1. časť - 3. časť
V predchádzajúcej časti Sprievodcu som sľúbil, že ako dezert nechám najchutnejšiu časť odhalenia „lunárneho klamu“- nárokov na raketový vesmírny systém Saturn-Apollo. Argumenty tu, zdá sa mi, sú veľmi jednoduché a zrejmé: áno, fotografie a filmové materiály mohli byť na Zemi dobre urobené (čo sa takmer pripúšťa), ale dalo by sa to dobre vysvetliť laboratórnou chybou vo vývoji filmu, zlou kvalitou samotných obrazov atď. Chcem urobiť jeden dôležitý odklon. V takzvaných dokumentoch a reportéroch je často zvykom používať „inscenované zábery“a „rekonštrukciu“. Nebuďme tvrdí na kreatívnych pracovníkov, pretože v skutočnom živote, kde sa odohrávajú súčasné udalosti, často nedochádza k dobrému štúdiovému svetlu, zlyhávajú filmové kamery, rozbíjajú sa drahé objektívy, zhasínajú reflektory … Okrem tohojednoducho nemôžete mať čas na zachytenie historického záberu storočia!
V dnešnej dobe je všeobecne známe, že filmový štáb 7. novembra 1941 nemal čas na nakrútenie prejavu súdruha Stalina na Červenom námestí a takmer rozhodnutím politbyra bol povinný predniesť prejav druhýkrát. Striedanie bolo ľahko odhaliteľné, pretože Stalin účinkoval v krutom mraze, počas snehovej víchrice, zatiaľ čo vo filme, keď otvoril ústa, nemal ani páru! Na druhej strane bol jeho prejav vysielaný naživo v rozhlase a samotného Stalina videli tisíce účastníkov prehliadky z roku 1941.
Makety dvoch rakiet: H1 (vľavo) a Saturn-5 (vpravo)
Briti tiež nedávno pripustili, že veľa prejavov a prejavov predsedu vlády Winstona Churchilla počas vojnových rokov pre fotografické kroniky vykreslil jeho dvojník, dokonca aj v rozhlase (!) Text v mene Churchilla recitoval umelec s podobným hlasom. To však nepopiera samotnú existenciu pána Churchilla ako takého.
Poviem vám veľmi tvrdé a nebezpečné porovnanie. Keď bol spustený Jurij Gagarin, neexistovala žiadna reportáž a ešte viac protokol, natáčanie sa neuskutočnilo. Iba technické upevnenie a iba na špeciálne skladovanie. Vzhľadom na politický význam udalosti, potrebu replikovať vysoko kvalitný propagandistický materiál, bolo o niekoľko dní rozhodnuté o „rekonštrukcii“rozlúčky pred zahájením so skutočným Gagarinom a skutočnou raketou rovnakej triedy. Ako to už v takýchto prípadoch býva, natáčali z mnohých kamier, slávnostne hlásili na podnietenú (!) Raketu, objali, pobozkali, vypustili slzu …
Z hľadiska kinematografických zákonov je to všetko správne a kompetentné. Vrhá to na Jurija Gagarina tieň? Vôbec nie, pretože rádioamatéri na celej planéte prijímali signály, samotná loď bola zreteľne viditeľná na mnohých pozorovacích stanoviskách a čo je najdôležitejšie, také „gule“s anténami typu „Vostok“boli vypúšťané do tmy tak pred 12. aprílom 1961, ako aj po ňom, iba sa im hovorilo inak a namiesto kozmonauta bola na palube výkonná kamera s dobrou zásobou filmu. Takéto fotografické prieskumné lietadlá boli vypúšťané najmenej raz týždenne, takže realita vykonania letu Jurija Gagarina nevyvoláva žiadne otázky.
Propagačné video:
Pokiaľ ide o raketový a vesmírny systém Saturn, všetky strely tejto rodiny boli v polovici 70. rokov narýchlo zlikvidované, dokumentácia a pracovné jednotky boli zničené, zostalo len niekoľko múzejných modelov, ktoré mohli byť pôvodne rozmerovými a hmotnostnými atrapami pre rôzne statické testy, ktorých prítomnosť nič nedokazuje. Napríklad v ZSSR bolo vyrobených viac ako desať plnohodnotných produktov 11A52 alebo „H1“- tak sa volala sovietska lunárna raketa programu s ľudskou posádkou na náš prírodný satelit. Zároveň boli z testovacieho miesta Bajkonur reálne vystrelené iba štyri produkty s číslami 3L, 5L, 6L a 7L, jeden - 4L bol odložený v „rezervnom“sklade, zvyšok bol použitý na rôzne testy, školenie odpaľovacieho tímu atď. Niekoľko hotových rakiet čísla 8L,9L a ďalšie dve nezmontované sady boli po ukončení programu jednoducho zošrotované …
Zároveň všetci chápeme, že aj keby bola raketa N1 vystavená na VDNKh, nič by to nedokázalo, pretože jej smutný príbeh je dobre známy.
