> Darlock (Darlock) писал (а) в ответ на сообщение:
>> Однозначно не на лунной, а вот на 11 то зачем? Для чего такая скорость?
> > не мой вопрос > просто факт от НАСА о полете на Луну
…Короче, я поискал и пока нашел такую инфу:
Со скоростью 11 в атмосферу земли входил только один корабль Аполлон-13, который был аварийный и не высаживался на Луне. Другие корабли амеров входили с более низкой скоростью.
> Darlock (Darlock) писал (а) в ответ на сообщение:
>> Вася (29876) (Вася970) писал (а) в ответ на сообщение:
>>> Ничего не гасили. >>> Как подлетали, так и входили в атмосферу на 11 кмс.
>> >> Я не уверен, что они на 11 подлетали. С луны — НЕ НУЖНА вторая космическая.
> > Она не нужна. > Но корабль сам разгонялся до такой скорости.
> Ведь по пути Земле сила притяжения Земли росла постоянно и как бы разгоняла корабль. > Надо было даже тормозить, чтобы до 8 кмс снизить. > Но решили, что хватит термоизоляции и для 11 кмс
Правы и я и вы. Корабли амеров — не разгонялись до 11 с луны. Но термоизоляции хватало и на 11. Один раз при аварии.
P.S. А этот Аполо-13 получил скорость 11 с луны, потому что у Луны - НЕ тормозил из-за аварии. Все другие - тормозили, чтоб на лунную орбиту выйти.
>> С чего ты так решил? >> Погасить скорость с 11 до 8 кмс это надо топлива столько же, сколько надо, чтобы взлететь с Луны и даже больше. так как тормозить надо будет еще и командный модуль, который не был на Луне >> Напомню вторую космическую для Луны — 2,4 км/с
>
> тут я не в курсе > предположу, что можно было отстрелить все ненужное > в любом случае считается фактом, что входили в атмосферу Земли не на лунной 2,4, а на околоземной 11 км
Там отстреливали постоянно все ненужное с самого начала полета.
Там сложно со скоростями. При старте с Луны скорость 0 кмс относительно Луны у корабля. И 1 кмс относительно Земли, т. к. Луна движется же вокруг Земли. Далее корабль дожен набрать 2,4 кмс относительно Луны, чтобы оторваться от нее. 2,4 + 1 кмс = 3,4 кмс — такова скорость корабля относительно Земли при уходе от Луны к Земле.
С определенной точки пути сила притяжения Земли становится больше лунного притяжения и корабль начинает ускоряться по скорости относительно Земли. И вот как раз достигает 11 кмс при достижении атмосферы Земли.
19:46 13.10.2017
В_Петрович (оренбург) писал (а) в ответ на :
> Вася (29876) (Вася970) писал
>> >> А как садится наш Союз? Сгорает и всем капут?
>Для обеспечения торможения и спуска двигателем требуется наличия на борту аппарата большой запас топлива, которого на Аполлоне не было. На всех спускаемых аппаратах используется два подхода спуска- баллистический (Восток, Восход) и «планирование» (Союз). При входе в атмосферу ракетные двигатели используются на начальной стадии спуска — для перехода с космической орбиты на траекторию спуска, до входа в атмосферу (а также на заключительном этапе, перед самым касанием поверхности, для гашения остаточной скорости падения), далее используется планирование. При движении аппарата в атмосфере возникает аэродинамическая сила сопротивления среды, которая используется для его торможения. Аэродинамическое торможение используется для торможения Союза до скоростей порядка сотен м/с. При этом все спускаемые аппараты (Союз) имеют определенные аэродинамические качества. Траектория спуска Союза пологая и очень длинная. Реализация обоих методов (баллист. траектория и планирование) возможна лишь при малых углах входа в атмосферу, характерных для аппаратов на орбитах Земли, но никак ни для аппарата с траектории Луна-Земля.
Но никто не тормозит двигателями с 8 кмс до 1 кмс и меньше. Это просто невозможно Тормозят на несколько сотен метров в секунду, теряют скорость и входят в атмосферу. И у Аполлона и Союза разные формы для посадки. У Аполлона коническая форма, она и позволяла войти в атмосферу с лунного пути так сказать.
