1. rész - 3. rész
Az Útmutató előző részében megígértem, hogy desszertnek hagyom a "holdcsalás" leleplezésének legfinomabb részét - a Saturn-Apollo rakéta-tér rendszer állításait. Az itteni érvek, úgy tűnik számomra, nagyon egyszerűek és kézenfekvőek: igen, fényképeket és filmanyagokat jól lehetett volna készíteni a Földön (ezt már szinte beismerték), de ez jól magyarázható a filmfejlődés laboratóriumi hibájával, maguknak a képeknek a rossz minőségével stb. Egy fontos eltérést akarok végrehajtani. Valójában az úgynevezett dokumentumfilmekben és riporterekben gyakran szokás "rendezett felvételeket" és "rekonstrukciót" használni. Ne legyünk kemények a kreatív dolgozókkal, mert a való életben, ahol az aktuális események zajlanak, gyakran nincs jó stúdiófény, meghibásodnak a filmkamerák, a drága lencsék eltörnek, a reflektorok kiégnek …egyszerűen nincs időd megörökíteni a század történelmi lövését!
Manapság köztudomásúvá vált, hogy az 1941. november 7-i forgatócsoportnak nem volt ideje leforgatni Sztálin elvtárs beszédét a Vörös téren, és szinte a Politikai Iroda döntése alapján másodszor is köteles volt beszédet mondani. A helyettesítés könnyen kiderült, mert Sztálin a keserves fagyban, hóvihar alatt lépett fel, míg a filmnél, amikor kinyitotta a száját, még gőze sem volt! Másrészt beszédét élőben közvetítette a rádió, és magát Sztálint az 1941-es felvonulás több ezer résztvevője láthatta.
Két rakéta makettje: H1 (balra) és Saturn-5 (jobbra)
Nemrégiben a britek is beismerték, hogy a háborús években Winston Churchill miniszterelnök számos beszédét és beszédét fényképe krónika számára ábrázolta kettős, sőt a rádióban is (!) A Churchill nevében írt szöveget egy hasonló hangú művész olvasta fel. Ez azonban nem tagadja Mr. Churchill létét.
Hadd mondjak egy nagyon kemény és veszélyes összehasonlítást. Jurij Gagarin indításakor nem készült riport, és még inkább a protokoll, a lövöldözés nem történt meg. Csak műszaki rögzítés és csak speciális tárolásra. Tekintettel az esemény politikai jelentőségére, a magas színvonalú propagandaanyagok megismétlésének szükségességére, néhány nap alatt úgy döntöttek, hogy a búcsút az indulás előtt "rekonstruálják" az igazi Gagarinnal és egy ugyanolyan osztályú valódi rakétával. Az ilyenkor szokás szerint sok kamerából forgattak, ünnepélyes jelentést tettek egy rakétával megtöltött (!), Átöleltek, megcsókoltak, könnyet eresztettek …
A mozi törvényeinek szempontjából mindez helyes és kompetens. Ez árnyékot vet Jurij Gagarinra? Egyáltalán nem, mert a rádióamatőrök a világ minden tájáról megkapták a jelzéseit, maga a hajó jól látható volt sok megfigyelő állomáson, és ami a legfontosabb: az ilyen "Vostok" típusú antennákkal rendelkező "golyókat" 1961. április 12. előtt és után is sötétbe vitték., csak őket hívták másképp, és űrhajós helyett egy erős fényképezőgép volt, a fedélzeten jó filmkészlettel. Ilyen fotófelderítő repülőgépeket hetente legalább egyszer indítottak, így Jurij Gagarin repülésének megvalósítása nem vet fel kérdéseket.
Promóciós videó:
Ami a Saturn rakétát és az űrrendszert illeti, ennek a családnak az összes rakétáját a 70-es évek közepén sietve ártalmatlanították, a dokumentációt és a működő egységeket megsemmisítették, csak néhány múzeumi modell maradt, amelyek eredetileg méret- és súlybábuk is lehettek volna statikus tesztek, amelyek jelenléte nem bizonyít semmit. Például a Szovjetunióban több mint tíz teljes méretű 11A52 vagy "H1" terméket gyártottak - ez volt a természetes szatellitünk számára a pilóta nélküli repülési program szovjet holdrakétájának neve. Ugyanakkor csak négy 3L, 5L, 6L és 7L számmal ellátott terméket dobtak piacra a Baikonur tesztterületéről, egyet - 4L-t félretettek a „tartalék” raktárba, a többit különféle tesztekhez, az indítócsoport kiképzéséhez használták stb. A program lezárása után 9L-t és további két össze nem állított készletet egyszerűen kiselejteztek …
Ugyanakkor mindannyian megértjük, hogy ha az N1 rakétát kiállítanák is a VDNKh-nál, ez nem bizonyítana semmit, mert szomorú története közismert.
RD-270 motor
Az Energomash Múzeum rendelkezik a legnagyobb szovjet RD-270 típusú egykamrás folyékony hajtóanyagú rakétamotorral (LRE), amelynek földi tolóereje körülbelül 640 tonna. De ez csak egy technológiai modell - félkész termék a számtalan teszt egyikéhez. A valóságban ez a motor (sajnos) soha nem került a repülési tesztek szakaszába. Az "élő" és az "egészséges" továbbra is a LOK (11F93) holdi űrhajó és az LK leszálló pilótafülke (11F94) prototípusa, az interneten bárki könnyen megtalálhatja fényképeit.
