Испытания по программе Аполлон в запуске Аполло 9

фанат_Kylie> Да, признаться сам не ожидал,что вы подтвердите мою маленькую догадку!

Я подтвердил? Какую-такую догадку? В смысле, вашу ошибку?

фанат_Kylie> Всё это хорошо,но вот тут ранее 7-40 тоже выкладывал документ и приводил величину тяги 90,2т при уи=421 и у него тоже всё сходилось ,как в аптеке.И как с ним быть?

Все необходимые ссылки были приведены. Вы не в состоянии проверить данные? Ни я, ни 7-40 не работали никогда в НАСА, знаете ли. У Вас ссылки на источники имеются - Вы их не желаете смотреть? Или не можете?

фанат_Kylie> Стоп,в прошлый раз время работы ступени,что вы мне привели было 138,21с.Ну ладно,пусть это описка,но всё-таки интересно,откуда вы взяли это число?

Ведь привел же все данные подробно, ан нет. Ну посмотрите внимательно - я же все указал.

Время 160 с - это время от подачи сигнала с LVDC на запуск двигателя и до его полного останова.

 

Этого времени нигде не приведено, как самостоятельное число, его надо вычислять. Подробно же указал время по операциям запуска. Простейшая операция вычитания. Зачем из этого делать проблему?

фанат_Kylie> И опять в прошлый раз вы привели другое время работы ступени - 159,66с,как это понимать-то вообще,вы почему-то не прокомментировали.

Просто Вы невнимательно читаете - я все прокомментировал. См. выше. Или Вы торопитесь, по диагонали читаете?

фанат_Kylie> Что случилось?Как это у нас двигатель так поплохел?При такой тяге мы вправе ожидать у. и. где-нибудь порядка 431с,а тут у нас меньше 428

И на чем же основано ваше такое ожидание? Невозможно сделать двигатель с гарантированной тягой. Поэтому (и не только поэтому) оставляют гарантийный запас топлива. Если тяга падает, то УИ тоже бужет падать (при прочих равных условиях). Но необходимо различать - тяга увеличена (а УИ уменьшен) за счет другого соотношения компонентов, это будет одно, а вот если соотношение осталось тем же, то будет все как раз наоборот, не путайте.

фанат_Kylie> Очевидно ведь,что тяга уменьшена,для того чтобы снизить расход.

Вы путаете причину со следствием - расход уменьшают для того, чтобы уменьшить тягу, а не наоборот. Если Вы уменьшите тягу, снизив расход, а время увеличите (к примеру, выключился один двигатель), то импульс будет примерно тот же. А нужна именно прибавка скорости. И именно настолько, насколько это небходимо. Если можно обойтись несколько меньшей прибавкой (на каком-то этапе), то что в этом странного?

фанат_Kylie> Для уи=27,8 тяга должна быть где-то 98-99тс

Это был бы рекордный экземпляр, повторить который было бы очень непросто. Ну не забывайте же, что от переключения соотношения компонентов зависит: больше тяга, но меньше УИ и наоборот. Еслы Вы просто уменьшаете тягу, возрастают потери. Вы этого никак не можете понять?

фанат_Kylie> и тогда имеем расход около 230кг/с и в результате для 137с имеем 31500кг,т е 2,2т как корова языком слизала.

Это к чему относится? К А-13? Откуда такие значения расхода, массы, времени? Вы что считаете вообще? Или Вы считаете не А-13, а что-то еще? Из вашего текста непонятно, что Вы такое считаете.

фанат_Kylie> Если тяга у нас на самом деле была больше,то за тот же промежуток времени мы получим больший прирост скорости,а следовательно и прирост скорости 2й ступенью будет меньше,

Ну так оно и есть - Третья ступень А-9 дала прибавку скорости 855 м/с, а третья ступень А-14 дала прибавку только 807 м/с
Вот только промежуток времени не тот же! Разное же время, Вы что, не замечаете этого?

фанат_Kylie> А интересно,за счет чего смогли запихнуть в баки лишние 2,5т?

Это ж всего-навсего 2,36%. Что в этом невероятного? Если взять и удлинить бак на 2,5%, это заметно на глаз будет?

фанат_Kylie> Откуда взялось 132490?

Оттуда - см. Table 21-14 p.21-18 и Table 17-10 p.17-15 соответственно для А-9 и А-12 смотрите в FLIGHT EVALUATION REPORT (взяты одинаковые моменты - COAST PERIOD). Вы опять невнимательно читаете? Я же указал, откуда взято - а Вы почему-то спрашиваете откуда? Вы не в состоянии самостоятельно посмотреть данные?

фанат_Kylie> Русский форум. Задаёшь вопрос, потом тебе долго рассказывают, какой ты...

А интересно, Вам уже где-нибудь рассказывали, какой у Вас характер?
На самом же деле, на иностранных форумах в выражениях не стесняются, знаете ли, это зависит от форума. Да хоть взять обсуждение на YouTube...
Слово "stupid" по отношению к кому-либо, там вполне обычное дело, не говоря уж о более крепких выражениях...

Nikomo, для того, чтобы движок форума корректно отображал цитаты, в имени цитируемого не должно быть пробелов. Т.е., не "фанат Kylie", а, например, "ф.K."

ф.K.> Откуда взялось 132490?

Данил> Nikomo, для того, чтобы движок форума корректно отображал цитаты, в имени цитируемого не должно быть пробелов. Т.е., не "фанат Kylie", а, например, "ф.K."
ф.K.>> Откуда взялось 132490?

переправил. Так получше?

Nikomo> переправил. Так получше?

Да, спасибо

фанат_Kylie>> Да, признаться сам не ожидал,что вы подтвердите мою маленькую догадку!
Nikomo> Я подтвердил? Какую-такую догадку? В смысле, вашу ошибку?
Может и ошибку,но уж больно всё красиво совпадает...

фанат_Kylie>> Всё это хорошо,но вот тут ранее 7-40 тоже выкладывал документ и приводил величину тяги 90,2т при уи=421 и у него тоже всё сходилось ,как в аптеке.И как с ним быть?
Nikomo> Все необходимые ссылки были приведены. Вы не в состоянии проверить данные? Ни я, ни 7-40 не работали никогда в НАСА, знаете ли. У Вас ссылки на источники имеются - Вы их не желаете смотреть? Или не можете?
Видите ли в документе SATURN V LAUNCH VEHICLE FLIGHT EVALUATION REPORT-AS-503 APOLLO 8 MISSION тяга J-2 на 3й ступени 90,156т с у.и. 428,7с
откуда вы взяли тягу 92,103т?

фанат_Kylie>> Стоп,в прошлый раз время работы ступени,что вы мне привели было 138,21с.Ну ладно,пусть это описка,но всё-таки интересно,откуда вы взяли это число?
Nikomo> Ведь привел же все данные подробно, ан нет. Ну посмотрите внимательно - я же все указал.
Вы указали это время для А-9,а не А-8.Позже вы привели время работы ступени для А-9 127,38с,так откуда в начале было 138,21?

Nikomo> Этого времени нигде не приведено, как самостоятельное число, его надо вычислять. Подробно же указал время по операциям запуска. Простейшая операция вычитания. Зачем из этого делать проблему?
фанат_Kylie>> И опять в прошлый раз вы привели другое время работы ступени - 159,66с,как это понимать-то вообще,вы почему-то не прокомментировали.
Nikomo> Просто Вы невнимательно читаете - я все прокомментировал. См. выше. Или Вы торопитесь, по диагонали читаете?
Речь-то идёт об А-10 для которого вы привели время работы 3й ступени 150,2с,но в начале у вас было 159,66.Я читаю внимательно.Так откуда вы взяли первое число?

фанат_Kylie>> Что случилось?Как это у нас двигатель так поплохел?При такой тяге мы вправе ожидать у. и. где-нибудь порядка 431с,а тут у нас меньше 428
Nikomo> И на чем же основано ваше такое ожидание? Невозможно сделать двигатель с гарантированной тягой. Поэтому (и не только поэтому) оставляют гарантийный запас топлива. Если тяга падает, то УИ тоже бужет падать (при прочих равных условиях). Но необходимо различать - тяга увеличена (а УИ уменьшен) за счет другого соотношения компонентов, это будет одно, а вот если соотношение осталось тем же, то будет все как раз наоборот, не путайте.
Попробую сформулировать свою идею.
1ИМХО,единственной серьёзной причиной,которая могла бы заставить американцев пойти на фальсификацию высадок на Луну может быть лишь недостаточная грузоподъёмность ракеты и невозможность её увеличения до нужного уровня ранее 70-72г,что могло привести к проигрышу лунной гонки.Остальные причины впринципе преодолимы.
2.Недостаточная грузоподъёмность Сатурна-5 была следствием ошибки в оценке необходимой массы корабля,которая была допущена на стадии проектирования.Выявлена же она была уже на стадии реализации к середине 65ого года.Создание ракеты по новому проекту могло задержать реализацию программы на несколько лет и руководство НАСА решило продолжить работы по Сатурну-5 и одновременно по мерам по повышению её грузоподъёмности.
3.Задача повышения грузоподъёмности Сатурна-5 практически сводится к экономии топлива 3й ступени,расходуемого при первом включении.Не улучшая двигатель этого можно добиться при той же тяге сокращая время работы двигателя путем повышения скорости ракеты в конце работы 2й ступени.
4.Время работы ступеней фальсифицировать значительно сложнее,чем тягу и расход топлива,т к запуск ракеты находится под наблюдением слишком большого числа людей.
5.Но есть ещё один способ сократить время работы 3й ступени для выхода на орбиту - увеличить тягу за счет изменения соотношения компонентов.Это могло быть использовано для имитации повышения грузоподъёмности ракеты
А.При первом включении повышаем тягу свыше 100т при соотношении компонентов 5,5/1.Из скорости ,прирощеной 3й ступенью вычитаем скорость,которую можно получить за то же время при номинальной тяге и приписываем остаток к скорости 2й ступени.Вместо реального расхода пишем в отчет расход за тоже время при номинальной тяге.
Б.При втором включении изменяем соотношение компонентов на 4,5/1,расход толива понижается и оставшегося топлива нам хватает на время,равное времени работы двигателя при ном. тяге.,достаточное для разгона к Луне.
В.Недобор скорости компенсируем работой ПС ЛМа после отделения корабля от 3й ступени.Потом 3ю ступень включаем ещё раз,чтобы она долетела до Луны,а не вернулась обратно к Земле.
6.Есть основания рассматривать программу полёта А-9,как программу отработки именно этого варианта.В полёте А-9 при первом включении двигатель S-IVB развил тягу ок 105т т е было изменено соотношение компонентов по сравнению с ном. 5/1.Зачем это делалось,если это была не отработка этой операции для будущих полётов?
7.Ступень S-IVB запускалась в этом полёте 3 раза.Какой в этом смысл?Для чего ещё нужно отрабатывать третье включение ступени,если не для её доразгона?
8.Теперь,как бы отрабатывали работу ПС ЛМа для посадки на Луну?Отстыковали бы ЛМ от орбитального корабля,развернули бы его двигателем ПС к Земле,чтобы ЛМ не улетел далеко и запустили бы двигатель на 8 мин - время торможения ЛМ при посадке на Луну.Вместо этого двигатель ПС включили ,когда ЛМ был пристыкован к кораблю и запустили всего на 6минут.



