Část 1 - Část 3
V předchozí části Průvodce jsem slíbil, že nechám na dezert nejchutnější část odhalení „lunárního klamu“- nároků na raketový vesmírný systém Saturn-Apollo. Argumenty zde, zdá se mi, jsou velmi jednoduché a zřejmé: ano, fotografie a filmové materiály mohly být dobře pořízeny na Zemi (což je téměř připuštěno), ale to by se dalo dobře vysvětlit laboratorní vadou ve vývoji filmu, špatnou kvalitou samotných obrazů atd. Chci udělat jednu důležitou odbočku. Ve skutečnosti se v takzvaném dokumentárním a reportérském filmu často používá „inscenované záběry“a „rekonstrukce“. Nebuďme tvrdí na kreativní pracovníky, protože v reálném životě, kde se odehrávají aktuální události, často chybí dobré studiové světlo, selhávají filmové kamery, praskají drahé objektivy, vypalují se reflektory … Kromě tohoprostě nemůžete mít čas zachytit historický snímek století!
V dnešní době je všeobecně známo, že filmový štáb 7. listopadu 1941 neměl čas natáčet projev soudruha Stalina na Rudém náměstí a téměř rozhodnutím politbyra byl povinen přednést projev podruhé. Střídání bylo snadno odhalitelné, protože Stalin hrál ve velkém mrazu během vánice, zatímco na filmu, když měl otevřená ústa, neměl ani páru! Na druhé straně byl jeho projev vysílán živě v rádiu a samotného Stalina viděly tisíce účastníků přehlídky z roku 1941.
Makety dvou raket: H1 (vlevo) a Saturn-5 (vpravo)
Britové také nedávno připustili, že mnoho projevů a projevů premiéra Winstona Churchilla během válečných let pro fotografické kroniky vylíčil jeho dvojník, a dokonce i v rádiu (!) Text jménem Churchilla recitoval umělec s podobným hlasem. To však nepopírá samotnou existenci pana Churchilla jako takového.
Dovolte mi uvést velmi tvrdé a nebezpečné srovnání. Když byl vypuštěn Yuri Gagarin, žádná reportáž, a ještě více protokol, střelba nebyla provedena. Pouze technická fixace a pouze pro speciální skladování. Vzhledem k politickému významu akce, potřebě replikace vysoce kvalitního propagandistického materiálu, bylo za několik dní rozhodnuto provést „rekonstrukci“rozloučení před zahájením se skutečným Gagarinem a skutečnou raketou stejné třídy. Jako obvykle v takových případech natáčeli z mnoha kamer, slavnostně hlásili raketu naplněnou (!), Objali, políbili a vypustili slzu …
Z hlediska zákonů kinematografie je to všechno správné a kompetentní. Vrhá to na Jurije Gagarina stín? Vůbec ne, protože radioamatéři po celém světě přijímali signály, samotná loď byla jasně viditelná na mnoha pozorovacích stanovištích, a co je nejdůležitější, takové „koule“s anténami typu „Vostok“byly vypuštěny do tmy před 12. dubnem 1961 a poté Pouze oni byli voláni odlišně a místo astronauta byla na palubě výkonná kamera s dobrou zásobou filmu. Taková foto průzkumná letadla byla vypuštěna alespoň jednou týdně, takže realita provádění letu Jurije Gagarina nevyvolává žádné otázky.
Propagační video:
Pokud jde o raketový a vesmírný systém Saturn, všechny rakety této rodiny byly narychlo zlikvidovány v polovině 70. let, dokumentace a pracovní jednotky byly zničeny, zůstalo jen několik muzeálních modelů, které mohly být původně dimenzionální a váhové figuríny pro různé statické testy, jejichž přítomnost nic nedokazuje. Například v SSSR bylo vyrobeno více než deset produktů plné velikosti 11A52 nebo „H1“- tak se jmenovala sovětská lunární raketa letového programu s posádkou na náš přirozený satelit. Ve stejné době byly z testovacího místa Bajkonur skutečně spuštěny pouze čtyři produkty označené 3L, 5L, 6L a 7L, jeden - 4L byl odložen do „rezervního“skladu, zbytek byl použit pro různé testy, školení odpalovacího týmu atd.9L a další dvě nesestavené sady byly jednoduše vyřazeny po ukončení programu …
Zároveň všichni chápeme, že i kdyby byla raketa N1 vystavena na VDNKh, nic by to nedokázalo, protože její smutný příběh je dobře známý.
Motor RD-270
Muzeum Energomash má největší sovětský jednokomorový raketový motor na kapalná paliva (LRE) typu RD-270 s tahem asi 640 tun na zem. Ale toto je jen technologická maketa - polotovar pro jeden z bezpočtu testů. Ve skutečnosti nebyl tento motor (bohužel) nikdy uveden do fáze letových zkoušek. „Živý“a „zdravý“jsou stále prototypy měsíční kosmické lodi LOK (11F93) a přistávacího kokpitu LK (11F94), na internetu může každý snadno najít jejich fotografie.
