В предыдущей части «Путеводителя» я обещал на десерт оставить самую вкусную часть разоблачения «лунного обмана» - претензии к ракетно-космической системе «Сатурн-Аполлон». Доводы здесь, как мне кажется, весьма просты и очевидны: да, фото и киноматериалы вполне могли быть сняты на Земле (что почти признано), но это вполне могло объясняться лабораторным браком при проявке пленки, плохим качеством самих снимков и т.п. Хочу сделать одно важное отступление. Действительно, в так называемом документальном кино и репортерской съемке часто принято использовать «постановочные кадры» и «реконструкцию».
Не будем строги к творческим работникам, ибо в реальной жизни там, где
происходят актуальные события, часто нету хорошего студийного света,
выходят из строя кинокамеры, бьются дорогие объективы, сгорают софиты… К
тому же, можно просто банально не успеть запечатлеть исторический кадр
века!
В наши дни стало общеизвестным, что съемочная группа 7-го ноября 1941 года не успела снять речь товарища Сталина на Красной площади, и едва ли не решением Политбюро его обязали произнести речь второй раз. Подстановка легко раскрылась, ибо Сталин выступал на лютом морозе, во время метели, тогда как на кинопленке у него при открытии рта даже не идет пар! С другой стороны, его речь транслировалась в прямом эфире по радио, а самого Сталина видели тысячи участников парада 1941 года.
Приведу совсем жесткое, опасное сравнение. При запуске Юрия Гагарина никакой репортажной, и уж тем более протокольной, съемки не велось. Только техническая фиксация и только для спецхрана. Учитывая политическую значимость события, необходимость тиражирования качественного пропагандистского материала, было решено через несколько дней сделать «реконструкцию» прощания перед стартом с реальным Гагариным и реальной ракетой того же класса. Как водится в таких случаях, снимали со многих камер, устроили торжественный рапорт у заправленной (!) ракеты, обнялись, поцеловались, пустили слезу…
С точки зрения законов кино – это все верно и грамотно. Бросает ли это тень на Юрия Гагарина? Ничуть, ибо радиолюбители всего земного шара принимали его сигналы, сам корабль был хорошо визуально виден на многих наблюдательных пунктах, а главное – таких «шариков» с антеннами типа «Восток» была запущена тьма-тьмущая как до 12 апреля 1961 года, так и после, только назывались они по-другому, и вместо космонавта на их борту стояла мощная фотокамера с хорошим запасом пленки. Подобные фоторазведчики запускались не реже раза в неделю, поэтому реальность реализации полета Юрия Гагарина не вызывает вопросов.
Что же касается ракетно-космической системы «Сатурн», то все ракеты этого семейства были в середине 70-х годов поспешно утилизированы, документация и рабочие агрегаты – уничтожены, остались лишь несколько музейных макетов, которые вполне могли быть изначально габаритно-весовыми муляжами для различных статических тестов, наличие которых ничего не доказывает. К примеру, в СССР было выпущено больше десяти изделий 11А52 или «Н1» в натуральную величину – так называлась советская лунная ракета программы пилотируемого полета на наш естественный спутник. При этом только четыре изделия с номерами 3Л, 5Л, 6Л и 7Л реально запускались с полигона Байконур, одну – 4Л отложили на склад «в резерв», остальные использовались для различных тестов, обучения стартовой команды и пр. Несколько готовых ракет номера 8Л, 9Л и еще два несобранных комплекта были просто пущены на металлолом после закрытия программы...
При этом мы все понимаем, что будь ракета Н1 даже выставлена на ВДНХ, то это ничего бы не доказывало, ибо ее печальная история хорошо известна.
Ну, что ж, мы можем в ответ показать свои музейные двигатели, макеты лунных кораблей и кабин, и что же – мы тоже летали на Луну?! Хотя, конечно, тоже вариант. Поэтому, возвращаясь к теме нашего рассказа (а все предыдущее было лишь необходимым отступлением), хочу заявить прямо и без обиняков: музейными экспонатами нас не запугать! Это все бутафорский реквизит и не более того. Наша главная задача – проанализировать все имеющиеся статистические, кино и фотоматериалы реальных запусков ракет семейства «Сатурн» с целью ответа на один крайне важный вопрос: удовлетворяет ли ракета «Сатурн-5» и корабль «Аполлон» минимально необходимым техническим характеристикам для доставки двух-трех человек к Луне и безопасному их возвращению на родную Землю?
