В этой части наш основной герой - двигатель первой ступени РН Сатурн-5, кислородно-керосиновый, однокамерный F-1 открытой схемы.
Лёгкое отступление или оффтопик:
Предыдущие части и комментарии к ним показали, что большинство читающих и обсуждающих слабо понимают основные базовые понятия реактивного движения - удельный импульс, тяга - и постоянно скатываясь к выбору какого то одного преимущественного параметра - чаще всего это удельный импульс - что, чаще всего логично, но не всегда однозначно.
На простых примерах попробуем немного заставить работать мозги.
Пример 1.
Итак, открытое космическое пространство, на котором низкая величина и низкий градиент гравитационного поля (т.е. силой притяжения небесных тел можно пренебречь). Две "условные" ракеты:
Ракеты имеют одинаковую массу, одинаковую тягу двигателей, но разный удельный импульс: ракета 1 удельный импульс высокий, ракета 2 удельный импульс низкий. На сколько различаются удельные импульсы - не важно, мы смотрим качественную картину.
Ракетам задается одно направление и они стартуют на полной тяге двигателей. Что мы при этом увидим?
Сразу после старта ракета с низким удельным импульсом будет "обгонять" ракету с высоким удельным импульсом - то есть быстрее набирать скорость. И только после того, как у ракеты 2 закончится топливо, ракета 1 догонит ее и перегонит. Почему такое возможно? Из за обозначенных начальных условий. Ракета 2 на ту же тягу будет тратить больше топлива, и масса ее будет снижаться быстрее, нежели у ракеты 1.
Пример 1, конечно, во многом шуточный - для того, что бы уравнять возможности в "резком старте" у ракеты 1 достаточно просто слить за борт некоторое количество топлива.
Пример 2.
То же пространство, те же две условные ракеты. Одинаковые массы, одинаковые удельные импульсы. Ракета 1 имеет высокую тягу, ракета 2 - низкую.
Ракетам задается одно направление и они стартуют на полной тяге двигателей. Что мы при этом увидим?
Ракеты достигнут равной скорости, но за разное время. Ракета 1 с высокой тягой - быстро, ракета 2 с малой тягой - медленно.
Пример 2 уже нисколько не шуточный. Если мы "выбрались" из первоначального "гравитационного колодца" на НОО, то уже можем экономить на массе двигателя - двигатель с меньшей тягой будет иметь меньшую массу, и при при той же массе ракеты перед началом разгона можно увеличить массу полезной нагрузки за счет уменьшения массы двигателя.
Но здесь то же есть особенности и ограничения. Если полет пилотируемый (на Луну, на Марс, или еще в какие то далекие дали), то увеличение времени набора необходимой скорости (или переход на более высокую орбиту) потребует больших ресурсов системы жизнеобеспечения, что ведет к увеличению массы.
А так же, что не менее, а даже более важно - "раскручивать" этот набор скорости придется в радиационных поясах Земли - о них мы говорили в статье "Полеты на Луну - радиация?". Длительное время нахождения в поясах Ван Аллена не полезно для полупроводниковой электроники, а для космонавтов - может быть совсем критичным, и сделает полет просто невозможным.
Пример 3.
Совсем простой. Ракеты из примера 2, но на поверхности небесного тела. Малая тяга - меньше веса ракеты на старте. Здесь все совсем элементарно - ракета с малой тягой просто не взлетит. Или взлетит тогда, когда топлива останутся крохи, и тяга сравняется с весом, а затем его превысит.
Несмотря на простоту примера, даже здесь становится понятно, что для взлетного двигателя (двигателя первой ступени, или бустера, или ускорителя) важны и тяга и удельный импульс, но тяга - важнее! У реальных двигателей первых ступеней удельный импульс бывает и достаточно малым - как у бустера-ускорителя Спейс-шаттла, так и высокий - как у РД-171 и всех его последователей и потомков, но суммарная тяга (тяговооруженность) всегда больше 1, а перегрузка больше 1g.
Пример 4.
Старт с поверхности Земли. Работа первой ступени. Стартовые массы ракет одинаковые. Массы первых ступеней с топливом то же одинаковые.
