December 27th, 2018

БОЛЬШОЙ КОСМИЧЕСКИЙ ОБМАН США: ИСТОКИ. ГЛАВА 21. ПЕПЕЛАЦЫ ЛЕТЯТ НА ЛУНУ - "ВЕЛЮРОВ"

http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-15.htm
Велюров подкрепил свои доводы, сославшись на результаты исследования газовой динамики вокруг капсулы формы , аналогичной форме аппарата "Орион", полученные в ЦНИТмаш, которые кардинально не отличаются от результатов расчета, сделанного Гербертом Обертом:
( 11.«Радиационная газовая динамика спускаемых космических аппаратов. Многотемпературные модели», Суржиков С.Т., Москва, 2013г. )
Рассмотрим реальную картину гиперзвукового обтекания капсулы сегментально-конической формы (типа «Орион») согласно модели ЦНИИмаш [11]
Результаты расчета показаны для точки начала торможения (Н=91км и V=7,6км/с) при нулевом угле атаки.
Благодаря очень высокой кинетической энергии капсулы, при минимальном скоростном напоре из-за слишком низкой плотности воздуха, температура молекул азота N2 (основного атмосферного газа) перед донным щитом превысит T ≥ 8000K.
В непосредственной близости от боковых поверхностей капсулы образуется «застойная» зона с температурой T ~ 2000...5000К
Кроме того, на рисунке хорошо заметно, что линии тока «повторяют» контур спускаемого аппарата. Таким образом, линии уноса коксового остатка тоже будут проходить в непосредственной близости от боковых стенок, при этом сажа будет налипать на них, образуя картину нагара."
Для справки: 2000 К =1726,85*С; 5000 К = 4726,85*С; 8000 К= 7726,85*С.
Графики все предельно просто демонстрируют какая температура плазмы, газа будет у боковых поверхностей и в районе теплового экрана . Температура обозначается буквой "Т"

Велюров обратил внимание на еще один очень любопытный факт, который другими критиками Лунного Обмана США не упоминался, образование сажи и обязательное ее появление на боковых поверхностях капсулы прилетающие из космоса в атмосферу Земли с большими скоростями:
Модель распределения массовых долей веществ в продуктах обтекания капсулы также представляет несомненный интерес.
Дело в том, что если при нормальных условиях воздух состоит (по массе) из 75,5% молекул азота N2 и 23% молекул кислорода О2 то при нагревании воздуха сжатием до очень высоких температур характерных для плазмы (T ≥ 5000К) начинаются процессы термической диссоциации:
N2 ↔ 2N (при Т ≥ 4000К)
O2 ↔ 2O (при Т ≥ 2000К)
N2 + O2 → NO (при Т ≥ 1500К)



Верхняя половина рисунка - массовая доля N2
Нижняя половина рисунка - массовая доля N

Верхняя половина рисунка - массовая доля O2
Нижняя половина рисунка - массовая доля O



Верхняя половина рисунка - массовая доля NO
Нижняя половина рисунка - массовая доля NO+

Верхняя половина рисунка - давление p / p0 , p0 = ρ∞V²∞
Нижняя половина рисунка - плотность ρ / ρ∞

