Yuriy
инфо
инструменты
7-40
7-62
7-40
7-62
Реклама Google — средство выживания форумов :)
-
/ap11-KSC-69PC-397.jpg)
Орбита Аполлона-4
Теги:
9 ноября 1967 г. был осуществлен полет Apollo-4; это был первый полет ракеты-носителя Saturn V.
После запуска ЖРД F-1 ступени S-IC отрыв ракеты-носителя от стола произошел через 9 сек, точно в расчетное время. Двигатели первой ступени работали 153 сек, расчетное время 150,6 сек. По расчетной траектории Saturn V к концу работы двигателей первой ступени должна была находиться на высоте 61 км и на дальности 160 км. В полете скорость, соответствующая числу Маха М=1, была пройдена на 61-й сек на 970 м ниже расчетной высоты. Максимальное продольное ускорение в конце работы двигателей первой ступени было 4,15 g, на 0,004 g выше расчетного. Максимальный скоростной напор был достигнут на 78-й сек полета, на 0,4 сек раньше, чем ожидалось. По расчету ступень S-II должна увеличить скорость полета от 2,23 до 6,9 км/сек. Двигатели второй ступени работали 6,1 мин, на 4,7 сек больше расчетного времени. Приращение скорости за счет работы второй ступени составило 4567,44 м/сек. Вторая ступень отделилась через 9 мин после старта ракеты-носителя Saturn V. По расчету ступень S-IVВ осуществляет разгон до скорости 7,88 км/сек и выводит корабль на орбиту ожидания высотой 185 км.
В полете ЖРД J-2 ступени S-IVB проработал 2,75 мин, на 6,2 сек больше расчетного времени и выключился через 11 мин 6 сек полета.
Через 11 мин. 16 сек полета от момента старта, т. е. на 9 сек позже расчетного времени, ступень S-IVB и основной блок корабля Apollo вышли на орбиту ИСЗ высотой 188 км при скорости полета 7798, 25 м/сек. После двух витков полета по орбите ИСЗ при угле тангажа 40, 08° и рыскания 14, 85° вторично было произведено включение ЖРД J-2 ступени S-IVB на 5 мин 33 сек и корабль вышел на эллиптическую орбиту с высотой над Землей в апогее 17 400 км. Через 10 мин ступень S-IVB отделилась от основного блока корабля Apollo. Чтобы увеличить апогей орбиты до 18 350 км, был отключен на 15 сек ЖРД служебного отсека. Фактическая высота оказалась равной 18 317 км и наклон орбиты к экватору 30, 13°.
На нисходящей ветви орбиты был вторично включен ЖРД служебного отсека и за 90 сек до входа в атмосферу была достигнута скорость 11 144 м/сек, на 62 м/сек больше ожидавшейся скорости при угле наклона траектории 7, 08° к местной горизонтали. Командный отсек опустился на воду в 1000 км к северо-западу от Гавайских о-вов. Вес отсека после посадки 4, 8 т. Общая продолжительность полета 8ч 37 мин.
В процессе входа в атмосферу температура теплового экрана командного отсека была несколько выше 2482° С. Глубина обугливания абляционного покрытия от 0,76 до 1,27 см оказалась меньше ожидавшейся величины 1,27- 1,9 см. Температура внутри командного отсека не превышала 21° С. Удельный тепловой поток составил 1690 ккал/м2сек, на 6% выше расчетного значения 1590 ккал/м2сек, а общее количество подведенного тепла было 103 300 ккал/м2, на 3,3% больше расчетной величины 100 000 ккал/м2.
Начальная масса = 124.24т
Конечная масса = 54.02
УИ = 430м/с
ХС = 3510 м/с
скорость полета = 7798, 25 м/сек.
