Del 1 - Del 3
I den forrige delen av Veiledningen lovet jeg å legge igjen den deiligste delen av desserten til å avsløre "månens bedrag" - påstandene til Saturn-Apollo rakett-rom-systemet. Argumentene her, ser det ut for meg, er veldig enkle og åpenbare: ja, fotografier og filmmaterialer kunne godt ha blitt tatt på jorden (som nesten er innrømmet), men dette kan godt forklares med en laboratoriefeil i filmutviklingen, dårlig kvalitet på selve bildene osv. Jeg vil gjøre en viktig avvikelse. I såkalt dokumentar- og reporterfilming er det ofte vanlig å bruke "iscenesatte skudd" og "rekonstruksjon". La oss ikke være harde mot kreative arbeidere, for i det virkelige liv, der dagens hendelser finner sted, er det ofte ikke noe godt studiolys, filmkameraer mislykkes, dyre linser går i stykker, spotlights brenner ut … I tilleggdu kan rett og slett ikke ha tid til å fange århundrets historiske skudd!
Nå for tiden er det blitt kjent at filmteamet 7. november 1941 ikke greide å filme kamerat Stalins tale på Den røde plass, og nesten ved avgjørelsen fra politbyrået var han forpliktet til å holde talen for andre gang. Erstatningen ble lett avslørt, for Stalin opptrådte i den bitre frosten under en snøstorm, mens han på filmen, da han åpnet munnen, ikke engang hadde damp! Derimot ble talen hans sendt direkte på radioen, og Stalin selv ble sett av tusenvis av deltakere i paraden i 1941.
Mockups av to raketter: H1 (venstre) og Saturn-5 (høyre)
Nylig innrømmet britene at mange av talene og talene til statsminister Winston Churchill i løpet av krigsårene ble portrettert for fotokronikker av hans dobbel, og til og med i radioen (!) Teksten på vegne av Churchill ble resitert av en kunstner med en lignende stemme. Dette benekter imidlertid ikke selve eksistensen av Mr. Churchill som sådan.
La meg gi deg en veldig streng og farlig sammenligning. Da Yuri Gagarin ble lansert, ingen rapportering, og enda mer protokoll, ble ikke skyting utført. Bare teknisk fiksering og bare for spesiell lagring. Gitt den politiske betydningen av begivenheten, behovet for å replikere propagandamateriale av høy kvalitet, ble det besluttet i løpet av få dager å lage en "rekonstruksjon" av farvelet før lanseringen med den virkelige Gagarin og en ekte rakett av samme klasse. Som vanlig i slike tilfeller filmet de fra mange kameraer, laget en høytidelig rapport på en drevet (!) Rakett, klemte, kysset, la ut en tåre …
Fra kinoens lover er alt dette riktig og kompetent. Kaster dette en skygge for Yuri Gagarin? Ikke i det hele tatt, fordi radioamatører over hele kloden mottok signalene sine, var selve skipet tydelig synlig på mange observasjonsposter, og viktigst av alt, slike "baller" med antenner av typen "Vostok" ble skutt ut i mørket både før 12. april 1961 og etter, bare de ble kalt annerledes, og i stedet for en astronaut var det et kraftig kamera med god tilførsel av film ombord. Slike fotokjenningsfly ble sjøsatt minst en gang i uken, så realiteten i implementeringen av Yuri Gagarins fly reiser ingen spørsmål.
Kampanjevideo:
Når det gjelder Saturn-raketten og romfartssystemet, ble alle rakettene i denne familien raskt avhendet på midten av 70-tallet, dokumentasjonen og arbeidsenhetene ble ødelagt, bare noen få museumsmodeller gjensto, som vel kunne ha vært opprinnelig dimensjonale og vektdukker for forskjellige statiske tester, hvis tilstedeværelse ikke beviser noe. I Sovjetunionen ble det for eksempel produsert mer enn ti produkter i full størrelse 11A52 eller "H1" - dette var navnet på den sovjetiske måneraketten til det bemannede flyprogrammet til vår naturlige satellitt. Samtidig ble bare fire produkter nummerert 3L, 5L, 6L og 7L faktisk lansert fra Baikonur teststed, en - 4L ble satt til side i "reserve" -lageret, resten ble brukt til forskjellige tester, opplæring av lanseringsteamet, etc.9L og to umonterte sett ble bare skrotet etter at programmet ble stengt …
Samtidig forstår vi alle at selv om N1-raketten ble utstilt på VDNKh, ville dette ikke bevise noe, fordi den triste historien er kjent.
RD-270 motor
Energomash Museum har den største sovjetiske rakettmotoren (LRE) av typen RD-270 med ett kammer flytende drivmiddel (RD-270) med en skyvekraft på rundt 640 tonn i bakken. Men dette er bare en teknologisk mock-up - et halvfabrikat for en av utallige tester. I virkeligheten ble denne motoren (dessverre) aldri brakt til flyetester. "Alive" og "sunn" er fremdeles prototyper av måneskipet LOK (11F93) og landingscockpiten LK (11F94), på Internett kan alle enkelt finne bildene sine.