LC se stala učební pomůckou
LK se stala učební pomůckou Američané jsou hrdí na to, že mohou ukázat své muzeum raket Saturn-5, které údajně zajišťuje dodávku astronautů na místo určení, a navíc super-silný LRE typu F-1 s tahem asi 680 tun na zem, bez kterého by mohl zvednout raketu do nebe vážící asi tři tisíce tun (!) prostě není realistické.
No, dobře, můžeme na oplátku ukázat naše muzejní motory, modely měsíčních lodí a kabin a co - také jsme letěli na Měsíc?! I když, samozřejmě, také možnost. Když se tedy vrátím k tématu našeho příběhu (a všechny předchozí byly jen nutným odbočením), chci říci přímo a otevřeně: nemůžeme se zastrašit muzejními exponáty! To vše jsou falešné rekvizity a nic víc. Naším hlavním úkolem je analyzovat všechny dostupné statistické, filmové a fotografické materiály skutečných startů raket Saturn, abychom odpověděli na jednu nesmírně důležitou otázku: zda raketa Saturn-5 a kosmická loď Apollo splňují minimální technické charakteristiky potřebné k dodání dvou nebo tří člověk na Měsíc a jejich bezpečný návrat na rodnou Zemi?
LRE F-1. Také velký kus železa!
Všechny následující argumenty se budou týkat dvou kategorií výzkumných metod: analýzy numerických statistických údajů a studia chování rakety a lodi přímo během letu.
Falešná „legenda“
Jedním z nejhloupějších mýtů a mylných představ o programu Saturn-Apollo je, že jeho bezvadná (z hlediska oficiálního tisku) implementace je založena na důkladném studiu a důkladném testování všech složek lunárního programu. Bohužel to není úplně pravda, nebo spíše vůbec. Pečlivé studium přípravného období od roku 1964 do roku 1969 před zahájením měsíčních misí s posádkou je plné velmi šťavnatých detailů.
První zkušební let kosmické lodi Apollo na pomocné světelné raketě Saturn-1B se uskutečnil 26. února 1966. Poté, co se tento objekt dostal do výšky 488 km, proletěl balistickou trajektorií do Atlantiku. Účelem této mise bylo podle NASA otestovat prototyp kosmické lodi Apollo a zkontrolovat kontrolovaný vstup jejího sestupného vozidla do atmosféry. Během sestupu však loď ztratila kontrolu nad rolí, vstoupila do nekontrolovaného režimu otáčení a s přemrštěným přetížením spadla do oceánu. Účel druhého letu 5. července 1966. byla studie „chování kapalného vodíku při nulové gravitaci“. Takto popisuje výsledky letu ročenka Velké sovětské encyklopedie (TSB) za rok 1967: „Poslední fáze (raketa S-IVB) experimentální nosné rakety Saturn IB SA-203 byla vypuštěna na oběžnou dráhu s neúplně spotřebovaným palivem. Hlavními úkoly startu je studium chování kapalného vodíku ve stavu nulové gravitace a testování systému, který zajišťuje opětovné zapojení motoru hlavního stupně. Po provedení plánovaných experimentů v systému pro odstraňování vodíkových par z nádrže byly ventily uzavřeny a v důsledku zvýšení tlaku došlo ke fázi EXPLODED na sedmé smyčce. Třetí let v tomto roce, 25. srpna 1966, byl opět suborbitální, ale dosah byl působivý - objekt byl zachycen již v Tichém oceánu. Třetí let v tomto roce, 25. srpna 1966, byl opět suborbitální, ale dosah byl působivý - objekt byl zachycen již v Tichém oceánu. Třetí let v tomto roce, 25. srpna 1966, byl opět suborbitální, ale dosah byl působivý - objekt byl zachycen již v Tichém oceánu.
