Deel 1 - Deel 3
In het vorige deel van De Gids beloofde ik als toetje het heerlijkste deel van het blootleggen van de "maanbedrog" te verlaten - de aanspraken op het Saturnus-Apollo raketruimtesysteem. De argumenten hier zijn, lijkt mij, heel eenvoudig en voor de hand liggend: ja, foto's en filmmateriaal hadden best op aarde kunnen zijn gemaakt (wat bijna wordt toegegeven), maar dit zou goed kunnen worden verklaard door een laboratoriumfout in de filmontwikkeling, slechte kwaliteit van de afbeeldingen zelf, enz. Ik wil een belangrijke uitweiding maken. In de zogenaamde documentaires en reporters is het inderdaad vaak gebruikelijk om "geënsceneerde shots" en "reconstructie" te gebruiken. Laten we niet te hard zijn voor creatieve werkers, want in het echte leven, waar actuele gebeurtenissen plaatsvinden, is er vaak geen goed studiolicht, schieten filmcamera's uit, gaan dure lenzen kapot, branden schijnwerpers …je hebt gewoon geen tijd om de historische foto van de eeuw te maken!
Tegenwoordig is algemeen bekend dat de filmploeg er op 7 november 1941 niet in slaagde kameraad Stalins toespraak op het Rode Plein te filmen, en bijna door de beslissing van het Politburo was hij verplicht de toespraak een tweede keer te houden. De vervanging werd gemakkelijk onthuld, want Stalin trad op in de bittere vorst, tijdens een sneeuwstorm, terwijl hij op de film, toen hij zijn mond opende, niet eens stoom had! Aan de andere kant werd zijn toespraak live op de radio uitgezonden en werd Stalin zelf door duizenden deelnemers aan de parade van 1941 gezien.
Mockups van twee raketten: H1 (links) en Saturn-5 (rechts)
Ook onlangs gaven de Britten toe dat veel van de toespraken en toespraken van premier Winston Churchill tijdens de oorlogsjaren door zijn dubbelganger werden geportretteerd voor fotokronieken, en zelfs op de radio (!) De tekst namens Churchill werd voorgedragen door een kunstenaar met een soortgelijke stem. Dit ontkent echter niet het bestaan van de heer Churchill als zodanig.
Ik zal u een zeer harde en gevaarlijke vergelijking geven. Toen Yuri Gagarin werd gelanceerd, werd er geen reportage, en nog meer protocol, niet geschoten. Alleen technische fixatie en alleen voor speciale opslag. Gezien de politieke betekenis van het evenement, de noodzaak om hoogwaardig propagandamateriaal te repliceren, werd binnen een paar dagen besloten om een "reconstructie" te maken van het afscheid voor de lancering met de echte Gagarin en een echte raket van dezelfde klasse. Zoals gebruikelijk in dergelijke gevallen, filmden ze vanaf vele camera's, maakten een plechtig verslag bij een volle (!) Raket, omhelsden, kusten, lieten ze een traan …
Vanuit het oogpunt van de filmwetten is dit allemaal correct en bekwaam. Werpt dit een schaduw op Yuri Gagarin? Helemaal niet, omdat radioamateurs over de hele wereld zijn signalen ontvingen, was het schip zelf duidelijk zichtbaar op veel observatieposten, en het belangrijkste was dat dergelijke 'ballen' met antennes van het 'Vostok'-type zowel vóór 12 april 1961 als daarna in de duisternis werden gelanceerd., alleen werden ze anders genoemd, en in plaats van een astronaut was er een krachtige camera met een goede voorraad film aan boord. Dergelijke fotoverkenningsvliegtuigen werden minstens één keer per week gelanceerd, dus de realiteit van de uitvoering van de vlucht van Yuri Gagarin roept geen vragen op.
Promotie video:
Wat betreft de Saturnus-raket en het ruimtesysteem, alle raketten van deze familie werden halverwege de jaren 70 haastig verwijderd, de documentatie- en werkeenheden werden vernietigd, er bleven slechts een paar museummodellen over, die misschien oorspronkelijk dimensionale en gewichtsdummy's waren voor verschillende statische tests, waarvan de aanwezigheid niets bewijst. Er werden bijvoorbeeld meer dan tien 11A52- of "H1" -producten op ware grootte geproduceerd in de USSR - dit was de naam van de Sovjet-maanraket van het bemande vluchtprogramma naar onze natuurlijke satelliet. Tegelijkertijd werden slechts vier producten met de nummers 3L, 5L, 6L en 7L daadwerkelijk gelanceerd vanaf de Baikonur-testsite, één - 4L werd opzij gelegd in het "reserve" -magazijn, de rest werd gebruikt voor verschillende tests, training van het lanceerteam, enz.9L en nog twee niet-gemonteerde sets werden eenvoudigweg gesloopt nadat het programma was afgesloten …
Tegelijkertijd begrijpen we allemaal dat zelfs als de N1-raket op VDNKh zou worden tentoongesteld, dit niets zou bewijzen, want het trieste verhaal is bekend.