Высота =188 км
угол тангажа = 40, 08°
рыскания = 14, 85°
Скорость вдоль орбиты Vx=7798.25 + cos(40.08)*cos(14.85)*3510=103 94м/с
Скорость поперек орбиты Vy=cos(40.08)*sin(14.85)*3510= 688м/с
Вертикальная скорость Vz=sin(40.08)*3510=2260м/с
Горизонтальная скорость Vh=sqrt(Vx2+Vy2)= 10417м/с
Закон сохранения энергии и Закон Кеплера:
E = V12/2- GM/R1 - g*(H2-H1)
E = V22/2 - GM/R2
Vh1*R1 = V2*R2
V21 = (GM / (Vh1 * R1) - SQRT((GM / (Vh1 * R1)) ^ 2 + 2 * E))
R21 = Vh1 * R1 / V2
V22 = (GM / (Vh1 * R1) - SQRT((GM / (Vh1 * R1)) ^ 2 + 2 * E))
R22 = Vh1 * R1 / V2
H2-H1=sin(40)*3510*340/2*0.3+((10.3/7.8)2*9 .8*0.5)*3402/2=564000м
программа дает 523000м
Получается, что аполлон-4 должен выйти на орбиту 32000/-645 км.
Я составил программу и учел потери получилось 33200/-409 км
Текст программы:
CONST Pi = 3.1416
CONST Cx = 520
CONST Cy = 140
CONST A = .00001
CONST dt = 1
R0 = 40000000 / 2 / Pi
g = 9.807
Gm = g * R0 ^ 2
H = 185000!
X = R0 + H
Y = 0
Z = 0
Vx = 0
Vy = 7798.25
Vz = 0
C = (90 - 40.08) / 180 * Pi
D = 14.85 / 180 * Pi
F = 80350 * g
I = 4227
Peri = 1E+20
Apo = 0
m = 124250
ma = 54020
SCREEN 12
CIRCLE (Cx, Cy), R0 * A, 3, , , 1
PAINT (Cx, Cy), 3, 3
WHILE INKEY$ = ""
IF m > ma THEN '61
Vx = Vx + F / m * COS(D) * COS© * dt
Vy = Vy + F / m * COS(D) * SIN© * dt
Vz = Vz + F / m * SIN(D) * dt
m = m - dt * F / I
PSET (Cx + A * X, Cy + A * Y), 9
ELSE
PSET (Cx + A * X, Cy + A * Y), 4
END IF
X = X + Vx * dt: Y = Y + Vy * dt: Z = Z + Vz * dt
R = X ^ 2 + Y ^ 2 + Z ^ 2
H = SQR(R) - R0
R = dt * Gm / R ^ 1.5
Vx = Vx - X * R
Vy = Vy - Y * R
Vz = Vz - Z * R
IF H IF H > Apo THEN Apo = H
WEND
Screen 0
PRINT Peri, Apo
Чтоб пыл апогей 17400 I должно быть ок. 3400
ВЫВОД
Чтоб Аполлон-4 летел так, как написано в ракетостроении, импльс J-2 должен быть ок. 340сек
7-40 предположил что УИ J-2 410 а не 430.
при УИ 410 Сатурн вытаскивает на орбиту 120т а не 140.
так и было в испытательных полетах.
Некто Yui пишет
По легенде НАСА на испытаниях закладывали лимит ограничения УИ 60-70%. Чисто по техническим причинам не могли разместить нужную массу в нужном месте, без существенного изменения "центровки" всей ракеты.
те он гдето нашел что НАСА само призналось что импульс J-2 258-301 сек.
И как умудрились сделать водородный движок с таким импульсом?
Еще Yui написал
Интересно другое:
"...В полете скорость, соответствующая числу Маха М=1, была пройдена на 61-й сек на 970 м ниже расчетной высоты..."
По графику 4-14 это около 15 морских миль (25-27км) над поверхностью.
А вот фото прохождения звукового барьера:
Попробуйте определить размеры ракеты.
