?

Log in

No account? Create an account

БОЛЬШОЙ КОСМИЧЕСКИЙ ОБМАН США

Entries by category: литература

ГЛАВА 19 ВЕЛЮРОВ ПЕПЕЛАЦЫ ЛЕТЯТ НА ЛУНУ
neprohogi
Велюров был единственным и первым критиком Лунного Обмана США, который убедительно доказал, что параметры ЖРД США F-1 из программы НАСА, описанные техническими писателями НАСА, не соответствуют реальности. Это был очень неожиданное событие для защитников американского обмана. Оно не осталось незамеченной и вызвало бурную реакцию адвокатов американкой фальсификации в РФ и в русскоговорящих регионах бывшей территории СССР.
Публикация Велюрова, без преувеличения, была одним из поворотных моментов в деле разоблачения американского обмана. Публикация содержит расчет удельного теплового потока по площади для ЖРД F1, на основе данных техническими писателями НАСА, полученных их открытых источников информации.
Расчет Велюрова доказывает, что официальные параметры этого главного ЖРД США завышены и при таких параметрах величина количества теплоты, проходящее через заданную и нормальную к направлению распространению теплоты единичную площадку в единицу времени (он же удельный тепловой поток по площади, измеряется в ВТ/м ²), принимают аномальные значения. Отсюда характеристики этого ЖРД становятся не реальными.
Слабая сторона такого расчета имеется, это исходные величины, параметры, указанные в открытых источниках информации, в архивах документов НАСА. Всегда можно сослаться на то, что технические писатели НАСА ошиблись и указали не те цифры. Но все равно, если даже предположить, что расчеты такого рода напрямую не доказывают отсутствие реальных, заявленных параметров у главного ракетного двигателя, то, как минимум расчеты Велюрова по параметрам ЖРД F1 доказывают очевидное: техническое описание ЖРД США обман!
Главное, что было доказано Велюровым, безусловно, это неспособность трубчатой американской системы охлаждения стенок камеры сгорания и сопла, обеспечить эффективную работу двигателя при больших значениях удельного теплового потока.
Первое доказательство несостоятельности использование трубок в системе охлаждения ЖРД США Велюровым убедительно и наглядно обосновано: «Особенности технологии изготовления паяных трубчатых камер из нержавеющей стали не позволяли преодолеть рубеж эффективного рабочего давления 50 кгс/см²». Толщина трубок была небольшой, что делало почти невозможным оребрение трубок, либо нанесение искусственной шероховатости для увеличения теплоотдачи от раскаленного газа жидкости охлаждения в трубках.
Велюров сначала произвел расчет удельного теплового потока по площади поверхности камеры сгорания и сопла в ЖРД Н-1 с учетом того, что «максимальные эксплуатационные тепловые потоки для системы охлаждения ЖРД Н-1b будут:
qmax = αст ∙ ΔTст ≈ 70 ∙ 10³ ∙ (527 − 385) ≈ 10 МВт/м²». [30]
В результате расчета максимального удельного теплового потока для ЖРД Н-1b, при использовании официальных параметров, Велюров получил величину с небольшим превышением максимально допустимого значения: «Численный расчет охлаждения камеры ЖРД Н-1b
Результаты расчета
Максимальный тепловой поток составил Q ≈ 10,2 [МВт/м²]
ВЫВОД: данный двигатель работает на допустимом тепловом режиме, который, однако, является предельным по допустимому диапазону температур стенки и дальнейшему форсированию ЖРД H-1b без существенного изменения конструкции не подлежит». [31]
Хотя в выводе такое превышение Велюров считает допустимым.
Первым признаком того, что Н-1b имел меньшую тягу, удельный импульс, удельный тепловой поток, а, значит, и другие параметры, был тот факт, что американцы не смогли вывести на орбиту пилотируемый экипаж, ни в 60-х, ни в 70-х годах! Второй признак обнаружил Велюров. Это незначительное превышение максимального удельного теплового потока по площади камеры сгорания и сопла.
По всей видимости, тяга этого двигателя около Земли была менее 92,4 тс.
Велюров не стал акцентировать внимание на этом моменте, сославшись на то, что «на всем протяжении температура стенки со стороны керосина Tст.ж не нарушает критерий NASA SP-8087 Tст.ж ≤ 728К».
Оказалось, что есть еще одно превышение параметра на 43К рекомендованную температуру стенки камеры сгорания и сопла 800К: «Однако в цилиндрической части камеры диапазон температур Tст.ж ≈ 683...723К вплотную подошел к предельно допустимому. На всем протяжении охлаждающего контура температура стенки со стороны газа не превышает Tст.г ≤ 843К. Это всего на 5% превышает рекомендованную температуру стенки Tст.г = 800К». [31]
Это можно считать третьим признаком фальсификации параметров ЖРД-H1b. Велюров, наверное, слишком добр к американским партнерам. Его целью было доказать, что указанный двигатель, в отличие от ЖРД F-1, работал в пределах допустимых величин удельного теплового потока и температуры стенки. Но получилось не то, что хотел автор.
Следующим этапом, после расчета параметров «хорошего» H-1b, Велюров предоставил «Численный расчет охлаждения камеры ЖРД F-1». [33] Расчет удельных тепловых потоков по площади, Велюровым строился аналогично тепловому расчету двигателя ЖРД H-1b
«Результаты расчета
Поскольку камера сгорания ЖРД F-1 представляет собой почти прямую трубу с небольшим сужением до критического сечения, то тепловые потоки вдоль всей камеры сгорания примерно одинаковы и лежат в диапазоне 10,7...11,5[МВт/м²]
Максимальный тепловой поток составил Q ≈ 11,5 [МВт/м²]
Расчетный максимум расположен в цилиндрической (дозвуковой) части камеры: S ≈ 1,24
Из-за конструктивных особенностей системы охлаждения (U-образный реверс) температурное поле стенок в плоскости одного сечения является неравномерным, как бы «волнистым», наблюдается чередование: реверсные трубки на ~3...4% горячее аверсных трубок.
Результаты расчета однозначно указывают на то, что двигатель работает на запредельных режимах:
1. На всем протяжении камеры сгорания до критического сечения температура стенки со стороны керосина Tст.ж существенно превышает установленный согласно пп.3.1.1.5.4 рекомендаций NASA SP-8087 («Liquid rocket engine fluid-cooled combustion chambers», NASA SP-8087, 1972г.) порог коксования керосина Tст.ж > 728 К.
В цилиндрической части температура коксования превышена более чем на сто градусов! Максимум Tст.ж ≈ 830 К.
При таких температурах керосин в пристеночном слое, безусловно, не является химически нейтральной не кипящей жидкостью. Он начнет энергично разлагаться на тяжелые смолистые осадки и легкие газовые фракции.
Тяжелые смолистые осадки, которые осаждаются на стенках трубок, имеют на два порядка более низкую теплопроводность, чем сталь.
Простейшие оценки показывают, что налипание тончайшего слоя смолистых осадков толщиной всего 0,005 мм равнозначно утолщению вдвое стальной трубки толщиной 0,45мм, применяемой в камере ЖРД F-1. Поэтому коксование керосина приведет к падению теплопередачи через стенки трубок в охлаждающую жидкость и прогару по всему периметру сечения.
Полагая, что трубка имеет наружный диаметр ~ 27,78 мм (13/32 дюйма), огневую сторону составляет примерно ¼ дуги окружности трубки, длина камеры ЖРД F-1 до критического сечения ~ 1 м, то для образования смолистого слоя толщиной 0,005мм при плотности ρ ≈ 1,2 г/см³ достаточно осаждение всего 0,13 г смолы!
Помимо этого, газообразные продукты коксования керосина могут создавать газовые пробки в узких трубчатых каналах, существенно снижать скорость и плотность проточного охладителя (керосина), что приведет к тем же фатальным последствиям ‒ прогару камеры.
2. Температура огневой стороны стенки на всем протяжении камеры сгорания до критического сечения превышает Tст.г > 900 К.
На отдельных участках в цилиндрической части камеры температура огневой стороны стенки превышает Tст.г > 1000 К.
Подобный температурный режим является недопустимым для паяной трубчатой конструкции камеры данного ЖРД.
Согласно американских данных («Industrial Gold Brazing Alloys» ,Gold Bulletin 1971 Vol. 4 No. 1) – при изготовлении «лунной» серии двигателей, в т.ч. F-1 и др., – широко применялся золотой припой состава 82,5% Au − 17,5% Ni.
При температурах свыше Tст.г > 540ºС ( 813К ) этот припой резко терял прочность». [33]
Велюров обнаружил при исследовании конструкции ЖРД F-1 еще один неприятный момент: «Проблема же «карбюраторного» варианта №2 аналогична проблеме варианта №1: для пониженного расхода топлива сопло становится избыточно большим, на уровне земли возникает сильное перерасширение газа в сопле, характерное для высотных ЖРД. Это, в свою очередь, делает потери тяги у земли неприемлемо большими». [32]
Велюров обнаружил целый «букет» проблем: 1) Превышение удельного теплового потока при работе двигателя с такими параметрами; 2) Превышение температурного режима, максимально допустимого значения температуры для стенки камеры сгорания, для паянных трубок трубчатой, американской системы охлаждения; 3) Кипение керосина с образованием копоти на внутренней поверхности трубок охлаждения, которое приводит к увеличение вероятности прогара и уменьшение теплообмена. А значит к перегреву всей конструкции.
Велюров обосновано полагал, что этот двигатель имеет своеобразный карбюратор: «Для справки:
КАРБЮРА́ЦИЯ, карбюрации, жен. (франц. carburation) (хим., тех.). Насыщение негорючего газа (воздуха) парами углеродистых веществ (напр. бензина), дающее взрывчатую смесь. Толковый словарь Ушакова. Д.Н. Ушаков. 1935-1940.
Здесь газогенератор – штатный жидкостный газогенератор, который вырабатывает мизерную долю горячего газа (несколько процентов от массы расхода топлива через камеру). Карбюратор – узел газификации (перемешивания) избыточного керосина и турбинных газов». [32]
Велюров вместе с тем утверждает, что «Впуск «карбюраторных» газов в сопловой насадок несколько снизит средний удельный импульс газа, но повысит давление на срезе сопла, что позволит снизить потери удельного импульса у земли и немного повысить тягу на старте». [32]
Получается своеобразный парадокс. С одной стороны большое сопло «делает потери тяги у земли неприемлемо большими». А с другой стороны «главным предназначением «карбюратора» является форсирование тяги на старте и на малых высотах». [32]