Jeden ze zdrojů suchě uvádí, že oddělení proběhlo dobře, a to navzdory „drobným“problémům s ventily v chladicím systému motoru. A to i při velmi nepatrných výkyvech horního stupně, který se jen těžko dostal zpět pod kontrolu (!?), A proto místo oběžné dráhy zřejmě skončil v Tichém oceánu. Sestup kapsle v atmosféře byl „strmější, než se očekávalo“(!?), Hledání padlé kapsle probíhalo asi devět hodin! Zde lze jen dodat pro úplnost dojmů - během testů na druhém stupni rakety Saturn-5 na 350sekundovém intervalu provozu 25. května 1966 se na dvou místech rozhořel plamen a test musel být přerušen. O tři dny později při vyjímání stejného pódia ze stojanu náhle explodovala jeho vodíková nádrž a pět pracovníků bylo zraněno. Stánek byl vážně poškozen. Pak,20. ledna 1967 při pozemních zkouškách explodoval stupeň S-IVB-503, který se připravoval jako třetí stupeň pro raketu Saturn-5, sériové číslo 503 pro legendární let Apollo-8. A na závěr, co každý ví: 27. ledna 1967 byli během pozemního výcviku jen několik týdnů před jejich startem shořeni tři astronauti v kosmické lodi Apollo 1! Poté komise pro vyšetřování incidentů dospěla k závěru: lety s posádkou na tomto druhu zařízení byly na neurčitou dobu pokryty měděnou pánví.27. ledna 1967 shořeli tři astronauti v kosmické lodi Apollo 1 během pozemního výcviku jen několik týdnů před jejich vypuštěním! Poté komise pro vyšetřování incidentů dospěla k závěru: lety s posádkou na tomto druhu zařízení byly na neurčitou dobu pokryty měděnou pánví.27. ledna 1967 tři pozemní astronauti v kosmické lodi Apollo 1 shořeli během pozemního výcviku jen několik týdnů před jejich vypuštěním! Poté komise pro vyšetřování incidentů dospěla k závěru: lety s posádkou na tomto druhu zařízení byly na neurčitou dobu pokryty měděnou pánví.
Dále došlo k dvěma bezpilotním vypuštěním rakety Saturn-5 - jednomu v listopadu 1967 pod označením Apollo-4, kdy loď s veškerou silou rakety dokázala vystřelit pouze na eliptickou oběžnou dráhu s apogee pouhých 18 tisíc kilometrů a druhou pod označením Apollo -6 , když se raketa téměř zhroutila ve vzduchu, motory druhého stupně selhaly za letu, pak nastal problém s třetím, technické natáčení ukázalo částečné zničení některých konstrukčních prvků rakety, což mělo za následek namísto simulace průletu Měsícem po vysoce eliptické trajektorii s apogee až 500 tisíc kilometrů, letěl poblíž Země a přistál s velkou chybou na nekontrolovatelné balistické dráze. A to je vše, co bylo provedeno před prosincem 1968, pokud jde o letové zkoušky lunární rakety Saturn-5 před prvním (!) Letem posádky Apollo-8 na Měsíc. ZřejměAmeričané se rozhodli neprovádět více zkušebních letů, neutratit za ně peníze a nervy, ale okamžitě a okamžitě poslat lidi na Měsíc, protože naši lidé - hlavní věc, lidé - vás nezklame! A pokud vás zklamou, nelitujete je …
Kolik váží Skylab?
Největší pozornost amerického lunárního programu je oprávněně považována za vůbec první vesmírnou stanici Skylab Stars and Stripes, která vznikla vytvořením nového vybavení třetí etapy rakety Saturn-5. Podle oficiálních údajů se jedná o největší jednoblokovou vesmírnou stanici, která byla kdy spuštěna pro dlouhodobý provoz. Tato epochální událost, která se konala 14. května 1973, také znamenala konec vesmírné kariéry raket Saturn-5, protože to bylo poslední, třinácté (!) Vypuštění produktů tohoto typu.
Obvykle, když je užitečné zatížení připraveno předem pro konkrétní přepravce, jsou jeho váhové a velikostní parametry vybrány na základě maximálních schopností přepravce. Například loď Vostok vážila o něco méně než pět tun, protože raketa Vostok, která je také produktem 8K72K, nemohla dělat víc. Přesně ze stejného důvodu váží kosmická loď Sojuz posledních čtyřicet let o něco méně než sedm tun a stanice typu Saljut - asi 19 tun. Chtěl bych víc, ale starý „Proton“už neotahoval. V souladu s tím, když se Američané rozhodli překvapit svět a postavit velkolepou vesmírnou stanici, měli jsme právo očekávat, že „Saturn-5“dosáhne rekordní nosnosti. U všech letů kosmické lodi Apollo, od A-4 do A-17, se hmotnost užitečného zatížení pouze zvýšila a v letu A-15 byl vytvořen rekord - 140 tun nákladu na oběžné dráze Země.
V Guinnessově knize rekordů je uveden tento oficiální záznam: „Nejtěžším objektem vypuštěným na oběžnou dráhu blízko Země byla 3. fáze americké rakety Saturn 5 s kosmickou lodí Apollo 15, která před vstupem na mezilehlou selenocentrickou dráhu vážila 140 512 kg.“zklamáním, když zjistil, že v posledním rekordním letu bylo podle oficiálních údajů užitečné zatížení pouze 74,7 tuny. Naproti tomu výpočty, které jsem ukázal ve třetí části „Pepelatsev“, dokazují, že „Saturn-5“mohl na referenční oběžnou dráhu typu „Skylab“(nadmořská výška 435 km, sklon 50 stupňů) dobře umístit užitečné zatížení až sto tun! Nemluvě o tom na velmi nízkou oběžnou dráhu (tzv. LEO) - ne méně než 120 tun. Vyvstává rozumná otázka: kde je všechno ostatní?
