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.
Не надолго пошлем всех этих американцев на… Луну, а сами перенесемся в 1973 год в май месяц 14 число. В этот день, как нас уверяют, двухступенчатый вариант ракеты Сатурн-5 вывела на орбиту с наклонением в 50º и высотой 427х439 километров груз весом 74783 кг.
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”.
На фото слева: "Скайлеб" с одним "крылом". Левое "крыло" потеряли...
Далее я решил задаться посторонней задачей: сколько груза может вывести двухступенчатый вариант РН Сатурн-5 на опорную орбиту ИСЗ высотой 450км и наклонением 50º ?
Считаем. Для начала нам нужно выяснить, насколько полная идеальная скорость для вывода на орбиту высотой H2= 450км должна быть больше, чем полная идеальная скорость при выводе на орбиту высотой H1=190км.
Пусть у нас есть тело единичной массы на низкой орбите H1. Тогда запишем закон сохранения энергии:
V²/2 – μ/R = C
Здесь μ - гравитационный потенциал Земли, равный 3,986×1014 ; R - расстояние до центра Земли R=Ro+H1; Ro=6378км;
Пусть V1 – круговая скорость на высоте H1 и V2 – круговая скорость на высоте H2
При подъеме с высоты H1 до высоты H2 происходит увеличение потенциальной энергии спутника ΔEп=μ/R1– μ/R2. Что приводит к уменьшению, соответственно, кинетической энергии ΔЕк. Нам необходимо такое превышение кинетической энергии ΔEк спутника на высоте H1, чтобы поднимаясь вверх до высоты H2 против сил тяжести, наша кинетическая энергия после подъема была бы:
Ек = V²/2 ≥ (V2)²/2.
Тогда искомая скорость Vx на высоте H1 равна: Vx² = (V2)² + 2*ΔEп = (V2)² + 2μ(1/R1– 1/R2); ΔV=Vx –V1; Если H1=190км; V1=7790м/c; H2=450км; V2=7640м/с; то прибавка ΔV≈150м/с. Это запас идеальной скорости для теоретического увеличения орбиты с ~190км до ~450км.
Выше мы показали, что запас характеристической (идеальной) скорости при выводе на низкую орбиту Vxар≈9250м/с. Прибавка за счет вращения Земли, при пуске А~45º и φ~28,3º (наклонение ?~50º) равна ≈290м/сек, что на 100м/с меньше чем при ?~32º. Поэтому нужно добавить дополнительные 100м/с из-за большего наклонения орбиты.
Ранее мы нашли величину потерь при выводе на низкую орбиту Vпотерь≈1850±50м/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 ΔV можно разделить на две части - на теоретические возвратные гравитационные потери, показанные выше ~150м/с и безвозвратные потери. При разборе полета Аполлон-12 мы установили, что потери при орбитальном доп. разгоне (он начинается на высоте ~185км и завершается на высоте ~330км) составляют ориентировочно ~150м/с. Оценочно, данный вид потерь можно выразить так:
ΔVg= G*T*sin(θ), где G - среднее значение ускорения силы тяжести; θ - средний угол тангажа.
Искомая орбита немного выше (на треть или ~100км), что потери должно конечно увеличить из-за большей средней "кривизны" траектории - sin(θ). Поэтому в нашем приближении допустимо считать, что дополнительные безвозвратные потери в итоге на треть больше - всего ≈200м/с. Тогда необходимая полная идеальная скорость равна Vхар=9250+150+200+100 ≈9700±50м/с.
Запасы топлива первой и второй ступени возьмем согласно вышеприведенным данным – соответственно 2080т и 438,3т. Далее будем предполагать, что полезный груз будет закрыт нормально сбрасываемым головным обтекателем (ГО) и остаточный вес первой ступени тогда нужно увеличить на 11,7тонн (так якобы весил обтекатель станции "Скайлеб") и убрать САС (4т) так как полет беспилотный: Mk1=174,2+11,7- 4,0=181,9т. Сюда включена также масса переходника между ступенями S-1C и S-II. А вот в сухой вес второй ступени включать переходник третьей ступени пока не будем, так как это характерный элемент именно полетов кораблей Аполлон, и в других полетах может быть и не нужен. Так что ее вес определим как 46,6-3,7=42,9т.