RD-270-motor
Het Energomash-museum heeft de grootste Sovjet raketmotor met één kamer voor vloeibare stuwstof (LRE) van het type RD-270 met een stuwkracht van ongeveer 640 ton op de grond. Maar dit is slechts een technologische mock-up - een halffabrikaat voor een van de talloze tests. In werkelijkheid is deze motor (helaas) nooit in het stadium van vliegproeven gebracht. "Levend" en "gezond" zijn nog steeds prototypes van het maanruimtevaartuig LOK (11F93) en de landingscockpit LK (11F94), op internet kan iedereen gemakkelijk zijn foto's vinden.
LC is een leermiddel geworden
LK is een onderwijshulpmiddel geworden Amerikanen zijn er trots op hun museum Saturn-5-raketten te laten zien, die naar verluidt de levering van astronauten naar hun bestemming zouden verschaffen, en bovendien een superkrachtige LRE van het F-1-type met een stuwkracht van ongeveer 680 ton op de grond, zonder welke ze een raket de lucht in kunnen heffen een gewicht van ongeveer drieduizend ton (!) is simpelweg niet realistisch.
In ruil daarvoor kunnen we onze museummotoren, modellen van maanschepen en cabines laten zien, en wat - we vlogen ook naar de maan?! Alhoewel natuurlijk ook een optie. Daarom, terugkomend op het onderwerp van ons verhaal (en alle voorgaande waren slechts een noodzakelijke uitweiding), wil ik direct en bot zeggen: je kunt ons niet intimideren met museumexposities! Dit zijn allemaal nep-rekwisieten en niets meer. Onze belangrijkste taak is het analyseren van alle beschikbare statistische, film- en fotografische materialen van echte lanceringen van Saturnus-raketten om een uiterst belangrijke vraag te beantwoorden: of de Saturn-5-raket en het Apollo-ruimtevaartuig voldoen aan de minimale technische kenmerken die nodig zijn om twee of drie raketten te leveren. man naar de maan en hun veilige terugkeer naar hun geboorteland?
LRE F-1. Ook een groot stuk ijzer!
Alle volgende argumenten hebben betrekking op twee categorieën onderzoeksmethoden: de analyse van numerieke statistische gegevens en de studie van het gedrag van een raket en een schip direct tijdens de vlucht.
Valse "legende"
Een van de meest domme mythen en misvattingen over het Saturn-Apollo-programma is dat de onberispelijke (vanuit het oogpunt van de officiële pers) implementatie is gebaseerd op een diepgaande studie en grondige testen van alle componenten van het maanprogramma. Helaas is dit niet helemaal waar, of beter gezegd, helemaal niet. Een zorgvuldige studie van de voorbereidende periode van 1964 tot 1969 vóór het begin van bemande maanmissies zit vol met zeer sappige details.
De eerste testvlucht van het Apollo-ruimtevaartuig op de Saturn-1B-hulpraket vond plaats op 26 februari 1966. Dit object is gestegen tot een hoogte van 488 km en flopte langs een ballistisch traject de Atlantische Oceaan in. Het doel van deze missie was volgens NASA om een prototype van een Apollo-ruimtevaartuig te testen en zijn afdalingsvoertuig te controleren op een gecontroleerde toegang tot de atmosfeer. Tijdens de afdaling verloor het schip echter de rolcontrole, ging het in de ongecontroleerde draaimodus en viel met exorbitante overbelasting in de oceaan. Het doel van de tweede vlucht op 5 juli 1966. was de studie van "het gedrag van vloeibare waterstof bij gewichtloosheid". Hier is hoe het jaarboek van de Great Soviet Encyclopedia (TSB) voor 1967 de resultaten van de vlucht beschrijft: “De laatste trap (S-IVB-raket) van het experimentele Saturnus IB SA-203 lanceervoertuig werd in een baan om de aarde gebracht met onvolledig verbruikte brandstof. De belangrijkste taken van de lancering zijn het bestuderen van het gedrag van vloeibare waterstof in een toestand zonder zwaartekracht en het testen van het systeem dat ervoor zorgt dat de hoofdtrapmotor opnieuw wordt ingeschakeld. Na het uitvoeren van de geplande experimenten in het systeem voor het verwijderen van waterstofdampen uit de tank, werden de kleppen gesloten en als gevolg van de drukverhoging werd de trap geëxplodeerd op de zevende beurt. De derde vlucht dit jaar op 25 augustus 1966 was opnieuw suborbitaal, maar het bereik was indrukwekkend - het object was al gevangen in de Stille Oceaan. De derde vlucht dit jaar op 25 augustus 1966 was opnieuw suborbitaal, maar het bereik was indrukwekkend - het object was al gevangen in de Stille Oceaan. De derde vlucht dit jaar op 25 augustus 1966 was opnieuw suborbitaal, maar het bereik was indrukwekkend - het object was al gevangen in de Stille Oceaan.