Фальшивая «легенда»
Один из самых глупых мифов и заблуждений относительно программы «Сатурн-Аполлон» заключается в том, что ее безукоризненное (с точки зрения официальной прессы) выполнение основано на глубокой проработке и тщательных испытаниях всех компонентов лунной программы. Увы, но это не совсем так, вернее – совсем не так. Внимательное изучение подготовительного периода с 1964 по 1969 перед началом лунных пилотируемых миссий полно весьма пикантных подробностей.
Первый испытательный полет корабля «Аполлон» на вспомогательной легкой ракете «Сатурн-1Б» состоялась 26 февраля 1966г. Поднявшись на высоту 488км, сей объект плюхнулся по баллистической траектории в Атлантику. Целью данной миссии согласно НАСА было испытание прототипа корабля Apollo и проверка его спускаемого аппарата на управляемый вход в атмосферу. Однако при спуске корабль потерял управление по крену, вошел в режим неуправляемой закрутки и с запредельными перегрузками упал в океан. Целью второго полета 5 июля 1966г. было изучение «поведение жидкого водорода в невесомости». Вот как ежегодник Большой Советской Энциклопедии (БСЭ) за 1967г описывает результаты полета: «Последняя ступень (ракета S-IVB) экспериментальной ракеты-носителя «Сатурн IB» SA-203 выведена на орбиту с не полностью 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». Третий полет в этом году 25 августа 1966г был опять суборбитальным, зато дальность была впечатляющей – выловили объект уже в Тихом океане.
В одном из источников сухо указано, что мол разделение прошло отлично, не смотря на «незначительные» проблемы с клапанами в системе охлаждения двигателя. И даже с совсем незначительными колебаниями верхней ступени, которую с трудом вернули под контроль (!?) Отчего она, видимо, и угодила вместо орбиты в Тихий океан. Спуск капсулы в атмосфере был «более крутой, чем рассчитывалось» (!?), поиски упавшей капсулы велись около девяти часов! Тут можно только добавить для полноты впечатлений - при стендовых испытаниях второй ступени ракеты «Сатурн-5» на 350-секундный интервал работы 25 мая 1966 года пламя вспыхнуло в двух местах, и тест пришлось прервать. Через три дня при снятии этой же ступени со стенда ее водородный бак неожиданно взорвался, при этом ранения получили пять рабочих. Стенд был серьезно поврежден. Затем, 20 января 1967 года при наземных испытаниях взорвалась ступень S-IVB-503, которую готовили в качестве третьей ступени для ракеты «Сатурн-5» серийный номер №503 для легендарного полета корабля «Аполлон-8». Ну, и в довершение то, что знают все: 27 января 1967 года сгорели три астронавта в корабле Аполлон-1 при наземной тренировке всего за несколько недель до их старта! После чего комиссия по расследованию инцидентов пришла к выводу: пилотируемые полеты на такого рода технике накрылись медным тазом на ближайшее неопределенное время.
Далее, было два беспилотных запуска ракеты «Сатурн-5» - один в ноябре 1967 года под индексом «Аполлон-4», когда корабль всей мощью ракеты смоги вывести лишь на эллиптическую орбиту апогеем всего 18 тысяч километров, и второй – под индексом «Аполлон-6», когда ракета едва не развалилась в воздухе, в полете отказали двигатели второй ступени, потом возникла проблема с третьей, техническая киносъемка показала частичное разрушение некоторых конструктивных элементов ракеты, в итоге вместо имитации облета Луны по высокоэллиптической траектории апогеем до 500 тысяч километров, полетали около Земли и приземлились с большой ошибкой по неуправляемой баллистической траектории. И это все, что было сделано до декабря 1968г в плане летных испытаний лунной ракеты «Сатурн-5» перед первым (!) пилотируемым полетом к Луне «Аполлон-8». Видимо, американцы решили больше испытательных полетов не проводить, денег и нервов на них не тратить, а отправить сразу людей и сразу к Луне, потому что люди у нас – главное, люди – не подведут! А коли подведут – так их не жалко…
Сколько весит «Скайлэб»?
Самым большим бельмом на глазу американской лунной программы по праву считается самая первая звездно-полосатая космическая станция «Скайлэб», созданная путем переоборудования третьей ступени ракеты «Сатурн-5». Судя по официальным данным, это крупнейшая моноблочная космическая станция, когда либо запущенная для работы на длительной основе. Сие эпохальное событие, произошедшее 14 мая 1973 года, ознаменовало еще и конец космической карьеры ракет «Сатурн-5», ибо это был последний, тринадцатый (!) запуск изделий данного сорта.
