Ну это отдельная очень большая тема которая началась еще с лунной программы и ракеты "Сатурн-5"..Суть в том что есть очень большое сомнение что пиндосы вообще высаживались на Луну...Слишком много неувязок и не сходящихся концов... Вообщем характеристики "Сатурн-5" дутые...Ее вроде как считают самой мощной ракетой...Только вот...Ну вообщем с полезной массой выводимой ей большой вопрос.

Вот корвет "Стерегущий" построен 2006 г.

И еще до кучи:

Вот суко авто у нас как-то не получаються...А пушки? Пушки суко красивые выходят...

Угу, а Скайлэб - он всем мерещился тока. 6 с лишним лет. Сатурн-5 мы считали еще в институте на лабах. Все вполне по пн согласуется.

Ну и в чем проблема - вытащить 140 тонн при стартовой массе под 3000 тонн. Причем 140 тонн - это с 3 ступенью и остатками топлива. И горючка самая эффективная - водород.
Нонешний Спейс Шаттл при стартовой массе 2000 тонн вполне себе выводит 120-130 тонный загруженный челнок.

Крсивые красивые, потом пушкари за трусы со стразами сдаются в экономический плен. Сколько уже можно на одни и те же грабли наступать? У нас даже полноценного замещения промпродукции нет. Все уже серьезное покупаем.

Нонешний Спейс Шаттл при стартовой массе 2000 тонн вполне себе выводит 120-130 тонный загруженный челнок.

И горючка самая эффективная - водород.

Ракета-носитель трёхступенчатая, на первой ступени устанавливались пять кислородно-керосиновых двигателей, на второй — пять двигателей, работающих на жидких водороде и кислороде, на третьей ступени — один кислородно-водородный двигатель, такой же, как и на второй ступени.

Nekto
Кстати...
Вот ты же специалист. Очень прошу посмотри вот это:
http://supernovum.ru/public/index.php?doc=62
И скажи где у него ошибка в расчетах...Чего он не учел или ошибся...

Того - что атмосферы на высотах порядка 60-65 км - почти нет. И брать скорость звука для ВОЗДУХА и на его основе считать угол скачка уплотнения - некорректно.

Обращаем внимание, что ТО располагается в самой верхней части т.н. мезосферы. Это область повышенной температуры воздуха и, соответственно, повышенной скорости звука. Плотность воздуха здесь невысокая – масштаба 0.01-0.02% от плотности в приземной атмосфере, но не пренебрежимая. Длина свободного пробега молекул около 0.5 мм. А потому для крупных объектов, таких как ракета длиной 100 м и диаметром 10 м, здесь работают все законы газовой динамики.

И был и сейчас в РН используются.

Двигатель Ф-1 был построен по традиционной к тому времени схеме с охлаждаемой камерой сгорания из спаянных между собой трубок. Это решение – было как бы простым масштабированием достаточно отработанной схемы.

Но не все в нем допускало простое масштабирование. Рост размеров камеры сгорания в первом приближении пропорционально кубу линейных размеров, - ведет к такому же увеличению объема горячих излучающих газов. Площадь поверхности, воспринимающей излучение, - растет как квадрат линейных размеров. Таким образом, удельный поток лучистой энергии на поверхность стенки камеры с ростом размеров возрастает.

В малых двигателях трубки охлаждаемой стенки делались из чистого никеля. В Ф-1 жаропрочности никеля уже не хватало. Материал трубок пришлось изменять. Был использован достаточно новый материал никелевый сплав Инконель Х-750
Никелевое покрытие, которое принуждает к уменьшению температуры камеры сгорания, - одновременно создает условия маскировки подмены материала камеры сгорания. Покрытая никелем трубка из жаропрочной стали – внешне неотличима от трубки из инконеля.



Мы оценили необходимое снижение лучистого потока на стенку в 15-30%. Пусть все-таки различие в поглощающей способности не столь разительное. Возьмем его на нижнем пределе 15%.



