Обсуждение НЕаномальных, но актуальных событий и тем > "Лунный заговор"

Американцы на Луне - ДИСПУТ № 4: Такая медленная ракета не могла улететь на Луну

(1/4) > >>

★ Главком:
На советских специалистов старты американских «лунных» ракет (илл.1) произвели сильнейшее впечатление. И мысль о том, что эти огромные ракеты могли лететь не на Луну,  отпадала само собою (по крайней мере, у подавляющего большинства людей). Почитаем воспоминания ветерана советской космонавтики академика РАН Б.Е. Чертока [1]:
«21 декабря 1968 года, суббота, хорошая погода, но праздничного настроения не было. В НИИ-88 мы любовались стартом «Сатурна-5» с «Аполлоном-8». Старт даже на телевизионном экране возбуждал чувства восхищения... При разделении первой и второй ступеней все окутывается выплесками дыма и пламени. Создается впечатление, что произошел взрыв, — но через секунды яркий чистый факел устремляется дальше».




Илл.6. а) «…мы любовались стартом «Сатурна-5»» (ap8-KSC-68PC-329HR.jpg)б) «при разделении первой и второй ступеней создается впечатление, что произошел взрыв», в)— «но через секунды яркий чистый факел устремляется дальше».Существует очень большая группа  людей, которые, не оперируя конкретными данными, утверждают, что «наши» проследили за всем полётом «лунной» ракеты от начала и до конца. Действительно, за началом полёта, то есть за стартом ракеты с космодрома следили многие «наши», включая посла СССРв США. Они это делали с трибун для почётных гостей НАСА. А сотни миллионов людей наблюдали эту же картину по телевидению.
А вот куда направилась ракета, когда она скрылась из виду, и с какой скоростью она полетела? Этого «наши» не видели, хотя и пытались. Три судна нашей радиэлектронной разведки крейсировали в окрестностях космодрома во время старта «Аполлона-10» (18 мая 1969 года) и семь -  во время старта «Аполлона-11» (16 июля 1969 года).  Но американцы сделали всё, чтобы советские суда не смогли вести наблюдения за полётом ракеты  после её старта. Вот что об этом пишет компетентный специалист в области специальных средств наблюдения А. Железняков  [2]:
       Семи советским безоружным радионаблюдательным судам «противостояли до 15 надводных кораблей 2-го флота и несколько подводных лодок.  Эти силы были переведены на круглосуточный режим работы.  И вот наступило 16 июля 1969 года. На боевых кораблях, на пунктах электронной разведки и на станциях электронного противодействия еще ночью “сыграли” боевую тревогу.     В 8 часов 10 минут к советским судам приблизились самолеты “Орион”, оснащенные комплексом радиоэлектронного противодействия. Корабли сократили дистанцию до наших кораблей до минимально возможной.   В 8 часов 20 минут береговые станции, оборудование на самолетах и кораблях, призванное создавать помехи, было включено на полную мощность во всех выявленных ранее диапазонах работы советских систем.   В 8 часов 32 минуты ракета “Сатурн-5” с кораблем “Аполлон-11” устремилась ввысь».
Казалось бы, все параметры ракеты и всего полёта (стартовая масса, мощность двигателей, режим набора скорости, траектория) сообщены от НАСА заранее. И, если эти сведения правдивы, так дайте убедиться в этом русским и пусть они кусают локти от зависти. Так нет! Заглушили, и пушками пояснили: «За ракетой следить запрещается!». Значит, американцам было, что скрывать о дальнейшем полёте ракеты. Не потому ли, что эта огромная ракета,  летела куда-то гораздо ближе Луны? Иначе, зачем на весь мир демонстрировать старт ракеты и одновременно срывать сторонний контроль над её дальнейшим полётом ракеты?
К счастью для исследователей лунной эпопеи российский учёный, кандидат технических наук С.Г. Покровский [3], пользуясь материалами скудной кинохроники НАСА, смог несколькими способами определить скорость ракеты в момент, который Б.Е. Черток упоминает как «взрыв». Перед отделением первой ступени ракета, согласно НАСА, достигает скорости [4]:       VНАСА = 2, 4 км/с относительно окружающего воздуха                (1)Однако С.Г. Покровский установил, что скорость ракеты в этот момент существенно меньше, из чего он сделал вывод, такая ракета  не могла достичь Луны [3]. Своими работами С.Г. Покровский внёс исключительно важный вклад в разоблачение лунной афёры в её главной части – в том, что касается главной декорации американской мистификации, а именно «лунной» ракеты. В то же время, как показал опыт общения с читателями, для некоторых из них, плотно насыщенные информацией статьи С.Г. Покровского оказались трудны для восприятия. Поэтому автор данной статьи, используя идеи С. Г. Покровского и некоторые собственные наблюдения, попытался изложить методику определения скорости американской ракеты с расчётом на более широкого читателя.