Обычно, когда полезную нагрузку готовят загодя под конкретный носитель, то ее массогабаритные параметры выбираются исходя из максимальных возможностей носителя. Например, корабль «Восток» весил чуть меньше пяти тонн потому, что ракета «Восток», она же изделие 8К72К, не могла большего. Ровно по той же причине корабль «Союз» последние сорок лет весит чуть меньше семи тонн, а станции типа «Салют» - около 19 тонн. Хотелось бы больше, да старый «Протон» больше не вытягивал. Соответственно, когда американцы решили удивить мир, и соорудить грандиозную космическую станцию, мы вправе были ожидать, что «Сатурн-5» пойдет на рекорд грузоподъемности. Во всех полетах кораблей «Аполлон», от А-4 до А-17, - вес полезного груза только нарастал, а в полете А-15 был поставлен рекорд – 140 тонн груза на околоземной орбите.
В книге рекордов Гиннеса есть следующая официальная запись: «Самым тяжелым выведенным на околоземную орбиту объектом была 3-я ступень американской ракеты «Сатурн 5» с космическим кораблем «Аполлон-15», весившая до выхода на промежуточную селеноцентрическую орбиту 140512 кг» Каково же было разочарование узнать, что в последнем рекордном полете, согласно официальным данным, вес полезного груза составил лишь 74,7 тонн. С другой стороны, расчеты, показанные мною в третьей части «Пепелацев», доказывают, что «Сатурн-5» вполне мог вывести на опорную целевую орбиту типа «Скайлэб» (высота 435км наклонение 50 град.) полезный груз весом до ста тонн! Не говоря о том, что на совсем низкую орбиту (т.н. LEO) – не менее 120т. Возникает резонный вопрос: а где все остальное?
Мы ждали демонстрации мощи, а нам показали носитель, который вместо ста тонн едва допер семьдесят с копейками… 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”. На фото слева: "Скайлэб" с одним "крылом". Левое "крыло" потеряли...
Однако, разбирая американскую отчетность, я обнаружил поразительную вещь: недобор полезной нагрузки и работа в три четверти силы сочетались с рекордным грузом, когда-либо поднятым на околоземную орбиту – в этот майский день 1973 года (так выходит) ракета «Сатурн-5», надрывая пуп, вытащила в космос на своем горбу аж 147 тонн! Правда, этот абсолютный мировой рекорд (почему-то) нигде и никем не признан. Однако дальше началось самое интересное. А что собственно входит в эти 147т?
Во-первых, на орбиту вышла вторая ступень ракеты (сухой вес около 42т) и еще 13т остатков топлива, что в три раза выше обычных остатков для этой ступени (обычно не более 4..5 тонн). Во-вторых, сам «Скайлэб» весом порядка 75т. Кроме того, НАСА тащила на орбиту откровенный хлам: был выведен на орбиту обтекатель весом почти 12т !!! Этот факт крайне нездоровый. Специалисты меня поймут: зачем обтекатель тащить на высоту 450км? Обычно этот элемент конструкции опадает на высотах 90-130км еще задолго до выхода на орбиту МСЗ. Дальше просто смысла нет. Скажем, ракетой «Протон» выведено на орбиту семь «Салютов», один «Мир», несколько модулей типа «Квант», «Спектр», «Кристалл» и др., несколько сегментов МКС. При этом советская ракета всегда сбрасывает этот самый обтекатель в полете задолго до выхода на орбиту. И все прочие существующие носители сбрасывают обтекатель на стадии выведения – так энергетически выгодней.
На тысячи космических запусков можно припомнить всего несколько случаев нарушения данного неписанного правила. Помимо этого, еще и не отделился переходник первой ступени весом 5 тонн. И его тоже взяли с собой на орбиту. Видимо так было запланировано, иначе баланс не сойдется. Фактически, кроме 75-тонной станции, в космос была запущена крупнейшая партия мусора и металлолома весом 25 тонн, не считая веса последней ступени! Можно, конечно, поставить вопрос иначе: они не гнались за максимальным весом, им 75 тонн вполне хватило. Это аргумент хороший, только у него есть один маленький недостаток: станция «Скайлэб» вышла «недоделанной», на ней даже нет собственных двигателей! Хотя ресурсы позволяли легко присоединить любой из готовых двигательных блоков, например, имеющихся на хранении от посадочных модулей ЛМ корабля «Аполлон».
