НА ГЛАВНУЮ

(начало главы)

«ПЕПЕЛАЦЫ» ЛЕТЯТ НА ЛУНУ

Глава 3

(Продолжение)

«Лохотрон»  

Надо отдать должное умным головам из НАСА – формулы Циолковского они знают (когда надо) и все у них сходится, хоть запускай налоговых ревизоров делать контрольную закупку. От себя добавлю, что проблемы с цифрами у них возникают именно тогда и там, где целью полета не является высадка людей на поверхность Луны.

Не надолго пошлем всех этих американцев на… Луну, а сами перенесемся в 1973 год в май месяц 14 число. В этот день, как нас уверяют, двухступенчатый вариант ракеты Сатурн-5 вывела на орбиту с наклонением в 50º и высотой 427х439 километров груз весом 74783 кг.

Далее я решил задаться посторонней задачей: сколько груза может вывести двухступенчатый вариант РН Сатурн-5 на опорную орбиту ИСЗ высотой 450км и наклонением 50º ? 

Считаем. Для начала нам нужно выяснить, насколько полная идеальная скорость для вывода на орбиту высотой H2= 450км должна быть больше, чем полная идеальная скорость при выводе на орбиту высотой H1=190км. 

Пусть у нас есть тело единичной массы на низкой орбите H1. Тогда запишем закон сохранения энергии:

V²/2 – μ/R = C  

Здесь μ - гравитационный потенциал Земли, равный 3,986×10¹⁴ ; R - расстояние до центра Земли R=Ro+H1; Ro=6378км;

Пусть V1 –  круговая скорость на высоте H1 и V2 –  круговая скорость на высоте H2

При подъеме с высоты H1 до высоты H2 происходит увеличение потенциальной энергии спутника ΔEп=μ/R1– μ/R2. Что приводит к уменьшению, соответственно, кинетической энергии ΔЕк. Нам необходимо такое превышение кинетической энергии ΔEк спутника на высоте H1, чтобы поднимаясь вверх до высоты H2 против сил тяжести, наша кинетическая энергия после подъема  была бы:

Ек = V²/2 ≥ (V2)²/2.

Тогда искомая скорость Vx на высоте H1 равна: Vx² = (V2)² + 2*ΔEп = (V2)² + 2μ(1/R1– 1/R2);  ΔV=Vx –V1; Если H1=190км; V1=7790м/c; H2=450км; V2=7640м/с; то прибавка ΔV≈150м/с. Это запас идеальной скорости для теоретического увеличения орбиты с ~190км до ~450км.

 Выше мы показали, что запас характеристической (идеальной) скорости при выводе на низкую орбиту Vxар≈9250м/с. Прибавка за счет вращения Земли, при пуске А~45º и φ~28,3º  (наклонение ί~50º) равна ≈290м/сек, что на 100м/с меньше чем при ί~32º. Поэтому нужно добавить дополнительные 100м/с из-за большего наклонения орбиты.

Ранее мы нашли величину потерь при выводе на низкую орбиту V_потерь ≈1850±50м/с. При выведении на орбиту в два раза большей высоты потери будут несколько выше из-за большей "кривизны" траектории. Попробуем их оценить.

Наши дополнительные потери ΔV можно разделить на две части - на теоретические возвратные гравитационные потери, показанные выше ~150м/с и безвозвратные потери. При разборе полета Аполлон-12 мы установили, что потери при орбитальном доп. разгоне (он начинается на высоте ~185км и завершается на высоте ~330км) составляют ориентировочно ~150м/с. Оценочно, данный вид потерь можно выразить так: 

ΔV_g= G*T*sin(θ),  где G - среднее значение ускорения силы тяжести; θ - средний угол тангажа.

Искомая орбита немного выше (на треть или ~100км), что потери должно конечно увеличить из-за большей средней "кривизны" траектории - sin(θ). Поэтому в нашем приближении допустимо считать, что дополнительные безвозвратные потери в итоге на треть больше - всего ≈200м/с. Тогда необходимая полная идеальная скорость равна  V_хар=9250+150+200+100 ≈9700±50м/с.

Запасы топлива первой и второй ступени возьмем согласно вышеприведенным данным – соответственно 2080т и 438,3т. Далее, из остаточного веса первой ступени (см. предыдущую часть этой главы) нужно убрать массу САС (4т), так как полет беспилотный: Mk1=174,2-4,0=170,2т. Сюда уже включена масса переходника между ступенями S-1C и S-II. Остаточный вес второй ступени, включая переходник-адаптер третьей ступени (на котором покоится сам "Скайлеб") останется прежним: 46,6т.

