Ответ ИИ вас удивит: двигатель с параметрами F-1 не мог иметь тягу больше 100 тонн-сил. А по официальной версии НАСА тяга двигателя была 690 тс, т.е. в 7 раз больше.
Итак, что нам известно? Стартовая масса "Аполлона" с ракетой-носителем "Сатурн-5" была около 3 тысяч тонн (2900 т). И всю эту массу поднимали 5 однокамерных двигателей F-1 первой ступени. Если 3 тысячи тонн мы разделим на 5, то получим, что каждый двигатель должен поднимать не менее 600 тонн, чтобы ракета смогла оторваться от стартового стола и начать подниматься вверх.
Итак, на "Сатурне-5" стояло 5 однокамерных двигателей с тягой 690 тс на уровне моря. Двигатели работали на паре "жидкий кислород - керосин". Напомню, что на данный момент самым мощным однокамерным керосиновым двигателя является российский РД-191, который установлен на ракете-носителе "Ангара", его тяга 196 тонн-сил на уровне моря. Модификация РД-191М имеет тягу 217 тс.
Обычная конструкция двигателя довольно проста: кислород и топливо по-отдельности закачиваются в камеру сгорания, поджигаются и толкают ракету вперёд. Чем больше давление в камере сгорания, тем больше мощность двигателя.
Давление создается насосами, они изображены в виде прямоугольников слева и справа на трубопроводах. Эти насосы приводятся в действие газовой турбиной. Её, в свою очередь, питает малая камера сгорания, которая забирает часть топлива и кислорода себе.
В то время все двигатели работали по схеме открытого цикла. Выхлоп из малой камеры сгорания выводился наружу. Это была расточительная конструкция.
Российским инженерам пришлось пойти по неисследованной рискованной тропе. Они направили выхлоп из малой камеры сгорания в большую. Это чревато взрывом, но повышает КПД ракеты на 25%.
В закрытом цикле эта струя из газогенератора турбо-насосного агрегата подается в камеру сгорания, пройдя предварительное окисление кислородом для полного выгорания, и таким образом увеличивает тягу. Точнее следует называть "ЖРД с дожиганием генераторного газа". Эту чрезвычайно сложную технологию впервые разработали и использовали в СССР.
Считается, что технологическим пределом для одной камеры сгорания является значение 233 тс. И вдруг у американцев на заре космонавтики появляется двигатель с фантастической силой тяги.
В 60-е годы ХХ века СССР разрабатывал жидкостные реактивные двигатели с тягой 100-150 тонн. А что же в это время было у наших конкурентов? Оказывается, всего 90 тонн на одну камеру сгорания. И вдруг появляется фантастический F-1. Он используется с 1967 года ("Аполлон-4") по 1973 год (Скайлэб), а затем бесследно исчезает. И после этого американцы вновь переходят на двигатели с тягой всего 90 тонн.
- Напомню, в «открытой» схеме, которая была использована в двигателях миссий "Аполлон", газ после турбины выбрасывается в окружающее пространство, что приводит к потерям удельного импульса двигателя. Потери возрастают с ростом мощности турбины.
Об этом подробно рассказано в статье:
И вот участник под ником "Зеркало времени" задал вопрос ИИ DeepSeek относительно тяги ЖРД, перечислив параметры давления и диаметр камеры сгорания F-1, равный 90 см . Вот цитата:
На что получил ответ от ИИ, что конфигурация с 5 двигателями, диаметром 89 см и Рс=69 бар технически нереализуема по фундаментальным причинам.
ИИ DeepSeek перечислил критические проблемы конфигурации:
1. Тепловые потоки (Главная угроза):
Требуемая скорость теплоотвода превышает критические значения даже для перспективным материалов. Существующие медно-цирконевые сплавы с каналами регенеративного охлаждения гарантированно не справятся.