Čekali jsme na předvedení moci a předvedli nám transportér, který namísto sto tun sotva skončil sedmdesát s centem … Podrobný popis je následující: „Skylab 1 Nation: USA. Program: Skylab. Užitečné zatížení: Skylab Orbital Workshop. Hmotnost: 74 783 kg. Třída: S posádkou. Typ: Vesmírná stanice. Kosmická loď: Skylab, bankomat Apollo. Agentura: NASA MSF. Perigeum: 427 km. Apogee: 439 km. Sklon: 50,0 stupňů. Období: 93,2 min. COSPAR: 1973-027A. USAF Sat Cat: 6633. Datum rozpadu: 11. července 1979 . Foto vlevo: Skylab s jedním křídlem. Levé křídlo bylo ztraceno …
Při analýze amerických záznamů jsem však objevil úžasnou věc: nedostatek užitečného zatížení a práce ve třech čtvrtinách síly v kombinaci s rekordním zatížením, které se kdy vyvinulo na oběžnou dráhu Země - v tento květnový den roku 1973 (takto to vyjde) raketa Saturn-5, roztrhla si pupek a na hrb vytáhla do vesmíru až 147 tun! Je pravda, že tento absolutní světový rekord (z nějakého důvodu) není nikde a nikdo jej neuznává. Nejzajímavější část však začala. A co přesně je zahrnuto v těchto 147m?
Nejprve vstoupil na oběžnou dráhu druhý stupeň rakety (suchá hmotnost asi 42 tun) a dalších 13 tun zbytků paliva, což je třikrát více než obvyklé zbytky pro tento stupeň (obvykle ne více než 4..5 tun). Zadruhé samotný Skylab vážící asi 75 tun. Kromě toho NASA táhla upřímný odpad na oběžnou dráhu: na oběžnou dráhu byla vypuštěna kapotáž o hmotnosti téměř 12 tun !!! Tato skutečnost je extrémně nezdravá. Odborníci mi rozumějí: proč přetáhnout kapotáž do výšky 450 km? Tento konstrukční prvek typicky padá v nadmořských výškách 90–130 km, než se MSZ dostane na oběžnou dráhu. To už nedává smysl. Například sedm Salyut, jeden Mir, několik modulů jako Kvant, Spektr, Kristall a další a několik segmentů ISS vynesla na oběžnou dráhu protonová raketa. Zároveň sovětská raketa vždy upustila stejnou kapotáž za letu dlouho před vstupem na oběžnou dráhu. A všichni ostatní stávající dopravci upustili od kapotáže ve fázi spuštění - to je energeticky příznivější.
U tisíců vypuštění vesmíru lze připomenout pouze několik případů porušení tohoto nepsaného pravidla. Kromě toho se adaptér prvního stupně o hmotnosti 5 tun ještě neoddělil. A také byl vzat s nimi na oběžnou dráhu. Zřejmě to bylo plánováno, jinak se zůstatek nesblíží. Ve skutečnosti byla kromě 75tunové stanice vypuštěna do vesmíru největší dávka odpadu a šrotu o hmotnosti 25 tun, nepočítaje váhu poslední etapy! Samozřejmě můžete položit otázku jinak: nestíhali maximální hmotnost, stačilo jim 75 tun. To je dobrý argument, jen má jednu malou nevýhodu: stanice Skylab vyšla „nedokončená“, nemá ani vlastní motory! Ačkoli zdroje umožňovaly snadné připojení jakékoli z připravených pohonných jednotek, například těch, které byly uloženy z přistávacích modulů Apollo LM.
Ukázalo se, že Američané, kteří měli příležitost spustit 100tunovou plně funkční stanici, se rozhodli dobrovolně omezit na 75% kapacity a zbytek byl „vysypán“seshora haraburdí, jak to udělali sovětští školáci, předávání odpadního papíru … Díky tomu Skylab letěl po roce 1973 bez sebemenší příležitosti korekce na oběžnou dráhu a v roce 1979 zcela nekontrolovatelně spadl do divočiny Austrálie. Abychom zachránili tento „zázrak“, který aktivně fungoval pouze šest měsíců, nikdo nezačal nebo nechtěl … Pokud začneme vybírat zbývajících 75 „legálních“tun „Skylabu“, pak je tu všechno extrémně vágní a záhadné (mělo to vážit 77 tun, ale solární baterie byla za letu vyhozena a ponechala 74,7 tun oficiální hmotnosti).
