wmy.flv
http://www.footagevault.com/media/.../flv-wmy/FTV-0000927-flv-wmy.flv
http://www.footagevault.com/media/.../flv-wmy/FTV-0000928-flv-wmy.flv
http://www.footagevault.com/media/.../flv-wmy/FTV-0000929-flv-wmy.flv
http://www.footagevault.com/media/.../flv-wmy/FTV-0000930-flv-wmy.flv
http://www.footagevault.com/media/.../flv-wmy/FTV-0000931-flv-wmy.flv
http://www.footagevault.com/media/.../flv-wmy/FTV-0000933-flv-wmy.flv
http://www.footagevault.com/media/.../flv-wmy/FTV-0000934-flv-wmy.flv
http://www.footagevault.com/media/.../flv-wmy/FTV-0000935-flv-wmy.flv
http://www.footagevault.com/media/.../flv-wmy/FTV-0000940-flv-wmy.flv
(там еще много такого есть...)

фанат Kylie> И потом,надо полагать,Шунейко брал информацию не из жёлтой прессы.И журналы брали данные тоже не с потолка, кто им мог кроме НАСА предоставить сведения?

Разумеется, журналы брали сведения не с потолка. Но те сведения, которые попадали к ним, могли быть взяты из каких-то предварительных данных, которые впоследствии могли уточняться по причинам, которые я изложил выше, возможно брались данные предварительных расчетов, ориентировочные. Вы слишком уж упрощенно подходите к анализу данных по полетам. Кстати, если Вы посмотрите аналогичные данные по полетам других ракет (не Сатурнов), то Вы обнаружите сходную картину – те данные, что публиковались в открытой печати, не соотвествуют (хотя могут быть и близки) тем данным, которые вошли в отчет о полете (к примеру, Джеминаи + ракета Титан-2 и т.п.).

фанат Kylie> В таком случае,расход топлива для 3й ступени А9 должен быть больше,чем скажем в предыдущем полёте,тем более что ПН тоже возросла,мы же наблюдаем совершенно обратную картину. Если же,предположим, в запуске А9 было достигнуто наилучшее соотношение тяги и удельного импульса,то почему его не использовали в следующих полётах?

Вот расход топлива для 3-й ступени (кг/с):
A-9 247,62

A-8 214,46

A-10 216,48

A-11 214,38

A-12 218,87

A-13 211,89

A-14 214,08

A-15 215,3

A-16 218

A-17 218,28

Как видите, для А-9 расход топлива был больше, чем в предыдущем полете. А для лунных полетов был меньше (спешу заранее оговорить, что расход этот для первого включения J-2 на S-IVB, чтобы Вы не подумали чего. Для второго включения расход другой).
Интересно, каким же образом Вы «наблюдаете обратную картину»? Какое еще такое «наилучшее соотношение тяги и удельного импульса»? Похоже, Вы не восприняли это -

Вот это-то переключение и дает 10% изменения тяги и УИ. Так что никаких чудес - или тяга больше, но УИ меньше или наоборот.

 

?
Нет «наилучшего соотношения». На водородных двигателях это особенно заметно. Делая лучше одно, вы делаете тем самым хуже другое. Но в зависимости от того, что Вы собираететсь делать, это соотношение (как бы наилучшее, но для этого случая) может быть разным.
Также хочу уточнить про:

Для ступеней S-IVB это соотношение на весь полет принимали фиксированным, в зависимости от задач полета.

 

Здесь имеется в виду полет на орбиту Земли и только. А-9, как известно далее земной орбиты не летал. Но! Для остальных – было повторное включение двигателя J-2 для выхода за пределы земной орбиты. И вот тут-то и использовалось другое соотношение компонентов. А стало быть, другие УИ, тяга и расход.

фанат Kylie> И вообще ,прокомментируйте пожалуйста,почему грузоподъёмность первых 3х Сатурн-5 соответствует начальному проекту Сатурн С-5(его данные есть у Вэйда),а для следующих резко возросла.Если в этом не виноваты J-2S,тогда что?

Что же тут комментировать, если Вы ссылаетесь на Вэйда, а не на официальные отчеты? Что Вы от меня-то хотите? Вы знаете, откуда конкретно Вэйд взял эти данные? Вот Вы говорите - "соответствует начальному проекту". А может, Вэйд и взял данные из начального проекта? Может, в этом вся разгадка? Вы же ведь не ознакомились со всеми материалами (и Вы у меня спрашиваете ссылку на FLIGHT EVALUATION REPORT?), а уже спешите делать выводы. Не торопитесь...
А почему вес КК вырос, это всем известно – вместо макета был реальный ЛМ, его масса, естественно, отличалась от массы макета.

фанат Kylie> Теперь по основной теме,вот что вы писали в прошлом году 4 июля
Сразу хочу уточнить, что те мои слова, на которые Вы ссылатесь, это не утверждение, а сравнение. Так будет понятнее? Или требуется дальше разъяснять?
Я ведь не утверждал, что СССР реально был готов обмануть в таком деле, как пилотируемый полет на Луну.

фанат Kylie> Ну так как,вы готовы поддержать мою версию?

Так это ваша версия, не моя...
Вы желаете фантазировать – пожалуйста. А мне на эту тему как-то не хочется фантазировать. Давайте лучше про что-нибудь другое. Про межзвездные перелеты, к примеру...
Почему ваша версия является фантазиями? Да Вы же и писали:

фанат Kylie> Но доказательств требовать у меня не надо.Я их никому не обещал.

ф.K.>> Т е вы утверждаете,что никакого форсированного J-2S,впервые поставленного на S-II в 1969г,не существовало?
Nikomo>Я ничего не утверждаю. Я привел данные. Вы можете сделать выводы из них самостоятельно. Данные говорят сами за себя. Желаете их оспорить? У Вас есть какие-то особенные секретные, доселе неизвестные материалы? Я имею в виду официальные технические материалы, достаточно подробные - в которых оговорены условия, непосредственно связанные с полетом, а не переданные через десятые руки и взятые неизвестно при каких условиях и неизвестно каким образом.
Зачем мне секретные материалы,когда есть общедоступные, на основании которых, нормальные люди должны верить в лунные путешествия астронавтов.
Теперь вы предлагаете считать всё это ложью и загрузить новую версию "правды об Аполлоне"?


