Пепелацы летят на Луну. Большой космический обман США. Часть 10

Я сейчас в руках держу документ. Здесь написано: «весовая сводка Сатурн—5 Аполлон—12 (в кг)». Источник информации (1) файл в каталоге 4—12.

Здесь описана вся короткая жизнь изделия Сатурн—5 с момента команды «зажигания» аж до отделения корабля от носителя. В конце написана магическая фраза:

«Эти данные могут использоваться при всех анализах весов Сатурн—5». Раз написано всех, то мы именно так и сделаем. (Данные в таблице округлены до целых кг.)

Весовая сводка Saturn V Apollо-12 (кг)

Для начала найдем суммарную идеальную скорость всех ступеней «Сатурн-5».

Масса в момент отрыва от стола ?2905,3 т. Расход топлива включая период падения тяги ?2080,0 т; тогда Z1=2905,3/(2905,3—2080,0)=3,52; при I=2982 м/с Vx1=I*Ln (Z1)?3753 м/с; остаточная масса ступени с остатками топлива Мк1?165 т.

Вскоре после разделения ступеней, идет отделение всякого гамуза: САС ?4 т и переходника между ступенями весом 3972 кг+614 кг+34 кг+11 кг+586 кг?5,2 т.

Для упрощения расчетов будем считать, что все эти разделения происходят одновременно. Так как эти 9,2 т сбрасываются почти сразу после разделения, то их влияние на дальнейший полет минимально По существу их можно методически добавить к Мк1 ?174,2 т.

Фактически расход топлива через двигатели второй ступени ?438,3 т; остаточная масса ступени с недобором топлива и переходником Мк2 ?46,6 т; с учетом массы третьей ступени с кораблем Аполлон в момент разделения ~165,6 т имеем общую массу в начале работы второй ступени ?650,5 т. тогда Z2=650,5/ (650,5—438,3) ?3,065 Vx2 ?4668 м/с при I=4168 м/с (отношение компонентов 5,5:1). Масса комплекса перед первым включением третей ступени = 165,6 тонн; расход через двигатель фактически 29,3 т. топлива при первом импульсе третьей ступени; тогда Z3 = 165,6/ (165,6—29,3) ?1,215; Vx3 ?823 м/с при I=4227 м/с (отношение компонентов 4,5:1)

После этих операций оставшаяся масса комплекса ~136,3 тонны является искусственным спутником Земли. Это удобно тем, что нам заранее известен конечный результат: Vк ?7790 м/с. Именно такова скорость спутника на круговой орбите высотой ~190 км. Условием выведения спутника на круговую орбиту есть достижение указанной скорости на высоте 190 км при нулевом угле тангажа.

Прибавку скорости из-за вращения Земли будем считать Vземл?465*cos (?) *sin (A) где А-азимут пуска и ? – широта старта (465 м/с – линейная скорость точки на экваторе), то тогда при типичных значениях А=72? и ?=28,3? имеем Vземл?390 м/с.

Итак, будем считать (грубо) прибавку за счет вращения Земли 390 м/с. Отсюда можем прикинуть величину действительных потерь скорости Х на участке выведения ИСЗ: 3753+4668+823-Х+390=7790 м/с. Тогда Х=1844 м/с. Обобщая разброс параметров, можно показать, что для ракеты Сатурн-5 допустимо принять стандарт потерь первой фазы полета Х?1850±50 м/сек

Масса объекта перед вторым включением третей ступени = 134,9 тонн. Эта масса стала меньше на примерно ~1,2 т главным образом за счет утечки водорода через дренаж; остаток топлива по факту = 71,9 тонн, тогда Z4 =134,9/ (134,9—71,9) ?2,141; теоретический размер импульса Vx?3218 м/с при I =4227 м/с. Как видим, ракета Сатурн-5 располагает запасом полной характеристической скорости Vx?12460 м/с.

Согласно данных НАСА, все отправляющиеся к Луне корабли имели скорость в конце орбитального разгонного импульса ~10840 м/сек. Это значит, что полные совокупные потери, с учетом потерь на второй импульс с промежуточной орбиты ожидания, составляют Хп?2000±50 м/сек. Из них ~1850 м/с мы потеряли на вывод на промежуточную орбиту ИСЗ. Так что потери второй фазы полета ~150 м/с.

Итоговая масса полезной нагрузки 46,6 тонн, включая переходник=1,17 т.; масса вместе с последней ступенью равна ~63,0 тонн. Масса последней ступени, включая недобор топлива 16,4 т; чистая масса корабля Аполлон ~44,5 т. Именно такой груз далее следует по высокоэллиптической орбите к Луне.

Хронология запусков Сатурн-V. Их было всего 13 в период 1967—73 гг.

Ура, товарищи! Тем, кто уже уснул, очнитесь. Выше был приведен полный расклад, и все цифры, как говорится, сошлись до копейки.

Короче мы героически отправили к Луне потребные 44,5 тонн по нашей методике. Это и есть тот самый эталонный расчет эталонного носителя вместе с эталонным кораблем, который к месту и не к месту с искажениями и интерпретациями гуляет по разным источникам. Надо отдать должное умным головам из НАСА – формулы Циолковского они знают (когда надо) и все у них сходится, хоть запускай налоговых ревизоров делать контрольную закупку. От себя добавлю, что проблемы с цифрами у них возникают именно тогда и там, где целью полета не является высадка людей на поверхность Луны. Ненадолго пошлем всех этих американцев на… Луну, а сами перенесемся в 1973 год в май месяц 14 число. В этот день двухступенчатый вариант ракеты Сатурн-5 вывела на орбиту с наклонением в 50? и высотой 427х439 километров груз весом 74783 кг.

