Предыдущая - часть 4.4
Итак - "вонючки". Это жаргонное название ракетного топлива на основе высококипящих компонентов. В СССР (и России) это гептил и амил - названия несимметричного диметилгидразина и азотного тетраоксида., НДМГ+АТ. У американцев несколько иные названия - к примеру, Аэрозин (гептил плюс гидразин) - но смысл тот же.
"Вонючки" очень хороши как ракетное топливо. Самовоспламеняются при контакте (не требует системы зажигания) жидкие при обычных условиях (удобство длительного хранения), хороший хладогент (охлаждение КС и сопла), не дают нагара (газогенератор и ТНА) и т.д.
Имеют всего лишь несколько недостатков. Токсичны (ядовиты). Не дёшевы.
Известная история о размолвке Королева и Глушко, произошедшая на выборе компонентов топлива для пилотируемого полета и большой ракеты Н-1, обычно озвучивается как нежелание Королева подвергать риску жизни космонавтов, запуская на ракете с ядовитым топливом.
Но другие источники говорят иное - все дело в цене топлива и возможности его производства. "Вонючки" шли в оборонку, для МБР, а на космос просто не нашлось бы нужного количества высококипящего топлива.
Американцы своих первых астронавтов запускали при помощи РН Титан, не особенно сильно переживая о их здоровье.
Посмотрев на указанную ракету, можно увидеть много интересного.
Вот к примеру, двигатель Аэроджет LR 87.
Изначально был разработан на топливной паре керосин+кислород. Использовался для Титан 1. А затем, с минимальными изменениями (да практически без них) был переведен на "вонючки" и использовался на Титан 2.
Более радикальная переделка позволяла этому двигателю работа на топливной паре водород+кислород, но в этом случае менялось почти все навесное оборудование. Был испытан, но для полетов не применялся.
Переход каких либо иных жидких компонентов топлива на "вонючки", даже с водорода - не столь сложная задача, нежели наоборот.
Минимум сложностей при запуске.
Выхлоп от двигателя на всококипящих компонентах и на водороде - не очень сильно отличается. И тот и другой - прозрачны. А если это на высоте - без приборов точно не различить.
J-2 на "вонючках"?
Да никаких особых проблем. Плотность топлив гораздо выше, потому даже ТНА и газогенератор не требуется менять - достаточно ограничить обороты количеством компонентов, подаваемых в газогенератор и изменить ряд регулирующих устройств.
Двигатель при этом останется тот же. И даже искушённый человек не обязательно догадается о изменениях.
Как такое могло получится? И другие технические детали.
J-1 использовался не только на Сатурне-5, но и на Сатурн-1Б
Вероятно именно на Сатурн-1Б и прошли основные испытания и по результатам этих испытаний были приняты соответствующие решения.
Напомню - в предыдущих частях этой статьи мы рассмотрели вторую и третью ступень Сатурн-5. И третья ступень имела значительно более проработанную конструкцию и намного больше подробностей (Шунейко, полеты на Луну) нежели вторая.
Это могло быть следствием того, что именно в виде третьей ступени от будущего Сатурн-5 один двигатель был установлен на Сатурн-1Б - на нем он был второй ступенью. И прошел все "круги ада" связанные с запуском в вакууме и невесомости. Здесь - и наличие системы захолаживания, и баллоны со сжатым гелием, и значительно более подробные и реалистичные режимы запуска и останова...
Предположительно - на этом этапе случились проблемы с запуском двигателя второй ступени. А если точнее - с его незапуском или запуском "через раз".
Какие дальнейшие действия специалистов-ракетчиков?
Все просто, по проторенному пути - переход на вонючки, как у Аэроджет LR-87.
Замена компонентов топлива снизило удельный импульс. Но тяга не уменьшилась, а даже возросла. И количество топлива в баках того же объема - так же возросло.
Немного уменьшили массу топлива первой ступени, сделали чуть раньше разделение ступеней - и характеристики вывода ПН на НОО поменялись совсем незначительно.
