Del 1 - Del 3
I den forrige del af guiden lovede jeg at efterlade den mest lækre del til udsættelse af "månens bedrag" - påstandene til Saturn-Apollo raket-rumsystemet. Argumenterne her er, synes det mig, meget enkle og åbenlyse: ja, fotografier og filmmaterialer kunne godt være taget på Jorden (hvilket næsten er indrømmet), men dette kunne meget vel forklares med en laboratoriefejl i filmudvikling, dårlig kvalitet af selve billederne osv. Jeg vil lave en vigtig afvigelse. I den såkaldte dokumentar og journalister er det ofte almindeligt at bruge "iscenesatte skud" og "genopbygning". Lad os ikke være hårde over for kreative arbejdere, for i det virkelige liv, hvor aktuelle begivenheder finder sted, er der ofte intet godt studielampe, filmkameraer fejler, dyre linser går i stykker, spotlights brænder ud … Derudoverdu kan simpelthen ikke have tid til at fange århundredets historiske skud!
I dag er det blevet almindeligt kendt, at filmteamet den 7. november 1941 ikke formåede at filme kammerat Stalins tale på Den Røde Plads, og næsten ved politbureauets beslutning var han forpligtet til at holde talen igen. Udskiftningen blev let afsløret, for Stalin udførte i den bitre frost under en snestorm, mens han på filmen, da han åbnede munden, ikke engang havde damp! På den anden side blev hans tale sendt direkte i radioen, og Stalin selv blev set af tusinder af deltagere i paraden i 1941.
Mockups af to missiler: H1 (venstre) og Saturn-5 (højre)
For nylig indrømmede briterne, at mange taler og taler fra premierminister Winston Churchill i krigsårene blev portrætteret til fotokroniker af hans dobbelt, og endda i radioen (!) Teksten på vegne af Churchill blev læst af en kunstner med en lignende stemme. Dette benægter imidlertid ikke selve eksistensen af Mr. Churchill som sådan.
Lad mig give dig en meget hård og farlig sammenligning. Da Yuri Gagarin blev lanceret, var der ingen rapportering, og endnu mere protokol, filmoptagelse blev ikke udført. Kun teknisk fiksering og kun til speciel opbevaring. I betragtning af begivenhedens politiske betydning, behovet for at replikere propagandamateriale af høj kvalitet, blev det besluttet om et par dage at foretage en "rekonstruktion" af farvel inden lanceringen med den virkelige Gagarin og en reel missil af samme klasse. Som normalt i sådanne tilfælde filmede de fra mange kameraer, lavede en højtidelig rapport ved en raket fyldt (!), Krammede, kyssede, slap en tåre …
Set fra biograflovgivningen er alt dette korrekt og kompetent. Kaster dette en skygge for Yuri Gagarin? Overhovedet ikke, fordi radioamatører over hele kloden modtog sine signaler, var selve skibet tydeligt synligt på mange observationssteder, og vigtigst af alt blev sådanne "bolde" med antenner af typen "Vostok" lanceret i mørke både før 12. april 1961 og efter, kun de blev kaldt forskelligt, og i stedet for en astronaut var der et kraftigt kamera med en god forsyning med film om bord. Sådanne fotoekognosationsfly blev lanceret mindst en gang om ugen, så virkeligheden af gennemførelsen af Yuri Gagarins flyvning rejser ingen spørgsmål.
Salgsfremmende video:
Hvad angår Saturn-raketten og rumsystemet, blev alle familieens missiler hastigt bortskaffet i midten af 70'erne, dokumentationen og arbejdsenhederne blev ødelagt, kun et par museumsmodeller forblev, som vel kunne have været oprindeligt dimensionelle og vægtede dummies for forskellige statiske test, hvis tilstedeværelse ikke beviser noget. For eksempel blev der i Sovjetunionen produceret mere end ti produkter i fuld størrelse 11A52 eller "H1" - dette var navnet på den sovjetiske måneraket fra det bemandede flyprogram til vores naturlige satellit. På samme tid blev kun fire produkter nummereret 3L, 5L, 6L og 7L faktisk lanceret fra Baikonur teststedet, en - 4L blev sat til side i "reserve" lageret, resten blev brugt til forskellige tests, træning af lanceringsteamet osv.9L og yderligere to usamlede sæt blev simpelthen skrottet, efter at programmet blev lukket …
Samtidig forstår vi alle, at selvom N1-raketten blev udstillet på VDNKh, ville dette ikke bevise noget, fordi dens triste historie er velkendt.
RD-270 motor
Energomash Museum har den største sovjetiske raketmotor med enkelt kammer, flydende drivmotor (LRE) af typen RD-270 med et tryk på ca. 640 tons i jorden. Men dette er bare en teknologisk mock-up - et halvfabrikat til en af utallige tests. I virkeligheden blev denne motor (desværre) aldrig bragt til flyveteststadiet. "Alive" og "sund" er stadig prototyper af månens rumfartøj LOK (11F93) og landing cockpit LK (11F94). På Internettet kan alle let finde deres fotos.
