Так были американцы на Луне или не были?

[Любитель кофе]

Меня попросили цитирую: "Сажа, а ты видел технический отчет где упоминается центровка LM? Видел, покажи, не будь ган....м. Была ли борьба у насарогов за "центровку"?"
Ответ мой процитировать или сам найдёшь?
Хотя какое найдёшь. Опроверг способный искать опровергом быстро перестаёт быть. На смотри:
"Видел. Документ с названием "CSM/LM spacecraft operational data book. Volume 3: Mass properties"

Ну а теперь гони аналогичный документ для советского ЛМ, а не картинки от балды с явно нарушенным ЦМ который потом якобы ровняли перестановкой аккумуляторов, не будь ган...м."

Ну что дружочек, есть у тебя аналогичный документ по массовым свойствам советского ЛМ? 

Сашок (опять же через Ж...) - документик-то по центровке советского лунного корабля тебе вообще-то привели.
Ты ослеп?
Или это такой страусиный метод - голову в песок, жопу кверху, пусть ...бут, всё равно ничё не вижу? +@>

Ну а мы продолжим. Тут и про топливо, и про массы.
http://www.free-inform.com/pepelaz/pepelaz-6.htm

Тут надо бы отвлечься от темы торжеств и чуть-чуть углубиться в изучение конструкции корабля "Аполлон" вместе с лунным модулем, ибо не зная устройство этого "пепелаца", всего остального нам не понять. Изучать мы будем исходя из материалов того же источника (1).

 На всякий случай для тех, кто думает, что в лунном корабле есть чему ржаветь, огорчим: кругом алюминиевые сплавы марок 2219—Т8751, 2210—Т81, 2239— Т851. Командный отсек (он же спускаемый аппарат) состоит из оболочек: внутренняя оболочка из алюминиевых сотовых профилированных панелей толщиной 20—38 мм, сварной конструкции — герметическая кабина экипажа со свободным объемом 6,1 м3; внешняя оболочка из профилированных сотовых панелей толщиной 15—63 мм, сваренных из листовой нержавеющей стали толщиной 0,2—1 мм.

Если вы внимательно изучите схему Служебного отсека, то убедитесь, что это фактически ракетная ступень, до отказа затаренная топливными баками  с вытиснительной  системой подачи топлива под давлением сжатого газа -гелия. В частности, давление в камере сгорания маршевого двигателя примерно 7 атм. Это значит, что баки находятся под еще большим давлением - из-за гидравлических потерь нужно подавать гелий под давлением на 10-20% выше чем в ЖРД.

При общем весе Служебного отсека 23264кг в нем залито 18500кг топлива (данные для Аполлон-11). Иначе говоря, при вытиснительной системе топлива в камеру ЖРД, вес ракетной ступени составляет примерно 20..21% от общей массы изделия.

Тем загадочней прозвучат следующие цифры: оказывается, посадочная ступень (нижняя часть лунного корабля, та что на "лапках") при сухом весе 1725кг содержит 8172кг топлива и еще около 200кг других расходных компонентов. Иначе говоря, сухой вес посадочной части составляет 17% от общего веса! Просто диву даешься - там зализанная ракетная ступень, где одни топливные баки, весит 20%, а тут каракатица с лапами - а весит меньше!

Причем что интересно - если удельный вес подвесного топливного бака для "Шатлла" (с давлением наддува пару атмосфер) примерно 5%, то в лунном корабле были достигнуты следующие абсолютные рекорды:

в двух баках взлетной ступени весом 17,3 кг каждый (!) умещалось 2360кг топлива (относительный вес 1,46%); в четырех баках посадочной ступени весом 52,2кг каждый умещалось 8150кг топлива (относительный вес 2,5%). И это при том, что баки работают фактически под давлением выше 8 атм. И почему на взлетной ступени удельный вес бака в 1,7 раз меньше? Там что - другая технология?

