..
Известно, что для запуска двигателей J-2 второй ступени ракеты "Сатурн 5" - требовалась усадка топлива, которая осуществлялась ( после разделения ступеней ) специальными пороховыми ускорителями, находившимися на переходном кольце между 1-й и 2-й ступенями.
AS-503, AS-504, AS-505, AS-506, AS-507, AS-508, AS-509 - имели по 4 таких ускорителя.
Однако, AS-510 ( миссия Apollo 15 ) и последующие - никаких ускорителей уже не имели.
Вопрос:
Какое техническое решение позволило конструкторам ракеты "Сатурн 5" запускать двигатели второй ступени ракет AS-510, AS-511 и AS-512 без использования ускорителей ?
...
Просите, и дастся вам; ищите, и обрящете толцыте, и отверзется вам (Мф. 7, 7)
Цитировать[The S-IC/S-II staging sequence for AS-510 differed markedly from earlier missions. On previous flights, the interstage, or skirt, a 4.9-metre tall ring matching the 10-metre diameter of the S-IC and S-II that it sits between, carried solid-fuel rockets which fired shortly after the first stage separated to settle the S-II propellants in their tanks. AS-501 and AS-502 had eight of these ullage rockets, while AS-503 to AS-509 had four. They were deleted from the Apollo 15 launch vehicle, along with four of the eight retro rockets built into the conical engine fairings around the base of the S-IC, in order to save weight and increase payload. Ullage is a brewers' term for the portion of a barrel occupied by air, not liquor.
http://www.hq.nasa.gov/office/pao/History/ap15fj/01launch_to_earth_orbit.htm :D
Спасибо за интересную ссылку!
..
Неужели никто не знает ответ..
Ведь запуск двигателя J-2 без усадки топлива невозможен. Как же она осуществлялась без ускорения отделившейся ступени?
Найденное техническое решение должно было быть достаточно оригинальным, чтобы войти во все профильные учебники и стать известным если и не каждому уважающему себя специалисту по ракетной технике, то хоть кому-то из них - НАВЕРНЯКА.
Всегда считал, что таких людей надо искать именно на этом форуме.
Это не так? А где тогда лучше спросить?
...
Цитировать..
Неужели никто не знает ответ..
...
В виде гуманитарной помощи людям, неспособным самостоятельно найти информацию, даже когда ее уже дали, тыкаю носом:
ЦитироватьThe separation did not quite go according to plan. After the F-1 engines were shut down, the thrust they generated during the tail-off period was greater than expected. The engines don't instantly stop thrusting when they receive their cut-off command. After a quick drop to about 2% thrust, they take over four seconds to decay to zero. As the engines expired, the acceleration imparted to the, now separate, empty and therefore light S-IC stage was above the predicted value. Despite deliberately coasting for longer than usual between separation and S-II ignition, the distance between the two stages was less than engineers had planned and the blast of hot gases from five J-2s against the top of the empty stage disabled a telemetry package with which the S-IC was to be monitored until its impact with the Atlantic Ocean.
Разжовываю для особо невежественных опровергателей:
Двигатель запускался еще фактически при работе первой ступени, когда ускорение еще было. Это называется горячий старт и широко применяется в ракетной технике.
ЦитироватьНайденное техническое решение должно было быть достаточно оригинальным, чтобы войти во все профильные учебники и стать известным если и не каждому уважающему себя специалисту по ракетной технике, то хоть кому-то из них - НАВЕРНЯКА.
"Найденное техническое решение" уже есть во всех профильных учебниках. Под названием "горячий старт".
ЦитироватьBell
Двигатель запускался еще фактически при работе первой ступени, когда ускорение еще было.
Я не смог воспринять такое "решение" серьёзно :)))
Вы в курсе, что конструкция ракеты "Сатурн 5" не допускала запуск двигателей 2-й ступени до тех пор, пока между 1-й ступенью и переходным кольцом не появится зазор более 2 метров?
Как Вы считаете, каков зазор между ступенями, когда вторая ещё ускоряется двигателями первой..
Вы в курсе, что конструкция ракеты "Сатурн 5" предусматривала разделение 1-й и 2-й ступеней по методу "dual-plane separation", для чего в конструкции и было предусмотрено переходное кольцо с ускорителями?
И Вы утверждаете, что революционное техническое решение, позволившее перейти от
dual-plane separation к горячему разделению - состояло в следующем:
1. Выбросить ускорители.
2. Запускать двигатели J-2 за секунду до разделения ступеней.
3. Переходное кольцо оставить для красоты.
А каков смысл 3-го пункта?
Или в "новой редакции" 2-я ступень отделялась сразу от переходного кольца? Какой смысл таскать его ( и все системы обеспечения его отделения ) с собой, если оно уже
совершенно не нужно.
И Вы утверждаете, что такое существенное изменение в конструкции ракеты сразу испытывали "на людях", во время миссии "Аполлона 15"..
Что-то такое "решение" мне больше напоминает горячечный бред.
Вы уверены, что никакой другой версии событий у NASA нет ???
...
ЦитироватьЧто-то такое "решение" мне больше напоминает горячечный бред.
Это по невежеству.
ЦитироватьВы уверены, что никакой другой версии событий у NASA нет ???
...
Так вам НАСА и цитировали.
Цитата: "Дима."Цитировать3. Переходное кольцо оставить для красоты.
А каков смысл 3-го пункта?
Или в "новой редакции" 2-я ступень отделялась сразу от переходного кольца? Какой смысл таскать его ( и все системы обеспечения его отделения ) с собой, если оно уже совершенно не нужно.
...
Поскольку сами вы понять этого не в состоянии, то объясню.
Если кольцо оставить на 1-й ступени газы от J-2 пойдут вверх и обожгут вторую ступень. А так они уходили в зазор между кольцом и первой ступенью. Потом кольцо сбрасывалось.
Так понятно?
Цитата: "Дима."Цитировать[Как Вы считаете, каков зазор между ступенями, когда вторая ещё ускоряется двигателями первой..
...
Там английским по белому сказано, что ПОСЛЕ отсечки Ф-1 еще 4 секунды давали тягу.
Точно так же запуск J-2 не был мгновенным процессом. Проходило какое-то время, пока двигатель заработает, ступени разойдутся и из сопла полыхнет.
Главное, что необратимый запуск J-2 начинался еще пока была остаточная тяга от ОТСЕЧЕННЫХ Ф-1.
Цитировать2. Запускать двигатели J-2 за секунду до разделения ступеней.
...
О! Ключевой момент!
Секунда до разделения ступеней это 3 секунды до конца остаточной тяги Ф-1! Фактически это горячий старт.
ЦитироватьИли в "новой редакции" 2-я ступень отделялась сразу от переходного кольца? Какой смысл таскать его ( и все системы обеспечения его отделения ) с собой, если оно уже совершенно не нужно.
О! Это я отвечу.
Вы видео второго полёта Фалькона видели? Разделение ступеней помните?
Вот чтобы такого не происходило - при разделении ступеней плоскость разделения находится в районе плоскости среза сопл. Плюс-минус какое-то расстояние.
А после этого кольцо сбрасывают, чтобы не тащить с собой лишнюю массу.
Похоже на правду? :)
..
RadioactiveRainbow, я искренне хочу Вас предостеречь от того, чтобы уподобляться участнику обсуждения с ником
Bell.
Дело в том, что когда
Bell что-то утверждает, то ( как правило ) на самом деле всё оказывается наоброт. Возможно это мне так не повезло, но на моей памяти нет НИ ОДНОГО случая, чтобы его утверждения совпали с реальностью.
Последний раз он столь же "компетентно" убеждал меня, что выхлоп в полёте обгоняет ракету, а на мои законные возражения отвечал со столь хорошо всем нам знакомыми - наглостью и апломбом безумца.
Я совершенно серьёзно подозреваю, что
Bell психически неадекватен, поэтому и не советую брать с него пример.
Вы, как я вижу, недостаточно компетентны в вопросах, касающихся конструкции ракеты "Сатурн 5".
Вот, например, Вы пишете:
ЦитироватьВот чтобы такого не происходило - при разделении ступеней плоскость разделения находится в районе плоскости среза сопл. Плюс-минус какое-то расстояние.
Вообще-то это не тайна. Какое положение занимала плоскость среза, относительно плоскости разделения - хорошо известно.
Если Вы собиратесь на равных продолжить участие в обсуждении, я предлагаю Вам ответить на простой вопрос:
Как именно располагалась плоскость среза относительно плоскости разделения?...
Когда же Вы это выясните, то в той же документации сможете прочитать и о том, почему запуск пяти двигателей J-2 второй ступени требовал более чем метрового зазора между плоскостью среза и плоскостью разделения первой ступени.
Кстати, возможно тогда же Вы уясните себе, что если двигатели 2-й ступени запускать ещё до разделения, когда они глубоко утоплены в опорное кольцо 1-й ступени - то это будет никакое не горячее разделение, а
миномётный старт :)))
Зачем при миномётном старте нужны ретроракеты первой ступени, единственная задача которых в том, чтобы оттащить первую ступень от второй на расстояние, необходимое для безопасного запуска двигателей последней ???
Короче говоря - давайте вначале предоставим слово профессионалам и не будем обращать внимание на бред безумцев.
Я ещё раз повторяю свой вопрос, обращённый к специалистам:
Какое техническое решение позволило конструкторам ракеты "Сатурн 5" отказаться от использования усадочных ускорителей при запуске двигателей 2-й ступени ?...
А я не утверждал - я предполагал 8)
Впрочем - тема действительно небезынтересная.
Обязательно ей займусь - курсач только сдам сперва.
Что касается обгона газами ракеты - в той теме, помнится, приводилась... диаграмма или рисунок, как это назвать - как распределяется газ за соплом в вакууме.
Часть газа там действительно разворачивалась более чем на 180 градусов. И если ускорение ракеты достаточно небольшое - газ действительно будет на некоторое время оказываться впереди ракеты.
Разве не так?
Особенно для двигателей с нихким УИ.
RadioactiveRainbow, тема про выхлоп ещё жива и ничто не мешает Вам - как прочитать на первой странице весьма подробное обсуждение,
так и высказать ТАМ своё мнение на этот счёт.
Милости прошу:
Основы физики реактивного сопла. (http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=6077)
:)))
ЦитироватьДело в том, что когда Bell что-то утверждает, то ( как правило ) на самом деле всё оказывается наоброт. Возможно это мне так не повезло, но на моей памяти нет НИ ОДНОГО случая, чтобы его утверждения совпали с реальностью.
Димочка, у тебя память, как у блондинки. Впрочем, как и остальная мыслительная деятельность.
Совсем недавно тебе все показали, как движутся газы из сопла. И что они расширяются веером показали, и что часть вперед летит. Я уж про всю остальную твою ерунду молчу. А могу и припомнить ;)
ЦитироватьПоследний раз он столь же "компетентно" убеждал меня, что выхлоп в полёте обгоняет ракету, а на мои законные возражения отвечал со столь хорошо всем нам знакомыми - наглостью и апломбом безумца.
ГЫ-гы-гы!
Ну вот ты пришел сюда и спросил. И что тебе ответили? Ровно то же самое.
Утерся?
ЦитироватьЯ совершенно серьёзно подозреваю, что Bell психически неадекватен.
Это от собсвенного невежества и дремучести.
ЦитироватьВы, как я вижу, недостаточно компетентны в вопросах, касающихся конструкции ракеты "Сатурн 5".
Ипонский бог! Нашелся компетентный! Сам не может понять смысл прочитанного, а еще кого-то берется судить.
ЦитироватьЕсли Вы собиратесь на равных продолжить участие в обсуждении...
Чтобы тебе обсуждать что-то на равных - иди в детский сад. Ну или на Большой форум хотя бы.
ЦитироватьRadioactiveRainbow, тема про выхлоп ещё жива и ничто не мешает Вам - как прочитать на первой странице весьма подробное обсуждение
Ой, Димочка, ты нам скажи, какие слова в этом весьма подробном обсуждении ты понял? Ну кроме и, на, в и прочих междометий.
Ты понял, что газы в вакууме расширяются беспрепятственно и даже немного летят вперед?
ДУ РН Днепр запускается при зависании ракеты после выброса из контейнера, то есть в невесомости. Американы тоже попробовали не осаживать топливо. Наверняка получилось. И Сатурн 5 летал :D
Вообще что-то мне подсказывает (с) что за считанные секунды невесомости пузырь газов сверху баков не успеет перебулькнуть вниз, к топливозаборникам. И с чего ему вообще перебулькивать в невесомости?
Кстати да. Я тоже как-то над этим думал.
Столб жидкости там огого, так что на "перебулькивание" пузыря в условиях небольших перегрузок (доли g), а тем более в невесомости, потребуется время.
И время это запросто может исчисляться секундами и десятками секунд - вполне достаточно для запуска двигателя.
Кстати о Днепре - у него ситуация ещё хуже :)
Он, конечно, летит в невесомости как бы... но скоростной напор, хоть и небольшой при такой скорости, всё же есть. Так что, фактически, он летит при отрицательной перегрузке до запуска ДУ :)
И как же это у него двигло-то запускается? Очевидно - по той же причине что у обсуждаемого Сатурна...
ЦитироватьБайконур
И Сатурн 5 летал
RadioactiveRainbow
Очевидно - по той же причине что у обсуждаемого Сатурна...
Ну вы и юмористы!
Т.е. вы на полном серьёзе предполагаете, что смелое и оригинальное техническое решение, которое позоволило конструкторам ракеты "Сатурн 5" отказаться от использования усадочных ускорителей ( при запуске двигателей 2-й ступени ) заключалось в том, чтобы ..
просто ВЫКИНУТЬ ускорители :)))
Поскольку вы раньше в очевидном безумии замечены не были - даю вам шанс исправить свою ошибку.
Не стану спрашивать, как так получилось, что конструкторы ракеты поняли всю глупость своей затеи с ускорителями только после 9-ти успешных стартов.. Не буду предлагать объяснить, почему возможность запуска 2-й ступени без ускорителей не была сначала проверена в беспилотном старте. Очевидно, что нет никаких технических причин, которые могут помешать сразу отправить в плановый полёт ни разу не испытанную эрзац-ракету с экипажем.
Задам другой вопрос:
Какие технические особенности ракеты AS-510 позволяют утверждать, что запуск двигателей J-2 без усадки топлива был на этой ракете
точно так же НЕВОЗМОЖЕН, как и на всех предыдущих?
...
Ну, Дима, могла быть накоплена определенная статистика по предудущим пускам. Так что, если быстродействие СУ позволяет использовать остаточную тягу, почему нет?
У Днепра увеличили давление наддува, и ДУ-1 запускается в невесомости. Наверное так и у Сатурна сделали. Они (Днепр и Сатурн без РДТТ) летали в один и тот же промежуток времени. Конструкторы друг у друга идею стырили :D
Проблема осаждения топлива состоит в том что при резком снятии перегрузки конструкция пружинит и отбрасывает топливо от днища вперёд. Если перегрузка снимается медленно то такого может и не произойти. И тогда топливо не отбросится от заборных устройств и осаждение топлива станет не нужно.
Этот эффект мог быть замечен ещё при первых полётах но решено было его использовать только года потребовалось увеличить ПН.
Или необходимая перегрузка могла образовываться при начальной продувке двигателей при запуске. Или на заборные устройства поставили сетчатые разделители. Или куча других способов.
Очень не люблю скрытых конспирологов :evil:
ЦитироватьОчень не люблю скрытых конспирологов :evil:
Дима не скрытый, Дима явный и ярый конспиролог. Почитай его посты на Авиабазе.
Мнение например о том что видеоролики Аполлонов сняты на Луне он считает бредом сумасшедшего.
А то что второй ступени на Сатурне-5 не было это для него аксиома.
Тады может отправить его помыться? В баню?
ЦитироватьТады может отправить его помыться? В баню?
Ну это если он тут начнёт.
А с Сатурном-5 аж мне стало интересно - как же они запускали то?
Усадка топлива нужна только после достаточно длительного пребывания в невесомости - достаточного для перемешивания жидкой и газовой фракций. А при кратковременной (секунды) невесомости этого не произойдет. И при достаточном давлении наддува можно запускаться без проблем. ИМХО.
ЦитироватьУсадка топлива нужна только после достаточно длительного пребывания в невесомости - достаточного для перемешивания жидкой и газовой фракций. А при кратковременной (секунды) невесомости этого не произойдет. И при достаточном давлении наддува можно запускаться без проблем. ИМХО.
Не, не. Усадка топлива - вопрос принципиальный. Приходится ставить специальные системы или даже делать горячее разделение.
Усадка требуется потому что при резком снижении перегрузки или срабатывании толкателей топливо отбрасывает вперёд.
На Сатурне правда не было толкателей...
Вот! Вот!!! Плюс это типичное свойство конструкторской перестраховки - уходить от мутных процессов (типа отброса топлива вперед и т. п.) к сложним, тяжелым, но детерминированно работающим схемам. А потом, по накоплении опыта, их снимать. И то не всегда. Был случай успешного запуска 3-ей ст. Протона практически в невесомости. в 93 году. Правда, двигатель потом все равно отказал. Это когда "Горизонт" пускали и заправили плохой горючкой.
ЦитироватьВот! Вот!!! Плюс это типичное свойство конструкторской перестраховки - уходить от мутных процессов (типа отброса топлива вперед и т. п.) к сложним, тяжелым, но детерминированно работающим схемам. А потом, по накоплении опыта, их снимать. И то не всегда.
Вобщето американцы даже специально ставили в баки телекамеры чтоб проследить за поведением топлива.
ЦитироватьБыл случай успешного запуска 3-ей ст. Протона практически в невесомости. в 93 году.
Там была не совсем невесомость - из двигателей второй ступени истекали остатки неизрасходованного топлива и газа наддува что создавало остаточную перегрузку. И там специально рулевой двигатель заранее включается именно для осаждения.
ЦитироватьЦитироватьВот! Вот!!! Плюс это типичное свойство конструкторской перестраховки - уходить от мутных процессов (типа отброса топлива вперед и т. п.) к сложним, тяжелым, но детерминированно работающим схемам. А потом, по накоплении опыта, их снимать. И то не всегда.
Вобщето американцы даже специально ставили в баки телекамеры чтоб проследить за поведением топлива.
Вот! Вот!!! Разобрались, увидели, что ничего страшного. И сняли с ракеты ненужное.
ЦитироватьЦитироватьВот! Вот!!! Плюс это типичное свойство конструкторской перестраховки - уходить от мутных процессов (типа отброса топлива вперед и т. п.) к сложним, тяжелым, но детерминированно работающим схемам. А потом, по накоплении опыта, их снимать. И то не всегда.
Вобщето американцы даже специально ставили в баки телекамеры чтоб проследить за поведением топлива.
Так, я правильно понимаю, что:
1. американы изначально использовали усадочные РТТД
2. поставили камеры в баки и наблюдали поведение топлива
3. несколько раз запустили Сатурн и пронаблюдали
4. выяснив, как и что выкинули РТТД
?
Кстати, а не компенсируется ли отпружинивание конструкции подрывом пирошнура при разделении ступеней?
Старый, по моему нефиг тогда перед ним аргументацией рассыпаться.
Все равно не впрок. то выхлоп ему не так, то разделение не сяк. конспиролог и конспиролог, нечего перед свиньями бисер - все одно на черное скажет белое и наоборот.
ЦитироватьСтарый, по моему нефиг тогда перед ним аргументацией рассыпаться.
Все равно не впрок. то выхлоп ему не так, то разделение не сяк. конспиролог и конспиролог, нечего перед свиньями бисер - все одно на черное скажет белое и наоборот.
Да я вобщем то не перед ним. Мне интересно как там на самом деле было.
А чем наддув бака горючего второй ступени Сатурна-5 осуществлялся?
ЦитироватьА чем наддув бака горючего второй ступени Сатурна-5 осуществлялся?
До старта - гелием, а в полете - газифицированным водородом.
ЦитироватьBell
Так, я правильно понимаю, что:
1. американы изначально использовали усадочные РТТД
2. поставили камеры в баки и наблюдали поведение топлива
3. несколько раз запустили Сатурн и пронаблюдали
4. выяснив, как и что выкинули РТТД
?
Неправильно.
Из 9 пусков с ускорителями - камеры в баке ставили только в первых 2-х. Остальные 7 ракет были оборудованы ускорителями, но дополнительных датчиков не имели.
Выходит, что первые два пуска позволили прийти к выводу о возможности уменьшения числа ускорителей с 8 до 4. Что и было сделано. Никаких данных, позволяющих заключить о ненужности ускорителей - в последующих пусках получено
не было. Читайте документацию.
ЦитироватьКстати, а не компенсируется ли отпружинивание конструкции подрывом пирошнура при разделении ступеней?
Наоборот - это делает только хуже. В момент "пинка" конструкция бака прогибается, а после прекращения импульса "пинка" - распрямляется и толкает содержимое бака вперёд. Даже если топливо успело уже немного улететь вперёд - бак догонит и ещё добавит ( см. закон сохранения импульса на примере бильярдных шаров ).
Вообще говоря - у внезапно полностью разгруженной 2-й ступени начинается резкое расхождение конструкции бака и его содержимого. Т.е. невесомый "шарик" топлива, получив импульс от восстановившего форму ( после упругой деформации ) дна бака - летит вперёд, а сам бак ( вместе с остальной конструкцией ракеты ), не решаясь нарушить 3-й закон Ньютона - летит назад.
...
Чего??? Что куда прогибается?? :D
ЦитироватьНаоборот - это делает только хуже. В момент "пинка" конструкция бака прогибается, а после прекращения импульса "пинка" - распрямляется и толкает содержимое бака вперёд.
Нифига! Пирошнур режет стенку "поперёк", никакого пинка вперёд или куда либо не получается. Как я понимаю "пирошнур" это на самом деле удлиннённый кумулятивный заряд.
ЦитироватьПравильнее сказать - у внезапно полностью разгруженной 2-й ступени начинается резкое расхождение конструкции бака и его содержимого.
Вобщето если падение тяги первой ступени происходит плавно да ещё и до уровня всего 2% от исходного, то рагружение какраз будет происходить очень плавно. А срабатывание пирошнура не создаёт дополнительных нагрузок.
ЦитироватьТ.е. невесомый "шарик" топлива, получив импульс от дна бака - летит вперёд, а сам бак ( вместе с остальной конструкцией ракеты ), не решаясь нарушить 3-й закон Ньютона - летит назад.
Чтоб не нарушался закон ньютона всё вобщето должно лететь в одну сторону. А уж колебания отдельных частей ступени относительно друг друга это из других законов более сложных и менее всеобъемлющих чем законы Ньтона.
И насчёт "шарика топлива" вы немного ошиблись. В момент разделения вторая ступень практисчески полностью заполнена топливом, имеются лишь небольшие "шарики" газа наддува наверху баков. И чтоб нарушить работу двигателей какраз эти шарики должны проделать путь через толщу топлива к противоположному концу баков и там засосаться в заборные устройства.
ЦитироватьИ насчёт "шарика топлива" вы немного ошиблись. В момент разделения вторая ступень практисчески полностью заполнена топливом, имеются лишь небольшие "шарики" газа наддува наверху баков.
Я сказал про "шарик", чтобы те из наших читателей, кто слабо представляет себе ситуацию, поняли, что как только топливо попадает в невесомость - оно даже без всякого ускорения начинает двигаться за счёт выравнивания внутренних сил.
Что же до "плавного снижения тяги до 2%" - то здесь важен тот факт, что тяга присутствует и равна тяге, развиваемой четырьмя усадочными ускорителями
RS-U-501. За счёт этого, при включении ускорителей в момент разделения - разделение проходит практически без изменения ускорения 2-й ступени.
Если же усадочные ускорители отсутствуют, то когда при разделении ступеней включаются ретроракеты и тяга резко падает до нуля - тогда распрямляющееся дно бака толкает топливо вперёд. Это неизбежно. Если ждать, пока двигатели 1-й ступени полностью "догорят", то потери в динамике ракеты намного превысят выигрыш от выкидывания 4-х небольших ускорителей.
ЦитироватьИ чтоб нарушить работу двигателей какраз эти шарики должны проделать путь через толщу топлива к противоположному концу баков и там засосаться в заборные устройства.
Это ошибочное мнение. В момент разгрузки - вся масса топлива устремляется вперёд, не исключая и трубопроводы с компрессорами. На границе "улетающего топлива" и "остающихся конструкций" давление меняет знак, что приводит к мгновенному испарению топлива и заполнению его парами образующихся промежутков.
Наивно предполагать, будто разделение 1-й и 2-й ступеней ракеты "Сатурн 5" возможно осуществить без усадки топлива. Вопрос лишь в том, какое техническое решение позволило производить усадку без ускорителей.
...
ЦитироватьЭто ошибочное мнение. В момент разгрузки - вся масса топлива устремляется вперёд, не исключая и трубопроводы с компрессорами. На границе "улетающего топлива" и "остающихся конструкций" давление меняет знак, что приводит к мгновенному испарению топлива и заполнению его парами образующихся промежутков.
А меняет ли? Достаточно ли приданного импульса, чтобы преодолеть давление наддува?
Что-то мне подсказывает, что недостаточно.
Давление наддува бака составляет более двух атмосфер (не помню точно сколько именно). Чтобы топливо начало "резко испаряться" - его давление должно упасть до давления насыщеных паров. Верно?
Для водорода при температуре хранения это давление порядка 1 атм.
Следовательно, ускорение или скорость, приданые топливу, должно быть достаточно для достаточного снижения навления...
Я ничего не напутал?
ЦитироватьДем
Достаточно ли приданного импульса, чтобы преодолеть давление наддува?
RadioactiveRainbow
Что-то мне подсказывает, что недостаточно.
Вам, ребята - надо взять псевдонимы "Фобос" и "Деймос".
В смысле - страх и ужас физики :)))
Газ не может давить на жидкость в невесомости с какой-то одной стороны. При разгрузке они тут же перемешиваются. Если бы это было не так - наддув баков запускаемых в невесомости двигателей ориентации не производился бы с использованием гибкой непроницаемой
ПЕРЕГОРОДКИ.
Чтобы понять, что начинает происходить на границе газа и жидкости в баке при разгрузке - представьте, что будет, если бак мгновенно перевернуть вверх дном. При разгрузке картина будет почти такая же ( лишь только более "расплывчатая" ).
...
Дим. Так, для справки: гибкая перегородка - всего лишь один из способов избавиться от двигателей осадки )
Она применяется не только для двигателей ориентации.
ЦитироватьПри разгрузке они тут же перемешиваются.
Нда?
А если тяга двигателя была очень-очень небольшой - вы уверены, что силы поверхностного натяжения жидкости не пересилят демпфирующий эффект конструкции, и не удержат жидкости в том же положении относительно бака? ;)
Кроме того, если жидкость начнет смещаться вперёд - пузырь газа будет передвигаться в жидкости в противоположном направлении. А так как жидкость - среда всё же вязкая - пузырь будет тормозиться...
ЦитироватьЧтобы понять, что начинает происходить на границе газа и жидкости в баке при разгрузке - представьте, что будет, если бак мгновенно перевернуть вверх дном. При разгрузке картина будет почти такая же ( лишь только более "расплывчатая" ).
Ага. Только есть два "но":
1) после "переворота бака вверх дном", "сила тяжести" будет действовать всего лишь мгновение, сообщив жидкости некоторый начальный импульс. Дальнейшее движение будет происходить без воздействия внешних сил, и будет совершаться против сил трения жидкости.
2) начальный импульс будет определяться жесткостью конструкции ниже днища топливного отсека и до двигательной установки предыдущей ступени. Может прикините величину импульса?
RadioactiveRainbow, мы ведь вроде договорились, что Вы отложите на время пустое фантазирование и засядете за документацию по ракете "Сатурн 5". Неужели Вас не интригует ситуация, когда никто из специалистов в нашей стране ( да, похоже, и во всём мире ) не может внятно ответить на простой вопрос:
Какое техническое решение позволило отказаться от ускорителей 2-й ступени ракеты AS-510 ?
Пока же уровень Вашей аргументации выше чем детсадовский оценить нельзя ( и это очень печально ).
Да я ищу, блин. Ищу.
