Текст книги "Большой космический обман США. Часть 2. Лунный обман США"

Вероятность успеха полетов к Луне, их было 9 штук, будет равно: Р= 0,3676954248⁹ = 0,0001228553389

Практическая вероятность успеха всех «лунных полетов», при вероятности успехов 0,368, для каждой операции в одном «полете», равна …практически нулю! Совсем нехорошая цифра. И она не отражает многих других событий и реального количества операций, выполняемых в процессе «полетов». Всех событий в процессе «полета» значительно больше, чем величина одна тысяча. Даже официальная, «оптимистическая» статистика от НАСА показывает, что вероятность успеха каждой операции в процессе описания «полета» намного меньше значения 0,999. Такой упрощенный расчет, который дает величину вероятности 0,0001228553389, чуть больше нуля, не отражает реальную вероятность успеха программы «Аполлон». Если учесть все факторы, срабатывание всех этапов этих «полетов», то величина вероятности успеха такого проекта будет равна нулю. Так что официальную версию о сто процентном успехе полетов ракет «Сатурн-5», можно считать Чудом, которое никак не укладывается в рамки теории вероятностей.

При исследовании особенностей конструкции ракеты «Сатурн-5» возникает ряд вопросов, которые демонстрируют несостоятельность официальной мифологии НАСА. Основной вопрос, который возникает при рассмотрении конструкции ракеты «Сатурн-5»: Чем, по официальной версии НАСА, США, принципиально отличается теплоизоляция 2 и 3 ступени между баками с жидким кислородом и жидким водородом и обшивкой этих ступеней от теплоизоляции между баком с жидким кислородом и поверхностью первой ступени? Такой вопрос является очень актуальным при рассмотрении характера обледенения поверхности ступеней ракеты «Сатурн-5».

У всех 13 ракет «Сатурн-5», запущенных в США обледенение наблюдается только в верхней части первой ступени. Не трудно убедится, рассматривая конструкцию первой ступени ракеты «Сатурн-5», что место сильного обледенения, которое наблюдается при старте ракеты соответствует месту расположения бака с жидким кислородом. На схеме он обозначен прямоугольником. Теплоизоляция между баком с низкой температурой и поверхностью первой ступени в этом месте приводит к резкому охлаждению участка этого места и появлению значительного количества льда. Наблюдается аномальное обледенение.

Оно проявилось на поверхности верхней части первой ступени. Для справки: «Температура сжижения кислорода -183 градуса при атмосферном давлении». Это хорошо показано при деемонстрации ракеты в шоу «Аполлон-11». Слой льда достигает несколько десятков сантиметров. Если верить сведениям представленным на сайте НАСА и американскими пропагандистами, во второй ступени (S-II) находятся баки: «4 – бак окислителя второй ступени; 5 – бак горючего второй ступени». Бак номер 4 содержал, согласно сказкам НАСА, жидкий кислород, как уже говорилось температура в нем при нормальном давлении должна быть не менее -183°С. Бак номер 5 был заполнен, якобы, жидким водородом с аналогичной температурой не менее -252°С. Стенки баков с низкой температурой должны были соприкасаться с поверхность второй ступени. Крепление баков сделано с упором на боковые поверхности ступени. Это должно было вызвать сильное обледенение всей второй ступени, которое наблюдалось на первой ступени. Низкую температуру должны иметь теперь и бак с горючим (жидкий водород) и бак с окислителем (жидкий кислород). Но этого не произошло при аномальной температуре хранения жидкого водорода.

Такая же ситуация в третьей ступени ракеты «Сатурн-5», с баками под номерами 7 и 8: «7 – бак окислителя третьей ступени; 8 – бак горючего третьей ступени». По версии НАСА, бак номер 7 заполнен жидким кислородом, бак номер 8 заполнен жидким водородом. Стенки баков соприкасаются или находятся вблизи поверхности третьей ступени. Крепление баков также основано на крепеже к боковым поверхностям. Речи не может быть о полной изоляции между баками и поверхностью ступеней. Показательно, что третью ступень этой ракеты, американские фокусники обозначают римской цифрой «четыре»: S-IVB.

