Так я не понял:

1. Чё там с баком для инъекций, сдувающих плазму в сторону?

2. Как там насчет манекена в скафандре без ранца с системой терморегуляции?

Проблемы уже решены?

Космос Алексея Леонова
13 апреля 2011 На нём полетел в космос первый в мире космонавт Юрий Гагарин 12 апреля 1961 года. А.Леонов. … Температура на поверхности капсулы повышается до 10 тысяч градусов - выше, чем на поверхности Солнца.
Картины героя СССР, летчика-космонавта Алексея Леонова....
12 апреля 2011 Ко дню космонавтики. Картины героя СССР, летчика-космонавта Алексея Леонова. Вторник, 12 Апреля 2011 г. 07:14 (ссылка) … Температура на поверхности капсулы повышается до 10 тысяч градусов - выше, чем на поверхности Солнца.
Леонов напоминаю яростный защитник НАСА

Ну-с, подтверждаем мою правоту цифрами.
Итак, возвращаемый аппарат корабля ПТК НП (согласно эскизному проекту):
- температура на лобовом щите - от 1500 до 1900 К (1227...1627 град С) при ламинарном обтекании и от 1400 до 2000 К (1127...1727 град С) при турбулентном обтекании
- температура боковой поверхности - от 500 до 1400 К (227...1127 град С) как при ламинарном, так и при турбулентном обтекании.

А вот данные из статьи БЮРО НАУЧНО-ТЕХНИЧЕСКОЙ ИНФОРМАЦИИ ЦАГИ № 12 (ИЗО) Июнь 1969 г. "ИССЛЕДОВАНИЯ КОСМИЧЕСКИХ ТРАНСПОРТНЫХ АППАРАТОВ". Статья переводная с "NASAвского" Но в то время советские ученые, видимо, не подозревали о "лунной афере" и тут же бы разоблачили происки "американских имперьялистов". Поскольку они этого не сделали, можно полагать они считали результаты расчетов верными. В статье приведены данные по максимальным температурам поверхности различной формы возвращаемых аппаратов. В частности, для ВА сегментально-конической формы (типа "Аполлона" или "Джемини" с "Меркурием", либо все того же ПТК НП) указано (для штатного управляемого спуска):
- максимальная температура лобового щита 1460 град С
- для боковой поверхности максимальные температуры различных участков лежат в диапазоне от 590 до 870 град С.
Там же указаны максимальные рабочие температуры для различных конструкционных материалов:
- сплавы на основе никеля - до 1200 град С
- титановые сплавы - до 915 град С
- бериллий - до 815 град С.

Или как: танка Т-82 в природе не существовало. Картинка, что Вы привели - обычный Т-80У или Т-80УД (прототип украинского Т-84).



Планы были, значит, собирались. И целую программу Н-1 Л-3 соорудили.



Прекрасно знаю. Это примерная высота отделения боковушек "Союза". И никуда дальше штатной зоны падения они не улетают. Хоть со взрывом, хоть без. Вот занятный Вы человек: в полеты американцев на Луну не верите, а в такую хрень - залет обломков Н-1 аж на Камчатку - да



А Вы в каждую байконурскую байку свято веруете?

[

Ну, родственник, может, и знает.



Теория была, практики не было. У американцев была теория и была практика. Поэтому им "фантастическая советская технология" была нафик не нужна



Конечно разные! А зачем создавать новую ракету с теми же ТТХ что и у старой?!
Сравним:
СССР: Ракета Р-5 - стартовая масса 28 т следующая Р-7 стартовая масса 267 т (рост почти в 10 раз), затем - Н-1 со стартовой массой 2800 т (рост по сравнению с Р-7 в 10 раз). Не смущает? УР-500 не считаю, т.к. создавалась в другом КБ и начала проектироваться позже Н-1.(кстати, следующая РН УР-700 должна была иметь стартовую массу в районе 4000 т).
США: Ракеты "Юпитер", "Тор" - стартовая масса около 40 т, "Атлас", "Титан-1" - стартовая масса 110-120 т, "Титан -2" - стартовая масса 150 т, "Сатурн-1" - стартовая масса 520 т, "Сатурн-1Б" - стартовая масса 590 т, "Сатурн-5" - стартовая масса 2950 т (рост по сравнению с "Сатурн-1Б" всего-то в 5 раз!).