LC har blitt et læremiddel
LK har blitt et læremiddel Amerikanerne er stolte av å vise sitt museum Saturn-5 raketter, angivelig å levere astronauter til deres destinasjon, og i tillegg superkraftig LRE av F-1-typen med en skyvekraft på rundt 680 tonn på bakken, uten å løfte en rakett til himmelen veier omtrent tre tusen tonn (!) er rett og slett ikke realistisk.
Vel, til gjengjeld kan vi vise museumsmotorer, modeller av måneskip og hytter, og hva - vi fløy også til månen?! Selv om det selvfølgelig også er et alternativ. Derfor, tilbake til temaet i historien vår (og alle de forrige var bare en nødvendig avvikelse), vil jeg si direkte og rett ut: vi kan ikke skremme med museumsutstillinger! Dette er alle falske rekvisitter og ikke noe mer. Vår hovedoppgave er å analysere alle tilgjengelige statistiske, film- og fotografiske materialer fra virkelige oppskytninger av Saturn-missiler for å svare på et ekstremt viktig spørsmål: om Saturn-5-raketten og Apollo-romfartøyet oppfyller de minste tekniske egenskapene som kreves for å levere to eller tre menneske til månen og deres trygge retur til sitt hjemland?
LRE F-1. Også et stort stykke jern!
Alle påfølgende argumenter vil være relatert til to kategorier av forskningsmetoder: analyse av numeriske statistiske data, og studiet av oppførselen til en rakett og et skip direkte under flyturen.
Falske "legende"
En av de mest dumme mytene og misoppfatningene om Saturn-Apollo-programmet er at dens upåklagelige (fra den offisielle pressens synspunkt) er basert på en dyp studie og grundig testing av alle komponenter i måneprogrammet. Alas, dette er ikke helt sant, eller rettere sagt, ikke i det hele tatt. En nøye studie av den forberedende perioden fra 1964 til 1969 før bemannede måneoppdrag starter er full av veldig saftige detaljer.
Den første testflygingen av Apollo-romfartøyet på Saturn-1B hjelpelysrakett fant sted 26. februar 1966. Etter å ha steget til en høyde på 488 km, hoppet denne gjenstanden ned en ballistisk bane i Atlanterhavet. Hensikten med dette oppdraget, ifølge NASA, var å teste en prototype Apollo-romfartøy og sjekke nedstigningsbilen for kontrollert inntog i atmosfæren. Imidlertid mistet skipet rullestyringen under nedstigningen, gikk inn i ukontrollert spinnmodus og falt i havet med ublu overbelastning. Formålet med den andre flyvningen 5. juli 1966. var studien av "oppførselen til flytende hydrogen i tyngdekraften." Her er hvordan Great Soviet Encyclopedia (TSB) årbok for 1967 beskriver flyresultatene: “Den siste fasen (S-IVB rakett) av den eksperimentelle Saturn IB SA-203 bæreraketten ble lansert i bane med ufullstendig forbrukt drivstoff. Hovedoppgavene ved lanseringen er å studere oppførselen til flytende hydrogen i en tilstand av null tyngdekraft og å teste systemet som sikrer gjeninnkobling av hovedtrinnsmotoren. Etter å ha utført de planlagte eksperimentene i systemet for å fjerne hydrogendamp fra tanken, ble ventilene stengt, og som et resultat av trykkøkningen eksploderte trinnet på den syvende svingen. Den tredje flyturen i år 25. august 1966 var igjen suborbital, men rekkevidden var imponerende - gjenstanden ble fanget allerede i Stillehavet. Den tredje flyturen i år 25. august 1966 var igjen suborbital, men rekkevidden var imponerende - gjenstanden ble fanget allerede i Stillehavet. Den tredje flyturen i år 25. august 1966 var igjen suborbital, men rekkevidden var imponerende - gjenstanden ble fanget allerede i Stillehavet.