На рисунках хорошо видно, что вне условного конуса Маха химический состав воздуха почти соответствует нормальному, тогда как внутри условного конуса Маха, в «теневой» зоне конического сужения капсулы, газовая смесь в значительной мере состоит из продуктов термической диссоциации воздуха - атомарных азота и кислорода.
Поскольку в атомарном виде кислород и азот могут существовать лишь при очень высоких вышеуказанных температурах, это дает основание для двух выводов:
1) в «теневой» зоне конического сужения капсулы высокая концентрация атомарных N и O говорит об очень высокой эффективной температуре газа;
2) атомарные газы N и O, сформированные в донной зоне высоких температур и давлений, проникают внутрь условного конуса Маха;
3) в пристеночный слой конической части капсулы проникает оксид азота NO, сформированный в донной зоне высоких температур и давлений.
Последний вывод особенно важен, ибо оксид азота NO в свободном виде в атмосфере не существует. Он формируется лишь под воздействием очень высоких температур, либо во время атмосферных грозовых разрядов. Раз оксид азота NO проникает в пристеночный слой конической части, значит и другие продукты химических реакций из-под теплозащитного щита могут проникать в пристеночный слой конической части капсулы, например, продукты коксования донного абляционного покрытия.
При этом вовсе не обязательно, чтобы концентрация сажи исчислялась килограммами. Для сравнения: всего один грамм сажи на кубометр выхлопных газов дизеля дает густой черный дым! Даже если всего одна тысячная часть коксового остатка абляционного покрытия покроет боковые части капсулы - картина нагара будет налицо.
Отсюда можно сделать главный вывод: при наличии донного абляционного теплозащитного экрана следы нагара на боковых стенках космической капсулы будут всегда, не зависимо от того, нанесено ли теплозащитное покрытие на боковые поверхности, или нет. Отсутствие картины нагара на боковых поверхностях ставит под сомнение сам факт работы теплозащитного экрана при спуске с орбиты. А это уже, в свою очередь, свидетельствует о том, что полет не был орбитальным."
Более того, этот полет не был и суборбитальным, учитывая тот факт, что угол вхождения в атмосферу при суборбитальном полете приближается к 70-90*, а это уже чревато для капсулы входящей в Атмосферу со скоростью порядка 2-3 км в секунду. При баллистическом полете ракет МБР были случаи, когда головные части МБР сгорали в атмосфере. Проблемы такого рода для полета МБР по траектории суборбитального полета, описаны в статье "Военного обозрения":
https://topwar.ru/96673-boegolovka-chto-vnutri-i-kak-ona-rabotaet-posle-otdeleniya-ot-rakety.html
"Жара на гиперзвуке
Уплотняясь по мере снижения, поток все сильнее давит на боеголовку, замедляя ее полет. С замедлением плавно снижается температура. От огромных значений начала входа, бело-голубого свечения десятка тысяч кельвинов, до желто-белого сияния пяти-шести тысяч градусов. Это температура поверхностных слоев Солнца. Сияние становится ослепительным, потому что плотность воздуха быстро растет, а с ней и тепловой поток в стенки боеголовки. Теплозащитное покрытие обугливается и начинает гореть.
Оно горит вовсе не от трения об воздух, как часто неверно говорят. Из-за огромной гиперзвуковой скорости движения (сейчас в пятнадцать раз быстрее звука) от вершины корпуса расходится в воздухе другой конус — ударно-волновой, как бы заключая в себе боеголовку. Набегающий воздух, попадая внутрь ударно-волнового конуса, мгновенно уплотняется во много раз и плотно прижимается к поверхности боеголовки. От скачкообразного, мгновенного и многократного сжатия его температура сразу подскакивает до нескольких тысяч градусов. Причина этого — сумасшедшая быстрота происходящего, запредельная динамичность процесса. Газодинамическое сжатие потока, а не трение — вот что сейчас прогревает боеголовке бока."
Проблемы с теплозащитой головной части ракеты возникают на высотах менее 55 км:
"Хуже всего приходится носовой части. Там образуется наибольшее уплотнение встречного потока. Зона этого уплотнения слегка отходит вперед, как бы отсоединяясь от корпуса. И держится впереди, принимая форму толстой линзы или подушки. Такое образование называется «отсоединенная головная ударная волна». Она в несколько раз толще остальной поверхности ударно-волнового конуса вокруг боеголовки. Лобовое сжатие набегающего потока здесь самое сильное. Поэтому в отсоединенной головной ударной волне самая высокая температура и самая большая плотность тепла. Это маленькое солнце обжигает носовую часть боеголовки лучистым путем — высвечивая, излучая из себя тепло прямо в нос корпуса и вызывая сильное обгорание носовой части. Поэтому там самый толстый слой теплозащиты. Именно головная ударная волна освещает темной ночью местность на многие километры вокруг летящей в атмосфере боеголовки.
Бокам становится совсем несладко. Их сейчас тоже жарит нестерпимым сиянием из головной ударной волны. И обжигает раскаленный сжатый воздух, превратившийся в плазму от дробления его молекул. Впрочем, при столь высокой температуре воздух ионизируется и просто от нагрева — его молекулы распадаются на части от жары. Получается смесь ударно-ионизационной и температурной плазмы. Своим воздействием трения эта плазма шлифует горящую поверхность теплозащиты, словно песком или наждачной бумагой. Происходит газодинамическая эрозия, расходующая теплозащитное покрытие.
В это время боеголовка прошла верхнюю границу стратосферы — стратопаузу — и входит в стратосферу на высоте 55 км."
Именно поэтому теплозащита присутствует на головных блоках МБР, которые собственно повторяют траекторию суборбитальных полетов "Меркурий" с астронаХтами Аланом Шепардом и Вирджилом Гриссомом. Эти ракеты с аппаратами Меркурий-Редстоун-3 (Freedom 7) и Меркурий-Редстоун-4 (Liberty Bell 7), не имели защитного конуса и тепловой, абляционной защиты головной части ракет. Как они не сгорели в атмосфере Земли двигаясь с гиперзвуковыми скоростями это большой вопрос! Проще признать очевидное, что эти актеры не летали в космос на указанных аппаратах, не имеющих тепловой защиты для полета в Атмосфере с гиперзвуковыми скоростями при суборбитальном полете!
Велюров разглядел детали, которые не рассматривались при исследовании внешнего вида и конструкции капсул, "космических аппаратов" из программы "Меркурий":
"Давайте попробуем сами объективно и не предвзято разобраться с конструкциями первых пилотируемых космических аппаратов.