Они говорят, что в два бидона весом 34кг втиснули 2,36 тонны топлива!? Чтобы оценить этот трудовой подвиг, представьте себе бочку с квасом, что летом стоят на каждом углу. Она явно весит больше 34кг, а ведь в ней всего 800 литров кваса (если мне не изменяет память). И квасная бочка совсем не под давлением...
 +@> +@> +@>

[Любитель кофе]

http://www.free-inform.com/pepelaz/pepelaz-6.htm

Еще интересней история со взлетной ступенью - там всего два топливных бака, один с окислителем, другой с горючим. Суть в том, что соотношение компонентов 1,6:1 или на 1,6кг азотного тетроксида приходится 1кг смеси гидразина и диметилгидразина. Или примерно 900кг топлива и 1460кг окислителя. Для того, чтобы центр масс находился на вертикальной оси симметрии, нужно для баков делать разные плечи - для одного в 1,6 раз больше, чем для другого. С учетом поперечного размера взлетной ступени в 4,3м и поперечника бака 1м, речь идет о метрах - скажем одно плечо 1,25м;  другое 2,0м.


Читатель может спросить: ну и что? Сбалансировали, центр масс посередине и все хорошо. Это для статики. Для динамики это плохо по следующей причине: с коромыслом чем оно длиннее, тем хуже балансировать. Есть такой параметр  - момент инерции. Он равен I=Σ(Δmi*Ri²). Или момент инерции равен сумме произведений элементарных масс на квадрат расстояния до некой оси вращения. И еще он связан следующим соотношением: I*dω/dt=Σ(Mi) - это что-то типа аналога второго закона Ньютона для вращения. Произведение момента инерции на угловое ускорение равно сумме приложенных моментов внешних сил.

Поэтому всегда стремятся разместить баки ближе к центру масс - чем меньше квадрат расстояния, тем меньше момент инерции - тем меньше нужны потребные управляющие моменты для ориентации. Здесь, разнеся топливные баки на самые края, мы максимально увеличили момент инерции и усложнили задачу ориентации по осям вращения.

 

Учтите, что на взлетной ступени двигатель не имеет карданного подвеса, и все управление ведется двумя парами малых ЖРД для каждой оси вращения. Тяга каждого по 45кгс. Теперь представьте, что выработка одного компонента идет быстрее, чем другого - и сразу центр масс съехал с вертикальной оси симметрии в сторону на десятки сантиметров.

Между прочим - системы одновременного опорожнения баков (СООБ) на взлетной ступени нет вовсе! Там калиброванные шайбы стоят. А ведь соотношение компонентов может нарушится в силу тьмы разных причин: разный перепад давлений в магистралях подачи, неполное открытие клапана, засоренность фильтра, неодинаковый нагрев и как следствие - расширение жидкого топлива - меньше плотность. Иными словами: на взлетном ЖРД было фиксированное объемное соотношение компонентов, но не массовое, а это две большие разницы!

 

Напоминаю, что управление по осям вращения только крошечными ЖРД ориентации по 45кгс. Предположим, что в силу технических причин один компонент расходуется быстрее, и массовое соотношение компонентов нарушилось на 10%.

Это значит, что у нас центр масс съехал на величину ~ 2м*(2,4т/4,6т)*10% = ~10см. При этом возникает момент сил при работе взлетного ЖРД порядка M=0,1м*15,6кН=1,56кН*м. Чтобы этот момент парировать, нам нужна суммарная тяга ЖРД РСУ с плечом ~2м порядка 780Н или ~80кгс. Мы можем максимально дать тягу только пары ЖРД РСУ суммой 90кгс.

Но... Пара микродвигатели рассчитаны на импульсный режим, и к тому же два - это с учетом дублирования! Любая ситуация должна рассчитываться исходя из оперирования только одним каналом управления. А это значит, что ЦМ взлетной ступени не должен отклоняться от вертикальной оси приложения тяги больше чем на 5см! Что, как мы только что увидели, из-за отсутствия СООБ и непродуманной конструкции топливных баков просто нереализуемо.

 

Иначе говоря, ступень крайне неустойчива и все время стремится "кувыркнуться". Скажу больше - она так спроектирована, что у нее нет ни единого шанса.

 


Интересно заметить, что когда проектировался советский лунный корабль, была поставлена более жесткая задача: центр масс не должен был перемещаться более чем на 3 см (!). Это требовало особого устройства топливных баков блока "Е" советского лунного корабля и двигателей точной ориентации.