Закон излучения основных газов керосинового двигателя CO2 и Н2О – пропорциональность излучения температурам в степенях 3(для водяного пара) и 3.5(для двуокиси углерода)[10] . Коэффициент же излучения у водяных паров намного больше коэффициента излучения для СО2. При уменьшении абсолютной температуры на 5% куб температуры уменьшается в первом приближении на 15%. Но зато коэффициент теплового излучения водяных паров(на доступном интервале практически линейного изменения вблизи 2000 градусов) возрастает от 0.3 до 0.33-0.34, т.е. больше, чем на 10%.[там же]. Поток сокращается слабо. При 10% уменьшении температуры коэффициент излучения возрастает до 0.37, т.е возрастает на 25%. И только при уменьшении температуры на 15% достигается снижение лучистого потока на 15%.



Получаем, что необходимо снижение температуры в камере сгорания на 15%.

Это достигается, например, заглушиванием в заводских условиях части топливных и кислородных каналов. Попросту в такие-то и такие-то позиции устанавливаются трубки с перекрытыми проходными сечениями. – Например…



При той же плотности вещества в камере сгорания давление и объемный расход снизятся на те же 15%. А скорость звука снизится пропорционально T1/2 – на 7.5%

Вместе со скоростью звука и пропорционально ей снижается скорость истечения из сопла, связанная с удельным импульсом I

Использованный материал стенки камеры сгорания Инконель Х-750 ко времени создания двигателя не представлял из себя продукта сознательного управления свойствами. Для этого еще не был наработан научный багаж. Поэтому материал в использованном в двигателе виде мог просто иметь недопустимый разброс жаропрочных характеристик, связанный с незнанием технологами средств контроля этих характеристик и управления ими.

4) Материал мог серьезно ухудшиться в результате процедур обработки и в результате пайки – по причине склонности ответственной за жаропрочность фазы к росту под действием напряжений. Эта закономерность не была известна в 1960-е. И мало известна сейчас, хотя подтверждается практикой.

5) Малая толщина стенки, трубок охлаждения, выбранная из условий оптимизации тогда еще недостаточно качественного материала по его жаропрочности, должна была оказаться ахиллесовой пятой конструкции. Причиной оказалось также неизвестное во время создания двигателя свойство мгновенной глубокой фазовой модификации под действием ударных волн. Плотность потока излучения включавшегося двигателя Ф-1 на стенку оказалась сопоставима с масштабами воздействия лазерных импульсов. Для которых на близком материале продемонстрирована фазовая модификация материала на глубину до 100 мкм, провоцирующая серьезное ослабление его механических свойств. При тонкой стенке это обрекало трубки охлаждения на разрушение.

Т.е. при расчетах взята именно та плотность воздуха на высоте 65 км. и скорость звука на той же высоте... Автор это учитывает...

Перевожу на простой язык....Движок на водороде в то время не был надежным в виду отсутствия необходимых научных знаний по сплавам... Свойства эти были изучены познее.... Выход из проблемы авторам видиться в снижении температуры и мощности..Тогда все ОК!...Кроме максимальной массы выводимого груза....

Эти чудики пусть не плотность мезосферы считают, а покажут график разгона первой ступени так, чтобы на ЧУТЬ меньшей высоте у них будет скорость В ДВА РАЗА ниже. Ежели они такой РН по схеме Сатурна рассчитают - им нобелевку дадут. Ибо это намного СЛОЖНЕЕ энергетически. Потому как низкую скорость можно достичь либо увеличением времени работы раза в 2 - а это горючки надо немеряно, и при этом увеличением скорости истечения топлива, а с ЖРД это невозможно (выше чем у керосина-кислород только у сочетания кислород-водород). Так чта - не плодите сущностей. Используйте бритву Оккама.

Криогенную технологию они еще на Сатурн-1 отработали.

Премьера "Сатурн-1Б" состоялась 26 февраля 1966г. Опять суборбитальный полет! Поднявшись на высоту 488км, сей объект приземлился в Атлантике. В анналах НАСА пишут, что целью миссии AS-201 было испытание прототипа корабля Apollo и проверка его спускаемого аппарата на управляемый вход в атмосферу. Пишут что полет был в целом удачным.

Хотя не обошлось и без "досадных мелочей" - корабль при спуске на Землю потерял управление по крену, вошел в режим неуправляемой закрутки и с дикими перегрузками в несколько десятков единиц G плюхнулся в океан.



Зато второй полет 5 июля 1966г. был орбитальным! Американцы пишут, что целью миссии AS-203 было изучение "поведение жидкого водорода в невесомости". И не смотря как обычно на мелкие пустяки, полет прошел успешно...

