Część 1 - Część 3
W poprzedniej części Przewodnika obiecałem zostawić na deser najsmaczniejszą część ujawnienia "księżycowego oszustwa" - roszczeń do kosmicznego systemu rakietowego Saturn-Apollo. Wydaje mi się, że argumenty tutaj są bardzo proste i oczywiste: tak, zdjęcia i materiały filmowe mogły równie dobrze zostać zrobione na Ziemi (co jest prawie przyznane), ale można to dobrze wytłumaczyć laboratoryjną wadą wywołania filmu, niską jakością samych obrazów itp. Chcę zrobić jedną ważną dygresję. Rzeczywiście, w tak zwanych dokumentach i reportażach często używa się „scen inscenizowanych” i „rekonstrukcji”. Nie bądźmy surowi wobec kreatywnych pracowników, bo w prawdziwym życiu, gdzie toczą się bieżące wydarzenia, często brakuje dobrego oświetlenia studyjnego, zawodzą kamery filmowe, pękają drogie soczewki, wypalają się reflektory … Dodatkowopo prostu nie masz czasu, aby uchwycić historyczne ujęcie stulecia!
W dzisiejszych czasach powszechnie wiadomo, że ekipa filmowa 7 listopada 1941 r. Nie miała czasu na sfilmowanie przemówienia towarzysza Stalina na Placu Czerwonym i niemal decyzją Biura Politycznego musiał wygłosić przemówienie po raz drugi. Zastępstwo było łatwo ujawnione, ponieważ Stalin grał w silnym mrozie, podczas zamieci, podczas gdy na filmie, gdy jego usta były otwarte, nawet nie miał pary! Z drugiej strony jego przemówienie było transmitowane na żywo w radiu, a samego Stalina widziały tysiące uczestników parady w 1941 roku.
Makiety dwóch pocisków: H1 (po lewej) i Saturn-5 (po prawej)
Również niedawno Brytyjczycy przyznali, że wiele przemówień i przemówień premiera Winstona Churchilla w latach wojny zostało przedstawionych do kroniki fotograficznej przez jego sobowtóra, a nawet w radiu (!) Tekst w imieniu Churchilla odczytał artysta o podobnym głosie. Nie wyklucza to jednak samego istnienia pana Churchilla jako takiego.
Pozwólcie, że przedstawię wam bardzo surowe i niebezpieczne porównanie. Kiedy Jurij Gagarin wystartował, nie było żadnego reportażu, a tym bardziej protokołu, nie strzelano. Tylko techniczne mocowanie i tylko do specjalnego przechowywania. Biorąc pod uwagę polityczne znaczenie wydarzenia, potrzebę odtworzenia wysokiej jakości materiału propagandowego, w ciągu kilku dni postanowiono dokonać „rekonstrukcji” pożegnania przed startem z prawdziwym Gagarinem i prawdziwym pociskiem tej samej klasy. Jak zwykle w takich przypadkach filmowali z wielu kamer, złożyli uroczysty raport z wypełnionej (!) Rakiety, przytulali, całowali, wypuszczali łzę …
Z punktu widzenia praw kina wszystko to jest poprawne i kompetentne. Czy to rzuca cień na Jurija Gagarina? Wcale nie, ponieważ radioamatorzy na całym świecie otrzymywali jego sygnały, sam statek był dobrze widoczny na wielu punktach obserwacyjnych, a co najważniejsze, takie „kule” z antenami typu „Wostok” zostały wystrzelone w ciemność zarówno przed 12 kwietnia 1961 r., Jak i później., tylko że nazywano ich inaczej, a zamiast astronauty był na pokładzie potężny aparat z dobrym zapasem filmu. Takie fotograficzne samoloty zwiadowcze były odpalane przynajmniej raz w tygodniu, więc rzeczywistość wykonania lotu Jurija Gagarina nie budzi wątpliwości.
Film promocyjny:
Jeśli chodzi o rakietę Saturn i system kosmiczny, wszystkie pociski z tej rodziny zostały pospiesznie usunięte w połowie lat 70., dokumentacja i jednostki robocze zostały zniszczone, pozostało tylko kilka modeli muzealnych, które mogły być pierwotnie manekinami wymiarowymi i wagowymi dla różnych testy statyczne, których obecność niczego nie dowodzi. Na przykład w ZSRR wyprodukowano ponad dziesięć pełnowymiarowych produktów 11A52 lub „H1” - tak nazywała się radziecka rakieta księżycowa programu lotów załogowych do naszego naturalnego satelity. W tym samym czasie tylko cztery produkty o numerach 3L, 5L, 6L i 7L zostały wystrzelone z poligonu testowego Bajkonur, jeden - 4L został odłożony w magazynie „rezerwowym”, reszta służyła do różnych testów, szkolenia ekipy startowej itp. Kilka gotowych pocisków numer 8L9L i dwa inne niezmontowane zestawy zostały po prostu złomowane po zamknięciu programu …
Jednocześnie wszyscy rozumiemy, że nawet gdyby rakieta N1 była wystawiona na WOGN, to niczego nie dowodzi, ponieważ jej smutna historia jest dobrze znana.