Может подскажите адресок-другой?
Вам, кстати, тоже не помешало бы прекратить теоретизирования на тему какой же это ужас - топливо в невесомости. Занялись бы тем же поиском информации, тем более, что это интересно в первую очередь именно вам.
P.S.
Кто-нибудь в курсе - на второй ступени Фалькона вроде холодный запуск?
Щас Старый ответит :)
ЦитироватьЯ сказал про "шарик", чтобы те из наших читателей, кто слабо представляет себе ситуацию, поняли, что как только топливо попадает в невесомость - оно даже без всякого ускорения начинает двигаться за счёт выравнивания внутренних сил.
И тем не менее давление по всему объёму бака должно быть примерно одинаково. Возникновение зон с высоким и низким давлением весьма сосмнительно - жидкость начнёт перемещаться от высокого давления к низкому.
ЦитироватьЧто же до "плавного снижения тяги до 2%" - то здесь важен тот факт, что тяга присутствует и равна тяге, развиваемой четырьмя усадочными ускорителями
RS-U-501.
Не понял? При чём тут тяга усадочных ускорителей? Тяга двигателей первой ступени при разделении вовсе не должна быть равна тяге усадочных ускорителенй.
И насколько я понимаю то что разделение происходит при остаточной тяге в 2% от обычной - это установленый факт? Сколько там максимальная тяга? 4000т? Вот значит при разделении она гдето 80 тонн. Какую это создаст перегрузку? 0.1g явно не набирается. При освобождении от такой перегрузки конструкция вряд ли будет сильно пружинить.
ЦитироватьЗа счёт этого, при включении ускорителей в момент разделения - разделение проходит практически без изменения ускорения 2-й ступени.
А сколько там тяга усадочных ускорителей?
ЦитироватьЕсли же усадочные ускорители отсутствуют, то когда при разделении ступеней включаются ретроракеты и тяга резко падает до нуля - тогда распрямляющееся дно бака толкает топливо вперёд. Это неизбежно.
При изменении перегрузки с 0.1g до 0 вряд ли дно так уж сильно распрямится, точнее вряд ли оно будет значительно деформировано чтоб потом распрямляться.
ЦитироватьЭто ошибочное мнение. В момент разгрузки - вся масса топлива устремляется вперёд, не исключая и трубопроводы с компрессорами. На границе "улетающего топлива" и "остающихся конструкций" давление меняет знак, что приводит к мгновенному испарению топлива и заполнению его парами образующихся промежутков.
Ой, с какой же это силой днище толкнёт топливо вперёд чтоб аж разрежение появилось? Если диаметр бака 10 метров а давление наддува 2 атм то газ давит на поверхность толива с силой тонн в 160. Если давление у днища станет 1 атм то перепад давления сотавит какраз 80т - сила достаточная чтобы "пережать" снятое усилие от двигателей.
Поясню. Если двигатели первой ступени давили на вторую с силой 80 тонн то никакие деформационные нагрузки при распрямлении не будут действовать на топливо с большей силой. Это даже если считать что вся оставшаяся часть ракеты состоит из одного бака.
Так что давление наддува прижмёт топливо к бакам и никаких зон разрежения не получится.
Вобще чтоб вы правильно представили поведение топлива в баке налейте в пластиковую бутылку воды оставив небольшой пузырь воздуха и потрясите её в продольном направлении. Тряхните вврех с укорением превышающим 1g и гляньте как пузырь будет перемещаться вниз.
ЦитироватьНаивно предполагать, будто разделение 1-й и 2-й ступеней ракеты "Сатурн 5" возможно осуществить без усадки топлива. Вопрос лишь в том, какое техническое решение позволило производить усадку без ускорителей.
Вобщем то ничего наивного. Можно наверно и так.
ЦитироватьЧтобы понять, что начинает происходить на границе газа и жидкости в баке при разгрузке - представьте, что будет, если бак мгновенно перевернуть вверх дном.
Вопрос лишь в том, что такое "мгновенно". :)
Дима, вот задача на засыпку. На бесконечную абсолютно твёрдую плиту падает абсолютно упругий шарик и отскакивает.
Вопрос: чем определяется время соударения, т.е. сколько времени шарик будет находиться в контакте с плитой?
Дима, объясни нам просто, каким образом пузырь газов за пару секунд между отсечкой Ф-1 и включением J-2 переместиться вниз на 7 метров в баке кислорода и на 15 м - в баке водорода?
ЦитироватьДима, объясни нам просто, каким образом пузырь газов за пару секунд между отсечкой Ф-1 и включением J-2 переместиться вниз на 7 метров в баке кислорода и на 15 м - в баке водорода?
По диминой версии - под действием аэродинамического торможения и сил упругости конструкции топливо и бак будут двигатся с разным ускорением. Вопрос, каким?
Слово "мгновенно" в физике запрещено. Это синоним слова "дальнодействие". Есть ускорение, есть архимедова сила, есть вязкость жидкости, поверхностное натяжение.
Моделирование такого процесса было за пределами возможностей компьютеров того времени, но можно было посмотреть, что происходит в реальности.
Причём для этого необязательно ставить в ракету камеры. Процесс можно исследовать в модельном баке с водой и воздухом - оно неплохо масштабируется.
ЦитироватьНа бесконечную абсолютно твёрдую плиту падает абсолютно упругий шарик и отскакивает.
Вопрос: чем определяется время соударения, т.е. сколько времени шарик будет находиться в контакте с плитой?
Есть интересная задачка с чуть-чуть другим условием: шарик падает с высоты 1 км в безветренную погоду. Нужно найти ускорение шарика сразу же после отскока (после потери контакта с плитой).
Если задачку до этого Вы не решали, то численный ответ Вас удивит :)
Занятно. Читаю сейчас какое-то старое описалово Сатурнов - там ни слова про отказ от двигателей усадки.
Отказ от двигателей не привёл бы к увеличению ПН - они находились на переходном отсеке, который сбрасывался через несколько секунд после запуска двигателей второй ступени.
А вот на викпедии в описании то ли S-V, то ли S-II написано, что сначала было 8 двигателей усадки, потом 4, а потом от них вообще избавились.
То есть налицо постепенная отработка технологии. Типа, посмотрели как оно с 8ю двигателями. Прикинули - должно и с 4мя работать. Проверили. Порлучилось. Посмотрели подробнее - а можно и вообще без них...
Дим, у вас откуда информация - не поделитесь источником?
ЦитироватьОтказ от двигателей не привёл бы к увеличению ПН - они находились на переходном отсеке, который сбрасывался через несколько секунд после запуска двигателей второй ступени.
Вообще-то, отказ от двигателей приводил к уменьшению сухой массы ;)
Со всеми вытекающими.
ЦитироватьКакое техническое решение позволило отказаться от ускорителей 2-й ступени ракеты AS-510 ?
От ускорителей позволила отказаться достоверная информация, что пузырь газов за 2 секунды не успевает опуститься к топливозаборникам.
А с чего вы взяли вообще что эти ускорители служили для усадки топлива? Читая какоето описание Сатурна я понял что они служили для разведения ступеней. На третьей ступени они остались.
ЦитироватьВообще-то, отказ от двигателей приводил к уменьшению сухой массы
Со всеми вытекающими.
Хм :)
Скажем так - уменьшалась масса конструкции, учитываемая на этапе работы первой ступени. Масса второй ступени осталась прежней. Так что увеличение ПН было меньше сэкономленой массы переходного отсека ;)
Отказ от двигателей осадки затевался, скорее, ради экономии денег и уменьшения количества элементов системы (читай - упрощения системы и увеличения надёжности).
ЦитироватьОт ускорителей позволила отказаться достоверная информация, что пузырь газов за 2 секунды не успевает опуститься к топливозаборникам.
От то-то и оно.
Но Диме нужно документальное подтверждение...
ЦитироватьА с чего вы взяли вообще что эти ускорители служили для усадки топлива? Читая какоето описание Сатурна я понял что они служили для разведения ступеней. На третьей ступени они остались.
Нет. Двигатели на переходном отсеке использовались именно для осадки топлива.
Для разведения ступеней использовались ретродвигатели первой ступени (расположенные, кстати, в конических обтекателях боковых F-1).
ЦитироватьДля разведения ступеней использовались ретродвигатели первой ступени (расположенные, кстати, в конических обтекателях боковых F-1).
А они то остались?
http://www.spaceline.org/rocketsum/saturn-V-apollo.html
Ага, судя по всему остались.
Разделение происходило на высоте, кажется, около 35 миль... Сдаётся мне, скоростной напор на этой высоте, хоть и не слишком большой, но есть. БАк что без ретродвигателей никак.
Вот здесь внизу куча ссылок на ПДФы:
http://www.astronautix.com/lvs/saturnv.htm
Надо изучать :)
ЦитироватьOne second after first stage separation, eight solid-fueled motors mounted on the first/second stage adapter ring were fired for four seconds. These provided a combined thrust of 181,000 pounds.
In addition to maintaining the positive motion of the rocket, these motors performed an ullage maneuver, forcing the second stage fuel to the bottom of its tanks in order to feed the engines. The five J-2 second stage engines were fired during this ullage burn.
ЦитироватьЦитироватьДля разведения ступеней использовались ретродвигатели первой ступени (расположенные, кстати, в конических обтекателях боковых F-1).
А они то остались?
А куда они денутся? Чем разводить ступени?
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьДля разведения ступеней использовались ретродвигатели первой ступени (расположенные, кстати, в конических обтекателях боковых F-1).
А они то остались?
А куда они денутся? Чем разводить ступени?
А кто его знает, может посмотрели посмотрели, а они сами отваливаются, да и сняли нафиг :D
В порядке бреда. Чистое ИМХО.
Двигатели торможения на первой ступени остались, а двигатели разгона на второй нет. Но, возможно, они и не так нужны.
На второй ступени процесс захолаживания водородников начинается еще до выключения первой ступени (просто он очень длительный, возможно, это вообще, еще на земле начинают - сейчас не помню, надо смотреть циклограмму). Т.е. по магистралям ЖРД пускают жидкий водород, захолаживают магистрали. Водород в рубашке газифицируется.
Возможно, во время работы первой ступени сброс водорода идет через дренажно-сбросовые клапаны, которые (вполне возможно) расположены на ХО и играют роль разгонных сопел. А уже после отвода первой ступени газообразный водород после захолаживания сбрасывается через основные камеры, и создает тягу. Кстати, это видно и на видео сброса ХО второй ступени - двигатели "парят". Это тяги достаточно, чтобы удержать у заборных устройств огромный столб компонентов, о котором выше писали уважаемые товарисчи и господа.
Нет там таких клапанов.
А вот при запуске двигателя начальная раскрутка ТНА осуществляется сжатым гелием из баллона. (Баллон довольно большой и бросается в глаза на двигателе). Пройдя через турбину этот гелий сбрасывается в сопловой насадок. Может это создаёт достаточную перегрузку?
Возможно, достаточно. Но я говорю не о прецедуре запуска ЖРД путем раскрутки ТНА сжатым газом. Для водородника этого не достаточно. Его и его магистрали ОБЯЗАТЕЛЬНО захолаживают. А куда девают при этом жидкостно-газовую смесь водорода?
ЦитироватьДля водородника этого не достаточно. Его и его магистрали ОБЯЗАТЕЛЬНО захолаживают. А куда девают при этом жидкостно-газовую смесь водорода?
Насколько я понимаю захолаживание там осуществляется методом циркуляции и в процессе полёта ничего за борт не сбрасывается.
Циркуляцией можно захолодить магистрали до главных клапанов. А как то же самое сделать для рубшки охлаждения камеры? Там ведь невозможно замкнуть контур - от коллектора по трубкам ЖВ идет в головку камеры, а там дальше никаких клапанов нет.
ЦитироватьА как то же самое сделать для рубшки охлаждения камеры?
Подозреваю что никак. Захолаживается в момент запуска. Водород подаётся туда под давлением и не может вскипеть.
Почитаю сегодня дома описания. Подозреваю, что ваши подозрения не верны.
Ненужна там никакая доп. перегрузка. Попробуйте выплеснуть куда-нить вперед или вперед-вверх воду из ведра. Сразу всю. Не получается! Подсасывает её ко дну очень здорово, хотя торможение ведра весьма интенсивное создавать получается. Так и тут. Кратковременная потеря ускорения (и уж никак не интенсивное замедление) сразу массу топлива от низа бака не оторвут и на газовую фракцию с верха бака не заменят. Американцы понимали это. Поставили камеры в бак, убедились, и сняли с ракеты ненужное.
ЦитироватьПочитаю сегодня дома описания. Подозреваю, что ваши подозрения не верны.
Я просто думаю что если водород в рубашке сопла не кипит при работающем двигателе то с какой радости ему кипеть при неработающем?
ЦитироватьАмериканцы понимали это. Поставили камеры в бак, убедились, и сняли с ракеты ненужное.
Но первые 7 полётов всё никак не могли понять? ;)
Боялись, не считали нужным ломать работающую систему, было не до этого, мешала бюрократия.......
ЦитироватьЦитироватьАмериканцы понимали это. Поставили камеры в бак, убедились, и сняли с ракеты ненужное.
Но первые 7 полётов всё никак не могли понять? ;)
Возможно, эти семь экземпляров ракеты были изготовлены до принятия решения о снятии. А кто будет откручивать что-то (пусть и лишнее) со сданного изделия?
ЦитироватьRadioactiveRainbow
Да я ищу, блин. Ищу.
Может подскажите адресок-другой?
С удовольствием :)
Apollo Program Summary Report - NASA Johnson Report JSC-09423, April 1975 (http://history.nasa.gov/alsj/APSR-JSC-09423.pdf) - 49 MbЦитирую:
(http://7cats.jino-net.ru/add/JSC-09423_part.png)
Во втором абзаце сообщается, как по результатам испытаний был сделан вывод о том, что для осадки топлива, необходимой для запуска двигателей 2-й ступени - вполне достаточно 4-х ускорителей вместо 8-ми.
Прочтя последний абзац можно узнать, что для AS-510 и последующих ракет - осадка топлива осуществлялась вообще без ускорителей.
Каким же был выигрыш в массе полезной нагрузки от этого революционного новшества..
Ответ даёт другой документ:
Apollo program flight summary report (http://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19740013403_1974013403.pdf) - 5 MbЦитирую:
(http://7cats.jino-net.ru/add/1974013403_part.png)
Итак - выигрыш ничтожен. Очевидно, что такой выигрыш не позволяет применить какое-то "чудо-устройство" во 2-й ступени. Значит осадка топлива, необходимая для запуска двигателей осуществлялась СВЯТЫМ ДУХОМ !!! ( не иначе :)
Почему нельзя предположить, что запуск двигателей вдруг ( без предварительных испытаний ) стали пытаться делать без осадки топлива..
Дело проясняет третий документ:
Apollo 15 Press Kit (http://www-lib.ksc.nasa.gov/lib/archives/apollo/pk/1APOLLO15.PDF) - 5 Mb(http://7cats.jino-net.ru/add/Apollo_15_Press_Kit_part.png)
Точнее говоря - это и без документов понятно. У одинаковых двигателей 2-й и 3-й ступеней была идентичная схема питания, которая требовала осадки топлива перед запуском двигателя. А поскольку необходимость осадки топлива при запуске двигателя 3-й ступени никто не подвергает сомнению - сл. то же верно и для двигателей 2-й ступени.
Теперь сравним временные профили разделения 1-й и 2-й ступеней у ракет AS-509 ( с ускорителями ) и AS-510 ( без ускорителей )..
Данные по AS-509 берём из
Apollo 14 Saturn V Report (http://klabs.org/history/history_docs/jsc_t/apollo_14_saturn_v.pdf) - 31 Mb(http://7cats.jino-net.ru/add/1973025091_part.png)
Данные по AS-510 берём из
Apollo 15 Saturn V Report (http://klabs.org/history/history_docs/jsc_t/apollo_15_saturn_v.pdf) - 39 Mb(http://7cats.jino-net.ru/add/1973025086_part.png)
Числа в 3-й колонке дают время от начала разделения. И что же мы видим.. Практически никакой разницы. Что есть ускорители, что нет их - всё происходит практически идентично.
Т.е. ракете
Saturn V это без разницы! Двигатели J-2 запускаются у 2-й и 3-й ступеней что так, что сяк.
Вот где сила святого духа :)))
Возможно смекнули что газ применяемый для предварительной раскрутки ТНА создаёт тягу достаточную для осаждения топлива.
ЦитироватьЧисла в 3-й колонке дают время от начала разделения. И что же мы видим.. Практически никакой разницы. Что есть ускорители, что нет их - всё происходит практически идентично.
Т.е. ракете Saturn V это без разницы! Двигатели J-2 запускаются у 2-й и 3-й ступеней что так, что сяк.
Вот где сила святого духа :)))
Третья ступень короче второй, а при повторном запуске движков (уже на орбите), "столбик" горючего в ней еще короче, поэтому газовый пузырь всяко успеет добраться до дна, и с третьей ступени нельзя снимать движки осадки (со второй можно)
Прочитал все, что здесь написали...
1. Двигатель J-2 (как меня учили в институте) запустить в невесомости нельзя. То есть какая-то тяга для запуска была нужна. Почему - не помню (опять же нам могли рассказать что-то и неправильно). ТНА там раскручивался действительно гелием.
Захолаживание происходило компонентами по замкнутой схеме - трубопроводы вплоть до пусковых клапанов, потом - назад в бак. Захолаживание ГГ, камеры и огневого днища не предусматривалось, вскипевший водород быстро вытеснялся жидким в момент запуска.
2. Приведенные выше документы показывают, что бали сняты не только РДТТ увода 2-й ступени, но и РДТТ отвода назад 1-й ступени. Вот этого я лично не знал. И у меня вопрос - как в этом случае разводились ступени?
3. Про пузыри газа. Ясно, что за пару секунд пузырь газа в баке вниз не опустится и заборников не достигнет. Вопрос в другом. В одном из постов Дима писал, что при снятии тяги давление упадет не только в баке, но и в трубопроводах. Мне кажется, имелось в виду, что произодет некий обратный гидроудар, следствием которого станет снижение давления в магистралях. А оно может снизиться и до давления насыщенных паров... Или не может? Если может, велика опасность возникновения кавитации на насосах. Спасет ли (передавит ли) давление наддува? Может быть. Еще там были бустерные насосы (не помню, от чего они запитывались).
4. Хочу обратиться к Диме. Ваша речь весьма ехидна. Вероятно, вы знаете ответ на поставленный вопрос? Так не томите, а то подобное кривляние выглядит как-то некрасиво. А местами вы и вовсе откровенно хамите.
Цитировать4. Хочу обратиться к Диме. Ваша речь весьма ехидна. Вероятно, вы знаете ответ на поставленный вопрос? Так не томите, а то подобное кривляние выглядит как-то некрасиво. А местами вы и вовсе откровенно хамите.
Дима. - классический опровергатель полетов на Луну. Кстати, если кто не знает - аФон тоже :wink:
ЦитироватьДима. - классический опровергатель полетов на Луну. Кстати, если кто не знает - аФон тоже :wink:
Да я догадался :)
Меня технический аспект интересует (как и Старого)
ЦитироватьЦитироватьДима. - классический опровергатель полетов на Луну. Кстати, если кто не знает - аФон тоже :wink:
Да я догадался :)
Меня технический аспект интересует (как и Старого)
Блин, не могу найти прямую ссылку на книгу о "Южном" у Хлынина (на сайте ссылки нет). Там довольно подробно расписано о "Воеводе", у которого с минометным стартом тоже была проблема запуска двигателей первой ступени в "невесомости".
Действительно, не понятно, что уважаемый Дима хочет доказать.
Ну там чего-чего, но выход на околоземную орбиту Сатурна 5 американцы уж точно подделать не могли. Да и где логика, в первых полетах они выводили Сатурны на орбиту, а потом махнули рукой и перестали даже это делать??? :shock:
Ну и опровергатель :D
Раз летали, значит каким то образом двигатели действительно запускались.
ЦитироватьДействительно, не понятно, что уважаемый Дима хочет доказать.
Ну там чего-чего, но выход на околоземную орбиту Сатурна 5 американцы уж точно подделать не могли. Да и где логика, в первых полетах они выводили Сатурны на орбиту, а потом махнули рукой и перестали даже это делать??? :shock:
Ну и опровергатель :D
Раз летали, значит каким то образом двигатели действительно запускались.
Дима развивает концепцию, что вторая ступень была муляжом (пустая внутри), и подрывалась сразу после отделения от первой ступени Авторство принадлежит Попову, всё описано в его нетленке http://moon.thelook.ru/book/16.htm :
ЦитироватьЕсли автор прав в своей догадке относительно ступени II, то с её отделением, точнее с освобождением от неё, у НАСА была порядочная «головная боль». Как уже говорилось, избавиться от неё надо было практически сразу же после сброса ступени I. Но как это сделать так, чтобы никто не догадался, что произошло? Отделить её точно так же, как и ступень I, то есть просто сбросить вниз - нельзя. Ведь тогда с небольшим перерывом один за другим вниз полетят два громадных цилиндра: ступень I (50 м) и ступень II (25 м). Ракетчики - очевидцы многих запусков наших ракет («Союзов») сообщили автору, что в ясную погоду сброс первых ступеней, так называемых «боковушек», хорошо виден. А ведь «Союз» существенно меньше «Сатурна-5». Следовательно, ступень II нельзя было «выбросить» незаметно. С очень большой вероятностью сторонние наблюдатели могли бы заметить, что вниз летят два крупных тела, тогда как должно падать одно - ступень I. Как освободиться от ступени II, если просто отбросить её нельзя? И, похоже на то, что американцы придумали удивительно смелый способ, как это сделать у всех на виду и так, что при этом никто не понял, что происходит.
....Автор не раз по ходу книги отдавал дань уважения тому, как хорошо просчитывают американцы психологию поведения человека. НАСА приняла решение: от ступени II освобождаться на глазах у многих свидетелей с помощью подрыва её конструкции.
Итак, по мнению автора вскоре после отделения ступени I, по всему телу ступени II действительно произошёл взрыв. Он и уничтожил ступень II.
Ну вот наконец-то пошел рафинированный бред :lol:
А-то все вокруг да около...
Блин, это что - рассмотрение довольно интересного технического вопроса использовали для прикрытия откровенного бреда? Я глубоко разочарован. :shock:
Не поленился, быстренько прочитал
http://moon.thelook.ru/book/16.htm
благо там немного.
Ну что сказать? Удивительный бред. Причем по всем рассмотренным аспектам. Эта статья недостойна даже жОлтой прессы! Автор - скотина (если сознательно обманывает читателя) или некомпетентный болван (это если он обманывается сам). Впрочем, может, ему просто лет 20 и он любит фантазировать? Не знаю.
-------------------------
С этим все понятно. Но меня по-прежнему интересует вопрос разделения 1-й и 2-й ступеней. Не верю, что среди завсегдатаев форума нет никого, кто не знает. Знатоки, вам слово!
ЦитироватьАвтор - скотина (если сознательно обманывает читателя) или некомпетентный болван (это если он обманывается сам). Впрочем, может, ему просто лет 20 и он любит фантазировать? Не знаю.
Болван, болван обычный. Именно такой кадр из которых рекрутируются ряды опровергателей.
Цитировать-------------------------
С этим все понятно. Но меня по-прежнему интересует вопрос разделения 1-й и 2-й ступеней. Не верю, что среди завсегдатаев форума нет никого, кто не знает. Знатоки, вам слово!
Ну я допустим не особый знаток, но версия про медленное движение пузыря меня полностью устраивает. Не спроста там в баке были видеокамеры. Следили за пузырем.
Я не про пузырь. там в документах указано, что на Апполоне-15 разделение производилось и без ретроракет 1-й ступени и без ускорителей 2-й ступени. Как физически РАСТАСКИВАЛИСЬ ступени-то?
Взрыв пирошнура?
ЦитироватьНу я допустим не особый знаток, но версия про медленное движение пузыря меня полностью устраивает. Не спроста там в баке были видеокамеры. Следили за пузырем.
Эта версия не прокатит. Бак кислорода был чечевицеобразный, его высота была меньше ширины. Там бы пузырь мотнулся моментально. Тем более при быстром уменьшении тяги конструкция отпружинивает и отбрасывает топливо вперёд.
ЦитироватьЯ не про пузырь. там в документах указано, что на Апполоне-15 разделение производилось и без ретроракет 1-й ступени и без ускорителей 2-й ступени. Как физически РАСТАСКИВАЛИСЬ ступени-то?
Физически переходник вроде перерубало удлинённым кумулятивным зарядом.
ЦитироватьЦитироватьНу я допустим не особый знаток, но версия про медленное движение пузыря меня полностью устраивает. Не спроста там в баке были видеокамеры. Следили за пузырем.
Эта версия не прокатит. Бак кислорода был чечевицеобразный, его высота была меньше ширины. Там бы пузырь мотнулся моментально. Тем более при быстром уменьшении тяги конструкция отпружинивает и отбрасывает топливо вперёд.
Все равно - 6 метров высоты это много.
Взрыв пирошнура не дает продольного усилия, так что это просто способ разделения. Пузырь - тоже не вариант, разведение ступеней нужно начинать сразу после отделения. Перед запуском J-2, точнее, перед появлением его факела полной тяги 1-я ступень должна уже быть отведена на приличное расстояние.
Есть довольно простой способ, применяющийся на наших МБР морского базирования. Там двигатель 2-й ступени расположен в баке окислителя (или горючего) 1-й. Т.е. верхушка цилиндрической части бака является одновременно переходным отсеком - т.е. переходного отсека просто нету. В том месте, где оболочка режется пирошнуром сделан нахлест цилиндра, который относится ко 2-й ступени и цилиндра, являющегося частью 1-й ступени. Между ними - прокладка-обтюратор. Нахлест - сантиметров 20. После срабатывания пирошнура движение 2-й ступени вперед обеспечивается остатками давления наддува верхнего бака 1-й ступени.
Кстати, к запуску двигателя 2-й ступени (а он производится в невесомости практически сразу) этот способ разведения отношения не имеет, для того, чтобы не было пузырей в трубопроводах, там стоят банальные сетчатые уловители на заборниках.
Полагаю, для Сатурна-5 этот способ не подходит. Во-первых, слишком большие массы надо растолкнуть, во-вторых переходной отсек пришлось бы герметизировать, довольно сильно наддувать, обтюратор стаивть... Слишком монстрообразно.
ЦитироватьФизически переходник вроде перерубало удлинённым кумулятивным зарядом.
Давайте все-таки разделять понятия РАЗДЕЛЕНИЕ и РАЗВЕДЕНИЕ.
Стоп, совсем меня запутали.
РТТД на первой ступени остались. Ими и разводили. Убрали двигатели на 2-й, которые осаждали топливо.
Если я правильно понял вот это место:
Цитировать(http://7cats.jino-net.ru/add/1974013403_part.png)
то РДТТ убрали и с первой ступени и со второй?
Вообще-то там написано, что прибавили около 100 фунтов ПН за счет убирания четырех тормозных ракет из восьми :wink:
ЦитироватьВообще-то там написано, что прибавили около 100 фунтов ПН за счет убирания четырех тормозных ракет из восьми :wink:
аааа!!! Семен Семеныч! (с)
Спасибо, я проглядел по невнимательности :oops:
Ну тогда проблем никаких нет. Как разделялись и разводились ступени - понятно. Запуск J-2 на 2-й ступени можно запустить и без спец. РДТТ осаждения топлива. По крайней мере, от запуска J-2 на 3-й ступени условия отличаются принципиально - за пару секунд никакой пузырь к заборнику не попадет. А трубопровод и загерметизировать можно со стороны бака.
То есть я вижу это так. Пока работает 1-я ступень - топливо осажено, магистрали захоложены. В момент разделения берем и перекрываем крантик везле бака. Никакого гидроудара не будет, давление в трубопроводе не изменится. В самом баке пузырь до заборников дойти не успеет. В момент включения двигателя крантик открывается... А можно вообразить и отдельный питающий бачок, в котором нету пузырей, а стенки, например, гофрированные. Пока крантик возле бака закрыт, начальный этап запуска - запитывание ГГ, рубашки двигателя и прочего - происходит из этого бачка, объем которого уменьшается при засасывании из него топлива. В момент зажигания или чутьпозже - открываем крантик на баке. Все чинно-благородно.
