ПУТЕВОДИТЕЛЬ ПО АМЕРИКАНСКОМУ «ЛУННОМУ ОБМАНУ». ЧАСТЬ ВТОРАЯ.(окончание)

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.

 

Доступные фотографии стендовых испытаний этого чуда-двигателя также рождают массу вопросов, ибо из сопла там валит густой непрозрачный дым, за пеленой которого лишь через несколько метров пробивается пламя! Даже сами сотрудники испытательного полигона, видавшие много всякого, были немало удивлены работе этой «коксовой батареи». Фото. Двигатель F-1 на стенде Увидав это «черное пламя», первой реакцией испытателей было выключить все немедленно, пока не рвануло. Но коллеги с немецким акцентом пояснили, что все нормально, что это «так надо»…

 

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

 

Не буду утомлять читателей всеми существующими на сегодняшний день доводами против ракетно-космической системы «Сатурн-Аполлон», в завершении приведу мое самое любимое доказательство. Дело в том, что этот пресловутый ЛМ проектировали впопыхах, не сильно заботясь о правдоподобности конструкции в целом. А конструкция ЛМ проста и состоит из двух половинок: нижней «посадочной» ступени, и верхней «взлетной». Посадочная часть сверху имеет глухую плоскую поверхность, в которую упирается днища баков взлетной ступени, но что еще хуже – упирается сопло взлетного двигателя! Анализируя устройство лунного экспедиционного модуля ЛМ, я «уперся» в «дурацкий» вопрос: а где собственно газоотвод для взлета и работы ЖРД взлетной ступени? Судя по рисунку ниже, этот вопрос остается открытым - в центре должен находится ЖРД посадочной ступени и аппаратура автоматики управления. А куда взлетный факел от работающего ЖРД будет истекать!?

 

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:

 

Если хотите, то можете сами аккуратно линеечкой провести прямую линию вдоль сечения сопла. Рама посадочной ступени лунного корабля и детали рамы - верх абсолютно плоский! Куда газу истекать!?

 

 

После первой публикации этого факта возникла масса вопросов у читателей: а зачем вообще нужен газоотвод, газорассекатель, кому нужен зазор и каков должен быть его размер? Дело вот в чем. Фактически задача сводится к известному бассейну с двумя трубами - в одну трубу вливается, в другую выливается... Если вливаться будет больше чем выливаться, то бассейн переполнится. То бишь, если приход газа из сопла в подсопловую область будет превышать количество расхода газа наружу - давление газа в подсопловой области будет резко расти, произойдет лавинообразный заброс давления - фактически микровзрыв.

 

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 долго не мог понять, что с ней не так, потом понял: область возможных посадок, или район поиска, находится впереди точки приземления. Дело в том, что точка баллистического спуска всегда находится (на траектории) перед точкой управляемого спуска. Но не наоборот. Чем удалённей точка приземления от места входа в атмосферу, тем глубже аэродинамический маневр в атмосфере. Чем ближе к точке входа - тем больше траектория приближается к классической баллистической параболе. Рис. Место посадки командного отсека корабля Apollo-11 Вопрос (риторический): в Тихом океане было задействовано при всех полетах после Apollo-11 аж два(!) корабля службы спасения и поиска. Интересно, как всего двумя кораблями покрыть указанный на карте район поиска? И это притом, что в рядовых орбитальных полетах количество кораблей ВМС США обычно в два-три раза больше...

 

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.

Путеводитель по американскому «лунному обману». Часть первая.