Az LC taneszköz lett
Az LK oktatási segédeszköz lett az amerikaiak büszkék arra, hogy megmutatták múzeumi Saturn-5 rakétáikat, amelyek állítólag űrhajósokat szállítanak rendeltetési helyükre, és ezen felül az F-1 típusú szuperhatékony LRE-t, amelynek a földön körülbelül 680 tonnás tolóerővel rendelkezik, és amelyek nélkül rakétát emelhetnek az égbe. körülbelül háromezer tonna (!) súlya egyszerűen nem reális.
Nos, jó, cserébe megmutathatjuk a múzeumi motorjainkat, a holdhajók és kabinok modelljeit, és mi - mi is a Holdra repültünk! Bár természetesen szintén lehetőség. Ezért visszatérve történetünk témájához (és az összes előző csak egy szükséges kitérő volt), közvetlenül és egyenesen szeretném kijelenteni: nem lehet megfélemlíteni minket múzeumi kiállításokkal! Ezek mind hamis kellékek, és semmi más. Fő feladatunk az összes rendelkezésre álló statisztikai, film- és fotóanyag elemzése a Saturn-rakéták valódi indításairól annak érdekében, hogy megválaszolhassunk egy rendkívül fontos kérdést: vajon a Saturn-5 rakéta és az Apollo űrhajó megfelel-e a minimum két szükséges műszaki jellemzőnek ahhoz, hogy két vagy három darabot szállítson az ember a Holdra és biztonságos visszatérés a szülőföldjükre?
LRE F-1. Egy nagy darab vas is!
Minden további érv a kutatási módszerek két kategóriájára vonatkozik: a numerikus statisztikai adatok elemzésére, valamint a rakéta és a hajó viselkedésének vizsgálatára közvetlenül repülés közben.
Hamis "legenda"
Az egyik legostobább mítosz és tévhit a Saturn-Apollo program kapcsán, hogy kifogástalan (a hivatalos sajtó szempontjából) megvalósítása a holdprogram minden elemének mély tanulmányozásán és alapos tesztelésén alapul. Jaj, ez nem teljesen igaz, vagy inkább egyáltalán nem. Az előkészítő időszak alapos tanulmányozása az 1964 és 1969 közötti, az emberes Hold-küldetések megkezdése előtt tele van nagyon lédús részletekkel.
Az Apollo űrszonda első kísérleti repülését a Saturn-1B kisegítő könnyűrakétán 1966. február 26-án hajtották végre. 488 km magasságba emelkedve ez a tárgy ballisztikus pályán ment az Atlanti-óceánra. A NASA szerint ennek a küldetésnek az volt a célja, hogy tesztelje az Apollo űrhajó prototípusát, és ellenőrizze leszálló járművének ellenőrzött belépését a légkörbe. Az ereszkedés során azonban a hajó elvesztette a gördülési irányítást, kontrollálatlan forgási módba lépett, és túlzott túlterheléssel zuhant az óceánba. A második repülés célja 1966. július 5-én. volt a "folyékony hidrogén viselkedésének nulla gravitációban" tanulmányozása. Így írja le a Nagy Szovjet Enciklopédia (TSB) 1967-es évkönyve a repülés eredményeit: „A kísérleti Saturn IB SA-203 hordozórakéta utolsó szakasza (S-IVB rakéta) hiányosan elfogyasztott üzemanyaggal került pályára. Az indítás fő feladatai a folyékony hidrogén viselkedésének tanulmányozása nulla gravitációs állapotban, és a rendszer tesztelése, amely biztosítja a fő szakasz motorjának újbóli bekapcsolását. A tervezett kísérletek elvégzése után a tartályból a hidrogéngőzök eltávolítására szolgáló rendszerben a szelepeket bezárták, és a nyomásnövekedés következtében a szakasz felrobbant a hetedik körben. Az idei harmadik járat, 1966. augusztus 25-én ismét szuborbitális volt, de a hatótávolság lenyűgöző volt - az objektumot már a Csendes-óceánon fogták el. Az idei harmadik járat, 1966. augusztus 25-én ismét szuborbitális volt, de a hatótávolság lenyűgöző volt - az objektumot már a Csendes-óceánon fogták el. Az idei harmadik járat, 1966. augusztus 25-én ismét szuborbitális volt, de a hatótávolság lenyűgöző volt - az objektumot már a Csendes-óceánon fogták el.