ф.K.>> Из apollo 04 technical information summary двигатели S-II должны работать 365с,что означает по вашим данным расход 442,3т.У Шунейко ступень, кстати, проработала на 5с больше расчётного времени,но не будем мелочиться,5 тонн туда-сюда … Из этого же документа известно,что S-II в этом полёте весила всего 469т,с сухой массой 40т и возможным для расхода топливом 426т. Не сходится .
Nikomo>не так и не так. Топлива было (на момент старта двигателя - учтите, это разные цифры, сколько заправлено, сколько на момент старта и т.п.) 427,831 тонн.
Я же написал возможным для расхода топливом,естественно,что заправлено больше.

Nikomo>Вы торопитесь делать выводы, не располагая достаточной информацией. Эти цифры - не средняя тяга. Это тяга и УИ на HMR режиме, учтите.
А почему вы не написали это сразу?
Nikomo> Часть полета проходила с другими параметрами. Теперь о времени работы. Время работы ступени - 367,6 с (от момента подачи команды на старт до останова). Но (!) в момент 283,6 с происходит переключение соотношения компонентов. Вы этого не учитываете. Отсюда и неправильные значения масс.
Nikomo>Вес ступени S-II (на момент разделения ступеней, учтите, на старте вес несколько другой) 468,792 тонн. Итого имеем сухой вес - 40,961 т. Ну что же, расходы близко к тому, что Вы посчитали - 247,3; 240,0; 238,5; 244,4; 239,8. Сумма указана - 1209,9 (Это немного отличается от того, что Вы посчитали – 1211,8. Возможно, это связано с тем, что я привел значения УИ без десятичных, не рассчитывая, что Вы будете так точно считать). Но это расход на HMR. А на RMR расход = 974,5 (всего лишь!). Тогда топлива расходовалось 1209,9*283,57+974,5*84,069=425,016 тонн. Остаток - 2,815 тонн. Так что не сходится?
Во-1,.Переключение соотношения компонентов ИМХО изменяется ступенчато,а не мгновенно. Расход 974,5кг/с - это больше походит на расход с выключенным центральным двигателем.Это взято из документа или вы сами прикинули?.Насколько мне известно,при разгоне А-13 к Луне в целях получения максимального УИ из-за перерасхода горючего при выводе на орбиту,тягу J-2 3й ступени уменьшили до 90700кг,меньше видимо было уже неоптимально.
В нашем случае Iуд=90700/(974,5/5)=465,это для J-2 это разве возможно?Какой там был УИ в конце работы ступени?
Во-2,переключение соотношения компонентов - это главная фишка,позволившая оптимизировать Сатурн-5 и увеличить ПН на лунной траектории на 1,2т(вместе с другими мероприятиями на 2т) к полёту А-11.(Шунейко.Ракетостроение 1-3)
Каким чудом удалось увеличить ПН ракеты на лунной траектории с 40т(А8) до 45т(А10) и даже до 48т(А15) если переключение соотношения компонентов топлива ракеты применялось с первого же полёта ?
В-3,ИМХО,переключение соотношения компонентов не приводит к экономии топлива.Наоборот,сначала двигатели форсируются выше номинальной тяги - это позволяет разгонять ракету по более пологой траектории,что снижает грав. потери 1й ступени и быстрее вырабатывается топливо 2й,что снижает её гравпотери, за счёт них собствено и выйгрыш.А потом тяга возвращается к номинальному значвнию.Естественно всё это приводит к повышенному расходу компонентов и поэтому масса топлива в S-II с А-9 была увеличена прим. на 18т при почти одинаковом времени работы ступени.
Поэтому ваши значения тяги и УИ для второй ступени AS-501 мягко говоря невероятны.

ф.K.>> Но как тогда объяснить резкий рост грузоподъёмности ракеты с 128т до 135т на опорной орбите в полёте А-9?

Nikomo>Никак это не возможно объяснить, потому что вес КК увеличился на 3519 кг, а у Вас на 7000 кг.Это же разница в два раза.
Вес КК надо было ещё забросить к Луне,так что без дополнительного топлива не обойтись,правильно?.Хоть А-9 это и не нужно,но последующие ракеты имели ещё большую грузоподъёмность.
Nikomo>Почему он все же увеличился? Опять-таки по простой причине. В полете А-8 (как и в предыдущих полетах) ЛМ отсутствовал, вместо него был весовой макет, масса которого была 19900 lb (для А-8). В полете А-9 вес ЛМ составлял 32034 lb. Nikomo>Если вы станете вычитать одно из другого, учтите, что веса других элементов КК как, например, CSM, тоже менялись, но в меньшую сторону, а другие – немного увеличивались. Поэтому, чтобы подсчитать итоговую массу, Вам нужны все цифры.
Все цифры в отчётах НАСА А8 – 39635кг,А-10 – 44575кг(с адаптером на начальной орбите)
Nikomo>Кстати, обратите внимание, это видно даже на глаз, как стартует А-8 и, например, А-11. Очень хорошо видно, что А-8 уходит со старта гораздо быстрее, чем А-11, потому что А-11 тяжелее. То же видно и при запуске второй ступени, после разделения. Если бы двигатели были бы другие (с большей тягой), это не было бы так заметно.
Nikomo>И никакого такого резкого роста грузоподъемности не было, потому что А-8 (как и предыдущие) летали с некоторым недогрузом, но не таким большим, как Вы посчитали.
1.Ничего не считал.Это общеизвестные числа.
2.Я-то с вами полностью согласен,что никакого резкого роста грузоподъёмности не быпо.Это насовцы придумали,т к они не смогли создать лунный комплекс массой в 41т.Облегчать Аполлон было уже дальше некуда.
3.А что касается недогруза,так извините,ракета не трамвай,она расчитана под определённую ПН и просто недогружать её нет никакого смысла.Масса макета ЛТА-Б на А-8 была 9т,а не 15(ПН к Луне 39,6т),просто потому,что ракета не могла разогнать к Луне больше.Т е НАСА сделала ракету с недостаточной грузоподъёмностью т к ошиблась в требуемой массе КК и только благодаря последующей оптимизации якобы сумела вытянуть грузоподъёмность на приемлемый уровень.(Кстати в запуске А-4 ПН состояла из переходника ,корабля 23,7т и наполненного водой макета ЛМ 14т)И ключевую роль тут сыграли форсированные J-2S,которых по вашим данным не было .Я не ожидал,что вы найдёте противоречия в материалах НАСА.

