Сравним две фотографии.
На первой изображена ракета Сатурн-5-509, отправившая в космос космический корабль Аполлон-14.
http://www.hq.nasa.gov/office/pao/History/alsj/a14/ap14-S71-16789HR.jpg
На второй, мы видим запуск следующей ракеты Сатурн-5-510, выведшая на орбиту соответственно корабль Аполлон-15
http://www.hq.nasa.gov/office/pao/History/alsj/a15/ap15-S71-41356HR.jpg
На первый взгляд ракеты полностью идентичны, но присмотревшись, нетрудно заметить, что во втором случае на переходном кольце между первой и второй ступенью отсутствуют некоторые детали.
А именно т н Ullage motors — двигатели(РДТТ) осадки топлива.
Самое интригующее в этом исчезновении это то, что двигатели второй ступени J-2 без них запустить невозможно.
Дело в том, что разделение ступеней у Сатурна-5 "холодное", то есть двигатели следующей ступени запускаются тогда, когда предыдущая ступень будет отстрелена и отведена на безопасное расстояние. Поэтому без двигателей осадки топлива ракета окажется в невесомости.
А это приведёт к резкому падению давления внутри баков, в результате чего линия насыщенного пара стремительно уйдёт в зону более низких температур, то есть произойдёт резкое вскипания жидкого топлива в трубопроводах подачи. Видите на графике максимально допустимую точку для линии насыщения?
Запуск двигателя J-2 производится в следующем порядке.За 0,2 сек, до отделения первой ступени выдается команда на запуск двигателей осадки топлива, установленных на нижнем переходнике второй ступени. И уже затем менее чем через 1 секунду после разделения ступеней подается команда на запуск маршевых двигателей второй ступени. После захолаживания и закрытия предклапанов включается раскрутка турбин, осуществляемая сжатым гелием из гелиевого баллона. Несколько раньше включаются электроискровые блоки зажигания, расположенные в центре смесительных головок газогенератора и камеры сгорания. В блоки зажигания поступает газообразный водород из пусковой емкости, а кислород – в обход главного клапана через пусковой клапан. Раскрутка ТНА включается только после образования запальных факелов. По достижении определенных давлений подачи компонентов открываются главные клапаны и двигатель быстро выходит на рабочий режим.
Но если в этот момент в трубопроводах будет кипящая жидкость это приведёт к явлению кавитации в насосах подачи. И насосы не смогут создать достаточный напор для открытия главных клапанов двигателей
И поэтому запуск двигателей J-2 без осадки топлива невозможен
Ни о каких модификациях двигателей J-2 для запуска в невесомости никому не известно, но даже если предположить, что они были, то возниает вопрос почему их сделали только для 2й ступени?
Ибо на переходнике третьей ступени Сатурна-5 S-IVB двигатели осадки топлива остались на своём месте во всех последующих запусках(в том числе и не только Сатурна-5)
Остаётся предположить, что на 2й ступени ракеты Сатурн-5-510 двигатели J-2 по какой-то причине были тайно заменены на какие-то другие, похожие.
И представьте себе, такие двигатели действительно существуют. Их разработка началась в 1964г и называются они J-2S.
Внешне J-2 и J-2S почти близнецы, но имеют существенные различия
В частности на J-2S
1. Удалена система стартового бака.
2. Добавлнен Твёрдотопливный стартёр турбины(SPTS) с 3 пороховыми зарядами для возможности трех запусков двигателя в полёте
3. Удалена Системы рециркуляции топлива
4. Удаление необходимость захолаживания системы топливоподачи
5. Обеспечена способности запуска с нулевым NPSH.(кавитационным запасом насоса)
6. Обеспеччена способность холостого хода.
7. Добавлено требование для очистки кислородного купола
8. Произведён отказ от гелия как вытесняющего газа.
9. Очищение насоса подачи требуется только до запуска.
10. Удалена Система Газового Генератора.
И для их запуска ненужна осадка топлива и соответственно двигатели осадки топлива
Иначе говоря, если J-2 работает на жидком кислороде, то J-2S на газовой смеси, которая помимо поступления в камеру сгорания ещё и крутит насосы подачи.
Поэтому J-2S может быть запущен в невесомости без осадки топлива.
Я стал искать и нашёл документальное подтверждение того, что такие предложения по замене двигателей J-2 на J-2S на Сатурнах-5 реально были.