Можно придумать систему и посложнее.
А вот при втором запуске 3-й ступени без осаживания топлива не обойтись, т.к. запуску предшествует длительный период невесомости. Какой период? Да любой! Переод между 1-м и 2-м включением J-2 на 3-й ступени - это своего рода первая станция, первая остановка по пути на Луну. В случае нештатной ситуации вся связка может болтаться на орбите сутки, пока решаем - лететь/не лететь.
ЦитироватьБлин, это что - рассмотрение довольно интересного технического вопроса использовали для прикрытия откровенного бреда? Я глубоко разочарован.
А Вы не обращайте внимание на любителей побредить. Ведь от того, что интересный технический вопрос привлекает всякую левую публику - он не становится от этого менее интересным. Это правда у каждого своя, а истина-то у всех общая :)
Цитировать1. Двигатель J-2 (как меня учили в институте) запустить в невесомости нельзя.
Это бесспорно. Если бы это было не так - никто бы не ставил ускорители на 2-ю и 3-ю ступени.
Цитировать2. Приведенные выше документы показывают, что бали сняты не только РДТТ увода 2-й ступени, но и РДТТ отвода назад 1-й ступени. Вот этого я лично не знал. И у меня вопрос - как в этом случае разводились ступени?
Сняли 4 ретродвигателя из 8-ми - ещё 4 осталось.
Цитировать3. Про пузыри газа. Ясно, что за пару секунд пузырь газа в баке вниз не опустится и заборников не достигнет. Вопрос в другом. В одном из постов Дима писал, что при снятии тяги давление упадет не только в баке, но и в трубопроводах. Мне кажется, имелось в виду, что произодет некий обратный гидроудар, следствием которого станет снижение давления в магистралях. А оно может снизиться и до давления насыщенных паров... Или не может? Если может, велика опасность возникновения кавитации на насосах. Спасет ли (передавит ли) давление наддува? Может быть. Еще там были бустерные насосы (не помню, от чего они запитывались).
При пассивном разделении - ускорение 2-й ступени поменяет знак и на лопатках компрессоров немедленно образуется "кислородный коктейль". Именно поэтому ускорители необходимы для запуска двигателей и 2-й и 3-й ступеней.
Цитировать4. Хочу обратиться к Диме. Ваша речь весьма ехидна. Вероятно, вы знаете ответ на поставленный вопрос? Так не томите, а то подобное кривляние выглядит как-то некрасиво. А местами вы и вовсе откровенно хамите.
Сохранять академическое спокойствие не так просто. Вы сами участвуете в обсуждении всего пару дней, а уже помянули "Блин". Мне же весь здешний бред приходится месяцами слушать, так что ещё раз прошу отнестись с пониманием :)
ЦитироватьВ момент разделения берем и перекрываем крантик везле бака. Никакого гидроудара не будет, давление в трубопроводе не изменится.
Это любопытная идея, но она не выдерживает проверку практикой. Если бы такое простое решение, как блокировка трубопроводов, могло помочь - то и на 3-й ступени пороховые ускорители тоже бы убрали.
Но их оставили, хотя условия разделения 2-й и 3-й ступеней немного комфортнее ( нет сопротивления воздуха ).
Кроме того, если бы было изобретено не требующее оборудования решение, позволяющее полностью отказаться от осадки топлива при холодном разделении ступеней ( и не только в невесомости, но и при отрицательном ускорении ) - то именно это и стало бы главным результатом программы
Apollo и мне бы об этом рассказал первый же посетитель ветки ещё полгода назад.
Однако всё тихо. Никто нигде никогда не говорил, что осадка топлива при холодном разделении ступеней в атмосфере ( и невесомости ) - бессмысленная затея.
Выходит - Ваша догадка ошибочна.
На третьей ступени пороховики нужны в любом случае для осаждения топлива после сравнительно длинной баллистической паузы.
А на второй ступени пороховики не нужны по той же причине, почему они не ставятся на наши жидкостные МБР минометного старта, хотя у них ДУ первой ступени запускается не то что в невесомости, а даже с отрицательной перегрузкой.
ЦитироватьПеред запуском J-2, точнее, перед появлением его факела полной тяги 1-я ступень должна уже быть отведена на приличное расстояние.
Так для этого на первой ступени и стоят тормозные РДТТ.
ЦитироватьЕсть довольно простой способ, применяющийся на наших МБР морского базирования. Там двигатель 2-й ступени расположен в баке окислителя (или горючего) 1-й. У чево вы знаете! :)
А при чём тут Сатурн?
ЦитироватьКстати, к запуску двигателя 2-й ступени (а он производится в невесомости практически сразу) этот способ разведения отношения не имеет, для того, чтобы не было пузырей в трубопроводах, там стоят банальные сетчатые уловители на заборниках.
Уловители? ;)
Однако злые языки говорят что никаких признаков сетчатых разделителей на Сатурне замечено не было. :(
ЦитироватьПолагаю, для Сатурна-5 этот способ не подходит. Во-первых, слишком большие массы надо растолкнуть, во-вторых переходной отсек пришлось бы герметизировать, довольно сильно наддувать, обтюратор стаивть... Слишком монстрообразно.
Да ужжж... А чего ещё вы полагаете НЕ БЫЛО на Сатурне? ;)
ЦитироватьЦитироватьФизически переходник вроде перерубало удлинённым кумулятивным зарядом.
Давайте все-таки разделять понятия РАЗДЕЛЕНИЕ и РАЗВЕДЕНИЕ.
Вот и я думаю: какое отношение имеют разделение и разведение к обеспечению подачи топлива в невесомости?
ЦитироватьПо крайней мере, от запуска J-2 на 3-й ступени условия отличаются принципиально - за пару секунд никакой пузырь к заборнику не попадет.
Вобщето ситуация противоположна - за пару секунд всё топливо в баке просто сдвигается на полметра вперёд. А освободившееся место занимает газ наддува.
ЦитироватьА трубопровод и загерметизировать можно со стороны бака.
Гениально! Надо патентовать! ;)
Старый, как всегда - "очень веско и на полметра мимо" (с).
Старый, не надо на меня наезжать, я ведь не опровергатель, я - свой!
Я ни разу не написал, что МБР имеет отношение к Сатурн-5, а привел пример решения вопроса с разведением ступеней. А вопрос с разведением я поднял тогда, когда еще не разобрался в своей ошибке, на которую мне указал Bell. Или вы бросились отвечать на мои посты не прочтя предыдущие?
Я ни разу не написал, что отведение 1-й ступени Сатурна-5 назад имеет какое-то отношение к осаждению топлива.
И я ни разу не написал, что на Сатурне-5 ставились сетчатые уловители.
А потому - не надо язвить, ладно?
Вы лучше сами скажите, каким это образом обеспечивалось осаждение топлива во 2-й ступени Сатурна-5 перед запуском на ней двигателей. Только без бредовых идей насчет того, что истечение гелия, использованного для раскрутки ТНА достаточно для создания нужной тяги. Что? Нет идей? Тогда и не надо наезжать на меня!
Мое мнение - в условиях запуска 2-й ступени Сатурна-5 осаждение топлива в ней НЕ ТРЕБУЕТСЯ ВОВСЕ (в отличие от условий запуска 3-й ступени). Просто в первых полетах этот вопрос не был полностью исследован, поэтому было сделано как надежнее.
Цитировать...
Кроме того, если бы было изобретено не требующее оборудования решение, позволяющее полностью отказаться от осадки топлива при холодном разделении ступеней ( и не только в невесомости, но и при отрицательном ускорении ) - то именно это и стало бы главным результатом программы Apollo и мне бы об этом рассказал первый же посетитель ветки ещё полгода назад.
М-да... Ну то есть вы считаете, что главный результат программы Аполлон - не высадка на Луне и не научные материалы, а - изобретение способа запуска ЖРД в невесомости, не требующего осадки топлива? Ну что ж - видимо, это - диагноз.
(Между прочим, способ запуска ЖРД без осадки топлива давно изобретен и используется в двигателях OMS системы Space Shuttle. И американцы не гордились этим изобретением так, как высадкой на Луну...)
ЦитироватьОднако всё тихо. Никто нигде никогда не говорил, что осадка топлива при холодном разделении ступеней в атмосфере ( и невесомости ) - бессмысленная затея.
Выходит - Ваша догадка ошибочна.
А вы искали? Что-то мне кажется, что вы рассуждаете о ракете Сатурн-5, опираясь только на то, что "никто никогда нигде не говорил". Это при том, что есть чертежи, циклограммы и прочие ФАКТИЧЕСКИ ТОЧНЫЕ данные.
Дима, у меня к вам вот какой вопрос, если позволите. А то действительно, что мы все ходим вокруг да около. Ответьте прямо.
Вы действительно верите (поддерживаете, считаете правдоподобной) в теорию, ссылку на которую дал Афон?
Вот на эту:
http://moon.thelook.ru/book/16.htm
?
Ответьте прямо.
Боюсь Дима тут появится нескоро...
ЦитироватьНа третьей ступени пороховики нужны в любом случае для осаждения топлива после сравнительно длинной баллистической паузы.
Сравним временные последовательности разделения 1-й//2-й и 2-й//3-й ступеней ( время от начала разделения указано в 3-й колонке ):
Для 1-й//2-й ступеней:
(http://7cats.jino-net.ru/add/1973025086_part.png)
Для 2й//3й ступеней:
(http://7cats.jino-net.ru/add/1973025086_part2.png)
И что мы видим..
Между разделением 1-й и 2-й ступеней и стартом двигателей у 2-й ступени проходит 0.7 секунды, а у 3-й ступени проходит 0.1 секунды.
Это особенно познавательно для тех, кто считает, что осадку топлива можно произвести за счёт тяги, создаваемой выхлопом турбокомпрессоров.
Правда, между разделением и зажиганием у 2-й ступени проходит 1.7 секунды, а у 3-й ступени проходит 3.1 секунды, т.е. на 1.4 секунды больше.
Если кто-то считает, что выяснить разницу в поведении топлива за 1.7 секунды баллистической паузы и за 3.1 секунды в те годы могли "на кончике пера", без натурных испытаний в беспилотном старте - то этот человек беcконечно далёк от объективной реальности.
В реальном мире не изменяют схему запуска двигателей при холодном разделении без одного, а то и нескольких испытательных беспилотных стартов.
Учитывая же, что по утверждению насовцев - выигрыш от этой чехарды составил всего ~ 40 килограммов полезной нагрузки, становится совсем непонятно, зачем надо было ставить на рога инженерно-конструкторское сообщество, заявляя об изменении схемы запуска двигателей, принятой между рабочими пилотируемыми стартами,
без единого испытательного и не сообщая при этом ни малейших технических подробностей о том, как такое чудо стало возможным..
...
ЦитироватьБоюсь Дима тут появится нескоро...
Гы... уже в бане? жаль... :lol:
ЦитироватьИ что мы видим..
Между разделением 1-й и 2-й ступеней и стартом двигателей у 2-й ступени проходит 0.7 секунды, а у 3-й ступени проходит 0.1 секунды.
Это особенно познавательно для тех, кто считает, что осадку топлива можно произвести за счёт тяги, создаваемой выхлопом турбокомпрессоров.
...
А нет, не в бане! Ура!
Дима, Лютич имел в виду разницу между запуском 2-й ступени и ВТОРЫМ запуском 3-й ступени.
ЦитироватьДима, у меня к вам вот какой вопрос, если позволите. А то действительно, что мы все ходим вокруг да около. Ответьте прямо.
Вы действительно верите (поддерживаете, считаете правдоподобной) в теорию, ссылку на которую дал Афон?
Вот на эту:
http://moon.thelook.ru/book/16.htm
?
Ответьте прямо.
Дима! Я получу ответ на свой вопрос?
ЦитироватьЛютич имел в виду разницу между запуском 2-й ступени и ВТОРЫМ запуском 3-й ступени.
Но если он утверждает, что и во ВТОРОМ запуске двигателя 3-й ступени принимали участие пороховые ускорители, отстреленные через 12 секунд после разделения - то ему ( по всей видимости ) есть смысл немного подучить матчасть.
...
ЦитироватьЦитироватьЛютич имел в виду разницу между запуском 2-й ступени и ВТОРЫМ запуском 3-й ступени.
Но если он утверждает, что и во ВТОРОМ запуске двигателя 3-й ступени принимали участие пороховые ускорители, отстреленные через 12 секунд после разделения - то ему ( по всей видимости ) есть смысл немного подучить матчасть.
В первой запуске без РДТТ не обойтись, потому что они обеспечивают ОТВОД 3-й ступени от 2-й.
ЦитироватьВ первой запуске без РДТТ не обойтись, потому что они обеспечивают ОТВОД 3-й ступени от 2-й.
А ЧЕТЫРЕ ретродвигателя 2-й ступени у нас зачем ?
:)))
ЦитироватьЦитироватьВ первой запуске без РДТТ не обойтись, потому что они обеспечивают ОТВОД 3-й ступени от 2-й.
А ЧЕТЫРЕ ретродвигателя 2-й ступени у нас зачем ?
:)))
А их разве не сняли? Я-то точно не знаю, но по-моему в силуэте поздних Сатурнов на них на второй ступени ретромоторов не было. Я ошибаюсь?
--------------
Дмитрий (или Вадим?) я дождусь ответа на свой вопрос, поставленный выше?
ЦитироватьА их разве не сняли? Я-то точно не знаю, но по-моему в силуэте поздних Сатурнов на них на второй ступени ретромоторов не было. Я ошибаюсь?
Есть несколько способов выглядеть компетентным в техническом обсуждении. Можно сесть и выучить матчасть. Это долго и нудно, но это единственный способ, достойный уважающего себя специалиста.
Можно сбросить страницы документации на принтер и вкурить. Говорят, иногда помогает.
Можно с порога назвать более компетентных специалистов неграмотными идиотами - это тоже иногда срабатывает.
Что же до ретродвигателей 2-й ступени, то об их наличии на ракете AS-510 недвусмысленно говорит ПЕРВАЯ ЖЕ СТРОЧКА приведённого выше графика разделения 2-й и 3-й ступеней.
Там написано:
44: S-II/S-IVB SEPARATION COMMAND TO FIRE SEPARATION DEVICES AND
RETRO MOTORS.
...
ЦитироватьДима, у меня к вам вот какой вопрос, если позволите. А то действительно, что мы все ходим вокруг да около. Ответьте прямо.
Вы действительно верите (поддерживаете, считаете правдоподобной) в теорию, ссылку на которую дал Афон?
Вот на эту:
http://moon.thelook.ru/book/16.htm
?
Ответьте прямо.
Дмитрий! Вы меня специально игнорируете?
ЦитироватьЕсть несколько способов выглядеть компетентным в техническом обсуждении. Можно сесть и выучить матчасть. Это долго и нудно, но это единственный способ, достойный уважающего себя специалиста.
Можно сбросить страницы документации на принтер и вкурить. Говорят, иногда помогает.
Можно с порога назвать более компетентных специалистов неграмотными идиотами - это тоже иногда срабатывает.
А в баню за такую тираду :?: :evil:
Мы все очень рады, что Вы, Дима, наконец-то начали читать документацию и смотреть источники, а не заставляете лопатить источники остальных, как раньше.
Но выпады попрошу оставить за границами этого форума. Для этого, например, подойдет соответствующий раздел на Авиабазе, где можно бесконечно доказывать что американцы не летали на Луну или еще чего-нибудь.
Я держу руку на пульсе. Считайте это предупреждением.
Цитироватьне заставляете лопатить источники остальных
Немного странное пожелание, Вы не находите..
Какой смысл отказывать участникам обсуждения в возможности повысить уровень своей компетентности и поощрять обсуждение виртуальной реальности не соответствующей НИЧЕМУ в объективном мире.
Друзья, чтобы выглядеть уместно со своими заявлениями - нужно не посылать оппонентов в баню, а учиться, учиться и ещё раз учиться.
:)))
"- Вы игнорировали мой вопрос по-поводу магнитофона!
- Тьфу на вас еще раз!"
(с)
----------------------
Дима, вы бани боитесь? и потому мне не отвечаете?
Обращаюсь к Shin'у
Я официально ПРОШУ модераторов НЕ БАНИТЬ Диму за правдивый ответ на мой вопрос, ибо таковой ответ сам по себе не будет являться пропагандой конпирологических идей. Мне этот ответ нужен для более правильного понимания человека, с которым я общаюсь на нашем форуме.
Цитироватьнужно не посылать оппонентов в баню, а учиться, учиться и ещё раз учиться.
Будете нас учить? Интересное заявление. Чему? Что S-V - химера и выдумка амов? Или не разобравшись в конструкции будете тыкать пальцем в схему и доказывать притянутые за уши собственные теории?
Цитироватьреальности не соответствующей НИЧЕМУ в реальном мире.
И вот с этого места подробней, пожалуйста.
Еще раз предупреждаю - опровергатели гнездятся в другом месте. Здесь они лишь читают и иногда чего-нибудь пишут. По мелочи. И не заикаются о своих болезненных убеждениях. Во избежание.
А теперь попробуйте меня прокоментировать.
Цитировать- Тьфу на вас еще раз!
Не отвлекайтесь, бабушка :)))
Здесь мы обсуждаем техническое решение, которое позволило конструкторам ракеты
Saturn V отказаться от использования ускорителей при запуске двигателей 2-й ступени.
Если Вам так не терпится обсудить что-то ещё - откройте соответствующую новую тему. Там всё и обсудим.
:)))
ЦитироватьМожно с порога назвать более компетентных специалистов неграмотными идиотами - это тоже иногда срабатывает.
Пожалуй мы будем неграмотными идиотами называть невежественных ламеров :mrgreen:
Оно как-то логичнее.
ЦитироватьЦитировать- Тьфу на вас еще раз!
Не отвлекайтесь, бабушка :)))
Здесь мы обсуждаем техническое решение, которое позволило конструкторам ракеты Saturn V отказаться от использования ускорителей при запуске двигателей 2-й ступени.
Если Вам так не терпится обсудить что-то ещё - откройте соответствующую новую тему. Там всё и обсудим.
:)))
Ну в приват мне ответьте... Сложно, что-ли?
Вообще за такое хамское и наглое поведение надо пристреливать на месте. Чтоб неповадно было гадить на форуме.
ЦитироватьЯ официально ПРОШУ модераторов НЕ БАНИТЬ Диму за правдивый ответ на мой вопрос, ибо таковой ответ сам по себе не будет являться пропагандой конпирологических идей. Мне этот ответ нужен для более правильного понимания человека, с которым я общаюсь на нашем форуме.
Он может и не трудиться. Ответ и так известен. И он положительный. Делаю вывод из предыдуших его постов, да и просто память у меня хорошая. Техноконспиролог. :evil:
ЦитироватьИ вот с этого места подробней, пожалуйста.
Вы, наверное, невнимательно следили за обсуждением.
Здесь с завидной регулярностью отмечаются "специалисты", которые объясняют отказ от ускорителей то так: "чтобы не было пузырей в трубопроводах, там стоят банальные сетчатые уловители на заборниках", то так: "на третьей ступени пороховики нужны в любом случае для осаждения топлива после сравнительно длинной баллистической паузы".
Очевидно, что эти люди, совершенно не зная темы - просто говорят первое, что приходит в голову.
Ну и зачем так поступать.
Зачем выставлять на весь свет свою некомпетентность.
Неужели не лучше высказывать только компетентное мнение, за которое не будет стыдно не только через секунду, но и через 100 лет после сказанных слов.
...
ЦитироватьНеужели не лучше высказывать только компетентное мнение, за которое не будет стыдно не только через секунду, но и через 100 лет после сказанных слов.
Мы ждем Вашего компетентного мнения по этому вопросу. Сейчас. Желательно с аргументами.
ЦитироватьОн может и не трудиться. Ответ и так известен. И он положительный. Делаю вывод из предыдуших его постов, да и просто память у меня хорошая. Техноконспиролог. :evil:
Как бы объяснить... Тут, наверное, сказывается моя тяга к созерцанию чудес и диковинок. Мне бы хотелось поговорить лично и внимательно посмотреть при этом в глаза человеку, который искренне (?) уверен, что программа Аполлон - фикция. Мне все время кажется, что на самом деле эти люди просто прикалываются (или деньги зарабатывают, как Мухин).
Поэтому общение с таким человеком при помощи форума - как бы сублимация моего желания. Прошу прощения за эту слабость, я понимаю, что форум НК - не место для таких вещей. Но и регистрироваться на авиабазе только для общения с людьми, которые убеждают меня в том, что белое - черное, я не хочу - брезгую.
ЦитироватьПрлшу прощения за эту слабость, я понимаю, что форму НК - не место для таких вещей. Но и резистрироваться на авиабазе только для общения с людьми, которые убеждают меня в том, что белое - черное, я не хочу - брезгую.
Сами понимаете - скатываться до этого уровня мы здесь всё равно не будем. Позовите его на пиво :D
По опыту своему, общение живьем с такими людьми остававляет после себя тяжесть в голове и ощущение, что только что побывал в дурдоме на экскурсии. Можно даже их классифицировать на несколько групп, но лениво щас.
Вон, Старого еще можно попросить поделиться впечатлениями, он одного чувака с нашей подачи пару часов у гаражей обрабатывал :) Естественно безрезультатно. :D
ЦитироватьМы ждем Вашего компетентного мнения по этому вопросу.
Моя компетентность в обсуждаемом вопросе не позволяет мне поступать столь самонадеянно. Мне ещё очень много чему надо научиться у людей гораздо больше меня понимающих в средствах выведения и других технических вопросах.
Именно поэтому я открыл данное обсуждение.
Известно, что ракета AS-509 имела ускорители для осадки топлива перед запуском двигателей 2-й ступени, а ракета AS-510 таких ускорителей не имела.
Я хочу знать, как такое стало возможным.
Поэтому, мой вопрос обращён только к тем уважающим себя и компетентным специалистам по ракетной технике, которые могут его прояснить.
Всем остальным, наверное - есть смысл присоединиться ко мне и попробовать пригласить в обсуждение таких специалистов, а не устраивать здесь бессмысленные разборки, ничего не изменяющие по сути вопроса.
...
ЦитироватьЦитироватьИ вот с этого места подробней, пожалуйста.
Вы, наверное, невнимательно следили за обсуждением.
Здесь с завидной регулярностью отмечаются "специалисты", которые объясняют отказ от ускорителей то так: "чтобы не было пузырей в трубопроводах, там стоят банальные сетчатые уловители на заборниках", то так: "на третьей ступени пороховики нужны в любом случае для осаждения топлива после сравнительно длинной баллистической паузы".
...
Дебилушка, тебе уже 10 раз сказали - опытным путем было установлено, что газовый пузырь не успевает опуститься к заборнику на дне бака.
А свои кривляния засунь себе в естественное отверстие по выбору.
ЦитироватьЦитироватьМы ждем Вашего компетентного мнения по этому вопросу.
Моя компетентность в обсуждаемом вопросе не позволяет мне поступать столь самонадеянно. Мне ещё очень много чему надо научиться у людей гораздо больше меня понимающих в средствах выведения и других технических вопросах.
Никаких шансов. Такой тупой и невежественный ламер физически неспособен ничему научится.
ЦитироватьИзвестно, что ракета AS-509 имела ускорители для осадки топлива перед запуском двигателей 2-й ступени, а ракета AS-510 таких ускорителей не имела.
Я хочу знать, как такое стало возможным.
Такому тупому ламеру как ты никогда этого не понять. Даже после десяти повторений.
ЦитироватьПоэтому, мой вопрос обращён только к тем уважающим себя и компетентным специалистам по ракетной технике, которые могут его прояснить.
...
Уважающие себя специалисты не принимают участия в обсуждении такого бреда. Поэтому тут их нет. Тут есть один наглый самонадеянный невежественный ламер и несколько любителей космонавтики.
ЦитироватьПо опыту своему, общение живьем с такими людьми остававляет после себя тяжесть в голове и ощущение, что только что побывал в дурдоме на экскурсии. Можно даже их классифицировать на несколько групп, но лениво щас.
Вон, Старого еще можно попросить поделиться впечатлениями, он одного чувака с нашей подачи пару часов у гаражей обрабатывал :) Естественно безрезультатно. :D
Бацуру что ли? :lol:
ЦитироватьЦитироватьПрлшу прощения за эту слабость, я понимаю, что форму НК - не место для таких вещей. Но и резистрироваться на авиабазе только для общения с людьми, которые убеждают меня в том, что белое - черное, я не хочу - брезгую.
Сами понимаете - скатываться до этого уровня мы здесь всё равно не будем. Позовите его на пиво :D
Я бы даже пиво с таким пить побрезговал :(
Эй, там, саратовский друг, потише :twisted:
Не устраивать же нам крестовый поход на таких товарищей. :wink:
Достаточно, чтоб они не беспокоили нас в нашем "болоте" и не "квакали" под ухо, отвлекая от созерцания "Клипера" или "Россиянки" :D
ЦитироватьЯ бы даже пиво с таким пить побрезговал :(
Да ладно! Знать бы где он... Я вот в Питере живу, если и Дима в Питере - можно пересечься.
ЦитироватьИзвестно, что ракета AS-509 имела ускорители для осадки топлива перед запуском двигателей 2-й ступени, а ракета AS-510 таких ускорителей не имела.
Я хочу знать, как такое стало возможным.
Ну дык и я хочу это знать. Свои предположения я высказал. Если вы считаете их неграмотными, а меня - некомпетентным... Ну тут мне нечего возразить. Но ведь и вы что-то такое про дух святой говорили... Это, вероятно, от высокого уровня компетентности? Или это было в метафорическом смысле?
Найти фактическую информацию мне не удалось. Перечитав русскоязычные источники я не нашел ответа на вопрос. Что будем делать дальше?
Увидишь Диму - не трогай, он мой :D :D :D
ЦитироватьУвидишь Диму - не трогай, он мой :D :D :D
А вдруг удастся его переубедить?!
ЦитироватьЦитироватьУвидишь Диму - не трогай, он мой :D :D :D
А вдруг удастся его переубедить?!
НННШ.
Это диагноз.
Только медикаментозное лечение.
Или лечебная эвтаназия.
ЦитироватьДостаточно, чтоб они не беспокоили нас в нашем "болоте" и не "квакали" под ухо, отвлекая от созерцания ... "Россиянки"
[стремительно зеленеет лицом и кидается к тазику]
ЦитироватьЭй, там, саратовский друг, потише :twisted:
Не устраивать же нам крестовый поход на таких товарищей. :wink:
Достаточно, чтоб они не беспокоили нас в нашем "болоте" и не "квакали" под ухо, отвлекая от созерцания "Клипера" или "Россиянки" :D
Все, все. Умолкаю.
Я на Базу-то уже пару недель не ходил. Надоело...
ЦитироватьПеречитав русскоязычные источники я не нашел ответа на вопрос. Что будем делать дальше?
Я перечитал все источники, доступные на сервере технической документации NASA, и ещё несколько насовских источников, доступных только на серверах институтов и исследовательских организаций.
Глухо.
Однако очевидно, что выкинуть ускорители просто так, без хотя бы формального технического обоснования не могли.
Значит такое обоснование есть и кто-то его знает.
Возможно этот "кто-то" пересекался с ведущими специалистами нашей космической отрасли и что-то рассказывал на интересующую нас всех тему.
Поэтому надо задать вопрос корифеям.
На любительском уровне мы сделали всё, что могли - и не нашли ответа. Разговоры о том, что можно просто выкинуть ускорители между рабочими стартами и отправить экипаж на ракете с ни разу не испытанной схемой разделения - это прерогатива шизофреников. Нормальные люди до такого уровня не опускаются.
Раз было изменение схемы разделения - значит было исчерпывающее техническое обоснование и был как минимум один испытательный беспилотный старт. Это несомненно.
Может имеет смысл шпрехающим на инглише податься с долгосрочной экспедицией на форумы заморские - искать среди юсовских форумчан и через них специалистов, занимавшихся этим делом?
