Del 1 - Del 3
I den föregående delen av Guiden lovade jag att lämna till den efterrätt den mest utsökta delen av att avslöja "månbedrägeriet" - påståendena till Saturn-Apollo-raket-rymdsystemet. Argumenten här, verkar det för mig, är väldigt enkla och uppenbara: ja, fotografier och filmmaterial kunde väl ha tagits på jorden (vilket nästan är erkänt), men detta kan mycket väl förklaras av en laboratoriefel i filmutvecklingen, dålig kvalitet på själva bilderna etc. Jag vill göra en viktig avvikelse. I den så kallade dokumentären och reportrarna är det ofta vanligt att använda "iscensatta bilder" och "rekonstruktion". Låt oss inte vara hårda mot kreativa arbetare, för i verkliga livet, där aktuella händelser äger rum, finns det ofta inget bra studioljus, filmkameror misslyckas, dyra linser går sönder, spotlights brinner ut … Dessutom,du kan helt enkelt inte ha tid att fånga det historiska skottet från århundradet!
Numera har det blivit allmänt känt att filmbesättningen den 7 november 1941 inte hade tid att filma kamrat Stalins tal på Röda torget, och nästan genom politbyråns beslut var han tvungen att hålla talet en andra gång. Ersättningen avslöjades lätt, för Stalin utfördes i en hård frost under en snöstorm, medan han på filmen, när hans mun öppnades, inte ens hade ånga! Å andra sidan sändes hans tal live på radion och Stalin själv sågs av tusentals deltagare i paraden 1941.
Mockups av två missiler: H1 (vänster) och Saturn-5 (höger)
Nyligen medgav britterna att många tal och tal från premiärminister Winston Churchill under krigsåren skildrades för fotokroniker av hans dubbel, och även på radio (!) Texten på Churchills vägnar reciterades av en konstnär med en liknande röst. Detta förnekar dock inte Churchill som sådan.
Låt mig ge dig en mycket hård och farlig jämförelse. När Yuri Gagarin lanserades fanns det ingen reportage, och ännu mer protokoll, filmning genomfördes inte. Endast teknisk fixering och endast för speciell lagring. Med tanke på händelsens politiska betydelse, behovet av att kopiera propagandamaterial av hög kvalitet, beslutades det om några dagar att göra en "rekonstruktion" av avsked före lanseringen med den verkliga Gagarin och en riktig missil av samma klass. Som vanligt i sådana fall filmade de från många kameror, arrangerade en högtidlig rapport vid en raket fylld (!), Kramade, kysste, släppte en tår …
Ur biolagstiftningens synvinkel är allt detta korrekt och kompetent. Kaster detta en skugga på Yuri Gagarin? Inte alls, eftersom radioamatörer över hela världen fick sina signaler, var själva fartyget tydligt synligt vid många observationsställen, och viktigast av allt, sådana "bollar" med antenner av typen "Vostok" lanserades i mörkret både före den 12 april 1961 och efter, bara de kallades annorlunda, och i stället för en astronaut fanns en kraftfull kamera med ett bra utbud av film ombord. Sådana spaningsflygplan lanserades minst en gång i veckan, så verkligheten i Yuri Gagarins flygning ger inga frågor.
Kampanjvideo:
När det gäller Saturn raket och rymdsystem, blev alla missiler i denna familj hastigt bortskaffade i mitten av 70-talet, dokumentationen och arbetsenheterna förstördes, bara ett fåtal museumsmodeller återstod, som mycket väl kunde ha varit ursprungligen dimensionella och viktdockor för olika statiska tester, vars närvaro inte bevisar någonting. Till exempel i Sovjetunionen producerades mer än tio produkter i full storlek 11A52 eller "H1" - detta var namnet på den sovjetiska månraketen i det bemannade flygprogrammet till vår naturliga satellit. Samtidigt lanserades faktiskt bara fyra produkter numrerade 3L, 5L, 6L och 7L från Baikonur-testplatsen, en - 4L sattes åt sidan i "reserv" -lagret, resten användes för olika tester, utbildning av lanseringsteamet etc.9L och ytterligare två omonterade uppsättningar skrotades helt enkelt efter att programmet stängdes …
Samtidigt förstår vi alla att även om N1-raketen ställdes ut på VDNKh skulle detta inte bevisa någonting, för dess sorgliga historia är välkänd.
RD-270-motor
Energomash Museum har den största sovjetiska raketmotorn (LRE) av typen RD-270 med en kammare, med en dragkraft på cirka 640 ton i marken. Men detta är bara en teknisk mock-up - en halvfärdig produkt för ett av otaliga tester. I själva verket fördes denna motor (tyvärr) aldrig till flygtesterna. "Alive" och "frisk" är fortfarande prototyper av månfartyget LOK (11F93) och landningscockpiten LK (11F94), på internet kan vem som helst enkelt hitta sina foton.
