Сообщения без ответов | Активные темы Текущее время: Чт дек 13, 2018 1:45 am



Ответить на тему  [ Сообщений: 4565 ]  На страницу Пред.  1 ... 301, 302, 303, 304, 305  След.
 Большой космический обман США 
Автор Сообщение
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 8:46 pm
Сообщений: 123297
Откуда: Томск
Сообщение Re: Большой космический обман США
http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-3.htm
Автор описал методику расчета параметров полета "А12", согласно данным , представленных "техническим писателям" НАСА и оказалось, что
"После этих операций оставшаяся масса комплекса ~136,3 тонны является искусственным спутником Земли. Это удобно тем, что нам заранее известен конечный результат: Vк ≈7790 м/с. Именно такова скорость спутника на круговой орбите высотой ~190км. Условием выведения спутника на круговую орбиту есть достижение указанной скорости на высоте 190 км при нулевом угле тангажа.
Прибавку скорости из-за вращения Земли будем считать Vземл≈465*cos(φ)*sin(A) где А-азимут пуска и φ - широта старта (465 м/с - линейная скорость точки на экваторе), то тогда при типичных значениях А=72º и φ=28,3º имеем Vземл≈390 м/с.
Итак, будем считать (грубо) прибавку за счет вращения Земли 390 м/с. Отсюда можем прикинуть величину действительных потерь скорости Х на участке выведения ИСЗ: 3753+4668+823-Х+390=7790 м/с. Тогда Х=1844 м/с. Обобщая разброс параметров, можно показать, что для ракеты Сатурн-5 допустимо принять стандарт потерь первой фазы полета Х≈1850±50 м/сек
Масса объекта перед вторым включением третей ступени = 134,9 тонн. Эта масса стала меньше на примерно ~1,2 т главным образом за счет утечки водорода через дренаж; остаток топлива по факту = 71,9 тонн, тогда Z4 =134,9/(134,9-71,9)≈2,141; теоретический размер импульса Vx≈3218 м/с при I =4227 м/с. Как видим, ракета Сатурн-5 располагает запасом полной характеристической скорости Vx≈12460 м/с.
Согласно данных НАСА, все отправляющиеся к Луне корабли имели скорость в конце орбитального разгонного импульса ~10840 м/сек. Это значит, что полные совокупные потери, с учетом потерь на второй импульс с промежуточной орбиты ожидания, составляют Хп≈2000±50 м/сек. Из них ~1850 м/с мы потеряли на вывод на промежуточную орбиту ИСЗ. Так что потери второй фазы полета ~150 м/с.
Итоговая масса полезной нагрузки 46,6 тонн, включая переходник=1,17 т.; масса вместе с последней ступенью равна ~63,0 тонн. Масса последней ступени, включая недобор топлива 16,4 т; чистая масса корабля Аполлон ~44,5 т. Именно такой груз далее следует по высокоэллиптической орбите к Луне.
Ура, товарищи! Тем, кто уже уснул – очнитесь. Выше был приведен полный расклад, и все цифры, как говорится, сошлись до копейки. Короче мы героически отправили к Луне потребные 44,5 тонн по нашей методике. Это и есть тот самый эталонный расчет эталонного носителя вместе с эталонным кораблем, который к месту и не к месту с искажениями и интерпретациями гуляет по разным источникам"
Автор признает, что фальсификацию в этом случае , американские обманщики выполнили без ошибок с использованием несложных расчетов по формуле Циолковского:
http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-3-2.htm
"Надо отдать должное умным головам из НАСА – формулы Циолковского они знают (когда надо) и все у них сходится, хоть запускай налоговых ревизоров делать контрольную закупку. От себя добавлю, что проблемы с цифрами у них возникают именно тогда и там, где целью полета не является высадка людей на поверхность Луны.
Не надолго пошлем всех этих американцев на… Луну, а сами перенесемся в 1973 год в май месяц 14 число. В этот день, как нас уверяют, двухступенчатый вариант ракеты Сатурн-5 вывела на орбиту с наклонением в 50º и высотой 427х439 километров груз весом 74783 кг."
И вот когда "Велюров" по аналогичной методике посчитал параметры полета "ИСЗ" "Скайлэб", получилось, что эта необычная станция прихватила с собой на орбиту, если верить расчетам и американским сказкам, обтекатель весом почти 12 т., аномальный остаток топлива примерно тонн двенадцать, переходник первой ступени весом 5 тонн, 25% "полезного" груза в этой программе "ИСЗ" "Скайлэб" являются космическим мусором!
Вот итог расчета "Велюрова" по определению этой "полезной массы" , заброшенной, по версии американских лгунов, на НОО:
"В итоге оглашаю результат – чистая масса полезной нагрузки равна ≈100±2 тонн
Проверочный расчет:
Масса в момент отрыва от стола М0=2080,0+170,2+438,3+46,6+100,0=2835,1 т; Z1=2835,1/(2835,1-2080,0);
Масса после разделения ступеней S-1C и S-IIВ равна: М2=438,3+46,6+100,0=584,9 т; Z2=584,9/(584,9-438,3);
Vк=2982*ln(Z1)+4168*ln(Z2)≈ 3945+5767 = 9712 м/с – что и требовалось доказать!
Соответственно изменение на ±2 тонн полезной нагрузки меняет полную идеальную скорость примерно на ±50 м/с
Вы спросите, ну и что тут такого? Правильно! Результат вполне закономерен - если во всех полетах заявленная масса объекта на орбите ожидания составляла грубо 135 тонн, то вывести чистых сто тонн на указанную орбиту 450 км ×50º труда не составит. Пикантность ситуации заключается в том, что 14 мая 1973 г было якобы выведено всего 74,7 тонн на орбиту ~ 430 км ×50º . Или менее 75% от возможного.
Именно столько по официальной версии НАСА весит станция «Скайлеб». А где все остальное?
Я понимаю, что мои критики тут же разыщут мемуары о том, что сверху в ракету накидали кирпичей, либо поставили болванку из чугуна для балласта, в крайнем случае, сливали, доливали, выливали, переливали, разливали на троих, и все из одного штуцера, не выезжая из гаража.
Скажу больше – после первого выхода в свет этой статьи были обнаружены «отчеты» НАСА о запуске «Скайлеб» на орбиту ИСЗ. Это PDF-файл с ксерокопией отчета. В конце там есть ксерокопии подписей членов комиссии. С учетом того, что копия скверная, почти факсовая, многие цифры размыты, все это выглядит очень смешно. Особенно факсимиле подписей.
Внешне там все строго и научно. Но есть маленький прокол – сказано, что на орбиту была (якобы) доставлена масса 147 т. Цифра разумная: если к нашим 100 т добавить остаточную массу второй ступени ~46,6 т то в самом деле масса орбитального объекта около ~147 т.
Однако дальше началось самое интересное. А что собственно входит в эти 147 т?
Оказалось, что кроме самой станции, НАСА якобы тащила на орбиту всякий разный хлам: был выведен на орбиту обтекатель весом почти 12 т !!!
Этот факт вызывает большую иронию. Зачем обтекатель тащить на высоту 450 км? Обычно этот элемент конструкции опадает на высотах 90÷130 км еще задолго до выхода на орбиту МСЗ. Дальше просто воздуха уже нет. Скажем, СССР вывел на орбиту семь «Салютов», один «Мир», несколько модулей типа «Квант», «Спектр», «Кристалл» и др., несколько сегментов МКС. Но отчего-то советская ракета Протон-К (8К82 К), которая выводила все советские орбитальные станции и модули, всегда сбрасывает этот самый обтекатель на 183 или 344 секунде полета в зависимости от схемы выведения.
Еще учтем аномальный остаток топлива примерно тонн двенадцать. Это выше обычного остатка примерно на ~8т.
Еще там сказано, что не отделился переходник первой ступени весом 5 тонн. И его тоже взяли с собой на орбиту. Видимо так было запланировано, иначе баланс не сойдется. Я молчу о том, что конец этого переходника-юбки расположен дальше среза сопел ЖРД второй ступени. А значит, работающие двигатели будут раскалять газами стенки переходника до высоких температур. Проще говоря, в жизни это должно было закончится аналогично полету «Челленджера».
Всего по американской версии:
станция (74,7 т) + юбка второй ступени (5,2 т) + излишек остатка топлива (~8 т) + обтекатель (11,7 т) = 99,6 т
Итого, с одной стороны мы пришли с американцами вроде бы к одной и той же цифре полного полезного груза (100 т), но при этом назвать американский груз ПОЛЕЗНЫМ у меня язык не поворачивается. Фактически 25% этого груза являются космическим мусором!
Получается, что имея возможность запустить 100-тонную станцию американцы решили добровольно ограничится 75% мощности, а остальное "докидали" сверху барахлом, как раньше делали советские школьники, сдавая макулатуру... Не верю! - как говорил Станиславский."
Да, остается только признать, что такая не стыковка американских обманщиков не внушает доверия в реальность программы "Скайлэб"

_________________
Большой Космический Обман США ЖЖ: http://neprohogi.livejournal.com/


Ср ноя 21, 2018 11:44 am
Профиль WWW
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 8:46 pm
Сообщений: 123297
Откуда: Томск
Сообщение Re: Большой космический обман США
http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-3-2.htm
Но автор акцентирует внимание не только на программе "Скайлэб". Он нашел нечто интересное в параметрах ступеней ракеты "Сатурн5". И конечно же масса "Скайлэба", если отбросить вранье про ненужный балласт оказывается совсем другой:
"Даже рьяные защитники НАСА понимают всю нелепость подобной ситуации. Если мы с вами начнем разбирать, из чего состоит сама станция «Скайлеб», то выясняется, что ее масса также натянута за уши - станция состоит из таких элементов:
Изображение
Рис. 7. Основные элементы станции «Скайлэб», включая пристыкованный к ней транспортный корабль «Аполлон»: 1 - транспортный корабль; 2 - причальная конструкция; 3 - комплект астрономических приборов ATM; 4 - шлюзовая камера; 5 - отсек оборудования ракеты-носителя «Сатурн-5», конструктивно входящий в состав станции; 6 - блок станции.
Рис. 8. Схематическое изображение блока станции: 1 -люк из шлюзовой камеры; 2 - холодильники, морозильники и неохлаждаемые контейнеры для пищевых продуктов в лабораторном отсеке; 3 - вентилятор на помещении для личной гигиены; 4 - консоль для крепления панели с солнечными элементами; 5 - помещение для сна в бытовом отсеке; 6 - помещение для личной гигиены; 7 - помещение для проведения досуга, приготовления и приема пищи; 8 - шлюз для сбрасывания отходов; 9 - решетка, задерживающая твердые отходы; 10 - вакуумированная емкость для сбора отходов; 11 - радиатор; 12 - помещение для тренировок и проведения экспериментов; 13 - баки с водой; 14 - хранилища; 15 - воздухопровод; 16 - хранилища для пленки; 17 -шлюз для выноса в открытый космос научной аппаратуры; 18 - баллоны со сжатым азотом для двигателей системы ориентации TAGS. "
Изображение
Автор обосновано предполагает, что общая масса "Скайлэб" сильно завышена, и подтверждает свое предположение не сложными расчетами массы "подозрительных" элементов станции "Скайлэб", величины которых сильно завышены:
"Итак, все это барахло в сумме тянет на 71т всего-навсего. А по данным (4) должна быть 77т. Уже нестыковка.
Есть версия насчет нестыковки: согласно данных (3) масса астрокомплекта АТМ указана в два раза больше, чем в источнике (4) ≈11,8т вместо 5,05т. (Или на ровном месте ~6,7т приписали)
Или взять диковинную «шлюзовую» камеру весом 22т - это больше советской станции «Салют»! Смотрите - средняя плотность пространства камеры 22/17≈1,3т/м3 Но ведь внутри нет ни топлива, ни чего-то тяжелого. Такое впечатление, что отсек заполнен даже не водой, а песком... А ведь советская станция «Салют» была в три раза длиннее - 15м; и шире в диаметре – 4,15м. Из чего же они делали эту камеру - из свинца!? А ведь средняя отсековая плотность космических аппаратов находится в пределах 0,25..0,35т/м3.
Скажу больше – даже средняя плотность спускаемых аппаратов гораздо меньше 1т/м3. Пример тому капсула Apollo. Капсула имеет форму конуса высотой 3,45м и диаметром 3,9м. Его объем ≈13,7м3 при массе ~5,6т имеем плотность ≈0,4т/м3. А ведь спускаемый аппарат наиболее плотный, наиболее тяжелый и прочный элемент среди космических аппаратов.
Значит шлюзовой отсек станции «Скайлэб» при объеме 17м3 должен весить вчетверо меньше ~5..6т. (Значит еще приписали ~16т)
Можно отдельно поговорить про «бронированный» головной обтекатель весом ~12т. И это при том, что он даже не защищает всю станцию, а лишь часть макушки! Скажем, согласно (5) штатный обтекатель ракеты Дельта-2 (диметр=2,9м; высота=8,48м) весит всего 839кг. А вот обтекатель ракеты Атлас-2 (диметр=4,2м; высота=12,2м) весит аж ~2т. Самый тяжелый американский обтекатель ракеты Титан-4 при диаметре 5,1м и высоте 26,6м (пять диаметров в длине!) весит лишь ~6,1т.
В источнике (4) на стр.81 дано фото обтекателя станции «Скайлэб». Известно, что он одного диаметра (~6,6м) с третьей ступенью ракеты Сатурн-5, из бака которой сама станция собственно и была переделана. В длину визуально обтекатель станции чуть меньше ~2,5 диаметра, т.е. около ~15м. В силу того, что площадь поверхности цилиндра линейно зависит как от диаметра, так и от высоты, можно грубо прикинуть, что при равной высоте ГО станции «Скайлэб» должен быть в 6,6/5,1 раз тяжелее обтекателя ракеты Титан-4; но будучи короче - он будет легче:
Мго≈6,1т * (6,6/5,1)*(15/26,6)≈ 4,5т – вот столько должен весить обтекатель станции «Скайлэб» (приписано ~7,2т)
Итак, сумма приписок весов частей станции «Скайлэб» и полезной нагрузки уже составила 6,7+16+7,2≈30т. Сюда же добавим вещи, которые существуют только в виртуальной реальности, и существование которых проверить невозможно – это сверхплановые остатки 8т топлива и полумифический переходник первой ступени (~5т) который якобы тянули в космос. Значит всего 30+8+5=43т. Остается чистых 100-43 ≈ 57т.
Резюме: возможности Сатурн-5 по полезной нагрузке на орбите (427х439х50º) не превышали ~60т."
Ну или можно конечно предположить невозможное, что эти составляющие части "станции" делали из свинца...или их забивали мешками с песком или кирпичами, чтобы увеличить среднею плотность этих конструкций. Забавно, но нереально, даже самые невменяемые защитники этой лжи такого не придумают!

