[image]

Идиот-клуб [8]

 
1 255 256 257 258 259 398
RU Опаньки69 #15.02.2013 09:08  @aФон#15.02.2013 04:23
+
-
edit
 

Опаньки69

опытный

Опаньки69>> 1. Не заменяем. Третью ступень оставляем. Новый РБ грузим сверху.
aФон> Нет, так никто не делает (раздавите С-5).

Делают - Н-1 была 5-ступенчатой, например. А насчёт веса не сомневайтесь - я не собирался нагружать С-5 больше, чем она способна выдержать. Аполлон весил около 45 тонн. Ну, возьмём на 15% меньше из-за предполагаемого снижения ПН - это будет около 38 тонн. Значит, 38 тонн вполне можно поставить сверху на третью ступень. А если залить в неё не 99 тонн топлива и окислителя, а меньше, как я уже писал, то на соответствующую величину можно увеличить и вес нового РБ. С чего бы это я раздавлю ракету, если я не собираюсь нагружать её большим весом, чем на ней был?

aФон> Беда только в одном, не было времени на разработку такого РБ, еще лет 5 надо.

А чего там разрабатывать? Что такое РБ? Движок + баки с топливными компонентами. Найти подходящий готовый движок, и вперёд.
   18.018.0

Lucum

втянувшийся

Nikomo> Лукум не смог заставить летать…

  Чё это?&nbsp[показать]
   18.018.0

Hal

опытный


aФон> Это не у меня, это сами аферисты признались, что главный успех борьбы с ВЧ пришелся на загрубление смесеобразования
Так ты что же, уверовал в документы аферистов? Или у тебя "тут верю, тут не верю"? Как же ты выбираешь где веровать, а где нет?
   18.018.0
RU Опаньки69 #15.02.2013 15:50  @Hal#15.02.2013 15:16
+
-
edit
 

Опаньки69

опытный

Hal> Как же ты выбираешь где веровать, а где нет?

Пролетарское чутьё, он писал уже об этом. :D
   18.018.0
RU aФон #15.02.2013 20:11  @Опаньки69#15.02.2013 09:08
+
-
edit
 
Опаньки69> Делают - Н-1 была 5-ступенчатой, например. А насчёт веса не сомневайтесь - я не собирался нагружать С-5 больше, чем она способна выдержать. Аполлон весил около 45 тонн. Ну, возьмём на 15% меньше из-за предполагаемого снижения ПН - это будет около 38 тонн. Значит, 38 тонн вполне можно поставить сверху на третью ступень.

Можно конечно, поставить 38 тонный РБ на третью ступень. Но зачем?
Для полета на Луну в РБ должно быть не менее 100 тонн топлива (в водородной ступени его было около 70 тонн, но там и УИ был водородный)

Опаньки69> А если залить в неё не 99 тонн топлива и окислителя, а меньше, как я уже писал, то на соответствующую величину можно увеличить и вес нового РБ. С чего бы это я раздавлю ракету, если я не собираюсь нагружать её большим весом, чем на ней был?

Больше чем был ЛМ+КМ низя, раздавите третью ступень, она не расчитана на массу выше 50 тонн сверху.

aФон>> Беда только в одном, не было времени на разработку такого РБ, еще лет 5 надо.
Опаньки69> А чего там разрабатывать? Что такое РБ? Движок + баки с топливными компонентами. Найти подходящий готовый движок, и вперёд.

РБ - это система управления, сама конструкция, это летные испытания, это надежность. Вон сколько возились с S-IVB, да и первую ступень сделали только к 1965, а начали в 61-м, а полетела только в 67-м.


Hal> Так ты что же, уверовал в документы аферистов? Или у тебя "тут верю, тут не верю"? Как же ты выбираешь где веровать, а где нет?