En av kildene oppgir tørt at separasjonen gikk bra, til tross for de "mindre" problemene med ventiler i motorens kjølesystem. Og selv med svært ubetydelige svingninger i øvre trinn, som knapt ble brakt tilbake under kontroll (!?) Derfor havnet det tilsynelatende i Stillehavet i stedet for bane. Nedstigningen av kapselen i atmosfæren var "brattere enn forventet" (!?), Søket etter den fallne kapselen ble utført i omtrent ni timer! Her kan man bare legge til for fullstendig inntrykk - under benkeprøver av den andre fasen av Saturn-5-raketten i et 350 sekunders driftsintervall 25. mai 1966, flammet en flamme opp to steder, og testen måtte avbrytes. Tre dager senere, da samme trinn ble fjernet fra stativet, eksploderte dens hydrogentank plutselig, og fem arbeidere ble skadet. Boden ble alvorlig skadet. Deretter,20. januar 1967 eksploderte S-IVB-503-trinnet under bakketester, som ble forberedt som tredje trinn for Saturn-5-raketten, serienummer 503 for den legendariske Apollo-8-flyet. Vel, for å på toppen av det, hva alle vet: 27. januar 1967 ble tre astronauter i Apollo 1-romfartøyet brent ned under bakketrening bare noen få uker før lanseringen! Etter det kom kommisjonen for å undersøke hendelsene til konklusjonen: bemannede flyreiser på denne typen utstyr ble dekket med et kobberbasseng for neste ubestemte tid.27. januar 1967 brant tre astronauter i Apollo 1-romfartøyet i hjel under bakketrening bare noen få uker før lanseringen! Etter det kom kommisjonen for å undersøke hendelsene til konklusjonen: bemannede flyreiser på denne typen utstyr ble dekket med et kobberbasseng for neste ubestemte tid.27. januar 1967 brant tre astronauter i romfartøyet Apollo 1 under terrengopplæring bare noen få uker før lanseringen! Etter det kom kommisjonen for å undersøke hendelsene til konklusjonen: bemannede flyreiser på denne typen utstyr ble dekket med et kobberbasseng for neste ubestemte tid.
Videre var det to ubemannede lanseringer av Saturn-5-raketten - en i november 1967 under Apollo-4-betegnelsen, da skipet med all rakettens kraft bare kunne skyte inn i en elliptisk bane med en apogee på bare 18 tusen kilometer, og den andre under Apollo-betegnelsen. -6 , da raketten nesten kollapset i luften, mislyktes motorene i andre etappe under flyturen, da var det et problem med den tredje tekniske filmen viste delvis ødeleggelse av noen strukturelle elementer i raketten, som et resultat, i stedet for å simulere en flyby av månen langs en svært elliptisk bane med en apogee på opptil 500 tusen kilometer, fløy nær Jorden og landet med en stor feil på en ukontrollerbar ballistisk bane. Og dette er alt som ble gjort før desember 1968 når det gjelder flytester av Saturn-5 måneraketten før den første (!) Apollo-8 bemannede flyet til Månen. TilsynelatendeAmerikanerne bestemte seg for ikke å gjennomføre flere testflygninger, ikke bruke penger og nerver på dem, men å sende folk umiddelbart og umiddelbart til Månen, fordi vårt folk - det viktigste, folk - ikke vil svikte deg! Og hvis de svikter deg, synes du ikke synd på dem …
Hvor mye veier Skylab?
Den største øynene på det amerikanske måneprogrammet betraktes med rette som den aller første Stars and Stripes Skylab romstasjonen, opprettet ved å utstyre den tredje fasen av Saturn-5-raketten. I følge offisielle tall er dette den største romstasjonen med en blokk som noensinne er lansert for langvarig drift. Denne epoke-making hendelsen, som fant sted 14. mai 1973, markerte også slutten på romkarrieren til Saturn-5 raketter, for dette var den siste, trettende (!) Lansering av produkter av denne typen.
Vanligvis, når en nyttelast klargjøres på forhånd for en bestemt transportør, velges dens parametere for vekt og størrelse basert på transportørens maksimale kapasitet. For eksempel veide Vostok-skipet litt under fem tonn fordi Vostok-raketten, som også er et 8K72K-produkt, ikke orket mer. Akkurat av samme grunn har romfartøyet Soyuz veid litt under syv tonn de siste førti årene, og stasjonene av Salyut-typen - omtrent 19 tonn. Jeg vil gjerne ha mer, men den gamle "Proton" trakk ikke lenger. Følgelig, da amerikanerne bestemte seg for å overraske verden og bygge en storslått romstasjon, hadde vi rett til å forvente at "Saturn-5" vil gå til rekorden for bæreevne. I alle flyvninger fra romfartøyet Apollo, fra A-4 til A-17, økte vekten av nyttelasten bare, og i A-15-flyet ble det satt rekord - 140 tonn last i bane med lav jord.
I Guinness rekordbok er det følgende offisielle oppføring: "Det tyngste objektet som ble lansert i en bane på lav jord var den tredje fasen av den amerikanske Saturn 5-raketten med romfartøyet Apollo 15, som veide 140512 kg før den kom inn i den mellomliggende selenosentriske bane." skuffende å høre at nyttelasten i den siste rekordflygningen, ifølge offisielle tall, bare var 74,7 tonn. På den annen side viser beregningene jeg viste i tredje del av "Pepelatsev" at "Saturn-5" godt kunne ha lagt en nyttelast på opptil hundre tonn i et referansemålsbane av "Skylab" -typen (høyde 435 km, helning 50 grader)! For ikke å nevne det til en veldig lav bane (den såkalte LEO) - ikke mindre enn 120 tonn. Et rimelig spørsmål oppstår: hvor er alt annet?