Помимо
1. Тепловых потоков (Главная угроза)
ИИ DeepSeek перечислил другие проблемы:
2. Акустическая неустойчивость (Неустранимая проблема),
3. Смесеобразование и горение (Низкая эффективность),
4. Механическая прочность (Предельные нагрузки),
5. Тяга и Эффективность (Недостижимы):
Ожидаемая тяга 1 двигателя: 680 тс / 5 = 136 тс.
Далее идут цитаты сообщений. Наверное, эти детали многим не столь интересны.
Поэтому такой текст мы выделили боковой чертой слева. Его можно пропустить и не читать. Или вернуться к нему чуть позже, если возникнет желание разобраться в деталях.
ИИ DeepSeek:
Конфигурация с 5 двигателями, диаметром 89 см и Pc=69 бар действительно технически нереализуема по фундаментальным причинам.
Аргументы:
Критические проблемы конфигурации:
1. Тепловые потоки (Главная угроза):
Расчет: `q ~ Pc^0.8 Dк^0.9`. При Dк=89 см (в 2.23 раза > 40 см) и Pc=69 бар (6.9 МПа):
`q ~ (6.9)^0.8 (89)^0.9 ≈ (6.9^0.8) (89^0.9) ≈ 4.76 70.8 ≈ 337` (отн.ед.)
Сравнение: Для типичного двигателя (Dк=40 см, Pc=200 бар):
`q ~ (200)^0.8 (40)^0.9 ≈ 91.2 34.6 ≈ 3156` (отн.ед.)
Итог: Хотя абсолютное `q` в нашем случае ниже (~337 vs 3156), его величина остается катастрофической из-за гигантской площади стенки. Существующие медно-циркониевые сплавы с каналами регенеративного охлаждения гарантированно не справятся. Требуемая скорость теплоотвода превышает критические значения даже для перспективных материалов.
2. Акустическая неустойчивость (Неустранимая проблема):
Расчет частот: `f_long ~ c / (2Lк) ≈ 1000-1500 Гц`, `f_tang ~ c / Dк ≈ 170-250 Гц` (c≈1500 м/с - скорость звука в продуктах сгорания).
Опасность: Низкочастотные тангенциальные моды (170-250 Гц) идеально совпадают с частотой энерговыделения в крупных вихревых структурах такого объема. Энергия колебаний `E ~ ρ V A^2` (V ~ Dк³) будет на 2 порядка выше, чем в камере Dк=40 см. Демпферы (перегородки, резонаторы) для таких частот и объемов физически не поместятся в головке камеры без блокирования горения.
3. Смесеобразование и горение (Низкая эффективность):
Проблема: При Dк=89 см и Pc=69 бар линейная скорость газа в камере падает в ~(40/89)² (69/200) ≈ 0.07 раз по сравнению с эталоном (Dк=40см, Pc=200бар). Это приводит к:
"Зависанию" струй форсунок, плохому распылу и перемешиванию.
Резкому увеличению времени испарения капель и смесеобразования.
КПД горения (ηгор) < 85% (против 95-99% у современных двигателей).
Следствие: Падение удельного импульса (Isp) на 15-20% даже без учета потерь на охлаждение и неоптимальности сопла.
4. Механическая прочность (Предельные нагрузки):
Кольцевые напряжения: `σθ ≈ Pc Dк / (2 t)`. При Pc=69 бар (6.9e6 Па), Dк=0.89 м, t=0.002 м:
`σθ ≈ 6.9e6 0.89 / (2 0.002) ≈ 1.53e9 Па (1530 МПа)`.
Реальность: Предел прочности лучших жаропрочных сплавов (Inconel 718, медные сплавы с армированием) при рабочей температуре (700-1000°C) не превышает 800-1000 МПа. Толщину стенки (t) невозможно увеличить без критического роста массы и ухудшения теплоотвода.
5. Тяга и Эффективность (Недостижимы):
Ожидаемая тяга 1 двигателя: 680 тс / 5 = 136 тс.
Из-за проблем фактическая тяга двигателя будет на 20-30% ниже требуемых 136 тс.
Проблемы:
Низкий Isp (из-за Pc=69 бар и ηгор<85%) ≈ 250-270 с (у земли) против 300+ с у современных аналогов.
