Многострадальная - потому как после публикации статьи
"Про запуск мощных "водородников" - только факты, без каких либо демагогий".
"защитники" бросились на защиту официальной версии, "топча" все, что подворачивалось под ноги, в том числе и, наверное, самое грандиозное достижение НАСА - ракету "Сатурн-5", всячески ее понося и принижая ее достижения, в том числе и по выводимой на НОО массе полезной нагрузки.
В пылу спора они предложили тащить на орбиту любой хлам - типа отработанных ступеней, пустых баков и прочего, (это другими РН и многоразовыми системами) только что бы показать, что Сатурн-5 плохонькая ракета, орбита у нее низкая - почти и не орбита совсем, ПН выводила совсем мало, да и никуда никто не летал, ни на какую Луну (последняя фраза - сарказм от меня).
Если для доказательства полетов американцев на Луну "защитникам" нужно будет привести доказательства, что они никуда не летали - они это сделают, "не моргнув глазом" - так можно интерпретировать приведенные ими аргументы.
А если серьезно, про третью ступень "Сатурна-5" ?
Из Шунейко:
СТУПЕНЬ S-IVB фирмы McDonnell Douglas Astronaut (США) предназначена для завершения вывода корабля Apollo на геоцентрическую орбиту и последующего перевода на траекторию полета к Луне. Длина ступени 17,8 м, диаметр 6,61 м, ступень снабжена одним ЖРД J-2, закрепленным в кардановом подвесе, вес топлива 104,5 т, соотношение окислителя и горючего 5 : 1 (рис. 11.5).
S-IVB состоит из верхнего и нижнего переходников, отсека топливных баков и двигательной установки. Цилиндрическая часть топливного отсека изготовляется из семи сегментов размером 610 x 305 х 1,9 см, внутренняя поверхность которых подвергается химическому фрезерованию для получения конструкции вафельного типа с размером клетки 23 x 23 см. Сферические днища баков свариваются из девяти штампованных и фрезерованных сегментов. Водородный и кислородный баки имеют общее днище, конструкция которого аналогична общему днищу баков второй ступени. Толщина приклеиваемой полиуретановым клеем стеклопластиковой сотовой теплоизоляции 12—25 мм.
Материал баков алюминиевый сплав 2914-Т6. После сборки водородный бак проходит гидравлические контрольные испытания и покрывается внутренней теплоизоляцией.
Силовая установка S-IVB имеет системы прокачки компонентов, которая обеспечивает охлаждение магистральных агрегатов (насосы, клапаны, трубопроводы) перед включением двигателя. Охлаждение ведется жидким водородом и кислородом, которые циркуляционными насосами подаются из баков в коммуникации двигателя, охлаждают их, проходят через открытый в это время перепускной клапан и поступают снова в баки (рис. 11.6.).
Расчетная производительность циркуляционного водородного насоса 510 л/мин при 0,39 ат и кислородного насоса 118 л/мин при 1,8 ат. Продолжительность работы системы 5 мин.
Для наддува бака окислителя используют гелий, который хранится в восьми титановых баллонах под давлением 210 ат. Баллоны расположены в водородном баке. Гелий редуцируется до 28 ат и нагревается в теплообменнике ЖРД J-2. Давление в баке регулируется реле давления и поддерживается в пределах 2,6—2,8 ат. Бак горючего до старта наддувается гелием, а во время работы двигателя—газообразным водородом, который отбирается на выходе из рубашки ЖРД J-2. В баке поддерживается давление наддува 1,9—2,2 ат.
Система регулирования подачи топлива имеет датчики уровня топлива, расположенные в баках и связанные с бортовым вычислительным устройством, которое вырабатывает команды для клапана регулирования подачи окислителя. С изменением уровня топлива в баках меняется электрическая емкость датчиков. Система обеспечивает весовое соотношение компонентов окислителя и горючего 5:1.
