Были ли американцы на Луне?

_ А как вы думаете, были ли американцы на Луне? 1. Да, были. 37% (96 чел.) 2. Нет, не были. 62% (160 чел.) Всего проголосовало: 256 чел.

АВТОР	СООБЩЕНИЕ
obsidian_edge VIP Имя: Николаич Сейчас нет на сайте Репутация: 48 Регистрация: 6.08.2006 Всего сообщений: 5250 Откуда: Край Земли, центр Вселенной.	31 июля 2008, 12:59 Блок первой ступени ракеты "Сатурн-V" имеет весьма внушительные размеры - 42 ,5 м в длину и 10 ,1 м в диаметре (рис. 2.23 ). В бак окислителя 2 заливается 1400 т жидкого кислорода, а в бак горючего 7- 600 т керосина. В верхней части бака окислителя имеется переходник 1 для для стыковки со второй ступенью ракеты. В средней части корпуса имеется межбаковый отсек 6. Как и во всех ракетах, пространство между баками и между ступенями используется для размещения аппаратуры. Обечайки обоих баков имеют продольные подкрепления с Т- образным поперечным сечением, полученным фрезерованием из листов с исходной толщиной 51 мм. Оставленная в промежутках между стрингерами оболочка в баках горючего и окислителя имеет толщину 6 ,3 и 4 ,6 мм соответственно. Нижняя часть бака горючего для более равномерной раздачи усилий от двигателя выполнена с переменной толщиной. В баках установлены широкие шпангоуты, выполняющие не только силовые функции, но и являющиеся одновременно гасителями колебаний жидкости. На днищах обоих баков установлены крестообразные перегородки - воронкогасители, предупреждающие образование вихревого всасывания с возможным прорывом газа из бака в двигатель. Наддув бака горючего осуществляется гелием, который в жидком состоянии хранится под высоким давлением в баллонах 18, размещенных в баке окислителя. В самом же кислородном баке наддув гелием производится только на старте. В дальнейшем для этой цели используется кислород, который отбирается из магистрали высокого давления и газифицируется в теплообменнике. Такая система наддува кислородного бака берет свое начало еще от "Фау-2". Двигательная установка первой ступени скомплектована из пяти однокамерных двигателей F1 15, каждый из которых дает на Земле тягу 690 тс и имеет собственный ТНА и собственные топливные магистрали. Таким образом, через бак горючего проходит не одна тоннельная труба, как обычно, а пять, и внутри каждой из них проложена с зазором магистраль окислителя. Центральный двигатель укреплен неподвижно на крестообразной раме 10, а четыре периферийных - на карданах, связанных с той же рамой. Боковые двигатели могут отклоняться на небольшой угол от оси ракеты, чем обеспечивается управление первой ступенью. Турбонасосный агрегат каждого двигателя укреплен непосредственно на самой камере и поворачивается вместе с нею. Это обеспечивает компактность монтажа, а главное, позволяет избежать гибких сочленений в трубопроводах, находящихся под высоким давлением. При сопоставлении двигательной установки первой ступени "Сатурн-V" и уже знакомых нам двигателей РД-107 и РД-108 не следует отождествлять связку двигателей со связкой камер. В двигателе РД-107 мы видели связку камер, работающих от общего ТНА, от которого питаются и управляющие камеры. Здесь же поворачиваются сами двигатели. Для каждого из них имеются по две рулевые гидравлические машины,рабочей жидкостью в которых служит само горючее, отбираемое из магистрали высокого давления. В этом, кстати, также заключается существенное отличие от РД-107, где привод для поворота управляющих камер не является частью двигателя и с режимом его работы никак не связан. И наконец, еще одна особенность управляющих двигателей ракеты "Сатурн-V". Каждый из них поворачивается не в одной, а в двух плоскостях. Такое решение на первый взгляд кажется надуманным. Действительно, в ракете Р-7 управляющие камеры блоков Б и Г и соответственно - В и Д поворачиваются только относительно общих поперечных осей пакета. Для управления ракетой по трем углам этого вполне достаточно. Но в случае отказа одного из двигателей ракета, естественно, теряет управляемость. Именно это обстоятельство и послужило причиной тому, что каждому из управляющих двигателей F1 было обеспечено две степени свободы. В случае отказа двигателя ситуация остается аварийной, но контроль над создавшимся положением сохраняется. Хвостовой отсек первой ступени имеет обтекатели 13, которые предохраняют периферийные двигателя от аэродинамических воздействий. Нижняя часть хвостового отсека, изготовленная из титана и нержавеющей стали, имеет экран, защищающий ТНА и арматуру двигателей от чрезмерного нагрева со стороны истекающих газов. После выключения двигателей для отделения и отвода первой