>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.
Скажите, Вы знаете, в каком году были начаты работы по Ф-1, и в каком году уже были проведены огневые испытания? Знаете или нет? Мне интересна Ваша версия.
>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.
Вы знаете, за сколько лет грузоподъёмность самолётов возрасла в 10 раз? За сколько лет мощность ядерной бомбы возрасла в 10 раз?
>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.
Вы что, издеваетесь? Это всё равно, что говорить, что в октябре 57-го СССР "не владел методикой оптимизации весов многоступенчатыз ракет". Потому что совсем немного месяцев спустя после первого спутника был запущен второй, массой чуть не в 10 раз больше первого. А через полгода - третий, массой в 20 раз больше первого. ;)
>США в то время находились в самом начале освоения ракетной техники.
Когда? В 58-м? Да. В 61-м? У них уже спутников было больше, чем у нас, и научные результаты в целом выше (хотя, конечно, результат "Луны-3" ещё требовалось достичь).
>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.
Эх, КаревЛ, ничего-то Вы не знаете... Всё-таки Вы сами найдёте, [b]когда именно[/b] они "приступили к разработке <...> невиданных по мощности двигателей", или Вам подсказать? Уверен, Вы, когда узнаете - удивитесь. ;)
>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".
КаревЛ, насколько надо не знать историю, чтобы говорить такое? Вы знаете, для чего создавалась ракета, на основе которой сделана "Молния"? Для чего создавалась ракета, на основе которой сделан 4-ступенчатый "Протон"? И для чего создавался "Сатурн-5"?
Нет, похоже, Вы даже таких элементарных вещей не знаете, раз пытаетесь сравнивать эти несравнимые вещи. Рассказываю.
"Молния" и 4-ступенчатый "Протон" создавались на основе первоначально 2-ступенчатых баллистических ракет, предназначенных для несения боеголовок. И только потом на эти ракеты добавили 3-ю ступень, предназначенную для вывода грузов на низкие орбиты. И уже позже на получившиеся 3-ступенчатые РН добавляли в качестве 4-й ступени разгонный блок для вывода на высокоэнергетические орбиты. То есть эти две ракеты [b]изначально не затачивались[/b] для высоких орбит, а были созданы, как универсальные. Делать из их 2-ступенчатого варианта сразу 3-ступенчатый под высокие орбиты уже просто не получилось бы: ХС и тяги у первых ступеней уже была распределены так, что если бы на эти две ступени водрузили большую 3-ю ступень, которая могла бы работать и на довывод, и как РБ - то результирующая ПН на высокоэнергетической орбите оказалась бы ниже, чем в 4-ступенчатом варианте. Не говоря уже о том, что пришлось бы отрабатывать отдельно большую и сложную (с возможностью повторного запуска) ступень.
А "Сатурн-5" изначально создавался [b]только[/b] под высокоэнергетические орбиты. И в этом раскладе не было никакого смысла городить 4-ступенчатую ракету, тем более с водородными ступенями. От этого никакой пользы, кроме вреда и усложнения всей конструкции, не проистекло бы. Поэтому с самого начала сделали как можно проще - а именно, 3-ступенчатую РН, где 3-я ступень служит и для довывода, и для разгона. Именно поэтому для низких орбит С-5 был так неэффективен: и 100 тонн ПН не вывел.
>Уменьшение числа ступеней упрощает конструкцию, но требует повторного запуска двигателей, а также ухудшает весовые характеристики, т.к. приходится разгонять полупустые топливные баки последней ступени.
Поскольку в нашем случае отношение ХС к УИ для верхних ступеней невелико, то уменьшение числа ступеней очень мало ухудшает весовые характеристики, а может и улучшить их. Потому что лучше тащить с собой небольой дополнительный объём баков, чем выводить предварительно на орбиту целую ступень со своей двигательной установкой, причём нехилой, на ХС ок. 3 км/с.
>Двигателей с повторным запуском американцы в 1961 еще не имели, но смело пошли на разработку такого двигателя.
Да неужели? А RL-10?! ;) Конечно, в космосе он тогда ещё не включался повторно, но на стендах уже успешно работал.