Очевидно, что «повышение тяги на старте», с помощью «впуска карбюраторных газов в сопловой насадок» не позволяет полностью компенсировать потерю тяги на старте и-за большого сопла и возникновения на уровне земли «сильного перерасширения газа в сопле».
Главный вывод Велюрова в этой главе, и во всей книге является вывод о завышенном значении тяги : «Вместо номинальной тяги 690 тс на старте, ЖРД F-1 по нашим оценкам обеспечивает на 35% меньше - всего около 450 тс.
Этот вывод является ключевым в дискуссии относительно реальности пилотируемых полетов на Луну при помощи ракет «Сатурн-5», оснащенных пятью двигателями F-1 на первой ступени.
При такой стартовой тяге, масса ракеты с тяговооруженностью n = 1,19 не могла превышать mo = 5 · 450 / 1,19 ≤ 1900 тонн. Реальная стартовая масса «Сатурн-5» на 1000 тонн меньше официальной версией»!
Велюров обоснованно торжествовал: «Мною исчерпывающе было доказано, что двигатель не может эксплуатироваться на номинальных режимах по назначению.
Только, Бога ради, не подумайте, что бой проигран мне – бой был проигран основам теплотехники, которыми пренебрегли при создании габаритно-весового макета, так называемого жидкостного ракетного двигателя F-1». [34]
В главе 14 Велюров наглядно и, как всегда, убедительно доказал, что «Американцы боролись при помощи поперечных перегородок с продольными колебаниями!
Перепутать продольные колебания с поперечными колебаниями, это надо обладать «большими талантами». Необходимо отдать им должное: делали они это долго, дорого и с чувством большой значимости».
Никакого сомнения в правильности такого вывода Велюрова быть не может. Поперечные перегородки против продольных колебаний в раскаленном газе, в камере сгорания бессмысленны для всех, кто имеет хоть какие-то элементарные знания о физике колебаний. Поперечные перегородки не смогут повлиять на продольные колебания. Это понятно уже из названий перегородок и колебаний!
Можно спорить и пытаться найти изъяны с расчетом удельных тепловых потоков в камере сгорания и сопла. Можно сослаться на неправильные и ошибочные значения технических писателей НАСА, которые использовал Велюров. Можно лихорадочно искать определение первого и второго закона Термодинамики, чтобы попытаться обвинить Велюрова в незнании этих законов, а сам расчет нарушением законов Термодинамики. Можно придумывать подобные глупости до бесконечности, что защитники НАСА и сделали! Но безусловным в книге Велюрова является то, что он доказал несостоятельность американской, трубчатой системы охлаждения стенки камеры сгорания и сопла. Такая конструкция не позволяла работать двигателю при тепловых режимах порядка 16 МВт/м², и значит достигать большего давления в камере сгорания, температуры газа, удельного импульса и тяги. Все это было сделано в советских, российских ЖРД, в которой не применялась такая порочная конструкция трубчатой системы охлаждения.
Последние главы книги Велюрова были написаны под воздействием материалов «Большой Космический Обман США». В 15 главе своей публикации, на своем сайте Велюров исследует тему фальсификации программы «пилотируемых полетов» США «Меркурий» и «Джемини».
Об этом, о полемике вокруг книги Велюрова и его расчетов системы охлаждения можно говорить долго. В этой полемике много интересного и необычного. Весь собранный материал о спорах, обсуждении книги Велюрова, о фальсификации программ «Меркурий» и «Джемини» опубликованы в отдельных книгах: «Пепелацы летят на Луну» и «Скептики России против фальсификации США»