Vi ventet på en maktdemonstrasjon, og vi fikk vist en transportør, som i stedet for hundre tonn knapt var ferdig med sytti med en krone … Den detaljerte beskrivelsen er som følger: “Skylab 1 Nation: USA. Program: Skylab. Nyttelast: Skylab Orbital Workshop. Masse: 74 783 kg. Klasse: Bemannet. Type: Romstasjon. Romfartøy: Skylab, Apollo minibank. Byrå: NASA MSF. Perigee: 427 km. Apogee: 439 km. Helning: 50,0 grader. Periode: 93,2 min. COSPAR: 1973-027A. USAF Lørkatt: 6633. Forfalldato: 11. juli 1979 . Foto til venstre: Skylab med en”vinge”. Venstrefløyen gikk tapt …
Imidlertid, ved å analysere de amerikanske rapportene, oppdaget jeg en utrolig ting: mangel på nyttelast og arbeid i tre fjerdedeler av styrken kombinert med en rekordbelastning som noensinne har hevet seg i en bane med lav jord - på denne mai-dagen i 1973 (slik det ser ut) Saturn-5-raketten, rive navlen, trakk hun hele 147 tonn ut i rommet på pukkelen! Det er sant at denne absolutte verdensrekorden (av en eller annen grunn) er ingensteds og er ikke anerkjent av noen. Imidlertid begynte den mest interessante delen. Og hva er egentlig inkludert i disse 147 meter?
For det første gikk den andre fasen av raketten i bane (tørrvekt ca 42 tonn) og ytterligere 13 tonn drivstoffrester, som er tre ganger høyere enn de vanlige restene for dette trinnet (vanligvis ikke mer enn 4..5 tonn). For det andre veier Skylab selv 75 tonn. I tillegg dro NASA direkte søppel i bane: en kappe som veide nesten 12 tonn ble lansert i bane !!! Dette faktum er ekstremt usunt. Eksperter vil forstå meg: hvorfor dra kappen til 450 km høyde? Vanligvis faller dette strukturelle elementet i en høyde på 90-130 km lenge før MSZ går i bane. Det gir bare ingen mening videre. For eksempel ble syv Salyut, en Mir, flere moduler som Kvant, Spektr, Kristall og andre, og flere segmenter av ISS skutt i bane av Proton-raketten. Samtidig slipper den sovjetiske raketten alltid den samme kappen i flukt lenge før den går inn i bane. Og alle andre eksisterende transportører dropper kappen på lanseringsfasen - dette er energisk mer gunstig.
For tusenvis av romskytinger kan bare noen få tilfeller av brudd på denne uskrevne regelen tilbakekalles. I tillegg har adapteren på første trinn som veier 5 tonn ennå ikke skilt seg. Og også han ble tatt med dem i bane. Tilsynelatende var dette planlagt, ellers vil ikke balansen konvergere. Faktisk, bortsett fra 75-tonns stasjonen, ble det største partiet med søppel og skrapmetall, som veide 25 tonn, uten å telle vekten av den siste fasen, skutt ut i verdensrommet! Du kan selvfølgelig stille spørsmålet annerledes: de jaktet ikke maksvekten, 75 tonn var nok for dem. Dette er et godt argument, bare den har en liten ulempe: Skylab-stasjonen kom ut "uferdig", den har ikke engang sine egne motorer! Selv om ressursene gjorde det mulig å enkelt feste noen av de ferdige fremdriftsenhetene, for eksempel de som er lagret fra Apollo LM-landingsmodulene.
Det viser seg at, etter å ha hatt muligheten til å lansere en 100-tonns fullt funksjonell stasjon, bestemte amerikanerne seg for å frivillig begrense seg til 75% av kapasiteten, og resten ble "dumpet" ovenfra med søppel, slik sovjetiske skolebarn gjorde før, og overlot papiravfall … Som et resultat fløy Skylab etter 1973 uten den minste muligheten. bane korreksjon, og i 1979 falt helt ukontrollert i villmarken i Australia. For å redde dette "miraklet", som har jobbet aktivt i bare seks måneder, begynte ingen eller ville ikke … Hvis vi begynner å plukke de resterende 75 "lovlige" tonn "Skylab", så er alt ekstremt vagt og mystisk her (det burde ha veid 77 tonn, men solbatteriet ble droppet under flyturen, og etterlot 74,7 tonn offisiell vekt).