Az egyik forrás szárazon állítja, hogy a szétválasztás jól sikerült, annak ellenére, hogy a motor hűtőrendszerében a szelepek "kisebb" problémák voltak. És még a felső szakasz nagyon jelentéktelen ingadozásaival is, amelyet aligha sikerült visszafogni (!?), Ezért került a pálya helyett a Csendes-óceánra. A kapszula légköri leereszkedése "a vártnál meredekebb" volt! Itt csak a benyomások teljessége érdekében tehetünk hozzá - a Saturn-5 rakéta második szakaszának 1966. május 25-én 350 másodperces működési intervallumon végzett próbapadjai során két helyen fellángolt a láng, és a tesztet meg kellett szakítani. Három nappal később, amikor ugyanazt a lépcsőt eltávolították az állványról, hidrogéntartálya hirtelen felrobbant, és öt dolgozó megsebesült. A fülke súlyosan megsérült. Azután,1967. január 20-án a földi tesztek során felrobbant az S-IVB-503 fokozat, amelyet a legendás Apollo-8 repülés 503-as sorozatú Saturn-5 rakétájának harmadik szakaszaként készítettek elő. Nos, tetézésképpen, amit mindenki tud: 1967. január 27-én az Apollo 1 űrhajó három asztronautáját elégették a földi kiképzés során, néhány héttel az indulás előtt! Ezt követően az incidensek kivizsgálására szakosodott bizottság arra a következtetésre jutott, hogy az ilyen felszereléssel ellátott személyi járatokat a következő határozatlan időre rézmedencével borították.1967. január 27-én az Apollo 1 űrhajó három asztronautája égett a földi kiképzés során, néhány héttel az indulás előtt! Ezt követően az események kivizsgálására szakosodott bizottság arra a következtetésre jutott, hogy az ilyen típusú berendezésekkel ellátott személyi járatokat a következő határozatlan időre rézmedencével borították.1967. január 27-én az Apollo 1 űrhajó három asztronautája földi kiképzés közben halálra égett néhány héttel az indulás előtt! Ezt követően az incidensek kivizsgálására szakosodott bizottság arra a következtetésre jutott, hogy az ilyen felszereléssel ellátott személyi járatokat a következő határozatlan időre rézmedencével borították.
Ezenkívül a Saturn-5 rakéta két pilóta nélküli dobása volt - az egyik 1967 novemberében Apollo-4 megjelöléssel, amikor a rakéta teljes erejével rendelkező hajó csak egy ellipszis pályára tudott felszállni, mindössze 18 ezer kilométeres apogéjával, a második pedig Apollo megjelöléssel. -6 , amikor a rakéta majdnem összeomlott a levegőben, a második szakasz motorjai repülés közben meghibásodtak, akkor a harmadik probléma adódott, a technikai filmfelvételek a rakéta egyes szerkezeti elemeinek részleges megsemmisülését mutatták ki, ennek eredményeként ahelyett, hogy a Hold repülését szimulálták volna egy nagyon elliptikus pálya mentén, akár 500 ezer kilométeres apogéjával, a Föld közelében repült, és nagy hibával landolt egy ellenőrizhetetlen ballisztikus pályán. És ennyit tettek 1968 decembere előtt a Saturn-5 holdrakéta repülési tesztjei között az első (!) Apollo-8 pilóta nélküli Hold-repülés előtt. LátszólagAz amerikaiak úgy döntöttek, hogy nem végeznek több próbarepülést, nem költenek rájuk pénzt és idegeket, hanem azonnal és azonnal elküldenek embereket a Holdra, mert embereink - a legfontosabb dolog, az emberek - nem hagynak cserben! És ha cserbenhagynak, akkor nem sajnálja őket …
Mennyit nyom a Skylab?
Az amerikai holdprogram legnagyobb tüskéjét joggal tekintik a legelső Stars and Stripes Skylab űrállomásnak, amelyet a Saturn-5 rakéta harmadik fokozatának újbóli felszerelésével hoztak létre. Hivatalosan ez a legnagyobb egyrészes űrállomás, amelyet hosszú távon indítottak. Ez a korszakalkotó esemény, amelyre 1973. május 14-én került sor, a Saturn-5 rakéták űrpályájának végét is jelentette, mert ez volt az utolsó, tizenharmadik (!) Ilyen típusú termék piacra dobása.
Általában, amikor a hasznos teher idő előtt elkészül egy adott hordozóra, annak súlyát és méretét a hordozó maximális képességei alapján választják ki. Például a Vostok hajó súlya alig volt kevesebb, mint öt tonna, mert a Vostok rakéta, más néven a 8K72K termék nem tudott többet megtenni. Pontosan ugyanezen okból a Szojuz űrhajó az utóbbi negyven évben valamivel kevesebb, mint hét tonna súlyú volt, a Salyut típusú állomások pedig - körülbelül 19 tonna. Szeretnék még többet, de a régi "Proton" már nem húzta. Ennek megfelelően, amikor az amerikaiak úgy döntöttek, hogy meglepik a világot és felépítenek egy grandiózus űrállomást, jogunk volt arra számítani, hogy a "Saturn-5" a teherbírás rekordjába kerül. Az Apollo űrhajó összes járatán, az A-4-től az A-17-ig, a hasznos teher súlya csak nőtt, az A-15-ös járatban rekordot döntöttek - 140 tonna rakomány alacsony földi pályán.
A Guinness-rekordok könyvében a következő hivatalos bejegyzés szerepel: "Az alacsony földi pályára indított legnehezebb tárgy az amerikai Saturn 5 rakéta 3. állomása volt az Apollo 15 űrhajóval, amely 140512 kg-ot nyomott, mielőtt belépett a köztes szelenocentrikus pályára." kiábrándítóan értesült arról, hogy az utolsó rekordrepülésben a hivatalos adatok szerint a hasznos teher csak 74,7 tonna volt. Másrészt az általam a "Pepelatsev" harmadik részében bemutatott számítások azt bizonyítják, hogy a "Saturn-5" akár száz tonna súlyú hasznos terhet is olyan referencia célpályára tehetett, mint például a "Skylab" (435 km magasság, 50 fokos dőlésszög)! Arról nem is beszélve, hogy egy nagyon alacsony pályára (az úgynevezett LEO) - legalább 120 tonnára. Ésszerű kérdés merül fel: hol van minden más?