Motor RD-270
Múzeum Energomash má najväčší sovietsky jednokomorový raketový motor na kvapalné palivo (LRE) typu RD-270 s prítlakom asi 640 ton na zem. Ale toto je iba technologická maketa - polotovar pre jeden z nespočetných testov. V skutočnosti sa tento motor (bohužiaľ) nikdy nedostal do fázy letových skúšok. „Živé“a „zdravé“sú stále prototypy mesačnej kozmickej lode LOK (11F93) a pristávacieho kokpitu LK (11F94), na internete ich fotografie ľahko nájde ktokoľvek.
LC sa stala učebnou pomôckou
LK sa stala učebnou pomôckou Američania sú hrdí na to, že môžu ukázať svoje múzeum rakiet Saturn-5, ktoré údajne poskytuje dodávku astronautov na miesto určenia, a navyše supervýkonný LRE typu F-1 s prítlakom okolo 680 ton na zem, bez ktorého by mohli zdvihnúť raketu do neba s hmotnosťou okolo troch tisíc ton (!) jednoducho nie je realistické.
No, dobre, na oplátku môžeme ukázať naše múzejné motory, modely mesačných lodí a kajút, a čo - tiež sme leteli na Mesiac?! Aj keď, samozrejme, aj možnosť. Preto, keď sa vrátim k téme nášho príbehu (a všetky predchádzajúce boli iba nevyhnutným odbočením), chcem povedať priamo a bez okolkov: nemôžete nás zastrašiť múzejnými exponátmi! Všetko sú to falošné rekvizity a nič viac. Našou hlavnou úlohou je analyzovať všetky dostupné štatistické, filmové a fotografické materiály skutočných štartov rakiet Saturn s cieľom odpovedať na jednu mimoriadne dôležitú otázku: či raketa Saturn-5 a kozmická loď Apollo spĺňajú minimálne nevyhnutné technické vlastnosti na dodanie dvoch alebo troch človeka na Mesiac a ich bezpečný návrat na rodnú Zem?
LRE F-1. Tiež veľký kus železa!
Všetky nasledujúce argumenty sa budú týkať dvoch kategórií výskumných metód: analýzy numerických štatistických údajov a štúdia správania rakety a lode priamo počas letu.
Falošná „legenda“
Jedným z najhlúpejších mýtov a mylných predstáv o programe Saturn-Apollo je, že jeho bezchybná (z pohľadu oficiálnej tlače) implementácia je založená na dôkladnom štúdiu a dôkladnom otestovaní všetkých zložiek lunárneho programu. Bohužiaľ, to nie je celkom pravda, alebo skôr vôbec. Dôkladné štúdium prípravného obdobia rokov 1964 až 1969 pred začiatkom mesačných misií s posádkou je plné veľmi šťavnatých detailov.
Prvý skúšobný let kozmickej lode Apollo na pomocnej ľahkej rakete Saturn-1B sa uskutočnil 26. februára 1966. Tento objekt vystúpil do výšky 488 km a prepadol sa balistickou trajektóriou do Atlantiku. Účelom tejto misie bolo podľa NASA otestovať prototyp kozmickej lode Apollo a skontrolovať kontrolovaný vstup do atmosféry u jej zostupového vozidla. Počas zostupu však loď stratila kontrolu nad nakláňaním, vstúpila do nekontrolovaného režimu odstreďovania a s prehnaným preťažením spadla do oceánu. Účel druhého letu 5. júla 1966. bola štúdia „správania kvapalného vodíka pri nulovej gravitácii“. Takto popisuje výsledky letu ročenka Veľkej sovietskej encyklopédie (TSB) za rok 1967: „Posledná etapa (raketa S-IVB) experimentálnej nosnej rakety Saturn IB SA-203 bola vynesená na obežnú dráhu s neúplne spotrebovaným palivom. Hlavnými úlohami uvedenia na trh je štúdium správania sa kvapalného vodíka v stave nulovej gravitácie a testovanie systému, ktorý zaisťuje opätovné zapojenie motora hlavného stupňa. Po uskutočnení plánovaných experimentov v systéme na odstraňovanie vodíkových pár z nádrže sa ventily uzavreli a v dôsledku zvýšenia tlaku sa stupeň v siedmej slučke rozložil. Tretí let v tomto roku, 25. augusta 1966, bol opäť suborbitálny, ale dosah bol pôsobivý - objekt bol zachytený už v Tichom oceáne. Tretí let v tomto roku, 25. augusta 1966, bol opäť suborbitálny, ale dosah bol pôsobivý - objekt bol zachytený už v Tichom oceáne. Tretí let v tomto roku, 25. augusta 1966, bol opäť suborbitálny, ale dosah bol pôsobivý - objekt bol zachytený už v Tichom oceáne.