Een van de bronnen stelt droogjes dat de scheiding goed is verlopen, ondanks de "kleine" problemen met kleppen in het motorkoelsysteem. En zelfs met zeer onbeduidende schommelingen van de bovenste trap, die nauwelijks weer onder controle werd gebracht (!?). Daarom belandde hij blijkbaar in de Stille Oceaan in plaats van in een baan. De afdaling van de capsule in de atmosfeer was "steiler dan verwacht" (!?). De zoektocht naar de gevallen capsule duurde ongeveer negen uur! Hier kan men alleen toevoegen voor de volledigheid van de indrukken - tijdens banktests van de tweede trap van de Saturn-5-raket gedurende een werkingsinterval van 350 seconden op 25 mei 1966, laaide een vlam op op twee plaatsen, en de test moest worden onderbroken. Drie dagen later, toen hetzelfde podium van de tribune werd verwijderd, explodeerde de waterstoftank plotseling en raakten vijf arbeiders gewond. De stand was ernstig beschadigd. Vervolgens,Op 20 januari 1967 explodeerde tijdens grondtests de S-IVB-503-trap, die werd voorbereid als de derde trap voor de Saturn-5-raket, serienummer 503 voor de legendarische Apollo-8-vlucht. Nou, om het af te maken, wat iedereen weet: op 27 januari 1967 werden drie astronauten in het Apollo 1-ruimtevaartuig enkele weken voor hun lancering afgebrand tijdens grondtraining! Daarna kwam de onderzoekscommissie van de incidenten tot de conclusie: bemande vluchten op dit soort apparatuur werden voor de eerstvolgende onbepaalde tijd afgedekt met een koperen bassin. Op 27 januari 1967 brandden drie astronauten in het Apollo 1-ruimtevaartuig enkele weken voor hun lancering af tijdens grondtraining! Daarna kwam de onderzoekscommissie van de incidenten tot de conclusie: bemande vluchten op dit soort apparatuur werden voor de eerstvolgende onbepaalde tijd afgedekt met een koperen bassin. Op 27 januari 1967 brandden drie astronauten in het Apollo 1-ruimtevaartuig enkele weken voor hun lancering af tijdens grondtraining! Daarna kwam de onderzoekscommissie van de incidenten tot de conclusie: bemande vluchten op dit soort apparatuur werden voor de eerstvolgende onbepaalde tijd afgedekt met een koperen bassin.
Verder waren er twee onbemande lanceringen van de Saturn-5-raket - één in november 1967 onder de Apollo-4-aanduiding, toen het schip met alle kracht van de raket alleen in een elliptische baan kon lanceren met een apogeum van slechts 18.000 kilometer, en de tweede onder de Apollo-aanduiding -6 , toen de raket bijna in de lucht instortte, faalden de motoren van de tweede trap tijdens de vlucht, toen was er een probleem met de derde, technische filmopnames toonden de gedeeltelijke vernietiging van enkele structurele elementen van de raket, als resultaat, in plaats van een scheervlucht van de maan te simuleren langs een zeer elliptisch traject met een hoogtepunt van maximaal 500 duizend kilometer, vloog dichtbij de aarde en landde met een grote fout op een oncontroleerbaar ballistisch traject. En dit is alles wat er vóór december 1968 werd gedaan in termen van vliegproeven met de Saturnus-5 maanraket vóór de eerste (!) Apollo-8 bemande vlucht naar de maan. BlijkbaarDe Amerikanen hebben besloten om niet meer testvluchten uit te voeren, niet om er geld en zenuwen aan te besteden, maar om mensen onmiddellijk en onmiddellijk naar de maan te sturen, want onze mensen - het belangrijkste, mensen - zullen je niet teleurstellen! En als ze je teleurstellen, heb je geen medelijden met ze …
Hoeveel weegt Skylab?
De grootste doorn in het oog van het Amerikaanse maanprogramma wordt met recht beschouwd als het allereerste Stars and Stripes Skylab-ruimtestation, gecreëerd door de derde trap van de Saturn-5-raket opnieuw uit te rusten. Officieel is het het grootste ruimtestation uit één stuk dat ooit op lange termijn is gelanceerd. Deze baanbrekende gebeurtenis, die plaatsvond op 14 mei 1973, betekende ook het einde van de ruimtecarrière van Saturnus-5-raketten, want dit was de laatste, dertiende (!) Lancering van producten van dit type.
Wanneer de lading van tevoren wordt voorbereid voor een specifieke vervoerder, worden gewoonlijk de parameters voor het gewicht en de grootte geselecteerd op basis van de maximale mogelijkheden van de vervoerder. Het Vostok-schip woog bijvoorbeeld iets minder dan vijf ton omdat de Vostok-raket, die ook een 8K72K-product is, niet meer kon. Precies om dezelfde reden woog het Sojoez-ruimtevaartuig de afgelopen veertig jaar iets minder dan zeven ton, en de stations van het Salyut-type - ongeveer 19 ton. Ik zou meer willen, maar de oude "Proton" trok niet meer. Dienovereenkomstig, toen de Amerikanen besloten de wereld te verrassen en een grandioos ruimtestation te bouwen, hadden we het recht te verwachten dat "Saturn-5" het record van draagvermogen zal bereiken. In alle vluchten van het Apollo-ruimtevaartuig, van A-4 tot A-17, nam het gewicht van de lading alleen maar toe, en in de A-15-vlucht werd een record gevestigd: 140 ton vracht in een lage baan om de aarde.
In het Guinness Book of Records staat de volgende officiële vermelding: "Het zwaarste object dat in een bijna-aardbaan werd gelanceerd, was de 3e trap van de Amerikaanse Saturn 5-raket met het Apollo 15-ruimtevaartuig, dat 140.512 kg woog voordat het de tussenliggende selenocentrische baan binnenging." teleurstellend om te horen dat tijdens de laatste recordvlucht het laadvermogen volgens officiële cijfers slechts 74,7 ton bedroeg. Aan de andere kant bewijzen de door mij getoonde berekeningen in het derde deel van "Pepelatsev" dat "Saturn-5" wel eens een lading van wel honderd ton in een referentiedoelbaan van het "Skylab" -type (hoogte 435 km, helling 50 graden) had kunnen brengen! Om nog maar te zwijgen over een zeer lage baan (de zogenaamde LEO) - niet minder dan 120 ton. Een redelijke vraag rijst: waar is al het andere?
