В предшествующей статье, я обратил внимание на то, что отчёты и чертежи первой ступени ракеты-носителя Сатурн-5 не соответствуют документальным кино- и фотоматериалам. Поэтому решил самостоятельно подсчитать количество дренажных отверстий в межбаковом отсеке по доступным кинокадрам и фотографиям. Насчитал их четыре штуки и предположил, что такое количество отверстий может дать простое объяснение четырём белым шлейфам, возникшим за ракетой после погасания пламени.
Некоторые читатели также полагают, что раз шлейфов четыре, то и по выдвигаемой мной версии произошедших событий, выходов у дренажной системы бака горючего первой ступени ракеты-носителя Сатурн-5 обязательно должно быть четыре, и никак иначе. А поскольку в баке горючего, судя по некоторым схемам и чертежам, дренажнопредохранительный клапан и его линия были только в единственном экземпляре, то моё предположение о том, что именно срабатывание этого клапана и стало причиной красочного "Фаер-шоу Сатурн-5", является не верным.
И это не взирая на кино и фотоматериалы исторических "полётов" к Луне, запечатлевших факт наличия более чем одного источника огненных струй в корпусе межбакового отсека.
Конечно, заманчиво использовать простое объяснение:
четыре струи гелия, насыщенного парами керосина, которые вдуваются поперёк набегающего потока в районе межбакового отсека, порождают четыре шлейфа…
Но обратите внимание на то, что дренажные газы после попадания в набегающий поток вовсе не стремятся удалится от корпуса ракеты на значительное расстояние, а проходят некоторый путь вдоль него.
И только уже в районе конических обтекателей двигателей F-1 они отбрасываются на все четыре стороны в виде четырёх белых шлейфов, отстоящих друг от друга на большом расстоянии.
При внимательном рассмотрении кинохроники выходит, что яко бы простая версия "четыре струи - четыре шлейфа" не раскрывает загадку наблюдаемого эффекта.
Но ему можно дать другую не менее простое объяснение.
Шлейфы представляют из себя спутные следы, созданные стабилизаторами в набегающем потоке, который содержал в себе керосиновую аэрозоль.
Интенсивные поперечные течения на поверхности стабилизатора, направленные в сторону его концевой части, приводили к утолщению пограничного слоя и возникновению срывов потока в концевых сечениях. Образованные спутные вихревые следы двигались далее вниз по потоку и в сторону от продольной оси ракеты, но при этом они не могли выйти за пределы так называемых конусов возмущения, которые возникают при сверхзвуковом обтекании крыльев и стабилизаторов на концах их передних кромок.
Далее эти спутные следы, отклоняемые набегающим потоком, вытянулись вдоль траектории полёта в те самые четыре шлейфа. И не в какие-нибудь скромные, как у самолётов, образующиеся на малых скоростях полёта из скудных запасов влаги, которая содержится в атмосфере.
А о-го-го какие! Да на сверхзвуковой скорости полёта! Заряженные не атмосферной влагой, а собственным керосином!
Таким образом, четыре шлейфа могут возникать при любом количестве струй дренажных газов. Для этого необходимо только, чтобы каждому стабилизатору досталась своя часть смеси воздуха, гелия и керосиновой аэрозоли, содержащихся в набегающем потоке. То есть требуется всего лишь более-менее равномерное распределение данной смеси вокруг первой ступени Сатурн-5.
О том, что количество выходов из дренажной системы бака горючего не имеет никакого значения для образования четырёх шлейфов, я уже писал в первой части повествования о причине «Фаер-шоу Сатурн-5»:
Причиной "Фаер-шоу Сатурн-5" стало срабатывание дренажно-предохранительного клапана бака горючего для снижения давления наддува этого бака.
Сбрасываемая в атмосферу, смесь гелия с парами керосина воспламенилась от реактивных струй ракетных двигателей. Пламя прошло снизу-вверх по горючей смеси вдоль корпуса ракеты и охватило первую ступень в районе хвостового отсека и бака с горючим. При достижении ракетой некоторой скорости полёта, начался срыв пламени. После окончательного отрыва факела, сбрасываемая смесь керосина и гелия явила себя нашему взору в виде четырёх белых шлейфов, наблюдавшихся вплоть до момента отделения первой ступени.
На схемах и чертежах трубопровод дренажа горючего изображён в одном экземпляре. Но при просмотре кинохроники создаётся впечатление, что их четыре. Ну, очень похоже.
В принципе, наблюдаемая картина может реализоваться в обоих вариантах: как в случае четырёх, так и в случае одного дренажного трубопровода. Для сути происходящего это, в общем то, не важно.
При равномерном распределении, сбрасываемых дренажных газов, по кругу, наблюдаемая картина может реализоваться в любых вариантах: как в случае четырёх, пяти, ... (да хоть десяти), а возможно даже и в случае одного выхода дренажного трубопровода. Дело то не в их количестве. Важно понять, зачем они нужны?