фанат_Kylie>> Если тяга у нас на самом деле была больше,то за тот же промежуток времени мы получим больший прирост скорости,а следовательно и прирост скорости 2й ступенью будет меньше,
Nikomo> Ну так оно и есть - Третья ступень А-9 дала прибавку скорости 855 м/с, а третья ступень А-14 дала прибавку только 807 м/с
Nikomo> Вот только промежуток времени не тот же! Разное же время, Вы что, не замечаете этого?
Замечаю.Я говорю оспособе фальсификации.Если тяга третьей ступени А-14 была на самом деле выше за счёт изменения соотношения компонентов,то за тоже время прибавка скорости будет больше,а следовательно и реальная скорость по выключению 2й ступени будет на столько же меньше.

фанат_Kylie>> А интересно,за счет чего смогли запихнуть в баки лишние 2,5т?
Nikomo> Это ж всего-навсего 2,36%. Что в этом невероятного? Если взять и удлинить бак на 2,5%, это заметно на глаз будет?
А это изменение в размерах третьей ступени было только в запуске А-15?

фанат_Kylie>> Откуда взялось 132490?
Nikomo> Оттуда - см. Table 21-14 p.21-18 и Table 17-10 p.17-15 соответственно для А-9 и А-12 смотрите в FLIGHT EVALUATION REPORT (взяты одинаковые моменты - COAST PERIOD). Вы опять невнимательно читаете? Я же указал, откуда взято - а Вы почему-то спрашиваете откуда? Вы не в состоянии самостоятельно посмотреть данные?
Нет ещё не скачал.Однако вы 2 месяца назад приводили совсем другие данные,что за это время данные в отчете поменялись?Я же привел вашу цитату,где вы приводите для А-9 на орбите Вес TOTAL VEHICLE 130307 кг.

ф.K.> Попробую сформулировать свою идею.
ф.K.> 1ИМХО,единственной серьёзной причиной,которая могла бы заставить американцев пойти на фальсификацию высадок на Луну может быть лишь недостаточная грузоподъёмность ракеты и невозможность её увеличения до нужного уровня ранее 70-72г,что могло привести к проигрышу лунной гонки.Остальные причины впринципе преодолимы.
ф.K.> 2.Недостаточная грузоподъёмность Сатурна-5 была следствием ошибки в оценке необходимой массы корабля,которая была допущена на стадии проектирования.Выявлена же она была уже на стадии реализации к середине 65ого года.

То есть лучше всё фальсифицировать, чем нормально полететь по двухпусковой схеме? Блин, если "остальные причины преодолимы", то что мешает запустить ЛМ отдельным "Сатурном-1Б" и состыковаться на орбите?! Это ж минимум 15 тонн дополнительной массы на "Сатурне-5" освобождается! Причём ЛМ можно запустить раньше, и он на орбите может подождать столько, сколько нужно.

фанат_Kylie> Может и ошибку,но уж больно всё красиво совпадает...

То есть, Вы любуетесь своим жульничеством? Вообще-то, когда человек совершает ошибку, нормальная реакция - что нибудь вроде досады. А Вы любуетесь своими ошибками? Похоже, Вы их стремитесь делать нарочно?
Сейчас будет пример.

фанат_Kylie> Видите ли в документе SATURN V LAUNCH VEHICLE FLIGHT EVALUATION REPORT-AS-503 APOLLO 8 MISSION тяга J-2 на 3й ступени 90,156т с у.и. 428,7с откуда вы взяли тягу 92,103т?

Мне вот интересно, на кого Вы рассчитываете подобные вопросы? Или Вы действительно не видите, в чем дело?
Ладно, если все же не видите, объясню. А то ведь получается, что Вы смотрите в документ и видите то, чего там нет, и не видите того, что там есть. Указано - 901557 Ньютонов! У Вас они каким-то образом превратились 90,156 тонн. Попробуйте в виде проверки, не ошиблись ли Вы (а Вы ведь ошиблись, и хорошо бы, если не нарочно) взять число рядом указанное - 202678 lbf (это фунт-сила, если вы не знаете, что это), получим 91933 кГ. Вы лично можете это проверить и здесь - Перевод единиц измерения силы. Ньютон, дина, кгс, фунт силы...
А тяга 92103 кГ = 203053 lbf, Table 7-3 (Flight reconstruction) p7-11. Ненамного отличается, кстати. В разных таблицах даны разные значения тяг потому что тяга не есть величина постоянная за время полета. Поэтому какую брать тягу конкретно - это зависит от расчета, для которого эти данные берутся.

фанат_Kylie> Вы указали это время для А-9,а не А-8.Позже вы привели время работы ступени для А-9 127,38с,так откуда в начале было 138,21?

А вот интересно, зачем Вам это так нужно? Есть данные, есть ссылки откуда взяты эти данные. Вместо того, чтобы посмотреть источники, Вы зачем-то пристали с вопросом (уже который раз), откуда время взято. Ну что вам это даст?
674,66-536,45=138,21.

1.Нудный человек никогда не контролирует себя и придирается абсолютно ко всему. Он не в состоянии оделить зерна от плевел и достанет окружающих по всяким мелочам. Если кто-то в компании (где находится зануда) допускает, например, неточность или ошибку – ему несдобровать. Зануда с воодушевлением и упорством объясняет, как на самом деле обстоят дела, в чем была неправота говорившего. И так далее.

 

фанат_Kylie> Речь-то идёт об А-10 для которого вы привели время работы 3й ступени 150,2с,но в начале у вас было 159,66.Я читаю внимательно.Так откуда вы взяли первое число?

Да, я вижу, Вы решили поиздеваться. 713,16-553,5=159,66.

2.Ему невдомек, что на свете существуют такие понятия как уместность и ситуация. Скажем, даже, несмотря на ироничность темы разговора, на ее легкость и неактуальность, зануда гнет свое. Он готов часами обсуждать положение вещей на уровне профессорских дебатов, совсем не замечая усмешек и ухмылок окружающих, их недовольные и нетерпеливые лица.
К тому же, у них потрясающая способность выводить людей из себя. Один-единственный зануда, не напрягаясь, может довести до белого каления целую толпу людей, причем, даже не заметив этого.

 

Так подобными вопросами Вы решили демонстрировать всем свой характер? Хорошо, пусть все видят. Но Вам, я так понимаю, это все равно...

фанат_Kylie> ИМХО,единственной серьёзной причиной,которая могла бы заставить американцев пойти на фальсификацию высадок на Луну может быть лишь недостаточная грузоподъёмность ракеты и невозможность её увеличения до нужного уровня ранее 70-72г,что могло привести к проигрышу лунной гонки.Остальные причины впринципе преодолимы.

Интересно, на чем основано ваше ИМХО, что не хватало грузоподъемности? У Вас же нет никаких оснований для этого? Только желание? Этого как-то маловато будет. А со Скайлэбом там как будет? У меня, между прочем, есть AGI STK 8.1.1, так что расчет тоже провести можно.

фанат_Kylie> 2.Недостаточная грузоподъёмность Сатурна-5 была следствием ошибки в оценке необходимой массы корабля,которая была допущена на стадии проектирования.Выявлена же она была уже на стадии реализации к середине 65ого года.Создание ракеты по новому проекту могло задержать реализацию программы на несколько лет и руководство НАСА решило продолжить работы по Сатурну-5 и одновременно по мерам по повышению её грузоподъёмности.

На чем основана ваша "уверенность" в том, что была ошибка в оценке необходимой массы корабля? У Вас же нет никаких оснований для этого? Только желание? Этого как-то маловато будет.

фанат_Kylie> 3.Задача повышения грузоподъёмности Сатурна-5 практически сводится к экономии топлива 3й ступени,расходуемого при первом включении.Не улучшая двигатель этого можно добиться при той же тяге сокращая время работы двигателя путем повышения скорости ракеты в конце работы 2й ступени.