LC er blevet et læremiddel
LK blev et undervisningshjælpemiddel, som amerikanere stolt viser deres museum Saturn-5-raketter med angiveligt levering af astronauter til deres destination og derudover superkraftig LRE af F-1-typen med et tryk på ca. 680 tons på jorden, uden hvilken en raket hæves vejer omkring tre tusind tons (!) er simpelthen ikke realistisk.
Til gengæld kan vi vise vores museumsmotorer, modeller af måneskibe og hytter, og hvad - vi fløj også til månen?! Selvom det selvfølgelig også er en mulighed. Derfor vender jeg tilbage til emnet i vores historie (og alle de foregående var blot en nødvendig afvigelse), og jeg vil gerne sige direkte og direkte: du kan ikke skræmme os med museumsudstillinger! Disse er alle falske rekvisitter og intet mere. Vores hovedopgave er at analysere alle tilgængelige statistiske, film- og fotografiske materialer fra ægte affyringer af Saturn-missiler for at besvare et ekstremt vigtigt spørgsmål: om Saturn-5-raketten og Apollo-rumfartøjet opfylder de minimale tekniske egenskaber, der kræves for at levere to eller tre mand til månen og deres sikre tilbagevenden til deres oprindelige jord?
LRE F-1. Også et stort stykke jern!
Alle efterfølgende argumenter vil vedrøre to kategorier af forskningsmetoder: analyse af numeriske statistiske data og undersøgelse af en rakets og et skibs opførsel direkte under flyvning.
Falske "legende"
En af de mest dumme myter og misforståelser om Saturn-Apollo-programmet er, at dets upåklagelige implementering (set fra den officielle presses synspunkt) er baseret på en dyb undersøgelse og grundig test af alle komponenter i måneprogrammet. Ak, dette er ikke helt sandt, eller rettere, slet ikke. En omhyggelig undersøgelse af den forberedende periode fra 1964 til 1969 inden bemandede månemissioner er fuld af meget saftige detaljer.
Den første testflyvning af Apollo-rumfartøjet på Saturn-1B hjælpelysraket fandt sted den 26. februar 1966. Efter at være steget til en højde af 488 km, kastede dette objekt ned ad en ballistisk bane ud i Atlanterhavet. Formålet med denne mission, ifølge NASA, var at teste et prototype Apollo-rumfartøj og kontrollere dets nedstigningskøretøj for en kontrolleret indrejse i atmosfæren. Under nedstigningen mistede skibet imidlertid rullekontrol, gik ind i den ukontrollerede spin-tilstand og faldt i havet med ublu overbelastning. Formålet med den anden flyvning den 5. juli 1966. var studiet af "opførsel af flydende brint i tyngdekraften nul." Her er hvordan årsbogen fra Great Soviet Encyclopedia (TSB) for 1967 beskriver resultaterne af flyvningen:”Den sidste fase (S-IVB-raket) af den eksperimentelle Saturn IB SA-203-affyringsvogn blev lanceret i kredsløb med ufuldstændigt forbrugt brændstof. Hovedopgaverne ved lanceringen er at studere flydende brintes opførsel i en tilstand med nul tyngdekraft og at teste det system, der sikrer genindlæsning af hovedtrinemotoren. Efter at have gennemført de planlagte eksperimenter i brintdampfjernelsessystemet fra tanken blev ventilerne lukket, og som et resultat af trykstigningen eksploderede trinnet på den syvende omgang. Den tredje flyvning i år den 25. august 1966 var igen suborbital, men rækkevidden var imponerende - objektet blev allerede fanget i Stillehavet. Den tredje flyvning i år den 25. august 1966 var igen suborbital, men rækkevidden var imponerende - objektet blev allerede fanget i Stillehavet. Den tredje flyvning i år den 25. august 1966 var igen suborbital, men rækkevidden var imponerende - objektet blev allerede fanget i Stillehavet.
