Всего за 51.9 руб. Купить полную версию
Рис. 8. Схематическое изображение блока станции: 1 -люк из шлюзовой камеры; 2 – холодильники, морозильники и неохлаждаемые контейнеры для пищевых продуктов в лабораторном отсеке; 3 – вентилятор на помещении для личной гигиены; 4 – консоль для крепления панели с солнечными элементами; 5 – помещение для сна в бытовом отсеке; 6 – помещение для личной гигиены; 7 – помещение для проведения досуга, приготовления и приема пищи; 8 – шлюз для сбрасывания отходов; 9 – решетка, задерживающая твердые отходы; 10 – вакуумированная емкость для сбора отходов; 11 – радиатор; 12 – помещение для тренировок и проведения экспериментов; 13 – баки с водой; 14 – хранилища; 15 – воздухопровод; 16 – хранилища для пленки; 17 -шлюз для выноса в открытый космос научной аппаратуры; 18 – баллоны со сжатым азотом для двигателей системы ориентации TAGS. Далее представлена таблица с данными зазвесовки элементов конструкции станции «Скайлеб». Итак, все это барахло, в сумме, тянет на 71 т. всего-навсего. А по данным (4) должна быть 77 т. Уже нестыковка. Есть версия насчет нестыковки: согласно данных (3) масса астрокомплекта АТМ указана в два раза больше, чем в источнике (4) ≈11,8 т вместо 5,05 т. (Или на ровном месте ~6,7 т приписали) Или взять диковинную «шлюзовую» камеру весом 22 т – это больше советской станции «Салют»! Смотрите – средняя плотность пространства камеры 22/17≈1,3 т/м³. Но внутри нет топлива.
Нет чего-то тяжелого. Такое впечатление, что отсек заполнен даже не водой, а песком… А ведь советская станция «Салют» была в три раза длиннее – 15 м; и шире в диаметре – 4,15 м. Из чего же они делали эту камеру – из свинца!? А ведь средняя отсековая плотность космических аппаратов находится в пределах 0,25..0,35 т/м³. Скажу больше – даже средняя плотность спускаемых аппаратов гораздо меньше 1 т/м³. Пример тому капсула «Apollo». Капсула имеет форму конуса высотой 3,45 м и диаметром 3,9 м. Его объем ≈13,7 м³ при массе ~5,6 т имеем плотность ≈0,4 т/м³. А ведь спускаемый аппарат наиболее плотный, наиболее тяжелый и прочный элемент среди космических аппаратов. Значит шлюзовой отсек станции «Скайлэб» при объеме 17 м³ должен весить вчетверо меньше ~5..6 т. (Значит еще приписали~16 т). Можно отдельно поговорить про «бронированный» головной обтекатель весом ~12 т. И это при том, что он даже не защищает всю станцию, а лишь часть макушки! Скажем, согласно (5) штатный обтекатель ракеты Дельта-2 (диаметр=2,9 м; высота=8,48 м) весит всего 839 кг. А вот обтекатель ракеты Атлас-2 (диаметр=4,2 м; высота=12,2 м) весит аж ~2 т.
Самый тяжелый американский обтекатель ракеты Титан-4 при диаметре 5,1 м и высоте 26,6 м (пять диаметров в длине!) весит лишь ~6,1 т. В источнике (4) на стр.81 дано фото обтекателя станции «Скайлэб». Известно, что он одного диаметра (~6,6 м) с третьей ступенью ракеты Сатурн-5, из бака которой сама станция собственно и была переделана. В длину визуально обтекатель станции чуть меньше ~2,5 диаметра, т.е. около ~15 м. В силу того, что площадь поверхности цилиндра линейно зависит как от диаметра, так и от высоты, можно грубо прикинуть, что при равной высоте ГО станции «Скайлэб» должен быть в 6,6/5,1 раз тяжелее обтекателя ракеты Титан-4; но будучи короче – он будет легче:
Мго≈6,1 т * (6,6/5,1) * (15/26,6) ≈ 4,5 т – вот столько должен весить обтекатель станции «Скайлэб» (приписано ~7,2 т). Итак, сумма приписок весов частей станции «Скайлэб» и полезной нагрузки уже составила 6,7+16+7,2≈30 т. Сюда же добавим вещи, которые существуют только в виртуальной реальности. Есть «вещи», существование которых проверить невозможно – это сверхплановые остатки 8 т топлива и полумифический переходник первой ступени (~5 т) который якобы тянули в космос. Значит всего 30+8+5=43 т.
Остается чистых 100—43 ≈ 57 т.
Резюме: возможности «Сатурн-5» по полезной нагрузке на орбите (427х439х50º) не превышали ~60 т. Но это все пустяки. Смешно другое, книга рекордов Гиннеса этот рекорд весом 147 т. не признает, и считает самым тяжелым грузом на орбите ИСЗ в истории человечества комплекс ступень №3 – «Аполлон-15» весом 140 т. Зная тягу американцев фиксировать все свои подвиги и рекорды, ситуация вполне комичная. Так что, что-то не срослось в цифрах у поклонников НАСА. Зато Советский ежегодник БСЭ (3) за 1974г. поместил такую информацию: «Запуск станции „Скайлэб“. Станция „Скайлэб“ (без космонавтов) была запущена двухступенчатой ракетой-носителем „Сатурн-5“ 14 мая 1973 г. и выведена на орбиту с высотой перигея 434 км, высотой апогея 437 км и наклонением 50°. Период обращения 93,2 мин. Масса объекта, выведенного на орбиту (станция и вторая ступень ракеты-носителя с остатками топлива), 112 т».
