скачать книгу бесплатно
Представьте себе: до этого момента в США было несколько успешных пусков к Луне. Вам хватит пальцев одной руки их пересчитать. Все аппараты весили сотни килограмм, остальное – топливо, двигатели. Стоимость килограмма полезного груза на окололунной траектории приближалась к 50000 $. И вот, какие-то оболтусы не нашли ничего лучше, чем отправить кусок металла симметричной формы массой 9 т. Короче погуляли на сотню миллионов долларов (а весь полет стоил 450 млн. долл.) За такое разгильдяйство положено снимать с работы и отправлять на казенные харчи. Во-вторых, остаток топлива 4,9 т. американцы слили в космос. Из всего сказанного получается – НАСА пытается «косить под дурака». Налицо явные факты нерационального расходования имущества, оплаченного из Федерального бюджета. Говоря проще – халатность и разгильдяйство в особо крупных размерах. А может они не такие уж дураки? Может им есть что скрывать? Некоторые мои оппоненты грозились судебными исками. Но почему-то никто из тех, кто высказывал такие угрозы так и не написал искового заявления по этому поводу. Рьяные защитники НАСА очень сильно переживали по поводу обвинений организаторов полете в хищениях горючего и материалов. Подобные сведения причиняли существенный ущерб нежной психике поклонников программы «Аполлон». Они убеждены, что в США нет коррупции и хищений!
Во-вторых, остаток топлива 4,9 т. американцы слили в космос. Из всего сказанного получается – НАСА пытается «косить под дурака». Налицо явные факты нерационального расходования имущества, оплаченного из Федерального бюджета. Говоря проще – халатность и разгильдяйство в особо крупных размерах. А может они не такие уж дураки? Может им есть что скрывать? Некоторые мои оппоненты грозились судебными исками и по этому моменту и по информации о Вернере фон Брауне.
Хорошо, давайте внимательно изучим личность этого самого Вернера фон Брауна. Вот его послужной список: С 1933 г. Вернер фон Браун носил черную форму 4-го кавалерийского эскадрона 6-го полка СС. 24 декабря 1944 г. Гитлер наградил Вернера фон Брауна «рыцарским крестом с мечами» – одним из высших нацистских орденов. Штурмбанфюрер СС. Член нацистской партии НСДАП. Тут уместно еще задаться одним вопросом: На каком основании правительство США укрывало члена преступной организации СС? Именно так трактует Нюрнбергский вердикт суда эту ситуацию. И еще появляется вопрос: Каким это образом респектабельная фирма НАСА решилась на сотрудничество с нацистскими преступниками?
Ссылки. Использованная литература:
1.Mark Wade, www.astronautix.com
2.«Космонавтика», Гл. редактор В. П. Глушко.
Изд. «Сов. Энциклопедия» М. 1970 г.
3.«Пилотируемые полеты на луну, конструкция и характеристики Saturn-V Apollo»
М., 1973 г. Серия «Ракетостроение», т. 3
http://www.epizodsspace.narod.ru/bibl/raketostr3/obl.html
4.«Баллистика летательных аппаратов»
Ю. Г. Сихарулидзе, М., 1982 г.
5.«Apollo 8: The First Lunar Voyage»
http://www.hq.nasa.gov/office/pao/History/SP-4205/ch11-6.html
6.В.И.Левантовский. «Механика космического полета»,
М., «Наука», ГРФМЛ, 1980
7.«Saturn 5 SA-501 launch vehicle flight evaluation report»
http://www.klabs.org/history/history_docs/jsc_t/apollo_04_technicalOinformation_summary.pdf
8.Использованы иллюстрации НАСА
http://history.nasa.gov/
ГЛАВА 3. «ЛОХОТРОН»
Итак, дорогие читатели, в прошлой главе мы с Вами узнали о том, как не хорошо воровать водород у американского народа. Некоторые мои критики утверждают, что указанную недостачу, оказывается, покрывает железная болванка, запущенная в космос вместе с кораблем «Аполлон-8». Такое техническое решение потрясает своей простотой и изяществом, ибо ничто не сравнится с простой железной болванкой весом около 9 тонн! Тут я вынужден лишь развести руками: НАСА не имеет себе равных в сфере отправки балласта на Луну. Ниже, фотографии ступеней ракеты «Сатурн-5», слева направо: (первая) ступень S-1C; (вторая) ступень S-II; (третья) ступень S-IVB.