_________________
Большой Космический Обман США ЖЖ: http://neprohogi.livejournal.com/


Чт ноя 22, 2018 9:25 pm
Профиль WWW
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 8:46 pm
Сообщений: 123297
Откуда: Томск
Сообщение Re: Большой космический обман США
http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-3-2.htm
Велюров, как человек, связанный с конкретными проблемами ракетостроения, с расчетами параметра космических полетов, полезной массы ИСЗ, обратил внимание на очень интересные факты. Другие авторы , будучи специалистами в других отраслях на это не обратили внимание. А факты крайне любопытные и познавательные:
"Но это все пустяки. Смешно другое – книга рекордов Гиннеса этот рекорд весом 147 т. не признает, и считает самым тяжелым грузом на орбите ИСЗ в истории человечества комплекс ступень №3 - Аполлон-15 весом 140 т. Зная тягу американцев фиксировать все свои подвиги и рекорды, ситуация вполне комичная. Так что что-то не срослось в цифрах у поклонников НАСА."
Книга Рекордов Гинесса издается издательством " Jim Pattison Group", вполне лояльная американскому диктату в современном мире. Никаких негативных моментов в отношении США это издательство никогда не демонстрировало. И вдруг что-то пошло не так! Дальше больше, БСЭ внесла свою лепту в эти скачки цифр по массе подозрительной американской "станции":
"Зато Советский ежегодник БСЭ (3) за 1974 г. поместил такую информацию: "Запуск станции «Скайлэб». Станция «Скайлэб» (без космонавтов) была запущена двухступенчатой ракетой-носителем «Сатурн-5» 14 мая 1973 г. и выведена на орбиту с высотой перигея 434 км, высотой апогея 437 км и наклонением 50°. Период обращения 93,2 мин. Масса объекта, выведенного на орбиту (станция и вторая ступень ракеты-носителя с остатками топлива), 112 т."
Вот уже 112 тонн, кто меньше?
"Велюров" прикидывает, что если исключить массу избыточного топлива и массу "юбки", то масса станции уменьшается с 65 тонн, до 52 тонн:
"Ну вот мы с вами и ответили - объект на орбите на 147-112=35 тонн меньше, чем объявляли в НАСА. Если отсюда вычесть массу второй ступени с поддоном ≈47 т то остается всего 112-47=65 т. Если же НАСА будет упорствовать насчет избыточных остатков топлива (8 т) и юбки первой ступени (5 т), то на станцию вообще остается каких-то жалких ~52 т."
Но на этом История с непонятной и неопределенной массой "станции" не заканчивается. Последние данные со ссылкой на источники информации в НАСА выглядят следующим образом:
"Длина — 24,6 м, максимальный диаметр — 6,6 м, масса — 77 т, внутренний объём — 352,4 м³. Высота орбиты — 434—437 км (перигей-апогей), наклонение — 50°." (Американская Википедия) Ссылка на официальные источники:
Major MSFC Skylab Contractors. / 1974 NASA Authorization : Hearings, 93rd Congress, 1st Session, on H.R. 4567 (superseded by H.R. 7528). — Washington : U.S. Government Printing Office, 1973. — Pt. 2 — P. 1106, 1250-1251 — 1307 p.
https://www.nasa.gov/mission_pages/skylab
Рекорд 147 тонн исчез, испарился, как будто его и не было! Отговорка будет простая: извините, мол, "технические писатели" НАСА ошиблись. В который раз!
Автор оперирует "официальными цифрами" НАСА про массу этой станции немного меньшую, это 74,7 тонн и приходит к выводу, что параметры полета ракеты "Сатурн 5" при запуске "Скайлэба" доказывают неприятный факт для НАСА, отсутствие на второй ступени водородных двигателей. В этом и главная сущность "лохотрона" НАСА, США в эпизоде Большого Космического Обмана США, по мнению автора:
"А теперь внимание! Рассказываю про «ЛОХОТРОН».
Мы честные люди. Мы хотим вывести только станцию, которая (пускай) весит 74,7 т (вес по факту НАСА), а всякий хлам нам не нужен. У нас известно Мт 1=2080,0 т; Мк1=170,2 т+11,7 т=181,9 т (обтекатель весом 11,7 т мы будем сбрасывать примерно на высоте 80 км, вскоре после отделения первой ступени); Мт2=438,3 т; Мк2=46,6 т; I1=2982 м/с; I2=4168 м/с.
Вопрос – если уменьшить полезную нагрузку до реального табличного веса "Скайлеб", то насколько нужно уменьшить отдельный импульс второй ступени I2, чтобы конечный результат остался тем же: ~9700±50 м/сек. Параметры первой ступени, интеграл потерь и прибавку вращения Земли мы пока оставим без изменений.
Обобщим сказанное – мы хотим запустить спутник весом 74,7 т. Орбита та же - 450 км ×50º . Мы ищем удельный импульс второй ступени. Несложно показать, что этому условию удовлетворяет значение I2≈3740 м/с.
Проверим:
Мо=2080+181,9+438,3+46,6+74,7=2821,5 т; тогда Z1=2821,5/(2821,5-2080) и V1=ln(Z1)*2982 ≈3985 м/с
Мо2=438,3+46,6+74,7=559,6 т; тогда Z2=559,6/(559,6-438,3) и V1=ln(Z2)*3740 ≈5718 м/с
Итого: 3985+5718 = 9703 м/с
А теперь медленно выдохните воздух и оцените смысл результата – вторая ступень РН Сатурн-5 вовсе не обязательно была водородная! I=3740 м/с (I≈380 сек) - это слишком мало для водородных ЖРД.
Например, такие характеристики можно теоретически получить на смеси кислород-гидразин."
Да к слову, другое, "официальное" значение массы "станции" 77 тонн не спасают. Все равно будет мало, значение I, кардинально не измениться!
Вывод "Велюрова" очевидный: "Еще раз смысл наших выводов:
для того, чтобы запустить реальный Скайлеб весом около 60 т на орбиту (427х439х50º) достаточно иметь ЖРД второй ступени на УВГ-топливе с удельным импульсом всего I≈330 сек. Это значит, что для запуска станции "Скайлеб" совсем не обязательно было иметь "водородные" технологии. Керосина, как видите, вполне достаточно..."
Автор обоснованно подозревает, что американские обманщики свои параметры для описания "полета" ракеты "Сатурн 5" придумывали исходя из наличия у них обычных ЖРД . На самом деле водородные двигатели второй ступени у американских обманщиков отсутствовали. Декларация НАСА, США о наличии у них "водородных технологий" в области создания ракетных двигателей - это классическое мифотворчество.
"Велюров" отметил изображение испытания "водородного двигателя", который якобы находился на второй ступени ракеты "Сатурн5" . Пламя из сопла этого двигателя, подозрительно напоминает пламя обычного ЖРД:
"Кстати, есть забавное фото прожига ЖРД J-2 на стенде. Его ярко желто-оранжевое пламя столь не похоже на бледно-голубоватое свечение настоящих водородников Шаттла типа ЖРД SSME, что моим смущениям нет числа. Между прочим - абляционное охлаждение там на J-2 официально не применялось, так что причин для подкрашивания пламени какой-нибудь сажей быть не должно. Чистый водород!"
Изображение
"Смысл всех этих нудных выводов, если они верны, состоит в том, что скорее всего НИКАКИХ технических средств для доставки корабля массой 44-46 тонн к Луне у США не было на то время."
Трудно спорить с этими очевидными фактами, подмеченными "Велюровым"!

_________________
Большой Космический Обман США ЖЖ: http://neprohogi.livejournal.com/


Пт ноя 23, 2018 2:46 pm
Профиль WWW
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 8:46 pm
Сообщений: 123297
Откуда: Томск
Сообщение Re: Большой космический обман США
http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-3-2.htm
Хотя, нет, нашелся один, который начал "Велюрову" возражать:
"Мой постоянный критик и оппонент Владислав Пустынский из Таллинна так прокомментировал мои разоблачения (из разных цитат):
"...Им что, трудно было придумать менее абсурдную и более правдоподобную развесовку? Они что, не сумели придумать что-то, вызывающее большее доверие? Это ведь совсем непонятно: суметь обмануть весь мир - и напортачить с какой-то дурацкой развесовкой орбитальной станции. Зачем-то сочинить глупость с выводом обтекателя на орбиту. Они что, *** посадили эту развесовку сочинять, а начальника-контролёра над ним не поставили? Непонятно.
...Хотя всё абсурдно до очевидности. Как так получилось?
...Времени на сочинительство у них были годы, бюджет - 2,6 миллиарда (бюджет "Скайлэба"), уж за эти годы и эти деньги без проблем можно было придумать что-то правдоподобное.
...Получается, что насовцы сделали могучую теорию, обманули и до сих пор успешно обманывают весь мир, но прокололись в совершеннейшей глупости, причём несколько раз, причём в такой, где проколоться можно было только специально: ведь не будешь же ты уверять, что насовцы не знали, когда полагается головной обтекатель сбрасывать?"
Ну что ж, г-н Пустынский абсолютно правильно ставит вопрос. Действительно, а почему? На это можно дать как минимум три ответа:
Не придумали ничего лучше.
Им казалось, что такая версия вполне релевантная.
Они все же надеялись, что водородный J-2 доведут до ума, и все цифры считали исходя из «правильной» версии Сатурн-5. Так как надежды не оправдались, пришлось подгонять под возможности эрзац-Сатурн-5 "
Все защитники американского обмана используют очень замечательную "логику" : Раз американцы продемонстрировали такие глупые аргументы, значит так оно и есть! Ну не могли же они такие глупости придумать! Ну не могут быть американцы такими дураками!
Могут, еще как могут! Они все такие, поголовно все!
Что касается трех "ответов" от "Велюрова" про аргументы американских обманщиков о том, чем эти мошенники собственно обосновывали свои глупости, что лежало в основе глупых аргументов, то на самом деле ни один из этих указанных "Велюровым" ответов не имеют в реальности никаких обоснований!
Причины появления этих нелепостей другие и они очень простые - это разгильдяйство, халатность американцев, мол и так сойдет, аномальные американское невежество, наглость и интеллектуальная деградация американских обманщиков!