Документы подтверждены музейными экспонатами форсунок и научными трудами наших спецов, в которых говорится что нужно делать против ВЧ, аферисты именно это и делали

). Поэтому указанные выше воздействия на tп сводятся обычно к тому, чтобы увеличить этот параметр снижением перепада давления на форсунках, ухудшением качества распыления и смесеобразования топлива, заменой топлива на химически менее активное и т.п." /Е. Б. Волков, Л. Г. Головков, Т. А. Сырицын ЖИДКОСТНЫЕ РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ ОСНОВЫ ТЕОРИИ АГРЕГАТОВ ЖРД И ДВИГАТЕЛЬНЫХ УСТАНОВОК/
 


Аферисты расширили диаметр дырок, чтобы понизить давление на форсунках (при неизменном секундном расходе) и загрубить смесеобразование.
   9.09.0
RU Старый #15.02.2013 21:41  @aФон#15.02.2013 04:23
+
-
edit
 

Старый

из курилки
★☆
aФон> Если добавите ускорители, то нарушите тепловой баланс, на который расчитаны эти движки. Придется менять схему охлаждения КС и сопла

С чего вы это решили? В каком букваре прочитали?
   9.09.0
RU Дмитрий В. #15.02.2013 22:02
+
+2
-
edit
 

Дмитрий В.

опытный

И все-таки (может, я то-то упустил?), Афон так и не ответил нам, почему американцы, обнаружив фатально низкие параметры F-1, попросту не увеличили их количество на ракете. Этот ЖРД начат проектированием в 1955 г., в 1957 г. начались КДИ отдельных агрегатов, а с 1959 г. - ОСИ двигателя в сборе. Облик Сатурн-5 (схема экспедиции, основные проектные параметры, компоновка и внешний вид РН) были "заморожены" в 1963 или 1964 году. Первый полет - 1967 г. Т.е. у американцев было 4-5 лет до момента "заморозки", чтобы принять меры против падения тяги и УИ F-1. Например, проект ранней Новы или Сатурн-8 предполагали размещение на 1-й ступени до 8 двигателей данного типа. Почему американцы не пошли таким путем, если - предположим на секундочку - F-1 не выдавал заявленных параметров? Пусть гипотетический "слабый" F-1 выдавал лишь 550 тс тяги (т.е. около 80% заявленной тяги). Размещение 7 ЖРД на 1-й ступени обеспечило бы тягу 3850 тс, что существенно выше номинальных 3400 тс. При этом прирост тяговооруженности, как минимум отчасти, мог скомпенсировать утяжеление конструкции, а также гипотетическое уменьшение УИ. Более того, компенсацию гипотетической "просадки" параметров F-1 можно было выполнить путем увеличения УИ ЖРД J-2 за счет некоторого увеличения давления в КС и геометрической степени сопла.
Поскольку ничего подобного американцы не делали, вывод может быть только один - Сатурн-5 полностью соответствовал продекларированным параметрам.
   24.0.1312.5724.0.1312.57
RU aФон #16.02.2013 00:34  @Старый#15.02.2013 21:41
+
-
edit
 
aФон>> Если добавите ускорители, то нарушите тепловой баланс, на который расчитаны эти движки. Придется менять схему охлаждения КС и сопла
Старый> С чего вы это решили? В каком букваре прочитали?

Ну а как иначе, дополнительный источник тепловой мощности появился?
Появился! Значит система охлаждения должна парировать и его тоже, но она на него не расчитывалась, ибо такой теплопоток не планировался



Дмитрий> Афон так и не ответил нам, почему американцы, обнаружив фатально низкие параметры F-1, попросту не увеличили их количество на ракете. Этот ЖРД начат проектированием в 1955 г., в 1957 г. начались КДИ отдельных агрегатов, а с 1959 г. - ОСИ двигателя в сборе. Облик Сатурн-5 (схема экспедиции, основные проектные параметры, компоновка и внешний вид РН) были "заморожены" в 1963 или 1964 году. Первый полет - 1967 г.

Ракету начали проектировать в 1961м, под движок, который в 61-62-м выдавал расчетные параметры
"The F-1 engine has been undergoing development testing since June 1961. Success was encountered in testing the first engine in mid 1961 and improvement continued in the subsequent eight engines tested.
The first test at full thrust for the programmed duration of 150 s was made on 26 May 1962. The high reliability goal before delivery of flight engines will be met this year". http://agentdc.uah.edu/.../desidevel1500pounthru_062507103113.pdf
 

