научная статья по теме Попасть на Луну американцы не могли Науковедение

Текст научной статьи на тему «Попасть на Луну американцы не могли»

Технические науки

Авиационная и ракетно-космическая техника

Проектирование, конструкция и производство летательных аппаратов

Покровский С.Г., кандидат технических наук, директор ООО «Научно-производственное предприятие «Проект-Д»

ПОПАСТЬ НА ЛУНУ АМЕРИКАНЦЫ НЕ МОГЛИ

На основании анализа кинозаписи полета комплекса Сатурн-5-Аполлон в момент отделения первой ступени ракеты-носителя, показано, что набранная ракетой скорость существенно (на 800-1100 м/с) ниже необходимой по программе полета на данном участке траектории. А потому декларированная полезная нагрузка, необходимая для лунных экспедиций, не могла быть выведена к Луне.

ВВЕДЕНИЕ

Сомнения в реальности американских лунных экспедиций 1968-72 годов высказывались сразу после этих полетов. В значительной мере это связано с тем, что для иллюстрирования полетов было привлечено значительное количество фото- и киноматериала, снятого на Земле в съемочных павильонах в период предполетных тренировок. Несмотря на то, что скептики при анализе кадров повсеместно обнаруживают детали, противоречащие возможности их съемки на Луне, общая масса вовлеченного материала такова, что заключение о реальности-нереальности полетов по нему сделать технически невозможно. Для такого заключения необходим скрупулезный анализ каждого из десятков или даже сотен тысяч снимков, иллюстрирующих американские экспедиции.

Но, кроме вопросов о том, как и что может или не может быть на «лунных» снимках, существуют еще и сомнения инженеров.

Сомнения инженеров в реальности полетов базируются на том, что американцы слишком быстро прошли путь от совсем слабых ракетных двигателей (в 1964 г. у США впервые появилась возможность вывода на орбиту тяжелых спутников весом 3-4 тонны) к рекордным по характеристикам двигателям. Причем после окончания «лунной эпопеи» кончилась и история этих рекордных двигателей. Они более нигде не использовались. Отсюда естественным образом вытекает логика поиска доказательств. Если характеристики двигателей намного хуже декларированных НАСА, то это должно отразиться на параметрах движения комплекса ракеты-носителя Сатурн-5 и космического корабля Аполлон. В корпусе кино- и фотодокументов лунных полетов присутствуют материалы полета ракеты на активном участке траектории, которые не могут быть приписаны павильонным съемкам. И среди них есть киноленты с записью полета вблизи точки отделения (ТО) первой ступени с характерным именно для ракет «Сатурн» срабатыванием твердотопливных тормозных двигателей, выглядящим как взрыв[1].

И именно этот «паспорт» ракеты-носителя «Сатурн» создает условия для проверки истинности декларированных НАСА характеристик ракеты.

Отделение первой ступени происходит на высоте 65-67 км при скорости 2360 м/с в системе отсчета, связанной с вращающейся Землей или 2750 м/с в абсолютной системе отсче-та[2]. Отключаются 4 маршевых ЖРД Ф-1, происходит разделение ступеней и включаются 8

тормозных РДТТ первой ступени с тягой 39 т каждый. Время работы РДТТ 0.66 секунды. Струя тормозных РДТТ 1-ой ступени направлена по ходу ракеты.

Чуть раньше, за 0,2 с до разделения ступеней, включаются 8 РДТТ осадки топлива второй ступени. Следом подается команда на запуск водородных двигателей 1-2 второй ступени. Через 2.4 с после отделения двигатели второй ступени выходят на номинальный режим.

Приводим фрагмент таблицы с данными по параметрам атмосферы в ТО, взятой нами из [3],

Таблица 1.

Параметры атмосферы на высотах 30-75 км.

Высота, км Температура в градусах Давление, кГ/м Плотность, кг/м3 Скорость звука, м/сек Средняя длина свободного пробега, мм

по Цельсию абсолютная НАКА Гриммингер

30 -55,0 218,0 120,1 186410-5 296,0 0,0047 0,006

35 -33,0 240,0 56,48 795 10"5 310,6 0,011 0,014

40 +3,7 276,7 29,35 358 10"5 333,5 0,024 0,03

45 +40,3 313,3 16,56 17810"5 354,9 0,05 0,07

50 +87,0 350,0 9,970 9610"5 375,1 0,09 0,11

55 +87,0 350,0 6,167 59. 10"5 375,1 0,15 0,18

60 +87,0 350,0 3,820 36,610-5 375,1 0,24 0,29

65 +46,4 319,4 2,315 24,3. 10"5 358,3 0,36 0,46

70 +15,9 288,9 1,335 15,510"5 340,7 0,56 0,68

75 -14,7 258,3 0,725 9,4. 10-5 322,2 0,92 1,06

Обращаем внимание, что ТО располагается в самой верхней части т.н. мезосферы. Это область повышенной температуры воздуха и, соответственно, повышенной скорости звука. Плотность воздуха здесь невысокая - масштаба 0.01-0.02% от плотности в приземной атмосфере, но не пренебрежимая. Длина свободного пробега молекул около 0.5 мм. А потому для крупных объектов, таких как ракета длиной 100 м и диаметром 10 м, здесь работают все законы газовой динамики.

КРАТКОЕ СОДЕРЖАНИЕ ЗАПИСИ

Ролик [1] - это кинолента в реальном времени, снятая при одном из полетов комплекса ракеты носителя Сатурн-5(в дальнейшем С-5) и космического корабля Аполлон-11(А-11). Длительность ролика по таймеру воспроизведения 30 секунд. Он содержит 726 кадров, что соответствует стандартной скорости съемки 24 кадра в секунду.