Комментируя предыдущую статью, один из читателей канала призвал меня к вступлению на путь благоразумия и прислал фрагмент фотографии, на которой запечатлён Сатурн-5 миссии Аполлон-13 сразу после доставки его на стартовую позицию.
И судя по этому фотодокументу, при написании той статьи, я проглядел ещё два выхода дренажной системы.
На фотоснимке, который я приводил в тексте, они едва видны. Почти невидимы. Но если знать о их существовании, то увеличивая снимок их можно разглядеть.
Другой читатель уместно подчеркнул, что не следует подсчитывать количество отверстий в корпусе межбакового отсека по разным фотографиям разных изделий (возможно разных модификаций ступеней S-IC).
Раз так, тогда поглядим на одну фотографию одного изделия.
На снимке, на котором запечатлён бак окислителя с присоединённой к нему обечайкой межбакового отсека, видны несколько отверстий. Четыре отверстия наблюдаются непосредственно и одно отверстие - косвенно, посредством солнечного света, проходящего сквозь него (световое пятно от этого отверстия обозначено красной стрелкой).
На одном изделии в обечайке межбакового отсека наблюдаются как минимум, пять отверстий.
Итак, отверстий, предназначенных для вывода наружу неких трубопроводов больше, чем одно.
Попытаемся выяснить их назначение по схеме системы наддува бака горючего первой ступени S-IC.
Вот схема системы наддува первой ступени ракеты-носителя Сатурн-5 миссии Аполлон-4, к которой я уже обращался
Но вот, взял я, да и глянул зачем-то на аналогичные схемы для миссий Аполлонов-10 и -11
И снова столкнулся с несоответствиями в отчётах НАСА.
Эти схемы отличаются от схемы системы наддува первой ступени ракеты-носителя Сатурн-5 миссии Аполлон-4.
Поэтому возникает вопрос: какие из них верно отображают принцип действия системы наддува бака горючего, а какие - нет?
На схемах Аполлонов-10 и -11 на линии, по которой гелий поступает в выходные теплообменники турбонасосных агрегатов (ТНА), изображён некий прямоугольник с надписью: "клапаны наддува в количестве пяти штук".
Что это за элемент? Каковы его функции?
По месту расположения этого прямоугольника и количеству клапанов (пять штук), этот символический элемент можно, на первый взгляд, принять за блок пяти клапанов, регулирующих расход гелия HFCV.
В послеполётном отчёте миссии Аполлон-11 дано описанию работы этих клапанов. Они открываются друг за другом по очереди в заданные моменты полётного времени:
«Система наддува топлива S-IC
Система наддува бака горючего работала удовлетворительно, поддерживая давление в баке в допустимых пределах во время полёта. Клапаны, регулирующие поток гелия (HFCV) с 1 по 4 открылись, как и планировалось, и открытие HFCV No. 5 не потребовалось. Система предстартового наддува с низким расходом была включена на -97 секунде…
…Команда на открытие HFCV No.1 была подана на -2,7 секунде и дополнена системой предстартового наддува до отсоединения откидных консолей. Давление в топливных баках оставалось в пределах прогнозируемых значений на протяжении всего полёта, как показано на рисунке 5-4. Во время полёта HFCV № 2, 3 и 4 были открыты в пределах допустимых значений. Давление в баллоне с гелием составляло 2137 Н/см2 (3100 фунтов на квадратный дюйм) за -2,8 секунды и снизилось до 331 Н/см2 (480 фунтов на квадратный дюйм) в OECO (отключение периферийных двигателей). Общий расход гелия и производительность теплообменника соответствовали ожиданиям...»
Таким образом эти клапаны поддерживают, более-менее, постоянный расход гелия через выходные теплообменники ТНА.
Это крайне необходимо для удержания температуры гелия на выходе из теплообменников в допустимых пределах.
Без такой стабилизации потока температура гелия на выходе из теплообменника может
повышаться при уменьшении его расхода, и
понижаться при его увеличении.
Благодаря стабилизации расхода гелия и его температуры, на выходе теплообменника поддерживается постоянный объёмный расход газа наддува. Этот объёмный расход рассчитывается так, чтобы он соответствовал ежесекундному приросту объёма свободного пространства. Этот объём непрерывно увеличивается из-за постоянного истечения керосина из бака горючего. Таким образом обеспечивается постоянство давления в свободном пространстве бака горючего. Это, так сказать, грубая ступень регулирования давления наддува.
Однако, рассматриваемый загадочный прямоугольник не может изображать клапаны, регулирующие поток гелия (HFCV). Ибо рядом с ним на схеме указаны два порога срабатывания клапанов... по давлению, а не по времени полёта. А это не подходит под описание работы этих клапанов.