Stasjonen består av følgende elementer:
Vektfordeling av Skylab stasjon strukturelle elementer
(ifølge boken "Skylab Orbital Station" av L. Bellew E. Stullinger, oversatt fra engelsk M. Mechanical Engineering, 1977)
| Element | Lengde, m | Diameter, m | volum, m3 | Vekt *, t |
| Kai struktur | 5.2 | 3.0 | tretti | 6,3 |
| Minibank for Astrokomplekt | 4.5 | 3.4 | 5.0 | fem |
| Luftlås | 5.2 | 3.2 | 17 | 22.2 |
| Utstyrsrom | 0,9 | 6.6 | 2.0 | fem |
| Orbitalblokk | 14.6 | 6.6 | 275 | 35.4 |
Så alt dette søppelet trekker totalt 71t. Og ifølge offisielle tall skal den være på rundt 77 tonn. Allerede et avvik. Det er en versjon om avvik: ifølge NASA-data er massen av ATM-astrokomplett indikert dobbelt så mye som i boken til Bellew og Stuhlinger h11,8 tonn i stedet for 5,05 tonn. (Eller ut av det blå ~ 6,7 tonn ble kreditert) Eller ta en mirakuløs luftsluse som veier 22 tonn - dette er mer enn den sovjetiske Salyut-stasjonen! Se - den gjennomsnittlige tettheten i kammerrommet er 22 / 17≈1,3 t / m3. Men det er verken drivstoff eller noe tungt inni. Det ser ut til at rommet ikke er fylt med vann, men med sand … Men den sovjetiske Salyut-stasjonen var tre ganger lengre - 15 meter; og bredere i diameter - 4,15m. Hva gjorde de dette kameraet av - bly!? Men den gjennomsnittlige romtettheten til romfartøy er i området 0,25..0,35 t / m3. Selv den gjennomsnittlige tettheten til nedstigningsbilene er mindre enn 1 t / m3 (ellers vil de synke i vannet), selv om nedstigningsbilen er det tetteste, tyngste og mest holdbare elementet blant romfartøyene.
Dermed bør luftslussen til Skylab-stasjonen med et volum på 17m3 veie fire ganger mindre enn ~ 5..6 tonn. (Dette betyr at de la til ~ 16t.) Vi kan snakke separat om den "pansrede" hodekåpen som veier ~ 12t. Og dette til tross for at han ikke engang beskytter hele stasjonen, men bare en del av kronen! For eksempel veier standarddekselet til en Delta-2 rakett (diameter = 2,9m; høyde = 8,48m) bare 839 kg. Men kappen til Atlas-2-raketten (diameter = 4,2 m; høyde = 12,2 m) veier så mye som ~ 2 tonn. Den tyngste amerikanske kappen av Titan-4-raketten med en diameter på 5,1 m og en høyde på 26,6 m (fem diametre i lengde!) Veier bare ~ 6,1 tonn. Så summen av tilleggene av vektene til delene av Skylab-stasjonen og nyttelasten har allerede utgjort omtrent 30 tonn. Her legger vi til ting som bare eksisterer i virtuell virkelighet,og eksistensen av det er umulig å verifisere - dette er de overplanlagte restene av 8 tonn drivstoff og en semi-mytisk adapter fra første trinn (~ 5 tonn), som angivelig ble trukket ut i rommet. Dette betyr bare 30 + 8 + 5 = 43t. Resterende netto 100-43 ≈ 57t.
Sammendrag: Nyttelastefunksjonene til Saturn-5 i målbane av Skylab-typen oversteg ikke ~ 60t. Dette er en ekstremt viktig konklusjon for oss, for for å kunne utføre bemannede flyreiser til Månen ved hjelp av en enkeltoppskytningsplan, er det nødvendig å ha en rakett som kan sende minst 45-50 tonn last til Månen, noe som tilsvarer en nyttelastkapasitet på minst ~ 130 tonn i en lav bane rundt jorden. … Følgelig, hvis du ikke har en transportør på 130 tonn, men det er halv styrke, kan du i beste fall sende tjuefem tonn reklame til månen, noe som er nok for et flyby-oppdrag, men ikke nok til å lande på vår naturlige satellitt.
Siden hendelsen med "Skylab" er allment kjent, vil denne tornen i det amerikanske øyet eksistere lenge og drikke deres borgerlige blod, og det er synd - alt er allerede registrert tidligere, ingenting kan endres …
Fotogen eller hydrogen?
Dette nysgjerrige argumentet er allment akseptert på Internett takket være din ydmyke tjener, som for moro skyld bestemte seg for å utgjøre det motsatte problemet: La Skylab veie 60 tonn eller til og med alle 75 tonn. Hva er kjennetegnene til raketten når det gjelder den spesifikke impulsen til andre trinn, slik at nyttelasten er lik stasjonens vekt, slik at overflødig ballast ikke er nødvendig? Jeg vil med en gang merke meg at ved å fikse trinnmassene og bare variere den spesifikke impulsen til andre trinn, handler jeg feil, fordi dette problemet kan ha en annen løsning - uten å endre motorens spesifikke impulser, bare reduser de absolutte massene i selve trinnene. Likevel, etter å ha løst massen og den spesifikke impulsen til første trinn Isp ~ 304 sek. (den er allerede for lav og kan knapt være mye lavere), jeg kom til en interessant konklusjon,at for å lansere en last på syttifem tonn, må andre trinns motorer ha en spesifikk impuls Isp ~ 380 sek, dvs. mye lavere enn rekkevidden til "hydrogen" -rakettmotorer (de har rett og slett ikke Isp under 400 sekunder).
