Кратко о причине происшествия
Начало повествования опубликовано в предыдущих десяти частях под заголовками «Причина пожара на ракете-носителе Сатурн-5 миссии Аполлон-11».
В этой серии статей, посвящённых «Фаер-шоу Сатурн-5», дана оценка возможности развития этого события по предложенному мной сценарию.
Однако, рассматривая дерзкую гипотезу, никому не навязываю её в качестве единственно верной.
Итак, на кинохронике старта «Аполлон-11» вокруг ракеты-носителя «Сатурн-5» наблюдаются три огненных потока, берущих своё начало в районе межбакового отсека первой ступени.
Согласно документации НАСА, в районе межбакового отсека расположены выходы дренажной системы бака горючего.
Поэтому вполне логично предположить, что так называемый пожар на «лунной» ракете возник по причине сброса дренажных газов, который произошёл из-за чрезмерного повышения давления наддува в баке горючего.
А чтобы это повышение давления привело к яркому факельному шествию детища штурмбаннфюрера СС, необходимо было, чтобы оно (повышение давления в баке горючего) произошло по причине нагрева и испарения керосина.
Повышение давления наддува выше рабочего значения приводило к открытию клапанов, регулирующих давление наддува в баке горючего.
Несмотря на стравливание газа наддува через эти клапаны в атмосферу, давление в баке горючего продолжало расти.
Когда же его величина достигала порога срабатывания дренажного клапана в ДПК (дренажно-предохранительный клапан), то он открывался.
Дополнительный сброс газа наддува через открытый ДПК исправлял ситуацию, и давление в баке, не доходя до порога срабатывания предохранительного клапана, снижалось. Дренажный клапан закрывался. После этого снижение давления снова полностью зависело от пропускной способности клапанов, регулирующих давление наддува в баке горючего. Но так как они изначально не справлялись с этой задачей в условиях нагрева и испарения горючего, то рост давления возобновлялся. Это приводило к повторному срабатыванию ДПК.
Далее всё повторялось, и дренажный клапан ДПК периодически то открывался, то закрывался.
Клапаны же, предназначенные для регулирования давления наддува, так и оставались всегда в открытом состоянии вплоть до окончания работы первой ступени ракеты-носителя «Сатурн-5».
Выводы о таком срабатывании дренажной системы бака горючего сделаны по анализу документов и кинофотоматериалов в другой статье:
Через упомянутые открытые клапаны, находящиеся в межбаковом отсеке первой ступени, газ наддува (гелий), содержащий в себе большое количество паров керосина (как минимум 89% масс.), истекал в атмосферу, смешивался с воздухом и образовывал с ним горючую смесь.
После встречи этой горючей смеси с раскалёнными реактивными струями ракетных двигателей по ней пробегал огонь, и первую ступень ракеты-носителя «Сатурн-5» охватывало пламя.
О том, как пламя могло подняться вверх по корпусу ракеты, двигаясь наперекор сверхзвуковому набегающему потоку воздуха, читайте в другой статье:
Что же стало причиной нагрева поверхности керосина в баке горючего?
Может, горячий гелий, которым наддували бак горючего?
Согласно отчётам НАСА, в течение первой минуты полёта массы гелия, витавшие под огромным сводом бака горючего, имели достаточно высокую температуру и потенциально были способны нагреть поверхность керосина до 143 ⁰С.
Но для этого горячий гелий, равномерно распределённый в верхней части газовой подушки, должен был каким-то образом соприкасаться с поверхностью керосина. А та была надёжно отделена от свежих порций горячего гелия, поступающих в бак горючего, этой же газовой подушкой.
Кроме того, для того чтобы дренажные газы обрели горючие свойства, пары керосина, стелющиеся по поверхности горючего, должны были забрасываться в самый верх бака, ко входу дренажной системы, с помощью какой-то неведомой силы.
Поэтому, с первого взгляда, такое событие кажется невозможным.
Однако всё это могло произойти с помощью конвекции.
В предыдущей статье был установлен факт охлаждения бака горючего первой ступени ракеты-носителя «Сатурн-5» набегающим потоком воздуха.