Silnik RD-270
Muzeum Energomash posiada największy radziecki jednokomorowy silnik rakietowy na paliwo ciekłe (LRE) typu RD-270 o ciągu około 640 ton na ziemi. Ale to tylko makieta technologiczna - półprodukt do jednego z niezliczonych testów. W rzeczywistości silnik ten (niestety) nigdy nie został doprowadzony do etapu prób w locie. „Żywe” i „zdrowe” to wciąż prototypy księżycowego statku kosmicznego LOK (11F93) oraz kokpit lądowania LK (11F94), w Internecie każdy może łatwo znaleźć ich zdjęcia.
LC stał się pomocnikiem dydaktycznym
LK stał się pomocą dydaktyczną Amerykanie są dumni z tego, że pokazują swoje muzeum rakiety Saturn-5, rzekomo zapewniające dostawę astronautów do celu, a ponadto super-potężny LRE typu F-1 o ciągu około 680 ton w ziemi, bez którego wyniesienie rakiety w niebo ważenie około trzech tysięcy ton (!) jest po prostu nierealne.
No cóż, w zamian możemy pokazać nasze muzealne silniki, modele księżycowych statków i kabin, a co - polecieliśmy też na księżyc ?! Chociaż oczywiście również opcja. Dlatego wracając do tematu naszej opowieści (a wszystkie poprzednie były tylko konieczną dygresją), chcę wprost i dosadnie stwierdzić: muzealne eksponaty nas nie dadzą! To wszystko są fałszywe rekwizyty i nic więcej. Naszym głównym zadaniem jest analiza wszystkich dostępnych materiałów statystycznych, filmowych i fotograficznych z rzeczywistych startów rakiet Saturn w celu odpowiedzi na jedno niezwykle ważne pytanie: czy rakieta Saturn-5 i statek kosmiczny Apollo spełniają minimalne niezbędne parametry techniczne do dostarczenia dwóch lub trzech człowieka na Księżyc i ich bezpieczny powrót na rodzinną Ziemię?
LRE F-1. Również duży kawałek żelaza!
Wszystkie kolejne argumenty będą dotyczyły dwóch kategorii metod badawczych: analizy statystycznych danych liczbowych oraz badania zachowania się rakiety i statku bezpośrednio podczas lotu.
Fałszywa „legenda”
Jednym z najgłupszych mitów i nieporozumień na temat programu Saturn-Apollo jest to, że jego nienaganna (z punktu widzenia oficjalnej prasy) realizacja opiera się na dogłębnych badaniach i dokładnych testach wszystkich elementów programu księżycowego. Niestety, nie jest to do końca prawdą, a raczej wcale. Dokładne badanie okresu przygotowawczego od 1964 do 1969 roku przed rozpoczęciem załogowych misji księżycowych jest pełne bardzo soczystych szczegółów.
Pierwszy lot próbny statku kosmicznego Apollo na pomocniczej lekkiej rakiecie Saturn-1B odbył się 26 lutego 1966 roku. Po wzniesieniu się na wysokość 488 km obiekt ten opadł balistyczną trajektorią do Atlantyku. Celem tej misji, według NASA, było przetestowanie prototypu statku kosmicznego Apollo i sprawdzenie, czy jego pojazd zstępujący nie ma kontrolowanego wejścia w atmosferę. Jednak podczas opadania statek stracił kontrolę nad kołysaniem, wszedł w tryb niekontrolowanego wirowania i wpadł do oceanu z nadmiernym przeciążeniem. Cel drugiego lotu 5 lipca 1966 roku. było badaniem „zachowania ciekłego wodoru w stanie nieważkości”. Oto jak rocznik Wielkiej Encyklopedii Radzieckiej (TSB) z 1967 r. Opisuje wyniki lotu: „Ostatni etap (rakieta S-IVB) eksperymentalnej rakiety nośnej Saturn IB SA-203 został wyniesiony na orbitę z niecałkowicie zużytym paliwem. Główne zadania startu to zbadanie zachowania ciekłego wodoru w stanie nieważkości oraz przetestowanie układu zapewniającego ponowne uruchomienie silnika stopnia głównego. Po przeprowadzeniu zaplanowanych eksperymentów w układzie usuwania oparów wodoru ze zbiornika zawory zostały zamknięte iw wyniku wzrostu ciśnienia na siódmej pętli nastąpiło WYBUCHANIE. Trzeci lot w tym roku 25 sierpnia 1966 roku był ponownie suborbitalnym, ale zasięg był imponujący - obiekt został złapany już na Oceanie Spokojnym. Trzeci lot w tym roku 25 sierpnia 1966 roku był ponownie suborbitalnym, ale zasięg był imponujący - obiekt został złapany już na Oceanie Spokojnym. Trzeci lot w tym roku 25 sierpnia 1966 roku był ponownie suborbitalnym, ale zasięg był imponujący - obiekt został złapany już na Oceanie Spokojnym.