Erőbemutatóra vártunk, és megmutattak nekünk egy hordozót, amely száz tonna helyett alig végzett hetven és fél … A részletes leírás a következő: „Skylab 1 Nation: USA. Program: Skylab. Hasznos teher: Skylab Orbital Workshop. Tömeg: 74,783 kg. Osztály: Mann. Típus: Űrállomás. Űrhajó: Skylab, Apollo ATM. Ügynökség: NASA MSF. Perigee: 427 km. Apogee: 439 km. Dőlésszög: 50,0 fok. Időszak: 93,2 perc. COSPAR: 1973-027A. USAF Sat Cat: 6633. Bomlási dátum: 1979. július 11. Fotó a bal oldalon: Skylab egyik szárnyával. A bal szárny elveszett …
Az amerikai jelentéseket elemezve azonban elképesztő dolgot fedeztem fel: a teherbírás és a munka hiánya az erő háromnegyed részében, valaha alacsony földi pályára emelt rekordterheléssel kombinálva - 1973 ezen a májusi napján (így jelenik meg) a Saturn-5 rakéta, köldökét tépve 147 tonnát húzott az űrbe púpján! Igaz, ez az abszolút világrekord (valamilyen oknál fogva) nincs sehol, és senki sem ismeri el. A legérdekesebb rész azonban elkezdődött. És pontosan mit tartalmaz ez a 147 m?
Először is, a rakéta második szakasza pályára lépett (száraz tömeg kb. 42 tonna) és további 13 tonna üzemanyag-maradék, ami háromszor nagyobb, mint az ebben a szakaszban szokásos maradványok (általában legfeljebb 4..5 tonna). Másodszor, maga a Skylab súlya körülbelül 75 tonna. Ezenkívül a NASA őszinte szemetet hurcolt a pályára: majdnem 12 tonna súlyú vásárt indítottak pályára !!! Ez a tény rendkívül egészségtelen. A szakértők megértenek engem: miért kell 450 km magasra húzni a burkolatot? Jellemzően ez a szerkezeti elem 90-130 km magasan esik le, mielőtt az MSZ pályára lépne. Csak nincs értelme tovább. Például hét Salyutot, egy Mir-t, több modult, például Kvant, Spektr, Kristall és mások, valamint az ISS több szegmensét a Proton rakéta indította pályára. Ugyanakkor a szovjet rakéta mindig jóval az orbitális pályára lépés előtt eldobja ugyanazt a hajót. És az összes többi létező fuvarozó az indítási szakaszban eldobja a fedélzetet - ez energetikailag kedvezőbb.
Több ezer űrrepülőgép esetében csak néhány esetben lehet felidézni ennek az íratlan szabálynak a megsértését. Ezenkívül az első tonna, 5 tonnás adapter még nem vált szét. És őt is magukkal vitték a pályára. Nyilván ezt tervezték, különben az egyenleg nem áll össze. Valójában a 75 tonnás állomáson kívül a legnagyobb adag, 25 tonna súlyú szemetet és fémhulladékot, az utolsó szakasz súlyát nem számítva, az űrbe juttatták! Természetesen másként is felteheti a kérdést: nem a maximális súlyt kergették, 75 tonna elég volt nekik. Ez jó érv, csak egy apró hátránya van: a Skylab állomás "befejezetlenül" jelent meg, még saját motorja sincs! Bár az erőforrások lehetővé tették bármelyik kész hajtóegység könnyű csatlakoztatását, például azokat, amelyeket az Apollo LM leszálló modulokból tároltak.
Kiderült, hogy miután lehetőségük nyílt egy 100 tonnás, teljesen működőképes állomás beindítására, az amerikaiak úgy döntöttek, hogy önként a kapacitás 75% -ára korlátozzák magukat, a többit pedig felülről "szeméttel" lomtalanították ", mint korábban a szovjet iskolások tették, hulladékpapír átadásával … Ennek eredményeként a Skylab 1973 után a legkisebb lehetőség nélkül repült. pályakorrekció, és 1979-ben teljesen ellenőrizhetetlenül esett Ausztrália vadonban. Ennek a mindössze hat hónapja aktívan működő "csodának" megmentésére senki nem kezdte, vagy nem is akarta … Ha elkezdjük szedni a fennmaradó 75 "legális" tonna "Skylab" -t, akkor itt minden rendkívül homályos és titokzatos (77 tonnának kellett volna lennie, de a napelemet repülés közben "ledobták", így 74,7 tonna hivatalos súly maradt).