Нумерация ступени с названием «S-III» в схемах НАСА отсутствует. Чем не угодила фальсификаторам цифра «III», почему применена такая странная нумерация, неизвестно. Известно другое, особенной, усиленной теплоизоляции между указанными баками 2 и 3 ступени ракеты «Сатурн-5» и поверхностью ступеней не было. Это подтверждают американские пропагандисты А. И. Меньшов в статье 1971 года «Космическая эргономика», в журнале «Наука», Шунейко И. И. в книге «Ракетостроение, 3 том». Эта публикация является своеобразной «Библией» для всех «адвокатов» НАСА. Американские пропагандисты всегда ссылаются на то, что критики Лунного обмана не работали в области ракетостроения и поэтому не могут оценить гениальность американских конструкторов, которые создали огромную «лунную» ракету. При этом защитников НАСА нисколько не смущает, что мошенничество обманщиков не имеет никакого отношения к ракетостроению. А сам «автор» этого произведения про американские технологии, как неожиданно, ни одного дня не работал в той сфере, про которую он, якобы, написал в книге про ракетостроение. Автор обучался сначала в сельскохозяйственном институте. Он поэтому является в большей степени специалистом по тракторам и комбайнам, а не по ракетам.

Данный факт нисколько не волнует защитников НАСА. Потом правда, Шунейко перевелся или поступил в МАИ и стал летчиком испытателем обычных самолетов. Он ни одного дня не занимался ракетными двигателями, он не был конструктором или технологом. Шунейко не имел никакого представления об основах ракетостроения и никогда не работал в этой сфере. Кроме всего, Шунейко не знал английского языка и не мог перевести измышления американских фальсификаторов на русский язык. В этих публикациях сделан достоверный перевод американских мифов о конструкции «Сатурн-5». Более точные чертежи НАСА этих конструкций подтверждают описание американских агентов влияния в СССР устройство ступеней ракеты «Сатурн-5». Баки с жидким водородом и жидким кислородом крепились изнутри к поверхности покрытия ступеней.

Это означает, что они тоже должны были резко охладить боковые стороны ступеней.

Документация НАСА наглядно демонстрирует такую ситуацию. Подробное описание устройства ракеты: «Ракетно-космический комплекс «Сатурн-5 – Аполлон»: а) общий вид структуры комплекса; б) компоновка корабля «Аполлон». S-IC – первая ступень; S-II – вторая ступень; S-IVB – третья ступень. 1 – бак горючего первой ступени; 2 – бак окислителя первой ступени; 3 – переходник между первой и второй ступенями; 4 – бак окислителя второй ступени; 5 – бак горючего второй ступени; 6 – переходник между второй и третьей ступенями; 7 – бак окислителя третьей ступени; 8 – бак горючего третьей ступени; 9 – приборный отсек IU; 10 – лунный отсек; 11 – переходник LMA; 12 – служебный отсек; 13 – командный отсек; 14 – система аварийного спасения (САС); 15 – маршевый двигатель служебного отсека; 16 – блоки двигателей системы ориентации и стабилизации; 17 – теплозащитный экран; 18 – ферма САС; 19 – основной РДТТ САС; 20 – РДТТ для отбрасывания САС; 21 – вспомогательный РДТТ; 22 – аэродинамические рули САС.

Первая ступень ракеты «Сатурн-5», носящая обозначение S-IC, имеет массу 2280 m, причем масса топлива равна 2149 m. На ступени установлены пять двигателей F-1: четыре – в кардановых подвесах по периферии, способные отклоняться на угол 7°, и один, фиксированный, – в центре, направление тяги которого всегда совпадает с продольной осью ракеты. Двигатели F-1 рассчитаны на однократное включение и действуют в течение примерно 150 сек. Кроме того, на корпусе ступени S-IC установлены восемь тормозных РДТТ тягой 39 т каждый, предназначенных для отделения первой ступени после расцепки. (Другие защитники НАСА пишут про ситуацию «до расцепки»).

Вторая ступень S-II имеет массу 485 m (с переходником), в том числе 444 m топлива (жидкий водород и жидкий кислород). На ней установлены пять двигателей J-2 (четыре – по периферии в кардановых подвесах, пятый, неподвижный, – в центре). Двигатели работают в течение 370 сек. На ступени установлены также пять РДТТ (каждый тягой 10,2 Т), сообщающих ступени после некоторого периода невесомости искусственную тяжесть на период 4 сек для осадки топлива, и четыре тормозных РДТТ (каждый тягой 17 Т) для отделения ступени.