Позже выявилась ВЧ-неусойчивость, в НАСА начали рвать волосы на голове

"In the meantime, two more engines were lost in tests. D. Brainerd Holmes wanted a special briefing on the problem, which he received on 31 January 1963. At the end of the presentation, Holmes commented that the goal of beating the Russians to the moon seemed to be mired in F-1 problems. He asked if it was not time to start work on a backup scheme...
...In the course of F-1 engine development, Rocketdyne personnel consistently emphasized the combustion stability investigations as one of the company's stiffest challenges, and its solution as one of its most satisfying achievements. Although engineers expected difficulties in this area because big engines with high chamber pressures inevitably developed random and unpredictable combustion instability, the size of the F-1 dramatically increased the size of the challenge. Rocketdyne managed to cope with the problem, although, as Brennan admitted in an address to the American Institute of Aeronautics and Astronautics in 1967, "the [116] causes of such instability are still not completely understood." Even though the F-1 engine performed satisfactorily, uncertainty concerning combustion instability persisted a decade later." chapter 4
 


Движок довели только в 65г. И печь для его сварки как раз построили в 65-м, к тому моменту упал и УИ. В 65г была готова и S-1C, проходила статические испытания.
Перепроектировать ракету под новое число движков - это потерять еще 4-5 лет



Дмитрий> Поскольку ничего подобного американцы не делали, вывод может быть только один - Сатурн-5 полностью соответствовал продекларированным параметрам.

Некогда им было это делать, они боялись проиграть облет Луны
   9.09.0
RU Дмитрий В. #16.02.2013 00:50  @aФон#16.02.2013 00:34
+
+2
-
edit
 

Дмитрий В.

опытный

aФон> Ракету начали проектировать в 1961м, под движок, который в 61-62-м выдавал расчетные параметры...

Вот так странность - 3 года выдавал расчетные параметры в десятках испытаний, а потом, вдруг, бац! - и "неустойчивость". :-) Неустойчивость должна была проявиться при первых же, ну, на край, десятках первых, прожигах комплектного двигателя.

aФон> Движок довели только в 65г. И печь для его сварки как раз построили в 65-м, к тому моменту упал и УИ. В 65г была готова и S-1C, проходила статические испытания.

Факты падения УИ есть?

aФон> Перепроектировать ракету под новое число движков - это потерять еще 4-5 лет

Полный бред! Значит, спроектировать с нуля ракету можно за 2 года - с 1961 по 1963 гг., а перепроектировать первую ступень под новое число движков - это 4-5 лет. Напомню, Н-1 перепроектировали под новое количество ЖРД всего за 1,5-2 года. На стадии ЭП это вообще в те времена делалось за месяцы. Так что довод не принимается.

aФон> Некогда им было это делать, они боялись проиграть облет Луны.

Демагогия.
   24.0.1312.5724.0.1312.57
RU aФон #16.02.2013 01:01  @Дмитрий В.#16.02.2013 00:50
+
-
edit
 
Д.В.> Вот так странность - 3 года выдавал расчетные параметры в десятках испытаний, а потом, вдруг, бац! - и "неустойчивость". :-) Неустойчивость должна была проявиться при первых же, ну, на край, десятках первых, прожигах комплектного двигателя.

Да, вот так. В первых тестовых запусках он работал всего несколько секунд, а в 1962 г проработал 150 с без всяких замечаний, а потом началось....

Д.В.> Факты падения УИ есть?

А вот же самый главный факт, сравнение инжекторов 63 и 65 годов


aФон>> Перепроектировать ракету под новое число движков - это потерять еще 4-5 лет
Д.В.> Полный бред! Значит, спроектировать с нуля ракету можно за 2 года - с 1961 по 1963 гг., а перепроектировать первую ступень под новое число движков - это 4-5 лет.

Первую ступень от начала проектирования до статических испытаний делали - 4 года.
Вот и прибавьте 4 года от 65г, когда упал УИ

Д.В.> Напомню, Н-1 перепроектировали под новое количество ЖРД всего за 1,5-2 года. На стадии ЭП это вообще в те времена делалось за месяцы. Так что довод не принимается.

А Вы СССР сюда не тащите, в США свои темпы были, но и за два года они не успели бы.
Поскольку даже с ракетой, которая получилась они еле-еле успели обогнать СССР с облетом Луны

aФон>> Некогда им было это делать, они боялись проиграть облет Луны.
Д.В.> Демагогия.