Study of J-2S Engine impact on Saturn V launch operation
http://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19740079519_1974079519.pdf
The ground rules used in this study are:
a. Since stages may either be retrofitted from J-2 to J-2S configuration or may be manufactured to the J-2S configuration,
this study was based on:
1.AS-518 vehicle will be the first in-line J-2S modified
vehicle
2.AS-508 through AS-515 vehicles will be candidates for
retrofit
3. Once a J-2S vehicle, in-line or retrofit, is received at
KSC, all subsequent vehicles will have J-2S engines.
Основополагающие правила, используемые в данном исследовании:
a. Поскольку ступени[ракеты] могут быть либо модификацией с заменой J-2 на J-2S или могут быть изготовлены сразу в конфигурации J-2S,
исследование было основано на [следующем плане] :
1. Ракета AS-518 станет первой специально построенной с J-2S
2. AS-508 — AS-515 ракеты будут кандидатами на
модернизацию
3. После того, как ракета с J-2S, серийная или переделанная, принимается в
Kennedy Space Center, все последующие ракеты будут иметь J-2S двигатели.
Но с какого перепуга в НАСА вообще возникла идея замены уже изготовленных и даже уже установленных двигателей J-2 на J-2S?
И тут в официальной версии имеется одна цитата, на которую почему то не обращают внимание
Apollo Program Director Samuel C. Phillips formally notified ASPO Manager George M. Low at MSC and Saturn V Program Manager Lee B. James at MSFC of changes in the Apollo Program Specification. As agreed on during the MSF Management Council meeting on August 6, the Apollo payload interface was set at 46,040 kilograms (with a flight geometry reserve of 137 kilometers per hour). Also, the present spacecraft loading philosophy allowed a total spacecraft weight of 46,266 kilograms for lunar missions having less than maximum flight geometry requirements. Phillips repeated his earlier statement that he was prepared to relax some flight constraints to achieve the best possible balance on each space vehicle. (Although with recent changes in Saturn V loading, residuals, and J-2 engine thrust, apparently few if any of these constraints would have to be relaxed.)
Ltr., Phillips to James and Low, "Apollo Program Specification Changes," Sept. 16, 1968
Lиректор программы Аполлон Самуэль С Филлипс официально уведомляет менеджера Apollo Spacecraft Program Office Джорджа Лоу и менеджера Marshall Space Flight Center Ли Джеймса об изменениях в программе Аполлон
Как договорились о ходе заседания Совета в Центре полётов 6 августа, параметры полезной нагрузки для запуска Apollo была установлена на уровне 46 040 кг (с резервом скорости 137 километров в час(38м/с)).В тоже время, настоящий космический корабль требовал не менее 46266 килограммов для лунных миссий, при самых жёстких ограничениях в резервах топлива. Филлипс повторил своё ранее заявление, что он готов закрыть глаза некоторые ограничения полетов для достижения наилучшего баланса на каждом космическом аппарате. (Хотя с последними изменениями в полезной нагрузке Сатурн V, и тяге двигателей J-2, по-видимому вряд ли какие-либо из этих ограничения могли бы быть смягчены)
То есть, прямым текстом сказано, что полезная нагрузка Сатурна 5 на сентябрь 1968г меньше требуемой и резервы её дальнейшего увеличения исчерпаны.
Как же это произошло?
В далёком 1962г проектная полезная нагрузка Сатурна 5 была всего 41 т
Final configuration of Saturn C-5 at the time of selection of this configuration for the Apollo program in December 1961. The actual Saturn V would be derived from this, but with an increased-diameter third stage (6.61 m vs 5.59 m in C-5) and increased propellant load in S-II second stage.
LEO Payload: 120,000 kg (260,000 lb). to: 185 km Orbit. at: 28.00 degrees. Payload: 41,000 kg (90,000 lb). to a: Translunar trajectory. Liftoff Thrust: 33,350.000 kN (7,497,370 lbf). Total Mass: 2,847,590 kg (6,277,860 lb).
