Некоторые заблуждения сторонников "лунной аферы".

[Уго Камазов]

По бакам: давление в 8 атмосфер товарисчь вывел из давления в камере сгорания.

Рабочее давление в топливных баках (оно создавалось только перед взлетом LM) взлетной ступени побольше будет и заявлено в 184psia = 1269000Па.

"=?

Ого, это очень много, есть повод посомневаться.

Давайте представим (чтобы упростить задачу), что топливные баки (c радиусом R = 0.627м) взлетной ступени решили наддуть до давления q = 1.269MПа еще на лунной орбите, т.е. в невесомости. Предел текучести сплава для баков равен 880MPa, тогда, для коэффициента запаса 1.5, допустимое напряжение материала составит σ = 567МПа.



Из уравнения Лапласа (после упрощения варианта для шара в невесомости) формула примет такой вид:

δ = (R * q) / (2 * σ)

0.627м * 1.269MПа / 2 * 567МПа = 0.0007м или 0.7мм, а заявлено 0.81мм.

Что не так?

"=?

Вот и расчитайте элементарнейше толщину стенки бака реальную

Раз вы не в состоянии, давайте попробую.

ускорение свободного падения a.

0.627м - радиус оболочки R.
1443кг/м3 - плотность жидкости (окислитель) ρ.   
1.269MПа - давление наддува q.
3.5 - коэффициент осевой перегрузки nк.
1.5 - коэффициент прочности f.
950MPa - предел прочности материала оболочки σв.

σ = σв / f = 950/1.5 = 633.3МПа

Расчет на прочность производится по максимальным погонным усилиям, которые принимают наибольшее значение в нижнем полюсе бака (с опорой по экватору). Ниже формула для определения минимальной толщины стенок оболочки δ c учетом веса жидкости.

δ = ((ρ * a * nк * R^2) / σ) + ((R * q) / (2 * σ))

При a = 0.00м/cек2 δ = 0.000628м = 0.628мм
При a = 1.62м/cек2 δ = 0.000633м = 0.633мм
При a = 9.81м/cек2 δ = 0.000659м = 0.659мм

Если подставить значение предела текучести сплава, равное 880МПа, то получится:

При a = 0.00м/cек2 δ = 0.000702м = 0.702мм
При a = 1.62м/cек2 δ = 0.000707м = 0.707мм
При a = 9.81м/cек2 δ = 0.000736м = 0.736мм

Пожалуй, убедительно. Сомневацца можно только в реальности предела текучести, но цифирка далеко не запредельная, особливо ежели учесть, что приборы отопления из  1.5мм конструкционной стали сертифицированы под такое давление. Так шо снимаю свои подозрения, был неправ, а НАСАроги реально рулят.   

[Уго Камазов]

Вот и надуй из 17 кг своего сплава кубометровый бак с толщиной стенки

Зачем надувать, америкосы большие любители изготавливать для баков тонкие полусферы, которые потом сваривают в специальной камере. Ниже пример похожего бака. Берут толстую заготовку (около 18мм толщиной) и обрабатывают ее до нужной толщины.

"=?



После финальной обработки и проверки стенок монтируют заборное устройство с датчиком опустошения (в нижнюю полусферу) и порт подачи гелия (в верхнюю полусферу). Затем производят сварку полусфер, например в вакуумной камере электронно лучевым методом, которой позволяет получить небольшую зону термического воздействия, по сравнению с некоторыми другими методами сварки.

"=?





Теперь посмотрим на топливный бак взлетной ступени LM. Он состоит из двух сваренных полусфер, к которым по бокам, для усиления конструкции (в точках подвески бака) приварены дополнительные сегменты.

"=?