Также, судя по имеющейся на схеме надписи, у этих клапанов два состояния: "открыто" и "закрыто".
И как это понимать? Все пять клапанов открываются (либо закрываются) одновременно, а не по очереди?
А при перекрытой линии подачи на выходной теплообменник ни о каком расходе гелия не может быть и речи, не говоря уже о стабилизации этого расхода.
Вывод один:
Этот таинственный прямоугольник не является блоком клапанов, открывающихся последовательно, и поддерживающих постоянный расход гелия.
Что же он тогда обозначает?
Посмотрим на него иначе.
Указанные на схеме пороги срабатывания по давлению чуть ниже и чуть выше номинального давления в газовой подушке. Можно ли этот прямоугольник понимать, как блок клапанов ответственный за поддержание давления наддува в заданных пределах? Не зря же он фигурирует на схеме под названием: "клапаны наддува"?
Тоже, нет.
Так как, на схеме рядом с верхним порогом написано: «ОТКРЫТО». Хотя, при растущем давлении, для предотвращения его дальнейшего повышения в свободном пространстве бака горючего, регулирующие клапаны на подающем трубопроводе должны закрываться и прекращать поступление гелия в газовую подушку.
А рядом с нижним порогом начертано: «ЗАКРЫТО». Но, для того чтобы давление наддува не снижалось ниже указанного значения, должно быть всё наоборот.
В общем, на схеме системы наддува в технических отчётах по Аполлонам-10 и -11 изображён какой-то, мягко выражаясь, не понятный элемент. (Может специалисты НАСА с надписями что-то напутали?)
На схеме же Аполлона-4 такого нелепого прямоугольника совсем нет. А пять клапанов вместе с такими же порогами их срабатывания, незримо присутствуют в надписи рядом со стрелкой, указывающей направление движения гелия из бака в атмосферу. Поскольку при открытии этих клапанов происходит сообщение газовой полости бака горючего с окружающей средой, то по своей сути они являются дренажными клапанами (Vent Valves). А соединяют эти клапаны газовую подушку с атмосферой, в данном случае, для более точного регулирования давления наддува. Поэтому в дальнейшем буду их называть - регулирующие клапаны.
На этой схеме всё логично, и по ней виден принцип поддержания давления наддува в заданных пределах. Если по какой-либо причине давление в газовой подушке начнёт расти и достигнет верхнего порога срабатывания, то регулирующие клапаны откроются и начнут стравливать лишнее давление за борт. При этом, если из-за непрерывного сброса гелия в атмосферу, давление в газовой подушке упадёт до нижнего порога, эти клапаны закроются, и снижение давления наддува прекратится. Таким образом давление наддува в баке горючего поддерживается в заданных пределах. О таком принципе регулирования давления наддува в баке горючего первой ступени ракеты-носителя Сатурн-5 я уже упоминал в послесловии к первой части статей на тему пожара.
Выходит, что схема системы наддува бака горючего первой ступени S-IC из более раннего технического отчёта по Аполлону-4 верна. Схемы же из более поздних отчётов по Аполлону-10 и -11 какие-то не правдоподобные - форменное наддувательство.
Не отчёты, а квест какой-то.
Прежде чем по ним что-то выяснить, надо сначала в них истину выискать.
На основании разбора схем наддува бака горючего первой ступени можно сделать предположение о назначении отверстий, которые видны на фотографиях в корпусе межбакового отсека.
Судя по схеме и фотодокументам, все они (кроме одного, расположенного в самой близи к гаргроту) расположены равномерно по кругу в одном ряду и предназначены для вывода наружу линий тех самых клапанов - Pressurization Valves, которые поддерживают рабочее давление наддува в баке горючего и которых (если верить схеме) пять штук.
А выход, расположенный рядом с гаргротом принадлежит единственной (всё-таки, да, как и на схеме в руководстве по эксплуатации РН Сатурн-5) линии дренажнопредохранительного клапана - Vent & Relief valve.
Кстати, аналогичное устройство дренажной системы наблюдается и в баке окислителя первой ступени ракеты-носителя Сатурн-5.
Исходя из этого, во время "Фаер-шоу Сатурн-5" события на американской лунной ракете развивались следующим образом.
Сперва, по какой-то причине, рабочее давление в свободном пространстве бака горючего превысило свой верхний порог, и по линиям клапанов, регулирующих давление наддува, стал осуществляться сброс гелия, насыщенного парами керосина. С этого момента и началось факельное шествие детища штурмбаннфюрера СС.
По его окончании проявились некоторые последствия, раскрывающие детали происходящего.