Jedno ze źródeł sucho stwierdza, że separacja przebiegła dobrze, pomimo „drobnych” problemów z zaworami w układzie chłodzenia silnika. I nawet przy bardzo nieznacznych wahaniach górnego stopnia, który z trudem był przywracany pod kontrolę (!?) Dlatego najwyraźniej znalazł się na Pacyfiku zamiast na orbicie. Zejście kapsuły do atmosfery było „bardziej strome niż oczekiwano” (!?), Poszukiwania upadłej kapsuły trwały około 9 godzin! Tutaj możemy tylko dodać dla kompletności wrażeń - podczas testów na stanowisku drugiego stopnia rakiety Saturn-5 w 350-sekundowym interwale działania 25 maja 1966 roku w dwóch miejscach zapalił się płomień i próbę trzeba było przerwać. Trzy dni później, podczas zdejmowania tego samego stopnia z trybuny, jego zbiornik wodoru nagle eksplodował, a pięciu pracowników zostało rannych. Budka została poważnie uszkodzona. Następnie,20 stycznia 1967 roku podczas testów naziemnych eksplodował stopień S-IVB-503, który był przygotowywany jako trzeci stopień dla rakiety Saturn-5 o numerze seryjnym 503 do legendarnego lotu Apollo-8. Cóż, na dodatek, co wszyscy wiedzą: 27 stycznia 1967 r. Trzech astronautów na statku kosmicznym Apollo 1 zostało spalonych podczas szkolenia naziemnego na kilka tygodni przed startem! Następnie komisja do zbadania incydentów doszła do wniosku: loty załogowe na tego rodzaju sprzęcie zostały pokryte miedzianym basenem na kolejny czas nieokreślony.27 stycznia 1967 r. Trzech astronautów na statku kosmicznym Apollo 1 spłonęło podczas szkolenia naziemnego na kilka tygodni przed startem! Następnie komisja do zbadania incydentów doszła do wniosku: loty załogowe na tego rodzaju sprzęcie zostały pokryte miedzianym basenem na kolejny czas nieokreślony.27 stycznia 1967 r. Trzech astronautów na statku kosmicznym Apollo 1 spłonęło podczas szkolenia naziemnego na kilka tygodni przed startem! Następnie komisja do zbadania incydentów doszła do wniosku: loty załogowe na tego typu sprzęcie zostały pokryte miedzianym basenem na kolejny czas nieokreślony.
Co więcej, były dwa bezzałogowe starty rakiety Saturn-5 - jeden w listopadzie 1967 roku pod oznaczeniem Apollo-4, kiedy statek z całą mocą rakiety był w stanie wystrzelić tylko na eliptyczną orbitę o apogeum zaledwie 18 tysięcy kilometrów, a drugi pod oznaczeniem Apollo. -6 , gdy rakieta prawie zawaliła się w powietrzu, silniki drugiego stopnia zawiodły w locie, wtedy pojawił się problem z trzecim, technicznym filmowaniem pokazującym częściowe zniszczenie niektórych elementów konstrukcyjnych rakiety, w wyniku czego zamiast symulować przelot Księżyca po wysoce eliptycznej trajektorii z apogeum do 500 tysięcy kilometrów, przeleciał blisko Ziemi i wylądował z dużym błędem na niekontrolowanej trajektorii balistycznej. I to wszystko, co zostało zrobione przed grudniem 1968 r. W zakresie prób w locie rakiety księżycowej Saturn-5 przed pierwszym (!) Załogowym lotem Apollo-8 na Księżyc. WidocznieAmerykanie postanowili nie wykonywać więcej lotów testowych, nie wydawać na nie pieniędzy i nerwów, ale natychmiast i natychmiast wysłać ludzi na Księżyc, ponieważ nasi ludzie - przede wszystkim ludzie - nie zawiodą! A jeśli cię zawiodą, nie współczujesz im …
Ile waży Skylab?
Za największą przeszkodę w amerykańskim programie księżycowym słusznie uważa się pierwszą stację kosmiczną Stars and Stripes Skylab, stworzoną przez ponowne wyposażenie trzeciego stopnia rakiety Saturn-5. Oficjalnie jest to największa jednoczęściowa stacja kosmiczna, jaka kiedykolwiek została uruchomiona w perspektywie długoterminowej. To epokowe wydarzenie, które miało miejsce 14 maja 1973 r., Było jednocześnie końcem kosmicznej kariery rakiet Saturn-5, gdyż był to ostatni, trzynasty (!) Premier tego typu produktów.
Zwykle, gdy ładunek jest przygotowywany z wyprzedzeniem dla konkretnego przewoźnika, to parametry jego wagi i rozmiaru dobierane są na podstawie maksymalnych możliwości przewoźnika. Na przykład statek Vostok ważył nieco mniej niż pięć ton, ponieważ rakieta Vostok, która jest również produktem 8K72K, nie mogła zrobić więcej. Dokładnie z tego samego powodu sonda Sojuz od czterdziestu lat waży nieco mniej niż siedem ton, a stacje typu Salyut - około 19 ton. Chciałbym więcej, ale stary „Proton” już nie ciągnął. W związku z tym, gdy Amerykanie postanowili zaskoczyć świat i zbudować imponującą stację kosmiczną, mieliśmy prawo oczekiwać, że „Saturn-5” osiągnie rekord pojemności. We wszystkich lotach statku kosmicznego Apollo, od A-4 do A-17, waga ładunku tylko wzrosła, aw locie A-15 ustanowiono rekord - 140 ton ładunku na orbicie niskiej.
