Данная работа основана на результатах исследований А.И.Попова, опубликованных в книге «Американцы на Луне. Великий прорыв или космическая афера. Глава 22.Что мы знаем о «лунной» ракете. Корень всей мистификации.» manonmoon.ru
Начальный участок полета Сатурнов, к счастью, был заснят многими наблюдателями, что позволило установить ряд его особенностей.
Первое. В момент прохождения ракетой (А11) перистых облаков на высоте порядка 8 километров шла 107 секунда полета. В это время ракета должна была бы находится на высоте 23-24 километров, т.е.в 3 раза выше, чем она была на самом деле.
Второе. Пламя двигателей 1-ой ступени в процессе полета постепенно подымалось вверх по стенке бака с керосином, охватывая по высоте нижнюю треть 1-ой ступени. Ракета при этом не взорвалась. А странно?!
Третье. Перед отделением 1-ой ступени происходила серия из 4-ех мощных взрывов, облако которых полностью скрывало ракету-носитель. Подобное явление характерно исключительно для Сатурнов-5 и не наблюдалось ни для каких других ракет.
Четвертое. После рассеяния облака этой серии из четырех взрывов ракета показывалась наблюдателю в странном обличии — диаметр баков 1-ой ступени становился меньше первоначальных 10 метров и составлял всего-лишь приблизительно 7 метров. (См. Рисунок). Двигатели 1-ой ступени при этом продолжали работать. Фантастическое зрелище! Стенка баков 1-ой ступени вместе с вмонтированными в нее шпангоутами и стрингерами, является конструкцией, передающей усилие двигателей всей ракете. Внутри баков не должно быть другой силовой конструкции (См. Рисунок), так что разрушение баков 1-ой ступени должно приводить к неминуемой гибели ракеты. Но ракета, как ни в чем ни бывало, продолжила полет! Двигатели остались на месте и диаметр ракеты в области двигателей остался прежним — 10 метров.
Пятое. Двигатели 2-ой ступени не включались, что было заметно визуально по отсутствию пламени и подтверждено измерениями А.И.Попова по линейному увеличению расстояния между 2-ой степенью и отстающим падающим переходным кольцом. Если бы двигатели работали, то степень этой зависимости была бы больше 2.
Шестое. Муляж Аполлона при этом должен был пролететь около 4000 километров до Азорских островов, где его отлавливали ВМС США, а один раз отловили ВМС СССР в результате учений «Океан» в апреле 1970 года. Это был злополучный Аполлон-13, который советский «рыболовный траулер» доставил в Мурманск, где его, спустя некоторое время, передали американцам под фотокамерами венгерских журналистов.
Седьмое. Исследованиями А.И Попова, С.Г.Покровского, А.Кудрявца установлено, что ракета-носитель Сатурн-5 миссий Аполлонов, летела значительно медленнее и ниже, чем это было необходимо для полета просто на околоземную орбиту, не говоря уж о полете к Луне. На 107 секунде полета скорость ракеты составляла 104 метра в секунду, а к моменту отделения первой ступени скорость ракеты была всего-лишь 1050 , а не 2400 метров в секунду, как это должно было быть согласно данным НАСА.
Итак, перед исследователем стоит задача объяснить все эти 7 удивительных особенностей полета ракеты Сатурн-5 и построить непротиворечивую модель конструкции ракеты.
Для это воспользуемся формулой Циолковского, которая позволяет рассчитать скорость ракеты - V по известным значениям удельного импульса - Iуд , продолжительность интервала времени работы двигателя - t, массы ракеты в начале - M1 и массы ракеты в конце интервала времени — M2.
V = Iуд * LN((M1/M2) - g * t * cos Г , (1)
где M1 и M2 - начальная и конечная массы
g – ускорение свободного падения 9,8 м/с2,
t - время
Г — угол отклонения курса ракеты от вертикали. ,
Аэродинамическими потерями пренебрегаем, поскольку они не велики, порядка 10 м/с.
Для дальнейшего анализа, согласно А.И Попову, считаем, что реальный диаметр топливных баков 1-ой ступени был равен диаметру баков ракеты Сатурн — 1Б, т.е.составлял 6,6 метра. Это предположение позволяет нам объяснить загадочное уменьшение диаметра 1-ой ступени после серии из четырех взрывов перед ее отделением от ракеты. При этом предполагается , что топливные баки Сатурна-5 были двойными. Они состояли из внутреннего настоящего топливного бака диаметром 6,6 метра и внешнего фальш-бака диаметром 10 метров. Перед отделением 1-ой ступени фальш-баки должны были быть уничтожены. Для этого они подрывались в серии из четырех взрывов. По-видимому, сначала подрывалась нижняя часть фальш-бака керосина, затем его верхняя часть, затем подрывалась нижняя часть фальш-бака кислорода и напоследок его верхняя часть. Таким образом, уничтожалась важная улика — двойные баки. Оставшиеся баки уже имели размер характерный для баков Сатурна — 1Б (или 3-ей ступени Сатурна-5) и в случае их нахождения не вызвали бы никакого удивления.
Эти настоящие топливные баки и оказались видны на короткий миг после подрыва фальш-баков.
Зачем было нужно городить весь этот огород? Причина проста — двигатели F – 1 были не в состоянии вывести на орбиту требуемую массу ракеты. Согласно оценкам «Велюрова» тяга каждого из них не превышала 450 тонн, вместо требуемых 690 тонн. Соответственно масса ракеты должна была быть существенно уменьшена, но таким образом, чтобы это не было замечено зрителями. Уменьшение диаметра топливных баков позволило уменьшить массу ракеты более, чем на 1000 тонн, что уже было посильно для двигателей F-1.