Третья ступень S-IVB имеет массу 122 m (с переходником), в том числе 107 m топлива (жидкий водород и жидкий кислород). Она содержит один двигатель J-2, включающийся примерно на 160 сек при выведении корабля «Аполлон» на околоземную орбиту ожидания и на 320 сек при выведении его на траекторию полета к Луне. Имеются также два двигателя для осадки топлива (тягой по 1,45 Т)». [6]

Напротив, меньше обледенению должна была быть подвергнута первая ступень. В первые секунды старта в нижней части этой ступени был источник тепла, пять ЖРД большой мощности. Американцы декларировали теплозащиту внутренней части первой ступени от теплового излучения этих двигателей. Шунейко И. И.: «Количество тепла, выделяемое двигателями F-1, составляет 9760 ккал/м² (80% тепла передается излучением от пламени). Поэтому конструкция и оборудование в донной части ступени закрыты керамической теплоизоляцией М-31, которая состоит из волокнистого титана с высоким коэффициентом отражения, асбестового волокна и связующего вещества (коллоидная двуокись кремния).Изоляция работает при уровне шума 164 децибел и удельном тепловом потоке 65 ккал/м²сек». [1] Американские иллюзионисты прекрасно понимали важность декларации некой особенной теплоизоляции баков с жидким водородом, температура которого была значительно ниже, чем у баков с жидким кислородом. Поэтому американские пропагандисты, описывающие эти баки, отметили данный факт отдельным, выделенным абзацем: «Теплоизоляция водородного бака второй ступени. Жидкий водород, используемый в качестве горючего во второй ступени, имеет температуру кипения —253°С (20° К); для уменьшения подвода тепла к нему наружная стенка бака покрыта теплоизоляцией слоистой конструкции. Низкая температура силовой конструкции бака позволила повысить допустимые напряжения, и получившийся выигрыш в весе, скомпенсировал значительную часть веса теплоизоляции. Учитывалась возможность проникновения воздуха в теплоизоляцию и при его фракционном сжижении образование значительного количества конденсированного кислорода. Теплоизоляционные материалы являются органическими соединениями и чувствительны к контакту с жидким кислородом. Во избежание проникновения воздуха теплоизоляция снаружи покрывается герметизирующей пленкой, а внутри продувается гелием. Однако, продувка гелием увеличивает коэффициент теплопередачи и ухудшает ее свойства. Теплоизоляция рассчитана так, чтобы в процессе взлета и разгона ракеты поглощаемое водородом количество тепла было меньше 45400 ккал. Толщина теплоизоляции с учетом влияния на коэффициент теплопередачи продувки гелием была принята равной 40,6 мм». [1]

Маловероятно, что такая теплоизоляция толщиной 4 см могла спасти ситуацию. Это решение не могло предотвратить сильное охлаждение внешней стороны ступени. Все дело в том, что в описании конструкции есть четкое указание и сопроводительные чертежи, на которых показано, что крепление этих баков связано с боковой поверхностью. Баки не могли висеть в пространстве без такого соединения с поверхностью ступеней в полной изоляции. А это означает неизбежность сильного охлаждения внешней стороны ступеней. Появление еще более заметного обледенения, чем это было при обледенении части первой ступени, благо температура этих баков значительно ниже и она названа американскими агитаторами и самими обманщиками: -253°С. Если баки с жидким кислородом в первой ступени порождают такие явления обледенения, то баки с жидким водородом должны были приводить к еще более заметному обледенению на поверхности второй и третьей ступени ракеты.

Про баки с кислородом обманщики не упомянули ничего, чтобы могло уменьшить охлаждение поверхности ступеней от соприкосновения с элементами крепления бака с жидким кислородом. В этом случае ситуация будет аналогичная. Полностью изолировать бак с холодным окислителем невозможно. Крепеж этих баков с низкой температурой соприкасается с поверхностью ступеней изнутри, согласно сказочкам НАСА, про конструкцию этого чуда американской технологии.

Нелепой и утопичной является предположение о том, что можно обернуть баки с жидким кислородом и жидким водородом в эластичный теплоизолятор, а потом их поместить внутрь ступеней так, чтобы эти баки не соприкасались со стенками цилиндров изнутри! Это выполнить технологически невозможно! Соприкосновение этих баков со стенками ступеней подтверждается чертежами НАСА. [7] Указатели со словами «RINGS» (Кольца) показывают соприкосновение огромного бака с внутренними стенками цилиндра ступени. По всей видимости, это места крепления бака, перегороженного на две части с жидким водородом и жидким кислородом, если верить НАСА.