Внешний воздушный поток, обдувающий стенки бака, имел более низкую температуру, чем гелий, наддувающий этот бак. Благодаря этому внутренняя стенка бака горючего по отношению к газу наддува выполняла роль вертикальной охлаждающей поверхности. И тем самым, наряду с охлаждением газа наддува на поверхности тоннелей, в которых были проложены трубопроводы жидкого кислорода, способствовала возникновению конвекции гелия внутри свободного пространства бака горючего.
Исходя из этого, изложу в общих чертах (схематично) своё представление о том, каким образом мог развиться этот процесс.
Течения газа наддува внутри топливных баков с горячим наддувом при их охлаждении внешним набегающим потоком воздуха
Что происходит в ракетных баках обычных габаритов при охлаждении их стенок набегающим потоком воздуха, если из-за ускоренного движения ракеты на содержимое баков, в том числе и на газ наддува, действует перегрузка (силы инерции)?
Перед запуском ракеты от наземного оборудования производят закачку газа наддува в свободное пространство топливных баков — предстартовый наддув.
После запуска двигателей газ наддува поступает в бак уже из бортовых источников этого газа.
При горячем наддуве его подогревают, а затем подают в бак через специальные устройства, которые равномерно распределяют его под верхним днищем бака. Так делают для предотвращения прямого контакта горячего газа с поверхностью компонента ракетного топлива.
Поскольку ракетные двигатели расходуют топливо, то его уровень в баках понижается. Поверхность топлива с некоторой скоростью движется вниз. Свежие порции газа наддува, которые нагнетаются в постоянно увеличивающееся свободное пространство бака горючего, неотрывно следуют за поверхностью топлива, и в целом возникает движение этого газа по направлению вниз со скоростью, равной скорости движения снижающегося уровня компонента ракетного топлива.
Естественно, первыми вслед за уровнем топливного компонента движутся прохладные, более тяжёлые массы газа, поступившие в бак ещё во время предстартового наддува.
На границе между ними и вновь поступающим горячим газом возникает температурная диффузия. То есть они смешиваются, но благодаря силе тяжести и перегрузке (силам инерции) самые холодные, то есть самые тяжёлые, горизонтальные слои газа наддува по-прежнему остаются у поверхности топливного компонента.
Если температура в горячей части газовой подушки значительно выше температуры торможения окружающего воздуха, то вертикальные слои газа наддува, прилегающие к внутренней стенке бака, охлаждаются через эту стенку внешним набегающим потоком воздуха.
В таких условиях вдоль внутренней стенки бака формируется вертикальный пристеночный слой с пониженной температурой.
Естественно, плотность этого слоя становится выше, чем плотность всего остального газа. И в газовой подушке образуются два газовых столба с разной плотностью.
Под действием силы тяжести и силы инерции, вызванной ускорением ракеты, давление на поверхность топлива со стороны газового слоя, прилегающего к стенкам бака (давление газового столба), начинает превышать давление газа в остальном пространстве газовой подушки. Благодаря возникшему перепаду давления этот слой стремится к более быстрому течению вниз, чем остальной газ. Однако поначалу силы вязкого трения удерживают его от этого.
Со временем ускорение ракеты растёт. Растут также силы инерции, действующие на газ наддува. Также, по причине расходования топлива, увеличивается высота газовой подушки, а следовательно, растёт и высота газового столба в пристеночном слое.
В какой-то момент высота охлаждённого слоя и ускорение ракеты увеличиваются настолько, что инерционные силы в пристеночном слое преодолевают противодействие сил вязкого трения, и этот газовый слой начинает стекать вниз, уже опережая общее движение газа наддува.
А поскольку понижение уровня топлива происходит синхронно с движением газа наддува, пристеночный слой газа догоняет поверхность топлива и вонзается в остатки холодного горизонтального газового слоя предстартового наддува. В результате он отклоняется поверхностью топлива к центру бака и одновременно выдавливается вверх под действием сил Архимеда, действующих на него со стороны более холодных (более тяжёлых) нижних горизонтальных слоёв газа. При этом он смешивается с нижними слоями и тем самым со временем ликвидирует их.
