«Пепелацы» летят на Луну. Часть 3. «Лохотрон»
Навстречу 35-й годовщине «высадки» людей на Луну!

И так, дорогие читатели, в прошлой части мы с Вами узнали о том, как не хорошо воровать водород у американского народа. Некоторые мои критики утверждают, что указанную недостачу, оказывается, покрывает чугунная болванка, прикрученная в качестве балласта к кораблю АПОЛЛОН–8. Такое техническое решение потрясает своей простотой и надежностью, ибо ничто не может быть так надежно, как цельный кусок металла. Если Вам когда-нибудь надо будет отгрузить чугун, но не в Воронеж, а скажем на Луну, можете себя не утруждать поисками подходящего экспедитора – всем известно, что лучший поставщик чугуна на Луну – это фирма НАСА. Реквизиты станции-получателя отправляйте по факсу в Хьюстон.

На самом деле, мои придирки к полету корабля АПОЛЛОН-8 носили, в сущности, мелочный характер. Какая, в сущности, разница: было ли украдено 25 тонн топлива, а может только 15 или вовсе 7. В конце концов, на любой нефтебазе Вам расскажут, как украсть бензин цистернами, а по сему 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 времени второго включения двигателя третей ступени, в одном случае АППОЛОН–4 увеличил апогей орбиты всего лишь до 17400 км, а во втором случае АПОЛЛОН–8 совершил облет Луны с теми же данными.

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 задокументированными событиями – запуск корабля АПОЛЛОН–12 на Луну и вывод на орбиту ИСЗ космической станции «Скайлеб».

Я сейчас в руках держу документ. Здесь написано: «весовая сводка Сатурн–5 АППОЛОН–12 (в кг)». Источник информации (1) файл в каталоге 4-12. Здесь описана вся короткая жизнь изделия Сатурн–5 с момента команды «зажигания» а ж 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.

Для понимания всего дальнейшего, нам понадобится следующий математический аппарат. Во-первых, формула Циолковского V=I*Ln(Z), где V – характеристическая скорость, I – удельный импульс двигателя, Z – отношение масс вначале и в конце работы двигателя.

Во вторых, пусть тяга двигателя описывается законом F=f(t)=I*S(t) где S – секундный расход топлива; тогда Мт=интеграл (S(t)*dt)=Sx*T при (0, Т); здесь Sx – средний интегральный расход топлива одного двигателя на всем интервале для конкретного типа двигателя.

И в третьих, согласно методу характеристических скоростей для определения конечной скорости активного участка выведения существует следующее уравнение:
Vк=сумма(Vxi) –Vпотерь+Vземля=сумма(Ii*Ln(Zi)) –Vпотерь+Vземля;

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

Ну а теперь сам запуск АПОЛЛОН–12.

Масса в момент отрыва от стола= 2905,2т (предпусковая масса на 38,7т больше – 2944тонны); масса топлива включая период падения тяги = 2080,0т; тогда Z1= 3,521; Vx1 = 3753,2м/с при уд.имп =2982 м/с; кроме того, центральный двигатель проработал 135 сек., боковые 162,3 сек.; это значит, что Sx1=2080/(135+4*162,3)=2,652тонн/сек.
Масса после разделения первой и второй ступени указана 659т. Для простоты рассуждения вычтем САС (4,04т) и переходник между первой и второй ступенью 3,972т. Так как эти 8 тонн сбрасываются почти сразу после разделения, то их влияние на дальнейший полет минимально и будем считать оставшуюся совокупную массу =651,0 тонн. Фактически расход топлива через двигатели второй ступени = 438 тонн, тогда число Z2 = 3,056; Vx2 = 4656,6м/с при уд.имп=4168м/с; кроме того, (по данным АПОЛЛОН–11) центральный двигатель должен был отработать 296,6 сек., а боковые 388,2 сек., тогда Sx2 = 438/(296,6+4*388,2) = 0,237 тонн/сек.

Масса комплекса перед первым включением третей ступени = 165,6 тонн, израсходовано через двигатель естественным путем 29,3 тонны топлива во время первого включения третьей ступени. Тогда Z3 = 1,215; Vx3 = 811,6 м/с при уд.имп. = 468/с; при расчетном времени первого включения 145 сек. Sx3 = 0,202 тонн/сек.;

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. Известно, что широта точки старта 28,5градус, а наклонение опорной орбиты примерно 31 градус. Значит, (грубо) прибавка за счет вращения Земли = 465*cos(28,5) *cos(31) = 352 м/с. Отсюда можем грубо прикинуть величину действительных потерь скорости на участке выведения ИСЗ: 3753,2+4656,6+811,6-Х+352=7790. Отсюда Х=1783,4 м/с.

Масса объекта перед вторым включением третей ступени = 134,9 тонн. Эта масса стала меньше на примерно 1,2т главным образом за счет утечки водорода через дренаж, остаток топлива по факту = 71,9 тонн, тогда Z4 =2,141; Vx =3218,4 м/с при уд.имп. = 4227 м/с. Удельный импульс второго включения несколько увеличился за счет перехода на соотношение компонентов 4,5:1 вместо 5,5:1. Во многих источниках оценка потерь компланарного маневра разгона с опорной орбиты ИСЗ к Луне равна 150 м/сек, тогда фактическое приращение скорости равно 3068,4 м/сек. Итоговая масса полезной нагрузки 46,6 тонн; масса вместе с последней ступенью равна 63,0 тонн.