Ракета 1. Высокий удельный импульс и тяга в момент старта чуть больше 1g.
Ракета 2. Низкий удельный импульс и тяга в момент старта почти 2g.
Место старта и разгонные траектории примерно одинаковые (хотя, оптимальные траектории для этих РН будут немного отличаться).
Какая ракета по окончании работы первой ступени наберет большую скорость?
Читающих и думающих попрошу дать свой вариант ответа в комментариях и, по возможности, логическое обоснование.
Вернемся к нашему герою и рассмотрим его с точки зрения технолога.
С конструкторской точки зрения, параметры, тяга, удельный импульс, давление, схема, другие технические особенности - его многократно и разносторонне рассмотрели. Например, академик, Борис Иванович Каторгин в интервью 2017 года дал такой отзыв:
Каторгин: Очень интересным двигателем был F-1. Соединенные Штаты Америки использовали его для первой ступени ракеты Saturn V, на которой осуществлялись запуски на Луну. Этот двигатель имел тягу 680 тонн и работал на кислороде с керосином. Для своего времени он был весьма передовым и эффективным: американцы высадились на Луну в 1969 году. Конечно, российские двигателестроители шли немного другим путем, создавая двигатели с более совершенным использованием химической энергии топлива.
Есть и ряд негативных отзывов, которые дали независимые исследователи, например Генадий Ивченков в своем материале: Оценка характеристик F-1, основанная на анализе теплообмена и прочности трубчатой рубашки охлаждения. Или В защиту Глушко, или снова про F-1 из распространенного материала: "Пепелацы летят на Луну" - о высокочастотных колебаниях в камере сгорания.
Но мы рассматриваем другое. Схема двигателя и основные агрегаты:
Много, сложно и не очень понятно (хотя - кому как - для спецов это открытая книга).
Деталей, из которых выполнен двигатель - намного больше, просто пугающе много.
Но мы начнем с простого.
Схема двигателя открытого цикла
1. Камера сгорания с форсуночной головкой.
2. Сопло (на схеме затерто).
3. Турбина ТНА.
4. Насос окислителя в составе ТНА.
5. Насос горючего в составе ТНА.
6. Трубопроводы горючего и окислителя.
7. Газогенератор.
8. Выхлоп после турбины ТНА.
С некоторой условностью здесь можно (с точки зрения технолога) выделить два основных агрегата, задающие сложность, трудоемкость и стоимость изготовления - корпус двигателя (камера сгорания с соплом) и ТНА.
Турбонасосный агрегат.
Сложности и трудности с его изготовлением зависят от двух основных факторов:
Давления, развиваемого ТНА, а оно, в свою очередь, завязано на давление в камере сгорания двигателя. Чем выше давление - тем больше сложностей. И наоборот.
Размер ТНА. Чем меньше ТНА, тем меньше все зазоры, допуски на изготовление деталей, выше рабочие обороты - тем больше сложностей и трудностей. Дополнительные сложности дает турбина - в малом размере реализовать эффективную турбину сложно. У новозеландской РН "Электрон" поставили электродвигатель и литиевые аккумуляторы вместо турбины - но это совсем маленькая ракета.
ТНА двигателя F-1, с точки зрения технолога, производственника и экономиста просто замечательный - развиваемое давление низкое, размеры значительные, перекачиваемые жидкости - простые и плотные (жидкий кислород, конечно, свой вклад в некоторые сложности вносит), конструктивная сложность не высокая (в сравнении с другими ТНА).
Корпус двигателя (камера с соплом).
Камера сгорания и сопло подвержены высоким тепловым и механическим нагрузкам. Потому, необходимо обеспечить достаточную прочность и достаточно эффективное охлаждение. У ЖРД первой ступени использовались три основные схемы:
Двух оболочечная с гофрированной проставкой
Двух оболочечная с фрезерованными ребрами
Трубчатая камера
Советские специалисты пошли по второму пути - две соединенные пайкой между собой оболочки, снаружи сталь, внутри латунь, на внутренней выфрезерованы ребра. На ранних модификациях использовался и первый вариант - с гофропроставкой, в отдельных частях
Но затем от этого варианта практически полностью отказались.