БОЛЬШОЙ КОСМИЧЕСКИЙ ОБМАН США: ИСТОКИ. ГЛАВА 21. ПЕПЕЛАЦЫ ЛЕТЯТ НА ЛУНУ - "ВЕЛЮРОВ"
neprohogi
http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-7.htm
Автор приводит интересные сведения о полете космических аппаратов "Зонд", о зависимости возникающих перегрузках от угла входа в атмосферу :
Генерал Каманин так описывал процесс посадки советского лунного корабля "Зонд" (7): "Корабль, по расчетным данным, должен входить в атмосферу Земли под углом 5—6 градусов к плоскости местного горизонта. Уменьшение угла входа от допустимых значений всего на один градус чревато возможностью «не захвата» корабля атмосферой Земли. Превышение угла входа на один градус ведет к возрастанию перегрузок от 10—16 единиц при расчетном спуске до 30—40 единиц, а более значительное увеличение этого угла будет опасно не только для экипажа, но может привести и к разрушению самого корабля. Иными словами, корабль должен пролететь более 800 000 километров по трассе «Земля — Луна — Земля» и на скорости 11 километров в секунду попасть в зону («воронку») безопасного входа диаметром 13 километров. Такая высокая точность может сравниться лишь с точностью, потребной для попадания в копейку с расстояния 600 метров".
В дневниках генерала Каманина есть четкое упоминание, что расчетный коридор имел значение условного перигея 49 км плюс-минус 7 километров. Это означает перигей от 42 км до 56 км. К примеру, Зонд-5 из-за отказа системы ориентации, имел перигей ~35 км ( т. е. промахнулся и шел баллистикой с перегрузками до 16 единиц) а Зонд-6 шел по трассе с перигеем ~45 км (попал в коридор, при этом максимальные значения перегрузок на этом участке составляли 4-7 единиц) и совершил удачный маневр-прыжок длинной 9000 км."
Вот собственно почему у черепашки выпал глаз из роговицы при полете КА "Зонд 5", перегрузки были аномальными: 16 g . Запоминаем таким перегрузкам соответствует перигей 35 км.
"Велюров" начинает выяснять, а какие были параметры американского "полета", какая величина перигея, градуса под которым, якобы, американский КМ входил в атмосферу, согласно американским сказкам.
"Велюров" в отличии от других критиков Лунного обмана США использует в качестве аргументов вполне простые и очень грамотные расчеты параметров траектории американского "полета" к "Луне" США на основе величин, представленных в открытых источниках информации американскими обманщиками. И вот какой условный перигей был у американских "Аполлонов":
"Давайте рассчитаем условный перигей траектории Аполлонов. Если мы знаем параметры траектории для некоторой точки: Vвх, θвх, Hвх, то из системы уравнений: (здесь r - радиус-вектор точки, r=ro+Hвх; μ - гравитационный параметр Земли)
r•v•cos(θ) =const - второй закон Кеплера;
v²/2 – μ/r =const - закон сохранения энергии;
Нам не известны vп и rп в точке перигея, но известно, что в точке перигея θперигей=0
rвх • vвх • cos(θвх) =rп • vп
vвх²/2 – μ/rвх =vп²/2 – μ/rп
Далее система двух арифметических уравнений с двумя неизвестными сводится к квадратному:
rп² • (vвх²/2 – μ/rвх) + rп • μ – vвх² • rвх² • cos² (θ)/2 = 0
Дабы не отяжелять текст, приведу результат: для стандартного угла входа -6,5° на высоте ~120 км получаем перигей в районе ~36 км. И еще один момент нужно учесть. Нагрузка на мидель (площадь сечения перпендикулярного вектору скорости) у кораблей Аполлон и Зонд/Союз отличается в полтора раза: у Аполлона 5560 кг веса на 12 кв.м. миделя, а у Союза - 2850 кг на 3,8 кв. м. миделя; т.е. у Аполлона "парусность" в полтора раза выше. Это означает, что аналогичные аэродинамические силы будут для него достигается в несколько более высоких слоях атмосферы. Для того, чтобы траектория спуска Союза и Аполлона имела одинаковый "профиль" с точки зрения аэродинамических сил, последний при равной скорости должен находится на высоте, где плотность воздуха в полтора раза меньше.
Сделаем оценку параметра: пусть плотность атмосферы ρ=ρ0 • exp( –h/h0); h0=~7170 м;
Тогда расстояние между высотой траектории Союза h1 и Аполлона h2
ρ1 / ρ2 =1.5=exp( (h2 –h1)/h0 ); (h2 –h1)=0.405 • h0; (h2 – h1) =~2,9 км;
Это означает, что средний профиль траектории Аполлона при прочих равных условиях, для достижения одинаковых перегрузок, должен быть выше на ~2,9 км.
Итак, мы рассчитали параметры коридора входа для СА Аполлон как множество эллиптических орбит с перигеем в диапазоне от 44,9 км (42+2,9) до 58,9 км (56+2,9) при средней линии 51,9 км (49+2,9). В угловых параметрах для высоты 120 км наклон скорости к местному горизонту должен быть в диапазоне от –5,6° до –6,1°. К сожалению, Аполлон промахивался мимо коридора и шел ниже - в районе плюс-минус 36 км перигея или -6,5° угол входа."
Получается перигей в районе 36 км . Это значение близко к величине перигея КА "Зонд 5" 35 км, когда у черепашки при перегрузках 16 g глаз выпал из роговицы.
Но на этом проблемы американцев не заканчиваются. "Велюров" обратил внимание на другой интересный и любопытный факт:

"А теперь вернемся к нашим американцам. Источник (5) дает нам подробные сведения о параметрах входа в атмосферу и посадки СА Аполлон. Так, "тормозной" путь у них находился в районе 1300 морских миль = 2400 км. Иногда на сотню больше, иногда на сотню меньше. При этом типичный угол входа в атмосферу равен 6,5° при максимальных перегрузках меньше 7g. (Все углы входа американцы уже отсчитывали от высоты ~400 тыс. футов или ~120 км, хотя до этого - на рис.5 такой отсчет велся от высоты ~300 тыс.футов или ~91 км).
В том же источнике (1) есть карта места посадки корабля Apollo-11. Я долго не мог понять, что с ней не так, потом понял: область возможных посадок, или район поиска, находится впереди точки приземления. Дело в том, что точка баллистического спуска всегда находится (на траектории) перед точкой управляемого спуска. Но не наоборот. Чем отдаленней точка приземления от места входа в атмосферу, тем глубже аэродинамический маневр в атмосфере. Чем ближе к точке входа- тем больше траектория приближается к классической баллистической параболе. "
( 1. http://www.epizodsspace.narod.ru/bibl/raketostr3/obl.html
5. http://history.nasa.gov/SP-4029/Apollo_18-40_Entry_Splashdown_and_Recovery.htm )
А чем больше траектория приближается к классической баллистической параболе тем больше...перегрузки! Больше той перегрузки при которой глаза начинают выпадать из роговицы и черепашек. Человеческому глазу нужны перегрузки поменьше, чтобы вылететь вон из организма!
"Велюров" о вероятном, аномальном значении перегрузок, которые , если верить американским сказкам, должны были превысить 20 g при спуске КМ "Аполлон" в атмосферу Земли:
"Численное моделирование на компьютере показывает, что при входе в секторе от -5,6° до -6,1° капсула Аполлона испытала бы максимальные перегрузки в пределах 4÷7 единиц с возможностью "прыжка" на расстояние 6000 км ...9000 км. А в случае срыва на баллистический спуск перегрузки не превысят 10÷11 единиц.
Если принять угол входа в районе -6,5° то максимальные перегрузки при управляемом спуске достигнут ~9 g, баллистический спуск - до ~16 g (примерно под таким углом входил Зонд-5, так что данные численного расчета совпадают с данными конкретного полета). Для крайних случаев с максимальным углом входа -7,08° (Аполлон-4) перегрузки составят ~12g при управляемом спуске, и ~22 g на баллистике"
22 g даже страшно представить, что случилось бы с американскими актерами, окажись они в реальности в таком космическом корабле с такими параметрами полета, спуска и перегрузками.

БОЛЬШОЙ КОСМИЧЕСКИЙ ОБМАН США: ИСТОКИ. ГЛАВА 20. СТАТЬИ И КНИГИ ГОСТЕЙ САЙТА ПОПОВА А.И.
neprohogi
http://leonidkonovalov.ru/meeting/moon/?ELEMENT_ID=516
Все равно, при прочтении этой статьи , очевидно, что Леонид Коновалов к сожалению основывает свои выводы об использовании такого метода на догадках и домыслах. Прямых , очевидных улик он найти не смог
Длинные тени, направление освещения прожектора по направлению от экрана и вдоль экрана, все это, к сожалению догадки автора. Вот например это:
"И вот результаты удачных экспериментов - соединение в павильоне гористого пейзажа со слайда и насыпного грунта с актерами - мы и видим в кадрах лунных экспедиций. Рассматривая «титульные» снимки миссии «Аполлон-15», т.е. общие планы, показывающие максимум пространства, мы понимаем, что сделаны они с применением фронтпроекции в павильоне: четко видна граница, отделяющая насыпной грунт от экрана (рис.47).

http://leonidkonovalov.ru/upload/medialibrary/a8e/a-15-David-Scott-1600x1200-18.jpg
Рисунок 47. Миссия "Аполлон-15"

http://leonidkonovalov.ru/upload/medialibrary/e0a/a-15-David-Scott-1600x1200_1.jpg
Рисунок 48. Павильонная часть лунного кадра."
Это автор, у которого набит , что называется глаз видит , для него это очевидно. Но обыватель никакой большой разницы не замечает. Да есть различие в освещении грунта около пепелаца, чуть выше колена, видна граница между этими изображениями. Но вывернуться и оправдать такую ситуацию не сложно. Да мол бывает, это оптический эффект , отражение от дальней горки делает ее как бы светлее.
А между тем именно на этой фотографии видна вполне очевидная и неопровержимая улика против обманщиков. Это полукруглый свет от прожектора, который засветил проекционный экран и оставил характерный след на "черном небе" "Луны" США
И здесь тоже самое, засветка правой верхней части экрана:

http://leonidkonovalov.ru/upload/medialibrary/069/_apollo15_irwin_rover%20q1u.jpg
"Чёрное небо" в этой части "космоса" США...светлее. и это не дефект фотографии. Это ошибка осветителей.

