Прохожелогия

Foxpro> Для начала один придурок решил поинтересоваться мнением другого придурка на большаке :

А "доклад Спасина" кто-нить читал? Или это типпо "Святой Грааль", доступный только посвященным?

Д.В.> А "доклад Спасина" кто-нить читал? Или это типпо "Святой Грааль", доступный только посвященным?
Помилосердствуйте! Вы о чем? Его даже опровергеи за идиота держат. Он пару раз пытался что-то выдать вроде как "кусочек" из доклада и был пойман самими же опровергателями на БФ в копипасте статьи из инета о дизельных двигателях.
Сам он бредит, что доклад "секретный" и там какой-то страшный математический аппарат, который на старых компьютерах считали и в инет выложить расчеты нельзя. Никаких хотя бы намеков чего-там в Ф-1 не так пояснить не в состоянии.

перегрев2> Вопрос: а какое было проходное сечение трубок у F-1 и H-1 (LR-79-7)? И расход "Г" у H-1? Тогда можно легко посчитать весовую скорость.

Размер трубок и описание тракта F-1 указаны вот здесь -

One hundred seventy-eight primary tubes, hydraulically formed from 1-3/32 inch outside diameter Inconel-X tubing, make up the chamber body above the 3:l expansion ratio plane (approximately 30 inches below the throat centerline plane). Three hundred fifty-six one-inch-outside-diameter secondary tubes of the same material form the chamber from the 3:1 to the 10:1 expansion ratio plane. A raised weld bead with the tube number and a directional flow arrow, identify fuel-up tube No. 1 and fuel-down tubes No. 60 and 120 on the chamber internal faces of the injector end ring and fuel return manifold. External to the chamber the same tubes are similarly identified on reinforcing bands and straps below the thrust chamber throat. Two secondary tubes are brazed to each primary tube at the 3:l expansion ratio area plane. Every other primary tube is a fuel-down tube and is slotted on its outboard side at the fuel inlet manifold area into which fuel from the inlet manifold is directed. An orificed plug is brazed into the tube above the slot to permit 30 percent of the fuel to go directly to the fuel injector manifold. The remaining 70 percent of the fuel is used for regeneratively cooling the thrust chamber and is directed down the tube to the fuel return manifold at the end of the chamber.

 

Эти данные из технического мануала F-1 (можно и из F-1 Engine Familiarization Training Manual (R-3896-1), там то же самое, "Ссылки на материалы по программе Аполлон", последний пост)
Очевидно, приведены начальные диаметры трубок. Но дело в том, что трубки имели переменное сечение -

In the drive to produce large, high-pressure engines, a major hurdle was a satisfactory means to cool the thrust chamber. An early solution used double-wall construction; cold fuel passed through this space en route to the combustion chamber, thereby reducing the temperature of the inner chamber wall. But design limitations restricted coolant velocity in the critically hot throat area of the engine. Thin-walled tubes promised an ideal solution for the problem of the thrust chamber walls. Tubes reduced wall thickness and thermal resistance and, more importantly, increased the coolant velocity in the throat section to carry off the increased heat flux there. As chamber pressures continued to go up along with higher temperatures, designers introduced a variable cross section within the tube. This configuration allowed the tube bundle to be fabricated to the desired thrust chamber contour, but variations in the tube's cross section (and coolant velocity) matched the heat transfer at various points along the tube.

 

Stages to Saturn
А это уже сильно влияет на расчет охлаждения.
При этом неизвестна толщина стенок трубок у F-1. Можно только догадываться по аналогии с H-1.
Что же касается H-1, там все наоборот. Известна толщина трубок, неизвестен их диаметр. Толщина = 0,012 дюйма, число трубок тоже известно = 292, выходной диаметр сопла = 45,62 дюйма, соответственно в критике диаметр = 16,13 дюйма и в КС(у форсунок) = 20,56 дюйма. Расход керосина указан = 227,5 фунта/сек. Зная диаметр сопла и число трубок, можно прикинуть и диаметр самих трубок.

Да делал, делал я расчет системы охлаждения F-1. Расчет был по Курпатенкову. С учетом тех данных, что известны (в т.ч. что трубки переменного диаметра и завесного охлаждения - известно соотношение компонентов на стенке КС для завесы) все сходится в пределах прикидочной точности. Короче, расчет получился страниц этак на 13.