В итоге газ наддува, охлаждённый на вертикальной внутренней поверхности стенки бака, разогнавшийся вдоль этой стенки, начинает течь не только сверху вниз, но и вдоль поверхности топлива.
Эти потоки, двигаясь вдоль поверхности топлива от противоположных стенок бака, встречаются в центре и образуют новый нижний слой, соприкасающийся с топливом.
В полёте уровень топлива постоянно снижается, и всё больше оголяются стенки бака, контактирующие с газовой подушкой, поэтому увеличивается площадь внутренней боковой поверхности бака, на которой происходит охлаждение газа наддува. Также увеличивается расстояние, на котором проходящий вдоль стенки бака газ наддува претерпевает охлаждение. Кроме того, растёт скорость набегающего потока, обдувающего стенки бака снаружи. Всё это усиливает охлаждение вновь поступающих порций газа наддува, протекающих вдоль стенок бака. Эти новые, уже более холодные и более тяжёлые массы газа оттесняют предыдущий более лёгкий газовый слой от поверхности топлива и занимают его место.
По мере опорожнения бака в ходе такой конвекции в газовой подушке слои газа, прилегающие к поверхности топлива, непрерывно сменяются всё более холодными слоями. В результате температура газа наддува у поверхности компонента ракетного топлива с понижением уровня последнего постоянно уменьшается.
В такой ситуации поверхность топливного компонента сильно не нагреется, и с баком ничего страшного не произойдёт.
Конвекция в баке горючего б о л ь ш и х габаритов с горячим наддувом при его охлаждении внешним набегающим потоком воздуха. Рождение вихря
В рассмотренном выше примере не было учтено насыщение газовых потоков парами топлива во время их движения вдоль поверхности этого топлива.
Для баков обычных размеров, в которых путь газа наддува вдоль поверхности компонента ракетного топлива невелик, этим процессом можно пренебречь. Да и силы вязкого трения в стеснённых объёмах таких баков не позволяют возникнуть интенсивной конвекции.
В гигантском же баке горючего первой ступени ракеты-носителя «Сатурн-5» описанные выше процессы получают дальнейшее развитие, так как потокам нагретого гелия есть где «разгуляться».
А гелий — газ особенный. У него низкая молекулярная масса, поэтому он обладает высокой теплопроводностью. По этой же причине газовая постоянная гелия имеет очень большую величину.
Благодаря высокой теплопроводности пристеночный слой гелия, образовавшийся при охлаждении набегающим потоком воздуха, имел бо́льшую толщину, чем если бы это было в случае использования в качестве газа наддува, например, азота, и выходил за пределы внутренних переборок, предназначенных для гашения волн в баке горючего.
Высокая газовая постоянная гелия очень сильно влияет на изменение его объёма при его нагревании (охлаждении). При одинаковом давлении нагрев на одну и ту же разницу температур вызовет большее изменение объема гелия, чем у других газов (кроме водорода конечно же). За это свойство гелий так люб у ракетчиков в качестве газа, используемого для горячего наддува топливных баков. Однако из-за этого же свойства при незначительном понижении температуры плотность гелия у стенки бака в пристеночном слое будет отличаться от плотности в газовой подушке сильнее, чем в случае использования для наддува какого-либо другого газа.
Ещё высокая газовая постоянная обуславливает очень высокую теплоёмкость гелия. Благодаря этому гелий может воспринимать и отдавать большое количество тепла при малом изменении своей температуры.
Итак, проходя приличный путь вдоль поверхности горючего и нагревая её,
потоки гелия конечно же насыщались парами керосина, превращаясь в парогазовые потоки.
Эти потоки, текущие с противоположных сторон, неминуемо сталкивались друг с другом. В результате часть импульса этих потоков преобразовывалась в некоторое повышение давления в области их соударения, а другая часть этого импульса заставляла уже развернувшиеся потоки двигаться по инерции дальше, вверх. Возникал этакий всплеск, парогазовый фонтан.