Jeden zo zdrojov sucho uvádza, že oddelenie prebehlo dobre, a to aj napriek „menším“problémom s ventilmi v chladiacom systéme motora. A to aj pri veľmi nepatrných výkyvoch horného stupňa, ktorý sa len ťažko dostal späť pod kontrolu (!?), A preto zjavne namiesto obežnej dráhy skončil v Tichom oceáne. Zostup kapsuly v atmosfére bol „strmší, ako sa čakalo“(!?), Hľadanie padlej kapsuly sa uskutočňovalo asi deväť hodín! Tu môžeme len doplniť pre úplnosť dojmov - pri skúšobných testoch druhého stupňa rakety Saturn-5 na 350-sekundový prevádzkový interval 25. mája 1966 sa na dvoch miestach rozhorel plameň a test bolo treba prerušiť. O tri dni neskôr pri odstraňovaní rovnakého pódia z tribúny náhle explodovala jeho vodíková nádrž a päť pracovníkov bolo zranených. Stánok bol vážne poškodený. Potom,20. januára 1967 počas pozemných skúšok explodoval stupeň S-IVB-503, ktorý sa pripravoval ako tretí stupeň pre raketu Saturn-5, sériové číslo 503 pre legendárny let Apollo-8. No a na záver to, čo všetci vedia: 27. januára 1967 zhoreli traja astronauti v kozmickej lodi Apollo 1 počas pozemného výcviku len pár týždňov pred ich štartom! Potom komisia pre vyšetrovanie incidentov dospela k záveru: lety s posádkou na tomto druhu zariadenia boli na najbližšiu neurčitú dobu pokryté medenou nádržou.27. januára 1967 zhoreli traja astronauti v kozmickej lodi Apollo 1 počas pozemného výcviku len pár týždňov pred ich štartom! Potom komisia pre vyšetrovanie incidentov dospela k záveru: lety s posádkou na tomto druhu zariadenia boli na najbližšiu neurčitú dobu pokryté medenou nádržou.27. januára 1967 zhoreli traja astronauti v kozmickej lodi Apollo 1 počas pozemného výcviku len pár týždňov pred ich štartom! Potom komisia pre vyšetrovanie incidentov dospela k záveru: lety s posádkou na tomto druhu zariadenia boli na najbližšiu neurčitú dobu pokryté medenou nádržou.
Ďalej to boli dva bezpilotné štarty rakety Saturn-5 - jeden v novembri 1967 pod označením Apollo-4, keď bola loď so všetkou silou rakety schopná vystreliť iba na eliptickú obežnú dráhu s apogéom iba 18 tisíc kilometrov a druhá pod označením Apollo -6 , keď sa raketa takmer zrútila do vzduchu, motory druhého stupňa zlyhali pri lete, potom nastal problém s tretím, technické natáčanie ukázalo čiastočné zničenie niektorých konštrukčných prvkov rakety, čo malo za následok namiesto simulácie prelet Mesiaca po vysoko eliptickej trajektórii s apogéom až 500 tisíc kilometrov, priletel blízko Zeme a pristál s veľkou chybou na nekontrolovateľnej balistickej dráhe. A to je všetko, čo sa urobilo pred decembrom 1968 z hľadiska letových skúšok mesačnej rakety Saturn-5 pred prvým (!) Letom Apolla-8 s posádkou na Mesiac. Podľa všetkéhoAmeričania sa rozhodli nevykonať viac skúšobných letov, neutratiť za ne peniaze a nervy, ale okamžite a okamžite poslať ľudí na Mesiac, pretože naši ľudia - to hlavné, ľudia - vás nesklamú! A ak vás sklamú, nie je vám ich ľúto …
Koľko váži Skylab?
Najväčší pohľad na americký lunárny program sa oprávnene považuje za úplne prvú vesmírnu stanicu Stars and Stripes Skylab, ktorá vznikla opätovným vybavením tretieho stupňa rakety Saturn-5. Podľa oficiálnych údajov ide o najväčšiu jednoblokovú vesmírnu stanicu, ktorá bola kedy spustená na dlhodobú prevádzku. Táto epochálna udalosť, ktorá sa uskutočnila 14. mája 1973, tiež znamenala koniec vesmírnej kariéry rakiet Saturn-5, pretože išlo o posledné, trináste (!) Uvedenie produktov tohto typu na trh.
Zvyčajne, keď je užitočné zaťaženie pripravené vopred pre konkrétneho dopravcu, jeho hmotnostné a rozmerové parametre sa vyberajú na základe maximálnych možností prepravcu. Napríklad loď Vostok vážila o niečo menej ako päť ton, pretože raketa Vostok, ktorá je tiež produktom 8K72K, nedokázala viac. Presne z rovnakého dôvodu vážila posledných štyridsať rokov kozmická loď Sojuz niečo menej ako sedem ton a stanice typu Saljut - asi 19 ton. Chcel by som viac, ale starý „Proton“už neťahal. Preto, keď sa Američania rozhodli prekvapiť svet a postaviť grandióznu vesmírnu stanicu, mali sme právo očakávať, že „Saturn-5“pôjde na rekordnú nosnosť. Pri všetkých letoch kozmickej lode Apollo, od A-4 po A-17, sa váha užitočného zaťaženia iba zvýšila a pri lete A-15 bol zaznamenaný rekord - 140 ton nákladu na obežnej dráhe nízkej Zeme.