Получается, что, имея возможность запустить 100-тонную полнофункциональную станцию, американцы решили добровольно ограничится 75% мощности, а остальное "докидали" сверху барахлом, как раньше делали советские школьники, сдавая макулатуру... В итоге «Скайлэб» после 1973 года летал без малейшей возможности коррекции орбиты, а в 1979 году и вовсе неконтролируемо упал в дебрях Австралии. Спасать это «чудо», активно проработавшее лишь полгода, никто не стал или не захотел… Если же мы начнем ковырять оставшиеся 75 «законных» тонн «Скайлэба», то и здесь все крайне туманно и загадочно (она должна была весить 77т., но в полете «уронили» солнечную батарею, так что осталось 74,7т официального веса).
Станция состоит из таких элементов:
Развесовка элементов конструкции станции "Скайлэб"
(согласно данных книги «Орбитальная станция Скайлэб» Л.Белью Э.Стулингер, пер. с англ. М. Машиностроение, 1977 )
| Элемент | Длина, м | Диаметр, м | Объем, м3 | Масса*, т |
| Причальная конструкция | 5,2 | 3,0 | 30 | 6,3 |
| Астрокомплект АТМ | 4,5 | 3,4 | 5,0 | 5 |
| Шлюзовая камера | 5,2 | 3,2 | 17 | 22,2 |
| Отсек оборудования | 0,9 | 6,6 | 2,0 | 5 |
| Орбитальный блок | 14,6 | 6,6 | 275 | 35,4 |
Итак, все это барахло в сумме тянет на 71т всего-навсего. А по официальным данным должна быть около 77т. Уже нестыковка. Есть версия насчет нестыковки: согласно данных НАСА масса астрокомплекта АТМ указана в два раза больше, чем в книге Белью и Стулингера ≈11,8т вместо 5,05т. (Или на ровном месте ~6,7т приписали) Или взять чудо-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. Даже средняя плотность спускаемых аппаратов меньше 1т/м3 (иначе они бы тонули на воде), хотя спускаемый аппарат наиболее плотный, наиболее тяжелый и прочный элемент среди космических аппаратов.
Таким образом, 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, штатный обтекатель ракеты Дельта-2 (диметр=2,9м; высота=8,48м) весит всего 839 кг. 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. Итак, сумма приписок весов частей станции «Скайлэб» и полезной нагрузки уже составила в сумме около 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 целевой орбите типа «Скайлэб» не превышали ~60т. Это крайне важный вывод для нас, ибо для осуществления пилотируемых полетов к Луне по однопусковой схеме необходимо иметь ракету, которая смогла бы отправить к Луне не менее 45-50 тонн груза, что эквивалентно возможностям по полезной нагрузке не менее ~130 тонн на низкой орбите Земли. Соответственно, если у вас нет носителя на 130 тонн, а есть вдвое меньше силёнок, то к Луне вы сможете отправить в лучшем случае тонн эдак двадцать пять, что достаточно для облётной миссии, но не достаточно для посадки на наш естественный спутник.
Поскольку казус «Скайлэба» широко известен, то это бельмо на американском глазу еще долго будет существовать и пить их буржуинскую кровь, и что обидно – все уже зафиксировано в прошлом, ничего изменить уже нельзя…
Керосин или водород?
Далее, учтя «облегченную» версию «Скайлэба» не более шестидесяти тонн, выясняется, что при фиксированной канонической первой ступени «Сатурна», вторую вполне можно сделать «керосиновой», ибо необходимый удельный импульс двигателей опустится до величин порядка Iуд~330сек т.е. легко реализуется на кислородно-керосиновых ЖРД с хорошими высотными сопловыми насадками. И более того, обнаружилась забавная фотография стендовых испытаний двигателя второй ступени «Сатурн-5» под индексом J-2, у которого вместо чистого голубого факела наблюдается красно-желтое углеводородное свечение.
Кроме того, есть масса свидетельств в пользу того, что реализовать и довести до конца «водородник» с тягой почти в сто тонн американцы так и не смогли: на протяжении 1965-1967гг были неоднократные аварии (как в полете так и на стенде) водородных ступеней с двигателями J-2, окончившиеся взрывами и полным разрушением конструкции. Однако, вместо (или вместе) с вышеуказанным тезисом о замене ненадежных двигателей J-2 на нечто другое (с худшими характеристиками), остается другой довод: для реализации ракетно-космической системы столь высокого веса (около 3000т) при всего пяти двигателях на первой ступени, эта тяговая пятерка должна быть особо выдающейся!