Бак с жидким водородом находится вплотную к стенкам второй ступени, соединён с ними элементами крепления. Такое расположение баков вдоль внутренней части цилиндра идет на большей части всей длины этой ступени. Точно такая же ситуация продемонстрирована на чертежах НАСА в случае с третьей ступенью ракеты «Сатурн-5». Сказочники НАСА добавляют к этому празднику американской технологии указание на наличии рядом с поверхностью обшивки ступени контейнеров с жидким гелием. Для справки температура жидкого гелия составляет -268,9 градусов Цельсия. Информации о системе особой теплоизоляции этих источников сильного охлаждения технические писатели НАСА не сообщают. Указатели со словами «Helium bottles» показывают наличие Гелиевых баллонов рядом с о стенками цилиндра. В центре написано: «8 Helium spheres», что означает 8 гелиевых шаров. По версии НАСА, эти баллоны и шары располагаются впритык к стенке ступени и тоже должны способствовать более сильному охлаждению внешней поверхности и, как следствие, образования слоя льда. [7] Обледенение поверхности третьей ступени, если бы там находились указанные баки с жидким водородом и жидким гелием, было бы неизбежным и гарантированным событием.

Сказочники НАСА представили миру необычную конструкцию баков с жидким кислородом и жидким водородом в этих волшебных, незамерзающих ступенях НАСА. Это была своеобразная «матрешка». Огромный бак цилиндрической формы, где торцы цилиндра имели выпуклую, сферическую форму делился сферической перегородкой, теплоизоляция которой и составляла те самые 4 сантиметра. В нижней части бака, по утверждению сказочников НАСА, находился жидкий кислород (—183°С), а в верхней части бака был жидкий водород (-253°С)! Указатель на изображении слева показывает, как выглядит этот бак, разделенный на две части на второй ступени ракеты «Сатурн-5». Справа показан аналогичный бак с двумя отсеками, который, по чертежам НАСА располагался в третьей ступени. [7] Пропагандисты НАСА в скобках указали температуру хранения жидкого кислорода и жидкого водорода. Соответственно это —183°С и -253°С. Бак с жидким кислородом на первой ступени ракеты создал обледенение на поверхности ступени. А наличие баков с жидким водородом и кислородом, при меньшей температуре, обледенения не вызвали! Теплоизоляцию между баками и стенками американские фальсификаторы не показали.

Такой абсолютной изоляции быть не может, в принципе! Сказкам в эти чудесные технологии поверили. Безусловно, если бы в третьей и второй ступени были эти необычные баки, произошло бы сильное охлаждение поверхностей указанных ступеней и, как следствие, сильное обледенение. Если этого не произошло, то необходимо признать очевидное, что в этих ступенях не было подобных охлажденных контейнеров. В них не было объектов с низкими аномальными температурами, которые вызывали обледенение на первой ступени, внутри которой бак (или баки) с жидким кислородом был. Отсюда второй вывод: вторая и третья ступени ракеты «Сатурн-5» были пустышками. Нет баков с горючим и окислителем, это означает отсутствие двигателей, отсутствие насосов, трубопроводов, иных блоков и оборудования, связанных с работой этих частей ракеты, если бы они были реальными, а не пустышками. Отсюда третий вывод: Так называемый лунный отсек, указанный на общей схеме ракеты «Сатурн-5» под номером 10 и переходник LMA (Lunar Module Adapter), который сокращенно называют «адаптером», были тоже пустышками. «ЛМ» в такой ситуации, когда 2 и 3 ступень оказываются пустыми, просто не нужен.

Сомнительно, что американцы в действительности использовали в первой ступени огромный бак с жидким кислородом, который создает множество проблем. Одной из неприятных проблем движение жидкости с низкой температурой внутри большого резервуара, и возникновение при этом сильных гидроударов о стенки бака. Есть проблема поддержания низкой температуры у этих баков с большим количеством жидкого кислорода, чтобы не превысить температуру кипения кислорода. Если признать очевидное, что вторая и третьи ступени были пустышками, то огромный бак с окислителем могли заменить несколькими малыми баками, расположенными по окружности первой ступени. Уменьшается масса взлетной части ракеты, уменьшается риск аварийной ситуации на этапе старта. Огромный бак с окислителем в этом случае становится ненужным. Вероятно американские фокусники или уменьшили его в размерах, для этого был бак от «Сатурн-1» или заменили один большой на несколько малых баков с окислителем.

