В предыдущей части нашего повествования мы сделали очень важное открытие: по нашим оценкам удельный импульс второй ступени не превышал планки I~380сек (реально он был I~330сек), а значит, в качестве компонентов топлива были использованы явно не кислород-водород. Я предвижу целую бурю критики (в стакане) от этого лабораторного опыта. Видимо мне сурово укажут на то, что все-таки на второй ступени водород был, но бракованный. Второй сорт. Наверно американцы водород на своей бензоколонке разбавляли ослиной мочой или пепси-колой. Из-за этого характеристики и упали на 20%.  А возможно и двигатели были бракованные – там американские сантехники поставили плохие прокладки – вот 20% водорода и утекло. Ну что ж, я готов принять такое объяснение. Оно меня полностью удовлетворяет.

А теперь блок антирекламы. Граждане! Никогда не покупайте жидкий водород с рук у неизвестных лиц, или у фирмы НАСА. Опасайтесь подделок! Требуйте у продавца кассовый чек.

Давайте сделаем промежуточный итог нажим лабораторным опытам и подытожим.  

Мы установили, что эталонные данные по первой ступени Сатурн-5 по факту таковы: эффективная масса расхода топлива фактически 2080,0тонн; масса сбрасываемой ступени с учетом САС и переходника между S-1C и S-IIВ всего ~174,2 тонны; удельный импульс в вакууме 2982 м/с. К этой ступени у нас пока вопросов нет.  

На схеме (первая) ступень S-1C.  К этой ступени у нас пока вопросов нет.	На схеме (вторая) ступень S-II.  К этой ступени у нас много вопросов...

Со второй ступенью мы тоже определились. Так что водородная суть этого "агрегата" вызывает у нас много вопросов. Если предположить использование керосина, то химические соотношения компонентов позволяют взять немного больше топлива – 533 тонны. 

Эффективный вес ступени (со всем гамузом) в конце работы двигателей =42,9 тонны плюс переходник на третью ступень – 3,7тонн; итого=46,6 тонны; Iуд~330сек (мин. оценка)

А теперь давайте оценим выводимую массу на LEO - Low Earth Orbit . Интегральные потери скорости на участке вывода на ИСЗ возьмем ~1850±50м/с. При выведении на LEO - низкую опорную орбиту высотой 150-180км и наклонением 31градус, прибавка из-за вращения Земли 390м/с. Нам нужна конечная скорость Vк=7790м/с. Это значит, что чистая масса груза на низкой опорной орбите LEO ~72±2 тонны. 

Даю проверочный расчет (I₁~304сек; I₂~330сек):

Mо1=174,2+2080,0+533,0+46,6+72,0=2905,8 тонн;  тогда Z1=2905,8/(2905,8-2080,0);

Мо2=533,0+46,6+72,0=651,6т; тогда Z2=651,6/(651,6-533);

Конечная скорость 304*9,8*Ln(Z1)+330*9,8*Ln(Z2)+390-1850≈7801м/с - Что и требовалось доказать!

Вариация нагрузки ±2 тонны дает вариацию конечной скорости ±50м/с. Как видите, наши цифры вполне правдоподобны. 

А теперь внимание: наша новая стартовая масса (2905,8т) и масса суммы второй и верхних ступеней с грузом (651,6т) полностью совпадают с официальной развесовкой НАСА согласно данных полета Аполлон-12 !!! 

Учитывая, что керосиновые ЖРД будут потреблять на четверть больше топлива в секунду, чем водородные аналоги той же тяги, то благодаря большему запасу топлива можно подобрать такое соотношение, что и время работы двигателей будет одинаково! Так что никто ничего не заподозрит...

На схеме: использование Сатурн-1Б и Сатурн-5 в программе «Скайлеб»

И так, это значит, что по моей оценке, с учетом волюнтаристски увеличенной массы топлива второй ступени, масса полезного груза была порядка 72 тонн на низкой опорной орбите. Опыт есть опыт – нравится нам результат или нет – мы можем его только анализировать, но не вступать с ним в дискуссии.

Младшая сестра.

Если быть совсем точнее, то дело было так. Ступень S-IVB с гигантом-водородником J-2 видимо не удалась. Перед первым пуском Сатурн-5 было всего три летных испытания S-IVB в составе Сатурн-1Б. Все в 1966 году. Их результаты – два раза не выход на орбиту ИСЗ (видимо не прошло включение ЖРД этой ступени, либо раннее отключение из-за неполадок) и один раз выход на орбиту ИСЗ в июле 1966г. 