В итоге оглашаю результат – масса полезной нагрузки равна ≈103±2 тонн (включая вес адаптера полезной нагрузки 3,7т).
Проверочный расчет:
Масса в момент отрыва от стола М0=2080,0+181,9+438,3+42,9+103,0=2846,1т; Z1=2846,1/(2846,1-2080,0);
Масса после разделения ступеней S-1C и S-IIВ равна: М2=438,3+42,9+103,0=584,2т; Z2=584,2/(584,2-438,3);
Vк=2982*ln(Z1)+4168*ln(Z2)≈9695м/с (~9700м/с) – что и требовалось доказать!
Соответственно изменение на ±2 тонн полезной нагрузки меняет полную идеальную скорость примерно на ±50м/с
Вы спросите, ну и что тут такого? Правильно! Результат вполне закономерен - если во всех полетах масса объекта на орбите ожидания составляла грубо 135 тонн, то вывести чистых сто тонн на указанную орбиту 450км ×50º труда не составит. Пикантность ситуации заключается в том, что 14 мая 1973г было выве6дено всего 74,7 тонн на орбиту ~ 430км ×50º . Или менее 75% от возможного. Именно столько весит станция «Скайлеб» в официальной версии. 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. Это PDF-файл с ксерокопией отчета. 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 147т. Цифра разумная: если к нашим 103т добавить остаточную массу ракеты ~43т то в самом деле масса орбитального объекта около ~146т.
Однако дальше началось самое интересное. А что собственно входит в эти 147т?
Оказалось, что кроме самой станции, НАСА якобы тащила на орбиту всякий разный хлам: был выведен на орбиту обтекатель весом почти 12т !!!
Этот факт крайне подозрителен. Зачем обтекатель тащить на высоту 450км? Обычно этот элемент конструкции опадает на высотах 90÷130км 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.
(Между прочим, мы-то считали, что обтекатель сбрасываемый, и так получили 103т полезной нагрузки. Если считать без обтекателя, то возможности по полезной нагрузке будут все 104т.)
Еще учтем аномальный остаток топлива примерно тонн двенадцать. Это выше обычного остатка примерно на ~8т.
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 закончится аналогично полету «Челленджера».
Всего по американской версии:
станция (74,7т) + адаптер груза (3,7т) + переходник 1ст (5т) + излишек остатка топлива (~8т) + обтекатель (11,7т) = 103,1т
Итого, с одной стороны мы пришли с американцами вроде бы к одной и той же цифре полного полезного груза (103т), 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:
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.
Развесовка элементов конструкции станции "Скайлеб"
Элемент
Длина, м
Диаметр, м
Объем, м3
Масса*, т
Причальная конструкция
5,2
3,0
30
6,3т
Астрокомплект АТМ
4,5
3,4
*5,05т
Шлюзовая камера
5,2
3,2
17
22,2т
Отсек оборудования
0,9
6,6
2,05т
Орбитальный блок
14,6
6,6
275
35,4т
* - согласно данных (4)
Итак, все это барахло в сумме тянет на 71т всего-навсего. А по данным (4) должна быть 77т. Уже нестыковка.
Есть версия насчет нестыковки: согласно данных (3) масса астрокомплекта АТМ указана в два раза больше, чем в источнике (4) ≈11,8т вместо 5,05т. (Или на ровном месте ~6,7т приписали)
Или взять неведомую "шлюзовую" камеру весом 22т - это больше советской станции «Салют»! Смотрите - средняя плотность пространства камеры 22/17≈1,3т/м3 Но ведь внутри нет ни топлива, ни чего-то тяжелого. Такое впечатление, что отсек заполнен даже не водой, а песком... А ведь советская станция «Салют» была в три раза длиннее - 15м; и шире в диаметре – 4,15м. Из чего же они делали эту камеру - из свинца!? А ведь средняя отсековая плотность космических аппаратов находится в пределах 0,25..0,35т/м3.