---

Добавление по поводу высказывания Велюрова, что температура в КС F-1 слишком велика.
Теоретическая т-ра горения в КС F-1 = 3614°K (расчет в RPA, давление в КС=982 psia, Km=2.4, RP-1+O2)
Теоретическая т-ра горения в КС F-1 = 3614°K (расчет в TDC LRE, давление в КС=6770651 Pa, alfa=0.71, T-1+O2)
по мануалу в КС F-1 = 5970°F=3572°K
Теоретическая температура на срезе = 1890°K (16:1, RPA)

Покровский хоть пытался что-то замысловатое выдумать, хитрые теоретические построения, находил какие-то малоизвестные сведения. А Велюров что-то слишком грубо работает. На хомячков рассчитано.

Д.В.> А "доклад Спасина" кто-нить читал? Или это типпо "Святой Грааль", доступный только посвященным?

Естественно только самому Спасину!

lro> Дураку понятно, в НАСЕ прочитали Велюрова и мгновенно подсуетились с фотоматериалами

И понаделали дырок во всех музейных двигателях.

Nikomo> Размер трубок и описание тракта F-1 указаны вот здесь -
Спасибо!
Nikomo> Покровский хоть пытался что-то замысловатое выдумать, хитрые теоретические построения, находил какие-то малоизвестные сведения. А Велюров что-то слишком грубо работает. На хомячков рассчитано.
Не то слово, ему просто наконец учебник по ЖРД попался. Сделал, блин, "эпохальное открытие" (которое в любой книжке описано), что тепловые потоки слабо зависит от диаметра критики... Так он глядишь, и до ВЧ-неустойчивости скоро доберется и тогда точно кирдык F-1!
Кстати, если диаметр сопла Н-1 указан по газу, то диаметр трубки получается ровнехонько полдюйма. Тогда, только за счет большего расхода, только коэффициент теплоотдачи по жидкости (при прочих равных, кольцевая щель, без учета оребрения и изменений профиля) у F-1 больше на 25%.
Но больше всех не повезло 11Д55, мало того, что него внутренняя стенка КС из нержавейки 12Х18Н10Т толщиной 1 мм (плевали советские конструкторы на умствования Велюрова), так у него еще и коэффициент теплоотдачи по жидкости меньше чем у Н-1 в 428 раз. Это при том, что тепловые потоки, если использовать "зависимости" (прости Господи) от Велюрова больше в 1,7 раза. Т.е для камеры с большими в 1,7 раза тепловыми потоками надежно охлаждение с расходом охладителя в 15 раз меньше, чем у Н-1 возможно, а для камеры с тепловыми потоками 1,22 раза большими, чем у того же Н-1 и большим в 7 раз расходом - нет? Тут может быть только один вывод - 11Д55 фейк, а вся космонавтика вообще (в т.ч. и отечественная)афера из афер. Это кстати многое объясняет... Молчание СССР насчет липовых Аполлонов в первую очередь.

Про F-1 на сайте Велюрова:
Yana

Yana> Из картинки завесно-сажевого охлаждения можно предположить, что в наружных секторах донышка камеры сгорания отсутствуют форсунки окислителя, только один керосин, а в центре- только окислитель без керосина, дальше оно горит в цилиндрическом пограничном слое между 100% кислородом в центре и 100% керосином возле стенок камеры по мере перемешивания.

 

Первая половина про периферийные форсунки, можно сказать, верна. А вот вторая, про центральные - совсем неверна. Избыток кислорода приведет к прогару ФГ, как это было, к примеру на J-2 при полете AS-502. Недостаток водорода в ASI (значит, избыток кислорода), и все, ФГ в этом месте прогорела, что явилось причиной сильного падения тяги. И хорошо, что только падения, а не взрыва.
Однако у Yana есть и здравые размышления

Yana> Есть фотографии, где F-1 тестируют без соплового насадка (коллектор ТНА на срезе двигателя без насадка). Сажа выглядит так же, а там должен быть прозрачный жидкий керосин (который еще не обуглился- обугливание не происходит мгновенно).

 

Вот именно, каким образом керосин может сгореть или "обуглиться" за ноль секунд? А по "версии" Велюрова, наверное, заливали некий "черный керосин" в баки...

Yana> Меня озадачило, что вид штанов из сажи и форма факела без насадка не отличаются от... формы корпуса не установленного соплового насадка, следовательно сопловой насадок не работает, если его не касается газовая струя выхлопа ?