Фото1-а. Полет ракеты перед выключением Фото 1-б. Полет ракеты через 4 кадра после вы-двигателей первой ступени. ключения маршевых ЖРД первой ступени.

Включены РДТТ осадки топлива, расположенные на второй ступени.

Начинается ролик кадрами движения ракеты с включенными двигателями(около 7 секунд - 165 кадров). В соответствии с описанием работы С-5[2], к этому времени один из 5 жидкостных двигателей (ЖРД) F-1 уже отключен, полет в последние секунды перед разделением ступеней выполняется на четырех ЖРД. При просмотре кадров ролика, тем не менее, не возникает ощущения, что светящийся факел создан периферийными, выходящими за габарит ракеты двигателями. Скорее всего, вопреки описанию, работает один ЖРД - центральный. Но в данной работе мы не будем настаивать на таком своем видении.

Перед разделением подается команда на выключение периферийных ЖРД. На кинокадрах отчетливо видно, что широкая струя дыма от работы двигателей - резко сжимается

Через 14 кадров наблюдается включение РДТТ осадки топлива, расположенных на 2-ой ступени.

При дальнейшем движении ракеты происходит срабатывание тормозных двигателей первой ступени. Кратковременный (за 0.66 секунды) выброс значительной энергии и значительного количества продуктов горения (около 1 тонны) - производит впечатление взрыва при разделении. В атмосфере распространяется ударная волна, вслед за которой с существенно сверхзвуковой скоростью в радиальном по отношению к траектории направлению расширяется хорошо видимое облако продуктов горения топлива РДТТ. Расширение облака взрыва в направлении движения приводит к тому, что облако полностью скрывает ракету.

Фото 2-а. Кадр непосредственно перед началом видимого роста облака «взрыва», связанного с работой РДТТ(188 кадр)_

Фото 2-б. Начало образования облака «взры-ва»(189 кадр)

Фото 2-в. Фронт УВ и облака продуктов работы Фото 2-г. Работа РДТТ завершена. Дымовое об-РДТТ догоняет голову ракеты(192 кадр) лако отстает.(213 кадр)

Через 2 с лишним секунды после окончания работы РДТТ можно определить работу двигателей второй ступени. Она фиксируется по повышению яркости параболического следа (декорированного скачка уплотнения) перед отделившейся первой ступенью.

Фото 3-а. Фиксируется яркое свечение в зазоре между ступенями, свидетельствующее о работе двигателей 2-ой ступени. (266 кадр)

Фото 3-б. Зазор между ступенями увеличивается. Скачок уплотнения начинает терять яркость.

Фото 3-в. Зазор увеличивается еще больше. В промежутке между ступенями просматривается струя двигателей второй ступени.

Фото 3-г. Расстояние между ступенями становится значительным. Скачкообразно снижается яркость факела за 1-ой ступенью. Время - 13 сек. после включения РДТТ.

В дальнейшем происходит постепенное отставание первой ступени от головной части.

Необходимо сразу дать пояснения некоторым физическим процессам. В частности, наблюдающемуся усилению и ослаблению факела за первой ступенью.

Срабатывание РДТТ («взрыв») вызывает резкое торможение первой ступени и отлив остаточного топлива по пространству опустевших баков от турбонасосного агрегата и/или от выходных отверстий форсунок камеры сгорания. Остатки топлива в практически пустом баке представляют себе пену. И после окончания импульса, отбросившего их от трубопроводов, эта пена, по-видимому, снова занимает все пространство бака и поступает через не полностью перекрытые каналы к форсункам.

Начало работы двигателей второй ступени, струя которых врезается в плоскую голову первой ступени, приводит к аналогичному эффекту торможения ступени и отбрасыванию остатков топлива первой ступени вперед (Фото 3-а,б). Заметим, однако, что при еще ясно видимой струе двигателей второй ступени на Фото 3-в явно виден серьезный факел за первой ступенью. Отрицательное ускорение, создаваемое давлением скоростного напора газов двигателей второй ступени, недостаточно для того, чтобы топливо переместилось в головную часть баков первой ступени. А когда первая ступень удаляется приблизительно на 150180 метров от второй, схлопывание «раздвинутой» ранее атмосферы - снова вызывает эффект сильного торможения первой ступени.

Скрупулезный расчет, по-видимому, сможет показать, какую реальную тягу создавали двигатели второй ступени. Но это выходит за рамки задач данной работы.

ИЗМЕРЕНИЕ СКОРОСТИ ПО ОТСТАВАНИЮ ДЫМОВ

После окончания работы РДТТ в воздухе продолжает существовать аэрозольное облако, которое отстает от ракеты. На Фото 4 представлены 16 последовательных кадров от двух кадров, на которых облако еще позитивно развивается, и до момента ухода отставшего облака из поля зрения камеры.

- 183,4 4ЗДв Ц Р 207,1 <1кМа — 229,9 ] ! I -

Фото 4. Отставание облака аэрозольных продуктов срабатывания РДТТ после завершения их работы. 210-225-ый кадры видеоролика. Номера кадров идут в строках слева направо, второй ряд начинается с 214 кадра, третий - с 218...

Очевидно, что в моменты, когда облако развивается и опережает нос ракеты, оно движется со скоростью не меньшей, чем скорость самой ракеты. В дальнейшем оно тормозится вплоть до повисания в неподвижном воздухе. Скорость отставания облака от ракеты при этом нарастает. Асимптотическим пределом этог

Для дальнейшего прочтения статьи необходимо приобрести полный текст. Статьи высылаются в формате PDF на указанную при оплате почту. Время доставки составляет менее 10 минут. Стоимость одной статьи — 150 рублей.

Показать целиком

Пoхожие научные работыпо теме «Науковедение»