Согласно спецификации ракеты Сатурн-5, масса топлива 1-ой ступени должна была составлять 2010 тонн. В баки меньшего диаметра , соответственно, топлива поместится меньше, пропорционально квадрату диаметра т. е. MТ1=858 тонн.
Массу ракеты без топлива 1-ой ступени принимаем равной 317 тоннам.
Она складывается из сумм масс:
1-ой ступени без топлива — 135 тонн;
дополнительных двух внутренних баков 1-ой ступени — 18 тонн;
2-ой ступени с переходниками без топлива — 44 тонны;
3-ей ступени, заправленной топливом, с переходником — 117 тонн;
макета корабля «Аполлон» - 3 тонны.
На первом участке полета до полетного времени 107 секунд считаем, что ракета поднимается вертикально, т. е. сos Г принимаем равным 1. Известно, по перемещению тени ракеты на облаках, что скорость ракеты в этот момент равна 104 м/с. Считая расход топлива в единицу времени на участке полета ракеты до отделения 1-ой ступени постоянным, находим, что к 107 секунде полета будет израсходовано 858 * 107/160 = 574 тонны. Оставшиеся 284 тонны израсходованы между 107 и 160 секундами полета.
Подставляя значения скорости 104 м/с , времени t=107 секунд, g=9,8 м/с2, значения массы М1=1175 тонн и М2=601 тонна в выражение (1), находим значение удельного импульса характерное для первого участка полета:
Iуд = 1720 м/с
Заметим, что это значение существенно меньше ( на 40%) официального НАСА 2580 м/с.
К моменту отделения 1-ой ступени скорость ракеты составляла 1050 м/с. Таким образом, с 107 по 160 секунду полета ракете необходимо было набрать V = 950 м/с.
Для этого участка полета М1 = 601 тонна, М2 = 317 тонн, t = 53 секунды, Г = 45 градусов,
cos Г = 0,707
Подставляя эти значения в выражение (1) получаем для Iуд :
Iуд = 2058 м/с
Это значение на 20% выше значения, полученного для первого участка полета, что представляется правдоподобным, учитывая приблизительный характер модели. Оно на 20% меньше официальных 2580 м/с.
То, что полученные значения Iуд существенно меньше официальных, по-видимому, свидетельствует о значительном избытке керосина в топливной смеси, что, в свою очередь, было необходимо для устранения неустойчивостей горения топлива в несуразно большой камере сгорания двигателя F-1.
Полученные значения удельного импульса позволяют оценить тягу, развиваемую двигателем F-1. Суммарная тяга пяти двигателей первой ступени:
F = Iуд * М / t
Подставляя в это выражение значения, характерные для первого участка полета,
Iуд = 1720 м/с, М = 574 тонны, t = 107 с
получаем среднее значение тяги на этом участке F = 9230 кН.
Тягу одного двигателя — f в тоннах силы, получаем, деля F на 5 (число двигателей F1) и на ускорение свободного падения:
f = 9230/5/9,8 = 188 тонн.
Это среднее значение тяги на первом участке. На старте f должна быть больше 235 (1175/5) тонн, иначе ракета не оторвется от стартового стола. А чтобы обеспечить наблюдаемое на старте ускорение 2,6 м/с2 f на старте должна быть равной 300 тоннам.
Для второго участка полета, аналогично получаем, принимая значения Iуд = 2058 м/с, М=284 тонны, t=53 с :
F = 11000 кН и f = 225 тонн.
Таким образом, тяга одного двигателя F-1 оказывается равной приблизительно 200 - 300 тоннам (188 тонн на нижнем участке подъема, 225 тонн на верхнем и 300 тоннам на старте), что соответствует значениям, полученным российским двигателем РД-180 для одной камеры сгорания (200 тонн) и не соответствует завиральным значениям НАСА — 690 тонн.
Предложенная модель, несмотря на ее приблизительный характер, на мой взгляд, удовлетворительно описала особенности начального участка полета ракеты и позволила объяснить результаты измерения скорости ракеты : 104 м/с на 107 секунде и 1050 м/с на 160 секунде полета. Она также позволила объяснить загадочное уменьшение диаметра топливных баков 1-ой ступени перед ее отделением и обосновать возможное значение массы ракеты 317 тонн, которое включает в себя массу заправленной 3-ей ступени.
Осталось ответить на последний вопрос. Каким образом макет Аполлона оказывался в Атлантическом океане в 4000 км от мыса Канаверал?
Представляется, что дело происходило следующим образом. После отстыковки отработавшей 1-ой ступени оставшаяся связка ракеты по инерции продолжала набирать высоту при не работающих двигателях 2-ой ступени. После завершения набора высоты 2-ая ступень отстыковывалась и запускался двигатель 3-ей ступени. Третья ступень представляла собой аналог одноступенчатой межконтинентальной баллистической ракеты. Доставить трехтонный макет Аполлона на расстояние 4000 км в Атлантический океан в район Азорских островов при запуске с высоты 20 — 30 км ей не представляло особого труда. Для сравнения советская одноступенчатая МБР Р-14 при массе 86 тонн могла доставить 1,5 тонную боеголовку на расстояние 4500 км.
На этом описание ракеты-носителя Сатурн-Фейк можно остановить. Представляется, что в этом исследовании удалось объяснить все «замечательные» особенности этого чуда техники.
Да, чуть не забыл объяснить, почему ракета не взрывалась при горении пламени с поверхности топливного бака?
Не взрывалась потому, что пламя горело из полости, образованной юбкой, закрывающей двигатели и внешней поверхностью фальш-бака. Настоящий топливный бак диаметром 6,6 метра был запрятан внутри конструкции, что и спасало ракету от взрыва.