 

Отличаются, однако. см.анимацию -
Sergey

Sergey> Я считаю что завеса шла от форсунок и главная причина реализации завесы - получение красивого, как настоящего выхлопа - пипл пришел, шоу должно быть. А тяга F-1 была крайне скромная - где-то 200 тонн

 

Как определил тягу в 200Т, "знаток"? На глаз, на нюх, на зуб? Молчит "знаток", не хочет нас порадовать, равно как и другие подобные "знатоки".
Yana

Yana> В оригинале упоминается, что проблемы со стабильностью горения в камере F-1 решили геометрией форсунок. Поскольку геометрия расположения отдельно форсунок топлива и отдельно форсунок окислителя не известна (я не встречал фоток разводки 3-х тысяч трубочек по форсункам), то можно предполагать все что угодно.

 

Ну, кто не встречал, а кто и встречал то, как выглядело расположение форсунок. Тут, однако, самое главное другое: неужели если Yana увидит расположение форсунок на ФГ, то сможет сделать вывод, работал ли стабильно F-1 или нет? Что-то я в этом сомневаюсь...

Yana> Или горение перенесено из камеры в сопло (все равно нет критического сечения) ?

 

Нет критического сечения - нет тяги, поскольку сначала должен произойти разгон до местной скорости звука. Хотя это не означает, что диаметр КС не может быть равен диаметру кр.сеч.

---

Теперь про Велюрова.
Велюров сетует, что мол, не та температура на срезе сопла -
Nozzle exit gas static temperature = 1922°F = 1323°K = 1050°С это с учетом газовой завесы, которую Велюров игнорирует напрочь.
О коэффициенте теплоотдачи:

Велюров> скорость потока бронзы в стенке нам мало поможет

 

Скорость потока керосина поможет. Альфа.ж зависит от числа Рейнольдса, а число Рейнольдса зависит от скорости потока жидкости и диаметра трубки. ignorantia juris neminem excusat.

Велюров> можно ли увеличить коэффициент теплопроводности бронзы различными внешними манипуляциями?! заклинаниями?!

 

Во-первых, к-т теплопроводности той же бронзы (как и другого материала, например инконеля) зависит от температуры стенки. Во вторых, Q=лямбда/дельта.ст*(T.г.ст.-T.ж.ст). Дельта.ст - это толщина стенки трубки, лямбда-теплопроводность, Q- теплопоток. Меньше толщина стенки - меньше температура на стенке, меньше перепад температур.
В третьих, необходимо учитывать конструкцию канала охлаждения - если он простой щелевой, то альфа.ж будет иметь одно значение, если есть оребрение, то другое, если трубки - третье, и т.п.
Несмотря на то, что Велюров писал -

Велюров> для единичной трубки можно указать предел теплопроводной мощности - qж.

 

так он этот предел почему-то не вычислил, чтобы нас порадовать.
Более того, он не привел никаких формул, показывающих разницу между щелевым трактом с оребрением и трубчатым. В таком случае из его рассуждений следует этот предел для любого тракта, каким бы он ни был. Значит, можно сравнивать американские и советские двигатели? А у них как раз и было 7МПа в КС. И как тогда быть с "пределом" Велюрова?

Велюров> Поскольку трубчатые камеры американских ЖРД работали на пределе своих возможностей

 

На пределе? Велюров тут что-то явно перепутал (точнее сжульничал). Это в СССР старались сделать ЖРД с предельно высокими характеристиками. А в США - нет. Это общеизвестно. Опять на хомячков рассчитывает Велюров?
Поэтому слова Велюрова о "предельно допустымых" -

Велюров> То есть, при давлении в камере 70 бар (7МПа) у ЖРД F-1 конвективные тепловые потоки будут на 22% выше предельно допустимых.

 

не имеют никакого ни смысла, ни значения.
О газовой завесе:

Велюров> летят два газа: слыш,ты, чувак, ты сюда не ходи, ты туда ходи!

 

Раз так, то пусть тогда Велюров почитает:

1. Абрамович Г.Н. Теория турбулентных струй. М.: Физматгиз, 1960. (или 2-е издание 1984 г.)

2. Вулис Л.А., Кашкаров В.П. Теория струй вязкой жидкости. М.: Наука, 1965

Но если окажется, что Велюров все это читал, то тогда возникнет закономерный вопрос: зачем Велюров валял дурака?

for injection of turbine exhaust gas into a supersonic nozzle area, the minimum amount of stream mixing and thus the most effective use of the film coolant occurs when the gaseous film coolant is injected parallel to the main gas stream

The large separation distance between the main-gas stream and the coolant-gas stream along with the nonparallel coolant-gas injection caused the main hot-gas flow to detach from the wall

 

взято из "Liqiud Rocket Engine Nozzles", J.C Hyde, G.S.Gill, 1976

Велюров> почему раскаленная сажа светится красным цветом? объясните ему, кто-нибудь! Или пусть спичку поднесет к конфорке

 

Чтобы сажа светилась, у нее должна быть определенная яркость, если яркость недостаточна, сажа светиться не будет. Где значение яркости сажи у Велюрова? Где обоснование, расчет этой яркости? А нету. Вместо этого Велюров паясничает.