Это исторический факт
"В конце 1967 г. заместитель главного администратора NASA Джордж Лоу рассмотрел график полетов на следующий год: Apollo 7 (CSM), Apollo 8 (CSM+LM) – испытания на низкой геоцентрической орбите; Apollo 9 (CSM+LM) – вытянутая геоцентрическая орбита. В начале весны он обсудил с экспертами возможность облета Луны. Десятилетие «лунной гонки» приближалось к развязке, и каждый день сулил события неординарные. США вели неусыпное слежение из космоса за созданием стартовых сооружений на Байконуре. Весной 1968 г. фотографии нового пускового комплекса (Н-1) ЦРУ передало в NASA, и в начале лета эксперты Лоу идентифицировали их как «аналог» сооружениям Saturn V.
Лоу почувствовал опасность – две ракеты СССР почти «на выходе», Советы могут запустить в 1968 г. одного или двух космонавтов в облет Луны. В начале августа он предложил пересмотреть план. «Если полет A-7 в октябре удастся, A-8 без LM в декабре мог быть отправлен не на орбиту Земли и даже не в облет, а сразу на орбиту Луны. Это позволит отработать основные элементы межпланетного полета и «выдернуть хвост NASA из-под русского сапога, если он на нем стоит»." Миссия "Аполлон-8" - Облет Луны
 
   9.09.0
DE Lucum #16.02.2013 02:38  @Дмитрий В.#15.02.2013 22:02
+
-
edit
 

Lucum

втянувшийся

Д.В.> Пусть гипотетический "слабый" F-1 выдавал лишь 550 тс тяги (т.е. около 80% заявленной тяги). Размещение 7 ЖРД на 1-й ступени обеспечило бы тягу 3850 тс…

  А зачем на пальцах-то? Хочешь поставить семь вместо пяти — ставь… И показывай, что получилось.
  Например&nbsp[показать]
Прикреплённые файлы:
 
   18.018.0
RU Старый #16.02.2013 09:11  @aФон#16.02.2013 00:34
+
+2
-
edit
 

Старый

из курилки
★☆
aФон>>> Если добавите ускорители, то нарушите тепловой баланс, на который расчитаны эти движки. Придется менять схему охлаждения КС и сопла
Старый>> С чего вы это решили? В каком букваре прочитали?
aФон> Ну а как иначе, дополнительный источник тепловой мощности появился?

Так прямо и скажите: Нигде не читал, сам придумал.

aФон> Появился! Значит система охлаждения должна парировать и его тоже, но она на него не расчитывалась, ибо такой теплопоток не планировался.

С чего вы решили что значит? И что такое вообще "система охлаждения двигателя" и что такое "парировать"? И почему по вашему мнению ничего этого не было например у Дельты?
   9.09.0
RU Старый #16.02.2013 09:44  @aФон#16.02.2013 01:01
+
-
edit
 

Старый

из курилки
★☆
aФон> Это исторический факт

Для начала: как вы отличаете исторические факты от неисторических? Если НАСА говорит что оно боялось проиграть облёт это факт? А когда НАСА говорит что оно американцы были на Луне это не факт?
"Исторический факт" относится к 1967 году. В это время по вашей теории они уже знали что двигатель не выдаёт заданных параметров и высадки не будет?
Изложите внятно свою теорию: когда по вашему выяснилось что в двигателе возникают опасные ВЧ? Вообще вашу версию событий изложите: когда, какую ракету и под какие параметры двигателя проектировали и делали?
   9.09.0
RU Старый #16.02.2013 09:54  @aФон#01.02.2013 20:16
+
-
edit
 

Старый

из курилки
★☆
Ну и само собой мы так и не увидели ни одного учебника с таким текстом:
aФон> Во всех учебниках написано, что это решается ценой загрубления смееобразования, а оно ведет к падению УИ
   9.09.0
RU Дмитрий В. #16.02.2013 09:59  @aФон#16.02.2013 01:01
+
-
edit
 

Дмитрий В.

опытный

aФон> Да, вот так. В первых тестовых запусках он работал всего несколько секунд, а в 1962 г проработал 150 с без всяких замечаний, а потом началось....

А в Вашем же источнике указывается, чтопроблемы были выявлены уже в 1961 году. Вы свои источники читаете?

aФон> А вот же самый главный факт, сравнение инжекторов 63 и 65 годов

Это факт изменения смесительной головки, а не уменьшения УИ. У Вас есть доказательства, что УИ снизился до величин меньше заявленных?

aФон>>> Перепроектировать ракету под новое число движков - это потерять еще 4-5 лет
Д.В.>> Полный бред! Значит, спроектировать с нуля ракету можно за 2 года - с 1961 по 1963 гг., а перепроектировать первую ступень под новое число движков - это 4-5 лет.
aФон> Первую ступень от начала проектирования до статических испытаний делали - 4 года.