LC har blivit ett läromedel
LK har blivit ett lärohjälpmedel Amerikaner är stolta över att visa sitt museum Saturn-5-raketer, enligt uppgift att leverera astronauter till deras destination, och dessutom superkraftig LRE av F-1-typen med en tryck på cirka 680 ton på marken, utan att höja en raket mot himlen väger cirka tre tusen ton (!) är helt enkelt inte realistiskt.
Nåväl, vi kan i gengäld visa våra museumsmotorer, modeller av månfartyg och hytter, och vad - vi flög också till månen?! Även om det naturligtvis också är ett alternativ. Därför, när jag återvänder till ämnet i vår berättelse (och alla de tidigare var bara en nödvändig avvikelse), vill jag säga direkt och rakt på sak: du kan inte skrämma oss med museumsutställningar! Dessa är alla falska rekvisita och inget mer. Vår huvudsakliga uppgift är att analysera alla tillgängliga statistiska, film- och fotografiska material från riktiga uppskjutningar av Saturn-missiler för att svara på en extremt viktig fråga: huruvida Saturn-5-raketen och Apollo-rymdfarkosten uppfyller minsta möjliga tekniska egenskaper för leverans av två eller tre människan till månen och deras säkra återkomst till sitt hemland?
LRE F-1. Också en stor bit järn!
Alla efterföljande argument kommer att relatera till två kategorier av forskningsmetoder: analys av numeriska statistiska data och studier av beteendet hos en raket och ett fartyg direkt under flygningen.
Falsk "legend"
En av de mest dumma myterna och missuppfattningarna om Saturn-Apollo-programmet är att dess oklanderliga (ur den officiella pressens synvinkel) genomförandet bygger på en djupgående undersökning och grundlig testning av alla komponenter i månprogrammet. Ack, detta är inte helt sant, eller snarare, inte alls. En noggrann studie av den förberedande perioden från 1964 till 1969 innan bemannade månuppdrag startar är full av mycket saftiga detaljer.
Den första testflygningen av rymdfarkosten Apollo på hjälpraketen Saturn-1B ägde rum den 26 februari 1966. Efter att ha stigit till en höjd av 488 km floppade detta objekt längs en ballistisk bana in i Atlanten. Syftet med detta uppdrag, enligt NASA, var att testa en prototyp Apollo-rymdfarkost och kontrollera dess nedstigningsfordon för kontrollerad inträde i atmosfären. Men under nedstigningen tappade fartyget rullkontrollen, gick in i okontrollerat snurrläge och föll i havet med orimliga överbelastningar. Syftet med den andra flygningen den 5 juli 1966. var studien av "beteendet hos flytande väte i tyngdkraften noll." Så här beskriver årsboken för Great Soviet Encyclopedia (TSB) för 1967 flygets resultat:”Den sista etappen (S-IVB-raketen) av det experimentella Saturn IB SA-203-skjutfordonet lanserades i omloppsbana med ofullständigt förbrukat bränsle. Huvuduppgifterna för lanseringen är att studera flytande vätgas beteende i ett tillstånd av noll tyngdkraft och att testa systemet som säkerställer att huvudstegsmotorn återaktiverar. Efter att ha genomfört de planerade experimenten i systemet för att avlägsna väteånga från tanken stängdes ventilerna och som ett resultat av tryckökningen exploderade steget på den sjunde slingan. Den tredje flygningen i år den 25 augusti 1966 var återigen suborbital, men räckvidden var imponerande - objektet fångades redan i Stilla havet. Den tredje flygningen i år den 25 augusti 1966 var återigen suborbital, men räckvidden var imponerande - objektet fångades redan i Stilla havet. Den tredje flygningen i år den 25 augusti 1966 var återigen suborbital, men räckvidden var imponerande - objektet fångades redan i Stilla havet.
