-
/1247616-240px-apollo12visor.jpg)
А не расплескали ли американцы топливо в баках Лунного Модуля? продолжение
Перенос из темы «А не расплескали ли американцы топливо в баках Лунного Модуля?»Теги:
Karev1
> А Вам книга "Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей",А.П.Васильев,В.М.Кудрявцев,В.А.Кузнецов,В.Д.Курпатенков,А.М.Обельницкий,В.М.Поляев,Б.Я.Полуян,1983 г.,703с. - знакома или нет?
Нет. Во-1-х, я недвигателист, а во-2-х, закончил институт гораздо раньше выхода книги в свет. Конечно.ю тогда были и другие учебники, но нам они были без надобности. Я уже рассказывал. что курс двигатели ЛА мы проходили всего один семестр. Экзамены сдавали по лекциям. Основные знания по ЖРД почерпнул на "военке".
Нет. Во-1-х, я недвигателист, а во-2-х, закончил институт гораздо раньше выхода книги в свет. Конечно.ю тогда были и другие учебники, но нам они были без надобности. Я уже рассказывал. что курс двигатели ЛА мы проходили всего один семестр. Экзамены сдавали по лекциям. Основные знания по ЖРД почерпнул на "военке".
инфо
инструменты
Karev1> Не совсем понятно. Ведь все РН и БР и есть ЛА одноразового действия, эксплуатируемых только на участке активного полета. Тем не менее, насколько я знаю, чаще применяется останов по кажущейся скорости. Так почему на С-5 останов по выработке топлива? А отсечка производится по факту попадания газа в магистраль или по разгону ТНА?
Останов по кажущейся скорости производится на ракетах с жёсткой программой управления. Обычно это ракеты без БЦВМ. Там всё заранее задано до старта - какой ступени как и сколько работать.
На ракетах с гибкой системой управления применяется работа двигателей до полной выработки топлива. Система управления в дальнейшем сама формирует программу полёта для следующей ступени в зависимости от того при каких конечных значениях выключилась предыдущая.
Гибкая система управления позволяет полностью использовать запасы топлива на всех ступенях кроме последней и иметь гарантийный запас топлива только на последней ступени. Если какаято из ступеней недоберёт скорости то этот недобор будет компенсирован запасом на последней ступени.
Для двигателей с турбонасосной подачей топлива попадание газа в насосы весьма критично. Поэтому у них примменяют останов по датчику окончания топлива. У двигателей вытеснительной подачи насосов нет поэтому им пофигу, в случае окончания топлива их можно не выключать, они выключатся сами собой.
Останов по кажущейся скорости производится на ракетах с жёсткой программой управления. Обычно это ракеты без БЦВМ. Там всё заранее задано до старта - какой ступени как и сколько работать.
На ракетах с гибкой системой управления применяется работа двигателей до полной выработки топлива. Система управления в дальнейшем сама формирует программу полёта для следующей ступени в зависимости от того при каких конечных значениях выключилась предыдущая.
Гибкая система управления позволяет полностью использовать запасы топлива на всех ступенях кроме последней и иметь гарантийный запас топлива только на последней ступени. Если какаято из ступеней недоберёт скорости то этот недобор будет компенсирован запасом на последней ступени.
Для двигателей с турбонасосной подачей топлива попадание газа в насосы весьма критично. Поэтому у них примменяют останов по датчику окончания топлива. У двигателей вытеснительной подачи насосов нет поэтому им пофигу, в случае окончания топлива их можно не выключать, они выключатся сами собой.
Старый Ламер
Karev1> А вот почему точность не нужна при выведении Аполлонов, я так еще и не понял :-(
С чего это вы решили что она не нужна? Вы слышали такое слово "терминальная система управления"? Смысл этого слова в том что она обеспечивает заданные конечные условия. А каким путём она их обеспечит - её дело. Так вот когда и на какой скорости выключатся нижние ступени никого не волнует, требуется чтоб при выключении последней ступени параметры орбиты были заданными. Такая система стояла на Сатурне-5 и счас стоит практически на всех ракетах.
С чего это вы решили что она не нужна? Вы слышали такое слово "терминальная система управления"? Смысл этого слова в том что она обеспечивает заданные конечные условия. А каким путём она их обеспечит - её дело. Так вот когда и на какой скорости выключатся нижние ступени никого не волнует, требуется чтоб при выключении последней ступени параметры орбиты были заданными. Такая система стояла на Сатурне-5 и счас стоит практически на всех ракетах.
Старый Ламер
Karev1> Во-1-х, я недвигателист, а во-2-х, закончил институт гораздо раньше выхода книги в свет.
Эта книжка выходила еще и раньше, например, ее второе издание выходило в 1975 г.
Вот Вы говорите - "недвигателист", а курс по двигателям все же был у Вас. Вы полагаете, "недвигателисту" знать про двигатели необязательно?
Karev1> курс двигатели ЛА мы проходили всего один семестр. Экзамены сдавали по лекциям.
Это что же, у вашей группы никаких учебников не было? Если это было так, тогда да, тяжело понимать теорию ЖРД...
Karev1> Основные знания по ЖРД почерпнул на "военке".
А это как-нибудь помогло связать теорию с практикой? Или теория отдельно, а практика - отдельно?
Karev1> чаще применяется останов по кажущейся скорости.
Ну, это Вам уже практически все подробно объяснили. Добавлю только, что при жесткой программе управления закон изменения угла тангажа определяется заранее заложенной программой, которую изменить нельзя. Поэтому приходится фиксировать скорость.
В случае гибкой программы БЦВМ решает задачу оптимального управления: определяется закон изменения угла тангажа, обеспечивающий набор максимальной высоты круговой орбиты при заданных энергетических затратах. То есть, управление ракетой постоянно меняется, меняется сама программа выведения. При этом, конечно есть еще и другие условия: на атмосферном участке траектории имеют место ограничения по углу атаки и скоростному напору, изменение угла тангажа должно обеспечить быстрый выход на ограничение, а затем - движение, не превышающее это ограничение; на внеатмосферном участке траектории изменение угла тангажа, с одной строны, должно превышать скорость поворота плоскости местного горизонта, а с другой стороны - обеспечить управление, оптимальное с точки зрения энергетических затрат.
И что немаловажно, решение задачи оптимального управления на борту ракеты повышает точность выхода в заданную точку пространства по сравнению с программным управлением на 10% (!).
Эта книжка выходила еще и раньше, например, ее второе издание выходило в 1975 г.
Вот Вы говорите - "недвигателист", а курс по двигателям все же был у Вас. Вы полагаете, "недвигателисту" знать про двигатели необязательно?
Karev1> курс двигатели ЛА мы проходили всего один семестр. Экзамены сдавали по лекциям.
Это что же, у вашей группы никаких учебников не было? Если это было так, тогда да, тяжело понимать теорию ЖРД...
Karev1> Основные знания по ЖРД почерпнул на "военке".
А это как-нибудь помогло связать теорию с практикой? Или теория отдельно, а практика - отдельно?
Karev1> чаще применяется останов по кажущейся скорости.
Ну, это Вам уже практически все подробно объяснили. Добавлю только, что при жесткой программе управления закон изменения угла тангажа определяется заранее заложенной программой, которую изменить нельзя. Поэтому приходится фиксировать скорость.
