Лунные модули всех Аполлонов - беспилотники

Старый> Если внешнее давление не превышает давления на срезе то оно по барабану.

Хорошо, остаются эффекты понижающие УИ:
1. Не вакуум к моменту отделения первой ступени
2. Система охлаждения КЗ J-2 плюющая не прогорающий водород в сопло

Но вобще конечно вдувать турбинный газ в сопло это фигня. Неизвестно ещё что лучше - вдувать в сопло или просто выбрасывать за борт. На Сатурне это было сделано скорее из соображений охлаждения нежели повышения УИ.

Y.K.> Ну да, конечно

 

Юрий, подождите, не давайте Прохожему ссылок на порядок статра ЛМ. Пусть он как следует погрязнет в своих теориях.

АСуворов> У "Сатурна-5" малая тяговооружённость второй ступени и большое время её работы, что, впрочем, характерно для всех водородных ступеней, и только благодаря этому стало возможным выведение в один импульс на орбиту 450 км.

Да, да, а реальная тяга J-2 была 90 тонн (есть документы на этот счет)

АСуворов> Но, из-за неоптимальной программы угла тангажа при этом грузоподъёмность страдала сильнее, чем при выводе на эллипс 185 на 450 и втором импульсе скругления.

Можно это место по подробнее, почему был не оптимальный угол тангажа, что мешало сделать его оптимальным.

Правильно ли я понял, что у Сатурна из-за слабой тяговооруженности угол приложения тяги сильно не совпадает с вектором скорости (до 40 град), что приводит к большим гравитационным потерям, и снижает ПН?

Прохожий, вес Сатурна-5 (по вашему сайту) 659 тонн в момент сброса S-IC
Тяга движков при этом 5*90=450 тонн

Какой Угол наклона вектора скорости к местному горизонту является эффективным при таких соотношениях веса и тяги? Какой угол между вектором скорости и тяги?

У меня сейчас только две темы Смарт и Сатурн-5

 

а планируется полная разборка полетов как на мембране?...
я с удовольствием поучавствую в топиках про тени на луне и по прыжкам на луне.
а.. аФон помниш старые времена?..
я достану 3dmax c пыльной полки и будем строить модели чтобы посмотреть.

Крепись, аФон! Помни: за 20 миллиардов долларов и не такое кино можно сделать!
P.S. А мой вопрос игнорируешь? Премия тебя заждалась!

Lance10t> а планируется полная разборка полетов как на мембране?...

Нет, Ланц, не планируется

Lance10t> я с удовольствием поучавствую в топиках про тени на луне и по прыжкам на луне.

Сожалею, но сейчас у меня нет интереса к этим вещам, неужели ты еще веришь, что прыжки лунные?

Lance10t> а.. аФон помниш старые времена?.. я достану 3dmax c пыльной полки и будем строить модели чтобы посмотреть.

Брось, Ланц, это прошлое.

Прохожий, вот фото SIVB после отделения CSM Аполло-9. Видите внизу торчит ОДНО СОПЛО, не 5 как у Вас


Можно сказать, что подрисовали, но вряд ли.

Предлагаю, если не хотите отказываться от керосина, признать, что J-2 были, но в связке работали плохо, потому на 3-ю ступень их ставили, а на вторую нет!

аФон+> Какие 20 миллиардов долларов на кино?
аФон+> На кино крохи пошли, потому и сняли не убедительно.
аФон+> Деньги ушли по назначению на Сатурны, на Аполлоны, на оборудование для стендовых испытаний

 

Вот блин! На всякую бутафорию все деньги вбухали, а на основное то и не хватило! Но оно и понтно: пришлось ведь внеплановые расходы нести, альтернативный беспилотник делать...

аФон+> Прохожий, вот фото SIVB после отделения CSM Аполло-9. Видите торчит ОДНО СОПЛО, не 5 как у Вас

 

Я честно говоря не вижу. Вы ничего не путаете? Это передняя сторона и торчит лунный модкль.

Вобще, аФон, фотографии это фигня. Нарисовать можно любую фотографию, даже в те времена. Поэтому фотографии не могут служить доказательством, только иллюстрацией.
Вот например не понимает Прохожий как может быть балласт, ему показывают фотографию: вот типа примерно так как нарисовано на этой фотографии.

Старый> Но оно и понтно: пришлось ведь внеплановые расходы нести, альтернативный беспилотник делать...