На самом деле, мои придирки к полету корабля Аполлон-8 носили, в сущности, мелочный характер. Какая, в сущности, разница: было ли украдено 22 тонн топлива, а может только 15 или вовсе 7. В конце концов, на любой нефтебазе Вам расскажут, как украсть бензин цистернами, поэтому 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 импульсе, выданном двигателем третей ступени в сумме двух включений, в первом случае «Аполлон—4» увеличил апогей орбиты всего лишь до 17400 км, а во втором случае «Аполлон-8» совершил облет Луны с теми же данными. Любознательный читатель без труда поймет, что разница приращения скорости в этих маневрах полтора раза: ~2000 м/с и ~3000 м/с.
Для лучшего понимания проблемы представлена схема ракеты «Сатурн-5» из книге «специалиста» в области ракетостроения Шунейко И. И., выпускника сельскохозяйственного института: а) структура системы в целом; б) компоновка корабля «Аполлон». S-IC – первая ступень, S-II – вторая ступень, S-IVB – третья ступень; 1 – бак горючего первой ступени, 2 – бак окислителя первой ступени, 3 – переходник между первой и второй ступенями, 4 – бак окислителя второй ступени, 5 – бак горючего, 6 – переходник между второй и третьей ступенями, 7 – бак окислителя третьей ступени, 8 – бак горючего третьей ступени, 9 – приборный отсек IU, 10 – лунный отсек, 11 – переходник LMA, 12 – служебный отсек, 13 – командный отсек, 14 – система аварийного спасения (САС), 15 – маршевый двигатель служебного отсека, 16 – блоки двигателей системы ориентации и стабилизации, 17 – теплозащитный экран, 18 – ферма САС, 19 – основной РДТТ САС, 20 – РДТТ для отбрасывания САС, 21 – вспомогательный РДТТ, 22 – аэродинамические рули САС.
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 документированными событиями. Это запуск корабля «Аполлон—12» на Луну, и вывод на орбиту ИСЗ космической станции «Скайлеб». Для понимания всего дальнейшего, нам понадобится следующий математический аппарат.
Во-первых, формула Циолковского: ?V=Iуд?Ln (Z);
где V – характеристическая скорость, I – удельный импульс двигателя, Z – отношение масс вначале и в конце работы двигателя. Во вторых, согласно методу характеристических скоростей для определения конечной скорости активного участка выведения существует следующее уравнение:
Vк=? (Vxi) —Vпотерь+Vземля=? (Ii*Ln (Zi)) —Vпотерь+Vземля;
Смысл этого равенства звучит так: конечная скорость Vк активного участка полета ракеты равна сумме характеристических скоростей всех ступеней минус константа (суммарный интеграл потерь скорости) + прибавка за счет вращения Земли. Интеграл потерь скорости на всем отрезке от 0 до Т есть некое конкретное число, грубо говоря, постоянное для данного типа ракеты. Этот вывод мы можем получить следующим образом. Для скоростной системы координат запишем дифференциальное уравнение:
m (dV/dt) =P*cos? – mg*sin? – X
dV= [(P/m) *cos? – g*sin? – X/m] dt
здесь Р – тяга ЖРД; Х – сопротивление воздуха; ? – угол между вектором тяги Р и вектором скорости V;
? – угол вектора скорости к местному горизонту; расход топлива dm/dt = —L (масса убывает). Кроме того, P (h) =Pп – p (h) Sa = Pп (1- ph*?) – высотная зависимость тяги от давления воздуха на данной высоте.