ф.K.>> А J-2 S-IVB А-7 надо полагать,имел удельный импульс 429с?Я вас правильно понял?

Nikomo>429 с – это импульс расчетный, номинальное значение (по мануалу), реальное было, естественно, ниже. Если Вас так интересуют точные значения, то вот УИ для J-2 на S-IVB:
A-7 : 425,5
Skylab2 : 423,6
Skylab3 : 423,9
Skylab4: 425,3
Ну как, сильно отличается от тех двигателей J-2, что стояли на S-II на Сатурнах-5?
В Прохожелогии есть расчёт по которому масса А-7 при таком высоком УИ должна быть 18,а не 14,7т.Кажется опровергнуть его тогда не удалось?
httr://balancer.ru/2005/08/18/post-587235.html

Nikomo>Э-э, это Вы, наверное, не так поняли. Я имел в виду, что, для того, чтобы Шунейко мог бы знать данные из отчетов НАСА (а они были тогда в то время секретными), ему эту информацию могла бы предоставить только советская разведка (оперативные данные агентуры). Поэтому такие сведения он не смог бы тогда опубликовать открыто. Так понятней?
Да.А к слову,почему эти отчёты были секретными?Что хотели скрыть от советской разведки?Свои успехи?

Nikomo>Вы полагаете, что журнальные данные точнее, чем те, что приведены в рабочих отчетах?. Еще раз подчеркну – РАБОЧИХ. Те данные, что в журналах – не влияют ни на что. А вот искажение данных в рабочих отчетах может явиться причиной серьезной аварии в последующих полетах. Кстати, Вам известно, что у НАСА были разные виды отчетов по срокам 3(5)-х дневные, 30-дневные, 15-дневные, окнчательные и т.п.? Так что данные уточнялись со временем. Более того, в некоторых случаях они пересмативались из-за того, что обнаруживались причины неполадок.
Nikomo>То, что Вам кажется "приписками" - на самом деле всего лишь уточнения. И почему Вы решили, что в таком сложном проекте все, даже самые мельчайшие детали должны быть ясны с небывалой точностью, да еще и в те времена, 40 лет назад, когда возможности анализа данных были меньше, чем теперь?
Ну по крайней мере с массой КК и временем работы ступени А-9 проблем быть не должно.Тут уточнять ничего не надоОднако же расхождение в данных 69ого г и опубликованных в инете отчётов имеет место быть...
Nikomo> Кстати, а зачем им делать приписки? Чтобы самих себя перехитрить? Любая приписка в таком отчете, который видит ограниченный круг лиц, а именно - специалисты, чревата тем, что в последующем полете может быть серьезная авария. И еще: эти отчеты никто не рекламирует. Они просто есть в архивах. Не все подозревают даже об их существании. Их надо серьезно искать, чтобы ознакомиться с ними. Если же американцы хотели кого-то запутать - то это выглядит весьма странно, нелогично. Вот Вы, к примеру, не знаете этих отчетов, и спрашиваете у меня ссылку на них.
Nikomo>Но Вы, конечно, можете не верить этим отчетам. Только вот для этого у Вас должны быть весьма веские основания, и они должны быть вовсе не данными из журналов, это несерьезно.
Основания?А с чего мне верить,что в НАСА работают только честные люди?Почему вы уверены,что отчёты перед публикацией не правились и не редактировались?
.Данные из журналов имеют ценность в том,что они были опубликованы гораздо раньше отчётов,практически сразу после полётов.И именно на основании этих данных базировалось утверждение,что астронавты на Луну всё-таки высаживались.Если же теперь через десятки лет вдруг оказывается,что эти данные ложные это ставит под сомнение всё.

ф.K.>> В таком случае,расход топлива для 3й ступени А9 должен быть больше,чем скажем в предыдущем полёте,тем более что ПН тоже возросла,мы же наблюдаем совершенно обратную картину. Если же,предположим, в запуске А9 было достигнуто наилучшее соотношение тяги и удельного импульса,то почему его не использовали в следующих полётах?
Nikomo>Вот расход топлива для 3-й ступени (кг/с):
A-9 247,62
A-8 214,46
A-10 216,48
А-11 214,38


Nikomo>Как видите, для А-9 расход топлива был больше, чем в предыдущем полете. А для лунных полетов был меньше (спешу заранее оговорить, что расход этот для первого включения J-2 на S-IVB, чтобы Вы не подумали чего. Для второго включения расход другой).
Nikomo>Интересно, каким же образом Вы «наблюдаете обратную картину»? Какое еще такое «наилучшее соотношение тяги и удельного импульса»?
Имелся ввиду общий,а не секундный расход при выведении на опорную орбиту
А-8 214,46*160=34314кг
А-9 247,62*124=30705кг
А-10 216,48*150=32472кг
А-11 214,38*145=31100кг
Как видите,запуск А-9 был самым экономичным из всех,не смотря на больший секундный расход.Почему этот опыт не использовался в дальнейшем?
Кстати ,вес S-IVB на орбите получается 87т(нач 117,7т),а вместе с кораблём и адаптером 87+43,2=130,2т
А раньше уверяли,что вывели 134,7т,это в энциклопедиях написано.
Как это понимать?
43,2 т – из отчёта НАСА http://www.hq.nasa.gov/office/pao/.../alsj/a410/A09_MissionReport.pdf



ф.K.>> И вообще ,прокомментируйте пожалуйста,почему грузоподъёмность первых 3х Сатурн-5 соответствует начальному проекту Сатурн С-5(его данные есть у Вэйда),а для следующих резко возросла.Если в этом не виноваты J-2S,тогда что?

