neprohogi (neprohogi) wrote,
neprohogi
neprohogi

Categories:

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

http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-4.htm
"Велюров" в 4 главе "БОЛЬШОЙ КИДОК" развивает свое предположение о том, что никаких водородных двигателей в ракете "Сатурн 5" , на 2 ступени не было и не могло быть в принципе:
"Давайте сделаем промежуточный итог нажим лабораторным опытам и подытожим.
Мы установили, что эталонные параметры первой ступени Сатурн-5 должны быть согласно данных НАСА следующими: эффективная масса расхода топлива фактически 2080,0 тонн; масса сбрасываемой ступени с учетом САС и переходника между S-1C и S-IIВ всего ~174,2 тонны; удельный импульс в вакууме 2982 м/с. Эти параметры мы пока зафиксируем и примем на веру.
Забегая наперед, замечу, что достоверность официальных характеристик ЖРД F-1 вызывает еще больше сомнений, нежели реальность "водородной" ступени S-IIВ. Но об этом мы поговорим в главе №13

На схеме (первая) ступень S-1C.
К этой ступени у нас пока вопросов нет.

На схеме (вторая) ступень S-II.
К этой ступени у нас много вопросов... "
Автор немного противоречит себе, ниже утверждая, что со второй ступенью "мы тоже разобрались", ну раз к ней имеются вопросы, то выходит, что не разобрались мы с этой странной ступенью. "Велюров" делает расчет массы на Низкую Земную Орбиту ( Low Earth Orbit), при достижении скорости объекта указанной массы порядка 7800 м/с, по известной из курса средней школы по Физике, формуле ( Формула Циолковского) :
"Со второй ступенью мы тоже разобрались. Водородная суть этого "агрегата" вызывает у нас много вопросов. Если предположить использование керосина, то химические соотношения компонентов позволяют взять немного больше топлива – 533 тонны.
Эффективный вес ступени (со всем гамузом) в конце работы двигателей =42,9 тонны плюс переходник на третью ступень – 3,7 тонн; итого=46,6 тонны; I уд~330 сек (мин. оценка)
А теперь давайте оценим выводимую массу на LEO - Low Earth Orbit . Интегральные потери скорости на участке вывода на ИСЗ возьмем ~1850±50 м/с. При выведении на LEO - низкую опорную орбиту высотой 150-180 км и наклонением 31 градус, прибавка из-за вращения Земли 390 м/с. Нам нужна конечная скорость Vк=7790 м/с. Это значит, что чистая масса груза на низкой опорной орбите LEO ~72±2 тонны.
Даю проверочный расчет (I1~304 сек; I2~330 сек):
Mо1=174,2+2080,0+533,0+46,6+72,0=2905,8 тонн; тогда Z1=2905,8/(2905,8-2080,0);
Мо2=533,0+46,6+72,0=651,6 т; тогда Z2=651,6/(651,6-533);
Конечная скорость 304*9,8*Ln(Z1)+330*9,8*Ln(Z2)+390-1850≈7801 м/с - Что и требовалось доказать!
Вариация нагрузки ±2 тонны дает вариацию конечной скорости ±50 м/с. Как видите, наши цифры вполне правдоподобны.
А теперь внимание: наша новая гипотетическая ракета со стартовой массой 2905,8 т при массе второй и третьей ступеней с грузом в сумме 651,6 т - полностью совпадает с официальной развесовкой НАСА в полете Аполлон-12 !!! "

