Компромисс: поскольку посты относятся к теме "Проверка ТТХ Сатурн-5 расчетами", то перенес их сюда.

Далее. Цифры Сов. инженера не вполне корректны, ибо:
1. При ХС1=3753м/с абсолютная скорость в конце первой ступени (в теории) была ок.2700м/с, учтя прибавку вращения Земли (ок. 390м/с) получим потери первой ступени в диапазоне 1400...1450м/с
2. Мы говорим о том, что имел место казус "дефорсированного" С-5 с пониженной тягой и заправкой первой ступени. Характеристики конечной точки такого дефорсированного С-5 по высоте и конечной скорости очевидно будут лежать ниже теоритических для "номинального" С-5.

Цитируем Пепелацы № 3



Одновременно Советский инженер оценил потери


и конечную скорость


Собственно цифры для грубой оценки практически совпадают - +/- 50 м/с это не предмет для спора.



Пока второй пункит относится к ПРЕДПОЛОЖЕНИЯМ.
В процессуальном законодательстве непосредственно прописано, что судебное решение не может основываться на предположениях сторон, а только на надлежащих доказательствах.

Потому фраза юридически правильно должна звучать

МОЖНО ПРЕДПОЛОЖИТЬ, что МОГ ИМЕТЬ место казус "дефорсированного" С-5 с пониженной тягой и заправкой первой ступени... И с пониженными заправками омтальных ступеней и пониженной массой полезного груза

С учетом погрешности расчетов - по моим выкладкам конечная абсолютная скорость в неподвижной стартовой СК составляла примерно 2850 м/с, по данным Шунейко более 2750 м/с - разница в оценках не превышает 150 м/с или не более 5% оцениваемой величины. Спорить не о чем.



Э, нет! Мы говорим о том, что некто СеверНН несет ахинею о том, что "номинальный" Сатурн-5 сильно не добирал скорость относительно официальных данных, якобы, потому, что имел слишком малую тяговооруженность.

нет, речь идет о корректности: вы начали со ссылки на меня, а потом плавно свернули на другие данные без указания источника
цифра 2850 безусловно не верна, на самом деле там даже несколько меньше 2700
я с вами не спорю, а уточняю для вас факты


а еще там написано, что суд оценивает доказательства на основании внутреннего убеждения, никакие доказательства не имеют наперед установленной силы; к числу доказательств по делу относяться в т.ч. пояснения сторон...
так что не вижу препятсвий для своих тезисов, тем более, что вы были как бы с ними согласны (если я вас верно понял)?

А в чем же некорректность? В Вашем расчете определена располагаемая ХС ступеней С-5. Эта величина зависит лишь от параметров ступеней носителя. Если их не менять (я а их в своем расчете не меняю), то это величина=const. Соответственно, я привел раскладку потерь ХС для первой ступени: гравитационных, аэродинамических и на статическое противодавление. Какие претензии к их величинам? (замечу, что у Вас в расчете потери определены как разница между суммарной располагаемой ХС и относительной конечной скоростью РН).
Далее я провел оценку относительной конечной скорости РН (в подвижной стартовой СК). Для того, чтобы дать оценку абсолютной скорости, к полученному значению надо приплюсовать линейную скорость от суточного вращения Земли. Так? Так. Есть претензии к пуговицам... пардон.... к методологии?

Я согласен с тем (или имею мнение), что возле Луны должны быть сложности с обратной стыковкой, которые до сих пор не объяснены ни действиями астронаХтов, ни комплектами бортового оборудования взлетного модуля и командного модуля.
Странной является перестыковка с неуправляемой по ориентации третьей ступени с лунным модулем.

Если тут наши мнения совпадают... то мне приятно примазаться к славе умных людей.

А все остальное является предположениями.
Что для облетной схемы нужна менее грузоподьемная ракета-носитель.

Давайте оставим пуговицы в покое и поговорим о полете Аполло-4.
Хочется услышать ваше мнение про казус с углом тангажа 40 градусов и про полет по элиптической орбите апогеем менее 20тыс.км. при полном штатном импульсе разгона...
И как это стыкуется с планом полета А-6: ведь там открыто признали, что хотели высокоэлиптическую орбиту лунного масштаба, но вышли теже яйца... Может, наврали таки про полет А-4?

Это тоже заметно, что "приятно примазаться"

Поясните , пожалуйста, что вы имеете в виду под термином дефорсированный. Что бы получить дефорсированный двигатель видимо сначала надо создать нормальный с проектной расчетной тягой 690 тс. Затем нужно по непонятным причинам снизить его тягу. Тогда и получится дефорсированный двигатель. Но если не было нормального двигателя с тягой 690 тс, то не может быть и дефорсированного. Может быть только неудачный, недоделанный, недоработанный двигатель.

Дефорсирование делают для повышения ресурса и надежности (применительно к ЖРД - для обеспечения многократного использования, например). Что касается F-1, то пока никаких фактов, свидетельствующих о его "недоделанности" нет.

Сколько таких дефорсированных двигателей было всего изготовлено?

Например, больше сотни 11Д122, у которого было несколько степеней форсирования (102, 106, 109%). А испытания проходил и на 124%, емнип. Т.е. номинал - это фактически дефорсированный режим. То же самое можно сказать и о SSME и о RS-68. РД-151- дефорсированный вариант РД-191.

Я вас спросил сколько дефорсированных двигателей F-1 было всего изготовлено.

Вопрос прокурора с предложением под каждой ложью расписаться ?

Нет ни одной ссылки, что F-1 были дефорсированы относительно номинала Thrust (sl): 688,062 kgf.
Более того, было заявлено о дальнейшей 30% форсировке в варианте F-1A





Возможность дальнейшей форсировки является косвенным доказательством существования номинальной версии.

Идея дефорсировки пришла от предположений ненужности номинальной тяги из-за урезанных миссий.

1. Если заменить посадочную миссию на облетную, то отпадает необходимость в посадочном модуле, полезный груз ка Луне уменьшается в полтора раза, соответственно Сатурн-5 может быть масштабирован по массе в полтора раза, что дает зазор недозаправки топливом и дефорсировки тяги. Основано на сомнениях реализуемости лунного модуля в том виде, как он заявлен и представлен в музеях

2. Замена облетной массии на земную орбитальную - отпадает необходимость в заправке третьей ступени (аналог Скайлаб), как вариант, отсутствие заправки второй ступени, и отсутствие полной заправки сервисного модуля. В результате откатываемся на энергетику Сатурна-1 с соответствующей многократной дефорсировкой F-1

3. Замена орбитальной версии на "полет в океан" вообще делает ненужными F-1, в муляж сопла F-1 можно упаковать H-1, прикрыть сажевой завесой чахлый факел, и утащить пустой корпус-муляж Сатурна-5 со старта в океан...

Но все эти три варианта миссий- ничем не подвержденные предположения опровергателей.

А на ровном месте нет оснований предполагать дефорсировку F-1, нет никаких прямых доказательств, только предположения.

Ни один из участников проекта (десятки и сотни тысяч участников) на исповеди журналистам не заявил о муляжности конфигурации Сатурна-5 (как это сделал капитан удравшего от Титаника судна)



Так что предположения о муляжах Сатурна-5 и дефорсированных F-1 воинствующими опровергателями не подтверждены ничем и остаются ПРЕДПОЛОЖЕНИЯМИ на уровне их ИМХО

ИМХО

А с чего Вы взяли, что F-1 дефорсировали?