Импульс будет тот же, если Вы сокращаете время, но увеличиваете тягу или наоборот, увеличиваете время, но уменьшаете тягу. На гравпотерях Вы ничего не выиграете, поскольку угол тангажа несколько градусов, а в конце работы 2-й ступени меньше 1 градуса(!). Третья ступень разгоняет ракету практически горизонтально. Вы просто этого не знаете. Заблуждайтесь дальше.

фанат_Kylie> 4.Время работы ступеней фальсифицировать значительно сложнее,чем тягу и расход топлива,т к запуск ракеты находится под наблюдением слишком большого числа людей.

И тут Вы неправы. Если кто-то будет проверять время работы ступени, то он может проверить тягу и расход. Каким образом? По размерам пламени двигателей. На самом деле пламя двигателей - это поток горячих газов, движущихся с большой скоростью. Горение в двигателе принципиально отличается от свободного горения. Все параметры потока известны, они жестко определены размерами КС, топливом и параметрами в КС (все это, кстати, было указано еще в Пресс-китах, то есть информации для журналистов, заранее). Таким образом, можно, масштабируя пламя (с учетом и пересчетом на соответствующие параметры потока), сравнить его с тем, что видно на кино-, фото- и телесьемках. А Вы говорите - сложнее. У опровергателей все то легко (или наоброт, сложно), что они сами делать не умеют.

фанат_Kylie> 5.Но есть ещё один способ сократить время работы 3й ступени для выхода на орбиту - увеличить тягу за счет изменения соотношения компонентов.Это могло быть использовано для имитации повышения грузоподъёмности ракеты

Чего-чего? Да Вы вообще-то в курсе, каким образом меняли соотношение компонентов? Это уж я могу рассказать в двух, как говорится, словах. Лучше не смешите публику.

фанат_Kylie> А.При первом включении повышаем тягу свыше 100т при соотношении компонентов 5,5/1.Из скорости ,прирощеной 3й ступенью вычитаем скорость,которую можно получить за то же время при номинальной тяге и приписываем остаток к скорости 2й ступени.Вместо реального расхода пишем в отчет расход за тоже время при номинальной тяге.

Очень мило, только это физически невозможно. Вы такое пишете, потому что не понимаете смысла того, чего пишете. Ну, раз Вы решили надо мной поиздеваться (см. выше), может я тоже над Вами поиздеваюсь? Не нравится? На себя не хотите взглянуть?

фанат_Kylie> Б.При втором включении изменяем соотношение компонентов на 4,5/1,расход толива понижается и оставшегося топлива нам хватает на время,равное времени работы двигателя при ном. тяге.,достаточное для разгона к Луне.

Но этот номер не пройдет, потому что в случае "А" экономии топлива не получилось, как бы Вам того ни хотелось. Есть и еще один момент, о котором Вы забываете. Вы, наверное, не знаете, почему выключали центральный двигатель на 2-й ступени (поближе к концу полета). А ведь это тоже уменьшение тяги, на 20% - не так мало. Не знаете причину?

фанат_Kylie> 6.Есть основания рассматривать программу полёта А-9,как программу отработки именно этого варианта.В полёте А-9 при первом включении двигатель S-IVB развил тягу ок 105т т е было изменено соотношение компонентов по сравнению с ном. 5/1.Зачем это делалось,если это была не отработка этой операции для будущих полётов?

Уже объясняли. А-9 лететь на Луну не надо было. У вас оснований нет никаких. Вы просто не понимаете смысла того, что пишете. Но я поиздеваюсь теперь над Вами, идет? Не все же вам издеваться надо мной?

фанат_Kylie> 7.Ступень S-IVB запускалась в этом полёте 3 раза.Какой в этом смысл?Для чего ещё нужно отрабатывать третье включение ступени,если не для её доразгона?

Каждый раз, когда включают двигатель, ракета разгоняется, то есть получает прибавку скорости. Что тут подозрительного? А смысл самый прямой.

фанат_Kylie> 8.Теперь,как бы отрабатывали работу ПС ЛМа для посадки на Луну?Отстыковали бы ЛМ от орбитального корабля,развернули бы его двигателем ПС к Земле,чтобы ЛМ не улетел далеко и запустили бы двигатель на 8 мин - время торможения ЛМ при посадке на Луну.Вместо этого двигатель ПС включили ,когда ЛМ был пристыкован к кораблю и запустили всего на 6минут.

А вот интересно, как Вы представляете себе траекторию такого аппарата? Не, Вы явно написали это не подумав. Это потому что Вы не знаете, каким образом ЛМ садился на Луну. Ну что тут скажешь? Это даже не смешно.

фанат_Kylie> Замечаю.Я говорю оспособе фальсификации.Если тяга третьей ступени А-14 была на самом деле выше за счёт изменения соотношения компонентов,то за тоже время прибавка скорости будет больше,а следовательно и реальная скорость по выключению 2й ступени будет на столько же меньше.

А вот то, что за счет изменения соотношения компонентов тяга не может быть выше, Вы продолжаете упорно не замечать. Но без учета этого все ваши построения выглядят неуместной и пустой болтовней.

фанат_Kylie> А это изменение в размерах третьей ступени было только в запуске А-15?

и 16 и 17... Ну так что невероятного-то? Вы предпочитаете не отвечать? Замечательно. Значит, так и запишем: ничего невероятного в этом нет.

фанат_Kylie> Нет ещё не скачал.Однако вы 2 месяца назад приводили совсем другие данные,что за это время данные в отчете поменялись?Я же привел вашу цитату,где вы приводите для А-9 на орбите Вес TOTAL VEHICLE 130307 кг.

Ну так скачайте и проверяйте. Данные могли быть взяты в какой-то другой момент времени. Ракетная техника, знаете ли, имеет переменную массу. И не только за счет топлива. Все ссылки есть. Да, тяжело...

А вот на таком форуме Вы еще не были?




Это форум Зануды. Может это то, что вам нужно?

---

7-40> То есть лучше всё фальсифицировать, чем нормально полететь по двухпусковой схеме?

По новому кругу, да? Вы же вроде ему это объясняли несколько раз, разве не так?

7-40>> То есть лучше всё фальсифицировать, чем нормально полететь по двухпусковой схеме?
Nikomo> По новому кругу, да? Вы же вроде ему это объясняли несколько раз, разве не так?

А всё равно всё будет по новому кругу... Ща он ещё какой-нибудь бред присочинит... Вы ж не надеетесь всерьёз его убедить?

7-40> Вы ж не надеетесь всерьёз его убедить?

Зануд убеждать не надеюсь, нет таких талантов. Даже не всерьёз.
Не нравится слово "зануда"? Викисловарь предлагает синонимы - "бухтила (бухтило), кайфолом, мозгоклюй"...

7-40> То есть лучше всё фальсифицировать, чем нормально полететь по двухпусковой схеме? Блин, если "остальные причины преодолимы", то что мешает запустить ЛМ отдельным "Сатурном-1Б" и состыковаться на орбите?! Это ж минимум 15 тонн дополнительной массы на "Сатурне-5" освобождается! Причём ЛМ можно запустить раньше, и он на орбите может подождать столько, сколько нужно.

Ну во-1х,как вы это себе представляете?Запускается ЛМ,а потом через сутки,когда орбиты снова совпадут запускаете комплекс Аполло-S-IVB,так?А если неполадки перед стартом и запуск надо будет перенести ,то прощай ЛМ?У него же солнечных батарей нету,а энергия ему бы и на Луне пригодилась.
Во-2х,допустим всё прошло по расписанию,будете стыковать ЛМ к Аполло-S-IVB?АВТОМАТИЧЕСКИ?А топлива для этой операции вам сколько потребуется?Надо ведь и на лунную посадку оставить.А ресурс двигателя?А топливо для ДСО?А время?Водород-то в S-IVB испаряется,лишние полчаса и уже можно никуда не лететь.
В-3х,а стоимость двухпусковой схемы?А время на отработку вышеперечисленных проблем?
Вы думаете в СССР до такой двухпусковой схемы при дефиците ПН,выводимой Н1 просто недодумались?И это вы один такой умный?

фанат_Kylie>> Может и ошибку,но уж больно всё красиво совпадает...
Nikomo> То есть, Вы любуетесь своим жульничеством? Вообще-то, когда человек совершает ошибку, нормальная реакция - что нибудь вроде досады. А Вы любуетесь своими ошибками? Похоже, Вы их стремитесь делать нарочно?
Nikomo> Сейчас будет пример.
фанат_Kylie>> Видите ли в документе SATURN V LAUNCH VEHICLE FLIGHT EVALUATION REPORT-AS-503 APOLLO 8 MISSION тяга J-2 на 3й ступени 90,156т с у.и. 428,7с откуда вы взяли тягу 92,103т?
Nikomo> Мне вот интересно, на кого Вы рассчитываете подобные вопросы? Или Вы действительно не видите, в чем дело?
Nikomo> Ладно, если все же не видите, объясню. А то ведь получается, что Вы смотрите в документ и видите то, чего там нет, и не видите того, что там есть. Указано - 901557 Ньютонов! У Вас они каким-то образом превратились 90,156 тонн. Попробуйте в виде проверки, не ошиблись ли Вы (а Вы ведь ошиблись, и хорошо бы, если не нарочно) взять число рядом указанное - 202678 lbf (это фунт-сила, если вы не знаете, что это), получим 91933 кГ. Вы лично можете это проверить и здесь - Перевод единиц измерения силы. Ньютон, дина, кгс, фунт силы...
Nikomo> А тяга 92103 кГ = 203053 lbf, Table 7-3 (Flight reconstruction) p7-11. Ненамного отличается, кстати. В разных таблицах даны разные значения тяг потому что тяга не есть величина постоянная за время полета. Поэтому какую брать тягу конкретно - это зависит от расчета, для которого эти данные берутся.
Зачем мне делать ошибки нарочно?Не понимаю.Может у меня тон немного нахальный?Тогда извините,но тут я просто хотел разобраться.Да,с ньютонами лоханулся, спасибо за разъяснение.
Как я понял, расхождение в значениях тяги получилось из-за разных способов её определения.