Общая площадь поверхности двух сваренных полусфер составляет 4.933м2.
При средней (c учетом всех загогулин) толщине стенки 0.8128мм и плотности сплава 4430кг/м3, масса шара составит около 17.76кг. Возьмем с потолка, что дополнительные сегменты имеют диаметр сечения 0.67м (при радиусе поверхности 0.5м) и ту же толщину, что и бак. Площадь поверхности сегмента получится около 0.4м2, а его масса 1.44кг. Итого получается 20.64кг без учета массы заборного устройства с датчиком и входного порта для гелия, конструкция и характеристики которых пока неизвестны, но можно взять с потолка еще пару кило.

Теперь осталось узнать какой на самом деле была масса сабжевого бака, чтобы сравнить с ней расчетное прикидочное значение. Пан Велюров взял цифру в 17.3кг из таблицы (она чуть ниже) пана Шунейко. Расчетное значение (для заявленного диаметра, материала и толщины оболочки) массы бака (взлетной ступени) для гелия (без аксесуаров) получилось около 22кг (в таблице 25.2кг). Очень может быть, что пан Шунейко или наборщики текста (вместо 27.3кг вышло 17.3кг) могли ошибиться, по крайней мере пока неизвестен источник, откуда брал свои данные пан Шунейко, чтобы можно было проверить цифры.

"=?

буд-то бы дебильнейшие американцы брали литую болванку толщиной аж 18 мм и с упорством идиотов обтачивали её до 0,8 мм.

Более того, в моем примере с баком ATK-SSI Part Number 80474-1 Propellant Tank Assembly, они обрабатывали заготовку до толщины стенок в 0.5мм и удаляли почти 95% материала заготовки. Американцы они такие, всегда идут своим путем.

"=?

При этом я просто помолчу, что для сударьа Камазова что прокатный лист, что литье, что штамп - всё фиолетово - подвешивать 1500 кг наш Гуго собрался на тонюсеньких листочках.

Не поверите, но бак для AMC Messenger тоже подвешивали на тонких титановых листочках.

"=?

[Уго Камазов]

потому что не далее как 3 поста назад любой любознательный пользователь форума может посмотреть и оценить расчеты сударьа Велюрова, где он архиубедительно показывает, что минимальный стартовый зазор должен быть не менее 1,15 метра
Также сударь Велюров убедительнейше показывает, что в отличие от американского ЛМ, наши применяли рассекатель, позволявший снизить этот зазор до полуметра.

Пан Велюров нагло пытается доказать отдельным кретинистым форумчанам, что для эффективной эвакуации газов в вакууме, от "дохляка" RS-18 c 15.6кН тяги, понадобится почти такой же зазор, как у пакета двигателей с общей тягой 2400кН (в 154 раза больше, чем у RS-18, если что) на стыке первой и второй ступеней РН Протон, которые будут еще молотить некоторое время, перед тем, как их тяга превысит остаточную тягу ЖРД первой ступени.

"=?

преоткровеннейшую хренотень насчет "нехило усиленного" соплового насадка

Пан Любитель кофе, видимо, ни разу не видел RS-18.

"=?

попытаться взлететь с практически упертым соплом реактивного двигателя

В случае с "дохляком" RS-18, за 0.27 секунды (согласно раскадровке старта LM Apollo17) , происходит подъем изделия примерно на 0.2м. При этом надо учитывать, что посадочная платформа в этот момент, под действием газов, "проседала", что также способствовало увеличению зазора. Прикинем также расход топлива за этот короткий период времени - 5.05кг/с * 0.27c = 1.36кг вылетело за пределы LM за время от появления первых признаков горения (в изображении от телекамеры) до подъема взлетной ступени LM на 0.2м. Учитывает ли пан Велюров особенности этого динамичного процесса в своих расчетах? Ниже гифка момента взлета LM Apollo14, обратите внимание на движение тени от посадочной платформы LM во время старта.

"=?

пример с армейским ручным гранатометом, обратную часть которого категорически запрещено при выстреле держать близко к стенке.