Az állomás a következő elemekből áll:
A Skylab állomás szerkezeti elemeinek súlyeloszlása
(L. Bellew E. Stullinger "Skylab Orbital Station" című könyve szerint angol nyelvről lefordítva M. Mechanical Engineering, 1977)
| Elem | Hosszúság, m | Átmérő, m | térfogat, m3 | Súly *, t |
| Kikötő szerkezet | 5.2 | 3.0 | harminc | 6,3 |
| Astrokomplekt ATM | 4.5 | 3.4 | 5.0 | öt |
| Légzsilip | 5.2 | 3.2 | 17. | 22.2 |
| Berendezés rekesz | 0.9 | 6.6 | 2.0 | öt |
| Orbitális blokk | 14.6 | 6.6 | 275 | 35.4 |
Tehát, ez a szemét összesen 71 tonnát húz. A hivatalos adatok szerint pedig körülbelül 77 tonnának kell lennie. Már ellentmondás. Van egy eltérés az eltérésről: a NASA adatai szerint az ATM asztrocomplett tömegét kétszer annyian jelzik, mint Bellew és Stuhlinger könyvében, 5,05 tonna helyett ~ 11,8 tonna. (Vagy a kékből ~ 6,7 tonnát írtak jóvá) Vagy vegyen egy 22 tonnás csodás légzsilipet - ez több, mint a szovjet Szaljut állomás! Nézze - a kamraterület átlagos sűrűsége 22 / 17≈1,3 t / m3, de belül nincs se üzemanyag, se semmi nehéz. Úgy tűnik, hogy a rekesz nem is vízzel, hanem homokkal van megtöltve … De a szovjet Szaljut állomás háromszor hosszabb volt - 15 m; és szélesebb átmérőjű - 4,15m. Miből készítették ezt a fényképezőgépet - ólomból! De az űrhajók átlagos rekeszsűrűsége 0,25..0,35 t / m3 tartományban van. Még a leszálló járművek átlagos sűrűsége is kevesebb, mint 1 t / m3 (különben a vízbe süllyedtek volna), bár a leszálló jármű a legsűrűbb, legnehezebb és tartósabb elem az űrhajók között.
Így a Skylab állomás 17m3 térfogatú légzsilipjének négyszer kisebb súlyúnak kell lennie, mint ~ 5..6 tonna. (Ez azt jelenti, hogy hozzáadták ~ 16t.) Külön beszélhetünk a ~ 12t súlyú "páncélozott" fejdíszítésről. És ez annak ellenére, hogy nem is az egész állomást, hanem csak a korona egy részét védi! Például a Delta-2 rakéta standard átmérője (átmérő = 2,9 m; magasság = 8,48 m) csak 839 kg. De az Atlas-2 rakéta (átmérő = 4,2 m; magasság = 12,2 m) burkolata körülbelül 2 tonnát nyom. Az 5,1 m átmérőjű és 26,6 m magasságú (öt átmérőjű hosszúságú) Titan-4 rakéta legnehezebb amerikai hajózása mindössze ~ 6,1 tonnát nyom. Tehát a Skylab állomás részei és a hasznos teher összeadásának összege már körülbelül 30 tonna. Itt olyan dolgokat adunk hozzá, amelyek csak a virtuális valóságban léteznek,amelyek létét lehetetlen ellenőrizni - ezek 8 tonna üzemanyag és az első szakasz (~ 5 tonna) félmítikus adapterének szupertervezett maradványai, amelyet állítólag az űrbe húztak. Ez csak 30 + 8 + 5 = 43t. Marad nettó 100-43 ≈ 57t.
Összefoglaló: A Saturn-5 hasznos teherbírása a Skylab típusú célpályán nem haladta meg a ~ 60t-ot. Ez rendkívül fontos következtetés számunkra, mert ahhoz, hogy az emberre menő repüléseket a Holdra egyszeri indítású rendszer segítségével hajthassuk végre, szükség van egy olyan rakétára, amely legalább 45-50 tonna rakományt tudna elküldeni a Holdra, ami egyenértékű legalább ~ 130 tonna hasznos teherbírással egy alacsony Földi pályán. … Ennek megfelelően, ha nincs 130 tonnás hordozója, de fele annyi erő van, akkor legjobb esetben huszonöt tonna reklámot küldhet a Holdra, ami elég egy repülési küldetéshez, de nem elegendő a természetes műholdunkra való leszálláshoz.
Mivel a "Skylab" eseménye széles körben ismert, ez a tövis az amerikai szemben sokáig fennáll, és megissza polgári vérüket, és ami szégyen - mindent már rögzítettek a múltban, semmit sem lehet megváltoztatni …
Kerozin vagy hidrogén?
Ezt a furcsa érvet az interneten széles körben elfogadták szerény szolgádnak köszönhetően, aki szórakozásból úgy döntött, hogy ellenkező problémát vet fel: nos, hagyja, hogy a Skylab súlya 60 tonna, vagy akár mind a 75 tonna legyen. Milyen jellemzői vannak a rakétának a második fokozat sajátos impulzusa szempontjából, így a hasznos teher megegyezik az állomás súlyával, így nincs szükség felesleges előtétre? Rögtön szeretném megjegyezni, hogy a színpadi tömegek rögzítésével és csak a második szakasz specifikus impulzusának változtatásával helytelenül cselekszem, mert ennek a problémának lehet más megoldása - anélkül, hogy megváltoztatnám a motorok sajátos impulzusait, egyszerűen csökkenteni kell maguknak a fokozatoknak az abszolút tömegét. Ennek ellenére az első szakasz tömegének és fajlagos impulzusának rögzítése Isp ~ 304 sec. (ez már túl alacsony, és aligha lehet sokkal alacsonyabb), érdekes következtetésre jutottam,hogy hetvenöt tonnás terhelés beindításához a második fokozatú motoroknak specifikus impulzussal kell rendelkezniük, Isp ~ 380 sec, azaz sokkal alacsonyabb, mint a "hidrogén" rakétamotorok tartománya (egyszerűen nincs Isp 400 másodperc alatt).