Скажу больше – даже средняя плотность спускаемых аппаратов гораздо меньше 1т/м3. Пример тому капсула Apollo. Капсула имеет форму конуса высотой 3,45м и диаметром 3,9м. Его объем ≈13,7м3 при массе ~5,6т имеем плотность ≈0,4т/м3. А ведь спускаемый аппарат наиболее плотный, наиболее тяжелый и прочный элемент среди космических аппаратов.
Значит шлюзовой отсек станции «Скайлэб» при объеме 17м3 должен весить вчетверо меньше ~5..6т. (Значит еще приписали ~16т)
Можно отдельно поговорить про "бронированный" головной обтекатель весом ~12т. И это при том, что он даже не защищает всю станцию, а лишь часть макушки! Скажем, согласно (5) штатный обтекатель ракеты Дельта-2 (диметр=2,9м; высота=8,48м) весит всего 839кг. А вот обтекатель ракеты Атлас-2 (диметр=4,2м; высота=12,2м) весит аж ~2т. Самый тяжелый американский обтекатель ракеты Титан-4 при диаметре 5,1м и высоте 26,6м (пять диаметров в длине!) весит лишь ~6,1т.
В источнике (4) на стр.81 дано фото обтекателя станции «Скайлэб». Известно, что он одного диаметра (~6,6м) 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 ~15м. 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≈6,1т * (6,6/5,1)*(15/26,6)≈ 4,5т – вот столько должен весить обтекатель станции «Скайлэб» (приписано ~7,2т)
Итак, сумма приписок весов частей станции «Скайлэб» и полезной нагрузки уже составила 6,7+16+7,2≈30т. Сюда же добавим вещи, которые существуют только в виртуальной реальности, и существование которых проверить невозможно – это сверхплановые остатки 8т топлива и полумифический переходник первой ступени (~5т) который якобы тянули в космос. Значит всего 30+8+5=43т. К тому же в наши номинальные 104т полезной нагрузки входит поддон полезной нагрузки весом 3,7т. Остается чистых 104,0-43,0-3,7≈57т или с поддоном 60т.
Резюме: возможности Сатурн-5 по полезной нагрузке на орбите (427х439х50º) не превышали ~60т.
Но это все пустяки. Смешно другое – книга рекордов Гиннеса этот рекорд весом 147т. не признает, и считает самым тяжелым грузом на орбите ИСЗ в истории человечества комплекс ступень №3 - Аполлон-15 весом 140т. 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 - объект на орбите на 147-112=35 тонн меньше, чем объявляли в НАСА. Если отсюда вычесть массу второй ступени + поддон ≈47т то остается всего 112-47=65т. Если же НАСА будет упорствовать насчет избыточных остатков топлива (8т) и юбки первой ступени (5т), то на станцию вообще остается каких-то жалких ~52т.
А теперь внимание! Рассказываю про «ЛОХОТРОН».
Мы честные люди. Мы хотим вывести только станцию, которая (пускай) весит 74,7т (вес по факту НАСА) плюс адаптер груза (тот самый переходник третьей ступени) ~3,7т. Всего 78,4т. А всякий хлам нам не нужен. У нас известно Мт1=2080,0т; Мк1=181,9т (обтекатель мы будем сбрасывать, в отличие от господ из НАСА); Мт2=438,3т; Мк2=42,9т. I1=2982м/с; I2=4168м/с. Вопрос – 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. Интеграл потерь и прибавку вращения Земли мы оставим без изменений.
Обобщим сказанное – мы хотим запустить спутник весом 74,7+3,7=78,4т. Вторая цифра - вес "тары" или переходника полезной нагрузки. Орбита та же - 450км ×50º . Мы ищем удельный импульс второй ступени. Несложно показать, что этому условию удовлетворяет значение I2≈3740м/с.