В американских конструкциях широко использовалась трубчатая схема:
Причем, у F-1 было много предшественников: LR-79, LR-87, LR-89, H-1.
У трубчатых камер есть ограничение по давлению (прочность) что, в свою очередь ограничивает степень расширения и удельный импульс. Это недостаток.
Но с точки зрения технолога, трубчатая камера - просто шедевр!
Что необходимо сделать для изготовления корпуса двигателя по оболочечной схеме? Уточним - на высокое давление, какие применялись практически во всех советских двигателях.
Изготовить наружную оболочку из высокопрочной стали. Для чего необходимо вначале каким либо из способов деформирования металла (например, ковка) получить заготовку. Соответствующих размеров. Задача не сильно сложная, но и не очень простая. Почему обязательно деформация? Для получения волокнистой структуры металла в определенном направлении и, соответственно, прочности. Такое применяется не только в ракетной технике, но и в обычном машиностроении:
Заготовку обработать на токарном станке для получения нужной, сравнительно малой, по отношению к диаметру, толщины. С минимальными отклонениями. По заданному профилю. А с уменьшением толщины уменьшается жесткость и становится сложнее выдержать заданные допуски. Эти вопросы давно и успешно решаются - все дело только в трудоемкости и стоимости.
Подобным образом изготовить внутреннюю оболочку из металла с высокой теплопроводностью. С примерно теми же сложностями. На его поверхности "выгрызти" фрезерованием ребра. Что то же не очень легко - из за формы исходной поверхности, сечения и количества.
Соединить оболочки между собой. Пайкой или вакуумной диффузионной сваркой. В том месте, куда доступ затруднен.
Проконтролировать полученную конструкцию.
А трубчатая камера, и корпус двигателя по этой схеме?
Здесь все, при кажущейся сложности - намного проще.
Трубы - самые различные - производят давно, технология отлажена, само производство автоматизировано, вплоть до контроля. Суммарные длины производимых в мире труб просто астрономические. Вопрос получения нужной трубы из нужного сплава, термические режимы, материалы фильер, смазки - на этапе отработки выпуска новой номенклатуры сложностей много. Но после получения нескольких первых километров или десятков километров трубы - это просто массовое производство.
Далее делается заготовка одной трубки. Изгибается в нужную форму, в нужных местах сжимается в овальное сечение. Используются специальные приспособление, оборудование. но вообще то это - просто конвейер - на один двигатель нужно почти три сотни трубок.
Трубки собираются в специальном приспособлении, окончательно формирующем заданную форму двигателя, фиксируются.
Все это пропаивается, причем доступ к шву (в отличии от оболочечной конструкции) - с обеих сторон.
Затем добавляется неохлаждаемый насадок и прочее - но основа вот такая.
Американцы очень прагматичны (не зря первый автомобиль с конвейера сошел у них) и в умении произвести "за дешево" качественную конструкцию вряд ли кто в мире с ними посоревнуется. Пример производства в ВМВ самолетов различной степени сложности, кораблей и судов, другой техники - очень показателен.
Двигатели F-1 (а их нужно было большое количество - в основном на испытания и гораздо меньше для полетов) они "пекли" как пирожки.
На приведенном фото - обычное рядовое производство - не "гараж" и не "на коленке", но ничего супер технологичного.
Для сравнения - РД-180, для американских же ракет.
"Трубчатая" тема достаточно широко используется в различных областях техники - например, прямоточные сверхкритические котлы.
Одним из родоначальников "трубчатой" схемы был, опять же, американец Добль со своим знаменитым автомобилем и не менее знаменитым (в узких кругах) паровым прямоточным котлом.
Что в результате?
После отработки устойчивой и надежной работы двигателя на заданные параметры ( на что ушло, по официальной версии много времени и финансовых средств) получился двигатель, с очень простым (для данной тяги) ТНА и очень технологичным и дешевым корпусом - камерой и соплом.