Stanice se skládá z následujících prvků:
Rozložení hmotnosti konstrukčních prvků stanice Skylab
(podle knihy "Skylab Orbital Station" od L. Bellewa E. Stullingera, přeloženo z angličtiny M. Mechanical Engineering, 1977)
| Živel | Délka, m | Průměr, m | objem, m3 | Hmotnost *, t |
| Struktura kotvení | 5.2 | 3.0 | třicet | 6,3 |
| ATM Astrokomplekt | 4.5 | 3.4 | 5.0 | Pět |
| Přechodová komora | 5.2 | 3.2 | 17 | 22.2 |
| Přihrádka na vybavení | 0,9 | 6.6 | 2.0 | Pět |
| Orbitální blok | 14.6 | 6.6 | 275 | 35.4 |
Celkově tedy toto haraburdí táhne celkem 71 tun. A podle oficiálních údajů by to mělo být asi 77 tun. Již nesrovnalost. Existuje verze o nesrovnalostech: podle údajů NASA je hmotnost astrokompletu ATM uvedena dvakrát tolik než v knize Bellew a Stulinger ≈ 11,8 tun namísto 5,05 tun. (Nebo z čista jasna ~ bylo připsáno 6,7 tuny) Nebo si vezměte zázračnou přechodovou komoru o hmotnosti 22 tun - to je víc než sovětská stanice Saljut! Podívejte se - průměrná hustota prostoru komory je 22/17 ~ 1,3 t / m3. Ale uvnitř není ani palivo, ani nic těžkého. Zdá se, že kupé není naplněno ani vodou, ale pískem … Ale sovětská stanice Saljut byla třikrát delší - 15 metrů; a širší v průměru - 4,15 m. Z čeho vyrobili tuto kameru - olovo!? Ale průměrná hustota prostoru kosmické lodi je v rozmezí 0,25 … 0,35 t / m3. Dokonce i průměrná hustota klesajících vozidel je menší než 1 t / m3 (jinak by se ponořila do vody), ačkoli klesající vozidlo je nejhustší, nejtěžší a nejodolnější prvek mezi kosmickými loděmi.
Přechodová komora stanice Skylab o objemu 17m3 by tedy měla vážit čtyřikrát méně než ~ 5..6 tun. (To znamená, že také přidali ~ 16 t.) O „obrněné“kapotáži hlavy o hmotnosti ~ 12 t můžeme mluvit samostatně. A to navzdory skutečnosti, že nechrání ani celou stanici, ale pouze část koruny! Například standardní kapotáž rakety Delta-2 (průměr = 2,9 m; výška = 8,48 m) váží pouze 839 kg. Kapotáž rakety Atlas-2 (průměr = 4,2 m; výška = 12,2 m) váží až ~ 2 tuny. Nejtěžší americká kapotáž rakety Titan-4 o průměru 5,1 ma výšce 26,6 m (pět průměrů na délku!) Váží pouze ~ 6,1 tuny. Takže součet přírůstků hmotností částí stanice Skylab a užitečného zatížení již činil asi 30 tun. Zde přidáváme věci, které existují pouze ve virtuální realitě,a jejichž existenci nelze ověřit - jedná se o nadplánované zbytky 8 tun paliva a polomýtický adaptér prvního stupně (~ 5 tun), který byl údajně vytažen do vesmíru. To znamená pouze 30 + 8 + 5 = 43 t. Zůstává čistá 100-43 ≈ 57 t.
Shrnutí: Schopnosti užitečného zatížení Saturn-5 na cílové oběžné dráze typu Skylab nepřesáhly ~ 60 t. To je pro nás nesmírně důležitý závěr, protože k provádění letů s posádkou na Měsíc pomocí schématu jediného startu je nutné mít raketu, která by mohla vyslat na Měsíc nejméně 45-50 tun nákladu, což odpovídá kapacitě užitečného zatížení nejméně ~ 130 tun na nízké oběžné dráze Země. … Pokud tedy nemáte nosič pro 130 tun, ale máte poloviční sílu, můžete poslat na Měsíc přinejlepším dvacet pět tun reklam, což je dost na průletovou misi, ale ne dost na přistání na našem přirozeném satelitu.
Vzhledem k tomu, že událost „Skylab“je všeobecně známá, bude tento trn v americkém oku existovat po dlouhou dobu a bude pít jejich buržoazní krev, a jaká škoda - všechno už bylo v minulosti zaznamenáno, nic se nemůže změnit …
Petrolej nebo vodík?