БОЛЬШОЙ КОСМИЧЕСКИЙ ОБМАН США: ИСТОКИ. ГЛАВА 20. СТАТЬИ И КНИГИ ГОСТЕЙ САЙТА ПОПОВА А.И.
neprohogi
http://leonidkonovalov.ru/meeting/moon/?ELEMENT_ID=392
Сам метод сравнения и результаты сравнения у Леонида Ковалова, при определении цвета поверхности Луны, тоже вызывают сомнения и обоснованные вопросы: А почему такой вывод сделан? Есть реальное совпадение кривой спектрального отражения пластилина и грунта американцев?
Автор: "В видимом диапазоне кривая спектрального отражения лунного грунта поднимается почти линейно вверх. В синей зоне спектра коэффициент отражения меньше, а в красной – больше, что однозначно говорит о том, что грунт Луны не серый, а тёмный, с избытком красного, т.е. коричневый. У серых поверхностей кривая должна быть похожа на горизонтальную линию, но мы таких линий не видим.
Поскольку мы все понимаем, что в разных районах Луны грунт не одинаков по своим спектральным характеристикам, то для сравнения мы взяли не одну, а три различные области Луны, далеко отстоящие друг от друга, а именно – сравнили грунт Моря Изобилия (доставленный на Землю космическим аппаратом “Луна-16”), Моря Спокойствия и грунт Океана Бурь. Затем перенесли значения коэффициентов спектрального отражения этих трёх линий в программу Exel.
В коробке c пластилином попробовали найти образец, близкий по характеристикам отражения к лунному грунту. Начали с тёмно-коричневого куска (рис.7).

http://leonidkonovalov.ru/upload/medialibrary/0f2/plast-korobka.jpg
Рис.7 Цветной пластилин. Под коробкой пластилина находится большое серое поле с коэффициентом отражения 18%.
Оказалось, что интегральный коэффициент отражения темно-коричневого пластилина такой же, как и у грунта лунных морей. Другими словами, поверхность Луны примерно такая же темная, как этот тёмно-коричневый пластилин. Вот только цвет пластилина более оказался более насыщенным, чем цвет лунной поверхности. В синей зоне пластилин отражал меньше света, чем лунный грунт, а в красной зоне - больше. Путем добавления в коричневый кусок небольшого количества голубого пластилина мы снизили насыщенность цвета (повысили отражаемость в сине-зеленой зоне). А добавлением вкраплений черного пластилина снизили общий коэффициент отражения. После тщательного раскатывания пластилина до однородной массы и промера на спектрофотометре, мы получили почти такую же кривую спектрального отражения, как у образцов лунного грунта из Моря Спокойствия (рис.8). Эту кривую отражения приводят американцы для области, куда по легенде прилунился “Аполлон-11”.

http://leonidkonovalov.ru/upload/medialibrary/4fb/znrxjbyje.png
Вот если быть честным, автор абсолютно не прав, и это видно из его графика и кривой спектрального отражения "темно коричневый пластилин" , которая не совпадает с кривой спектрального отражения образцов Лунного Грунта из Моря Спокойствия. Оспаривать это отражение бессмысленно, автор сам показал наглядно отличие этих кривых! От 550 нм (это зеленый цвет) кривая спектрального отражения коричневого пластилина резко уходит вверх. Это не совпадение, да и от 400 нм до 500 нм уровень (процент) соотношений отраженного светового потока ниже чем такая же кривая спектрального отражения "Море Спокойствия (Аполлон 11)"
В меньшей степени это видно на кривой спектрального отражения "Лунный пластилин" Кривая отличается и от кривой американского грунта и от кривой советского грунта.
Оранжевый пластилин показал бы совпадение таких кривых наиболее точно.
И главная ошибка в таком сравнении нужно брать не отдельные образцы грунта, которые действительно могут быть темно коричневыми или темно бурыми. Необходимо брать данные по спектральному отражению от поверхности всей Луны. Лучше это сделать во время лунного затмения. Вот тогда можно определить цвет Луны и при помощи образцов пластилина, лучше конечно взять не ровную поверхность пластилина а сильно испещренную выемками и впадинами.
То чем занимался Леонид Коновалов, можно назвать попыткой выдать желаемое за действительное. Но увы!

БОЛЬШОЙ КОСМИЧЕСКИЙ ОБМАН США: ИСТОКИ. ГЛАВА 20. СТАТЬИ И КНИГИ ГОСТЕЙ САЙТА ПОПОВА А.И.
neprohogi
http://leonidkonovalov.ru/meeting/moon/?ELEMENT_ID=392
Леонид Коновалов некорректно выбирает сравнение лунной, неровной, изрытой поверхностью и с гладкой поверхностью кубиков пластилина. Для сравнения Леонид Коновалов потом и шляпу выбирает аналогичную, тоже с гладкой поверхностью.
"Из этого пластилина, похожего по цвету на лунный грунт, мы вылепили кубик и сфотографировали вместе с эталонной серой шкалой Кодак, не забыв положить рядом кубик из черного пластилина и исходного тёмно-коричневого. Вот такой цвет имеют лунные моря - как на кубике справа (рис.9). Таким должно выглядеть Море Спокойствия, куда по легенде прилунился "Аполлон-11"."

http://leonidkonovalov.ru/upload/medialibrary/ae3/plastilin1100.jpg
Рис.9. Вот так - крайний правый кубик - должен выглядеть лунный грунт в том районе, где по легенде была посадка “Аполлона-11”.

http://leonidkonovalov.ru/upload/medialibrary/56e/IMG_shlapa.png
Рис.66. Коричневый портфель и тёмно-коричневая шляпа, в самом низу - лист чёрной бумаги.
Такое ошибочное сравнение ровного, гладкого объекта с неровным и изрытым грунтом и приводил Коновалова к ошибочному выводу. Ибо он рассматривает категории диффузного отражения и сравнение отраженных световых потоков, которые зависят, как это было сказано ранее, не только от цвета объекта, грунта, но и от неровности поверхности этого объекта, от которого отражается световой поток!