ступени включаются восемь тормозных твердотопливных двигателей 16 , каждый из которых дает тягу 39 тс и работает 0 ,66 сек. Первая ступень работает 150 сек и выключается на высоте 67 км, сообщив ракете скорость 2 ,38 км/сек. Блок второй ступени ракеты "Сатурн-V" (рис. 2.24 ) имеет длину 25 м при том же диаметре, что и блок первой, и обладает не менее интересными особенностями. Это - кислородно-водородная ступень. Рис. 2.24 . Блок второй ступени ракеты «Сатурн-V»: 1 - дренажный клапан горючего, 2 - переднее днище бакового отсека, 3 - распределитель газообразного водорода для наддува бака горючего, 4 - бак горючего, 5 - датчик уровня, 6 - межбаковая перегородка, 7 - бак окислителя, 8- дренажный трубопровод окислителя, 9 , 11 - плоскости разделения, 10 - вспомогательный двигатель системы обеспечения запуска, 12 - обтекатель для кабелей, 13 - демпфер колебаний окислителя в баке, 14 - распределитель газообразного кислорода для наддува бака окислителя, 15 - система контроля уровня окислителя в баке, 16- датчик уровня, 17 - рециркуляционный трубопровод, 18 - трубопровод горючего, 19 - элемент конструкции рамы двигателя, 20 - трубопровод окислителя, 21 - приборы, 22 - двигатель J2 , 23-теплозащитный экран. GIF 56 Kб
obsidian_edge VIP Имя: Николаич Сейчас нет на сайте Репутация: 48 Регистрация: 6.08.2006 Всего сообщений: 5250 Откуда: Край Земли, центр Вселенной.	31 июля 2008, 13:04 Водород кипит при -253°С, и для баков, во избежание чрезмерноых потерь на испарение, необходима теплоизоляция. Жидкий водород имеет низкую плотность - всего-навсего 0 ,071 г/см 3, а это влечет за собой более чем заметное увеличение емкости баков горючего. В цилиндрический бак горючего 4 на второй ступени заливается около 70 т жидкого водорода, а в сферический бак окислителя 7- 360 т кислорода. Эти баки имеют общее днище, состоящее из двух оболочек с пенопластовым теплоизолирующим заполнителем. Верхнее днище, а главное, обечайка водородного бака имеют более мощное теплоизолирующее покрытие, расположенное с внешней стороны бака и имеющее в нижней части толщину около 40 мм. Это - опять же пенопласт, закрытый снаружи слоистой фенольной оболочкой, защищающей от аэродинамического нагрева на атмосферном участке траектории. При создании этого теплоизолирующего покрытия учитывалась возможность нарушения его герметичности, что может повлечь за собой конденсацию атмосферного кислорода в охлажденных полостях теплоизоляции. Во избежание этого теплоизолирующий слой в дополнение к покрытию воздухонепроницаемыми пленками подвергается предварительной продувке гелием. Сама обечайка водородного бака имеет вафельную конструкцию и фрезеруется из листа толщиной 51 мм до 3 ,8 мм. Прочность алюминиевых сплавов при низких температурах обычно повышается. Это позволяет несколько уменьшить толщину баков и тем самым частично компенсировать весовые потери, связанные с необходимым теплоизолирующим покрытием. Наддув баков горючего и окислителя производится газифицированным водородом и кислородом соответственно. У носителей "Сатурн" применен принцип так называемого "холодного" разделения блоков: запуск последующей ступени производится после отброса блоков предыдущей ступени, когда ступень движется по инерции, т.е. - в условиях невесомости. Недостаток такого разделения состоит в том, что запуску двигателей должна предшествовать операция осадки топлива. Топливо надо сместить к днищу баков, чтобы нормально работали заборники. Эта операция выполняется вспомогательными небольшими двигателями, как правило твердотопливными, сообщающими ракете небольшое ускорение. Такие двигатели называются двигателями системы обеспечения запуска. В противоположность "холодному" практикуется и "горячее" разделение ступеней. Двигатели последующей ступени запускаются в момент, пока тяга двигателей предыдущей ступени еще не упала до нуля. При таком способе разделения вспомогательные двигатели не нужны, но требуется тепловая защита отбрасываемого блока от воздействия струи запускаемого двигателя. На переходнике между блоками первой и второй ступеней "Сатурн-V" установлено восемь вспомогательных твердотопливных двигателей системы обеспечения запуска. Переходник представляет собой силовую подкрепленную оболочку. После выхода двигателей второй ступени на режим он отбрасывается. На блоке второй ступени имеется также и верхний силовой переходник для стыковки с третьей ступенью. На нем установлены четыре вспомогательных твердотопливных двигателя разделения ступеней. Силовая установка второй ступени, как и первой, имеет пять двигателей: один в центре и четыре по