Двигатель F-1: реальность и вымысел
Многие исследователи как раз указывают в первую очередь не на проблемы с доводкой «водородников» на верхних ступенях, а именно на невозможность на том техническом уровне и на тех схемных решениях реализовать однокамерный ракетный двигатель на керосине и кислороде тягой свыше 700 тонн. Тут есть масса причин, и главная из них – т.н. высокочастотные неустойчивости горения, вызванные тем, что (грубо) в огромной камере возникают сгустки несгоревшей топливной смеси (наподобие «гремучего газа»), которые выгорают не равномерно, а как бы микровзрывами. Пока камера двигателя мала – это терпимо. Но при огромных линейных размерах в двигателе возникает детонация, которая входит в резонанс, что разрушает корпус двигателя. Долгие годы создать одиночный ЖРД тягой свыше ста тонн считалось весьма проблематичным.
Советские конструкторы в лице В.П. Глушко и других пришли к однозначному выводу: делать крупные ЖРД возможно лишь по замкнутой схеме, когда один (или оба) компонента поступают в камеру не в жидком виде (схема жидкость-жидкость), а как горячий газ (схема жидкость-газ), что резко снижает время воспламенения порций топлива, и существенно локализует проблемы частотных неустойчивостей горения до разумных пределов. Тем не менее, американцы настаивают на том, что им удалось сделать то, чего не может быть в природе, т.е. однокамерный ракетный двигатель на керосине и кислороде по открытой схеме с жидкофазной подачей обоих компонентов и тягой свыше 700 тонн.
Тут необходимо сделать одно отступление. В отличие от большинства советских ракетных двигателей, которые изготовлялись из двух скрепленных цельнолитых оболочек (наружной и внутренней), между которыми по ребристым каналам протекало жидкостное охлаждение одним из компонентов (обычно горючее, реже окислитель), большинство американских ЖРД тех лет представляли из себя набор огромного количества тонких трубок, которые путем пайки и силовых бандажей скреплялись между собой, образуя привычную форму камеры и сопла ЖРД. Трубки обычно шли вдоль оси двигателя, и если использовать двойной набор трубок, то по одним керосин тек скажем сверху вниз – от головки до края сопла, а по другим (параллельным) наоборот – снизу вверх, подавая нагретое горючее к форсуночной головке.
Не буду сейчас обсуждать достоинства и недостатки каждой схемы, скажу только, что наши «листовые» оболочки делали из хитрого бронзового сплава, а американские трубки – из никеля или стали. Разница в том, что советская хромистая бронза (придуманная не без подсказки трофейных немцев) обладала лучшими теплопроводными свойствами, чем сталь и никель. Так вот, исследователь лунного подлога С. Покровский в статье «Почему полеты на луну не состоялись» указывает на конструкционные недостатки сплава, из которого были сделаны эти самые трубки двигателя F-1 – это никелевый сплав Инконель Х-750. Не вдаваясь в подробное описание доводов Покровского, укажу, что, по его мнению, на то время жаропрочные никелевые сплавы были еще плохо изучены, и как оказалось, этот самый экспериментальный сплав Инконель Х-750 в действительности не мог обеспечить необходимых прочностных свойств при заявленных рабочих параметрах двигателя.
По мнению Покровского, американцы тихо отказались от редкого никелевого сплава, перейдя на более надежную жаропрочную сталь. Кроме того, по гипотезе Покровского, для обеспечения безопасной работы двигателя на тонких стальных трубках, американцы были вынуждены пойти на существенное снижение температуры в камере сгорания (на 15%), и как следствии – на потерю около 22% тяги двигателя. Должен признаться, что я не вполне согласен с обоснованием численных оценок данной версии, в частности, с оценкой вклада лучистого теплообмена паров воды в камере двигателя F-1, однако хотел бы заметить, что здравое зерно в этих гипотезах, несомненно, присутствует. Только я бы это обосновал гораздо проще и немного с другого конца.