En af kilderne siger tørt, at adskillelsen gik godt på trods af de "mindre" problemer med ventiler i motorkølesystemet. Og selv med meget ubetydelige udsving i det øverste trin, som næppe blev bragt tilbage under kontrol (!?) Derfor endte det tilsyneladende i Stillehavet i stedet for kredsløb. Nedstigningen af kapslen i atmosfæren var "stejlere end forventet" (!?). Søgningen efter den faldne kapsel blev udført i cirka ni timer! Her kan man kun tilføje for fuldstændighed af indtryk - under bænkprøver af anden fase af Saturn-5-raketten i et 350 sekunders driftsinterval den 25. maj 1966 flammede en flamme op to steder, og testen måtte afbrydes. Tre dage senere, da den samme fase blev fjernet fra standen, eksploderede dens brintank pludselig, og fem arbejdere blev såret. Kabinen blev alvorligt beskadiget. Derefter,Den 20. januar 1967 eksploderede S-IVB-503-scenen under jordprøver, som blev forberedt som tredje etape til Saturn-5-raketten, serienummer 503 til den legendariske Apollo-8-flyvning. Nå for at afslutte det, hvad alle ved: 27. januar 1967 brændte tre astronauter i Apollo 1-rumfartøjet ned under jorden træning kun få uger før deres lancering! Derefter kom Kommissionen til at undersøge hændelserne til den konklusion: bemandede flyvninger på denne type udstyr blev dækket af et kobberbassin i næste ubestemt tid. Den 27. januar 1967 brændte tre astronauter i rumfartøjet Apollo 1 ned under jorden træning kun få uger før deres lancering! Derefter kom Kommissionen til at undersøge hændelserne til den konklusion: bemandede flyvninger på denne type udstyr blev dækket med et kobberbassin til næste ubestemt tid. Den 27. januar 1967 brændte tre astronauter i Apollo 1 rumfartøjet ihjel under grundtræning kun få uger før deres lancering! Derefter kom Kommissionen til at undersøge hændelserne til den konklusion: bemandede flyvninger på denne type udstyr blev dækket med et kobberbassin til næste ubestemt tid.
Derudover var der to ubemandede lanceringer af Saturn-5-raketten - den ene i november 1967 under Apollo-4-betegnelsen, da skibet med al kraft fra raketten kun kunne starte i en elliptisk bane med en apoge på kun 18 tusind kilometer, og den anden under Apollo-betegnelsen -6 , da raketten næsten kollapsede i luften, mislykkedes motorerne i anden fase under flyvning, så var der et problem med den tredje, tekniske filmoptagelse viste delvis ødelæggelse af nogle strukturelle elementer i raketten, som et resultat i stedet for at simulere et fly af månen langs en meget elliptisk bane med en apoge på op til 500 tusind kilometer fløj nær Jorden og landede med en stor fejl på en ukontrollerbar ballistisk bane. Og dette er alt, hvad der blev gjort inden december 1968 i form af flyvetest af Saturn-5 måneraketten før den første (!) Apollo-8 bemandede flyvning til Månen. TilsyneladendeAmerikanerne besluttede ikke at foretage flere testflyvninger, ikke bruge penge og nerver på dem, men at sende folk straks og straks til Månen, fordi vores folk - det vigtigste, folk - ikke vil svigte dig! Og hvis de svigter dig, har du ikke ondt af dem …
Hvor meget vejer Skylab?
Den største øje på det amerikanske måneprogram betragtes med rette som den allerførste Stars and Stripes Skylab-rumstation, skabt ved at genudstyre den tredje fase af Saturn-5-raketten. Ifølge officielle tal er dette den største enkeltstation, der nogensinde er lanceret til langvarig drift. Denne epokegørende begivenhed, der fandt sted den 14. maj 1973, markerede også afslutningen på rumkarrieren for Saturn-5-raketterne, for dette var den sidste, trettende (!) Lancering af produkter af denne type.
Normalt, når nyttelasten forberedes på forhånd for en bestemt transportør, vælges dens vægt og størrelsesparametre baseret på bærerens maksimale kapacitet. For eksempel vejede Vostok-skibet lidt under fem tons, fordi Vostok-raketten, alias 8K72K-produktet, ikke kunne gøre mere. Præcis af samme grund har Soyuz-rumfartøjet vejet lidt under syv tons i de sidste fyrre år, og Salyut-stationerne - omkring 19 tons. Jeg vil gerne have mere, men den gamle "Proton" trak ikke længere. Følgelig, da amerikanerne besluttede at overraske verden og bygge en storslået rumstation, havde vi ret til at forvente, at "Saturn-5" vil gå til rekordet af bæreevne. I alle Apollo-rumfartøjets flyvninger, fra A-4 til A-17, steg vægten af nyttelasten kun, og i A-15-flyvningen blev der sat en rekord - 140 tons gods i kredsløb med lav jord.
I Guinness rekordbog er der følgende officielle post: "Det tungeste objekt, der blev lanceret i en bane med lav jord var 3. trin i den amerikanske Saturn 5-raket med Apollo 15-rumfartøjet, der vejede 140512 kg, inden den kom ind i den mellemliggende selenocentriske bane." skuffende over at høre, at nyttelasten ifølge de officielle tal i den sidste rekordflyvning kun var 74,7 ton. På den anden side viser de beregninger, som jeg har vist i den tredje del af "Pepelatsev", at "Saturn-5" godt kunne have lagt en nyttelast, der vejer op til hundrede tons, i et referencemålsbane, såsom "Skylab" (højde 435 km, hældning 50 grader)! For ikke at nævne det til en meget lav bane (den såkaldte LEO) - ikke mindre end 120 tons. Et rimeligt spørgsmål opstår: hvor er alt andet?