Tento zvědavý argument je na internetu široce přijímán díky vašemu pokornému sluhovi, který se pro zábavu rozhodl postavit opačný problém: no, nechte Skylab vážit 60 tun nebo dokonce všech 75 tun. Jaké jsou vlastnosti rakety, pokud jde o specifický impuls druhého stupně, takže užitečné zatížení se rovná hmotnosti stanice, takže není vyžadován nadměrný štěrk? Okamžitě chci poznamenat, že opravením hmotností pódia a změnou pouze konkrétního impulzu druhého stupně jednám nesprávně, protože tento problém může mít jiné řešení - beze změny konkrétních impulzů motorů jednoduše snížíte absolutní hmotnosti samotných stupňů. Po stanovení hmotnosti a specifického impulsu prvního stupně Isp ~ 304 s. (je již příliš nízká a těžko může být mnohem nižší), došel jsem k zajímavému závěru,že pro spuštění nákladu sedmdesáti pěti tun musí mít motory druhého stupně specifický impuls Isp ~ 380 s, tj. mnohem nižší než u řady „vodíkových“raketových motorů (jednoduše nemají Isp pod 400 sekund).
A plamen zjevně není vodík …
S přihlédnutím k „odlehčené“verzi „Skylabu“, která nepřesahuje šedesát tun, se ukazuje, že při pevné kanonické první fázi „Saturn“lze z druhé udělat „petrolej“, protože požadovaný specifický impuls motorů poklesne na hodnoty řádově Isp ~ 330 s. … Je snadno implementovatelný na raketové motory na kyslík a petrolej s dobrými tryskami pro vysokohorské trysky. Navíc byla objevena vtipná fotografie testů na zkušebním stavu druhého stupně motoru Saturn-5 pod označením J-2, který má místo čistě modré hořáku červeno-žlutou uhlovodíkovou záři.
Kromě toho existuje spousta důkazů ve prospěch skutečnosti, že Američané nedokázali realizovat a dokončit „vodík“s tahem téměř sto tun: v letech 1965–1967 došlo k opakovaným nehodám (jak za letu, tak u stojanu) vodíkových stupňů s motory J-2, které skončily výbuchy a úplným zničením konstrukce. Místo toho (nebo společně) s výše uvedenou tezí o nahrazení nespolehlivých motorů J-2 něčím jiným (s horšími vlastnostmi) však zůstává další argument: pro implementaci raketového a vesmírného systému s tak vysokou hmotností (asi 3000 tun) pouze s pěti motory v první fázi, tato trakční pětka musí být obzvláště vynikající!
Motor F-1: realita a fikce
Mnoho vědců poukazuje především na problémy s jemným doladěním „vodíkového plynu“v horních stupních, ale na nemožnost na této technické úrovni a na těchto obvodových řešeních implementovat jednokomorový raketový motor na petrolej a kyslík s tahem přes 700 tun. Existuje pro to mnoho důvodů a hlavním je tzv. vysokofrekvenční nestability spalování způsobené (zhruba) hrudkami nespálené palivové směsi (jako „detonační plyn“), které se objevují v obrovské komoře, které hoří nerovnoměrně, ale jako mikroexploze. Pokud je motorová komora malá, je to přijatelné. Ale s obrovskými lineárními rozměry dochází k detonaci v motoru, který vstupuje do rezonance, která ničí skříň motoru. Po mnoho let bylo považováno za velmi problematické vytvořit jediný raketový motor s tahem přes sto tun.
Sovětští designéři zastoupení V. P. Glushko a další dospěli k jednoznačnému závěru: je možné vyrábět velké motory na kapalná paliva pouze v uzavřeném okruhu, když jedna (nebo obě) složky vstupují do komory ne v kapalné formě (schéma kapalina-kapalina), ale jako horký plyn (schéma kapalina-plyn), že výrazně snižuje dobu zapalování palivových částí a významně lokalizuje problém nestability frekvenčního spalování na rozumné limity. Američané nicméně trvají na tom, že se jim podařilo udělat něco, co nemůže být v přírodě, tj. jednokomorový raketový motor běžící na petrolej a kyslík v otevřeném okruhu s přívodem kapalné fáze obou složek a tahem přes 700 tun.
Motor F-1 ve stojanu
Dostupné fotografie zkušebních testů tohoto zázračného motoru také vyvolávají spoustu otázek, protože z trysky vylévá hustý neprůhledný kouř, za jehož závojem prorazí plamen jen několik metrů! Dokonce i zaměstnanci testovacího místa, kteří viděli spoustu věcí, byli prací této „koksárenské baterie“překvapeni. Fotka. Motor F-1 na lavičce Když viděl tento „černý plamen“, první reakcí testerů bylo okamžitě vše vypnout, dokud nevybuchlo. Ale kolegové s německým přízvukem vysvětlili, že je vše v pořádku, že je to „tak nutné“…
Zde je nutná jedna odbočka. Na rozdíl od většiny sovětských raketových motorů, které byly vyrobeny ze dvou lepených pevných obalů (vnějších a vnitřních), mezi nimiž protékalo kapalné chlazení jednou ze složek (obvykle palivem, méně často oxidačním činidlem) žebrovanými kanály, byla většina amerických raketových motorů té doby souborem obrovských počet tenkých trubek, které byly k sobě připevněny letovacími a výkonovými pásy a vytvářely obvyklý tvar komory a trysky raketového motoru na kapalné palivo. Trubky obvykle probíhaly podél osy motoru a pokud používáte dvojitou sadu trubek, pak nějaký petrolej tekl shora dolů - od hlavy k okraji trysky a na druhé (paralelní), naopak - zdola nahoru, dodával ohřáté palivo do hlavy trysky.