19:47 13.10.2017
Двигатель F-1: реальность и вымысел
Многие исследователи как раз указывают в первую очередь не на проблемы с доводкой «водородников» на верхних ступенях, а именно на невозможность на том техническом уровне и на тех схемных решениях реализовать однокамерный ракетный двигатель на керосине и кислороде тягой свыше 700 тонн. Тут есть масса причин, и главная из них — т.н. высокочастотные неустойчивости горения, вызванные тем, что (грубо) в огромной камере возникают сгустки несгоревшей топливной смеси (наподобие «гремучего газа»), которые выгорают не равномерно, а как бы микровзрывами. Пока камера двигателя мала — это терпимо. Но при огромных линейных размерах в двигателе возникает детонация, которая входит в резонанс, что разрушает корпус двигателя. Долгие годы создать одиночный ЖРД тягой свыше ста тонн считалось весьма проблематичным.
Советские конструкторы в лице В.П. Глушко и других пришли к однозначному выводу: делать крупные ЖРД возможно лишь по замкнутой схеме, когда один (или оба) компонента поступают в камеру не в жидком виде (схема жидкость-жидкость), а как горячий газ (схема жидкость-газ), что резко снижает время воспламенения порций топлива, и существенно локализует проблемы частотных неустойчивостей горения до разумных пределов. Тем не менее, американцы настаивают на том, что им удалось сделать то, чего не может быть в природе, т. е. однокамерный ракетный двигатель на керосине и кислороде по открытой схеме с жидкофазной подачей обоих компонентов и тягой свыше 700 тонн.
Двигатель F-1 на стенде Двигатель F-1 на стенде Доступные фотографии стендовых испытаний этого чуда-двигателя также рождают массу вопросов, ибо из сопла там валит густой непрозрачный дым, за пеленой которого лишь через несколько метров пробивается пламя! Даже сами сотрудники испытательного полигона, видавшие много всякого, были немало удивлены работе этой «коксовой батареи». Фото. Двигатель F-1 на стенде Увидав это «черное пламя», первой реакцией испытателей было выключить все немедленно, пока не рвануло. Но коллеги с немецким акцентом пояснили, что все нормально, что это «так надо»…
Тут необходимо сделать одно отступление. В отличие от большинства советских ракетных двигателей, которые изготовлялись из двух скрепленных цельнолитых оболочек (наружной и внутренней), между которыми по ребристым каналам протекало жидкостное охлаждение одним из компонентов (обычно горючее, реже окислитель), большинство американских ЖРД тех лет представляли из себя набор огромного количества тонких трубок, которые путем пайки и силовых бандажей скреплялись между собой, образуя привычную форму камеры и сопла ЖРД. Трубки обычно шли вдоль оси двигателя, и если использовать двойной набор трубок, то по одним керосин тек скажем сверху вниз — от головки до края сопла, а по другим (параллельным) наоборот — снизу вверх, подавая нагретое горючее к форсуночной головке.
Не буду сейчас обсуждать достоинства и недостатки каждой схемы, скажу только, что наши «листовые» оболочки делали из хитрого бронзового сплава, а американские трубки — из никеля или стали. Разница в том, что советская хромистая бронза (придуманная не без подсказки трофейных немцев) обладала лучшими теплопроводными свойствами, чем сталь и никель. Так вот, исследователь лунного подлога С. Покровский в статье «Почему полеты на луну не состоялись» указывает на конструкционные недостатки сплава, из которого были сделаны эти самые трубки двигателя F-1 — это никелевый сплав Инконель Х-750. Не вдаваясь в подробное описание доводов Покровского, укажу, что, по его мнению, на то время жаропрочные никелевые сплавы были еще плохо изучены, и как оказалось, этот самый экспериментальный сплав Инконель Х-750 в действительности не мог обеспечить необходимых прочностных свойств при заявленных рабочих параметрах двигателя.
По мнению Покровского, американцы тихо отказались от редкого никелевого сплава, перейдя на более надежную жаропрочную сталь. Кроме того, по гипотезе Покровского, для обеспечения безопасной работы двигателя на тонких стальных трубках, американцы были вынуждены пойти на существенное снижение температуры в камере сгорания (на 15%), и как следствии — на потерю около 22% тяги двигателя. Должен признаться, что я не вполне согласен с обоснованием численных оценок данной версии, в частности, с оценкой вклада лучистого теплообмена паров воды в камере двигателя F-1, однако хотел бы заметить, что здравое зерно в этих гипотезах, несомненно, присутствует. Только я бы это обосновал гораздо проще и немного с другого конца.