Vi ventede på en demonstration af magt, og vi fik vist et luftfartsselskab, der i stedet for hundrede tons næsten ikke var færdigt halvfjerds med en krone … Den detaljerede beskrivelse er som følger:”Skylab 1 Nation: USA. Program: Skylab. Nyttelast: Skylab Orbital Workshop. Masse: 74.783 kg. Klasse: Bemandet. Type: Rumstation. Rumfartøj: Skylab, Apollo pengeautomat. Agentur: NASA Læger uden Grænser. Perigee: 427 km. Apogee: 439 km. Hældning: 50,0 grader. Periode: 93,2 min. COSPAR: 1973-027A. USAF Sat Cat: 6633. Forfaldsdato: 11. juli 1979 . Foto til venstre: Skylab med en”vinge”. Venstre fløj gik tabt …
Imidlertid, ved at analysere de amerikanske rapporter, opdagede jeg en forbløffende ting: mangel på nyttelast og arbejde i tre fjerdedele af styrken kombineret med en rekordbelastning, der nogensinde er hævet til en jordbane - på denne majdag i 1973 (sådan ser det ud) Saturn-5-raketten, rive navlen og trak så meget som 147 ton ud i rummet på sin pukkel! Sandt nok er denne absolutte verdensrekord (af en eller anden grund) ingen steder og anerkendes ikke af nogen. Den mest interessante del begyndte dog. Og hvad er der præcist inkluderet i disse 147m?
For det første gik raketens anden fase i kredsløb (tørvægt ca. 42 ton) og yderligere 13 tons brændstofrester, hvilket er tre gange højere end de sædvanlige rester for dette trin (normalt ikke mere end 4..5 tons). For det andet vejer Skylab selv ca. 75 tons. Derudover trak NASA direkte affald i kredsløb: en kappe, der vejer næsten 12 tons, blev lanceret i kredsløb !!! Denne kendsgerning er ekstremt usund. Eksperter vil forstå mig: hvorfor trække kappen til en højde på 450 km? Typisk falder dette strukturelle element i højder på 90-130 km længe før MSZ kredser. Det giver bare ingen mening yderligere. For eksempel blev syv Salyut, en Mir, flere moduler som Kvant, Spektr, Kristall og andre og flere segmenter af ISS lanceret i kredsløb af Proton-raketten. På samme tid taber den sovjetiske raket altid den samme kappe under flyvning længe før den kommer ind i kredsløb. Og alle andre eksisterende luftfartsselskaber dropper fairingen i lanceringsfasen - dette er energisk mere gunstigt.
For tusinder af rumlanceringer kan kun få tilfælde af overtrædelse af denne uskrevne regel mindes. Derudover er den første etape adapter, der vejer 5 tons, endnu ikke adskilt. Og også han blev ført med dem i kredsløb. Dette var tilsyneladende planlagt, ellers vil balancen ikke konvergere. Faktisk blev bortset fra stationen på 75 ton den største batch affald og metalskrot, der vejer 25 tons, ikke medregnet vægten af den sidste etape, lanceret i rummet! Du kan selvfølgelig stille spørgsmålet anderledes: de jagte ikke den maksimale vægt, 75 tons var nok for dem. Dette er et godt argument, kun det har en lille ulempe: Skylab-stationen kom ud "ufærdig", den har ikke engang sine egne motorer! Selvom ressourcerne gjorde det muligt let at vedhæfte en hvilken som helst af de færdige fremdrivningsenheder, for eksempel dem, der er gemt fra Apollo LM-landingsmodulerne.
Det viser sig, at amerikanerne, da de havde mulighed for at lancere en 100-ton fuldt fungerende station, besluttede at frivilligt begrænse sig til 75% af kapaciteten, og resten blev "kastet" ovenfra med skrammel, som sovjetiske skolebørn gjorde før, og afleverede affaldspapir … Som et resultat fløj Skylab efter 1973 uden den mindste mulighed bane korrektion, og i 1979 faldt helt ukontrollabelt i vildmarken i Australien. For at redde dette "mirakel", som kun har arbejdet aktivt i seks måneder, begyndte ingen eller ville ikke … Hvis vi begynder at vælge de resterende 75 "lovlige" tonsvis af "Skylab", så er alt ekstremt vagt og mystisk her (det skulle have en vægt på 77 tons, men solbatteriet blev droppet under flyvning og efterlod 74,7 tons officiel vægt).