Og flammen er tydeligvis ikke hydrogen …
Videre, med tanke på den "lette" versjonen av "Skylab" ikke mer enn seksti tonn, viser det seg at den faste kanoniske første fasen av "Saturn" kan gjøres til "parafin", fordi den nødvendige spesifikke impulsen til motorene vil falle til verdiene i størrelsesorden Isp ~ 330 sek. … kan enkelt implementeres ved hjelp av oksygen-parafin rakettmotorer med gode dyser i høy høyde. Videre ble det oppdaget et morsomt bilde av benktester av Saturn-5-motoren i andre trinn under J-2-betegnelsen, som har en rødgul hydrokarbonglød i stedet for en ren blå fakkel.
I tillegg er det en mengde bevis til fordel for at amerikanerne ikke klarte å realisere og fullføre "hydrogenet" med en skyvekraft på nesten hundre tonn: I løpet av 1965-1967 var det gjentatte ulykker (både i fly og på stand) av hydrogenstadier med J-2 motorer, som endte i eksplosjoner og fullstendig ødeleggelse av strukturen. Imidlertid, i stedet for (eller sammen) med ovennevnte avhandling om å erstatte upålitelige J-2-motorer med noe annet (med dårligere egenskaper), gjenstår et annet argument: for implementering av et rakett- og romsystem med så høy vekt (ca. 3000 tonn) med bare fem motorer i første trinn, denne trekkraft fem må være spesielt enestående!
F-1-motoren: virkelighet og fiksjon
Mange forskere påpeker bare først og fremst ikke på problemene med å finjustere "hydrogengassen" i de øvre trinnene, men til umuligheten på det tekniske nivået og på kretsløsningene for å implementere en enkeltkammer-rakettmotor på parafin og oksygen med en skyvekraft på over 700 tonn. Det er mange grunner til dette, og den viktigste er den såkalte. høyfrekvente forbrenningsinstabiliteter forårsaket av (grovt) klumper av uforbrent drivstoffblanding (som "detonerende gass") som dukker opp i et stort kammer, som ikke brenner ut jevnt, men som mikroeksplosjoner. Så lenge motorkammeret er lite, er dette tålelig. Men med enorme lineære dimensjoner oppstår detonasjon i motoren, som kommer i resonans, som ødelegger motorhuset. I mange år ble det ansett som svært problematisk å lage en enkelt rakettmotor med en skyvekraft på over hundre tonn.
Sovjetiske designere representert av V. P. Glushko og andre kom til en utvetydig konklusjon: det er mulig å lage store rakettmotorer bare i en lukket krets når en (eller begge) komponentene kommer inn i kammeret, ikke i flytende form (væske-væske-ordning), men som en varm gass (flyt-gass-ordning), som reduserer tenningstiden for drivstoffdeler drastisk, og lokaliserer problemet med frekvens ustabilitet ved forbrenning betydelig til rimelige grenser. Likevel insisterer amerikanerne på at de har lykkes med å gjøre noe som ikke kan være i naturen, dvs. en enkeltkammer rakettmotor som går på parafin og oksygen i en åpen krets med en væskefasetilførsel av begge komponentene og en skyvekraft på over 700 tonn.
F-1 motor på stativet
De tilgjengelige bildene av benktester av denne mirakelmotoren reiser også mange spørsmål, fordi tykk, ugjennomsiktig røyk strømmer ut av dysen der, bak sløret som en flamme bryter gjennom bare noen få meter! Selv de ansatte på teststedet, som hadde sett mange ting, ble overrasket over arbeidet med dette "koksovnsbatteriet". Et foto. F-1-motor på benken Ser denne "svarte flammen", var testernes første reaksjon å slå av alt umiddelbart, til det eksploderte. Men kolleger med tysk aksent forklarte at alt er i orden, at det er "så nødvendig" …
En avvikelse er nødvendig her. I motsetning til de fleste sovjetiske rakettmotorer, som var laget av to bundne faste hylster (ytre og indre), mellom hvilke væskekjøling av en av komponentene (vanligvis drivstoff, sjeldnere en oksidasjonsmiddel) strømmet gjennom ribbede kanaler, var de fleste amerikanske rakettmotorer fra disse årene et sett med enorme antall tynne rør, som ble festet sammen ved lodding og kraftbånd, og danner den vanlige formen på kammeret og rakettmotordysen med flytende drivstoff. Rørene løp vanligvis langs motorens akse, og hvis du bruker et dobbelt sett med rør, strømmet noe parafin fra topp til bunn - fra hodet til kanten av dysen, og langs det andre (parallelt), omvendt - fra bunn til topp, og tilførte oppvarmet drivstoff til dysehodet.