En av källorna säger torrt att separationen gick bra trots de "mindre" problemen med ventiler i motorns kylsystem. Och även med mycket obetydliga fluktuationer i övre scenen, som knappast fördes tillbaka under kontroll (!?) Det är därför som det uppenbarligen hamnade i Stilla havet istället för omloppsbana. Nedgången av kapseln i atmosfären var "brantare än väntat" (!?). Sökandet efter den fallna kapseln genomfördes i cirka nio timmar! Här kan vi bara lägga till för att göra intrycken fullständiga - under bänkprov av den andra etappen av Saturn-5-raketen under ett 350 sekunders driftsintervall den 25 maj 1966 flammade en flamma upp på två ställen och testet måste avbrytas. Tre dagar senare, när samma etapp togs bort från monteren, exploderade dess vätgasbehållare plötsligt och fem arbetare skadades. Boden skadades allvarligt. Sedan,Den 20 januari 1967 exploderade scenen S-IVB-503 under marktesterna, som förbereddes som det tredje steget för raketen Saturn-5, serienummer 503 för den legendariska flygningen Apollo-8. Tja, för att avsluta det, vad alla vet: den 27 januari 1967 brann tre astronauter i rymdfarkosten Apollo 1 under markträning bara några veckor före lanseringen! Därefter kom kommissionen för att utreda händelserna till slutsatsen: bemannade flygningar på denna typ av utrustning täcktes med ett kopparbassäng för nästa obestämda tid. Den 27 januari 1967 brann tre astronauter i rymdfarkosten Apollo 1 under markträning bara några veckor före lanseringen! Därefter kom kommissionen för att utreda händelserna till slutsatsen: bemannade flygningar på denna typ av utrustning täcktes med ett kopparbassäng för nästa obestämda tid. Den 27 januari 1967 brände tre astronauter i rymdfarkosten Apollo 1 ihjäl under markträning bara några veckor före lanseringen! Därefter kom kommissionen för att undersöka händelserna till slutsatsen: bemannade flygningar på denna typ av utrustning täcktes med ett kopparbassäng för nästa obestämda tid.
Vidare fanns två obemannade lanseringar av Saturn-5-raketen - en i november 1967 under Apollo-4-beteckningen, när fartyget med all raketens kraft bara kunde skjuta in i en elliptisk bana med en apogee på endast 18 tusen kilometer, och den andra under Apollo-beteckningen. -6 , när raketen nästan kollapsade i luften, misslyckades motorerna i andra etappen under flygning, då uppstod ett problem med den tredje tekniska filmningen visade delvis förstörelse av några strukturella element i raketen, som ett resultat, istället för att simulera en flyby av månen längs en mycket elliptisk bana med en apogee på upp till 500 tusen kilometer, flög nära jorden och landade med ett stort fel på en okontrollerbar ballistisk bana. Och detta är allt som gjordes före december 1968 när det gäller flygprov av Saturn-5-månraketen före den första (!) Apollo-8-bemannade flygningen till månen. Tydligenamerikanerna bestämde sig för att inte göra fler testflyg, inte spendera pengar och nerver på dem, utan att skicka människor omedelbart och omedelbart till månen, för vårt folk - det viktigaste, människor - kommer inte att svika dig! Och om de sviker dig, tycker du inte synd om dem …
Hur mycket väger Skylab?
Den största ögonen på det amerikanska månprogrammet betraktas med rätta som den allra första rymdstationen Stars and Stripes Skylab, skapad genom att utrusta den tredje etappen av Saturn-5-raketen. Enligt officiella siffror är detta den största enstaka rymdstationen som någonsin lanserats för långvarig drift. Denna epokframställning, som ägde rum den 14 maj 1973, markerade också slutet på Saturn-5-raketernas rymdkarriär, för detta var den sista, trettonde (!) Lanseringen av produkter av denna typ.
Vanligtvis när nyttolasten förbereds i förväg för en specifik bärare väljs dess vikt- och storleksparametrar baserat på bärarens maximala kapacitet. Till exempel vägde Vostok-skeppet lite mindre än fem ton eftersom Vostok-raketen, som också är en 8K72K-produkt, inte kunde göra mer. Exakt av samma anledning har rymdskeppet Soyuz vägt lite mindre än sju ton under de senaste fyrtio åren och Salyut-stationerna - cirka 19 ton. Jag skulle vilja ha mer, men den gamla "Proton" drog inte längre. Följaktligen, när amerikanerna bestämde sig för att överraska världen och bygga en grandios rymdstation, hade vi rätt att förvänta oss att "Saturn-5" skulle gå till rekordet av bärkapacitet. I alla flygningar i rymdfarkosten Apollo, från A-4 till A-17, ökade nyttolastens vikt bara, och i A-15-flygningen sattes ett rekord - 140 ton last i låg jordbana.
I Guinness rekordbok finns följande officiella post: "Det tyngsta föremålet som lanserades i en omloppsbana nära jorden var den tredje etappen av den amerikanska raketen Saturn 5 med rymdfarkosten Apollo 15, som vägde 140 512 kg innan den gick in i den mellanliggande selenocentriska banan." en besvikelse att höra att den senaste rekordflygningen enligt officiella siffror var att nyttolasten bara var 74,7 ton. Å andra sidan visar de beräkningar som jag visade i den tredje delen av "Pepelatsev" att "Saturn-5" mycket väl kunde ha lagt en nyttolast som väger upp till hundra ton i en referensmålbana av typen "Skylab" (höjd 435 km, lutning 50 grader)! För att inte tala om det till en mycket låg bana (den så kallade LEO) - inte mindre än 120 ton. En rimlig fråga uppstår: var är allt annat?