здесь ph=p (h) /po и ?= (Pп – Po) /Po, тогда
dV= (Pп/m – (Pп/m) * (1— cos?) – ph*?*cos? * Pп/m – g* sin? – X/m) dt
Начальные условия задачи V=0; H=0; m=M1
Конечные условия V=Vк; H=Hк; m=M2
Интегрируем по частям (вводя замену dt = – dm/L):
? (Pп /m) dt = – ? (Pп /mL) dm = (Pп /L) *Ln (M1/M2) = U*Ln (z) = Vхар. Это идеальная (характеристическая) скорость ракеты; U= Pп/L – удельный импульс в пустоте
z – отношение масс в начале и конце работы ЖРД
Суммарный интеграл потерь включает в себя четыре члена:
? (Pп/m) (1- cos?) dt = Vхар* (1- cos?) средние потери на управление
? (ph*?*cos? * Pп/m) dt = Vхар* (ph*?) средние потери на «высотность» ЖРД
? (g*sin?) dt = T* (g*sin?) средние потери гравитационные, здесь Т – время полета
? (X/m) dt потери на сопротивление воздуха.
Итого: Vк=Vхар – Vупр – Vду – Vграв – Vаэро
Данный вывод мы получили для случая одноступенчатой ракеты. Он легко обобщается на многоступенчатую ракету следующим образом: Vк=?Vхар – ?Vупр – ?Vду – ?Vграв – ?Vаэро
Vк»= Vк + Vземля конечная скорость с учетом вращения Земли. Ну а теперь сам запуск «Аполлон-12». Я сейчас в руках держу документ. Здесь написано: «весовая сводка Сатурн—5 Аполлон—12 (в кг)». Источник информации (1) файл в каталоге 4—12. Здесь описана вся короткая жизнь изделия Сатурн—5 с момента команды «зажигания», а 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. (Данные в таблице округлены до целых кг.). Весовая сводка Saturn V Apollо-12 (кг).
Для начала найдем суммарную идеальную скорость всех ступеней «Сатурн-5». Масса в момент отрыва от стола ?2905,3 т. Расход топлива включая период падения тяги ?2080,0 т; тогда Z1= 2905,3/ (2905,3—2080,0) =3,52; при I=2982 м/с Vx1=I*Ln (Z1) ?3753 м/с; остаточная масса ступени с остатками топлива Мк1?165 т. Вскоре после разделения ступеней, идет отделение всякого балласта: САС ?4 т и переходника между ступенями весом: 3972 кг+614 кг+34 кг+11 кг+586 кг?5,2 т.
Для упрощения расчетов будем считать, что все эти разделения происходят одновременно. Так как эти 9,2 т сбрасываются почти сразу после разделения, то их влияние на дальнейший полет минимально По существу их можно методически добавить к Мк1 ?174,2 т. Фактически расход топлива через двигатели второй ступени ?438,3 т; остаточная масса ступени с недобором топлива и переходником Мк2 ?46,6 т; с учетом массы третьей ступени с кораблем Аполлон в момент разделения ~165,6 т имеем общую массу в начале работы второй ступени ?650,5 т. тогда Z2=650,5/ (650,5—438,3) ?3,065 Vx2 ?4668 м/с при I=4168 м/с (отношение компонентов 5,5:1). Масса комплекса перед первым включением третей ступени = 165,6 тонн; расход через двигатель фактически 29,3 т. топлива при первом импульсе третьей ступени; тогда Z3 = 165,6/ (165,6—29,3) ?1,215; Vx3 ?823 м/с при I=4227 м/с (отношение компонентов 4,5:1).