В случае гибкой программы БЦВМ решает задачу оптимального управления: определяется закон изменения угла тангажа, обеспечивающий набор максимальной высоты круговой орбиты при заданных энергетических затратах. То есть, управление ракетой постоянно меняется, меняется сама программа выведения. При этом, конечно есть еще и другие условия: на атмосферном участке траектории имеют место ограничения по углу атаки и скоростному напору, изменение угла тангажа должно обеспечить быстрый выход на ограничение, а затем - движение, не превышающее это ограничение; на внеатмосферном участке траектории изменение угла тангажа, с одной строны, должно превышать скорость поворота плоскости местного горизонта, а с другой стороны - обеспечить управление, оптимальное с точки зрения энергетических затрат.
И что немаловажно, решение задачи оптимального управления на борту ракеты повышает точность выхода в заданную точку пространства по сравнению с программным управлением на 10% (!).
Nikomo> Вот Вы говорите - "недвигателист", а курс по двигателям все же был у Вас. Вы полагаете, "недвигателисту" знать про двигатели необязательно?
Нет. Не полагаю.
Karev1>> курс двигатели ЛА мы проходили всего один семестр. Экзамены сдавали по лекциям.
Nikomo> Это что же, у вашей группы никаких учебников не было? Если это было так, тогда да, тяжело понимать теорию ЖРД...
Насколько помню, учебниками не пользовались. Что вы хотите? За один семестр проити все двигатели ЛА, включая самолетные и ракетные... Слава богу лекции были нормальные. Да и преподаватель смотрел на нас сквозь пальцы: основные принцыпы поняли - и хорошо. Помню у него был прикол: Когда экзамен 31 декабря(как раз наша группа сдавала), то в одном билете написано "С Новым годом!" Тому кто его вытаскивал гарантировалась "4"-ка. Без ответа.
Karev1>> Основные знания по ЖРД почерпнул на "военке".
Nikomo> А это как-нибудь помогло связать теорию с практикой? Или теория отдельно, а практика - отдельно?
На военке достаточно хорошо разбиралась теория ЖРД на примере одного двигателя. А методика преподавания была на голову выше гражданской, знания вбивались насмерть.
Karev1>> чаще применяется останов по кажущейся скорости.
Nikomo> Ну, это Вам уже практически все подробно объяснили. Добавлю только, что при жесткой программе управления закон изменения угла тангажа определяется заранее заложенной программой, которую изменить нельзя. Поэтому приходится фиксировать скорость.
Да, все понятно. Спасибо вам и Старому.
Nikomo> В случае гибкой программы БЦВМ решает задачу оптимального управления: определяется закон изменения угла тангажа, обеспечивающий набор максимальной высоты круговой орбиты при заданных энергетических затратах. То есть, управление ракетой постоянно меняется, меняется сама программа выведения. При этом, конечно есть еще и другие условия: на атмосферном участке траектории имеют место ограничения по углу атаки и скоростному напору, изменение угла тангажа должно обеспечить быстрый выход на ограничение, а затем - движение, не превышающее это ограничение; на внеатмосферном участке траектории изменение угла тангажа, с одной строны, должно превышать скорость поворота плоскости местного горизонта, а с другой стороны - обеспечить управление, оптимальное с точки зрения энергетических затрат.
Так, на глазок, кажется, что общий выигрыш в массе ПГ будет не велик из-за увеличения гарантийного запаса топлива на последней ступени. С другой - стороны повышается надежность.
Еще раз - спасибо.
Нет. Не полагаю.
Karev1>> курс двигатели ЛА мы проходили всего один семестр. Экзамены сдавали по лекциям.
Nikomo> Это что же, у вашей группы никаких учебников не было? Если это было так, тогда да, тяжело понимать теорию ЖРД...
Насколько помню, учебниками не пользовались. Что вы хотите? За один семестр проити все двигатели ЛА, включая самолетные и ракетные... Слава богу лекции были нормальные. Да и преподаватель смотрел на нас сквозь пальцы: основные принцыпы поняли - и хорошо. Помню у него был прикол: Когда экзамен 31 декабря(как раз наша группа сдавала), то в одном билете написано "С Новым годом!" Тому кто его вытаскивал гарантировалась "4"-ка. Без ответа.
Karev1>> Основные знания по ЖРД почерпнул на "военке".
Nikomo> А это как-нибудь помогло связать теорию с практикой? Или теория отдельно, а практика - отдельно?
На военке достаточно хорошо разбиралась теория ЖРД на примере одного двигателя. А методика преподавания была на голову выше гражданской, знания вбивались насмерть.
Karev1>> чаще применяется останов по кажущейся скорости.
Nikomo> Ну, это Вам уже практически все подробно объяснили. Добавлю только, что при жесткой программе управления закон изменения угла тангажа определяется заранее заложенной программой, которую изменить нельзя. Поэтому приходится фиксировать скорость.
Да, все понятно. Спасибо вам и Старому.
Nikomo> В случае гибкой программы БЦВМ решает задачу оптимального управления: определяется закон изменения угла тангажа, обеспечивающий набор максимальной высоты круговой орбиты при заданных энергетических затратах. То есть, управление ракетой постоянно меняется, меняется сама программа выведения. При этом, конечно есть еще и другие условия: на атмосферном участке траектории имеют место ограничения по углу атаки и скоростному напору, изменение угла тангажа должно обеспечить быстрый выход на ограничение, а затем - движение, не превышающее это ограничение; на внеатмосферном участке траектории изменение угла тангажа, с одной строны, должно превышать скорость поворота плоскости местного горизонта, а с другой стороны - обеспечить управление, оптимальное с точки зрения энергетических затрат.
Так, на глазок, кажется, что общий выигрыш в массе ПГ будет не велик из-за увеличения гарантийного запаса топлива на последней ступени. С другой - стороны повышается надежность.
Еще раз - спасибо.
Nikomo>> В случае гибкой программы БЦВМ решает задачу оптимального управления: определяется закон изменения угла тангажа, обеспечивающий набор максимальной высоты круговой орбиты при заданных энергетических затратах. То есть, управление ракетой постоянно меняется, меняется сама программа выведения. При этом, конечно есть еще и другие условия: на атмосферном участке траектории имеют место ограничения по углу атаки и скоростному напору, изменение угла тангажа должно обеспечить быстрый выход на ограничение, а затем - движение, не превышающее это ограничение; на внеатмосферном участке траектории изменение угла тангажа, с одной строны, должно превышать скорость поворота плоскости местного горизонта, а с другой стороны - обеспечить управление, оптимальное с точки зрения энергетических затрат.
Karev1> Так, на глазок, кажется, что общий выигрыш в массе ПГ будет не велик из-за увеличения гарантийного запаса топлива на последней ступени. С другой - стороны повышается надежность.
Ну, не только надежность, а и энергетические затраты, как тут отмечено. При жестком управлении СУ немедленно исправлет отклонения от жестко заданной траектории. Вышла, скажем, машина из плоскости стрельбы - ее тут же туда назад запихивают. А при гибком можно не спешить, а потихоньку возвращаться в эту самую плоскость.
Кстати, широко известный пример. При выведении Аполлона-13 из-за низкочастотных колебаний ("пого") на 2-й ступени раньше времени отключился центральный двигатель. Далее цитирую Шунейко ( Ракетостроение т3 4-13 ):
Переговоры в ЦУПе и связь с кораблем:
Karev1> Так, на глазок, кажется, что общий выигрыш в массе ПГ будет не велик из-за увеличения гарантийного запаса топлива на последней ступени. С другой - стороны повышается надежность.
Ну, не только надежность, а и энергетические затраты, как тут отмечено. При жестком управлении СУ немедленно исправлет отклонения от жестко заданной траектории. Вышла, скажем, машина из плоскости стрельбы - ее тут же туда назад запихивают. А при гибком можно не спешить, а потихоньку возвращаться в эту самую плоскость.
