Читать книгу Пепелацы летят на Луну. Большой космический обман США. Часть 10 - Аркадий Велюров - Страница 5

Итак, дорогие читатели, в прошлой главе мы с Вами узнали о том, как не хорошо воровать водород у американского народа.

Некоторые мои критики утверждают, что указанную недостачу, оказывается, покрывает железная болванка, запущенная в космос вместе с кораблем «Аполлон-8».

Такое техническое решение потрясает своей простотой и изяществом, ибо ничто не сравнится с простой железной болванкой весом около 9 тонн! Тут я вынужден лишь развести руками: НАСА не имеет себе равных в сфере отправки балласта на Луну.

Фотографии ступеней ракеты «Сатурн-5», слева направо: (первая) ступень S-1C; (вторая) ступень S-II; (третья) ступень S-IVB.

На самом деле, мои придирки к полету корабля Аполлон-8 носили, в сущности, мелочный характер. Какая, в сущности, разница: было ли украдено 22 тонн топлива, а может только 15 или вовсе 7. В конце концов, на любой нефтебазе Вам расскажут, как украсть бензин цистернами, поэтому американские шалости с бухгалтерией и статистикой выглядят вполне невинно.

Все свои изыскания я проделал с единственной целью: показать насколько наш «подследственный» глупо врет и путается в деталях.

Наглядный пример, при одинаковом импульсе, выданном двигателем третей ступени в сумме двух включений, в первом случае «Аполлон—4» увеличил апогей орбиты всего лишь до 17400 км, а во втором случае «Аполлон-8» совершил облет Луны с теми же данными. Любознательный читатель без труда поймет, что разница приращения скорости в этих маневрах полтора раза: ~2000 м/с и ~3000 м/с.

В следственных делах есть классическая фраза: в показаниях «подследственного» наметились противоречия, поэтому назначаем очную ставку. Далее мы сделаем виртуальную очную ставку между двумя хорошо описанными, а потому хорошо документированными событиями. Это запуск корабля «Аполлон—12» на Луну, и вывод на орбиту ИСЗ космической станции «Скайлеб».

РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА «САТУРН-5-АПОЛЛОН»:

а) структура системы в целом,

б) компоновка корабля «Аполлон».

S-IC – первая ступень, S-II – вторая ступень, S-IVB – третья ступень; 1 – бак горючего первой ступени, 2 – бак окислителя первой ступени, 3 – переходник между первой и второй ступенями, 4 – бак окислителя второй ступени, 5 – бак горючего, 6 – переходник между второй и третьей ступенями, 7 – бак окислителя третьей ступени, 8 – бак горючего третьей ступени, 9 – приборный отсек IU, 10 – лунный отсек, 11 – переходник LMA, 12 – служебный отсек, 13 – командный отсек, 14 – система аварийного спасения (САС), 15 – маршевый двигатель служебного отсека, 16 – блоки двигателей системы ориентации и стабилизации, 17 – теплозащитный экран, 18 – ферма САС, 19 – основной РДТТ САС, 20 – РДТТ для отбрасывания САС, 21 – вспомогательный РДТТ, 22 – аэродинамические рули САС.

Для понимания всего дальнейшего, нам понадобится следующий математический аппарат. Во-первых, формула Циолковского:

ΔV=Iуд×Ln (Z);

где V – характеристическая скорость, I – удельный импульс двигателя, Z – отношение масс вначале и в конце работы двигателя. Во вторых, согласно методу характеристических скоростей для определения конечной скорости активного участка выведения существует следующее уравнение:

Vк=∑ (Vxi) —Vпотерь+Vземля=∑ (Ii*Ln (Zi)) —Vпотерь+Vземля;

Смысл этого равенства звучит так: конечная скорость Vк активного участка полета ракеты равна сумме характеристических скоростей всех ступеней минус константа (суммарный интеграл потерь скорости) + прибавка за счет вращения Земли. Интеграл потерь скорости на всем отрезке от 0 до Т есть некое конкретное число, грубо говоря, постоянное для данного типа ракеты.

