Лунные модули всех Аполлонов - беспилотники

"Программой предусматривался вывод ракетой-носителем Salurn V со стартовым весом 2820 т на орбиту ожидания высотой 185 км полезной нагрузки весом 120 т; переход ступени S-IVB и основного блока с орбиты ожидания на вытянутую эллиптическую орбиту с высотой в апогее 22 200 км; отделение основного блока и вывод ступени S-IVB на эллиптическую орбиту с апогеем 517 000 км; вход в атмосферу командного отсека со второй космической скоростью"
http://www.epizodsspace.narod.ru/bibl/raketostr3/4-1.html

 

"при угле тангажа 40, 08° и рыскания 14, 85° вторично было произведено включение ЖРД J-2 ступени S-IVB на 5 мин 33 сек и корабль вышел на эллиптическую орбиту с высотой над Землей в апогее 17 400 км. Через 10 мин ступень S-IVB отделилась от основного блока корабля Apollo. Чтобы увеличить апогей орбиты до 18 350 км, был включён на 15 сек ЖРД служебного отсека."

 

...из-за отказа в системе управления ракетного блока «Д» ракеты-носителя «Протон» (УР500К), вместо разгона к Луне произошло торможение корабля, который по крутой траектории вошел в атмосферу Земли...".
http://epizodsspace.narod.ru/bibl/stati/pol-kot.html

 

"Ступень S-IVB вывела корабль Apollo на эллиптическую орбиту с высотой в апогее 362 км и высотой в перигее 177,5 км. Вторично запустить ЖРД J-2 не удалось, и после подтверждения данных о неисправности двигательной установки основной блок был отделен от ступени S-IVB."
"Несмотря на то, что ни одна из трех основных задач полета Apoll'o-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"

 

"Один из кораблей, получивший название «Космос-154» и стартовавший 8 апреля, из-за отказа блока «Д» остался на орбите"

 

«ПЕПЕЛАЦЫ» ЛЕТЯТ НА ЛУНУ. №4

// www.free-inform.narod.ru

 

Ситуация со второй водородной ступенью S-II была немногим лучше. Напомню, что на ней установлено пять аналогичных ЖРД J-2. Вот что написано в (2):



"1966 May 25 - First full-scale Apollo Saturn V launch vehicle rolled out.... Meanwhile, schedule for Saturn V threatened by continued problems in development of S-II stage (inability to get sustained 350-second burns without instrumentation failures, shutoffs, minor explosions)".



Или по-русски: "25.05.1966г. Состоялся первый вывоз полномасштабной ракеты Сатурн-5 на стартовую позицию... Тем не менее, сроки готовности были под угрозой из-за непрекращающихся проблем со ступенью S-II (неспособность выдать стабильный 350-секундный импульс без отказов оборудования, отключений двигателей и даже микровзрывов)". Так что ни о каких водородных вторых ступенях Сатурн-5 всего за год до первого пуска (1967г.) и речи быть не могло.


Это значит, что и S-II и S-IVB к полетам не готовы.

 

Есть один интересный косвенный признак, подтверждающий нашу правоту. Когда встал вопрос, зачем американцы добавили бесполезный девяти тонную "гирьку" к кораблю Аполлон-8, ответ был просто потрясающий: оказывается, система наведения и управления полетом тестировалась исходя из полезной нагрузки около 38т. При том, что все корабли в штатном варианте весили заведомо больше - 44...47т. Спрашивается - зачем им тесты на 38-тонную нагрузку?

 

Saturn V

Mark Wade Encyclopedia Astronautica most complete resource for rockets spacecraft launch vehicles astronauts cosmonauts spaceflight engines space history exploration

// www.friends-partners.org

 

Apollo 6 Spacecraft: Apollo CSM. Payload: Apollo CM 020/ SM 014. Mass: 36,806 kg.
Apollo 4 Spacecraft: Apollo CSM. Payload: Apollo CSM 017. Mass: 36,656 kg.

 

Озадачимся таким вопросом: сколько можно отправить к Луне (Vx=3200м/с) с этим барахлом, учтя массу адаптера лунного корабля – 1,17т. Оценим: 3200=4227*Ln(1+(50,5-5,2)/(5,2+1,17+Х)) или Х=33,0 тонны! Масса ступени 50,5т и груза 33+1,2т ≈84,7т оказалась в итоге чуть меньше - на 4% доступной массы на LEO. Соответственно, (увеличив заливку топлива на 4%) цифру 33т можно повысить на ~ 4% до ≈34,3т. Вот это все, на что была способна вся американская промышленность в конце 60гг. И это при условии, что вторая ступень действительно имела удельный импульс 353сек.


Подведем итоги. Удельный импульс (353сек) американцы вполне могли иметь при использовании пары кислород и диметилгидразин. Скажем советский РД-119 имел ~352сек. удельного импульса в вакууме при открытой схеме и давлением в камере около 80атм. Это открывает нам возможность отправить к Луне примерно 34т. Если же предположить, что на базе ЖРД первой ступени Сатурн-1Б был сделан высотный вариант Н-1, то его удельный импульс видимо был в районе 328сек. Это привело бы к тому, что масса выводимая на низкую орбиту ИСЗ двумя ступенями снизится до ~71,5т; а к Луне мы сможем отправить лишь ~30т.