★ Главком:
1. Метод «по конусу Маха» На илл.2 показан довольно редкий снимок американской «лунной» ракеты [5], сделанный  с наблюдательного самолёта НАСА за несколько секунд до отделения первой ступени. Автор благодарен С.Г. Покровскому и Л. Георгиеву за указание на этот снимок и информацию о нём.
Редким  он является благодаря относительно высокому качеству по сравнению со всеми другими фото-киноматериалами НАСА о рассматриваемом участке полёта «лунной» ракеты. Ниже этот снимок и его фрагменты могут представляться в разных ракурсах (горизонтально или вертикально) в целях удобства  изучения и построения комбинированных иллюстраций.
Эффектный конус, обрамляющий ракету, называется конусом косого скачка уплотнения, а для хорошо обтекаемых предметов (каким является длинное и заострённое тело ракеты) - конусом Маха. Этот конус характерен для объектов, летящих со сверхзвуковой скоростью. По углу при его вершине мы и определим скорость ракеты. Мы будем пользоваться самой упрощённой теорией, а затем сравним наши результаты с результатами строгого, но более сложного расчёта, учитывающего форму ракеты.

Илл.2. «Лунная» ракета в полёте, снятая с самолёта НАСА за несколько секунд до отделения первой ступени
http://spaceflight.nasa.gov/gallery/images/apollo/apollo11/hires/s69-39957.jpg
Сначала воспользуемся прекрасным объяснением явления конуса Маха, взятым из статей [6] (с сокращением автора):
««
Из каждой точки, где только что пролетел самолет, начинает во все стороны с равной скоростью расходиться акустическая волна. При движении самолета на дозвуковых скоростях эти волны распространяются как обычные круги по воде, и мы слышим привычный гул пролетающего самолета.
Если же самолет летит на сверхзвуковой скорости, то волны не успевают расходиться кругами, их фронты пересекаются и взаимно усиливаются. В результате самолет оставляет за собой расходящийся шлейф волн в виде конуса. Это и естьконус Маха. Угол φ при его вершине (илл.3б) определяется формулой:

sin φ = u/v ,                    (2) где u — скорость звука в среде,  v — скорость самолета (а в нашем случае – ракеты, А.П.)





Илл.3. а) от острия «лунной» ракета отчётливо прослеживается конус Махаб) к объяснению явления конуса Маха
Сила звука в конусе Маха значительно превышает обычный шум, издаваемый самолетом в воздухе, а сам этот конический фронт называется ударной волной. При пролете сверхзвукового самолета, когда этот фронт дойдет до вас, вы услышите и почувствуете резкий, мощный хлопок — звуковой удар».
Добавим, что, как и при любом ударе, на фронте ударной волны  плотность воздуха резко возрастает и образуется своеобразный барьер из уплотнённого воздуха (так называемый скачок плотности).






Вернёмся к «лунной» ракете. А почему на изучаемом снимке «лунной» ракеты  конус Маха виден? То, что конус Маха нарисован на илл.3б, так  это только для пояснения явления. А сам воздух, в котором  оно происходит, как правило, чист и прозрачен и невидим. Поэтому и конус Маха в большинстве случаев прозрачен и невидим. Вот, на снимке 4а показано фото «лунной» ракеты (ap6-AF-KKE-68850.jpg). Она тоже летит со сверхзвуковой скоростью и никакого конуса Маха у неё не видно.
Илл.4. Почему конус Маха оказался виден?

