Проще говоря, в тот день 25 мая 1966 года ступень во время теста загорелась в двух местах синим пламенем. А через три дня просто взорвалась, ранив пять рабочих (!) и частично разрушив стенд (!!) согласно (5).
Так что ни о каких водородных вторых ступенях «Сатурн-5» всего за год до первого пуска (1967 г.) и речи быть не могло. Это значит, что и S-II и S-IVB к полетам не были готовы.
С третьей ступенью ситуацию можно было еще исправить, была другая ступень: S-IV без индекса Б. Она была в два раза легче: масса брутто 50,5 тонн; сухой вес 5,2 тонны. На ней стояли шесть мелких ЖРД RL-10A-3.
В отличие от мифических S-IVB и J-2, это железо летало на блоках «Центавр» с начала 60 гг. Тяга 66,7 кН; УИ=444 сек (образца 1966 г) (2). Как видите, в пожарном порядке замена S-IVB была. Правда, ценой замены одного J-2 на шесть RL-10. А вот с S-II ничего не поделаешь, заменить пять J-2 на тридцать RL-10 просто не реально!
Зато реально заменить водород на керосин, поставить пять стотонных Н-1 с высотными соплами.
Это все, что можно сделать в данной ситуации. Можно еще заменить керосин на гептил или аэрозин. Это немного улучшит показатели.
Гипотеза весового расклада «керосиновой» версии «Сатурн-5». По некоторым данным, весовая сводка «керосиновой» версии РН «Сатурн-5» для полетов к Луне могла выглядеть следующим образом:
* – здесь мы добавили вес системы управления ~2,0 т и 1% остатка топлива ~0,5 т к сухому весу ступени.
Мы уже в предыдущей главе показывали, что искомый запас характеристической скорости в 12450 м/с дает нам после вычета потерь заветные 10840 м/с конечной скорости, необходимые для отлета к Луне (Азимут ~72º; широта старта φ~28,3º; наклонение орбиты ί~32º).
Прошу заметить, что в такой конфигурации третья ступень должна будет выдать два импульса: «дожать» до выхода на орбиту ИСЗ, и собственно отлет к Луне. Это прекрасно укладывается в общую картину полета со всеми его фазами и стадиями.
Подведем итоги. Если же предположить, что на базе ЖРД первой ступени «Сатурн-1В» был сделан высотный вариант Н-1, то его удельный импульс видимо был в районе 330 сек. Это привело бы к тому, что масса, выводимая на низкую орбиту ИСЗ двумя ступенями, снизится до ~72 т; а к Луне мы сможем отправить лишь ~30 т. Причем учтя массу адаптера (~1,2 т) на собственно корабль оставалось бы 28,5 т.
Вы меня сейчас спросите: а какая разница? 45 т или ~30 т? Отвечаю, примерно такая же, как прийти на две минуты раньше отхода поезда, или на минуту позже… Вариация времени небольшая, результат печальный, поезд уехал.
Известно, что штатная масса орбитального корабля Аполлон ~29 тонн. Но это с условием, что запас топлива на корабле был исходя из расчета торможения комплекса весом ~45 т на орбите ИСЛ (~1000 м/с) и отдельно отлета к Земле (~1000 м/с) пустого корабля весом (спускаемая капсула и служебный отсек) ~11,5 т.
Топливо на обратную дорогу (~5 т) остается неизменным. А вот на первый тормозной импульс его нужно теперь уже меньше (корабль