Проверим:
Мо=2080+181,9+438,3+42,9+78,4=2821,5т; тогда Z1=2821,5/(2821,5-2080) и V1=ln(Z1)*2982 ≈3985м/с
Мо2=438,3+42,9+78,4=559,6т; тогда Z2=559,6/(559,6-438,3) и V1=ln(Z2)*3740 ≈5718м/с
Итого: 3985+5718 = 9703м/с
А теперь медленно выдохните воздух и оцените смысл результата – вторая ступень РН Сатурн-5 была явно не водородная! I=3740м/с (I≈380сек) как-то плохо вяжется с водородом. Скажем, такие характеристики можно теоретически получить на смеси кислород-гидразин. Таков итог нашего оценочного расчета.
Я предчувствую, что сейчас в меня полетят тухлые яйца, гнилые помидоры, камни и пустые пивные бутылки. Еще бы! Поднял руку на святое, на то, что ценим мы и любим, чем гордится коллектив. Я заранее предвижу вопросы: а как же огромные водородные баки? А как же геометрия, размеры, формы и т.д.?
Отвечаю: а кто Вам мешает налить в водородный бак на дно немного керосина(!), согласно соотношений компонентов. Это наоборот нельзя, а так можно. Какие проблемы? Я не знаю как это делали американцы, но ничего сложного тут нет. Вот вам пример: в СССР блоки первой ступени ракеты Н-1 доделывали на ходу, доделывали новые отверстия для шести центральных, не предусмотренных прежним проектом, дополнительных двигателей НК-15.
Скажем больше – при соотношении кислорода и водорода как 5,5:1 из 438 тонн должно быть кислорода где-то ~370 тонны и водорода ~68т. Типичное соотношение кислород – керосин у американцев 2,27:1. Это значит, что в полупустом водородном баке будет плескаться керосина ~163т. В результате масса топлива второй ступени увеличиться до 533 тонны или всего на 21,6%.
Давайте учтем увеличение массы за счет большей плотности керосина до ~533т. А заодно отнимем из остаточной массы первой ступени вес головного обтекателя - будем тащить его на орбиту. Подобные шаги позволят нам для полной полезной нагрузки весом около 75т еще уменьшить удельный импульс второй ступени до I≈3530м/с или I≈360сек (верхняя оценка).
Если же мы реально подойдем к оценке массы Скайлеб, и откинем приписанные тонны, то для полной полезной нагрузки весом 57...60т для отправки на орбиту 450км ×50º достаточно иметь удельный импульс второй ступени всего I≈3240м/с или I≈330сек (нижняя оценка).
Я надеюсь у читателя не возникнет вопросов - а как сделать керосиновый ЖРД на сто тонн тяги при удельном импульсе I=330сек? Самый простой вариант - берем керосиновый ЖРД Н-1 от Сатурн-1Б. По тяге он подходит, но он работает в составе 1-й ступени, поэтому имеет корот
парень сам паугарал
когда человек спит он ен может сжать вилку в кулаке)
а даже если он и в гавно, где слюни на падушке))
и вапще!
я угарела!!!
парню респект)))
маладечик
девушка сама по сибе не урод!
но она и правда ен живая какая то
картинка инчиего более того
стеклянный взгляд и метал на лице...
у нас столько девушек ходят па городу пакрасивей ее!!
и фигурка, и грудь, и глазки!
а если все это дело ещ еи отфотошопить и какую то чушь пасреди фоты написать- палучица намного круче:))
прост аесть те- которые на этом не замарачиваюца, а есть те которые на этом зарабатывают
прайдет лет 15 и силикон, и то што делали с лицом сделает свае дело!
ИМХО
эффект толпы. 3ое сказали страшная большинство поддержало хотя где то внутри вам кажется что она норм. ( палюбому есть такие люди )
симпотичная девка.
может у нее зубов нет вот и не улыбается.