периферии. Поворотом последних достигается управление ракетой. Схема компоновки та же, но двигатели другие. Они имеют индекс J2 . Каждый из них дает тягу 102 тс, а низкокипящее топливо кислород+водород обеспечивает удельную тягу в пустоте 430 единиц. На каждой камере установлено по два ТНА: один - для горючего, другой - для окислителя. Горячий газ из генератора, работающего на основных компонентах, подается сначала на турбину горючего, а затем на турбину окислителя. Система двух ТНА позволяет гибко регулировать соотношение компонентов в камере сгорания, которое меняется, как и на всех современных ракетах, по условию одновременного опорожнения баков. Но на второй ступени "Сатурна- V" применено, кроме всего прочего, и регулирование суммарного секундного расхода из условия обеспечения заданного закона нарастания ускорения с тем, чтобы уменьшить отклонения от номинальных условий полета. Двигательная установка второй ступени работает примерно 390 секунд и выключается на высоте 186 км при скорости полета 6,88 км/сек. Рис. 2.25 . Блок третьей ступени ракеты «Сатурн-V»: 1 - передний переходник, 2 - бак горючего, 3 - бак окислителя, 4 - баллоны с охлажденным сжатым гелием, 5 - переходник, 6 - двигатель J2 , 7 - вспомогательные двигатели, 8 - баллоны с неохлажденным сжатым гелием, 9 - топливный бачок системы повторного запуска двигателя, 10 - датчик уровня в баке горючего, 11- датчик уровня в баке окислителя. GIF 43.6 Kб
obsidian_edge VIP Имя: Николаич Сейчас нет на сайте Репутация: 48 Регистрация: 6.08.2006 Всего сообщений: 5250 Откуда: Край Земли, центр Вселенной.	31 июля 2008, 13:08 Блок третьей ступени "Сатурна- V" (рис. 2.25 ), как и второй, - кислородно-водородный и имеет ту же самую компоновку, но емкости и абсолютные размеры, естественно, уменьшены. Жидкого водорода заливается примерно 17 т, а кислорода 87т. Длина блока вместе с коническим переходником 17 ,8 м, а диаметр по бакам 6 ,6 м. Конструкция баков во многих деталях, даже с сохранением основных геометрических пропорций, повторяет конструкцию второй ступени, хотя и имеются различия в теплоизоляции водородного бака и в системе наддува. Главная особенность ступени заключается в своеобразном комплексе двигательных установок и довольно сложной последовательности выполняемых ими функций. На третьей ступени установлен всего один двигатель J2, укрепленый на кардановом подвесе, но вместе с тем имеется целая система твердотопливных и жидкостных вспомогательных двигателей на высококипящих компонентах. Абсолютная тяга этих двигателей невелика и измеряется десятками килограмм, но на них, кроме предпусковой осадки топлива, возложено выполнение и ряда других операций. Управление по крену, т.е. поворот ракеты относительно продольной оси, двигатель J2 самостоятельно осуществить не может. Это возлагается на вспомогательные двигатели. После выхода на начальную орбиту двигатель J2 выключается, но угловая ориентация ракеты находится под контролем, и управляющие функции несут вспомогательные двигатели. После выключения основного двигателя производится пробувка магистралей и баков, для чего снова надо осадить топливо. Необходима осадка топлива и перед вторым запуском J2 для выхода на траекторию полета к Луне. И наконец, после выхода на траекторию полета к Луне производится перестройка блоков, для которой предусматривается специальная ориентация ракеты в пространстве; все эти операции также выполняют вспомогательные двигатели. За время летных испытаний "Сатурна-V" имел место по существу один серьезный отказ, когда на беспилотном испытательном пуске "Аполлон- 6" вышел из строя один из боковых двигателей второй ступени. Однако летное испытание не было прервано, хотя от выполнения полной програмы и пришлось отказаться. И еще был один серьезный отказ, уже при полете на Луну. Всем известен полный драматизма полет "Аполлона-13" в апреле 1970 г., когда в служебном отсеке корабля, находившегося на расстоянии 330 тыс. км от Земли, произошел взрыв кислородного баллона электроэнергетической системы, вырабатывающей к тому же и кислород для жизнеобеспечения астронавтов. Служебный отсек взрывом был выведен из строя полностью, но жилой отсек корабля не пострадал. Необходимо было в кратчайший срок возвращаться на Землю. Проявляя и самообладание и мужество, устраняя на каждом шагу новые возникающие неполадки, астронавты сумели воспользоваться системой жизнеобеспечения лунного корабля и с крайне ограниченными запасами кислорода на четвертые сутки аварийного полета совершили благополучную посадку. Для тех, кто склонен к обощениям жизненных наблюдений, это