Не будь повышения давления в районе столкновения потоков гелия, насыщенных парами керосина, этот парогазовый фонтанчик под действием растущей перегрузки сразу бы осел обратно вниз и скрылся бы под более лёгкими слоями газа наддува.
Но повышение давления в области столкновения парогазовых потоков вызвало в зоне их соударения резкую конденсацию паров керосина.
Ну а что ещё делать насыщенному пару при даже незначительном повышении давления?
Так как процесс конденсации всегда сопровождается выделением тепла, то образовавшиеся горячие капли керосинового тумана, находясь в окружении гелия, начинали отдавать выделившееся тепло этому газу.
В результате такого подогрева потоки, повернувшие вверх, получали дополнительное ускорение.
Те, кто знаком с гидрогазовой динамикой, знают: подвод тепла к дозвуковому газовому потоку ускоряет этот газовый поток.
После этого область повышенного давления, возникшая в месте соударения парогазовых потоков, расширялась в виде волны сжатия во все стороны.
Вдоль поверхности горючего она двигалась навстречу парогазовым потокам, текущим вдоль этой же поверхности.
Пары керосина, попадая в зону повышенного давления, конденсировались в этой волне сжатия. Распространяясь на периферию, она, провоцируя конденсацию керосина, вызывала выделение тепла за своим фронтом.
На данном этапе это поддерживало ускорение потоков, летящих вдоль поверхности керосина.
Из-за встречного столкновения эти потоки закручивало, и ввысь они устремлялись с некоторым вращением вокруг вертикали.
Поднявшись под своды верхнего днища, они доставляли туда капли горючего, которые, попадая в область более высоких температур, снова частично испарялись.
Там же, в верхней части бака, восходящий поток разворачивался и замыкался с нисходящими пристеночными потоками.
Таким образом, в баке с горючим формировались тороидальные вихри.
Они были обращены к поверхности керосина той стороной, с которой происходило подхватывание парогазовых потоков и затягивание их в центр этих вихрей. Благодаря этому создавалось пониженное давление над поверхностью горючего. В свою очередь, это усиливало испарение керосина, насыщающего гелий своими парами.
После этого гелий, нагруженный горючим, пролетал сквозь центр вихря и выбрасывался в виде закрученного центрального потока в верхнюю часть газовой подушки.
На первый взгляд, вот он, процесс, который мог осуществить заброс керосина в верхнюю горячую область газовой подушки прямо ко входам дренажной системы бака горючего.
Но не всё так просто.
Область повышенного давления, возникшая ранее на какие-то мгновения у поверхности горючего после столкновения встречных парогазовых потоков, разошлась волной на периферию и исчезла. Из-за этого прекратились и конденсация керосина, и тепловое ускорение потоков гелия.
Ну и разрежение, возникшее в промежутке между вихрем и поверхностью горючего, конечно же, не способствовало появлению новой области повышенного давления. То есть своеобразная тепловая машина, которая дала жизнь тороидальным вихрям, исчезала.
Однако это не могло привести к мгновенному угасанию появившихся вихрей.
Они не гибнут сразу после зарождения, а существуют некоторое время.
И порой очень даже активно.
Поэтому процесс появления этих вихрей был только подготовкой к дальнейшему разгулу стихии внутри бака горючего первой ступени ракеты-носителя «Сатурн-5».
Стихия, рождённая вихрем
Лишившись начальной энергетической подпитки, вихри всё равно продолжали всасывать в себя гелий, насыщенный парами керосина. И тут же выбрасывали этот парогазовый поток в верхнюю часть бака горючего в виде центрального потока. При ударе центрального вихревого потока о верхнее днище бака горючего возникала отражённая волна сжатия.
Распространяясь во все стороны, эта волна устремлялась и вниз. Она двигалась прямо в центр вихря, наперекор восходящему и вращающемуся потоку гелия, насыщенному парами керосина. Поскольку фронт этой волны сжатия также повышал давление, то в ней тоже начинался процесс резкой конденсации паров горючего сопровождающийся выделением тепла. И конечно же это вызывало ускорение потока гелия за фронтом волны сжатия.