Кстати, широко известный пример. При выведении Аполлона-13 из-за низкочастотных колебаний ("пого") на 2-й ступени раньше времени отключился центральный двигатель. Далее цитирую Шунейко ( Ракетостроение т3 4-13 ):
В момент времени T0 +02 мин 46,0 сек произошло зажигание ЖРД J-2 ступени S-II и возникли сильные колебания давления в системе жидкого кислорода одновременно с вибрацией подвески центрального ЖРД. Колебания давления в системе питания жидким кислородом явились причиной падения давления ниже требуемого минимума, возникшая кавитация на входе в кислородный насос снизила к. п. д. насоса и вызвала падение тяги ЖРД, как показало исследование давления в камере сгорания. Падение и колебания тяги явились причиной того, что сработало реле тяги, выключившее двигатель в T0 +05 мин 30,6 сек.
Сильные колебания низкой частоты 14—16 гц были локальными. Датчик на кожухе центрального ЖРД показал ускорение более 20 g, в то время как на командном отсеке было зарегистрировано ~0,1 g. Колебания, возникшие на ракете-носителе Saturn V в полете Apollo-13, превысили все ранее наблюдавшиеся колебания.
После выключения центрального ЖРД J-2S, (на 2 мин 12,4 сек раньше срока) колебания ступени и наружных ЖРД снизились до номинального уровня. Вследствие уменьшения тяги 4 наружных ЖРД J-2S проработали сверх запланированного номинального времени 34,1 сек. В результате в момент выключения наружных ЖРД скорость полета была на 68 м/сек меньше расчетной. Отделение второй ступени произошло на высоте 183,5 км. Двигательная установка ступени S-IVB начала работать в момент времени T0 +09 мин 56,9 сек и работала на 9,2 сек больше расчетного времени, чтобы компенсировать недостающую скорость. Однако, при выключении ступени S-IVB скорость полета все же оставалась меньше расчетной на 0,37 м/сек, и орбита, на которую вышел корабль (185/188 км), оказалась ниже расчетной круговой орбиты высотой 190 км. После выхода на орбиту ожидания был тщательно проанализирован имевшийся запас топлива, так как перерасход топлива ступенью S-IVB был весьма существенным.
Однако оказалось, что топлива достаточно, чтобы вывести корабль Apollo-13 на траекторию полета к Луне.
Переговоры в ЦУПе и связь с кораблем:
00:05:27, Отключение центрального двигателя (он отключился примерно на 2 минуты 12 секунд раньше, чем запланировано – с момента включения ступени «Эс-2» должно было пройти 4 минуты 47 секунд).
00:05:30, Пресс-центр: – 5 минут 30 секунд полетного времени. Со второй ступенью все в порядке. Джим Лоувелл только что доложил, что внутренний двигатель отключился по расписанию.
00:05:32, Лоувелл: – Внутренний.
00:05:37, КЭПКОМ: – Принято. Подтверждаем отключение внутреннего.
(внутренняя линия связи)
НОСИТЕЛЬ: – Подтверждаю отключение внутреннего, ПОЛЕТ-КОНТРОЛЬ.
ПОЛЕТ-КОНТРОЛЬ: – Принято.
НОСИТЕЛЬ: – Отделение, ПОЛЕТ-КОНТРОЛЬ.
ПОЛЕТ-КОНТРОЛЬ: – Принято.
ДИНАМИКА: – ПОЛЕТ-КОНТРОЛЬ, это ДИНАМИКА. Подтверждаю отделение.
ПОЛЕТ-КОНТРОЛЬ: – Принято.
00:05:45, КЭПКОМ: – Тринадцатый, это Хьюстон. Ожидаем «Эс-4Б» в «ВАО».
[ «ВАО» – выход на аварийную орбиту – это другое название Режима-3. В этом режиме третья ступень «Эс-4Б» может вывести командно-сервисный модуль на аварийную орбиту, после чего тот отделяется и тормозит главным двигателем сервисного модуля так, чтобы посадка осуществлялась дальше 3400 миль от места старта – иначе произойдет жесткое приземление, а не приводнение.
Режим 4 – главный двигатель может вывести корабль на околоземную орбиту]
00:05:48, Лоувелл: – «Эс-4Б» в «ВАО», принято.
00:05:54, КЭПКОМ: – Принято. Джим, ты вошел в этот режим.
00:05:56, Лоувелл: – Начался режим «Эс-4Б» в «ВАО».
(внутренняя линия связи)
НОСИТЕЛЬ: – ПОЛЕТ-КОНТРОЛЬ, это НОСИТЕЛЬ. Внутренний отключился слишком рано.
ПОЛЕТ-КОНТРОЛЬ: – Так.
КЭПКОМ: – ПОЛЕТ-КОНТРОЛЬ, подтверждаю отключение двигателя номер 5.
ПОЛЕТ-КОНТРОЛЬ: – Принято. НОСИТЕЛЬ, у вас с этим не возникает никаких проблем?
НОСИТЕЛЬ: – Нет, не очень, ПОЛЕТ-КОНТРОЛЬ. Остальные двигатели продолжают работать.
00:06:01, Пресс-центр: – НОСИТЕЛЬ докладывает, что внутренний двигатель отключился раньше времени, внешние четыре продолжают работать.
[Раннее отключение центрального двигателя вызвало значительное отклонение от запланированной траектории: высота – на 10.7 морских миль ниже, а скорость – на 1732.3 м в секунду меньше ожидаемых]
00:06:04, КЭПКОМ: – Вы приближаетесь к отметке 6 минут 13 секунд.
00:06:08, Лоувелл: – Прошли 6 минут.
00:06:13, Лоувелл: – Хьюстон, в чем причина отключения пятого двигателя?
00:06:16, КЭПКОМ: – Джим, мы не имеем представления, почему внутренний отключился так рано, но остальные двигатели продолжают работать, и вы в норме.
00:06:24, Лоувелл: – Принято.
[Преждевременное отключение центрального двигателя ступени «Эс-2» было вызвано тем, что на 132 секунде в камере сгорания возникли сильные колебания давления с частотой 16 герц]
00:06:41, Пресс-центр: – 6 минут 40 секунд… (прервано КЭПКОМом).
00:06:43, КЭПКОМ: – (пропало за словами пресс-центра)… у вас все в норме, карданы в порядке, наклон в норме.
00:06:46, Лоувелл: – Принято.
00:06:57, КЭПКОМ: – Тринадцатый, это Хьюстон. Время «Низкого уровня» восемь плюс три, четыре – в номинале. Время отключения «Эс-4Б» девятка плюс четыре, восемь. Все.
00:07:04, Лоувелл: – Принято. «Низкий уровень» в номинале, девятка, четыре, восемь – отключение «Эс-4Б».
[Каждый топливный бак ступени «Эс-2» оснащен пятью расположенными на дне датчиками. Когда два датчика оказываются вне уровня топлива, компьютер начинает процедуру отключения. Этот сигнал называется «Низкий уровень». КЭПКОМ сообщает экипажу о предполагаемом времени отключения двигателя, основанном на расчетах текущего потребления]
00:07:10, КЭПКОМ: – Подтверждаю. Ожидаем «Эс-4Б» на орбиту… (пауза)… Джим, отметка «Эс-4Б» на орбиту.
00:07:13, Лоувелл: – Принято. Мы на отметке «Эс-4Б» на орбиту.
[Если бы ступень «Эс-2» выключилась раньше времени, то ступень «Эс-4Б» могла бы вывести корабль на безопасную орбиту. Однако тогда не оставалось бы топлива для транслунного запуска. Экипажу бы пришлось перейти на запасной план околоземной экспедиции]
00:07:26, Пресс-центр: – По-прежнему на второй ступени «Сатурна» работают четыре двигателя. Высота 96 морских миль, 505 миль в сторону.