És a láng nyilvánvalóan nem hidrogén …
Figyelembe véve továbbá a „Skylab” legfeljebb hatvan tonnás „könnyű” változatát, kiderül, hogy a „Saturn” rögzített kanonikus első szakaszával a második „kerozinná” tehető, mert a motorok szükséges specifikus impulzusa az Isp ~ 330 sec nagyságrendű értékekre csökken. … könnyen megvalósítható oxigén-kerozin rakétamotorokkal, jó nagy magasságú fúvókákkal. Sőt, egy vicces fotót fedeztek fel a J-2 jelölésű második szakaszú Saturn-5 motor próbapadjairól, amelynek tiszta kék fáklyája helyett piros-sárga szénhidrogén izzó van.
Ezenkívül számos bizonyíték támasztja alá azt a tényt, hogy az amerikaiaknak nem sikerült csaknem száz tonnás tolóerővel megvalósítaniuk és teljesíteniük a "hidrogént": 1965-1967 folyamán többször is előfordultak balesetek (repülés közben és az állomáson is) a hidrogén szakaszai J-2 motorokkal, amelyek robbanásokkal és a szerkezet teljes megsemmisülésével végződtek. Ehelyett (vagy együtt) a megbízhatatlan J-2 motorok kicserélésével valami másra (rosszabb jellemzőkkel), egy másik érv marad: egy ilyen nagy tömegű (kb. 3000 tonna) rakéta- és űrrendszer csak öt motorral történő megvalósítása érdekében az első szakaszban, ennek az ötös tapadásnak különösen kiemelkedőnek kell lennie!
Az F-1 motor: valóság és fikció
Sok kutató először is nem csak a "hidrogéngáz" finomhangolásának problémáira hívja fel a figyelmet a felső szakaszokban, hanem arra, hogy ezen a technikai szinten és ezen áramköri megoldásokon lehetetlen egykamrás rakétamotort petróleumon és oxigénen 700 tonnát meghaladó tolóerővel megvalósítani. Ennek számos oka van, és a legfontosabb az ún. az óriási kamrában megjelenő, elégetlen üzemanyag-keverék (nagyjából) csomók által okozott nagy frekvenciájú égési instabilitások, amelyek nem egyenletesen, hanem mint a mikro-robbanások égnek ki. Amíg a motortér kicsi, addig ez elviselhető. Hatalmas lineáris méretek mellett a robbanás a motorban történik, amely rezonanciába lép, ami tönkreteszi a motorházat. Sok éven át nagyon problematikusnak tekintették egyetlen rakétahajtómű létrehozását száz tonnánál nagyobb tolóerővel.
Szovjet tervezők, akiket V. P. Glushko és mások egyértelmű következtetésre jutottak: nagy rakétamotorokat csak zárt körben lehet gyártani, amikor az egyik (vagy mindkét) alkatrész nem folyékony formában (folyadék-folyadék séma), hanem forró gázként (folyadék-gáz séma) kerül a kamrába. drasztikusan lerövidíti az üzemanyag-részek gyulladási idejét, és ésszerű határokig jelentősen lokalizálja az égés frekvenciájával kapcsolatos instabilitás problémáját. Ennek ellenére az amerikaiak ragaszkodnak ahhoz, hogy olyan dolgot sikerült elérniük, ami nem lehet a természetben, azaz. egykamrás rakétamotor, amely kerozinnal és oxigénnel működik nyitott áramkörben, mindkét komponens folyadékfázisú ellátásával és 700 tonnát meghaladó tolóerővel.
F-1 motor az állványon
Ennek a csodamotornak a tesztjei rendelkezésre álló fotói szintén sok kérdést vetnek fel, mert az ott lévő fúvókából vastag, átlátszatlan füst ömlik, amelynek fátyla mögött csak néhány méter múlva tör át a láng! Még a teszthely dolgozóit is, akik sok mindent láttak, meglepte ennek a "kokszkemence-elemnek" a munkája. Fénykép. F-1 motor a padon Ezt a "fekete lángot" látva a tesztelők első reakciója az volt, hogy mindent azonnal kikapcsolnak, amíg fel nem robbant. De német akcentussal rendelkező kollégák elmagyarázták, hogy minden rendben van, hogy "annyira szükséges" …
Itt egy kitérésre van szükség. Ellentétben a legtöbb szovjet rakétamotorral, amelyek két összekapcsolt szilárd burkolatból (külső és belső) készültek, amelyek között az egyik alkatrész (általában üzemanyag, ritkábban oxidálószer) folyadékhűtése bordás csatornákon keresztül folyt, az akkori amerikai rakétamotorok nagy része hatalmas a vékony csövek száma, amelyeket forrasztással és teljesítményszalagokkal rögzítettek egymáshoz, kialakítva a kamra és a folyékony üzemanyagú rakétamotor fúvókájának szokásos alakját. A csövek általában a motor tengelye mentén haladtak, és ha kettős csőkészletet használ, akkor némi kerozin áramlott felülről lefelé - a fejtől a fúvóka széléig, a másik oldalon (párhuzamosan), fordítva - alulról felfelé, fűtött üzemanyaggal ellátva a fúvóka fejét.