В итоге оглашаю результат – чистая масса полезной нагрузки равна ≈100±2 тонн

Проверочный расчет:

Масса в момент отрыва от стола М0=2080,0+170,2+438,3+46,6+100,0=2835,1т;     Z1=2835,1/(2835,1-2080,0);

Масса после разделения ступеней S-1C и S-IIВ равна: М2=438,3+46,6+100,0=584,9т;    Z2=584,9/(584,9-438,3);

Vк=2982*ln(Z1)+4168*ln(Z2)≈ 3945+5767 = 9712м/с – что и требовалось доказать!  

Соответственно изменение на ±2 тонн полезной нагрузки меняет полную идеальную скорость примерно на ±50м/с

Вы спросите, ну и что тут такого? Правильно! Результат вполне закономерен - если во всех полетах масса объекта на орбите ожидания составляла грубо 135 тонн, то вывести чистых сто тонн на указанную орбиту 450км ×50º труда не составит. Пикантность ситуации заключается в том, что 14 мая 1973г было выве6дено всего 74,7 тонн на орбиту ~ 430км ×50º . Или менее 75% от возможного. Именно столько весит станция «Скайлеб» в официальной версии. А где все остальное?

Я понимаю, что мои критики тут же разыщут мемуары о том, что сверху в ракету накидали кирпичей, либо поставили болванку из чугуна для балласта, в крайнем случае, сливали, доливали, выливали, переливали, разливали на троих, и все из одного штуцера, не выезжая из гаража. 

Скажу больше – после первого выхода в свет этой статьи были обнаружены «отчеты» НАСА о запуске «Скайлеб» на орбиту ИСЗ. Это PDF-файл с ксерокопией отчета. В конце там есть ксерокопии подписей членов комиссии. С учетом того, что копия скверная, почти факсовая, многие цифры размыты, все это выглядит очень смешно. Особенно факсимиле подписей.

Внешне там все строго и научно. Но есть маленький прокол – сказано, что на орбиту была (якобы) доставлена масса 147т. Цифра разумная: если к нашим 100т добавить остаточную массу второй ступени ~46,6т то в самом деле масса орбитального объекта около ~147т. 

Однако дальше началось самое интересное. А что собственно входит в эти 147т? 

Оказалось, что кроме самой станции, НАСА якобы тащила на орбиту всякий разный хлам: был выведен на орбиту обтекатель весом почти 12т !!!

Этот факт крайне подозрителен. Зачем обтекатель тащить на высоту 450км? Обычно этот элемент конструкции опадает на высотах 90÷130км еще задолго до выхода на орбиту МСЗ. Дальше просто воздуха уже нет. Скажем, СССР вывел на орбиту семь «Салютов», один «Мир», несколько модулей типа «Квант», «Спектр», «Кристалл» и др., несколько сегментов МКС. Но отчего-то советская ракета Протон-К (8К82К), которая выводила все советские орбитальные станции и модули, всегда сбрасывает этот самый обтекатель на 183 или 344 секунде полета в зависимости от схемы выведения. 

Еще учтем аномальный остаток топлива примерно тонн двенадцать. Это выше обычного остатка примерно на ~8т. 

Еще там сказано, что не отделился переходник первой ступени весом 5 тонн. И его тоже взяли с собой на орбиту.  Видимо так было запланировано, иначе баланс не сойдется. Я молчу о том, что конец этого переходника-юбки расположен дальше среза сопел ЖРД второй ступени. А значит, работающие двигатели будут раскалять газами стенки переходника до высоких температур. Проще говоря, в жизни это должно было закончится аналогично полету «Челленджера».  

Всего по американской версии: 

станция (74,7т) + юбка второй ступени (5,2т) + излишек остатка топлива (~8т) + обтекатель (11,7т) = 99,6т

Итого, с одной стороны мы пришли с американцами вроде бы к одной и той же цифре полного полезного груза (100т), но при этом назвать американский груз ПОЛЕЗНЫМ у меня язык не поворачивается. Фактически 25% этого груза являются космическим мусором!

Получается, что имея возможность запустить 100-тонную станцию американцы решили добровольно ограничится 75% мощности, а остальное "докидали" сверху барахлом, как раньше делали советские школьники, сдавая макулатуру... Не верю! - как говорил Станиславский.