Nikomo>Что же тут комментировать, если Вы ссылаетесь на Вэйда, а не на официальные отчеты? Что Вы от меня-то хотите? Вы знаете, откуда конкретно Вэйд взял эти данные? Вот Вы говорите - "соответствует начальному проекту". А может, Вэйд и взял данные из начального проекта? Может, в этом вся разгадка? Вы же ведь не ознакомились со всеми материалами (и Вы у меня спрашиваете ссылку на FLIGHT EVALUATION REPORT?), а уже спешите делать выводы. Не торопитесь...
Я не тороплюсь.Просто первые 3 Сатурна-5 вполне соответствуют начальному проекту,а вот последующие почему-то резко увеличили свои характеристики.
Nikomo>А почему вес КК вырос, это всем известно – вместо макета был реальный ЛМ, его масса, естественно, отличалась от массы макета.
Что значит естественно?
Макет можно сделать любой массы,в отличии от ЛМа
Суть то в том,что А-9 и А-10 вполне можно было запустить ракетой ,имеющей грузоподъёмность всего 41т на транслунной траектории. С сохранением всей программы полёта.

Ф.K.>> Теперь по основной теме,вот что вы писали в прошлом году 4 июля
Nikomo>Сразу хочу уточнить, что те мои слова, на которые Вы ссылатесь, это не утверждение, а сравнение. Так будет понятнее? Или требуется дальше разъяснять?
Я ведь не утверждал, что СССР реально был готов обмануть в таком деле, как пилотируемый полет на Луну.
Это всё понятно,но тем не менее ход мысли у вас был правильный.Советская и американская лунные программы были связаны между собой соперничеством в лунной гонке.
Так вот,СССР продолжил программу Л3 после 69ого.,т е продолжил лунную гонку.Ибо Л3 предназначалась только для победы в лунной гонке.Высаживать одного космонавта на 6 часов не имело никакого смысла после высадок двух астронавтов.Можно было перейти к двухпусковой схеме программы Л3М,можно было подождать водородные ступени для Н-1,можно было вообще отменить лунную программу,но вместо этого СССР продолжил морально устаревшую Л3.ЗАЧЕМ?

Ф.K.>> Ну так как,вы готовы поддержать мою версию?

Nikomo>Так это ваша версия, не моя...
Nikomo>Вы желаете фантазировать – пожалуйста. А мне на эту тему как-то не хочется фантазировать.
Ну так может вы знаете правду,что и куда там хотели запустить 3 июля 1969ого?
Что-то все ваши молчат.Что слабо побить в этом вопросе опровергателя?Я же сам напрашиваюсь.

Про советских "знать" гораздо сложнее, чем про американских
Вот уж кто секретил и "фальсифицировал", так это они, родимые

Насчет же того, "зачем" СССР продолжил "гонку" в том виде, который уже был заведомо ненужным, так от такого "рационализма" он в конце концов и развалился нах

СССР развалился, а не США, если вы не в курсе или вдруг опровергать начнете

фанат Kylie> Зачем мне секретные материалы,когда есть общедоступные, на основании которых, нормальные люди должны верить в лунные путешествия астронавтов.
Теперь вы предлагаете считать всё это ложью и загрузить новую версию "правды об Аполлоне"?

Вообще-то я Вам ничего не предлагаю, потому что опровергатели не верят ничему. Они готовы отрицать (именно отрицать, а не опровергать) любые факты, которые не согласны с их "теориями".
Видите ли, нормальные люди, когда видят технические отчеты для специалистов, то понимают, что цифры, указанные в них, гораздо ближе к реальности, нежели те, которые указаны в каких-то журналах или газетах. Но это, конечно, ваше дело, верить или нет. Я Вас убеждать не буду, потому что убеждать опровергателя - бессмысленное дело. Данные я привел, в них все сходится. А в тех данных, которые опубликованы в журналах, не сходится.
Если Вы посмотрите технические отчеты по другим изделиям - к примеру, Сатурн-1, Титан-2(с Джеминаем), то обнаружите точно такую же картину - данные в журналах и данные в технических отчетах расходятся между собой. Это что, тоже означает, что Джеминаи или Сатурн-1 фальшивка? Журналы тоже писали ложь и про эти полеты? А что же тогда летало? Вообще ничего, что ли? А как же тогда полет Союз-Аполлон? А, наверное, по-вашему, американцы сговорились с русскими, полета не было на самом деле, так? Или Вы думаете, что американцы морочили головы советским баллистикам, но стыковка все же получилась каким-то чудом?
Вот Вам, к примеру, расхождение журнальных данных и тех данных, что приведены в отчетах для Сатурн-1В. У Шунейко (а он брал данные из журналов) скорость 1-й ступени намного ниже той, что приведена в отчете. При этом высота у него указана даже несколько больше, чем в отчете.
Вы думаете, я обнаружил расхождение у Шунейко с отчетами НАСА когда их сравнивал? Нет, я обнаружил неправильные цифры у Шунейко, когда сравнивал их с расчетом активного участка Сатурн-1В. Я сначала стал даже сомневаться, может, я чего-то неправильно посчитал, может, есть какой-то вариант другой, при котором возможно такое значение. Но оказалось, что такое значение никак не может быть, это физически невозможно, не может быть такого сочетания значений. А вот те значения, что в отчете НАСА как раз похожи на то, что получается расчетом.
Вы, конечно, можете верить тем цифрам, что приведены в журналах, и не верить тем, что приведены в отчетах. Все заключается в том, что люди, которые не знают и не умеют делать подобные расчеты могут поверить Вам. А те, кто умеет делать, поверить Вам никак не могут. Вы вот верите, а те, кто делает расчеты, знают. Продолжайте верить…
И еще: опровергатели обычно, если им что-то приходит в голову, не сомневаются, что это верная мысль. А Вы сомневаетесь?