кукла ? страшная ? еслиб вам такая кукла дала вы бы по другому говорили :)
да и не только по этому, а потому что наши заводы изготавливают из того же объёма нефти меньше бензина чем та же самая америка или европа... где то здесь была статья по этому поводу...
"Когда все умрут. Только тогда закончится Большая игра" Редьярд Киплинг Вопрос только в том что закончим мы её сами или за нас это сделает природа или космос
ха ха,надо радоваться что пока бензин вообще есть. В России за последнее время не построено нихрена в том числе и нефтеперерабатывающие заводы, из этого следует что скоро бензина вообще не будет хватать,так как автомобильный парк в стране растет не по дням а по часам в связи с автокредитованием
Именно. А про ракеты я имею вам сказать, что из двух разных школ ракетостроения... одна осталась на Украине, отсюда слив по твердотопливным ракетам и прочие бонусы.
-"Ну с ракетами у нас и правда плохо..."
Что плохо то....те же самые тополя запускали не меньше двух десятков раз пока не сделали как надо. Ракеты 1,2,3 серии "СС" тоже каждую по десять раз отстреливали - ведь невозможно всё проверить и сделать как надо сидя в цеху .... нужны летные испытания!
Про пендосов вообще молчу их "Поларисы, Першинги и новые ракеты системы про по 100 раз отстреливали и сейчас продолжаю" Так что мы по сравнению с Тупыми идем к цели семимильными шагами!
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.
Не надолго пошлем всех этих американцев на… Луну, а сами перенесемся в 1973 год в май месяц 14 число. В этот день, как нас уверяют, двухступенчатый вариант ракеты Сатурн-5 вывела на орбиту с наклонением в 50º и высотой 427х439 километров груз весом 74783 кг.
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”.
На фото слева: "Скайлеб" с одним "крылом". Левое "крыло" потеряли...
Далее я решил задаться посторонней задачей: сколько груза может вывести двухступенчатый вариант РН Сатурн-5 на опорную орбиту ИСЗ высотой 450км и наклонением 50º ?
Считаем. Для начала нам нужно выяснить, насколько полная идеальная скорость для вывода на орбиту высотой H2= 450км должна быть больше, чем полная идеальная скорость при выводе на орбиту высотой H1=190км.
Пусть у нас есть тело единичной массы на низкой орбите H1. Тогда запишем закон сохранения энергии:
V²/2 – μ/R = C
Здесь μ - гравитационный потенциал Земли, равный 3,986×1014 ; R - расстояние до центра Земли R=Ro+H1; Ro=6378км;
Пусть V1 – круговая скорость на высоте H1 и V2 – круговая скорость на высоте H2
При подъеме с высоты H1 до высоты H2 происходит увеличение потенциальной энергии спутника ΔEп=μ/R1– μ/R2. Что приводит к уменьшению, соответственно, кинетической энергии ΔЕк. Нам необходимо такое превышение кинетической энергии ΔEк спутника на высоте H1, чтобы поднимаясь вверх до высоты H2 против сил тяжести, наша кинетическая энергия после подъема была бы:
Ек = V²/2 ≥ (V2)²/2.
Тогда искомая скорость Vx на высоте H1 равна: Vx² = (V2)² + 2*ΔEп = (V2)² + 2μ(1/R1– 1/R2); ΔV=Vx –V1; Если H1=190км; V1=7790м/c; H2=450км; V2=7640м/с; то прибавка ΔV≈150м/с. Это запас идеальной скорости для теоретического увеличения орбиты с ~190км до ~450км.
Выше мы показали, что запас характеристической (идеальной) скорости при выводе на низкую орбиту Vxар≈9250м/с. Прибавка за счет вращения Земли, при пуске А~45º и φ~28,3º (наклонение ?~50º) равна ≈290м/сек, что на 100м/с меньше чем при ?~32º. Поэтому нужно добавить дополнительные 100м/с из-за большего наклонения орбиты.