Даже рьяные защитники НАСА понимают всю нелепость подобной ситуации. Если мы с вами начнем разбирать, из чего состоит сама станция «Скайлеб», то выясняется, что ее масса также натянута за уши - станция состоит из таких элементов:

Развесовка элементов конструкции станции "Скайлеб"

* - согласно данных (4)

Итак, все это барахло в сумме тянет на 71т всего-навсего. А по данным (4) должна быть 77т. Уже нестыковка. 

Есть версия насчет нестыковки: согласно данных (3) масса астрокомплекта АТМ указана в два раза больше, чем в источнике (4)  ≈11,8т вместо 5,05т. (Или на ровном месте ~6,7т приписали)

Или взять неведомую "шлюзовую" камеру весом 22т - это больше советской станции «Салют»! Смотрите -  средняя плотность пространства камеры 22/17≈1,3т/м3  Но ведь внутри нет ни топлива, ни чего-то тяжелого. Такое впечатление, что отсек заполнен даже не водой, а песком... А ведь советская станция «Салют» была в три раза длиннее - 15м; и шире в диаметре – 4,15м. Из чего же они делали эту камеру - из свинца!? А ведь средняя отсековая плотность космических аппаратов находится в пределах 0,25..0,35т/м³. 

Скажу больше – даже средняя плотность спускаемых аппаратов гораздо меньше 1т/м³. Пример тому капсула Apollo. Капсула имеет форму конуса высотой 3,45м и диаметром 3,9м. Его объем ≈13,7м³ при массе ~5,6т имеем плотность ≈0,4т/м³. А ведь спускаемый аппарат наиболее плотный, наиболее тяжелый и прочный элемент среди космических аппаратов.

Значит шлюзовой отсек станции «Скайлэб» при объеме 17м³ должен весить вчетверо меньше ~5..6т.  (Значит еще приписали ~16т)

Можно отдельно поговорить про "бронированный" головной обтекатель весом ~12т. И это при том, что он даже не защищает всю станцию, а лишь часть макушки! Скажем, согласно (5) штатный обтекатель ракеты Дельта-2 (диметр=2,9м; высота=8,48м) весит всего 839кг.  А вот обтекатель ракеты Атлас-2 (диметр=4,2м; высота=12,2м) весит аж ~2т. Самый тяжелый американский обтекатель ракеты Титан-4 при диаметре 5,1м и высоте 26,6м (пять диаметров в длине!) весит лишь ~6,1т. 

В источнике (4) на стр.81 дано фото обтекателя станции «Скайлэб». Известно, что он одного диаметра (~6,6м) с третьей ступенью ракеты Сатурн-5, из бака которой сама станция собственно и была переделана. В длину визуально обтекатель станции чуть меньше ~2,5 диаметра, т.е. около ~15м. В силу того, что площадь поверхности цилиндра линейно зависит как от диаметра, так и от высоты, можно грубо прикинуть, что при равной высоте ГО станции «Скайлэб» должен быть в 6,6/5,1 раз тяжелее обтекателя ракеты Титан-4; но будучи короче - он будет легче: 

М_го≈6,1т * (6,6/5,1)*(15/26,6)≈ 4,5т   – вот столько должен весить обтекатель станции «Скайлэб» (приписано ~7,2т)

Итак, сумма приписок весов частей станции «Скайлэб» и полезной нагрузки уже составила 6,7+16+7,2≈30т. Сюда же добавим вещи, которые существуют только в виртуальной реальности, и существование которых проверить невозможно – это сверхплановые остатки 8т топлива и полумифический переходник первой ступени (~5т) который якобы тянули в космос. Значит всего 30+8+5=43т. Остается чистых 100-43 ≈ 57т.

Резюме: возможности Сатурн-5 по полезной нагрузке на орбите (427х439х50º) не превышали ~60т.

Но это все пустяки. Смешно другое – книга рекордов Гиннеса этот рекорд весом 147т. не признает, и считает самым тяжелым грузом на орбите ИСЗ в истории человечества комплекс ступень №3 - Аполлон-15 весом 140т. Зная тягу американцев фиксировать все свои подвиги и рекорды, ситуация вполне комичная. Так что что-то не срослось в цифрах у поклонников НАСА.  