W Księdze Rekordów Guinnessa znajduje się następujący oficjalny wpis: „Najcięższym obiektem wystrzelonym na orbitę okołoziemską był trzeci stopień amerykańskiej rakiety Saturn 5 ze statkiem kosmicznym Apollo 15, który ważył 140 512 kg przed wejściem na pośrednią orbitę selenocentryczną”. Rozczarowujący jest fakt, że w ostatnim rekordowym locie, według oficjalnych danych, ładowność wynosiła tylko 74,7 tony. Z drugiej strony, wyliczenia pokazane przeze mnie w trzeciej części "Pepelatseva" dowodzą, że "Saturn-5" mógł równie dobrze umieścić ładunek ważący do stu ton na referencyjnej orbicie docelowej typu "Skylab" (wysokość 435 km, nachylenie 50 stopni)! Nie wspominając już o bardzo niskiej orbicie (tzw. LEO) - nie mniej niż 120 ton. Powstaje rozsądne pytanie: gdzie jest wszystko inne?
Czekaliśmy na demonstrację siły i pokazano nam lotniskowiec, który zamiast stu ton ledwo skończył siedemdziesiąt za pensa… Szczegółowy opis jest następujący: „Skylab 1 Nation: USA. Program: Skylab. Ładunek: Warsztat orbitalny Skylab. Masa: 74,783 kg. Klasa: załoga. Typ: stacja kosmiczna. Statek kosmiczny: Skylab, Apollo ATM. Agencja: NASA MSF. Perygeum: 427 km. Apogeum: 439 km. Nachylenie: 50,0 st. Okres: 93,2 min. COSPAR: 1973-027A. USAF Sat Cat: 6633. Data rozpadu: 11 lipca 1979”. Zdjęcie po lewej: Skylab z jednym „skrzydłem”. Lewe skrzydło zaginęło …
Jednak analizując amerykańskie rekordy odkryłem zdumiewającą rzecz: brak ładunku i pracy w trzech czwartych siły w połączeniu z rekordowym ładunkiem, jaki kiedykolwiek został podniesiony na niską orbitę - tego majowego dnia 1973 r. rozdzierając pępek, wyciągnęła na garb aż 147 ton w przestrzeń! To prawda, że ten absolutny rekord świata (z jakiegoś powodu) nie istnieje i nie jest przez nikogo uznawany. Zaczęła się jednak najciekawsza część. A co dokładnie zawiera się w tych 147m?
Po pierwsze, na orbitę wszedł drugi stopień rakiety (sucha masa około 42 ton) i kolejne 13 ton pozostałości paliwa, czyli trzykrotnie więcej niż zwykłe pozostałości na tym etapie (zwykle nie więcej niż 4… 5 ton). Po drugie, sam Skylab waży około 75 ton. Ponadto NASA wciągała na orbitę wręcz śmieci: owiewka ważąca prawie 12 ton została wystrzelona na orbitę !!! Ten fakt jest wyjątkowo niezdrowy. Eksperci mnie zrozumieją: po co przeciągać owiewkę na wysokość 450 km? Zwykle ten element konstrukcyjny opada na wysokości 90–130 km, na długo przed orbitami MSZ. Po prostu nie ma to sensu dalej. Na przykład siedem Salutów, jeden Mir, kilka modułów, takich jak Kvant, Spektr, Kristall i inne oraz kilka segmentów ISS, zostało wystrzelonych na orbitę przez rakietę Proton. W tym samym czasie radziecka rakieta zawsze opuszcza tę samą owiewkę w locie na długo przed wejściem na orbitę. A wszystkie inne istniejące nośniki upuszczają owiewkę na etapie startu - jest to bardziej korzystne energetycznie.
W przypadku tysięcy startów kosmicznych można przypomnieć tylko kilka przypadków naruszenia tej niepisanej zasady. Ponadto adapter pierwszego stopnia ważący 5 ton jeszcze się nie oddzielił. I on też został zabrany na orbitę. Najwyraźniej było to zaplanowane, w przeciwnym razie równowaga się nie zbiegnie. W rzeczywistości, poza 75-tonową stacją, w kosmos wystrzelono największą partię śmieci i złomu, ważącą 25 ton, nie licząc wagi ostatniego etapu! Można oczywiście postawić pytanie inaczej: nie gonili za maksymalną wagą, wystarczyło im 75 ton. To dobry argument, ma tylko jedną małą wadę: stacja Skylab wyszła „niedokończona”, nie ma nawet własnych silników! Chociaż zasoby pozwoliły na łatwe podłączenie dowolnego z gotowych jednostek napędowych, na przykład tych przechowywanych z modułów lądowania Apollo LM.
Okazuje się, że mając możliwość uruchomienia 100-tonowej w pełni funkcjonalnej stacji, Amerykanie zdecydowali się dobrowolnie ograniczyć do 75% pojemności, a resztę „wyrzucono” z góry ze śmieciami, jak robili to wcześniej radzieccy uczniowie, oddając makulaturę … W rezultacie Skylab leciał po 1973 roku bez najmniejszej okazji korekta orbity, aw 1979 roku spadł całkowicie niekontrolowany na pustkowiach Australii. Aby uratować ten „cud”, który aktywnie działa dopiero od sześciu miesięcy, nikt nie zaczął lub nie chciał … Jeśli zaczniemy zbierać pozostałe 75 „legalnych” ton „Skylab”, to wszystko jest tutaj niezwykle niejasne i tajemnicze (powinien ważyć 77 ton, ale bateria słoneczna spadła w locie, pozostawiając 74,7 tony oficjalnej wagi).
