Сейчас не могу. Где-то на форуме Кара-Мурзы. Но я архива собственных высказываний не веду.
Попросите Лучезара или 7-40. Они больше склонны к архивированию всего и вся.
Если найдете, помогу доработать.
Суть метода в том, что после прохождения скачка уплотнения с углом, который мы можем измерить, воздух частично доворачивается, но при этом имеет продольную вдоль оси ракеты составляющую скорости.
Масса воздуха сталкивается с газами РДТТ и тормозит их - ровно на ту самую продольную составляющую. Вот эта заторможенность газов встречным воздушным потоком и определяет время достижения газами РДТТ носа ракеты.
Там есть некоторые нюанс, связанный с оценкой отклонения струи от оси в радиальном направлении. Я его где-то описал, но не берусь сейчас ни вспоминать, ни искать. Если найдете, я просмотрю свои рассуждения на предмет скороспелых глупостей.
Ну и был еще один, пятый, подход к оценке.
По температуре фазового перехода в топливе РДТТ(перхлорат аммония? - погуглите).
Материал топлива имеет температуру фазового перехода 238 градусов Цельсия. При этом он на 10% меняет объемную плотность. Для каких-то ракет это безразлично. Но для Сатурна с его гигантским 10-метровым цилиндром бака первой ступени несимметричность работы РДТТ, которая может возникнуть из-за изменений в конфигурации топлива в патронах РДТТ, - смертельно опасна. Попросту первую ступень может перекосить при несимметричном торможении.
Так вот. Масса топлива РДТТ очень значительна. Около тонны, которые занимают более половины кубометра в головной части обтекателей периферийных двигателей. Сами периферийные двигатели имеют устройства поворота, т.е. неплотно прилегают к корпусу ракеты, а потому хорошо и всесторонне прогреваются пограничным слоем воздуха. Температура воздуха в пограничном слое вычисляется по углу скачка уплотнения и скорости набегающего потока. При измеренной нами по другим методам скорости получается нагрев как раз до температуры, близкой к температуре фазового перехода перхлората аммония.
А больше нагреваться ему нельзя.
Впрочем, это не столько метод определения скорости, сколько один из возможных мотивов, диктовавших ограничение скорости. Из-за выбора в пользу торможения первой ступени довольно крупными РДТТ, расположенными так, как получалось по конструкционныму решению, американцы могли оказаться перед лицом проблемы невозможности удержания заряда РДТТ в рабочем состоянии при больших скоростях.
Первоначально я сделал вывод из неправильно мне известной скорости Сатурна-1Б о том, что там была такая же проблема. Но потом я этот вывод пересмотрел. Сатурн-1Б "острее". Острее и угол скачка уплотнения. Он допускает большую скорость для достижения той же температуры пограничного слоя.