Оставив на некоторое время вопросы неустойчивостей горения и проблемы детонации сгустков топлива в большой камере сгорания, хотел бы на качественных примерах поговорить о теплопроводных свойствах камер сгорания и сопловых частей ЖРД. Я не зря упоминал, что советские камеры таких классических ЖРД как РД-107 и РД-108 изготовлялись из особой хромистой бронзы (а все медные сплавы обладают великолепной теплопроводностью), поэтому даже весьма толстая стенка надежно отдавала тепло проточному керосину. Никель и сталь обладают куда меньшей теплопроводностью, поэтому при прочих равных условиях они рассчитаны на меньший теплопоток на единицу площади поверхности. Стенка камеры сгорания работает при немыслимых тепловых нагрузках: с одной стороны горячий газ температурой 3500К, с другой – течет керосин с температурой в десять раз меньше. Если тепло в виде конвективной (контактной) передачи и в виде лучистого потока, которое падает на каждый квадратный сантиметр стенки камеры, не будет отведено и «передано» проточному хладагенту (керосину), то температура стенки начнет расти (в пределе до температуры газа), и металл легко расплавится.
В свою очередь, величина теплового потока определяется как температурой газа, так и его давлением (плотностью газа). Очевидно, что температура сгорания определяется химией процесса, и на самом деле у большинства керосиновых ЖРД она различается не более чем на 5-7%. Другое дело давление – газ может быть горячим, но его плотность будет мала, и теплопоток будет мал. У всех первых советских керосиновых ЖРД без серьезного завесного охлаждения впрыском жидкости в пристеночную зону (кроме зоны головки двигателя), давление в камере варьировалось в пределах от 52 до 60 атмосфер. Все первые американские керосиновые ЖРД, созданные разными фирмами (!), такие как LR87-3 фирмы «Аэроджет» тягой 73 тонны для ракеты «Титан-1» имел рабочее давление всего 40атм, и его «брат-близнец» LR79-7 тягой 75 тонн, созданный злейшими конкурентами из «Рокетдайна» для ракет типа «Дельта», имел рабочее давление аж 41атм!
Другая известная серия двигателей LR89 того же «Рокетдайна» для семейства ракет типа «Атлас» довольствовалось всего 42 атмосферами в камере, которые к началу 90-х годов довели до уровня всего лишь 48 атмосфер. Читатель конечно же может усомнится в наличии связи между трубчатой конструкцией камер американских ЖРД и их рабочими параметрами. Но вот парадокс – тот же LR87-5 без переделки камеры и сопла, после замены компонентов с керосина и кислорода на аэрозин-50 и азотный тетроксид, с успехом эксплуатировался при давлении 54атм, а в модели LR87-11 давление было доведено до 59атм! Те же трубки, та же камера, но в чем разница? Разница простая: во-первых, аэрозин-50 (смесь гептила и гидразина) в азотном тетроксиде горит при температуре на пару сотен градусов ниже, а во-вторых гидразин и его производные соединения обладают лучшими охлаждающими свойствами, нежели керосин.
По правде сказать, из всех применяемых в космонавтике топливных компонентов, керосин – на последнем месте как охладитель. Если кто интересуется советскими ЖРД с давлением глубоко за 100атм в камере, то я поясню простую вещь: там кроме проточного, еще два-три пояса завесного охлаждения прямым впрыском топлива в пристеночный слой. Просто в листовой оболочке можно организовать пояса впрыска топлива, а в трубчатой камере – нельзя! Сама трубчатая структура служит тому помехой. Завершив весь этот длинный экскурс, озадачу читателя банальным фактом: в «трубчатом» двигателе F-1 было якобы реализовано давление в 70 атмосфер! Беда в том, что все трубчатые камеры из никелевых и сталистых материалов выше 40..48атм на то время просто не могли быть реализованы. Иначе американцы уж давно бы форсировали все свои керосиновые ЖРД, которые по технологическому уровню так и остались на уровне 40-50 летней давности. Впрочем, этому аспекту я постараюсь как-нибудь посвятить отдельную специальную статью.
Предвижу (заранее) аргумент такого рода: при линейном увеличении размеров двигателя, его поверхность растет в квадрате, а объем в кубе. Скажем, линейный размер растет вдвое, площадь поверхности двигателя вчетверо, а объем – в восемь раз. И замечательно! Только что из этого следует? Дело в том, что лучистый теплопоток определяется излучающей поверхностью газа, а не его объемом (светимость в принципе определяется как излучаемая мощность единицей площадки), тоже и с конвективным теплопотоком – он определяется площадью поверхности камеры, а не ее объемом. Единственное, что у нас растет – это удельная доля керосина, которую можно использовать для охлаждения единицы площади стенки камеры. Но вот беда – даже если мы в два раза больше прокачаем керосина, охлаждающая способность самой стенки от этого выше не станет, и больше тепла она отдать не сможет. Более того – никакое регенеративное охлаждение керосиновых ЖРД в принципе не способно отводить все теплопотоки с корпуса без использования уже упомянутого завесного охлаждения непосредственным впрыском в пристеночный слой, который (из-за трубчатого характера камеры) кроме как возле головки организовать не представляется возможным.
