Предыдущая часть: Продолжение 6.
Попробуем оценить, как нормальные скептики))) какие же характеристики могли быть у J-2.
С начала 60-х годов в американской космической программе использовался двигатель безгенераторной схемы, "водородник"
RL-10
Этот двигатель используется и сейчас. Недавний триумф "защитников" НАСА - запуск SLS
был обеспечен достижениями американской астронавтики (или космонавтики), которые ни у кого не вызывают сомнения в их наличии:
ТТУ от Спейс-Шаттла
RS-25 от Спейс-Шаттла
RL-10A-4-2 от Атлас-5 (и других РН)
который путем некоторых доработок трансформировался в
RL-10B2
с дополнительным сдвижным насадком сопла.
Можете заметить - какая преемственность! Хороший двигатель не пропадает в музее, а имеет долгую и интересную жизнь.
Для следующего варианта SLS предусмотрена модификация RL-10C.
Что по характеристикам RL-10 было в начале 60 годов, когда разрабатывался J-2 ему на замену (на Сатурне-1)?
Из за того, что у этого двигателя имеется много модификаций, в характеристики (материалы в интернете) часто закладывают "оптимистичные данные". Попробуем из всех данных выбрать "менее оптимистичные". Те, что могли бы быть сравнимыми с J-2 того же времени разработки и производства.
Тяга 6800 кгс. Для первых экземпляров.
Тяга 99 кН, 110 кН. Для более поздних (сегодняшних) экземпляров.
Масса 135 кг (для ранних экземпляров).
Масса 277 кг (в вики, видимо для более поздних экземпляров).
Масса 317 кг максимальная в литературе.
Давление в КС 24 атм. Минимальное в литературе.
Давление в КС 33 атм. Для некоторых экземпляров.
Давление в КС 39 атм. Для современных экземпляров.
Удельный импульс 433 с. Для ранних экземпляров.
Удельный импульс 451 с. Для современных экземпляров.
Удельный импульс 373 с. Минимальные значения в литературе.
Удельный импульс 465 с. Максимальные значения в литературе.
Тяговооруженность 45. Указывается одновременно с массой в 131 кг и тягой в 66,7 кН.
Если из вики, 110 кН тяги и масса 277 кг, то тяговооруженность 40.
Теперь сравнение.
J-2 и RL-10 имеют одинаковую конструкцию - КС и сопло спаяны из нержавеющих трубок, что позволяет иметь весьма лёгкую конструкцию.
Если бы все остальные параметры были бы соизмеримы, то у этих двух двигателей была бы одинаковая тяговооруженность.
Из всех параметров, которые указывают для J-2, наиболее точная, по моему мнению, масса. Двигатель есть в музее, можно просто взять и взвесить. Тягу двигателя или удельный импульс так просто не измерить не получится, даже если в наличии работоспособный образец.
У Шунейко вес (сухой) для Джи-2 указан 1590 кг. В современной вики - 1788 кг.
Если воспользуемся данными по массе от Шунейко в 1590 кг, а тяговооруженность от RL-10 (который вызывает не очень много сомнений в правдоподобности) в 45, то расчетная тяга - 72 тс.
Использовать "напрямую" удельные параметры от RL-10 для J-2 нельзя. У J-2 короче сопло - степень расширения сопла 27,5, против 40 у RL-10 - значит он легче. Площадь сопла - линейный размер в квадрате, а периметр сопла - пропорционален линейному размеру. Корень квадратный из 1,45 (разница степени расширений) дает 1.2 - выигрыш по удельной массе. Необходимо скорректировать: 45х1,2=54 - и использовать эту величину, так будет правильнее. В этом случае расчетная тяга - 85 тс.
У сравниваемых двигателей различное давление в КС. У J-2 54 атм, у RS-10 33 атм или даже 24 атм.
Увеличение давления уменьшает размеры двигателя - то есть его массу - это с одной стороны. Но одновременно увеличение давления требует более толстых стенок, выдерживающих это давление - увеличивает массу - с другой стороны.
Для цилиндрических оболочек этот вопрос рассматривали в посте:
Толстяк или гвоздь, и в посте:
Иллюстрации.
Выигрыша или проигрыша нет - все примерно одинаково.
Сопло, работающее на меньшее давление, нежели КС несколько меняет картину. Но тут свои ограничения накладывает технология - тонкостенную трубку с переменной толщиной изготовить достаточно сложно. Было ли такое применено в указанных двигателях или нет - в литературе об этом ничего не сказано. Этот момент опустим - примем, что ни у одного двигателя нет выигрыша по массе за счет давления.
Кстати, весьма показательно сравнить массы и тяговоруженность Ф-1
и РД-170
В продолжении 1 сравнение было
Немного сравним F-1 и РД-170
Отношение тяги у земли к сухой массе двигателя
F-1 82,6
РД-170 75,9
Разница - 8%, в пользу более легкого F-1
Отношение тяги у земли к массе двигателя залитого
F-1 75,7
РД-170 72,3
Разница - 4,5 % в пользу более легкого F-1
Разница удельных импульсов у земли 14% в пользу РД-170
Отношение тяги в пустоте к массе залитого двигателя
F-1 86,7
РД-170 78,8
Разница -9% в пользу более легкого F-1
Разница удельных импульсов в пустоте 9,8% в пользу РД-170
Как видите, несмотря на значительную разницу в давлениях, в 3,5 раза, тяговооруженность (или удельная масса - масса отнесенная к тяге) отличается незначительно.
Система подачи топлива - безгенераторная у RL-10, с одной турбиной и двумя насосами - может быть несколько легче (по удельной массе) нежели схема с двумя ТНА, соединенными последовательно на одном потоке газов от газогенератора у J-2, и необходимостью иметь турбины высокого КПД (открытая схема).
Если просуммировать все эти моменты, то тяговооруженность J-2 должна лежать где то между двумя вот этими, ранее рассмотренными величинами - 45 и 54. Примерно 50.
А это дает тягу при массе двигателя в 1590 кг примерно в 80 тс.
Совсем небольшое отличие от "официальной тяги" - 104 тс - примерно 20%.
Немного, но достаточно для того, что бы вместе с так же немного меньшей тягой Ф-1 не позволить осуществить пилотируемую высадку на Луну в том объеме, как об этом говорит официальная версия. Даже если удельный импульс J-2 соответствовал заявленному.
Небольшое дополнение.
Если наши предположения верны и J-2 имел некоторый недобор тяги - это никак не объясняет его "сход со сцены". С технической точки зрения.
Такой двигатель на второй ступени все равно позволяет иметь значительное увеличение массы полезной нагрузкой с одновременным упрощением и облегчением первой ступени.
Или мы много чего не знаем и его недостатки были гораздо значительнее - например удельный импульс был много меньше заявленного - к примеру 300 с или меньше, вместо заявленного 425 с, или были большие сложности с запуском, или что еще.
Или это было чисто политическое решение - отправили в музей Ф-1, отправили вместе с ним и все остальное, даже имеющее хорошую работоспособность и хорошие параметры - чтобы это решение было правдоподобно.