Пан Любитель кофе, но в деле старта взлетной ступени LM™ нас также интересуют и положительные моменты наличия экрана перед сопловым насадком реактивного двигателя, а именно - прибавка (кратковременная, пока есть экран) его тяги. Ниже результаты экспериментов американцев с прототипом RS-18.

"=?

между работой ЖРД при разделении ступеней и при старте существует принципиальнейшая разница, заключающаяся в том, что при разделении ракета уже летит с охренительной скоростью?

Пан Любитель кофе опять забыл, что при "горячем" разделении ступеней РН, пакет двигателей, неподвижно расположенный перед экраном, сначала запускается, затем (при неизменном удалении от экрана) двигателям дают выйти на рабочий режим и только после этого происходит разделение ступеней и экран начинает удаляться от двигателей. Механическая связь между ступенями LM была разорвана пиротехникой еще до старта двигателя RS-18 и как только тяга RS-18 превысила вес взлетной ступени LM, начался ее отрыв и "проседание" посадочной ступени LM, с увеличением зазора между ступенями. Можно еще, для порядка, отметить мизерную добавку тяги от 4-х двигателей RCS, которые в момент старта, согласно заложенной программе, тоже немного помогали ускорить отрыв.

"=?

[Уго Камазов]

Гуго так и не в состоянии понять разницу между режимом работы ЖРД при старте, преодолевающем стартовое усилие  отрыву, подъему, разгону, и режимом работы ЖРД при горячем разделении ступеней.

Пан Любитель кофе, дело в том, что при "горячем" разделении мощных (относительно взлетной ступени LM) ступеней РН, этап старта и выхода на рабочий режим ЖРД происходит при неизменном зазоре между экраном (самой разной конструкции и формы) и срезами сопловых насадков ЖРД, причем, в течении нескольких секунд. Например, посмотрим на третью ступень РН "Союз-2 этапа 1б":

Расстояние между второй ступенью и блоком "И" (третьей ступенью) 975 мм (на максимальном диаметре), в центре - вдвое меньше. Двигатель четырехкамерный, тягой 30 тонн, температура торможения 3800°К, температура на срезе сопла 1570°К, оси камер расположены на диаметре примерно 2 метра, диаметр среза сопла каждой камеры - 0,78 метра, расстояние от среза сопла до газоотражательного щита - примерно 0,4 метра (на максимальном диаметре), расход топлива - примерно 80 кг/с. Время от запуска двигателя до команды на разделение ступеней 2,5 секунды.

"=?

Данная оценка получена исходя из торможения потока о 100% плоскую стенку до скорости звука. Это наихудший случай, реализованный благодаря специалистам НАСА. Советские специалисты, в таких случаях, вместо плоской стенки ставили профилированный конус-рассекатель, по форме немного похожий на "буденовку". Например на РН "Восток". При этом возмущение потока газа существенно минимизируется, и допустимо закладывать зазор порядка h ≥ 0,5D.

Пан Велюров исходит из цифры (0.5D), предложенной в одной книжке, его оппоненты предложили в два раза меньшее значение (0.25D). Однако стоит внести уточнение, что длительность процесса "горячего разделения" намного превышает длительность подъема взлетной ступени LM, скажем, на 10см (после запуска двигателя), не говоря про учет мощности двигателей.





"=?

Но суть то в том, что американцам не в теории, а на практике надо было выбрать минимально допустимое значение зазора (достаточного для эффективной эвакуации газов в интервале нескольких долей секунды) между срезом соплового насадка RS-18 и дефлектором, определиться с формой дефлектора и соплового насадка, усилить (в разумных пределах) стенки соплового насадка RS-18. Путем многих практических опытов (в вакуумной камере) и расчетов они остановились на варианте, что на рисунке ниже. Чтобы оценить это решение американцев более предметно, необходимо провести комплексное 3D моделирование происходящих процессов для конкретной модели LM и двигателя RS-18, однако в этом случае потребуется определенное финансирование этой спецоперации, поскольку за "красивые глазки" никто этим заниматься не будет.

"=?