Оставив на некоторое время вопросы неустойчивостей горения и проблемы детонации сгустков топлива в большой камере сгорания, хотел бы на качественных примерах поговорить о теплопроводных свойствах камер сгорания и сопловых частей ЖРД. Я не зря упоминал, что советские камеры таких классических ЖРД как РД-107 и РД-108 изготовлялись из особой хромистой бронзы (а все медные сплавы обладают великолепной теплопроводностью), поэтому даже весьма толстая стенка надежно отдавала тепло проточному керосину. Никель и сталь обладают куда меньшей теплопроводностью, поэтому при прочих равных условиях они рассчитаны на меньший теплопоток на единицу площади поверхности. Стенка камеры сгорания работает при немыслимых тепловых нагрузках: с одной стороны горячий газ температурой 3500К, с другой — течет керосин с температурой в десять раз меньше. Если тепло в виде конвективной (контактной) передачи и в виде лучистого потока, которое падает на каждый квадратный сантиметр стенки камеры, не будет отведено и «передано» проточному хладагенту (керосину), то температура стенки начнет расти (в пределе до температуры газа), и металл легко расплавится.
В свою очередь, величина теплового потока определяется как температурой газа, так и его давлением (плотностью газа). Очевидно, что температура сгорания определяется химией процесса, и на самом деле у большинства керосиновых ЖРД она различается не более чем на 5−7%. Другое дело давление — газ может быть горячим, но его плотность будет мала, и теплопоток будет мал. У всех первых советских керосиновых ЖРД без серьезного завесного охлаждения впрыском жидкости в пристеночную зону (кроме зоны головки двигателя), давление в камере варьировалось в пределах от 52 до 60 атмосфер. Все первые американские керосиновые ЖРД, созданные разными фирмами (!), такие как LR87−3 фирмы «Аэроджет» тягой 73 тонны для ракеты «Титан-1» имел рабочее давление всего 40атм, и его «брат-близнец» LR79−7 тягой 75 тонн, созданный злейшими конкурентами из «Рокетдайна» для ракет типа «Дельта», имел рабочее давление аж 41атм!
Другая известная серия двигателей LR89 того же «Рокетдайна» для семейства ракет типа «Атлас» довольствовалось всего 42 атмосферами в камере, которые к началу 90-х годов довели до уровня всего лишь 48 атмосфер. Читатель конечно же может усомнится в наличии связи между трубчатой конструкцией камер американских ЖРД и их рабочими параметрами. Но вот парадокс — тот же LR87−5 без переделки камеры и сопла, после замены компонентов с керосина и кислорода на аэрозин-50 и азотный тетроксид, с успехом эксплуатировался при давлении 54атм, а в модели LR87−11 давление было доведено до 59атм! Те же трубки, та же камера, но в чем разница? Разница простая: во-первых, аэрозин-50 (смесь гептила и гидразина) в азотном тетроксиде горит при температуре на пару сотен градусов ниже, а во-вторых гидразин и его производные соединения обладают лучшими охлаждающими свойствами, нежели керосин.
По правде сказать, из всех применяемых в космонавтике топливных компонентов, керосин — на последнем месте как охладитель. Если кто интересуется советскими ЖРД с давлением глубоко за 100атм в камере, то я поясню простую вещь: там кроме проточного, еще два-три пояса завесного охлаждения прямым впрыском топлива в пристеночный слой. Просто в листовой оболочке можно организовать пояса впрыска топлива, а в трубчатой камере — нельзя! Сама трубчатая структура служит тому помехой. Завершив весь этот длинный экскурс, озадачу читателя банальным фактом: в «трубчатом» двигателе F-1 было якобы реализовано давление в 70 атмосфер! Беда в том, что все трубчатые камеры из никелевых и сталистых материалов выше 40.48атм на то время просто не могли быть реализованы. Иначе американцы уж давно бы форсировали все свои керосиновые ЖРД, которые по технологическому уровню так и остались на уровне 40−50 летней давности. Впрочем, этому аспекту я постараюсь как-нибудь посвятить отдельную специальную статью.