Возникшая в результате удара центральной вихревой струи о верхнее днище бака горючего, волна сжатия распространялась вниз по центральному вихревому потоку и превращалась в новый источник тепла — во вращающийся фронт конденсации. Этот фронт конденсации, опускаясь к «горлу» вихря, преобразовывал встречный парогазовый поток в ускоряющийся газокапельный поток, устремлённый вверх.
А дальше начиналась борьба скоростей: скорости распространения фронта конденсации против скорости движения центрального потока.
Так как внутренний край тороидального вихря образует для центрального потока канал с переменным поперечным сечением, то скорость центрального потока в нём изменяется вдоль его оси. В самой узкой части она выше, чем в более широкой.
Имея постоянную и изначально более высокую скорость, чем скорость центрального потока, фронт конденсации входил в этот канал сверху через широкое сечение и двигался по нему против потока в сторону более узких сечений. Поэтому, по мере продвижения фронта конденсации в глубь вихря, скорость встречного парогазового потока постоянно росла. Скорость же распространения фронта конденсации относительно вихря уменьшалась. Его продвижение вглубь вихря замедлялось. В конце концов фронт конденсации останавливался в том месте центрального потока, в котором скорость его распространения уравнивалась со скоростью движения встречного центрального парогазового потока.
Таким образом, в некотором месте центрального вихревого потока фронт конденсации превращался в стационарный источник тепла, который, преобразуя центральный парогазовый поток в газокапельный, разгонял последний по направлению вверх.
Кстати, в природе существует похожее атмосферное явление.
Но вернёмся к баку горючего первой ступени ракеты-носителя «Сатурн-5». Окончательно ситуация с вихрями в нём выглядела следующим образом.
Пары керосина вместе с гелием затягивались вихрем в его эпицентр. Там они конденсировались во вращающемся фронте конденсации. Поток гелия, насыщенный парами керосина, превращался в газокапельный поток. Выделенная при этом теплота конденсации керосина нагревала и ускоряла этот газокапельный центральный поток.
Скорость, которую сообщает потоку такой процесс, теоретически может достигать значений равных скорости звука. Но пусть вас не пугает эта фраза, ведь скорость распространения звука в газокапельной среде может быть на порядок (в десять раз) меньше, чем скорость звука в чистом газе.
Уже за фронтом конденсации ускоренный центральный поток взаимодействовал с тороидальным вихревым потоком посредством сил вязкого трения. И таким образом сообщал ему часть своей кинетической энергии, поддерживая его вращение.
В результате происходил саморазгон всего тороидального вихря в целом.
Затем центральный поток попадал в верхнюю часть газовой подушки.
Вверху бака тороидальный поток, движущийся по внутреннему краю вихря, уходил на его периферию и подогревался от новых порций горячего гелия, поступающих в бак из системы наддува. Также он увлекал за собой эти ещё горячие порции газа наддува к поверхности керосина. Там массы гелия под действием мощного разрежения перемещались к центру вихря. Попутно они нагревали поверхность керосина и насыщались его парами. Нагрузившись парами горючего, массы гелия затягивались в вихрь и летели навстречу фронту конденсации. Процесс зацикливался.
Так, благодаря фронту конденсации, прочно засевшему в центре вихря, этот вихрь мог существовать до тех пор, пока с поверхности горючего происходило испарение керосина. Иначе говоря, пока в баке присутствовало это горючее. То есть до конца работы первой ступени ракеты-носителя «Сатурн-5».
Таким образом и осуществлялся нагрев, испарение и заброс керосина с его поверхности в верхнюю часть бака горючего.