V Guinnessovej knihe rekordov sa nachádza tento oficiálny záznam: „Najťažším objektom vyleteným na obežnú dráhu nízkej Zeme bol 3. stupeň americkej rakety Saturn 5 s kozmickou loďou Apollo 15, ktorý pred vstupom na strednú selenocentrickú dráhu vážil 140512 kg.“sklamaním, keď som sa dozvedel, že pri poslednom rekordnom lete bolo podľa oficiálnych údajov užitočné zaťaženie iba 74,7 tony. Na druhej strane výpočty, ktoré som ukázal v tretej časti „Pepelatsev“, dokazujú, že „Saturn-5“mohol pokojne dať na referenčnú cieľovú obežnú dráhu typu „Skylab“užitočné zaťaženie s hmotnosťou až sto ton (nadmorská výška 435 km, sklon 50 stupňov)! Nehovoriac o tom na veľmi nízku obežnú dráhu (tzv. LEO) - nie menej ako 120 ton. Vyvstáva rozumná otázka: kde je všetko ostatné?
Čakali sme ukážku sily a predviedli nám nosič, ktorý namiesto sto ton sotva skončil sedemdesiat s centom … Podrobný popis je nasledovný: „Skylab 1 Národ: USA. Program: Skylab. Užitočné zaťaženie: Skylab Orbital Workshop. Hmotnosť: 74 783 kg. Trieda: S posádkou. Typ: Vesmírna stanica. Kozmické lode: Skylab, bankomat Apollo. Agentúra: NASA MSF. Perigeum: 427 km. Apogee: 439 km. Sklon: 50,0 stupňov. Obdobie: 93,2 min. COSPAR: 1973-027A. USAF Sat Cat: 6633. Dátum rozpadu: 11. júla 1979 . Foto vľavo: Skylab s jedným krídlom. Ľavé krídlo sa stratilo …
Pri analýze amerických správ som však objavil úžasnú vec: nedostatok užitočného zaťaženia a práce na troch štvrtinách sily v kombinácii s rekordným zaťažením, ktoré sa kedy zvýšilo na obežnú dráhu nízkej Zeme - v tento májový deň roku 1973 (takto sa javí) raketa Saturn-5 trhajúc si pupok, vytiahla na svoj hrb až 147 ton do vesmíru! Je pravda, že tento absolútny svetový rekord (z nejakého dôvodu) nie je nikde a nikto ho neuznáva. Začala sa však najzaujímavejšia časť. A čo konkrétne je zahrnutých v týchto 147 metroch?
Najskôr vstúpil na obežnú dráhu druhý stupeň rakety (suchá hmotnosť asi 42 ton) a ďalších 13 ton zvyškov paliva, čo je trikrát viac ako zvyčajné zvyšky pre tento stupeň (zvyčajne nie viac ako 4..5 ton). Po druhé, samotný Skylab s hmotnosťou asi 75 ton. Okrem toho NASA vláčila úprimný odpad na obežnú dráhu: na obežnú dráhu bola spustená kapotáž vážiaca takmer 12 ton !!! Táto skutočnosť je mimoriadne nezdravá. Odborníci mi rozumejú: prečo pretiahnuť kapotáž do výšky 450 km? Tento konštrukčný prvok typicky padá v nadmorských výškach 90 - 130 km dlhých pred obežnými dráhami MSZ. Len to už nemá zmysel. Napríklad sedem Salyut, jeden Mir, niekoľko modulov ako Kvant, Spektr, Kristall a ďalšie a niekoľko segmentov ISS vyniesla na obežnú dráhu protónová raketa. Zároveň sovietska raketa vždy zhodila rovnakú kapotáž za letu dlho pred vstupom na obežnú dráhu. A všetci ostatní existujúci dopravcovia upúšťajú od kapotáže vo fáze spustenia - je to energeticky priaznivejšie.
V prípade tisícov vypustení vesmíru je možné pripomenúť iba niekoľko prípadov porušenia tohto nepísaného pravidla. Adaptér prvého stupňa s hmotnosťou 5 ton sa navyše ešte neoddelil. A tiež ho vzali so sebou na obežnú dráhu. Zrejme to bolo naplánované, inak sa zostatok nezblíži. V skutočnosti bola okrem 75-tonovej stanice vypustená do vesmíru najväčšia várka odpadu a šrotu s hmotnosťou 25 ton, bez započítania hmotnosti poslednej etapy! Môžete samozrejme položiť otázku inak: nehnali sa za maximálnou hmotnosťou, stačilo im 75 ton. Toto je dobrý argument, má iba jednu malú nevýhodu: stanica Skylab vyšla „nedokončená“, nemá ani vlastné motory! Aj keď zdroje umožňovali ľahké pripojenie napríklad ktorejkoľvek z hotových pohonných jednotiek, ktoré sú uložené v pristávacích moduloch Apollo LM.
Ukazuje sa, že keď mali Američania možnosť spustiť 100-tonovú plne funkčnú stanicu, rozhodli sa dobrovoľne obmedziť na 75% kapacity a zvyšok bol „vyhodený“zhora harabúrdami, ako to predtým robili sovietski školáci, odovzdávali odpadový papier … Výsledkom bolo, že Skylab letel po roku 1973 bez najmenšej príležitosti korekcia obežnej dráhy a v roku 1979 padol úplne nekontrolovateľne do divočiny Austrálie. Aby sme zachránili tento „zázrak“, ktorý aktívne funguje iba šesť mesiacov, nikto nezačal alebo nechcel … Ak začneme vyberať zvyšných 75 „legálnych“ton „Skylabu“, potom je tu všetko mimoriadne neurčité a záhadné (malo to mať váhu 77 ton, ale solárna batéria bola za letu „vypustená“a zostala 74,7 tony oficiálnej hmotnosti).