То есть получили дешевый в производстве двигатель (даже при американских высоких заработных платах) на нужную тягу со сравнительно средними параметрами по удельному импульсу - но все же выше, чем у РДТТ.
Двигатель отличался высокой надежностью - если судить об этом по результатам полетов ракеты Сатурн-5 и всей программы Аполлон-Сатурн.
По завершению лунной программы все затраты на разработку двигателя были списаны на эту самую лунную программу.
И вот у американских специалистов ракетной тематики есть "жемчужина" или даже "бриллиант" - мощный (большой тяги) двигатель, очень надежный, с удовлетворительным удельным импульсом и дешевый в производстве.
Стоит рассмотреть еще и такой момент, касаемый так же стоимости.
В интересном материале: "Сага о ракетных топливах" приводятся следующие оценочные данные по стоимости запуска:
Примерно так:
Конструкция ракеты — 60-80%
Стартовые операции — 20-40%
Топливо — 0.1-1%
В конструкции ракеты наибольшая составляющая стоимости - первая ступень. А в первой ступени - двигатели. Указанные примерные цифры даются совместно со стоимостью разработки. Без нее (как получилась ситуация с F-1 по завершению лунной программы) - стоимость конструкции ракеты снизится до 40-50%.
Кроме того, топливная составляющая указана для наиболее распространенных топлив - керосин плюс кислород. Нет информации о достаточно точном расчете стоимости топливной составляющей для различных видов, но по отрывочным данным, соотношение близкое к следующему:
1:10:100
где 1 - керосин плюс кислород
10 - высококипящие "вонючки"
100 - твердые топлива для РДТТ
А теперь вернемся в 70-е годы прошлого века. В США разрабатывается программа "космического челнока" с основной задачей - снизить стоимость выведения 1 кг груза на орбиту до 1000 долларов (в тех еще долларах).
После обширнейших исследовательских работ американские специалисты выбрали для первой ступени (или нулевой по иной системе обозначения) два твердотопливных бустера-ускорителя, которые работают совместно с двигателями второй (или первой в другой системе измерения) ступени.
Это сделали американцы? Те американцы, про которых Каторгин в своем интервью 2012 года сказал:
— Американцы очень прагматичны. В 1990-х, в самом начале работы с нами, они поняли, что в энергетической области мы намного опередили их и надо у нас эти технологии перенимать. К примеру, наш двигатель РД-170 за один запуск за счет большего удельного импульса мог вывезти полезного груза на две тонны больше, чем их самый мощный F-1, что означало по тем временам 20 миллионов долларов выигрыша. Они объявили конкурс на двигатель тягой 400 тонн для своих «Атласов», который выиграл наш РД-180. Тогда американцы думали, что они начнут с нами работать, а года через четыре возьмут наши технологии и будут сами их воспроизводить. Я им сразу сказал: вы затратите больше миллиарда долларов и десять лет. Четыре года прошло, и они говорят: да, надо шесть лет. Прошли еще годы, они говорят: нет, надо еще восемь лет. Прошло уже семнадцать лет, и они ни один двигатель не воспроизвели. Им сейчас только на стендовое оборудование для этого нужны миллиарды долларов. У нас на «Энергомаше» есть стенды, где в барокамере можно испытывать тот же двигатель РД-170, мощность струи которого достигает 27 миллионов киловатт.
Выскажу свое мнение: Борис Иванович несколько лукавит, упирая на высокий удельный импульс - на том самом "Атласе" в качестве ускорителей нулевой ступени установлены РДТТ с весьма посредственным удельным импульсом.
Можно было бы "добрать" необходимую тягу не твердотопливными ускорителями, а, к примеру, блоками с двигателями высокого удельного импульса РД-190. Но все, в конце концов, сводится к той самой стоимости - покупать вдобавок к РД-180 еще и РД-190 оказывается накладно - американцы прагматичны.
Вернемся к разработке космического челнока. Где их прагматичность?