Спускаемый аппарат корабля «Меркурия» относится к типу капсул сегментально-конической формы, с нулевым аэродинамическим качеством и единственным видом спуска − по неуправляемой баллистической траектории. Стабилизация аппарата на участке спуска осуществлялась путем закрутки по крену с угловой скоростью 10° − 12° в секунду[9].
В этой связи мне бы хотелось категорически опровергнуть малограмотные домыслы о том, что астронавт мог принимать какое-либо участие в управлении капсулой «Меркурия» на участке спуска в плотных слоях атмосферы − это полная чушь! Спуск мог быть только неуправляемый, в режиме осевой закрутки.
Капсула «Меркурий», по сути, разрабатывалась на основе самолетных технологий, представлений и подходов, допустимых для сверхзвуковых (гиперзвуковых) летательных аппаратов, в том числе для суборбитальных полетов, с максимальной скоростью примерно 2300 м/с (~8300 км/ч). Поэтому в конструкции корабля «Меркурий» нашли широкое применение бериллий, жаропрочный хромоникелевый сплав с молибденом и кобальтом Rene-41 и т.д.
Для следующих орбитальных полетов предполагалось дооснастить «Меркурий» теплозащитным экраном с абляционным покрытием на основе смолы и стекловолокна
( [8] «Results of the first United States manned orbital space flight», NASA, 1962
[9] «Results of the first United States manned suborbital space flight», NASA, 1961 )
Оказывается американцы в капсуле "Меркурий" для суборбитальных полетов, вообще не использовали, согласно их официальной версии тепловой защиты в нижней части капсулы, в виде теплового щита. Смелый шаг, ничего не скажешь! Особенно если учесть наличие легко воспламеняемой конструкции резиновой (брезентовой) "гармошки", "подушки безопасности. Очень неожиданная находка, которая дополнительно доказывает версию о фальсификации суборбитальных полетов США в 1961 году!
Вывод автора об использовании вместо абляционной защиты жаропрочных сплавов на поверхности "космических аппаратов" США из программы "Меркурий" очевидно является правильным и оспаривать этот вывод бессмысленно:
"Примерно в это же время был разработан и построен рекордный гиперзвуковой (суборбитальный) ракетоплан Х-15 с максимальной скоростью 7200 км/ч и динамическим потолком около 100 км, с применением титана и никелевого сплава «Inconel X».
Применение вышеназванных супер дорогих материалов можно охарактеризовать, как предел «металлических» технологий в авиации.
Они хороши для рекордных сверхзвуковых самолетов (SR-71, МиГ-25 и т.д.), но совершенно бесполезны для космических аппаратов.
Для освоения космоса − это безнадежный технологический тупик.
Американцы строили капсулы «Меркурий» исходя из собственных критериев космоса: все, что выше 50 миль (80,5 км) − уже космос!
Согласно правил Международной авиационной федерации FAI − космос начинается на высоте 100 км."
Надо напомнить официальную версию американцев о рекорде пресловутого "ракетолана" "Х-15", о том, что якобы он вышел в космос и преодолел высоту 100 км: "В полёте достигнут неофициальный рекорд высоты для самолёта, продержавшийся с 1963 до 2004. Максимальная достигнутая высота: 107,96 км. Рекорд установлен самолётом X-15 #3, номер 56-6672."
( Stimson, The X-15 Points into Space, 1960, p. 268.)
Упоминание об американских рекордах тоже должно быть связана с большими и обоснованными подозрениями о том, а был ли этот самый рекорд с ракетопланом "Х-15". Куда исчезли эти ракетопланы? Где продолжение "банкета"? Почему эта технология пропала без следа, как будто ее и не было? Почему этот рекорд назван "неофициальным"?
Вопросы без ответа! Рекорды эти кроме американцев опять никто больше подтвердить не может, независимых свидетелей нет, на вооружении ВВС США таких самолетов тоже нет!
Да и самый любопытный момент этой истории с рекордом "Х-15", главный исполнитель рекорда, он же единственный свидетель, Уокер , по официальной версии американских обманщиков, единственный пилот, реально поднимавшего "Х-15" в космос погиб в авиакатастрофе в 1966 году. Он слишком много знал!
Велюров считает, что проектировали капсулу "Меркурий" исходя из данных температуры нагрева поверхности "Х-15" до 700*С:
"Капсула космического корабля «Меркурий» изначально проектировалась как суборбитальный летательный аппарат на основе предположений, что СССР еще не скоро сможет решить проблему безопасного возвращения человека с орбиты ИСЗ.
Малограмотные домыслы доктора геометрии Зотьева о максимальном нагреве капсулы не свыше 700°С относятся как раз к условиям эксплуатации гиперзвуковых летательных аппаратов. Аналогичные температуры (~650°С) были получены в полетах ракетоплана North American Х-15, что давало американцам основание использовать полученный опыт в проекте «Меркурий»."
Скорость этого "ракетоплана" составляла в среднем 5500 - 6000 км в час, 1528 - 1667 метров в секунду , в атмосфере Земли. Не трудно посчитать какая температура была на поверхности этого ракетоплана по простой формуле Аэродинамического нагрева: " При торможении молекул воздуха их тепловая энергия возрастает, т. е. температура газа вблизи поверхности движущегося тела повышается максимальная температура, до которой может нагреться газ в окрестности движущегося тела, близка к т. н. температуре торможения:
T0= Тн+ v2/2cp,
где Тн — температура набегающего воздуха, v — скорость полёта тела, cp — удельная теплоёмкость газа"
( Основы теплопередачи в авиационной и ракетной технике, М., 1960; Дорренс У. Х., Гиперзвуковые течения вязкого газа, пер. с англ., М., 1966; Зельдович Я. Б., Райзер Ю. П., Физика ударных волн и высокотемпературных гидродинамических явлений, 2 изд., М., 1966.
Н. А. Анфимов.)
Получаем по максимуму, приблизительно 1390*С , эта величина температуры в два раза больше, чем посчитал "доктор" неизвестно каких наук Зотьев. Так к слову, температура плавления никеля, например, 1726 K=1452,85. Чуть чуть не хватает до разрушения аппарата!
Что касается хваленного "Инконеля", который якобы использовался в создании "Х-15" то там проблемы и серьезные, эксплуатировать этот материал выше 900*С лучше не надо:

