Вопрос по ракете "Сатурн 5"

[Дима.]

"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:



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.

[Старый]

Но кипение происходит при атмосферном давлении.

Да, да. А что происходит когда производится наддув баков?

( т.к. температура кипения зависит от давления ).

Золотые слова! И каково во второй ступени давление наддува?

Если 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"?

( при торможении в атмосфере это продолжается до включения двигателей )

А какова, кстати, отрицательная перегрузка после разделения ступеней?

и 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?

А 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?

[Дмитрий В.]

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.

[Salo]

- - - - - - - - - - - - - - -
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?

[Bell]

"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.

Ведь это Вы утверждали,

Лжете, как опровергатель, любезный Димочка.
Я этого не "утверждал"

что в баки ракеты "Сатурн 5" заливают "холодный" криоген. А вот насовцы утверждают, что наоборот - кипящий:

Опять лжете, как опровергатель
Там не сказано, что заливалось кипящий водород или кислород.
Там сказано, что при открытых вентилируемых баках топливо кипит.

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 ).

У нормальных людей это называется не "градиент давления", а давление столба жидкости
Но вам же надо повыпендриваться, вернуть какие-нибудь заумные слова - градиент, криоген...

И 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!

[Старый]

- - - - - - - - - - - - - - -
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...

[fagot]

Скорее всего речь идет о топливе в трубопроводах и газах наддува.

[Дмитрий В.]

- - - - - - - - - - - - - - -
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.

[Дмитрий В.]

Там ошибка в переводе. Не нижний бак, а "ниже бака" (below tank), т.е. в двигателе и трубопроводах, надо понимать.

[Старый]

А что там за "баки осадки топлива"? Как бы в конечном итоге не газ наддува? Что-нибудь с ullage перепутали?

[Salo]

Или таки газ наддува использовался для осадки топлива, истекая через сопла.

[Salo]

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.

[Дмитрий В.]

А что там за "баки осадки топлива"? Как бы в конечном итоге не газ наддува? Что-нибудь с ullage перепутали?

Fuel ullage gas 800 кг

[Salo]

Т.е. моя версия полуторагодичной давности верна?

[Дмитрий В.]

Т.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/

[Старый]

Или 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.

[Дмитрий В.]

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

[Salo]

Обратите внимание на пункт 24 в циклограмме. :wink:

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 - 31 Mb



Данные по AS-510 берём из Apollo 15 Saturn V Report - 39 Mb



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?

[Дима.]

Если 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.



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 )


Apollo 14 ( AS-509 )

[Штуцер]

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.

"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.