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. Именно такова скорость спутника на круговой орбите высотой ~190 км. Условием выведения спутника на круговую орбиту есть достижение указанной скорости на высоте 190 км при нулевом угле тангажа. Прибавку скорости из-за вращения Земли будем считать Vземл?465*cos (?) *sin (A) где А-азимут пуска и ? – широта старта (465 м/с – линейная скорость точки на экваторе), то тогда при типичных значениях А=72? и ?=28,3? имеем Vземл?390 м/с. Итак, будем считать (грубо) прибавку за счет вращения Земли 390 м/с. Отсюда можем прикинуть величину действительных потерь скорости Х на участке выведения ИСЗ:
3753+4668+823-Х+390=7790 м/с.
Тогда Х=1844 м/с. Обобщая разброс параметров, можно показать, что для ракеты Сатурн-5 допустимо принять стандарт потерь первой фазы полета: Х?1850±50 м/сек
Масса объекта перед вторым включением третей ступени = 134,9 тонн. Эта масса стала меньше на примерно ~1,2 т главным образом за счет утечки водорода через дренаж; остаток топлива по факту = 71,9 тонн, тогда Z4 =134,9/ (134,9—71,9) ?2,141; теоретический размер импульса Vx?3218 м/с при I =4227 м/с. Как видим, ракета Сатурн-5 располагает запасом полной характеристической скорости Vx?12460 м/с. Согласно данных НАСА, все отправляющиеся к Луне корабли имели скорость в конце орбитального разгонного импульса ~10840 м/сек. Это значит, что полные совокупные потери, с учетом потерь на второй импульс с промежуточной орбиты ожидания, составляют Хп?2000±50 м/сек. Из них ~1850 м/с мы потеряли на вывод на промежуточную орбиту ИСЗ. Так что потери второй фазы полета ~150 м/с.
Итоговая масса полезной нагрузки 46,6 тонн, включая переходник=1,17 т.; масса вместе с последней ступенью равна ~63,0 тонн. Масса последней ступени, включая недобор топлива 16,4 т; чистая масса корабля Аполлон ~44,5 т. Именно такой груз далее следует по высокоэллиптической орбите к Луне. Хронология запусков Сатурн-V. Их было всего 13 в период 1967—73 гг. Ура, товарищи! Тем, кто уже уснул – очнитесь. Выше был приведен полный расклад, и все цифры, как говорится, сошлись до копейки. Короче мы героически отправили к Луне потребные 44,5 тонн по нашей методике. Это и есть тот самый эталонный расчет эталонного носителя вместе с эталонным кораблем, который к месту и не к месту с искажениями и интерпретациями 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. Ненадолго пошлем всех этих американцев на… Луну.
Перенесемся в 1973 год в май месяц 14 число. В этот день двухступенчатый вариант ракеты Сатурн-5 вывела на орбиту с наклонением в 50? и высотой 427х439 километров груз весом 74783 кг. На фотографии: «Скайлеб» с одним «крылом». Левое «крыло» потеряли. Подробное описание таково: «Skylab 1 Nation: USA. Program: Skylab. Payload: Skylab Orbital Workshop. Mass: 74,783 kg. Class: Manned. Type: Space station. Spacecraft: Skylab, Apollo ATM. Agency: NASA MSF. Perigee: 427 km. Apogee: 439 km. Inclination: 50.0 deg. Period: 93.2 min. COSPAR: 1973—027A. USAF Sat Cat: 6633. Decay Date: 11 July 1979».
Далее я решил задаться посторонней задачей: сколько груза может вывести двухступенчатый вариант РН Сатурн-5 на опорную орбиту ИСЗ высотой 450 км и наклонением 50?? Считаем. Для начала нам нужно выяснить, насколько полная идеальная скорость для вывода на орбиту высотой H?=450 км должна быть больше, чем полная идеальная скорость при выводе на орбиту высотой H?=190 км. Пусть у нас есть тело единичной массы на низкой орбите H?. Тогда запишем закон сохранения энергии:
V?/2 – ?/R = C
Здесь ? – гравитационный потенциал Земли, равный 3,986?10
; R – расстояние до центра Земли R=Ro+H?; Ro=6378 км.
Пусть V? – круговая скорость на высоте H?