[SaJA]

...
Остается таки за кадром вопрос - где это пресловутое шикарное лунное технологическое наследие, почему Шаттл взлетал при помощи пороховых бочек, а ЖРД на первые ступени своих ракет амеры покупают у нас, в том числе и оставшиеся от нереализованной советской лунной программы, а на МКС летают также на наследнике нашей лунки?

Ответишь или опять верещать, как потерпевший будешь?

Чайничек, ты чтоль? Что то в твоём слогане поменялось... Даже в глаза бросается. Протрезвел чтоль на 3-и сутки?  

Ещё раз повторю. Вопросы почему они сделали так а не иначе не имеют под собой смысла. Так сделали потому что посчитали что так будет лучше. Или ты можешь назвать более мощный ЛЮБОЙ двигатель чем "пороховая бочка" Шаттла?
Тебя почитать, так создаётся впечатление что у амеров нет первых ступеней на своих движках. А веть ты знаешь что это не правда. Зачем ты умалчиваешь всю правду?  
А знаешь в чём ирония? Ирония в том, что ни СССР ни Россия так и не смогли разглядеть потенциал двигателей для лунной советской программы. И более того не смогли (или не захотели) доводить эти движки до ума. А амеры и потенциал разглядели и до ума довели и в космос запустили. Тут бы защитникам советкой ракетной техники молчать бы надо было бы в тряпочку, а не выставлять напоказ раздолбайство и недалёкость СССР/Российкого руководства

[alexand]

Ув Непрохожий! Понятно, что крыло дает меньший нагрев, чем капсула. Но нагрев (а также опасность разрушения крыльев) можно было бы еще уменьшить за счет увеличения длительности планирующего спуска.
Правда, это связано с трудностями выбора места для посадки.

К тому же, амерский шаттл непомерно большой, его и поднимать и сажать очень трудно.
Сейчас по их сообщениям, они испытывают автоматический шаттл меньших размеров.

[Любитель кофе]

Сашок (через Ж....), чучелко ты   - головое, ты еще теперь засучи ножками, стукни кулачком по столу и грозно так закричи - "я сказал лётали, значит они лётали !!!!!!!"
Потом сострой страшную рожицу и издай звук - У-У-У.
 +@> +@> +@>

По-существу есть что возразить, каракатица?

[SaJA]

Сашок (опять же через Ж...) - документик-то по центровке советского лунного корабля тебе вообще-то привели.
Ты ослеп?
Или это такой страусиный метод - голову в песок, жопу кверху, пусть ...бут, всё равно ничё не вижу? +@>

Где? То что я вижу там банальное блаблабла без конкретики. Ни масс вообще ничего. А картинки эволюции лунной кабины вообще песня. И главное почему никого из опровергов не возбуждает явное смещение ЛК в сторону от оси двигуна? Но кипятком льют на подобное же визуальное смещение ЦМ в модуле Аполлон? 

[SaJA]

Понятно, что крыло дает меньший нагрев, чем капсула. Но нагрев (а также опасность разрушения крыльев) можно было бы еще уменьшить за счет увеличения длительности планирующего спуска.
Правда, это связано с трудностями выбора места для посадки.

К тому же, амерский шаттл непомерно большой, его и поднимать и сажать очень трудно.
Сейчас по их сообщениям, они испытывают автоматический шаттл меньших размеров.

Хм, шарите ... Не то что некоторые НеПрохожие 

Автоматический шаттл уже отработал 2 полных полёта. Поэтому правильнее написать что уже прошёл испытания. Хотя как кому больше нравится

[SaJA]

Сашок (через Ж....), чучелко ты   - головое, ты еще теперь засучи ножками, стукни кулачком по столу и грозно так закричи - "я сказал лётали, значит они лётали !!!!!!!"
Потом сострой страшную рожицу и издай звук - У-У-У.
 +@> +@> +@>

По-существу есть что возразить, каракатица?

По существу чего, милай?
У меня каждый пост по существу. И заметь ниединого копипаста простыней. Всё своими словами и очень мало воды. В отличии от... 