Stanica sa skladá z nasledujúcich prvkov:
Rozloženie hmotnosti konštrukčných prvkov stanice Skylab
(podľa knihy „Skylab Orbital Station“od L. Bellewa E. Stullingera, preložené z angličtiny M. Mechanical Engineering, 1977)
| Prvok | Dĺžka, m | Priemer, m | objem, m3 | Hmotnosť *, t |
| Štruktúra lôžok | 5.2 | 3.0 | tridsať | 6,3 |
| Bankomat Astrokomplekt | 4.5 | 3.4 | 5.0 | päť |
| Priechodná komora | 5.2 | 3.2 | 17 | 22.2 |
| Prístrojový priestor | 0,9 | 6.6 | 2.0 | päť |
| Orbitálny blok | 14.6 | 6.6 | 275 | 35.4 |
Celkovo teda všetko toto haraburdie vytiahne 71 ton. A podľa oficiálnych údajov by to malo byť asi 77 ton. Už nezrovnalosť. Existuje verzia o nezrovnalosti: podľa údajov NASA je hmotnosť astrokompletu ATM uvedená dvakrát toľko ako v knihe Bellew a Stuhlinger ≈ 11,8 tony namiesto 5,05 tony. (Alebo z čista jasna ~ bolo pripísaných 6,7 ton) Alebo si vezmite zázračnú priechodnú komoru s hmotnosťou 22 ton - to je viac ako sovietska stanica Saljut! Pozri - priemerná hustota priestoru komory je 22/17 ~ 1,3 t / m3. Ale vo vnútri nie je ani palivo, ani nič ťažké. Zdá sa, že kupé nie je naplnené ani vodou, ale pieskom … Ale sovietska stanica Saljut bola trikrát dlhšia - 15 metrov; a širší v priemere - 4,15 m. Z čoho vyrobili tento fotoaparát - olovo!? Ale priemerná hustota kompartmentu kozmických lodí je v rozmedzí 0,25..0,35 t / m3. Aj priemerná hustota zostupových vozidiel je menšia ako 1 t / m3 (inak by sa ponorili do vody), hoci zostupové vozidlo je najhustším, najťažším a najtrvanlivejším prvkom medzi kozmickými loďami.
Takže prechodová komora stanice Skylab s objemom 17m3 by mala vážiť štyrikrát menej ako ~ 5..6 ton. (To znamená, že pridali ~ 16 t). O „obrnenej“kapotáži hlavy s hmotnosťou ~ 12 t môžeme hovoriť osobitne. A to aj napriek tomu, že nechráni ani celú stanicu, ale iba časť koruny! Napríklad štandardná kapotáž rakety Delta-2 (priemer = 2,9 m; výška = 8,48 m) váži iba 839 kg. Ale kapotáž rakety Atlas-2 (priemer = 4,2 m; výška = 12,2 m) váži až ~ 2 tony. Najťažšia americká kapotáž rakety Titan-4 s priemerom 5,1 ma výškou 26,6 m (päť priemerov na dĺžku!) Váži iba ~ 6,1 tony. Súčet súčtov hmotností častí stanice Skylab a užitočného zaťaženia už teda predstavoval asi 30 ton. Tu pridávame veci, ktoré existujú iba vo virtuálnej realite,a ktorých existenciu nie je možné overiť - ide o nadplánované zvyšky 8 ton paliva a polomýtický adaptér prvého stupňa (~ 5 ton), ktorý bol údajne vytiahnutý do vesmíru. To znamená iba 30 + 8 + 5 = 43t. Zostáva netto 100 - 43 ≈ 57 t.
Zhrnutie: Schopnosti užitočného zaťaženia Saturnu-5 na cieľovej obežnej dráhe typu Skylab nepresiahli ~ 60 ton. Je to pre nás mimoriadne dôležitý záver, pretože na uskutočnenie letov s posádkou na Mesiac pomocou schémy jediného štartu je potrebné mať raketu, ktorá by mohla na Mesiac vyslať najmenej 45-50 ton nákladu, čo sa na nízkej obežnej dráhe Zeme rovná kapacite užitočného zaťaženia najmenej ~ 130 ton. … Ak teda nemáte nosič na 130 ton, ale máte o polovicu menšiu silu, potom môžete na Mesiac poslať najlepšie dvadsaťpäť ton reklám, čo je dosť na preletovú misiu, ale nestačí na pristátie na našom prirodzenom satelite.
Keďže incident „Skylab“je všeobecne známy, tento tŕň v americkom oku bude existovať ešte dlho a bude piť jeho buržoáznu krv, a čo je škoda - všetko už bolo zaznamenané v minulosti, nič sa nedá zmeniť …
Petrolej alebo vodík?