А вот ежегодник Большой Советской Энциклопедии (БСЭ) (3) за 1967г описывает результаты так: «Последняя ступень (ракета S-4B) экспериментальной ракеты-носителя "Сатурн IB" SA-203 выведена на орбиту с не полностью израсходованным топливом.

Основные задачи запуска - изучение поведения жидкого водорода в состоянии невесомости и испытания системы, ОБЕСПЕЧИВАЮЩЕЙ ПОВТОРНОЕ ВКЛЮЧЕНИЕ основного двигателя ступени.

После проведения запланированных экспериментов в системе отвода паров водорода из бака были закрыты клапаны, и в результате повышения давления ступень ВЗОРВАЛАСЬ на седьмом витке».



При этом ступень SA-203 разлетелась на 37 фрагментов! (2)



Можно поздравить НАСА с успешным выполнением программы полета, почти как пелось в известной песне: за исключеньем пустяка, - сгорел ваш дом с конюшней вместе, когда пылало все поместье... А в остальном прекрасная маркиза, все хорошо, все хорошо!




На фото слева: ступень серии S-IVB

Та самая, которая взорвалась...



На фото в центре: ступень серии S-IV

Ну тоже хорошо взрывается...







После чего третий полет в этом году 25 августа 1966г был опять суборбитальным, зато дальность была впечатляющей – выловили объект уже в Тихом океане.

В одном из источников сухо указано, что мол разделение прошло отлично, не смотря на «незначительные» проблемы с клапанами в системе охлаждения ЖРД J-2. И даже с совсем незначительными колебаниями верхней ступени, которую с трудом вернули под контроль (!?)

Отчего она, видимо, и угодила вместо орбиты в Тихий океан. Спуск капсулы в атмосфере был "более крутой чем рассчитывалось" (!?) согласно (5), поиски упавшей капсулы велись около девяти часов.



Так что испытание комплекса РН "Сатурн-1Б" - КА "Аполлон" прошли успешно! Смех здесь не уместен…



Тут можно только добавить для полноты впечатлений - при стендовых испытаниях второй ступени ракеты "Сатурн-5" (тип S-II) на 350-секундный интервал работы 25 мая 1966 года пламя вспыхнуло в двух местах и тест пришлось прервать.

Через три дня при снятии этой же ступени S-II со стенда ее водородный бак неожиданно взорвался, при этом ранения получили пять рабочих. Стенд был серьезно поврежден (6).

Далее - 20 января 1967 года при наземных испытаниях взорвалась ступень S-IVB-503, которую готовили в качестве третьей ступени для ракеты "Сатурн-5" серийный номер №503 для легендарного полета корабля "Аполлон-8".

Позднее я расскажу, как в 1968 году последовательно отказали в полете водородные двигатели ступеней S-II-502 и S-IVB-502.



Для тех кто не понял, при чем тут серийный номер, объясняю: первая полетевшая «Сатурн-5» имела номер №501 (Аполлон-4), вторая - №502 (Аполлон-6), ну а третья - №503 (Аполлон-8).

Я не зря указываю нумерацию изделий: брак и аварии происходили на изделиях с номерами, которые шли фактически подряд... Именно Аполлон-8 впервые облетел Луну с экипажем на борту.

Вот как раз на этой взорвавшейся ступени они и должны были бы лететь. Только вот вопрос - куда!?

Ну и в довершение то, что знают все: 27 января 1967 года сгорели три астронавта в корабле Аполлон-1 при наземной тренировке всего за несколько недель до их старта!



После чего комиссия по расследованию инцидентов пришла к выводу: пилотируемые полеты на такого рода технике накрылись медным тазом на ближайшее неопределенное время.



И это все, что было сделано до ноября 1967г в плане летных испытаний лунной ракеты "Сатурн-5".

Ну а теперь перейдем к самому вкусному – летно-конструкторским испытаниям РН Сатурн-5. Рассмотрим подробно первые три полета – Аполлон-4, Аполлон-6, Аполлон-8. И о том, как они чуть было не улетели к Юпитеру.



Для того, чтобы понимать все дальнейшее, нам нужно знать формулу Циолковского:



ΔV=Iуд×Ln(M1/M2);



где ΔV–приращение скорости идеальной ракеты без потерь,

Iуд – удельный импульс двигателя,

M1/M2 – отношение масс в начале работы двигателя и в конце.