Велюров> На хомячков расчитана цифра Км=2,4 поскольку несложно показать, что у всех американских керосиновых ЖРД Км был ниже - ориентировочно 2,35

 

Нет, не у всех. У LR-105-NA-7, RS-56-OSA был общий Км=2,27, то есть такой же, как и у F-1. А что, у Велюрова есть технические паспорта всех американских керосиновых ЖРД? Эт вряд ли.
Может, у Велюрова есть некий "тайный" мануал на F-1, в котором указано другое Км? Еще более невероятно.
F-1: Расход горючего=1636 lb/s, расход окислителя=3933 lb/s. 3933/1636=2,404. Для ЖГГ: Расход горючего=118 lb/s, расход окислителя=49 lb/s (0,416 O/F). (3933+49)/(1636+118) = 2,27
Упреждаю заранее - при этом Велюров не связывает Км и давление, а только заявляет, что вообще не было такого Км, как у F-1, независимо от давления. Так что шулерство Велюрова налицо.

Велюров> Только вот кто их видел - эти 13 страниц откровений от Никомо?!

 

У Велюрова есть книжка Васильева и Кудрявцева? Есть. Формулы для расчета охлаждения взяты оттуда. Данные по F-1 унего тоже есть. У Велюрова нет никаких препятствий для того, чтобы сделать расчет. Но он его почему-то не делает! Боится? Не хочет?
Ну раз нет расчета, значит нет никаких оснований верить Велюрову, что -

Велюров> Эти параметры и есть предельные, которые могут быть реализованы для ЖРД типичной для США трубчатой конструкции.

 

поскольку Велюров считает без расчета, на глаз. Поэтому за Велюровым нужен глаз да глаз.

Nikomo> Про F-1 на сайте Велюрова:
Nikomo> Yana
Тут надо добавить вот еще что, Велюров, как и любой опровергатель старательно проигнорировал все неприятные моменты, например - тот факт, что внутренняя стенка КС 11Д55 изготавливается из стали 12Х18Н10Т.
Кроме того, совершенно неосторожно начал делать опрометчивые заявления насчет отечественных ЖРД типа

узнаю Перегрева - как всегда - пальцем в небо, к тому же Км у РД-107 был 2,51 в камере, у РД-0110 (0106,0107...) был меньше 2,4. Кто понимает разницу в химии горения - тот меня поймет.

 

Выделение мое. А вот интересно какой был Кm у "РД-0110 (0106,0107...)" если не 2,4? Состоится ли эпический поединок Велюров vs "советское двигателестроение конца 50-х"? Есть совершенно объективный арбитр

Я вот утверждаю, что Кm камеры 11Д55 (РД-0110, 0106, 0107...) составляет 2,4. Точно столько же сколько у камеры F-1. Несогласные есть?

Д.В.> Отвлекаясь от обсуждения параметров рабочего процесса F-1 и особенностей охлаждения его камеры, хотелось бы задать вопрос более общего порядка. Допустим на минуту, что американцы не смогли обеспечить заявленную тягу F-1. Почему они не использовали простейшее решение - увеличить количество двигателей первой ступени, скажем, с 5 до 7?

Бустер "Титана" - под 500 тонн тяги, летал, кажется, с 65 года. Установка 2-5 таких бустеров решила бы любые "вдруг" возникшие проблемы. Правда, потребовалось бы усилить 1-ю ступень и подрихтовать стартовый комплекс.

7-40> Правда, потребовалось бы усилить 1-ю ступень и подрихтовать стартовый комплекс.

На все это хватало и времени и ресурсов. Да, и усиление потребовалось бы не слишком большое.

А меня умилило это:

Поскольку геометрия расположения отдельно форсунок топлива и отдельно форсунок окислителя не известна (я не встречал фоток разводки 3-х тысяч трубочек по форсункам), то можно предполагать все что угодно.

 

Представил. Вздрогул и ощетинился.