Твердотопливные ракеты вроде как дешевые (относительно) в производстве, при достаточно дорогом топливе. Но разработка... Их не было готовых, и испытаний необходимо провести очень много, что очень не дешево. Причем, испытания полноразмерные - с твердым топливом иначе никак.
У РДТТ повышенные вибрации - и эти вибрации влияют не только на сам бустер-ускоритель, но и на всю систему, включая космический корабль. А это сразу ограничивает максимальную перегрузку (наложение на основную перегрузку вибрационной) и ухудшает энергетические параметры по выводу. Требует едва ли не полного "перебора" корабля для повторного использования, что экономическую выгодность многоразового корабля сводит почти на нет.
Забыли про "бриллиант"? Для первой (или нулевой) ступени, на замену бустеров было бы достаточно четырех двигателей F-1.
У двигателей с малым давлением в камере сгорания и малым удельным импульсом есть такой "врожденный" недостаток - у них большая разница тяги на земле и в пустоте. У F-1 это 690 т и 790 т (по официальным данным) что больше 14%, а у РД-170 - 740 т и 806 т, что меньше 8%. Кому интересны подробности - могут посмотреть справочные материалы по работе сопла Лаваля.
При выработки топлива первой ступени и уменьшении массы растет перегрузка даже при постоянной тяге, в случае же её увеличения растет в несколько большей степени. Обычно это от 1,3g до 4-6g. Что бы не превысить допустимую для полезной нагрузки перегрузку, двигатели дросселируют. Или уменьшением тяги двигателя, или выключением одного из нескольких. У Сатурна-5, по официальной версии, двигатели первой ступени не дросселировались, а выключался один из пяти.
Сделать из не дросселируемого двигателя дросселируемый - не такая уж сложная задача - во всяком случае, гораздо проще, чем распилить РД-170 на "половинки" и "четвертинки".
Теоретически возможны резонансные явления на пониженных давлениях в КС, но про это как то не упоминается.
Можно ли было установить двигатель F-1 в качестве двигателя первой ступени на РН среднего класса? Если он был уже разработан?
Для первой ступени стандартной тяговооруженностью считается 1,3. При тяге у земли 690 тс стартовая масса ракеты составит 530 т. У вышеупомянутого "Атласа" стартовая масса 334-546 т. Его одноклассником является РН "Зенит" со стартовой массой 445-462 т. На первую ступень F-1 просто идеален, особенно в 70-е годы.
Подведем итоги.
Семидесятые годы прошлого века. Завершились американские пилотируемые полеты на Луну. Результатом технологического рывка в космической тематике стали ЛМ, корабль Аполлон, РН Сатурн-5, двигатель F-1, и целый ряд другой техники. Все чрезвычайно надежное и эффективное (по официальной версии).
В это время разрабатывается система "космического челнока", для удешевления стоимости доставки грузов на орбиту. Разрабатываемая система GPS требует вывода большого количества спутников. Системы космической разведки, гражданские системы, системы связи и многое другое - американская космическая отрасль остро нуждается в дешевом и эффективном носителе среднего класса.
И никто "не замечает" разработанную технику. По официальной версии - для РН Сатурн-5 нет подходящей полезной нагрузки, а уникальный двигатель F-1 подходит только для этой ракеты и никуда больше не применим. Поэтому все, что разработано, просто "выбрасывается в мусор".
А если правда не такая, официальная, "белая", и не совсем "черная", как у многих скептиков, а некая промежуточная, "серая"? Да, двигатель F-1 есть, и он в реальности очень надежный, и достаточно эффективный, но немного не дотягивает до заданной тяги? Если его тяга не 690 тс у земли, а немного меньше - 500 тс или даже 550 тс? Помешает ли это использовать такой двигатель для Спейс-шаттла, и РН среднего класса?
Полагаю, что нет. Двигатель есть, двигатель дешевый, двигатель надежный. Для первой ступени удельный импульс важен, но не чрезмерно. Топливо дешевое, в суммарных расходах его величина незначительна. Увеличение стартовой массы первой ступени из за низкого импульса (а это в основном топливо) на увеличение стоимости запуска особо не скажется. С технической точки зрения, даже двигатель с несколько пониженными параметрами - все равно очень "лакомый кусочек".