На секундочку: в новой ступени не надо менять геометрию и конструкцию (за исключением возможно некоторого усиления отдельных элементов) баков, межбакового отсека и верхней юбки. Надо изменить хвостовой отсек и добавить по два трубопровода окислителя и горючего. На это не надо 4 лет. Полгода-год на изменение КД + изменение некоторой технологической оснастки. Даже матчасть, если она уже частично готова, можно использовать.

aФон> Вот и прибавьте 4 года от 65г, когда упал УИ

Где документальное подтверждение того, что УИ упал, да еще и в 1965 году?

aФон> А Вы СССР сюда не тащите, в США свои темпы были, но и за два года они не успели бы.

А почему бы и нет. В США темпы проектирования и изготовления ракет даже повыше были.

aФон> Поскольку даже с ракетой, которая получилась они еле-еле успели обогнать СССР с облетом Луны

В СССР до облета было еще семь верст киселя хлебать. Даже в 1970 г. готовы не были.

aФон>>> Некогда им было это делать, они боялись проиграть облет Луны.

Д.В.>> Демагогия.
aФон> Это исторический факт

Вообще-то, они боялись проиграть высадку на Луну.
   24.0.1312.5724.0.1312.57
+
-
edit
 

Lorenz

втянувшийся

Открытая лекция "Гигантский шаг человечества или всемирный обман"
Лекцию читает доктор физико-математических наук, профессор В.И.ПОНОМАРЕНКО

   24.0.1312.5724.0.1312.57

Lorenz

втянувшийся

Lorenz> Открытая лекция "Гигантский шаг человечества или всемирный обман"
Lorenz> Лекцию читает доктор физико-математических наук, профессор В.И.ПОНОМАРЕНКО

это тот "молодой профессор"
о котором Калеев указывает.
Вообщем ничего интересного там нет.
-Почему не прыгают высоко?
-Опыт Галилия
-Почему нет фотографий звезд и не видели, хотя сделали "фотографии на которых есть освещенная поверхности Земли, аппарат и звезды".
-Почему на камне буква С
-Почему нет следов ровера
-Почему нет кратер
-Ветер в павильоне
-Нашли интересующиеся люди которые проследили по передачам лунного грунта. Грунта нет.
-LRO
   24.0.1312.5724.0.1312.57
RU Опаньки69 #16.02.2013 11:37  @aФон#15.02.2013 20:11
+
-
edit
 

Опаньки69

опытный

aФон> Можно конечно, поставить 38 тонный РБ на третью ступень. Но зачем?
aФон> Для полета на Луну в РБ должно быть не менее 100 тонн топлива (в водородной ступени его было около 70 тонн, но там и УИ был водородный)
aФон> Больше чем был ЛМ+КМ низя, раздавите третью ступень, она не расчитана на массу выше 50 тонн сверху.

Нужно переделать третью ступень.
1. Уменьшить высоту за счёт уменьшения размеров баков, ведь топлива нужно только для выведения на околоземную орбиту..
2. Увеличить прочность конструкций, чтобы она могла выдержать нужный вес сверху.

Новый РБ легко можно сделать больше 100 тонн, ведь 70 тонн + 38 тонн = 108 тонн. Первую и вторую ступень даже переделывать не придётся.

aФон> РБ - это система управления, сама конструкция, это летные испытания, это надежность. Вон сколько возились с S-IVB, да и первую ступень сделали только к 1965, а начали в 61-м, а полетела только в 67-м.

Да ничего нового там нет - и системы управления для разгонных блоков, и конструкции их уже были хорошо продуманы к 1965 году. Не вижу никаких причин для того, чтобы возникли проблемы, за четыре года собрать этот "конструктор" из уже существующих "элементов", провести весь комплекс наземных испытаний, и уже в конце 1968 года провести первый самостоятельный испытательный запуск, с тем чтобы к полёту А-9 уже можно было включить новый РБ в состав комплекса для испытаний. Чего там возиться? Это же и не сверхмощная первая ступень на пяти огромных F-1, и не водородник. Обычная средняя "ступенька" всего на одном движке с высококипящими топливными компонентами. Какие там могут быть проблемы?
   18.018.0
RU Опаньки69 #16.02.2013 11:58  @aФон#16.02.2013 01:01
+
-
edit
 