Stacja składa się z następujących elementów:
Rozkład masy elementów konstrukcyjnych stacji Skylab
(zgodnie z książką „Skylab Orbital Station” L. Bellew E. Stullinger, przetłumaczoną z angielskiego M. Mechanical Engineering, 1977)
| Element | Długość, m | Średnica, m | objętość, m3 | Waga *, t |
| Konstrukcja cumownicza | 5.2 | 3.0 | trzydzieści | 6,3 |
| Astrokomplekt ATM | 4.5 | 3.4 | 5.0 | pięć |
| Śluza | 5.2 | 3.2 | 17 | 22.2 |
| Przedział na sprzęt | 0.9 | 6.6 | 2.0 | pięć |
| Blok orbitalny | 14.6 | 6.6 | 275 | 35.4 |
Tak więc wszystkie te śmieci w sumie ciągną 71 ton. A według oficjalnych danych powinno to być około 77 ton. Już rozbieżność. Istnieje wersja o rozbieżności: według danych NASA masa astrokompletu bankomatu jest wskazana dwa razy więcej niż w książce Bellew i Stuhlinger ≈ 11,8 tony zamiast 5,05 tony. (Lub nieoczekiwanie przypisano ~ 6,7 tony) Albo weź cudowną śluzę ważącą 22 tony - to więcej niż radziecka stacja Salut! Popatrz - średnia gęstość komory wynosi 22 / 17≈1,3 t / m3, ale w środku nie ma ani paliwa, ani niczego ciężkiego. Wydaje się, że przedział nie jest wypełniony nawet wodą, ale piaskiem … Ale radziecka stacja Salut była trzykrotnie dłuższa - 15m; i szerszej średnicy - 4,15 m. Co zrobili z tego aparatu - z ołowiu!? Jednak średnia gęstość przedziałów statku kosmicznego mieści się w przedziale 0,25–0,35 t / m3. Nawet średnie zagęszczenie pojazdów schodzących jest mniejsze niż 1 t / m3 (w przeciwnym razie zatonęłyby w wodzie), chociaż pojazd schodzący jest najgęstszym, najcięższym i najtrwalszym elementem wśród statków kosmicznych.
Zatem śluza na stacji Skylab o objętości 17m3 powinna ważyć czterokrotnie mniej niż ~ 5..6 ton. (Oznacza to, że dodali ~ 16t). Oddzielnie można mówić o owiewce "pancernej" ważącej ~ 12t. I to pomimo tego, że nie chroni nawet całej stacji, a tylko część korony! Na przykład standardowa owiewka rakiety Delta-2 (średnica = 2,9 m; wysokość = 8,48 m) waży tylko 839 kg. Ale owiewka rakiety Atlas-2 (średnica = 4,2 m; wysokość = 12,2 m) waży nawet ~ 2 tony. Najcięższa amerykańska owiewka rakiety Titan-4 o średnicy 5,1 mi wysokości 26,6 m (pięć średnic długości!) Waży tylko ~ 6,1 tony. Czyli suma dodania ciężarów części stacji Skylab i ładunku wynosi już łącznie około 30 ton. Tutaj dodajemy rzeczy, które istnieją tylko w wirtualnej rzeczywistości,a którego istnienia nie da się zweryfikować - są to superplanowane pozostałości 8 ton paliwa i pół-mityczny adapter pierwszego etapu (~ 5 ton), który rzekomo został wyciągnięty w kosmos. Oznacza to tylko 30 + 8 + 5 = 43t. Pozostaje netto 100-43 ≈ 57t.
Streszczenie: Ładowność Saturna-5 na docelowej orbicie typu Skylab nie przekraczała ~ 60t. To dla nas niezwykle ważny wniosek, ponieważ do wykonywania załogowych lotów na Księżyc w systemie pojedynczego startu konieczne jest posiadanie rakiety mogącej wysłać na Księżyc co najmniej 45-50 ton ładunku, co odpowiada ładowności co najmniej ~ 130 ton na niskiej orbicie okołoziemskiej. … W związku z tym, jeśli nie masz lotniskowca na 130 ton, ale jest o połowę mniej, to możesz wysłać co najwyżej dwadzieścia pięć ton reklam na Księżyc, co wystarczy na misję przelotową, ale nie wystarczy do lądowania na naszym naturalnym satelicie.
Skoro incydent ze „Skylabem” jest powszechnie znany, ten cierń w amerykańskim oku będzie długo istniał i pił swoją burżuazyjną krew, a szkoda - wszystko już zostało zapisane w przeszłości, nic nie da się zmienić …
Nafta czy wodór?
Ten ciekawy argument jest szeroko akceptowany w Internecie dzięki waszemu skromnemu sługowi, który dla zabawy postanowił postawić odwrotny problem: cóż, niech Skylab waży 60 ton, a nawet wszystkie 75 ton. Jakie są cechy rakiety pod względem impulsu właściwego drugiego stopnia, tak aby ładunek był równy ciężarowi stacji, aby nie był wymagany nadmiar balastu? Chcę od razu zaznaczyć, że ustalając masy stopni i zmieniając tylko impuls właściwy drugiego stopnia, działam niepoprawnie, bo ten problem może mieć inne rozwiązanie - bez zmiany poszczególnych impulsów silników, wystarczy zredukować bezwzględne masy samych stopni. Niemniej jednak po ustaleniu masy i impulsu właściwego pierwszego stopnia Isp ~ 304 sek. (jest już za nisko i nie może być dużo niżej) doszedłem do ciekawego wniosku,że aby wystrzelić siedemdziesiąt pięć ton obciążenia, silniki drugiego stopnia muszą mieć określony impuls Isp ~ 380 sek, tj. znacznie niższy niż zasięg "wodorowych" silników rakietowych (po prostu nie mają Isp poniżej 400 sekund).