00:07:45, Пресс-центр: – 7 минут 45 секунд. НОСИТЕЛЬ докладывает, что все в норме, 4 двигателя продолжают работать.
00:07:59, Пресс-центр: – Раннее отключение центрального двигателя не вызовет проблем. Ступень проработает чуть дольше, чем предписано планом… (прервано КЭПКОМом).
00:08:05, КЭПКОМ: – Тринадцатый. Восемь минут, все в норме.
00:08:10, Лоувелл: – Тринадцатый принял.
00:08:18, Пресс-центр: – 8 минут 17 секунд, скорость 5.5 км в секунду. Это около 71 процента от минимально необходимой для выхода на орбиту.
00:08:38, Пресс-центр: – 8 минут 35 секунд, вторая ступень продолжает работать на четырех оставшихся двигателях, все в норме.
A Lannister always pays his debts.
Nikomo>>> В случае гибкой программы БЦВМ решает задачу оптимального управления: определяется закон изменения угла тангажа, обеспечивающий набор максимальной высоты круговой орбиты при заданных энергетических затратах. То есть, управление ракетой постоянно меняется, меняется сама программа выведения. При этом, конечно есть еще и другие условия: на атмосферном участке траектории имеют место ограничения по углу атаки и скоростному напору, изменение угла тангажа должно обеспечить быстрый выход на ограничение, а затем - движение, не превышающее это ограничение; на внеатмосферном участке траектории изменение угла тангажа, с одной строны, должно превышать скорость поворота плоскости местного горизонта, а с другой стороны - обеспечить управление, оптимальное с точки зрения энергетических затрат.
Karev1>> Так, на глазок, кажется, что общий выигрыш в массе ПГ будет не велик из-за увеличения гарантийного запаса топлива на последней ступени. С другой - стороны повышается надежность.
Y.K.> Ну, не только надежность, а и энергетические затраты, как тут отмечено. При жестком управлении СУ немедленно исправлет отклонения от жестко заданной траектории. Вышла, скажем, машина из плоскости стрельбы - ее тут же туда назад запихивают. А при гибком можно не спешить, а потихоньку возвращаться в эту самую плоскость.
Я не про выигрыш от гибкой программы, он - очевиден, а от отсечки по факту опорожнения бака. Кстати, спасибо за цитату, понятен порядок отсечки. Это все же не совсем "до выработки топлива", отсечка происходит по датчикам опорожнения баков. Остатки все равно будут.
Karev1>> Так, на глазок, кажется, что общий выигрыш в массе ПГ будет не велик из-за увеличения гарантийного запаса топлива на последней ступени. С другой - стороны повышается надежность.
Y.K.> Ну, не только надежность, а и энергетические затраты, как тут отмечено. При жестком управлении СУ немедленно исправлет отклонения от жестко заданной траектории. Вышла, скажем, машина из плоскости стрельбы - ее тут же туда назад запихивают. А при гибком можно не спешить, а потихоньку возвращаться в эту самую плоскость.
Я не про выигрыш от гибкой программы, он - очевиден, а от отсечки по факту опорожнения бака. Кстати, спасибо за цитату, понятен порядок отсечки. Это все же не совсем "до выработки топлива", отсечка происходит по датчикам опорожнения баков. Остатки все равно будут.
Karev1> Я не про выигрыш от гибкой программы, он - очевиден, а от отсечки по факту опорожнения бака. Кстати, спасибо за цитату, понятен порядок отсечки. Это все же не совсем "до выработки топлива", отсечка происходит по датчикам опорожнения баков. Остатки все равно будут.
Ну, Старый же написал - ЖРД с ТНА от попадания газа в насосы может повести себя плохо, поэтому их все-таки выключают. Это при вытеснительной подаче двигатель останавливается сам, когда горючка кончится.
Ну, Старый же написал - ЖРД с ТНА от попадания газа в насосы может повести себя плохо, поэтому их все-таки выключают. Это при вытеснительной подаче двигатель останавливается сам, когда горючка кончится.
A Lannister always pays his debts.
Karev1> Кстати, спасибо за цитату
В цитате, кстати, ряд плюх. Интересно, они при переводе появились или изначально присутствовали? Например, доклад пресс-службы об отключении центрального двигателя вовремя. Или разговор об отсечке 3-й ступени, хотя пока они летят на 2-й.
В цитате, кстати, ряд плюх. Интересно, они при переводе появились или изначально присутствовали? Например, доклад пресс-службы об отключении центрального двигателя вовремя. Или разговор об отсечке 3-й ступени, хотя пока они летят на 2-й.
A Lannister always pays his debts.
Karev1> На военке достаточно хорошо разбиралась теория ЖРД на примере одного двигателя. А методика преподавания была на голову выше гражданской, знания вбивались насмерть.
Но при этом Вы расчетов (проверочных, на примере двигателя) по ЖРД не делали - например расчетов КС на прочность или рассчитать форсунки, смесеобразование, рассчитать насосы, турбину, а также термохимический расчет горения и т.п.? Для понимания теории ЖРД, вообще-то, нужен опыт проектирования конкретного двигателя. Я так понимаю, такого Там не было?
"знания вбивались насмерть" - то есть A=B, и никак не может быть иначе, при этом смысл может оставаться непонятным. Для обслуживания системы этого, пожалуй, будет достаточно. На примере одного двигателя можно объяснить, как это работает, что нужно для того, чтобы это правильно работало. Но для того, чтобы понять, что такое термохимический расчет или как расчитывают двигатель на прочность - эти расчеты нужно просто сделать самому. И их вовсе не нужно "вбивать насмерть", знания осмысливаются естественным путем.
Но при этом Вы расчетов (проверочных, на примере двигателя) по ЖРД не делали - например расчетов КС на прочность или рассчитать форсунки, смесеобразование, рассчитать насосы, турбину, а также термохимический расчет горения и т.п.? Для понимания теории ЖРД, вообще-то, нужен опыт проектирования конкретного двигателя. Я так понимаю, такого Там не было?
"знания вбивались насмерть" - то есть A=B, и никак не может быть иначе, при этом смысл может оставаться непонятным. Для обслуживания системы этого, пожалуй, будет достаточно. На примере одного двигателя можно объяснить, как это работает, что нужно для того, чтобы это правильно работало. Но для того, чтобы понять, что такое термохимический расчет или как расчитывают двигатель на прочность - эти расчеты нужно просто сделать самому. И их вовсе не нужно "вбивать насмерть", знания осмысливаются естественным путем.
Karev1> Так, на глазок, кажется, что общий выигрыш в массе ПГ будет не велик из-за увеличения гарантийного запаса топлива на последней ступени. С другой - стороны повышается надежность.
Это только на глазок. На самом деле всё наоборот. ГЗТ на последней ступени точно такой же как и на "обычных" ракетах. Зато на нижних ступенях его нет совсем. За счёт этого ПН слегка увеличивается.
А надёжность снижается т.к. если сильно не повезёт и не разовьют достаточной тяги две ступени из трёх то ГЗТ на последней не хватит чтоб рассчитаться за две.
Зато точность выведения повышается.
Это только на глазок. На самом деле всё наоборот. ГЗТ на последней ступени точно такой же как и на "обычных" ракетах. Зато на нижних ступенях его нет совсем. За счёт этого ПН слегка увеличивается.
А надёжность снижается т.к. если сильно не повезёт и не разовьют достаточной тяги две ступени из трёх то ГЗТ на последней не хватит чтоб рассчитаться за две.