_________________
Большой Космический Обман США ЖЖ: http://neprohogi.livejournal.com/


Сб ноя 24, 2018 11:17 am
Профиль WWW
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 8:46 pm
Сообщений: 123297
Откуда: Томск
Сообщение Re: Большой космический обман США
http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-4.htm
"Велюров" в 4 главе "БОЛЬШОЙ КИДОК" развивает свое предположение о том, что никаких водородных двигателей в ракете "Сатурн 5" , на 2 ступени не было и не могло быть в принципе:
"Давайте сделаем промежуточный итог нажим лабораторным опытам и подытожим.
Мы установили, что эталонные параметры первой ступени Сатурн-5 должны быть согласно данных НАСА следующими: эффективная масса расхода топлива фактически 2080,0 тонн; масса сбрасываемой ступени с учетом САС и переходника между S-1C и S-IIВ всего ~174,2 тонны; удельный импульс в вакууме 2982 м/с. Эти параметры мы пока зафиксируем и примем на веру.
Забегая наперед, замечу, что достоверность официальных характеристик ЖРД F-1 вызывает еще больше сомнений, нежели реальность "водородной" ступени S-IIВ. Но об этом мы поговорим в главе №13
Изображение
На схеме (первая) ступень S-1C.
К этой ступени у нас пока вопросов нет.
Изображение
На схеме (вторая) ступень S-II.
К этой ступени у нас много вопросов... "
Автор немного противоречит себе, ниже утверждая, что со второй ступенью "мы тоже разобрались", ну раз к ней имеются вопросы, то выходит, что не разобрались мы с этой странной ступенью. "Велюров" делает расчет массы на Низкую Земную Орбиту ( Low Earth Orbit), при достижении скорости объекта указанной массы порядка 7800 м/с, по известной из курса средней школы по Физике, формуле ( Формула Циолковского) :
"Со второй ступенью мы тоже разобрались. Водородная суть этого "агрегата" вызывает у нас много вопросов. Если предположить использование керосина, то химические соотношения компонентов позволяют взять немного больше топлива – 533 тонны.
Эффективный вес ступени (со всем гамузом) в конце работы двигателей =42,9 тонны плюс переходник на третью ступень – 3,7 тонн; итого=46,6 тонны; I уд~330 сек (мин. оценка)
А теперь давайте оценим выводимую массу на LEO - Low Earth Orbit . Интегральные потери скорости на участке вывода на ИСЗ возьмем ~1850±50 м/с. При выведении на LEO - низкую опорную орбиту высотой 150-180 км и наклонением 31 градус, прибавка из-за вращения Земли 390 м/с. Нам нужна конечная скорость Vк=7790 м/с. Это значит, что чистая масса груза на низкой опорной орбите LEO ~72±2 тонны.
Даю проверочный расчет (I1~304 сек; I2~330 сек):
Mо1=174,2+2080,0+533,0+46,6+72,0=2905,8 тонн; тогда Z1=2905,8/(2905,8-2080,0);
Мо2=533,0+46,6+72,0=651,6 т; тогда Z2=651,6/(651,6-533);
Конечная скорость 304*9,8*Ln(Z1)+330*9,8*Ln(Z2)+390-1850≈7801 м/с - Что и требовалось доказать!
Вариация нагрузки ±2 тонны дает вариацию конечной скорости ±50 м/с. Как видите, наши цифры вполне правдоподобны.
А теперь внимание: наша новая гипотетическая ракета со стартовой массой 2905,8 т при массе второй и третьей ступеней с грузом в сумме 651,6 т - полностью совпадает с официальной развесовкой НАСА в полете Аполлон-12 !!! "
Изображение
Такой несложный расчет совпадает с параметрами , указанными "техническими писателями" НАСА
Другими словами, автор наглядно показал, что параметры описания полета "Сатурн 5" прекрасно совпадают с параметрами ракеты, которая на 2 ступени имела обычные керосиновые, а не водородные двигателями , где "I уд~330 сек (мин. оценка)"
I — удельный импульс ракетного двигателя (отношение тяги двигателя к секундному расходу массы топлива)
Автор предположил, на основании своего несложного расчета и рассмотрение истории создания и испытания водородных американских двигателей, что никаких "водородников J-2" у американских обманщиков не было:
"Если быть совсем точнее, то дело было так. Ступень S-IVB с гигантом-водородником J-2 видимо не удалась. Перед первым пуском Сатурн-5 было всего три летных испытания S-IVB в составе Сатурн-1Б. Все в 1966 году. Их результаты – два раза не выход на орбиту ИСЗ (видимо не прошло включение ЖРД этой ступени, либо раннее отключение из-за неполадок) и один раз выход на орбиту ИСЗ в июле 1966 г. Вот результаты этого полета (1): «Последняя ступень (ракета S-4B) экспериментальной ракеты-носителя «Сатурн IB» SA-203 выведена на орбиту с не полностью израсходованным топливом. Основные задачи запуска - изучение поведения жидкого водорода в состоянии невесомости и ИСПЫТАНИЯ СИСТЕМЫ, ОБЕСПЕЧИВАЮЩЕЙ ПОВТОРНОЕ ВКЛЮЧЕНИЕ основного двигателя ступени. После проведения запланированных экспериментов в системе отвода паров водорода из бака были закрыты клапаны, и в результате повышения давления ступень ВЗОРВАЛАСЬ на седьмом витке». Кроме того, 20 января 1967 года взорвалась при наземных испытаниях та самая ступень S-IVB, которую готовили для изделия «Сатурн-5» серийный номер №503.
Ситуация со второй водородной ступенью S-II была немногим лучше. Напомню, что на ней установлено пять аналогичных ЖРД J-2. Вот что написано в (2):
"1966 May 25 - First full-scale Apollo Saturn V launch vehicle rolled out.... Meanwhile, schedule for Saturn V threatened by continued problems in development of S-II stage (inability to get sustained 350-second burns without instrumentation failures, shutoffs, minor explosions)".
Или по-русски: "25.05.1966 г. Состоялся первый вывоз полномасштабной ракеты Сатурн-5 на стартовую позицию... Тем не менее, сроки готовности были под угрозой из-за непрекращающихся проблем со ступенью S-II (неспособность выдать стабильный импульс длительностью 350 секунд без отказов оборудования, отключений двигателей и даже микровзрывов)".
Попросту говоря в тот день 25 мая 1966 года ступень во время теста загорелась в двух местах синим пламенем. А через три дня просто взорвалась, ранив пять рабочих (!) и частично разрушив стенд (!!) согласно (5) . Так что ни о каких водородных вторых ступенях Сатурн-5 всего за год до первого пуска (1967 г.) и речи быть не могло.
Но это вовсе не означает, что на реальной ракете "Сатурн 5" , на второй ступени были какие-то другие "керосиновые" двигатели. Это означает только, что для описания своей ракеты с мифическими параметрами , американские обманщики использовали данные характерные для обычных ЖРД на "керосине" и окислителе. Других параметров, характерных для "водородников J-2" у писателей НАСА не было. А для демонстрации реальности полета параметры начальной массы ракеты, конечной массы ИСЗ, массы ступеней , скорости ракеты, удельного импульса ракетного двигателя, должны были соответствовать формуле Циолковского. Писаки НАСА слепили свою версию из того, что было! Вот и получилось, что попало. Они же не предполагали, что найдется человек, который при помощи формулы Циолковского покажет, что параметры удельного импульса в этом описании не соответствуют величине УИ , которая присуща для водородного двигателя. Все как обычно у американских разгильдяев: И так сойдет!
Для справки: Удельный импульс"водородника J-2" в вакууме 425 сек
Robert E. Bilstein. Stages to Saturn: a technological history of the Apollo/Saturn launch vehicles. — Gainesville: University of Florida Press, 2003. — ISBN 0-8130-2691-1.
425 м/с больше, чем 330 м/с

_________________
Большой Космический Обман США ЖЖ: http://neprohogi.livejournal.com/


Вс ноя 25, 2018 7:16 am
Профиль WWW
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 8:46 pm
Сообщений: 123297
Откуда: Томск
Сообщение Re: Большой космический обман США
http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-4.htm
Автор предполагает, что вторая ступень ракеты "Сатурн 5" была все-таки рабочей, что общее облегчение ракеты было осуществлено за счет замены ЖРД "F 1" на надежный двигатель "Н 1". Но это крайне незначительное сокращение массы ракеты, ровно как и замена "керосина на гептил или аэрозин". Принципиальное изменение массы при таком варианте не произойдет. А массу надо уменьшить любыми способами потому как, реальная тяга ЖРД "Н 1" первой ступени значительно меньше величины тяги, которую декларировали американские обманщики у ЖРД первой ступени
Но при этом автор прекрасно понимает, что "заменить пять J-2 на тридцать RL-10 просто не реально".
Логический вывод напрашивается простой и очевидный, который автором, к сожалению, не сделан: вторая ступень, точно, без вариантов, должна была быть пустышкой. Да и третья, с адаптером, где, якобы, находился пепелац-ЛМ тоже должны быть пустышками. Иначе никак невозможно с такой махиной продемонстрировать успешный старт и отправить КМ в океан, а беспилотного "дублера" ИЗС, типа "Орбитер" и "Рейнджер", аппараты малой массы к Луне. "Дублеры" "Аполлонов" должны были располагаться под обтекателем сверху пустого "командного модуля"
Только в этом случае вся логическая цепочка встает на свои места.
Но "Велюров" исходит в своих рассуждениях из другого варианта, полагая, что вторая и третья ступень были рабочими, наполнены "керосином" с обычными , а не водородными ЖРД, и получает любопытный результат, который все равно показывает несостоятельность американской версии о "лунных полетах":
"Гипотеза весового расклада "керосиновой" версии Сатурн-5
По некоторым данным, весовая сводка "керосиновой" версии РН Сатурн-5 для полетов к Луне могла выглядеть следующим образом:
Изображение
* - здесь мы добавили вес системы управления ~2,0 т и 1% остатка топлива ~0,5 т к сухому весу ступени.
Мы уже в предыдущей главе показывали, что искомый запас характеристической скорости в 12450м/с дает нам после вычета потерь заветные 10840м/с конечной скорости, необходимые для отлета к Луне (Азимут ~72º; широта старта φ~28,3º; наклонение орбиты ί~32º).
Прошу заметить, что в такой конфигурации третья ступень должна будет выдать два импульса: "дожать" до выхода на орбиту ИСЗ, и собственно отлет к Луне. Это прекрасно укладывается в общую картину полета со всеми его фазами и стадиями.
Подведем итоги. Если же предположить, что на базе ЖРД первой ступени Сатурн-1Б был сделан высотный вариант Н-1, то его удельный импульс видимо был в районе 330 сек. Это привело бы к тому, что масса выводимая на низкую орбиту ИСЗ двумя ступенями снизится до ~72 т; а к Луне мы сможем отправить лишь ~30 т. Причем учтя массу адаптера (~1,2 т) на собственно корабль оставалось бы 28,5 т.
Вы меня сейчас спросите – а какая разница? 45 т или ~30 т ? Отвечаю – примерно такая же, как прийти на две минуты раньше отхода поезда, или на минуту позже… Вариация времени ничто, результат – поезд тю-тю.
Известно, что штатная масса орбитального корабля Аполлон ~29 тонн. Но это с условием, что запас топлива на корабле был исходя из расчета торможения комплекса весом ~45 т на орбите ИСЛ (~1000 м/с) и отдельно отлета к Земле (~1000 м/с) пустого корабля весом (спускаемая капсула и служебный отсек) ~11,5 т. Топливо на обратную дорогу (~5 т) остается неизменным. А вот на первый тормозной импульс его нужно теперь уже меньше (корабль стал в полтора раза легче): всего около ~8т.
Значит, на «лунный» модуль остается порядка 28,5-11,5-5,0-8,0= ~4,0 тонны. Вот такая реальная оценка."
Печальная картина. На самом деле все значительно хуже.
Автор должен прекрасно понимать сложность задачи по изменению конструкции первой и второй ступени такой ракеты. При отсутствии мощных двигателей с нужными параметрами на первой ступени требуется кардинальное изменение массы ракеты в целом. Речи о массе ракеты M=2916,2 т+662,0 т+82,4 т+29,7 т=3690, 3 тонны быть не могло вообще. Потому, что при при наличии пяти двигателей на первой ступени, тяга одного двигателя должна была превышать величину 738,06 тс (3690, 3/5= 738,06) На уровне моря у "Фи1" по данным американских лгунов тяга была 690 тс.
Если обманщики пошли на замену этого двигателя менее мощным ЖРД "Н 1" с тягой , порядка , 300 тс, ну пусть будет даже невероятный вариант, тяга на уровне моря ЖРД "Н1" 400 тс, получим максимальную, общую массу ракеты 2000 тонн. Но никак не 3690, 3 тонны. Более реальная цифра общей массы ракеты "Сатурн 5" скорее всего была 1500 тонн, или того меньше. Если реальная тяга ЖРД "Н1" была всего 220 тс (такая цифра фигурировала в открытых источниках) то общая масса ракеты на старте была всего 1100 тонн.
При таких величинах общей массы ракеты, не может быть речи о работающей второй ступени.
При любом перечисленном варианте, необходимо кардинально уменьшить массу первой ступени, сделать пустышками вторую, третью ступени и адаптер, заменить листы обшивки 2 и 3 ступени с алюминиевого покрытия на более легкие магниевые листы.
В этом случае и взрывчатку не нужно брать для ликвидации пустышек большого размера. Организовать горение магния в принципе не так сложно. На большом расстоянии будут наблюдаться яркие желтые вспышки пламени и разлет дыма в виде "цветка астры". И пустышки "исчезнут" . Наблюдатель с Земли, с самолета не увидит падение огромной конструкции на Землю и зафиксирует продолжение полета после ярких вспышек, в результате которых обшивка пустых ступеней сгорит, а конструкция, выполненная не из магния, металлический каркас пустышек, распадется на мелкие фракции, невидимые на больших расстояниях.
Этот фокус, выполненный американскими обманщиками разгадать удалось не сразу. Но именно публикации "Велюрова" в конце концов и позволили подойти к Истине вплотную.