A płomień najwyraźniej nie jest wodorem …
Ponadto, biorąc pod uwagę „lekką” wersję „Skylab” nie większą niż sześćdziesiąt ton, okazuje się, że przy ustalonym kanonicznym pierwszym stopniu „Saturna” drugi można wykonać „nafta”, gdyż wymagany impuls właściwy silników spadnie do wartości rzędu Isp ~ 330 sek. … Można go łatwo wdrożyć w silnikach rakietowych tlenowo-nafta z dobrymi dyszami do dużych wysokości. Co więcej, odkryto zabawne zdjęcie z testów laboratoryjnych drugiego stopnia silnika Saturn-5 pod oznaczeniem J-2, który ma czerwono-żółtą poświatę węglowodorową zamiast czystej niebieskiej pochodni.
Ponadto istnieje masa dowodów przemawiających za tym, że Amerykanom nie udało się zrealizować i skompletować „wodoru” z ciągiem prawie stu ton: w latach 1965-1967 dochodziło do powtarzających się wypadków (zarówno w locie, jak i na stoisku) etapów wodorowych z silnikami J-2, co zakończyło się eksplozjami i całkowitym zniszczeniem konstrukcji. Jednak zamiast (lub razem) z powyższą tezą o wymianie zawodnych silników J-2 na coś innego (o gorszej charakterystyce) pozostaje inny argument: za wdrożeniem systemu rakietowo-kosmicznego o tak dużej masie (ok. 3000 ton) z zaledwie pięcioma silnikami w pierwszym etapie, ta trakcja pięć musi być szczególnie wybitna!
Silnik F-1: rzeczywistość i fikcja
Wielu badaczy po prostu zwraca uwagę przede wszystkim nie na problemy z dostrojeniem „gazowego wodoru” na wyższych stopniach, ale na niemożność na tym poziomie technicznym i na tych obwodach, aby zaimplementować jednokomorowy silnik rakietowy na naftę i tlen o ciągu ponad 700 ton. Powodów jest wiele, a głównym z nich jest tzw. niestabilności spalania o wysokiej częstotliwości spowodowane (z grubsza) grudkami niespalonej mieszanki paliwowej (jak „gaz detonujący”) pojawiającymi się w ogromnej komorze, które spalają się nierównomiernie, ale jak mikrowybuchy. Dopóki komora silnika jest mała, jest to tolerowane. Ale przy ogromnych wymiarach liniowych w silniku dochodzi do detonacji, która wchodzi w rezonans, który niszczy obudowę silnika. Przez wiele lat tworzenie jednego silnika rakietowego o ciągu ponad stu ton było uważane za bardzo problematyczne.
Radzieccy projektanci reprezentowani przez V. P. Głuszko i inni doszli do jednoznacznego wniosku: możliwe jest wytwarzanie dużych silników na paliwo ciekłe tylko w obiegu zamkniętym, gdy jeden (lub oba) elementy wchodzą do komory nie w postaci ciekłej (schemat ciecz-ciecz), ale jako gorący gaz (schemat ciecz-gaz), że drastycznie skraca czas zapłonu porcji paliwa oraz znacznie lokalizuje problem niestabilności częstotliwości spalania w rozsądnych granicach. Niemniej Amerykanie twierdzą, że udało im się zrobić coś, co nie może mieć charakteru, tj. jednokomorowy silnik rakietowy napędzany naftą i tlenem w obiegu otwartym z zasilaniem w fazę ciekłą obu komponentów i ciągiem ponad 700 ton.
Silnik F-1 na stoisku
Dostępne zdjęcia z testów na stanowisku tego cudownego silnika również budzą wiele pytań, ponieważ tam z dyszy wylewa się gęsty matowy dym, za zasłoną której płomień przebija się dopiero po kilku metrach! Nawet pracownicy stanowiska testowego, którzy widzieli wiele rzeczy, byli zaskoczeni pracą tej „baterii koksowniczej”. Zdjęcie. Silnik F-1 na ławce Widząc ten „czarny płomień”, pierwszą reakcją testerów było natychmiastowe wyłączenie wszystkiego, aż wybuchło. Ale koledzy z niemieckim akcentem wyjaśniali, że wszystko jest w porządku, że jest „tak potrzebne” …
Konieczna jest tu jedna dygresja. W przeciwieństwie do większości radzieckich silników rakietowych, które składały się z dwóch połączonych solidnych obudów (zewnętrznej i wewnętrznej), pomiędzy którymi płynne chłodzenie jednym z elementów (zwykle paliwo, rzadziej utleniacz) przepływało przez żebrowane kanały, większość amerykańskich silników rakietowych tamtych lat była zestawem ogromnych liczba cienkich rurek, które połączono ze sobą za pomocą lutowania i taśm zasilających, tworząc zwykły kształt komory i dyszy silnika na paliwo ciekłe. Rurki przeważnie biegły wzdłuż osi silnika, a jeśli zastosuje się podwójny zestaw rurek, to część nafty przepływała od góry do dołu - od głowicy do krawędzi dyszy, a wzdłuż drugiej (równolegle) odwrotnie - od dołu do góry, doprowadzając podgrzane paliwo do głowicy dyszy.