Мы чай не в церкви. Я не верю, я предпочитаю знать.

Так почему совок приводит нам данные ПТК НП - Пилотируемый транспортный корабль нового поколения. Читайте НОВОГО поколения. Мы эти аппараты не рассматриваем. Нам надо данные СТАРОГО поколения! Где и двигатели торможения были не те что на новом. И главное тех температур , что назвал совок, хватит чтобы уничтожить белую надпись обычной краски на борту Меркурий и Джемини.
Да ещё, тех температур, что назвал совок для теплового экрана хватит, чтобы тепловой экран на Меркурии и Джемини был обгорелым. Но этого ничего нет!
Если такие температуры были на капсулах, то почему Союзы, возвращенные из космоса , защищенные Абляционной защитой прилетели все обгорелые. Если там сверху был асбест то температура горения асбеста: от 1500 º С
Асбест выгорел и на верхней части капсулы

Мне кажется, что дискуссия беспредметна в принципе. Температуру ЧЕГО мы осуждаем? Стенки? Продуктов сублимации? Ионизированных частиц вблизи стенки? ...

"Советский инженер" в этом посте уверяет нас, что увеличивая вес ракеты по логарифмическому закону, сложность разработки не увеличивается или растёт по линейному. Однако практика РКТ говорит о другом, что позволяет усомниться в том, что пост действительно принадлежит инженеру, а не агитатору. И говорить нужно не о весе ракеты, а о ПН на целевой орбите, например НОО. Иначе можно создать тяжёлого монстра под 1000т с ПН на НОО 5т и отчитаться о достигнутом успехе.
Обе страны в начале 60-х приступили к созданию супертяжёлых носителей перепрыгнув через тяжёлые - 50 тонн. Т.е. с 20 т и сразу до 90-140т на НОО. В технике так не бывает, поэтому обе попытки провалились. Однако США заявили, что их проект удался в чём есть сомнения. Удачные конструкции живут долгую жизнь, как советская "Семёрка" и "Протон", а не отправляются в музей. Реально доказанными являются достижения в создании таких тяжёлых ракет только в 80-х годах прошлого века: в США Спейс-шаттл и в СССР "Энергия".
Обман США в заявлениях о создании рекордного Сатурн-5 породил дивергенцию в РКТ, когда специалисты до сих пор не могут объяснить феноменальные достижения НАСА в 60-х и их неудачи в первой декаде XXI века (Арес-5). Вот, например, одно из таких недоумений:

Где я об этом говорил? Не надо за меня додумывать, если что-то не поняли - спросите.



А здесь Вы неправы. Технологические и технические сложности определяются в гораздо большей степени габаритами и массой ракеты в целом, а не ее ПГ. И если бы Вы интересовались историей ракетостроения, то могли бы знать, каким образом выбиралась, например, размерность Н-1. И что стартовая Н-1, определенная в 2200-2500 т в 1960-61 гг. рассматривалась как предельная, но вполне достижимая, для советской промышленности без серьезной ее перестройки.



Доказательств провала американской попытки так никто и не представил.



100-тонники оказались явно преждевременны, под них нет реальных (читай тех, под которые готовы выделять финансы) задач. Точно также, как нет задач и под 50-тонники. Что-то можно наскрести для 40-тонника, и то он сейчас не нужен - для имеющихся задач хватает РН размерности "Протона", "Ангары-5" или "Дельты-4Хэви".



Ну, про обман - это только предположения, фактов как не было, так и нет. Какие специалисты "не могут объяснить"? Арес-5 даже не начали толком проектировать (все осталось на уровне выбора основных проектных параметров), когда программу прикрыли за ненадобностью. Скажем так, никакой технической неудачей и не пахнет. А закрытие "Констеллейшн" кто-только не предсказывал, и даже еще в 2006-07 гг. Пилотируемые программы такого масштаба просто не нужны, от них нет практической пользы. Может, это и не очень хорошо, но таков современный капитализм.




