ГЛАВА 4. «БОЛЬШОЙ КИДОК»
В предыдущей главе нашего повествования мы сделали очень важное открытие: для запуска орбитальной станции «Скайлеб» вовсе не обязательно было иметь водородные ЖРД J-2 на второй ступени ракеты «Сатурн-5». Если бы параметры первой ступени соответствовали реальности, то вполне достаточно высотных керосиновых ЖРД на второй ступени тяжелого спутника весом до 60 тонн.
Я предвижу целую бурю критики (в стакане) от этого лабораторного опыта. Видимо мне сурово укажут на то, что все-таки на второй ступени водород был, но бракованный. Второй сорт.
Наверно американцы водород на своей бензоколонке разбавляли ослиной мочой или пепси-колой. Из-за этого характеристики и упали на 20%. А возможно и двигатели были бракованные, там американские сантехники поставили плохие прокладки, вот 20% водорода и утекло.
Ну что же, я готов принять такое объяснение. Оно меня полностью удовлетворяет. Давайте сделаем промежуточный итог нажим лабораторным опытам и подытожим.
Мы установили, что эталонные параметры первой ступени «Сатурн-5» должны быть согласно данных НАСА следующими: эффективная масса расхода топлива фактически 2080,0 тонн; масса сбрасываемой ступени с учетом САС и переходника между S-1C и S-IIВ всего ~174,2 тонны; удельный импульс в вакууме 2982 м/с. Эти параметры мы пока зафиксируем и примем на веру.
Забегая наперед, замечу, что достоверность официальных характеристик ЖРД F-1 вызывает еще больше сомнений, нежели реальность «водородной» ступени S-IIВ. Но об этом мы поговорим в главе №13.
К этой ступени у нас много вопросов.
Со второй ступенью мы тоже разобрались. Водородная суть этого «агрегата» вызывает у нас много вопросов. Если предположить использование керосина, то химические соотношения компонентов позволяют взять немного больше топлива – 533 тонны. Эффективный вес ступени в конце работы двигателей =42,9 тонны плюс переходник на третью ступень – 3,7 тонн; итого=46,6 тонны; I уд~330 сек (мин. оценка)
На схеме (первая) ступень S-1C. К этой ступени у нас пока вопросов нет. На схеме (вторая) ступень S-II.
А теперь давайте оценим выводимую массу на LEO – Low Earth Orbit. Интегральные потери скорости на участке вывода на ИСЗ возьмем ~1850±50 м/с. При выведении на LEO – низкую опорную орбиту высотой 150—180 км и наклонением 31 градус, прибавка из-за вращения Земли 390 м/с. Нам нужна конечная скорость Vк=7790 м/с. Это значит, что чистая масса груза, на низкой опорной орбите LEO ~72±2 тонны.
Даю проверочный расчет (I1~304 сек; I2~330 сек):
Mо1=174,2+2080,0+533,0+46,6+72,0=2905,8 тонн; тогда Z1=2905,8/ (2905,8—2080,0);
Мо2=533,0+46,6+72,0=651,6 т; тогда Z2=651,6/ (651,6—533);
Конечная скорость
304*9,8*Ln (Z1) +330*9,8*Ln (Z2) +390—1850≈7801 м/с, что и требовалось доказать!
Вариация нагрузки ±2 тонны дает вариацию конечной скорости ±50 м/с. Как видно, эти цифры вполне правдоподобны.
А теперь внимание: новая гипотетическая ракета со стартовой массой 2905,8 т при массе второй и третьей ступеней с грузом