Stationen består af følgende elementer:
Vægtfordeling af Skylab stations strukturelle elementer
(ifølge bogen "Skylab Orbital Station" af L. Bellew E. Stullinger, oversat fra engelsk M. Mechanical Engineering, 1977)
| Element | Længde, m | Diameter, m | volumen, m3 | Vægt *, t |
| Anlægsstruktur | 5.2 | 3.0 | tredive | 6,3 |
| Astrokomplekt pengeautomat | 4.5 | 3.4 | 5.0 | fem |
| Luftsluse | 5.2 | 3.2 | 17 | 22.2 |
| Udstyrsrum | 0,9 | 6.6 | 2.0 | fem |
| Orbitalblok | 14.6 | 6.6 | 275 | 35.4 |
Så alt dette skrammel i alt trækker 71t i alt. Og ifølge officielle tal skal det være omkring 77 tons. Allerede en uoverensstemmelse. Der er en version om uoverensstemmelse: ifølge NASA-data er massen af ATM-astrokomplet angivet dobbelt så meget som i bogen om Bellew og Stuhlinger ≈11,8 tons i stedet for 5,05 tons. (Eller ud af det blå ~ 6,7 tons blev krediteret) Eller tag en mirakuløs luftsluse, der vejer 22 tons - dette er mere end den sovjetiske Salyut-station! Se - den gennemsnitlige tæthed i kammerrummet er 22 / 17≈1,3 t / m3. Men der er hverken brændstof eller noget tungt inde. Det ser ud til, at rummet ikke engang er fyldt med vand, men med sand … Men den sovjetiske Salyut-station var tre gange længere - 15m; og bredere i diameter - 4,15 m. Hvad lavede de dette kamera ud af - bly!? Men rumfartøjets gennemsnitlige rumtæthed ligger i området 0,25..0,35 t / m3. Selv den gennemsnitlige tæthed af nedstigende køretøjer er mindre end 1 t / m3 (ellers ville de være sunket i vandet), selv om nedstigningsbilen er det tætteste, tungeste og mest holdbare element blandt rumfartøjer.
Således skal luftslussen på Skylab-stationen med et volumen på 17m3 veje fire gange mindre end ~ 5..6 tons. (Dette betyder, at de tilføjede ~ 16t.) Vi kan tale særskilt om den "pansrede" hovedbeklædning, der vejer ~ 12t. Og dette på trods af at han ikke engang beskytter hele stationen, men kun en del af kronen! For eksempel vejer standarddækningen af en Delta-2-raket (diameter = 2,9m; højde = 8,48m) kun 839 kg. Men kappen af Atlas-2-raketten (diameter = 4,2m; højde = 12,2m) vejer så meget som ~ 2 ton. Den tungeste amerikanske kappe af Titan-4-raketten med en diameter på 5,1 m og en højde på 26,6 m (vejer kun fem diametre!) Vejer kun ~ 6,1 ton. Så summen af tilføjelsen af vægten af delene af Skylab-stationen og nyttelasten har allerede udgjort ca. 30 tons. Her tilføjer vi ting, der kun findes i virtual reality,og hvis eksistens er umulig at verificere - disse er de overplanlagte rester af 8 tons brændstof og en semi-mytisk adapter i første fase (~ 5 tons), som angiveligt blev trukket ud i rummet. Dette betyder kun 30 + 8 + 5 = 43t. Resterende netto 100-43 ≈ 57t.
Resume: Saturn-5s nyttelastfunktioner i målkredsen af Skylab-typen oversteg ikke ~ 60t. Dette er en yderst vigtig konklusion for os, for for at udføre bemandede flyvninger til Månen ved hjælp af en enkelt-lanceringsplan er det nødvendigt at have en raket, der kunne sende mindst 45-50 ton gods til Månen, hvilket svarer til en nyttelastkapacitet på mindst ~ 130 ton i en lav jordbane. … Følgelig, hvis du ikke har en luftfartsselskab på 130 ton, men der er halv styrke, kan du i bedste fald sende femogtyve tons reklamer til Månen, hvilket er nok til en flyby-mission, men ikke nok til landing på vores naturlige satellit.
Da hændelsen med "Skylab" er bredt kendt, vil denne torn i det amerikanske øje eksistere i lang tid og drikke deres borgerlige blod, og hvad er en skam - alt er allerede registreret tidligere, intet kan ændres …
Petroleum eller brint?
Dette underlige argument accepteres bredt på Internettet takket være din ydmyge tjener, der for sjov besluttede at udgøre det modsatte problem: Nå, lad Skylab veje 60 tons eller endda alle 75 tons. Hvad er rakettens karakteristika med hensyn til den specifikke impuls fra anden fase, så nyttelasten er lig med stationens vægt, så der ikke kræves overskydende ballast? Jeg vil straks bemærke, at ved at fastsætte scenemasserne og kun variere den specifikke impuls fra anden fase, handler jeg forkert, fordi dette problem kan have en anden løsning - uden at ændre motorernes specifikke impulser, skal du blot reducere de absolutte masser af selve trinene. Ikke desto mindre, efter at have rettet massen og den specifikke impuls fra første trin Isp ~ 304 sek. (den er allerede for lav og kan næppe være meget lavere), jeg kom til en interessant konklusion,at for at lancere en last på 75 tons skal anden-trins motorerne have en specifik impuls Isp ~ 380 sek, dvs. meget lavere end rækkevidden af "hydrogen" -raketmotorer (de har simpelthen ikke Isp under 400 sekunder).
