И контрольный - Гагарин был русским.

Угу... И оригиналы видеозаписей с Луны тоже опровергатели-негодяи уничтожили

ну были они там

2. Опровергатели не в состоянии найти в материалах НАСА никаких противоречий которые позволяли бы заподозрить фальсификацию.

2. Опровергатели не в состоянии найти в материалах НАСА никаких противоречий которые позволяли бы заподозрить фальсификацию.

НАСА вполне официально признало, что большая часть видео снята в Голливуде, но на Луне они были, просто картинка была некрасивая, поэтому и пришлось снять дубль в студии.

У меня к ним только 3 вопроса:
- Почему надувные(!) шины Гудиер использованные на лунных тележках не используют больше нигде?
- Почему вместо легких и гибких скафандров в коих они рассекали по Луне теперь они используют тяжелые, полужесткие и неудобные скафандры советского образца?
- Куда они дели весь грунт привезенный с Луны. Официально они его потеряли.

Юыла надежда на китайцев узнать правду в 2017, но видимо придется подождать до 2025.

Немного о том, зачем вообще нужен зазор перед соплом.
И хотя все вполне очевидно, тем не менее, после первой публикации этого факта возникла масса вопросов у читателей: а зачем вообще нужен газоотвод, газорассекатель, кому нужен зазор и каков должен быть его размер?
Фактически задача сводится к известному бассейну с двумя трубами - в одну трубу вливается, в другую выливается... Если вливаться будет больше чем выливаться, то бассейн переполнится. То бишь если приход газа из сопла в подсопловую область будет превышать количество расхода газа наружу - давление газа в подсопловой области будет резко расти, произойдет лавинообразный заброс давления - фактически микровзрыв. Такие микровзрывы часто происходят при запусках ЖРД и без всякой преграды!
Порой это приводит к серьезным поломкам, а то и авариям. Просто преграда усиливает эффект в десятки-сотни раз. В нашем случае это может привести к разрушению соплового насадка ЖРД ЛМ.
Теперь давайте рассчитаем минимально необходимое значение зазора между соплом и нижней стенкой.
Автор для начала вооружился компьютерной программой расчета термодинамических параметров и обнаружил, что для взлетного двигателя ЛМ который работает на аэрозине-50 и азотном тетроксиде при массовом отношении окислителя к горючему 1,6:1 при давлении в камере сгорания ~8,4кгс/см2 и степени расширения 45,5:1 (расходный диаметр сопла ~0,79м) будет наблюдаться следующая картина (с учетом реальных потерь и частичном догорании продуктов диссоциации газа в сопле):
в камере сгорания: температура Тк~3000К; показатель адиабаты γ~1,23; молярная масса Мк~20,7г/моль;
на срезе сопла: температура Тс~1150К; показатель адиабаты γ~1,26; молярная масса Mс~21,2г/моль;
Итого: удельный импульс I~310сек (оценка); скорость газа ~2890м/с; тяга F~15,3кН при расходе топлива m`=5,05кг/с
Сечение №1 площади среза сопла S1= πR². При этом у газа есть только два "разрешенных" направления для истечения наружу - перпендикулярно оси тока газа из сопла. Сечение №2 имеет форму боковых стенок мнимого цилиндра, имеющего высоту h зазора между соплом и нижней частью ЛЕМ-а, и диаметр D - равный диаметру сопла. Площадь такого сечения S2= πDh.
Условие баланса массы втекающего и истекающего газа запишем через секундный расход массы: C1S1ρ1= C2S2ρ2
здесь C1,C2 -скорость течения в сечениях №1, №2; ρ1, ρ2-плотность газа в сечениях №1, №2.
Теперь построим следующую модель процесса. Сразу оговорюсь, что описание таких процессов носит во многом характер приблизительных аппроксимаций.
Введем следующие допущения: состав газа после выхода из сопла - "замороженный"; струя газа, ударяясь о стенку, нагревается и теряет кинетическую энергию, часть тепла отдает стенке; после соударения газовая волна "рассеивается", при этом газ изотропно расширяется во все стороны в виде волн "разрежения" (с местной скоростью звука); процесс перетекания газа из сопла наружу носит стационарный (установившийся) характер; цилиндрическая область между стенкой и соплом есть условный сосуд, давление газа на границе среза сопла постоянно и не более давления среза сопла (иначе плотный газ начнет втягиваться обратно в сопло).
Тогда имеем скорость звука: а2=C22=γRT2/M;
Для идеального течения газа т.н. полная энтальпия торможения при отсутствии работы над газом и теплообмена остается постоянной:
I0 = CpT1 + ½C12= CpT2 + ½C22 = const;
Тогда для неидеального торможения газа о стенку: CpT1 + ½C12= CpT2 + ½C22 +Q;
I0 = CpT1 + ½C12 = CpT2 + ½C22 +Q;
Забегая наперед, считаю необходимым заметить следующее: закон сохранения энергии в данном виде уместен лишь в случае неизменности изобарной теплоемкости, т.е. Cp=const.
В общем же случае: Cp≠const; ∂Cp/∂T≠0;
Тогда закон сохранения энергии для изоэнтропного течения перепишется так:
I0 = Cp1T1 + ½C12 = Cp2T2 + ½C22;
Не сложно заметить, что в таком случае температура идеального торможения будет:
I0 = Cp0T0 = Cp1T1 + ½C12 или T0 = (Cp1/Cp0) T1 + ½C12 /Cp0 где Cp0 ≠ Cp1
Поскольку, как я указал выше, γ0≈1,23; при γ1≈1,26; тогда из выражения Cp=(R/M)γ/(γ-1) имеем:
Cp1/Cp0 ≈ (γ1/ γ0)( γ0-1)/( γ1-1) ≈0,9; При этом, так как T0 ~ T2 то Cp0 ≈ Cp2 или Cp1/Cp2 ≈0,9;
Кроме того, нужно иметь в виду, что из-за процессов диссоциации в продуктах сгорания теплота химической реакции при Т0≈3000К может быть на 10..20% ниже, чем при Т1≈1150К
Тогда общая форма уравнения для закона сохранения энергии газа при переменной теплоемкости и переменной полной энтальпии торможения примет вид:
Cp1T1 + ½C12 = Cp2T2 + ½C22 +∆I = Cp1T2 + ½C22 +(Cp2 -Cp1) T2 +∆I
Опуская индекс при Cp1, перепишем уравнение для закона сохранения так:
CpT1 + ½C12 = CpT2 + ½C22 + (∆CpT2 +∆I); где (∆CpT2 +∆I)≡Q;
Таким образом, введя некие тепловые потери Q, физический смысл которых объяснен выше, мы можем привести уравнение для закона сохранения энергии газа к более удобному «адиабатическому» виду (при постоянной изобарной теплоемкости), известному по школьному курсу физики.
Выразим потери энергии газа при ударе через долю кинетической энергии: Q=η(½C12); где η - процент потерь при ударе о стенку.
Подставляя в уравнение C22=γRT2/M; Q=η(½C12) и учтя, что Cp=(R/M)γ/(γ-1) имеем: γT1/(γ-1) + ½(1-η)(M/R)C12 = γT2/(γ-1) + ½γT2;
Отсюда T2= [γT1/(γ-1) + ½(1-η)(M/R)C12] /(γ/(γ-1) + ½γ);
При γ1=1,26; T1=1150К; C1=2890м/с; М=21,2г/моль; η≈20%; имеем параметры "торможения" до скорости звука:
T2≈2570K и C2≈1125м/с - с такой скоростью газ истекает наружу через сечение 2;
Теперь в нашей модели мы приняли p2≤pср.сопла; Тогда (ρ2/ρ1) ≤ (T1/T2); Отсюда (S2/S1) ≥ (C1T2)/(C2T1) ≈5,75 раз или h≥1,44D или ~1,15м
Данная оценка получена исходя из торможения потока о 100% плоскую стенку до скорости звука. Это наихудший случай, реализованный благодаря специалистам НАСА. Советские специалисты, в таких случаях, вместо плоской стенки ставили профилированный конус-рассекатель, по форме немного похожий на "буденовку". Например на РН "Восток". При этом возмущение потока газа существенно минимизируется, и допустимо закладывать зазор порядка h ≥ 0,5D.
Так что господа защитники НАСА должны запастись лупами и искать где там есть зазор порядка ~1,15м. Правда, на рисунках видно, что зазор гораздо менее четверти размера люка-лаза, т.е. гораздо менее 20см! Визуально его можно оценить в ~10см.
Некоторые оценки, которые проводились на компьютере, показывают, что стартовый заброс давления на срезе сопла при зазоре в 10см может достигать ~1атм и более, хотя нормальное установившееся давление на срезе сопла вышеописанного агрегата в шестьдесят и более раз меньше атмосферного - что-то около ~0,016атм.
Можно подойти с другого конца. Даже самовоспламеняющиеся компоненты не загораются мгновенно. Есть такая штука, как индукция зажигания топливной смеси - время задержки от соприкосновения капель топлива до его воспламенения. В начальный период работы двигателя может возникать заброс давления где-то в полтора раза из-за того, что первая порция топлива еще не воспламенилась, а ей в затылок уже подпирает следующая.
Эффект от утыкания сопла в преграду, на примере ЛМ, будет сопоставим со взрывом небольшого безоболочечного устройства мощностью 150..250г. тротилового эквивалента. Такой «ручной гранаты» под *** у астронавтов вполне хватит, чтобы пробить осколками все баки и кабину, оторвать сопло и раскидать ошметки корабля в радиусе 50 метров. Разумеется, при условии, что кто-либо вздумал использовать макет лунного модуля ЛМ по его прямому назначению

http://p0pik0f.livejournal.com/112313.html#

По твоим фоткам не видно что и куда уперто.

Nekto
Стас привел расчеты. Ваше слово.
На фото все видно, кстати.

будет сопоставим со взрывом небольшого безоболочечного устройства мощностью 150..250г.

Опровергатели не в состоянии найти в материалах НАСА никаких противоречий которые позволяли бы заподозрить фальсификацию.

Видео старта А-15 с Луны

Только дураку это и понятно, ага.

Затерли только дюймовые пленки с телетрансляций только Аполлона-11 (которые почти весь мир и так смотрел в прямом эфире). Запись шла в нестандартном формате.

На фотке среза сопла не видно. А расчеты - в этих расчетах неизвестной программой с неизвестно откуда взятыми параметрами (типа "давлении в камере сгорания ~8,4кгс/см2" - откуда?)- сможешь мне показать в каком месте автор расчетов (на Попова похоже) получил граммы ВВ? Цитата:
будет сопоставим со взрывом небольшого безоболочечного устройства мощностью 150..250г.

Цифрами взятыми с потолка кто хочешь может жонглировать

Снято с телекамеры на лунном ровере! Прямая трансляция с Луны!