Почему же так прекрасно виден конус Маха на илл.4б? Дело в том, что на илл.4б ракета снята в очень необычный момент её полёта, когда вся она обволакивается огромным облаком продуктов «взрыва». Мы отвлечёмся от темы скорости, если будем вдаваться в причины происхождения этого «взрыва». Нам сейчас нам важно лишь то, что:
1) продукты некоего горения запылили пространство вокруг ракеты и сделали его видимымиз-за рассеяния солнечных лучей на частицах пыли, и
2) эти частицы пыли не могут проникнуть через барьер скачка плотности наружу и  не могут покинуть конус Маха. Тем самым они его прекрасноочерчивают.
Белая линия на илл.4б очерчивает границу ударного фронта. Наблюдаемый на илл.4б угол при вершине конуса Маха обозначим как φн. Этот угол может отличаться от угла φ, который нарисован на илл.3б.  Дело в том, что, на илл.3б  неявно предполагается, что нарисованные самолётики «летят в плоскости чертежа» так, что вектор их скорости перпендикулярен лучу зрения
Снимок илл.2 сделан с самолёта, показанного на илл.5а [5]. Но нет оснований считать, что при его съёмке было выполнено условие «прямого» взгляда камеры. Если же угол между вектором скорости и лучом зрения  камеры отличается от прямого  на некоторый угол α, то  длина ракеты и вектор её скорости наблюдаются в проекции и кажутся меньшими, чем они есть на самом деле (илл.5б). 
Поэтому для реальных значений длины ракеты и её скорости мы используем обозначения  L и V, а для наблюдаемых значений этих величин используются обозначения   Lн и   Vн. Очевидно, что:         Lн / L = Vн /V = cosα[/color][/size][/i][/b][/color]                                     [/size][/i][/b](3)

★ Главком:


Илл.5. а) самолёт НАСА с системой телескопического наблюдения за летательными аппаратами (ALOTS)http://www.flyaria.com/Images/ALOTS/1.jpg и http://www.flyaria.com/Images/ALOTS/9.jpgб) если угол наблюдения отличается от прямого (α ≠ 0), то длина ракеты и скорость её полёта кажутся меньшими, чем они есть на самом деле.
Из-за видимого сжатия продольных размеров наблюдаемый угол при вершине конуса Маха отличается от истинного значения φ. Поэтому на илл.4б и сделана замена φ  на φн. Следовательно, прежде чем применить формулу (2) для вычиcления v, необходимо определить величину cos α  и определить истинный угол φ. Для этого воспользуемся тем обстоятельством, что  ракета – это, в основном, цилиндрическое тело.  Видимый же диаметр цилиндра dне зависит от ориентации цилиндра по отношению к наблюдателю. Разделим величины Lн и L на d и получим из (3) простую формулу, где в правой части стоят измеряемые величины:
                                                                cosα = (Lн/d) / (L/d)           (4)
 Начнём с отношения L/d. Вид «лунной» ракеты на стартовой позиции изображен на сотнях снимков НАСА. И, что важно,  этотвид ракеты зафиксирован не только объективами доверенных корреспондентов НАСА. Его снимали и тысячи  приглашённых на старт гостей. Среди них, как отмечалось, были и наш посол в США и, наверное, его квалифицированные помощники.  По существу,  габариты ракеты - это всё, что было по замыслу НАСА доступно независимому контролю со стороны.  Этим габаритам соответствует отношение L/d= 11(илл.1).