Под эту нагрузку и был заказан проект корабля
1962 September — Apollo spacecraft weights Spacecraft: Apollo CSM. The Apollo spacecraft weights had been apportioned within an assumed 90,000 pound limit. This weight was termed a "design allowable." A lower target weight for each module had been assigned. Achievement of the target weight would allow for increased fuel loading and therefore greater operational flexibility and mission reliability. The design allowable for the command module was 9,500 pounds; the target weight was 8,500 pounds. The service module design allowable was 11,500 pounds; the target weight was 11,000 pounds. The S-IVB adapter design allowable and target weight was 3,200 pounds. The amount of service module useful propellant was 40,300 pounds design allowable; the target weight was 37,120 pounds. The lunar excursion module design allowable was 25,500 pounds; the target weight was 24,500 pounds.
То есть Командный модуль(спусковая капсула) 8500-9500 фунтов (3,86-4,3т)
Служебный модуль 11000-11500 фунтов(5-5,25т)
Топливо в Служебном модуле 37120-40300 фунтов(16,85-18,3т)
Лунный модуль 24500-25500 фунтов(11,1-11,6т)
Но создатели корабля не уложились в эти параметры
1967 March 8
Saturn V translunar payload 44,500 kilograms
NASA Associate Administrator for Manned Space Flight George E. Mueller stated that the February completion of MSFC studies of the Saturn V launch vehicle's payload and structural capability would permit an official revision of the payload from 43,100 kilograms to 44,500 kilograms; the CM weight would be revised from 5,000 to 5,400 kilograms; and the LM from 13,600 to 14,500.
Помощник Администратора NASA по пилотируемым программам Джорджа Э. Мюллер заявил, что в феврале 1967г исследований MSFC по увеличению полезной нагрузки ракеты-носителя Сатурн V позволит официально пересмотреть полезную нагрузку от 43100 кг до 44500 кг; вес Командного модуля будет пересмотрен с 5000 до 5400 килограммов; а Лунного модуля с 13600 до 14500
К слову, 44500кг это приблизительная полезная нагрузка в запуске Аполлона 10. При этом, чтобы отправить его к Луне пришлось недозаправить Лунный модуль на целую тонну топлива.
Остаётся добавить, что ракеты Сатурн-5 в запусках Аполлона 10 и Аполлона 11, который якобы доставил астронавтов на поверхность Лунны, по расчётным параметрам полностью идентичны.
Какова же была максимальная полезная нагрузка Сатурна-5 к 1969г?
Вот страница из сборника документов SYSTEMSDESCRIPTION J-2S IMPROVEMENTSTUDY
http://hdl.handle.net/2060/19690072871, подготовленных к историческому заседанию НАСА 28 мая 1969г, принявшего окончательное решение по реализации лунной аферы.
Обратите внимание для какой ракеты был сделан рассчёт. AS-511, ракета по официальной версии, отправившая на Луну Аполлон-16. На конец 1968г это была самая доработанная модель, предыдущие по характеристикам были хуже.
100078 фунтов или 45400 кг И это всё.
А теперь представьте себе ситуацию.
Производство ступеней для сборки Сатурн-5 работает на полную мощность по штуке в 2 месяца
http://www.spacelaunchreport.com/satstg5.html
Надо куда-то это добро срочно реализовывать.
А у вас корабль по массе в ракету не влазит. Что делать?
1. Остановить производство.
Сделано. в августе отменён заказ на ракеты AS-516 и AS-517 и остановлено производство двигателей для Сатурна-5
2.Попытаться каким-нибудь образом переделать имеющиеся ракеты, чтобы увеличить их полезную нагрузку.
И решение было найдено — заменить на второй ступени Сатурна-5 двигатели J-2 на J-2S.
J-2S имеет лучший удельный импульс.Это обеспечивало прирост полезной нагрузки
Но постройка новых двигателей, их испытание требовали до двух лет, что сдвигало график полётов на 1971-72г
3.Но тут есть ещё одна проблема — Советский Союз, который тоже реализует свою лунную программу и поанализу ЦРУ может высадить космонавта на Луну в начале 1970г, превратив тем самым программу Аполлон в величайший провал и позор
НАСА было просто некуда деваться.Фальсификация высадки на Луну был единственный приемлимый политический выход из этой ситуации.
К чести американцев, они в конце концов создали ракету способную доставить человека на Луну — в 1971г она вывела в космос Аполлон-15.
Но к этому времени реальные полёты на Луну были уже не нужны.
С советским руководством удалось договориться о прекращении космической гонки, которое для пропаганды должна была символизировать совместная программа Союз-Аполлон, и о закрытии в СССР лунной программы.
Рисковать астронавтами уже не было смысла.