Сыромятников при всем к нему уважении, занимался системами стыковки, а не комплексной разработкой ракетно-космических транспортных систем. Поэтому его мнение в данном случае - не мнение эксперта. Кстати, как Вы себе представляете "Сатурн-5" в качестве носителя "челнока"?

Температура на поверхности абляционного покрытия Союза никаким датчиком фиксироваться не могла! Речь именно о ней и там в первый момент 7000- 8000 градусов. Это без вариантов! Потом торможение атмосферой и уменьшение температуры. Датчики просто вспыхнут и будут уничтожены на абляционном слое Союза.
На новом аппарате датчики не могли установить температуру на поверхности капсулы по любому.
они будут уничтожены сразу же.
Да Вы правы, надо было сразу уточнить

Вах, какая прелесть! А Вы в курсе, что кварцевая плиточная ТЗП "Бурана" и шаттла имеет меньшую плотность, чем использовавшаяся ранее
абляционная ТЗП?http://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/0/06/Saturn_I_profiles.jpg
И почему бы "Титан-2" не смог бы оторвать от Земли более легкий корабль?

Ну очень интересно! Получается, что даже при монтаже этой ступени на ракету мы с боку увидели бы эти чудесные водородные двигатели... или хотя бы снизу? Но НАСА нам не показало как эти чудесные двигатели вместе с этой ступенью монтируются на ракета раннего "Аполлона" типа А101



Что же они пропустили этот момент?
А пропустили они его потому, что устанавливали на орбитальные Аполлоны Пустышку, без горючего, без двигателей, без оборудования . Эта пустышка летела не в космос а от силу на 400 км -это в лучшем случае. Вранье НАСА начиналось именно на этих этапах

***

Проверка ТТХ "Сатурн-Аполлон" расчетами...
...так я полагаю, называется эта тема...
к сожалению ничего здесь не нашёл...
...а ведь основа всех расчётов, это исходные данные...
которых здесь нету...
...дело в том, что я занимаюсь некоторыми изысканиями,
в области сатурностроения, и мне нужны подробные рисунки и схемы...
безусловно всё это есть на просторах инета...
...но хотелось бы чтоб автор данной ветки...
не забывал эту тему...и выкладывал нам бы здесь...
...так сказать "пирожки"...причём горячие "пирожки...
по сатурну есть ещё что копать...там есть некоторые нюансы,
которые ещё не освещены, и мало кто над этим задумывался...
...а это ведь напрашивается и это на виду...
вообщем успехов автору ветки...

справедливое замечание
нужно будет порабоать в этом направлении

А теперь более-менее правильный расчет конечной скорости Сатурн-5 в конце 1-й ступени.
Итак, согласно расчетам мсье Велюрова (http://free-inform.com/pepelaz/pepelaz-3.htm ) которые имеют достаточную точность, ХС 1-й ступени составляла примерно 3753м/с.
Гравитационные потери ХС с приемлемой погрешностью рассчитываются по формуле:
Vg=g*t*(sin(Teta))ср, где g - ускорение свободного падения (величина переменная, но с некоторым запасом принимаем 9,8 м/с^2), t - конечное время работы 1-й ступени (162 сек). Teta - угол наклона траектории к местному горизонту (при старте 90 град, в конце АУТ 1-й ступени 25 град). sin (90) = 1, sin (25)=0.42, sin (Teta)ср=(1+0,42)/2=0,71. Тогда гравитационные потери составят:
Vg=9,8*162*0,71=1127 м/с . Округляем до 1130 м/с.
Аэродинамические потери и потери на статическое противодавление не превышают 200 м/с (если считать по более точным формулам, то примерно 150 м/с). Таким образом, суммарные потери ХС на участке 1-й ступени составят 1280...1330 м/с.
Соответственно, относительная (без учета добавки скорости от суточного вращения Земли) скорость в конце АУТ 1-й ступени РН Сатурн-5 составит:
Vк=3753-(1280...1330)=2423...2473 м/с.

Просьба к Админу Велюрову:
Не удалять этот пост, потому как он соответствует первой части Пепелацев № 3 для метода характеристических скоростей (для заявленных параметров Сатурна-5) и является эталоном для "патента Пропорциональностей Северного"