 

S-II stage (inability to get sustained 350-second burns without instrumentation failures, shutoffs, minor explosions)".

Saturn V

Mark Wade Encyclopedia Astronautica most complete resource for rockets spacecraft launch vehicles astronauts cosmonauts spaceflight engines space history exploration

// www.friends-partners.org

 

 

Существует много методов расчета ступенчатых ракет, однако большинство из них страдает сложностью, отсутствием наглядности, запутанностью терминологии и определений. Недавно в журналах Британского межпланетного общества была опубликована методика расчета ступенчатых ракет, предложенная голландским инженером Вертрегтом, которую следует признать наиболее удачной. Он предложил построить методику расчета составной ступенчатой ракеты всего лишь на определении четырех весов такой ракеты и трех соотношениях между ними, которые оказываются достаточными для выполнения большинства основных расчетов различных типов ступенчатых ракет.
На рис. 15 представлена схема ступенчатой ракеты по Вертрегту и показаны обозначения принципиальных составных частей ее.
По этой схеме ракета разбивается на полезный груз, ступени и субракеты.

Полезный груз ракеты может состоять из инструментов или людей, включая сюда также несущую конструкцию и оболочку, поддерживающую и предохраняющую их в полете.
Ступень ракеты состоит из топлива, расходуемого ракетой в период действия данной ступени до ее отделения; емкостей (баков), содержащих это топливо; двигателей; арматуры и приборов управления, если таковые имеются в отделяющейся ступени, а также из оболочки и ее несущей силовой конструкции. Субракетой называется такое сочетание полезного груза и ступеней ракеты, в котором одна из ступеней является рабочей (действующей), а все остальные ступени, продолжающие полет вместе с полезным грузом составной ракеты, являются как бы «полезным грузом» для данной субракеты.

ПРИЛОЖЕНИЕ

// www.astronaut.ru

 

Однако здесь необходимо отметить, что сохранить конструктивную характеристику s при переходе от одноступенчатой ракеты к многоступенчатой вряд ли удастся.
В конце работы двигателя каждой ступени ракеты будут возникать большие продольные ускорения движения всей ракеты, которые обязательно потребуют увеличения прочности баков в тех ступенях, которые еще не работали и где баки залиты топливом полностью.

 

Вероятно, они пошли на понижение секундного расхода в движках J-2 тобы он не взрывался

 

Так вот, математика говорит, что если вы хотите запустить в космос станцию Скайлеб весом ~60-75т да еще и на орбиту 420х430кмх50град то УИ второй ступени будет лежать в области 328...353сек.
Мне абсолютно все равно каким образом были получены такие УИ. Только видите ли, я решал конкретную задачу, у задачи есть ответ.

 

Вы можете показывать руками - сколько УИ? чуть-чуть А я нашел ответ - число. Ваши рассуждения носят характер качественной оценки, а у меня - количественной

 

After launch and injection of the combined S-IVB stage and the adaptor-LM-CSM payload into a 189.6 x 192.5 km Earth orbit, the S-IVB propellant tanks were vented, changing the orbit to 198 x 204 km. At 2:41 after launch the CSM separated from the S-IVB and and the adaptor panels were jettisoned, exposing the LM mounted on the S-IVB. The CSM turned around and docked with the LM at 3 hours after launch. At 4 hours after launch the S-IVB and CSM-LM were separated and the S-IVB had a 62 second burn to raise its apogee to 3050 km.

NASA - NSSDC - Spacecraft - Details

NSSDC Master Catalog

// nssdc.gsfc.nasa.gov

 

 

Так что керосин остается, а водород придется убирать "Керосин" -условно. Можно раствор любой синтетики, в т.ч. гидразин-производные, и пр.

 

Ступень S-IC работала точно по номинальной программе и параметры были близки к расчетным. После выключения двигательной установки ЖРД F-1, проработавшей 148 сек,скорость полета ракеты была 2730 м/сек. Однако перед окончанием работы двигателей возникли продольные колебания ракеты типа Pogo с частотой 5 гц и амплитудой, значительно превосходящей ранее наблюдавшиеся колебания.

Через 4 мин 38 сек полета во время работы второй ступени было замечено уменьшение температуры в главном клапане окислителя и в линии ЖРД J-2 № 5, а также увеличение давления в бустере ЖРД № 2.

Через 5 мин 18 сек несколько параметров двигательной установки указывали на внезапное падение тяги ЖРД № 2 на 2500 кг, сопровождавшееся увеличением давления в бустерах тангажа и рыскания.

ЖРД № 2 выключился через 6 мин 49 сек, через 1,3 сек после этого выключился ЖРД № 3, оставшиеся 3 ЖРД проработали на 58 сек дольше расчетного времени.
После отделения ступени S-II, чтобы компенсировать недостающую скорость, продолжительность работы ЖРД J-2 ступени S-IVB была увеличена до 170 сек, вместо расчетных 141 сек; это привело к перерасходованию 10 т топлива и не позволило в дальнейшем перевести S-IVB на орбиту с апогеем 517 000 км.