Зато точность выведения повышается.
Старый Ламер
Karev1> Я не про выигрыш от гибкой программы, он - очевиден, а от отсечки по факту опорожнения бака. Кстати, спасибо за цитату, понятен порядок отсечки. Это все же не совсем "до выработки топлива", отсечка происходит по датчикам опорожнения баков. Остатки все равно будут.
Задачей выключения является не дать газу попасть в насосы. Поэтому обычно датчики окончания топлива ставят непосредственно в трубопроводе подвода топлива к двигателю. Когда они обнажаются тогда и подаётся команда на выключение. Пока она исполняется, уровень топлива какраз успевает дойти до насосов.
Но суть в том что выключение производится по фактическому уровню топлива. Пока он не дойдёт до датчиков, выключения не произойдёт, независимо от того превысила ступень расчётную скорость или нет.
Задачей выключения является не дать газу попасть в насосы. Поэтому обычно датчики окончания топлива ставят непосредственно в трубопроводе подвода топлива к двигателю. Когда они обнажаются тогда и подаётся команда на выключение. Пока она исполняется, уровень топлива какраз успевает дойти до насосов.
Но суть в том что выключение производится по фактическому уровню топлива. Пока он не дойдёт до датчиков, выключения не произойдёт, независимо от того превысила ступень расчётную скорость или нет.
Старый Ламер
Y.K.> В цитате, кстати, ряд плюх. Интересно, они при переводе появились или изначально присутствовали? Например, доклад пресс-службы об отключении центрального двигателя вовремя. Или разговор об отсечке 3-й ступени, хотя пока они летят на 2-й.
И по моему слова "500 миль downrange" перевели как "500 миль в сторону".
И по моему слова "500 миль downrange" перевели как "500 миль в сторону".
Старый Ламер
Nikomo> Но при этом Вы расчетов (проверочных, на примере двигателя) по ЖРД не делали - например расчетов КС на прочность или рассчитать форсунки, смесеобразование, рассчитать насосы, турбину, а также термохимический расчет горения и т.п.? Для понимания теории ЖРД, вообще-то, нужен опыт проектирования конкретного двигателя. Я так понимаю, такого Там не было?
Конечно, не было. Мы и так знали про ракету гораздо больше, чем кадровые военные. Задачи проектирования ЖРД перед строевыми ракетчиками не стоят
Nikomo> "знания вбивались насмерть" - то есть A=B, и никак не может быть иначе, при этом смысл может оставаться непонятным.
Смысл объяснялся, т.с. на пальцах. И очень хорошо.
Nikomo> Для обслуживания системы этого, пожалуй, будет достаточно.
Даже лишнего
Nikomo> На примере одного двигателя можно объяснить, как это работает, что нужно для того, чтобы это правильно работало. Но для того, чтобы понять, что такое термохимический расчет или как расчитывают двигатель на прочность - эти расчеты нужно просто сделать самому. И их вовсе не нужно "вбивать насмерть", знания осмысливаются естественным путем.
Знаете при каких условиях бабушка становится дедушкой?
Здесь - аналогично. Если б мы учили то о чем вы говорите, то были бы двигателистами. А мы делали много других расчетов. Например, два курсовых по динамике полета ракеты. Курсовой и дипломный по конструированию ракеты. задания по аэродинамике, по разработке технологической оснастки...
Конечно, не было. Мы и так знали про ракету гораздо больше, чем кадровые военные. Задачи проектирования ЖРД перед строевыми ракетчиками не стоят
Nikomo> "знания вбивались насмерть" - то есть A=B, и никак не может быть иначе, при этом смысл может оставаться непонятным.
Смысл объяснялся, т.с. на пальцах. И очень хорошо.
Nikomo> Для обслуживания системы этого, пожалуй, будет достаточно.
Даже лишнего
Nikomo> На примере одного двигателя можно объяснить, как это работает, что нужно для того, чтобы это правильно работало. Но для того, чтобы понять, что такое термохимический расчет или как расчитывают двигатель на прочность - эти расчеты нужно просто сделать самому. И их вовсе не нужно "вбивать насмерть", знания осмысливаются естественным путем.
Знаете при каких условиях бабушка становится дедушкой?
Здесь - аналогично. Если б мы учили то о чем вы говорите, то были бы двигателистами. А мы делали много других расчетов. Например, два курсовых по динамике полета ракеты. Курсовой и дипломный по конструированию ракеты. задания по аэродинамике, по разработке технологической оснастки...
Karev1> Мы и так знали про ракету гораздо больше, чем кадровые военные.
Это врядли... (с)
Karev1> Задачи проектирования ЖРД перед строевыми ракетчиками не стоят
И тем не менее специалист в области эксплуатации гораздо грамотнее эксплуатирует технику когда понимает какой логикой руководствовались её разработчики, что в ней зачем и почему.
Это врядли... (с)
Karev1> Задачи проектирования ЖРД перед строевыми ракетчиками не стоят
И тем не менее специалист в области эксплуатации гораздо грамотнее эксплуатирует технику когда понимает какой логикой руководствовались её разработчики, что в ней зачем и почему.
Старый Ламер
Karev1> Если б мы учили то о чем вы говорите, то были бы двигателистами.
Вообще-то, что изучать, а чего не изучать определяют те, кто составляет учебные планы. Значит, там, где Вы учились, была такая политика. Но это не означает, что в других аналогичных учебных заведениях было так же.
Karev1> Смысл объяснялся, т.с. на пальцах. И очень хорошо.
Да я и не сомневаюсЬ, что Вам все хорошо объяснили. Но на пальцах теорию (а также ее связь с практикой) объяснить как-то понятно не получится.
Вообще-то, что изучать, а чего не изучать определяют те, кто составляет учебные планы. Значит, там, где Вы учились, была такая политика. Но это не означает, что в других аналогичных учебных заведениях было так же.
Karev1> Смысл объяснялся, т.с. на пальцах. И очень хорошо.
Да я и не сомневаюсЬ, что Вам все хорошо объяснили. Но на пальцах теорию (а также ее связь с практикой) объяснить как-то понятно не получится.
Отличный анекдот в тему :
Мужик едет в тяжелых пробках за каким-то грузовиком. На каждом красном
светофоре водила грузовика выскакивает из кабины и со всей дури лупит
палкой по грузовому отсеку. Потом запрыгивает обратно и едет. Первого
через несколько километров это достало, и он в очередной раз вышел
вместе с дальнобойщиком.
- Извини, конечно, но ты чо делаешь?
Тот, не теряя ритма, сообщает:
- Понимаешь, у меня грузоподъем – 6 тонн. А в кузове – 8 тонн канареек.
Мне надо, чтобы, как минимум 2 тонны все время летали, а то ось не
выдержит.
Мужик едет в тяжелых пробках за каким-то грузовиком. На каждом красном
светофоре водила грузовика выскакивает из кабины и со всей дури лупит
палкой по грузовому отсеку. Потом запрыгивает обратно и едет. Первого
через несколько километров это достало, и он в очередной раз вышел
вместе с дальнобойщиком.
- Извини, конечно, но ты чо делаешь?
Тот, не теряя ритма, сообщает:
- Понимаешь, у меня грузоподъем – 6 тонн. А в кузове – 8 тонн канареек.
Мне надо, чтобы, как минимум 2 тонны все время летали, а то ось не
выдержит.
Убей в себе зомби!
Karev1>> Если б мы учили то о чем вы говорите, то были бы двигателистами.