фанат_Kylie>> Вы указали это время для А-9,а не А-8.Позже вы привели время работы ступени для А-9 127,38с,так откуда в начале было 138,21?
Nikomo> А вот интересно, зачем Вам это так нужно? Есть данные, есть ссылки откуда взяты эти данные. Вместо того, чтобы посмотреть источники, Вы зачем-то пристали с вопросом (уже который раз), откуда время взято. Ну что вам это даст?
Nikomo> 674,66-536,45=138,21.
Т е это время от выключения 2й ступени до выхода комплекса на орбиту.Теперь понятно,всё,спасибо.
Nikomo> Так подобными вопросами Вы решили демонстрировать всем свой характер? Хорошо, пусть все видят. Но Вам, я так понимаю, это все равно...
Знаете в чем проблема,у вас ко мне просто изначальная априорная враждебность,как к "опровергателю".Вы вообразили,что я вас хочу на чем-то подловить ?Блин,мне и в голову не пришло,что мои вопросы могут получить такой оттенок.Уверяю вас,я никогда не сомневался вашей добросовесности и компетентности,мне просто нужно было понять,откуда это число,без всякой задней мысли.
Я по мелочи не играю.

фанат_Kylie>> ИМХО,единственной серьёзной причиной,которая могла бы заставить американцев пойти на фальсификацию высадок на Луну может быть лишь недостаточная грузоподъёмность ракеты и невозможность её увеличения до нужного уровня ранее 70-72г,что могло привести к проигрышу лунной гонки.Остальные причины впринципе преодолимы.
Nikomo> Интересно, на чем основано ваше ИМХО, что не хватало грузоподъемности? У Вас же нет никаких оснований для этого? Только желание? Этого как-то маловато будет. А со Скайлэбом там как будет? У меня, между прочем, есть AGI STK 8.1.1, так что расчет тоже провести можно.
Во1х по проекту Сатурн С-5 масса ПН на орбите ок 120т и к Луне ок 41т(у них были круглые числа в фунтах)
Во-2х,первоначально корабль проектировали именно в пределах 41т,ЛМ(тогда он назывался LOR) должен был иметь массу,если помню,до 11,5т и вроде был одноступенчатым.В 65м поняли,что этого будет мало и переделали проект ЛМа.
В-3х,ПН первых Сатурн-5 вплоть до SA-505 включительно была недостаточна для корабля,способного осуществить высадку астронавтов на Луну.Причем ПН первых четырёх ракет вообще совпадает с проектным значением.
Взлётный вес ракеты с А-9 практически не изменился.Откуда же прирост грузоподъёмности на тонны?
Я не сомневаюсь,что в расчете ракеты со Скайлэбом всё на месте.Только вот непонятно,зачем её просто так забросили,когда на ней ещё оставалось ,как утверждают,достаточно запасов для ещё одного полёта астронавтов.А корабли ещё были и ракеты Сатурн-1В.Нехватило денег на спасение национальной гордости?Неубедительно.

фанат_Kylie>> 2.Недостаточная грузоподъёмность Сатурна-5 была следствием ошибки в оценке необходимой массы корабля,которая была допущена на стадии проектирования.Выявлена же она была уже на стадии реализации к середине 65ого года.Создание ракеты по новому проекту могло задержать реализацию программы на несколько лет и руководство НАСА решило продолжить работы по Сатурну-5 и одновременно по мерам по повышению её грузоподъёмности.
Nikomo> На чем основана ваша "уверенность" в том, что была ошибка в оценке необходимой массы корабля? У Вас же нет никаких оснований для этого? Только желание? Этого как-то маловато будет.
Это известная история.Странно,что вы не в курсе.Можно поискать ссылку у Вейда,а можно просто сравнить LOR и LM.Или поинтересуйтесь проектными характеристиками Сатурн С-5(когда она ещё так называлась)

фанат_Kylie>> 3.Задача повышения грузоподъёмности Сатурна-5 практически сводится к экономии топлива 3й ступени,расходуемого при первом включении.Не улучшая двигатель этого можно добиться при той же тяге сокращая время работы двигателя путем повышения скорости ракеты в конце работы 2й ступени.
Nikomo> Импульс будет тот же, если Вы сокращаете время, но увеличиваете тягу или наоборот, увеличиваете время, но уменьшаете тягу. На гравпотерях Вы ничего не выиграете, поскольку угол тангажа несколько градусов, а в конце работы 2-й ступени меньше 1 градуса(!). Третья ступень разгоняет ракету практически горизонтально. Вы просто этого не знаете. Заблуждайтесь дальше.
Я в курсе.Вы просто не поняли.Переключение компонентов на 3й ступени мы применяем совсем не для уменьшения грав.потерь.

фанат_Kylie>> 4.Время работы ступеней фальсифицировать значительно сложнее,чем тягу и расход топлива,т к запуск ракеты находится под наблюдением слишком большого числа людей.
Nikomo> И тут Вы неправы. Если кто-то будет проверять время работы ступени, то он может проверить тягу и расход. Каким образом? По размерам пламени двигателей. На самом деле пламя двигателей - это поток горячих газов, движущихся с большой скоростью. Горение в двигателе принципиально отличается от свободного горения. Все параметры потока известны, они жестко определены размерами КС, топливом и параметрами в КС (все это, кстати, было указано еще в Пресс-китах, то есть информации для журналистов, заранее). Таким образом, можно, масштабируя пламя (с учетом и пересчетом на соответствующие параметры потока), сравнить его с тем, что видно на кино-, фото- и телесьемках. А Вы говорите - сложнее. У опровергателей все то легко (или наоброт, сложно), что они сами делать не умеют.
А кто-то проверял?
Когда третья ступень уже на высоте сотни миль.
Над океаном.
Тем более,что пламя водородного двигателя практически прозрачно.
Даст ист фантастиш.

фанат_Kylie>> 5.Но есть ещё один способ сократить время работы 3й ступени для выхода на орбиту - увеличить тягу за счет изменения соотношения компонентов.Это могло быть использовано для имитации повышения грузоподъёмности ракеты
Nikomo> Чего-чего? Да Вы вообще-то в курсе, каким образом меняли соотношение компонентов? Это уж я могу рассказать в двух, как говорится, словах. Лучше не смешите публику.
Ещё раз,речь идёт об изменении компонентов на 3й ступени,а не на 2й.

фанат_Kylie>> А.При первом включении повышаем тягу свыше 100т при соотношении компонентов 5,5/1.Из скорости ,прирощеной 3й ступенью вычитаем скорость,которую можно получить за то же время при номинальной тяге и приписываем остаток к скорости 2й ступени.Вместо реального расхода пишем в отчет расход за тоже время при номинальной тяге.
Nikomo> Очень мило, только это физически невозможно.
В полёте А-9 тяга двигателя 3й ступени грубо 105т.Без изменения компонентов это было бы невозможно.

Nikomo>Вы такое пишете, потому что не понимаете смысла того, чего пишете. Ну, раз Вы решили надо мной поиздеваться (см. выше), может я тоже над Вами поиздеваюсь? Не нравится? На себя не хотите взглянуть?
Я над вами не издевался,нет такой привычки.А вы по-моему просто не поняли о чем речь.

фанат_Kylie>> Б.При втором включении изменяем соотношение компонентов на 4,5/1,расход толива понижается и оставшегося топлива нам хватает на время,равное времени работы двигателя при ном. тяге.,достаточное для разгона к Луне.
Nikomo> Но этот номер не пройдет, потому что в случае "А" экономии топлива не получилось, как бы Вам того ни хотелось. Есть и еще один момент, о котором Вы забываете. Вы, наверное, не знаете, почему выключали центральный двигатель на 2-й ступени (поближе к концу полета). А ведь это тоже уменьшение тяги, на 20% - не так мало. Не знаете причину?
Вроде бы из-за эффекта Пого,но могу ошибаться.
При чем тут экономия топлива,забудьте о ней,ну её на...
Нам нужно съэкономить время работы 3й ступени при первом включении и всё.Для этого и повышаем тягу,которую кроме насовцев все равно никто не узнает.
А публике об этом повышении тяги не говорим.Пусть они думают,что было 90-93т,а не 105.
И исходя из этого считают расход,который в нашем случае поэтому виртуально будет меньше реального.

фанат_Kylie>> 6.Есть основания рассматривать программу полёта А-9,как программу отработки именно этого варианта.В полёте А-9 при первом включении двигатель S-IVB развил тягу ок 105т т е было изменено соотношение компонентов по сравнению с ном. 5/1.Зачем это делалось,если это была не отработка этой операции для будущих полётов?
Nikomo> Уже объясняли. А-9 лететь на Луну не надо было. У вас оснований нет никаких. Вы просто не понимаете смысла того, что пишете. Но я поиздеваюсь теперь над Вами, идет? Не все же вам издеваться надо мной?
Вы лучше ответьте на вопрос,а нафига это повышение тяги на 3й ступени в запуске А-9 было нужно?У вас есть этому разумное объяснение?

