Старый>>> Прямое. Увеличение тяги двигателей увеличивает ПН ракеты.ф.K.>> Это вы сами сейчас придумали или прочитали где? Старый> Прочитал
Где именно?
ф.K.>> А что при этом происходит с расходом топлива и удельным импульсом вы в курсе?Старый> В курсе. Расход растёт, удельный импульс не меняется. А что?
Почему не меняется,если с увеличением расхода топлива на тягу растёт и расход на внутреннее потребление двигателя?
Старый> А что происходит с тяговооружённостью и гравпотерями вы в курсе?
Гравпотери кстати,при работе 2й ступени при увеличении тяги J-2 даже возрастают за счёт более пологой траектории полёта.
И потом,двигатели для SA-507 никто не форсировал,единственное,чем они отличались от двигателей SA-506,это меньшим разбросом в характеристиках,и в частности по номинальной тяге.Вы не знали?
Но дело даже тне в этом.
Читаем в 1.3. ОПТИМИЗАЦИЯ ХАРАКТЕРИСТИК РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ SATURN V
Уточнение статистических оценок характеристик ракеты
Статистическая неопределенность характеристик ракеты-носителя приводит к уменьшению ее полезной нагрузки. Это объясняется тем, что последняя ступень ракеты-носителя должна иметь гарантированный запас топлива, достаточный для компенсации разброса характеристик всех ступеней ракеты-носителя. Гарантийный запас топлива на третьей ступени ракеты-носителя Saturn V в 1969 г. был принят равным 1 т. Наиболее значительные потери связаны с неопределенностью тяги и удельного импульса. В табл. 2 приводятся значения частных производных веса полезной нагрузки по тяге и удельному импульсу для всех трех ступеней ракеты-носителя Saturn V. Анализ летных испытаний позволил улучшить статистические оценки характеристик двигательных установок и уменьшить гарантийный запас.
Т е,описанная в главе и представленная в таблице оптимизация характеристик Сатурна-5 с результатом 45360кг ПН относится к ракете,полетевшей по крайней мере после 1969г.
Кроме того,например тяга 2й ступени ракеты с А-9 была например 530,т против 527,26т на ракете с А-12,не говоря уже о 3й ступени...