Nikomo> Вообще-то, что изучать, а чего не изучать определяют те, кто составляет учебные планы. Значит, там, где Вы учились, была такая политика. Но это не означает, что в других аналогичных учебных заведениях было так же.
Не думаю, что в других вузах аналогичные специальности делали бОльший упор на изучение теории ЖРД и других РД. Программа была очень насыщенной и я не вижу за счет чего можно было бы увеличить объемы изучения двигателей. Можно убрать всю электротехнику и САУ, но тогда получим провалы в общей подготовке по этим направлениям. Не думаю, что это было бы лучше.
Вопрос по теме. Вы привели цифру 254 мм - уровень топлива в баке ПС А-11 в момент посадки. У меня получилась совсем другая величина. Вы ее сами посчитали или прочитали в отчете? Если сами, то не забыли ли вы, что баков горючего и окислителя по два и они работают параллельно? По крайней мере у Шунейко написано так и картинка дана соответствующая. Или он сам придумал?
Nikomo> Вообще-то, что изучать, а чего не изучать определяют те, кто составляет учебные планы. Значит, там, где Вы учились, была такая политика. Но это не означает, что в других аналогичных учебных заведениях было так же.
Не думаю, что в других вузах аналогичные специальности делали бОльший упор на изучение теории ЖРД и других РД. Программа была очень насыщенной и я не вижу за счет чего можно было бы увеличить объемы изучения двигателей. Можно убрать всю электротехнику и САУ, но тогда получим провалы в общей подготовке по этим направлениям. Не думаю, что это было бы лучше.
Вопрос по теме. Вы привели цифру 254 мм - уровень топлива в баке ПС А-11 в момент посадки. У меня получилась совсем другая величина. Вы ее сами посчитали или прочитали в отчете? Если сами, то не забыли ли вы, что баков горючего и окислителя по два и они работают параллельно? По крайней мере у Шунейко написано так и картинка дана соответствующая. Или он сам придумал?
Karev1> Не думаю, что в других вузах аналогичные специальности делали бОльший упор на изучение теории ЖРД и других РД.
Да не берите в голову. То, что было в вашем ВУЗе, то в нем и было. А у других было иначе.
Karev1> Программа была очень насыщенной и я не вижу за счет чего можно было бы увеличить объемы изучения двигателей. Можно убрать всю электротехнику и САУ, но тогда получим провалы в общей подготовке по этим направлениям. Не думаю, что это было бы лучше.
Деканат захочет и найдет. Если нужно будет. А то что лучше - это еще вопрос. Вот, к примеру, Голованов учился-учился, а стал кем? И вот еще что: как по-вашему, конструктор, плохо знающий технологию, которая потребуется для изготовления тех конструкций, что он напроектировал, или технолог, плохо знающий конструкции, под которые он разрабатывает технологию - это нормально?
Karev1> Вы привели цифру 254 мм - уровень топлива в баке ПС А-11 в момент посадки. У меня получилась совсем другая величина. Вы ее сами посчитали или прочитали в отчете?
В отчете, в отчете. "INVESTIGATION OF SLOSH ANOMALY IN APOLLO LUNAR MODULE PROPELLANT GAGE".
Karev1> По крайней мере у Шунейко написано так и картинка дана соответствующая.
"Совсем другая величина" у вас получилась исходя из данных Шунейко? Ну так Шунейко не знал об ошибках датчиков уровня, вызванных раскачиванием уровня топлива. Или Вы как-то иначе считаете? Так расскажите, не скрывайте.
Karev1> не забыли ли вы, что баков горючего и окислителя по два и они работают параллельно?
1,445 г/см3 - четырехокись азота, 0,903 г/см3 - аэрозин, соотношение компонентов 1,6:1
Да не берите в голову. То, что было в вашем ВУЗе, то в нем и было. А у других было иначе.
Karev1> Программа была очень насыщенной и я не вижу за счет чего можно было бы увеличить объемы изучения двигателей. Можно убрать всю электротехнику и САУ, но тогда получим провалы в общей подготовке по этим направлениям. Не думаю, что это было бы лучше.
Деканат захочет и найдет. Если нужно будет. А то что лучше - это еще вопрос. Вот, к примеру, Голованов учился-учился, а стал кем? И вот еще что: как по-вашему, конструктор, плохо знающий технологию, которая потребуется для изготовления тех конструкций, что он напроектировал, или технолог, плохо знающий конструкции, под которые он разрабатывает технологию - это нормально?
Karev1> Вы привели цифру 254 мм - уровень топлива в баке ПС А-11 в момент посадки. У меня получилась совсем другая величина. Вы ее сами посчитали или прочитали в отчете?
В отчете, в отчете. "INVESTIGATION OF SLOSH ANOMALY IN APOLLO LUNAR MODULE PROPELLANT GAGE".
Karev1> По крайней мере у Шунейко написано так и картинка дана соответствующая.
"Совсем другая величина" у вас получилась исходя из данных Шунейко? Ну так Шунейко не знал об ошибках датчиков уровня, вызванных раскачиванием уровня топлива. Или Вы как-то иначе считаете? Так расскажите, не скрывайте.
Karev1> не забыли ли вы, что баков горючего и окислителя по два и они работают параллельно?
1,445 г/см3 - четырехокись азота, 0,903 г/см3 - аэрозин, соотношение компонентов 1,6:1
Nikomo> Деканат захочет и найдет. Если нужно будет. А то что лучше - это еще вопрос. Вот, к примеру, Голованов учился-учился, а стал кем? И вот еще что: как по-вашему, конструктор, плохо знающий технологию, которая потребуется для изготовления тех конструкций, что он напроектировал, или технолог, плохо знающий конструкции, под которые он разрабатывает технологию - это нормально?
Очень ненормально. У нас конструкции и технологии уделялось примерно одинаковое внимание.
Karev1>> Вы привели цифру 254 мм - уровень топлива в баке ПС А-11 в момент посадки. У меня получилась совсем другая величина. Вы ее сами посчитали или прочитали в отчете?
Nikomo> В отчете, в отчете. "INVESTIGATION OF SLOSH ANOMALY IN APOLLO LUNAR MODULE PROPELLANT GAGE".
Karev1>> По крайней мере у Шунейко написано так и картинка дана соответствующая.
Nikomo> "Совсем другая величина" у вас получилась исходя из данных Шунейко? Ну так Шунейко не знал об ошибках датчиков уровня, вызванных раскачиванием уровня топлива. Или Вы как-то иначе считаете? Так расскажите, не скрывайте.
Во-1-х, к 1973 г. Шунейко уже должен был знать правильные цифры (если они не секретились), во-2-х, и насавцы после полета А-11 еще не знали об ошибках датчиков и должны были сильно озаботится столь низким уровнем топлива. В-3-х, и по уточненным данным что-то не вытанцовывается такая цифра.
Karev1>> не забыли ли вы, что баков горючего и окислителя по два и они работают параллельно?
Nikomo> 1,445 г/см3 - четырехокись азота, 0,903 г/см3 - аэрозин, соотношение компонентов 1,6:1
О, а я поисковиками нарыл другие цифры: Четырехокись азота - 1,45, аэрозин-50 - 1,114. :-( ???
В общем получилось так: Вся заправка 8150 кг, горючего - 3135 кг\2814 л, окислителя - 5015 кг\3459 л. 1,85% - 52 л. В одном баке -26 л. Высота горючего - 118 мм. Диаметр "лужи" - 738 мм. Наклон зеркала до касания горловины 33 гр.
Очень ненормально. У нас конструкции и технологии уделялось примерно одинаковое внимание.