We wachtten op een demonstratie van kracht, en we kregen een carrier te zien, die in plaats van honderd ton amper 75 en een half klaar was … De gedetailleerde beschrijving is als volgt: “Skylab 1 Nation: USA. Programma: Skylab. Laadvermogen: Skylab Orbital Workshop. Gewicht: 74.783 kg. Klasse: bemand. Type: Ruimtestation. Ruimtevaartuig: Skylab, Apollo ATM. Agentschap: NASA AZG. Perigeum: 427 km. Apogeum: 439 km. Helling: 50,0 graden. Periode: 93,2 min. COSPAR: 1973-027A. USAF Sat Cat: 6633. Vervaldatum: 11 juli 1979 . Foto links: Skylab met één “vleugel”. De linkervleugel was verloren …
Bij het analyseren van de Amerikaanse gegevens ontdekte ik echter iets verbazingwekkends: een tekort aan laadvermogen en werk in driekwart van de strijdmacht gecombineerd met een recordbelasting die ooit in een lage baan om de aarde is gebracht - op deze dag in mei 1973 (zo komt hij uit) de Saturn-5-raket, Ze scheurde haar navel en trok maar liefst 147 ton de ruimte in op haar bult! Toegegeven, dit absolute wereldrecord (om de een of andere reden) is nergens en wordt door niemand erkend. Het meest interessante deel begon echter. En wat zit er precies in deze 147m?
Ten eerste kwam de tweede trap van de raket in een baan om de aarde (drooggewicht ongeveer 42 ton) en nog eens 13 ton brandstofresten, wat drie keer zo hoog is als de gebruikelijke restanten voor deze fase (meestal niet meer dan 4..5 ton). Ten tweede weegt het Skylab zelf ongeveer 75 ton. Bovendien sleepte NASA ronduit afval in een baan om de aarde: een kuip van bijna 12 ton werd in een baan om de aarde gelanceerd !!! Dit feit is buitengewoon ongezond. Experts zullen me begrijpen: waarom zou je de kuip naar een hoogte van 450 km slepen? Meestal valt dit structurele element op een hoogte van 90-130 km lang voordat de MSZ in een baan om de aarde draait. Het heeft gewoon geen zin verder. Zeven Salyut, een Mir, verschillende modules zoals Kvant, Spektr, Kristall en andere, en verschillende segmenten van het ISS werden bijvoorbeeld door de Proton-raket in een baan om de aarde gelanceerd. Tegelijkertijd laat de Sovjetraket altijd dezelfde stroomlijnkap tijdens de vlucht vallen lang voordat hij in een baan om de aarde komt. En alle andere bestaande dragers laten de stroomlijnkap vallen tijdens de lanceringsfase - dit is energetisch gunstiger.
Bij duizenden ruimtelanceringen kunnen slechts enkele gevallen van overtreding van deze ongeschreven regel worden teruggeroepen. Bovendien is de adapter van de eerste trap van 5 ton nog niet gescheiden. En ook hij werd met hen in een baan om de aarde gebracht. Blijkbaar was dit gepland, anders komt de balans niet samen. In feite werd, afgezien van het station van 75 ton, de grootste partij afval en schroot, met een gewicht van 25 ton, het gewicht van de laatste fase niet meegerekend, de ruimte in gelanceerd! Je kunt de vraag natuurlijk anders stellen: ze jaagden niet op het maximale gewicht, 75 ton was genoeg voor hen. Dit is een goed argument, alleen heeft het één klein nadeel: het Skylab-station kwam "onvoltooid" uit, het heeft niet eens zijn eigen motoren! Hoewel de middelen het mogelijk maakten om eenvoudig een van de kant-en-klare voortstuwingseenheden aan te sluiten, bijvoorbeeld die opgeslagen vanuit de Apollo LM-landingsmodules.
Het blijkt dat de Amerikanen, toen ze de mogelijkheid hadden om een volledig functioneel station van 100 ton te lanceren, besloten om zich vrijwillig te beperken tot 75% van de capaciteit, en de rest werd van bovenaf met rotzooi 'gegooid', zoals Sovjet-schoolkinderen eerder deden, met het overhandigen van oud papier … Als gevolg daarvan vloog Skylab na 1973 zonder de minste kans baancorrectie, en viel in 1979 volledig oncontroleerbaar in de wildernis van Australië. Om dit "wonder" te redden, dat slechts zes maanden actief aan het werk is, begon niemand of wilde het niet … Als we beginnen met het plukken van de resterende 75 "legale" ton "Skylab", dan is alles hier extreem vaag en mysterieus (het had 77 ton moeten wegen, maar de zonnebatterij viel tijdens de vlucht, waardoor 74,7 ton officieel gewicht overbleef).