:roll:
ЦитироватьРаз было изменение схемы разделения - значит было исчерпывающее техничское обоснование и был как минимум один испытательный беспилотный старт. Это несомненно.
Не согласен. Далеко не все модификации подтверждаются беспилотными испытаниями. А в данном случае всем известно, что беспилотного старта не было.
ЦитироватьРаз было изменение схемы разделения - значит было исчерпывающее техничское обоснование и был как минимум один испытательный беспилотный старт. Это несомненно.
В той политической ситуации (есть инфа от ЦРУ, что СССР тоже ведет работы) - на испытания можно забить, тем более что предыдущие запуски показали, что черт совсем не страшен. Это ваша ключевая ошибка.
Действительно - можно проводить исследования во время предыдущих стартов, датчики всякие вешать, камеры в бак, телеметрию изучать. Сначала снять часть ускорителей, проверить/сравнить. На основании такой информации можно и тех. обоснование написать. Тем более, что система Аполлон снабжена САС. Да и диагностика там в реальном времени была весьма развесистая, взять хотя бы тот случай, когда на 2-й ступени вышел из строя и был заглушен центральный движок, но полет был продолжен и вывод на орбиту был успешным.
ЦитироватьДействительно - можно проводить исследования во время предыдущих стартов, датчики всякие вешать, камеры в бак, телеметрию изучать.
Это так, но ничего этого не делалось.
Мало того, прямо говорится, что поскольку всё исследовательское оборудование ( то есть те самые "всякие датчики", камеры в баке и т.д. )
было удалено после завершения испытаний, то рабочие ракеты ( начиная с AS-503 ) не имели существенных отличий от беспилотных AS-501 и AS-502.
Насколько я понимаю - кавитация и разрушение турбокомпрессоров при попытке завести двигатель J-2 в условиях отрицательного ускорения ( а это ещё "страшнее" невесомости ) - неизбежно приводит к выходу двигателя из строя.
Какой смысл сажать экипаж в такую ракету..
Чтобы подобное безрассудство стало хоть как-то оправданным - техническое обоснование должно иметь вид стопки документов высотой с саму ракету.
Где все эти документы - покажите хоть один из них.
...
ЦитироватьЦитироватьРаз было изменение схемы разделения - значит было исчерпывающее техничское обоснование и был как минимум один испытательный беспилотный старт. Это несомненно.
Не согласен. Далеко не все модификации подтверждаются беспилотными испытаниями. А в данном случае всем известно, что беспилотного старта не было.
Все модификации шаттла проводились без беспилотных запусков.
Переход с Союза-ТМ на Союз-ТМА тоже прошел без беспилотных запусков. Причем официально испытания закончились всего 1 или 2 корабля назад. И это не ракеты, а непосредственно пилотируемые корабли.
ЦитироватьНасколько я понимаю - кавитация и разрушение турбокомпрессоров при попытке завести двигатель J-2 в условиях отрицательного ускорения ( а это ещё "страшнее" невесомости ) - неизбежно приводит к выходу двигателя из строя.
А что плохого в версии, что двигатель заводили на остатках тяги 1-й ступени? А непосредственно зажигание производили после отделения? Я имею в виду что заполнение магистралей и раскрутка ТНА проводились, пока тяга еще была, а зажигание - попозже?
ЦитироватьКакой смысл сажать экипаж в такую ракету..
Чтобы подобное безрассудство стало хоть как-то оправданным - техническое обоснование должно иметь вид стопки документов высотой с саму ракету.
Где все эти документы - покажите хоть один из них.
...
К чему этот вопрос-то?
ЦитироватьНасколько я понимаю - кавитация и разрушение турбокомпрессоров при попытке завести двигатель J-2 в условиях отрицательного ускорения ( а это ещё "страшнее" невесомости ) - неизбежно приводит к выходу двигателя из строя.
...
Это с какого такого бодуна???
Мне просто интересно - с какого перепугу у невежественного ламера могут рождаться такие революционные идеи?
В "ракетостроении" вообще ни слова про осадку топлива на 2-й ступени http://epizodsspace.testpilot.ru/bibl/raketostr3/1-1.html
ЦитироватьСТУПЕНЬ S-II фирмы North American Rockwell (США) имеет длину 25 м, диаметр 10,1 м, вес без топлива 37,6 т, с топливом 458,7 т (рис. 11.4). S-II состоит из верхнего переходника, топливных баков, двигательного отсека с пятью ЖРД J-2, нижнего переходника между первой ступенью S-I С и второй ступенью S-II.
Верхний переходник (полумонококовая клепаная конструкция длиной 3,5 м) сделан из алюминиевого сплава 7075-Т6. Обшивка переходника подкреплена стрингерным набором. На нем установлено 4 РДТТ, которые запускаются после отделения ступени S-IVB и тормозят ступень S-II.
Но третья ступень нуждается в осадке даже непосредственно после отделение от второй
ЦитироватьЧетвертый вспомогательный ЖРД (ускоряющий) аналогичен трем первым, расположен также на нижнем переходнике и его вектор тяги направлен вдоль ступени S-IVB от S-II. При давлении 7 ат в камере сгорания двигатель развивает тягу до 32 кг. Подача компонентов в двигатели вытеснительная. В полете четвертый ускоряющий ЖРД работает дважды: после отделения S-II от S-IVB перед первым включением ЖРД J-2 и второй раз двигатель сообщает ускорение третьей ступени для осадки топлива в баке перед запуском ЖРД J-2 для выхода на траекторию полета к Луне.
Пардон, вот про осадку
ЦитироватьВосемь РДТТ установлены вокруг наружной поверхности переходника и запускаются после отделения первой ступени, чтобы осадить топливо в баках ступени S-II перед запуском ЖРД J-2. Через 30 сек после запуска ЖРД J-2 переходник сбрасывается пиротолкателями.
ЦитироватьА что плохого в версии, что двигатель заводили на остатках тяги 1-й ступени? ...
Какой остаток тяги?
ЦитироватьДвигатели второй ступени включаются, когда расстояние между ступенями S-IC и S-II увеличится до 2—3 м. Это повышает надежность разделения и исключает необходимость делать дополнительную тепловую защиту на S-II.
ЦитироватьЦитироватьА что плохого в версии, что двигатель заводили на остатках тяги 1-й ступени? ...
Какой остаток тяги?
ЦитироватьДвигатели второй ступени включаются, когда расстояние между ступенями S-IC и S-II увеличится до 2—3 м. Это повышает надежность разделения и исключает необходимость делать дополнительную тепловую защиту на S-II.
Не, это ошибочное предположение. J-2 НАЧИНАЛ запускаться уже ПОСЛЕ разделения.
ЦитироватьА что плохого в версии, что двигатель заводили на остатках тяги 1-й ступени? А непосредственно зажигание производили после отделения? Я имею в виду что заполнение магистралей и раскрутка ТНА проводились, пока тяга еще была, а зажигание - попозже?
В этой версии плохо то, что она не соответствует документам NASA.
Взглянем ещё раз на график разделения 1-й и 2-й ступеней ракеты AS-510:
(http://7cats.jino-net.ru/add/1973025086_part.png)
Глядя на числа в 3-й колонке ( дающие время от начала разделения ) легко заметить, что "раскрутка ТНА" начинается через 0.7 секунды ПОСЛЕ физического разделения с 1-й ступенью.
То же самое значение 0.7 секунды - Вы легко можете обнаружить и в графике разделения ракеты AS-509 ( с ускорителями ).
Так есть ли смысл обсуждать легенды и мифы..
Может лучше признать тот очевидный факт, что на данный момент никто из известных нам специалистов по космической технике не знает, каким образом могло успешно происходить разделение ступеней ракеты
Saturn V без пороховых ускорителей осадки топлива.
Так же, как и то, что не известно ни одного документа даже отдалённо напоминающего техническое обоснование подобной возможности.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьА что плохого в версии, что двигатель заводили на остатках тяги 1-й ступени? ...
Какой остаток тяги?
ЦитироватьДвигатели второй ступени включаются, когда расстояние между ступенями S-IC и S-II увеличится до 2—3 м. Это повышает надежность разделения и исключает необходимость делать дополнительную тепловую защиту на S-II.
Не, это ошибочное предположение. J-2 НАЧИНАЛ запускаться уже ПОСЛЕ разделения.
Хм, понятие "запуск ЖРД" довольно "растяжимое" по времени. Начиная от захолаживания на земле магистралей верхних ступеней (или во время АУТ 1-й ступени).
Обсуждалось на первых страницах. Тягу Ф-1, даже остаточную, нельзя было использовать для осаждения топлива. По времени не стыкуется.
Я сначала тоже так подумал.
А это не прольет свет на спор?
Из Шунейко:
Центральный ЖРД F-1 выключается за 1/2 мин до окончания работы ступени S-IC, во избежание слишком большого ускорения. Периферийные ЖРД работают до тех пор, пока не израсходуется весь кислород или керосин. После команды на выключение периферийных ЖРД включаются 8 тормозных РДТТ, и ступень S-IC отделяется от S-II на высоте Н=67 км при скорости V >2,75 км/сек. Продолжая баллистический полет, S-IC поднимается до высоты 110 км и падает в Атлантический океан на расстоянии 680 км от места старта.
За 0,2 сек, до отделения S-IC селектор последовательности операций приборного отсека выдает команду на запуск восьми РДТТ, установленных на нижнем переходнике S-II для осадки топлива. Менее, чем через 1 сек после разделения ступеней подается команда на запуск ЖРД ступени S-II. Запуск ЖРД J-2 начинается с подачи энергии двум запальным свечам в газогенераторе и к воспламенителю в камере сгорания. Затем начинают работать 2 соленоидных клапана: один для регулировки подачи гелия, другой для управления процессом воспламенения. Гелий используется для поддержания в закрытом положении перепускных клапанов, обеспечивающих начальное охлаждение топливных магистралей, продувки каналов окислителя в днище головки двигателя и каналов окислителя в газогенераторе. После этого открываются основной клапан горючего и клапан подачи окислителя в воспламенитель камеры сгорания. Таким образом создается факел в центральной части форсуночной головки. Начальная раскрутка турбин осуществляется с помощью сжатого газообразного водорода, хранящегося в пусковом баке. Спустя 0,64 сек. с момента подачи сжатого водорода на турбину, клапан пускового бака закрывается и включается основной соленоид управления, который прекращает продувку гелием газогенератора и открывает клапан подачи окислителя. Двигатель выходит на номинальный режим и подача энергии на запальные свечи прекращается.
Пять ЖРД J-2 ступени S-II запускаются одновременно, и через 23 сек сбрасывается нижний переходник ступени S-II.
ЦитироватьА это не прольет свет на спор?
Начнём с того, что спора нет.
Есть интерес к тому, как указанная Вами последовательность событий могла привести к запуску двигателя J-2 в невесомости
без предварительной осадки топлива.
...
Цитироватьвыдает команду на запуск восьми РДТТ, установленных на нижнем переходнике S-II для осадки топлива. .
Вот именно их (все 8-мь) и сняли на поздних Сатурнах
ЦитироватьЦитироватьА это не прольет свет на спор?
Начнём с того, что спора нет.
Начнём с того, что спорить с невежественными ламерами вообще не имеет смысла.
ЦитироватьЕсть интерес к тому, как указанная Вами последовательность событий могла привести к запуску двигателя J-2 в невесомости без предварительной осадки топлива.
...
Осаживать не нужно. Топливо и так уже было на дне. Оно было на дне те 2 секунды, пока запускались J-2.
ЦитироватьЦитироватьА это не прольет свет на спор?
Начнём с того, что спора нет.
Есть интерес к тому, как указанная Вами последовательность событий могла привести к запуску двигателя J-2 в невесомости без предварительной осадки топлива.
...
За 0,2 сек, до отделения S-IC селектор последовательности операций приборного отсека выдает команду на запуск восьми РДТТ, установленных на нижнем переходнике S-II для осадки топлива. Менее, чем через 1 сек после разделения ступеней подается команда на запуск ЖРД ступени S-II.
ЦитироватьЦитироватьвыдает команду на запуск восьми РДТТ, установленных на нижнем переходнике S-II для осадки топлива. .
Вот именно их (все 8-мь) и сняли на поздних Сатурнах
Там интересно не это, а описание процедуры запуска двигателей.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьвыдает команду на запуск восьми РДТТ, установленных на нижнем переходнике S-II для осадки топлива. .
Вот именно их (все 8-мь) и сняли на поздних Сатурнах
Там интересно не это, а описание процедуры запуска двигателей.
Это?
ЦитироватьМенее, чем через 1 сек после разделения ступеней подается команда на запуск ЖРД ступени S-II.
И что тут нового?
Команда подается уже после разделения ступеней
Не до, а после!!
После, после. Успокойтесь :lol:
ЦитироватьВон, Старого еще можно попросить поделиться впечатлениями, он одного чувака с нашей подачи пару часов у гаражей обрабатывал :) Естественно безрезультатно. :D
Это в каком смысле "обрабатывал"? :wink:
ЦитироватьЦитироватьВон, Старого еще можно попросить поделиться впечатлениями, он одного чувака с нашей подачи пару часов у гаражей обрабатывал :) Естественно безрезультатно. :D
Это в каком смысле "обрабатывал"? :wink:
Наверное, ногами :roll:
ЦитироватьЦитироватьЭто в каком смысле "обрабатывал"? :wink:
Наверное, ногами :roll:
Ужас какой!
Да, на Авиабазе некоторые еще легко отделываются... :)
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЭто в каком смысле "обрабатывал"? :wink:
Наверное, ногами :roll:
Ужас какой!
Если человек не понимает? Некоторых костром учили... а тут всего то ногами...
ЦитироватьВы лучше сами скажите, каким это образом обеспечивалось осаждение топлива во 2-й ступени Сатурна-5 перед запуском на ней двигателей.
А я без понятия. Самому интересно.
ЦитироватьТолько без бредовых идей насчет того, что истечение гелия, использованного для раскрутки ТНА достаточно для создания нужной тяги.
А чего тут бредового? Когда газ на Р-29 истекает просто через зазор и создаёт достаточную перегрузку это вам не кажется бредом, а когда через сопло - это бред?
ЦитироватьМое мнение - в условиях запуска 2-й ступени Сатурна-5 осаждение топлива в ней НЕ ТРЕБУЕТСЯ ВОВСЕ (в отличие от условий запуска 3-й ступени). Просто в первых полетах этот вопрос не был полностью исследован, поэтому было сделано как надежнее.
Всё может быть...
ЦитироватьЭто особенно познавательно для тех, кто считает, что осадку топлива можно произвести за счёт тяги, создаваемой выхлопом турбокомпрессоров.
А тут как ни крути, а пока гелий не раскрутит турбины подача топлива не начнётся. Так что сначала гелий, потом топливо.
ЦитироватьВ реальном мире не изменяют схему запуска двигателей при холодном разделении без одного, а то и нескольких испытательных беспилотных стартов.
В реальном мире без беспилотных испытаний проводят и куда как более серъёзные изменения.
Вы вобще себе представляете: беспилотный запуск Сатурна-5 для... испытания изменённой схемы разделения ступеней?
ЦитироватьУчитывая же, что по утверждению насовцев - выигрыш от этой чехарды составил всего ~ 40 килограммов полезной нагрузки, становится совсем непонятно, зачем надо было ставить на рога инженерно-конструкторское сообщество, заявляя об изменении схемы запуска двигателей, принятой между рабочими пилотируемыми стартами, без единого испытательного и не сообщая при этом ни малейших технических подробностей о том, как такое чудо стало возможным...
А никто никого на рога и не ставил. Обычный рабочий момент, которых полно в любой космической программе. Об изменении сообщено мелким шрифтом в документе который мало кто читает. Если б вы его не раскопали никто бы о нём и не знал.
ЦитироватьДебилушка...
А вот это не надо! Это моё! :)
ЦитироватьНасколько я понимаю - кавитация и разрушение турбокомпрессоров при попытке завести двигатель J-2 в условиях отрицательного ускорения ( а это ещё "страшнее" невесомости ) - неизбежно приводит к выходу двигателя из строя.
Ну до разрушения дело не дойдёт, на то есть система защиты турбины по оборотам, а просто не запуститься двигатель могёт...
ЦитироватьКакой смысл сажать экипаж в такую ракету...
На случай если расчёты оправдаются и всё сработает нормально. А вот какой смысл пускать ракету без экипажа?
ЦитироватьЧтобы подобное безрассудство стало хоть как-то оправданным - техническое обоснование должно иметь вид стопки документов высотой с саму ракету.
Вы вобще хоть в курсе что между А-8 и А-11 ракета была СУЩЕСТВЕННО модернизирована со ЗНАЧИТЕЛЬНЫМ повышением ПН? В запуске А-8 Сатурн например физически не мог вывести к Луне стандартный ЛМ, даже если б захотел. Сатурны модернизировались от полёта к полёту и документация по этим модернизациям была точно такой высоты какой нужно.
ЦитироватьГде все эти документы - покажите хоть один из них....
А кукиш вам показать не надо? Сходите и проверьте какие там документы. Докажите что их мало и они неправильные. А пока не докажете всё будет как есть, то есть считаться что конструкторская документация была строго такая как надо.
ЦитироватьОбычный рабочий момент, которых полно в любой космической программе.
А если бы конструкторы ракеты "Союз" отказались от горячего разделения и решили запускать двигатели не до, а после разделения ступеней, причём без каких-либо изменений в конструкции ракеты, а только лишь за счёт коррекции технической документации, написанной мелким шрифтом - Вас бы это тоже нисколько не удивило..
Вполне допускаю.
Но это никак не может изменить объективную реальность, которая заключается в том, что схему разделения ступеней без испытаний не меняют ( да и с испытаниями тоже ).
Любую ракету изначально проектируют для определённой схемы разделения. Изменение схемы разделения без каких-либо испытаний и технических обоснований - это абсурд.
...
ЦитироватьА если бы конструкторы ракеты "Союз" отказались от горячего разделения и решили запускать двигатели не до, а после разделения ступеней, причём без каких-либо изменений в конструкции ракеты, а только лишь за счёт коррекции технической документации, написанной мелким шрифтом - Вас бы это тоже нисколько не удивило...
Конструкторы корабля Союз в своё время (какраз в те времена) поставили на корабль стыковочный узел с внутренним переходом и запустили его сразу с экипажем без предвварительных испытаний. При стыковке узел сломался. И ничего...
Что касается ракеты. Если бы при запусках Союза ВЫЯСНИЛОСЬ что на третей ступени топливо не отливает от горловин и за счёт этого можно запускать двигатель после разделения, то я не удивился бы если бы это применили в пилотируемом запуске без предварительных испытаний.
Но Союз это дело другое. Он находится в масовом производстве и всегда можно найти подходящий беспилотный пуск. Сатурны же были изготовлены в ограниченом количестве экземпляров и расходовать дорогостоящую ракету ради проверки всякой ерунды это перебор.
ЦитироватьНо это никак не может изменить объективную реальность, которая заключается в том, что схему разделения ступеней без испытаний не меняют ( да и с испытаниями тоже ).
Вы меня умиляете. Вы прекрасено видите что меняют и тем не менее называете объективной реальностью нечто противоположное. Вы всегда воспринимаете объективную реальность с точностью до наоборот? Вот именно из таких кадров и рекрутируются ряды опровергателей.
ЦитироватьЛюбую ракету изначально проектируют для определённой схемы разделения. Изменение схемы разделения без каких-либо испытаний и технических обоснований - это абсурд.
О чём вы бредите? Какие изменения схемы разделения? Ничего не изменилось. Разделение происходит при выключеном двигателе первой ступени то есть разделение как было по холодной схеме так и осталось. А изменение в порядке обеспечения забора топлива - это мелкое техническое усовершенствование. Такие проверять беспилотными пусками - Сатурнов не хватит.
Цитироватьизменение в порядке обеспечения забора топлива - это мелкое техническое усовершенствование
И что же помешало применить его при разделении 2-й и 3-й ступеней..
Если на конструкторов ракеты вдруг снизошло откровение и они без испытаний поняли, как можно при разделении ступеней запускать двигатель J-2 без осадки топлива - почему это маленькое, но полезное нововведение не стали применять в аналогичной ситуации разделения 2-й и 3-й ступеней..
Зачем тащить на орбиту бесполезные ускорители 3-й ступени и там их отстреливать, что за цирк ?
...
ЦитироватьИ что же помешало применить его при разделении 2-й и 3-й ступеней..
А хрен его знает. Может исследования показали что там другая ситуация.
ЦитироватьЗачем тащить на орбиту бесполезные ускорители 3-й ступени и там их отстреливать, что за цирк ?
Воистину, неисповедимы пути NASA..
Если бы в ракетостроении и космонавтике всё было бы так просто то они не были бы вершиной современной техники и тум смогли бы работать разные невежественные ламеры. Это я не про вас, это я так, вообще...
А кстати, что там на третей ступени? Там часом осаждение осуществляется не двигателями системы ориентации?
А на третьей ступени вроде как для осадки были маленькие ЖРД на "вонючке", они же служили и для управления по крену. И ничего не отстреливалось...
ЦитироватьА кстати, что там на третей ступени? Там часом осаждение осуществляется не двигателями системы ориентации?
ЦитироватьА на третьей ступени вроде как для осадки были маленькие ЖРД на "вонючке", они же служили и для управления по крену. И ничего не отстреливалось...
Полдня не прошло, как мне ( казалось ) удалось уговорить участников обсуждения хоть немного изучить вопрос, прежде чем его обсуждать.
И вот - снова здор
ово..
...
ЦитироватьЦитироватьТолько без бредовых идей насчет того, что истечение гелия, использованного для раскрутки ТНА достаточно для создания нужной тяги.
А чего тут бредового? Когда газ на Р-29 истекает просто через зазор и создаёт достаточную перегрузку это вам не кажется бредом, а когда через сопло - это бред?
Ну извините... Погорячился. Просто мне кажется (креститься не буду и так понимаю, что надо просто посчитать), что S-V без первой ступени слишком тяжелая, чтобы такой способ сработал.
ЦитироватьЦитироватьЧтобы подобное безрассудство стало хоть как-то оправданным - техническое обоснование должно иметь вид стопки документов высотой с саму ракету.
Вы вобще хоть в курсе что между А-8 и А-11 ракета была СУЩЕСТВЕННО модернизирована со ЗНАЧИТЕЛЬНЫМ повышением ПН? В запуске А-8 Сатурн например физически не мог вывести к Луне стандартный ЛМ, даже если б захотел. Сатурны модернизировались от полёта к полёту и документация по этим модернизациям была точно такой высоты какой нужно.
Браво!!! :twisted: :twisted: :twisted:
ЦитироватьЦитироватьОбычный рабочий момент, которых полно в любой космической программе.
А если бы конструкторы ракеты "Союз" отказались от горячего разделения и решили запускать двигатели не до, а после разделения ступеней, причём без каких-либо изменений в конструкции ракеты, а только лишь за счёт коррекции технической документации, написанной мелким шрифтом - Вас бы это тоже нисколько не удивило..
Вполне допускаю.
Ну и как разговаривать при такой аргументации?... Я думал, мы обсуждаем, как запускать J-2 без осадки топлива, а оказывается мы все-таки обсуждаем методы образцового содержания конструкторской документации. Я, кстати, весьма сомневаюсь, что НАСА выложило в инет всю КОНСТРУКТОРСКУЮ документацию.
ЦитироватьЛюбую ракету изначально проектируют для определённой схемы разделения. Изменение схемы разделения без каких-либо испытаний и технических обоснований - это абсурд.
А вы, Дима, сами-то кто будете? Часом не ракетный конструктор?
ЦитироватьА на третьей ступени вроде как для осадки были маленькие ЖРД на "вонючке", они же служили и для управления по крену. И ничего не отстреливалось...
Это для осадки при втором запуске. После отделения от 2-й ступени там срабатывали 4 РДТТ увода. Они же и осаживали топливо перед 1-м запуском.
ЦитироватьЦитироватьА кстати, что там на третей ступени? Там часом осаждение осуществляется не двигателями системы ориентации?
ЦитироватьА на третьей ступени вроде как для осадки были маленькие ЖРД на "вонючке", они же служили и для управления по крену. И ничего не отстреливалось...
Полдня не прошло, как мне ( казалось ) удалось уговорить участников обсуждения хоть немного изучить вопрос, прежде чем его обсуждать.
И вот - снова здорово..
...
А что не так? Андрей все правильно написал.
ЦитироватьЦитироватьА кстати, что там на третей ступени? Там часом осаждение осуществляется не двигателями системы ориентации?
ЦитироватьА на третьей ступени вроде как для осадки были маленькие ЖРД на "вонючке", они же служили и для управления по крену. И ничего не отстреливалось...
Полдня не прошло, как мне ( казалось ) удалось уговорить участников обсуждения хоть немного изучить вопрос, прежде чем его обсуждать.
И вот - снова здорово..
...
А как, по вашим первоисточникам, управлялась по крену S-IVb?
Вероятно, Дима имел в виду, что для осадки топлива там были специальные отдельные двигатели, для управления по крену использовались другие. Система питания у них была общая, на "вонючке".
осадка топлива на третьей ступени перед первым запуском была побочным эффектом ДУ разделения. Вонючка использовалась только для второго включения.
А может проще получить интересующий ответ по программе Apollo (собрать информацию почти из первых рук) на англоязычных форумах, которые намного ближе к предмету обсуждения?
Цитироватьосадка топлива на третьей ступени перед первым запуском была побочным эффектом ДУ разделения.
Я уже предлагал обсуждать не мифы и легенды, а только известные факты.
Согласитесь, разделение и увод ступеней
ЛОГИЧНО осуществлять двигателями, остающимися на отделившейся ступени. Она уже "пустая" и весит гораздо меньше, чем заполненные под завязку топливом дальнейшие ступени.
Именно поэтому функцию разделения выполняли РЕТРОМОТОРЫ, а ускорители, находившиеся на последующей ступени - находились там именно для осадки топлива, и как раз функция увода была у них побочной.
Отлично это понимая ( чего и всем желаю ) конструкторы ракеты называли эти ускорители "
ullage motors".
http://en.wikipedia.org/wiki/Ullage_motor
Зачем же извращать реальность в угоду мифам и сбивать с толку тех, кто недостаточно чётко понимает ситуацию..
...
ЦитироватьА на третьей ступени вроде как для осадки были маленькие ЖРД на "вонючке", они же служили и для управления по крену. И ничего не отстреливалось...
Почти верно. Но кое-что всё-таки отстреливалось...
Цитировать...конструкторы ракеты называли эти ускорители "ullage motors".
Не совсем так. Вспомогательные двигатели на S-IVB назывались APS. И это были совсем другие двигатели, чем те, которые сняли с переходного отсека. Эти двигатели при разделении S-II и S-IVB не запускались. Кроме того, на S-IVB ещё был (один!) ullage motor, РДТТ, который запускался перед и отстреливался вскоре после разделения S-II и S-IVB.
ЦитироватьTwo liquid-fueled auxiliary propulsion system (APS) units, at the aft end of the stage, controlled attitude control during the parking orbit and the translunar phases of the mission. The two APS were also used as ullage engines to help settle the fuel prior to the translunar injection burn.
http://www.boeing.com/history/boeing/saturn.html
ЦитироватьЯ уже предлагал обсуждать не мифы и легенды, а только известные факты.
Дима., пора заканчивать с апломбом и гонором, Вы и так уже здесь обделались по самые уши с вашими безапеляционными рассуждениями про кислородный коктейль, про пузырь топлива, плавающий внутри бака в невесомости и т.д. Вам тут дали, на мой взгляд, ответы на все Ваши вопросы, не могли бы Вы сформулировать конкретно, что Вам ещё непонятно?
ЦитироватьКроме того, на S-IVB ещё был (один!) ullage motor, РДТТ, который запускался перед и отстреливался вскоре после разделения S-II и S-IVB.
Это надо изваять в камне!
ЦитироватьВы и так уже здесь обделались по самые уши
Я не считаю себя специалистом по ракетной технике и здесь задаю вопросы про то, что мне не совсем понятно. "Обделаться" в такой ситуации может каждый.
Печально, когда один за другим демонстрируют своё невежество те, кто ( в отличие от меня ) берётся давать ответы, а значит
обязан понимать о чём идёт речь.