[Любитель кофе]

Ещё раз повторю. Вопросы почему они сделали так а не иначе не имеют под собой смысла. Так сделали потому что посчитали что так будет лучше. Или ты можешь назвать более мощный ЛЮБОЙ двигатель чем "пороховая бочка" Шаттла?

Да. Двигательная установка на основе пары надежнейших, проверенных в сложнейших условиях, показавших себя наилучшим образом ЖРД F-1, который лучше управляем, имеет несравненно лучшее соотношение сухой вес/полная масса.
Его не надо изобретать, его надо только немного модернизировать, что гораздо проще.
Данная установка безопаснее чем РДТТ.
И не надо про ужасающий удельный импульс Ф-1, у SRB он тоже полное гуано.

Тебя почитать, так создаётся впечатление что у амеров нет первых ступеней на своих движках. А веть ты знаешь что это не правда. Зачем ты умалчиваешь всю правду?  

Сашок (через ж...), только такой откровенный индюк как ты мог из моих слов сделать вывод о том, что амеры не имеют вообще своих ЖРД на первую ступень.
 

А знаешь в чём ирония? Ирония в том, что ни СССР ни Россия так и не смогли разглядеть потенциал двигателей для лунной советской программы. И более того не смогли (или не захотели) доводить эти движки до ума. А амеры и потенциал разглядели и до ума довели и в космос запустили. Тут бы защитникам советкой ракетной техники молчать бы надо было бы в тряпочку, а не выставлять напоказ раздолбайство и недалёкость СССР/Российкого руководства

Ай молодца !!!!!!!!!!!!
Классно хозяину попец лизнул !!!!!!!!!!!!
 

[Любитель кофе]

По существу чего, милай?
У меня каждый пост по существу. И заметь ниединого копипаста простыней. Всё своими словами и очень мало воды. В отличии от... 

А, так ты непомерно горд от того факта, что редчайшую хренотень пишешь собственными словами?
 

СаШок (через ж...) - у тебя опять приступ острой слепоты?
Простынь ты увидел, а что в ней написано "ниасилил"?
А я еще и ссылочку дал - да, да, на того самого Велюрова, который "Прохожий", который драл ваших свинобазных корифеев во все щели, который очень грамотно вопрос изучил, произвел расчеты, сделал обоснования.

Кроме очередного унылого "гав-гав-гав" $ пока ничего не смогли придумать?
Тогда обтекайте.

[alexand]

А все-таки интересно, ув Саджа, как использованы замечательные, мощные ЖРД с Сатурн-5?

Или позабыты-позаброшены? Можно, конечно, представить себе такое развитие событий: амеры решили обойти СССР с помощью развития многоразовой техники, позабросили Сатурн-5 и просчитались.

Но почему, действительно, движки с Сатурн-5 не применены для запусков Шаттлов, вместо РДТТ?
Это. наверное, дешевле, но более рискованно. Один корабль на них погиб, другой погиб на разрушении крыльев при спуске. А в целом - Спейс-шаттл - тупиковый вариант.

[XZ]

Ну что дружочек, есть у тебя аналогичный документ по массовым свойствам советского ЛМ?  

Бог подаст, убогий.

[XZ]

Сажа подогнал таки интересный дОкумент.
Смотрим.

Обращает на себя внимание взлетная ступень. Особенно интересно как будут истекать газы при старте. Какова вероятность изменения вектора тяги от вертикали у столь несимметричного устройства. Понятно все это лишь слова, но ребята, любой разумный человек, а тем более инженер произведет проверку расчетов на практике, прежде чем отправлять изделие в межпланетное путешествие.
Тем более впервые. И с людями

[XZ]

И главный элемент упражнения - взлет с поверхности небесного тела. Но ведь даже в миссии А10 подобное не выполнили. О наземных испытаниях ничего неизвестно. Может сажа и здесь любезно подсуетится.

[Любитель кофе]

Сажа подогнал таки интересный дОкумент.
Смотрим.