Og flammen er tydeligvis ikke brint …
Under hensyntagen til den "lette" version af "Skylab" ikke mere end tres ton viser det sig, at med en fast kanonisk første fase af "Saturn" kan den anden laves "petroleum", fordi den krævede specifikke impuls af motorerne falder til værdier i størrelsesordenen Isp ~ 330 sek. … Det implementeres let på ilt-petroleum-raketmotorer med gode dysedyser i høj højde. Desuden blev der opdaget et sjovt billede af bænktest af anden etape Saturn-5 motor under J-2 betegnelsen, som har en rød-gul kulbrinte glød i stedet for en ren blå fakkel.
Derudover er der en masse beviser til fordel for det faktum, at amerikanerne ikke formåede at realisere og færdiggøre "brint" med et skub på næsten hundrede tons: i løbet af 1965-1967 var der gentagne ulykker (både under flyvning og på standen) af brintstadier med J-2 motorer, der endte i eksplosioner og fuldstændig ødelæggelse af strukturen. I stedet for (eller sammen) med ovenstående afhandling om udskiftning af upålidelige J-2-motorer med noget andet (med dårligere karakteristika) er der stadig et andet argument: til implementering af et raket- og rumsystem med en så høj vægt (ca. 3000 tons) med kun fem motorer i første fase, denne trækkraft fem skal være særligt fremragende!
F-1 motoren: reality og fiktion
Mange forskere påpeger først og fremmest ikke på problemerne med finjustering af "brintgas" i de øverste trin, men på umuligheden på det tekniske niveau og på disse kredsløbsløsninger til at implementere en enkeltkammer-raketmotor på petroleum og ilt med en tryk på over 700 tons. Der er mange grunde til dette, og den vigtigste er den såkaldte. højfrekvente forbrændingsinstabiliteter forårsaget af (groft) klumper af uforbrændt brændstofblanding (som "detonerende gas"), der vises i et stort kammer, som ikke brænder ud jævnt, men som mikroeksplosioner. Så længe motorkammeret er lille, er det acceptabelt. Men med enorme lineære dimensioner opstår detonation i motoren, der trænger ind i resonans, som ødelægger motorhuset. I mange år blev det betragtet som meget problematisk at skabe en enkelt raketmotor med et tryk på over hundrede tons.
Sovjetiske designere repræsenteret af V. P. Glushko og andre kom til en utvetydig konklusion: det er kun muligt at fremstille store raketmotorer i et lukket kredsløb, når en (eller begge) komponenter kommer ind i kammeret ikke i flydende form (flydende-væske-ordning), men som en varm gas (flydende-gas-ordning), som reducerer antændelsestiden for brændstofdele drastisk og lokaliserer problemet med forbrændingsfrekvens ustabilitet betydeligt til rimelige grænser. Ikke desto mindre insisterer amerikanerne på, at det er lykkedes dem at gøre noget, der ikke kan være i naturen, dvs. en raketmotor med et kammer, der kører på petroleum og ilt i et åbent kredsløb med en væskefaseforsyning af begge komponenter og et tryk på over 700 tons.
F-1 motor på stativet
De tilgængelige fotos af bænktest af denne mirakelmotor rejser også mange spørgsmål, fordi tyk uigennemsigtig røg strømmer ud af dysen der, bag sløret, som en flamme bryder igennem først efter et par meter! Selv medarbejderne på teststedet, der havde set mange ting, var overraskede over arbejdet med dette "koksovnsbatteri". Et billede. F-1-motor på bænken Da denne "sorte flamme" blev set, var testernes første reaktion at slukke for alt straks, indtil det eksploderede. Men kolleger med tysk accent forklarede, at alt er i orden, at det er "så nødvendigt" …
En afvigelse er nødvendig her. I modsætning til de fleste sovjetiske raketmotorer, der var fremstillet af to bundne faste hylstre (ydre og indre), mellem hvilke væskekøling fra en af komponenterne (normalt et brændstof, sjældnere en oxidator) strømmede gennem ribbet kanaler, var de fleste amerikanske raketmotorer fra disse år et sæt enorme antallet af tynde rør, som blev fastgjort sammen ved lodning og kraftbånd, der dannede den sædvanlige form af kammeret og raketmotorens dyse med flydende brændstof. Rørene løb normalt langs motorens akse, og hvis du bruger et dobbelt sæt rør, strømmede noget petroleum fra top til bund - fra hovedet til dysekanten og på den anden (parallelt), omvendt - fra bund til top og leverede opvarmet brændstof til dysehovedet.
