Памятливый45> "Перекись водорода техническаяПамятливый45> Водный раствор перекиси водорода, стабилизированный.Памятливый45> И это ракетное топливо?
Да, дебил, это - ракетное топливо. Я понимаю, что ты им пользуешься, чтобы цвет волос подогнать к IQ, но перекись - это ракетное топливо. Может использоваться как сама по себе, так и как окислитель.
Памятливый45> так Вы же первый закричали :"Турбулёт"
Еще раз. ВЫ утверждали, что турболет сделан не для тестирования в ходе лунной программы, а для изучения поведения СВВП. ГДЕ СВВП, сделанный в разумные сроки по результатам прогонов на турболете? Не, я-то такой СВВП знаю, но боюсь, он вам не понравится
Памятливый45> Как можно зависнуть во втором коридоре?
Зависание как таковое - это вообще условный момент, частный. Важно управление по траектории - а уж насколько при этом тяга будет превосходить вес - это сугубо второй вопрос. Запас тяги у ЛМ для этого был, и преизрядный. ПРЕДПОЛАГАЛОСЬ зависание на финальной фазе посадки, однако притормозить процесс посадки на самом-то деле можно было в любой момент.
Памятливый45> Так и МИГ-21 , но у Мига были динамические характеристики и Самолётовождение заканчивалось рассчётом лзатрат топлива , потери скорости для любого маневра.
Ээээ... вы тупой? Какие, к черту, потери скорости на маневр в безвоздушном пространстве? Есть двигатель, есть запас топлива, он дает запас ХС. ХС используется для совершения маневров - ну, торможения, там, зависания, разгона. Есть топливо - можем маневрировать. Для совершения торможения и посадки с орбиты на Луне нужно примерно 1.7 км/c скорости, запас топлива ЛМ обеспечивал 2.5 км/c. Т.е. запас ХС на зависание был преизрядный.
Памятливый45> Где такие рассчёт для ЛМ. Для второго коридора.hcube>> Горизонт - это понятие растяжимое. При высоте полета в 10 км, радиус горизонта даже на Луне составляет около 170 километров. Памятливый45> Вы хоть поняли, что написали?
Я-то понял. А вы поняли? Для тупых объясняю - при бОльшей высоте над поверхностью, горизонт расширяется. Конкретно для Луны, с высоты в 10 км он составляет 170 км, при этом в радиусе 50 км рельеф местности отчетливо виден, и можно маневрировать в направлении желаемой точки посадки.
Памятливый45> А косинус фи забыли? У Шунейко угол оси ЖРД и местной вертикали -величина переменная.
Нет, я не забыл косинус фи. По той простой причине, что для движения с постоянной скоростью нужно компенсировать вес аппарата, и только. Соответственно косинус фи не при делах. Андерстенд?
Памятливый45> hcube> Запас топлива в посадочной ступени при этом порядка тонны, т.е. на 200 секунд работы двигателя. Памятливый45> Это при входе или при выходе из второго коридора?
After inspection of the landing gear by the Command Module Pilot, the LM crew would separate to a safe distance, then point the descent engine forward into the direction of travel and perform a 30 second Descent Orbit Insertion burn to reduce speed and drop the LM's perilune to within approximately 50,000 feet (15 km) of the surface[2], about 260 nautical miles (480 km) uprange of the landing site.
At this point, the engine was started again for Powered Descent Initiation. During this time the crew flew on their backs, depending on the computer to slow the craft's forward and vertical velocity to near zero. Control was exercised with a combination of engine throttling and attitude thrusters, guided by the computer with the aid of landing radar. During the braking phase altitude decreased to approximately 10,000 feet (3.0 km), then the final approach phase went to approximately 700 feet (210 m).During final approach, the vehicle pitched over to a near-vertical position, allowing the crew to look forward and down to see the lunar surface for the first time.[3]
Finally the landing phase began, approximately 2,000 feet (0.61 km) uprange of the targeted landing site. At this point manual control was enabled for the Commander, and enough fuel reserve was allocated to allow approximately two minutes of hover time to survey where the computer was taking the craft and make any necessary corrections.
Пожалуйста, пользуйтесь ОРИГИНАЛЬНЫМИ обозначениями. Никакого 'второго коридора' в обозначениях NASA нету. Есть
вход на посадочную траекторию - это 30 секунд работы двигателя,
фаза торможения,
финальное сближение и
фаза посадки. Какую из фаз вы имели в виду?
hcube>> Расход топлива на работу двигателей ориентации, имеющих суммарную тягу в 8 раз меньше основного двигателя, пренебрежимо мал.Памятливый45> Но их в двенадцать раз больше???
Ну, вообще-то, в 16 раз. Однако, тяга (и расход топлива) каждого - в 100 раз меньше, чем у основного двигателя. Причем, одновременно они НИКОГДА не работают - одновременно может быть активировано до 8 двигателей, причем работают они импульсами, средняя загрузка двигателей ориентации - процентов 20, иначе система управления плохо спроектирована.
hcube>> ... Ну, условно говоря, это повышает расход процентов на 5.Памятливый45> На каждый двигатель ?
Нет, на все двигатели ориентации в сумме.
Памятливый45> Прикидками занимаетесь.?
Видите ли в чем дело, расход топлива ТРД зависит от создаваемой тяги. Линейно. Именно поэтому приводят цифру расхода на единицу тяги. Для получения расхода для заданной тяги (которую, кстати, я несколько преувеличил), надо умножить величину этой тяги на расход на единицу тяги. Это арифметика на уровне примерно 3 класса средней школы.
hcube> значения, т.е. 300 кгс, 3 КН. При этом расход перекиси - около 2 кг/с. Еще - условно - 0.5 кг/с расходовалось на двигатели системы ориентации.Памятливый45> На каждый?
Нет, на все вместе взятые. Для системы управления ориентацией нет необходимости в том, чтобы создавать тягу, сопоставимую с тягой главного двигателя. Ее задача - управление угловым положением аппарата, а для этого нужно много меньше топлива, чем для продольной тяги.
Памятливый45> Опять прикидки. Почему 20% от тяги перекисного ЖРД, к не от всей массы Турбулёта?Памятливый45> TРД выведен из рвссчёта.
Расчет расхода топлива ТРД был сделан несколько раньше. Но вы его пропустили, потому что вы тупой. Либо вы его пропустили, потому что ваша задача - не понять, как работал турболет, а продемонстрировать свое полное несогласие с тем, что он ВООБЩЕ мог работать.
Что же до тяги ЖРД - она была установлена на величине в 1/6 от веса аппарата, специально, чтобы имитировать работу системы на Луне - выдержать соотношение тяги двигателя к массе аппарата, влияющее на боковое ускорение при маневрах. На управление же ориентацией вес вообще влияния не оказывает - важна масса, точнее момент инерции, и плечо размещения двигателей. Чтобы получить ту же реакцию аппарата на управление, что у ЛМ, нужно соблюсти соотношение управляющего момента к моменту инерции.
Памятливый45> Про цистерну стабилизированной перекисиводорода вы сами себя хорошр выставили.
Вас что, надо макнуть в эту цистерну, чтобы вы осознали ее реальность? 25-тонная цистерна была описана как один из вариантов поставки, бум спорить?