Nie będę teraz omawiać zalet i wad każdego schematu, powiem tylko, że nasze „blaszane” skorupy były wykonane ze sprytnego stopu brązu, a amerykańskie rury były wykonane z niklu lub stali. Różnica polega na tym, że radziecki brąz chromowy (wynaleziony nie bez końcówki schwytanych Niemców) miał lepsze właściwości przewodzenia ciepła niż stal i nikiel. Tak więc badacz księżycowego fałszerstwa S. Pokrovsky w artykule „Dlaczego nie odbyły się loty na Księżyc” zwraca uwagę na wady konstrukcyjne stopu, z którego te same rury silnika F-1 zostały wykonane - jest to stop niklu Inconel X-750. Nie wchodząc w szczegółowy opis argumentów Pokrowskiego, zwrócę uwagę, że jego zdaniem w tamtym czasie żaroodporne stopy niklu były nadal słabo zbadane i jak się okazało,ten najbardziej eksperymentalny stop Inconel X-750 w rzeczywistości nie był w stanie zapewnić wymaganych właściwości wytrzymałościowych przy deklarowanych parametrach pracy silnika.
Według Pokrovsky'ego Amerykanie po cichu porzucili rzadki stop niklu, przechodząc na bardziej niezawodną stal żaroodporną. Dodatkowo, zgodnie z hipotezą Pokrovsky'ego, aby zapewnić bezpieczną pracę silnika na cienkich stalowych rurkach, Amerykanie zostali zmuszeni do znacznego obniżenia temperatury w komorze spalania (o 15%), a co za tym idzie do utraty około 22% ciągu silnika. Muszę przyznać, że nie do końca zgadzam się z uzasadnieniem liczbowych szacunków tej wersji, aw szczególności z oszacowaniem udziału radiacyjnej wymiany ciepła pary wodnej w komorze silnika F-1, ale chciałbym zaznaczyć, że w tych hipotezach jest niewątpliwie wspólne ziarno. Tylko ja bym to usprawiedliwił znacznie łatwiej i trochę z drugiej strony.
Pozostawiając na chwilę problematykę niestabilności spalania oraz problem detonacji wiązek paliwowych w dużej komorze spalania, chciałbym na przykładach jakościowych opowiedzieć o właściwościach przewodzenia ciepła komór spalania i części dysz silnika na paliwo ciekłe. Nie bez powodu wspomniałem, że radzieckie komory takich klasycznych silników rakietowych na paliwo ciekłe jak RD-107 i RD-108 zostały wykonane ze specjalnego brązu chromowego (a wszystkie stopy miedzi mają doskonałą przewodność cieplną), dzięki czemu nawet bardzo gruba ściana niezawodnie przekazywała ciepło płynącej nafcie. Nikiel i stal mają znacznie niższą przewodność cieplną, więc przy wszystkich innych parametrach są równe, są zaprojektowane tak, aby uzyskać mniejszy strumień ciepła na jednostkę powierzchni. Ściana komory spalania pracuje pod niewyobrażalnymi obciążeniami termicznymi: z jednej strony gorący gaz o temperaturze 3500 K, z drugiej nafta o temperaturze dziesięciokrotnie niższej. Jeżeli ciepło w postaci przenoszenia konwekcyjnego (kontaktowego) oraz w postaci strumienia promienistego, które pada na każdy centymetr kwadratowy ściany komory, nie zostanie usunięte i „przekazane” do przepływającego chłodziwa (nafty), to temperatura ściany zacznie rosnąć (do temperatury gazu), a metal łatwo się stopi.
Z kolei o wielkości przepływu ciepła decyduje zarówno temperatura gazu, jak i jego ciśnienie (gęstość gazu). Oczywiście temperatura spalania jest określana przez chemię procesu i faktycznie dla większości silników na paliwo ciekłe nafty różni się nie więcej niż o 5-7%. Ciśnienie to inna sprawa - gaz może być gorący, ale jego gęstość będzie niska, a strumień ciepła niewielki. We wszystkich pierwszych radzieckich silnikach rakietowych na naftę bez poważnego chłodzenia kurtynowego przez wtryskiwanie cieczy do strefy ściany (z wyjątkiem strefy głowicy silnika), ciśnienie w komorze wahało się od 52 do 60 atmosfer. Wszystkie pierwsze amerykańskie silniki rakietowe na naftę, stworzone przez różne firmy (!), Takie jak LR87-3 firmy Aerojet o ciągu 73 ton dla rakiety Titan-1, miały ciśnienie robocze zaledwie 40 atm, a jego brat bliźniak LR79-7 z ciągiem 75 mnóstwo,stworzona przez najbardziej zaciekłych konkurentów z "Rocketdyne" dla pocisków typu "Delta", miała ciśnienie robocze 41 atm!