Jeg vil ikke nå diskutere fordelene og ulempene med hvert opplegg, jeg vil bare si at "ark" -skallene våre var laget av en listig bronslegering, og amerikanske rør var laget av nikkel eller stål. Forskjellen er at den sovjetiske krombronsen (oppfunnet ikke uten tips fra de fangede tyskerne) hadde bedre varmeledende egenskaper enn stål og nikkel. Så forskeren ved måneforfalsningen S. Pokrovsky i artikkelen "Hvorfor flyvningene til månen ikke fant sted" peker på de strukturelle feilene i legeringen som selve rørene til F-1-motoren ble laget av - dette er nikkellegeringen Inconel X-750. Uten å gå inn på en detaljert beskrivelse av Pokrovskys argumenter, vil jeg påpeke at, etter hans mening, på det tidspunktet var varmebestandige nikkellegeringer fortsatt dårlig studert, og som det viste seg,denne mest eksperimentelle Inconel X-750-legeringen kunne i virkeligheten ikke gi de nødvendige styrkeegenskapene med de deklarerte driftsparametrene til motoren.
Ifølge Pokrovsky forlot amerikanerne stille den sjeldne nikkellegeringen og byttet til mer pålitelig varmebestandig stål. I tillegg, ifølge Pokrovskys hypotese, for å sikre sikker drift av motoren på tynne stålrør, ble amerikanerne tvunget til å redusere temperaturen i forbrenningskammeret betydelig (med 15%), og som et resultat å miste rundt 22% av motorens skyvekraft. Jeg må innrømme at jeg ikke er helt enig i underbyggelsen av de numeriske estimatene for denne versjonen, spesielt ikke med estimatet av bidraget fra strålevarmeutveksling av vanndamp i kammeret til F-1-motoren, men jeg vil bemerke at det utvilsomt er et vanlig korn i disse hypotesene. Bare jeg ville rettferdiggjøre det mye lettere og litt fra den andre enden.
Etter å ha latt problemene med ustabilitet i forbrenningen og problemet med detonasjon av drivstoffbunter i et stort forbrenningskammer, vil jeg snakke om de varmeledende egenskapene til forbrenningskamre og dysedeler til en flytende drivmotor ved hjelp av kvalitative eksempler. Det var ikke for ingenting at jeg nevnte at de sovjetiske kamrene til slike klassiske rakettmotorer med flytende drivstoff som RD-107 og RD-108 var laget av spesiell krombronse (og alle kobberlegeringer har utmerket varmeledningsevne), så selv en veldig tykk vegg overførte pålitelig varme til flytende parafin. Nikkel og stål har en mye lavere varmeledningsevne, så alt annet er like, er de designet for en lavere varmestrøm per overflatenhet. Forbrenningskammerveggen fungerer under utenkelige termiske belastninger: på den ene siden varm gass med en temperatur på 3500K, på den andre strømmer parafin med en temperatur ti ganger mindre. Hvis varme i form av konvektiv (kontakt) overføring og i form av en strålende strøm, som faller på hver kvadratcentimeter av kammerveggen, ikke fjernes og "overføres" til det flytende kjølevæsken (parafin), vil veggtemperaturen begynne å stige (opp til gasstemperaturen), og metallet smelter lett.
I sin tur bestemmes størrelsen på varmestrømmen av både gastemperaturen og dens trykk (gasstetthet). Åpenbart bestemmes forbrenningstemperaturen av kjemien i prosessen, og faktisk, for de fleste petroleumsmotorer med flytende drivstoff, skiller den seg ikke mer enn 5-7%. Trykk er en annen sak - gassen kan være varm, men densiteten vil være lav, og varmestrømmen vil være liten. I alle de første sovjetiske parafin-rakettmotorene uten seriøs gardinavkjøling ved væskeinjeksjon i veggsonen (bortsett fra motorhodeområdet) varierte trykket i kammeret fra 52 til 60 atmosfærer. Alle de første amerikanske parafinrakettmotorene, skapt av forskjellige selskaper (!), Som LR87-3 fra Aerojet-selskapet med en skyvekraft på 73 tonn for Titan-1-raketten hadde et driftstrykk på bare 40 atm, og dens "tvillingbror" LR79-7 med en skyvekraft på 75 tonn,skapt av de bittereste konkurrentene fra "Rocketdyne" for missiler av "Delta" -typen, hadde et driftstrykk på 41 atm!