Этот вывод мы можем получить следующим образом. Для скоростной системы координат запишем дифференциальное уравнение —

m (dV/dt) =P*cosα – mg*sinβ – X

dV= [(P/m) *cosα – g*sinβ – X/m] dt

здесь Р – тяга ЖРД; Х – сопротивление воздуха; α – угол между вектором тяги Р и вектором скорости V;

β – угол вектора скорости к местному горизонту; расход топлива dm/dt = —L (масса убывает).

Кроме того, P (h) =Pп – p (h) Sa = Pп (1- ph*γ) – высотная зависимость тяги от давления воздуха на данной высоте.

здесь ph=p (h) /po и γ= (Pп – Po) /Po

тогда dV= (Pп/m – (Pп/m) * (1— cosα) – ph*γ*cosα * Pп/m – g* sinβ – X/m) dt

Начальные условия задачи V=0; H=0; m=M1

Конечные условия V=Vк; H=Hк; m=M2

Интегрируем по частям (вводя замену dt = – dm/L):

∫ (Pп /m) dt = – ∫ (Pп /mL) dm = (Pп /L) *Ln (M1/M2) = U*Ln (z) = Vхар

это идеальная (характеристическая) скорость ракеты; U= Pп/L – удельный импульс в пустоте

z – отношение масс в начале и конце работы ЖРД

Суммарный интеграл потерь включает в себя четыре члена:

∫ (Pп/m) (1- cosα) dt = Vхар* (1- cosα) средние потери на управление

∫ (ph*γ*cosα * Pп/m) dt = Vхар* (ph*γ) средние потери на «высотность» ЖРД

∫ (g*sinβ) dt = T* (g*sinβ) средние потери гравитационные, здесь Т – время полета

∫ (X/m) dt потери на сопротивление воздуха.

ИТОГО

Vк=Vхар – Vупр – Vду – Vграв – Vаэро

Данный вывод мы получили для случая одноступенчатой ракеты.

Он легко обобщается на многоступенчатую ракету следующим образом:

Vк=∑Vхар – ∑Vупр – ∑Vду – ∑Vграв – ∑Vаэро

Vк»= Vк + Vземля конечная скорость с учетом вращения Земли.

Ну а теперь сам запуск «Аполлон-12».

Я сейчас в руках держу документ. Здесь написано: «весовая сводка Сатурн—5 Аполлон—12 (в кг)». Источник информации (1) файл в каталоге 4—12.

Здесь описана вся короткая жизнь изделия Сатурн—5 с момента команды «зажигания» аж до отделения корабля от носителя. В конце написана магическая фраза:

«Эти данные могут использоваться при всех анализах весов Сатурн—5». Раз написано всех, то мы именно так и сделаем. (Данные в таблице округлены до целых кг.)

Весовая сводка Saturn V Apollо-12 (кг)

Для начала найдем суммарную идеальную скорость всех ступеней «Сатурн-5».

Масса в момент отрыва от стола ≈2905,3 т. Расход топлива включая период падения тяги ≈2080,0 т; тогда Z1=2905,3/(2905,3—2080,0)=3,52; при I=2982 м/с Vx1=I*Ln (Z1)≈3753 м/с; остаточная масса ступени с остатками топлива Мк1≈165 т.

Вскоре после разделения ступеней, идет отделение всякого гамуза: САС ≈4 т и переходника между ступенями весом 3972 кг+614 кг+34 кг+11 кг+586 кг≈5,2 т.

Для упрощения расчетов будем считать, что все эти разделения происходят одновременно. Так как эти 9,2 т сбрасываются почти сразу после разделения, то их влияние на дальнейший полет минимально По существу их можно методически добавить к Мк1 ≈174,2 т.

Фактически расход топлива через двигатели второй ступени ≈438,3 т; остаточная масса ступени с недобором топлива и переходником Мк2 ≈46,6 т; с учетом массы третьей ступени с кораблем Аполлон в момент разделения ~165,6 т имеем общую массу в начале работы второй ступени ≈650,5 т. тогда Z2=650,5/ (650,5—438,3) ≈3,065 Vx2 ≈4668 м/с при I=4168 м/с (отношение компонентов 5,5:1). Масса комплекса перед первым включением третей ступени = 165,6 тонн; расход через двигатель фактически 29,3 т. топлива при первом импульсе третьей ступени; тогда Z3 = 165,6/ (165,6—29,3) ≈1,215; Vx3 ≈823 м/с при I=4227 м/с (отношение компонентов 4,5:1)

После этих операций оставшаяся масса комплекса ~136,3 тонны является искусственным спутником Земли. Это удобно тем, что нам заранее известен конечный результат: Vк ≈7790 м/с. Именно такова скорость спутника на круговой орбите высотой ~190 км. Условием выведения спутника на круговую орбиту есть достижение указанной скорости на высоте 190 км при нулевом угле тангажа.