То есть, если двигатель такой, как о нем говорят "защитники" - то он должен был использоваться в других программах. Если двигатель такой, как о нем говорят "скептики" - он все равно должен был использоваться в других программах - уж больно хорош своей технологичностью.
Но мы его наблюдаем только в музеях.
А теперь посмотрим на все это с глобально - политической точки зрения. Вот используется двигатель, выводит полезную нагрузку, все хорошо, но тяга всего лишь 550 тс, или даже 590 тс. И тогда вся стройная система цифирок и расчетов по Лунной программе рассыпается. Действующий двигатель и его основные технические характеристики уже не спрячешь в музее. Правда обязательно вылезет наружу. Получается, что лучше выплеснуть с "мутной водой" и хорошенького "ребенка", то есть двигатель - от греха подальше. Нет двигателя - нет проблем.
Кстати, трубчатая схема американцами вовсе не забыта и применяется в шикарном двигателе RL-10.
На этом про столь замечательный двигатель F-1 пока закончим.
Дополнительная часть - советские (и немного российские) специалисты о полетах американцев на Луну.
Во многих обсуждениях "защитники" приводят в качестве аргументов ответы и высказывания советских специалистов о пилотируемых полетах американцев на Луну.
Вот пример:
Американцы на Луне - цитаты советских и российских учёных, космонавтов и других специалистов.
Их этого процитируем :
Академик Б.Е. ЧЕРТОК , ученый-конструктор, зам. С.П. Королева. Позднее зам. генерального конструктора НПО «Энергия» по системам управления:
"16 июля 1969 года на «Аполлоне-11» стартуют Н. Армстронг, М. Коллинз и Э. Олдрин, чтобы навсегда войти в историю космонавтики. Армстронг и Олдрин пробыли на Луне 21 час 36 минут 21 секунду.
В июле 1969 года вся Америка торжествовала, подобно тому, как Советский Союз в апреле 1961 года.
Вслед за первой лунной экспедицией Америка отправила еще шесть! Только одна из семи лунных экспедиций оказалась неудачной."
"В США через три года после высадки астронавтов на Луну вышла книжонка, в которой утверждалось, что никакого полета к Луне не было. Все это, якобы, кинотелевизионные фокусы, инсценировка, осуществленная в специальных секретных павильонах. ...Автор и издатель хорошо заработали на заведомой лжи."
Профессор Ю.А. МОЗЖОРИН, профессор, доктор технических наук, директор (1961-1990) головного научного центра ракетно-космической промышленности — Центрального научно-исследовательского института машиностроения:
"...был отработан вариант облета Луны советским космонавтом, но облет так и не был совершен, поскольку американцы его уже выполнили на космическом корабле “Аполлон”.
А теперь почитаем вот это:
ПРОБЛЕМАТИЧНОЕ НАЧАЛО И ДРАМАТИЧЕСКИЙ КОНЕЦ РАЗРАБОТКИ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ Н1
Вячеслав Фёдорович Рахманин, главный специалист ОАО "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко":
В докладах на различных чтениях, конференциях, симпозиумах, а также в газетных и журнальных статьях, в книгах воспоминаний об истории развития отечественной ракетно-космической техники эта легенда имеет ряд инвариантов, отличия которых заключаются в подробностях излагаемых событий, однако эти различия не имеют принципиального значения и в осреднённом виде идеологическая линия легенды имеет следующий вид.
Во время разработки РН Н1, предназначенного для посещения советскими космонавтами Луны, С.П. Королёв рассчитывал, что созданием ракетных двигателей займётся В.П. Глушко, его постоянный партнёр по разработке ЖРД. Однако Глушко неожиданно отказался и этим подвёл Королёва, который после такого отказа вынужден был обратиться за помощью к генеральному конструктору авиационных двигателей Н.Д. Кузнецову. Несмотря на активные противодействия Глушко двигатели были разработаны, но накануне установки в ракету Н1 № 8Л, предназначенную для 5- го пуска (о предыдущих 4-х аварийных пусках обычно скромно умалчивается) усовершенствованных двигателей, Глушко, заменивший в то время В.П. Мишина на должности главного конструктора ракетного ОКБ, закрыл тему Н1.