БОЛЬШОЙ КОСМИЧЕСКИЙ ОБМАН США: ИСТОКИ. ГЛАВА 20. СТАТЬИ И КНИГИ ГОСТЕЙ САЙТА ПОПОВА А.И.
neprohogi
http://leonidkonovalov.ru/meeting/moon/?ELEMENT_ID=392
Я помню когда появился в Интернете Леонид Коновалов со своим мнением о Лунном Обмане США. В первый же момент , не зная что это за личность, которая скрывалась под анонимным ником, я распознал, что это преподаватель, связанный с киноиндустрией. Что было совсем не сложно. Но Леонид Коновалов не являясь физиком, оптиком, решил заняться определением реального цвета Луны , тот который должен наблюдать наблюдатель на самой Луне или рядом с Луной. Публикация называется "Какого цвета Луна?"
Коновалов подошел к этой проблеме основательно, с использованием прибора:
"А чтобы точно определить именно цвет лунного реголита, а не только его яркость, мы воспользовались имеющимся у нас на кафедре института кинематографии спектрофотометром X-Rite dtp-41 (рис.4).

http://leonidkonovalov.ru/upload/medialibrary/cfe/x-rite-dtp41.jpg
Рис.4. Спектрофотометр X-Rite dtp-41"
Для справки: "Спектрофотометр — прибор, предназначенный для измерения отношений двух потоков оптического излучения, один из которых — поток, падающий на исследуемый образец, другой — поток, испытавший то или иное взаимодействие с образцом."
"Поток излучения Фе — физическая величина, одна из энергетических фотометрических величин. Характеризует мощность, переносимую оптическим излучением через какую-либо поверхность. Равен отношению энергии, переносимой излучением через поверхность, ко времени переноса."
Другими словами, и это надо сразу понимать, прибор не определяет цвет исследуемого объекта. А главными характеристиками цвета является длина и частота световой волны, которая идет от исследуемого объекта.
Коновалов использует материалы
"С его помощью мы подобрали материал, наиболее близко повторяющий графики спектрального отражения (лунного грунта), взятые из книги «Лунный грунт из Моря Изобилия» (рис.5).

http://leonidkonovalov.ru/upload/medialibrary/62a/otrazh-lun.jpg
Рис.5. Страница из книги “Лунный грунт из моря Изобилия”

http://leonidkonovalov.ru/upload/medialibrary/853/otrazh-lun2.jpg
Рис.6. Спектры диффузного отражения реголита из различных районов Луны"
Справка: "Диффузное отражение — это отражение светового потока, падающего на поверхность, при котором отражение происходит под углом, отличающимся от падающего."
"СПЕКТРОСКОПИЯ ОТРАЖЕНИЯ -раздел спектроскопии, изучающий закономерности отражения электромагнитного излучения от разл. сред. Лежит в основе методов исследования в-в по спектрам отражения.
Различают спектры внеш. и внутр. отражения. Первые, в свою очередь, делятся на спектры зеркального отражения, когда падающий и отраженный лучи лежат в одной плоскости с нормалью к отражающей поверхности, а угол отражения равен углу падения, и спектры диффузного отражения, когда отраженные лучи рассеиваются по разным направлениям. Характер внеш. отражения излучения определяется соотношением между длиной волны падающего излучения и размерами неровностей отражающей поверхности. При неровностях, размеры которых меньше, наблюдается зеркальное отражение, в остальных случаях-диффузное отражение (рассеянное излучение). Практически отраженное излучение имеет смешанный характер; при специально выбранных условиях преобладает вклад того или иного вида отражения."
Проще говоря метод избранный Леонидом Коноваловым не определяет точно цвет объекта . А неровности исследуемого объекта существенно изменяет отраженный световой поток, и вместе с этим цветовые оттенки при разных углах освещения.
Поэтому вывод Леонида Коновалова , который он делает практически сразу, не совсем корректный:
" В видимом диапазоне кривая спектрального отражения лунного грунта поднимается почти линейно вверх. В синей зоне спектра коэффициент отражения меньше, а в красной – больше, что однозначно говорит о том, что грунт Луны не серый, а тёмный, с избытком красного, т.е. коричневый. У серых поверхностей кривая должна быть похожа на горизонтальную линию, но мы таких линий не видим."
Относительно серого цвета, все правильно, но относительно коричневого цвета это очень спорное утверждение, которое не подтверждается фотографиями Зонда, астрономов и изображению Луны во время лунного затмения:

Это реальный, общий цвет Луны видимый наблюдателем на расстоянии несколько тысяч километров. Освещена Луна в этом случае отраженным, рассеянным светом от поверхности и Атмосферы Земли. И этот цвет Темно Оранжевый, а не коричневый!

БОЛЬШОЙ КОСМИЧЕСКИЙ ОБМАН США: ИСТОКИ. ГЛАВА 20. СТАТЬИ И КНИГИ ГОСТЕЙ САЙТА ПОПОВА А.И.
neprohogi
http://www.manonmoon.ru/articles/st65.pdf
В конце своей публикации на страницах 61-63 автор сравнивает "чудо" американской технологии с реальным двигателем НК-33:



Да трудно не согласиться, что такое сравнение явно не в пользу американского ЖРД Фи1. Но автор делает в конце совершенно неверный, ошибочный вывод о том, что американские обманщики "не обеспечив надежность его работы, они пошли на «авось» (А-6)".
Ничего подобного не было ни в случае А6, ни в других сериях шоу "Аполлон". Обманщики не надеялись на "авось", они сразу пошгли на обман и заменили недоработанные, дымящиеся черной копотью , ненадежные двигатели Фи1, другими, безотказными, проверенными ЖРД Н1 (Е1). Они и сейчас не подводят американцев. Но тяга у них , естественно меньше 700 тн.
Что касается старта ракеты из шоу "А-6", вот этот начальный момент
https://spaceflight.nasa.gov/gallery/images/apollo/apollo6/html/s68-27364.html

https://spaceflight.nasa.gov/gallery/images/apollo/apollo6/lores/s68-27364.jpg
S68-27364 (4 April 1968) --- The Apollo 6 (Spacecraft 020/Saturn 502) unmanned space mission was launched from Pad A, Launch Complex 39, Kennedy Space Center (KSC), Florida.
Никакой черной копоти не наблюдается. Двигатели Фи1, которые образовывали большое количество копоти , заменили на другие ЖРД, гадать не нужно какие! Это точно ЖРД Н1 (Е1)