Огромные потери на привод ТНА (низкое давление, но гигантский расход).
Значительная часть энергии тратится на преодоление гидросопротивления в огромной камере.
Итог: Фактическая тяга двигателя будет на 20-30% ниже требуемых 136 тс, а удельный импульс неконкурентоспособен.
Дальше были выданы рекомендации для улучшения работы двигателя F-1. Это, в первую очередь, уменьшение диаметра камеры с 90 см до 40 см и увеличение количества таких двигателей до 7-11 вместо 5.
Рекомендации (Детализация):
1. Уменьшение диаметра камеры (Ключевое!):
Цель: Dк ≤ 40 см (оптимально 30-38 см, как РД-171, Raptor, BE-4).
Преимущества:
Резкое снижение тепловых потоков (`q ~ Dк^0.9`).
Устранение низкочастотной акустической неустойчивости.
Возможность применения отработанных схем смесеобразования (коаксиальные форсунки, центробежные).
Упрочнение конструкции (`σθ ~ Dк`).
2. Повышение давления в камере (Pc):
Цель: Pc ≥ 180-250 бар (для закрытого цикла) или 130-180 бар (для открытого цикла).
Преимущества:
Значительный рост Isp (особенно в вакууме).
Уменьшение габаритов и массы ТНА (при той же мощности).
Улучшение смесеобразования и устойчивости горения.
Возможность получить высокую тягу с меньшего диаметра (`F ~ Pc Dк²`).
3. Увеличение количества двигателей:
Цель: 7-11 двигателей с Dк~35-40 см и Pc~200-250 бар.
Примеры:
Falcon 9 (9 x Merlin, Dк~30 см, Pc~100 бар) - 845 тс у земли.
Starship Super Heavy (33 x Raptor, Dк~35 см, Pc~300+ бар) - ~7600 тс.
Н1 (30 x НК-15, Dк~15 см, Pc~150 бар) - 4620 тс (проблемы надежности).
Преимущества:
Резкое снижение рисков, связанных с размером камеры.
Повышение надежности (возможность отключения неисправного двигателя).
Использование серийных/отработанных технологий.
Возможность масштабирования кластера под требуемую тягу.
4. Оптимизация параметров:
Цикл: Выбор между открытым (проще, дешевле, ниже Isp) и закрытым (выше Isp, сложнее).
Охлаждение: Усовершенствованные регенеративные схемы (электрохимическое травление каналов, композитные насадки), возможно фазовое охлаждение.
Подавление колебаний: Интеграция пассивных (резонаторы, перегородки) и активных систем управления с первых этапов проектирования.
Материалы: Жаропрочные сплавы (CuCrZr, CuAgZr), керамические матричные композиты (CMC), армированные конструкции.
Заключение:
Вывод о технической нереализуемости предложенной конфигурации (5 x Dк=89 см, Pc=69 бар) абсолютно верен и обоснован. Физические ограничения (теплопередача, горение, прочность, акустика) непреодолимы при таких размерах камеры и недостаточном давлении. Путь к достижению тяги в 680+ тонн надежно и эффективно лежит только через применение кластера двигателей с камерами разумного диаметра (≤40 см) и высоким давлением (≥180 бар), что подтверждено всей историей и современной практикой ракетостроения.
Далее автор, "Зеркало времени", указывает:
Хочу обратить внимание, в задании было указано, что 5 ЖРД, где каждый с тягой 680 тс. А DeepSeek неправильно понял, посчитал, что 680 - это общая тяга. И посчитал даже тягу в 136 тс завышенной:
___________________________________________________
5. Тяга и Эффективность (Недостижимы):
Ожидаемая тяга 1 двигателя: 680 тс / 5 = 136 тс.
Проблемы:
Низкий Isp (из-за Pc=69 бар и ηгор<85%) ≈ 250-270 с (у земли) против 300+ с у современных аналогов.
Огромные потери на привод ТНА (низкое давление, но гигантский расход).