Inna dobrze znana seria silników LR89 tej samej Rocketdyne dla rodziny pocisków Atlas była zadowolona z zaledwie 42 atmosfer w komorze, które na początku lat 90. zostały doprowadzone do poziomu zaledwie 48 atmosfer. Czytelnik może oczywiście wątpić w istnienie związku między rurową konstrukcją komór amerykańskich silników rakietowych na paliwo ciekłe a ich parametrami pracy. Ale oto paradoks - ten sam LR87-5 bez zmiany komory i dyszy, po wymianie komponentów z nafty i tlenu na aerozynę-50 i tetratlenek azotu, z powodzeniem pracował przy ciśnieniu 54 atm, aw modelu LR87-11 ciśnienie doprowadzono do 59 atm! Te same lampy, ten sam aparat, ale jaka jest różnica? Różnica jest prosta: po pierwsze, aerozyna-50 (mieszanina heptylu i hydrazyny) w czterotlenku azotu spala się w temperaturze kilkaset stopni niższej,a po drugie, hydrazyna i jej pochodne mają lepsze właściwości chłodzące niż nafta.
Prawdę mówiąc, ze wszystkich składników paliw używanych w astronautyce nafta jest ostatnim czynnikiem chłodniczym. Jeśli ktoś jest zainteresowany radzieckimi silnikami rakietowymi na paliwo ciekłe z ciśnieniem w komorze głęboko powyżej 100 atm, to wyjaśnię prostą rzecz: tam oprócz chłodzenia przepływowego są jeszcze dwa lub trzy paski chłodzące kurtyny przez bezpośredni wtrysk paliwa do warstwy ściany. Tyle, że możliwe jest zorganizowanie pasków wtrysku paliwa w obudowie z blachy, ale nie w komorze rurowej! Sama konstrukcja rurowa służy jako przeszkoda. Po zakończeniu tej całej długiej wycieczki czytelnik zdziwił się banalnym faktem: w „rurowym” silniku F-1 rzekomo osiągnięto ciśnienie 70 atmosfer! Problem w tym, że wszystkie komory rurowe wykonane z materiałów niklowych i stalowych powyżej 40..48 atm w tym czasie po prostu nie mogły być zrealizowane. W przeciwnym razie Amerykanie już dawno wymusiliby wszystkie silniki rakietowe na naftę,który zgodnie z poziomem technologicznym utrzymywał się na poziomie 40-50 lat temu. Postaram się jednak jakoś poświęcić temu aspektowi osobny artykuł specjalny.
Przewiduję (z góry) taki argument: przy liniowym wzroście wielkości silnika jego powierzchnia rośnie w kwadracie, a jego objętość w sześcianie. Powiedzmy, że wymiar liniowy podwaja się, powierzchnia silnika czterokrotnie, a objętość wzrasta ośmiokrotnie. I świetnie! Co z tego wynika? Faktem jest, że promienisty strumień ciepła jest określany przez powierzchnię emitującą gaz, a nie przez jego objętość (jasność w zasadzie definiuje się jako moc wypromieniowaną na jednostkowej powierzchni), również przez konwekcyjny strumień ciepła - określa go powierzchnia komory, a nie jej objętość. Jedyne, co rośnie w naszym kraju, to określona proporcja nafty, którą można wykorzystać do schłodzenia jednostki powierzchni ściany komory. Problem w tym, że nawet jeśli przepompujemy dwa razy więcej nafty, to moc chłodnicza samej ściany nie wzrośnie od tego, a ona nie będzie w stanie oddać więcej ciepła. Co więcej, żadne regeneracyjne chłodzenie silników rakietowych na paliwo ciekłe nafty w zasadzie nie jest w stanie usunąć całego strumienia ciepła z ciała bez stosowania wspomnianego już chłodzenia kurtynowego przez bezpośrednie wtryskiwanie do warstwy ściany, którego (ze względu na rurowy charakter komory) nie można zorganizować inaczej, jak w pobliżu głowicy.
Gdyby tak nie było, teraz radzieckie (rosyjskie) RD-180 o ciśnieniu 250 atm w komorze z płaszczem z blachy chromowo-brązowej i wielopoziomowym chłodzeniem kurtynowym nie byłyby stosowane w amerykańskim Atlasie, ale wręcz przeciwnie - na naszym Sojuzie i „Protony” byłyby licencjonowanymi potworami rurkowatymi z niklu, takimi jak F-1 i inne im podobne. Dlatego na podstawie powyższego ciąg silnika rakietowego F-1 powinien być proporcjonalnie „sekwestrowany” do poziomu ciśnienia roboczego 40–48 atm lub 30–40% wartości nominalnej, tj. do poziomu 380..460 ton przy ziemi, co gwałtownie obniża szacunkową masę rakiety Saturn-5 ponad półtora raza! Idąc w tym kierunku i porównując tę hipotezę z badaniem kronik filmowych lotu „Saturn-5”, S. Pokrovsky doszedł do wniosku:że charakter naddźwiękowych fal uderzeniowych wskazuje na znaczne obniżenie prędkości na odcinku pierwszego etapu pracy, co świadczy o niewystarczającym ciągu silników i znacznie zmniejszonym dopływie paliwa. I chociaż możliwy jest spór co do szacunków rzeczywistej prędkości lotu rakiety Saturn-5, jedno jest pewne - jej pierwszy stopień był znacznie (być może dwukrotnie) lżejszy od wersji kanonicznej, inaczej projekt ten nigdy nie byłby w stanie oderwać się od wyrzutni.
Część 1 - Część 3