фанат Kylie> Я же написал возможным для расхода топливом,естественно,что заправлено больше.

Опять Вы не поняли, о чем я говорил. Я сказал, что масса на момент старта двигателя имеет такое-то значение для того, чтобы расчет был как можно ближе к реальности. Если взять то значение, сколько было заправлено, расход получится больше или время работы будет больше.

фанат Kylie> А почему вы не написали это сразу?

Как же я мог знать заранее, что Вы станете подсчитывать УИ? Раз Вы занимаетесь опровергательством, Вам следовало бы изучить эти данные, прежде чем делать подсчеты и выводы. Потому что именно так получаются ошибки и заблуждения. Об этом Вы, надеюсь, не забываете –
«Категоричное сомнительное заявление, не подтверждённое фактом [п.11] » ?

фанат Kylie> Во-1,.Переключение соотношения компонентов ИМХО изменяется ступенчато,а не мгновенно.

Вот этого я не понял, что Вы хотели сказать этой фразой. Не могли бы Вы как-нибудь иначе изложить ваши соображения? Может быть, Вы цитируете, не понимая смысла того, что Вы цитируете?
При переключении соотношения компонентов это самое соотношение меняется настолько быстро, что по отношению к времени работы двигателя это время переключения составляет явно несущественную величину и можно считать, что оно происходит практически мгновенно. Если Вы не знаете, как происходит это переключение, я могу Вам объяснить. Надо объяснять?

фанат Kylie> Расход 974,5кг/с - это больше походит на расход с выключенным центральным двигателем.

В полете AS-501 не выключали центральный двигатель на S-II. В полете AS-503 и выключали центральный двигатель и изменяли соотношение компонентов. Еще раз подчеркну - "и", а не "или". Так что там изменение расхода было еще больше.

фанат Kylie> Это взято из документа или вы сами прикинули?

Опять не понял. Вы что же, так и не прочитали отчет? Почему Вы задаете такой вопрос? Если бы Вы прочитали отчет, у Вас такого вопроса не должно было возникнуть никак.

фанат Kylie> Насколько мне известно,при разгоне А-13 к Луне в целях получения максимального УИ из-за перерасхода горючего при выводе на орбиту,тягу J-2 3й ступени уменьшили до 90700кг,меньше видимо было уже неоптимально.
В нашем случае Iуд=90700/(974,5/5)=465,это для J-2 это разве возможно?Какой там был УИ в конце работы ступени?

Как это тягу уменьшили до 90700 кГ? При первом включении тяга была 199577 lbf=90527 кГ. У Вас уменьшение происходит путем увеличения? УИ при этом был 427,2, что было даже несколько лучше, чем планировалось – 426,8. Расход был для кислорода – 388,07 lb/s, расход водорода – 79,05 lb/s. Поделим, получим УИ = 427,25. Что же это у Вас так получается – что ни расчет, то ошибка? Вы что, нарочно так делаете?
Тяга при втором включении – 198536 lbf=90054 кГ. УИ при этом – 427,2. Расходы, соответственно – 386,54 lb/s и 78,24 lb/s. Поделим, получим УИ= 427,16. Чего-то Вы опять какой-то бессмысленной арифметикой занимаетесь. Вам не надоело? Да и кстати, то, что мы с вами обсуждаем в этой теме, очень напоминает оффтопик, не так ли?

фанат Kylie> ИМХО,переключение соотношения компонентов не приводит к экономии топлива.

Ваше ИМХО неправильно. Ну подумайте сами: уменьшается тяга - уменьшается расход, увеличивается (при этом) УИ - опять-таки уменьшается расход. Два фактора, и оба снижают расход. Ваше ИМХО ничем не объяснимо.

фанат Kylie> Наоборот,сначала двигатели форсируются выше номинальной тяги

Расход для этого режима указан. Приведите, в таком случае, ваш расход. И ссылку на документальное подтверждение, пожалуйста, чтобы не было голословно. Шунейко не предлагайте, естественно.

фанат Kylie> что снижает грав. потери 1й ступени

при чем тут 1-я ступень? Вы же о второй говорили? Это опечатка?

фанат Kylie> Естественно всё это приводит к повышенному расходу компонентов

Совершенно неестественно. Расходы указаны. Вы не приводите никаких данных, никаких расчетов. Это всего лишь ваше ИМХО, да к тому же и неправильное.

фанат Kylie> Поэтому ваши значения тяги и УИ для второй ступени AS-501 мягко говоря невероятны.

И почему же они невероятны?

фанат Kylie> масса топлива в S-II с А-9 была увеличена прим. на 18т при почти одинаковом времени работы ступени.

Какие еще 18 тонн? Масса топлива была увеличена на 12223 кг. Хорошее округление, нечего сказать. И увеличение это составляет всего 3%. Считаем: топлива в S-II(А-8) 360286кг+71236кг=431522кг, топлива в S-II(A-9) 371891кг+71854кг=443745кг. Разница составит 12233кг. Время работы на HMR(A-8) 288,26 с , время работы на LEMR(A-8) 80,59 с. Время работы на HMR(A-9) 288,33 с , время работы на LEMR(A-8) 83,72 с. Средняя потеря массы на HMR(A-8) 1221,4 кг/с, на LEMR(A-8) 920,6 кг/с. Средняя потеря массы на HMR(A-9) 1237,9 кг/с, на LEMR(A-9) 993,8 кг/с. Тогда остаток топлива для А-8 составит 5250 кг, для А-9 остаток 3620 кг. Что не сходится?

фанат Kylie> Вес КК надо было ещё забросить к Луне,так что без дополнительного топлива не обойтись,правильно?.Хоть А-9 это и не нужно,но последующие ракеты имели ещё большую грузоподъёмность.

Как видите, остаток топлива в А-8 оказался даже больше, чем в А-9, хотя и в А-9 было заправлено топлива несколько больше, да еще и расход топлива в А-9 был больше. Что не так?