Ну вот мы с вами и ответили на вопросы, стоящие по этой теме, объект на орбите на 147—112=35 тонн меньше, чем объявляли в НАСА. Если отсюда вычесть массу второй ступени с поддоном ≈47 т то остается всего 112—47=65 т. Если же НАСА будет упорствовать насчет избыточных остатков топлива (8 т) и юбки первой ступени (5 т), то на станцию вообще остается каких-то жалких ~52 т. А теперь внимание! Рассказываю про «Лохотрон». Мы честные люди. Мы хотим вывести только станцию, которая (пускай) весит 74,7 т (вес по факту НАСА), а всякий хлам нам не нужен. У нас известно:
Мт₁=2080,0 т; Мк₁=170,2т+11,7 т=181,9 т
(обтекатель весом 11,7 т мы будем сбрасывать примерно на высоте 80 км, вскоре после отделения первой ступени);
Мт₂=438,3 т; Мк₂=46,6 т;
I₁=2982 м/с; I2=4168 м/с.
Вопрос стоит так, если уменьшить полезную нагрузку до реального табличного веса «Скайлеб», то насколько нужно уменьшить отдельный импульс второй ступени I2, чтобы конечный результат остался тем же: ~9700±50 м/сек. Параметры первой ступени, интеграл потерь и прибавку вращения Земли мы пока оставим без изменений. Обобщим сказанное – мы хотим запустить спутник весом 74,7 т. Орбита та же – 450 км ×50º. Мы ищем удельный импульс второй ступени. Несложно показать, что этому условию удовлетворяет значение I2≈3740 м/с. Проверим:
Мо=2080+181,9+438,3+46,6+74,7=2821,5 т; тогда
Z₁=2821,5/ (2821,5—2080) и V₁=ln (Z₁) *2982 ≈3985 м/с
Мо₂=438,3+46,6+74,7=559,6 т; тогда
Z₂=559,6/ (559,6—438,3) и V₁=ln (Z₂) *3740 ≈5718 м/с.
Итого: 3985+5718=9703 м/с
А теперь медленно выдохните воздух и оцените смысл результата, вторая ступень РН Сатурн-5 вовсе не обязательно была водородная! I=3740 м/с (I≈380 сек). Это слишком мало для водородных ЖРД. Например, такие характеристики можно теоретически получить на смеси кислород-гидразин. Я предчувствую, что сейчас в меня полетят тухлые яйца, гнилые помидоры, камни и пустые пивные бутылки. Еще бы! Поднял руку на святое, на то, что ценим мы и любим, чем гордится коллектив. Я заранее предвижу вопросы: а как же огромные водородные баки? А как же геометрия, размеры, формы и т.д.? Отвечаю: А кто Вам мешает налить в водородный бак на дно немного керосина (!), согласно соотношений компонентов. Это наоборот нельзя, а так можно. Какие проблемы? Я не знаю, как это делали американцы, но ничего сложного тут нет. Вот вам пример: в СССР блоки первой ступени ракеты Н-1 доделывали на ходу, доделывали новые отверстия для шести центральных, не предусмотренных прежним проектом, дополнительных двигателей НК-15.
Скажем больше – при соотношении кислорода и водорода как 5,5:1 из 438 тонн должно быть кислорода где-то ~370 тонны и водорода ~68 т. Типичное соотношение кислород – керосин у американцев 2,27:1. Это значит, что в полупустом водородном баке будет плескаться керосина ~163 т. В результате масса топлива второй ступени увеличиться до 533 тонны или всего на 21,6%. Давайте учтем увеличение массы за счет большей плотности керосина до ~533 т. А заодно отнимем из остаточной массы первой ступени вес головного обтекателя – будем тащить его на орбиту. Подобные шаги позволят нам для полной полезной нагрузки весом около 75 т еще уменьшить удельный импульс второй ступени до I≈3530 м/с или I≈360 сек (верхняя оценка). Если же мы реально подойдем к оценке массы Скайлеб, и откинем приписанные тонны, то для полной полезной нагрузки весом 57…60 т для отправки на орбиту 450 км ×50º достаточно иметь удельный импульс второй ступени всего I≈3240 м/с или I≈330 сек (нижняя оценка). Я надеюсь, что у специалистов не возникнет вопросов – как сделать керосиновый ЖРД на сто тонн тяги при удельном импульсе I=330 сек? Самый простой вариант – берем керосиновый ЖРД Н-1 от «Сатурн-1Б». По тяге он подходит, но он имеет короткое сопло и всего I=296 сек. Сделаем высотную сопловую насадку. При хорошей степени расширения легко накинем УИ до нужных I=330 сек. Какие препятствия? Еще раз смысл наших выводов: Для того, чтобы запустить реальный «Скайлеб» весом около 60 т на орбиту (427х439х50º) достаточно иметь ЖРД второй ступени на УВГ-топливе с удельным импульсом всего I≈330 сек.