Взять ( к примеру ) Ваш пёрл про единственный пороховой ускоритель на 3-й ступени.
Какое направление ( по Вашей информации ) и какой момент относительно центра масс имел вектор тяги этого единственного ускорителя и какое движение он сообщал в результате своей работы 3-й ступени ?
...
ЦитироватьСогласитесь, разделение и увод ступеней ЛОГИЧНО осуществлять двигателями, остающимися на отделившейся ступени. Она уже "пустая" и весит гораздо меньше, чем заполненные под завязку топливом дальнейшие ступени.
Отнюдь. Это совершенно нелогично. Ретромоторы никаким образом не увеличивают скорость ракеты а потому служат просто мёртвым грузом снижая ПН. Логичто ставить двигатели на верхнюю ступень чтобы они уводя её ещё и придавали ей дополнительную скорость.
Поэтому ретромоторы применяются довольно редко. Стараются применять решения не связанные с дополнительным пустым расходом топлива, например горячее или полугорячее разделение, или использование для создания противотяги газа наддува оставшегося в нижней ступени.
А ретромоторы это вобще пережиток времён МБР. Там для получения точного значения скорости требовалось в момент срабатывания интегратора очень быстро отбросить ступень невзирая на ещё существующую остаточную тягу. Именно отбросить назад ступень а не толкнуть вперёд боеголовку. Вот оттуда и пошли тормозные РДТТ.
В РН как правило ретромоторы применяют тогда когда разведение надо сделать быстро. Именно быстрота является определяющим фактором, а не то что пустая ступень легче.
ЦитироватьПечально, когда один за другим демонстрируют своё невежество те, кто ( в отличие от меня ) берётся давать ответы, а значит обязан понимать о чём идёт речь.
Взять ( к примеру ) Ваш пёрл про единственный пороховой ускоритель на 3-й ступени.
Какое направление ( по Вашей информации ) и какой момент относительно центра масс имел вектор тяги этого единственного ускорителя и какое движение он сообщал в результате своей работы 3-й ступени ?
...
Так, Вы утверждали, что до дыр зачитали официальный отчёт об AS-510 -
:arrow: http://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19730025086_1973025086.pdf
(у Вас был, кажется, другой URL, но документ тот же). Читаем по циклограмме (таблица 2-2) с переводом -
Цитировать#43 549.9 S-IVB ullage motor ignition - зажигание ullage-мотора
#44 550.2 S-II/S-IVB separation command to fire separation devices and retro motors - команда на разделение S-II и S-IVB, поджиг устройств разделения и ретромоторов.
#45 550.2 - S-IVB engine start command (first ESC) - команда запуска двигателя S-IVB (первый запуск)
....
#50 561.8 ullage case jettison - отстрел корпуса ullage-мотора
....
#57 694.9 S-IVB engine cutoff interrupt, start of time base 5 (T5) - прекращение тяги двигателя S-IVB, начало промежутка времени 5 (Т5)
#58 695.1 S-IVB APS ullage engine NO. 1 ignition command - команда на зажигание ullage-двигателя #1
#59 695.2 S-IVB APS ullage engine NO. 2 ignition command - команда на зажигание ullage-двигателя #2
...
Отсюда видно, что ullage-motor зажигался после останова двигателей S-II, работал примерно 10 сек. и затем отстреливался. Вспомогательные ullage-двигатели APS (заметьте, используется слово двигатель вместо мотор чтобы избежать недоразумений) первый раз включались в конце первого запуска основного двигателя S-IVB.
Меня тут не будет до понедельника, а Вы пока подумайте над следующими вопросами:
1. Если Вам как конструктору не хочется плодить маленькие двигатели, но нужно обеспечить тягу по оси ступени, какие технические решения при этом можно применить?
2. Если, согласно Вашей теории, ullage motor(s) были нужны только для того, чтобы избежать засасывания газов наддува в двигател(и) при запуске двигателей ступени, то почему ullage engines не работали в момент разделения S-II и S-IVB, но включались после отсечки первого запуска J-2 S-IVB?
Я так понимаю вопросы про кислородный коктейль больше не возникают и мне не надо просить Вас показать на графиках в отчёте моменты когда давление на входных патрубках двигателей меняет свой знак :wink:
Если Вы правильно ответите на вопрос #2, то Вы мгновенно поймёте почему ullage motors были в конце-концов убраны с переходника S-II.
Впрочем, ответ на этот вопрос содержится в этом-самом отчёте...
Удачи! :P
ЦитироватьРетромоторы никаким образом не увеличивают скорость ракеты а потому служат просто мёртвым грузом снижая ПН.
Зачем же конструкторы ракеты
Saturn V их так упорно ставили на все ступени.. Ведь от ускорителей сплошная польза - и топливо осаживают и скорость увеличивают и ступени разводят, а ретромоторы только ПН снижают.
ЦитироватьВ РН как правило ретромоторы применяют тогда когда разведение надо сделать быстро. Именно быстрота является определяющим фактором, а не то что пустая ступень легче.
Такое может написать только необразованный человек.
Кроме того - после откровения, снизошедшего на конструкторов РН и позволившего уяснить, что спешить на этапе разделения некуда - вполне можно было выкинуть все ретромоторы. Их суммарная масса значительно превосходила массу ускорителей. Если всю эту тягу направить на увеличение полезной скорости - вот тогда и краснеть за свою работу не придётся :)
Цитироватьullage-motor зажигался после останова двигателей S-II, работал примерно 10 сек. и затем отстреливался.
Т.е. Вы на полном серьёзе продолжаете утверждать, что 3-я ступень имела один единственный пороховой ускоритель..
Вам определённо нужно не только подучить матчасть, но и проконсультироваться у психотерапевта ( я серьёзно ).
...
ЦитироватьТакое может написать только необразованный человек.
Ясное дело. Куда уж мне, господи... :(
ЦитироватьТ.е. Вы на полном серьёзе продолжаете утверждать, что 3-я ступень имела один единственный пороховой ускоритель..
Вам определённо нужно не только подучить матчасть, но и проконсультироваться у психотерапевта ( я серьёзно ).
...
Дима, вы больной? Вам бы прочитать повнимательнее указанный документ и молчать в тряпочку, а вы по-прежнему хамите.
ЦитироватьВам бы прочитать повнимательнее указанный документ и молчать в тряпочку, а вы по-прежнему хамите
Когда человек с серьёзным лицом и менторским тоном выступает в обсуждении конструкции ракеты
Saturn V и заявляет, что 3-я ступень имела
ЕДИНСТВЕННЫЙ пороховой ускоритель - такому человеку показана консультация у психотерапевта.
Вы, как я понял - внимательно ознакомились с документацией и готовы внести ( наконец ) необходимую ясность в этот вопрос.
Итак:
Сколько пороховых ускорителей осадки топлива имела 3-я ступень ракеты AS-510 ?...
ЦитироватьЦитироватьВам бы прочитать повнимательнее указанный документ и молчать в тряпочку, а вы по-прежнему хамите
Когда человек с серьёзным лицом и менторским тоном выступает в обсуждении конструкции ракеты Saturn V и заявляет, что 3-я ступень имела ЕДИНСТВЕННЫЙ пороховой ускоритель - такому человеку показана консультация у психотерапевта.
Вы, как я понял - внимательно ознакомились с документацией и готовы внести ( наконец ) необходимую ясность в этот вопрос.
Итак:
Сколько пороховых ускорителей осадки топлива имела 3-я ступень ракеты AS-510 ?
...
Дима, менторский тон здесь только у одного человека - у вас.
Внимательно прочитайте указанный документ (или мне перевести его для вас с английского?) и ответьте на вопросы, которые задал Сопла, а потом поговорим (если у вас еще останутся вопросы, конечно).
Кстати говоря. Если уж говорить про психологию (или уже психиатрию?)
Вопрос, который вы ставили во главу этой темы заключался в том, что вам непонятно, как на второй ступени РН Сатурн-5 запускали двигатели J-2 не проводя осадки топлива специальными РДТТ.
По ходу беседы вы меняли направление разговора и в конце концов свели вопрос к следующему - сколько пороховых ускорителей осадки топлива имела третья ступень ракеты?
Ну и кому здесь нужна помощь доктора?
Цитироватьсвели вопрос к следующему - сколько пороховых ускорителей осадки топлива имела третья ступень ракеты?
Ну так и сколько ?
Вы начали стыдить меня после того, как я засомневался в утверждении, что 3-я ступень имела
ЕДИНСТВЕННЫЙ пороховой ускоритель. Естественно, что после Вашего мне совета "молчать в тряпочку" - я уже не решаюсь "лезть поперёк батьки в пекло" и жду Вашего компетентного мнения.
Итак:
Сколько пороховых ускорителей осадки топлива имела 3-я ступень ракеты AS-510 ?Будьте мужчиной. Хватит увёрток и реверансов. Или дайте компетентный ответ или сами молчите в тряпочку!
____________________
Полная безнадега :evil:
Чё-то кажется мне, что это не лечится. Еще немного и я заставлю замолчать в тряпочку самого автора. Вполне законным образом.
ЦитироватьБудьте мужчиной. Хватит увёрток и реверансов. Или дайте компетентный ответ или сами молчите в тряпочку!
Ну та не будь ветренной блондинкой - не перепрыгивай с вопроса на вопрос.
С осадкой топлива 2-й ступени - все, вопрос снят?
ЦитироватьБудьте мужчиной. Хватит увёрток и реверансов. Или дайте компетентный ответ или сами молчите в тряпочку!
Не буду. Лучше уж помолчу. Пусть вам Сопла все объясняет, может, у него получится.
ЦитироватьБудьте мужчиной. Хватит увёрток и реверансов.
Ладно, так и быть! Как Настоящий Мужчина ответственно заявляю: 5 раз, ... ой, ... то есть 5 РДТТ.... ну, может, немного меньше... Но не больше 5 - это точно!!! :lol: :lol: :lol:
РДТТ осадки не обязан быть на оси блока, достаточно, чтобы создаваемый им вектор тяги проходил через ЦТ связки S-IVB - Аполлон. Поскольку топливо из баков в это время не расходуется, прицелиться в ЦТ можно достаточно точно.
ЦитироватьРДТТ осадки не обязан быть на оси блока, достаточно, чтобы создаваемый им вектор тяги проходил через ЦТ связки S-IVB - Аполлон. Поскольку топливо из баков в это время не расходуется, прицелиться в ЦТ можно достаточно точно.
Нет, Андрей, Дима не разговаривает в терминах предположений, он хочет услышать факты - как именно и почему там все было сделано.
И основной вопрос - почему 2-я ступень запускалась без осадки топлива, а если таковая осадка была, то как она была сделана без РДТТ. Доп. вопрос (не понимаю, зачем ему это нужно знать) - сколько РДТТ осадки топлива было на 3-й ступени.
ЦитироватьЛадно, так и быть! Как Настоящий Мужчина ответственно заявляю: 5 раз
неплохо, неплохо... :roll:
ЦитироватьЦитироватьЛадно, так и быть! Как Настоящий Мужчина ответственно заявляю: 5 раз
неплохо, неплохо... :roll:
Дык это ж Сатурн-5 - три раза в год! :)
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЛадно, так и быть! Как Настоящий Мужчина ответственно заявляю: 5 раз
неплохо, неплохо... :roll:
Дык это ж Сатурн-5 - три раза в год! :)
(Задумчиво): Черт, может нам стоило свою ракету назвать Н-5 :roll:
ЦитироватьВам определённо нужно не только подучить матчасть, но и проконсультироваться у психотерапевта ( я серьёзно ).
...
Во, проблема моего психического здоровья Вас уже интересует больше, чем вопрос почему всё же сняли ullage-motors на S-II. Что-то не видно у Вас продвижения по основной теме. Вы школу-то хоть окончили? Не для Вас, а для остальных такая вот цитата из вышеуказанного документа (стр 6-4) -
ЦитироватьDeletion of the S-II ullage motors did not adversely affect the recirculation system. The engine inlet temperatures were similar to those of previous flights at S-II ESC. Перевод - Удаление ullage motors на S-II не сказалось отрицательно на системе рециркуляции. Температуры на входных патрубках двигателей S-II в момент команды запуска были похожими на зафиксированные в предыдущих полётах.
Т.е ullage motors на S-II были установлены не для прижима топлива к топливозаборникам, а для того, чтобы
гарантировать штатную работу системы рециркуляции компонентов при разделении и в момент запуска двигателей S-II. Никто не знал, как она будет работать в невесомости и отработать на земле этот момент было невозможно. Поэтому, в NASA решили минимизировать риск и установили эти самые ullage motors и таким образом избежали невесомости при запуске второй ступени. При анализе телеметрии выяснилось, что температуры компонентов обеспечиваются с хорошим запасом (и при безударной работе!) и поэтому число этих моторов сначала уменьшили до 4-х (что не ухудшило ситуацию), а затем и вовсе убрали.
Дима., я уверен, что у Вас в данный момент уже заготовлена очередная порция неприятных слов в мой адрес, но, прежде чем сползать по стенке и возмущённо обмахиваться веером, попробуйте всё же разобраться, какие желательные и нежелательные вещи могут произходить с криогенными компонентами в баках. Вот неплохой документ на эту тему -
http://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19970032044_1997051078.pdf
Вот Вам контрольный вопрос на понимание. На рис. 9 видно, что свод водородного бака покрыт майларовой плёнкой. Только ли для теплоизоляции это сделано?
ЦитироватьЧто-то не видно у Вас продвижения по основной теме.
Как же я могу без чужой помощи продвинуть тему, в которой прошу специалистов объяснить то, что мне непонятно..
Если Вы претендуете на роль такого специалиста и хотите что-то объяснить, то для начала уточните, что Вы имели в виду, когда сказали:
ЦитироватьКроме того, на S-IVB ещё был (один!) ullage motor, РДТТ, который запускался перед и отстреливался вскоре после разделения S-II и S-IVB.
Даже я, будучи лишь поверхностно знакомым с конструкцией ракеты
Saturn V - и то, признаюсь, чуть со стула не упал от этих Ваших слов.
Ведь каждый ( повторяю 5 раз ) кто хотя бы единожды, не то чтобы прочитал документацию по ракете, но просто просмотрел наискосок страничку в википедии по 3-й ступени:
http://en.wikipedia.org/wiki/S-IVB
Тот знает, чем отличались 200-я и 500-я серии
S-IVB и сколько на той и другой было пороховых ускорителей осадки топлива.
А Вы продолжаете настаивать, что там был
ОДИН ЕДИНСТВЕННЫЙ пороховой ускоритель..
И как после это Вы предлагаете относиться к Вашим словам..
Наверное, как к нотам - "Здесь играйте, здесь не играйте, здесь - рыбу заворачивали". Если Вы начали своё участие в обсуждении с сумеречного бреда, то на каком основании Вы требуете к своим дальнейшим словам серьёзного и внимательного отношения ???
...
Вот ведь зациклило человека. :shock:
Дима, а какая разница, сколько было РДТТ осадки топлива на 3-й ступени? Почему вас так заклинило на этом? Сопла не продолжает настаивать на том, что он был один. Это вы на протяжении приличного количества постов настаиваете на том, что он настаивает...
Фактически, вы уже виновны в оффтопе, и уже за это можно смело банить.
За этим радостным обсуждением проигнорировали юбилей -- случившееся вчера 40-летие первого пуска РН Saturn 5.
Кстати, а про запуск в невесомости - смотрим http://www.lpre.de/resources/articles/R-36_Engines.pdf
страницы 6 и 7.
ЦитироватьКстати, а про запуск в невесомости - смотрим http://www.lpre.de/resources/articles/R-36_Engines.pdf
страницы 6 и 7.
Блин, Глушко умудрился и с Янгелем и со всем Южмашем поругаться! Интересно, был ли на свете кто-нибудь с кем "основоположник" не поругался?
Цитироватьа какая разница, сколько было РДТТ осадки топлива на 3-й ступени?
Согласен, для возможности завести двигатель J-2 после разделения ступеней - нужно чтобы был хотя бы один ускоритель. Хотя по-хорошему лучше всё же минимум два ( как раз столько, сколько их и было у 3-й ступени ).
Тот факт, что эти ускорители никто не выкинул - однозначно говорит о том, что завести двигатель J-2 не только без осадки топлива, но и ( что важнее для нас ) без обеспечивающих такую осадку ускорителей -
было НЕВОЗМОЖНО.
...
ЦитироватьЦитироватьа какая разница, сколько было РДТТ осадки топлива на 3-й ступени?
Согласен, для возможности завести двигатель J-2 после разделения ступеней - нужно чтобы был хотя бы один ускоритель. Хотя по-хорошему лучше всё же минимум два ( как раз столько, сколько их и было у 3-й ступени ).
Тот факт, что эти ускорители никто не выкинул - однозначно говорит о том, что завести двигатель J-2 не только без осадки топлива, но и ( что важнее для нас ) без обеспечивающих такую осадку ускорителей - было НЕВОЗМОЖНО.
...
Но S-IVB включалась два раза.
ЦитироватьНо S-IVB включалась два раза.
Да бесполезно ему это объяснять... Уже говорилось, что одно дело - включать J-2 после нескольких секунд невесомости, а другое - после десятков минут. Такое простое объяснение Дима просто проигнорировал.
ratte07 ... Но S-IVB включалась два раза
kulch ... Уже говорилось, что одно дело - включать J-2 после нескольких секунд невесомости, а другое - после десятков минут
Это шутка ?
Пороховые ускорители системы обеспечения запуска двигателей после разделения - использовались именно и только после ( а ещё точнее - ДО ) нескольких секунд невесомости и именно для того, чтобы её избежать, после чего немедленно отстреливались.
У 2-й ступени они отстреливались через ~ 30 секунд после разделения ( вместе с переходным кольцом ), а у 3-й - через ~ 12 секунд ( непосредственно от корпуса ступени ).
При чём здесь второе включение 3-й ступени ???
Господа, пожалуйста повнимательней.
Дима говорит о первом запуске J-2 третьей ступени и для него был нужен движок осадки топлива, который после ПЕРВОЙ осадки отстреливался
аФон ... движок осадки топлива, который после ПЕРВОЙ осадки отстреливался
Точнее - ДВИЖКИ осадки топлива ( в количестве = 2 штуки ), которые через ~ 12 секунд после включения отстреливались.
Так как необходимость этих движков для запуска двигателя J-2 после разделения никем и никогда не подвергалась сомнению - очень интересно узнать, как запускались в сходной ситуации ( не аналогичной - т.к. более сложной из-за отрицательного ускорения отделившейся 2-й ступени ) аналогичные двигатели 2-й ступени у ракеты AS-510 и последующих, после того как вся система обеспечения их запуска была удалена без каких-либо ( зафиксированных документально ) испытаний и даже обоснований.
ЦитироватьаФон ... движок осадки топлива, который после ПЕРВОЙ осадки отстреливался
Точнее - ДВИЖКИ осадки топлива ( в количестве = 2 штуки ), которые через ~ 12 секунд после включения отстреливались.
.
А при повторном включении J-2 (перед разгоном к луне) какие движки делали осадку?
ЦитироватьаФон ... движок осадки топлива, который после ПЕРВОЙ осадки отстреливался
Точнее - ДВИЖКИ осадки топлива ( в количестве = 2 штуки ), которые через ~ 12 секунд после включения отстреливались.
Так как необходимость этих движков для запуска двигателя J-2 после разделения никем и никогда не подвергалась сомнению - очень интересно узнать, как запускались в сходной ситуации ( не аналогичной - т.к. более сложной из-за отрицательного ускорения отделившейся 2-й ступени ) аналогичные двигатели 2-й ступени у ракеты AS-510 и последующих, после того как вся система обеспечения их запуска была удалена без каких-либо ( зафиксированных документально ) испытаний и даже обоснований.
Вы так уверены, что никаких обоснований не было ?
ЦитироватьЦитироватьаФон ... движок осадки топлива, который после ПЕРВОЙ осадки отстреливался
Точнее - ДВИЖКИ осадки топлива ( в количестве = 2 штуки ), которые через ~ 12 секунд после включения отстреливались.
Так как необходимость этих движков для запуска двигателя J-2 после разделения никем и никогда не подвергалась сомнению - очень интересно узнать, как запускались в сходной ситуации ( не аналогичной - т.к. более сложной из-за отрицательного ускорения отделившейся 2-й ступени ) аналогичные двигатели 2-й ступени у ракеты AS-510 и последующих, после того как вся система обеспечения их запуска была удалена без каких-либо ( зафиксированных документально ) испытаний и даже обоснований.
Вы так уверены, что никаких обоснований не было ?
Есть мутные обоснования, что дескать и без них можно запустить, но тогда почему не сняли движки осадки первого запуска j-2 с третьей ступени
Думаю, были вполне убедительные обоснования, но зачем им нужно выкладывать их в инет ? ;)
ЦитироватьДумаю, были вполне убедительные обоснования, но зачем им нужно выкладывать их в инет ? ;)
Судя по тому, что Вы здесь говорите, Вы не думаете, а ВЕРИТЕ, что были "убедительные обоснования"
Если бы Вы думали, то выдавали бы какие-то версии, пытались бы дать объяснения
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьаФон ... движок осадки топлива, который после ПЕРВОЙ осадки отстреливался
Точнее - ДВИЖКИ осадки топлива ( в количестве = 2 штуки ), которые через ~ 12 секунд после включения отстреливались.
Так как необходимость этих движков для запуска двигателя J-2 после разделения никем и никогда не подвергалась сомнению - очень интересно узнать, как запускались в сходной ситуации ( не аналогичной - т.к. более сложной из-за отрицательного ускорения отделившейся 2-й ступени ) аналогичные двигатели 2-й ступени у ракеты AS-510 и последующих, после того как вся система обеспечения их запуска была удалена без каких-либо ( зафиксированных документально ) испытаний и даже обоснований.
Вы так уверены, что никаких обоснований не было ?
Есть мутные обоснования, что дескать и без них можно запустить, но тогда почему не сняли движки осадки первого запуска j-2 с третьей ступени
Вам не кажется, что вторя и третяя ступень - несколько разные изделия?
Вполне логично предположить - то что работает для второй, не обязательно должно работать для третьей.
Что мы и имеем возможность видеть.
Что с вами? Эта же мысль неприлично проста и лежит на поверхности, как можно было об этом не подумать?
ЦитироватьЦитироватьДумаю, были вполне убедительные обоснования, но зачем им нужно выкладывать их в инет ? ;)
Судя по тому, что Вы здесь говорите, Вы не думаете, а ВЕРИТЕ, что были "убедительные обоснования"
Если бы Вы думали, то выдавали бы какие-то версии, пытались бы дать объяснения
Ну да, верю, и что такого? Сперва модумал, и мой опыт подсказывает, что этому верить можно. Если бы я видел хоть какой-то серьезный смысл делать такое изменение без проверок, рискуя надежностью, то я бы возможно и сомневался, но какой смысл тратить время и силы на перепроверку таких мелочей ?
Кстати, двигатели вполне можно запускать и в невесомости - например, это было реализовано в блоке Е советского ЛК.
ЦитироватьВам не кажется, что вторя и третяя ступень - несколько разные изделия?
Вполне логично предположить - то что работает для второй, не обязательно должно работать для третьей.
Что мы и имеем возможность видеть.
Мне не кажется, я не вижу принципиального различия. Длина ступеней не сильно различается, движки одинаковые, так почему не сняли два движка осадки с третьей, но сняли со второй.
На третьей эти движки не столько для осадки, сколько для разведения ступеней
ЦитироватьНа третьей эти движки не столько для осадки, сколько для разведения ступеней
Вам не кажется странным для разведения ставить движки на 170 тонную конструкцию, если можно их было поставить на 40 тонную?
Дурдом "Ромашка"... Вроде бы все уже выснили, разобрались, даже документация английским по белому приведена была...
Толку - ноль, как будто и не было длинного обсуждения.
ЦитироватьДурдом "Ромашка"... Вроде бы все уже выснили, разобрались, даже документация английским по белому приведена была...
Толку - ноль, как будто и не было длинного обсуждения.
+1. Всё таки опровергательство это интересный психологический феномен. 8)
ЦитироватьДурдом "Ромашка"... Вроде бы все уже выснили, разобрались, даже документация английским по белому приведена была...
Толку - ноль, как будто и не было длинного обсуждения.
А Вы внимательно перечитайте те вопросы, которые поставлены, увеличьте разрешающую способность мозга, попробуйте уловить новые оттенки в вопросах.
ЦитироватьЦитироватьДурдом "Ромашка"... Вроде бы все уже выснили, разобрались, даже документация английским по белому приведена была...
Толку - ноль, как будто и не было длинного обсуждения.
+1. Всё таки опровергательство это интересный психологический феномен. 8)
А есть еще не менее интересный феномен - соглашательство
Расцвет этого феномена приходится на годы советской власти, благодаря которой шел генетический отбор соглашателей, остальных расстреливали и сажали.
ЦитироватьЦитироватьНа третьей эти движки не столько для осадки, сколько для разведения ступеней
Вам не кажется странным для разведения ставить движки на 170 тонную конструкцию, если можно их было поставить на 40 тонную?
Что лучше - поставить ретроракету на отработанную ступень, которая уже никому не нужна, или движки разведения на летящую дальше, каковые движки дадут свой маленький, но плюсик к ХС до момента их сброса?
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьНа третьей эти движки не столько для осадки, сколько для разведения ступеней
Вам не кажется странным для разведения ставить движки на 170 тонную конструкцию, если можно их было поставить на 40 тонную?
Что лучше - поставить ретроракету на отработанную ступень, которая уже никому не нужна, или движки разведения на летящую дальше, каковые движки дадут свой маленький, но плюсик к ХС до момента их сброса?
Насколько я помню, никто тормозных движков со второй ступени не снимал, они там были.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьНа третьей эти движки не столько для осадки, сколько для разведения ступеней
Вам не кажется странным для разведения ставить движки на 170 тонную конструкцию, если можно их было поставить на 40 тонную?
Что лучше - поставить ретроракету на отработанную ступень, которая уже никому не нужна, или движки разведения на летящую дальше, каковые движки дадут свой маленький, но плюсик к ХС до момента их сброса?
Чего гадать?- возьмите формулу Циолковского и вперёд! посчитать не так трудно.
ЦитироватьЧего гадать?- возьмите формулу Циолковского и вперёд! посчитать не так трудно.
Да бредит Лютич, ему надо память освежить http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=6991&postdays=0&postorder=asc&start=60
Афон, бред - это когда некоторые люди с перерасширенной разрешающей способностью мозга не способны понять, что за 2-3 секунды невесомости пузыри газов в полных баках не успеют переместиться на всю высоту баков (неск. метров) сверху вниз к топливозаборникам.
ЦитироватьАфон, бред - это когда некоторые люди с перерасширенной разрешающей способностью мозга не способны понять, что за 2-3 секунды невесомости пузыри газов в полных баках не успеют переместиться на всю высоту баков (неск. метров) сверху вниз к топливозаборникам.
Так вопрос и состоит, почему не сняли два движка осадки топлива с третьей ступени (которые отстреливались через 12 сек)?
Так вопрос по второй ступени снят?
Я не торможу, просто уточнить хотелось бы, зафиксировать слив, так сказать.
ЦитироватьЦитироватьАфон, бред - это когда некоторые люди с перерасширенной разрешающей способностью мозга не способны понять, что за 2-3 секунды невесомости пузыри газов в полных баках не успеют переместиться на всю высоту баков (неск. метров) сверху вниз к топливозаборникам.
Так вопрос и состоит, почему не сняли два движка осадки топлива с третьей ступени (которые отстреливались через 12 сек)?
А разве двигатель 3-й ступени запускался так же быстро, как и 2-й? Лень сайчас искать таблицу, подскажите сами.
ЦитироватьА разве двигатель 3-й ступени запускался так же быстро, как и 2-й? Лень сайчас искать таблицу, подскажите сами.
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=6991&postdays=0&postorder=asc&start=75
ЦитироватьЦитироватьА разве двигатель 3-й ступени запускался так же быстро, как и 2-й? Лень сайчас искать таблицу, подскажите сами.