Обращает на себя внимание взлетная ступень. Особенно интересно как будут истекать газы при старте. Какова вероятность изменения вектора тяги от вертикали у столь несимметричного устройства. Понятно все это лишь слова, но ребята, любой разумный человек, а тем более инженер произведет проверку расчетов на практике, прежде чем отправлять изделие в межпланетное путешествие.
Тем более впервые. И с людями

Взлетная ступень еще как обращает на себя внимание - куда газы вообще истекать будут в первые моменты после включения.
Сопло практически уперто.

http://www.free-inform.com/pepelaz/pepelaz-6.htm
Ерунда это все. Я написал если бы взлетела, ибо самое непонятное для меня заключается в том, что неясно: а где собственно газоотвод для осуществления взлета и работы ЖРД взлетной ступени? Судя по рисунку ниже этот вопрос остается открытым - в центре должен находится ЖРД посадочной ступени и аппаратура автоматики управления. А куда взлетный факел от работающего ЖРД будет истекать!?

 

Как сказано в (1) "Посадочная ступень лунного корабля в виде крестообразной рамы из алюминиевого сплава несет на себе в центральном отсеке двигательную установку с посадочным ЖРД фирмы STL В четырех отсеках, образованных рамой вокруг центрального отсека, установлены топливные баки, кислородный бак, бак с водой, гелиевый бак, электронное оборудование, подсистема навигации и управления, посадочный радиолокатор и аккумуляторы". Никакого газоотвода не предусмотрено. Взлетная ступень тоже глухо сидит впритык, никаких тебе зазоров, газоотводных ферм или отверстий. К тому же конструкция собрана из тонколистового металла и не рассчитана на сильные газодинамические возмущения.

Так вот, ряд любознательных читателей после первых публикаций начали вопрошать: да быть такого не может! Есть там зазор! Есть и все тут! И даже такой как нужно. О том - какой нужно зазор поговорим ниже, а о том, каков он есть - поговорим прямо сейчас.

Поскольку некоторые особо ретивые критики выдвинули гипотезу, что газ прорывался вниз, в отсек посадочного ЖРД, то необходимо решительно опровергнуть этот «слух»: снизу под соплом взлетного двигателя стоит теплозащитный щит, или Ascent Engine blast deflector (на рисунке выше показан как позиция №104).

И хотя все вполне очевидно, тем не менее, после первой публикации этого факта возникла масса вопросов у читателей: а зачем вообще нужен газоотвод, газорассекатель, кому нужен зазор и каков должен быть его размер?

Фактически задача сводится к известному бассейну с двумя трубами - в одну трубу вливается, в другую выливается... Если вливаться будет больше чем выливаться, то бассейн переполнится. То бишь если приход газа из сопла в подсопловую область будет превышать количество расхода газа наружу - давление газа в подсопловой области будет резко расти, произойдет лавинообразный заброс давления - фактически микровзрыв. Такие микровзрывы часто происходят при запусках ЖРД и без всякой преграды!

Порой это приводит к серьезным поломкам, а то и авариям. Просто преграда усиливает эффект в десятки-сотни раз. В нашем случае это может привести к разрушению соплового насадка ЖРД ЛМ.

[alexand]

Например, с подлодки или с мобильной платформы сначала выстреливают ракету пороховым зарядом,
а потом включают ЖРД.
Но наш автоматический возвращаемый лунный модуль как-то ведь стартовал с посадочной ступени.

[НеПрохожий]

Ув Непрохожий! Понятно, что крыло дает меньший нагрев, чем капсула. Но нагрев (а также опасность разрушения крыльев) можно было бы еще уменьшить за счет увеличения длительности планирующего спуска.
Правда, это связано с трудностями выбора места для посадки.

К тому же, амерский шаттл непомерно большой, его и поднимать и сажать очень трудно.
Сейчас по их сообщениям, они испытывают автоматический шаттл меньших размеров.

При чем здесь длительность?
Кроме нагрева есть и другая составляющая, которая может и кстати разрушила американский аппарат: Аэродинамический напор (или ветровая нагрузка)
Полная аэродинамическая сила – это сила, с которой набегающий воздушный поток воздействует на твердое тело.

Центр давления – точка приложения этой силы.


R - Полная аэродинамическая сила.

Cr - Коэффициент полной аэродинамической силы.

q - Динамический напор.

S - Эффективная площадь тела.

r - Плотность воздуха.