На фотографии: «Скайлеб» с одним «крылом». Левое «крыло» потеряли. Подробное описание таково: «Skylab 1 Nation: USA. Program: Skylab. Payload: Skylab Orbital Workshop. Mass: 74,783 kg. Class: Manned. Type: Space station. Spacecraft: Skylab, Apollo ATM. Agency: NASA MSF. Perigee: 427 km. Apogee: 439 km. Inclination: 50.0 deg. Period: 93.2 min. COSPAR: 1973—027A. USAF Sat Cat: 6633. Decay Date: 11 July 1979».

Далее я решил задаться посторонней задачей: сколько груза может вывести двухступенчатый вариант РН Сатурн-5 на опорную орбиту ИСЗ высотой 450 км и наклонением 50??

Считаем. Для начала нам нужно выяснить, насколько полная идеальная скорость для вывода на орбиту высотой H2= 450 км должна быть больше, чем полная идеальная скорость при выводе на орбиту высотой H1=190 км.

Пусть у нас есть тело единичной массы на низкой орбите H1. Тогда запишем закон сохранения энергии:

V?/2 – ?/R = C

Здесь ? – гравитационный потенциал Земли, равный 3,986?10

; R – расстояние до центра Земли R=Ro+H1; Ro=6378 км.

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 ?Eп=?/R1— ?/R2. Что приводит к уменьшению, соответственно, кинетической энергии ?Ек.

Нам необходимо такое превышение кинетической энергии ?Eк спутника на высоте H1, чтобы поднимаясь вверх до высоты H2 против сил тяжести, наша кинетическая энергия после подъема была бы:

Ек = V?/2 ? (V2) ?/2.

Тогда искомая скорость Vx на высоте H1 равна: Vx? = (V2) ? +2*?Eп = (V2) ? +2? (1/R1— 1/R2); ?V=Vx —V1; Если H1=190 км; V1=7790 м/c; H2=450 км; V2=7640 м/с; то прибавка ?V?150 м/с. Это запас идеальной скорости для теоретического увеличения орбиты с ~190 км до ~450 км.

Выше мы показали, что запас характеристической (идеальной) скорости при выводе на низкую орбиту Vxар?9250 м/с. Прибавка за счет вращения Земли, при пуске А~45? и ?~28,3? (наклонение ?~50?) равна ?290 м/сек, что на 100 м/с меньше чем при ?~32?. Поэтому нужно добавить дополнительные 100 м/с из-за большего наклонения орбиты.

Ранее мы нашли величину потерь при выводе на низкую орбиту Vпотерь ?1850±50 м/с. При выведении на орбиту в два раза большей высоты потери будут несколько выше из-за большей «кривизны» траектории. Попробуем их оценить.

Наши дополнительные потери ?V можно разделить на две части – на теоретические возвратные гравитационные потери, показанные выше ~150 м/с и безвозвратные потери.

При разборе полета «Аполлон-12» мы установили, что потери при орбитальном доп. разгоне (он начинается на высоте ~185 км и завершается на высоте ~330 км) составляют ориентировочно ~150 м/с. Оценочно, данный вид потерь можно выразить так:

?Vg= G*T*sin (?), где G – среднее значение ускорения силы тяжести; ? – средний угол тангажа.

Искомая орбита немного выше (на треть или ~100 км), что потери должно конечно увеличить из-за большей средней «кривизны» траектории – sin (?). Поэтому в нашем приближении допустимо считать, что дополнительные безвозвратные потери в итоге на треть больше – всего ?200 м/с.

Тогда необходимая полная идеальная скорость равна Vхар=9250+150+200+100 ?9700±50 м/с.

Запасы топлива первой и второй ступени возьмем согласно вышеприведенным данным – соответственно 2080 т и 438,3 т. Далее, из остаточного веса первой ступени (см. предыдущую часть этой главы) нужно убрать массу САС (4 т), так как полет беспилотный: Mk1=174,2—4,0=170,2 т. Сюда уже включена масса переходника между ступенями S-1C и S-II. Остаточный вес второй ступени, включая переходник-адаптер третьей ступени (на котором покоится сам «Скайлеб») останется прежним: 46,6 т.

В итоге оглашаю результат – чистая масса полезной нагрузки равна ?100±2 тонн

Проверочный расчет:

Масса в момент отрыва от стола:

Мo =2080,0+170,2+438,3+46,6+100,0=2835,1 т; Z1=2835,1/ (2835,1—2080,0);

Масса после разделения ступеней S-1C и S-IIВ равна:

М2 =438,3+46,6+100,0=584,9 т; Z2=584,9/ (584,9—438,3);

Vк=2982*ln (Z1) +4168*ln (Z2) ? 3945+5767 = 9712 м/с, что и требовалось доказать!

Соответственно изменение на ±2 тонн полезной нагрузки меняет полную идеальную скорость примерно на ±50 м/с

Вы спросите, ну и что тут такого? Правильно! Результат вполне закономерен – если во всех полетах заявленная масса объекта на орбите ожидания составляла грубо 135 тонн, то вывести чистых сто тонн на указанную орбиту 450 км ?50? труда не составит.

Пикантность ситуации заключается в том, что 14 мая 1973 г было якобы выведено всего 74,7 тонн на орбиту ~ 430 км ?50?. Или менее 75% от возможного.

Именно столько по официальной версии НАСА весит станция «Скайлеб». А где все остальное?

Я понимаю, что мои критики тут же разыщут мемуары о том, что сверху в ракету накидали кирпичей, либо поставили болванку из чугуна для балласта, в крайнем случае, сливали, доливали, выливали, переливали, разливали на троих, и все из одного штуцера, не выезжая из гаража.