Прибавку скорости из-за вращения Земли будем считать Vземл≈465*cos (φ) *sin (A) где А-азимут пуска и φ – широта старта (465 м/с – линейная скорость точки на экваторе), то тогда при типичных значениях А=72º и φ=28,3º имеем Vземл≈390 м/с.

Итак, будем считать (грубо) прибавку за счет вращения Земли 390 м/с. Отсюда можем прикинуть величину действительных потерь скорости Х на участке выведения ИСЗ: 3753+4668+823-Х+390=7790 м/с. Тогда Х=1844 м/с. Обобщая разброс параметров, можно показать, что для ракеты Сатурн-5 допустимо принять стандарт потерь первой фазы полета Х≈1850±50 м/сек

Масса объекта перед вторым включением третей ступени = 134,9 тонн. Эта масса стала меньше на примерно ~1,2 т главным образом за счет утечки водорода через дренаж; остаток топлива по факту = 71,9 тонн, тогда Z4 =134,9/ (134,9—71,9) ≈2,141; теоретический размер импульса Vx≈3218 м/с при I =4227 м/с. Как видим, ракета Сатурн-5 располагает запасом полной характеристической скорости Vx≈12460 м/с.

Согласно данных НАСА, все отправляющиеся к Луне корабли имели скорость в конце орбитального разгонного импульса ~10840 м/сек. Это значит, что полные совокупные потери, с учетом потерь на второй импульс с промежуточной орбиты ожидания, составляют Хп≈2000±50 м/сек. Из них ~1850 м/с мы потеряли на вывод на промежуточную орбиту ИСЗ. Так что потери второй фазы полета ~150 м/с.

Итоговая масса полезной нагрузки 46,6 тонн, включая переходник=1,17 т.; масса вместе с последней ступенью равна ~63,0 тонн. Масса последней ступени, включая недобор топлива 16,4 т; чистая масса корабля Аполлон ~44,5 т. Именно такой груз далее следует по высокоэллиптической орбите к Луне.

Хронология запусков Сатурн-V. Их было всего 13 в период 1967—73 гг.

Ура, товарищи! Тем, кто уже уснул, очнитесь. Выше был приведен полный расклад, и все цифры, как говорится, сошлись до копейки.

Короче мы героически отправили к Луне потребные 44,5 тонн по нашей методике. Это и есть тот самый эталонный расчет эталонного носителя вместе с эталонным кораблем, который к месту и не к месту с искажениями и интерпретациями гуляет по разным источникам. 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. Ненадолго пошлем всех этих американцев на… Луну, а сами перенесемся в 1973 год в май месяц 14 число. В этот день двухступенчатый вариант ракеты Сатурн-5 вывела на орбиту с наклонением в 50º и высотой 427х439 километров груз весом 74783 кг.

На фотографии: «Скайлеб» с одним «крылом». Левое «крыло» потеряли. Подробное описание таково: «Skylab 1 Nation: USA. Program: Skylab. Payload: Skylab Orbital Workshop. Mass: 74,783 kg. Class: Manned. Type: Space station. Spacecraft: Skylab, Apollo ATM. Agency: NASA MSF. Perigee: 427 km. Apogee: 439 km. Inclination: 50.0 deg. Period: 93.2 min. COSPAR: 1973—027A. USAF Sat Cat: 6633. Decay Date: 11 July 1979».

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

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

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=6378 км.

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=190 км; V1=7790 м/c; H2=450 км; V2=7640 м/с; то прибавка ΔV≈150 м/с. Это запас идеальной скорости для теоретического увеличения орбиты с ~190 км до ~450 км.

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

Ранее мы нашли величину потерь при выводе на низкую орбиту Vпотерь ≈1850±50 м/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 ~150 м/с и безвозвратные потери.