( ФИЗИКО-МЕХАНИЧЕСКИЕ СВОЙСТВА И СТРУКТУРА СПЛАВА
INCONEL 718, ПОЛУЧЕННОГО ПО ТЕХНОЛОГИИ ПОСЛОЙНОГО ЛАЗЕРНОГО СПЛАВЛЕНИЯ 2014 г. М.Ю. Грязнов, 1,2 С.В. Шотин, В.Н. Чувильдеев )
Свидетельство об использовании инконеля при создании "Х-15": "Конструкция ракетоплана, исходя из высоких скоростей и высоты полета, получилась оригинальной. Поскольку температура нагрева обшивки могла достигать 650 градусов по Цельсию фюзеляж типа “монокок” изготовлялся из легированной стали, никелевого сплава “инконель X” и титана."
( Полукосмическая полуракета – North-American X-15.
http://astrotek.ru/polukosmicheskaya-poluraketa-north-american-x-15/ )
Можно конечно использовать было сплавы с использование вольфрама, например, там температура плавления вольфрама выше: 3695 K =3422 °C. Но существует другая проблема, не только прочность аппарата, но и возможность существования человека, пилота внутри металлической конструкции, стенки которой нагреваются до температуры от 700*С до 1400*С. Никакая теплоизоляция не поможет между раскаленными стенками и атмосферой кабины пилота. Можно успешно получить поджаренную или запеченную тушку смелого американца, который в эту кастрюлю сдуру залезет!
Собственно абляционная защита и необходима для предохранения нагревания металлических, алюминиевых, в случае с советскими капсулами, до температуры 660*С (температура плавления алюминия) , а если не испытывать судьбу до температуры не выше 300-400*С. Температура выше этих величин не только грозит разрушением капсулы, но и гибелью пилота от теплового "удара". Для справки: Тепловой удар – состояние гипертермии, вызванное интенсивным тепловым воздействием и сопровождающееся нарушением деятельности различных органов и систем.
Температуры 700-1400 на поверхности "космической" , металлической капсулы с тонким слоем сомнительной теплоизоляции гарантированы бы привели к гибели пилота. Это даже не обсуждается! И этого очевидного факта, "доктор" всяческих наук Зотьев естественно не учел.
Да и еще, вспоминаем, в публикации "Военное обозрение" упоминается другие величины температуры плазмы при полете с гиперзвуковыми скоростями в атмосфере Земли: "пять-шесть тысяч градусов." Это вызвано образованием ударных волн, в которых температура плазмы резко возрастает. Шансов уцелеть без тепловой защиты поверхности космической капсулы, у пилота при таких температурах плазмы вообще нет никаких! Полная прожарка до стадии обугливания тела гарантирована!