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=6991&postdays=0&postorder=asc&start=75
А где там циклограмма разделения S-II/S-IVB?
Афон, качать 39 метров только ради того, чтоб обнаружить, что 3-я ступень запускалась на пару секунд позже 2-й, а баки у нее были короче, я не хочу. Найди уж эту информацию сам.
ЦитироватьА где там циклограмма разделения S-II/S-IVB?
Афон, качать 39 метров только ради того, чтоб обнаружить, что 3-я ступень запускалась на пару секунд позже 2-й, а баки у нее были короче, я не хочу. Найди уж эту информацию сам.
Подождем Диму
(скучающим голосом) Может Shin-а позвать? :?
Санитары всегда рядом, но надо же постараться довести до конца медикаментозное лечение.
Афон, а ларчик-то может очень просто открываться - 2-ю и 3-ю ступени делали разные конторы, Норд Америка и Дуглас соответственно. Может просто Дуглас забил на модернизацию, пусть летает как есть?
ЦитироватьА есть еще не менее интересный феномен - соглашательство
Расцвет этого феномена приходится на годы советской власти, благодаря которой шел генетический отбор соглашателей, остальных расстреливали и сажали.
Так вы бы не чужие подвиги тогда разоблачали, а свои. Уверен в запуске первого спутника и Гагарина вы тоже найдете массу нестыковок, и вас тогда никто не обвинит ни в соглашательстве, ни в пещерном антиамериканизме.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьВот! Вот!!! Плюс это типичное свойство конструкторской перестраховки - уходить от мутных процессов (типа отброса топлива вперед и т. п.) к сложним, тяжелым, но детерминированно работающим схемам. А потом, по накоплении опыта, их снимать. И то не всегда.
Вобщето американцы даже специально ставили в баки телекамеры чтоб проследить за поведением топлива.
Так, я правильно понимаю, что:
1. американы изначально использовали усадочные РТТД
2. поставили камеры в баки и наблюдали поведение топлива
3. несколько раз запустили Сатурн и пронаблюдали
4. выяснив, как и что выкинули РТТД
?
"Мировая пилотируемая космонавтика", 2005 год, стр.100 о втором пуске Сатурна -1В:
ЦитироватьПуск SA-203 имел целью изучить поведение 9 тонн жидкого водорода в баках ступени S-IVB; через телекамеры специалисты наблюдали поведение топлива и процесс его осаждения за счёт реактивной струи стравливаемого водорода. В конце 1-го витка были проверены все операции, необходимые для повторного включения двигателя. После четырёх витков дренажные клапаны были закрыты, и ракета разрушилась под давлением испаряющегося водорода.
Обратите внимание на пункт 24 в циклограмме. :wink:
ЦитироватьТеперь сравним временные профили разделения 1-й и 2-й ступеней у ракет AS-509 ( с ускорителями ) и AS-510 ( без ускорителей )..
Данные по AS-509 берём из Apollo 14 Saturn V Report (http://klabs.org/history/history_docs/jsc_t/apollo_14_saturn_v.pdf) - 31 Mb
(http://7cats.jino-net.ru/add/1973025091_part.png)
Данные по AS-510 берём из Apollo 15 Saturn V Report (http://klabs.org/history/history_docs/jsc_t/apollo_15_saturn_v.pdf) - 39 Mb
(http://7cats.jino-net.ru/add/1973025086_part.png)
Числа в 3-й колонке дают время от начала разделения. И что же мы видим.. Практически никакой разницы. Что есть ускорители, что нет их - всё происходит практически идентично.
Т.е. ракете Saturn V это без разницы! Двигатели J-2 запускаются у 2-й и 3-й ступеней что так, что сяк.
Вот где сила святого духа :)))
Скорее реактивная сила струи вытекающего из бака водорода. :wink:
ЦитироватьТеперь сравним временные профили разделения 1-й и 2-й ступеней у ракет AS-509 ( с ускорителями ) и AS-510 ( без ускорителей )..
Данные по AS-509 берём из Apollo 14 Saturn V Report (http://klabs.org/history/history_docs/jsc_t/apollo_14_saturn_v.pdf) - 31 Mb
(http://7cats.jino-net.ru/add/1973025091_part.png)
Данные по AS-510 берём из Apollo 15 Saturn V Report (http://klabs.org/history/history_docs/jsc_t/apollo_15_saturn_v.pdf) - 39 Mb
(http://7cats.jino-net.ru/add/1973025086_part.png)
Числа в 3-й колонке дают время от начала разделения. И что же мы видим.. Практически никакой разницы. Что есть ускорители, что нет их - всё происходит практически идентично.
Т.е. ракете Saturn V это без разницы! Двигатели J-2 запускаются у 2-й и 3-й ступеней что так, что сяк.
Вот где сила святого духа :)))
Ну ни фига себе - никакой разницы! Постеснялись бы. Время выдачи команды на зажигание J-2 на секунду позже. Как раз учли, что время разведения ступеней увеличилось.
Kulch обратите внимание на пункт 24 "Starn S-II LH-2 tank high pressure vent mode". Он есть в обеих циклограммах.
А время выдачи команды на зажигание J-2 на секунду позже ещё и потому, что для осадки топлива под действием реактивной струи газа наддува (водорода) из бака горючего второй ступени нужно больше времени, поскольку после снятия двигателей осадки топлива тяга уменьшилась, ускорение конечно упало и процесс стал более длительным. :wink:
Все-таки интересно увидеть циклограмму разделения S-II/S-IV. Какой там был промежуток между отсечкой двигателей 2-й ст. и запуском 3-й?
Пожалуйста. :wink:
ЦитироватьЦитироватьНа третьей ступени пороховики нужны в любом случае для осаждения топлива после сравнительно длинной баллистической паузы.
Сравним временные последовательности разделения 1-й//2-й и 2-й//3-й ступеней ( время от начала разделения указано в 3-й колонке ):
Для 1-й//2-й ступеней:
(http://7cats.jino-net.ru/add/1973025086_part.png)
Для 2й//3й ступеней:
(http://7cats.jino-net.ru/add/1973025086_part2.png)
И что мы видим..
Между разделением 1-й и 2-й ступеней и стартом двигателей у 2-й ступени проходит 0.7 секунды, а у 3-й ступени проходит 0.1 секунды.
Это особенно познавательно для тех, кто считает, что осадку топлива можно произвести за счёт тяги, создаваемой выхлопом турбокомпрессоров.
Правда, между разделением и зажиганием у 2-й ступени проходит 1.7 секунды, а у 3-й ступени проходит 3.1 секунды, т.е. на 1.4 секунды больше.
Если кто-то считает, что выяснить разницу в поведении топлива за 1.7 секунды баллистической паузы и за 3.1 секунды в те годы могли "на кончике пера", без натурных испытаний в беспилотном старте - то этот человек беcконечно далёк от объективной реальности.
В реальном мире не изменяют схему запуска двигателей при холодном разделении без одного, а то и нескольких испытательных беспилотных стартов.
Учитывая же, что по утверждению насовцев - выигрыш от этой чехарды составил всего ~ 40 килограммов полезной нагрузки, становится совсем непонятно, зачем надо было ставить на рога инженерно-конструкторское сообщество, заявляя об изменении схемы запуска двигателей, принятой между рабочими пилотируемыми стартами, без единого испытательного и не сообщая при этом ни малейших технических подробностей о том, как такое чудо стало возможным..
...
ЦитироватьKulch обратите внимание на пункт 24 "Starn S-II LH-2 tank high pressure vent mode". Он есть в обеих циклограммах.
А время выдачи команды на зажигание J-2 на секунду позже ещё и потому, что для осадки топлива под действием реактивной струи газа наддува (водорода) из бака горючего второй ступени нужно больше времени, поскольку после снятия двигателей осадки топлива тяга уменьшилась, ускорение конечно упало и процесс стал более длительным. :wink:
Это все верно, только если вентиляция бака создает тягу. Нужно знать конкретную конструкцию - в какую сторону дренаж направлен.
ЦитироватьСкорее реактивная сила струи вытекающего из бака водорода. :wink:
А водорода Вам не жалко?
А та водорода уже испарилась.
Итак, мы выяснили, что удаление системы обеспечения запуска двигателей второй ступени у ракеты AS-510 ( и последующих ) было произведено:
1. Без сбора исследовательских данных ( такие данные собирались только в миссиях "Аполло 4" и "Аполло 6", после которых безусловная необходимость системы обеспечения запуска двигателей не подверглась сомнению ).
2. Без натурных испытаний.
3. Без опубликованного технического обоснования.
До сих пор неизвестно, означал ли отказ от ускорителей то, что осадка топлива для запуска двигателей J-2 второй ступени не требуется вообще, либо то, что был найден более эффективный способ осуществления осадки топлива иным способом, нежели пороховыми ускорителями.
Если имел место первый вариант, а значит данные, говорящие о возможности "безосадочного" запуска двигателя J-2 были получены ещё до первого пилотируемого полета ракеты "Сатурн 5" - совершенно непонятно, почему нельзя было проверить предположение о возможности "безосадочного" запуска более "плавно".
Для начала вполне можно было всего лишь задержать включение ускорителей на секунду, в следующей миссии - на две, и т.д. вплоть до полного отказа от ускорителей.
Причём очевидно, что гораздо логичнее было проводить эти эксперименты не со 2-й, а с 3-й ступенью. Ведь 3-я ступень отделяется от 2-й на такой высоте, где уже отсутствует тормозящее воздействие набегающего воздушного потока, которое имеет место при разделении 1-й и 2-й ступеней.
Однако, никаких осмысленных действий по испытанию возможностей "безосадочного" запуска двигателя J-2 в предыдущих миссиях не проводилось, что ( вкупе с тем, что для запуска двигателя 3-й ступени ускорители по прежнему продолжали использоваться ) позволяет предположить, что речь скорее идёт именно о революционном техническом решении, которое позволило осуществлять осадку топлива 2-й ступени без использования пороховых ускорителей!
Так что же это было за техническое чудо..
Давайте, в отсутствие Старого, не тратить время на исследуна, а сразу забаним навсегла!
Дарагой! Вот читаю я и удивляюсь. Амеры просто выложили перед Вами все 210 тонн документации по устройству и испытаниям ракеты. Только вот скрывают усиленно, как ступени зажигали. И известно Вам из этих документов, что ни чего не предполагали, не испытывали, а так вот, случайно взяли, да и запустили ракету без системы осадки топлива.
Тысячи зрителей видели, что на старте стояли ракеты без системы. Они же видели, как ракеты взлетали, как разделялись и зажигались ступени. Так что, это мираж был??? :shock: :shock: :shock:
На А-4 и А-6 было по 8 двигателей системы осаждения. До А-14 было по четыре двигателя. На последних трех и Скайлэбе систему убрали. Т.е. происходило все постепенно. Почему Вы считаете, что не проводилось экспериментов при выведении А-8_А-14 ??? Вам дали документы, что эксперименты не проводились, или Вы не нашли этих документов??? Если не нашли, то это Ваши беды. Если чего нет, то это не значит, что можно строить далеко идущие теории.
По крайней мере то, что вторая ступень Сатурна зажигалась во всех полетах, это факт, не подлежащий сомнению. А уж каким способом этого достигли, это ноу-хау НАСАвских инженеров. Не является ли Ваш вопрос просто нескромным??? Ни кто не обязан Вам раскрывать все подробности устройства и испытания ракетной техники.
Может, Дима наконец скажет, какие выводы следуют из его изысканий?
Ха! Американцы не летали на Луну? Ты ждешь иного?
ЦитироватьХа! Американцы не летали на Луну? Ты ждешь иного?
:D Так пусть сам скажет. Или кишка тонка?
Дима, ну чё, так трудно отказаться от постулатов своей веры? Это же классический религиозный фанатизм, полное неприятие и отторжение доводов оппонентов.
Или все-таки болезнь моска?
ЦитироватьИтак, мы выяснили, что удаление системы обеспечения запуска двигателей второй ступени у ракеты AS-510 ( и последующих ) было произведено:
1. Без сбора исследовательских данных ( такие данные собирались только в миссиях "Аполло 4" и "Аполло 6", после которых безусловная необходимость системы обеспечения запуска двигателей не подверглась сомнению ).
Первая часть прямо противоречит скобкам - данные специально собирали в 2 полетах. Причем собирали так, как не делали никогда до того. Никто никогда до этого не ставил камеры в баках для исследования поведения топлива. А тут поставили, исследовали в ДВУХ полетах, а потом по результатам убрали РДТТ.
Цитироватьпосле которых безусловная необходимость системы обеспечения запуска двигателей не подверглась сомнению
Утверждение голословнее надо еще поискать...
"Безусловная необходимость" нигде и не утверждалась :lol:
Цитировать2. Без натурных испытаний.
Натурно испытать полет 2-й ступени практически невозможно - никакой дурак не будет запускать Сатурн-5 ради испытания второстепенной системы. Ну разве что Дима с точкой...
А запускать в штатный полет с людьми или без - разницы нет. При наличие САС сбой в этом месте ничем не грозит. В худшем случае сорвется миссия. И не важно - пилотируемая или беспилотная.
И вообще, риск - не трусливый писк.
В случае лунной гонки это далеко не последний аргумент.
Цитировать3. Без опубликованного технического обоснования.
Нет ни одного технического обоснования ни одного изменения в ракете Н1. Нигде, никогда, никаких технических обоснований не публиковалось. Значит Н1 не было?
Никто не обязан был публиковать технические обоснования на каждый чих проектировщиков Сатурна. Требовать это можно только при обострении фимоза моска.
Над остальным тоже можно постебаться, но в лом метать бисер. Ответ все равно известен.
Цитироватьвзяли, да и запустили ракету без системы осадки топлива.
Поправка - без ускорителей системы осадки топлива.
Никем не доказано, что отказ от ускорителей означает отказ от осадки. Наоборот - сохранение ускорителей на 3-й ступени и отсутствие испытаний системы обеспечения запуска 2-й ступени после удаления ускорителей - говорят скорее о том, что осадка
продолжала производиться, но уже не при помощи ускорителей, а при помощи нового революционного технического решения, которое ( для краткости ) можно называть "святым духом".
ЦитироватьПочему Вы считаете, что не проводилось экспериментов при выведении А-8_А-14 ???
Так указано в документах.
Всё исследовательское оборудование после миссии "Аполло 6" было удалено и больше ни разу не устанавливалось.
ЦитироватьВам дали документы, что эксперименты не проводились
Эти документы общедоступны.
ЦитироватьНи кто не обязан Вам раскрывать все подробности устройства и испытания ракетной техники.
Вы несомненно правы. Всё, что касается применения силы святого духа - обычно хранится за 7-ю печатями.
Но программа Аполло отличается от других таинств святого духа тем, что
ВСЕ её материалы публичны в соответствии с законом США.
Кроме того, никто не может запретить
ИНТЕРЕСОВАТЬСЯ этим удивительно любопытным техническим вопросом. Если Вам не интересно, каким образом осадка топлива ( необходимая для запуска двигателей 2-й ступени ракеты "Сатурн 5" ) осуществлялась без использования пороховых ускорителей - очевидно, что это Ваша проблема.
Очевидно, отечественный дух святее, ибо не только никто не знает, сколько печатей, но даже не знают где они! :)
ЦитироватьДавайте, в отсутствие Старого, не тратить время на исследуна, а сразу забаним навсегла!
Поддерживаю. Господа опровергатели законов физики, здравого смысла и прочие гравицапщики и сектанты генерят траффик на этом форуме едвали не больше чем нормальные люди. Что не делает чести и превращают отличный технический форум в помойку :(
То, что было удалено все СПЕЦИАЛЬНОЕ исследовательское оборудование совершенно не говорит о том, что исследования больше не проводились. Были удалены камеры, производившие съемки внутри баков. Видимо полученные данные инженеров удовлетворили. В дальнейшем эксперименты могли проводиться с помощью штатной телеметрии, которую ни кто не снимал. Исследования могли проводиться вполне указанным вами методом, задержкой зажигания всех или части ускорителей на несколько секунд, с увеличением задержки в следующих полетах. Это к примеру, а уж что было ... то было.
На счет того, что американцы должны Вам дать все материалы по Сатурну 5, согласно закону ... это держите корман шире. К примеру, чертежей F-1, по которым Вы сможете организовать его производство, Вы не получите никогда. А на основании того, что имеется, он никогда не будет работать. Уж извините.
ЦитироватьЦитироватьвзяли, да и запустили ракету без системы осадки топлива.
Поправка - без ускорителей системы осадки топлива.
Никем не доказано, что отказ от ускорителей означает отказ от осадки. Наоборот - сохранение ускорителей на 3-й ступени и отсутствие испытаний системы обеспечения запуска 2-й ступени после удаления ускорителей - говорят скорее о том, что осадка продолжала производиться, но уже не при помощи ускорителей, а при помощи нового революционного технического решения, которое ( для краткости ) можно называть "святым духом".
ЦитироватьПочему Вы считаете, что не проводилось экспериментов при выведении А-8_А-14 ???
Так указано в документах.
Всё исследовательское оборудование после миссии "Аполло 6" было удалено и больше ни разу не устанавливалось.
ЦитироватьВам дали документы, что эксперименты не проводились
Эти документы общедоступны.
ЦитироватьНи кто не обязан Вам раскрывать все подробности устройства и испытания ракетной техники.
Вы несомненно правы. Всё, что касается применения силы святого духа - обычно хранится за 7-ю печатями.
Но программа Аполло отличается от других таинств святого духа тем, что ВСЕ её материалы публичны в соответствии с законом США.
Кроме того, никто не может запретить ИНТЕРЕСОВАТЬСЯ этим удивительно любопытным техническим вопросом. Если Вам не интересно, каким образом осадка топлива ( необходимая для запуска двигателей 2-й ступени ракеты "Сатурн 5" ) осуществлялась без использования пороховых ускорителей - очевидно, что это Ваша проблема.
ЦитироватьДобавлено: Пт Дек 21, 2007 11:29
Kulch обратите внимание на пункт 24 "Saturn S-II LH-2 tank high pressure vent mode". Он есть в обеих циклограммах.
А время выдачи команды на зажигание J-2 на секунду позже ещё и потому, что для осадки топлива под действием реактивной струи газа наддува (водорода) из бака горючего второй ступени нужно больше времени, поскольку после снятия двигателей осадки топлива тяга уменьшилась, ускорение конечно упало и процесс стал более длительным. :wink:
Дима. Вам ответили месяц назад. Ответ на предыдущей странице.
Святого духа не было. Был сброс газа наддува (газообразного водорода) из бака горючего. :lol:
А вот это интересно. Я до этого не докопался. А через какое место газ наддува сбрасывали известно?
Написано, что через клапан. Находился естественно в верхней части бака. А вот приделали к нему сопло или нет, не скажу, не знаю. :wink:
ЦитироватьЦитироватьвзяли, да и запустили ракету без системы осадки топлива.
Поправка - без ускорителей системы осадки топлива.
Никем не доказано, что отказ от ускорителей означает отказ от осадки.
А где-то кем-то доказано, что осадка на 2-й ступени вообще необходима? Конкретно на 2-й ступени, конкретно Сатурна-5, конкретно после 2-3 секунд невесомости между отсечкой Ф-1 и включением J-2.
Где и кем?
ЦитироватьНаоборот - сохранение ускорителей на 3-й ступени и отсутствие испытаний системы обеспечения запуска 2-й ступени после удаления ускорителей - говорят скорее о том, что осадка продолжала производиться, но уже не при помощи ускорителей, а при помощи нового революционного технического решения, которое ( для краткости ) можно называть "святым духом".
Кстати, к вопросу о 3-й ступени: стравливание газообразного водорода из бака - это святой дух или не святой?
ЦитироватьНо программа Аполло отличается от других таинств святого духа тем, что ВСЕ её материалы публичны в соответствии с законом США.
Это галлюцинации. Просто галлюцинации.
ЦитироватьКроме того, никто не может запретить ИНТЕРЕСОВАТЬСЯ этим удивительно любопытным техническим вопросом.
"Интересоваться" и "нагло гнать конспирологический бред, не обращать внимания на объяснения" - немного разные вещи. Дима с точкой опять све перепутал.
ЦитироватьЕсли Вам не интересно, каким образом осадка топлива ( необходимая для запуска двигателей 2-й ступени ракеты "Сатурн 5" ) осуществлялась без использования пороховых ускорителей - очевидно, что это Ваша проблема.
Это не проблема, тем более не наша.
Это проблема Димы с точкой, раз он сюда с этим пришел кривляться.
ЦитироватьМожет, Дима наконец скажет, какие выводы следуют из его изысканий?
Да ничего внятного он не скажет.
Тут только 2 варианта:
- или все было как было, а Дима гонит потому что ни ухом ни рылом (ниасилил объяснения)
- или Сатурн не мог летать (2-я ст. не могла запустится), что противоречит объективным наблюдениям.
Естественно оба варианта неприемлимы для нашего исследуна. Так что внятного ответа от него и не будет.
Можно вопрос? Искал в интернете схемы F-1 и H-1b, но не нашёл. В Википедии только общие данные, а меня интересует устройство привода ТНА - т. е., какая была схема у двигателя: "кислая", "газ-газ"? И куда дальше направлялся газ после ГГ - в сопло, после критики (как у F-1), или направлялся в камеру сгорания?
Ну не в КС точно, иначе это был бы ЖРД замкнутой схемы. Вроде бы у Н-1 в закритическую часть сопла:
http://www.astronautix.com/engines/h1.htm
ЦитироватьНу не в КС точно, иначе это был бы ЖРД замкнутой схемы. Вроде бы у Н-1 в закритическую часть сопла:
http://www.astronautix.com/engines/h1.htm
У Н-1 выхлоп, емнип, был просто "за борт".
ЦитироватьЦитироватьНу не в КС точно, иначе это был бы ЖРД замкнутой схемы. Вроде бы у Н-1 в закритическую часть сопла:
http://www.astronautix.com/engines/h1.htm
У Н-1 выхлоп, емнип, был просто "за борт".
Глянул в первоисточник. На фото Н-1 явно видны кольцевые коллекторы для вдува от ТНА в закритическую часть сопла.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьНу не в КС точно, иначе это был бы ЖРД замкнутой схемы. Вроде бы у Н-1 в закритическую часть сопла:
http://www.astronautix.com/engines/h1.htm
У Н-1 выхлоп, емнип, был просто "за борт".
Глянул в первоисточник. На фото Н-1 явно видны кольцевые коллекторы для вдува от ТНА в закритическую часть сопла.
Хм, если это фото из Вэйда, то там видны только кольцевые бандажи, скрепляющие трубчатую камеру. Вообще-то, Н-1 - модификация LR-79, а у последнего, емнип, никакого вдува в "закритику" не было.
ЦитироватьМожно вопрос? Искал в интернете схемы F-1 и H-1b, но не нашёл. В Википедии только общие данные, а меня интересует устройство привода ТНА - т. е., какая была схема у двигателя: "кислая", "газ-газ"? И куда дальше направлялся газ после ГГ - в сопло, после критики (как у F-1), или направлялся в камеру сгорания?
Схема открытая, поэтому газ "сладкий" и сбрасывался в сопло через коллектор для охлаждения насадка на F-1, в обычный выхлопной патрубок на внутренних неподвижных Н-1 и в эжектор в сопле на внешних рулевых Н-1, чтобы предотвратить его попадание в хвостовой отсек.
ЦитироватьСхема открытая, поэтому газ "сладкий" и сбрасывался в сопло через коллектор для охлаждения насадка на F-1, в обычный выхлопной патрубок на внутренних неподвижных Н-1 и в эжектор в сопле на внешних рулевых Н-1, чтобы предотвратить его попадание в хвостовой отсек.
Тааак... Теперь бы это мне ещё на русский перевести :D
"сладкий" газ - т. е. небольшое количество топлива в ГГ сжигается с окислителем (причём с избытком топлива, так?)?
"В обычный выхлопной патрубок" - т. е. не в сопло, а через "трубу" рядом с двигателем? Почему тогда не через небольшое сопло? Тогда бы сразу и лишняя тяга (хотя в F-1сжигалось в ГГ лишь 3% топлива и температура его получалось всего 800 по Цельсию, но хоть какая-то!), и рулевое управление...
"и в эжектор в сопле на внешних рулевых Н-1" - т. е., как у F-1, в закритическую часть сопла?
"чтобы предотвратить его попадание в хвостовой отсек" - а вот сдесь логику не понял. Если мы на центральных двигателях сбрасываем через патрубок, то газ распределяется неравномерно: около патрубка давление больше, около дна - меньше, газ пойдёт ближе к дну. А на боковых двигателях его, наоборот, можно сбрасывать в направлении к борту... Или я что-то недопонял?..
ЦитироватьТааак... Теперь бы это мне ещё на русский перевести :D
"сладкий" газ - т. е. небольшое количество топлива в ГГ сжигается с окислителем (причём с избытком топлива, так?)?
Только с избытком горючего, топливо - это горючее и окислитель вместе.
Цитировать"В обычный выхлопной патрубок" - т. е. не в сопло, а через "трубу" рядом с двигателем? Почему тогда не через небольшое сопло? Тогда бы сразу и лишняя тяга (хотя в F-1сжигалось в ГГ лишь 3% топлива и температура его получалось всего 800 по Цельсию, но хоть какая-то!), и рулевое управление...
На конце патрубка обычно ставится небольшое сопло, хотя на земле оно много не даст из-за малого давления выхлопного газа. А в F-1 выхлоп использовался для завесного охлажения насадка, ну и дополнительно разгонялся при этом, естественно. Для управления хватало 4-х качающихся двигателей.
Цитировать"и в эжектор в сопле на внешних рулевых Н-1" - т. е., как у F-1, в закритическую часть сопла?
Да, только коллектор был не кольцевым, а охватывал небольшую часть сопла.
Цитировать"чтобы предотвратить его попадание в хвостовой отсек" - а вот сдесь логику не понял. Если мы на центральных двигателях сбрасываем через патрубок, то газ распределяется неравномерно: около патрубка давление больше, около дна - меньше, газ пойдёт ближе к дну. А на боковых двигателях его, наоборот, можно сбрасывать в направлении к борту... Или я что-то недопонял?..
Они опасались, что подсасываемый из-за донного эффекта выхлоп образует с горячим воздухом горючую и взрывоопасную смесь, поэтому вначале патрубки с центральных двигателей выводились за пределы хвоствого отсека и газ сдувался обтекающим ракету воздухом и догорал, а позднее патрубки вывели внутрь квадрата, образуемого неподвижными двигателями, откуда газ эжектировался их реактивными струями. Для рулевых двигателей пришлось бы делать патрубки с сильфонами, что посчитали ненадежным и вывели выхлоп в закритическую часть сопла.
Выходит, что H-1b по устройству близок к F-1? Кстати, схема сброса газа из ГГ в сопло - и там, и там через коллектор? Кстати, как выглядел этот коллектор? Почему он не сгорал, находясь в струе пламени из КС? Или же его выход совпадал со стенкой соплового насадка?
Большое спасибо за ответы.
ЦитироватьВыходит, что H-1b по устройству близок к F-1?
В целом схема у них одинаковая, только у F-1 ТНА безредукторный.
ЦитироватьКстати, схема сброса газа из ГГ в сопло - и там, и там через коллектор?
Да, однако на F-1 он кольцевой, а на Н-1 незамкнутый.
ЦитироватьКстати, как выглядел этот коллектор? Почему он не сгорал, находясь в струе пламени из КС? Или же его выход совпадал со стенкой соплового насадка?
В стенке насадка были щели, через которые и выходил газ.
Спасибо за информацию. :wink:
ЦитироватьЦитироватьВыходит, что H-1b по устройству близок к F-1?
В целом схема у них одинаковая, только у F-1 ТНА безредукторный.
ЦитироватьКстати, схема сброса газа из ГГ в сопло - и там, и там через коллектор?
Да, однако на F-1 он кольцевой, а на Н-1 незамкнутый.
Так, все-таки, попадал газогенераторный газ в Н-1 в проточную часть сопла или нет?
Братцы, где вы здесь видите коллектор сброса ГГ-газа в сопло?
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/5029.jpg)
Внизу справа - явно тот самый патрубок, только сброс не в сопло, а просто так - в атмосферу...