Karev1>> Вы привели цифру 254 мм - уровень топлива в баке ПС А-11 в момент посадки. У меня получилась совсем другая величина. Вы ее сами посчитали или прочитали в отчете?
Nikomo> В отчете, в отчете. "INVESTIGATION OF SLOSH ANOMALY IN APOLLO LUNAR MODULE PROPELLANT GAGE".
Karev1>> По крайней мере у Шунейко написано так и картинка дана соответствующая.
Nikomo> "Совсем другая величина" у вас получилась исходя из данных Шунейко? Ну так Шунейко не знал об ошибках датчиков уровня, вызванных раскачиванием уровня топлива. Или Вы как-то иначе считаете? Так расскажите, не скрывайте.
Во-1-х, к 1973 г. Шунейко уже должен был знать правильные цифры (если они не секретились), во-2-х, и насавцы после полета А-11 еще не знали об ошибках датчиков и должны были сильно озаботится столь низким уровнем топлива. В-3-х, и по уточненным данным что-то не вытанцовывается такая цифра.
Karev1>> не забыли ли вы, что баков горючего и окислителя по два и они работают параллельно?
Nikomo> 1,445 г/см3 - четырехокись азота, 0,903 г/см3 - аэрозин, соотношение компонентов 1,6:1
О, а я поисковиками нарыл другие цифры: Четырехокись азота - 1,45, аэрозин-50 - 1,114. :-( ???
В общем получилось так: Вся заправка 8150 кг, горючего - 3135 кг\2814 л, окислителя - 5015 кг\3459 л. 1,85% - 52 л. В одном баке -26 л. Высота горючего - 118 мм. Диаметр "лужи" - 738 мм. Наклон зеркала до касания горловины 33 гр.
Karev1> Очень ненормально. У нас конструкции и технологии уделялось примерно одинаковое внимание.
Ну вот видите. Если нужно, найдут часы для тех предметов, которые считают необходимыми.
Karev1> Во-1-х, к 1973 г. Шунейко уже должен был знать правильные цифры (если они не секретились)
Откуда, из журналов? А для журналов подробности про неполадки не очень-то сообщали. Если Вы почитаете FLIGHT EVALUATION REPORT и FINAL FLIGHT EVALUATION REPORT (там только о неполадках и способах их устранения), то увидите огромное количество неполадок, о которых Вы наверное и не подозревали. Отчеты, соответственно по каждому полету отдельно. Кроме того, есть еще и специфические отчеты, посвященные, к примеру, работе двигателя посадочной ступени ЛМ. например, Apollo 15 mission report, supplement 4-Descent propulsion system final flight evaluation.
Karev1> во-2-х, и насавцы после полета А-11 еще не знали об ошибках датчиков и должны были сильно озаботится столь низким уровнем топлива.
Еще бы они не озаботились! Сначала выпустили один отчет, в котором были "нестыковки", а затем другой отчет, с поправками на неточность определения уровня из-за колебаний.
Karev1> О, а я поисковиками нарыл другие цифры: Четырехокись азота - 1,45, аэрозин-50 - 1,114. :-( ???
Возможно, плотность при разных температурах. Я брал из книги С.Сарнера "Химия ракетных топлив", 1966 г., при одной и той же температуре.
Karev1> 1,85% - 52 л.
А почему 1,85%, а не 4,2%, как было?
Ну вот видите. Если нужно, найдут часы для тех предметов, которые считают необходимыми.
Karev1> Во-1-х, к 1973 г. Шунейко уже должен был знать правильные цифры (если они не секретились)
Откуда, из журналов? А для журналов подробности про неполадки не очень-то сообщали. Если Вы почитаете FLIGHT EVALUATION REPORT и FINAL FLIGHT EVALUATION REPORT (там только о неполадках и способах их устранения), то увидите огромное количество неполадок, о которых Вы наверное и не подозревали. Отчеты, соответственно по каждому полету отдельно. Кроме того, есть еще и специфические отчеты, посвященные, к примеру, работе двигателя посадочной ступени ЛМ. например, Apollo 15 mission report, supplement 4-Descent propulsion system final flight evaluation.
Karev1> во-2-х, и насавцы после полета А-11 еще не знали об ошибках датчиков и должны были сильно озаботится столь низким уровнем топлива.
Еще бы они не озаботились! Сначала выпустили один отчет, в котором были "нестыковки", а затем другой отчет, с поправками на неточность определения уровня из-за колебаний.
Karev1> О, а я поисковиками нарыл другие цифры: Четырехокись азота - 1,45, аэрозин-50 - 1,114. :-( ???
Возможно, плотность при разных температурах. Я брал из книги С.Сарнера "Химия ракетных топлив", 1966 г., при одной и той же температуре.
Karev1> 1,85% - 52 л.
А почему 1,85%, а не 4,2%, как было?
Karev1>> Во-1-х, к 1973 г. Шунейко уже должен был знать правильные цифры (если они не секретились)
Nikomo> Откуда, из журналов? А для журналов подробности про неполадки не очень-то сообщали. Если Вы почитаете FLIGHT EVALUATION REPORT и FINAL FLIGHT EVALUATION REPORT (там только о неполадках и способах их устранения), то увидите огромное количество неполадок, о которых Вы наверное и не подозревали. Отчеты, соответственно по каждому полету отдельно. Кроме того, есть еще и специфические отчеты, посвященные, к примеру, работе двигателя посадочной ступени ЛМ. например, Apollo 15 mission report, supplement 4-Descent propulsion system final flight evaluation.
Что тут можно сказать? Очевидно, эти отчеты были недоступны в начале 70-х, иначе их данные были бы использованы Шунейко. Ведь Шунейко писал не статью в Мурзилку и, даже, не В Технику - молодежи. Книга предназначалась исключительно для специалистов. Тираж был, по тем временам, крошечный. 3000 экз. (ЕМНИП), не каждой библиотеке достался. Я вот хоть и учился в это время в профильном вузе, не держал ее в руках. Даже, ЕМНИП, те кто делал курсовой по Сатурну, не имели этой книги. Вероятно, ходила по рукам у преподавателей. Посмотрите источники в конце книги. Полно ссылок на обзоры РКТ. Была специальная организация, которая собирала информацию по всем открытым источникам. и, если б отчеты были доступны, их, несомненно перевели бы и использовали в обзорах РКТ.
Karev1>> 1,85% - 52 л.
Nikomo> А почему 1,85%, а не 4,2%, как было?
Посчитаю и для 4,2.
К стати, если бы газовый пузырь попал в магистраль, то двигатель, скорее всего не чихнул бы и продолжил работу, а засосал еще больше газа и заглох. Почему? Потому что при провале тяги осадка топлива исчезает и топливо расползается по стенке за счет сил смачивания. А включать по новой двигатели осадки и запускать движок по новой может не хватить времени.
Nikomo> Откуда, из журналов? А для журналов подробности про неполадки не очень-то сообщали. Если Вы почитаете FLIGHT EVALUATION REPORT и FINAL FLIGHT EVALUATION REPORT (там только о неполадках и способах их устранения), то увидите огромное количество неполадок, о которых Вы наверное и не подозревали. Отчеты, соответственно по каждому полету отдельно. Кроме того, есть еще и специфические отчеты, посвященные, к примеру, работе двигателя посадочной ступени ЛМ. например, Apollo 15 mission report, supplement 4-Descent propulsion system final flight evaluation.