и V? – круговая скорость на высоте H?
При подъеме с высоты H? до высоты H? происходит увеличение потенциальной энергии спутника
?Eп=?/R? – ?/R?. Что приводит к уменьшению, соответственно, кинетической энергии ?Ек.
Нам необходимо такое превышение кинетической энергии ?Eк спутника на высоте H?, чтобы поднимаясь вверх до высоты H? против сил тяжести, наша кинетическая энергия после подъема была бы:
Ек = V?/2 ? (V?) ?/2.
Тогда искомая скорость Vx на высоте H? равна:
Vx? = (V?) ? +2*?Eп = (V?) ?+2? (1/R? – 1/R?); ?V=Vx —V?;
Если H?=190 км; V? =7790 м/c; H?=450 км; V?=7640 м/с;
то прибавка ?V?150 м/с. Это запас идеальной скорости для теоретического увеличения орбиты с ~190 км до ~450 км.
Выше мы показали, что запас характеристической (идеальной) скорости при выводе на низкую орбиту Vxар?9250 м/с. Прибавка за счет вращения Земли, при пуске А~45? и ?~28,3? (наклонение ?~50?) равна ?290 м/сек, что на 100 м/с меньше чем при ?~32?. Поэтому нужно добавить дополнительные 100 м/с из-за большего наклонения орбиты. Ранее мы нашли величину потерь при выводе на низкую орбиту Vпотерь ?1850±50 м/с. При выведении на орбиту в два раза большей высоты потери будут несколько выше из-за большей «кривизны» траектории. Попробуем их оценить. Наши дополнительные потери ?V можно разделить на две части – на теоретические возвратные гравитационные потери, показанные выше ~150 м/с и безвозвратные потери. При разборе полета «Аполлон-12» мы установили, что потери при орбитальном доп. разгоне (он начинается на высоте ~185 км и завершается на высоте ~330 км) составляют ориентировочно ~150 м/с. Оценочно, данный вид потерь можно выразить так:
?Vg= G*T*sin (?), где G – среднее значение ускорения силы тяжести; ? – средний угол тангажа.
Искомая орбита немного выше (на треть или ~100 км), что потери должно конечно увеличить из-за большей средней «кривизны» траектории – sin (?). Поэтому в нашем приближении допустимо считать, что дополнительные безвозвратные потери в итоге на треть больше – всего ?200 м/с.
Тогда необходимая полная идеальная скорость равна
Vхар=9250+150+200+100?9700±50 м/с.
Запасы топлива первой и второй ступени возьмем согласно вышеприведенным данным – соответственно 2080 т и 438,3 т. Далее, из остаточного веса первой ступени (см. предыдущую часть этой главы) нужно убрать массу САС (4 т), так как полет беспилотный:
Mk?=174,2—4,0=170,2 т.
Сюда уже включена масса переходника между ступенями S-1C и S-II. Остаточный вес второй ступени, включая переходник-адаптер третьей ступени (на котором покоится сам «Скайлеб») останется прежним: 46,6 т. В итоге оглашаю результат – чистая масса полезной нагрузки равна ?100±2 тонн. Проверочный расчет. Масса в момент отрыва от стола:
М?=2080,0+170,2+438,3+46,6+100,0=2835,1 т;
Z?=2835,1/ (2835,1—2080,0);
Масса после разделения ступеней S-1C и S-IIВ равна: М?=438,3+46,6+100,0=584,9 т; Z?=584,9/ (584,9—438,3);
Vк=2982*ln (Z?) +4168*ln (Z?) ?3945+5767=9712 м/с – что и требовалось доказать! Соответственно изменение на ±2 тонн полезной нагрузки меняет полную идеальную скорость примерно на ±50 м/с. Вы спросите, ну и что тут такого? Правильно! Результат вполне закономерен – если во всех полетах заявленная масса объекта на орбите ожидания составляла грубо 135 тонн, то вывести чистых сто тонн на указанную орбиту 450 км ?50? труда не составит. Пикантность ситуации заключается в том, что 14 мая 1973 г было якобы выведено всего 74,7 тонн на орбиту ~ 430 км ?50?. Или менее 75% от возможного. Именно столько по официальной версии НАСА весит станция «Скайлеб». 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, разливали на троих, и все из одного штуцера, не выезжая из гаража. Скажу больше – после первого выхода в свет этой статьи были обнаружены «отчеты» НАСА о запуске «Скайлеб» на орбиту ИСЗ.