Vi väntade på en maktdemonstration och vi visade en transportör som i stället för hundra ton knappt slutade sjuttio och ett halvt … Den detaljerade beskrivningen är följande:”Skylab 1 Nation: USA. Program: Skylab. Nyttolast: Skylab Orbital Workshop. Massa: 74 783 kg. Klass: Bemannad. Typ: Rymdstation. Rymdfarkoster: Skylab, Apollo ATM. Byrå: NASA Läkare Utan Gränser. Perigee: 427 km. Apogee: 439 km. Lutning: 50,0 grader. Period: 93,2 min. COSPAR: 1973-027A. USAF Sat Cat: 6633. Förfall Datum: 11 juli 1979 . Foto till vänster: Skylab med en”vinge”. Den vänstra vingen gick förlorad …
Men när jag analyserade de amerikanska rapporterna upptäckte jag en fantastisk sak: en brist på nyttolast och arbete i tre fjärdedelar av styrkan kombinerades med rekordbelastningen som någonsin höjdes till en jordbana - denna maj dag 1973 (så här ser det ut) Saturn-5-raketen riva hennes navel, drog hon så mycket som 147 ton i rymden på sin puckel! Det är sant att detta absoluta världsrekord (av någon anledning) inte finns någonstans och känns inte igen av någon. Men den mest intressanta delen började. Och vad exakt ingår i dessa 147 meter?
Först gick raketens andra steg in i omloppsbana (torrvikt cirka 42 ton) och ytterligare 13 ton bränslerester, vilket är tre gånger högre än de vanliga resterna för detta steg (vanligtvis inte mer än 4..5 ton). För det andra väger Skylab själv cirka 75 ton. Dessutom slog NASA upp frank sopor i omloppsbana: en kåpa som väger nästan 12 ton lanserades i omloppsbana !!! Detta faktum är extremt ohälsosamt. Experter kommer att förstå mig: varför dra kåpan till en höjd av 450 km? Vanligtvis faller detta strukturella element på höjder 90-130 km långt innan MSZ kretsar. Det är helt enkelt ingen mening längre. Till exempel sju Salyut, en Mir, flera moduler som Kvant, Spektr, Kristall och andra och flera segment av ISS lanserades i omlopp av Proton-raketen. Samtidigt tappar den sovjetiska raketen alltid samma kåpa under flygning långt innan den går in i omloppsbana. Och alla andra befintliga lufttrafikföretag tappar kåpan i lanseringsfasen - detta är energiskt mer fördelaktigt.
För tusentals rymdlanseringar kan endast ett fåtal fall av brott mot denna oskrivna regel återkallas. Dessutom har adaptern på 5 ton som väger 5 ton ännu inte separerats. Och han togs också med dem i omloppsbana. Tydligen var detta planerat, annars kommer inte balansen att konvergera. I själva verket, bortsett från 75-tonstationen, lanserades den största satsen av skräp och metallskrot, som väger 25 ton, räknat inte den sista etappens vikt, i rymden! Du kan naturligtvis ställa frågan annorlunda: de jagade inte maximal vikt, 75 ton räckte för dem. Detta är ett bra argument, bara den har en liten nackdel: Skylab-stationen kom ut "oavslutad", den har inte ens egna motorer! Även om resurserna gjorde det möjligt att enkelt ansluta någon av de färdiga framdrivningsenheterna, till exempel de som lagrats från Apollo LM-landningsmodulerna.
Det visar sig att, efter att ha haft möjlighet att starta en 100-tonns fullt fungerande station, beslutade amerikanerna att frivilligt begränsa sig till 75% av kapaciteten, och resten "dumpades" uppifrån med skräp, som sovjetiska skolbarn gjorde tidigare och lämnade över papper … Som ett resultat flög Skylab efter 1973 utan den minsta möjligheten bana korrigering, och 1979 föll helt okontrollerat i vildmarken i Australien. För att rädda detta "mirakel", som bara har arbetat aktivt i sex månader, började ingen eller ville inte … Om vi börjar välja de återstående 75 "lagliga" ton "Skylab", då är allt extremt vagt och mystiskt här (det borde ha vägt 77 ton, solbatteriet tappades under flygning och lämnade 74,7 ton officiell vikt).
