В кинохронике старта миссии «Аполлон-11» наблюдается явление, похожее на пожар, и которое я именую «Фаер-шоу Сатурн-5».
С моей точки зрения, его можно объяснить срабатыванием клапанов, которые регулируют давление наддува в баке горючего первой ступени. Открывшись один раз, они пребывали в таком состоянии вплоть до окончания работы двигательной установки первой ступени ракеты-носителя «Сатурн-5». Одновременно с этим происходило периодическое открытие-закрытие дренажного клапана в ДПК (дренажно-предохранительный клапан). Всё это стало причиной истечения гелия, насыщенного парами керосина, из свободного пространства бака горючего в атмосферу. Этот сброс обволакивал бак горючего и хвостовой отсек первой ступени ракеты-носителя «Сатурн-5», так как выходы регулирующих клапанов и ДПК бака горючего первой ступени на знаменитой ракете были сделаны по кругу в районе межбакового отсека. Пары керосина, разбавленные гелием, смешивались с набегающим воздухом и образовывали горючую смесь. Дойдя до основания ракеты, она (горючая смесь) воспламенялась от реактивных струй ракетных двигателей F-1 и...
Прерву это повествование, ибо данная версия произошедших событий может быть верна только, если:
- если в баке горючего в это время происходил нагрев керосина до ранее определённой температуры 143 ⁰С (достаточно нагрева только поверхности керосина). При такой температуре парциальное давление паров керосина, увеличивалось и поднимало давление наддува в баке горючего до порога срабатывания вышеозначенных клапанов;
- и если в газовой подушке возникали конвективные вихри, которые распределяли пары керосина по всему объёму газовой подушки бака горючего.
Только эти условия могли вызвать чрезмерное повышение давления в газовой подушке, и только это могло стать причиной образования в свободном пространстве бака горючего смеси, состоящей из гелия и паров керосина, которая, в свою очередь, обладала горючими свойствами при контакте с воздухом.
В свою очередь, у нагрева керосина в баке горючего могут быть две причины:
первая — аэродинамический нагрев стенок бака горючего набегающим потоком воздуха;
вторая — омывание поверхности керосина горячими конвективными потоками гелия в газовой подушке.
Более вероятной кажется первая из них, ибо это обычное явление для сверхзвуковых летательных аппаратов.
Оценим эту возможность для миссии «Аполлон-11».
На 99-й секунде полёта пламя уже начало заползать на корпус ракеты.
Видимо, к этому времени клапаны, регулирующие давление наддува в баке горючего, были уже открыты по причине превышения давлением наддува порога их срабатывания. Это значит, например, что хотя бы поверхность керосина внутри бака горючего уже должна была иметь температуру 143 ⁰С. Иначе говоря, фактор, нагревающий керосин в баке горючего, уже должен был к этому времени проявиться во всей своей красе.
Зная реальную скорость и приблизительную высоту полёта в этот момент времени, можно оценить, какую полную температуру имел набегающий поток воздуха, тормозившийся в пограничном слое на внешней поверхности бака горючего. Таким образом можно выяснить, мог ли набегающий поток произвести должный аэродинамический нагрев керосина в баке горючего первой ступени ракеты-носителя «Сатурн-5» или нет.
Реальная скорость ракеты в числах Маха на 99-й секунде полёта равнялась 1,3.
Допустим, что к означенному времени "лунный" носитель всё-таки добрался до расчётной высоты полёта в 21 км. По этим двум параметрам (скорости и высоте полёта) с помощью ГОСТовских таблиц можно определить температуру заторможенного набегающего воздушного потока.
И оказывается, набегающий поток воздуха при полном торможении на корпусе ракеты на 99-й секунде полёта нагревался до 291 К, то есть всего-то до 18 °С.
При такой температуре ни о каком аэродинамическом нагреве керосина в баке горючего не может быть и речи.
Значит, в качестве возможного остаётся второй вариант — нагрев поверхности керосина до 143 °С горячими конвективными потоками гелия. Попутно конвекция в газовой подушке вполне могла распределять пары керосина по всему свободному объёму бака горючего.