А что у Сатурн-5?
Да все то же, только с некоторыми нюансами.
Первая ступень - как есть. так и есть.
Третья ступень - более тяжелая (плотности "вонючек" выше, чем водород+кислород), заправка - "полные баки".
Кстати, наддув "вонючек" - инертными газами, не только гелием. но возможно и азотом - из за "комнатной" температуры.
Запас характеристической скорости третьей ступени из за большей массы топлива возможно даже и не поменялся, несмотря на сниженный удельный импульс.
Вторая ступень. А вот здесь - интересно. Заправка ее на полные баки - невозможна. Первая ступень просто не даст нужного ускорения, не наберет нужной скорости и нужной высоты.
Заправка по массе водородной ступени - тоже вряд ли - ограничения по тяге F-1 наверняка давали свой эффект. Потому топлива во второй ступени - на донышке баков. Но топливо - плотное - не в пример водороду.
Вся остальная пустота баков - заполнена на земле сжатым инертным газом под давлением. А так как соотношение объемов газа и топлива очень большое, то при расходовании топлива никакого дополнительного наддува не нужно. Изменение давления вряд ли составить больше 10-15%.
Это сразу дает объяснение, почему у Шунейко такое невнятное описание второй ступени.
Отсутствуют баки сжатого гелия? Так их и не было, весь гелий был закачан в топливные баки. И если нужно было какое то количество на вспомогательные нужды - он оттуда и расходовался.
"Холодное" разделение? Не очень хорошо по осадке топлива перед запуском, но не столь критично, как с водородом.
Отсутствие преднасосов - они не нужны для данного топлива. Проблем с кавитацией, особенно на пониженных оборотах водородного насоса просто не должно было возникнуть.
Отсутствие времени на захолаживание? Да оно не нужно для этих топлив.
Запуск газогенератора и двигателя на высоте? Все эти вопросы уже были решены на двигателе LR-91 с тягой в половину меньше - 45 тс.
Как все это могло выглядеть? При старте пилотируемых Аполлонов?
Сатурн-5 на старте
F-1 не имеют заявленной тяги, но та, что есть - не намного меньше заявленной, может в 1,5 раза, а может и в 1,2.
Первая ступень залита топливом так же не полностью - пропорционально уменьшению тяги двигателей первой ступени.
Вторая ступень - на донышках баков немного "вонючки", остальное наддуто гелием или азотом.
Третья ступень - полные баки "вонючки", баллоны со сжатым гелием - все по честному, кроме видов топлива.
Полезная нагрузка - КК Аполлон в виде командного и служебного модуля. У служебного модуля - частичная заправка топлива.
Лунного Модуля под адаптером нет. Да и зачем он?
Старт.
Первая ступень отрабатывает нужное время, РН достигает заявленной высоты и набирает заявленную скорость. Все на глазах у тысяч зрителей и сторонних наблюдателей их других стран, в том числе СССР. Два человека с оптическими приборами типа секстантов и хронометров, находясь в двух удобных точках на расстоянии десяти- двадцати километров от старта могут спокойно "снять" всю траекторию полета первой ступени - не очень точно, но достаточно, что бы убедиться, что все по честному, без обмана. И высота и дальность. И скорость тож.
Разделение ступеней.
Все штатно.
Запуск второй ступени.
Штатно. Запускается и куда то улетает. Зрители и наблюдатели теряют из вида. Вторая ступень набирает скорость, но значительно меньшую, чем заявлено. И выработав все топливо, разделяется с третьей ступенью, падает в океан в 2500-3000 км от старта. С глаз долой - никто не догадается, океан глубок. несколько ближе, чем заявлено, но достаточно далеко, что бы никто не увидел.
Третья ступень, благодаря большому запасу топлива выбирается на орбиту. Возможно даже сохранив некоторый остаток топлива в баках. Все, полет на орбиту состоялся, Аполлон добрался до космоса.
Продолжение - часть 4.6