В описании конструкции ракеты «Сатурн-5» имеется упоминание об РДТТ, расположенных в нижней части первой ступени: «Рабочей жидкостью гидравлической системы является горючее RP-1, отбираемое из трубопроводов горючего высокого давления. После выключения двигателей F-1 включаются 8 тормозных РДТТ, расположенных под обтекателями главных двигателей. Тяга каждого тормозного РДТТ 39 т, время работы 0,66 сек». [1] Вину за образование взрывов в момент отделения первой ступени американцы возлагают на эти двигатели. Проблема в том, что подобные взрывы, вспышки происходили и в случае старта ракеты «Сатурн-1», когда действие таких РДТТ американцы не декларировали и утверждали, что таковых двигателей торможения на этой ракете не было. Другая проблема этой версии в том, что в момент вспышек первая ступень прекрасно наблюдалась. Направление выброса пламени и дыма происходило не вдоль поверхности ракеты, а под прямым углом. Эпицентр взрывов был хорошо виден на кадрах фильмов НАСА, демонстрирующих начальный этап полета ракеты. Это был район второй и третьей ступени. Размеры этих РДТТ безоговорочно демонстрируют невозможность создания при их срабатывании такого огромного облака пламени.

Это прекрасно видно при сравнении размеров этих РДТТ с размерами самой ракеты. Стрелкой указано направление выброса топлива РДТТ торможения первой ступени, вдоль поверхности ступени ракеты «Сатурн-5». Указатель показывает место расположения этого двигателя. Размеры РДТТ, если верить чертежам НАСА не более двух метров. На следующих изображениях показан внешний вид этого «ретро» двигателя. Фотография этого агрегата, слева, подтверждает предположение о небольших размерах РДТТ. Кадр справа, показывает представление современных мультипликаторов, создателей программ и виртуальных игр о том, к чему могло привести срабатывание таких маленьких РДТТ. Срабатывание РДТТ второй ступени показано, как полупрозрачная дымка. Пиропатроны и РДТТ второй ступени были еще меньше, чем «ретро» – двигатели первой ступени. Показательно выглядит кадр, где художники НАСА продемонстрировали работу ретро-двигателей торможения, которые располагались в нижней части первой ступени ракеты, под обтекателями. Работа этих двигателей, согласно версии мультипликаторов НАСА, не приводила к образованию огромного облака пламени и дыма. Совершенно очевидно, что цилиндры РДТТ длиной менее 2 метров и диаметром менее 0.5 метра не могли образовать указанное облако, в котором скрылись вторая и третья ступень ракеты. При этом первая ступень отлично наблюдалась!

Вывод простой и понятный: РДТТ торможения, расположенные в нижней части первой ступени ракеты «Сатурн-5» Не имеют никакого отношения к появлению вспышек, взрывов огромных размеров, эпицентр которых находился в районе 2 и 3 ступени. На изображении справа показан момент взрыва, по официальной версии, это полет ракеты «Сатурн-5» миссии «Аполлон-8». Слева увеличенный фрагмент этого кадра. Наблюдаются четыре ярких пятна в торцевой части первой ступени. Вероятно это следствие работы четырех двигателей. Пятой светлой точки, следа от работы пятого двигателя не видно. Из пламени выглядывает первая ступень, без каких-либо признаков работы тормозных РДТТ первой ступени. Они не могли вызвать такую вспышку, этот кадр неопровержимо доказывает такой факт. Если учесть, что диаметр первой ступени 10 метров, с учетом искажения изображения проекцией, то приблизительный диаметр облака плотного дыма и пламени будет составлять в этом случае («Аполлон-8») более 200 метров. «Маленький» взрыв размером со стадион. Стрелкой указателем на увеличенном фрагменте, справа, отмечено место, где согласно мифологии НАСА находится РДТТ торможения. Нет ни малейшего намека, что этот двигатель работал в момент вспышки. На поверхности, где располагался РДТТ торможения, нет изображения пламени и дыма.

Если учесть, что диаметр первой ступени 10 метров, с учетом искажения изображения проекцией, то приблизительный диаметр облака плотного дыма и пламени будет составлять в этом случае («Аполлон-8») более 200 метров. «Маленький» взрыв размером со стадион. В случае с полетом ракеты из шоу «Аполлон-15» свидетель показал на своем «пляжном ролике» три дискретных вспышки, продолжительности которых были намного больше, чем, заявленные НАСА 0.66 секунд. Взрывы, минимум три дискретных вспышки, были итогом уничтожения второй, третьей ступени и адаптера (лунного отсека). Пустышки, покрытие которых, вероятнее всего, были магниевые листы, распылялись на мелкие фракции, сгорали, не нанося при этом вреда первой ступени и головной части.