Зато Советский ежегодник БСЭ (3) за 1974г. поместил такую информацию: "Запуск станции «Скайлэб». Станция «Скайлэб» (без космонавтов) была запущена двухступенчатой ракетой-носителем «Сатурн-5» 14 мая 1973 г. и выведена на орбиту с высотой перигея 434 км, высотой апогея 437 км и наклонением 50°. Период обращения 93,2 мин. Масса объекта, выведенного на орбиту (станция и вторая ступень ракеты-носителя с остатками топлива), 112 т."

Ну вот мы с вами и ответили - объект на орбите на 147-112=35 тонн меньше, чем объявляли в НАСА. Если отсюда вычесть массу второй ступени с поддоном ≈47т то остается всего 112-47=65т. Если же НАСА будет упорствовать насчет избыточных остатков топлива (8т) и юбки первой ступени (5т), то на станцию вообще остается каких-то жалких ~52т.

А теперь внимание! Рассказываю про «ЛОХОТРОН».

Мы честные люди. Мы хотим вывести только станцию, которая (пускай) весит 74,7т (вес по факту НАСА), а всякий хлам нам не нужен. У нас известно Мт1=2080,0т; Мк1=170,2т+11,7т=181,9т (обтекатель весом 11,7т мы будем сбрасывать примерно на высоте 80км, вскоре после отделения первой ступени); Мт2=438,3т; Мк2=46,6т; I1=2982м/с; I2=4168м/с.

Вопрос – если уменьшить полезную нагрузку до реального табличного веса "Скайлеб", то насколько нужно уменьшить отдельный импульс второй ступени I2, чтобы конечный результат остался тем же:  ~9700±50 м/сек.  Интеграл потерь и прибавку вращения Земли мы оставим без изменений.

Обобщим сказанное – мы хотим запустить спутник весом 74,7т. Орбита та же - 450км ×50º . Мы ищем удельный импульс второй ступени. Несложно показать, что этому условию удовлетворяет значение I2≈3740м/с. 

Проверим: 

Мо=2080+181,9+438,3+46,6+74,7=2821,5т;  тогда Z1=2821,5/(2821,5-2080) и     V1=ln(Z1)*2982 ≈3985м/с

Мо2=438,3+46,6+74,7=559,6т;  тогда Z2=559,6/(559,6-438,3) и     V1=ln(Z2)*3740 ≈5718м/с

Итого: 3985+5718 = 9703м/с

А теперь медленно выдохните воздух и оцените смысл результата – вторая ступень РН Сатурн-5 была явно не водородная! I=3740м/с (I≈380сек) как-то плохо вяжется с водородом. Скажем, такие характеристики можно теоретически получить на смеси кислород-гидразин. Таков итог нашего оценочного расчета.

Я предчувствую, что сейчас в меня полетят тухлые яйца, гнилые помидоры, камни и пустые пивные бутылки. Еще бы! Поднял руку на святое, на то, что ценим мы и любим, чем гордится коллектив. Я заранее предвижу вопросы: а как же огромные водородные баки? А как же геометрия, размеры, формы и т.д.?

Отвечаю: а кто Вам мешает налить в водородный бак на дно немного керосина(!), согласно соотношений компонентов. Это наоборот нельзя, а так можно. Какие проблемы? Я не знаю как это делали американцы, но ничего сложного тут нет. Вот вам пример: в СССР блоки первой ступени ракеты Н-1 доделывали на ходу, доделывали новые отверстия для шести центральных, не предусмотренных прежним проектом, дополнительных двигателей НК-15.

Скажем больше – при соотношении кислорода и водорода как 5,5:1 из 438 тонн должно быть кислорода где-то ~370 тонны и водорода ~68т. Типичное соотношение кислород – керосин у американцев 2,27:1. Это значит, что в полупустом водородном баке будет плескаться керосина ~163т. В результате масса топлива второй ступени увеличиться до 533 тонны или всего на 21,6%. 

Давайте учтем увеличение массы за счет большей плотности керосина до ~533т. А заодно отнимем из остаточной массы первой ступени вес головного обтекателя - будем тащить его на орбиту. Подобные шаги позволят нам для полной полезной нагрузки весом около 75т еще уменьшить удельный импульс второй ступени до I≈3530м/с или I≈360сек (верхняя оценка). 

Если же мы реально подойдем к оценке массы Скайлеб, и откинем приписанные тонны, то для полной полезной нагрузки весом 57...60т для отправки на орбиту 450км ×50º достаточно иметь удельный импульс второй ступени всего I≈3240м/с или I≈330сек (нижняя оценка). 