Если бы это было не так, то сейчас советские (российские) РД-180 с давлением в 250атм в камере с листовой хромо-бронзовой рубашкой и многоярусным завесным охлаждением не применялись бы на американских «Атласах», а наоборот – на наших «Союзах» и «Протонах» стояли бы лицензионные трубчато-никелевые монстры типа F-1 и иже с ними. Поэтому, исходя из вышеизложенного, тяга ЖРД F-1 должна быть пропорционально «секвестирована» до уровня рабочего давления 40..48атм или на 30..40% от номинала, т.е. до уровня 380..460 тонн у земли, что резко снижает общую оценочную массу ракеты «Сатурн-5» более чем в полтора раза! Двигаясь в этом направлении, и сопоставляя данную гипотезу с изучением кинохроники полета «Сатурн-5», С. Покровский пришел к выводу, что характер сверхзвуковых скачков уплотнения указывает на существенный недобор скорости на участке работы первой ступени, что подтверждает недостаточность тяги двигателей и существенно уменьшенный запас топлива. И хотя возможен спор относительно оценок реальной скорости полета ракеты «Сатурн-5», несомненно одно – ее первая ступень была существенно (возможно вдвое) легче канонической версии, иначе эта конструкция никогда бы не смогла оторваться от стартового стола.
«Упертое» сопло
Как в таких случаях говорят - лучше один раз увидеть, чем сто раз услышать: На рисунке хорошо видно, что срез сопла на одном уровне с плоскостью днищ баков - а они фактически лежат на нижней ступени. Вам видно? Нет? Ну тогда еще снимок в полете - срез сопла и поверхности днищ баков практически принадлежат одной плоскости:
Есть такая штука, как индукция зажигания топливной смеси. Даже для самовоспламеняющихся компонентов топлива. В начальный период работы двигателя возникнет заброс давления где-то в полтора раза из-за того, что первая порция топлива еще не воспламенилась, а ей в затылок уже подпирает следующая. Если принять время задержки зажигания в 30-50 миллисекунд, а средний расход через двигатель взлетной ступени ЛМ около 5кг топлива в секунду, то эффект от утыкания сопла в стенку будет сопоставим со взрывом безоболочечного устройства мощностью 150..250г. тротилового эквивалента. Такой «ручной гранаты» под задницей у астронавтов вполне хватит, чтобы пробить осколками все баки и кабину, оторвать сопло и раскидать ошметки корабля в радиусе 50 метров. Разумеется, при условии, что кто-либо вздумал использовать макет лунного модуля ЛМ по его прямому назначению…
Все военнообязанные граждане знают, что строго-настрого запрещается упирать казенную часть гранатомета в стену или иную преграду – беды не оберёшься. К сожалению, не все в Америке знакомы с этой прописной истиной, иначе они обязательно что-нибудь придумали более оригинальное.
Симуляция приземления
Уже не раз приходилось указывать на весьма странную ситуацию с организацией спуска астронавтов и их последующего спасения в условиях открытого океана. Сложность при возвращении космического аппарата после полета к Луне, когда скорость его входа в земную атмосферу близка ко второй космической скорости, связана с увеличением перегрузок и повышением напряженности теплового потока. Для успешного решения задачи спуска надо в этом случае очень точно выдерживать «коридор» входа в атмосферу, который определяет границы по углу входа в атмосферу. Генерал Каманин так описывал процесс посадки советского лунного корабля «Зонд»:
«Корабль, по расчетным данным, должен входить в атмосферу Земли под углом 5..6 градусов к плоскости местного горизонта. Уменьшение угла входа от допустимых значений всего на один градус чревато возможностью «незахвата» корабля атмосферой Земли. Превышение угла входа на один градус ведет к возрастанию перегрузок от 10..16 единиц при расчетном спуске до 30..40 единиц, а более значительное увеличение этого угла будет опасно не только для экипажа, но может привести и к разрушению самого корабля. Иными словами, корабль должен пролететь более 800 000 километров по трассе «Земля-Луна-Земля» и на скорости 11 километров в секунду попасть в зону («воронку») безопасного входа диаметром 13 километров. Такая высокая точность может сравниться лишь с точностью, потребной для попадания в копейку с расстояния 600 метров».