Most nem tárgyalom az egyes rendszerek előnyeit és hátrányait, csak annyit mondok, hogy a "lapos" házaink ravasz bronzötvözetből, az amerikai csövek pedig nikkelből vagy acélból készültek. A különbség az, hogy a szovjet króm bronznak (amelyet az elfogott németek nem találtak ki tipp nélkül) hővezető tulajdonságai jobbak voltak, mint az acél és a nikkel. Szóval, a Hold hamisításának kutatója, S. Pokrovsky a "Miért nem történtek meg a holdrepülések" című cikkben rámutat az ötvözet szerkezeti hibáira, amelyből az F-1 motornak éppen ezek a csövei készültek - ez az Inconel X-750 nikkelötvözet. Anélkül, hogy részletesen leírnám Pokrovsky érveit, rámutatok, hogy véleménye szerint abban az időben a hőálló nikkelötvözeteket még mindig rosszul vizsgálták, és mint kiderült:ez a legkísérletesebb Inconel X-750 ötvözet a valóságban nem tudta biztosítani a szükséges szilárdsági tulajdonságokat a motor deklarált üzemi paramétereivel.
Pokrovsky szerint az amerikaiak csendben felhagytak a ritka nikkelötvözetsel, megbízhatóbb hőálló acélra váltottak. Ezenkívül Pokrovsky hipotézise szerint a motor vékony acélcsöveken történő biztonságos működésének biztosítása érdekében az amerikaiak kénytelenek voltak jelentősen (15% -kal) csökkenteni az égéstér hőmérsékletét, és ennek következtében elveszíteni a motor tolóerejének mintegy 22% -át. El kell ismernem, hogy nem értek egyet teljesen ennek a változatnak a számszerű becslésével, különösképpen a vízgőz sugárzó hőcseréjének hozzájárulásának becslésével az F-1 motor kamrájában, de szeretném megjegyezni, hogy ezekben a hipotézisekben kétségtelenül van egy közös szemcse. Csak én sokkal könnyebben és kissé igazolnám a másik végéből.
Hagyva egy ideig az égési instabilitás kérdéseit és az üzemanyagcsomók felrobbantásának problémáját egy nagy égéstérben, kvalitatív példák segítségével szeretnék beszélni a folyékony hajtóanyagú motor égésterének és fúvókaelemeinek hővezető tulajdonságairól. Nem hiába említettem, hogy az olyan klasszikus folyékony hajtóanyagú rakétamotorok, mint az RD-107 és az RD-108 szovjet kamrái speciális króm-bronzból készültek (és minden rézötvözet kiváló hővezető képességű), így még egy nagyon vastag fal is megbízhatóan továbbította a hőt az áramló kerozinba. A nikkel és az acél hővezető képessége jóval alacsonyabb, ezért minden egyéb tényező egyenlő, ezért egységnyi felületre számítva alacsonyabb hőáramra tervezték őket. Az égéstér fala elképzelhetetlen hőterhelések mellett működik: egyrészt a 3500K hőmérsékletű forró gáz, másrészt a kerozin tízszer alacsonyabb hőmérséklettel áramlik. Ha a hőt konvektív (kontakt) átvitel formájában és sugárzó áramlás formájában, amely a kamra falának minden négyzetcentiméterére esik, nem távolítják el és nem "viszik át" az áramló hűtőfolyadékba (kerozin), akkor a fal hőmérséklete emelkedni kezd (a gáz hőmérsékletéig). és a fém könnyen megolvad.
Viszont a hőáram nagyságát mind a gáz hőmérséklete, mind annak nyomása (gáz sűrűsége) határozza meg. Nyilvánvaló, hogy az égési hőmérsékletet a folyamat kémiája határozza meg, és valójában a legtöbb kerozin folyékony hajtóműves motor esetében ez legfeljebb 5-7% -kal tér el. A nyomás egy másik kérdés - a gáz lehet forró, de a sűrűsége alacsony lesz, és a hőárama kicsi. Az összes első szovjet kerozin rakétamotorban, a fali zónába történő folyadékbefecskendezéssel történő komoly függönyhűtés nélkül (a motorfej zónáját leszámítva) a kamrában a nyomás 52 és 60 atmoszféra között változott. Az összes első amerikai kerozin rakétamotor, amelyet különböző cégek készítettek (!), Mint például az Aerojet vállalat LR87-3-ja, a Titan-1 rakéta 73 tonnás tolóerejével, mindössze 40 atm üzemi nyomással, LR79-7 ikertestvére pedig 75 tonna,amelyet a "Rocketdyne" keserű versenytársai készítettek a "Delta" típusú rakétákhoz, 41 atm üzemi nyomással rendelkezett!