Het station bestaat uit de volgende elementen:
Gewichtsverdeling van structurele elementen van het Skylab-station
(volgens het boek "Skylab Orbital Station" door L. Bellew E. Stullinger, vertaald uit het Engels M. Mechanical Engineering, 1977)
| Element | Lengte, m | Doorsnede, m | inhoud, m3 | Gewicht *, t |
| Aanlegstructuur | 5.2 | 3.0 | dertig | 6,3 |
| Astrokomplekt geldautomaat | 4.5 | 3.4 | 5.0 | vijf |
| Luchtsluis | 5.2 | 3.2 | 17 | 22.2 |
| Uitrusting compartiment | 0.9 | 6.6 | 2.0 | vijf |
| Orbitaal blok | 14.6 | 6.6 | 275 | 35,4 |
Dus al deze rotzooi trekt in totaal 71t. En volgens officiële cijfers zou het ongeveer 77 ton moeten zijn. Nu al een discrepantie. Er is een versie over een discrepantie: volgens gegevens van NASA wordt de massa van de ATM astrocomplete twee keer zo veel aangegeven als in het boek van Bellew en Stulinger ≈11,8 ton in plaats van 5,05 ton. (Of uit het niets werd ~ 6,7 ton gecrediteerd) Of neem een wonderbaarlijke luchtsluis van 22 ton - dit is meer dan het Sovjet-Salyut-station! Kijk - de gemiddelde dichtheid van de kamerruimte is 22 / 17≈1,3 t / m3, maar er zit geen brandstof of iets zwaars in. Het lijkt erop dat het compartiment zelfs niet met water is gevuld, maar met zand … Maar het Sovjet-Salyut-station was drie keer langer - 15 meter; en breder in diameter - 4,15 m. Waar hebben ze deze camera van gemaakt - lood!? Maar de gemiddelde compartimentdichtheid van ruimtevaartuigen ligt tussen de 0,25 en 0,35 t / m3. Zelfs de gemiddelde dichtheid van de afdalingsvoertuigen is minder dan 1 t / m3 (anders zouden ze in het water zinken), hoewel het afdalingsvoertuig het dichtste, zwaarste en meest duurzame element onder ruimtevaartuigen is.
De luchtsluis van het Skylab-station met een volume van 17m3 zou dus vier keer minder moeten wegen dan ~ 5,6 ton. (Dit betekent dat ze ~ 16t toevoegden.) We kunnen apart praten over de "gepantserde" hoofdkuip met een gewicht van ~ 12t. En dit ondanks het feit dat hij niet eens het hele station beschermt, maar slechts een deel van de kroon! Zo weegt de standaard kuip van een Delta-2 raket (diameter = 2,9 m; hoogte = 8,48 m) slechts 839 kg. Maar de stroomlijnkap van de Atlas-2-raket (diameter = 4,2 m; hoogte = 12,2 m) weegt maar liefst ~ 2 ton. De zwaarste Amerikaanse kuip van de Titan-4 raket met een diameter van 5,1 m en een hoogte van 26,6 m (vijf diameters lang!) Weegt slechts ~ 6,1 ton. De som van de optellingen van de gewichten van de delen van het Skylab-station en het laadvermogen bedraagt dus al ongeveer 30 ton. Hier voegen we dingen toe die alleen in virtual reality bestaan,en het bestaan daarvan is onmogelijk te verifiëren - dit zijn de bovengeplande overblijfselen van 8 ton brandstof en een semi-mythische adapter van de eerste trap (~ 5 ton) die naar verluidt de ruimte in werd getrokken. Dit betekent slechts 30 + 8 + 5 = 43t. Blijft netto 100-43 ≈ 57t.
Samenvatting: Het laadvermogen van Saturn-5 in de baan van het Skylab-type was niet groter dan ~ 60t. Dit is een uiterst belangrijke conclusie voor ons, want om bemande vluchten naar de maan uit te voeren met behulp van een enkelvoudig lanceringsschema, is het noodzakelijk om een raket te hebben die minstens 45-50 ton vracht naar de maan kan sturen, wat overeenkomt met een laadvermogen van minstens ~ 130 ton in een lage baan om de aarde. … Dienovereenkomstig, als je geen vliegdekschip hebt voor 130 ton, maar er is half zoveel kracht, dan kun je hoogstens vijfentwintig ton commercials naar de maan sturen, wat genoeg is voor een flyby-missie, maar niet genoeg om op onze natuurlijke satelliet te landen.
Aangezien het incident van "Skylab" algemeen bekend is, zal deze doorn in het Amerikaanse oog lang bestaan en hun burgerlijk bloed drinken, en wat is jammer - alles is al vastgelegd in het verleden, er kan niets veranderd worden …
Kerosine of waterstof?
Dit merkwaardige argument wordt algemeen aanvaard op internet dankzij uw bescheiden bediende, die voor de lol besloot het tegenovergestelde probleem op te werpen: laat Skylab 60 ton wegen of zelfs alle 75 ton. Wat zijn de kenmerken van de raket in termen van de specifieke impuls van de tweede trap, zodat het laadvermogen gelijk is aan het gewicht van het station, zodat overtollige ballast niet nodig is? Ik wil meteen opmerken dat door het fixeren van de podiummassa's en het variëren van alleen de specifieke impuls van de tweede trap, ik onjuist handel, omdat dit probleem wellicht een andere oplossing heeft - zonder de specifieke impulsen van de motoren te veranderen, gewoon de absolute massa van de trappen zelf verminderen. Niettemin, nadat de massa en de specifieke impuls van de eerste trap Isp ~ 304 sec. (het is al te laag en kan nauwelijks veel lager zijn), ik kwam tot een interessante conclusie,dat om een lading van vijfenzeventig ton te lanceren, de motoren van de tweede trap een specifieke impuls moeten hebben Isp ~ 380 sec, d.w.z. veel lager dan het bereik van "waterstof" raketmotoren (ze hebben simpelweg geen Isp onder de 400 seconden).