Илл.6. К экспериментальному измерению величины Lн /d
  Человек-измеритель Lв d Lв/d 1 227 27 8,4 2 235 28 8,4 3 227 31 7,3 4 223 29 7,8 5 228 29 7,9 6 227 29 7,8 среднее 7,9          Теперь измерим по снимку илл.6 отношение Lн /d. Поскольку снимок недостаточно резок, то на результате измерения  сказывается индивидуальное восприятие конкретного человека. Для исключения этого фактора работу по измерению Lн  и dвыполнили независимо 6 человек. Результаты их измерений представлены в таблице. Усреднённое по разным людям среднее значениеLн /d = 7,9. Отсюда вычисляем по формуле (4) cosα = 7,9/11=0,72  (α =  440).Поэтому все размеры в направлении полёта ракеты кажутся нам меньше их реальных значений в 1/(0,72) раза, то есть в 1,4 раза.

★ Главком:


Мы можем очень просто преодолеть это затруднение с помощью компьютера. Чтобы узнать, как выглядел бы конус Маха ракеты под прямым углом зрения, надо на снимке илл.4б просто растянуть масштаб вдоль вектора скорости в 1,4 раза. Это и сделано на илл.7, где угол при вершине конуса и есть искомый угол φ (2).
Илл.7. Вот, как в действительности выглядел бы конус Маха изучаемой ракеты при рассмотрении под прямым углом
Измеряя катет и гипотенузу очевидного треугольника, находим sinφ= 0,34 ≈ 1/3, откуда по формуле (2) вычисляем:
                                                                    v= 3u                                                              (5)
       Остаётся подставить в (5) значение скорости звука на высоте отделения первой ступени. Согласно НАСА отделение первой ступени происходит на высоте 67 км [4]. На этой высоте скорость звука u равна 360 м/с [3], что соответствует  v = 1080м/с.
        Итак, вычисленная по первому рассмотренному методу (по конусу Маха) скорость «лунной» ракеты относительно окружающего её воздуха равна:                 
                                            v1 ≈ 1,1 км/с                                                       (6)

       Дополнение к разделу 1. Л. Георгиев проверяет метод «по конусу Маха» более полным теоретическим расчётом.
Только что (22.5.2010) Лучезар Георгиев (Лъчезар Ил. Георгиев) из Технического Университета г. Варна (Болгария) прислал мне[7] статью с более строгим теоретическим расчётом рассмотренной выше задачи. Естественно, что по объёму этот расчёт гораздо более ёмок  (6 стр. расчётов и графиков вместо одной использованной выше формулы (3). Такой сложный расчёт вряд ли уместен в популярной статье. При этом вместо конечной формулы v= 3u(5) Л. Георгиев получил  v= 2,9u. Это даст при одной  и той же скоростизвукаu уменьшение значения v1 на 3%. Сама скорость звука известна с меньшей точностью. Да и геометрические измерения вряд ли столь же точны из-за размытости границ конуса. Всё это означает, что отличием результатов между нашим простым приближённым расчётом (5) и точным расчётом[7][/color][/size]можно пренебречь, то есть, простая физическая модель «по конусу Маха» в нашем случае работает, и читателя можно не перегружать долгими сложными точными расчётами по полной теории. Но придти к такому заключению мы смогли только благодаря работе, выполненной Л. Георгиевым, за что автор выражает ему свою благодарность.                 

★ Главком:
2. Метод «по отставанию дымов»

В интернете доступен 30-секундный[/color] клип НАСА [8]о полёте «лунной» ракеты А-11. Он включает в себя несколько секунд полёта ракеты до «взрыва», сам «взрыв» и примерно 20 секунд после него. Этот клип С.Г.Покровский использовал для определения скорости ракеты ещё одним методом – по отставанию дымов. По – видимому, подобный клип НАСА смотрел и Б.Е. Черток, когда писал: «Создается впечатление, что произошел взрыв…». К сожалению, подобный клип конкретно для А8 на сайтах НАСА отсутствует или неизвестен автору. Но это не должно останавливать наше исследование, поскольку логично предполагать, что участки разгона всех «лунных» ракет осуществлялись по одинаковой схеме. [/color]
Илл.8. Данные о скорости съёмки клипа[/color]
[/color]Видеоредактор показывает, что клип снят со скоростью 24 кадра в секунду. Эта же скорость указана в информации, которую компьютер даёт о видеоклипе, если нажать команду «Свойства» (илл.8). На это двойное подтверждение важно обратить внимание, поскольку, исходя из скорости съемки клипа, устанавливается продолжительность одного кадра [/color]- примерно 0,042 сек. Проанализируем указанный клип по стоп-кадрам.
       