Stationen består av följande delar:
Viktfördelning av Skylab-stationens strukturella element
(enligt boken "Skylab Orbital Station" av L. Bellew E. Stullinger, översatt från engelska M. Mechanical Engineering, 1977)
| Element | Längd, m | Diameter, m | volym, m3 | Vikt *, t |
| Bryggstruktur | 5.2 | 3.0 | trettio | 6,3 |
| Astrokomplekt bankomat | 4.5 | 3.4 | 5.0 | fem |
| Luftsluss | 5.2 | 3.2 | 17 | 22.2 |
| Utrustningsfack | 0,9 | 6.6 | 2,0 | fem |
| Orbitalblock | 14.6 | 6.6 | 275 | 35.4 |
Så, allt detta skräp totalt drar 71 ton totalt. Och enligt officiella siffror borde det vara cirka 77 ton. Redan en avvikelse. Det finns en version om skillnader: enligt NASA-data indikeras massan av ATM-astrokomplett dubbelt så mycket som i boken om Bellew och Stulinger ≈11,8 ton istället för 5,05 ton. (Eller ur det blå ~ 6,7 ton krediterades) Eller ta en mirakulös luftsluss som väger 22 ton - det här är mer än den sovjetiska Salyut-stationen! Titta - kammarutrymmets genomsnittliga densitet är 22 / 17≈1,3 t / m3, men det finns varken bränsle eller något tungt inuti. Det verkar som att facket inte är fyllt med vatten, utan med sand … Men den sovjetiska Salyut-stationen var tre gånger längre - 15 meter; och bredare i diameter - 4,15 m. Vad gjorde de den här kameran av - bly!? Men rymdfarkostens genomsnittliga fackdensitet ligger i området 0,25..0,35 t / m3. Till och med den genomsnittliga densiteten för nedstigningsfordonen är mindre än 1 t / m3 (annars skulle de ha sjunkit i vattnet), även om nedstigningsfordonet är det tätaste, tyngsta och mest hållbara elementet bland rymdfarkoster.
Således bör luftlåset på Skylab-stationen med en volym på 17m3 väga fyra gånger mindre än ~ 5..6 ton. (Detta betyder att de lade till ~ 16t). Vi kan prata separat om den "pansrade" huvudmattan som väger ~ 12t. Och detta trots att han inte ens skyddar hela stationen, utan bara en del av kronan! Till exempel väger standardkåpan för en Delta-2-raket (diameter = 2,9m; höjd = 8,48m) endast 839 kg. Men kåpan av Atlas-2-raketen (diameter = 4,2 m; höjd = 12,2 m) väger så mycket som ~ 2 ton. Den tyngsta amerikanska kåpan av Titan-4-raketen med en diameter på 5,1 m och en höjd på 26,6 m (fem diametrar i längd!) Väger bara ~ 6,1 ton. Så summan av tilläggen av vikterna på delarna av Skylab-stationen och nyttolasten har redan uppgått till cirka 30 ton. Här lägger vi till saker som bara finns i virtuell verklighet,och det är omöjligt att verifiera dess existens - det här är överplanerade rester av 8 ton bränsle och en halvmytisk adapter i det första steget (~ 5 ton), som påstås dras ut i rymden. Det betyder bara 30 + 8 + 5 = 43t. Återstår netto 100-43 ≈ 57t.
Sammanfattning: Nyttolastfunktionerna för Saturn-5 i målbana av Skylab-typ översteg inte ~ 60t. Detta är en extremt viktig slutsats för oss, för att för att kunna utföra bemannade flygningar till månen med hjälp av ett enda startprogram är det nödvändigt att ha en raket som kan skicka minst 45-50 ton last till månen, vilket motsvarar en nyttolastkapacitet på minst ~ 130 ton i en låg jordbana. … Följaktligen, om du inte har en transportör på 130 ton, men det finns hälften av styrkan, kan du i bästa fall skicka tjugofem ton reklam till månen, vilket räcker för ett flyby-uppdrag, men inte tillräckligt för landning på vår naturliga satellit.
Eftersom incidenten med "Skylab" är allmänt känd kommer denna tagg i det amerikanska ögat att existera länge och dricka deras borgerliga blod, och vad synd - allt har redan registrerats tidigare, ingenting kan ändras …
Fotogen eller väte?
Detta märkliga argument accepteras allmänt på Internet tack vare din ödmjuka tjänare, som för skojs skull bestämde sig för att utgöra det motsatta problemet: ja, låt Skylab väga 60 ton eller till och med alla 75 ton. Vilka är raketens egenskaper när det gäller den andra etappens specifika impuls, så att nyttolasten är lika med stationens vikt, så att överflödig ballast inte krävs? Jag vill genast konstatera att genom att fixera scenmassorna och bara ändra den specifika impulsen i det andra steget, agerar jag fel, eftersom detta problem kan ha en annan lösning - utan att ändra motorns specifika impulser, helt enkelt minska de absoluta massorna i själva etapperna. Ändå, efter att ha fixat massan och den specifika impulsen för det första steget Isp ~ 304 sek. (det är redan för lågt och kan knappast vara mycket lägre), jag kom till en intressant slutsats,att för att starta en last på sjuttiofem ton måste motorerna i andra steget ha en specifik impuls Isp ~ 380 sek, dvs. mycket lägre än utbudet av "väte" -raketmotorer (de har helt enkelt inte Isp under 400 sekunder).