En de vlam is duidelijk geen waterstof …
Verder, rekening houdend met de ‘lichtgewicht’ versie van het ‘Skylab’ niet meer dan zestig ton, blijkt dat met een vaste canonieke eerste trap van ‘Saturnus’ de tweede ‘kerosine’ kan worden gemaakt, omdat de vereiste specifieke impuls van de motoren zal dalen tot waarden in de orde van Isp ~ 330 sec. … kan eenvoudig worden geïmplementeerd met behulp van zuurstof-kerosine-raketmotoren met goede nozzles voor grote hoogte. Bovendien werd een grappige foto ontdekt van banktests van de Saturn-5-motor van de tweede trap onder de aanduiding J-2, die een roodgele koolwaterstofgloed heeft in plaats van een puur blauwe fakkel.
Bovendien is er een massa bewijs dat de Amerikanen er niet in geslaagd zijn de 'waterstof' te realiseren en te voltooien met een stuwkracht van bijna honderd ton: in 1965-1967 waren er herhaalde ongevallen (zowel tijdens de vlucht als op de tribune) met waterstoftrappen. met J-2-motoren, die eindigde in explosies en volledige vernietiging van de structuur. Echter, in plaats (of samen) met de bovenstaande stelling over het vervangen van onbetrouwbare J-2-motoren door iets anders (met slechtere eigenschappen), blijft er een ander argument over: voor de implementatie van een raket- en ruimtesysteem van zo'n hoog gewicht (ongeveer 3000 ton) met slechts vijf motoren in de eerste fase, deze tractie vijf moet bijzonder goed zijn!
De F-1-motor: realiteit en fictie
Veel onderzoekers wijzen allereerst niet op de problemen met de fijnafstelling van 'waterstofgas' in de bovenste trappen, maar op de onmogelijkheid om op dat technische niveau en op die circuitoplossingen een eenkamerraketmotor op kerosine en zuurstof te implementeren met een stuwkracht van meer dan 700 ton. Hiervoor zijn veel redenen, en de belangrijkste is de zogenaamde. hoogfrequente verbrandingsinstabiliteiten veroorzaakt door de (ongeveer) brokken onverbrand brandstofmengsel (zoals "detonerend gas") die verschijnen in een enorme kamer, die niet gelijkmatig opbranden, maar als micro-explosies. Zolang de motorkamer klein is, is dit aanvaardbaar. Maar met enorme lineaire afmetingen vindt detonatie plaats in de motor, die in resonantie komt, die de motorbehuizing vernietigt. Jarenlang werd het als zeer problematisch beschouwd om een enkele raketmotor te maken met een stuwkracht van meer dan honderd ton.
Sovjetontwerpers vertegenwoordigd door V. P. Glushko en anderen kwamen tot een ondubbelzinnige conclusie: het is mogelijk om grote motoren met vloeibare stuwstof alleen in een gesloten circuit te maken, wanneer een (of beide) componenten de kamer niet in vloeibare vorm (vloeistof-vloeistofschema) binnendringen, maar als een heet gas (vloeibaar-gas-schema), dat vermindert de ontstekingstijd van brandstofgedeelten drastisch en lokaliseert het probleem van frequentie-instabiliteiten van verbranding aanzienlijk tot redelijke limieten. Desalniettemin houden de Amerikanen vol dat ze erin zijn geslaagd iets te doen dat niet in de natuur kan zijn, d.w.z. een raketmotor met één kamer die draait op kerosine en zuurstof in een open circuit met een vloeistoffase toevoer van beide componenten en een stuwkracht van meer dan 700 ton.
F-1-motor op de stand
Ook de beschikbare foto's van banktests van deze wondermotor roepen veel vragen op, want daar komt dikke ondoorzichtige rook uit de straalpijp, achter de sluier waarvan pas na enkele meters een vlam doorbreekt! Zelfs de medewerkers van de testsite, die veel dingen hadden gezien, waren verrast door het werk van deze "cokesovenbatterij". Een foto. F-1-motor op de bank Toen ze deze "zwarte vlam" zagen, was de eerste reactie van de testers om alles onmiddellijk uit te schakelen, totdat het explodeerde. Maar collega's met een Duits accent legden uit dat alles in orde is, dat het "zo nodig" is …
Een uitweiding is hier noodzakelijk. In tegenstelling tot de meeste Sovjet-raketmotoren, die waren gemaakt van twee gebonden omhulsels uit één stuk (buitenste en binnenste), waartussen vloeistofkoeling door een van de componenten (meestal brandstof, minder vaak een oxidatiemiddel) door geribbelde kanalen stroomde, waren de meeste Amerikaanse raketmotoren van die jaren een set van enorme het aantal dunne buizen, die aan elkaar waren vastgemaakt door soldeer- en krachtbanden, die de gebruikelijke vorm van de kamer en het mondstuk van de motor voor vloeibare stuwstof vormden. De buizen liepen meestal langs de as van de motor, en als je een dubbele set buizen gebruikt, stroomde er wat kerosine van boven naar beneden - van de kop naar de rand van het mondstuk, en langs de andere (parallel), vice versa - van onder naar boven, en leverde verwarmde brandstof aan de mondstukkop.