>• Сделаем приблизительный расчет. Прикидки по киносъемкам стартов С-5 дают конечную скорость 1-й ступени от 900 до 1200 м/с.
Не дают. Совершенно не дают. Точнее, дают одному-единственному человеку в целом мире. Но его прикидки никак не пересекаются с реальностью.
>Я склоняюсь к бОльшей величине, т.к. при скорости 900 м/с конечные дальность и высота разделения ступеней слишком заметно отличаются от объявленных.
При 1200 м/с они от реальности тоже отличаются очень заметно. Раза в полтора, надо думать.
>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.
У Вас отдельные цифры хромают. УИ больше 260 с, время разделения 160 с, всё такое.
>Возможно отключался еще какой-то двигатель (помните у Голованова про отказы на 1-й ступени?)
Знаете, что будет с "Сатурном-5", если ему отключить боковой двигатель? ;)
>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.
Самопальная программа даст очень неплохой ответ. :) Вот моя самопальная программа (см. https://vif2ne.org/nvz/forum/0/co/212127.htm ) дала, при всех грубых приближениях, цифры в конце полёта 1-й ступени реального "С-5", которые в пределах нескольких процентов совпали с заявленными. Дальность и потери так вообще совпали тютелька-в-тютельку. :) Правда, высота почему-то получилась на десяток км выше требуемой (78 км вместо 67 км), но скорость оказалась на ~60 м/с меньше. Наверняка это из-за упрощённой программы тангажа. Усложнять её нет смысла. Ах да, ещё кориолисову силу добавить забыл. :) Смысла особого нет, но для чистоты - добавлю потом. :)
>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.
Нет, это не изменит результат кардинально. Только в пределах мелких поправок. Даже изменение таких кардинальных параметров, как стартовая тяговооружённость (которые вообще менять нельзя) почти ничего не даёт: рост одного компенсируется падением другого, результат выходит близкий к прежнему.
>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)
Зачем предполагать? Вы это выясните достоверно. ;) А то получается, что Ваши теории основаны лишь на Ваших "можно предположить". Я вот уверен, что можно не предполагать, а можно быть уверенным, что при пусках никаких специальных запретных зон объявляться не могло в принципе. Потому что если бы их объявили, то шпионы всех стран только так и побежали бы выяснять и высматривать: а что это от нас так сильно прячут?
> и инструментальное наблюдение противником было исключено
Буа-га-га! А не противником?
> любительские же съемки позволяли определить лишь порядок высоты и дальности.
Ещё раз: пуски наблюдали [b]сотни тысяч людей[/b] по всему побережью. Множество из них наблюдало эти пуски [b]специально[/b], вооружённые соответствующим оборудованием до зубов. И фотографировали. Пожалуй, только последняя тройка пусков "Шаттла" наблюдалась и документировалась столь же хорошо и полно, сколь старты "Сатурна-5". И скрыть недолёт, тем более такой огромный - невозможно. Причём 13 раз подряд. А недолёт будет действительно огромный. Я прикинул по своей программе, что если отключить 2 или 3 двигателя (столько - можно), то при конечной скорости ~1200 м/с РН через 160 с улетит километров на 60. Вместо 90. И по высоте тоже недолёт в те же ~1,5 раза. Теория о том, что такое можно скрыть при сотнях тысяч наблюдателей ещё гораздо более забавна, чем теория о том, что 2-ю ступень С-5 на орбите заменили манекеном, и этого никто не заметил много месяцев.
>В принципе можно было так облегчить 2-ю и 3-ю ступени, чтоб первая ступень и конечную тяговооруженность имела как объявленно.
Это бы ничего не дало.
>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.
Правда, потом эта связка всё-таки улетала к Луне, что также прекрасно было видно. :) Или Вы теперь разовьёте теорию о том, как на орбите бултыхался объект размером с S-IVB-Apollo, никуда не улетая, и этого никто не заметил? ;)
>• Как могли работать 2-я и 3-я ступени напишу в продолжении. Там тоже, скорее всего, все было не так как заявлено.
В таких случаях некоторые говорят "аффтор жжот" и "пеши исчо". ;)
