Как все было? Это могут знать только те, кто это делал. Я попытаюсь, исходя из самых общих соображений и той информации, что нам доступна, описать ту ракету, что летала под названиями Сатурн-5 и Инт-21.
Начнем с истории. Итак: 1961 г. президент Кеннеди объявляет о начале лунной гонки. Какие РН американцы имели к этому моменту? На подходе была РН Титан-2, которая в варианте МБР совершила первый полет менее чем через год после выступления Кеннеди. В варианте РН с КК "Джемини" она имела стартовый вес 150,5 т. и выводила на низкую орбиту 3,2 т при первых пусках и 3,8 т в последних. Тяга двигателей первой ступени – менее, чем по 100 т. А что нужно было иметь через 7 лет? РН Сатурн-5 стартовой массой порядка 3000т (первоначально была озвучена цифра в 3500 т). Двигатель Ф-1 с тягой у земли – 680т. Полезная нагрузка на низкой орбите порядка 130т.
Многие далекие от техники люди думают, что увеличить размеры и массу технического изделия очень просто. Увеличь во сколько раз нужно размеры и получишь искомое. Однако это не так. Трудности при увеличении мощности (веса, размеров и т.д.) растут сначала линейно, а затем в соответствии со степенной функцией (сначала квадратичной, потом кубической, а потом могут принять такой характер, что на существующем техническом уровне цивилизации вообще не решаются). В ракетной технике это особенно характерно.
В качестве аналогии представьте себе времена, когда автостроители вплотную подошли к созданию автомобиля грузоподъемностью 15 тонн, а им срочно за 7 лет предложили разработать и запустить в производство авто на 300 т? Только в ракетостроении все еще гораздо сложнее.
Защитники скажут: "Ну ведь это США - самая мощная в мире техническая и научная держава! Не надо было - они и не делали большие ракеты, а понадобилось - сделали". Однако они вряд ли знают, что те самые американцы еще за 3 года до выступления Кеннеди даже не владели методикой оптимизации весов многоступенчатыз ракет. Иначе они смогли бы запустить в 1958 г. свой первый спутник массой в несколько раз большей, чем они запустили ( забыл сколько он весил? килограмма 2?) только за счет оптимального распределения весов их ступеней.Это, конечно, мелочь, но показательная. США в то время находились в самом начале освоения ракетной техники.
И так они приступили к разработке невиданной ракеты и невиданных по мощности двигателей. Наверное, кто-то сомневался в реальности таких планов, а кто-то верил нее. Однако одновременно с С-5 начинаются проектные разработки еще более мощной ракеты "Нова" со стартовым весом 5000 т! То же для лунного проекта. Однако вскоре объявляется, что разработка столь мощной ракеты потребует слишком много времени и они не уложаться в объявленные Кеннеди сроки. Вроде как для будущих скептиков: "Вы сомневаетесь в С-5, а мы то могли и помощнее сделать, да только сроки больно жесткие были, а уж С-5-то мы сварганили запросто!"
Схема ракеты была избрана несколько необычная - третья ступень выполняла и роль четвертой ступени - перевод КК с околоземной орбиты на траекторию полета к Луне. Чаще для этого используют еще одну ступень. Например, РН "Молния" представляет собой РН "Восток", оснащенный четвертой ступенью для перевода КА с низкой на высокую околоземную орбиту. Так же и "Протон". Уменьшение числа ступеней упрощает конструкцию, но требует повторного запуска двигателей, а также ухудшает весовые характеристики, т.к. приходится разгонять полупустые топливные баки последней ступени. Двигателей с повторным запуском американцы в 1961 еще не имели, но смело пошли на разработку такого двигателя. Однако в случае фальсифицированного полета "к Луне", такая схема оказывается очень удобной, т.к. запас характеристической скорости (а значит топлива) третьей ступени, предназначенный для разгона к Луне можно использовать для довыведения на околоземную орбиту. Действительно, если первая ступень действительно имела конечную скорость значительно меньше заявленной, то 3-я ступень имела запас около 3 км/с характеристической скорости, что с лихвой перекрывало недобор на первой ступени.