Ik zal nu niet de voor- en nadelen van elk schema bespreken, ik zal alleen zeggen dat onze "plaat" -schalen waren gemaakt van een sluwe bronzen legering en Amerikaanse pijpen waren gemaakt van nikkel of staal. Het verschil is dat het Sovjet-chroombrons (niet zonder een tip van de gevangen Duitsers uitgevonden) betere warmtegeleidende eigenschappen had dan staal en nikkel. Dus de onderzoeker van de maanvervalsing S. Pokrovsky in het artikel "Waarom de vluchten naar de maan niet plaatsvonden" wijst op de structurele defecten van de legering waaruit deze buizen van de F-1-motor zijn gemaakt - dit is de nikkellegering Inconel X-750. Zonder in te gaan op een gedetailleerde beschrijving van de argumenten van Pokrovsky, zal ik erop wijzen dat, naar zijn mening, op dat moment hittebestendige nikkellegeringen nog steeds slecht bestudeerd waren, en zoals later bleek,deze meest experimentele Inconel X-750-legering kon in werkelijkheid niet de nodige sterkte-eigenschappen bieden met de opgegeven bedrijfsparameters van de motor.
Volgens Pokrovsky verlieten de Amerikanen stilletjes de zeldzame nikkellegering en schakelden ze over op betrouwbaarder hittebestendig staal. Volgens de hypothese van Pokrovsky werden de Amerikanen bovendien gedwongen om de temperatuur in de verbrandingskamer aanzienlijk te verlagen (met 15%) om de veilige werking van de motor op dunne stalen buizen te garanderen, en als gevolg daarvan ongeveer 22% van de motorstuwkracht te verliezen. Ik moet toegeven dat ik het niet helemaal eens ben met de onderbouwing van de numerieke schattingen van deze versie, in het bijzonder met de schatting van de bijdrage van stralingswarmte-uitwisseling van waterdamp in de kamer van de F-1-motor, maar ik zou willen opmerken dat er ongetwijfeld een gemeenschappelijke korrel is in deze hypothesen. Alleen zou ik het veel gemakkelijker rechtvaardigen en een beetje vanaf de andere kant.
Als ik de problemen van verbrandingsinstabiliteiten en het probleem van de ontploffing van brandstofbossen in een grote verbrandingskamer enige tijd verlaat, wil ik het hebben over de warmtegeleidende eigenschappen van verbrandingskamers en mondstukonderdelen van een motor met vloeibare stuwstof met behulp van kwalitatieve voorbeelden. Het was niet voor niets dat ik zei dat de Sovjetkamers van zulke klassieke raketmotoren met vloeibare stuwstof als RD-107 en RD-108 waren gemaakt van speciaal chroombrons (en alle koperlegeringen hebben een uitstekende thermische geleidbaarheid), dus zelfs een zeer dikke muur bracht op betrouwbare wijze warmte over op stromende kerosine. Nikkel en staal hebben een veel lagere thermische geleidbaarheid, dus als alle andere dingen gelijk zijn, zijn ze ontworpen voor een lagere warmteflux per oppervlakte-eenheid. De verbrandingskamerwand functioneert onder ondenkbare thermische belastingen: enerzijds heet gas met een temperatuur van 3500K, anderzijds stroomt kerosine met een temperatuur tien keer minder. Als warmte in de vorm van convectieve (contact) overdracht en in de vorm van een stralingsstroom, die op elke vierkante centimeter van de kamerwand valt, niet wordt afgevoerd en 'overgebracht' naar het stromende koelmiddel (kerosine), dan zal de wandtemperatuur beginnen te stijgen (tot aan de gastemperatuur), en het metaal zal gemakkelijk smelten.
De grootte van de warmteflux wordt op zijn beurt bepaald door zowel de gastemperatuur als de druk (gasdichtheid). Het is duidelijk dat de verbrandingstemperatuur wordt bepaald door de chemie van het proces, en in feite verschilt deze voor de meeste kerosine-motoren voor vloeibare stuwstof met niet meer dan 5-7%. Druk is een andere zaak - het gas kan heet zijn, maar de dichtheid zal laag zijn en de warmteflux zal klein zijn. In alle eerste Sovjet-kerosineraketmotoren zonder serieuze gordijnkoeling door vloeistofinjectie in de wandzone (behalve de motorkopzone) varieerde de druk in de kamer van 52 tot 60 atmosfeer. Alle eerste Amerikaanse kerosine-raketmotoren, gemaakt door verschillende bedrijven (!), Zoals de LR87-3 van het bedrijf Aerojet met een stuwkracht van 73 ton voor de Titan-1-raket hadden een werkdruk van slechts 40 atm, en zijn tweelingbroer LR79-7 met een stuwkracht van 75 ton,gemaakt door de bitterste concurrenten van "Rocketdyne" voor raketten van het "Delta" -type, had een werkdruk van 41 atm!