Вот результаты этого полета (1): «Последняя ступень (ракета S-4B) экспериментальной ракеты-носителя «Сатурн IB» SA-203 выведена на орбиту с неполностью израсходованным топливом. Основные задачи запуска - изучение поведения жидкого водорода в состоянии невесомости и ИСПЫТАНИЯ СИСТЕМЫ, ОБЕСПЕЧИВАЮЩЕЙ ПОВТОРНОЕ ВКЛЮЧЕНИЕ основного двигателя ступени. После проведения запланированных экспериментов в системе отвода паров водорода из бака были закрыты клапаны, и в результате повышения давления ступень ВЗОРВАЛАСЬ на седьмом витке». Кроме того, 20 января 1967 года взорвалась при наземных испытаниях та самая ступень S-IVB, которую готовили для изделия «Сатурн-5» серийный номер №503.

Ситуация со второй водородной ступенью S-II была немногим лучше. Напомню, что на ней установлено пять аналогичных ЖРД J-2. Вот что написано в (2): 

"1966 May 25 - First full-scale Apollo Saturn V launch vehicle rolled out.... Meanwhile, schedule for Saturn V threatened by continued problems in development of S-II stage (inability to get sustained 350-second burns without instrumentation failures, shutoffs, minor explosions)". 

Или по-русски: "25.05.1966г. Состоялся первый вывоз полномасштабной ракеты Сатурн-5 на стартовую позицию... Тем не менее, сроки готовности были под угрозой из-за непрекращающихся проблем со ступенью S-II (неспособность выдать стабильный импульс длительностью 350 секунд без отказов оборудования, отключений двигателей и даже микровзрывов)".

Попросту говоря в тот день 25 мая 1966 года ступень во время теста загорелась в двух местах синим пламенем. А через три дня просто взорвалась, ранив пять рабочих (!) и частично разрушив стенд (!!) согласно (5) . Так что ни о каких водородных вторых ступенях Сатурн-5 всего за год до первого пуска (1967г.) и речи быть не могло.

Это значит, что и S-II и S-IVB к полетам не готовы. С третьей ступенью ситуацию можно было еще исправить: была другая ступень - S-IV без индекса Б. Она была в два раза легче: масса брутто 50,5 тонн; сухой вес 5,2 тонны. На ней стояли ШЕСТЬ мелких ЖРД RL-10A-3. В отличие от мифических S-IVB и J-2, это железо летало на блоках «Центавр» с начала 60гг. Тяга 66,7кН; УИ=444сек (образца 1966г) (2). Как видите, в пожарном порядке замена S-IVB была. Правда ценой замены одного J-2 на шесть RL-10. А вот с S-II ничего не поделаешь - заменить пять J-2 на тридцать RL-10 просто не реально! Зато реально заменить водород на керосин, поставить пять стотонных Н-1 с высотными соплами. Это все, что можно сделать в данной ситуации. Можно еще заменить керосин на гептил или аэрозин - это немного улучшит показатели.

Гипотеза весового расклада "керосиновой" версии Сатурн-5

По некоторым данным, весовая сводка "керосиновой" версии РН Сатурн-5 для полетов к Луне могла выглядеть следующим образом:

* - здесь мы добавили вес системы управления ~2,0т и 1% остатка топлива ~0,5т к сухому весу ступени.

Мы уже в предыдущей главе показывали, что искомый запас характеристической скорости в 12450м/с дает нам после вычета потерь заветные 10840м/с конечной скорости, необходимые для отлета к Луне (Азимут ~72º; широта старта φ~28,3º;  наклонение орбиты ί~32º).

Прошу заметить, что в такой конфигурации третья ступень должна будет выдать два импульса: "дожать" до выхода на орбиту ИСЗ, и собственно отлет к Луне. Это прекрасно укладывается в общую картину полета со всеми его фазами и стадиями.

Подведем итоги. Если же предположить, что на базе ЖРД первой ступени Сатурн-1Б был сделан высотный вариант Н-1, то его удельный импульс видимо был в районе 330сек. Это привело бы к тому, что масса выводимая на низкую орбиту ИСЗ двумя ступенями снизится до ~72т; а к Луне мы сможем отправить лишь ~30т. Причем учтя массу адаптера (~1,2т) на собственно корабль оставалось бы 28,5т.

Вы меня сейчас спросите – а какая разница? 45т или ~30т ? Отвечаю – примерно такая же, как прийти на две минуты раньше отхода поезда, или на минуту позже… Вариация времени ничто, результат – поезд тю-тю.  

Известно, что штатная масса орбитального корабля Аполлон ~29 тонн. Но это с условием, что запас топлива на корабле был исходя из расчета торможения комплекса весом ~45т на орбите ИСЛ (~1000м/с) и отдельно отлета к Земле (~1000м/с) пустого корабля весом (спускаемая капсула и служебный отсек) ~11,5т. Топливо на обратную дорогу (~5т) остается неизменным. А вот на первый тормозной импульс его нужно теперь уже меньше (корабль стал в полтора раза легче): всего около ~8т. 