Yu>7-40 предположил что УИ J-2 410 а не 430
Не, я просто забыл. УИ был ок. 425 (или что-то вроде этого, в пределах нескольких секунд).
Не, я просто забыл. УИ был ок. 425 (или что-то вроде этого, в пределах нескольких секунд).
Я тут скромно замечу, что если есть касательная скорость 10417м/с и нормальная (вертикальная) скорость 2260м/с (боковую оставим ввиду малости) то общий вектор скорости равен ~10660м/с угол между вектором и касательной к орбите ~12,25град.
тогда апогей должен быть при старте с 188км порядка ~90тыс.км
так что идея с углом тангажа в 40град тоже не работает. Не получается апогей 17400 хоть ты тресни
тогда апогей должен быть при старте с 188км порядка ~90тыс.км
так что идея с углом тангажа в 40град тоже не работает. Не получается апогей 17400 хоть ты тресни
7-62> Я тут скромно замечу, что если есть касательная скорость 10417м/с и нормальная (вертикальная) скорость 2260м/с (боковую оставим ввиду малости) то общий вектор скорости равен ~10660м/с угол между вектором и касательной к орбите ~12,25град.
7-62> тогда апогей должен быть при старте с 188км порядка ~90тыс.км
7-62> так что идея с углом тангажа в 40град тоже не работает. Не получается апогей 17400 хоть ты тресни [»]
Прохожий, мы скучаем по твоим затеям. Что ж ты так пригорюнился после провала последнего своего опуса? Пеши исчо, и слава приидет!
7-62> тогда апогей должен быть при старте с 188км порядка ~90тыс.км
7-62> так что идея с углом тангажа в 40град тоже не работает. Не получается апогей 17400 хоть ты тресни
[»]Прохожий, мы скучаем по твоим затеям. Что ж ты так пригорюнился после провала последнего своего опуса? Пеши исчо, и слава приидет!
Это почему провал!? мой последний опус конечно рекордов не побил, но очень прилично по посещаемости выступил - средне.
И вообще - ты ленишся Пустынский. Мог бы и проверить апогей исходя из данных товарища.
ПЫ.СЫ.
Провал это в Пятигорске
И вообще - ты ленишся Пустынский. Мог бы и проверить апогей исходя из данных товарища.
ПЫ.СЫ.
Провал это в Пятигорске
После двух витков полета по орбите ИСЗ при угле тангажа 40,08° и рыскания 14,85° вторично было произведено включение ЖРД J-2 ступени S-IVB на 5 мин 33 сек
Вообще интересно, сколько нужно выпить, чтобы из этого текста заключить, будто бы указанные Шунейко углы сохранялись на протяжении всей работы 3-й ступени?!
И вообще - ты ленишся Пустынский. Мог бы и проверить апогей исходя из данных товарища.
...На что только ни идут люди, лишь бы не просвятиться! Какую только работу ни готовы совершить они вместо того, чтобы узнать, как всё обстоит на самом деле... Один (Прохожий) у(ис)пражняется в употреблении формулы Циолковского, другой (Юрий) ажно целую программу для кампутера забацал... Это-то вам не лень. Не лень, Прохожий, нет?!
А мне вот лень. Проще узнать, чем гнать пургу на основе своего незнания. Достаточно несколько минут в сети поискать, чтобы узнать, как на самом деле регулировались углы рысканья и тангажа в течение всего времени работы... Документик можно найти, с графиками. Забавно, да. Этот тангаж гулял у них так, что аж жуть, какие пируэты, оказывается, ракета-то выписывала...
Что, любопытно, господа-заговорщики? А вот ищите сами документу-то. Две с полтиной недели вам на поиск. Вернусь из Юнитед Киндома - тады и ссылку дам, ежели сами не найдёте.
Может он них не гулял, тангаж, а они сказали что гулял а на самом дели разгоняли прямо. и зачем это нужно вообще?