Ранее мы нашли величину потерь при выводе на низкую орбиту Vпотерь ≈1850±50м/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 ΔV можно разделить на две части - на теоретические возвратные гравитационные потери, показанные выше ~150м/с и безвозвратные потери. При разборе полета Аполлон-12 мы установили, что потери при орбитальном доп. разгоне (он начинается на высоте ~185км и завершается на высоте ~330км) составляют ориентировочно ~150м/с. Оценочно, данный вид потерь можно выразить так:
ΔVg= G*T*sin(θ), где G - среднее значение ускорения силы тяжести; θ - средний угол тангажа.
Искомая орбита немного выше (на треть или ~100км), что потери должно конечно увеличить из-за большей средней "кривизны" траектории - sin(θ). Поэтому в нашем приближении допустимо считать, что дополнительные безвозвратные потери в итоге на треть больше - всего ≈200м/с. Тогда необходимая полная идеальная скорость равна Vхар=9250+150+200+100 ≈9700±50м/с.
Запасы топлива первой и второй ступени возьмем согласно вышеприведенным данным – соответственно 2080т и 438,3т. Далее будем предполагать, что полезный груз будет закрыт нормально сбрасываемым головным обтекателем (ГО) и остаточный вес первой ступени тогда нужно увеличить на 11,7тонн (так якобы весил обтекатель станции "Скайлеб") и убрать САС (4т) так как полет беспилотный: Mk1=174,2+11,7- 4,0=181,9т. Сюда включена также масса переходника между ступенями S-1C и S-II. А вот в сухой вес второй ступени включать переходник третьей ступени пока не будем, так как это характерный элемент именно полетов кораблей Аполлон, и в других полетах может быть и не нужен. Так что ее вес определим как 46,6-3,7=42,9т.
В итоге оглашаю результат – масса полезной нагрузки равна ≈103±2 тонн (включая вес адаптера полезной нагрузки 3,7т).
Проверочный расчет:
Масса в момент отрыва от стола М0=2080,0+181,9+438,3+42,9+103,0=2846,1т; Z1=2846,1/(2846,1-2080,0);
Масса после разделения ступеней S-1C и S-IIВ равна: М2=438,3+42,9+103,0=584,2т; Z2=584,2/(584,2-438,3);
Vк=2982*ln(Z1)+4168*ln(Z2)≈9695м/с (~9700м/с) – что и требовалось доказать!
Соответственно изменение на ±2 тонн полезной нагрузки меняет полную идеальную скорость примерно на ±50м/с
Вы спросите, ну и что тут такого? Правильно! Результат вполне закономерен - если во всех полетах масса объекта на орбите ожидания составляла грубо 135 тонн, то вывести чистых сто тонн на указанную орбиту 450км ×50º труда не составит. Пикантность ситуации заключается в том, что 14 мая 1973г было выве6дено всего 74,7 тонн на орбиту ~ 430км ×50º . Или менее 75% от возможного. Именно столько весит станция «Скайлеб» в официальной версии. 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. Это PDF-файл с ксерокопией отчета. 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 147т. Цифра разумная: если к нашим 103т добавить остаточную массу ракеты ~43т то в самом деле масса орбитального объекта около ~146т.
Однако дальше началось самое интересное. А что собственно входит в эти 147т?
Оказалось, что кроме самой станции, НАСА якобы тащила на орбиту всякий разный хлам: был выведен на орбиту обтекатель весом почти 12т !!!
Этот факт крайне подозрителен. Зачем обтекатель тащить на высоту 450км? Обычно этот элемент конструкции опадает на высотах 90÷130км 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.
(Между прочим, мы-то считали, что обтекатель сбрасываемый, и так получили 103т полезной нагрузки. Если считать без обтекателя, то возможности по полезной нагрузке будут все 104т.)
Еще учтем аномальный остаток топлива примерно тонн двенадцать. Это выше обычного остатка примерно на ~8т.
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 закончится аналогично полету «Челленджера».