Что тут можно сказать? Очевидно, эти отчеты были недоступны в начале 70-х, иначе их данные были бы использованы Шунейко. Ведь Шунейко писал не статью в Мурзилку и, даже, не В Технику - молодежи. Книга предназначалась исключительно для специалистов. Тираж был, по тем временам, крошечный. 3000 экз. (ЕМНИП), не каждой библиотеке достался. Я вот хоть и учился в это время в профильном вузе, не держал ее в руках. Даже, ЕМНИП, те кто делал курсовой по Сатурну, не имели этой книги. Вероятно, ходила по рукам у преподавателей. Посмотрите источники в конце книги. Полно ссылок на обзоры РКТ. Была специальная организация, которая собирала информацию по всем открытым источникам. и, если б отчеты были доступны, их, несомненно перевели бы и использовали в обзорах РКТ.
Karev1>> 1,85% - 52 л.
Nikomo> А почему 1,85%, а не 4,2%, как было?
Посчитаю и для 4,2.
К стати, если бы газовый пузырь попал в магистраль, то двигатель, скорее всего не чихнул бы и продолжил работу, а засосал еще больше газа и заглох. Почему? Потому что при провале тяги осадка топлива исчезает и топливо расползается по стенке за счет сил смачивания. А включать по новой двигатели осадки и запускать движок по новой может не хватить времени.
Karev1> Посмотрите источники в конце книги. Полно ссылок на обзоры РКТ. Была специальная организация, которая собирала информацию по всем открытым источникам.
Так ведь и я о том же говорю. Однако ж, у Шунейко нет ссылок на РКТ. Есть ссылки только на ЭИ АиР и РЖ. А в основнем идут ссылки на Aviation Week and Space Technology, Interavia Air Letter и Spaceflight. Вот это как раз и есть журналы.
В конце приведен спиок литературы -
http://epizodsspace.testpilot.ru/bibl/raketostr3/4-4-17.html
Karev1> Была специальная организация, которая собирала информацию по всем открытым источникам. и, если б отчеты были доступны, их, несомненно перевели бы и использовали в обзорах РКТ.
Так в том-то все и дело, что отчеты тогда не могли быть доступны. Шунейко пришлось бы за ними обращаться непосредственно в НАСА. А для журналов были только Пресс-киты (а может, и еще немного информации, но не сами отчеты).
Karev1> Посчитаю и для 4,2.
Да не мучайтесь так с процентами. Известно количество оставшегося топлива. Горючего оставалось 251 lb=114 кг и окислителя 519 lb=236 кг , итого 770 lb=350 кг.
Karev1> К стати, если бы газовый пузырь попал в магистраль, то двигатель, скорее всего не чихнул бы и продолжил работу, а засосал еще больше газа и заглох. Потому что при провале тяги осадка топлива исчезает и топливо расползается по стенке за счет сил смачивания. А включать по новой двигатели осадки и запускать движок по новой может не хватить времени.
Но Вы же не учитываете, за сколько времени у Вас "исчезает осадка" и сколько времени надо, чтобы пролетел "газовый пузырь". Чтобы топливо расползлось по стенке, да еще и за счет сил смачивания, надо отнюдь не доли секунды. Так что времени не хватит, чтобы заглохнуть. Я ведь ранее давал результаты расчета, с какой скоростью будет вылетать гелий из форсунок, это несопоставимо со скоростью подачи компонентов топлива, намного быстрее.
Так ведь и я о том же говорю. Однако ж, у Шунейко нет ссылок на РКТ. Есть ссылки только на ЭИ АиР и РЖ. А в основнем идут ссылки на Aviation Week and Space Technology, Interavia Air Letter и Spaceflight. Вот это как раз и есть журналы.
В конце приведен спиок литературы -
http://epizodsspace.testpilot.ru/bibl/raketostr3/4-4-17.html
Karev1> Была специальная организация, которая собирала информацию по всем открытым источникам. и, если б отчеты были доступны, их, несомненно перевели бы и использовали в обзорах РКТ.
Так в том-то все и дело, что отчеты тогда не могли быть доступны. Шунейко пришлось бы за ними обращаться непосредственно в НАСА. А для журналов были только Пресс-киты (а может, и еще немного информации, но не сами отчеты).
Karev1> Посчитаю и для 4,2.
Да не мучайтесь так с процентами. Известно количество оставшегося топлива. Горючего оставалось 251 lb=114 кг и окислителя 519 lb=236 кг , итого 770 lb=350 кг.
Karev1> К стати, если бы газовый пузырь попал в магистраль, то двигатель, скорее всего не чихнул бы и продолжил работу, а засосал еще больше газа и заглох. Потому что при провале тяги осадка топлива исчезает и топливо расползается по стенке за счет сил смачивания. А включать по новой двигатели осадки и запускать движок по новой может не хватить времени.
Но Вы же не учитываете, за сколько времени у Вас "исчезает осадка" и сколько времени надо, чтобы пролетел "газовый пузырь". Чтобы топливо расползлось по стенке, да еще и за счет сил смачивания, надо отнюдь не доли секунды. Так что времени не хватит, чтобы заглохнуть. Я ведь ранее давал результаты расчета, с какой скоростью будет вылетать гелий из форсунок, это несопоставимо со скоростью подачи компонентов топлива, намного быстрее.
Nikomo> Но Вы же не учитываете, за сколько времени у Вас "исчезает осадка" и сколько времени надо, чтобы пролетел "газовый пузырь". Чтобы топливо расползлось по стенке, да еще и за счет сил смачивания, надо отнюдь не доли секунды. Так что времени не хватит, чтобы заглохнуть. Я ведь ранее давал результаты расчета, с какой скоростью будет вылетать гелий из форсунок, это несопоставимо со скоростью подачи компонентов топлива, намного быстрее.
Я зря сказал про расползание топлива по стенке, оно будет, конечно, медленным, но газовый пузырь засосет в магистраль практически мгновенно. Почему? Потому что в условиях перегрузки близкой к 0, воронка образуется не зависимо от наличия воронкогасителя, жидкость просто не успеет стеч в образующуюся "яму". Вот почему я уверен в необходимости реального испытания ПС в беспилотном режиме. И пусть он разобьется при посадке - информация о работе двигателя и топливной системы была бы бесценной и позволяла бы реально быть уверенным в их работоспособности.
Я зря сказал про расползание топлива по стенке, оно будет, конечно, медленным, но газовый пузырь засосет в магистраль практически мгновенно. Почему? Потому что в условиях перегрузки близкой к 0, воронка образуется не зависимо от наличия воронкогасителя, жидкость просто не успеет стеч в образующуюся "яму". Вот почему я уверен в необходимости реального испытания ПС в беспилотном режиме. И пусть он разобьется при посадке - информация о работе двигателя и топливной системы была бы бесценной и позволяла бы реально быть уверенным в их работоспособности.
Karev1> Потому что в условиях перегрузки близкой к 0, воронка образуется не зависимо от наличия воронкогасителя, жидкость просто не успеет стеч в образующуюся "яму". Вот почему я уверен в необходимости реального испытания ПС в беспилотном режиме. И пусть он разобьется при посадке - информация о работе двигателя и топливной системы была бы бесценной и позволяла бы реально быть уверенным в их работоспособности.
А при чём тут посадка то? Забор топлива определяется только перегрузкой, и ему по барабану есть при этом рядом Луна или нет.
А при чём тут посадка то? Забор топлива определяется только перегрузкой, и ему по барабану есть при этом рядом Луна или нет.
Старый Ламер
Copyright © Balancer 1997..2018
Создано 31.01.2009
Связь с владельцами и администрацией сайта: anonisimov@gmail.com, rwasp1957@yandex.ru и admin@balancer.ru.
Создано 31.01.2009
Связь с владельцами и администрацией сайта: anonisimov@gmail.com, rwasp1957@yandex.ru и admin@balancer.ru.