Tento kuriózny argument je na internete všeobecne prijímaný vďaka vášmu skromnému sluhovi, ktorý sa pre zábavu rozhodol spôsobiť opačný problém: nech teda Skylab váži 60 ton alebo dokonca všetkých 75 ton. Aké sú vlastnosti rakety z hľadiska špecifického impulzu druhého stupňa, aby sa užitočné zaťaženie rovnalo hmotnosti stanice, aby sa nevyžadoval nadmerný záťaž? Hneď chcem poznamenať, že opravením hmotností stupňov a zmenou iba konkrétneho impulzu druhého stupňa konám nesprávne, pretože tento problém môže mať iné riešenie - bez zmeny konkrétnych impulzov motorov stačí znížiť absolútne hmotnosti samotných stupňov. Po stanovení hmotnosti a špecifického impulzu prvého stupňa Isp ~ 304 s. (už je príliš nízka a ťažko môže byť oveľa nižšia), dospel som k zaujímavému záveru,že na spustenie nákladu sedemdesiatpäť ton musia mať motory druhého stupňa špecifický impulz Isp ~ 380 s, t.j. oveľa nižšia ako ponuka „vodíkových“raketových motorov (jednoducho nemajú Isp pod 400 sekúnd).
A plameň zjavne nie je vodík …
Ďalej, s prihliadnutím na „odľahčenú“verziu „Skylab“, ktorá nemá viac ako šesťdesiat ton, sa ukazuje, že pri pevnom kanonickom prvom stupni „Saturn“môže byť druhý vyrobený ako „petrolej“, pretože požadovaný špecifický impulz motorov klesne na hodnoty rádovo Isp ~ 330 s. … sa dajú ľahko implementovať pomocou raketových motorov na kyslík a petrolej s dobrými dýzami na vysokohorské trysky. Navyše bola objavená vtipná fotografia testov na skúšobnej stolici druhého stupňa motora Saturn-5 pod označením J-2, ktorý má namiesto čisto modrej pochodne červeno-žltý uhľovodíkový výboj.
Okrem toho existuje množstvo dôkazov v prospech skutočnosti, že Američanom sa nepodarilo realizovať a dokončiť „vodík“s tlakom takmer sto ton: v rokoch 1965 - 1967 došlo k opakovaným nehodám (za letu aj na stojane) vodíkových stupňov s motormi J-2, ktoré sa skončili výbuchmi a úplným zničením konštrukcie. Namiesto toho (alebo spolu) s vyššie uvedenou tézou o nahradení nespoľahlivých motorov J-2 niečím iným (s horšími charakteristikami) však zostáva ďalší argument: pre implementáciu raketového a vesmírneho systému takej vysokej hmotnosti (asi 3 000 ton) iba s piatimi motormi v prvom stupni, táto trakčná päťka musí byť obzvlášť vynikajúca!
Motor F-1: realita a fikcia
Mnoho vedcov len upozorňuje v prvom rade nie na problémy s dolaďovaním „vodíkového plynu“v horných stupňoch, ale na nemožnosť na tejto technickej úrovni a na tých obvodových riešeniach implementovať jednokomorový raketový motor na petrolej a kyslík s ťahom cez 700 ton. Je na to veľa dôvodov a tým hlavným je tzv. vysokofrekvenčné nestability spaľovania spôsobené (zhruba) hrudkami nespálenej palivovej zmesi (ako „detonačný plyn“), ktoré sa objavujú v obrovskej komore, ktoré horia nerovnomerne, ale ako mikroexplózie. Pokiaľ je motorová komora malá, je to znesiteľné. Ale s obrovskými lineárnymi rozmermi dochádza k detonácii v motore, ktorý vstupuje do rezonancie, ktorá ničí skriňu motora. Mnoho rokov sa považovalo za veľmi problematické vytvoriť jediný raketový motor s ťahom viac ako sto ton.
Sovietski dizajnéri zastúpení V. P. Glushko a ďalší dospeli k jednoznačnému záveru: je možné vyrábať veľké motory na kvapalné palivo iba v uzavretom okruhu, keď jedna (alebo obe) zložky vstupujú do komory nie v kvapalnej forme (schéma kvapalina-kvapalina), ale ako horúci plyn (schéma kvapalina-plyn), že drasticky znižuje čas zapálenia častí paliva a významne lokalizuje problém frekvenčných nestabilít spaľovania na rozumné limity. Američania napriek tomu trvajú na tom, že sa im podarilo urobiť niečo, čo nemôže mať povahu, t.j. jednokomorový raketový motor bežiaci na petrolej a kyslík v otvorenom okruhu so zásobou obidvoch komponentov v kvapalnej fáze a ťahom viac ako 700 ton.
Motor F-1 v stojane
Mnoho fotografií vyvolávajú aj dostupné fotografie z testov tohto zázračného motora, pretože z trysky sa valí hustý nepriehľadný dym, za ktorého závojom prerazí plameň iba niekoľko metrov! Aj zamestnanci testovacieho miesta, ktorí videli veľa vecí, boli prácou tejto „koksárenskej batérie“prekvapení. Fotka. Motor F-1 na lavičke Vidiac tento „čierny plameň“, prvou reakciou testerov bolo okamžité vypnutie všetkého, až kým nevybuchol. Ale kolegovia s nemeckým prízvukom vysvetlili, že všetko je v poriadku, že je to „také potrebné“…
Tu je potrebné jedno odbočenie. Na rozdiel od väčšiny sovietskych raketových motorov, ktoré boli vyrobené z dvoch spojených pevných puzdier (vonkajšieho a vnútorného), medzi ktorými prúdilo cez rebrované kanály kvapalné chladenie jednou zo zložiek (zvyčajne palivom, menej často oxidačným prostriedkom), väčšina amerických raketových motorov tých rokov bola obrovskou sústavou. počet tenkých rúrok, ktoré boli navzájom spojené spájkovacími a výkonovými pásmi a vytvorili obvyklý tvar komory a dýzy motora na kvapalný pohon. Rúry zvyčajne prechádzali pozdĺž osi motora a ak použijete dvojitú sadu rúrok, potom trochu petroleja tieklo zhora nadol - od hlavy k okraju trysky a na druhej strane (paralelne), naopak - zdola nahor, dodávalo ohriate palivo do hlavy trysky.