Старый> А меня умилило это

Ну что Вы хотите от человека, у которого вот такие знания -

Yana> Не знаю, потому как у меня измерительное образование с отсутствием базовых знаний в вопросе реактивных двигателей. Но с физикой и математикой безконтактного измерения температуры я знаком.

 

Хорошо еще, что в отличие от тамошней публики, он иногда высказывает здравые мысли. Вот, например, в теме непрохожего Панова он привел фотографии старта Сатурна-5, на одной из которых видно обледенение 2-й ступени, а на второй - обледенение заправочных труб на уровне 2-й и 3-й ступени.

Foxpro>> Для начала один придурок решил поинтересоваться мнением другого придурка на большаке :
Д.В.> А "доклад Спасина" кто-нить читал? Или это типпо "Святой Грааль", доступный только посвященным?

А вы что-либо вещественное щупали по по программе Аполлон?? Откуда такая святая вера в НАСА??

Значит плохо прочитали)) Тут ведь нет ничего сложного. Балабол все пытается добиться от меня математических выкладок при отсутствии вводных (проскакивало в его посту), чего, ест-нно, ни я, ни он, не вы, сделать не сможем. Вероятность получения такого фото также не представляется возможным просчитать, слишком много неизвестных. Но эмпирическим путем можно установить, что эта вероятность существенно ниже, чем получения фото с нормальными тенями (для этого, кстати, я и предлагал Балаболу прогулку с фотоаппаратом). В "тепличных" условиях студии, я сравнительно легко получу такие тени, в реальных, не студийных, условиях - все меняется. Таким образом, данное фото не может свидетельствовать ни о том, что астронавты были на Луне, ни о том, что их там не было, но вероятность студийной съемки у него больше, чем вероятность лунной. Все это лишь вопросы ВЕРЫ (в то что они там были или что их там не было). На чем основана эта вера - личное дело каждого. Балобол верит, возможно также как и вы, в то что они там были, я не могу об этом заявить с определенностью, так как лично не был свидетелем высадки и не наблюдал оставленных "реквизитов". В общем основной посыл этого поста, в том, что все расчеты, свидетельства не могут абсолютно гарантировать эту высадку, а могут только в большей или меньшей степени влиять на нашу убежденность в этом. Свою точку зрения я раньше не постил, думаю теперь она стала вам понятна, и существенно отличается от вашего с Балоболом виртуального собеседника.
Кстати, господа защитники, подчас вы выглядите так же глупо как и конспираторы, стебясь, оскорбляя и "додумывая" за ваших собеседников.
С Ув.

Yuriy> Продолжение банкета: «ПЕПЕЛАЦЫ» ЛЕТЯТ НА ЛУНУ №12-1 .

Теперь представим себя стариком Шерлоком Холмсом,

 

Достаточно!

Yuriy> Продолжение банкета: «ПЕПЕЛАЦЫ» ЛЕТЯТ НА ЛУНУ №12-1 .

Я думаю, что оценка "сферического двигателя в вакууме" упустила принципиальные конструктивные особенности и различия F-1 (скоростная камера) и советских двигателей (изобарическая камера)

Yuriy>> Продолжение банкета: «ПЕПЕЛАЦЫ» ЛЕТЯТ НА ЛУНУ №12-1 .
lro> Я думаю, что оценка "сферического двигателя в вакууме" упустила принципиальные конструктивные особенности и различия F-1 (скоростная камера) и советских двигателей (изобарическая камера)

Безумный толмач(с) в очередной раз блеснул эрудицией:

Yana, а вы не могли бы оперировать формулами и законами физики? А то получается пока, что вы машете перед профессором математики руками и на пальцах пытаетесь объяснить, в чём он не прав, когда написал на доске систему дифуравнений.
По сути вы только что описали "казус 2-х принстонских учёных" (кстати, не знаете их фамилий?), которые в одиночку побороли ВЧ-нестабильность, манипулируя формой форсунок. Но они никому не сказали какими принципами руководствовались и уничтожили все свои записи. История не пощадила этих гениев и не сохранила их имена.