_________________
Большой Космический Обман США ЖЖ: http://neprohogi.livejournal.com/


Пн ноя 26, 2018 10:03 pm
Профиль WWW
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 8:46 pm
Сообщений: 123297
Откуда: Томск
Сообщение Re: Большой космический обман США
http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-4.htm
Автор как профессионал своего дела, прекрасно понимает абсурдность ситуации с параметрами ракеты "Сатурн 5", которые описаны "техническими писателями", плохими писателями-фантастами НАСА своих "провокационных", гипотетических расчетов, и "Велюров" иронизирует по этому поводу :
"Так что отчасти мои провокационные расчеты во второй части статьи только показали всю абсурдность ситуации. Ведь только тут мы поняли, что никуда никакая S-IVB не летала. Только ее младшая сестра… И все споры моих оппонентов по поводу эпохального полета Аполлон-8 (с балластом или без балласта) становятся абсурдными – вся лунная программа летала с балластом. Перефразируя Армстронга – «это маленький КИДОК для чугунной болванки, но большой КИДОК для всего человечества…» Возможно Нейл Армстронг и входил в состав чугунного «корабля», упавшего 20.07.1969 г на Луну - тогда я согласен взять свои слова назад! "
Автор одним из первых предположил, что в головной части ракеты "Сатурн 5" находился беспилотный "дублер" экипажа "Аполлон" с радиопередатчиком, телекамерой, системой ориентации, ракетный двигатель небольшой массы с небольшим количеством топлива, который собственно играл роль пилотируемого космического корабля:
"Можно немного пофантазировать – а как же технически осуществлялся групповой полет к Луне. Логично предположить следующее. Командный модуль вместе с муляжом посадочного модуля ЛМ были запущены по высокоэллиптической орбите в сторону Луны. Вероятно, орбитальный корабль и лунник ЛМ как-то механически были связаны через упрощенный стыковочный узел без герметического лаза-перехода. Например, так было в советском варианте лунного корабля. Сам муляж имел по крайней мере радиопередатчик, телекамеру, систему ориентации и двигатель с небольшим запасом топлива. Визуально он должен походить на бесчисленные «макеты» лунного модуля, в производстве коих НАСА преуспело."
Нет никакой необходимости создавать макеты "ЛМ" , беспилотный ИСЗ малой массы, с перечисленными параметрами у американцев был, и телекамера, и радиопередатчик, и система ориентации, и двигатель с небольшим запасом топлива.
Это программа «Рейнджер» — серия непилотируемых космических миссий США по исследованию Луны в 1961—1965 гг., первая попытка США получить изображения Луны с близкого расстояния. Аппараты передавали изображения Луны до момента столкновения. На каждом «Рейнджере» было по шесть телекамер: две камеры F-канала (full) с разными углами обзора и 4 камеры P-канала (partial). Последнее изображение было получено между 2,5 и 5 секундами перед столкновением с высоты около 5 км для канала F и между 0,2 и 0,4 секундами до столкновения с высоты около 600 м для канала P
https://nssdc.gsfc.nasa.gov/planetary/lunar/ranger.html
Изображение
Судя по внешнему виду небольшие двигатели и бак с топливом на АМС «Рейнджер» были. Масса 365,7 кг. Но были проблемы с мягкой посадкой.
Была еще и программа «Лунар орбитер» — серия из 5 автоматических орбитальных аппаратов, запущенных США в 1966—1967 годах с целью картографирования лунной поверхности
https://nssdc.gsfc.nasa.gov/planetary/lunar/lunarorb.html
Изображение
Тоже имеются все перечисленные свойства "дублера". Хорошо видны баки с топливом и небольшой двигатель.Масса небольшая 385,6 кг. Такой аппарат отлично подходит для дублирования роли экипажа на орбите Луны, и на траектории полета от Земли к Луне и обратно. Такой аппарат, в в момент, декларируемый НАСА войдет в Атмосферу Земли и ярко сгорит там, "оповестит" при этом мир о возвращении экипажа программы "Аполлон" на Землю.
У американцев был пассивный ретранслятор больших размеров, небольшой массы с упругой , относительно прочной оболочкой который мог играть роль экипажа и на Луне и на Орбите. Такой "шарик" мог прилуниться на поверхность Луны без сложного механизма мягкой посадки, если основную часть по снижению скорости конструкции выполнит , например "Рейнджер". При этом указанные аппараты имели большие размеры и малую массу , они осуществляли спутниковую связь, с таких аппаратов можно было прекрасно транслировать радиосигнал по всей траектории "полета" программы "Аполлон":
Эхо-2 — искусственный спутник Земли, пассивный спутник связи. Разработчик и оператор — NASA, находился на орбите с 1964 по 1969 г.
Эхо-2 в сравнении с Эхо-1 имел несколько большие размеры — диаметр 41 м, вес 256 кг. Запущен на орбиту 25 января 1964. Параметры орбиты на момент выведения: высота 1030 х 1315 км, наклонение 81,50 градусов. Большее наклонение орбиты обеспечило лучшую видимость ИСЗ в высоких широтах. Эхо-2 использовался в совместной программе исследований по спутниковой связи СССР и США, широко проводились его визуальные и фотографические наблюдения (спутниковая геодезия и триангуляция, а по наблюдениям эволюции орбиты — изучение вариаций плотности верхней атмосферы Земли). Спутник вошёл в атмосферу Земли и сгорел 7 июня 1969 г. Масса 256 кг. Размеры диаметр: 41 м.
https://web.archive.org/web/20100527211747/http://samadhi.jpl.nasa.gov/msl/QuickLooks/echoQL.html
Упругая оболочка точно позволяла прилуняться на поверхность Луны, без системы мягкой посадки. Аналогичный принцип прилунения был использован успешно в советской лунной программе, с использованием надувных упругих, баллонов-амортизаторов, плюс сама станция представляла собой некий "упругий шарик":
http://www.laspace.ru/rus/luna9.html
Автоматическая станция «Луна-9» . ФГУП «Научно-производственное объединение им. С. А. Лавочкина»
"Автоматическая станция состояла из двух частей: перелётного блока и автоматической лунной станции. Масса «Луны-9» 1538 кг при длине 2,7 метра.
Автоматическая лунная станция имела диаметр 58 см и массу 100 кг. Станция состояла из герметичного контейнера под давлением 1,2 атм. В контейнере установлены радиосистема, программно-временное устройство, аккумулятор, система терморегулирования и научные приборы. Четыре лепестковых антенны автоматически открываются после мягкой посадки. Они установлены на верхней полусфере лунной станции. Имелись также два надувных баллона-амортизатора, которые со всех сторон закрывали лунную станцию, чтобы смягчить прилунение."
Изображение
Автоматическая межпланетная станция «Луна-9». Модель 1:1
Но был ещё аналогичный аппарат у американцев совсем маленькой масс, тоже пассивный ретранслятор:
"PAGEOS"— искусственный спутник-баллон, выведенный на орбиту NASA в июне 1966 года. Pageos представлял собой сферу из тонкой (0,0127 мм) алюминированной полимерной плёнки диаметром 31 метр. Масса — 56 кг. Спутник использовался для наблюдений по программе мировой сети спутниковой триангуляции Weltnetz der Satellitentriangulation"
https://nssdc.gsfc.nasa.gov/nmc/spacecraft/display.action?id=1966-056A
Отличный вариант для демонстрации сеансов связи между Землей и космическим кораблем, летящим от Земли к Луне и обратно. Не нужно никаких громоздких магнитофонов и сложной радио передающей аппаратуры. При этом радиосигнал будет идти от Луны! Такую конструкции из-за тонкой, непрочной оболочки , на поверхность Луны опустить невозможно, порвется. Но для траектории полета вокруг Луны, на траектории Земля-Луна-Земля этот аппарат идеальный дублер экипажа "Аполлон".
Автор показывает несколько другой ряд АМС США, которые могли сыграть роль экипажа КК "Аполлон":
"Можно немного пофантазировать – а как же технически осуществлялся групповой полет к Луне. Логично предположить следующее. Командный модуль вместе с муляжом посадочного модуля ЛМ были запущены по высокоэллиптической орбите в сторону Луны. Вероятно, орбитальный корабль и лунник ЛМ как-то механически были связаны через упрощенный стыковочный узел без герметического лаза-перехода. Например, так было в советском варианте лунного корабля. Сам муляж имел по крайней мере радиопередатчик, телекамеру, систему ориентации и двигатель с небольшим запасом топлива. Визуально он должен походить на бесчисленные «макеты» лунного модуля, в производстве коих НАСА преуспело.
Изображение
Схема имитации посадки на Луну в исполнении Аполлон-10.
Так что этот «ЛМ» вполне мог отделиться уже на орбите спутника Луны, покувыркаться там, делая снимки издали корабля Аполлон в разных ракурсах. Например, как это делал Аполлон-10. Так как на Луне нет атмосферы, то можно уменьшить периселиний до 10-15 км. Пролетая на такой низкой высоте, можно делать хороший крупный план имитации посадки на поверхность. Так как первая космическая скорость на Луне всего 1,68 км/с, то картинка сильно мазаться не должна. В конце этот муляж должен либо мягко сесть, либо жестко упасть. Смотря как было рассчитано заранее.
Изображение
Схема снижение лунного корабля Apollo-10 до высоты 15 км над поверхностью Луны.
Вы думаете – это просто мои фантазии? Я вам рассказываю фактически программу полетов Аполлон-10, «Рейнджер», «Луна орбитер» и «Сервейер». Кстати, фотографии Луны с высоты 45 км, снятые «Луна орбитер-2», поражают своим качеством и эффектом присутствия – кажется, что стоишь на где-то горе, рядом с лунным кратером Коперника, и смотришь на горизонт. "
Автор не вспоминает о существовании пассивных американских ретрансляторов, надувных баллонов большой конструкции, но полагает, что АМС США ""Сервейер" был все-таки реальным аппаратом, реально осуществившим прилунение. Реальность такой программы "Сервейер" вызывает сомнения один только факт участия этого аппарата в лунном шоу США, не говоря уже о песочной "Луне", показанной этим аппаратом, с признаками наличия Атмосферы, четкий след на поверхности "Луны" от пяты это показывает. Четкий отпечаток это признак отсутствия глубокого вакуума и наличия прослойки воздуха между пятой стойки аппарата и песком искусственной "Луны".