Och lågan är helt klart inte väte …
Vidare, med hänsyn till den "lätta" versionen av "Skylab", inte mer än sexton ton, visar det sig att med en fast kanonisk första etapp av "Saturnus" kan den andra göras "fotogen", eftersom den erforderliga specifika impulsen på motorerna kommer att sjunka till värden i storleksordningen Isp ~ 330 sek. … Det är enkelt att implementera på syre-fotogen-raketmotorer med goda munstycken i hög höjd. Dessutom upptäcktes ett roligt foto av bänkprov av Saturn-5-motorns andra steg under J-2-beteckningen, som har en rödgul kolväteglöd istället för en renblå fackla.
Dessutom finns det en massa bevis till förmån för det faktum att amerikanerna misslyckades med att förverkliga och fullborda "vätet" med en dragkraft på nästan hundra ton: under 1965-1967 uppstod olyckor (både under flygning och på läktaren) av vätesteg med J-2-motorer, som slutade i explosioner och fullständig förstörelse av strukturen. Istället (eller tillsammans) med ovanstående avhandling om att ersätta opålitliga J-2-motorer med något annat (med sämre egenskaper), kvarstår ett annat argument: för implementeringen av ett raket- och rymdsystem med en så hög vikt (cirka 3000 ton) med endast fem motorer i första steget., denna dragkraft fem måste vara särskilt enastående!
F-1-motorn: verklighet och fiktion
Många forskare pekar bara först och främst inte på problemen med finjustering av "vätgas" i de övre stadierna, utan på omöjligheten på den tekniska nivån och på dessa kretslösningar för att implementera en raketmotor med en kammare på fotogen och syre med en kraft på över 700 ton. Det finns många anledningar till detta, och den viktigaste är den så kallade. högfrekventa förbränningsinstabiliteter orsakade av (ungefär) klumpar av oförbränd bränsleblandning (som "detonerande gas") som dyker upp i en enorm kammare, som inte brinner ut jämnt utan som mikroexplosioner. Så länge som motorkammaren är liten är det acceptabelt. Men med enorma linjära dimensioner inträffar detonation i motorn, som träder i resonans, vilket förstör motorhuset. Under många år ansågs det vara mycket problematiskt att skapa en enda raketmotor med en dragkraft på över hundra ton.
Sovjetiska designers representerade av V. P. Glushko och andra kom till en otvetydig slutsats: det är möjligt att göra stora motorer med flytande drivmedel endast i en sluten krets, när en (eller båda) komponenter kommer in i kammaren inte i flytande form (vätske-vätskeschema), utan som en het gas (vätskegas), att minskar antändningstiden för bränslepartier drastiskt och lokaliserar problemet med frekvensinstabilitet vid förbränning avsevärt till rimliga gränser. Ändå insisterar amerikanerna på att de har lyckats göra något som inte kan vara i naturen, dvs. en raketmotor med en kammare som går på fotogen och syre i en öppen krets med en vätskefasförsörjning av båda komponenterna och en kraft på över 700 ton.
F-1-motor på stativet
De tillgängliga bilderna på bänkprov av denna mirakelmotor väcker också många frågor, eftersom tjock ogenomskinlig rök strömmar ut ur munstycket där, bakom slöjan som en flamma bryter igenom bara efter några meter! Till och med anställda på testplatsen, som hade sett många saker, blev förvånade över arbetet med detta "koksugnsbatteri". Ett foto. F-1-motor på bänken När man såg den här "svarta lågan" var testarens första reaktion att stänga av allt omedelbart tills det exploderade. Men kollegor med tysk accent förklarade att allt är bra, att det är "så nödvändigt" …
En avvikelse är nödvändig här. Till skillnad från de flesta sovjetiska raketmotorer, som var tillverkade av två bundna fasta höljen (yttre och inre), mellan vilka vätskekylning av en av komponenterna (vanligtvis ett bränsle, mindre ofta en oxidator) flödade genom räfflade kanaler, var de flesta amerikanska raketmotorer från dessa år en uppsättning enorma antalet tunna rör, som fästes ihop genom lödning och kraftband, vilket bildade den vanliga formen på kammaren och raketmunstycket för flytande bränsle. Rören sprang vanligtvis längs motorns axel, och om du använder en dubbel uppsättning rör, strömmade lite fotogen från topp till botten - från huvudet till munstyckskanten och å andra sidan (parallellt), tvärtom - från botten till toppen och levererade uppvärmt bränsle till munstyckshuvudet.
