Опять насчёт тяговооружённости С-5. Известный "Ответ Бацуре". Первоисточник и картинки недоступны, текст:
Исх. №4450-87 от 22.06.2004 г.
Бацуре
Леониду Валентиновичу
101000, г. Москва, Моспочтамт до востребования
Уважаемый Леонид Валентинович!
Рассмотрев по поручению руководства Федерального космического агентетвa от 18.05.2004 г. исх.№ Б-103/33 материалы Вашего обращения по вопросу полета американских астронавтов на Луну и энергетических характеристик РН «Н-1» и «Сатурн-5», считаем необходимым высказать следующее.
Вы полагаете, что РН «Сатурн-5» имеет энергетические возможности, которые недостаточны для реализации полетов к Луне по программе «Аполлон». Основным аргументом у Вас при этом является существенно меньшая тяговооруженность*) РН «Сатурн-5» и ее ступеней в сравнении с РН «Н-1». Это обстоятельство, по Вашему мнению, должно привести к дополнительным потерям скорости в случае РН «Сатурн-5» до 2000 м/с. Однако, это цифровое значение Вами никак не обосновывается.
Оценка энергетических характеристик РН «Сатурн-5».
Для того, чтобы снять Ваши сомнения в отношении РН «Сатурн-5», на базе методического аппарата ЦНИИмаш была проведена прямая оценка энергетических возможностей данной РН путем численного определения оптимальной траектории выведения аппарата с поверхности Земли на околоземную орбиту.
Решалась задача выведения КА максимальной массы на траекторию полета к Луне. Выведение осуществлялось по схеме с двумя включениями двигательной установки (ДУ) третьей ступени. После первого активного участка, орбитальный блок (ОБ), состоящий из третьей ступени РН и КА, выходит на низкую околоземную орбиту (НОО) высотой НКр = 200 км. После совершения одного пассивного
*) Применяя термин «тяговооруженность», Вы при этом, в качестве иллюстрации используете значения суммарных тяг двигателей (тс) ступеней сравниваемых РН. Однако, «тяговооруженность» - это отношение суммарной тяги двигателей ракеты (ракетной ступени) к ее начальной массе [1].
витка по НОО производится второе включение ДУ третьей ступени и ОБ разгоняется до скорости ~ 11 км/с (относительно Земли), обеспечивающей достижеш окрестностей Луны. После завершения второго активного участка производится разделение КА и третьей ступени РН.
Исходные данные для расчета (см. Таблицу 1) принимались на основании литературного источника [1]. Аэродинамические коэффициенты РН брались из проектных данных по РН близкой аэродинамической схемы. Дальности падения отделяемых частей выбирались оптимальными. Неиспользуемые остатки топлю считались равными 1% от массы заправляемого топлива. Учитывалось более раннее отключение центральных двигателей ДУ первой и второй ступеней. Запуск производился с мыса Канаверал. Азимут пуска принимался равным 72°.
Таблица 1
Параметр Значение
Сухая масса 1-й ступени, т 131,0
Масса топлива 1-й ступени, т 2153,0
Сухая масса 2-й ступени (включая массу переходника 5,2 т), т 41,6
Масса топлива 2-1 ступени, т 444,0
Сухая масса 3-й ступени (включая массу переходника 3,6 т), т 15,0
Максимальная масса топлива 3-й ступени, т 107,0
Масса приборного модуля (устанавливается на 3-й ступени), т 1,9
Масса системы аварийного спасения (САС), т 4,06
Момент отделения САС (считая от момента отрыва РН), с 197,0
Суммарная тяга ДУ 1-й ступени (земная/пустотная), тс 3452/3962
Удельный импульс тяги ДУ 1-й ступени (земная/пустотная), с 265/304
Суммарная тяга ДУ 2-й ступени (пустотная), тс 521,6
Удельный импульс тяги ДУ 2-й ступени, с 425,0
Тяга ДУ 3-й ступени (пустотная), тс 94,0
Удельный импульс тяги ДУ 3-й ступени, с 426,0
Результаты расчета представлены в Таблице 2 и на графиках (см. Рис. 1-4) на которых изображено изменение параметров полета во времени вплоть до момента выхода на НОО.