Или с этого ракурса просто не видно? Но все равно получается, что сброс газа в сопло несимметричный? Как же так?
ЦитироватьТак, все-таки, попадал газогенераторный газ в Н-1 в проточную часть сопла или нет?
Попадал на внешних двигателях.
ЦитироватьБратцы, где вы здесь видите коллектор сброса ГГ-газа в сопло?
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/5029.jpg)
Внизу справа - явно тот самый патрубок, только сброс не в сопло, а просто так - в атмосферу...
Или с этого ракурса просто не видно? Но все равно получается, что сброс газа в сопло несимметричный? Как же так?
Это похоже неподвижный внутренний двигатель, у него патрубок сброса обычный, просто выведен к срезу сопла.
ЦитироватьЦитироватьБратцы, где вы здесь видите коллектор сброса ГГ-газа в сопло?
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/5029.jpg)
Внизу справа - явно тот самый патрубок, только сброс не в сопло, а просто так - в атмосферу...
Или с этого ракурса просто не видно? Но все равно получается, что сброс газа в сопло несимметричный? Как же так?
Это похоже неподвижный внутренний двигатель, у него патрубок сброса обычный, просто выведен к срезу сопла.
Картинку бы посмотреть :roll:
ЦитироватьКартинку бы посмотреть :roll:
Это та же картинка, на которую давал ссылку Сало.
ЦитироватьТак, все-таки, попадал газогенераторный газ в Н-1 в проточную часть сопла или нет?
ЦитироватьКартинку бы посмотреть :roll:
Их у сатурностроителей есть чуток...
По выхлопу ТНА на Saturn-1.
Картинки:
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/5033.jpg) (http://www.hq.nasa.gov/office/pao/History/alsj/misc/apmisc-SAT-4-41.jpg)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/5034.jpg) (http://www.hq.nasa.gov/office/pao/History/alsj/misc/apmisc-SAT-4-46.jpg)
Блестящие трубы а-ля выхлопные автомобильные - выхлоп от четырёх центральных двигателей. Выхлоп ТНА переферийных двигателей - в кольцевой насадок на среза сопла.
В полёте:
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/5035.jpg) (http://www.hq.nasa.gov/office/pao/History/alsj/misc/apmisc-SA5-001.jpg)
На Saturn-1B.
На первых двух экземплярах - аналогично. См следующую картинку. Обратить внимание на характерные огненные "хвосты" и струи от переферийных двигателей в "дымовых чулках"
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/5036.jpg) (http://www.hq.nasa.gov/office/pao/History/alsj/misc/apmisc-KSC-66PC-233.jpg)
На экземплярах от Apollo-5 и далее, всех скайлэбовских, ЭПАСовском - выхлопы ТНА всех двигателей в кольцевой насадок на срезе сопла.
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/5037.jpg) (http://www.hq.nasa.gov/alsj/skylab/skylab-KSC-72PC-497BW.jpg)
ЦитироватьНа экземплярах от Apollo-5 и далее, всех скайлэбовских, ЭПАСовском - выхлопы ТНА всех двигателей в кольцевой насадок на срезе сопла.
Спасибо за картинки. :) Однако насадки и коллекторы были только на внешних двигателях.
В догонку по H-1 картинки:
(http://mix.msfc.nasa.gov/IMAGES/MEDIUM/0100532.jpg)
(http://mix.msfc.nasa.gov/IMAGES/MEDIUM/0100533.jpg)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/59763.jpg)
(http://mix.msfc.nasa.gov/IMAGES/MEDIUM/6005818.jpg)
(http://mix.msfc.nasa.gov/IMAGES/MEDIUM/6757862.jpg)
У меня давно есть свой вопрос по "Сатурну-5". Новую тему заводить не хочу. Кто нить знает, почему на его дальнейшей эксплуатации (и модернизации соответственно) не настояло МО США?
ЦитироватьУ меня давно есть свой вопрос по "Сатурну-5". Новую тему заводить не хочу. Кто нить знает, почему на его дальнейшей эксплуатации (и модернизации соответственно) не настояло МО США?
Кому-кому, а МО США Сатурн-5 был нужен меньше всего. Думаю их более чем устраивал Титан-3, а потом Титан-4 (из тяжелых носителей).
Моя логика рассуждений такова: в РУМО не идиоты сидят и о разработке советского аналога "Сатурна-5" им известно. Понятно и то, что русские найдут ему применение и для своих военных планов. Отказываться от суперносителя в предверии того, что вот-вот он появится у Советов - архиглупость, ведь они не знали о том, что скоро придёт Глушко и всё сольёт в унитангенс.
Подтрверждением моей идеи является история с "Энергией". Стоило ей стартовать, как ВВС США заявили о необходимости разработки сверхтяжёлого носителя нового поколения. Были даже контракты выданы на предварительные ииследования. Об этом писали в "Зарубежном военном обозрении" в 1988-1989гг.
Для военных целей сверхтяжелый носитель не нужен. Учтите также, что масса западной электроники (и много чего еще) была существенно меньше, чем у аналогов в СССР. Поэтому, то что в СССР требовало 100-тонных носителей, в США могли чсделать 30-тонниики. В ответ на "Энергию", они вполне могли использовать уже готовый Шаттл, либо довести до 30 тонн грузоподъемность "Титан-4" (скажем за счет замены гептиловой третьей ступени на водородную).
ЦитироватьУ меня давно есть свой вопрос по "Сатурну-5". Новую тему заводить не хочу. Кто нить знает, почему на его дальнейшей эксплуатации (и модернизации соответственно) не настояло МО США?
Потому что МО США не хотело разоряться.
Совершенно понятно, что при проектировании Сатурна все соображения, вытекающие из необходимости длительной рутинной эксплуатации, были просто проигнорированы.
ЦитироватьДля военных целей сверхтяжелый носитель не нужен.
Смотря для каких целей. Вот для "Полюса" и его потомков был бы нужен.
ЦитироватьУчтите также, что масса западной электроники (и много чего еще) была существенно меньше, чем у аналогов в СССР.
Не думаю, что масса именно электроники была определяющей в весовой раскладке того же "Полюса".
А так ли был нужен Полюс? Сам он был слеплен на скорую руку и фактически - представлял полумакет. Уничтожить такую конструкцию не дороже пары вылетов Ф-15 с ASATами.
ЦитироватьА так ли был нужен Полюс? Сам он был слеплен на скорую руку и фактически - представлял полумакет. Уничтожить такую конструкцию не дороже пары вылетов Ф-15 с ASATами.
"Полюс" как таковой, безусловно, даже и не полуфабрикат. Подробности изложены у Лукашевича, верить ему или не верить в этом вопросе -- я даже и не знаю.
Частный вопрос о военной значимости "Полюса" сводится к старому, общему и неоднозначному вопросу о значимости СОИ и прочих "звездных войн".
"Легкость" уничтожения таких агрегатов, думается мне, вы сильно преувеличиваете.
Нет, на самом деле достаточно нескольких дырок в произвольных местах, чтобы вывести такой аппарат из боевого состояния.
ЦитироватьНет, на самом деле достаточно нескольких дырок в произвольных местах, чтобы вывести такой аппарат из боевого состояния.
Может быть, но возможность проделать их противоспутниковой ракетой (с учетом характеристик единственной, кажется, реально испытывавшейся американской ракеты такого назначения, целевого назначения устройства и, как говориться, "сопутствующих причин"), представляется мне неочевидной.
Под "сопутствующими причинами" я подразумеваю, что в полигонных условиях нет лучшей цели, чем авианосец.
А такой обьект как Полюс, должны охранять стаи Х-вингов? :) Тогда он становится ешё менее реальным и ешё более критическим - несколько пусков, и обладатель сабжа лишается всего национального достояния :)
ЦитироватьА такой обьект как Полюс, должны охранять стаи Х-вингов? :) Тогда он становится ешё менее реальным и ешё более критическим - несколько пусков, и обладатель сабжа лишается всего национального достояния :)
Вы меня извините, Винницкий, но рассматривать этот вопрос -- продуцировать военно-историческую фантастику, к чему у меня особой склонности нет. Излагаю свои соображения:
Такой объект, как "Полюс", сам следит за тем, что вокруг него летает и может в каких-то пределах маневрировать. А противоспутниковая ракета была, если верить написанному, кинетической -- т.е., предполагалось прямое попадание. Маневрировать на орбите она не могла. К тому же поражать спутники эти ракеты могли далеко не на всех наклонениях. Аэродромы базирования самолетов-носителей таких ракет все были наперечет известны, так что оснований ожидать, что им позволят осуществлять расстрелы стратегических целей в полигонных условиях нет никаких. Самолетам ведь нужно загрузиться, взлететь, получить целеуказание... и все это в условиях, упаси боже, какого-нибудь ответно-встречного удара, пока "Полюс"-ы расстреливают американские боевые блоки
Ну и, наконец, разве "Полюс" прямо-таки не предназначен для того, чтобы летающее вокруг сбивать? Чем противоспутниковая ракета в этом смысле хуже всего остального? Подлетное время не нулевое.
Полюс вполне мог быть посещаемым, и даже стыковаться с чем то вроде Алмаза. Ну а уж в этом случае снабдить его пушками Нудельмана Бог велел. :D
ЦитироватьУ меня давно есть свой вопрос по "Сатурну-5". Новую тему заводить не хочу. Кто нить знает, почему на его дальнейшей эксплуатации (и модернизации соответственно) не настояло МО США?
Из-за отсутствия ПН, поэтому же не нужна была военным и Н-1.
Но страну развели второй раз. :(
Для того, чтобы что-то доказать уже умершему Королёву. И всем остальным тоже.
Тогда остаётся открытым вопрос, почему Каманин в дневниках указывал, что потребуется 10-12 пусков в год Н-1. Явно имелась ввиду какая-то военная нагрузка для неё. Не за Луну и АМС же он переживал...
ЦитироватьТогда остаётся открытым вопрос, почему Каманин в дневниках указывал, что потребуется 10-12 пусков в год Н-1. Явно имелась ввиду какая-то военная нагрузка для неё. Не за Луну и АМС же он переживал...
Хотеть можно много чего, а вот иметь возможность...
ЦитироватьВ догонку по H-1 картинки:
(http://mix.msfc.nasa.gov/IMAGES/MEDIUM/6757862.jpg)
Интересно, что именно по такой схеме планировали разместить 8 F-1 на первой ступени Новы.
ЦитироватьИнтересно, что именно по такой схеме планировали разместить 8 F-1 на первой ступени Новы.
Какой именно "Новы" из нескольких десятков вариантов? :wink:
У меня еще вопрос по С-5. Зачем на первой ступени стабилизаторы? Неужели управления вектором тяги F-1 было недостаточно? Заодно - зачем стабилизаторы на "семерке"?
ЦитироватьУ меня еще вопрос по С-5. Зачем на первой ступени стабилизаторы? Неужели управления вектором тяги F-1 было недостаточно? Заодно - зачем стабилизаторы на "семерке"?
Стабилизаторы нужны для уменьшения степени статической неустойчивости.
ЦитироватьСтабилизаторы нужны для уменьшения степени статической неустойчивости.
Растолкуйте на пальцах, если нетрудно :oops:
Чтоб не дрожало и не дергалось.
ЦитироватьЦитироватьСтабилизаторы нужны для уменьшения степени статической неустойчивости.
Растолкуйте на пальцах, если нетрудно :oops:
Попросту говоря, стабилизаторы нужны для уменьшения расстояния между центром масс и центром давления/фокусом (для осесимметричных тел фокус совпадает с центром давления, ЕМНИП). Это уменьшает возмущающий момент от аэродинамических сил.
ЦитироватьЦитироватьИнтересно, что именно по такой схеме планировали разместить 8 F-1 на первой ступени Новы.
Какой именно "Новы" из нескольких десятков вариантов? :wink:
Относительно скромного варианта - С-8 на ПН 180 тонн.
:)
ЦитироватьПопросту говоря, стабилизаторы нужны для уменьшения расстояния между центром масс и центром давления/фокусом (для осесимметричных тел фокус совпадает с центром давления, ЕМНИП). Это уменьшает возмущающий момент от аэродинамических сил.
Наоборот, стабилизаторы увеличивают расстояние между ЦМ и ЦД и, главное, обеспечивают положение ЦД позади ЦМ. При этом, в случае отклонения оси ракеты от направления вектора скорости, возникающая подъемная сила стремится уменьшить угол атаки, т.е. возникает восстанавливающий аэродинамический момент и ракета является статически устойчивой. Чем больше расстояние между ЦД и ЦМ, тем больше запас устойчивости.
Если я правильно понял Дмитрия В. Имеется в виду ситуация, когда расстояние между центром масс и центром давлений велико. Это плохо, т.к. увеличивает зависимость управления ракетой от аэродинамических сил (причем, зависимость явно будет нелинейная). Если стремиться совместить ц.м. и ц.д., аэродинамические силы не смогут влиять на вращение ракеты вокруг ц.м., т.е. их влияние на управление ракетой будет сведено в идеале к нулю, что и требуется для системы управления.
Если ц.д. находится значительно выше ц.м., то опустить его пониже как раз и можно при помощи расположенных внизу стабилизаторов. Естесственно, это заисит от конретной конструкции ракеты.
Я правильно понял?
ЦитироватьЦитироватьПопросту говоря, стабилизаторы нужны для уменьшения расстояния между центром масс и центром давления/фокусом (для осесимметричных тел фокус совпадает с центром давления, ЕМНИП). Это уменьшает возмущающий момент от аэродинамических сил.
Наоборот, стабилизаторы увеличивают расстояние между ЦМ и ЦД и, главное, обеспечивают положение ЦД позади ЦМ. При этом, в случае отклонения оси ракеты от направления вектора скорости, возникающая подъемная сила стремится уменьшить угол атаки, т.е. возникает восстанавливающий аэродинамический момент и ракета является статически устойчивой. Чем больше расстояние между ЦД и ЦМ, тем больше запас устойчивости.
У РН, как правило ЦД находится впереди ЦМ (для того чтобы он был сзади ЦМ нужну, ну, очччень большие стабилизаторы). Поэтому, на практике, стабилизаторы именно уменьшают расстояние между ЦМ и ЦД (степень статической неустойчивости).
ЦитироватьУ РН, как правило ЦД находится впереди ЦМ (для того чтобы он был сзади ЦМ нужну, ну, очччень большие стабилизаторы). Поэтому, на практике, стабилизаторы именно уменьшают расстояние между ЦМ и ЦД (степень статической неустойчивости).
Из-за этого стараются поднять ц.м.? Ну там - кислородный бак - вверх, водородный - вниз и т.п.?
ЦитироватьИз-за этого стараются поднять ц.м.? Ну там - кислородный бак - вверх, водородный - вниз и т.п.?
Да.
ЦитироватьУ РН, как правило ЦД находится впереди ЦМ (для того чтобы он был сзади ЦМ нужну, ну, очччень большие стабилизаторы). Поэтому, на практике, стабилизаторы именно уменьшают расстояние между ЦМ и ЦД (степень статической неустойчивости).
Тогда нужно было это сразу оговаривать.
ЦитироватьЦитироватьУ РН, как правило ЦД находится впереди ЦМ (для того чтобы он был сзади ЦМ нужну, ну, очччень большие стабилизаторы). Поэтому, на практике, стабилизаторы именно уменьшают расстояние между ЦМ и ЦД (степень статической неустойчивости).
Тогда нужно было это сразу оговаривать.
Виноват, исправлюсь :oops:
ЦитироватьЦитироватьУ РН, как правило ЦД находится впереди ЦМ (для того чтобы он был сзади ЦМ нужну, ну, очччень большие стабилизаторы). Поэтому, на практике, стабилизаторы именно уменьшают расстояние между ЦМ и ЦД (степень статической неустойчивости).
Из-за этого стараются поднять ц.м.? Ну там - кислородный бак - вверх, водородный - вниз и т.п.?
На 8К63 наземного базирования для этого в баке окислителя было промежуточное днище, и окислитель вырабатывался сначала из нижней половины бака, потом из верхней. Это уменьшало нагрузку на рули в трансзвуковой области, иначе СУ не справилась бы. Потом, у шахтного варианта, СУ переделали, рули переделали, в результате от промежуточного днища отказались.
ЦитироватьСвятого духа не было. Был сброс газа наддува (газообразного водорода) из бака горючего. Написано, что через клапан. Находился естественно в верхней части бака. А вот приделали к нему сопло или нет, не скажу, не знаю.
Цитироватьстравливание газообразного водорода из бака - это святой дух или не святой?
Это серьёзно, насчёт осадки топлива 2-й ступени "выпуском газов"..
Изначально осадка топлива осуществлялась ускорителями и перед запуском двигателей 2-й и перед запуском двигателей 3-й ступени.
Вы утверждаете, что отказ от ускорителей 2-й ступени у ракеты
AS-510 и последующих был вызван переходом к осадке топлива 2-й ступени новым "газовым" способом, а на 3-й ступени этот способ не прошёл, поэтому там по-прежнему остались ускорители.
Всё так ?
А третья ступень двукратного запуска. :wink:
ЦитироватьА третья ступень двукратного запуска.
Второй запуск ещё можно попробовать сделать с "подгазовкой".
Но для первого запуска, когда осадку топлива нужно выполнить за 1 секунду, а не за несколько минут - нужна уже более высокая тяга.
Значит, чтобы за 1 секунду выполнить осадку топлива - нужно за это время стравить из бака количество газа, не уступающее по массе и скорости истечения выхлопу двух ( для 3-й ступени ) пороховых ускорителей.
А чтобы после отделения 1-й ступени придать ракете ускорение, необходимое для запуска двигателей 2-й ступени - нужно ещё на порядок больше усилий.
Вот я и спрашиваю - Вы это серьёзно ?
Дима., я вообще человек серьёзный.
У меня сегодня умерла мать. Поэтому заниматься словоблудием ещё на 22 страницах у меня нет ни времени, ни желания. Есть что сообщить по данному конкретному вопросу- говорите. Если сказать нечего, идите Вы в...
Мои соболезнования.
Сало, мои соболезнования :(
прими соболезнования, а ... у меня сегодня день варенья. 33.
Спасибо , ребята... :cry:
Цитироватьприми соболезнования, а ... у меня сегодня день варенья. 33.
Будь здоров! Остальное можно заработать... :wink:
Salo, соболезную...
Крепитесь. Очень тяжело когда уходят близкие. :(
Salo, прими и мои соболезнования.. :(
Соболезную :( :( :(
Крепитесь. Соболезную...
Salo соболезную. :( :( :(
Держись...
Соболезную :(
Соболезную :(
Эх... :cry: Скажи хоть, как тебя зовут, чтобы соболезновать можно было по-человечески. Держись, время лечит. :(
Сергей. Спасибо всем... :cry:
Соболезную, Сергей... (я выразил в Л.С., думаю там уместнее).
ЦитироватьЦитироватьА третья ступень двукратного запуска.
Второй запуск ещё можно попробовать сделать с "подгазовкой".
Но для первого запуска, когда осадку топлива нужно выполнить за 1 секунду, а не за несколько минут - нужна уже более высокая тяга.
Значит, чтобы за 1 секунду выполнить осадку топлива - нужно за это время стравить из бака количество газа, не уступающее по массе и скорости истечения выхлопу двух ( для 3-й ступени ) пороховых ускорителей.
А чтобы после отделения 1-й ступени придать ракете ускорение, необходимое для запуска двигателей 2-й ступени - нужно ещё на порядок больше усилий.
Дима-точка, Вы серьёзно ошибаетесь. Или просто подводите логику своих рассуждений к нужному Вам выводу.
На самом деле топливо верхней ступени перед разделением осаждалось за ВСЁ ВРЕМЯ РАБОТЫ предыдущей ступени. Учитывая степень полноты баков и большое расстояние газовой подушки от топливозаборника,
при разделении ступеней в ряде случаев осадку топлива можно не проводить ВООБЩЕ - газ не успеет попасть к топливозабору.
ЦитироватьУчитывая степень полноты баков и большое расстояние газовой подушки от топливозаборника, при разделении ступеней в ряде случаев осадку топлива можно не проводить ВООБЩЕ - газ не успеет попасть к топливозабору.
Возможно, я ошибаюсь ( тогда поправьте ), но ведь жидкий водород в баке
непрерывно кипит. Причём, интенсивность его кипения вблизи стенок бака ( и вблизи стенок трубопроводов, и вблизи поверхностей "топливного насоса" ) больше, чем в "глубинах водорода", а интенсивность кипения ( и в частности ) у стенок зависит от ( локальных ) температуры и давления.
При положительном ускорении бака - менее плотный газообразный водород движется к вентиляционной "отдушине" вверху бака, а более плотный жидкий водород - к горловине топливозаборника внизу бака.
Так..
Цитировать...но ведь жидкий водород в баке непрерывно кипит...
Нет, не кипит. Там все захоложено еще при заправке.
К тому же вы должны понимать, что если бы вблизи стенок водород непрерывно бы кипел, никакая осадка топлива бы не спасла. В баке - да, был бы жидкий водород, а трубопроводах, на входе в насосы - кипящий. Это же никак не удалить осадкой.
Вывод - на самом деле ничего там не кипит, трубы и бак захоложены, пузырь газообразного водорода, понятное дело не успеет попасть в заборник за те несколько секунд, в которые образуется невесомость.
Кстати, кто знает, как запускаются двигатели орбитального маневрирования у шаттла? В невесомости? :wink: Там-то никакая осадка не производится...
На шаттле диафрагмы в баках, скорее всего.
ЦитироватьНет, не кипит. Там все захоложено еще при заправке.
Температура замерзания водорода = ~ 14 K, температура кипения = ~ 20 K. Понятно, что в бак не твёрдый водород засыпали, поэтому его температура при заправке была, наверное = ~ 15 K.
Но это температуры кипения и замерзания при атмосферном давлении, так..
При увеличении давления температура кипения повышается, а при уменьшении - понижается, я не ошибаюсь ?
ЦитироватьВ баке - да, был бы жидкий водород, а трубопроводах, на входе в насосы - кипящий.
В этом плане особенно интересно выглядит трубопровод жидкого водорода на том участке, где он выходит за пределы корпуса:
(http://7cats.jino-net.ru/add/S-II-fr1.png)
Поэтому как раз для того, чтобы за время от старта ракеты до запуска двигателей 2-й ступени - в трубопроводах не "накипело" слишком много газа - в системе питания двигателей осуществляется непрерывная рециркуляция топлива.
Так ?
ЦитироватьНа шаттле диафрагмы в баках, скорее всего.
на шаттле хитрый мелкодырчатый заборник, диафрагм нет.
ЦитироватьЦитироватьУчитывая степень полноты баков и большое расстояние газовой подушки от топливозаборника, при разделении ступеней в ряде случаев осадку топлива можно не проводить ВООБЩЕ - газ не успеет попасть к топливозабору.
Возможно, я ошибаюсь ( тогда поправьте ), но ведь жидкий водород в баке непрерывно кипит.
он кипит не сильнее, чем вода при 70-80 гр.
Вообще злые дяди специально сделали всё так, чтоб при эксплуатации криогенной ступени не было проблем с кипением водорода.
ЦитироватьЦитироватьНет, не кипит. Там все захоложено еще при заправке.
Температура замерзания водорода = ~ 14 K, температура кипения = ~ 20 K. Понятно, что в бак не твёрдый водород засыпали, поэтому его температура при заправке была, наверное = ~ 15 K.
Опровергателям всегда все наперед понятно.
Чем меньше они понимают в вопросе - тем понятнее :)
ЦитироватьНо это температуры кипения и замерзания при атмосферном давлении, так..
При увеличении давления температура кипения повышается, а при уменьшении - понижается, я не ошибаюсь ?
А кто сказал, что давление вообще изменялось?
ЦитироватьВ этом плане особенно интересно выглядит трубопровод жидкого водорода на том участке, где он выходит за пределы корпуса:
Поэтому как раз для того, чтобы за время от старта ракеты до запуска двигателей 2-й ступени - в трубопроводах не "накипело" слишком много газа - в системе питания двигателей осуществляется непрерывная рециркуляция топлива.
Даже если накипело за АУТ, то выкипело вверх, а трубопровод заполнился холодной жидкостью из расположенного выше бака.
Цитироватьна шаттле хитрый мелкодырчатый заборник, диафрагм нет.
Сетчатый разделитель именно в РСУ?
Цитироватьон кипит не сильнее, чем вода при 70-80 гр.
Кстати, вода при 70-80 градусах иногда кипит за милую душу ( или я ошибаюсь ? ).
А в процессорных кулерах на тепловых трубках температура кипения воды и того хуже - задаётся злыми дядями = ~ 30 C ( или я опять ошибаюсь ? ).
ЦитироватьВообще злые дяди специально сделали всё так, чтоб при эксплуатации криогенной ступени не было проблем с кипением водорода.
И помимо прочего - придумали как избежать вскипания криогена в области заборных горловин после расстыковки с предыдущей ступенью.
Для этого ( на 2-й и 3-й ступенях ракеты Сатурн 5 ) нужно обеспечивать
осадку топлива.
Цитировать...как избежать вскипания криогена в области заборных горловин после расстыковки с предыдущей ступенью.
Для этого ( на 2-й и 3-й ступенях ракеты Сатурн 5 ) нужно обеспечивать осадку топлива.
На 2-й ступени не нужно, на третьей - нужно при втором запуске.
ЦитироватьЦитироватьна шаттле хитрый мелкодырчатый заборник, диафрагм нет.
Сетчатый разделитель именно в РСУ?
Там сетка вокруг заборника. После часов и дней невесомости все нормально запускается. Не так страшны эти пузыри...
ЦитироватьВ этом плане особенно интересно выглядит трубопровод жидкого водорода на том участке, где он выходит за пределы корпуса:
Поэтому как раз для того, чтобы за время от старта ракеты до запуска двигателей 2-й ступени - в трубопроводах не "накипело" слишком много газа - в системе питания двигателей осуществляется непрерывная рециркуляция топлива.
Так ?
Да, именно так. Не не потому что часть трубопровода снаружи, а потому что надо охладить всю трубу на протяжении от бака до пускового клапана. Это и называется "захолаживание". Я не помню, когда этот процесс запускается - с момента старта или в полете, но понятно, что он должен быть непрерывным до момента запуска двигателей захолаживаемой ступени.
ЦитироватьЦитировать...как избежать вскипания криогена в области заборных горловин после расстыковки с предыдущей ступенью.
Для этого ( на 2-й и 3-й ступенях ракеты Сатурн 5 ) нужно обеспечивать осадку топлива.
На 2-й ступени не нужно, на третьей - нужно при втором запуске.
Напомню, что в документах NASA нет
ни одной строчки, где сообщалось бы, что есть хотя бы теоретическая возможность запуска двигателей 2-й или 3-й ступени ракеты Сатурн 5 без осадки топлива.
Кстати, вот последовательность разделения ступеней AS-512 ( Аполлон 17 ):
(http://7cats.jino-net.ru/add/AS-512-sep.jpg)
Как Вы интерпретируете вторую строчку снизу..
...
Вот ещё интересные материалы по теме осадки топлива:
(http://7cats.jino-net.ru/add/AS-503_Ullage.png)
A time interval of 4.4 seconds elapses between S-IC cutoff and the time the J-2 engines of the S-II stage reach the 90% operating thrust level. During this period, ullage rockets are fired to seat the S-II propellant, the S-IC/S-II separation occurs and the retrorockets back the S-IC stage away from the flight vehicle.
An interval of 6.5 seconds elapses between S-ll cutoff and the time the S-IVB J-2 engine attains 90% operating thrust level (mainstage). During this coast period, the S-IVB ullage rockets are fired to seat the stage propellant, the S-II/S-IVB separation occurs, and retrorockets back the S-ll stage away from the flight vehicle.
(http://7cats.jino-net.ru/add/Ullage_Rocket_System.png)
Как видим, инженеры NASA утверждают, что даже при выходе из строя любого из 4-х ускорителей осадки топлива - тяги оставшихся 3-х будет минимально достаточно для обеспечения осадки топлива, необходимой для запуска двигателей 2-й ступени.