Nebudem teraz diskutovať o výhodách a nevýhodách každej schémy, poviem iba, že naše „plechové“plášte boli vyrobené z prefíkanej bronzovej zliatiny a americké rúry boli vyrobené z niklu alebo ocele. Rozdiel je v tom, že sovietsky chrómový bronz (vynájdený nie bez hrotu od zajatých Nemcov) mal lepšie tepelne vodivé vlastnosti ako oceľ a nikel. Takže výskumník lunárneho falzifikátu S. Pokrovskij v článku „Prečo sa lety na Mesiac neuskutočnili“poukazuje na štrukturálne chyby zliatiny, z ktorej boli vyrobené práve tieto rúry motora F-1 - to je zliatina niklu Inconel X-750. Bez toho, aby som sa podrobne zaoberal Pokrovského argumentom, upozorním na to, že podľa jeho názoru boli v tom čase ešte stále zle študované žiaruvzdorné zliatiny niklu, a ako sa ukázalo,táto najexperimentálnejšia zliatina Inconel X-750 v skutočnosti nemohla poskytnúť potrebné pevnostné vlastnosti s deklarovanými prevádzkovými parametrami motora.
Podľa Pokrovského Američania v tichosti opustili vzácnu zliatinu niklu a prešli na spoľahlivejšiu žiaruvzdornú oceľ. Podľa Pokrovského hypotézy boli navyše Američania kvôli zaisteniu bezpečnej prevádzky motora na tenkých oceľových rúrach nútení výrazne znížiť teplotu v spaľovacej komore (o 15%) a v dôsledku toho stratiť zhruba 22% ťahu motora. Musím priznať, že úplne nesúhlasím s podložením číselných odhadov tejto verzie, najmä s odhadom príspevku výmeny sálavého tepla vodných pár v komore motora F-1, ale rád by som poznamenal, že v týchto hypotézach nepochybne existuje spoločné zrno. Len ja by som to ospravedlnil oveľa jednoduchšie a trochu z druhého konca.
Ak necháme na chvíľu problémy s nestabilitou spaľovania a problémom detonácie palivových zväzkov vo veľkej spaľovacej komore, rád by som pomocou kvalitatívnych príkladov hovoril o tepelne vodivých vlastnostiach spaľovacích komôr a častí trysiek motora na kvapalné palivo. Nie nadarmo som spomínal, že sovietske komory tak klasických raketových motorov na kvapalné palivo ako RD-107 a RD-108 boli vyrobené zo špeciálneho chrómového bronzu (a všetky zliatiny medi majú vynikajúcu tepelnú vodivosť), takže aj veľmi hrubá stena spoľahlivo prenášala teplo na prúdiaci petrolej. Nikel a oceľ majú oveľa nižšiu tepelnú vodivosť, takže ak sú všetky ostatné rovnaké, sú navrhnuté pre nižší tepelný tok na jednotku povrchu. Stena spaľovacej komory pracuje pri nemysliteľnom tepelnom zaťažení: na jednej strane horúci plyn s teplotou 3 500 K, na druhej strane petrolej prúdi s teplotou desaťkrát nižšou. Ak sa teplo vo forme konvekčného (kontaktného) prenosu a vo forme sálavého prúdenia, ktoré dopadá na každý štvorcový centimeter steny komory, neodoberá a „neprenáša“na prúdiace chladivo (petrolej), potom začne teplota steny stúpať (až na teplotu plynu), a kov sa ľahko roztaví.
Veľkosť toku tepla je zase určená ako teplotou plynu, tak jeho tlakom (hustotou plynu). Je zrejmé, že teplota spaľovania je určená chémiou procesu a v skutočnosti sa u väčšiny petrolejových motorov na kvapalné palivo líši najviac o 5 - 7%. Tlak je ďalšia vec - plyn môže byť horúci, ale jeho hustota bude nízka a tepelný tok bude malý. U všetkých prvých sovietskych petrolejových raketových motorov bez vážneho ochladzovania opony vstrekovaním kvapaliny do zóny steny (okrem zóny hlavy motora) sa tlak v komore pohyboval od 52 do 60 atmosfér. Všetky prvé americké petrolejové raketové motory vytvorené rôznymi firmami (!), Ako napríklad LR87-3 spoločnosti Aerojet s ťahom 73 ton pre raketu Titan-1, mali prevádzkový tlak iba 40 atm a jej dvojča LR79-7 s ťahom 75 ton,vytvorené najhoršími konkurentmi spoločnosti „Rocketdyne“pre rakety typu „Delta“, mali prevádzkový tlak 41 atm!