фанат Kylie> Все цифры в отчётах НАСА А8 – 39635кг,А-10 – 44575кг(с адаптером на начальной орбите)

да, для А-8 этот вес. Для А-9 этот вес 47098 кг. Но это вес TOTAL SPACECRAFT, вес всего корабля, включая переходник и LES. Для А-10 этот вес – 48625 кг.

фанат Kylie> Ничего не считал.Это общеизвестные числа.

А стоило бы их проверить. "Общеизвестные" - это для кого они общеизвестные?

фанат Kylie> Я-то с вами полностью согласен,что никакого резкого роста грузоподъёмности не быпо.Это насовцы придумали,т к они не смогли создать лунный комплекс массой в 41т.Облегчать Аполлон было уже дальше некуда.

А добавить немного топлива? А увеличить немного тягу? Тут немного, там немного, смотришь, и прибавка ощутимой оказалась…

фанат Kylie> А что касается недогруза,так извините,ракета не трамвай,она расчитана под определённую ПН и просто недогружать её нет никакого смысла.Масса макета ЛТА-Б на А-8 была 9т,а не 15(ПН к Луне 39,6т),просто потому,что ракета не могла разогнать к Луне больше.Т е НАСА сделала ракету с недостаточной грузоподъёмностью т к ошиблась в требуемой массе КК и только благодаря последующей оптимизации якобы сумела вытянуть грузоподъёмность на приемлемый уровень.(Кстати в запуске А-4 ПН состояла из переходника ,корабля 23,7т и наполненного водой макета ЛМ 14т)И ключевую роль тут сыграли форсированные J-2S,которых по вашим данным не было .Я не ожидал,что вы найдёте противоречия в материалах НАСА.

Не могла разогнать? Можете доказать расчетом? Запас топлива, как видите, еще был для того, чтобы выводит несколько больше ПГ. Хотя и недостаточно больше, по сравнению с тем, что был в последующих полетах. А то, что грузоподъемность росла, так то же никто и не отрицает. Только не в такой степени, как по вашему ИМХО. Противоречий, как видите, нет. Есть только путаница в данных, не более того.

фанат Kylie> В Прохожелогии есть расчёт по которому масса А-7 при таком высоком УИ должна быть 18,а не 14,7т.

Какая масса А-7? Если вы считаете массу КСМ, тогда она будет 14691 кг. Если Вы будете считать массу TOTAL SPACECRAFT, тогда она будет 20553 кг.

фанат Kylie> Да.А к слову,почему эти отчёты были секретными?Что хотели скрыть от советской разведки?Свои успехи?

Вы это серьезно? Или Вы так шутите? Вы, надеюсь, понимаете, что разработка ракет всегда велась в секрете, независимо от того, какая это ни была бы ракета. Вы что, полагаете, что по материалам, которые публикуются в открытой печати, Вы сможете спроектировать ракету? А те параметры, которые были в технических отчетах, имели значение именно для разработки ракет и КК. Поэтому не предназначались для чужих глаз.

фанат Kylie> Ну по крайней мере с массой КК и временем работы ступени А-9 проблем быть не должно.Тут уточнять ничего не надоОднако же расхождение в данных 69ого г и опубликованных в инете отчётов имеет место быть...

Какие данные 69 года? Это Вы о чем? Какие опубликованные в инете отчете? Я Вас совершенно не могу понять. Еще раз. Отчеты доступны на сервере NTRS. Доступны. Это не означает, что они "опубликованы". Публикуют, знаете ли, книги, журналы... Отчеты никто не публикует. Отчет, к примеру по AS-504(А-9) датирован 5 мая 1969 года. Какие расхождения 69 года? Потрудитесь излагать ваши мысли яснее, как говорил Филипп Филиппович.

фанат Kylie> Основания?А с чего мне верить,что в НАСА работают только честные люди?Почему вы уверены,что отчёты перед публикацией не правились и не редактировались?

То есть, Вам и оснований никаких не нужно? В таком случае, почему мы должны верить в вашу честность? Факты где у Вас? Факты, а не ИМХО.

фанат Kylie> Данные из журналов имеют ценность в том,что они были опубликованы гораздо раньше отчётов,практически сразу после полётов.

Еще раз. Никто отчеты не публиковал. Отчеты были созданы в том же году, когда и был полет. Данные из журналов не имеют такой ценности, как в отчетах, потому что они очень неполны, противоречивы, неизвестно каким образом получены и т.п. При каких обстоятельствах были переданы эти данные, Вы не в состоянии указать. Почему они могут быть неправильны, я показал еще в самом начале.

фанат Kylie> И именно на основании этих данных базировалось утверждение,что астронавты на Луну всё-таки высаживались.

Нет. Никто не базирует утверждение,что астронавты на Луну всё-таки высаживались на основании журнальных данных. Это несерьезно. Мало ли чего журнал напишет? А может, это непроверенные данные? Может, это дезинформация?
Понимаете ли, базироваться на журнальных данных вместо данных из технических отчетов это все равно, что базироваться на научно-популярной литературе вместо научной. Вообще-то, опровергатели (я имею в виду опровергателей как таковых, к примеру, Ну с коррупцией борьба ладно. А с научными подлогами на миллиарды?) подобным образом и поступают. И кто их будет после этого принимать всерьез? Опровергатели берут научпоп и на основании его начинают опровергать науку. Это ваш метод?

фанат Kylie> Если же теперь через десятки лет вдруг оказывается,что эти данные ложные это ставит под сомнение всё.

Какие еще десятки лет, Вы о чем? Вот уж не ожидал от Вас, что Вы станете тупить и настаивать без всякого обоснования на журнальных данных. В журнальных данных, например, не сообщалось обо всех неполадках, случившихся в полетах. А в отчетах они есть. Что же, это они и неполадки специально придумали, так, что ли?

фанат Kylie>
Имелся ввиду общий,а не секундный расход при выведении на опорную орбиту
А-8 214,46*160=34314кг
А-9 247,62*124=30705кг
А-10 216,48*150=32472кг
А-11 214,38*145=31100кг
Как видите,запуск А-9 был самым экономичным из всех,не смотря на больший секундный расход.Почему этот опыт не использовался в дальнейшем?