Jeg vil ikke nu diskutere fordele og ulemper ved hvert skema, jeg vil kun sige, at vores "ark" skaller var lavet af en listig bronze legering, og amerikanske rør var lavet af nikkel eller stål. Forskellen er, at den sovjetiske krom bronze (opfundet ikke uden et tip fra de erobrede tyskere) havde bedre varmeledende egenskaber end stål og nikkel. Så forskeren i måneforfalskningen S. Pokrovsky i artiklen "Hvorfor flyvningerne til månen ikke fandt sted" peger på de strukturelle defekter i legeringen, hvorfra netop disse rør af F-1-motoren blev foretaget - dette er nikkellegeringen Inconel X-750. Uden at gå ind på en detaljeret beskrivelse af Pokrovskys argumenter vil jeg påpege, at det var hans holdning, at varmebestandige nikkellegeringer på det tidspunkt stadig var dårligt undersøgt, og som det viste sig,denne mest eksperimentelle Inconel X-750-legering kunne i virkeligheden ikke give de nødvendige styrkeegenskaber med motorens deklarerede driftsparametre.
Ifølge Pokrovsky opgav amerikanerne stille den sjældne nikkellegering og skiftede til mere pålidelig varmebestandigt stål. Derudover blev amerikanerne ifølge Pokrovskys hypotese for at sikre en sikker drift af motoren på tynde stålrør tvunget til at reducere temperaturen i forbrændingskammeret betydeligt (med 15%) og som et resultat at miste ca. 22% af motorens tryk. Jeg må indrømme, at jeg ikke er helt enig i underbyggelsen af de numeriske estimater for denne version, især med estimatet af bidraget fra strålevarmeudveksling af vanddamp i F-1-motorens kammer, men jeg vil gerne bemærke, at der utvivlsomt er en fælles korn i disse hypoteser. Kun jeg ville retfærdiggøre det meget lettere og lidt fra den anden ende.
Når jeg i nogen tid efterlader problemerne med forbrændingsinstabilitet og problemet med detonering af brændstofbunker i et stort forbrændingskammer, vil jeg gerne tale om de varmeledende egenskaber ved forbrændingskamre og dysedele i en flydende drivmotor ved hjælp af kvalitative eksempler. Det var ikke for ingenting, jeg nævnte, at de sovjetiske kamre i sådanne klassiske flydende raketmotorer som RD-107 og RD-108 var lavet af speciel chrombronze (og alle kobberlegeringer har fremragende varmeledningsevne), så selv en meget tyk væg overførte pålideligt varme til flydende petroleum. Nikkel og stål har en meget lavere varmeledningsevne, så alt andet lige er de designet til en lavere varmestrøm pr. Enhedens overfladeareal. Forbrændingskammervæggen fungerer under utænkelige termiske belastninger: på den ene side varm gas med en temperatur på 3500K, på den anden side flyder petroleum med en temperatur ti gange mindre. Hvis varme i form af konvektiv (kontakt) overførsel og i form af en strålingsstrøm, der falder på hver kvadratcentimeter af kammervæggen, ikke fjernes og "overføres" til det flydende kølemiddel (petroleum), vil væggens temperatur begynde at stige (op til gastemperaturen), og metallet smelter let.
Til gengæld bestemmes varmestrømmen af både gastemperaturen og dens tryk (gastæthed). Det er klart, at forbrændingstemperaturen bestemmes af procesens kemi, og for de fleste petroleumsmotorer med flydende drivmidler adskiller den sig ikke med mere end 5-7%. Tryk er en anden sag - gassen kan være varm, men dens densitet vil være lav, og varmestrømmen vil være lille. I alle de første sovjetiske petroleumsmotorer uden seriøs gardinafkøling ved væskeindsprøjtning i vægzonen (undtagen motorhovedzonen) varierede trykket i kammeret fra 52 til 60 atmosfærer. Alle de første amerikanske petroleum-raketmotorer, oprettet af forskellige firmaer (!), Såsom LR87-3 fra Aerojet-selskabet med et tryk på 73 tons til Titan-1-raketten, havde et driftstryk på kun 40 atm, og dets "tvillingebror" LR79-7 med en tryk på 75 tons,skabt af de bitreste konkurrenter fra "Rocketdyne" til missiler af "Delta" -typen, havde et driftstryk på så meget som 41 atm!