Для управления по каналам тангажа и курса ЖРД, укрепленный на кардановом подвесе, может отклоняться гидравлической системой на ±7°. В течение всего полета ступени управление по крену осуществляется тремя вспомогательными ЖРД фирмы Thompson Ramo Wooldrodge, расположенными на нижнем переходнике. ЖРД работают на монометилгидразине и четырехокиси азота, развивают тягу 68 кг. Двигатели могут работать в импульсном режиме с продолжительностью импульса до 30 мсек. Четвертый вспомогательный ЖРД (ускоряющий) аналогичен трем первым, расположен также на нижнем переходнике и его вектор тяги направлен вдоль ступени S-IVB от S-II. При давлении 7 ат в камере сгорания двигатель развивает тягу до 32 кг. Подача компонентов в двигатели вытеснительная. В полете четвертый ускоряющий ЖРД работает дважды: после отделения S-II от S-IVB перед первым включением ЖРД J-2 и второй раз двигатель сообщает ускорение третьей ступени для осадки топлива в баке перед запуском ЖРД J-2 для выхода на траекторию полета к Луне.
ТРЕТЬЯ СТУПЕНЬ (S-IVB)Изготовитель фирма Mc Donnell Douglas Astronaut (США)
Высота с переходником, м 17,8
Диаметр бака, м 6,61
Стартовый вес, т 117,25
Переходник (к S-II), т 1,8
Сухой вес, т 12,75
Вес конструкции, т 9,5
Вес топлива, т 104,5
Топливо жидкий О2/ жидкий Н2
Двигательная установка 1 ЖРД Rocketdyne J-2
Тяга в вакууме, т 104
Продолжительность работы (номин.), сек 500
Удельный импульс в вакууме, сек 430
Масса ЖРД J-2 1590 кг.
Конец цитирования.
Заглянем в Вики. Время работы третьей ступени 165+335 секунд - соответственно, первое и второе включение. Отношение времени работы первого и второго запуска - 1:2
Читаем описание и смотрим таблицу с характеристиками. А я даю комментарии.
Сухой вес - это вся ступень без топлива. И, разумеется, без полезной нагрузки - ее здесь еще нет.
Сухой вес - 12,75 т.
Убираем переходник - он массой 1,8 т - остается 11 т (чуть округлил).
Убираем двигатель - получаем 9,5 т - вес конструкции - это топливные баки, они же несущая конструкция. Так я понял описание у Шунейко. Если где то неправ - напишите, поправьте.
А теперь посмотрим, сколько лишнего "вытащили" на НОО, что может быть там ненужным?
Двигатель? Нужен, он же разгоняет всю сборку.
Переходник? Нужен, на нем закреплены дополнительные двигатели управления и "осадки".
Баки (конструкция)? Нужна (нужны) но не вся. 1/3 топлива израсходована и баки на 1/3 пусты.
От массы конструкции нужно убрать 1/3 - это если грубо. Если попытаться посчитать точнее - то скорее 1/4.
Поясню.
Бак - это обечайка и два днища. При уменьшении объема уменьшается высота (длина) обечайки, а днища остаются. Баков два, всего четыре днища, потому снижение массы столь незначительно.
Можно оценить лишнюю массу в 2-2,5 т.
Так что относительно заявленных, выводимых на НОО 140 т (указывается приблизительно) фактической ПН можно считать примерно 138 т. Различие - весьма невелико.
Можно провести и обратный пересчет - если третья ступень израсходует все топливо, а не 1/3, то какую нагрузку сможет вывести на НОО?
Этот расчет сложнее, поскольку нужно "слить" немного топлива из первой и второй ступени, на величину добавившейся ПН, и здесь мы его делать не будем.
Но по аналогии с "Союзом" - ПН будет точно не меньше, чему у заявленного в официальной версии 2,5-ступенчатого (а при здравом размышлении он примерно такой и есть, третья ступень - только наполовину ступень, а наполовину ПН) Сатурн-5.
И такую замечательную ракету "выбросили на помойку" - то есть в музей?
Сколько по факту выводил ПН "Сатурн-5" - неизвестно, ибо после столь выдающегося успеха ушел на покой, вместе с двигателями и всем прочим.
Но в этой статье я постарался показать правильность расчетов и правильность оценки массы ПН на НОО.