Такой несложный расчет совпадает с параметрами , указанными "техническими писателями" НАСА
Другими словами, автор наглядно показал, что параметры описания полета "Сатурн 5" прекрасно совпадают с параметрами ракеты, которая на 2 ступени имела обычные керосиновые, а не водородные двигателями , где "I уд~330 сек (мин. оценка)"
I — удельный импульс ракетного двигателя (отношение тяги двигателя к секундному расходу массы топлива)
Автор предположил, на основании своего несложного расчета и рассмотрение истории создания и испытания водородных американских двигателей, что никаких "водородников J-2" у американских обманщиков не было:
"Если быть совсем точнее, то дело было так. Ступень S-IVB с гигантом-водородником J-2 видимо не удалась. Перед первым пуском Сатурн-5 было всего три летных испытания S-IVB в составе Сатурн-1Б. Все в 1966 году. Их результаты – два раза не выход на орбиту ИСЗ (видимо не прошло включение ЖРД этой ступени, либо раннее отключение из-за неполадок) и один раз выход на орбиту ИСЗ в июле 1966 г. Вот результаты этого полета (1): «Последняя ступень (ракета S-4B) экспериментальной ракеты-носителя «Сатурн IB» SA-203 выведена на орбиту с неполностью израсходованным топливом. Основные задачи запуска - изучение поведения жидкого водорода в состоянии невесомости и ИСПЫТАНИЯ СИСТЕМЫ, ОБЕСПЕЧИВАЮЩЕЙ ПОВТОРНОЕ ВКЛЮЧЕНИЕ основного двигателя ступени. После проведения запланированных экспериментов в системе отвода паров водорода из бака были закрыты клапаны, и в результате повышения давления ступень ВЗОРВАЛАСЬ на седьмом витке». Кроме того, 20 января 1967 года взорвалась при наземных испытаниях та самая ступень S-IVB, которую готовили для изделия «Сатурн-5» серийный номер №503.
Ситуация со второй водородной ступенью S-II была немногим лучше. Напомню, что на ней установлено пять аналогичных ЖРД J-2. Вот что написано в (2):
"1966 May 25 - First full-scale Apollo Saturn V launch vehicle rolled out.... Meanwhile, schedule for Saturn V threatened by continued problems in development of S-II stage (inability to get sustained 350-second burns without instrumentation failures, shutoffs, minor explosions)".
Или по-русски: "25.05.1966 г. Состоялся первый вывоз полномасштабной ракеты Сатурн-5 на стартовую позицию... Тем не менее, сроки готовности были под угрозой из-за непрекращающихся проблем со ступенью S-II (неспособность выдать стабильный импульс длительностью 350 секунд без отказов оборудования, отключений двигателей и даже микровзрывов)".
Попросту говоря в тот день 25 мая 1966 года ступень во время теста загорелась в двух местах синим пламенем. А через три дня просто взорвалась, ранив пять рабочих (!) и частично разрушив стенд (!!) согласно (5) . Так что ни о каких водородных вторых ступенях Сатурн-5 всего за год до первого пуска (1967г.) и речи быть не могло.
Но это вовсе не означает, что на реальной ракете "Сатурн 5" , на второй ступени были какие-то другие "керосиновые" двигатели. Это означает только, что для описания своей ракеты с мифическими параметрами , американские обманщики использовали данные характерные для обычных ЖРД на "керосине" и окислителе. Других параметров, характерных для "водородников J-2" у писателей НАСА не было. А для демонстрации реальности полета параметры начальной массы ракеты, конечной массы ИСЗ, массы ступеней , скорости ракеты, удельного импульса ракетного двигателя, должны были соответствовать формуле Циолковского. Писаки НАСА слепили свою версию из того, что было! Вот и получилось, что попало. Они же не предполагали, что найдется человек, который при помощи формулы Циолковского покажет, что параметры удельного импульса в этом описании не соответствуют величине УИ , которая присуща для водородного двигателя. Все как обычно у американских разгильдяев: И так сойдет!
Для справки: Удельный импульс"водородника J-2" в вакууме 425 сек
Robert E. Bilstein. Stages to Saturn: a technological history of the Apollo/Saturn launch vehicles. — Gainesville: University of Florida Press, 2003. — ISBN 0-8130-2691-1.
425 м/с больше, чем 330 м/с
Subscribe

  • Post a new comment

    Error

    Anonymous comments are disabled in this journal

    default userpic
  • 0 comments