 

расходовано было при первом запуске J-2 на S-IVB:

А-8 : 33265 кг (за время 160,6 с)
А-9 : 30383 кг (за время 138,21 с)
А-10: 31765 кг (за время 159,66 с)
А-11: 31377 кг
А-12: 29909 кг
А-14: 29300 кг
А-15: 30293 кг
А-16: 30956 кг
А-17: 30251 кг
Немного отличается от вашего (не так резко). А теперь – вот в чем тут дело.
Импульс для А-8 будет 1,451*10⁸ кгм/с, для А-9 1,429**10⁸ кгм/с, для А-10 1,454*10⁸ кгм/с. Видно, что суммарный импульс меньше. Ракета получила меньшее приращение скорости. Так что эта «экономия» Вам боком выйдет, как говорится.
То, что приращения скорости были получены за счет предыдущих ступеней, Вы не рассматриваете? На ступени S-II A-9 было больше топлива, чем на А-8, да еще и остаток получился меньше, вот импульс и больше. И вот еще какой момент для А-9. Запланировано было не два, а три включения S-IVB. Поэтому «экономия» топлива могла бы пригодится. А лететь на Луну А-9 не нужно. Поэтому можно и гравпотери побольше.

Кстати, если считать по вашей методе, самым экономичным был все-таки А-14, а не А-9.
Для справки (и проверки расчета на предмет импульса), тяга J-2 на S-IVB:
А-4 : 100872 кГ
А-6 : 103784 кГ
А-8 : 92103 кГ
А-9 : 105399 кГ
А-10: 92856 кГ
А-11: 91200 кГ
А-12: 93874 кГ
А-14: 91432 кГ
А-15: 92063 кГ
А-16: 93639 кГ
А-17: 93348 кГ

фанат Kylie> Кстати ,вес S-IVB на орбите получается 87т(нач 117,7т),а вместе с кораблём и адаптером 87+43,2=130,2т
А раньше уверяли,что вывели 134,7т,это в энциклопедиях написано.
Как это понимать?

Вес S-IVB на момент расстыковки с CSM 86437 кг. Похоже. Вес TOTAL SPACECRAFT (на момент CSM DOCKED) 42026 кг. Похоже. А 4 тонны весит LES(САС). Наверное, его включили в эту массу. Вес TOTAL VEHICLE 130307 кг. Это без САС. Ну и может, еще какую-то мелочь не посчитали. Может, что-то округлили.

фанат Kylie> Я не тороплюсь.Просто первые 3 Сатурна-5 вполне соответствуют начальному проекту,а вот последующие почему-то резко увеличили свои характеристики.

Но это всего лишь ваше ИМХО… А резко – не надо.

фанат Kylie> Суть то в том,что А-9 и А-10 вполне можно было запустить ракетой ,имеющей грузоподъёмность всего 41т на транслунной траектории. С сохранением всей программы полёта.

Это опять ваше ИМХО? Запустить-то можно было… О какой программе полета Вы говорите? Что Вы имеете в виду? Запустить с макетом? Или что-то еще?
(Массы TOTAL SPACECRAFT для А-9 и А-10 см.выше.)

PS
Про оффтопик не забудьте? А что и куда хотели запустить 3 июля 1969 года меня как-то не интересует.

Это 7-40. Прошу прощения, что с новым ником - почему-то никак не получается войти со старым. Никто не подскажет, в чём дело и куда обращаться? Вроде, войти в форум могу. Пытаюсь ответить в тему - пишет, что я не зашёл. Захожу снова - выкидывает лист со списком ошибок SQL. Месяц назад попытался - плюнул, решил подождать. Теперь снова пытаюсь - снова та же бяка. Пришлось перерегистрироваться.

Karev1> Я вас правильно понял?

Так уж получается, что Вы поняли неправильно...

Karev1> Вы произвели расчет активного участка С-1В по своей программе, используя данные Шунейко, и результаты расчета решительно не совпали с опубликованными Шунейко данными? Произведя расчет по данным из секретных (в прошлом) отчетов, вы получили результат с хорошей сходимостью с отчетами?

Вы, очевидно, невнимательно прочитали то, о чем я сообщил. Я же ведь сказал, что не может быть такого сочетания значений у шунейко(!). Сравнение Шунейко тут с отчетом не при чем. Вот если взять подобные данные в отчете - там правдоподобно. А если взять только Шунейко, даже не зная ничего об отчете - то его данные - неправдоподобны. Но это неправдоподобие можно обнаружить, если выполнить расчет траектории, вот в чем дело.
Ведь я же не зря указал, что пытался получить такие значения, как у Шунейко, полагая, что может быть, я в чем-то ошибся. Но Вы, игнорируя это, пытаетесь свести все просто к тому, что данные из Шунейко противоречат данным из отчетов. Не торопитесь (если вы поторопились, а не специально передергиваете), и подумайте над тем, что сочетание значений у Шунейко само по себе неправдоподобно.

Karev1> 4 т - САС, а остальные 1,8 т? Переходник?

А то! Масса SLA была 4012lb=1820кг. Похоже?

Karev1> К стати, что за дурацкая манера включать в массу ПН массу САС?

Опять Вы невнимательны. Я же ведь специально указал - TOTAL SPACECRAFT. Это не одно и то же. Вот у них масса корабли считается вместе с переходником, САС и пр. Приборный отсек уже относится к ракете. Такое вот у них деление, не Вы тут устанавливали правила...
А ПГ придется, естественно, определять расчетом, что же поделаешь.

Karev1> САС никакого отношения к выводимой ПН не имеет, я уже об этом упоминал.

Но ведь он же летит какое-то время вместе с КК? Попробуйте, произведите расчет траектории без учета этого веса - у Вас получится нечто другое. Хотя для Сатурна-5 это влияние почти никакое, но для сатурна-1В это уже может сказаться на траектории, и не учитывать его никак не возможно.

Karev1> С таким же успехом можно включать в массу ПН и массу последней ступени, если она выходит на орбиту.

Видите ли, это спор о терминах, что считать, что не считать, поэтому бессмысленный. Надо просто договориться о понятиях. И все.

