Тяга одного ретромотора = 39тс, двух почти 80тс. Это ударное усилие (0,66с) передается на корпус ракеты, как я вижу, 2-мя балками, закреплёнными 4-мя заклёпками каждая. Вроде как практика показывает, что это всё в полёте успешно сработало. А вот если эти взрывы только для вида, то и нет необходимости в мощном креплении.

Все верно это в четыре раза меньше чем "мощность" РДТТ второй ступени, которым и приписывают вот этот ВЗРЫВ:

И это облако РДТТ?


переходящее вот в это?

Да это примерно те же сказки что и про убийство Бен Ладена - мол не захватили, а убили потому что так захотелось, а тело не привезли потому что дорого и в море захоронили потому что так по мусульманскому обычаю

Нету копоти

Не понял?

На рабочей вроде нет копоти, а на прожиге есть. Версия в пользу E-1?

Было 2 ракеты? Фон Брауновская не пошла с F-1?

А там то же не прожиг, но почему картинка такая разная?

Как это НЕТ КОПОТИ! Посмотрите сами 0:08 минуты КОПОТЬ НА МЕСТЕ!!!

Да, там то на месте (этот эпизод я принял за прожиг), потом 52 сек ее нету (или не видно) или это другая ракета?

Хотел еще спросить:

"Скажем, при входе с углом -6,5° на высоте отсчета 120км (или 400.000 футов), траектория пересекает высоту ~90км (или 300.000 футов) уже под углом -5,3°. Таким образом -6,1°/120км и -5,3°/91км это одно и тоже."

Так правильно или это опечатка и надо так?

"Скажем, при входе с углом -6,5° на высоте отсчета 120км (или 400.000 футов), траектория пересекает высоту ~90км (или 300.000 футов) уже под углом -5,3°. Таким образом -6,5°/120км и -5,3°/91км это одно и тоже."

Хоть это и офф-топ, но отвечу: эллиптическая орбита определяется однозначно параметрами апогея/перигея орбиты (ну, и наклонение), тогда как для указания коридора входа в атмосферу упортребляется суррогатное сочетание "угла входа на высоте"
Поэтому разговор о входе в атмосферу под Н-ным углом сам по себе бессмысленен, ибо не определяет однозначно параметры эллиптической орбиты (или суборбитальной траектории) в параметрах небесной механики - апогей/перигей.
Обычно вход в атмосферу фиксируется на высоте 90км, но американцы, дабы сделать траекторию не такой крутой, решили (на бумаге) указывать углы входа при высоте 120км, хотя это еще космос

Я не про то - сначала вы пишите что 6,5 и 5,3 это одно и то же, а потом - таким образом, что 6,1 и 5,3 это одно и то же.

Если вы рассмотрите эллиптическую траекторию и построите радиус-вектор в произвольную точку кривой, то в каждой отдельно взятой точке будет свой угол между касательной и местной "горизонталью" (угол входа), и по мере приближения к перигею этот угол будет стремится к нулю, в точке перигея - касательная и местная горизонталь совпадают

А что по видео? Есть ли ответ.

Все разобрался - в третьем эпизоде то же самое - просто сажи так много, что это воспринимается как часть двигателя - вот здесь более подробно видно:

http://www.youtube.com/watch?v=DariW4PU ... re=related

Для F-1 заявлено:
Соотношение окислитель/топливо 2,27 (общее) 2,4 (КС)
Удельный импульс 263 с (уровень моря)
Давление в камере 69,1 атм
Степень расширения 16:1

Для H-1:
Соотношение окислитель/топливо 2,23 (общее) 2,44 (КС) ?
Удельный импульс 260 с (уровень моря)
Давление в камере 43 атм
Степень расширения 8:1

Т.е. для F-1 да же больше окислителя.

Кстати

"Интересные факты
Так как отработанный генераторный газ подавался внутрь сопла для охлаждения насадка, выдвигаемого на большой высоте, яркость пламени реактивной струи вблизи сопла двигателя была значительно снижена, что хорошо заметно на кадрах с запусков Сатурн-5 и с огневых испытаний F-1."

Сколько же туда надо вкачать генераторного газа, притом что генераторный газ и сам по себе должен неплохо гореть.

Как можно по фотографии оценить температуру за завесой из сажи?