Nebudu nyní hovořit o výhodách a nevýhodách každého schématu, řeknu jen, že naše „plechové“skořepiny byly vyrobeny z rafinované bronzové slitiny a americké trubky byly vyrobeny z niklu nebo oceli. Rozdíl je v tom, že sovětský chromovaný bronz (vynalezený bez špičky od zajatých Němců) měl lepší tepelně vodivé vlastnosti než ocel a nikl. Výzkumník lunárního padělání S. Pokrovsky v článku „Proč k letům na Měsíc neproběhlo“poukazuje na strukturální vady slitiny, ze které byly vyrobeny právě tyto trubky motoru F-1 - to je slitina niklu Inconel X-750. Aniž bych podrobně popisoval Pokrovského argumenty, upozorním na to, že podle jeho názoru v té době byly tepelně odolné slitiny niklu stále špatně studovány, a jak se ukázalo,tato nejexperimentálnější slitina Inconel X-750 ve skutečnosti nemohla poskytnout potřebné pevnostní vlastnosti s deklarovanými provozními parametry motoru.
Podle Pokrovského Američané tiše opustili vzácnou slitinu niklu a přešli na spolehlivější žáruvzdornou ocel. Podle Pokrovského hypotézy navíc byli Američané nuceni k zajištění bezpečného provozu motoru na tenkých ocelových trubkách výrazně snížit teplotu ve spalovací komoře (o 15%) a v důsledku toho ztratit přibližně 22% tahu motoru. Musím přiznat, že zcela nesouhlasím s podložením numerických odhadů této verze, zejména s odhadem příspěvku sálavé výměny tepla vodní páry v komoře motoru F-1, ale rád bych poznamenal, že v těchto hypotézách je nepochybně společné zrno. Pouze já bych to ospravedlnil mnohem jednodušší a trochu z druhého konce.
Ponecháme-li na chvíli problémy nestabilit spalování a problému detonace palivových svazků ve velké spalovací komoře, rád bych na kvalitativních příkladech promluvil o tepelně vodivých vlastnostech spalovacích komor a částí trysek motoru na kapalná paliva. Ne nadarmo jsem zmínil, že sovětské komory takových klasických raketových motorů na kapalná paliva, jako jsou RD-107 a RD-108, byly vyrobeny ze speciálního chromového bronzu (a všechny slitiny mědi mají vynikající tepelnou vodivost), takže i velmi silná stěna spolehlivě přenášela teplo na tekoucí petrolej. Nikl a ocel mají mnohem nižší tepelnou vodivost, takže za všech ostatních podmínek jsou navrženy pro nižší tepelný tok na jednotku povrchu. Stěna spalovací komory pracuje při nemyslitelném tepelném zatížení: na jedné straně horký plyn s teplotou 3 500 K, na druhé straně petrolej proudí s teplotou desetkrát nižší. Pokud se teplo ve formě konvekčního (kontaktního) přenosu a ve formě sálavého proudu, který dopadá na každý čtvereční centimetr stěny komory, neodstraní a „přenese“na proudící chladivo (petrolej), začne teplota stěny stoupat (až na teplotu plynu), a kov se snadno roztaví.
Na druhé straně je velikost tepelného toku určena jak teplotou plynu, tak jeho tlakem (hustotou plynu). Je zřejmé, že teplota spalování je určena chemií procesu a ve skutečnosti se u většiny motorů na kapalná paliva s petrolejem neliší o více než 5–7%. Tlak je další věc - plyn může být horký, ale jeho hustota bude nízká a tepelný tok bude malý. Ve všech prvních sovětských petrolejových raketových motorech bez vážného ochlazování závěsu vstřikováním kapaliny do zóny stěny (s výjimkou zóny hlavy motoru) se tlak v komoře pohyboval od 52 do 60 atmosfér. Všechny první americké petrolejové raketové motory vytvořené různými společnostmi (!), Jako například LR87-3 společnosti Aerojet s tahem 73 tun pro raketu Titan-1, měly provozní tlak pouze 40 atm a její dvojče LR79-7 s tahem 75 tun,vytvořený nejhoršími konkurenty z „Rocketdyne“pro rakety typu „Delta“, měl provozní tlak až 41 atm!