Предвижу (заранее) аргумент такого рода: при линейном увеличении размеров двигателя, его поверхность растет в квадрате, а объем в кубе. Скажем, линейный размер растет вдвое, площадь поверхности двигателя вчетверо, а объем — в восемь раз. И замечательно! Только что из этого следует? Дело в том, что лучистый теплопоток определяется излучающей поверхностью газа, а не его объемом (светимость в принципе определяется как излучаемая мощность единицей площадки), тоже и с конвективным теплопотоком — он определяется площадью поверхности камеры, а не ее объемом. Единственное, что у нас растет — это удельная доля керосина, которую можно использовать для охлаждения единицы площади стенки камеры. Но вот беда — даже если мы в два раза больше прокачаем керосина, охлаждающая способность самой стенки от этого выше не станет, и больше тепла она отдать не сможет. Более того — никакое регенеративное охлаждение керосиновых ЖРД в принципе не способно отводить все теплопотоки с корпуса без использования уже упомянутого завесного охлаждения непосредственным впрыском в пристеночный слой, который (из-за трубчатого характера камеры) кроме как возле головки организовать не представляется возможным.
Если бы это было не так, то сейчас советские (российские) РД-180 с давлением в 250атм в камере с листовой хромо-бронзовой рубашкой и многоярусным завесным охлаждением не применялись бы на американских «Атласах», а наоборот — на наших «Союзах» и «Протонах» стояли бы лицензионные трубчато-никелевые монстры типа F-1 и иже с ними. Поэтому, исходя из вышеизложенного, тяга ЖРД F-1 должна быть пропорционально «секвестирована» до уровня рабочего давления 40.48атм или на 30.40% от номинала, т. е. до уровня 380.460 тонн у земли, что резко снижает общую оценочную массу ракеты «Сатурн-5» более чем в полтора раза! Двигаясь в этом направлении, и сопоставляя данную гипотезу с изучением кинохроники полета «Сатурн-5», С. Покровский пришел к выводу, что характер сверхзвуковых скачков уплотнения указывает на существенный недобор скорости на участке работы первой ступени, что подтверждает недостаточность тяги двигателей и существенно уменьшенный запас топлива. И хотя возможен спор относительно оценок реальной скорости полета ракеты «Сатурн-5», несомненно одно — ее первая ступень была существенно (возможно вдвое) легче канонической версии, иначе эта конструкция никогда бы не смогла оторваться от стартового стола.
>>>> и даже больше, с учетом обвески >>>> масса астронавта порядка полутора сотен кг >>>> >>> >>>> проведи мысленный эксперимент, с разбега в бетонный столб >>>> ну как? >>>> а бегун максимум 15−20 км/час. 36 км/час рекорды мира на 100 м
>>> >>> Это понятно все. >>> Я имел ввиду, что перевернуться на скорости 15 кмч вероятность
>>
>>> невелика. >>> Да и это на прямой они так разгонялись. >>> А при маневрах на камеру с пылью из-под колес так и вовсе меньше скорость была.
>> >> переворот в среде, где иная g, вообще не проблема >> мозг просто не понимает как будет вести себя группа тел >> повторю, инерция та же, потому что масса та же
>> а сцепление в 6 раз меньше, ибо сила трения зависит от ВЕСА, не от массы. >> Т. е крутануть могло как нефиг делать >> хоть с носа на корму
>
>> передние колеса упруго подскакивают, гравитация слабая, машина идет в раскрут в полете >> и е6улыбзь головой об камушек со всей 300−400 кг инерцией >> там ускорения торможения будут многие десятки g
>
> Видно просчитали все амеры. > Да они же сами там были эти астронавты. > Видно почувствовали кураж.
я когда первый раз на 42 м нырнул был весьма аккуратен от греха))) потамушна не всплывешь если что не успеешь а тут ваще Луна!
20:13 13.10.2017
Вася (29876) (Вася970) писал (а) в ответ на :
> С определенной точки пути сила притяжения Земли становится больше лунного притяжения и корабль начинает ускоряться по скорости относительно Земли. > И вот как раз достигает 11 кмс при достижении атмосферы Земли.