Ура, товарищи! Тем, кто уже уснул – очнитесь. Выше был приведен полный расклад, и все цифры, как говорится, сошлись до копейки. Это и есть тот самый эталонный расчет эталонного носителя вместе с эталонным кораблем, который к месте и не к месту с искажениями и перевираниями 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.

Не надолго пошлем всех этих американцев на… Луну, а сами перенесемся в 1973 год в май месяц 14 число. В этот день, как нас уверяют, двухступенчатый вариант ракеты Сатурн-5 вывела на орбиту с наклонением в 50 градусов и высотой 400 километров с копейками груз весом 74783 кг.

Если хорошенько поискать на сайте НАСА, то можно найти некий документ названый «NASA Investigation Board Report On The INITIAL FLIGHT ANOMALIES OF SKYLAB 1» Все умеющие пользоваться Рамблером и Ко. без труда его найдут. Нам здесь интересны только две вещи: время работы центрального двигателя первой ступени 140,7 сек; боковых 158,2 сек; центрального двигателя второй ступени 153,4 сек; боковых – 428,4 сек. Третей ступени, как известно, там не было.

Давайте теперь оценим фактические количества топлива первой и второй ступени, используя среднее расходное значение по двигателям из верхнего примера. У нас получится: Мт1=2,652*(140,7+4*158,2)=2051,6 тонн; Мт2=0,237*(153,4+4*428,4)=442,2 тонны. Как видите, в первом случае наша оценка расходится с эталоном на 1,3% меньше, во втором случае на 1% больше. Все это я здесь написал для того, чтобы еще раз подчеркнуть, что 14 мая 1973 года была использована серийная РН Сатурн-5, а не какая-то нестандартная, недозаправленная, с нагруженным балластом, или что-то в этом духе ракета.

Далее я решил задаться посторонней задачей: сколько груза может вывести двухступенчатый вариант РН Сатурн-5 на низкую опорную орбиту ИСЗ? Считаем. Прибавка вращения земли на широте Флориды и наклонение орбиты 50 градусов равно 264,1 м/сек. Запасы топлива первой и второй ступени взял согласно эталону – соответственно 2080 тонн и 438 тонн. Учел, что конструкция второй ступени полегчала на 3,65 тонн из-за отсутствия переходника 3-й ступени, зато вес конструкции 1-й ступени я увеличил на 11,7тонн (обтекатель) минус 4 тонны САС. В итоге, чтобы не мучить публику повторением всех расчетов заново, у меня получился результат – масса полезной нагрузки равна 119 тонн. Вы спросите, ну и что тут такого? Правило! Если во всех полетах масса объекта на орбите ожидания составляла грубо 135 тонн, то вывести чистых 119 тонн на низкую опорную орбиту ракета должна точно. Пикантная ситуация заключается в том, что на чуть-чуть более лучшую орбиту было выве6дено всего 74,7 тонн. 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 и все из одного штуцера, не выезжая из гаража.

А теперь внимание! Рассказываю про «ЛОХОТРОН».

У нас известно Z1=3,657; Z2=3,69; Vx1=3867м/с при уд.имп.=2982 м/с; Vx2=5442,3м/с при уд.имп.=4168 м/с; полезная нагрузка 119 тонн. Вопрос – если уменьшить полезную нагрузку до 74,7 тонны, то насколько нужно уменьшить отдельный импульс второй ступени, чтобы конечный результат остался тем же – 7790 м/с. Из меня математик не большой, поэтому результат я подобрал на калькуляторе – удельный импульс второй ступени равен=3450м/с.

А теперь медленно выдохните воздух и оцените смысл результата – вторая ступень РН Сатурн-5 была кислородно-керосиновая!

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 соотношения компонентов. Это наоборот нельзя, а так можно. Какие проблемы? Скажем больше – при соотношении кислорода и водорода как 5,5:1 из 438 тонн должно быть кислорода где-то 358,4 тонны. Типичное соотношение кислород – керосин у американцев 2,27:1. Это значит, что в полупустом водородном баке будет плескаться керосина 157,9тонн.

В результате масса топлива второй ступени увеличиться до 516,2 тонны или всего на 17,8%. А это значит, что конечная скорость выводимой полезной нагрузки массы 74,7 тонн в смысле энергетики будет больше на 255 м/сек. чем минимальная скорость на минимальной орбите – 7790 м/сек. Я весьма далек от научной баллистики, однако смею предположить, что этих 255 м/сек. хватит для того, чтобы «улучшить» орбиту с 200 км до 400. Если я не прав – пусть знатоки меня поправят.

Если вы скажете, что пускать в полет полупустой бак это грех – заполните сверху над керосином пространство твердой пеной. И все! Нельзя? Кто сказал? Дешево и сердито!

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

Представьте, что вонючий Кишиневский БОМЖ рассказывает вам о том, как он чудно загорал в Ницце. Конечно, можно послушать, поймать его на мелком вранье, типа вы не знаете, какой соус подают к устрицам. А можно просто окинуть сего господина взглядом, оценить содержимое его кошелька, и понять – оно того не стоит.

В нашем случае, фигурально выражаясь, этот самый кишиневский БОМЖ был ближе к Ницце, чем американцы к Луне в 1969 году! Или еще как говорят люди в селе – как рачками до Москвы.

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

(продолжение следует)

(1) «Пилотируемые полеты на луну, конструкция и характеристики Saturn-V Apollo» М., 1973г. Серия «Ракетостроение», т.3 http://www.epizodsspace.narod.ru/bibl/raketostr3/obl.html

Гоблин - това е не само и не толкова раса. Това е начин на мислене.