Отметим, что для этого и следующего за ним метода нет необходимости учитывать фактор α ≠ 0 (илл.5б). Дело в том, что изучаемые в них явления имеют общую цилиндрическую симметрию в противоположность только что рассмотренному случаю (конус Маха и цилиндр ракеты). Поэтому все визуальные искажения действуют на изучаемые объекты одинаково. Это значительно упрощает последующее изложение.
[/color]
[/color]На илл.8 показаны 12 последовательных кадров клипа, занимающие промежуток времени примерно 0,5 сек. На кадрах нанесены две системы обозначений. Обозначения «8  23», «9 00», «9 01»… расшифровываются как « 8-я секунда от начала клипа + 23 кадра», «9-я секунда», «9-я секунда + 1 кадр» и т.д. Эти обозначения Вы увидите, если будете просматривать клип с помощью видеоредактора. Ниже их приведены обозначения только в секундах с учётом длительности одного кадра. На кадрах «9,04с» и «9,42с» вмонтировано изображение «лунной» ракеты. Её длина (110м) даст нам пространственный масштаб. Как это сделано, объяснено на илл.9.





Илл.8. Изучаем отставание облака взрыва
На илл.9а,б показаны в одном масштабе снимок s69-39957 и увеличенный кадр «9,04с» из илл.8. Легко видеть, что кадр из клипа - это плохая копия вида s69-39957.
Перенесём  относительно четкое изображение ракеты с илл.9а на поле кинокадра илл.9б. Тем самым мы установим пространственный масштаб и для кадра «9,04с», и для всех последующих кадров илл.8. Потому что за те 0,5с секунды, которые длится серия илл.8, относительное расстояние от ракеты до расположенной в самолёте кинокамеры не может сильно измениться. Ведь в рассматриваемый момент времени это расстояние составляет 107 км [5], а ракета за 0,5с пролетит лишь около 1км, даже если принять для её скорости v данные от НАСА (1).






Илл.9. Сопоставление снимка s69-39957 и кадра «9,04с» из клипаОбратим на илл.8 внимание на форму одного из выбросов дыма. На первых трёх кадрах он отмечен красной точкой, а на последующих – зелёной. В начале (красные точки) форма выброса заметно меняется, но, начиная примерно с кадра «9,08с» она стабилизируется. Трудно представить, что дымовое облако может мчаться за ракетой, преодолевая сопротивление воздуха, но сохраняя при этом форму.  Это говорит о том, что, начиная с кадра «9,08с» облако практически остановилось в воздухе. Поэтому его можно рассматривать, как неподвижный репер и измерять относительно него продвижение ракеты. С.Г.Покровский пришёл к такому же выводу на основании иного хода рассуждения[/color]. Важно подчеркнуть, что оба подхода подтверждают друг друга.
Раз найдена «точка отсчёта», то можно приступать к определению скорости ракеты. Для этого достаточно сравнить всего два кадра из серии илл.8: «9,08с» и «9,42с». Они представлены на илл.10.
         Первый выбран потому, что это первый кадр, где облако можно считать остановившимся. Второй – потому что он показывает самое большое удаление ракеты от облака, когда часть этого облака ещё видна. Здесь же показаны значения расстояний L, a  и  b в пикселях. Зная, чтоL =110м, определяем, что ракета пролетела расстояние (b – a) *110м/L =(395 – 93)*110м/105 = 316м. За это время прошло 0,34с. Отсюда рассмотренный второй метод даёт следующее значение для скорости ракеты относительно окружающего её воздуха:
                                        v2 ≈ 0,93 км/с    [/color]                                                         (7)

Для сравнения С.Г. Покровский по методу «отставания дымов даёт интервал значений для скорости 1,2 -1,6 км/с [3].

Навигация

[0] Главная страница сообщений

[#] Следующая страница

Перейти к полной версии