Дальнейшее развитие событий
Между витающими под сводом верхнего днища свежесконденсированными каплями керосина и новыми порциями горячего гелия, поступающими в верхнюю часть бака, происходил теплообмен. Подвод тепла к каплям горючего со стороны горячего гелия доводил их до такого состояния, что давление их насыщенного пара повышало давление наддува бака горючего до порога срабатывания регулирующих клапанов. Затем этот нагрев поднимал давление уже до порога срабатывания дренажного клапана ДПК. Упомянутые клапаны последовательно срабатывали друг за другом и открывали гелию, нагруженному керосином, путь в атмосферу. Вырываясь на волю через выходы дренажной системы, выведенные за обечайку межбакового отсека, гелий, содержащий в себе как минимум 89% (массовых) горючего, встречался и смешивался с набегающим потоком воздуха, образуя горючую смесь. Впоследствии эта смесь воспламенялась от раскалённых струй ракетных двигателей, и пламя, двигаясь вверх по потоку горючей смеси, заползало на внешнюю боковую поверхность первой ступени ракеты-носителя «Сатурн-5».
Параллельно рост давления наддува происходил и за счёт испарения керосина с поверхности горючего, прогретого до температуры 143 ⁰С, на некоторую глубину. Происходило это, как уже было отмечено ранее, из-за того, что вихри захватывали массы горячего гелия из верхней области газовой подушки и переносили их к поверхности горючего.
Судя по нижеприведённому графику, нагрев капель керосина, унесённых вихрем под своды бака горючего, а также нагрев поверхности керосина до температуры, необходимой для поддержания излишнего давления в этом баке, происходил только до момента резкого понижения температуры гелия (примерно до 55-й секунды полёта).
Однако, глядя на кинохронику, видно, как огонь начинает заползать на корпус ракеты после 99-й секунды полёта.
Значит, глубины прогретого до температуры как минимум 143 ⁰С, то есть тепла, накопленного в прогретом слое керосина, вполне хватало для поддержания завышенного давления наддува до 99-й секунды полёта ракеты-носителя «Сатурн-5».
Из-за этого регулирующие и дренажный клапаны оставались в открытом состоянии и до означенного момента времени.
После 99-й секунды полёта огонь объял бак горючего уже со всех сторон.
И на подмогу вихревому процессу, нагревающему и забрасывающему керосин в верхнюю часть газовой подушки, пришёл подогрев керосина в баке горючего с внешней стороны.
В это мгновенье американская «лунная» ракета перешла на следующий этап своей работы — «Примус-носитель «Сатурн-5»». Во время этой стадии полёта внешний факел производил испарение керосина внутри бака горючего так же, как это делают языки огня в испарителе примуса.
Заодно внешнее пламя стало дополнительным источником тепла, питающим энергией разгулявшиеся в баке вихри.
На этапе полёта «Примус-носитель Сатурн-5» объёмы подогретого керосина в баке возросли настолько, что запасённого в них тепла с лихвой хватило для продолжения испарения горючего даже после погасания внешнего пламени.
Вследствие этого в баке горючего поддерживалось завышенное давление наддува, и продолжался сброс гелия, насыщенного парами керосина, за борт через дренажную систему этого бака. Это проявилось в виде четырёх огромных шлейфов, тянувшихся за ракетой аж до момента отделения первой ступени.
Свидетельство борьбы американских специалистов с испарением керосина в баке горючего первой ступени ракеты-носителя «Сатурн-5»
Данное мной объяснение причины пожаров на ракетах-носителях «Сатурн-5» во всех миссиях «Аполлон», хотя и основано на законах гидрогазовой динамики и термодинамики, является чисто умозрительным.
Прямых фактов, указывающих на такой ход событий, нет. Все рассуждения основаны на анализе внешних проявлений «Фаер-шоу «Сатурн-5»», которые можно объяснять с помощью других эффектов, вызывающих иллюзию пожара при запуске ракет.
Например, русский офицер-ракетчик, защищающий лунную честь США под ником «Кто есть кто в космонавтике и лунной афере», постоянно в комментариях к моим статьям объясняет этот «пожар» свечением дренажных паров, истекающих из кислородного бака. Исключительно благодаря его версии у меня и родились предположения о срабатывании дренажной системы, но только не в баке окислителя, а в баке горючего, ибо кислород не может оставлять следы копоти на первой ступени ракеты-носителя «Сатурн-5».