Всего по американской версии:
станция (74,7т) + адаптер груза (3,7т) + переходник 1ст (5т) + излишек остатка топлива (~8т) + обтекатель (11,7т) = 103,1т
Итого, с одной стороны мы пришли с американцами вроде бы к одной и той же цифре полного полезного груза (103т), 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:
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.
Развесовка элементов конструкции станции "Скайлеб"
6,3т
*5,05т
22,2т
2,05т
35,4т
* - согласно данных (4)
Итак, все это барахло в сумме тянет на 71т всего-навсего. А по данным (4) должна быть 77т. Уже нестыковка.
Есть версия насчет нестыковки: согласно данных (3) масса астрокомплекта АТМ указана в два раза больше, чем в источнике (4) ≈11,8т вместо 5,05т. (Или на ровном месте ~6,7т приписали)
Или взять неведомую "шлюзовую" камеру весом 22т - это больше советской станции «Салют»! Смотрите - средняя плотность пространства камеры 22/17≈1,3т/м3 Но ведь внутри нет ни топлива, ни чего-то тяжелого. Такое впечатление, что отсек заполнен даже не водой, а песком... А ведь советская станция «Салют» была в три раза длиннее - 15м; и шире в диаметре – 4,15м. Из чего же они делали эту камеру - из свинца!? А ведь средняя отсековая плотность космических аппаратов находится в пределах 0,25..0,35т/м3.
Скажу больше – даже средняя плотность спускаемых аппаратов гораздо меньше 1т/м3. Пример тому капсула Apollo. Капсула имеет форму конуса высотой 3,45м и диаметром 3,9м. Его объем ≈13,7м3 при массе ~5,6т имеем плотность ≈0,4т/м3. А ведь спускаемый аппарат наиболее плотный, наиболее тяжелый и прочный элемент среди космических аппаратов.
Значит шлюзовой отсек станции «Скайлэб» при объеме 17м3 должен весить вчетверо меньше ~5..6т. (Значит еще приписали ~16т)
Можно отдельно поговорить про "бронированный" головной обтекатель весом ~12т. И это при том, что он даже не защищает всю станцию, а лишь часть макушки! Скажем, согласно (5) штатный обтекатель ракеты Дельта-2 (диметр=2,9м; высота=8,48м) весит всего 839кг. А вот обтекатель ракеты Атлас-2 (диметр=4,2м; высота=12,2м) весит аж ~2т. Самый тяжелый американский обтекатель ракеты Титан-4 при диаметре 5,1м и высоте 26,6м (пять диаметров в длине!) весит лишь ~6,1т.
В источнике (4) на стр.81 дано фото обтекателя станции «Скайлэб». Известно, что он одного диаметра (~6,6м) 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 ~15м. 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≈6,1т * (6,6/5,1)*(15/26,6)≈ 4,5т – вот столько должен весить обтекатель станции «Скайлэб» (приписано ~7,2т)
Итак, сумма приписок весов частей станции «Скайлэб» и полезной нагрузки уже составила 6,7+16+7,2≈30т. Сюда же добавим вещи, которые существуют только в виртуальной реальности, и существование которых проверить невозможно – это сверхплановые остатки 8т топлива и полумифический переходник первой ступени (~5т) который якобы тянули в космос. Значит всего 30+8+5=43т. К тому же в наши номинальные 104т полезной нагрузки входит поддон полезной нагрузки весом 3,7т. Остается чистых 104,0-43,0-3,7≈57т или с поддоном 60т.
Резюме: возможности Сатурн-5 по полезной нагрузке на орбите (427х439х50º) не превышали ~60т.
Но это все пустяки. Смешно другое – книга рекордов Гиннеса этот рекорд весом 147т. не признает, и считает самым тяжелым грузом на орбите ИСЗ в истории человечества комплекс ступень №3 - Аполлон-15 весом 140т. 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 - объект на орбите на 147-112=35 тонн меньше, чем объявляли в НАСА. Если отсюда вычесть массу второй ступени + поддон ≈47т то остается всего 112-47=65т. Если же НАСА будет упорствовать насчет избыточных остатков топлива (8т) и юбки первой ступени (5т), то на станцию вообще остается каких-то жалких ~52т.
