Часть 3Высота полета (рисунок 4-1), космические скорости (рисунок 4-2) и график ускорений (рисунок 4-3) приведены лишь до 700 секунды полета. Выведение на опорную орбиту закончилось на 699.3 сек, что и определило правую границу названных графиков.
При этом высота не превышает 240 км, но выше 200 км (по таблицам 118, 191.3, 320.9 км), сам график скорости заканчивается на отметке 7750 м/с и не согласуется с данными таблиц 4-2 и 4-3, график ускорений показывает максимальное значение на 160 секунде полета, и достигает значения 37 м/с2. Высота на рисунке 4-1 не превышает 192 км. Скорость также явно выше 7750 м/с, хотя определить ее точно на таком масштабе затруднительно. Претензия несостоятельна.
Данные в таблицах 4-3 и 4-2 не согласуются между собой, хотя в них характерные участки частично совпадают.Конкретные факты авторами не приведены. В таблице 4-2 отчета даются данные на моменты отключений двигателей, а в таблице 4-3 на моменты разделений ступеней и отделения корабля. С учетом этого обстоятельства данные таблиц полностью согласованы.
Что характерно, значения скорости при отделении 3-ей ступени от второй совпадают с нашими расчетными значениями с разницей в 1 м/с: расчетное 6919.8 м/с (по формуле Циолковского), а указанное реализованное значение скорости в таблице 4-3 равно 6918.8 м/с. были пересчитаны расчетные значения скорости после отделения 3-ей ступени, применив данные [11], и она стала выше рассчитанной нами ранее – 6925.57 м/с.Методика расчета не описана, использованные данные не приведены, проверить результаты невозможно. Включение этих чисел в статью не может служить ни подтверждением, ни опровержением данных американского документа.
Далее, на рисунке 4-6 скорость 10840 м/с достигается уже на 930 секунде полета от времени Т6, а на рисунке 4-7 показан график ускорения с 580 секунды полета по 940 секунду от времени Т6. Но циклограмма работы двигателей не соответствует этим рисункамНет ссылки на циклограмму, которую использовали авторы при сравнении с графиками. Претензия не может быть проверена и не принимается.
Анализ разделов 5-7 [11] позволяет оценить запасы топлива ракеты «Сатурн-5». Так, по данным таблицы 5-2 заправка составляла 2146741 кг топлива (топливо и окислитель). Таблица 5-2 (стр. 5-6 отчета) содержит данные о наличии компонентов топлива – горючего и окислителя (раздельно) в баках 1-й ступени – для шести моментов полета – от команды «Зажиганиие» до обнуления тяги – и из трех источников (баллистический прогноз, данные датчиков уровня, послеполетная реконструкция). Авторы не указали, какой момент и какой источник используют, но никакая пара масс по горючему и окислителю не дает приведенного значения. Наиболее близка сумма по предстартовому баллистическому расчету на момент команды «Зажигание» – 2147272 кг.
Применение значений таблицы 5-1 к циклограмме полета позволяет определить количество израсходованного топлива 1-ой ступени (2017261 кг), аварийный запас топлива 1-ой ступени составил 129480 кг (с учетом данных раздела 5.1 и цикла старт-останов снизившийся до 123468.1 кг.).Не указано, какой циклограммой полета пользовались авторы, какова была методика определения количества израсходованного топлива и как авторы учитывали цикл старт-станов, так что прямая проверка этого утверждения невозможна. Мы можем, однако, провести самостоятельный расчет на основе данных раздела 5 отчета и проверить его на согласованность.
Из графика на рисунке 5-2 (стр. 5-3 отчета) видно, что все пять ЖРД F-1 первой ступени вышли на режим к моменту T0 и, предположительно, каждый из них работал на полной установившейся тяге до исполнения команды на отключение соответствующего двигателя.
В таблице 5-1 на стр. 5-5 отчета приведены восстановленные в ходе послеполетного анализа значения суммарного секундного расхода двух компонентов каждого из пяти двигателей: 2594, 2569, 2590, 2613 и 2582 кг/с. Примечание к таблице о том, что данные пересчитаны на условия 35-38 секунды полета, должно было насторожить авторов статьи, но, по-видимому, не было принято во внимание.
Из таблицы 2-2 известно, что отрыв ракеты от стартового стола имел место в T0+0.6 сек, выключение центрального двигателя произошло на отметке 135.20 сек, а четырех периферийных – на 161.63 сек.
Умножение секундного расхода из таблицы 5-1 на продолжительность работы каждого двигателя и суммирование дает общий расход 2016774 кг, весьма близкий к полученному авторами статьи. Однако есть два существенных замечания.
Во-первых, неверно считать остаток компонентов топлива как разность полной заправки на момент зажигания и расхода за время от контакта подъема до выключения двигателей. Дело в том, что от начала включения двигателей и до контакта подъема двигатели успели израсходовать 39374 кг компонентов, которые авторы не учли.
Кстати, некорректно называть полученную величину остатка аварийным запасом – в действительности аварийные запасы по горючему и окислителю были рассчитаны до старта, приведены в таблице 5-2 в столбцах с меткой Predicted и составляют 15406 кг по окислителю и 13063 кг по горючему.
Во-вторых, на рисунке 5-3 (стр. 5-4) приведен график изменения расхода за время работы двигателей, и он не был постоянным. Из графика мы можем получить следующие приближенные значения расходов: от старта до 70-й секунды полета около 13200 кг/с суммарно по пяти двигателям, от 70-й до 135-й секунды – линейный рост до 13430 кг/с, что дает в среднем за этот период 13315 кг/с, далее около 10700 кг/с на четырех двигателях.
С уточненными по этому графику значениями секундного расхода мы получаем общий расход от контакта подъема до выключения периферийных двигателей в 2067019 кг, что отличается от получаемого из таблицы 5-1 значения 2074429 кг за тот же период лишь на 0.36%. Таким образом, в пределах точности, обеспечиваемой считыванием кривых с графика, данные отчета по этапу работы 1-й ступени являются согласованными.
Безусловно, мы можем попенять авторам американского отчета за включение в таблицу 5-1 данных не о среднем за время работы расходе двигателей, а какой-то другой расчетной величины. Однако содержащиеся в документе данные позволяют обнаружить этот дефект и откорректировать расчет.
Наиболее вероятно, что работа двигательной установки 1-ой ступени после отключения центрального двигателя продолжалась не 29.1 секунды, как по циклограмме, а 41.5 секунды, исходя из весовой сводки, а время работы 1-ой ступени составило не 161.6 секунды, а 174 секунды, хотя в таблице 20-1 это время равно 161.63 секунды.Это предположение, во-первых, основано на расчете с неверными исходными данными, как показано выше, а во-вторых, подразумевает некие представления авторов о том, как бы они сами проектировали ракету Saturn V и планировали ее полет, что некорректно. Далее оно никак не учитывается и дальнейшие события не корректируются в связи с ним, так что его включение в текст выглядит методологической ошибкой.
Продолжение следует
Нынче Америка уже не та. А ведь в 1969–1972 гг. американцы шесть раз высаживались на Луну!