Только что прочитал про Аполлон 15. Тоже вошел в атмосферу на 11. Хотя наверное мог и снизить чуток. Выжигали остатки топлива уже на парашютах, из-за чего один из трех сдулся. И приводнились они на большей по отношению к расчетной скорости. 35,1 вместо 30,7 км/час. Ничего, выдержали.
20:14 13.10.2017
Вася (29876) (Вася970) писал (а) в ответ на :
> > Почувствовали уверенность. тоже люди ведь.
в те годы на подготовку космонавта столько денег тратилось, да и на саму программу, что он и пукать-то по расписанию должен был бы. И потеть в строго отведенной мере. Любой военный на задании — он не будет плясать и кривляться, как бы там тебе в кино не показывали. Тем более — если это профессиональный военный. А космонавт, тем более на то время — это спецвоенный в ахрененной степени! Это «освободители"-укеры могут слегка «почувствовать уверенность» и немножко ограбить «защищаемую» территорию или граждан. Ну или немножко их убить. Ну, а шо — они ведь тоже люди, притом за три года уже уверенность не то шо почувствовали, они и живут ею. Так они думают и с каждым днем их уверенность крепнет. Но, они не военные, и даже не люди.
20:22 13.10.2017
Darlock (Darlock) писал (а) в ответ на :
> Barents (Barents) писал (а) в ответ на сообщение:
>> Кстати, заодно не подскажите, КТО снимал первые шаги Армстронга на Луне?
>Камера, на ножке посадочного модуля.
и давно у нас камеры и пленки есть, которые при минус 270 по Цельсию резво снимают лунные аферы?
20:23 13.10.2017
Да, вот, я же помню, что читал где-то про торможение до 1 космической. Первая посадка Шаттла.
За 20 мин до подачи тормозного импульса ВКС был повернут хвостовой частью вперед по направлению вектора скорости, и спустя 53 ч 21 мин после старта МТКС на ВКС были включены ЖРД ОМS, которые проработали 150с и уменьшили орбитальную скорость на 82,5 м/с. (297км/час) В это время ВКС находился над акваторией Индийского океана, а из центра управления сообщили, что четыре самолета сопровождения Т-38 взлетели с авиабазы ВВС Эдвардс для встречи ВКС «Колумбия». После отработки тормозного импульса системой орбитального маневрирования Янг начал поворачивать ВКС по тангажу до 18º, после чего движение по тангажу продолжалось автоматически. Когда ВКС достиг условной границы атмосферы, его угол атаки составил +40º, причем на этом угле атаки ВКС имел отрицательную путевую устойчивость.
Вход в атмосферу начался на высоте 120 км при скорости ВКС, соответствующей числу М=24 (8 км/сек), через 28 мин после подачи тормозного импульса.
20:25 13.10.2017
полтинник (полтинник) писал (а) в ответ на :
> и давно у нас камеры и пленки есть, которые при минус 270 по Цельсию
А откуда на поверхности Луны — 270 С?
20:31 13.10.2017
Sandor (Sandor) писал (а) в ответ на :
> Двигатель F-1: реальность и вымысел >
>>
Не перестаю сравнивать такие опусы… Это очень похоже на инженера АвтоВАЗа, который уверяет что Роллс-Ройс построить невозможно…
20:37 13.10.2017
полтинник (полтинник) писал (а) в ответ на :
> и давно у нас камеры и пленки есть, которые при минус 270 по Цельсию резво снимают лунные аферы?
Просвещаю вас: У нас они есть как минимум со времен выхода в космос Леонова. То есть даже — ДО высадки на Луну амеров.
20:42 13.10.2017
sanderr (sanderr) писал (а) в ответ на :
> Да, вот, я же помню, что читал где-то про торможение до 1 космической. > Первая посадка Шаттла.
Это небольшой импульс тормозящий дают кораблю, чтобы он начал «падать» в атмосферу… А дальше корабль тормозит уже сама атмосфера…
20:47 13.10.2017
Георгиу (Георгиу) писал (а) в ответ на :
> Памперсы специально придумали для снайперов вроде как в Германии во время 2 Мировой. И были военным секретом. >