происшествие может служить примером того, как трагичность положения способна обернуться общим триумфом. Но инженер, представляющий себе пути развития техники, может сделать вывод не только о надежности системы "Сатурн-Аполлон". То обстоятельство, что имевшие место серьезные отказы не вывели систему из-под контроля, говорит еще и о ее живучести. В технике под живучестью понимается свойство системы подобно живым организмам компенсировать отказ одного элемента передачей его функций другим. Так, в частности, выход из строя бокового двигателя второй ступени "Аполлон-6" не повлек за собой потери управления. Эти функции взяли на себя другие двигатели. Функции многих систем основного отсека "Аполлона-13" взяли на себя системы лунного корабля. Но отказ отказу - рознь. Поэтому понятие живучести весьма относительно. В него включаются не только свойства корабля и ракеты-носителя, но и всех наземных средств, способных оперативно вмешиваться в создавшуюся обстановку. Ракета "Сатурн-V" выполнила поставленные перед ней задачи; программа "Аполлон" была успешно завершена. На Луне побывали 12 человек, а ее облет совершили 27 астронавтов. Но, конечно, что касается Луны, то это пока только самоое начало. И здесь уместно провести аналогию с историей изучения Антарктиды. Когда-то, лет 150 назад, к берегам необитаемого континента подошли первые парусные шлюпы, а на карту земного шара с этого момента постепенно, по частям стали наноситься контуры береговой линии. В начале века экспедиции Амундсена и Скотта вышли на ледовый щит и достигли Южного полюса. Конечно, это тоже была большая победа, но и она не могла удовлетворить человеческую пытливость. когда техника последних десятилетий дала в руки полярников совершенные океанские и воздушные корабли, радиосвязь, везде ходы и другие технические средства, началось планомерное изучение континента. Возникли береговые поселки со сменным персоналом, стали забрасываться внутрь континента зимовочные группы, а вся антарктическая эпопея явила собою пример плодотворного научного сотрудничества многих стран. Не надо быть пророком, чтобы предвидеть нечно похожее и в изучении Луны. Но на современном уровне создать носитель более мощный, чем "Сатурн-V", и трудно и безумно дорого. Поэтому нужны новые технические решения, которые могли бы сделать обыденным то, что до недавнего времени рассматривалось как сенсация. Источник: В.И.Феодосьев, "Основы техники ракетного полета"
andrei005 Имя: андрей Сейчас нет на сайте Репутация: 0 Регистрация: 30.03.2008 Всего сообщений: 140 Откуда: тула	6 августа 2008, 17:44 очень интересно. только одно не понятно как в ракету весом 3000 тонн могли залить 7500т топлива?
Pe4eneg VIP Имя: Alex Mc`key Репутация: 5 Регистрация: 28.05.2007 Всего сообщений: 2212 Откуда: чуть южнее Златоглавой, чуть севернее Незалежной	6 августа 2008, 19:42 andrei005, уважаемый, а откуда взялась цифра 7500 тонн? Я, используя материал данной статьи насчитал 2534 тонны. Признаю, мог ошибться, ибо считал в уме, но никак не в 3 раза.
andrei005 Имя: андрей Сейчас нет на сайте Репутация: 0 Регистрация: 30.03.2008 Всего сообщений: 140 Откуда: тула	7 августа 2008, 07:16 Pe4eneg, ой ! сори 7 это топливный бак я подумал что там написано 7600 керосина.
Хоттабыч	2 ноября 2008, 20:05 Я думаю американцы не были на луне. Это уже давно доказано!
Pe4eneg VIP Имя: Alex Mc`key Репутация: 5 Регистрация: 28.05.2007 Всего сообщений: 2212 Откуда: чуть южнее Златоглавой, чуть севернее Незалежной	2 ноября 2008, 23:42 А я думаю, что были. И это тоже давно доказано. Так что прекращаем соревноваться, у кого струя мощнее да кто выше стенку обдудолит. Хоттабыч, у тебя есть новые доказательства, еще не приведенные в данной теме? Излагай. Возможно ты меня и переубедишь. А иначе засчитаю твой пост, как флуд.
Хоттабыч	3 ноября 2008, 10:57 Pe4eneg, название темы прочитал я "были ли американцы на луне" вот и выложил свою точку зрения! А докозательств нет. Разве что все снимки сделаные американцами сделаны на земле в обычных условиях, на пример их флаг от ветра ходуном ходил хотя это на луне не возможно. Так же со следами от ботинков там тоже запоролись. Их не засыпает лунной пылью. И с тенью на многих фотках тоже промах....
Pilot Имя: Александр Сейчас нет на сайте Репутация: 5 Регистрация: 12.03.2007 Всего сообщений: 1318 Откуда: Краснодар	3 ноября 2008, 12:29 Хоттабыч, да,этот вопрос сомнителен,но рекомендую прочитать вам хотя бы первые семь страниц данной темы. А на второй странице,Обсидиан размещал интересную ссылку,где обсуждались все "за" и "против" касаемо выдвинутого вашего мнения...