Опаньки69

опытный

aФон> А вот же самый главный факт, сравнение инжекторов 63 и 65 годов

А вот Никомо написал, что на фотографиях изображены вовсе не инжекторы. Что на это скажете?
   18.018.0

lro

опытный

Lorenz> Открытая лекция "Гигантский шаг человечества или всемирный обман"
Lorenz> Лекцию читает доктор физико-математических наук, профессор В.И.ПОНОМАРЕНКО

Второй ролик на 4:00 - сразу видно, второй Дфмн - на твердом содержании НАСА ;)
Дфмн N2: "Это снимок НАСА на их сайте. Это космический аппарат вблизи поверхности Земли ... Вот звезды".
И при этом показывает ... ступень S-IVB ракеты Saturn-IB из миссии Apollo-7, окруженную мусором, разлетевшимся в процессе расстыковки:


Сравнить с этим (зеркальная).
Молодец, заработал транш, намекая аудитории на присутствие Apollo-7 на орбите ;)

А вообще, сразу вспоминается недавно открытое Александром Иванычем "созвездие". И демагогия у второго Дфмна такая же уныло-поповская, ну а об "аргументации" лучше помолчим. Аминь.
   23.0.1300.023.0.1300.0
Это сообщение редактировалось 16.02.2013 в 20:24
RU Дмитрий В. #16.02.2013 20:27  @Lucum#16.02.2013 02:38
+
-
edit
 

Дмитрий В.

опытный

Д.В.>> Пусть гипотетический "слабый" F-1 выдавал лишь 550 тс тяги (т.е. около 80% заявленной тяги). Размещение 7 ЖРД на 1-й ступени обеспечило бы тягу 3850 тс…
Lucum>   А зачем на пальцах-то? Хочешь поставить семь вместо пяти — ставь… И показывай, что получилось.

Или модель неправильная, или исходные данные не те.
Для Сатурн-5 (с осредненными данными с сайта Велюрова) на отлетную к Луне выводится 46,6 т.

Для "Сатурн-7 (7 двигателей по 550 тс на старте и УИ на 5% ниже декларированного) на отлетную к Луне выводится 45,9 т. Отключение центрального двигателя 1-й и дросселирование ЖРД 2-й ступени не учитывалось.
Прикреплённые файлы:
Saturn-5.JPG (скачать) [640x512, 29 кБ]
 
 
   24.0.1312.5724.0.1312.57
RU Дмитрий В. #16.02.2013 20:28
+
-
edit
 

Дмитрий В.

опытный

А вот для "Сатурн-7"
Прикреплённые файлы:
Saturn-7.JPG (скачать) [640x512, 28 кБ]
 
 
   24.0.1312.5724.0.1312.57
RU Дмитрий В. #16.02.2013 20:51
+
-
edit
 

Дмитрий В.

опытный

То есть разница - в пределах точности расчетов. При этом у "Сатурн-7" несколько вырастает скоростной напор и осевые перегрузки, что потребует некоторого усиления ступеней и снижения полезной нагрузки. Разделение ступеней также будет происходить при меньшей высоте (и бОльшем скоростном напоре). Но этот "негатив" можно было компенсировать некоторым увеличением тяги и УИ 2-й и 3-й ступени за счет увеличения степени расширения сопла. И все это практически без изменения геометрии ракеты.
   24.0.1312.5724.0.1312.57
RU aФон #16.02.2013 20:55  @Старый#16.02.2013 09:11
+
-
edit
 
aФон>> Появился! Значит система охлаждения должна парировать и его тоже, но она на него не расчитывалась, ибо такой теплопоток не планировался.
Старый> С чего вы решили что значит? И что такое вообще "система охлаждения двигателя" и что такое "парировать"? И почему по вашему мнению ничего этого не было например у Дельты?