Помнится они выбивали доп. средства якобы на ровермобиль, но мы то с Вами знаем, что им не хватало денег на лунник-грунтовоз

Красильников, ну что там с обтекателем Скайлэба, чего же Вы молчите как партизан? Есть доказательства, что обтекатель был выведен на орбиту вместе со станцией или нет доказательств, одни домыслы?

Так-с нафлудили ту черте занет чего!
давайте я вам немного расскажу, а вы послушаете?

Начнем с простого - зачем турбинный газ сбрасывается в коллектор сопла?
Рассказываю. На привод ТНА расходуется от 1% до 2% рабочей массы. Обозначим эту величину как А.
Это значит, что тяга двигателя определяется как тяга основной массы газа F=m*U*(1-A) и тяги турбинного газа F1=m*A*U1
При сбрасывании турбинного газа наружу через мини-сопло скорость U1 будет в три-четыре раза меньше УИ.
Поэтому результирующий УИ ЖРД будет порядка УИ_теор*(98% + 2%*0,25..0,3)= ~98,5% УИ_теор
Если же сбрасывать газ в коллектор общего сопла, то перемешиваясь с общим потоком, газ более эффективно используется, и можно выиграть примерно 0,5% УИ правда ценой усложнения конструкции.

Так вот, гаврюши, я тут на компУтере считал параметры J-2 при известных Рк, Ра, К=4,5:1 и хочу вам сказать, что свой УИ=420..430 он честно должен иметь.
Ну никак УИ не может быть ниже 410сек для J-2. Никак!

Теперь мальчики, сопла никак между собой не взаимодействуют - УИ никак не страдает. Охлаждение пристеночным слоем есть нормальная практика - при полноте сгорания водорода едва 60% у нас целых 40% можно держать у стенки. Там и 10% хватит. На привод ТНА идет максимум 2%.

Короче милые мои - не компостируйте мОзги

Я уже показывал, что если Скайлеб весил 60т и выводился на орбиту 420км х 430км х 50град из Флориды, то полный запас ХС с учетом неоптимальности вывода на такую орьиту и всех потерь ХС (это я Суворову) то ХС=9650м/с ±50м/с
Я реально проводил счет на компьютере, составил модель и пр.
Так вот, при ХС=9688м/с я получил на выходе орбиту ~405х430х50,6
Так что имея ХС до 9700м/с Скайлеб четко выводится на орбиту.
При массе Скайлеба 60т УИ2=328-330сек.
Надеюсь сомнений нет, что Н-1Б с высотным соплом на 330сек сделать можно!?

Так что резюме - обычные керосин и УИ=330сек дают возможность пульнуть 60т на 420х420х50 или порядлка 70-72т на ЛЕО.

ПЫ.СЫ

Кто-нибудь, расскажите Старому - он не верит, что разделение ступеней ЛЕМа происходило по "горячей" схеме

Я вообще не уверен, что он знает, чем "горячее" отличается от "холодного"

Теперь насчет фотки - а с другого конца там сопла нет? и еще двух по бокам? А то с такого ракурса видится черте чего...

Прохожий> Так вот, при ХС=9688м/с я получил на выходе орбиту ~405х430х50,6
Прохожий> Так что имея ХС до 9700м/с Скайлеб четко выводится на орбиту.

Я Вам предлагаю взять тягу 90 тонн (документ есть на этот счет), импульс 410 сек, учесть что при отделении ступеней остается 1% топлива в баках, учесть высокие потери из-за малой тяговооруженности и получите 90 тонн на ЛЕО

∫ (Pп/m)(1- cosα)dt = Vхар*(1- cosα )сред потери на управление

∫ (ph*γ*cosα * Pп/m)dt = Vхар* (ph*γ)сред потери на «высотность» ЖРД

∫ (g*sinβ)dt = T*(g*sinβ)сред потери гравитационные, здесь Т – время полета

∫ (X/m)dt потери на сопротивление воздуха.



Итак, будем считать (грубо) прибавку за счет вращения Земли 390 м/с. Отсюда можем прикинуть величину действительных потерь скорости Х на участке выведения ИСЗ: 3754+4668+823-Х+390=7790м/с. Тогда Х=1845м/с. Обобщая разброс параметров, можно показать, что для ракеты Сатурн-5 допустимо принять стандарт потерь первой фазы полета Х≈1850±50м/сек

 

Нельзя ли пояснить откуда взяты цифры потерь