Jag kommer inte nu att diskutera fördelarna och nackdelarna med varje schema, jag kommer bara säga att våra "ark" -skal var gjorda av en listig bronslegering och amerikanska rör gjordes av nickel eller stål. Skillnaden är att den sovjetiska krombronsen (uppfanns inte utan ett tips från de fångade tyskarna) hade bättre värmeledande egenskaper än stål och nickel. Så, forskaren av månförfalskningen S. Pokrovsky i artikeln "Varför flygningarna till månen inte ägde rum" pekar på de strukturella defekterna hos legeringen från vilken just dessa rör i F-1-motorn gjordes - detta är nickellegeringen Inconel X-750. Utan att gå in på en detaljerad beskrivning av Pokrovskys argument kommer jag att påpeka att, enligt hans åsikt, vid den tiden var värmebeständiga nickellegeringar fortfarande dåligt studerade, och som det visade sig,denna mest experimentella Inconel X-750-legering kunde i verkligheten inte ge de nödvändiga hållfasthetsegenskaperna med motorns deklarerade driftsparametrar.
Enligt Pokrovsky övergav amerikanerna tyst den sällsynta nickellegeringen och bytte till mer tillförlitligt värmebeständigt stål. Dessutom, enligt Pokrovskys hypotes, för att säkerställa en säker drift av motorn på tunna stålrör, tvingades amerikanerna att avsevärt minska temperaturen i förbränningskammaren (med 15%) och som ett resultat förlora cirka 22% av motorns dragkraft. Jag måste erkänna att jag inte helt instämmer i underbyggnaden av de numeriska uppskattningarna av denna version, särskilt inte med uppskattningen av bidraget från strålningsvärmeväxling av vattenånga i kammaren i F-1-motorn, men jag skulle vilja notera att det finns utan tvekan en vanlig korn i dessa hypoteser. Bara jag skulle motivera det mycket lättare och lite från andra änden.
Efter att ha lämnat problem med förbränningsinstabilitet och problemet med detonation av bränsleknäppor i en stor förbränningskammare vill jag prata om värmeledande egenskaper hos förbränningskamrar och munstycksdelar i en flytande drivmotor med kvalitativa exempel. Det var inte för ingenting jag nämnde att de sovjetiska kamrarna i sådana klassiska raketmotorer med flytande drivmedel som RD-107 och RD-108 var gjorda av speciell krombrons (och alla kopparlegeringar har utmärkt värmeledningsförmåga), så även en mycket tjock vägg överförde pålitligt värme till flödande fotogen. Nickel och stål har en mycket lägre värmeledningsförmåga, så allt annat är de utformade för ett lägre värmeflöde per ytenhet. Förbränningskammarväggen arbetar under otänkbara termiska belastningar: å ena sidan varm gas med en temperatur på 3500K, å andra sidan, flyter fotogen med en temperatur tio gånger mindre. Om värme i form av konvektiv (kontakt) överföring och i form av ett strålningsflöde, som faller på varje kvadratcentimeter av kammarväggen, inte avlägsnas och "överförs" till det flytande kylmediet (fotogen), kommer väggtemperaturen att börja stiga (upp till gastemperaturen), och metallen smälter lätt.
I sin tur bestäms storleken på värmeflödet av både gastemperaturen och dess tryck (gastäthet). Uppenbarligen bestäms förbränningstemperaturen av processens kemi, och för de flesta fotogenvätskedrivmotorer skiljer den sig inte med mer än 5-7%. Trycket är en annan sak - gasen kan vara varm men densiteten kommer att vara låg och värmeflödet blir litet. I alla de första sovjetiska fotogenmotorerna utan allvarlig gardinkylning genom vätskeinsprutning i väggzonen (med undantag för motorhuvudzonen) varierade trycket i kammaren från 52 till 60 atmosfärer. Alla de första amerikanska fotogenmotorerna, skapade av olika företag (!), Såsom LR87-3 från Aerojet-företaget med en dragkraft på 73 ton för Titan-1-raketen hade ett driftstryck på endast 40 atm, och dess tvillingbror LR79-7 med en dragkraft på 75 ton,skapad av de bitteraste konkurrenterna från "Rocketdyne" för missiler av typen "Delta", hade ett driftstryck på 41 atm!