En annen kjent serie med LR89-motorer av samme Rocketdyne for Atlas-typen rakettfamilie var tilfreds med bare 42 atmosfærer i kammeret, som i begynnelsen av 90-tallet hadde blitt brakt til et nivå på bare 48 atmosfærer. Leseren kan selvfølgelig tvile på eksistensen av en sammenheng mellom den rørformede utformingen av kamrene til amerikanske rakettmotorer og deres driftsparametere. Men her er paradokset - det samme LR87-5 uten å endre kammeret og dysen, etter å ha byttet ut komponentene fra parafin og oksygen med aerosin-50 og nitrogentetroksid, ble vellykket operert med et trykk på 54 atm, og i LR87-11-modellen ble trykket brakt til 59 atm! Samme rør, samme kamera, men hva er forskjellen? Forskjellen er enkel: For det første brenner aerosin-50 (en blanding av heptyl og hydrazin) i nitrogentetroksid ved en temperatur noen hundre grader lavere,og for det andre har hydrazin og dets derivater bedre kjøleegenskaper enn parafin.
For å si sannheten, av alle drivstoffkomponentene som brukes i astronautikk, er parafin på siste plass som et kjølevæske. Hvis noen er interessert i sovjetiske rakettmotorer med flytende drivstoff med et trykk dypt over 100 atm i kammeret, vil jeg forklare en enkel ting: der, i tillegg til strømningskjøling, er det to eller tre flere gardinkjølingsbelter ved direkte drivstoffinjeksjon i vegglaget. Det er bare at det er mulig å organisere drivstoffinnsprøytningsbelter i et arkhylster, men ikke i et rørkammer! Selve den rørformede strukturen fungerer som en hindring. Etter å ha fullført hele denne lange ekskursjonen, undret leseren seg med et banalt faktum: i den "rørformede" F-1-motoren ble det angivelig realisert et trykk på 70 atmosfærer! Problemet er at alle rørkamre laget av nikkel og stålmaterialer over 40..48 atm på det tidspunktet rett og slett ikke kunne realiseres. Ellers ville amerikanerne ha tvunget alle sine parafinrakettmotorer for lenge siden,som, ifølge det teknologiske nivået, holdt seg på nivået for 40-50 år siden. Imidlertid vil jeg prøve å vie en egen spesiell artikkel til dette aspektet på en eller annen måte.
Jeg forutser (på forhånd) et argument av denne typen: med en lineær økning i størrelsen på motoren, vokser overflaten i en firkant og volumet i en terning. La oss si at den lineære dimensjonen dobles, motorens overflateareal firedobles, og volumet vokser åtte ganger. Og flott! Akkurat hva følger av dette? Faktum er at den strålende varmestrømmen bestemmes av gassens emitterende overflate, og ikke av volumet (lysstyrke er i prinsippet definert som den utstrålte effekten av et enhetsareal), også med den konvektive varmestrømmen - den bestemmes av overflatearealet til kammeret, og ikke av volumet. Det eneste som vokser i vårt land er den spesifikke andelen parafin, som kan brukes til å kjøle en enhet av kammerveggområdet. Men problemet er - selv om vi pumper dobbelt så mye parafin, vil ikke kjølekapasiteten til selve veggen øke fra dette, og den vil ikke kunne gi mer varme. Dessuten er ingen regenerativ avkjøling av rakettmotorer med petroleumsvæske i prinsippet i stand til å fjerne all varmestrøm fra kroppen uten å bruke den allerede nevnte gardinkjøling ved direkte injeksjon i vegglaget, som (på grunn av kammerets rørformede natur) ikke kan organiseres bortsett fra nær hodet.
Hvis ikke dette var tilfelle, ville ikke den sovjetiske (russiske) RD-180-tallet med et trykk på 250 atm i et kammer med en krom-bronse-kappe og en flerlags gardinavkjøling ikke bli brukt på American Atlas, men tvert imot - på vår Soyuz og "Protoner" ville være lisensierte rørformede nikkelmonstre som F-1 og andre som dem. Basert på ovennevnte, bør derfor skyvekraften til F-1 rakettmotoren proporsjonalt "sekvestreres" til driftstrykknivået på 40..48 atm eller 30..40% av det nominelle, dvs. til nivået 380..460 tonn nær bakken, noe som kraftig reduserer den totale estimerte massen av Saturn-5-raketten med mer enn en og en halv gang! S. Pokrovsky kom til konklusjonen om å bevege seg i denne retningen, og sammenligne denne hypotesen med studiet av nyhetsruter fra flyet "Saturn-5".at naturen til de supersoniske sjokkbølgene indikerer en betydelig underhastighet i første trinns operasjonsseksjon, noe som bekrefter motorens utilstrekkelige trykk og en betydelig redusert drivstofftilførsel. Og selv om det er mulig en tvist om estimatene av den virkelige flyhastigheten til Saturn-5-raketten, er en ting sikker - den første fasen var betydelig (kanskje to ganger) lettere enn den kanoniske versjonen, ellers ville denne designen aldri vært i stand til å bryte løs fra skyteplassen.
Del 1 - Del 3