_________________
Большой Космический Обман США ЖЖ: http://neprohogi.livejournal.com/


Вт ноя 27, 2018 8:11 pm
Профиль WWW
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 8:46 pm
Сообщений: 123297
Откуда: Томск
Сообщение Re: Большой космический обман США
http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-4.htm
Отношение "Велюрова" к лунной программе СССР и запуску советской ракеты Н1 отличается кардинально от мнения Попова А.И. и других критиков лунного обмана, патриотов, поклонников СССР. "Велюров" как профессионал своего дела, как специалист, проработавший на производстве ракет, более реалистичен и ближе к Истине в этой теме.
Советская программа лунной ракеты "Н1" была обречена, потерпела реальный провал, никакой речи о достижении успеха и быть не могло. Не нужно никаких диверсантов и шпионов США, чтобы эта ракета падала практически сразу после старта.
Провал советской лунной программы с попыткой использовать ракету огромной массы, с большими размерами, с использованием самых передовых и лучших ЖРД того времени, лишний раз показал, что американская "лунная программа" это миф, что не было никакого успеха, а было полное фиаско. Автор это понимает правильно и обоснованно:
"Между прочим, в СССР ситуация была аналогичная. Согласно ТЗ ракета Н1 должна была выводить 95 тонн на низкую орбиту. Должна, но… В источнике (2) есть загадочная фраза, которая в переводе звучит так: первые четыре ракеты имели массу меньше нормы и могли вывести на ИСЗ всего 70 тонн. То есть, в будущем, - конечно да, но пока - нет...
Мне сложно судить без фактического материала о цифре 70 тонн (позднее, в мемуарах советских ракетчиков, это было подтверждено), но то, что авантюрист Мишин и его банда обманывали партию и правительство с 1966 г. по 1974 г. – это факт!
Как факт и другое – правительство Брежнева выгнало обманщика с работы, а саму программу замолчало, вроде ее никогда и не было.
А чем собственно гордится? Каждый неудачный запуск по программе Н1-Л3 (пилотируемого полета к Луне) обошелся в среднем около миллиарда советских рублей, за которые вполне можно было построить крупный район новостроек, нефтеперегонный завод или заложить атомный ракетный крейсер. Вместо этого, сотни тон хлама были раскиданы по степи...
Поэтому правильно говорить так: по сути, обе пилотируемые лунные программы - и советская, и американская - потерпели полное фиаско. Но по форме их итоги диаметрально противоположны: советские катастрофы были глубоко засекречены, тогда как из американского провала организовали мыльное шоу в голливудском стиле, пытаясь обмануть реальность, выдать желаемое за действительное..."
С другой стороны, трудно согласится с тем, что Мишин был авантюрист, что у него была какая-то банда.
Это сильное преувеличение. Мишин Василий Павлович не был авантюристом. Мишин имел в своей биографии не только провал указанной программы. Под руководством и при участии Василия Павловича Мишина были реализованы такие проекты, как орбитальная станция «Салют», КК «Союз», «Прогресс», «Зонд», унифицированный разгонный блок «Д» с нетоксичными компонентами топлива (использовался для запуска АМС серий «Венера», «Вега», геостационарных спутников «Радуга», «Горизонт», «Экран»). Заслуги этого человека перед СССР (РОССИЯ) были и являются бесспорными.
Такую программу, как создание лунной ракеты "Н1"придумать, финансировать и начать Мишин в советской системе по своему желанию не мог. Инициаторами этой программы были руководители Партии и Правительства. Это они были в каком-то смысле авантюристами. Мишину просто поручили осуществить то, что создать было практически невозможно.
И уж конечно, бандой назвать коллектив специалистов, работающих под руководством Мишина никак невозможно. Вместе с Мишиным работала плеяда выдающихся, гениальных учёных и инженеров, среди которых В. С. Авдуевский, А. П. Абрамов, В. П. Бармин, К. Д. Бушуев, Л. А. Воскресенский, Б. А. Дорофеев, А. М. Исаев, В. И. Кузнецов, А. Ю. Ишлинский, В. П. Макеев, А. И. Осташев, Г. И. Петров, Н. А. Пилюгин, Б. В. Раушенбах, М. Ф. Решетнёв, Б. Е. Черток, Е. В. Шабаров, И. Е. Юрасов, и многие другие специалисты.
Им приказали, надо сделать лунную огромную ракету, коллективу ученых и инженеров во главе с Мишиным пришлось взяться за выполнение этого неосуществимого задания руководства страны. Вины в действиях Мишина, какого-то умышленного обмана не было.
Да и в этом деле , главный авантюрист был Никита Сергеевич Хрущев, именно он дал команду о начале осуществления программы по созданию огромной ракеты ещё в 1959 году. Именно во времена правления Хрущева и началась эта авантюра и в ОКБ-1 начались соответствующие работы. Вот то, что Хрущев был авантюрист, так это точно!
Мишин был без вины виноватый, его назначили крайним. Известный генерал, который был неплохим администратором и организатором , но точно не физиком и не учёным тоже полагал, что причина провала лунной программы СССР, программы создания огромной ракеты, были какие-то ошибки Мишина:
"Причиной срыва этого полета к Луне стала грубейшая ошибка Мишина и его помощников. Тюлин был в бешенстве и при разговоре с Мишиным по телефону (Мишин в Евпатории) нагрубил ему, обозвав м....ом. Вечером Тюлин еще «кипел» и, рассказывая мне о неприятных разговорах с начальством (Устинов, Смирнов), дал Мишину убийственную, но верную характеристику: «Глупый индюк. Гонору у него в пять раз больше, чем было у Королева, а уменья — в десять раз меньше». Мне с первых шагов Мишина как Главного конструктора было ясно, что он — не тот «конь», который сможет вывезти наш «космический воз». Непрерывная цепь промахов и ошибок, неорганизованность, легкомыслие и неуменье заставить людей планово работать — вот неполный перечень итогов работы Мишина."
(Каманин Н. П. Скрытый космос. Книга третья. 1967 г. 9 апреля)
Но не тот "конь" был руководителем "космического воза" при создании космического корабля "Союз", ракеты "Протон", орбитальной станции. Все что сейчас Россия имеет в области космических достижений и технологий , это наследие, полученное в основном не от Королева, а от Мишина. Необъективная характеристика Мишина от генерала Каманина: "Непрерывная цепь промахов и ошибок" как то не вписывается в общую картину тех реальных выдающихся достижений, в области создания реальных космических технологий, которые используются до сих пор! Эти достижения были получены "бандой" "глупого индюка" Мишина.
Уж кто и был глупым, так это партийные функционеры и генералы, которые поставили перед Мишиным и его коллективом невыполнимую задачу.
Мишин не был волевым человеком, который пытался противостоять указанием партийных и государственных чиновников. Мишин, стремясь угодить правительству, руководству КПСС, принимал решения под явным давлением о запуске аппаратов с недоработками. Это привело к 2 трагедиям, в которых погибли 4 советских космонавта, и последовательным неудачам на орбите, в основном связанным со стыковкой, так оценивали Мишина его недоброжелатели.
Может в чем-то они и были правы, но создание принципиально новых космических технологий всегда сопряжены с рисками, провалы и катастрофы в этом случае почти неизбежны. И обвинения такого рода против Мишина, человека слабой воли, не совсем оправданы. Все технологии эпохи Мишина здравствуют и живы до наших дней, вот это реальный факт.

_________________
Большой Космический Обман США ЖЖ: http://neprohogi.livejournal.com/


Ср ноя 28, 2018 9:48 pm
Профиль WWW
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 8:46 pm
Сообщений: 123297
Откуда: Томск
Сообщение Re: Большой космический обман США
http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-5.htm
"Велюров" остановился на ошибках американских обманщиков, допущенных ими при создании художественного кино, которое потом было выдано за "документальные фильмы" про "полеты на Луну". Автор полагает, что в этом шоу Вернер фон Браун был ...режиссером:
"Глава 5 «КИНО И НЕМЦЫ»
В прошлых главах мы довольно подробно прошлись по ракетно-космическому базису программы "Аполлон" в лице ракет Сатурн-1Б и Сатурн-5. Узнали, как вместо ценных приборов порою в космос отправляют металлические болванки по цене 10000$ за кг живого веса. А топливо наоборот - сливают, ибо оно, судя по характеристикам, либо разбавленное, либо бракованное.
Но это все мелочи жизни. Ибо в жизни есть всегда место как подвигу, так и большому искусству. Подвиги нам не интересны. Поэтому поговорим об искусстве. О самом важном по Ленину искусстве нашей жизни - о "кине". Или, почти по Станиславскому - любите ли вы "кину", как люблю ее я. Так как о дальнейшем без смеха говорить не возможно, поэтому, да простят меня читатели, продолжу повествование в хулиганской манере.
Итак, вы смотрите передачу "Мой медный тазик", и с вами я - Виталий Вольф.
Мы сегодня поговорим о известном режиссере американского кино - о Вернере фон Брауне. Современные продюсеры затмили сейчас его былую славу. Имена Спилберга, Лукаса, Кубрика и др. прочно ассоциируются у публики с много миллиардными кассовыми сборами. Специальные эффекты и компьютерная графика шагнули далеко вперед. Так что наш рассказ будет больше интересен знатокам и исследователям кино."
Кто бы позволил немецкому военнопленному рулить такой сложной проблемой? Нет глобальный режиссер этого кино был конечно не Браун. Глобальным, общим "Режиссером" этого фильма было руководство специальной службы: АНБ США, которое нанимало для съемок отдельных серий этого сериала профессиональных режиссеров. Например, тот же Кубрик незадолго до своей смерти признался Патрику (Тому-Тиму) Мюррею , что создавал две серии "фантастического фильма" про "полеты на Луну". Это были серии "Аполлон 11" и "Аполлон 13". При этом есть утечка информации, что съемки прибывания на "Луне" США экипажа "А12" существовали, там они прыгали, резвились, пели американские песни и гимн США, но потом что-то пошло не так. Съемки на "Луне" в сериале "А13" , выполненные режиссером Кубриком, не пригодились. Сценарий изменили. Если верить Кубрику, а это признание сделано именно им, то существовали какие-то другие режиссеры, снимавшие серии сериала, такие как "А12", эта серия Кубрику не понравилась. В своем признании Кубрик насмехается над эпизодом игры в гольф. Надо полагать, что серии под названием "А14", "А15", "А16", "А17", раз их Кубрик не снимал, были сняты каким-то другим профессиональным режиссером. Каким интересно? Но это точно не Вернер фон Браун. У этого нациста и эсэсовца была другая задача: обеспечить старт огромных ракет без падений и аварий на глазах у зрителей. Он с этой задачей справился.
БОЛЬШОЙ КОСМИЧЕСКИЙ ОБМАН США: ИСТОКИ. ГЛАВА 21. ПЕПЕЛАЦЫ ЛЕТЯТ НА ЛУНУ - "ВЕЛЮРОВ"
http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-5.htm
Автор ошибочно полагает, что фон Браун занимался такими мелочами, как установка в студии флага, кондиционирования, обеспечивание вентиляторами студии, которая была расположена в жаркой пустыне. "Велюров" ошибочно предполагал, что именно Браун виноват в том, что были допущены такие киноляпы, как колыхание флага в "вакууме":
"Фон Браун решил пойти дальше - всем известно, что на Луне нет атмосферы, и флаг должен висеть пластом. В крайнем случае - он должен подчинятся законам веревочного маятника - т.е. иметь малые колебания всего полотна (синхронно) относительно древка.
Если мы возьмем лист бумаги и лист оцинковки, то на ветру бумага будет надуваться и принимать формы сферического днища, вести себя как ткань - развеваться на ветру. А лист оцинковки будет вести себя как флюгер - из-за гораздо большей жесткости он будет колебаться целиком как плоскость относительно древка. На самом деле проблема в силе ветра - ураган также способен заставить лист оцинковки "реять" на ветру. На Луне же из-за наличия "давления" у поверхности на уровне нескольких случайных молекул, лист бумаги будет таким же жестким, как лист металла на земном ветру.
Теперь вы по достоинству можете оценить новаторскую находку фон Брауна - реющий на ветру флаг на поверхности Луны. Этот кадр навсегда войдет во все учебники мировых киноакадемий .
Надо сказать, что этот удачный кадр был повторен во всех без исключения посадках на поверхность Луны."
Давайте не будем вешать всех собак на этого нациста и эсэсовца. В системе американского, Лунного Обмана было четкое разделение труда. Фон Браун отвечал за свое направление, группа операторов, осветителей, помощников во главе с режиссером занимались съемками кино. Фон Браун в киностудии мог появиться и посмотреть общий процесс съемки, но не более того. Управлять всем коллективом, снимавших фантастический, художественный фильм "Полеты на Луну", фон Браун точно не мог.
Ситуация с флагом и его колебаниями и колыханием, без воздействия актера в скафандре это классическая ситуация, итог расхлябанности, разгильдяйства, пьянства и наркомании участников процесса. Здесь обычная неразбериха царила и это очевидно: левая рука не знала, что творит правая
Допущенный прокол с булыжником, на котором хорошо видны следы ветровой и водной эрозии, но при этом отсутствует "лунная пыль" из той же "оперы", итог халатности, итог принципа "и так сойдет":
"Надо заметить, что во время съемок были досадные проколы с реквизитом. Так, в полете Аполлон-16 есть крупный план валуна с явными следами водной эрозии и обветривания. Поражает также полное отсутствие пыли на его поверхности - как будто его уже протер помощник режиссера."
Изображение
Велюров" отметил ещё один киноляп:
"Еще довольно глупо выглядят штанины астронавта. Видимо здесь консультанты картины забыли, что скафандр надут до пригодного для дыхания давления, в то время как снаружи полный вакуум. По идее, скафандр должен надуться как футбольный мяч. Например, это произошло с Алексеем Леоновым во время выхода в открытый космос. Дело в том, что заранее советские специалисты этого предусмотреть не смогли. Выяснить влияние этого фактора можно только на практике - т.е. в открытом космосе. Это говорит о недостаточной теоретической и практической подготовке отдельных консультантов фильма. Однако это простительно для американского кино - в фильме "Крепкий орешек-2" герой вообще бежит по крылу взлетающего самолета, при этом снежинки падают строго вертикально!"
Все это правильно, кроме одного: Вернер фон Браун не несет ответственности за указанные киноляпы. Браун не занимался кино съемками "лунных" путешествий американских актеров!