En annan välkänd serie av LR89-motorer av samma Rocketdyne för missilfamiljen av Atlas-typen nöjdes med endast 42 atmosfärer i kammaren, som i början av 90-talet hade nått en nivå av endast 48 atmosfärer. Läsaren kan naturligtvis tvivla på att det finns en koppling mellan den rörformiga utformningen av kamrarna i amerikanska raketmotorer med flytande drivmedel och deras driftsparametrar. Men här är paradoxen - samma LR87-5 utan att ändra kammaren och munstycket, efter att ha bytt ut komponenterna från fotogen och syre med aerosin-50 och kvävetetroxid, kördes framgångsrikt med ett tryck på 54 atm, och i LR87-11-modellen bringades trycket till 59 atm! Samma rör, samma kamera, men vad är skillnaden? Skillnaden är enkel: För det första brinner aerosin-50 (en blandning av heptyl och hydrazin) i kvävetetroxid vid en temperatur några hundra grader lägre,och för det andra har hydrazin och dess derivat bättre kylningsegenskaper än fotogen.
För att säga sanningen är fotogen av alla bränslekomponenter som används i astronautik på sista plats som kylvätska. Om någon är intresserad av sovjetiska raketmotorer med flytande drivmedel med ett tryck som är djupare än 100 atm i kammaren, kommer jag att förklara en enkel sak: där finns det, förutom flödeskylning, ytterligare två eller tre gardinkylbälten genom direkt bränsleinsprutning i väggskiktet. Det är bara att det är möjligt att ordna bränsleinsprutningsremmar i ett arkhölje, men inte i en rörkammare! Själva den rörformade strukturen fungerar som ett hinder. Efter att ha slutfört hela denna långa utflykt förbryllade läsaren med ett banalt faktum: i den "rörformiga" F-1-motorn var det påstådd att uppnå ett tryck på 70 atmosfärer! Problemet är att alla rörkammare av nickel- och stålmaterial över 40..48 atm vid den tiden helt enkelt inte kunde realiseras. Annars skulle amerikanerna ha tvingat alla sina fotogenmotorer för länge sedan,som enligt den tekniska nivån förblev på nivån för 40-50 år sedan. Jag kommer dock att försöka ägna en separat specialartikel till denna aspekt på något sätt.
Jag förutspår (i förväg) ett sådant argument: med en linjär ökning av motorns storlek växer ytan i kvadrat och volymen i en kub. Låt oss säga att den linjära dimensionen fördubblas, motorytan fyrdubblas och volymen växer åtta gånger. Och jättebra! Precis vad följer av detta? Faktum är att det strålande värmeflödet bestäms av gasens emitterande yta och inte av dess volym (ljusstyrka definieras i princip som den utstrålade effekten av en enhetsarea), även med det konvektiva värmeflödet - det bestäms av kammarens ytarea och inte av dess volym. Det enda som växer i vårt land är den specifika andelen fotogen, som kan användas för att kyla en ytenhet av kammarväggen. Men problemet är - även om vi pumpar dubbelt så mycket fotogen kommer inte själva väggens kylkapacitet att öka från detta, och det kommer inte att kunna ge mer värme. Dessutom är ingen regenerativ kylning av fotogenvätskedrivmotorer i princip kapabel att avlägsna alla värmeströmmar från kroppen utan att använda den redan nämnda gardinkylningen genom direktinsprutning i väggskiktet, vilket (på grund av kammarens rörformiga natur) inte kan organiseras förutom nära huvudet.
Om detta inte var fallet skulle nu den sovjetiska (ryska) RD-180-talet med ett tryck på 250 atm i en kammare med en krombronsmantel och en flerdelad gardinkylning inte användas på den amerikanska atlasen, utan tvärtom - på vår Soyuz och "Protoner" skulle licensieras rörformiga nickelmonster som F-1 och andra liknande dem. Baserat på ovanstående bör därför dragkraften hos F-1-raketmotorn proportionellt "bindas" till arbetstrycksnivån på 40..48 atm eller 30..40% av det nominella, dvs. till nivån 380..460 ton nära marken, vilket kraftigt minskar den totala beräknade massan av Saturn-5-raketen med mer än en och en halv gång! Att gå i den här riktningen och jämföra denna hypotes med studien av nyhetsrullar av flygningen "Saturn-5" kom S. Pokrovsky till slutsatsen,att karaktären hos de supersoniska chockvågorna indikerar en betydande underhastighet i avsnittet av första etappen, vilket bekräftar motorernas otillräckliga dragkraft och en avsevärt minskad bränsletillförsel. Och även om en tvist är möjlig angående uppskattningarna av Saturn-5-raketens reala hastighet, är en sak säker - dess första etapp var betydligt (kanske två gånger) lättare än den kanoniska versionen, annars skulle denna design aldrig ha kunnat bryta sig loss från startplattan.
Del 1 - Del 3