фанат_Kylie>> 7.Ступень S-IVB запускалась в этом полёте 3 раза.Какой в этом смысл?Для чего ещё нужно отрабатывать третье включение ступени,если не для её доразгона?
Nikomo> Каждый раз, когда включают двигатель, ракета разгоняется, то есть получает прибавку скорости. Что тут подозрительного? А смысл самый прямой.
Зачем включать 3 РАЗА,когда достаточно 2х?Как это объясняют насовцы?

фанат_Kylie>> 8.Теперь,как бы отрабатывали работу ПС ЛМа для посадки на Луну?Отстыковали бы ЛМ от орбитального корабля,развернули бы его двигателем ПС к Земле,чтобы ЛМ не улетел далеко и запустили бы двигатель на 8 мин - время торможения ЛМ при посадке на Луну.Вместо этого двигатель ПС включили ,когда ЛМ был пристыкован к кораблю и запустили всего на 6минут.
Nikomo> А вот интересно, как Вы представляете себе траекторию такого аппарата? Не, Вы явно написали это не подумав. Это потому что Вы не знаете, каким образом ЛМ садился на Луну. Ну что тут скажешь? Это даже не смешно.
Зачем нам траектория аппарата на орбите Земли?Нам надо испытать работу ПС ЛМ и отбросить её,а чтобы ЛМ при этом далеко не улетел,разворачиваем его тангенциально.

фанат_Kylie>> Замечаю.Я говорю оспособе фальсификации.Если тяга третьей ступени А-14 была на самом деле выше за счёт изменения соотношения компонентов,то за тоже время прибавка скорости будет больше,а следовательно и реальная скорость по выключению 2й ступени будет на столько же меньше.
Nikomo> А вот то, что за счет изменения соотношения компонентов тяга не может быть выше, Вы продолжаете упорно не замечать. Но без учета этого все ваши построения выглядят неуместной и пустой болтовней.
Почему не может?Добавили кислорода,улучшилась полнота сгорания топлива.А для чего тогда применяли изменение компонентов на2й ступени,если не для увеличения тяги,чтобы сократить грав.потери.
Нм. отношение 5:1,так заправляли.5,5:1 и тяга ушла за сотню,потом 4,5:1 и тяга упала до восьмидесяти.Что не так?

фанат_Kylie>> А это изменение в размерах третьей ступени было только в запуске А-15?
Nikomo> и 16 и 17... Ну так что невероятного-то? Вы предпочитаете не отвечать? Замечательно. Значит, так и запишем: ничего невероятного в этом нет.
Вы не могли бы назвать число,а то тут прочитал,что в запуске А-8 в 3й ступени топлива было свыше 107т.

фанат_Kylie>> Нет ещё не скачал.Однако вы 2 месяца назад приводили совсем другие данные,что за это время данные в отчете поменялись?Я же привел вашу цитату,где вы приводите для А-9 на орбите Вес TOTAL VEHICLE 130307 кг.
Nikomo> Ну так скачайте и проверяйте. Данные могли быть взяты в какой-то другой момент времени. Ракетная техника, знаете ли, имеет переменную массу. И не только за счет топлива. Все ссылки есть. Да, тяжело...
Если бы вы просто написали,что входило в эти 132490кг массы,я был бы вам очень благодарен,т к ссылка у меня не работает.

Nikomo> А вот на таком форуме Вы еще не были?
Nikomo> Форум Зануды - свободное общение обо всём.
Nikomo> Это форум Зануды. Может это то, что вам нужно?
Nikomo> -----------------
Будет время,загляну,спасибо.

7-40>> То есть лучше всё фальсифицировать, чем нормально полететь по двухпусковой схеме?
Nikomo> По новому кругу, да? Вы же вроде ему это объясняли несколько раз, разве не так?
Двухпусковая схема,описанная 7-40,это чушь.Даже Орион полетит по другой,хотя я готов держать пари,что рано или поздно они придут к однопусковой схеме или к схеме типа той,что разрабатывалась для Энергии.
Ну если вообще к Луне полетят.
В ближайшие 20 лет.

фанат_Kylie> Может у меня тон немного нахальный?Тогда извините,но тут я просто хотел разобраться.

Так Вы ж неоднократно повторяете с упорством один и тот же вопрос, смысла в котором нет, смысла его вы не объясняете - как это понимать тогда?
Ладно, извинения приняты.

фанат_Kylie> Вы вообразили,что я вас хочу на чем-то подловить ?Блин,мне и в голову не пришло,что мои вопросы могут получить такой оттенок.Уверяю вас,я никогда не сомневался вашей добросовесности и компетентности,мне просто нужно было понять,откуда это число,без всякой задней мысли.

Да-а уж, мне никак не понять, зачем это Вам нужно было "просто понять"...

фанат_Kylie> Взлётный вес ракеты с А-9 практически не изменился.Откуда же прирост грузоподъёмности на тонны?
фанат_Kylie> Я не сомневаюсь,что в расчете ракеты со Скайлэбом всё на месте.

И как тогда совместить одно с другим?

фанат_Kylie> Только вот непонятно,зачем её просто так забросили,когда на ней ещё оставалось ,как утверждают,достаточно запасов для ещё одного полёта астронавтов.

А про то, что они собирались туда летать на Шаттлах, это-то Вы помните? Или нет? И сколько времени заняла разработка Шаттлов?

фанат_Kylie> Нехватило денег на спасение национальной гордости? Неубедительно.

На спасение национальной гордости конгресс не даст ни цента. Вы думаете, Кеннеди, выступая с речью, в которой говорил о необходимости полета на Луну, просил деньги на поднятие престижа? Ему тогда бы не дали ничего.

фанат_Kylie> Можно поискать ссылку у Вейда,а можно просто сравнить LOR и LM.

Ну, Вэйд... мало ли чего Вэйд понапишет. Вот А.И.Попов тоже ссылается на Вэйда, мол, там написано (правда ссылка у А.И.Попова старая, теперь не работает), что орбита А-6 была "резко эллиптической вместо круговой". Но орбиту с эксцентриситетом 0,041 можно без всяких натяжек совершенно спокойно считать круговой. Как же так - "резко эллиптическая", это ошибка или нет? Или что тогда, будем считать, что А.И.Попов про "резко эллиптическую орбиту" сам придумал? Неужели он смог бы до такого додуматься?

фанат_Kylie> Я в курсе.Вы просто не поняли.Переключение компонентов на 3й ступени мы применяем совсем не для уменьшения грав.потерь.

Вы не поняли про гравпотери. Уменьшая тягу, увеличиваем время полета, гравпотери растут. Но только в том случае, если ракета поднимается достаточно резко вверх. Если не нужно так подниматься, не имеет значения, за какое время ракета разгонится до требуемой скорости. Переключение компонентов не дает выигрыша за счет быстрого пролета.

фанат_Kylie> А кто-то проверял? Когда третья ступень уже на высоте сотни миль.Над океаном.Тем более,что пламя водородного двигателя практически прозрачно.

Погодите-ка, при чем тут третья ступень? Вы же ранее писали:

фанат_Kylie>> 4.Время работы ступеней фальсифицировать значительно сложнее,чем тягу и расход топлива,т к запуск ракеты находится под наблюдением слишком большого числа людей.

 

Или Вы полагаете, что большое число людей видело, как летела 3-я ступень? Уже даже вторую ступень невозможно было наблюдать все время полета (слишком большое расстояние, ракета уходит за горизонт), тогда о каком "наблюдении слишком большого числа людей" Вы говорите?
какой тогда смысл в вашем высказывании? Вы это о чем? Смысл имеет только наблюдение 1-й ступени для определения времени работы или еще чего-то.

фанат_Kylie> Ещё раз,речь идёт об изменении компонентов на 3й ступени,а не на 2й.

Где хотите меняйте соотношение компонентов, Вам это ничего не даст. Потому что Вы не понимаете смысла, для чего это нужно.

фанат_Kylie> В полёте А-9 тяга двигателя 3й ступени грубо 105т.Без изменения компонентов это было бы невозможно.

При изменении компонентов тяга падает. И с этим Вы ничего поделать не сможете. Вы пишете такую ерунду потому что не знаете конструкции J-2. А между тем дело-то очень простое. Вы же пишете, не понимая смысла того, что пишете.
Понятное дело, Вы можете рассуждать теоретически, кто когда и что мог запустить или не запустить, по какой причине и .т.п., все это, как говорится, лирика. Но вот с конструкциями этот номер у вас не пройдет. Конструкции надо знать, иначе получается, что вы пишете нелепость, не замечая её.

фанат_Kylie> Вроде бы из-за эффекта Пого,но могу ошибаться.

Нет, не ошибаетесь, все верно. Так вот тогда и скажите, как же быть с эффектом ПОГО, если Вы хотите увеличить тягу? Одной из мер борьбы с ПОГО, было как раз уменьшение тяги.

фанат_Kylie> При чем тут экономия топлива,забудьте о ней,ну её на...

Позвольте, а какой тогда смысл делать то, что вы тут предлагаете? Если топлива не хватает, как Вы предположили, надо попытаться его съэкономить, чтобы хватило. А Вы теперь говорите - не надо. Это как же понимать?

фанат_Kylie> Нам нужно съэкономить время работы 3й ступени при первом включении и всё.

Зачем?? Никакого смысла в том нет. Третья ступень разгоняется горизонтально. Разгоняйте ее хоть два часа - результат будет тот же. Она уже практически на орбите, необходимо только немного добавить скорости, чтобы она не сошла с орбиты.