БОЛЬШОЙ КОСМИЧЕСКИЙ ОБМАН США: ИСТОКИ. ГЛАВА 20. СТАТЬИ И КНИГИ ГОСТЕЙ САЙТА ПОПОВА А.И.
neprohogi
http://www.manonmoon.ru/articles/st65.pdf
Крайне любопытны и познавательны замечания автора по поводу конструкции ФИ1, о которой поведали "технические писатели" НАСА. Это перечисление итогов публикации:
Страницы 59-60
Первый аргумент:
"Замечания к конструкции двигателя F-1
Как уже было сказано выше:
Конструкция рубашки охлаждения для такого мощного двигателя с возвращающими трубками (это не Н-1) выглядит достаточно странно – возвращающие трубки дополнительно нагревают керосин и, кроме того, увеличивают гидросопротивление рубашки охлаждения примерно вдвое
по сравнению с «нормальными» однопроходными схемами, где горючее подается в конец сопла и поднимается вверх к форсуночной головке КС. Единственно, двигатель смотрится «красивее», без «уродующих его» толстых трубопроводов. (59)
Трудно что-то возразить на такой аргумент! Все логично. Ну или опять всех собак повесить на "технических писателей". Мол никаких возвращающих трубок не было, автор воспользовался ошибочными материалами.
Второй аргумент:
" Материал трубок (Inconel X-750) не способен выдержать нагрузки, приложенные к трубкам рубашки охлаждения, так как напряжения растяжения трубок близки (без запаса) или превышают yield strength данного материала. Кроме того, Inconel X-750 имеет проблемы с неконтролируемой реструктуризацией при кратковременной тепловой нагрузке (температуры 1200–1300*F) и с химической реакцией серы
из керосина RP-1 с никелем. Вследствии этого, Inconel X-750 больше никогда и нигде не применялся в высокотемпературных частях ракетных двигателей, хотя он мог бы использоваться в модернизированном Н-1 (фирма одна – Rocketdyne). Тогда бы давление в КС можно было бы поднять до 70 атм (тяга повысилась бы до 140 тонн), сформировать вторичные трубки до расширения 1/10 и получился бы вполне приличный двигатель, тем более, что Н-1 выпускали до начала 80-х, а лицензию продали японцам. "
Тоже логично и обосновано, возразить что-то вменяемое очень трудно. Выход один: виноваты "технические писатели" НАСА.
Третий аргумент:
"Разделение потока на 70% в трубки и 30% напрямую к форсункам вызывает потери мощности насоса и турбины ТНА и такое решение также выглядит странно".
Тоже логичное и вполне понятное утверждение даже для людей не искушенных в создании ракетных ЖРД . Можно добавить только одно: такое решение выглядит не странно, а лживо!
Четвертый аргумент
"Сопло F-1 имеет существенное перерасширение (1/16), что соответствует давлению на срезе соплового насадка (при к = 1,2) 0,006 Ркс = 0.42 Кг/см^2 (это при заявленном давлении в 70 Кг/см^2)129 или 0,013 Ркс = 0,91 Кг/см^2 на срезе охлаждаемой части сопла (1/10). В то же время у Н-1 (1/8) давление на срезе сопла было 0,024 Ркс = 1,1 Кг/см^2.
Теоретически это должно улучшить средний удельный импульс по трассе полета 1-й ступени, но вдув газа в сопловой насадок (см. ниже) полностью искажает степень расширения сопла и неизвестно, какая реально степень расширения и удельный импульс был у F-1".
Этот аргумент, возможно не так понятен широкому кругу читателей, но при желании в нем не сложно разобраться , прочитать ссылки автора и убедиться, что автор прав. Что и было сделано мной лично. Возразить нечего!
Пятый аргумент:
" Вдув газа «для охлаждения» в закритическую часть сопла однозначно вызывает появление скачков уплотнения в местах вдува (к охлаждению это не имеет никакого отношения). Это сужает сечение сверхзвукового потока и делает беcсмысленным профилирование соплового насадка
129 Genick Bar-Meir, “Gas Dynamics Tables”, Version 1.3, 2007 (60) за местом вдува. При этом, опять же, непонятно, какова реальная степень расширения и давление на срезе. Похожая схема вдува газогенераторного газа на срезе сопла у Н-1 к охлаждению отношения не имеет и служит для зажигания смеси."
Очень показательно сравнение системы вдува Фи1 с аналогичной системой "Н-1" , все понятно без лишних слов!
Шестой аргумент:
"Конструкции сопла и форсуночной головки F-1, приведенные в многочисленных источниках NASA и прочих отличаются от конструкций этих элементов у F-1 Аполлона 11, извлеченных экспедицией Джефа Безоса в 2013 году"
Если учесть, что рядом не обнаружили Первую Ступень ракеты "Сатурн-5" то такая находка в таком месте океана более чем подозрительна!
Выводы автора очевидно правильные:
"Перечисленные странности конструкции F-1 вызывают подозрение, что настоящий F-1 имел конструкцию, отличающуюся от заявленной.
Выводы:
Давление в камере сгорания F-1, скорее всего, было существенно меньше заявленного из-за принципиальных недостатков трубчатой схемы охлаждения американских ракетных двигателей. Это дополнительно подтверждается тем, что все ныне разрабатываемые и используемые
двигатели и, в том числе, американские, используют систему охлаждения «советского образца».
Вследствие этого, стартовый вес Сатурна-5 также был меньше и, соответственно, не обеспечивал выполнение заявленной программы высадок на Луну.
Тем не менее, двигатели F-1 коптили, но работали, не взрывались на глазах у публики и выводили «что-то куда-то». В общем, можно выразить восхищение специалистам Rocketdyne, которым удалось получить хоть какие-то характеристики от этого «чуда американского гения» (F-1), так как даже 500 тонн тяги с одной камеры – это достаточно много.
Истинная же конструкция F-1 и его характеристики, по видимому, существенно отличались от заявленных."
Спорить с этим выводом крайне сложно, но можно внести некоторые поправки. Например такие: при старте ракет двигатели не коптили заметно и очевидно. Это видно на кадрах старта:
Вот например шоу "А-11" никакой заметной копоти:
https://spaceflight.nasa.gov/gallery/images/apollo/apollo11/ndxpage1.html


https://spaceflight.nasa.gov/gallery/images/apollo/apollo11/lores/s69_39527.jpg


https://spaceflight.nasa.gov/gallery/images/apollo/apollo11/lores/s69_39526.jpg


https://spaceflight.nasa.gov/gallery/images/apollo/apollo11/lores/s69_39958.jpg

Это чудо американской технологии, ЖРД, которые не коптили и выводили "куда-то чего-то" были и назывались они: "Н-1" (Е-1). Используются американцами до сих пор, эти ЖРД не исчезли в небытие!