Karev1> Вы только что утверждали, что отчеты были секретными, и тут же ссылаетесь на то, что отчет датирован 5.05.69 г. Но если он был секретен, то имеет смысл не дата на его обложке, а дата поступления его в общий доступ. Или он был рассекречен сразу же после выпуска?

Чтобы быть точным, я укажу, что на отчетах значится :"AVAILABLE TO U.S.GOVERNMENT AGENCIES AND CONTRACTORS ONLY" - то есть, что отчет могли видеть только подрядчики или правительственные организации. Вот это и есть ограничения - не все могли видеть подобные отчеты. Штампов "CLASSIFIED" или "CONFIDENTIAL" на этих отчетах нет. Поэтому указания, когда они стали доступны, там нет. Но Вы можете поискать эту дату, если Вам это так надо. Ссылки на отчеты есть.
А вот, к примеру "J-2 ROCKET ENGINE DESIGN INFORMATION"(Rocketdyne) уже имел гриф "CONFIDENTIAL", который теперь зачеркнут.
Или, вот, например, "ALTITUDE TESTING OF THE J-2 ROCKET ENGINE IN PROPULSION ENGINE TEST CELL", так там указано следующее:

This document is subject to special export controls and each transmittal to foreign governments or foreign nationals may be made only with prior approval of NASA Marshall Space Flight Center, Huntsville, Alabama

 

То есть, без разрешения MSFC никому не выдавать. Опять ограничения по доступности.

Karev1> И вообще, интересно было бы узнать когда примерно были рассекречены технические материалы по программе Аполлон, а то 7-40 тут уверяет, что программа Аполлон совершенно не была секретной.

Программа, конечно, не была секретной. Почему Вы так решили? Но техническую информацию, которой могут воспользоваться конкуренты, скрывают даже те фирмы, которые не имеют отношения ни к ракетам ни к чему-то военному. Странно, но уж Вы-то, как проектировщик, должны были бы понимать, что некоторая информацию об изделии является критической и не должна публиковаться куда попало, какая бы открытость не была. Это что же - если программа открытая, то любая информация должна быть открыта, даже тем, кто бы мог воспользоваться ею во враждебных целях? Не помните разве, как в Советские времена даже марка ракеты считалась секретной? (но это, конечно, уже перебор...)

Karev1> При грубом расчете массу САС включают в сухую массу 1-й ступени.

Э, не так все просто. САС сбрасывался, когда 2-я ступень уже работала некоторое время (я имею в виду Сатурны).

Karev1> По-моему, очевидно, что если информация не доступна, то ее как бы и нет?

Так это Вы А.И.Попову такую логику подсказали? Или у него позаимствовали?

Автор книги предлагает читателю вместе с ним следовать этой же логике:
— если НАСА чего-то не показало, значит, оно этого не делало;
— если таинственные «наши», которые якобы за всем проследили, до сих пор не
объявились, то, значит, не следили;
— если фильмы про астронавтов, гуляющих по Луне, сняты на Земле, то, значит,
по Земле они и гуляли, и т. д.
Автор ведет дискуссию и делает выводы только на основании имеющейся конкретной, опубликованной и неанонимной информации.
(А.И. Попов. АМЕРИКАНЦЫ НА ЛУНЕ - введение, стр.11)

 

Хорошая логика, нечего сказать! Если я чего-то не вижу, значит, оно и не существует! Ну как так можно говорить-то? Это что такое?

Karev1> Это один из способов обеспечения секретности. Сообщается не вся информация, а та, что сообщается - частично искажена. В результате верить нельзя ничему. Ведь вы не знаете, где искажены данные.

Но кое-что все же можно проверить? Например, выполнив некий расчет, поставив некий эксперимент и т.п. Если же Вы полагаете, что нельзя ничего и никаким образом проверить, то зачем и о чем Вы тут спорите? Если принять вашу точку зрения, такой спор бессмыслен, потому что доказать никому ничего нельзя.

Karev1, а вот это не Вы часом Попову подсказали?

Однако 20 июня в давно не обновлявшейся галерее снимков, сделанных зондом, появился еще один. На нем изображен кратер Кассини, "каким его увидел SMART-1". Указывалось, что данный снимок предназначен для того, чтобы сделать приятное коллегам, работающим в составе исследовательской группы "Кассини-Гюйгенс". Сравнение снимка, сделанного зондом SMART-1, с изображением, полученным камерами американской автоматической станции Lunar Orbiter в середине 60-х годов минувшего века, неожиданно показало идентичность двух изображений (илл. 17). Подобные странные совпадения могут означать, что оба снимка делались камерами схожего разрешения, с одной и той же точки на орбите и в один и тот же момент местного времени. Подобное объяснение выглядит крайне маловероятным... Неудивительно, что высказывается и более "приземленное" объяснение — ESA просто выдало слегка подретушированный старый снимок NASA за новый, свой собственный» [34]. Действительно, сделать в разное время два тождественных снимка Луны (и по ракурсу съемки, и по условиям освещения местности Солнцем) со спутника, обращающегося вокруг Луны, практически невозможно. Для этого нужно, чтобы во второй раз спутник прошел над этой местностью в тот же самый момент местного лунного времени и чтобы он оказался на том же самом направлении для съемки, что и в первый раз. Но период вращения Луны вокруг собственной оси и период обращения спутника вокруг Луны не кратны друг другу. Поэтому то спутник появится не там, где нужно и не тогда, когда это надо, то фотографируемый участок будет повернут по отношению к солнечным лучам не так, как при первой съемке.

 

Тут даже непонятно, чего больше - клиники или откровенного вранья.

ЗЫ: Кстати, непонятно что Вы всё ещё делаете на форуме. Вроде как свою задачу Вы выполнили - Попова распиарили, помогли ему заменить слишком явную ложь на чуть более изощрённую, отсылы к науке и диссертациям тоже стушевались в новой редакции, так что теперь можете с "чистой" совестью снимать проценты с облапошеннных Вами обывателей. Или книжка так плохо расходится, что требуется дополнительный пиар?