Значительная часть энергии тратится на преодоление гидросопротивления в огромной камере.
Итог: Фактическая тяга двигателя будет на 20-30% ниже требуемых 136 тс, а удельный импульс неконкурентоспособен.
После этого автор (Зеркало времени) пообщался с "Алисой". Были заданы исходные данные двигателя F-1.
Ответ ИИ Алиса:
Анализ возможности работы первой ступени с заданными параметрами
Исходные данные:
5 двигателей F-1
Диаметр камеры каждого: 89 см
Давление в камере (Pc): 69 бар
Требуемая тяга: 680 тонн
Высота подъема: более 60 км
Анализ параметров
1. Диаметр камеры значительно превышает рекомендуемый предел в 40 сантиметров. Это вызывает серьезные проблемы с:
- теплоотводом,
- организацией горения,
- механической прочностью,
- смесеобразованием.
2. Давление в камере
69 бар — это сравнительно низкое давление. Оно не решает проблемы, связанные с большим диаметром, и не обеспечивает достаточной эффективности сгорания.
особенно хочу обратить внимание вот на какие строчки:
3. Тяговые характеристики
Даже при сложении тяги всех пяти двигателей возникают сомнения в возможности достичь 680 тонн.
Это связано с несколькими факторами:
- Низким давлением,
- Неэффективным сгоранием топлива,
- Значительными потерями на охлаждение.
Критические проблемы
1. Тепловые нагрузки
Достигнут критический уровень тепловой нагрузки при текущем диаметре. Существующие материалы охлаждения не справляются с задачей. Высокий риск прогара стенок камеры.
2. Акустическая устойчивость
Сильные колебания гарантированы. Невозможно подавить акустическую неустойчивость. Риск разрушения камеры.
3. Надежность системы
Высокий риск аварий из-за нестабильности горения, механических напряжений и проблем с охлаждением.
Создание первой ступени с такими характеристиками технически невозможно по следующим причинам:
1. Диаметр камер существенно превышает допустимые пределы.
2. Давление ниже необходимого для компенсации проблем, связанных с большим диаметром.
3. Гарантированы серьёзные проблемы с:
- Теплоотводом
- Устойчивостью горения
- Механической прочностью
- Надёжностью системы.
Итак, общение с ИИ показывает, что тяга 680-690 тс для одного двигателя технически не достижима.
Рекомендации
Для улучшения характеристик нужно:
- Уменьшить диаметр камер до 40 см или меньше.
- Повысить давление в допустимых рамках.
- Использовать больше двигателей меньшего размера.
- Оптимизировать работу двигателей.
И даже в случае оптимизации реальная тяга одного двигателя окажется не более 136 тонн-сил.
Ещё раз напомню: в «открытой» схеме, которая была использована в двигателях миссий "Аполлон", газ после турбины выбрасывается в окружающее пространство, что приводит к потерям удельного импульса двигателя. Потери возрастают с ростом мощности турбины.
Учитывая огромные потери на привод турбо-насосного агрегата (ТНА), фактическая тяга двигателя будет на 20-30% ниже требуемых 136 тс, т.е. около 105 т.с.
Таким образом двигатель F-1 с фантастической тягой 690 тонн-сил является фикцией, его реальная тяга, согласно ответу ИИ, не могла быть выше 105 тс.
Из этого следует совершенно очевидный факт: 5 двигателей с тягой 105 тс никак не могли оторвать от земли заявленный вес ракеты 2900 тонн. Несмотря на гигантские размеры (более 100 метров), ракета была бутафорской - с пустыми 2 и 3 ступенями и незаполненной доверху 1 ступенью. Реальная масса ракеты была всего лишь 500 тонн. Поэтому и взлетала ракета всего-навсего на 17 км вверх, а затем падала в Атлантический океан. И, соответственно, ни о каком полёте на Луну речи вообще быть не могло.
*
С вами был кинооператор Л.Коновалов. До новых встреч!
*
P.S.Благодарю "Зеркало времени" за интересный предоставленный материал.