Для справки, вот так выглядела копоть на стенде при работе ЖРД F-1



В момент старта, самые первые мгновения, ничего такого не наблюдалось:



Сравните и почувствуйте разницу!
Облако дыма, которое образовывалось в самый первый момент было белого цвета, а не черного как у копоти с фотографии работы ЖРД Фи1!

БОЛЬШОЙ КОСМИЧЕСКИЙ ОБМАН США: ИСТОКИ. ГЛАВА 20. СТАТЬИ И КНИГИ ГОСТЕЙ САЙТА ПОПОВА А.И.
neprohogi
http://www.manonmoon.ru/articles/st65.pdf
Страница 54

Автор обнаружил при своем исследовании необычное "техническое" решения следующей проблемы ЖРД "Рокетдайн":
"Кратко о борьбе американцев с акустической неустойчивостью
Согласно американским источникам (122), у обоих двигателей –
Н-1 и F-1, при разработке наблюдались колебания давления, приводящие к взрыву. Они решали эту проблему следующим образом (123 ): к форсуночной головке прикрепляли заряд весом 50 гран (3,5 грамм), закрепленный в нейлоновой оболочке. При пуске двигателя заряд не взрывался, так как был защищен компонентами из форсунки и оболочкой. При работе заряд нагревался и взрывался, что создавало акустическую волну в КС."
Бесподобно, тушить пожар керосином, а чтобы не было взрыва большого, устроить взрывы маленькие, внутри ЖРД! Очень необычное решение!
И скорее всего это очередная аномальная глупость "технических писак" НАСА, которые часто придумывали объяснения и оправдания такого рода проблем очень подозрительными утверждениями.

БОЛЬШОЙ КОСМИЧЕСКИЙ ОБМАН США: ИСТОКИ. ГЛАВА 20. СТАТЬИ И КНИГИ ГОСТЕЙ САЙТА ПОПОВА А.И.
neprohogi
http://www.manonmoon.ru/articles/st65.pdf
Страница 49
Автор рассмотрел проблему образования большого количества копоти, которое наблюдалось при работе Фи1 на испытательном стенде, и которое издалека не было видно при старте ракет "Сатурн-=5":
"Вдув газогенераторного газа в закритическую часть сопла F-1
В двигателе F-1 применялся тангенциальный вдув газа в закритическую часть сопла в сечении с расширением 1/10, что видно по большому количеству копоти, вылетающей из сопла. "

Оказалось, что и здесь все не так радужно, как можно было себе представить. Образование скачков уплотнения в местах вдува это действительно проблема и ее решить не так просто, японцы пытались при создании своего двигателя что-то сделать, но у них ничего не получилось:
Страница 50

"Кроме того, известно, что вдув газа (впрыск жидкости) в критическую часть сопла в любом случае (радиальный или тангенциальный) вызывает появление скачка уплотнения в местах вдува (к завесному охлаждению в дозвуковой КС это не имеет никакого отношения). В твердотопливных ракетах это используют для управления вектором тяги
113, так как локальный скачок вызывает повышение давления в данном месте и, соответственно, создает управляющую силу, перпендикулярную вектору тяги."
На этом по проблеме вдува газа в закритическую часть сопла, проблемы Фи1 не заканчиваются, и это тоже мало известный, но очень забавный факт- аномальное воздействие на степень расширения и удельный импульс Фи1:
Страница 51.

"Кроме того, в F-1 коническая система скачков, вызванная вдувом большого объема газа в закритическую часть сопла и распределённая по периметру сечения сопла, однозначно сужает сечение сверхзвукового потока ниже по потоку, искажает степень расширения сопла, уменьшает удельный импульс (см. цитату выше), делает бессмысленным профилирование соплового насадка за местом вдува и, в результате, неизвестно, какая реально степень расширения и удельный импульс был у F-1".
Если сравнивать эту систему вдува, то здесь опять образуется сюрприз, обнаруженный автором. Оказывается такая система вдува газа была у ЖРД Н1, но она там использовалась ...для зажигания смеси:
"Кстати, похожая схема вдува газогенераторного газа на срезе сопла применяется у Н-1, но к охлаждению отношения не имеет, а служит для зажигания смеси. "
Упрекнуть автора в том, что он это выдумал невозможно. Имеются ссылки на конкретные американские источники. Перепутать систему зажигания смеси и систему вдува газа для охлаждения даже американские "технические писаки" не могли при любом раскладе!
Пытались повторить "успехи" НАСА и "Рокетдайн" специалисты из России, результат более чем сомнительные:
Страница 52

"выводы, сделанные диссертантом А.Л.Воиновым (120 ) и его реклама «американской технологии» выглядят крайне сомнительными".
Здесь с автором спорить невозможно, благо он прав!
На странице 53, автор приводит корнкретную цитату американских специалистов, которые признают преимущество советской системы:

"Нужно также отметить, что американцы используют открытую схему «не от хорошей жизни», а по причине недостаточной освоенности этой сложной технологии, особенно для кислород-керосиновых двигателей, у которых газогенератор должен работать на окислительном газе во избежание выпадения сажи"
И надо добавить, что со стороны никакого значительного выброса сажи в самый первый момент, в начальный период старта "Сатурн-5" не наблюдалось. В этом не трудно убедиться, просмотрев все старты указанной ракеты. На самом деле двигатель Фи1 был заменен на какой-то другой двигатель, которые не коптил так сильно. Выбор для замены небольшой, Он единственный: ЖРД Н-1.