Перед тем как попасть в бак горючего, гелий нагревался в выходных теплообменниках (Heat Exchangers). И если он по какой-то причине начинал кружить по всему свободному пространству бака горючего, то предполагаемый ход событий вполне возможен.
Версия дерзкая. Но прежде чем рассматривать её дальше, стоит выяснить, какую вообще температуру имел гелий, поступающий в бак горючего. Возможно ведь, что она была гораздо ниже 143 °С?
Снова обратимся к отчётам НАСА.
В одном документе этой организации имеется расчёт изменения этой температуры с момента старта (переходный процесс).
На данной кривой расчётная температура гелия на выходе из теплообменника стабилизируется на уровне 310 ⁰F в допустимом диапазоне от 255 до 365 ⁰F.
Видно также, что в ходе переходного процесса эта температура могла превысить 500 ⁰F.
Или в градусах Цельсия:
выходная температура гелия могла отклоняться от номинального значения 154 ⁰С в пределах от 124 ⁰С до 185 ⁰С и могла достигать максимальное значение в 260 ⁰С.
Но это по расчётным данным.
А какова же была реальная температура гелия, поступающего в газовую подушку?
Просматривая мануал на легендарный двигатель F-1, который недалёкие защитники НАСА пытаются выдать за полный комплект конструкторской документации на этот двигатель, увидел следующие данные в виде графиков, приведённых в документе R7313-4 F-1 ENGINE OPERATION S-IC-5 STAGE SATURN-V AS-505 FLIGHT.
По этим графикам видно, что реальная температура гелия на выходе теплообменников находилась в расчётных пределах.
И принимала значения в миссии «Аполлон-9» заметно выше 143 ⁰С, а для «Аполлон-10» местами доходила до 144 ⁰С.
То есть, в принципе, гелий имел потенциал для того, чтобы довести поверхность горючего до такой температуры, при которой парциальное давление паров керосина, увеличившись, поднимало давление наддува выше порога срабатывания ДПК (тем паче клапанов, регулирующих это давление).
Кроме того, видно, что в сложившихся обстоятельствах, выявленных в ходе оценки возможности аэродинамического нагрева, внешний воздушный поток, обдувающий стенки бака, выступал по отношению к горячему гелию в роли охладителя, ибо имел температуру 18 °С. Благодаря этому внутренняя поверхность стенки бака горючего по отношению к газу наддува являлась вертикальной охлаждающей поверхностью. И вместе с охлаждением газа наддува на поверхности тоннелей, проходящих сквозь бак горючего, в которых были проложены трубопроводы жидкого кислорода, способствовала возникновению конвекции гелия внутри свободного пространства упомянутого бака.
Эта конвекция и обеспечила контакт горячего гелия с поверхностью керосина.
P.S. Кстати, на вышеприведённом графике наблюдается резкий спад температуры гелия.
Это явление может показаться странным, поскольку тепловая мощность выходных теплообменников по гелию практически неизменна, ибо:
1. Расход гелия через них во время полёта более-менее постоянен;
2. Температура гелия на входе в теплообменник уже стабилизировалась на одном уровне задолго до резкого снижения выходной температуры;
Тепловая мощность теплообменников по потоку продуктов сгорания газогенераторов тоже стабильна.
В двигателе F-1 с фиксированной тягой иначе и быть не может, ибо расход и теплофизические свойства продуктов сгорания газогенератора в нём всегда постоянны.
В общем, за время работы двигательной установки первой ступени ракеты-носителя «Сатурн-5» условия теплообмена не изменяются, но выходная температура гелия почему-то резко ушла вниз.
Что явилось причиной такого резкого снижения температуры гелия, поступающего из выходных теплообменников в бак горючего?
Кто догадается?
Скачать документы, на которые ссылаюсь в этой статье, можно по ссылке https://archive.org/details/rocketdyne-f-1-manuals
Защитник НАСА не даст соврать