Значит, на «лунный» модуль остается порядка 28,5-11,5-5,0-8,0= ~4,0 тонны. Вот такая реальная оценка. 

Именно столько весил муляж, который изображал из себя посадочный модуль ЛМ. Почти как в фильме «ДМБ», где солдат «Бомба» изображал из себя матерого кабана Хряка.

Так что отчасти мои провокационные расчеты во второй части статьи только показали всю абсурдность ситуации.  Ведь только тут мы поняли, что никуда никакая S-IVB не летала. Только ее младшая сестра… И все споры моих оппонентов по поводу эпохального полета Аполлон-8 (с балластом или без балласта) становятся абсурдными – вся лунная программа летала с балластом. Перефразируя Армстронга – «это маленький КИДОК для чугунной болванки, но большой КИДОК для всего человечества…» Возможно Нейл Армстронг и входил в состав чугунного «корабля», упавшего 20.07.1969г на Луну - тогда я согласен взять свои слова назад!

Можно немного пофантазировать – а как же технически осуществлялся групповой полет к Луне. Логично предположить следующее. Командный модуль вместе с муляжом посадочного модуля ЛМ были запущены по высокоэллиптической орбите в сторону Луны. Вероятно, орбитальный корабль и лунник ЛМ как-то механически были связаны через упрощенный стыковочный узел без герметического лаза-перехода. Например, так было в советском варианте лунного корабля. Сам муляж имел по крайней мере радиопередатчик, телекамеру, систему ориентации и двигатель с небольшим запасом топлива. Визуально он должен походить на бесчисленные «макеты» лунного модуля, в производстве коих НАСА преуспело.  

Так что этот «ЛМ» вполне мог отделиться уже на орбите спутника Луны, покувыркаться там, делая снимки издали корабля Аполлон в разных ракурсах. Например, как это делал Аполлон-10. Так как на Луне нет атмосферы, то можно уменьшить периселиний до 10-15км. Пролетая на такой низкой высоте, можно делать хороший крупный план имитации посадки на поверхность. Так как первая космическая скорость на Луне  всего 1,68км/с, то картинка сильно мазаться не должна. В конце этот муляж должен либо мягко сесть, либо жестко упасть. Смотря как было рассчитано заранее.  

Вы думаете – это просто мои фантазии? Я вам рассказываю фактически программу полетов Аполлон-10, «Рейнджер», «Луна орбитер» и «Сервейер». Кстати, фотографии Луны с высоты 45км, снятые «Луна орбитер-2», поражают своим качеством и эффектом присутствия – кажется, что стоишь на где-то горе, рядом с лунным кратером Коперника, и смотришь на горизонт. 

Может быть миссия Аполлон-10 и есть самая реальная и настоящая!? А все остальное - фантазии больших художников...

Дописал эти строки, и вдруг вспомнил классический фильм «Ва Банк-2». Помните? Там пан Штыц и пан Краммер решили бежать в Швейцарию. А эти чудные фразы – «Цюрих мне битте, Цюрих!» или «Загородная прогулка вокруг Варшавы за пять тысяч долларов! Три тысячи, две тысячи, всего пять тысяч долларов! Не верю! Нет!»

Кто-то может мне возразить – невероятно! Раз написано, что выводит 46,6 тонн к Луне, значит - выводит. Ведь это не филькина грамота – это официальная информация государственного учреждения НАСА. А у Вас получается, что фон Браун на бюджетные деньги сделал некондиционную ракету, не соответствующую заказу правительства. Вот-вот, то и получается. Думаете, этот казус не имеет аналогов в истории?

Между прочим, в СССР ситуация была аналогичная. Согласно ТЗ ракета Н1 должна была выводить 95 тонн на низкую орбиту. Должна, но… В источнике (2) есть загадочная фраза, которая в переводе звучит так: первые четыре ракеты имели массу меньше нормы и могли вывести на ИСЗ всего 70 тонн. То есть в будущем конечно да, но пока нет. 

На фото: вывоз РН Н1 на старт	На фото: пусковая площадка Н1	На фото: ночной пуск Н1

Мне сложно судить без фактического материала о цифре 70 тонн (позднее, в мемуарах советских ракетчиков, это было подтверждено), но то, что авантюрист Мишин и его банда обманывали партию и правительство с 1966г. по 1974г. – это факт! Как факт и другое – правительство Брежнева выгнало обманщика с работы, а саму программу замолчало, вроде ее никогда и не было.

А чем собственно гордится? Каждый неудачный запуск по программе Н1-Л3 (пилотируемого полета к Луне) обошелся в среднем около миллиарда советских рублей, за которые вполне можно было построить крупный район новостроек, нефтеперегонный завод или заложить атомный ракетный крейсер. Вместо этого, сотни тон хлама были раскиданы по степи...