Я надеюсь у читателя не возникнет вопросов - а как сделать керосиновый ЖРД на сто тонн тяги при удельном импульсе I=330сек? Самый простой вариант - берем керосиновый ЖРД Н-1 от Сатурн-1Б. По тяге он подходит, но он работает в составе 1-й ступени, поэтому имеет короткое сопло и всего I=296сек. Сделаем высотную сопловую насадку. При хорошей степени расширения легко накинем УИ до нужных I=330сек. Какие препятствия?

Еще раз смысл наших выводов:  

для того, чтобы запустить реальный Скайлеб весом около 60т на орбиту (427х439х50º) достаточно иметь ЖРД второй ступени на УВГ-топливе с удельным импульсом всего I≈330сек. Это значит, что для запуска станции "Скайлеб" совсем не обязательно было иметь "водородные" технологии. Керосина, как видите, вполне достаточно...

Кстати, есть забавное фото прожига ЖРД J-2 на стенде. Его ярко желто-оранжевое пламя столь не похоже на бледно-голубоватое свечение настоящих водородников Шаттла типа ЖРД SSME, что моим смущениям нет числа. Между прочим - абляционное охлаждение там на J-2 официально не применялось, так что причин для подкрашивания пламени какой-нибудь сажей быть не должно. Чистый водород!

Такая вот получилась история. Смысл всех этих нудных выводов, если они верны, состоит в том, что скорее всего НИКАКИХ технических средств для доставки корабля массой 44-46 тонн к Луне у США не было на то время. В лучшем случае речь могла идти только об облетной программе.

Господа и товарищи! Перед вами разыграли простейший «лохотрон» с «куклой». Три наперстка… Один классик как-то сказал: «Можно какое-то время морочить голову какому-то количеству людей, но нельзя все время морочить голову всем…»

P.S.

Мой постоянный критик и оппонент Владислав Пустынский из Таллинна так прокомментировал мои разоблачения (из разных цитат):

"...Им что, трудно было придумать менее абсурдную и более правдоподобную развесовку? Они что, не сумели придумать что-то, вызывающее большее доверие? Это ведь совсем непонятно: суметь обмануть весь мир - и напортачить с какой-то дурацкой развесовкой орбитальной станции. Зачем-то сочинить глупость с выводом обтекателя на орбиту. Они что, идиота посадили эту развесовку сочинять, а начальника-контролёра над ним не поставили? Непонятно. 

...Хотя всё абсурдно до очевидности. Как так получилось?

 ...Времени на сочинительство у них были годы, бюджет - 2,6 миллиарда (бюджет "Скайлэба"), уж за эти годы и эти деньги без проблем можно было придумать что-то правдоподобное.

...Получается, что насовцы сделали могучую теорию, обманули и до сих пор успешно обманывают весь мир, но прокололись в совершеннейшей глупости, причём несколько раз, причём в такой, где проколоться можно было только специально: ведь не будешь же ты уверять, что насовцы не знали, когда полагается головной обтекатель сбрасывать?"

Ну что ж, г-н Пустынский абсолютно правильно ставит вопрос. Действительно, а почему? На это можно дать как минимум три ответа:

1. Не придумали ничего лучше.

2. Им казалось, что такая версия вполне релевантная.

3. Они все же надеялись, что водородный J-2 доведут до ума, и все цифры считали исходя из «правильной» версии Сатурн-5. Так как надежды не оправдались, пришлось подгонять под возможности эрзац-Сатурн-5 
   

Как это ни смешно, но эти три ответа хронически преследуют всю американскую лунную программу вот уже более 35 лет. По существу это и есть те самые три пальца, комбинацию из которых нам ловко всучили в 1969 году, и пока от нее НАСА отказаться не готова.

Аркадий Велюров

(читать дальше) 

ОБСУДИТЬ НА ФОРУМЕ

НА ГЛАВНУЮ

(1) «Пилотируемые полеты на луну, конструкция и характеристики Saturn-V Apollo» М., 1973г. Серия «Ракетостроение», т.3

(2) Использованы иллюстрации НАСА http://history.nasa.gov/ и работы В.И. Левантовского «Механика космического полета» гл.12 

(3) Ежегодник БСЭ 1974 г.

(4) «Орбитальная станция Скайлеб» Л.Белью Э.Стулингер, пер. с англ. М. Машиностроение 1977

(5) «Авиационно-космические системы США» Шумилин А.А., Москва «Вече» 2005г.