Yuriy> Может он них не гулял, тангаж, а они сказали что гулял а на самом дели разгоняли прямо. и зачем это нужно вообще? [»]
Да, может, не гулял, а сказали, что гулял. А может, они вообше на Плутон летали, но никому не сказали. Вот только как доказать?!
Зачем нужно... А что об етом сами насовцы говорят? Мое ИМХО такое, что ето нужно для вывода КА на заданную орбиту заданной высоты.
Да, может, не гулял, а сказали, что гулял. А может, они вообше на Плутон летали, но никому не сказали. Вот только как доказать?!
Зачем нужно... А что об етом сами насовцы говорят? Мое ИМХО такое, что ето нужно для вывода КА на заданную орбиту заданной высоты.
Пустынский, ты вроде умный еврейский мальчик, лично знаком с косинусом:)
Зачем-зачем гулял тангаж!? за шкафом!?
если у тебя вектор силы имеет ненулевой угол между ним и вектором скорости, то
приращение скорости m*dV/dt=F(t)*cos_A(t)
не сложно заметить, что упростив и считая F(t)=C (реално в жизни) и имея линейный расход массы m(t)=Mo-kt имеем
dV=( F*cos_A(t)/(Mo-kt) )dt
максимум интеграла будет иметь место при cos_A(t)=1 или А=0
не сложно заметить, что он равен V=-int( (F/k)*dm/m )=-I*ln(m)|m2,m1 = I*ln(m1/m2)
так что ерзанье и некошерное приложение импульсов только ухудшает КПД
И потом задача в полете А-4 была проста как угол дома - моноимпульс вывода на высокоэллиптическую орбиту. Ипульс должен быть строго касательным к орбите. в Перицентре.
Зачем-зачем гулял тангаж!? за шкафом!?
если у тебя вектор силы имеет ненулевой угол между ним и вектором скорости, то
приращение скорости m*dV/dt=F(t)*cos_A(t)
не сложно заметить, что упростив и считая F(t)=C (реално в жизни) и имея линейный расход массы m(t)=Mo-kt имеем
dV=( F*cos_A(t)/(Mo-kt) )dt
максимум интеграла будет иметь место при cos_A(t)=1 или А=0
не сложно заметить, что он равен V=-int( (F/k)*dm/m )=-I*ln(m)|m2,m1 = I*ln(m1/m2)
так что ерзанье и некошерное приложение импульсов только ухудшает КПД
И потом задача в полете А-4 была проста как угол дома - моноимпульс вывода на высокоэллиптическую орбиту. Ипульс должен быть строго касательным к орбите. в Перицентре.
7-62> Зачем-зачем гулял тангаж!? за шкафом!?
(Iz translita).
Да нет... Просто гулял...
7-62> если у тебя вектор силы имеет ненулевой угол между ним и вектором скорости, то
7-62> приращение скорости m*dV/dt=F(t)*cos_A(t)
7-62> не сложно заметить, что упростив и считая F(t)=C (реално в жизни) и имея линейный расход массы m(t)=Mo-kt имеем
7-62> dV=( F*cos_A(t)/(Mo-kt) )dt
7-62> максимум интеграла будет иметь место при cos_A(t)=1 или А=0
7-62> не сложно заметить, что он равен V=-int( (F/k)*dm/m )=-I*ln(m)|m2,m1 = I*ln(m1/m2)
7-62> так что ерзанье и некошерное приложение импульсов только ухудшает КПД
Ето ты к чему все? Вот представь: если тангаж будет быстро-быстро меняться, врасчаясь на все 360 градусов, то можно израшодовать все топливо, вообсче никуда не улетев. У тебя какие проблемы с пониманием? Ты не понимал, вроде, отчего апогей получился ниже, чем тебе хотелось бы? Так выясни функцию управления тангажом. И проверь. В принципе, управляя тангажом, можно получить любые значения апогея ниже максимально достижимого.