Потому что те ускорители, которые Вы хотите поставить рядом с Ф-1 не расчитывались для столь мощной тепловой нагрузки

Количество тепла, выделяемое двигателями F-1, составляет 9760 ккал/м2 (80% тепла передается излучением от пламени) . Поэтому конструкция и оборудование в донной части ступени закрыты керамической теплоизоляцией М-31, которая состоит из волокнистого титана с высоким коэффициентом отражения, асбестового волокна и связующего вещества (коллоидная двуокись кремния). http://epizodsspace.airbase.ru/bibl/raketostr3/1-1.html
 



Старый> Ну и само собой мы так и не увидели ни одного учебника с таким текстом:
aФон> Во всех учебниках написано, что это решается ценой загрубления смееобразования, а оно ведет к падению УИ

Увидели, Старый, увидели, только проклятый склероз Вас опять подвел
Итог испытаний такой камеры оказался неблагоприятным: никакими способами, известными двигателистам в то время, не удалось обеспечить высокочастотную устойчивость процесса сгорания без его ухудшения, т.е. без снижения основной характеристики - удельного импульса тяги. Спонтанное развитие вч-колебаний давления газов в камере, за сотые доли секунды приводивших к большим разрушениям, - сложный процесс, который в то время только начинал проявляться и изучаться. Преодоление этого катастрофического явления было возможно в те годы, в основном, экспериментально. Было выяснено, что такой тип колебаний появляется чаше при увеличении давления в камере, при увеличении её диаметра, в большой степени зависит от системы смесеобразования, и чем оно лучше и полнота сгорания больше, тем вероятнее развитие таких колебаний. ЭВОЛЮЦИЯ КАМЕРЫ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ ДЛЯ ОБЕСПЕЧЕНИЯ ПОЛЕТОВ В КОСМОС Анатолий Даром, Вячеслав Рахманин/
 


Поэтому указанные выше воздействия на tп сводятся обычно к тому, чтобы увеличить этот параметр снижением перепада давления на форсунках, ухудшением качества распыления и смесеобразования топлива, заменой топлива на химически менее активное и т.п." /Е. Б. Волков, Л. Г. Головков, Т. А. Сырицын ЖИДКОСТНЫЕ РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ ОСНОВЫ ТЕОРИИ АГРЕГАТОВ ЖРД И ДВИГАТЕЛЬНЫХ УСТАНОВОК/
 



Дмитрий> А в Вашем же источнике указывается, чтопроблемы были выявлены уже в 1961 году. Вы свои источники читаете?

И что? Важно что за основу проекта ракеты взяли УИ и тягу движка 61-62гг, у которого были тонкие дырки в форсунках и не было антипульсационных перегородок.


Дмитрий> Это факт изменения смесительной головки, а не уменьшения УИ. У Вас есть доказательства, что УИ снизился до величин меньше заявленных?

На самом деле, это факт именно падения УИ, потому что на фото видно появление крупных дырок и появление антипульсационных перегородок, которые отсутствовали в 61-62гг
"антипульсационные перегородки наиболее эффективный способ повышения устойчивости горения в ЖРД по отношению к тангенциальным и радиальным модам поперечных колебаний. Однако перегородки не позволяют повысить устойчивость камеры по отношению к продольным колебаниям. При конструировании антипульсационных перегородок необходимо учитывать уменьшение полноты сгорания, а также вопросы охлаждения перегородок" /Г. С. Чо, Е. В. Лебединский/
 


"от тонкости распыла зависят качество смесеобразования, равномерность и скорость горения топлива.
...Тонкость распыла компонентов топлива является качественным критерием смесеобразования и характеризуется средневесовым диаметром образующихся капель. Чем меньше средний диаметр капель, тем лучше распыл и эффективнее процесс сгорание топлива."/Жидкостные реактивные двигатели/
 


Дмитрий> На секундочку: в новой ступени не надо менять геометрию и конструкцию (за исключением возможно некоторого усиления отдельных элементов) баков, межбакового отсека и верхней юбки. Надо изменить хвостовой отсек и добавить по два трубопровода окислителя и горючего. На это не надо 4 лет. Полгода-год на изменение КД + изменение некоторой технологической оснастки

Я боюсь, Вам пришлось бы менять систему охлаждения двигателей, а это новый Ф-1

Дмитрий> Где документальное подтверждение того, что УИ упал, да еще и в 1965 году?

Форсунка с крупными дырками как раз в 65-м и появилась

Дмитрий> В СССР до облета было еще семь верст киселя хлебать. Даже в 1970 г. готовы не были.