фанат_Kylie> А публике об этом повышении тяги не говорим.Пусть они думают,что было 90-93т,а не 105.

Публике говорили только то, что было в Пресс-китах. А там таких подробностей не было.

фанат_Kylie> И исходя из этого считают расход,который в нашем случае поэтому виртуально будет меньше реального.

Зачем? Чтобы ракета сошла с орбиты, не успев на нее выйти? Вторая ступень, знаете ли, на орбите не оставалась, а падала в океан, хотя поднималась как раз на высоту орбиты и летела почти горизонтально (ок. полградуса тангаж). Все что Вы тут понапредлагали насчет разгона при помощи ЛМ или КСМ, не проходит. Они не успели бы даже отстыковаться.

фанат_Kylie> Зачем включать 3 РАЗА,когда достаточно 2х?Как это объясняют насовцы?Вы лучше ответьте на вопрос,а нафига это повышение тяги на 3й ступени в запуске А-9 было нужно?У вас есть этому разумное объяснение?

А если я отвечу, что А-9 на Луну не лететь, топливо экономить не надо, а на орбиту надо бы побыстрей выйти, а то чего-нибудь случиться может (чем быстрее, в пределах возможного, тем лучше), такой ответ устроит? Или опять нет?

фанат_Kylie> Зачем включать 3 РАЗА,когда достаточно 2х?Как это объясняют насовцы?

Достаточно, достаточно.А то, что полет испытательный, это ничего не значит? Вот скажите, зачем Швейкарт должен был по плану лезть через открытый космос, держась за поручни, из ЛМ в КСМ? Ведь достаточно, как Вы говорите, через тоннель пролезть?

фанат_Kylie> Зачем нам траектория аппарата на орбите Земли?Нам надо испытать работу ПС ЛМ и отбросить её,а чтобы ЛМ при этом далеко не улетел,разворачиваем его тангенциально.

Вы это чего, серьезно что ли? Ну не смешите же народ, право же. ЛМ находится на орбите вокруг Земли. При включении двигателя чем его удержать можно будет? А если Вы развернете ЛМ "тангенциально", как Вы пишете, ЛМ улетит так далеко, что вернуться назад будет очень непросто. А ведь там живые люди были...
Еще раз: поймите, корабль (и ЛМ) движется по орбите. Начало посадки на Луну - это прежде всего, переход на орбиту. Вы просто не понимаете того, о чем Вы пишете. А пишете Вы нелепость.

фанат_Kylie> Почему не может?Добавили кислорода,улучшилась полнота сгорания топлива.

Нет, неверно. Максимум УИ при 4,5 (и минимум тяги), минимум УИ при 5,5 (и максимум тяги). Водорода надо слишком много, чтобы горение было более эффективным. А это, кроме того, еще и увеличивает вес бака - объем бака водорода очень велик из-за малой плотности. Не все так просто.

фанат_Kylie> Нм. отношение 5:1,так заправляли.5,5:1 и тяга ушла за сотню,потом 4,5:1 и тяга упала до восьмидесяти.Что не так?

После переключения соотношения компонентов тяга уменьшается, но УИ возрастает, что приводит к экономии топлива. Если Вы просто уменьшаете тягу, не меняя УИ, Вам придется увеличить время работы двигателя, чтобы достичь нужной скорости, так что необходимое количество топлива останется прежним. В первом случае УИ ~423, а во втором случае УИ~430, поэтому и будет экономия (хотя и относительно небольшая).

фанат_Kylie> Вы не могли бы назвать число,а то тут прочитал,что в запуске А-8 в 3й ступени топлива было свыше 107т.

Тут это где? Итак, считаем массу топлива для S-IVB А-8. 87304+166+19662+26=107158 кг. Данные из Table 21-5, p,21-7 FLIGHT EVALUATION REPORT. Что за числа: LOX in tank,LOX below tank,LH2 in tank,LH2 below tank. С этим все ясно?

фанат_Kylie> Если бы вы просто написали,что входило в эти 132490кг массы,я был бы вам очень благодарен,т к ссылка у меня не работает.

Тут не надо ничего писать, что входило. Сейчас я приведу данные из таблицы 21-14, стр.21-18. ну, если до Вас и тогда не дойдет, тогда уж и не знаю, что делать...
3RD FLIGHT STAGE AT 1ST END THRUST DECAY, START COAST, ACTUAL MASS = 132490 кг
CSM SEPARATED, ACTUAL MASS = 103591 кг
CSM DOCKED, ACTUAL MASS = 130307 кг

да-а, вот из какой ерунды Вы делаете большую проблему...
Неужели и теперь Вы не поймете?

фанат_Kylie> Двухпусковая схема,описанная 7-40,это чушь.Даже Орион полетит по другой,хотя я готов держать пари,что рано или поздно они придут к однопусковой схеме или к схеме типа той,что разрабатывалась для Энергии.

И почему это чушь? Чтобы Орион был однопусковым, придется слишком большую ракету делать. Или ставить ядерный двигатель. Хотя это мало что даст.

А вот хотелось бы спросить Вас еще вот о чем. Если американцы, как Вы полагаете, решили пойти на обман, почему они тогда не сократили количество испытаний? Отменили бы одно из двух: или А-9 или А-10. Вы ж писали, что Советский Союз наступал на пятки, надо было торопиться? А они зачем-то тянули время, испытания какие-то ненужные проводили? Так для чего?

7-40>> То есть лучше всё фальсифицировать, чем нормально полететь по двухпусковой схеме? Блин, если "остальные причины преодолимы", то что мешает запустить ЛМ отдельным "Сатурном-1Б" и состыковаться на орбите?! Это ж минимум 15 тонн дополнительной массы на "Сатурне-5" освобождается! Причём ЛМ можно запустить раньше, и он на орбите может подождать столько, сколько нужно.
ф.K.> Ну во-1х,как вы это себе представляете?Запускается ЛМ,а потом через сутки,когда орбиты снова совпадут запускаете комплекс Аполло-S-IVB,так?

Или через двое суток. Или трое.

ф.K.> А если неполадки перед стартом и запуск надо будет перенести ,то прощай ЛМ?У него же солнечных батарей нету,а энергия ему бы и на Луне пригодилась.

Во-первых, ЛМ на орбите может спящим ждать долго. Во-вторых, резерв массы "Сатурна-1Б" позволит ему впендюрить полтонны-тонну батареек, этого хватит на год. В-третьих, Вы думаете, что лучше устроить аферу, чем потерять ЛМ?

ф.K.> Во-2х,допустим всё прошло по расписанию,будете стыковать ЛМ к Аполло-S-IVB?АВТОМАТИЧЕСКИ?

Зачем его стыковать к S-IVB? Он к ней уже пристыкован при выводе на "Сатурне-1Б".

ф.K.> А топлива для этой операции вам сколько потребуется?Надо ведь и на лунную посадку оставить.А ресурс двигателя?А топливо для ДСО?А время?

Это о чём вообще? Какой ресурс двигателя? Какое топливо? ЛМ выводится вместе со ступенью С-4Б своего "Сатурна-1Б", все стыковочные операции в роли мишени осуществляются РСУ этой ступени. Как в миссии "Аполлона" из ЭПАС.

ф.K.> Водород-то в S-IVB испаряется,лишние полчаса и уже можно никуда не лететь.

Где водород испаряется, в какой из С-4Б? В той, что с ЛМ, он стравливается на орбите. А у той, что с CSM на "Сатурне-5" прилетит, этого водорода в запасе тонн 15, если не больше. Уж этого хватит на лишние полчаса, с учётом того, что ступень и в официальном виде проводила на орбите почти два витка? Ну, ладно, уменьшите эти 15 тонн до 14, а из выгаданной массы сделайте усиленную изоляцию. Теперь уж точно часов на 6 хватит?

ф.K.> В-3х,а стоимость двухпусковой схемы?А время на отработку вышеперечисленных проблем?

Проблем вообще никаких нет. Все стыковки давно и успешно отработаны на "Джеминаях". Стоимость - лишний "Сатурн-1Б". Думаете, лучше сэкономить "Сатурн-1Б", чем летать на Луну по-настоящему? Прикиньте стоимость "Сатурна-1Б" в масштабах программы "Аполлон".

ф.K.> Вы думаете в СССР до такой двухпусковой схемы при дефиците ПН,выводимой Н1 просто недодумались?И это вы один такой умный?

СССР додумались, но знали, что при нашей надёжности техники (от самих пусков до стыковки) двухпусковая схема означает уменьшение вероятности успеха миссии до отрицательных значений. У американцев с этим было всё пучком. Двухпусковая схема единственно что - уменьшала надёжность выполнения миссии. Но с достигнутыми у них надёжностями проведения всех операций это уменьшение никак не было бы критичным. Все "Сатурны" у них на орбиту выходили, и все стыковки в рамках "Джеминай" у них выполнялись успешно, кроме самой первой.

ф.K.> Я не сомневаюсь,что в расчете ракеты со Скайлэбом всё на месте.Только вот непонятно,зачем её просто так забросили,когда на ней ещё оставалось ,как утверждают,достаточно запасов для ещё одного полёта астронавтов.А корабли ещё были и ракеты Сатурн-1В.Нехватило денег на спасение национальной гордости?

Не оставалось кораблей и ресурса станции.

