У тебя расчет есть минимальной необходимой потребной дистанции для вакуумного сопла взлетной ступени? Нету? Ну так и не рассказывай сказки - "истинно говорю - 40-50 см было бы достаточно."
А на фотке - видим юбку сопла. Срез сопла закрыт элементом конструкции, находящимся ближе к объективу. Никакого упирания (а уж тем более титанового экрана) не наблюдается. И

Срез сопла закрыт элементом конструкции, находящимся ближе к объективу

Про необходимость дистанции 0,5 диаметра - это ты сам придумал. В учебнике там есть и друние варианты с газоотводом. Тем более учебник про РН (горячее разделение), а не по КА.

Если вы разберетесь что есть холодное а что горячее разделение...То тогда и поймете что холодное тут ни коем образом не пляшет...

Вообщем сказать вам НЕ ЧЕГО...Нет ни одного внятного пояснения как это было в реальности...

Речь на видео идет о том как тяжело добиться курсовой устойчивости подобного типа аппаратов даже в НАШЕ время...

А вот то что ЛМ не испытывали на Земле просто ставит за рамки понимания....Я имею ввиду момент разделения и старта взлетной ступени....

Не считая тренажера на котором тот же Армстронг тренировался (и дажекатапультировался с него)

ЛМ "испытывался" (ты кстати про какие испытания говоришь - их я думаю для него и его компонентов несколько десятков, а как бы и не сотен разных) не на Земле - ЛМ испытывался в космосе (см. миссии А-9 и А-10).

Сам про холодное сказал и сам его опроверг - орел!

Такая схема подразумевает отвод второй ступени от отработавшей первой под действием силы тяги собственного двигателя после раскрытия замков связи. При этом ЖРД верхней ступени запускается в конце работы (на «конечной ступени») двигателя нижней, а межступенчатые связи разрываются при спаде тяги двигателя первой ступени и нарастании тяги двигателя второй. Неуправляемый участок полета РН практически отсутствует; нет проблем с запуском ЖРД второй ступени, так как нет пассивного участка полета, а, следовательно, и невесомости.

Характерная особенность «горячего» разделения - воздействие факела двигателя второй ступени на верхнюю часть первой. Для уменьшения теплового воздействия торец нижней ступени закрывается профилированным газоотражательным экраном, а решетчатый (ферменный) или щелевой межступенчатый переходник позволяет газам свободно выходить из сопла ЖРД второй ступени [4.11].

На принятие решения о «горячей» схеме разделения ступеней повлияли отечественные разработки двухступенчатых зенитных ракет, доведенных к этому времени до стадии серийного производства и поставленных на вооружение. Газы при включении ЖРД второй ступени истекали через отверстия в переходнике между ступенями [4.12].

Схема верхней ступени «лунного» варианта РН на базе «семёрки» [И4.6]

Вторым фактором стала разработка «лунного» варианта «семёрки». Беглого взгляда достаточно, чтобы заметить, что именно под впечатлением использования ферменного переходника на трехступенчатом варианте Р-7 днепропетровцы поняли, что ЖРД второй ступени их РН следует запускать перед окончанием работы двигателя первой ступени. В качестве органов управления второй ступени (возможно, опять-таки, не без оглядки на подлипкинцев) применили рулевые сопла, через которые сбрасывался отработанный на ТНА газ после газогенератора.

Параметры второй ступени напрямую зависели от ее двигательной установки и системы управления. Простые ракеты с РДТТ или ЖРД с вытеснительной системой подачи уступили место ступеням с жидкостным двигателем, имеющим турбонасосную систему подачи и высокие характеристики. На вторую ступень поставили систему управления.

Для ускорения разработки и постройки второй ступени логичнее всего было рассматривать ее как укороченный вариант первой, сохраняя производственную оснастку при изготовлении баков, межбаковых и хвостовых отсеков этой ступени по аналогии с соответствующими отсеками первой.

Сопло Лаваля будет действовать лишь в том случае, если массовый расход через сопло достаточен, в противном случае сверхзвуковая скорость достигнута не будет. К тому же, давление газа на выходе из расширяющейся части сопла не должно быть слишком малым. Так как давление не может передаваться против сверхзвукового течения, выходное давление может быть значительно ниже давления окружающей среды в которую истекает газ, но если оно слишком мало, тогда поток перестанет быть сверхзвуковым, либо поток будет разделяться в расширяющейся части сопла, образуя нестабильный поток, который может «хлопать» в сопле, и вызвать его повреждения. На практике, давление окружающей среды должно быть не более, чем в 2,7 раза выше давления в сверхзвуковом газе, при этом условии сверхзвуковой поток сможет покинуть сопло.

Это который звезданулся... ROFL hehe ...И более усе...Там правда о посадке речь шла...Но прикольно! Амстронг не сумел его посадить..Только на Луне у него все удачно без СВИДЕТЕЛЕЙ получилось...

“Eagle (the Lunar Module) flew very much like the Lunar Landing Training Vehicle which I had flown more than 30 times at Ellington Air Force Base near the Space Center. I had made from 50 to 60 landings in the trainer, and the final trajectory I flew to the landing was very much like those flown in practice. That of course gave me a good deal of confidence – a comfortable familiarity.”

А вот то что ЛМ не испытывали на Земле просто ставит за рамки понимания....Я имею ввиду момент разделения и старта взлетной ступени....

А вообще возможно на Земле провести данные испытания аппарата, который предназначен для старта с Луны да и еще в вакууме?

Горячее разделение при перегрузке около 3g с бешеным газовыделением и наддутым баком под соплом - несколько отличается от спокойного старта при лунной гравитации

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

Эффект от утыкания сопла в преграду, на примере ЛМ, будет сопоставим со взрывом небольшого безоболочечного устройства мощностью 150..250г. тротилового эквивалента.

Некоторые оценки, которые проводились на компьютере, показывают, что стартовый заброс давления на срезе сопла при зазоре в 10см может достигать ~1атм и более

Кроме того - разделение происходит в атмосфере - что приводит к наличию дополнительных аэродинамических сил.
Спокойный старт с устойчивого основания, малая гравитация, вакуум - позволяет довольно точно рассчитать газоотведение и оптимизировать конструкцию

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

х.з с чего он взял, что "стенка плоская" и "поток тормозится до скорости звука на плоской стенке".)

Ну и? "1 атмосфера" и "граната" - весьма большая разница

Nekto
.......

Взрыв 300 грамм в тротиловом эквиваленте!

Момент старта с Луны:

Гм...без коментариев....

Что и произошло с Р-16 ...когда вторая ступень включилась оно и пиз..ло. Похоронив несколько десятков человек...

Это как раз экскиз Двигателя TRW200.
Надеюсь до вас доходит тот факт что никакого зазора для отвода газов между соплом и посадочной ступенью НЕТ!....Это к теме куда газам при старте отводить....

Стас ты постишь рисунок посадочного (а не взлетного) двигателя и предлагаешь искать щель у него?

Вот даже реконструкция для "специалиста": http://www.youtube.com/watch?v=7dA5ojt0Xns

А тут вообще классически. Ты реально думаешь, что при катастрофе Р-16 "рванул" именно ЖРД второй ступени? От скачкообразного роста давления в КС?

Ну и фантазия у тебя!
Ты ж это все сам придумал, даже у всяких Поповых-Велюровых такого бреда нет! Скачкообразный рост это до скольки атмосфер то?

И тут факела от работы двигателя нет... Ты вообще смысл спора понимаешь..или по принципу не читал но осуждаю...