Если учесть, что M1-M2=МТ, т.е. разница масс равна весу отработанного топлива, то формулу перепишем так:



ΔV=Iуд×Ln(1+MТ/M2);







Итак, первый испытательный полет РН Сатурн-5 совершила 9 ноября 1967 года.

Этот полет имеет обозначение AS-501 или Аполлон-4.



Далее я буду в основном оперировать источником (3). Это комплексный отчет Академии наук СССР и Комитета по науке и технике при СМ СССР. Там стоят подписи: одного академика, одного доктора, и просто 17 кандидатов наук. Вот их именем я и буду прикрываться. И еще (7) – это официальная версия полета от НАСА.

Смысл полета заключался в следующем: первые две ступени РН Сатурн-5 №501 выводят комплекс в составе ступень №3 (S-IVB) - орбитальный корабль (Аполлон-4) в суборбитальный полет. Затем самое захватывающее: при первом включении ДУ должен произойти доразгон на опорную орбиту ИСЗ. После этого повторным запуском ДУ (уже в невесомости) корабль должен получить остальной импульс для выхода на высокоэллиптическую орбиту, имитирующую облет Луны.






Источник (1) уверяет, что масса полезной нагрузки “payload” была “Apollo CSM 017 / LTA-10R / S-IVB-501. Mass: 36,656 kg” Хотя источник (3) говорит, что запускался только беспилотный орбитальный корабль Аполлон-4, вес которого при отправке к Луне вирируется от 28,3т до 30,5т, зачем-то по версии НАСА туда якобы накидали балласт весом примерно 8т. Видимо, так оно легче преодолевать притяженье Земли.

На опорной орбите ИСЗ был повторно запущен двигатель J-2 на 333сек, что вывело корабль на высокоэллиптическую орбиту с апогеем 17400км. Ну и что спросите вы? О да! Тут есть о чем подумать, ведь это фактически полный штатный импульс ДУ для отправки БОЛЕЕ тяжелого корабля весом 45т. к Луне.

Скажем, для корабля Аполлон-11 понадобилось включение ДУ на 346,8сек. чтобы полететь на Луну; в полете Аполлон-12 двигатель включали примерно на 341сек.; а первому облетевшему Луну кораблю Аполлон-8 и того меньше – импульс длился 317,7 сек.





Интересно, а почему апогей вырос только до смехотворных 17400км? Где облет Луны? Зачем так дешево морочить голову?



Ведь для достижения указанных 17400км с низкой круговой орбиты нужно приложить импульс всего ~2000м/с. В то время, как для облета Луны нужно в полтора раза больше, т.е. ~3000м/с. Как говорится – почувствуйте разницу!



Зная из (7), что масса комплекса перед повторным включением ЖРД на орбите =124,24т; масса в конце работы ЖРД =54,02т; кроме того, удельный импульс ЖРД J-2 при соотношении компонентов второго включения 4,5:1 равен 4227м/с; проверим эти данные через формулу Циолковского: приращение скорости составит ΔV=4227м/с×Ln(124,24/54,02)=3520м/с.



Как сказал бы Карабас Барабас – это просто праздник какой-то!



Оказывается, если все было так, как описано в отчетах НАСА, то Аполлон-4 должен был улететь навсегда от Земли по параболической траектории в глубины вселенной! С такой скоростью Аполлон-4 должен был не то что на 17400км подняться, а улететь на выбор к Венере и Марсу, а если без балласта – то к Юпитеру.



Почему Аполлон-4 не улетел к Марсу?



Скорее всего, дело было проще – разгон был произведен собственным двигателем Аполлона-4, а повторного включения последней ступени (S-IVB) просто не произошло. Иначе этот нонсенс я объяснить не берусь.



Скажу больше – именно так произошло в полете Аполлон-6 со схожей программой полета. Там собственными силами корабля удалось даже достичь апогея 22235км. Все другие версии выглядят одна комичнее другой. Один из «защитников» НАСА объявил мне, что энергия импульса ДУ ушла на изменение плоскости орбиты ИСЗ (!) либо импульс специально прикладывали не тангенциально… Зачем!? Внятного ответа я не услышал.