При разборе полета «Аполлон-12» мы установили, что потери при орбитальном доп. разгоне (он начинается на высоте ~185 км и завершается на высоте ~330 км) составляют ориентировочно ~150 м/с. Оценочно, данный вид потерь можно выразить так:

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

Искомая орбита немного выше (на треть или ~100 км), 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 ≈200 м/с.

Тогда необходимая полная идеальная скорость равна Vхар=9250+150+200+100 ≈9700±50 м/с.

Запасы топлива первой и второй ступени возьмем согласно вышеприведенным данным – соответственно 2080 т и 438,3 т. Далее, из остаточного веса первой ступени (см. предыдущую часть этой главы) нужно убрать массу САС (4 т), так как полет беспилотный: Mk1=174,2—4,0=170,2 т. 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: 46,6 т.

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

Проверочный расчет:

Масса в момент отрыва от стола:

Мo =2080,0+170,2+438,3+46,6+100,0=2835,1 т; Z1=2835,1/ (2835,1—2080,0);

Масса после разделения ступеней S-1C и S-IIВ равна:

М2 =438,3+46,6+100,0=584,9 т; Z2=584,9/ (584,9—438,3);

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

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

Вы спросите, ну и что тут такого? Правильно! Результат вполне закономерен – если во всех полетах заявленная масса объекта на орбите ожидания составляла грубо 135 тонн, то вывести чистых сто тонн на указанную орбиту 450 км ×50º труда не составит.

Пикантность ситуации заключается в том, что 14 мая 1973 г было якобы выведено всего 74,7 тонн на орбиту ~ 430 км ×50º. Или менее 75% от возможного.

Именно столько по официальной версии НАСА весит станция «Скайлеб». 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 147 т. Цифра разумная, если к нашим 100 т добавить остаточную массу второй ступени ~46,6 т. Это, в самом деле, масса орбитального объекта около ~147 т.

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

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

Этот факт вызывает большую иронию. Зачем обтекатель тащить на высоту 450 км? Обычно этот элемент конструкции опадает на высотах 90÷130 км 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 ~8 т.

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 закончиться аналогично полету «Челленджера».

Всего по американской версии:

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

Итого, с одной стороны мы пришли с американцами вроде бы к одной и той же цифре полного полезного груза (100 т), 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:

Рис. 7. Основные элементы станции «Скайлэб», включая пристыкованный к ней транспортный корабль «Аполлон»: 1 – транспортный корабль; 2 – причальная конструкция; 3 – комплект астрономических приборов ATM; 4 – шлюзовая камера; 5 – отсек оборудования ракеты-носителя «Сатурн-5», конструктивно входящий в состав станции; 6 – блок станции.

Рис. 8. Схематическое изображение блока станции: 1 -люк из шлюзовой камеры; 2 – холодильники, морозильники и неохлаждаемые контейнеры для пищевых продуктов в лабораторном отсеке; 3 – вентилятор на помещении для личной гигиены; 4 – консоль для крепления панели с солнечными элементами; 5 – помещение для сна в бытовом отсеке; 6 – помещение для личной гигиены; 7 – помещение для проведения досуга, приготовления и приема пищи; 8 – шлюз для сбрасывания отходов; 9 – решетка, задерживающая твердые отходы; 10 – вакуумированная емкость для сбора отходов; 11 – радиатор; 12 – помещение для тренировок и проведения экспериментов; 13 – баки с водой; 14 – хранилища; 15 – воздухопровод; 16 – хранилища для пленки; 17 -шлюз для выноса в открытый космос научной аппаратуры; 18 – баллоны со сжатым азотом для двигателей системы ориентации TAGS.

Развесовка элементов конструкции станции «Скайлеб».