Фанат, для того чтоб вы смогли в полной мере ощутить бредовость своей версии попробуйте для начала её связно сформулировать связав в ней концы с концами.
Начните сначала: ПН Сатурна-5 к Луне оказалась не 47 а 45 тонн, поэтому американцы, вместо того чтоб уменьшить масу корабля на 2 тонны... И дальше описываете весь полёт в вашем представлении от старта до посадки. Вот тогда вы и увидите что у вас получилось.

Не сегодня ,отмечаю день рождения Kylie Minogue.

Старый> Начните сначала: ПН Сатурна-5 к Луне оказалась не 47 а 45 тонн, поэтому американцы, вместо того чтоб уменьшить масу корабля на 2 тонны... И дальше описываете весь полёт в вашем представлении от старта до посадки. Вот тогда вы и увидите что у вас получилось.

Ну не знаю - по моему версия бредова сама по себе, вне зависимости от корабля. Насколько мне извесно ПН не может "не получится". Ракета проектируется под определенную ПН и либо летает (как например Сатурн) либо не летает (как например Н1). Либо летает хреново (так как например Атлас) и для того, чтоб заставить ее летать как следует надо дать кому то по рогам. А если принять версию опровергателей, то они договорятся до того, что Н1 можно было бы заставить летать путем уменьшения ее ПН.

Д.В.> Ну не знаю - по моему версия бредова сама по себе, вне зависимости от корабля.
Ну пусть всёже сформулирует.

Д.В.> Насколько мне извесно ПН не может "не получится". Ракета проектируется под определенную ПН и либо летает (как например Сатурн) либо не летает (как например Н1).

Эх, дядюшка, не умеете вы их за жабры брать... Надо расставить сети, дать опровергателю в них как следует запутаться, и тогда только тянуть. Так что пусть сформулирует...

Старый> Эх, дядюшка, не умеете вы их за жабры брать... Надо расставить сети, дать опровергателю в них как следует запутаться, и тогда только тянуть. Так что пусть сформулирует...

За одно может стоит попросить его рассказать, почему ПН Сатурна была меньше именно на 2 тонны. Не на 5 и не на 15, а именно на 2.

Кстати - помнится у афона была подобная галлюцинация, что типа Сатурн-5 имел ПН ниже именно на 4 тонны. И тогда они с Прохожим пытались договориться до того, была ли вторая ступень керосиновой, или J-2 с меньшим УИ. А вы вроде тогда предлагали выкидывать еще десяток тонн с тем, чтоб J-2 работал на мокрой соломе Так вот оно и интересно - почему это опровергатели постоянно возвращаются к тому, что у Сатурна было что то не так с ПН? Это такой типичный симптом чтоли?

Д.В.> Так вот оно и интересно - почему это опровергатели постоянно возвращаются к тому, что у Сатурна было что то не так с ПН? Это такой типичный симптом чтоли?

Это первое, что приходит в голову ламеру. Опровергатель ведь должен объяснить себе ПРИЧИНУ, почему полёты не состоялись. Корабль вроде есть - ЭПАС не оспоришь. Стыковаться вроде умели - "Джеминай" не оспоришь, да и не причина это, чтобы не летать. ЛМ тоже построить явно сумели бы, хоть какой-то, а сумели бы, раз уж другие корабли сумели. Ракета тоже была. Значит, остаётся одно: либо ракета получилась не такой, как хотели, либо корабли оказались тяжелее, чем думали. Но результат один - ракета не подходит по параметрам. Приходится, конечно, отвечать себе на вопрос "почему не полетели по двухпусковой схеме", и здесь приходится придумывать стандартный ответ - дескать, обнаружили неподходящесть ракеты слишком поздно и переделывать на двухпусковую схему уже не успевали. Одна выдумка тянет за собой другую. Если Вы подумаете и поставите себя на место малограмотного опровергателя, то это действительно будет фактически основная доступная им придумка. Сочинить что-нибудь, например, про неполучившийся водородник большой тяги они не могут, потому что не знают, почему он может не получится. А шаттловский SSME говорит им, что водородники большой тяги американцы делать всё-таки умели. Зато можно придумать про неполучившийся F-1. Почему он мог не получиться, они объяснить, конечно, тоже не могут (кроме Покровского, который может объяснить вообще всё на свете). Но у них нет примера более мощного однокамерного ЖРД, и этим они частично освобождают себя от необходимости что-то объяснять: не получился - и всё! а если б получился - они б только такие керосинки сейчас и делали бы!

повтор

7-40> Зато можно придумать про неполучившийся F-1. Почему он мог не получиться, они объяснить, конечно, тоже не могут (кроме Покровского, который может объяснить вообще всё на свете).

Это да. Тут можно даже несколько перефразировать - Покровский может расчитать что угодно и при этом у него постоянно получается, что американцы не были на Луне О одну десятую процента, но не были!

Или еще иначе: любой расчет Покровского, требующий любых даных обязательно приведет к утверждению, что американцы не были на Луне с точностью ± 1%. Если Покровский станет расчитывать скорость вращения Луны вокруг Земли, основываясь на даных о средней температуре воды в Средиземном море (за второй квартал 1912 года), то результат обязательно докажет, что американцы не были на Луне. Это неопровержимо и совершенно очевидно.

Я просто думаю что иллюстрация тезисов №№ 1 и 2 уже всем надоела. А вот № 4 илюстрируется редко. Поэтому не будем задаваться вопросом как и с какой целью супостаты спроектировали корапь который тяжелее чем возможности имеющейся РН. Приймем это типа за аксиому и предоставим опровергателю возможность попытаться свести концы с концами в своей теории. И заодно очередной раз понаблюдать как болезнь заставляет шизофреника из всех возможных вариантов выбирать наиболее сложный и невероятный. Кстати, где он?

Nikomo>Да-а уж, мне никак не понять, зачем это Вам нужно было "просто понять"...
Считайте это педантизмом.

фанат_Kylie>> Взлётный вес ракеты с А-9 практически не изменился.Откуда же прирост грузоподъёмности на тонны?
фанат_Kylie>> Я не сомневаюсь,что в расчете ракеты со Скайлэбом всё на месте.
Nikomo>И как тогда совместить одно с другим?
Для меня вопрос звучит так:Какие данные пришлось подогнать,чтобы в расчете все сошлось?

фанат_Kylie>> Только вот непонятно,зачем её просто так забросили,когда на ней ещё оставалось ,как утверждают,достаточно запасов для ещё одного полёта астронавтов.
Nikomo>А про то, что они собирались туда летать на Шаттлах, это-то Вы помните? Или нет? И сколько времени заняла разработка Шаттлов?
Да ,помню,планировалось на 79й год.Но в 75м уних был готовый GSM-119,установленный на ракете на стартовом столе.

фанат_Kylie>> Нехватило денег на спасение национальной гордости? Неубедительно.
Nikomo>На спасение национальной гордости конгресс не даст ни цента. Вы думаете, Кеннеди, выступая с речью, в которой говорил о необходимости полета на Луну, просил деньги на поднятие престижа? Ему тогда бы не дали ничего.
Кеннеди мог говорить всё что угодно,вопрос был уже решёным в бюджетном комитете Конгресса.И вообще,не много ли вы на себя берёте,откуда вам знать,на что Конгресс дал бы денег,а на что не дал?Чем создание специального разгонного блока и доставка его к станции дешевле запуска готового корабля?

Nikomo>Ну, Вэйд... мало ли чего Вэйд понапишет. Вот А.И.Попов тоже ссылается на Вэйда, мол, там написано (правда ссылка у А.И.Попова старая, теперь не работает), что орбита А-6 была "резко эллиптической вместо круговой". Но орбиту с эксцентриситетом 0,041 можно без всяких натяжек совершенно спокойно считать круговой. Как же так - "резко эллиптическая", это ошибка или нет? Или что тогда, будем считать, что А.И.Попов про "резко эллиптическую орбиту" сам придумал? Неужели он смог бы до такого додуматься?
Давайте,вместо того,чтобы тянуть кота за хвост,вы просто приведёте проектные данные по грузоподъёмности для Сатурна С-5,если вы не согласны с моими,а так же грузоподъёмность первых трех Сатурнов-5.

фанат_Kylie>> Я в курсе.Вы просто не поняли.Переключение компонентов на 3й ступени мы применяем совсем не для уменьшения грав.потерь.
Nikomo>Вы не поняли про гравпотери. Уменьшая тягу, увеличиваем время полета, гравпотери растут. Но только в том случае, если ракета поднимается достаточно резко вверх. Если не нужно так подниматься, не имеет значения, за какое время ракета разгонится до требуемой скорости. Переключение компонентов не дает выигрыша за счет быстрого пролета.
Во времени работы 3й ступени даёт,а это то что нам нужно.

фанат_Kylie>> А кто-то проверял? Когда третья ступень уже на высоте сотни миль.Над океаном.Тем более,что пламя водородного двигателя практически прозрачно.
Nikomo>Погодите-ка, при чем тут третья ступень?
Nikomo>Или Вы полагаете, что большое число людей видело, как летела 3-я ступень? Уже даже вторую ступень невозможно было наблюдать все время полета (слишком большое расстояние, ракета уходит за горизонт), тогда о каком "наблюдении слишком большого числа людей" Вы говорите?
Nikomo>какой тогда смысл в вашем высказывании? Вы это о чем? Смысл имеет только наблюдение 1-й ступени для определения времени работы или еще чего-то.
Во-1х,запуск проходит в прямом эфире:"140секунд,полёт нормальный,150секунд,полёт нормальный,отделение первой ступени... и т д "Ну вы помните.
Во-2х момент разделения ступеней легко определяется радарами.Так,что время работы ступени скрыть сложно.