В конце там есть ксерокопии подписей членов комиссии. С учетом того, что копия скверная, почти факсовая, многие цифры размыты, все это выглядит очень смешно. Особенно факсимиле подписей. Внешне там все строго и научно. Но есть маленький прокол – сказано, что на орбиту была (якобы) доставлена масса 147 т. Цифра разумная: если к нашим 100 т добавить остаточную массу второй ступени ~46,6 т. Это, в самом деле, масса орбитального объекта около ~147 т. Однако дальше началось самое интересное. А что собственно входит в эти 147 т? Оказалось, что кроме самой станции, НАСА якобы тащила на орбиту всякий разный хлам: был выведен на орбиту обтекатель весом почти 12 т!!! Этот факт вызывает большую иронию. Зачем обтекатель тащить на высоту 450 км? Обычно этот элемент конструкции опадает на высотах 90?130 км еще задолго до выхода на орбиту МСЗ. Дальше просто воздуха уже нет. Скажем, СССР вывел на орбиту семь «Салютов», один «Мир», несколько модулей типа «Квант», «Спектр», «Кристалл» и др., несколько сегментов МКС. Но отчего-то советская ракета Протон-К (8К82К), которая выводила все советские орбитальные станции и модули, всегда сбрасывает этот самый обтекатель на 183 или 344 секунде полета в зависимости от схемы выведения. Еще учтем аномальный остаток топлива примерно тонн двенадцать. Это выше обычного остатка примерно на ~8 т. Еще там сказано, что не отделился переходник первой ступени весом 5 тонн. И его тоже взяли с собой на орбиту. Видимо так было запланировано, иначе баланс не сойдется. Я молчу о том, что конец этого переходника-юбки расположен дальше среза сопел ЖРД второй ступени. А значит, работающие двигатели будут раскалять газами стенки переходника до высоких температур. Проще говоря, в жизни это должно было закончиться аналогично полету «Челленджера».
Для справки: «Катастрофа шаттла „Челленджер“ произошла 28 января 1986 года, когда космический челнок „Челленджер“ в самом начале миссии STS-51L разрушился в результате взрыва внешнего топливного бака на 73-й секунде полёта, что привело к гибели всех 7 членов экипажа. Катастрофа произошла в 11:39 EST над Атлантическим океаном близ побережья центральной части полуострова Флорида, США. Разрушение летательного аппарата было вызвано повреждением уплотнительного кольца правого твердотопливного ускорителя при старте. Повреждение кольца стало причиной прогорания отверстия в боку ускорителя. Это привело к разрушению бака».
Всего по американской версии: станция (74,7 т) + юбка второй ступени (5,2 т) + излишек остатка топлива (~8 т) + обтекатель (11,7 т) = 99,6 т. Итого, с одной стороны мы пришли с американцами вроде бы к одной и той же цифре полного полезного груза (100 т), но при этом назвать американский груз полезным у меня язык не поворачивается. Фактически 25% этого груза являются космическим мусором! Получается, что имея возможность запустить 100-тонную станцию американцы решили добровольно ограничится 75% мощности, а остальное «докидали» сверху барахлом, как раньше делали советские школьники, сдавая макулатуру… Не верю! – как говорил Станиславский. Даже рьяные защитники НАСА понимают всю нелепость подобной ситуации. Если мы с вами начнем разбирать, из чего состоит сама станция «Скайлеб», то выясняется, что ее масса также натянута за уши – станция состоит из таких элементов: Ниже слева представлен Рис. 7. Основные элементы станции «Скайлэб», включая пристыкованный к ней транспортный корабль «Аполлон»: 1 – транспортный корабль; 2 – причальная конструкция; 3 – комплект астрономических приборов ATM; 4 – шлюзовая камера; 5 – отсек оборудования ракеты-носителя «Сатурн-5», конструктивно входящий в состав станции; 6 – блок станции.