Een andere bekende serie LR89-motoren van dezelfde Rocketdyne voor de raketfamilie van het Atlas-type was tevreden met slechts 42 atmosfeer in de kamer, die aan het begin van de jaren 90 op een niveau van slechts 48 atmosfeer was gebracht. De lezer kan natuurlijk twijfelen aan het bestaan van een verband tussen het buisvormige ontwerp van de kamers van de Amerikaanse raketmotoren en hun bedrijfsparameters. Maar hier is de paradox - dezelfde LR87-5 zonder de kamer en het mondstuk te veranderen, na vervanging van de componenten van kerosine en zuurstof door aerosin-50 en stikstoftetroxide, werd met succes bedreven bij een druk van 54 atm, en in het LR87-11-model werd de druk op 59 atm gebracht! Dezelfde buizen, dezelfde camera, maar wat is het verschil? Het verschil is simpel: ten eerste brandt aerosin-50 (een mengsel van heptyl en hydrazine) in stikstoftetroxide bij een temperatuur een paar honderd graden lager,en ten tweede hebben hydrazine en zijn derivaten betere koelingseigenschappen dan kerosine.
Om de waarheid te zeggen, van alle brandstofcomponenten die in de ruimtevaart worden gebruikt, komt kerosine op de laatste plaats als koelmiddel. Als iemand geïnteresseerd is in Sovjet raketmotoren met vloeibare stuwstof met een druk dieper dan 100 atm in de kamer, dan zal ik een eenvoudig ding uitleggen: er zijn, naast stroomkoeling, nog twee of drie gordijnkoelbanden door directe brandstofinjectie in de muurlaag. Het is alleen mogelijk om brandstofinspuitriemen in een behuizing van plaatstaal te organiseren, maar niet in een buisvormige kamer! De buisvormige structuur zelf dient als belemmering. Na deze hele lange excursie te hebben voltooid, verbaasde de lezer zich over een banaal feit: in de "buisvormige" F-1-motor werd naar verluidt een druk van 70 atmosfeer gerealiseerd! Het probleem is dat alle buisvormige kamers gemaakt van nikkel en stalen materialen boven 40..48 atm op dat moment gewoon niet konden worden gerealiseerd. Anders zouden de Amerikanen al hun kerosine-raketmotoren lang geleden gedwongen hebben,die, volgens het technologische niveau, op het niveau van 40-50 jaar geleden zijn gebleven. Ik zal echter op de een of andere manier proberen een apart speciaal artikel aan dit aspect te wijden.
Ik voorzie (op voorhand) een dergelijk argument: met een lineaire toename van de grootte van de motor, groeit het oppervlak in een vierkant en het volume in een kubus. Laten we zeggen dat de lineaire dimensie verdubbelt, het motoroppervlak verviervoudigt en het volume acht keer groeit. En geweldig! Wat volgt hieruit? Het feit is dat de stralingswarmteflux wordt bepaald door het emitterende oppervlak van het gas, en niet door het volume (helderheid wordt in principe gedefinieerd als het uitgestraalde vermogen per eenheidsoppervlak), ook door de convectieve warmteflux - het wordt bepaald door het oppervlak van de kamer, en niet door het volume. Het enige dat in ons land groeit, is het specifieke aandeel kerosine, waarmee een eenheid van de kamerwand kan worden gekoeld. Maar het probleem is - zelfs als we twee keer zoveel kerosine pompen, zal de koelcapaciteit van de muur zelf hierdoor niet toenemen en zal deze niet meer warmte kunnen afgeven. Bovendien is geen enkele regeneratieve koeling van kerosine-raketmotoren in principe in staat om alle warmtestromen uit het lichaam te verwijderen zonder gebruik te maken van de reeds genoemde gordijnkoeling door directe injectie in de muurlaag, die (vanwege het buisvormige karakter van de kamer) alleen bij de kop kan worden georganiseerd.
Als dit niet het geval was, zouden nu de Sovjet (Russische) RD-180's met een druk van 250 atm in een kamer met een plaatchroom-bronzen mantel en een meerlagige gordijnkoeling niet worden gebruikt op de Amerikaanse Atlas, maar integendeel - op onze Sojoez en "Protonen" zouden gelicentieerde buisvormige nikkel-monsters zijn, zoals de F-1 en andere soortgelijke. Daarom moet, op basis van het bovenstaande, de stuwkracht van de F-1 raketmotor proportioneel worden "afgezonderd" tot het werkdrukniveau van 40..48 atm of 30..40% van het nominale, dwz. tot het niveau van 380..460 ton nabij de grond, wat de totale geschatte massa van de Saturn-5 raket met meer dan anderhalf keer sterk vermindert! In deze richting bewogen en deze hypothese vergeleken met de studie van journaals van de vlucht "Saturn-5", kwam S. Pokrovsky tot de conclusie,dat de aard van de supersonische schokgolven duidt op een aanzienlijke ondersnelheid in de eerste fase van de operatie, wat de onvoldoende stuwkracht van de motoren en een aanzienlijk verminderde brandstoftoevoer bevestigt. En hoewel een geschil mogelijk is over de schattingen van de werkelijke vliegsnelheid van de Saturn-5-raket, is één ding zeker: de eerste trap was aanzienlijk (misschien twee keer) lichter dan de canonieke versie, anders had dit ontwerp nooit kunnen loskomen van het lanceerplatform.
Deel 1 - Deel 3