7-62> И потом задача в полете А-4 была проста как угол дома - моноимпульс вывода на высокоэллиптическую орбиту. Ипульс должен быть строго касательным к орбите. в Перицентре. [»]
Что значит "на высокоеллиптическую орбиту"? Процитируй задачу полета по версии НАСА. Орбиты с какими параметрами они собирались достичь? Все ето должно быть в их полетном задании. А само задание должно было быть опубликовано есче до полета. Проверь, совпадает ли их предполетная версия с послеполетной.
(Iz translita).
Да нет... Просто гулял...
7-62> если у тебя вектор силы имеет ненулевой угол между ним и вектором скорости, то
7-62> приращение скорости m*dV/dt=F(t)*cos_A(t)
7-62> не сложно заметить, что упростив и считая F(t)=C (реално в жизни) и имея линейный расход массы m(t)=Mo-kt имеем
7-62> dV=( F*cos_A(t)/(Mo-kt) )dt
7-62> максимум интеграла будет иметь место при cos_A(t)=1 или А=0
7-62> не сложно заметить, что он равен V=-int( (F/k)*dm/m )=-I*ln(m)|m2,m1 = I*ln(m1/m2)
7-62> так что ерзанье и некошерное приложение импульсов только ухудшает КПД
Ето ты к чему все? Вот представь: если тангаж будет быстро-быстро меняться, врасчаясь на все 360 градусов, то можно израшодовать все топливо, вообсче никуда не улетев.
У тебя какие проблемы с пониманием? Ты не понимал, вроде, отчего апогей получился ниже, чем тебе хотелось бы? Так выясни функцию управления тангажом. И проверь. В принципе, управляя тангажом, можно получить любые значения апогея ниже максимально достижимого.7-62> И потом задача в полете А-4 была проста как угол дома - моноимпульс вывода на высокоэллиптическую орбиту. Ипульс должен быть строго касательным к орбите. в Перицентре. [»]
Что значит "на высокоеллиптическую орбиту"? Процитируй задачу полета по версии НАСА. Орбиты с какими параметрами они собирались достичь? Все ето должно быть в их полетном задании. А само задание должно было быть опубликовано есче до полета. Проверь, совпадает ли их предполетная версия с послеполетной.
Хм..
Лунные модули всех аФонов - беспилотники
Yuri Krasilnikov 17.07.2005 17:48:20 Отправлено #197
Это где четыре двигателя?
Итак, двигателями первой ступени выработано 148*5*(800/304)=1947т топлива. Нихрена себе номинальная программа.
Отсюда импульс 100*(170-141)/10=290!
Опровергать будем или просто выпьем за керосиновый j-2?
Лунные модули всех аФонов - беспилотники
Yuri Krasilnikov 17.07.2005 17:48:20 Отправлено #197
А двигателей там четыре
Это где четыре двигателя?
4 апреля 1968 г. основной блок весом 28 600 кг без пилотов был запущен ракетой-носителем Saturn V на орбиту ИСЗ.
Программой предусматривался вывод ракетой-носителем Salurn V со стартовым весом 2820 г на орбиту ожидания высотой 185 км полезной нагрузки весом 120 т.
/-/
Ступень S-IC работала точно по номинальной программе и параметры были близки к расчетным. После выключения двигательной установки ЖРД F-1, проработавшей 148 сек,скорость полета ракеты была 2730 м/сек.
Итак, двигателями первой ступени выработано 148*5*(800/304)=1947т топлива. Нихрена себе номинальная программа.
После отделения ступени S-II, чтобы компенсировать недостающую скорость, продолжительность работы ЖРД J-2 ступени S-IVB была увеличена до 170 сек, вместо расчетных 141 сек; это привело к перерасходованию 10 т топлива и не позволило в дальнейшем перевести S-IVB на орбиту с апогеем 517 000 км.
Отсюда импульс 100*(170-141)/10=290!
Опровергать будем или просто выпьем за керосиновый j-2?
Хм..