Нет, опасеня американцев были вполне резонны, и подкреплены двумя полетами черепах
"7 декабря 1968 года открывалось очередное окно для запуска корабля к Луне. Поскольку на декабрь был намечен запуск американского корабля Apollo-8, имевший целью первый пилотируемый облет Луны, в СССР разгорелись дебаты о целесообразности полета человека на следующем корабле Л-1. Космонавты, проходившие подготовку для этой миссии (основной Беляев и дублер Быковский) обратились в Политбюро, заявляя что они готовы рисковать, и что вероятность успеха в полете с человеком на борту выше, чем в автоматическом варианте. В результате был принято решение о первом пилотируемом полете корабля "Союз-7К-Л1", который должен был начаться 8 декабря и продлиться 6 дней. После того, как носитель "Протон" с кораблем был установлен на стартовой площадке, возник ряд проблем с ракетой-носителем. Прежде, чем эти проблемы могли были решены, окно для запуска закрылось и американцы на Apollo-8 первыми совершили облет Луны."
 


Дмитрий> Вообще-то, они боялись проиграть высадку на Луну.

Ваши мечты и фантазии не кому не интересны, факты говорят, что они боялись и проигрыша облета и проигрыша получения грунта.

Опаньки69> А вот Никомо написал, что на фотографиях изображены вовсе не инжекторы. Что на это скажете?

Там о другом была речь, просвещайтесь
http://heroicrelics.org/info/f-1/f-1-injector.html
Опаньки69> Нужно переделать третью ступень.
Не мучайтесь, третью ступень не надо трогать, надо сделать РБ и поставить его сразу на вторую ступень, вспомните как выводили Скайлэб

Опаньки69> РБ легко можно сделать больше 100 тонн, ведь 70 тонн + 38 тонн = 108 тонн. Первую и вторую ступень даже переделывать не придётся.

На новы РБ нужно время, плюс время на летные испытания....

> Не вижу никаких причин для того, чтобы возникли проблемы, за четыре года собрать этот "конструктор" из уже существующих "элементов", провести весь комплекс наземных испытаний, и уже в конце 1968 года провести первый самостоятельный испытательный запуск, с тем чтобы к полёту А-9 уже можно было включить новый РБ

Ну откуда дилетанту видеть проблемы, ему как алкоголику - море по колено.

Где движки для этого РБ?
c 65 по 68 вы хотите его сделать и не испытывая сразу на нем А-9 потренировать?
Ай, молодца...
   9.09.0
AD Реклама Google — средство выживания форумов :)
RU Дмитрий В. #16.02.2013 22:03  @aФон#16.02.2013 20:55
+
+1
-
edit
 

Дмитрий В.

опытный

aФон>>> Появился! Значит система охлаждения должна парировать и его тоже, но она на него не расчитывалась, ибо такой теплопоток не планировался.

Вообще-то, каждый F-1 был закрыт теплозащитным кожухом, так что эта проблема, в данном случае, надумана. В ряде случаев она имеет место быть, но всегда находится решение по ее преодолению. Так что, ни разу не аргумент.

aФон> Потому что те ускорители, которые Вы хотите поставить рядом с Ф-1 не расчитывались для столь мощной тепловой нагрузки

Затраты массы на обеспечение теплозащиты двигателей не велики (порядка сотен килограмм для ракет класса Энергия или Сатурн-5), поэтому проблема тепловых потоков к ЖРД не может служить препятствием к их применению.

Дмитрий>> Вообще-то, они боялись проиграть высадку на Луну.
aФон> Ваши мечты и фантазии не кому не интересны, факты говорят, что они боялись и проигрыша облета и проигрыша получения грунта.

Какие факты? А СССР боялся проиграть гонку?

aФон> Не мучайтесь, третью ступень не надо трогать, надо сделать РБ и поставить его сразу на вторую ступень, вспомните как выводили Скайлэб

Скайлэб выводился без РБ. В случае лунных экспедиций, можно было бы уменьшить третью ступень и использовать РБ. За счет эффекта ступенчатости можно было получить ощутимый выигрыш в ПГ.

aФон> На новы РБ нужно время, плюс время на летные испытания....

Модифицированный блок Centaur, изначально предназначавшийся для программы Сатурн (ступень S-V).

aФон> Где движки для этого РБ?

RL10.
   24.0.1312.5724.0.1312.57
1 255 256 257 258 259 398

в начало страницы | новое
 
Поиск
Настройки
Твиттер сайта
Статистика
Рейтинг@Mail.ru