А теперь внимание! Рассказываю про «ЛОХОТРОН».
Мы честные люди. Мы хотим вывести только станцию, которая (пускай) весит 74,7т (вес по факту НАСА) плюс адаптер груза (тот самый переходник третьей ступени) ~3,7т. Всего 78,4т. А всякий хлам нам не нужен. У нас известно Мт1=2080,0т; Мк1=181,9т (обтекатель мы будем сбрасывать, в отличие от господ из НАСА); Мт2=438,3т; Мк2=42,9т. I1=2982м/с; I2=4168м/с. Вопрос – 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. Интеграл потерь и прибавку вращения Земли мы оставим без изменений.
Обобщим сказанное – мы хотим запустить спутник весом 74,7+3,7=78,4т. Вторая цифра - вес "тары" или переходника полезной нагрузки. Орбита та же - 450км ×50º . Мы ищем удельный импульс второй ступени. Несложно показать, что этому условию удовлетворяет значение I2≈3740м/с.
Проверим:
Мо=2080+181,9+438,3+42,9+78,4=2821,5т; тогда Z1=2821,5/(2821,5-2080) и V1=ln(Z1)*2982 ≈3985м/с
Мо2=438,3+42,9+78,4=559,6т; тогда Z2=559,6/(559,6-438,3) и V1=ln(Z2)*3740 ≈5718м/с
Итого: 3985+5718 = 9703м/с
А теперь медленно выдохните воздух и оцените смысл результата – вторая ступень РН Сатурн-5 была явно не водородная! I=3740м/с (I≈380сек) как-то плохо вяжется с водородом. Скажем, такие характеристики можно теоретически получить на смеси кислород-гидразин. Таков итог нашего оценочного расчета.
Я предчувствую, что сейчас в меня полетят тухлые яйца, гнилые помидоры, камни и пустые пивные бутылки. Еще бы! Поднял руку на святое, на то, что ценим мы и любим, чем гордится коллектив. Я заранее предвижу вопросы: а как же огромные водородные баки? А как же геометрия, размеры, формы и т.д.?
Отвечаю: а кто Вам мешает налить в водородный бак на дно немного керосина(!), согласно соотношений компонентов. Это наоборот нельзя, а так можно. Какие проблемы? Я не знаю как это делали американцы, но ничего сложного тут нет. Вот вам пример: в СССР блоки первой ступени ракеты Н-1 доделывали на ходу, доделывали новые отверстия для шести центральных, не предусмотренных прежним проектом, дополнительных двигателей НК-15.
Скажем больше – при соотношении кислорода и водорода как 5,5:1 из 438 тонн должно быть кислорода где-то ~370 тонны и водорода ~68т. Типичное соотношение кислород – керосин у американцев 2,27:1. Это значит, что в полупустом водородном баке будет плескаться керосина ~163т. В результате масса топлива второй ступени увеличиться до 533 тонны или всего на 21,6%.
Давайте учтем увеличение массы за счет большей плотности керосина до ~533т. А заодно отнимем из остаточной массы первой ступени вес головного обтекателя - будем тащить его на орбиту. Подобные шаги позволят нам для полной полезной нагрузки весом около 75т еще уменьшить удельный импульс второй ступени до I≈3530м/с или I≈360сек (верхняя оценка).
Если же мы реально подойдем к оценке массы Скайлеб, и откинем приписанные тонны, то для полной полезной нагрузки весом 57...60т для отправки на орбиту 450км ×50º достаточно иметь удельный импульс второй ступени всего I≈3240м/с или I≈330сек (нижняя оценка).
Я надеюсь у читателя не возникнет вопросов - а как сделать керосиновый ЖРД на сто тонн тяги при удельном импульсе I=330сек? Самый простой вариант - берем керосиновый ЖРД Н-1 от Сатурн-1Б. По тяге он подходит, но он работает в составе 1-й ступени, поэтому имеет корот