Ugyanazon Rocketdyne LR89 motorjainak egy másik jól ismert sorozata az Atlas típusú rakétacsaládnak megelégedett azzal, hogy a kamrában csak 42 atmoszféra volt, amely a 90-es évek elejére már csak 48 atmoszféra szintre emelkedett. Az olvasó természetesen kétségbe vonhatja a kapcsolatot az amerikai folyékony hajtóanyagú rakétamotorok kamráinak csőszerű kialakítása és működési paraméterei között. De itt van a paradoxon - ugyanazt az LR87-5-öt a kamra és a fúvóka megváltoztatása nélkül, miután a komponenseket kerozinból és oxigénből aeroszin-50-re és nitrogén-tetroxidra cserélték, sikeresen működtették 54 atm nyomáson, és az LR87-11 modellben a nyomást 59 atm-re hozták! Ugyanazok a csövek, ugyanaz a kamera, de mi a különbség? A különbség egyszerű: egyrészt az aeroszin-50 (heptil és hidrazin keveréke) nitrogén-tetroxidban pár száz fokkal alacsonyabb hőmérsékleten ég,másodszor, a hidrazin és származékai jobb hűtési tulajdonságokkal rendelkeznek, mint a kerozin.
Az igazat megvallva, az asztronautikában használt összes üzemanyag-komponens közül a petróleum az utolsó helyen van hűtőfolyadékként. Ha valakit érdekelnek a szovjet folyékony hajtóanyagú rakétamotorok, amelyek nyomása mélyen meghaladja a 100 atm-ot a kamrában, akkor egy egyszerű dolgot fogok elmagyarázni: ott az áramlásos hűtés mellett még két-három függönyhűtő szalag van a fűtőréteg közvetlen befecskendezésével. Csak annyit lehet, hogy az üzemanyag-befecskendező szalagokat lap burkolatba lehet szervezni, cső alakú kamrában azonban nem! Maga a csőszerkezet akadályként szolgál. Miután befejezte ezt az egész hosszú kirándulást, az olvasó elgondolkodott egy banális tényen: a "csöves" F-1 motorban állítólag 70 atmoszférás nyomás valósult meg! A baj az, hogy az összes 40–48 atm feletti nikkel- és acélanyagból készült csőkamrát egyszerűen nem tudták megvalósítani. Ellenkező esetben az amerikaiak már régen erőltették volna az összes kerozin rakétamotorjukat,amely a technológiai szint szerint a 40-50 évvel ezelőtti szinten maradt. Ennek ellenére megpróbálok valahogy külön külön cikket szentelni ennek a szempontnak.
Előre látok (előre) egy ilyen érvet: a motor méretének lineáris növekedésével felülete négyzetben, térfogata pedig kockában növekszik. Tegyük fel, hogy a lineáris méret megkétszereződik, a motor felülete megnégyszereződik, és a térfogat nyolcszorosára nő. És nagyszerű! Mi következik ebből? Az a tény, hogy a sugárzó hőáramot a gáz kibocsátó felülete határozza meg, és nem a térfogata (a fényességet elvileg egységnyi terület által kibocsátott teljesítményként definiáljuk), konvektív hőárammal is - ezt a kamra felülete határozza meg, és nem a térfogata. Hazánkban csak a petróleum sajátos aránya növekszik, amely felhasználható a kamra falának egységének hűtésére. De a baj az, hogy még akkor is, ha kétszer annyi petróleumot pumpálunk, maga a fal hűtőkapacitása ettől nem növekszik, és nem képes több hőt adni. Sőt, a kerozin folyékony hajtóműves motorok regeneratív hűtése elvileg nem képes a testből származó összes hőáram eltávolítására a már említett függönyhűtés felhasználása nélkül, a falrétegbe történő közvetlen befecskendezéssel, amely (a kamra csőszerű jellege miatt) csak a fej közelében szervezhető meg.
Ha nem ez lenne a helyzet, akkor most a szovjet (orosz) RD-180-asokat, amelyek egy kamrában 250 atm nyomással rendelkeznek, króm-bronz kabátkával és többszintű függönyhűtéssel, nem az amerikai atlaszon, hanem éppen ellenkezőleg - a szojuzunkon A "protonok" engedélyezettek lennének tubulus-nikkel szörnyek, mint például az F-1 és mások. Ezért a fentiek alapján az F-1 rakétamotor tolóerejét arányosan "el kell különíteni" a 40..48 atm üzemi nyomásszinttől vagy a névleges 30..40% -ától, azaz. a föld közelében lévő 380..460 tonna szintre, ami élesen, több mint másfélszeresére csökkenti a Saturn-5 rakéta becsült össztömegét! Ebben az irányban haladva, és összehasonlítva ezt a hipotézist a "Saturn-5" járat híradóinak tanulmányozásával, S. Pokrovsky arra a következtetésre jutott,hogy a szuperszonikus lökéshullámok jellege az első szakasz műveletének szakaszában jelentős alacsonyabb sebességre utal, ami megerősíti a motorok elégtelen tolóerejét és a jelentősen csökkent üzemanyag-ellátást. És bár vita lehetséges a Saturn-5 rakéta valós repülési sebességének becslésével kapcsolatban, egy bizonyos: az első szakasza jelentősen (talán kétszer) könnyebb volt, mint a kanonikus változat, különben ez a kialakítás soha nem lett volna képes elszakadni az indítópályától.
1. rész - 3. rész