Итак, все это барахло, в сумме, тянет на 71 т. всего-навсего. А по данным (4) должна быть 77 т. Уже нестыковка. Есть версия насчет нестыковки: согласно данных (3) масса астрокомплекта АТМ указана в два раза больше, чем в источнике (4) ≈11,8 т вместо 5,05 т. (Или на ровном месте ~6,7 т приписали)

Или взять диковинную «шлюзовую» камеру весом 22 т – это больше советской станции «Салют»! Смотрите – средняя плотность пространства камеры 22/17≈1,3 т/м³. Но 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 – 15 м; и шире в диаметре – 4,15 м. Из чего же они делали эту камеру – из свинца!? А ведь средняя отсековая плотность космических аппаратов находится в пределах 0,25..0,35 т/м³. Скажу больше – даже средняя плотность спускаемых аппаратов гораздо меньше 1 т/м³. Пример тому капсула «Apollo». Капсула имеет форму конуса высотой 3,45 м и диаметром 3,9 м. Его объем ≈13,7 м³. А при массе ~5,6 т имеем плотность ≈0,4 т/м³. А ведь спускаемый аппарат наиболее плотный, наиболее тяжелый и прочный элемент среди космических аппаратов.

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

Можно отдельно поговорить про «бронированный» головной обтекатель весом ~12 т. И это при том, что он даже не защищает всю станцию, а лишь часть макушки! Скажем, согласно (5) штатный обтекатель ракеты Дельта-2 (диметр=2,9 м; высота=8,48 м) весит всего 839 кг. А вот обтекатель ракеты Атлас-2 (диметр=4,2 м; высота=12,2 м) весит аж ~2 т. Самый тяжелый американский обтекатель ракеты Титан-4 при диаметре 5,1 м и высоте 26,6 м (пять диаметров в длине!) весит лишь ~6,1 т. В источнике (4) на стр.81 дано фото обтекателя станции «Скайлэб». Известно, что он одного диаметра (~6,6 м) 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 ~15 м. 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:

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

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

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

Но это все пустяки. Смешно другое, книга рекордов Гиннеса этот рекорд весом 147 т. не признает, и считает самым тяжелым грузом на орбите ИСЗ в истории человечества комплекс ступень №3 – «Аполлон-15» весом 140 т. 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 на вопросы, стоящие по этой теме, объект на орбите на 147—112=35 тонн меньше, чем объявляли в НАСА. Если отсюда вычесть массу второй ступени с поддоном ≈47 т то остается всего 112—47=65 т. Если же НАСА будет упорствовать насчет избыточных остатков топлива (8 т) и юбки первой ступени (5 т), то на станцию вообще остается каких-то жалких ~52 т.

А теперь внимание! Рассказываю про «ЛОХОТРОН».

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

Вопрос стоит так, 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. Параметры первой ступени, интеграл потерь и прибавку вращения Земли мы пока оставим без изменений. Обобщим сказанное – мы хотим запустить спутник весом 74,7 т. Орбита та же – 450 км ×50º. Мы ищем удельный импульс второй ступени. Несложно показать, что этому условию удовлетворяет значение I2≈3740 м/с.

Проверим:

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

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

Итого: 3985+5718 = 9703 м/с

А теперь медленно выдохните воздух и оцените смысл результата, вторая ступень РН Сатурн-5 вовсе не обязательно была водородная! I=3740 м/с (I≈380 сек). Это слишком мало для водородных ЖРД.

Например, такие характеристики можно теоретически получить на смеси кислород-гидразин.

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 ~68 т. Типичное соотношение кислород – керосин у американцев 2,27:1. Это значит, что в полупустом водородном баке будет плескаться керосина ~163 т. 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 ~533 т. 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 75 т еще уменьшить удельный импульс второй ступени до I≈3530 м/с или I≈360 сек (верхняя оценка).

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

Я надеюсь, что у специалистов не возникнет вопросов – как сделать керосиновый ЖРД на сто тонн тяги при удельном импульсе I=330 сек? Самый простой вариант – берем керосиновый ЖРД Н-1 от «Сатурн-1В». По тяге он подходит, но он имеет короткое сопло и всего I=296 сек. Сделаем высотную сопловую насадку. При хорошей степени расширения легко накинем УИ до нужных I=330 сек. Какие препятствия?

Еще раз смысл наших выводов:

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

На схеме слева: вторая «водородная» ступень S-II. А был ли мальчик? Фотография справа: А пламя-то явно не водородное. Больше похоже на работу керосинового двигателя

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:

Не придумали ничего лучше.

Им казалось, что такая версия вполне релевантная.

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.

Ссылки. Использованная литература.

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» 2005 г.