V - Скорость тела относительно воздуха (или «воздушная скорость» тела).

Нельзя подвергать длительному аэродинамическому напору крылья (надо включать двигатели сразу же после торможения  - такой "планер" большой массы  не сможет планировать. Это тоже легко считается по известным формулам.
Если сделать ОГРОМНЫЙ планер с такими креплениями (болты сварка) крыльев...то он может просто развалится.

Америка доигралась и я не думаю, что они успеют  до краха своей страны и системы в пилотируемую космонавтику.
Крах этого колосса на глиняных ногах будет для многих большой неожиданностью

[blacktiger63]

При чем здесь длительность?

О! Длительность имеет огромное значение, кроме этого, вы не учитываете влияние массы аппарата на его скорость. Вернемся опять к пресловутому Б.Рутану. Его аппарат Spaceshipone совершил практически тот же полет, что и Х-15. Х-15 из-за большой массы и аэродинамики обточенного утюга разогнался до охренной скорости и гасил её долго,  практисски до земли. Из-за этого нагрелся до 600-700 градусов. Умница Берт сделал аппарат предельно легким, поставил на него сверхэффективный аэродинамический тормоз, позволяющий быстро затормозить, и вуаля - никакого аэродинамического нагрева. Пластиковый суборбитальный аппарат гаражной сборки уделал многомиллионую программу Х-15.

Америка доигралась

Сливать свою промышленность в Китай на аутсорсинг было так выгодно и сладко, меня их близорукость мЫшления поразила лет 20 назад. И ведь наступали они уже на эти грабли в Японии, но тогда пронесло, вот ребятки и расслабились.

[alexand]

По моему, Блэктайгер, аппарат Рутана только набрал космическую высоту, но скорость его была очень далека от орбитальной, поэтому он и не нагревался при посадке.

Есть еще интересная амерская частная программа "Стратоланч", авиа-космическая система с воздушным стартом ракеты. Как они пишут "в любое время, на любую орбиту, дешево и надежно".
Первый пуск намечен на 2016 г.

[НеПрохожий]

О! Длительность имеет огромное значение, кроме этого, вы не учитываете влияние массы аппарата на его скорость. Вернемся опять к пресловутому Б.Рутану. Его аппарат Spaceshipone совершил практически тот же полет, что и Х-15. Х-15 из-за большой массы и аэродинамики обточенного утюга разогнался до охренной скорости и гасил её долго,  практисски до земли. Из-за этого нагрелся до 600-700 градусов. Умница Берт сделал аппарат предельно легким, поставил на него сверхэффективный аэродинамический тормоз, позволяющий быстро затормозить, и вуаля - никакого аэродинамического нагрева. Пластиковый суборбитальный аппарат гаражной сборки уделал многомиллионую программу Х-15.Сливать свою промышленность в Китай на аутсорсинг было так выгодно и сладко, меня их близорукость мЫшления поразила лет 20 назад. И ведь наступали они уже на эти грабли в Японии, но тогда пронесло, вот ребятки и расслабились.

Длительность нагрева всегда плохо, длительность планирования плюс нагрев ни к чему хорошему не приведут, чем быстрее прекращается нагрев тем лучше а дальше планирование такой махина невозможно при такой массе и таком размаха крыльев.
600-700 углеродное покрытие выдержит легко не разрушится, другое дело люди внутри такого аппарата, нужна тепло защита и ТЕПЛОИЗОЛЯЦИЯ А ЕЩЕ ТЕПЛООТВОД ОТ МЕСТА НАГРЕВАНИЯ, в худшем случае принцип как молоковарка вн:-) утри кастрюли не выше определённой температуры
Есть большие подозрения , что Х 15 это очередной миф США есть очень серьёзные улики против вранья НАСА.
Что касается нагревания Рутановского аппарата то суборбитальная высота 112 км  не даст условий в котором этот аппарат нагрееется при входе в Атмосферы выше 3000 градусов
углеродное покрытие такую температуру выдерживает,
Тп=Тв+V²/2000 без учёта теплообмена и излучения Скорость от силы 1000 метров в секунду нагревание кратковременное выдержит легко.