_________________
Большой Космический Обман США ЖЖ: http://neprohogi.livejournal.com/


Чт ноя 29, 2018 1:32 pm
Профиль WWW
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 8:46 pm
Сообщений: 123297
Откуда: Томск
Сообщение Re: Большой космический обман США
http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-6.htm
Велюров рассматривая устройство "космического" аппарата НАСА нашел любопытные нестыковки и аномалии, которые касаются странного несоответствия массы топливных баков в конструкциях программы "Аполлон" и массы топлива, которое размещалась в этих баках:
"Немного об устройстве лунного корабля.
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).
(«Пилотируемые полеты на луну, конструкция и характеристики Saturn-V Apollo» М., 1973г. Серия «Ракетостроение», т.3 http://www.epizodsspace.narod.ru/bibl/raketostr3/obl.html )
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 вытеснительной 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 23264 кг в нем залито 18500 кг топлива (данные для Аполлон-11). Иначе говоря, при вытеснительной системе топлива в камеру ЖРД, вес ракетной ступени составляет примерно 20..21% от общей массы изделия.
Изображение
Служебный отсек со служебной двигательной установкой
Изображение
Командный отсек корабля Apollo. Внутренняя оболочка гермокабины
экипажа и тепловой экран
Тем загадочней прозвучат следующие цифры: оказывается, посадочная ступень (нижняя часть лунного корабля, та что на "лапках") при сухом весе 1725 кг содержит 8172 кг топлива и еще около 200 кг 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 2360 кг топлива (относительный вес 1,46%); в четырех баках посадочной ступени весом 52,2 кг каждый умещалось 8150 кг 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 34 кг 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 34 кг, а ведь в ней всего 800 литров кваса (если мне не изменяет память). И квасная бочка совсем не под давлением... "
17 кг это приблизительная масса обычной канистры с металлическими стенками порядка 2-3 мм. В нее входит порядка 20-30 литров бензина. Можно конечно стенки сделать потоньше, меньше 1 мм (ужас) и увеличить объем бака... а потом под давлением закачать туда топливо, но очень трудно представить себе что в такой бак влезет 2360 кг топлива!!! Такой "мыльный пузырь" с тонкими стенками просто разорвет давление топлива на мелкие кусочки!

_________________
Большой Космический Обман США ЖЖ: http://neprohogi.livejournal.com/


Пт ноя 30, 2018 1:43 pm
Профиль WWW
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 8:46 pm
Сообщений: 123297
Откуда: Томск
Сообщение Re: Большой космический обман США
http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-6.htm
В 6 главе «32 МАЯ» Велюров первым обратил внимание на факт неустойчивости пепелаца -ЛМ в полете в "космосе" США. До него этот вопрос никем не рассматривался и не изучался. А все было на поверхности и вполне очевидно:
Изображение
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 1,6 г азотного тетроксида приходится 1 г смеси гидразина и диметилгидразина. Или примерно 900 топлива и 1460 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 4,3 и поперечника бака 1 м, речь идет о метрах - скажем одно плечо 1,25; другое 2,0.
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 45 кгс. 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 45 кгс. 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 ~ 2 м*(2,4 т/4,6 т)*10% = ~10 см. При этом возникает момент сил при работе взлетного ЖРД порядка M=0,1 м*15,6 кН=1,56 кН*м. Чтобы этот момент парировать, нам нужна суммарная тяга ЖРД РСУ с плечом ~2 м порядка 780 Н или ~80 кгс. Мы можем максимально дать тягу только пары ЖРД РСУ суммой 90 кгс.
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 5 см! 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."
Эти рассуждения не касаются еще одного очень интересного упоминания определения момента инерции цилиндрического бака с жидкостью. Жидкость-топливо усугубляет описанную ситуацию. В этом нетрудно убедиться просматривая доступные учебные пособия по определению момента инерции, например, по методу Жуковского:
https://cyberleninka.ru/article/n/priblizhennyy-metod-opredeleniya-momentov-inertsii-tel-s-zhidkim-napolneniem
Изображение
Изображение
Жидкость болтаясь в баке, из которого количество жидкости поступает в камеру сгорания и значит постепенно уменьшается в количественном отношении в баках, дополнительно будет способствовать к стремлению конструкции к кувырканию, к беспорядочному вращению .
Кто когда то носил ведра с водой на коромысле и в руках могут понять на сравнении этих двух способов перемещения жидкости. Повернуть с ведрами в руках , когда длина "рычага" стремится к нулю, гораздо легче и проще чем поворот с коромыслом и ведрами на нем, когда l больше нуля, чем длиннее коромысло, тем проблемнее будет осуществление любого поворота. Начинаешь поворот и нужно усилий больше для прекращения движения ведер и вода начинает бить в стенки ведра (выплескивается, если воды много) Если учесть эту ситуацию с определением моментов инерции тел с жидким наполнением, картина становится ещё более удручающей: ступень, конструкция с баками разнесенными по краям, наполненные жидкостью, будет неустойчивой.
Необходимо размещать баки с жидким топливом как можно ближе к центру масс, это понятно любому нормальному специалисту, имеющему элементарные знания по физике. Американские обманщики, создававшие такие пепелацы этими познаниями не обладали!
Принцип их рассуждений был простой: И так сойдет! Простаки все проглотят, не подавятся. Любую глупость признают самым верхним пиком, самым лучшим достижением "прогрессивной" "американской технологии"!

_________________
Большой Космический Обман США ЖЖ: http://neprohogi.livejournal.com/


Вс дек 02, 2018 7:43 pm
Профиль WWW
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 8:46 pm
Сообщений: 123297
Откуда: Томск
Сообщение Re: Большой космический обман США
http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-6.htm
В главе 6 «32 МАЯ» "Велюров" самым первым из всех критиков Лунного Обмана США, указал на существенные ошибки "технических писателей" НАСА, допущенных ими при описании верхней "взлетной" части, так называемого "Лунного Модуля". Это глупость писак НАСА состоит в отсутствии в конструкции платформы пепелаца-"ЛМ" под соплом "взлетного ЖРД" проема, отверстия, газоотвода, куда раскаленный газ , "взлетный факел" из сопла указанного ЖРД должен истекать. Большой ошибкой этих же писак (публикация Шунейко И.И.) было отсутствие указание на то, что под соплом "взлетного ЖРД" должно быть некое подобие дефлектора, "газорассекатель", который бы рассеивал раскаленный газ в стороны от сопла.
Автор сосредоточил свое внимание на первой, основной глупости, основывая свою критику этой нелепости -отсутствие газоотвода на взлетной платформе пепелаца "ЛМ", на основании перевода американских глупостей в исполнении Шунейко И.И.
( «Пилотируемые полеты на луну, конструкция и характеристики Saturn-V Apollo» М., 1973г. Серия «Ракетостроение», т.3 http://www.epizodsspace.narod.ru/bibl/r ... 3/obl.html
РАКЕТОСТРОЕНИЕ ; Том 3; И. И. ШУНЕЙКО; ПИЛОТИРУЕМЫЕ ПОЛЕТЫ НА ЛУНУ, КОНСТРУКЦИЯ И ХАРАКТЕРИСТИКИ SATURN V APOLLO ;
МОСКВА 1973 )
"Велюров" об отсутствии газотвода:
Изображение
"Взлетная ступень лунного корабля
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. "
Глупость от писак НАСА очевидная, и она подтверждается другими источниками информации, на которые указывает автор:
Изображение
Изображение
"На рисунке хорошо видно, что срез сопла на одном уровне с плоскостью днищ баков - а они фактически лежат на нижней ступени.
Изображение
Если хотите, то можете сами аккуратно линеечкой провести прямую линию вдоль сечения сопла. "
Действительно, если опустить конструкцию на платформу, то сопло однозначно будет на одном уровне с баками и существенного зазора между соплом и платформой не будет.
Изображение
Низ под соплом взлетного ЖРД абсолютно плоский! Куда газу истекать-то!?Нижняя часть ЛМ крупным планом. Позиция №104 - теплозащитный щит, или Ascent Engine blast deflector. ( Дефлектор взрыва двигателя восхождения)
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 вот на этом моменте надо обратить внимание, что в у переводчика американских сказок Шунейко И.И. отсутствует указание на наличие некоего дефлектора, и, если верить переводу названия, это не совсем теплозащитный щит:
http://www.epizodsspace.narod.ru/bibl/raketostr3/1-4.html
" Изображение
Рис. 14.18. Рама посадочной ступени лунного корабля и детали рамы."
Как первый вариант конструкции с квадратным "дефлектором" №104, так и второй вариант с круглой "пластиной", судя по их виду были вогнуты внутрь от сопла, а значит они были не дефлекторами...а рефлекторами. И проблема все равно остается: отсутствие газоотвода, проема, отверстия между соплом и этим самым "дефлектором", который на самом деле рефлектор, что только усугубляет ситуацию. Такая пластина не рассеивает раскаленный газ в сторону, вбок от сопла а наоборот отражает молекулы, ионы газа...обратно в сопло ЖРД!
Автор популярно и доступно объяснил, для чего нужен газоотвод, отверстие, проем между соплом и платформой и дефлектор-"газорассекатель":
"Зачем вообще нужен зазор перед соплом?
Хотя все вполне очевидно, тем не менее, после первой публикации этого факта возникла масса вопросов у читателей: 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."
Предельно доступно и понятно!