Таблица 2
Параметр Значение
Характеристическая скорость, отрабатываемая 1-й ступенью, м/с 3702,5
Характеристическая скорость, отрабатываемая 2-й ступенью, м/с 4631,1
Характеристическая скорость, отрабатываемая 3-й ступенью до выхода на НОО, м/с 933,2
Характеристическая скорость, отрабатываемая 3-й ступенью при разгоне с НОО к Луне, м/с 3100,0
Полная характеристическая скорость, отрабатываемая 3-й ступенью, м/с 4033,2
Суммарная характеристическая скорость выведения на НОО, м/с 9267,0
Полная характеристическая скорость выведения КА с Земли на отлетную траекторию, м/с 12367,0
Стартовая масса РН, т 2948,8
Масса орбитального блока (ОБ) на НОО, т 136,9
Масса КА на отлетной траектории к Луне, т 50,7
Таким образом, прямой траекторный расчет показывает, что РН «Сатурн-5» располагает энергетическими возможностями для выведения к Луне КА массой около 50-ти тонн. При этом обеспечивается выведение на НОО НКР= 200 км орбитального блока (ОБ) массой около 137т, что соответствует энергетические характеристикам данной РН, приведенным в официальном источнике [1].
Энергетические характеристики РН «Н-1».
Предполагалось, что ракета-носитель «Н-1», еще только создававшаяся в период эксплуатационных полетов РН «Сатурн-5» по программе «Аполлон», будет обладать уровнем основных характеристик, представленных в Таблице 3 [2].
Таблица 3
Параметр Значение
Стартовая масса РН, т 2820,0
Масса полезного груза, выводимого на опорную орбиту Нкр = 200 км. при i = 51,6°, т 90,0
Масса топлива, т кислорода керосина 2410,0 1730,0 680,0
Суммарная тяга двигателей на Земле, тс 4615,0
Сравнение значений масс полезных грузов на НОО: ~ 137 т у созданной РН «Сатурн-5» (при массе КА на отлетной траектории к Луне ~ 50 т) и 90 т у еще только создававшейся РН «Н-1» - наглядно свидетельствует о различии уровней их функциональных возможностей в целом.
Судя по приведенным результатам, складывается впечатление, что Вы, Леонид Валентинович, ошибочно сравнивали массу полезного груза МПГ ~ 50 т для РН «Сатурн-5» на отлетной траектории к Луне с МПГ ~ 90 т для РН «Н-1» на опорной орбите НКР = 200 км. вместо того, чтобы сравнивать МПГ ~137 т и МПГ ~ 90 т соответственно.
Что касается прямых подтверждений физического пребывания астронавтов на Луне, то они (отрицательные или положительные) будут неоспоримо получены в ходе предстоящего процесса освоения Луны в качестве сырьевой базы для ядерной энергетической промышленности на Земле.
Литература
1. «Космонавтика». Энциклопедия.
Изд. «Советская энциклопедия», М. 1985
2. «Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П. Королева» Изд. РКК «Энергия» им. С.П. Королева, 1996
С наилучшими пожеланиями
От ФГУП ЦНИИмаш
Главный специалист
C.C. Климов
Начальник сектора, кандидат технических наук
С.Н. Обухов
Но на самом-то деле вывод таков: расчёты от ФГУП ЦНИИмаш просто подтвердили расчёты от НАСА по неким заданным параметрам, а вовсе не "
" С-5. Расчёты, которые способны были провести студенты старших курсов соответствующих специальностей и тогда, и сейчас.
Л. В. Бацура, конечно, неправ в том, что малая стартовая тяговооружённость С-5 (=1.17) не позволяла осуществить полёт к Луне. И вывод груза на околоземную орбиту, и полёт к Луне и другим планетам возможны даже при стартовой тяговооружённости ракеты меньше, чем единица, то есть когда тяга двигателей первой ступени у земли меньше стартового веса ракеты. Просто это явно нерационально, и так, естественно, никогда не делалось, хотя это и возможно без каких-либо дополнительных ухищрений.
Но вот что непростительно специалистам ФГУП ЦНИИмаш - занимаясь именно такими расчётами, они полностью обошли вопрос о том, что у ракеты "Сатурн-5" заявлена тяговооружённость явно неоптимальная, существенно меньше наивыгоднейших значений. То, что специалисты именно в области баллистических расчётов наглухо обошли вопрос о выборе одного из основных проектных параметров, навевает на нехорошие мысли...
Голосование