En anden velkendt serie af LR89-motorer af samme Rocketdyne til Atlas-typen missilfamilie var tilfredse med kun 42 atmosfærer i kammeret, som i begyndelsen af 90'erne var blevet bragt til et niveau på kun 48 atmosfærer. Læseren kan selvfølgelig betvivle eksistensen af en forbindelse mellem den rørformede udformning af kamrene i amerikanske flydende raketmotorer og deres driftsparametre. Men her er paradokset - det samme LR87-5 uden at ændre kammeret og dysen efter udskiftning af komponenterne fra petroleum og ilt med aerosin-50 og nitrogentetroxid blev med succes betjent ved et tryk på 54 atm, og i LR87-11-modellen blev trykket bragt til 59 atm! Samme rør, samme kamera, men hvad er forskellen? Forskellen er enkel: For det første brænder aerosin-50 (en blanding af heptyl og hydrazin) i nitrogentetroxid ved en temperatur et par hundrede grader lavere,og for det andet har hydrazin og dets derivater bedre køleegenskaber end petroleum.
For at fortælle sandheden er petroleum af alle de brændstofkomponenter, der bruges i astronautik, på det sidste sted som et kølemiddel. Hvis nogen er interesseret i sovjetiske raketmotorer med flydende drivmiddel med et tryk dybt over 100 atm i kammeret, vil jeg forklare en simpel ting: der er der ud over flowkøling to eller tre gardinkølebælter ved direkte brændstofindsprøjtning i væglaget. Det er bare, at det er muligt at organisere brændstofindsprøjtningsseler i et arkhus, men ikke i et rørformet kammer! Selve den rørformede struktur fungerer som en hindring. Efter at have gennemført hele denne lange udflugt forvirrede læseren med en banal kendsgerning: i den "rørformede" F-1-motor blev der angiveligt realiseret et tryk på 70 atmosfærer! Problemet er, at alle rørkamre lavet af nikkel- og stålmaterialer over 40..48 atm på det tidspunkt simpelthen ikke kunne realiseres. Ellers ville amerikanerne have tvunget alle deres petroleum-raketmotorer for længe siden,som ifølge det teknologiske niveau er forblevet på niveauet for 40-50 år siden. Jeg vil dog prøve at afsætte en separat specialartikel til dette aspekt på en eller anden måde.
Jeg forudser (på forhånd) et sådant argument: Med en lineær stigning i motorens størrelse vokser overfladen i et kvadrat og dens volumen i en terning. Lad os sige, at den lineære dimension fordobles, motorens overfladeareal firedobles, og lydstyrken vokser otte gange. Og fantastisk! Bare hvad følger af dette? Faktum er, at den strålende varmestrøm bestemmes af gassens emitterende overflade og ikke af dens volumen (lysstyrke defineres i princippet som den udstrålede effekt af et enhedsareal), også med konvektiv varmestrøm - det bestemmes af kammerets overfladeareal og ikke af dets volumen. Det eneste der vokser i vores land er den specifikke andel petroleum, som kan bruges til at afkøle en enhed af kammervæggen. Men problemet er - selvom vi pumper dobbelt så meget petroleum, vil selve vægens kølekapacitet ikke øges fra dette, og det vil ikke være i stand til at give mere varme. Desuden er ingen regenerativ afkøling af petroleumsmotorer med flydende drivmiddel i princippet i stand til at fjerne al varmestrøm fra kroppen uden at bruge den allerede nævnte gardinafkøling ved direkte indsprøjtning i væglaget, som (på grund af kammerets rørformede natur) ikke kan organiseres undtagen nær hovedet.
Hvis dette ikke var tilfældet, ville de sovjetiske (russiske) RD-180'ere med et tryk på 250 atm i et kammer med en plade krom-bronzekappe og en flerdækket gardinkøling ikke blive brugt på det amerikanske Atlas, men tværtimod - på vores Soyuz og "Protoner" ville have licens til rørformede nikkelmonstre såsom F-1 og andre lignende dem. Baseret på ovenstående bør derfor kraften i F-1-raketmotoren proportionalt "sekvestreres" til driftstrykniveauet på 40..48 atm eller 30..40% af det nominelle, dvs. til niveauet 380..460 tons nær jorden, hvilket kraftigt reducerer den samlede anslåede masse af Saturn-5-raketten med mere end en og en halv gang! S. Pokrovsky kom til den konklusion, at bevæge sig i denne retning og sammenligne denne hypotese med studiet af nyhedsruller fra flyvningen "Saturn-5".at karakteren af de supersoniske stødbølger indikerer en signifikant underhastighed i sektionen af operationen i første fase, hvilket bekræfter motorernes utilstrækkelige fremdrift og en markant reduceret brændstoftilførsel. Og selvom en tvist er mulig med hensyn til estimaterne for den virkelige flyvehastighed for Saturn-5-raketten, er en ting sikker - dens første fase var betydeligt (måske to gange) lettere end den kanoniske version, ellers ville dette design aldrig have været i stand til at bryde væk fra affyringsrampen.
Del 1 - Del 3