neprohogi (neprohogi) wrote,
neprohogi
neprohogi

Category:

БОЛЬШОЙ КОСМИЧЕСКИЙ ОБМАН США: ИСТОКИ. ГЛАВА 21. ПЕПЕЛАЦЫ ЛЕТЯТ НА ЛУНУ- "ВЕЛЮРОВ"

http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-3.htm
Автор понимает, что простейшие расчеты с цифрами, которые предоставили общественности американские лгуны, "технические писатели" НАСА это обычное проявление путаницы и не согласования в показаниях, при тотальной лжи, которую сочинили обманщики, описывая "лунные полеты". Учесть все невозможно:
"На самом деле, мои придирки к полету корабля Аполлон-8 носили, в сущности, мелочный характер. Какая, в сущности, разница: было ли украдено 22 тонн топлива, а может только 15 или вовсе 7. В конце концов, на любой нефтебазе Вам расскажут, как украсть бензин цистернами, а по сему американские шалости с бухгалтерией и статистикой выглядят вполне невинно. Все свои изыскания я проделал с единственной целью: показать насколько наш «подследственный» глупо врет и путается в деталях.
Наглядный пример – при одинаковом импульсе, выданном двигателем третей ступени в сумме двух включений, в первом случае Аполлон–4 увеличил апогей орбиты всего лишь до 17400 км, а во втором случае Аполлон-8 совершил облет Луны с теми же данными.
Любознательный читатель без труда поймет, что разница приращения скорости в этих маневрах полтора раза: ~2000м/с и ~3000м/с.
Состав ракеты Сатурн-V

(первая) ступень

S-1C (вторая) ступень S-II

(третья) ступень S-IVB
В следственных делах есть классическая фраза: в показаниях «подследственного» наметились противоречия, поэтому назначаем очную ставку. Далее мы сделаем виртуальную очную ставку между двумя хорошо описанными, а потому хорошо документированными событиями – запуск корабля Аполлон–12 на Луну и вывод на орбиту ИСЗ космической станции «Скайлеб». "
В этой 3 главе "Лохотрон" наглядно проявилось кардинальное отличие методики исследования темы Велюрова от всех остальных методик исследования авторов, разоблачающих Лунный обман США. Велюров не просто указывает на косвенные улики, на основании рассмотрения фотографий с "Луны" США, не трогает даже такие мелочи, как "кража" топлива при первых стартах "Аполлона", или появление болванки массой 9 тонн, что конечно же является следствием непродуманной лжи, которую писаки НАСА снабдили ошибочными цифрами параметров "полетов". Автор четко на основе не сложных расчетов демонстрирует различие параметров "полетов" "А12" и "ИСЗ" "Скайлэб":
" Для понимания всего дальнейшего, нам понадобится следующий математический аппарат.
Во-первых, формула Циолковского:
ΔV=Iуд×Ln(Z);
где V – характеристическая скорость, I – удельный импульс двигателя, Z – отношение масс вначале и в конце работы двигателя."
Это однозначно доступная и понятная формула изучается в средней школе. Второе уравнение не изучают в школе в обязательной программе обучения в средней школе, но и оно не является каким-то супер сложным знанием для понимания среднего обывателя, со средним законченным образованием.
"Во вторых, согласно методу характеристических скоростей для определения конечной скорости активного участка выведения существует следующее уравнение:
Vк=∑(Vxi) –Vпотерь+Vземля=∑(Ii*Ln(Zi)) –Vпотерь+Vземля;
Смысл этого равенства звучит так: конечная скорость Vк активного участка полета ракеты равна сумме характеристических скоростей всех ступеней минус константа (суммарный интеграл потерь скорости) + прибавка за счет вращения Земли. Интеграл потерь скорости на всем отрезке от 0 до Т есть некое конкретное число, грубо говоря, постоянное для данного типа ракеты."
Математический расчет в общей форме автором приведен очень подробно, с подробным разъяснением обозначений и указанием на случаи описания и применения параметров "полета":
"Этот вывод мы можем получить следующим образом. Для скоростной системы координат запишем дифференциальное уравнение -
m(dV/dt)=P*cosα – mg*sinβ – X
dV=[(P/m)*cosα – g*sinβ – X/m]dt
здесь
Р – тяга ЖРД
Х – сопротивление воздуха
α – угол между вектором тяги Р и вектором скорости V
β – угол вектора скорости к местному горизонту
расход топлива dm/dt = –L (масса убывает)
кроме того, P(h)=Pп – p(h)Sa = Pп (1- ph*γ) - высотная зависимость тяги от давления воздуха на данной высоте.
здесь ph=p(h)/po и γ= (Pп – Po) /Po
тогда
dV=( Pп/m – (Pп/m)*(1– cosα) – ph*γ*cosα * Pп/m – g* sinβ – X/m)dt
Начальные условия задачи V=0; H=0; m=M1
Конечные условия V=Vк; H=Hк; m=M2
Интегрируем по частям (вводя замену dt = – dm/L):
∫ (Pп /m)dt = – ∫ (Pп /mL)dm = (Pп /L)*Ln(M1/M2)= U*Ln(z) = Vхар
это идеальная (характеристическая) скорость ракеты; U= Pп/L – удельный импульс в пустоте
z – отношение масс в начале и конце работы ЖРД
Суммарный интеграл потерь включает в себя четыре члена:
∫ (Pп/m)(1- cosα)dt = Vхар*(1- cosα )сред потери на управление
∫ (ph*γ*cosα * Pп/m)dt = Vхар* (ph*γ)сред потери на «высотность» ЖРД
∫ (g*sinβ)dt = T*(g*sinβ)сред потери гравитационные, здесь Т – время полета
∫ (X/m)dt потери на сопротивление воздуха.
ИТОГО
Vк=Vхар – Vупр – Vду – Vграв – Vаэро
Данный вывод мы получили для случая одноступенчатой ракеты.
Он легко обобщается на многоступенчатую ракету следующим образом:
Vк=∑Vхар – ∑Vупр – ∑Vду – ∑Vграв – ∑Vаэро
Vк'= Vк + Vземля конечная скорость с учетом вращения Земли."
Указанные уравнения выходят за рамки программы среднего образования российской или советской школы. Это уровень программы 1 курса технического ВУЗА в СССР, дающие самые общие понятия о математическом описании полета ракеты после старта. Но при желании в этих уравнениях не сложно разобраться, проверить реальность расчетов и результаты расчетов. При существующих компьютерных программах даже не требуется расчет "вручную". Найти программу расчета дифференциальных уравнений, интегралов, подставить величины и программа сама выдаст необходимые итоговые данные. Что видимо, и делал сам автор. Остается сравнить данные параметров "полета", представленные "техническими писателями" НАСА, с аналогичными данными, полученными в результате указанного расчета.
Сравнить наконец параметры , полученные при исследовании полета "А12" и "ИСЗ " "Скайлэб" .
Subscribe

  • Post a new comment

    Error

    Anonymous comments are disabled in this journal

    default userpic
  • 0 comments