Ďalšia známa séria motorov LR89 rovnakej Rocketdyne pre rodinu rakiet typu Atlas sa uspokojila s iba 42 atmosférami v komore, ktorá bola začiatkom 90. rokov privedená na úroveň iba 48 atmosfér. Čitateľ samozrejme môže pochybovať o existencii spojenia medzi rúrkovým dizajnom komôr amerických raketových motorov na kvapalné palivo a ich prevádzkovými parametrami. Ale tu je paradox - ten istý LR87-5 bez zmeny komory a trysky, po výmene komponentov z petroleja a kyslíka za aerosín-50 a oxid dusný, bol úspešne prevádzkovaný pri tlaku 54 atm a v modeli LR87-11 sa tlak znížil na 59 atm! Rovnaké elektrónky, rovnaká kamera, ale aký je rozdiel? Rozdiel je jednoduchý: po prvé, aerosín-50 (zmes heptylu a hydrazínu) v oxide dusičitom horí pri teplote o niekoľko sto stupňov nižšej,a po druhé, hydrazín a jeho deriváty majú lepšie chladiace vlastnosti ako petrolej.
Pravdupovediac, zo všetkých palivových komponentov používaných v astronautike je petrolej na poslednom mieste ako chladiaca kvapalina. Ak má niekto záujem o sovietske raketové motory na kvapalné palivo s tlakom hlboko nad 100 atm v komore, potom vysvetlím jednoduchú vec: tam sú okrem prúdového chladenia ešte dva alebo tri ďalšie pásy chladiace pásy priamym vstrekovaním paliva do vrstvy steny. Je to tak, že je možné usporiadať pásy na vstrekovanie paliva v plechovom plášti, ale nie v rúrkovej komore! Samotná rúrková štruktúra slúži ako prekážka. Po absolvovaní celej tejto dlhej exkurzie si čitateľ lámal hlavu nad banálnym faktom: v „rúrkovom“motore F-1 sa údajne dosiahol tlak 70 atmosfér! Problém je v tom, že všetky rúrkové komory vyrobené z niklu a ocele v tej dobe jednoducho neboli realizovateľné. V opačnom prípade by Američania už dávno prinútili všetky svoje petrolejové raketové motory,ktorá podľa technologickej úrovne zostala na úrovni pred 40 - 50 rokmi. Tomuto aspektu sa však pokúsim nejako venovať samostatný osobitný článok.
Predpokladám (vopred) argument tohto druhu: s lineárnym zväčšením veľkosti motora jeho povrch rastie do štvorca a jeho objem do kocky. Povedzme, že lineárny rozmer sa zdvojnásobí, plocha motora štvornásobne a objem rastie osemkrát. A super! Čo z toho vyplýva? Faktom je, že sálavý tepelný tok je určený povrchom emitujúcim plyn, a nie jeho objemom (svietivosť je v zásade definovaná ako vyžiarený výkon jednotkovou plochou), tiež s konvekčným tepelným tokom - je určený povrchom komory, a nie jej objemom. Jediné, čo u nás rastie, je špecifický podiel petroleja, ktorým sa dá ochladiť jednotka plochy steny komory. Problém je však v tom - že aj keď načerpáme dvakrát toľko petroleja, chladiaca kapacita samotnej steny sa z toho nezvýši a nebude schopná dodať viac tepla. Navyše, žiadne regeneračné chladenie petrolejových raketových motorov na kvapalné palivo nie je v zásade schopné odvádzať všetky tepelné toky z tela bez použitia už spomenutého ochladzovania clony priamym vstrekovaním do vrstvy steny, ktoré (z dôvodu rúrkovej povahy komory) nie je možné usporiadať inak ako v blízkosti hlavy.
Keby to tak nebolo, teraz by sa na americký Atlas nepoužívali sovietske (ruské) RD-180 s tlakom 250 atm v komore s plechovým plášťom z chróm-bronzu a viacstupňovým chladením opony, ale naopak - na náš Sojuz a „Protóny“by mali licenciu s tubulárnymi niklovými príšerami ako F-1 a inými podobnými. Preto by na základe vyššie uvedeného mal byť ťah raketového motora F-1 proporcionálne „sekvestrovaný“k úrovni prevádzkového tlaku 40..48 atm alebo 30..40% menovitého, tj. na úroveň 380..460 ton pri zemi, čo výrazne znižuje celkovú odhadovanú hmotnosť rakety Saturn-5 viac ako jeden a polkrát! Pohybom týmto smerom a porovnaním tejto hypotézy so štúdiou týždenníkov letu „Saturn-5“dospel S. Pokrovskij k záveru,že povaha nadzvukových rázových vĺn naznačuje výrazný pokles rýchlosti v úseku prevádzky prvého stupňa, čo potvrdzuje nedostatočný ťah motorov a výrazne znížený prísun paliva. A hoci je možný spor ohľadne odhadov skutočnej rýchlosti letu rakety Saturn-5, jedna vec je istá - jej prvý stupeň bol podstatne (možno dvakrát) ľahší ako kanonická verzia, inak by sa tento dizajn nikdy nedokázal odtrhnúť od štartovacej rampy.
1. časť - 3. časť