Учитывая большую неопределенность и допустимую ошибку измерения координат корабля, в СССР на всякий случай расставили поисково-спасательные суда вдоль всей трассы спуска, от точки входа в атмосферу над Южным полюсом до конца зоны видимости из акватории Индийского океана. Всего было задействовано двадцать морских судов и даже один самолет дальней разведки Ту-95РЦ. На этом фоне выглядят особо странным профанация мер поиска и спасения экипажа у американцев. Почему-то у них все спускаемые аппараты всегда приземлялись в радиусе обычно трех-пяти морских миль (!!!) от какого-нибудь авианосца, при этом спасательные группы всегда ожидали аппарат только в одной точке.
Даже сейчас, когда полеты на орбиту Земли стали рутиной, поисково-спасательные отряды российских служб всегда готовы к приему гостей в двух точках - точке управляемого спуска, и точке баллистического спуска. Эти точки при спуске с орбитальной станции разнесены не очень далеко - всего 500км. Но при возвращении со второй космической скоростью разница в точках приземления идет на тысячи километров. Почему-то в НАСА этот момент как-то упустили. Скажем больше - когда неуправляемый корабль Apollo-13 несся к Земле, и экипаж, как утверждают в американском ЦУПе, вручную (!) пытался попасть в этот самый коридор (а это всего 10км), даже тогда баллистики считали только одну возможную точку посадки. Почему не две? Может, просто они этого не знали? В одном источнике есть карта места посадки корабля Apollo-11.
Я уже как-то обобщал суть различий советского и американского подхода к организации спасения лунного экипажа: трасса спуска кораблей типа «Союз/Зонд» является решением обратной баллистической задачи попадания в заданный район при условии «минимальные перегрузки», а трасса спуска кораблей «Аполлон» является решением обратной баллистической задачи попадания в заданный район при условии «минимальное рассеивание». Действительно, если ставить задачу спасения экипажа, то приходится идти на всякие ухищрения. Нужно предусмотреть безопасную трассу с минимальными перегрузками, расставить корабли поисково-спасательной службы вдоль всего океана, ждать экипаж в двух точках, между которыми тысячи километров и т.д. Короче, как писал Каманин - попасть в копейку с расстояния 600 метров.
Если же ставить задачу минимального рассеивания - то тогда не нужен и мощный океанский флот, не нужна разветвленная поисково-спасательная служба ВМФ. Правда, здоровьем (а может и жизнью) экипажа придется пожертвовать. Добавлю, что минимальное рассеивание интересует обычно при пуске ядерных боеголовок по территории противника… Кстати, два слова о влиянии перегрузок на человека. Алексей Леонов как-то вспоминал о тяжелом спуске «Восхода-2»: отказала система ориентации, спускались вручную «на глазок». Перегрузки зашкаливали, приземлились, черт знает где, в глухой тайге. И хотя Леонов и Беляев были в космосе всего сутки, первые минуты после посадки они едва могли встать на ноги. Выбравшись на снег, космонавты какое-то время просто лежали на снегу от бессилия. А теперь сравните усталые небритые лица наших с гламурными белозубыми улыбками их героев телевизионного лунного «мыла» - нет реализма! Как говорится в одном пошлом анекдоте, вы бы хоть лимончик съели… ***
Подводя итоги нашей экскурсии по памятным местам величайшего «лунного» обмана всех времен и народов, хотел бы добавить, что невозможно объять необъятное, и о многом мы не смогли поговорить – про системы жизнеобеспечения и радиацию, про сложности стыковки на орбите спутника Луны и т.д. Равно как невозможно уделить хотя бы одну минуту каждой картине «Эрмитажа», так и невозможно вкратце передать накопившийся за последние 40 лет скепсис здоровой части человечества. Но главное в другом – в общественном сознании произошел серьезный, качественный перелом, и вся история с «полетами» на Луну вскоре займет именно то место, которое ей более всего подобает – среди апокрифов, баек, анекдотов и прочего народного фольклора. Ибо речь идет не о реальном факте истории, а о великом искусстве, которое (согласно классику) принадлежит народу.