Подытожим – первая попытка испытательного облета Луны провалилась. Хотя американцы до сих пор делают умное лицо, говоря, что и не больно хотелось.



Перейдем ко второму полету Сатурн-5 с Аполлон-6 на борту, состоявшемуся 4 апреля 1968 года. Это единственный раз, когда мы можем реально судить о проблемах и трудностях этой ракеты.

В начале на 409 секунде отключается ЖРД J-2 №2 второй ступени, через 1,3 секунды пришлось отключить рядом ЖРД J-2 №3. В итоге ракета еле ковыляла на трех двигателях из пяти. Но на этом приключения не кончились.

В полете планировалось «в дальнейшем перевести S-IVB на орбиту с апогеем 517 000 км» (3). Т.е. это была имитация облета Луны командным блоком корабля Аполлон. Однако (3): «Вторично запустить ЖРД J-2 не удалось, и после подтверждения данных о неисправности двигательной установки основной блок был отделен от ступени S-IVB»

В итоге корабль за счет собственного двигателя поднял апогей орбиты до 22235км. Об этом пишется вполне открыто, так что в предыдущем полете ситуация была точно такая же.

И еще цитата(3): «Третья ступень с ЛО осталась на начальной орбите. По расчетам, она должна была прекратить существование примерно через месяц, но неожиданно разрушилась 7 апреля».

Не могу удержаться от желания дать резюме из (3): «Несмотря на то, что ни одна из трех основных задач полета Apollo-6 не была выполнена (ракета-носитель не выдержала проверки готовности к пилотируемым полетам, не удалось проверить качество радиосвязи с S-IVB на расстоянии 500 000 км, скорость входа в атмосферу командного отсека была меньше скорости входа при возвращении с Луны), руководство Центра пилотируемых полетов NASA считало полет Apollo-6 успешным». Это просто песня!

Кроме того: «На снимках, произведенных бортовыми кинокамерами, было обнаружено частичное разрушение переходника, защищающего лунный корабль, но при этом макет лунного корабля поврежден не был. Считается, что разрушение явилось следствием продольно-поперечных колебаний ракеты-носителя». И там же (3): «Анализ результатов полета показал, что причиной отказов в полете Apollo-6 были продольные колебания ракеты большой амплитуды, вызванные совпадением частоты колебаний топлива в топливных магистралях и собственных колебаний корпуса ступени S-IC».

И тут мы видим хер знат что...Но...Следующий пуск успешно летит к Луне..И далее..далее..Все четко без сучка ...Все работает как часики...

Да, чтото не то

Факт в том, что вот теперь мы по горло сыты всем этим "Г" по которому с ума сходили при КПСС и теперь за джинсы и жвачку никто не шелохнётся

Это только половина вопроса.Другая тема это сам Лунный модуль.Дело в том что когда его создали, Астронавты приступили к тренировкам высадки. Так вот НИ ОДИН АСТРОНАВТ НЕ СМОГ ЕГО УСПЕШНО ПОСАДИТЬ! Дело кончилось тем что тренажер потерпел катастрофу и астронавту прошлось катапультироваться с него. Правда весело? Летчик который не смог управлять летательным аппаратом на Земле. А его сажают в ракету и лети голубь на Луну. Там у тя все получиться...

И это еще не все....Дело в том что стартовый двигатель ЗАКРЫТ. Понимаешь..Сопло реактивного двигателя закрыто. Собственно любой студент знает что это 100% ВЗРЫВ движка....Но вот на Луне все прошло отлично как говорят американцы...
Да и сама конструкция лунного модуля и защиты смахивает на что-то не понятное....

А за интернет с компьютером большой ЖК телевизор нормальную машину и хорошие отделочные материалы для строительства много чего еще таже половина сдаст совок с потрохами

Нет такого вражного врага, как Никсон или Рейган

Ты теперь никого не убедишь, что всё это может исчезнуть.

Они теперь за нефть и попу продадут.

Мы монополисты и брать газ им больше негде.
_________________

Может тогда у них и родилась концепция ведения холодной войны, победить пистежом, раз железом никак

А то сейчас такая оптика есть мощная, даже у частных лиц, что буквально каждый метр Луны можно разглядеть

Вот новая "Лада" пр. 677

Ее ходовая рубка:

]