_________________
Большой Космический Обман США ЖЖ: http://neprohogi.livejournal.com/


Вс дек 02, 2018 10:47 pm
Профиль WWW
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 8:46 pm
Сообщений: 123297
Откуда: Томск
Сообщение Re: Большой космический обман США
http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-6.htm
Автор популярно и доступно объяснил, почему нельзя упирать сопло "взлетного двигателя" в такую преграду, даже самые несообразительные и не очень образованные люди эти аргументы должны были понять:
"Некоторые оценки, которые проводились на компьютере, показывают, что стартовый заброс давления на срезе сопла при зазоре в 10см может достигать ~1атм и более, хотя нормальное установившееся давление на срезе сопла вышеописанного агрегата в шестьдесят и более раз меньше атмосферного - что-то около ~0,016атм.
Можно подойти с другого конца. Даже самовоспламеняющиеся компоненты не загораются мгновенно. Есть такая штука, как индукция зажигания топливной смеси - время задержки от соприкосновения капель топлива до его воспламенения. В начальный период работы двигателя может возникать заброс давления где-то в полтора раза из-за того, что первая порция топлива еще не воспламенилась, а ей в затылок уже подпирает следующая.
Эффект от утыкания сопла в преграду, на примере ЛМ, будет сопоставим со взрывом небольшого безоболочечного устройства мощностью 150..250г. тротилового эквивалента. Такой «ручной гранаты» под *** у астронавтов вполне хватит, чтобы пробить осколками все баки и кабину, оторвать сопло и раскидать ошметки корабля в радиусе 50 метров. Разумеется, при условии, что кто-либо вздумал использовать макет лунного модуля ЛМ по его прямому назначению…
Можете полюбоваться на весьма странные кадры старта ЛМ с элементами пиротехнического шоу (короткая яркая вспышка в районе сопла - и клочки летят по закоулочкам):
Изображение
Все военнообязанные граждане знают, что строго-настрого запрещается упирать казенную часть гранатомета в стену или иную преграду – беды не оберешься. К сожалению, не все в Америке знакомы с этой прописной истиной, иначе они обязательно что-нибудь придумали более оригинальное."
Американские обманщики сочинившие эту нелепую "конструкцию" пепелаца с упертым соплом "взлетного двигателя" в платформу, где сопло закрывал то ли тепловой щит квадратной формы, то ли "дефлектор" №104, который по форме являлся рефлектором, круглой формы, не имели представления о реальном конструировании в ракетостроении и создании ЖРД. Самый безграмотный человек может легко понять суть этой проблемы, прочитав слова: "упирать казенную часть гранатомета в стену или иную преграду нельзя"!
Автор также ссылается на конструкцию советского, лунного корабля, которую планировали создать в СССР:
На рисунке ЖРД отмечены номером 25. Как видите, в советском корабле газовый факел вполне нормально расширялся в отверстие в днище и уходил через зазор не меньше 1,3 м между поверхностью и поднятым на "лапах" кораблем.
Изображение
Советский лунный корабль
Вот в таких вот нелегких условиях и совершали свои "подвиги" 20 июля 1969 года астронавты корабля "Аполлон-11". "
Находка "Велюрова" бесподобной глупости американских обманщиков вызвала бурную реакцию многочисленных защитников НАСА и США, и также "технических писателей" НАСА, которые очень быстро обнаружили "дефлектор" и проем, с их точки зрения достаточный по размерам, чтобы избежать катастрофы при взлете с "Луны" США верхней части пепелаца "ЛМ". Вот он этот "дефлектор", теперь под номером 210:
Изображение
Какая была бурная радость по этому поводу у фанатов америкаской , наглой лжи ! "Велюров" "повержен" и опозорен! Ну что получил проклятый опровергатель....Но оказалось, что адвокаты американской лжи сильно поторопились с праздником по поводу опровержения аргумента "Велюрова"!
Глупым защитникам американского обмана, которые обнаружили такой "дефлектор 210" и выложили в Интернете, в открытом доступе "проектную документацию" этой конструкции, было невдомек, что они подложили очередную, большую "свинью" своим американским хозяевам! Самое печальное : размер "проема" между "дефлектором" и соплом , хоть по горизонтали, хоть по вертикали, хоть под углом, ну никак не достигал расстояния более одного метра, а именно такой проем нужен для отвода струй газа в отсутствии газорассекателя (буденовки). Никак показанный размер "проема" не достигал величины половины диаметра сопла "взлетного двигателя" верхней части пепелаца-"ЛМ", при любом из трех измерении из вариантов , указанных выше!
И наконец совсем катастрофическая ситуация для глупости американских обманщиков усугубляется тем, что показанный "дефлектор 210" на самом деле, является рефлектором, который не рассеивает струи газа в сторону от сопла, что должен делать настоящий дефлектор, а наоборот, отражает раскаленный газ обратно в сопло, как бы фокусирует его внутри сопла. Это фокусирование струй газа под соплом усугубляет эффект, указанный автором: "Эффект от утыкания сопла в преграду, на примере ЛМ, будет сопоставим со взрывом небольшого безоболочечного устройства мощностью 150..250 г. тротилового эквивалента"
Следует добавить, к сказанному, что кадры взлета Пепелаца с "Луны" США это съемка макета "Лунного модуля", выполненная в песочнице, в студии с помощью тонких струн, к которым был прикреплен макет и стандартного фейерверка. Именно поэтому "невидимое пламя" из сопла макета становится хорошо видимым в первый момент взлета макета:
Изображение
И именно поэтому, благодаря таким металлическим струнам, покрашенным в черный цвет черного фона, макет двигается строго вверх не отклоняясь в сторону. Там на верхней части студии высотой метров 15 или больше (такие ангары у НАСА были) с помощью системы крана конструкцию макета уводят вбок, влево от камеры :
Изображение
При этом "невидимое пламя" из сопла "взлетного двигателя" опять становится прекрасно видимым. Здесь можно использовать или электрический фонарик, имитирующий у макета работу "ЖРД", или новый малый "фейерверк" , который тоже прекрасно может сыграть роль работающего "ракетного двигателя".
Естественно, оператор, снимавший этот процесс находился в студии и он не был разделен расстоянием в 380 000 км от объекта съемки. Поэтому оператор плавно сопровождает изображение макета, направляя в нужный момент окуляр камеры на макет "ЛМ".
Следует также обратить внимание на поведение "лунной" пыли около платформы на "Луне" США. Пыль "стелется" вдоль "лунной" поверхности, не поднимается вверх, не затрудняя обзор камере, это хорошо видно на 10 секунде ролика взлета:
Изображение
В условиях малой гравитации и отсутствия атмосферы, будь такая ситуация на реальной Луне, реальная лунная пыль поднялась бы на значительное расстояние в высоту, была бы отброшена на большое расстояние в стороны, в том числе в направлении камеры. Обзор этого события был бы скрыт и наблюдалась бы картинка в виде "тумана". Ничего бы не было видно. Но в студии, где количество пыли минимально, грунт песочницы можно увлажнить и даже слегка подморозить, чтобы не вышло такого казуса, как сокрытие изображения макета, получения плохих кадров взлета пепелаца, макета с поверхности "Луны" США.
Картинка демонстрации процесса, когда "лунная пыль" двигается вдоль поверхности "Луны", конечно же показывает наличие Атмосферы и земной гравитации. Обманщики не могли учесть такие моменты по причине своей халатности, разгильдяйства и невероятного невежества!

_________________
Большой Космический Обман США ЖЖ: http://neprohogi.livejournal.com/


Вт дек 04, 2018 5:41 pm
Профиль WWW
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 8:46 pm
Сообщений: 123297
Откуда: Томск
Сообщение Re: Большой космический обман США
http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-7.htm
Велюров в Главе 7 «НИКТО НЕ ХОТЕЛ УМИРАТЬ...» исследовал тему перегрузок при возвращении космического аппарата с живыми существами, при вхождении в Атмосферу. При этом автор сообщил информацию, которая касается другой темы: радиационных поясов Земли и негативного влияния их на живой организм. Вот она эта информация о возвращении космического аппарата , летящего со стороны Луны, в "точке входа в атмосферу...над Южным полюсом":
Источник (3) сообщает нам следующее: "В самом конце 1966 г. вышло правительственное постановление о разработке проектов пяти плавучих измерительных пунктов для программы Л1 – четырех телеметрических и одного командно-измерительного. Они были необходимы для обеспечения полета Л1 на участке возвращения к Земле, невидимом с территории СССР. По командам плавучего КИП выполнялась третья коррекция, обеспечивающая вход спускаемого аппарата (СА) в заданный «коридор» под требуемым углом. Он же принимал телеметрическую информацию и производил измерения параметров траектории Л1. Телеметрические плавучие пункты размещались вдоль трассы спуска, от точки входа в атмосферу над Южным полюсом до конца зоны видимости из акватории Индийского океана".
Особо хочу обратить внимание читателей на следующую фразу: "Штатная посадка планировалась на территорию СССР в Казахстане. В случае нештатных ситуаций спуск происходил по баллистической траектории в акватории Индийского океана. В этом случае телеметрические суда участвовали совместно с судами Поисково-спасательной службы (ПСС) ВМФ в поиске объекта".
( 3. К 35-летию полета корабля «Зонд-5», журнал "Новости космонавтики" 09-2003г. http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/250/39.shtml )
Автор видимо не понял важность этого сообщения до конца. Его интересовала другая тема "Двойное погружение в атмосферу".
Способ избежать негативного влияния воздействия радиации со стороны радиационных поясов Земли (РПЗ) есть. Это полет в обход РПЗ, через полюса Земли. Старт через Северный полюс, возвращение через Южный полюс. В этом случае есть шанс избежать проблем, связанных с длительным прохождением РПЗ при полете по траектории , проложенной напрямую через указанные радиационные пояса. Советские специалисты это скорее всего понимали. Они направили траекторию полета космического аппарата с живыми организмами в обход РПЗ , через полюса Земли. И расчет этот оправдался. Черепашки получили минимальные дозы облучения и остались живы.
Правда с черепашками из "Зонда" случилась другая беда: глаз один у черепашки выпал из роговицы при...больших перегрузках! И вот здесь "Велюров", в этой теме приводит просто убийственные аргументы, которые и объясняют почему у черепашки при возвращении на Землю "Зонда " выпал глаз. У черепах глаз в роговице закреплен значительно надежнее чем у человека. Не сложно догадаться, чтобы произошло с глазами человека в этом случае.
Вот описание автором проблемы перегрузок на примере параметров советских космических аппаратов, летящих со стороны Луны к Земле, и параметров "лунного полета" "Аполлон 13" , которые были представлены американскими обманщиками для мировой общественности :
"Итак, мы выяснили следующее: спускаемому аппарату (СА) надо заходить на посадку под требуемым углом и попасть при этом в некий "коридор". Цитата: "при возвращении космического аппарата после полета к Луне, когда скорость его входа в земную атмосферу близка ко второй космической скорости, проблема спуска усложняется в связи с увеличением перегрузок и повышением напряженности теплового потока. Для успешного решения задачи спуска надо в этом случае очень точно выдерживать «коридор» входа в атмосферу, который определяет границы по углу входа в атмосферу. В случае больших углов возникают большие перегрузки, и, наоборот, при очень малых углах атмосфера может не «захватить» спускаемый аппарат..."
Изображение
Рис.2 Двойное погружение в атмосферу:
1 — первый вход в атмосферу;
2 — выход из атмосферы;
3 — второй вход в атмосферу;
4 — посадка;
5 — условная граница атмосферы;
6 — коридор входа
Советские ученые решили эту проблему так (4): "При достаточно крутом входе в атмосферу, когда угол входа не больше 2°, траектория спускаемого аппарата даже при малых постоянных значениях угла атаки и небольшом коэффициенте качества (в пределах 0,2–0,3) содержит восходящие участки, т.е. возможно рикошетирование аппарата. В этом случае допустимо двойное погружение спускаемого аппарата в атмосферу (рис. 2). При подлете к Земле со второй космической скоростью при угле входа 3° спускаемый аппарат после первого погружения выходит из атмосферы на эллиптическую орбиту и затем вновь входит в атмосферу, но уже на расстоянии 10000 км от точки выхода".
( 4. Попов Е.И. «Спускаемые аппараты»,1985 г http://www.epizodsspace.narod.ru/bibl/popov_sa/obl.html )
На этом фоне выглядят особо странным профанация мер поиска и спасения экипажа у американцев. Почему-то у них все спускаемые аппараты всегда приземлялись в радиусе обычно трех-пяти морских миль (!!!) от какого-нибудь авианосца, при этом спасательные группы всегда ожидали аппарат только в одной точке.
Даже сейчас, когда полеты на орбиту Земли стали рутиной, поисково-спасательные отряды российских служб всегда готовы к приему гостей в двух точках - точке управляемого спуска, и точке баллистического спуска. Эти точки при спуске с орбитальной станции разнесены не очень далеко - всего 500 км. Но при возвращении со второй космической скоростью разница в точках приземления идет на тысячи километров. Почему-то в НАСА этот момент как-то упустили. Скажем больше - когда неуправляемый корабль Apollo-13 несся к Земле, и экипаж, как утверждают в американском ЦУПе, вручную (!) пытался попасть в этот самый коридор (а это всего 10 км), даже тогда баллистики считали только одну возможную точку посадки. Почему не две? Может просто они этого не знали?
В источнике (1) есть один очень забавный рисунок: на нем советские ученые дорисовали(!) американцам недостающую вторую точку посадки. Видимо, у них в голове не укладывалось, что капсула может упасть только в одном строго заданном месте и все. Этот рисунок иначе как условность рассматривать нельзя, ведь меньшему углу входа как правило соответствует большая дальность, но не наоборот - как это показано на рисунке. Так что речь идет именно о длине сектора приземления.
Изображение
На рис.3 : Ориентация командного отсека корабля Apollo при входе в атмосферу, процесс раскрытия парашютов и посадка в Тихом океане"
Надо признать очевидное у "технических писателей" НАСА не было указания на "Двойное погружение в атмосферу". Вот пример схемы возвращения:
https://spaceflight.nasa.gov/gallery/images/apollo/apollo10/html/s69-34073.html
Изображение
https://spaceflight.nasa.gov/gallery/images/apollo/apollo10/lores/s69-34073.jpg
S69-34073 (1969) --- An illustration showing a mission profile of a lunar orbit flight by the National Aeronautics and Space Administration. "
Да и в переводе американских глупостей от Шунейко И.И. нет упоминания о двойном погружении в Атмосферу:
http://epizodsspace.airbase.ru/bibl/raketostr3/4-3.html
"Вход в атмосферу и посадка на Землю
24 июля корабль Apollo-11 приблизился к Земле, в То +194 ч 48 мин командный отсек отделился от служебного отсека и через 15 мин вошел в атмосферу Земли на высоте 122 км со скоростью 11 025,5 м/сек на расстоянии 2380 км от расчетной точки посадки.
Главные парашюты открылись в To+195 ч 11 мин, командный отсек произвел посадку в Тихом океане юго-западнее Гавайский о-вов в Tо+195 ч 17 мин 53 сек на 1 мин 12 сек раньше времени, предусмотренного планом полета"
Нет упоминания о "двойном нырке" в Атмосферу у Шунейко И.И. в таблице 24:
Изображение
"Вход в атмосферу Земли (H= 120 км.) 195:05:04
Посадка 195:17:53"
Ничего общего с методикой советских специалистов , с методикой "двойного погружения в Атмосферу" у американских лгунов не было, при описании параметров и самого процесса вхождения в атмосферу!