Конечно, может, и не так всё было. Но другой версии у меня пока нет.
Хотя, могу добавить немного информации из отчётов НАСА, которая не явно "в лоб", но всё же подтверждает мою гипотезу.
Какой бы необычный нежелательный процесс не происходил внутри бака горючего, он должен был заставить американских ракетчиков принять меры против него.
И такая попытка борьбы, полагаю, именно с испарением керосина, отражена на всё том же графике температуры гелия на выходе из теплообменников.
На нём видно, что в миссии «Аполлон-9» (AS-504) температура гелия достигала значительно больших значений, чем в следующем полёте «Аполлон-10» (AS-505).
Понижения температуры в этом полёте специалисты НАСА могли добиться только изменением мощности теплообменников. Эта мощность регулировалась путём настройки расхода части потока гелия, которая шла по байпасной линии, обходя стороной змеевик теплообменника.
Если не ради уменьшения испарения горючего это было сделано, тогда зачем?
Зачем американским ракетчикам понадобилось прибегать к повторным расчётам и настройке теплообменников, если температура гелия в миссии «Аполлон-9» и так укладывалась в расчётный диапазон?
Теплообменники не такие уж и простые, как этот.
В них продукты сгорания газогенераторов делились своим теплом не только с потоком гелия, но ещё и с жидким кислородом, который протекал по второму змеевику и испарялся в нём для наддува бака окислителя. Поэтому при перестройке мощности теплообменников по гелию неминуемо требовалась ещё и новая их настройка по жидкому кислороду.
Сложно, но можно.
Но зачем это делать? Ведь, как сказано ранее, температура гелия в миссии «Аполлон-9», а значит, и в трёх предыдущих полётах ракеты-носителя «Сатурн-5», и так укладывалась в расчётный диапазон.
Один из заступников НАСА объяснил зачем:
«Это потому, что выбранная мощность теплообмена оказалась избыточной. Обычный результат по показаниям п е р в о г о пуска».
Но как она может быть избыточной, если температура газа наддува находилась в расчётном диапазоне?
Это что же получается? Американские инженеры сделали для полётов на Луну кривые расчёты системы наддува бака горючего, и они не заметили последствий просчёта ещё на тестовых наземных испытаниях первой ступени?
И потом, «Аполлон-9» запускался не первой, а четвёртой ракетой «Сатурн-5»!
Неужели американские суперракетчики постоянно откладывали перенастройку теплообменников от первых наземных испытаний первой ступени до пятого пуска ракеты-носителя «Сатурн-5»?! Разве они могли бездействовать столько времени, имея на руках готовую методичку для проведения необходимых расчётов ещё с 31 марта 1967 года, то есть ещё до пуска первой «лунной» ракеты?!
Предполагаю так.
Американские специалисты всё-таки не рас..гильдяи. А действия по уменьшению температуры гелия на выходе из теплообменников, предпринятые ими с такой задержкой, можно объяснить тем, что они столкнулись с нетривиальной проблемой.
Одолеть её можно было, например, отказавшись от схемы горячего наддува, но это повлекло бы за собой неминуемые переделки и первой ступени «лунного» носителя, и её легендарных двигателей.
Вообще, делать что-то радикальное в борьбе с новым явлением в гигантском баке горючего было недопустимо в условиях «Лунной гонки».
Только к пуску пятой ракеты-носителя «Сатурн-5» они всё-таки решили хоть что-то предпринять, что можно было сделать без глобальных переделок, в надежде хоть как-то уменьшить испарение керосина в баке горючего.
Эти попытки американских ракетчиков и видны по отличию графика температуры гелия в миссии «Аполлон-10» от такого же графика в миссии «Аполлон-9».
Признаки срабатывания ДПК зафиксированные в отчёте НАСА
Что ещё видно на этом графике?
На этом графике линия температуры гелия в миссии «Аполлон-9» волнообразна.
Температура периодически то повышалась, то снижалась.
Эти колебания не совпадают с моментами открытия клапанов, регулирующих расход гелия HFCV.