Рис. 8. Схематическое изображение блока станции: 1 -люк из шлюзовой камеры; 2 – холодильники, морозильники и неохлаждаемые контейнеры для пищевых продуктов в лабораторном отсеке; 3 – вентилятор на помещении для личной гигиены; 4 – консоль для крепления панели с солнечными элементами; 5 – помещение для сна в бытовом отсеке; 6 – помещение для личной гигиены; 7 – помещение для проведения досуга, приготовления и приема пищи; 8 – шлюз для сбрасывания отходов; 9 – решетка, задерживающая твердые отходы; 10 – вакуумированная емкость для сбора отходов; 11 – радиатор; 12 – помещение для тренировок и проведения экспериментов; 13 – баки с водой; 14 – хранилища; 15 – воздухопровод; 16 – хранилища для пленки; 17 -шлюз для выноса в открытый космос научной аппаратуры; 18 – баллоны со сжатым азотом для двигателей системы ориентации TAGS. Далее представлена таблица с данными зазвесовки элементов конструкции станции «Скайлеб». Итак, все это барахло, в сумме, тянет на 71 т. всего-навсего. А по данным (4) должна быть 77 т. Уже нестыковка. Есть версия насчет нестыковки: согласно данных (3) масса астрокомплекта АТМ указана в два раза больше, чем в источнике (4) ?11,8 т вместо 5,05 т. (Или на ровном месте ~6,7 т приписали) Или взять диковинную «шлюзовую» камеру весом 22 т – это больше советской станции «Салют»! Смотрите – средняя плотность пространства камеры 22/17?1,3 т/м?. Но внутри нет топлива.
Нет чего-то тяжелого. Такое впечатление, что отсек заполнен даже не водой, а песком… А ведь советская станция «Салют» была в три раза длиннее – 15 м; и шире в диаметре – 4,15 м. Из чего же они делали эту камеру – из свинца!? А ведь средняя отсековая плотность космических аппаратов находится в пределах 0,25..0,35 т/м?. Скажу больше – даже средняя плотность спускаемых аппаратов гораздо меньше 1 т/м?. Пример тому капсула «Apollo». Капсула имеет форму конуса высотой 3,45 м и диаметром 3,9 м. Его объем ?13,7 м? при массе ~5,6 т имеем плотность ?0,4 т/м?. А ведь спускаемый аппарат наиболее плотный, наиболее тяжелый и прочный элемент среди космических аппаратов. Значит шлюзовой отсек станции «Скайлэб» при объеме 17 м? должен весить вчетверо меньше ~5..6 т. (Значит еще приписали~16 т). Можно отдельно поговорить про «бронированный» головной обтекатель весом ~12 т. И это при том, что он даже не защищает всю станцию, а лишь часть макушки! Скажем, согласно (5) штатный обтекатель ракеты Дельта-2 (диаметр=2,9 м; высота=8,48 м) весит всего 839 кг. А вот обтекатель ракеты Атлас-2 (диаметр=4,2 м; высота=12,2 м) весит аж ~2 т.