фанат_Kylie>> В полёте А-9 тяга двигателя 3й ступени грубо 105т.Без изменения компонентов это было бы невозможно.
Nikomo>При изменении компонентов тяга падает. И с этим Вы ничего поделать не сможете. Вы пишете такую ерунду потому что не знаете конструкции J-2. А между тем дело-то очень простое. Вы же пишете, не понимая смысла того, что пишете.
Nikomo>Понятное дело, Вы можете рассуждать теоретически, кто когда и что мог запустить или не запустить, по какой причине и .т.п., все это, как говорится, лирика. Но вот с конструкциями этот номер у вас не пройдет. Конструкции надо знать, иначе получается, что вы пишете нелепость, не замечая её.
Пусть так.Конкретно,какое соотношение компонентов было при работе двигателя 3й ступени в запуске А-9?


Nikomo>Нет, не ошибаетесь, все верно. Так вот тогда и скажите, как же быть с эффектом ПОГО, если Вы хотите увеличить тягу? Одной из мер борьбы с ПОГО, было как раз уменьшение тяги.
Оставте пока в покое 2ю ступень.


Nikomo>Позвольте, а какой тогда смысл делать то, что вы тут предлагаете? Если топлива не хватает, как Вы предположили, надо попытаться его съэкономить, чтобы хватило. А Вы теперь говорите - не надо. Это как же понимать?
Надо сделать видимость,что его хватает,а для этого нужно сократить время работы 3й ступени для её выхода на опорную орбиту.Сделать это можно тайно увеличивая тягу двигателя .Недостаток топлива для разгона к Луне мы компенсируем доразгоном ПС ЛМа после отделения от корабля 3й ступени.



фанат_Kylie>> А публике об этом повышении тяги не говорим.Пусть они думают,что было 90-93т,а не 105.
Nikomo>Публике говорили только то, что было в Пресс-китах. А там таких подробностей не было.
В журналах и в отчетах эти подробности есть.

фанат_Kylie>> И исходя из этого считают расход,который в нашем случае поэтому виртуально будет меньше реального.
Nikomo>Зачем? Чтобы ракета сошла с орбиты, не успев на нее выйти? Вторая ступень, знаете ли, на орбите не оставалась, а падала в океан, хотя поднималась как раз на высоту орбиты и летела почти горизонтально (ок. полградуса тангаж). Nikomo>Все что Вы тут понапредлагали насчет разгона при помощи ЛМ или КСМ, не проходит. Они не успели бы даже отстыковаться.
Отстыковка происходит уже после разгона к Луне,когда ракета набрала скорость скажем 10,5км/с.Нам требуется добавить 0,3км/с,вот это мы и делаем с помощью ПС ЛМа

фанат_Kylie>> Зачем включать 3 РАЗА,когда достаточно 2х?Как это объясняют насовцы?Вы лучше ответьте на вопрос,а нафига это повышение тяги на 3й ступени в запуске А-9 было нужно?У вас есть этому разумное объяснение?
Nikomo>А если я отвечу, что А-9 на Луну не лететь, топливо экономить не надо, а на орбиту надо бы побыстрей выйти, а то чего-нибудь случиться может (чем быстрее, в пределах возможного, тем лучше), такой ответ устроит? Или опять нет?
Это вы сами придумали или прочитали где?а как вы думаете,изменение отработанного режима работы ступени само по себе не может повысить риск того,что что-нибудь может произойти?

фанат_Kylie>> Зачем включать 3 РАЗА,когда достаточно 2х?Как это объясняют насовцы?
Nikomo>Достаточно, достаточно.А то, что полет испытательный, это ничего не значит?
А почему это значит,что двигатель надо запускать 3 раза,а не2?Или скажем 4раза?Я понимаю,что вы не знаете ответа на этот вопрос.Но почему бы вам просто не признаться в этом?

Nikomo>Вот скажите, зачем Швейкарт должен был по плану лезть через открытый космос, держась за поручни, из ЛМ в КСМ? Nikomo>Ведь достаточно, как Вы говорите, через тоннель пролезть?
Официально -это была отработка спасения астронавтов в случае неудачной стыковки,неофициально это была попытка повторить действия советских космонавтов в полёте Союза4-5,из соображений престижа - маразм космической гонки.

фанат_Kylie>> Зачем нам траектория аппарата на орбите Земли?Нам надо испытать работу ПС ЛМ и отбросить её,а чтобы ЛМ при этом далеко не улетел,разворачиваем его тангенциально.
Nikomo>Вы это чего, серьезно что ли? Ну не смешите же народ, право же. ЛМ находится на орбите вокруг Земли. При включении двигателя чем его удержать можно будет? А если Вы развернете ЛМ "тангенциально", как Вы пишете, ЛМ улетит так далеко, что вернуться назад будет очень непросто. А ведь там живые люди были...
Nikomo>Еще раз: поймите, корабль (и ЛМ) движется по орбите. Начало посадки на Луну - это прежде всего, переход на орбиту. Nikomo>Вы просто не понимаете того, о чем Вы пишете. А пишете Вы нелепость.
Я не правильно выразился,разворачиваем ЛМ по тангажу на 90 градусов.
И между прочим,вы в курсе,что первоначальный план испытания Аполлона с ЛМ на орбите Земли предусматривал выход на высокоэллиптическую орбиту 6000км?

фанат_Kylie>> Почему не может?Добавили кислорода,улучшилась полнота сгорания топлива.
Nikomo>Нет, неверно. Максимум УИ при 4,5 (и минимум тяги), минимум УИ при 5,5 (и максимум тяги). Водорода надо слишком много, чтобы горение было более эффективным. А это, кроме того, еще и увеличивает вес бака - объем бака водорода очень велик из-за малой плотности. Не все так просто.
Уменьшение соотношения кислорода и водорода приводит к увеличению несгоревшего водорода в продуктах сгорания.
Избыток водорода в продуктах сгорания даёт больший у.и. из-за большей чем у водяного пара скорости молекул водорода,так?
Что вы будете делать,чтобы поднять тягу с 90т до 105т?Добавите кислорода.Естественно это приведёт к снижению у.и.
Нм. отношение 5:1,так заправляли.5,5:1 и тяга ушла за сотню,потом 4,5:1 и тяга упала до восьмидесяти.Что не так?

Nikomo>После переключения соотношения компонентов тяга уменьшается, но УИ возрастает, что приводит к экономии топлива. Если Вы просто уменьшаете тягу, не меняя УИ, Вам придется увеличить время работы двигателя, чтобы достичь нужной скорости, так что необходимое количество топлива останется прежним. В первом случае УИ ~423, а во втором случае УИ~430, поэтому и будет экономия (хотя и относительно небольшая).
Номинальная тяга J-2 200тыс. фунтов или 90,7т при соотношении 5:1,что вы имеете против?
Повышение тяги получается изменением компонентов на 5,5:1 путем дополнительного расхода кислорода.На сколько вообще можно повысить тягу этого двигателя не меняя соотношение компонентов?На процент,на 2?



фанат_Kylie>> Вы не могли бы назвать число,а то тут прочитал,что в запуске А-8 в 3й ступени топлива было свыше 107т.
Nikomo>Тут это где? Итак, считаем массу топлива для S-IVB А-8. 87304+166+19662+26=107158 кг. Данные из Table 21-5, p,21-7 FLIGHT EVALUATION REPORT. Что за числа: LOX in tank,LOX below tank,LH2 in tank,LH2 below tank. С этим все ясно?
Нет,я вас спрашивал про топливо в 3й ступени на А-15,его было 110т?

.
фанат_Kylie>> Двухпусковая схема,описанная 7-40,это чушь.Даже Орион полетит по другой,хотя я готов держать пари,что рано или поздно они придут к однопусковой схеме или к схеме типа той,что разрабатывалась для Энергии.
Nikomo>И почему это чушь? Чтобы Орион был однопусковым, придется слишком большую ракету делать. Или ставить ядерный двигатель. Хотя это мало что даст.
Или умерять амбиции,уменьшить лунный модуль...

Nikomo>А вот хотелось бы спросить Вас еще вот о чем. Если американцы, как Вы полагаете, решили пойти на обман, почему они тогда не сократили количество испытаний? Отменили бы одно из двух: или А-9 или А-10. Вы ж писали, что Советский Союз наступал на пятки, надо было торопиться? А они зачем-то тянули время, испытания какие-то ненужные проводили? Так для чего?
Сценарий фальсифицированного полёта тоже надо отрабатывать.А-9 и А-10 и есть эта отработка.
На А-9 отрабатывалось изменение компонентов топлива и 3 запуска на 3й ступени,доразгон с помощью ЛМа на орбите Земли.Стыковка с Лмом.А-10 это практически генеральная репетиция всего полёта,только высадка на Луну не объявлялась,а 23 мая Титан 3С запускает Сервейер-8 .

фанат_Kylie> Только вот непонятно,зачем её просто так забросили,когда на ней ещё оставалось ,как утверждают,достаточно запасов для ещё одного полёта астронавтов.

А кто это такое утверждает? Я слышал что даже крайний 84-суточный полёт был "сверхнормативным" (исходно планировался как и 2-й на 56 суток), запасов пищи уже не хватало и их пришлось взять с собой.

ф.K.> Но в 75м уних был готовый GSM-119,установленный на ракете на стартовом столе.

А что им делать на станции без ресурса СЖО и кто будет кораблём-спасателем?

фанат_Kylie> Нехватило денег на спасение национальной гордости? Неубедительно.

С чего вы решили что Скайлэб это национальная гордость и вообще хоть ктото додумался бы её спасать?