Další známá řada motorů LR89 stejné Rocketdyne pro rodinu raket typu Atlas byla spokojená s pouze 42 atmosférami v komoře, která byla na začátku 90. let přivedena na úroveň pouze 48 atmosfér. Čtenář samozřejmě může pochybovat o existenci spojení mezi trubkovou konstrukcí komor amerických raketových motorů na kapalná paliva a jejich provozními parametry. Ale tady je paradox - stejný LR87-5 bez změny komory a trysky, po výměně komponentů z petroleje a kyslíku za aerosin-50 a tetroxid dusíku, byl úspěšně provozován při tlaku 54 atm a v modelu LR87-11 byl tlak snížen na 59 atm! Stejné elektronky, stejná kamera, ale jaký je rozdíl? Rozdíl je jednoduchý: za prvé, aerosin-50 (směs heptylu a hydrazinu) v oxidu dusičitém hoří při teplotě o několik stovek stupňů nižší,a za druhé, hydrazin a jeho deriváty mají lepší chladicí vlastnosti než petrolej.
Po pravdě řečeno, ze všech palivových složek používaných v astronautice je petrolej na posledním místě jako chladivo. Pokud se někdo zajímá o sovětské raketové motory na kapalná paliva s tlakem hluboko nad 100 atm v komoře, vysvětlím jednoduchou věc: tam jsou kromě chlazení proudem ještě dva nebo tři opaskové chladicí pásy s přímým vstřikováním paliva do vrstvy stěny. Je to jen tak, že je možné uspořádat pásy pro vstřikování paliva v plášti pláště, ale ne v trubkové komoře! Samotná trubková struktura slouží jako překážka. Po dokončení celé této dlouhé exkurze si čtenář lámal hlavu nad banální skutečností: v „trubkovém“motoru F-1 byl údajně realizován tlak 70 atmosfér! Potíž je v tom, že všechny trubkové komory z niklu a ocelových materiálů nad 40..48 atm v té době prostě nemohly být realizovány. Jinak by Američané už dávno donutili všechny své petrolejové raketové motory,které podle technologické úrovně zůstaly na úrovni před 40–50 lety. Pokusím se však tomuto aspektu nějak věnovat samostatný zvláštní článek.
Předpokládám (předem) argument tohoto druhu: s lineárním zvětšením velikosti motoru roste jeho povrch ve čtverci a jeho objem v krychli. Řekněme, že se lineární rozměr zdvojnásobí, plocha motoru se zčtyřnásobí a objem naroste osmkrát. A skvělé! Co z toho vyplývá? Faktem je, že sálavý tepelný tok je určen povrchem emitujícím plyn, a nikoli jeho objemem (svítivost je v zásadě definována jako vyzařovaný výkon jednotkovou oblastí), také s konvekčním tepelným tokem - je určen povrchem komory, a nikoli jejím objemem. Jediná věc, která u nás roste, je specifický podíl petroleje, kterým lze ochladit jednotku oblasti stěny komory. Problém však je - i když načerpáme dvakrát tolik petroleje, chladicí kapacita samotné stěny se z toho nezvýší a nebude schopna dodat více tepla. Navíc žádné regenerativní chlazení petrolejových raketových motorů není v zásadě schopné odvádět všechny tepelné toky z těla bez použití již zmíněného chlazení clony přímým vstřikováním do vrstvy stěny, které (kvůli trubkové povaze komory) nelze organizovat, kromě blízkosti hlavy.
Pokud by tomu tak nebylo, nyní by se sovětské (ruské) RD-180 s tlakem 250 atm v komoře s pláštěm z chrom-bronzového pláště a víceúrovňovým chlazením opony nepoužily na americký Atlas, ale naopak - na náš Sojuz a „Protony“by byly licencované tubulární niklové příšery jako F-1 a další jim podobné. Na základě výše uvedeného by tedy měl být tah raketového motoru F-1 proporcionálně „sekvestrován“na úroveň provozního tlaku 40..48 atm nebo 30..40% jmenovitého, tj. na úroveň 380..460 tun blízko země, což výrazně snižuje celkovou odhadovanou hmotnost rakety Saturn-5 více než jeden a půlkrát! Pohybujícím se tímto směrem a porovnáním této hypotézy se studiem týdeníků letu „Saturn-5“dospěl S. Pokrovskij k závěru,že povaha nadzvukových rázových vln naznačuje výrazný nižší rychlost v úseku provozu prvního stupně, což potvrzuje nedostatečný tah motorů a výrazně snížený přísun paliva. A ačkoli je možný spor ohledně odhadů skutečné rychlosti letu rakety Saturn-5, jedna věc je jistá - její první stupeň byl výrazně (možná dvakrát) lehčí než kanonická verze, jinak by se tento design nikdy nedokázal odtrhnout od odpalovací rampy.
Část 1 - Část 3