..........
Несмотря на указанные недостатки, легенда канонизировалась временем и сейчас практически не имеет альтернативного изложения событий. Этому способствуют, к моему великому сожалению, книги авторитетнейших в среде ракетно-космического сообщества Б.Е. Чертока и Ю.А. Мозжорина.
В книге недавно покинувшего нас на пороге собственного столетия Бориса Евсеевича "Ракеты и люди" эти события излагаются автором следующим образом: "Противоречия между Королёвым и Глушко во взглядах на перспективу развития тяжёлых носителей к этому времени обострились. Глушко оказался вначале оппонентом, а затем и открытым противником Королёва при выборе компонентов топлива для новых ЖРД. Все предложения ОКБ-1 предусматривали использование для первой ступени новой тяжёлой ракеты ЖРД на жидком кислороде и керосине. [… ] Однако несмотря на богатый опыт, который накопили Глушко и его коллектив с 1946 г. по созданию кислородно-керосиновых двигателей….Глушко упорно предлагал для будущей тяжёлой ракеты использовать ЖРД большой тяги на высококипящих компонентах - азотном тетроксиде (АТ) и несимметричном диметилгидразине (НДМГ).
[...] При обсуждениях проблем двигателей для первой ступени ракеты Н1 Глушко на всех уровнях заявлял, что для его организации не составит особого труда разработать двигатели до 600 тс на топливе АТ и НДМГ. В то же время создание двигателя такой размерности на кислороде и керосине, по мнению Глушко, было связано с неприемлемо длительными сроками".
В книге второго автора "Так это было" события по выбору двигателя и топлива для ракеты Н 1 излагаются так: "Главный и постоянный помощник С.П. Королёва по двигательным установкам В.П. Глушко вдруг отказался разрабатывать мощные, в 600 тс, двигатели на жидком кислороде и керосине, которые задавал головной разработчик - С.П. Королёв. Валентин Петрович из верного последователя применения жидкого кислорода в качестве окислителя стал сторонником использования азотного тетроксида. Он усиленно рекомендовал Королёву свой двигатель в 600 тс, который по срокам разработки и размерности удачно подходил к носителю Н1. Сергей Павлович на заседаниях Совета Главных конструкторов резко возражал против этого… Спор двух маститых конструкторов втянул в свою орбиту крупных учёных и конструкторов во главе с президентом Академии Наук СССР М.В. Келдышем. Комиссия поддержала Королёва, считая его доводы… обоснованными. Валентин Петрович не согласился с мнением комиссии. В результате продолжительного и безрезультатного обмена мнениями с Глушко Сергей Павлович привлёк для работы над ЖРД видного конструктора турбореактивного двигателя Николая Дмитриевича Кузнецова, задав ему, новичку в области ракетной техники, разработку двигательной установки на жидком кислороде и керосине тягой в 150 тс".
Чувствуется, что этот фрагмент истории написан уважаемым Ю.А. Мозжориным по памяти, а т.к. книга вышла в 2000 г., то он основывался на существующей легенде, вот только продолжение работ по двигателю тягой 600 тс выходит за пределы существующей легенды. В трактовке Ю.А. Мозжорина это событие выглядит так: "Несмотря на мнение головного разработчика РН С.П. Королёва и позицию большинства причастных к проекту, В.П. Глушко упорно продолжал настаивать на своём… [...] Несмотря на то, что двигатель в 600 тс на азотном тетроксиде и НДМГ не имел своего потребителя, Глушко продолжал его разрабатывать…"
Конец цитирования.
То есть, если все это внимательно прочитать, то получается, что даже столь уважаемые люди, специалисты, ракетчики, даже про события, в которых они принимали непосредственное участие, пишут крайне неоднозначно. Или даже совсем не верно.
Высказывания их, по поводу полета американцев на Луну, так же крайне субъективны и еще менее точны - они же не принимали участие в той американской программе.