ЦитироватьНапомню, что в документах NASA нет ни одной строчки, где сообщалось бы, что есть хотя бы теоретическая возможность запуска двигателей 2-й или 3-й ступени ракеты Сатурн 5 без осадки топлива.
Ага, еще в документах НАСА нету ничего про теоретическую возможность антигравитации... Вы сами-то видите свои проблемы с логикой? Или вы действительно изучили ВСЕ документы НАСА по Сатурну-5?
Ну обсуждали же уже все это....
Вы спросили - почему сняли двигатели усадки топлива. Ответ - потому что стало ясно, что двигатель нормально запускается без усадки, если невесомость была кратковременной. Вы с этим не согласны? Ну и ладно. Каждый остался при своем.
Цитироватьстало ясно, что двигатель нормально запускается без усадки, если невесомость была кратковременной.
Если бы это стало ясно - убрали бы осадочные ускорители и у 3-й ступени. Ведь именно 3-я ступень отделяется в невесомости.
2-я ступень отделяется в плотных слоях атмосферы ( на высоте ~ 60 км и при скорости ~ 2700 м/с ).
Кстати, какое сопротивление воздуха преодолевает там "Сатурн 5" ?
Поэтому, если суммарная тяга двигателей осадки топлива будет меньше силы сопротивления воздуха, то ускорение ракеты сменится торможением, а верх и низ в баках мгновенно поменяются местами. Насовцы утверждают, что только 3 из 4-х ускорителей создают достаточную тягу для преодоления сопротивления воздуха и обеспечения осадки топлива. Вы же считаете, что зарубежным криогенам физика не указ и предлагаете попробовать завести двигатель через ~ 2 сек нахождения вверх ногами.
Вот уровни заправки баков второй ступени "Сатурн 5":
(http://7cats.jino-net.ru/add/S-II_Planes_fuel.jpg)
Водородный бак залит под самую завязку. Что происходит в нём при перевороте вверх ногами - мы подробнее обсудим позже.
Но кислородный бак залит только на 3/4.
Думаю, даже Вы согласитесь, что 2 секунды жидкому кислороду на потолке не провисеть.
Вообще-то и 0.1 секунды не провисеть ( физика - упрямая вещь ) и не только на потолке, но даже и в невесомости. Возможно, как раз поэтому ускорители и 2-й и 3-й ступеней запускаются
до разделения.
ЦитироватьЦитироватьстало ясно, что двигатель нормально запускается без усадки, если невесомость была кратковременной.
Если бы это стало ясно - убрали бы осадочные ускорители и у 3-й ступени. Ведь именно 3-я ступень отделяется в невесомости.
2-я ступень отделяется в плотных слоях атмосферы ( на высоте ~ 60 км и при скорости ~ 2700 м/с ).
Кстати, какое сопротивление воздуха преодолевает там "Сатурн 5" ?
Кстати, в репортах есть таблицы, в которых есть специальная графа, где это прямо указано.
ЦитироватьПоэтому, если суммарная тяга двигателей осадки топлива будет меньше силы сопротивления воздуха, то ускорение ракеты сменится торможением, а верх и низ в баках мгновенно поменяются местами.
Телепортируется чтоли?
Вам, любезный, ньютоновская физика уже не указ? Скорость перемещения топлива уже не зависит от отрицательного ускорения? Я уж упрощаю и не говорю про поверхностное натяжение и вязкость жидкости, которые будут только тормозить это перемещение.
ЦитироватьНасовцы утверждают, что только 3 из 4-х ускорителей создают достаточную тягу для преодоления сопротивления воздуха и обеспечения осадки топлива. Вы же считаете, что зарубежным криогенам физика не указ и предлагаете попробовать завести двигатель через ~ 2 сек нахождения вверх ногами.
Так они специально несколько полетов подряд выясняли этот вопрос с помощью видеокамер в баках.
ЦитироватьВот уровни заправки баков второй ступени "Сатурн 5":
(http://7cats.jino-net.ru/add/S-II_Planes_fuel.jpg)
Водородный бак залит под самую завязку. Что происходит в нём при перевороте вверх ногами - мы подробнее обсудим позже.
А что происходит при перевороте? Топливо мгновенно телепортируется вверх? :)
ЦитироватьНо кислородный бак залит только на 3/4.
Думаю, даже Вы согласитесь, что 2 секунды жидкому кислороду на потолке не провисеть.
А пузырь газа сверху мгновенно телепортируется вниз? :)
ЦитироватьВообще-то и 0.1 секунды не провисеть ( физика - упрямая вещь )
Ага, и что говорит физика про скорость перемещения жидкости под действием ускорения от одного днища бака до другого? :)
Димочка, вопрос не в том - сколько секунд топливо провесит на потолке, а в том - через сколько секунд газ с "пола" достигнет "потолка" и топливозаборников. Ферштейн?
Все эти наукообразные рассуждения про мнгновенные перемещения "криогена" в пространстве может еще прокатят на каким-нибудь ламерском Большаке, а тут люди более грамотные, тут "рыбы нет" :)
ЦитироватьДумаю, даже Вы согласитесь...
Что значит "даже"? Я - типа, "умный"? или - типа, "рыжий"?
Bell, зря теряете время. Я же говорю - каждый остался при своем. Какой смысл доказывать? Даже Диме?
Дима, ну не перебулькнется пузырь моментально в другой конец бака. возьмите бутылку с пивом да попереворачивайте. а лудше не переворачивайте а поменяйте значение величиниы ускорения без изменения вектора (попрыгайте). причем учтите - бак больше чем бутылка, а скорость перемещения пузыря в жидкости та-же. вот так.
Было интересно почитать изыскания и измышления по вопросу разделения I и II ступений Сатурн-5 поздних версий всех, участвующих в обсуждении, и это тянется более 2 лет. Хотел бы поделиться следующим:
Отделение I ступени
За 0,2 сек, до отделения S IC селектор последовательности операций приборного отсека выдает команду на запуск восьми РДТТ, установленных на нижнем переходнике S II для осадки топлива. Менее, чем через 1 сек после разделения ступеней подается команда на запуск ЖРД ступени S II. Запуск ЖРД J 2 начинается с подачи энергии двум запальным свечам в газогенераторе и к воспламенителю в камере сгорания. Затем начинают работать 2 соленоидных клапана: один для регулировки подачи гелия, другой для управления процессом воспламенения. Гелий используется для поддержания в закрытом положении перепускных клапанов, обеспечивающих начальное охлаждение топливных магистралей, продувки каналов окислителя в днище головки двигателя и каналов окислителя в газогенераторе. После этого открываются основной клапан горючего и клапан подачи окислителя в воспламенитель камеры сгорания. Таким образом создается факел в центральной части форсуночной головки. Начальная раскрутка турбин осуществляется с помощью сжатого газообразного водорода, хранящегося в пусковом баке. Спустя 0,64 сек. с момента подачи сжатого водорода на турбину, клапан пускового бака закрывается и включается основной соленоид управления, который прекращает продувку гелием газогенератора и открывает клапан подачи окислителя. Двигатель выходит на номинальный режим и подача энергии на запальные свечи прекращается.
Пять ЖРД J 2 ступени S II запускаются одновременно, и через 23 сек сбрасывается нижний переходник ступени S II.
Отделение II ступени
Через 700 мсек после выключения ЖРД J 2 ступени S II по сигналу селектора последовательности операций запускаются 2 РДТТ Thiokol TX 280, каждый развивает в течение 4 сек тягу 1540 кг (они установлены на нижнем переходнике ступени S IVB и производят осадку топлива в баках). Через 0,1 сек после запуска РДТТ на S IVB пиротехническими зарядами срезаются планки, соединяющие S II и S IVB, запускаются 4 тормозных РДТТ, установленных на верхнем переходнике ступени S II (каждый с тягой 16 т, продолжительностью работы 1,5 сек, весом 175 кг}.
Запуск ДУ III ступени
Последовательность операций при запуске ЖРД J 2 ступени S IVB такая же, как при запуске J 2 ступени S II, но продолжительность холодной проливки вместо 1 сек увеличивается до 3 сек. Для обеспечения повторного запуска ЖРД J 2 в начальной фазе работы двигателя пусковой бак вновь заполняется газообразным водородом, забираемым из трубопровода, подводящего горючее в камеру ЖРД. Через 8 сек после выхода на режим ЖРД J 2 по команде регулятора последовательности операций сбрасываются два отработанных блока РДТТ вместе с обтекателями и креплением.
Повторный запуск ДУ III ступени
Через 300 мсек после выключения ЖРД J 2 запускаются 2 ЖРД осадки топлива, развивающие тягу по 32 кг и работающие около 86 сек до начала вентиляции бака жидкого водорода. Вентиляционная магистраль начинается у редукционного клапана бака и заканчивается двумя соплами малой тяги, расположенными под 180° на обшивке приборного отсека и дающими тягу, регулируемую пневматическим блоком, от 20 до 3 кг. Система обеспечивает выброс массы, при котором не создается отрицательных ускорений и возмущений, приводящих к кавитации топлива в трубопроводах перед запуском J 2.
Если внимательно изучить конструкцию II ступени, то там окажется 12 РДТТ, из них 8 для усадки топлива и 4 тормозных. В NASA действительно откозались, вначале, от 4 РДТТ, а затем ещё от 4, но одной четвёркой РДТТ были тормозные, т.о. остаются ещё 4 РДТТ для усадки топлива, т.е. в NASA от неё (усадки) никуда не ушли :) .
ЦитироватьА пузырь газа сверху мгновенно телепортируется вниз?
Цитироватьну не перебулькнется пузырь моментально в другой конец бака.
Перебулькиваться пузырю действительно долго ( в кислородном баке - где-то миллисекунд 300 ), но зато "телепортируется" он гораздо быстрее. Задержка начала кипения в районе заборных горловин после "переворота" бака определяется скоростью звука в жидком криогене..
И как же пузырь так быстро "телепортируется"..
Уж не за счёт ли конденсации в одном месте и испарения в другом :)
Цитироватьвозьмите бутылку с пивом да попереворачивайте
Пузырь воздуха в бутылке с пивом не является одним из агрегатных состояний пива, поэтому "телепортироваться" при перевороте бутылки не может :)))
...
Вот ещё информация из NASA:
(http://7cats.jino-net.ru/add/J-2S_ullage.png)
Как видим - перспективный двигатель
J-2S ( который планировался на смену J-2 ) можно заводить без осадки топлива потому, что он начинает работу на очень "малых оборотах" и может при этом "кушать" водород и кислород в любых агрегатных состояниях и их смесях ( якобы может - в реальности двигатель J-2S не летал ).
Но именно из-за того, что мгновенная смена ускорения торможением приводит к столь же мгновенному вскипанию жидких криогенов в области заборных горловин - двигатель J-2 запустить без осадки топлива
невозможно.
А поскольку ускорители осадки топлива сохранили даже у 3-й ступени ( которая отделяется без торможения встречным потоком воздуха ) - то весьма похоже, что даже релаксация упругой деформации баков в невесомости при исчезновении ускорения - приводит всё к тому же вскипанию криогенов в области заборных горловин, делающему запуск двигателя J-2 без осадки топлива
невозможным.
Цитироватькаждый остался при своем. Какой смысл доказывать?
Т.е. Вы полагаете, что невозможно доказать Вам абсурдность утверждения, будто после отделения 3-й ступени ( в вакууме ) - завести двигатель J-2 без осадки топлива пороховыми ускорителями невозможно, но в то же время при отделении 2-й ступени ( в атмосфере ) - вполне возможно ( и даже настолько просто и самоочевидно, что не требуется никаких предварительных тестов ).
А ведь все доступные для изучения документы NASA прямо утверждают обратное - невозможно завести двигатель J-2 ( ни в атмосфере, ни в вакууме ) без осадки топлива.
ЦитироватьА поскольку ускорители осадки топлива сохранили даже у 3-й ступени ( которая отделяется без торможения встречным потоком воздуха )
"Ускорители" сохранили ТОЛЬКО потому, что ступень запускается после долгого находжения в невесомости.
Цитировать- то весьма похоже, что даже релаксация упругой деформации баков в невесомости при исчезновении ускорения - приводит всё к тому же вскипанию криогенов в области заборных горловин,
Опппа...
А почему пиво на дне бутылке не вскипает? ;)
Цитироватьделающему запуск двигателя J-2 без осадки топлива невозможным.
Безапелляционное ничем не подтвержденное категоричное заявление :)
Собственно говоря, пиво вообще не вскипает... :)
Всё Дима, успокойтесь 8)
http://www.rian.ru/science/20090903/183545631.html
Цитировать"Ускорители" сохранили ТОЛЬКО потому, что ступень запускается после долгого находжения в невесомости.
Осадочные ускорители 3-й ступени запускаются ДО расстыковки со второй ступенью ( или Вы этого ещё не знаете.. ) - иначе запуск двигателя J-2 был бы невозможен из-за вскипания топлива.
Так что Вы опять ошиблись.
Ведь это Вы утверждали, что в баки ракеты "Сатурн 5" заливают "холодный" криоген. А вот насовцы утверждают, что наоборот - кипящий:
(http://7cats.jino-net.ru/add/LH_boiling.png)
Но кипение происходит при атмосферном давлении. Когда ракета стоит на старте или движется с ускорением - в жидком криогене формируется градиент давления, который приводит к отсутствию кипения в области заборных горловин ( т.к. температура кипения зависит от давления ).
Если расстыковку производить без осадки топлива, то в момент разгрузки - в области заборных горловин низбежно возникает зона отрицательного давления и температура кипения совпадает с температурой замерзания ( поэтому, кстати - лёд в вакууме испаряется минуя жидкую фазу ). И как раз поэтому, при отрицательном давлении в области заборных горловин - там немедленно начинается интенсивное кипение криогена.
А поскольку двигатель J-2 невозможно завести на кипящих кислороде и водороде - при разделении ступеней ракеты "Сатурн 5" предусмотрена осадка топлива пороховыми ускорителями.
ЦитироватьНо кипение происходит при атмосферном давлении.
Да, да. А что происходит когда производится наддув баков?
Цитировать( т.к. температура кипения зависит от давления ).
Золотые слова! И каково во второй ступени давление наддува?
ЦитироватьЕсли расстыковку производить без осадки топлива, то в момент разгрузки - в области заборных горловин низбежно возникает зона отрицательного давления.
Точно? А куда же денется давление наддува? Оно перестанет давить топливо в сторону "отрицательного давления"?
И вобще что такое "отрицательное давление"? "Нулевое давление" это я понимаю, это вакуум. А что такое "отрицательное"?
Цитировать( при торможении в атмосфере это продолжается до включения двигателей )
А какова, кстати, отрицательная перегрузка после разделения ступеней?
Цитироватьи температура кипения совпадает с температурой замерзания ( поэтому, кстати - лёд в вакууме испаряется минуя жидкую фазу ).
Вы можете внятно объяснить из каких соображений вы решили что в баке возникнет вакуум?
ЦитироватьА поскольку двигатель J-2 невозможно завести на кипящих кислороде и водороде - при разделении ступеней ракеты "Сатурн 5" предусмотерена осадка топлива пороховыми ускорителями.
Вы договоритесь сам с собой - кипящее топливо в баке или нет. И равно давление давлению наддува или чемуто другому?
Кстати, здесь http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=148543
Афон упоминал "Газообразный кислород в баке осадки топлива: 1998 кг " применительно к ступени S-II.
Цитировать- - - - - - - - - - - - - - -
Сухая 2-я ступень: 36 686кг
Кислород в баке: 7 407 кг
Кислород в нижнем баке: 767 кг
Газообразный кислород в баке осадки топлива: 1998 кг
Топливо в баке: 2620 кг
Топливо в нижнем баке: 123 кг
Газообразное топливо в баке осадки топлива: 800 кг
Стартовый бак: 2 кг
Прочее: 34 кг
- - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - -
Всего 2-я ступень: 50 437 кг
Получается в каждом баке по два промежуточных днища?
ЦитироватьЦитировать"Ускорители" сохранили ТОЛЬКО потому, что ступень запускается после долгого находжения в невесомости.
Осадочные ускорители 3-й ступени запускаются ДО расстыковки со второй ступенью ( или Вы этого ещё не знаете.. ) - иначе запуск двигателя J-2 был бы невозможен из-за вскипания топлива.
Так что Вы опять ошиблись.
Нет, я опять прав :)
Время между отсечкой двигателей 2-й ступени и запуском 3-й БОЛЬШЕ в 3 раза, чем между отсечкой ДУ 1-й ст. и запуском 2-й.
ЦитироватьВедь это Вы утверждали,
Лжете, как опровергатель, любезный Димочка.
Я этого не "утверждал"
Цитироватьчто в баки ракеты "Сатурн 5" заливают "холодный" криоген. А вот насовцы утверждают, что наоборот - кипящий:
(http://7cats.jino-net.ru/add/LH_boiling.png)
Опять лжете, как опровергатель :)
Там не сказано, что заливалось кипящий водород или кислород.
Там сказано, что при открытых вентилируемых баках топливо кипит.
ЦитироватьНо кипение происходит при атмосферном давлении. Когда ракета стоит на старте или движется с ускорением - в жидком криогене формируется градиент давления, который приводит к отсутствию кипения в области заборных горловин ( т.к. температура кипения зависит от давления ).
У нормальных людей это называется не "градиент давления", а давление столба жидкости :)
Но вам же надо повыпендриваться, вернуть какие-нибудь заумные слова - градиент, криоген...
ЦитироватьИ как раз поэтому, при отрицательном давлении в области заборных горловин - там немедленно начинается интенсивное кипение криогена.
Вообще что за слово изобрели - криоген? :)
Так и представляю, как Дима с точкой где-нибудь изрекает глубокомысленно - "Градиент давления криогена в топливном танке дифференциирует до отрицательной величины..." - все афигевают от его крутизны! :)
ЦитироватьЦитировать- - - - - - - - - - - - - - -
Сухая 2-я ступень: 36 686кг
Кислород в баке: 7 407 кг
Кислород в нижнем баке: 767 кг
Газообразный кислород в баке осадки топлива: 1998 кг
Топливо в баке: 2620 кг
Топливо в нижнем баке: 123 кг
Газообразное топливо в баке осадки топлива: 800 кг
Стартовый бак: 2 кг
Прочее: 34 кг
- - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - -
Всего 2-я ступень: 50 437 кг
Получается в каждом баке по два промежуточных днища?
Наверно какоето недоразумение с переводом...
Скорее всего речь идет о топливе в трубопроводах и газах наддува.
ЦитироватьЦитироватьЦитировать- - - - - - - - - - - - - - -
Сухая 2-я ступень: 36 686кг
Кислород в баке: 7 407 кг
Кислород в нижнем баке: 767 кг
Газообразный кислород в баке осадки топлива: 1998 кг
Топливо в баке: 2620 кг
Топливо в нижнем баке: 123 кг
Газообразное топливо в баке осадки топлива: 800 кг
Стартовый бак: 2 кг
Прочее: 34 кг
- - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - -
Всего 2-я ступень: 50 437 кг
Получается в каждом баке по два промежуточных днища?
Наверно какоето недоразумение с переводом...
Я сейчас НАСАвскую пэдээфку изучаю по полету Сатурна со Скайлэбом. Мно-о-о-го интересного.
Там ошибка в переводе. Не нижний бак, а "ниже бака" (below tank), т.е. в двигателе и трубопроводах, надо понимать.
А что там за "баки осадки топлива"? Как бы в конечном итоге не газ наддува? Что-нибудь с ullage перепутали?
Или таки газ наддува использовался для осадки топлива, истекая через сопла.
Кстати если давление наддува на уровне моря скажем 3 атм, то на высоте 40 км при снятии внешнего атмосферного давления уже четыре. Лишнюю 1 атмосферу можно смело выпустить наружу через сопла. Т. е. примерно четверть от 2800 кг или 700 кг.
ЦитироватьА что там за "баки осадки топлива"? Как бы в конечном итоге не газ наддува? Что-нибудь с ullage перепутали?
Fuel ullage gas 800 кг :D
Т.е. моя версия полуторагодичной давности верна?
ЦитироватьТ.е. моя версия полуторагодичной давности верна?
Я пока перевожу с 2опровергательского" на русский с помощью английского. Просто Афон ошибся в переводе массовой сводки, написав "Газообразное топливо в баке осадки топлива: 800 кг ", тьогда как должно было быть "газ наддува в баке горючего: 800 кг". Документ большой - более 250 стр.
Брал здесь: http://klabs.org/history/history_docs/jsc_t/
ЦитироватьИли таки газ наддува использовался для осадки топлива, истекая через сопла.
Нет. Просто ullage это "свободный объём". Газ его заполняющий это газ наддува. А "осадка топлива" по ихнему "ullage control" т .е "управление свободным объёмом". Тут видать и произошла ошибка с переводом.
Что интересно у нас с ними всё наоборот - мы управляем топливом а они - свободным объёмом. :)
Кстати, я так и не понял, что хотят доказать опроверганцы расчетами по Скайлэбу. Что Сатурн-5 выводил больше, чем заявлялосьь, или наоборот? :lol: Я сейчас пересчитал с данными из пэдээфки. Получается, что даже с неотделившимся переходником, Сатурн-5 вытаскивал- таки более 75 т ПГ на орбиту Скайлэба :D
ЦитироватьОбратите внимание на пункт 24 в циклограмме. :wink:
ЦитироватьТеперь сравним временные профили разделения 1-й и 2-й ступеней у ракет AS-509 ( с ускорителями ) и AS-510 ( без ускорителей )..
Данные по AS-509 берём из Apollo 14 Saturn V Report (http://klabs.org/history/history_docs/jsc_t/apollo_14_saturn_v.pdf) - 31 Mb
(http://7cats.jino-net.ru/add/1973025091_part.png)
Данные по AS-510 берём из Apollo 15 Saturn V Report (http://klabs.org/history/history_docs/jsc_t/apollo_15_saturn_v.pdf) - 39 Mb
(http://7cats.jino-net.ru/add/1973025086_part.png)
Числа в 3-й колонке дают время от начала разделения. И что же мы видим.. Практически никакой разницы. Что есть ускорители, что нет их - всё происходит практически идентично.
Т.е. ракете Saturn V это без разницы! Двигатели J-2 запускаются у 2-й и 3-й ступеней что так, что сяк.
Вот где сила святого духа :)))
Между открытием клапанов на баке водорода и выходом двигателей второй ступени на главную ступень тяги по циклограмме 5,2 секунды.
Если предположить что УИ сопла для сброса водорода равен 100с, то средняя тяга составит:
200кг*100с/5,2с=3850 кг.
Даже если УИ составит 30с, то тяга будет 1150 кг.
А ведь есть ещё примерно 500 кг газообразного кислорода.
А какое всё-таки давление наддува на второй ступени Saturn V?
ЦитироватьЕсли предположить что УИ сопла для сброса водорода равен 100с, то средняя тяга составит:
200кг*100с/5,2с=3850 кг.
Сопло для сброса водорода в целях осадки топлива существует у второй ступени "Сатурн 5" только в фантазиях экстремалов.
Если посмотреть на график давления газа в топливном баке второй ступени
AS-510 - можно заметить, что в интересующий момент оно не уменьшается, а скачкообразно возрастает.
(http://7cats.jino-net.ru/add/S-II_Ullage_Pressure.png)
На приведённом графике дополнительно указано значение
Minimum Start Requirements, равное примерно 18 Н/см2.
Это значение не меняется у AS-510 по сравнению со ВСЕМИ предыдущими ракетами, поскольку наличие одних лишь ускорителей для осадки топлива и запуска двигателей недостаточно - необходимо также поддерживать в баках определённое ( довольно высокое ) давление.
Кстати говоря - графики давления из предыдущих миссий выглядят гораздо менее абстрактно:
Apollo 11 ( AS-506 )(http://7cats.jino-net.ru/add/S-II_AS-506.png)
Apollo 14 ( AS-509 )(http://7cats.jino-net.ru/add/S-II_AS-509.png)
Цитата: Dio от 26.01.2008 16:03:16Цитата: undefinedА так ли был нужен Полюс? Сам он был слеплен на скорую руку и фактически - представлял полумакет. Уничтожить такую конструкцию не дороже пары вылетов Ф-15 с ASATами.
"Полюс" как таковой, безусловно, даже и не полуфабрикат. Подробности изложены у Лукашевича, верить ему или не верить в этом вопросе -- я даже и не знаю.
Частный вопрос о военной значимости "Полюса" сводится к старому, общему и неоднозначному вопросу о значимости СОИ и прочих "звездных войн".
"Легкость" уничтожения таких агрегатов, думается мне, вы сильно преувеличиваете.
Лукашевичу в этом вопросе можно верить. Все, что изложено на сайте Буран.ру по 17Ф19ДМ соответствует действительноси, за исключением пары незначительных деталей.
Цитата: Salo от 16.09.2009 21:42:07Или таки газ наддува использовался для осадки топлива, истекая через сопла.
В невесомости такой фокус не прокатит.
Из дренажа может дунуть жидкая фаза.
По идее, на время разделения дренажи должны быть закрыты.
Цитата: Дима. от 22.05.2007 00:03:25..
Известно, что для запуска двигателей J-2 второй ступени ракеты "Сатурн 5" - требовалась усадка топлива, которая осуществлялась ( после разделения ступеней ) специальными пороховыми ускорителями, находившимися на переходном кольце между 1-й и 2-й ступенями.
AS-503, AS-504, AS-505, AS-506, AS-507, AS-508, AS-509 - имели по 4 таких ускорителя.
Однако, AS-510 ( миссия Apollo 15 ) и последующие - никаких ускорителей уже не имели.
Вопрос:
Какое техническое решение позволило конструкторам ракеты "Сатурн 5" запускать двигатели второй ступени ракет AS-510, AS-511 и AS-512 без использования ускорителей ?
...
С интересом прочитал 20 страниц.
Узнал много нового.
"Много думал"(с)
Ответа на поставленный вопрос не получил. ;D
Цитата: Штуцер от 18.06.2022 07:42:45Цитата: Дима. от 22.05.2007 00:03:25..
Известно, что для запуска двигателей J-2 второй ступени ракеты "Сатурн 5" - требовалась усадка топлива, которая осуществлялась ( после разделения ступеней ) специальными пороховыми ускорителями, находившимися на переходном кольце между 1-й и 2-й ступенями.
AS-503, AS-504, AS-505, AS-506, AS-507, AS-508, AS-509 - имели по 4 таких ускорителя.
Однако, AS-510 ( миссия Apollo 15 ) и последующие - никаких ускорителей уже не имели.
Вопрос:
Какое техническое решение позволило конструкторам ракеты "Сатурн 5" запускать двигатели второй ступени ракет AS-510, AS-511 и AS-512 без использования ускорителей ?
...
С интересом прочитал 20 страниц.
Узнал много нового.
"Много думал"(с)
Ответа на поставленный вопрос не получил. ;D
Осознали что при полностью заправленных баках газовый пузырь к заборным горловинам не подойдёт? ??? ::)
Цитата: Старый от 18.06.2022 09:27:11Цитата: Штуцер от 18.06.2022 07:42:45Осознали что при полностью заправленных баках газовый пузырь к заборным горловинам не подойдёт? ??? ::)
Точно также как и на Ангаре, кстати: на УРМ-2 нет никаких двигателей осаждения. Видимо, реально за те секунды, что длится запуск ЖРД при холодном разделнии, жидкость не отходит от заборных устройств.
Цитата: Дмитрий В. от 18.06.2022 10:10:47Цитата: Старый от 18.06.2022 09:27:11Цитата: Штуцер от 18.06.2022 07:42:45Осознали что при полностью заправленных баках газовый пузырь к заборным горловинам не подойдёт? ??? ::)
Точно также как и на Ангаре, кстати: на УРМ-2 нет никаких двигателей осаждения. Видимо, реально за те секунды, что длится запуск ЖРД при холодном разделнии, жидкость не отходит от заборных устройств.
Это понятно. Вопрос тоньше, ИМХО. Как распределена температура компонентов по высоте бака второй ступени на момент разделения?
Вот несколько ссылок, возможно пригодятся
https://gwsbooks.blogspot.com/2015/05/apollo15-staging-anomaly.html
https://forum.nasaspaceflight.com/index.php?topic=16028.0