Самый тяжелый американский обтекатель ракеты Титан-4 при диаметре 5,1 м и высоте 26,6 м (пять диаметров в длине!) весит лишь ~6,1 т. В источнике (4) на стр.81 дано фото обтекателя станции «Скайлэб». Известно, что он одного диаметра (~6,6 м) с третьей ступенью ракеты Сатурн-5, из бака которой сама станция собственно и была переделана. В длину визуально обтекатель станции чуть меньше ~2,5 диаметра, т.е. около ~15 м. В силу того, что площадь поверхности цилиндра линейно зависит как от диаметра, так и от высоты, можно грубо прикинуть, что при равной высоте ГО станции «Скайлэб» должен быть в 6,6/5,1 раз тяжелее обтекателя ракеты Титан-4; но будучи короче – он будет легче:
Мго?6,1 т * (6,6/5,1) * (15/26,6) ? 4,5 т – вот столько должен весить обтекатель станции «Скайлэб» (приписано ~7,2 т). Итак, сумма приписок весов частей станции «Скайлэб» и полезной нагрузки уже составила 6,7+16+7,2?30 т. Сюда же добавим вещи, которые существуют только в виртуальной реальности. Есть «вещи», существование которых проверить невозможно – это сверхплановые остатки 8 т топлива и полумифический переходник первой ступени (~5 т) который якобы тянули в космос. Значит всего 30+8+5=43 т.
Остается чистых 100—43 ? 57 т.
Резюме: возможности «Сатурн-5» по полезной нагрузке на орбите (427х439х50?) не превышали ~60 т. Но это все пустяки. Смешно другое, книга рекордов Гиннеса этот рекорд весом 147 т. не признает, и считает самым тяжелым грузом на орбите ИСЗ в истории человечества комплекс ступень №3 – «Аполлон-15» весом 140 т. Зная тягу американцев фиксировать все свои подвиги и рекорды, ситуация вполне комичная. Так что, что-то не срослось в цифрах у поклонников НАСА. Зато Советский ежегодник БСЭ (3) за 1974г. поместил такую информацию: «Запуск станции „Скайлэб“. Станция „Скайлэб“ (без космонавтов) была запущена двухступенчатой ракетой-носителем „Сатурн-5“ 14 мая 1973 г. и выведена на орбиту с высотой перигея 434 км, высотой апогея 437 км и наклонением 50°. Период обращения 93,2 мин. Масса объекта, выведенного на орбиту (станция и вторая ступень ракеты-носителя с остатками топлива), 112 т».
Ну вот мы с вами и ответили на вопросы, стоящие по этой теме, объект на орбите на 147—112=35 тонн меньше, чем объявляли в НАСА. Если отсюда вычесть массу второй ступени с поддоном ?47 т то остается всего 112—47=65 т. Если же НАСА будет упорствовать насчет избыточных остатков топлива (8 т) и юбки первой ступени (5 т), то на станцию вообще остается каких-то жалких ~52 т. А теперь внимание! Рассказываю про «Лохотрон». Мы честные люди. Мы хотим вывести только станцию, которая (пускай) весит 74,7 т (вес по факту НАСА), а всякий хлам нам не нужен. У нас известно:
Мт?=2080,0 т; Мк?=170,2т+11,7 т=181,9 т
(обтекатель весом 11,7 т мы будем сбрасывать примерно на высоте 80 км, вскоре после отделения первой ступени);
Мт?=438,3 т; Мк?=46,6 т;
I?=2982 м/с; I2=4168 м/с.
Вопрос стоит так, если уменьшить полезную нагрузку до реального табличного веса «Скайлеб», то насколько нужно уменьшить отдельный импульс второй ступени I2, чтобы конечный результат остался тем же: ~9700±50 м/сек. Параметры первой ступени, интеграл потерь и прибавку вращения Земли мы пока оставим без изменений. Обобщим сказанное – мы хотим запустить спутник весом 74,7 т. Орбита та же – 450 км ?50?. Мы ищем удельный импульс второй ступени. Несложно показать, что этому условию удовлетворяет значение I2?3740 м/с. Проверим:
Мо=2080+181,9+438,3+46,6+74,7=2821,5 т; тогда
Z?=2821,5/ (2821,5—2080) и V?=ln (Z?) *2982 ?3985 м/с
Мо?=438,3+46,6+74,7=559,6 т; тогда