_________________
Большой Космический Обман США ЖЖ: http://neprohogi.livejournal.com/


Ср дек 05, 2018 10:41 am
Профиль WWW
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 8:46 pm
Сообщений: 123297
Откуда: Томск
Сообщение Re: Большой космический обман США
http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-7.htm
Автор приводит интересные сведения о полете космических аппаратов "Зонд", о зависимости возникающих перегрузках от угла входа в атмосферу :
Генерал Каманин так описывал процесс посадки советского лунного корабля "Зонд" (7): "Корабль, по расчетным данным, должен входить в атмосферу Земли под углом 5—6 градусов к плоскости местного горизонта. Уменьшение угла входа от допустимых значений всего на один градус чревато возможностью «не захвата» корабля атмосферой Земли. Превышение угла входа на один градус ведет к возрастанию перегрузок от 10—16 единиц при расчетном спуске до 30—40 единиц, а более значительное увеличение этого угла будет опасно не только для экипажа, но может привести и к разрушению самого корабля. Иными словами, корабль должен пролететь более 800 000 километров по трассе «Земля — Луна — Земля» и на скорости 11 километров в секунду попасть в зону («воронку») безопасного входа диаметром 13 километров. Такая высокая точность может сравниться лишь с точностью, потребной для попадания в копейку с расстояния 600 метров".
В дневниках генерала Каманина есть четкое упоминание, что расчетный коридор имел значение условного перигея 49 км плюс-минус 7 километров. Это означает перигей от 42 км до 56 км. К примеру, Зонд-5 из-за отказа системы ориентации, имел перигей ~35 км ( т. е. промахнулся и шел баллистикой с перегрузками до 16 единиц) а Зонд-6 шел по трассе с перигеем ~45 км (попал в коридор, при этом максимальные значения перегрузок на этом участке составляли 4-7 единиц) и совершил удачный маневр-прыжок длинной 9000 км."
Вот собственно почему у черепашки выпал глаз из роговицы при полете КА "Зонд 5", перегрузки были аномальными: 16 g . Запоминаем таким перегрузкам соответствует перигей 35 км.
"Велюров" начинает выяснять, а какие были параметры американского "полета", какая величина перигея, градуса под которым, якобы, американский КМ входил в атмосферу, согласно американским сказкам.
"Велюров" в отличии от других критиков Лунного обмана США использует в качестве аргументов вполне простые и очень грамотные расчеты параметров траектории американского "полета" к "Луне" США на основе величин, представленных в открытых источниках информации американскими обманщиками. И вот какой условный перигей был у американских "Аполлонов":
"Давайте рассчитаем условный перигей траектории Аполлонов. Если мы знаем параметры траектории для некоторой точки: Vвх, θвх, Hвх, то из системы уравнений: (здесь r - радиус-вектор точки, r=ro+Hвх; μ - гравитационный параметр Земли)
r•v•cos(θ) =const - второй закон Кеплера;
v²/2 – μ/r =const - закон сохранения энергии;
Нам не известны vп и rп в точке перигея, но известно, что в точке перигея θперигей=0
rвх • vвх • cos(θвх) =rп • vп
vвх²/2 – μ/rвх =vп²/2 – μ/rп
Далее система двух арифметических уравнений с двумя неизвестными сводится к квадратному:
rп² • (vвх²/2 – μ/rвх) + rп • μ – vвх² • rвх² • cos² (θ)/2 = 0
Дабы не отяжелять текст, приведу результат: для стандартного угла входа -6,5° на высоте ~120 км получаем перигей в районе ~36 км. И еще один момент нужно учесть. Нагрузка на мидель (площадь сечения перпендикулярного вектору скорости) у кораблей Аполлон и Зонд/Союз отличается в полтора раза: у Аполлона 5560 кг веса на 12 кв.м. миделя, а у Союза - 2850 кг на 3,8 кв. м. миделя; т.е. у Аполлона "парусность" в полтора раза выше. Это означает, что аналогичные аэродинамические силы будут для него достигается в несколько более высоких слоях атмосферы. Для того, чтобы траектория спуска Союза и Аполлона имела одинаковый "профиль" с точки зрения аэродинамических сил, последний при равной скорости должен находится на высоте, где плотность воздуха в полтора раза меньше.
Сделаем оценку параметра: пусть плотность атмосферы ρ=ρ0 • exp( –h/h0); h0=~7170 м;
Тогда расстояние между высотой траектории Союза h1 и Аполлона h2
ρ1 / ρ2 =1.5=exp( (h2 –h1)/h0 ); (h2 –h1)=0.405 • h0; (h2 – h1) =~2,9 км;
Это означает, что средний профиль траектории Аполлона при прочих равных условиях, для достижения одинаковых перегрузок, должен быть выше на ~2,9 км.
Итак, мы рассчитали параметры коридора входа для СА Аполлон как множество эллиптических орбит с перигеем в диапазоне от 44,9 км (42+2,9) до 58,9 км (56+2,9) при средней линии 51,9 км (49+2,9). В угловых параметрах для высоты 120 км наклон скорости к местному горизонту должен быть в диапазоне от –5,6° до –6,1°. К сожалению, Аполлон промахивался мимо коридора и шел ниже - в районе плюс-минус 36 км перигея или -6,5° угол входа."
Получается перигей в районе 36 км . Это значение близко к величине перигея КА "Зонд 5" 35 км, когда у черепашки при перегрузках 16 g глаз выпал из роговицы.
Но на этом проблемы американцев не заканчиваются. "Велюров" обратил внимание на другой интересный и любопытный факт:
Изображение
"А теперь вернемся к нашим американцам. Источник (5) дает нам подробные сведения о параметрах входа в атмосферу и посадки СА Аполлон. Так, "тормозной" путь у них находился в районе 1300 морских миль = 2400 км. Иногда на сотню больше, иногда на сотню меньше. При этом типичный угол входа в атмосферу равен 6,5° при максимальных перегрузках меньше 7g. (Все углы входа американцы уже отсчитывали от высоты ~400 тыс. футов или ~120 км, хотя до этого - на рис.5 такой отсчет велся от высоты ~300 тыс.футов или ~91 км).
В том же источнике (1) есть карта места посадки корабля Apollo-11. Я долго не мог понять, что с ней не так, потом понял: область возможных посадок, или район поиска, находится впереди точки приземления. Дело в том, что точка баллистического спуска всегда находится (на траектории) перед точкой управляемого спуска. Но не наоборот. Чем отдаленней точка приземления от места входа в атмосферу, тем глубже аэродинамический маневр в атмосфере. Чем ближе к точке входа- тем больше траектория приближается к классической баллистической параболе. "
( 1. http://www.epizodsspace.narod.ru/bibl/raketostr3/obl.html
5. http://history.nasa.gov/SP-4029/Apollo_18-40_Entry_Splashdown_and_Recovery.htm )
А чем больше траектория приближается к классической баллистической параболе тем больше...перегрузки! Больше той перегрузки при которой глаза начинают выпадать из роговицы и черепашек. Человеческому глазу нужны перегрузки поменьше, чтобы вылететь вон из организма!
"Велюров" о вероятном, аномальном значении перегрузок, которые , если верить американским сказкам, должны были превысить 20 g при спуске КМ "Аполлон" в атмосферу Земли:
"Численное моделирование на компьютере показывает, что при входе в секторе от -5,6° до -6,1° капсула Аполлона испытала бы максимальные перегрузки в пределах 4÷7 единиц с возможностью "прыжка" на расстояние 6000 км ...9000 км. А в случае срыва на баллистический спуск перегрузки не превысят 10÷11 единиц.
Если принять угол входа в районе -6,5° то максимальные перегрузки при управляемом спуске достигнут ~9 g, баллистический спуск - до ~16 g (примерно под таким углом входил Зонд-5, так что данные численного расчета совпадают с данными конкретного полета). Для крайних случаев с максимальным углом входа -7,08° (Аполлон-4) перегрузки составят ~12g при управляемом спуске, и ~22 g на баллистике"
22 g даже страшно представить, что случилось бы с американскими актерами, окажись они в реальности в таком космическом корабле с такими параметрами полета, спуска и перегрузками.

_________________
Большой Космический Обман США ЖЖ: http://neprohogi.livejournal.com/


Чт дек 06, 2018 1:10 pm
Профиль WWW
Показать сообщения за:  Сортировать по:  
Ответить на тему   [ Сообщений: 4565 ]  На страницу Пред.  1 ... 301, 302, 303, 304, 305  След.

Кто сейчас на форуме

Сейчас этот форум просматривают: нет зарегистрированных пользователей и гости: 1


Вы не можете начинать темы
Вы не можете отвечать на сообщения
Вы не можете редактировать свои сообщения
Вы не можете удалять свои сообщения
Вы не можете добавлять вложения

Найти:
Перейти:  
cron
Powered by phpBB © 2000, 2002, 2005, 2007 phpBB Group.
Designed by STSoftware for PTF.
Русская поддержка phpBB