• Сделаем приблизительный расчет. Прикидки по киносъемкам стартов С-5 дают конечную скорость 1-й ступени от 900 до 1200 м/с. Я склоняюсь к бОльшей величине, т.к. при скорости 900 м/с конечные дальность и высота разделения ступеней слишком заметно отличаются от объявленных. Итак, чем могла быть вызвана потребность в фальсификации? Скорее всего Ф-1 с такой фантастической тягой не получился, т.е он работал, но на меньшей тяге, например, при 420 т тяги. Как при этом обеспечить стартовую тяговооруженность РН? ведь если она будет меньше объявленнной, то ракета будет подниматься гораздо медленнее, чем должна была, а это неизбежно заметили бы многие при просмотре записей? Очень просто - нужно заправить топлива столько, чтоб стартовый вес РН был во столько же раз меньше тяги, как у объявленной РН. При суммарной стартовой тяге 420*5=2100Т, стартовый вес д.б. 2100/1,2=1750 т. По формуле Циолковского найдем число Z для V=1200м/с. Потери на аэродинамику и гравитацию возьмем по Шунейко 1200 м/с, тогда характериститческая скорость 1-й ступени будет 2400, Z - отношение стартовой массы к конечной массе получается 2,57. Тогда конечная масса РН в конце работы 1-й ступени получается 1750/2,57=680т. Согласно описанию НАСА масса С-5 в концеработы 1-й ступени равна 2900-2150=750т. Как видим величина получилась довольно близкая, сравнять их можно либо увеличив несколько тягу ДУ, либо облегчив вторую ступень (слить часть топлива и сняв часть двигателей). Делать повторный расчет я не буду т.к. его точность все равно очень низка, а принципиальная возможность полета ракеты с "неполноценными" двигателями показана. ПРедположим, что уд. импульс реального Ф-1 был такой же как и объявленный - 260 с. Тогда секундный расход первой ступени получается 2100/260=8т/с. Топлива в 1-й ступени было 1000т, значит его хватило бы только на 125 сек. работы. Нам надо 150 с. Это достигается отключением центрального двигателя и, возможно, дросселированием остальных. Возможно отключался еще какой-то двигатель (помните у Голованова про отказы на 1-й ступени?) Конечно, дальность и/или высота РН при разделении ступней не может быть такой как объявлена, но она и не будет отличаться в разы. Чтоб посчитать реальный параметры траектории нужна специальная программа, к которой у меня в настоящее время нет доступа, а самопальная программа даст слишком приблизительный ответ. Дело в том, что тут решается краевая задача оптимизации с учетом многих факторов - форма ракеты, начало программного разворота, угол атаки при начале программного разворота, конечный угол тангажа и наклона траектории. Можно предположить, что вокруг района пуска была объявлена запретная зона для захода иностранных судов и самолетов радиусом в несколько сот км (СССР объявлял запретные зоны радиусом ЕМНИП 150 миль) и инструментальное наблюдение противником было исключено, любительские же съемки позволяли определить лишь порядок высоты и дальности. В принципе можно было так облегчить 2-ю и 3-ю ступени, чтоб первая ступень и конечную тяговооруженность имела как объявленно. Но, вероятно, ПН на околоземной орбите получалась слишком мала и пришлось допустить уменьшение конечной скорости 1-й ступени. Вторая ступень была рабочей, третья то же, только она сжигала почти все топливо для выведения на околоземную орбиту и для полета к Луне его совсем не оставалось. На орбите оказывалась связка. выглядевшая с земли точь в точь как объявляло НАСА, только в несколько раз легче, полагаю тонн 20-40, не считая пустой 3-й ступени.
• Как могли работать 2-я и 3-я ступени напишу в продолжении. Там тоже, скорее всего, все было не так как заявлено.