Но объяснить указанные колебания температуры на выходе из теплообменников на временном интервале от 30-й до 55-й секунды полёта можно только колебанием расхода этого газа через теплообменники.
Мощность теплообменников была постоянна, ибо в них утилизировалось тепло продуктов сгорания газогенераторов двигателей фиксированной тяги.
Значит, происходить такие колебания температуры гелия на выходе из теплообменников могли не иначе как из-за нестабильности потока гелия (его расхода), поступающего в бак горючего. Такие колебания расхода гелия на рассматриваемом промежутке времени могли быть вызваны колебанием давления наддува в баке горючего. Конечно же, это возможно только при периодическом срабатывании (открытие-закрытие) дренажного клапана в ДПК.
Аналогичные выводы о такой работе дренажной системы бака горючего были получены другим образом — при анализе кинохроники старта «Аполлон-11».
Судя по графику температуры гелия в миссии «Аполлон-10», американским специалистам удалось путём настройки мощности теплообменников свести количество срабатываний дренажного клапана ДПК до одного-двух раз. Избавиться же от непрерывного сброса гелия, насыщенного парами керосина, через постоянно открытые клапаны, которые предназначены для регулирования давления наддува в баке горючего первой ступени ракеты-носителя «Сатурн-5», они так и не смогли. Об этом свидетельствует «Фаер-шоу Сатурн-5», наблюдаемое в кинохронике старта всех миссий «Аполлон».
Итоговый вывод о причине пожара
Причина пожаров на ракетах-носителях «Сатурн-5» во всех миссиях «Аполлон» заключалась в следующем.
Основоположники гигантизма в американском ракетостроении:
во-первых, не имели понятия о том, что в газовой подушке огромного бака горючего под действием сил, вызванных ускоренным движением ракеты, при наличии вертикальных охлаждающих поверхностей создаются благоприятные условия для появления вихрей;
во-вторых, креативные создатели ступени S-IC, ради уменьшения её массы, сделали выводы дренажной системы бака горючего в атмосферу наикратчайшим путём — за обечайку межбакового отсека. И оказалось, что тем самым они обеспечили условия для огневого воздействия на стенки бака горючего в случае воспламенения дренажных газов, омывающих этот бак с внешней стороны... Разве могло у кого-то из них возникнуть хотя бы малейшее сомнение в том, что инертный газ гелий в случае сброса в атмосферу ни при каких условиях не будет содержать большое количество горючих паров керосина?
Видимо, конструкторы корпорации «Боинг» опрометчиво понадеялись, что в огромном баке горючего, как и в баках обычных размеров, для недопущения контакта горячего гелия с поверхностью керосина достаточно всего лишь подавать нагретый газ в верхнюю часть газовой подушки через специальные рассекатели потока.
Ну разве мог кто-то из них допустить мысль о том, что в гигантском баке горючего первой ступени ракеты-носителя «Сатурн-5» могут возникнуть свои метеоусловия?
К их чести, стоит отметить, что они смогли с первого раза создать очень живучую ракету-носитель которая преодолела все тяготы полёта, обусловленные наличием в её конструкции множества недочётов.
Однако не стоит думать, что «Фаер-шоу Сатурн-5» прошло для неё совсем без ущерба. Последствия от пожара для конструкции этой ракеты всё-таки были.
P. S. Почему так называемый "пожар" не наблюдался при наземных испытаниях первой ступени ракеты-носителя «Сатурн-5»?
Для зарождения вихрей в баке горючего больших габаритов необходимы следующие условия:
- Должно осуществляться охлаждение стенок бака набегающим потоком воздуха, приводящее к разделению объёма газовой подушки на вертикальные слои разной плотности.
Это может происходить только при движении ракеты в атмосфере.
- На содержимое газовой подушки, в вертикальных слоях разной плотности, должны воздействовать силы инерции достаточной величины (зависит от величины перегрузки и от текущей высоты газовой подушки).
Эти силы появляются только при ускоренном движении ракеты.
По причине отсутствия таких условий при наземных прожигах (испытаниях), огненные инциденты на неподвижной первой ступени произойти не могли.