А именно, стала видна копоть и её граница на корпусе первой ступени ракеты. Эта граница проходит наискосок. Площадь закопчённой поверхности с нижней стороны больше чем с верхней. Сама копоть свидетельствует о не полном сгорания керосина. Его содержание в зоне горения превышало то количество керосина, которое мог полностью окислить кислород, поступавший в горючую смесь вместе с набегающим потоком воздуха.
Так как в нижней части первой ступени копотью была покрыта наибольшая площадь поверхности, то относительное содержание керосина в горючей смеси с этой стороны было больше чем с верхней.
И это при том, что нижняя поверхность ступени, благодаря углу атаки, обдувалась потоком воздуха интенсивней чем верхняя, и в зону горения с наветренной стороны поступало воздуха больше, чем с подветренной.
В совокупности, это говорит о том, что в нижнюю часть зоны горения поступало заметно большее количество горючих дренажных газов нежели в верхнюю.
Откуда? Что находилось в это время полёта в этом месте межбакового отсека?
А находился там выходной патрубок линии дренажнопредохранительного клапана (ДПК), располагавшийся рядом с гаргротом.
И оказался он там примерно на 31-ой секунде, так как приблизительно с 12-ой секунды полёта ракета совершала поворот вокруг своей оси на угол 18⁰, то есть манёвр по крену (Roll Programm). Наверно для того, чтобы «экипаж» «летел» вверх ногами (в этом нет ничего предосудительного).
Следовательно, к потокам, рвущимся наружу через открытые регулирующие клапаны наддува, добавлялся поток идущий через отверстие, направленное вниз и расположенное рядом с гаргротом. То есть через выходное отверстие линии дренажнопредохранительного клапана.
Это, в свою очередь, могло произойти, если сброс гелия через регулирующие клапаны не устранил рост давления наддува бака горючего. И далее оно поднялось до следующего порога срабатывания уже дренажного клапана в ДПК - 31,5 psia. По сигналу датчиков, контролирующих давление наддува, было произведено открытие дренажного клапана.
Только после этого давление наддува стало снижаться. И при его уменьшении до значения 29,7 psia дренажный клапан закрылся.
А так как регулирующие клапаны не справлялись с поддержанием давления наддува в заданных пределах, то после закрытия дренажного клапана ДПК неизбежно возобновлялся рост давления до 31,5 psia с последующим повторным открытием этого клапана. Регулирующие клапаны наддува при этом оставались всегда открыты, и через них в атмосферу продолжался непрерывный сброс гелия, насыщенного парами керосина. Это обеспечило непрерывное горение, а периодическое открытие-закрытие дренажнопредохранительного клапана обусловило пульсации, наблюдаемые в пламени.
Другие варианты развития событий во время "Фаер-шоу Сатурн-5" не соответствуют наблюдавшемуся процессу горения.
Так если бы сброс гелия в атмосферу после первого открытия регулирующих клапанов при давлении наддува 26,2 psia приводил к снижению этого давления, то через некоторое время эти клапаны закрывались при давлении 24,2 psia. Тогда бы поступление горючих дренажных газов в зону горения полностью прекратилось и пламя затухло. Далее возможны два сценария.
Если не было причины для возобновления роста давления наддува, то на этом всё и закончилось.
А если бы повышение давления возобновилось (причина не устранена), то последующий рост давления наддува снова приводил бы к открытию регулирующих клапанов и сбросу горючих дренажных газов за борт. Это вызвало бы повторное воспламенение горючей смеси. И так бы регулирующие клапаны, поддерживая номинальное давление наддува в баке горючего, периодически закрывались и открывались. А пламя вокруг ракеты также периодически затухало и вспыхивало вновь.
Но на кадрах кинохроники до окончательного погасания пламени огонь полностью исчезает с последующим повторным воспламенением только один раз и только на короткое мгновенье. В этот момент вокруг первой ступени наблюдается туманное марево дренажных газов, которые продолжали поступать в атмосферу из газовой подушки бака горючего. То есть наблюдается их непрерывное истечение. А произошедшее однократное погасание пламени связано с другим физическим эффектом.
Таким образом, в полёте произошло однократное открытие регулирующих клапанов наддува. Оно длилось вплоть до окончания работы двигательной установки первой ступени ракеты-носителя Сатурн-5. Также совершалось периодическое открытие-закрытие дренажного клапана в ДПК. Это стало причиной истечения гелия, насыщенного парами керосина, из свободного пространства бака горючего в атмосферу с последующим воспламенением паров керосина от реактивных струй ракетных двигателей F-1.
Все эти умозаключения могут быть верны при условии, что в баке горючего в это время происходил нагрев керосина до определённой температуры (достаточно нагрева только его поверхности), а в газовой подушке вращались конвективные вихри (Часть 4, Часть 5). Только эти факторы могли вызвать чрезмерное повышение давления в газовой подушке, и стать причиной образования в ней смеси, обладающей горючими свойствами.