 

Эх, Филя, Филя... Да будет Вам известно, что мануал NASA SP-194, переведенный в Союзе в 1975 ("Неустойчивость горения в ЖРД". под ред Д.Т.Харрье, Ф.Г.Рирдона. М. : Мир, 1975., а авторов там, кстати, несколько десятков и их имена история помнит, в отличии от) и по сей день является пожалуй, самой цитируемой книгой по вопросу в нашей стране (исключая, разве что бессмертного Натанзона, который впрочем сам на нее forums.airbase.ru/2005/04/t32953,104--prokhozhelogiya.html[red]Ссылка

Yuriy>>> Продолжение банкета: «ПЕПЕЛАЦЫ» ЛЕТЯТ НА ЛУНУ №12-1 .
lro>> Я думаю, что оценка "сферического двигателя в вакууме" упустила принципиальные конструктивные особенности и различия F-1 (скоростная камера) и советских двигателей (изобарическая камера)
N.A.> Безумный толмач(с) в очередной раз блеснул эрудицией:
N.A.> А и правда, какая хер разница - заменяем ЖРД на дизель и решаем раз и навсегда проблему неустойчивости... Химик, епт, чё с него взять.

И вобще подменив впрыск в камеру компонентов жидкого топлива на сжатие топливовоздушной смеси.
Цитатками из трактата про детонацию в цилиндрах ДВЗ уже пробавлялся Спасин, Непросохший тоже решил приобщиться.

А ещё гениальный Шерлок Холмс не заметил на месте преступления слона - антипульсационных перегородок.

N.A.>> А и правда, какая хер разница - заменяем ЖРД на дизель и решаем раз и навсегда проблему неустойчивости... Химик, епт, чё с него взять.
Старый> А ещё гениальный Шерлок Холмс не заметил на месте преступления слона - антипульсационных перегородок.

Дык, чучело велюровое о них естественно знать не может, поскольку высосало в лучшем случае из пальца, что у H-1 с устойчивостью никаких проблем быть не могло. По кретерию ж, епт:

ваши аргументы обходят стороной тот момент, что Н-1 прекрасно укладывается в критерий, тогда как проблема имеет место только с Ф-1

 

в то время как а) серьезные проблемы с устойчивостью как раз и возникли при форсировании тяги с 75 до 85 тс (а-у-у-у, кретерий!); б) были (впервые?) решены с помощью инжектора с оными перегородками, и который был оттестирован оными же "бомбами":

тынц

перегрев2> Последний раз, "сверхустойчивый" РД-107, угробил "Молнию" в первой половине "нулевых" в Плесецке именно из-за ВЧ-неустойчивости.

Злые языки говорят что там просто не разделились ступени. А на двигатель свалили те кому пришлось бы отвечать за то почему ступени не разделились.
Кстати. Врут или правда что нет ни одной аварии Союза/Молнии из-за ВЧ-колебаний?

перегрев2>> Последний раз, "сверхустойчивый" РД-107, угробил "Молнию" в первой половине "нулевых" в Плесецке именно из-за ВЧ-неустойчивости.
Старый> Злые языки говорят что там просто не разделились ступени. А на двигатель свалили те кому пришлось бы отвечать за то почему ступени не разделились.
Эта байка или альтернативная история. Я почему эту историю знаю, потому, что авария случилась на запуске движка третьей ступени и сначала валили на 11Д55. И мы тогда доказали, что в конце работы второй ступени пошла мощная вибрация и у нас там половина проводов на пиросредства по-отлетали. Потом и энергомашевцы сами признались, что в конце работы и словили ВЧ.
Старый> Кстати. Врут или правда что нет ни одной аварии Союза/Молнии из-за ВЧ-колебаний?
Не знаю, но точно знаю, что РД-107 при ПСИ селектируют по параметрам устойчивости, примерно так же как и 8Д411 (8Д49). Тоже с ними в свое время намаялись с ВЧ.

перегрев2> Эта байка или альтернативная история. Я почему эту историю знаю, потому, что авария случилась на запуске движка третьей ступени и сначала валили на 11Д55. И мы тогда доказали, что в конце работы второй ступени пошла мощная вибрация и у нас там половина проводов на пиросредства по-отлетали. Потом и энергомашевцы сами признались, что в конце работы и словили ВЧ.

Кстати, по официальной версии вибрации начались из-за того что преждевременно кончилось топливо в блоке "А" и ТНА двигателя пошёл вразнос.
А разве от ВЧ-колебаний вообще возникают вибрации ракеты, да ещё такие что отлетают провода?


Старый>> Кстати. Врут или правда что нет ни одной аварии Союза/Молнии из-за ВЧ-колебаний?
перегрев2> Не знаю, но точно знаю, что РД-107 при ПСИ селектируют по параметрам устойчивости, примерно так же как и 8Д411 (8Д49). Тоже с ними в свое время намаялись с ВЧ.

То что при испытаниях маются я в курсе. Но была ли потеряна хоть одна ракета в полёте?