Лунные модули всех аФонов - беспилотники
Yuri Krasilnikov 17.07.2005 17:48:20 Отправлено #197А двигателей там четыре
Это где четыре двигателя?4 апреля 1968 г. основной блок весом 28 600 кг без пилотов был запущен ракетой-носителем Saturn V на орбиту ИСЗ.
Программой предусматривался вывод ракетой-носителем Salurn V со стартовым весом 2820 г на орбиту ожидания высотой 185 км полезной нагрузки весом 120 т.
/-/
Ступень S-IC работала точно по номинальной программе и параметры были близки к расчетным. После выключения двигательной установки ЖРД F-1, проработавшей 148 сек,скорость полета ракеты была 2730 м/сек.
Итак, двигателями первой ступени выработано 148*5*(800/304)=1947т топлива. Нихрена себе номинальная программа.
А в чём проблема?
После отделения ступени S-II, чтобы компенсировать недостающую скорость, продолжительность работы ЖРД J-2 ступени S-IVB была увеличена до 170 сек, вместо расчетных 141 сек; это привело к перерасходованию 10 т топлива и не позволило в дальнейшем перевести S-IVB на орбиту с апогеем 517 000 км.
Отсюда импульс 100*(170-141)/10=290!
Опровергать будем или просто выпьем за керосиновый j-2?
Это вообще как считалось?!
Это вообще как считалось?!
за 29 секунд перерасходовано 10 тонн. итого 344 кг в секунду. В то же время, при тяге 90,2 тонны и УИ в 420 секунд должно расходоваться не более 215 кг в секунду. 90,2/0,344=262 секунды. Вроде так?
ну то что J-2 это не водород - я уже говорил давно. Но я бы предостерег от тщательного изучения цифр по полетам А-4 и А-6 ибо все они липовые. Да и А-8 плохо укладывается в общую схему.
А вот с А-10 они стали мухлевать более умело. Только на Скайлебе прокололись
ПЫ.СЫ.
в полете А-6 рестарт вообще не произошел. так что спор бессмысленен.
пять двигателей Ф-1 потребляют по 2,6т каждый итого 13т*148с=1924 что на 130т меньше нормы. Норма ~2050...2080т.
опять обман
А вот с А-10 они стали мухлевать более умело. Только на Скайлебе прокололись
ПЫ.СЫ.
в полете А-6 рестарт вообще не произошел. так что спор бессмысленен.
пять двигателей Ф-1 потребляют по 2,6т каждый итого 13т*148с=1924 что на 130т меньше нормы. Норма ~2050...2080т.
Что, любопытно, господа-заговорщики? А вот ищите сами документу-то. Две с полтиной недели вам на поиск. Вернусь из Юнитед Киндома - тады и ссылку дам, ежели сами не найдёте
опять обман
ну если совсем честно, то пять Ф-1 расходуют 13,5т/с а не 13,0т/с
Реклама Google — средство выживания форумов :)
Это вообще как считалось?!
за 29 секунд перерасходовано 10 тонн. итого 344 кг в секунду. В то же время, при тяге 90,2 тонны и УИ в 420 секунд должно расходоваться не более 215 кг в секунду. 90,2/0,344=262 секунды. Вроде так?
Просто так на основе прочтения Шунейко делать выводы нельзя: у него немало опечаток, раз, и его данные неполны, два. В сети есть пэдээфэшный отчёт о работе носителя в этом старте. Все выводы надо делать на основе него. http://klabs.org/history/history_docs/jsc_t/apollo_06_saturn_v.pdf
Copyright © Balancer 1997..2018
Создано 26.12.2005
Связь с владельцами и администрацией сайта: anonisimov@gmail.com, rwasp1957@yandex.ru и admin@balancer.ru.
Создано 26.12.2005
Связь с владельцами и администрацией сайта: anonisimov@gmail.com, rwasp1957@yandex.ru и admin@balancer.ru.