Если бы подобное сгорание было при наличии горючего и окислителя во 2 и 3 ступени, взрывы были бы мощнее и полет был бы прекращен. Разгонным блоком был, по всей видимости, «Служебный модуль», двигатель которого был с неестественно большим соплом. Издали его работа хорошо наблюдалась, например, в ролике независимого свидетеля Фила. Чтобы скрыть изменение размера головной части фокусники НАСА использовали методы дорисовки, мультипликации. Цель уничтожения этих частей ракеты «Сатурн-5»: избежать демонстрации падения на Землю перед огромным количеством свидетелей. Высота отделения первой ступени проходило на высоте не более 35 километров На такой высоте, при таких расстояниях от наблюдателя падение этих частей ракеты было бы видно, есди бы их не уничтожили! При исследовании аномалий конструкции ракеты «Сатурн-5» самым основным моментом американской мифологии является информация о возможностях чудо двигателя ЖРД F-1.

Если какое-то технологическое достижение существовало в прошлом и показало себя хорошо, то как правило оно имеет продолжение в виде различных модификаций в преобразованных формах. В худшем случае такое достижение можно возродить, повторить через какое-то время. Но с этим чудо-двигателем, что-то пошло не так. Американцы попытались возродить опыт, полученный при создании ЖРД F-1: «В 2013 году инженеры НАСА вновь решили обратиться к опыту предыдущего поколения инженеров, создавших F-1. В рамках программы разработки тяжелого носителя SLS проведены испытания газогенератора двигателя F-1». [8] За этой информацией последовало молчание, что обычно означает в случае с хвастливыми американцами, что ничего с этой затеей не получилось. Безусловным прорывом в деле разоблачения ложных параметров ЖРД F-1 стали публикации в Интернете известного критика Лунного обмана США Велюрова. Велюров был единственным и первым критиком американской фальсификации, который убедительно доказал, что параметры ЖРД США F-1 из программы НАСА, описанные техническими писателями НАСА, не соответствуют реальности.

Это был очень неожиданное событие для защитников американского обмана. Оно не осталось незамеченной и вызвало бурную реакцию адвокатов американкой фальсификации в РФ и в русскоговорящих регионах бывшей территории СССР. Публикация Велюрова, без преувеличения, была одним из поворотных моментов в деле разоблачения американского обмана. Публикация содержит расчет удельного теплового потока по площади для ЖРД F1, на основе данных техническими писателями НАСА, полученных их открытых источников информации.

Расчет Велюрова доказывает, что официальные параметры этого главного ЖРД США завышены и при таких параметрах величина количества теплоты, проходящее через заданную и нормальную к направлению распространению теплоты единичную площадку в единицу времени (он же удельный тепловой поток по площади, измеряется в ВТ/м ²), принимают аномальные значения. Отсюда характеристики этого ЖРД становятся не реальными. Слабая сторона такого расчета имеется, это исходные величины, параметры, указанные в открытых источниках информации, в архивах документов НАСА. Всегда можно сослаться на то, что технические писатели НАСА ошиблись и указали не те цифры. Но все равно, если даже предположить, что расчеты такого рода напрямую не доказывают отсутствие реальных, заявленных параметров у главного ракетного двигателя, то, как минимум расчеты Велюрова по параметрам ЖРД F1 доказывают очевидное: техническое описание ЖРД США обман! Главное, что было доказано Велюровым, безусловно, так это неспособность трубчатой американской системы охлаждения стенок камеры сгорания и сопла, обеспечить эффективную работу двигателя при больших значениях удельного теплового потока.

Первое доказательство несостоятельности использование трубок в системе охлаждения ЖРД США Велюровым убедительно и наглядно обосновано: «Особенности технологии изготовления паяных трубчатых камер из нержавеющей стали не позволяли преодолеть рубеж эффективного рабочего давления 50 кгс/см²». Толщина трубок была небольшой, что делало почти невозможным оребрение трубок, либо нанесение искусственной шероховатости для увеличения теплоотдачи от раскаленного газа жидкости охлаждения в трубках. Велюров сначала произвел расчет удельного теплового потока по площади поверхности камеры сгорания и сопла в ЖРД Н-1 с учетом того, что «максимальные эксплуатационные тепловые потоки для системы охлаждения ЖРД Н-1b будут:

qmax = αст ∙ ΔTст ≈ 70 ∙ 10³ ∙ (527 – 385) ≈ 10 МВт/м²». [30]

В результате расчета максимального удельного теплового потока для ЖРД Н-1b, при использовании официальных параметров, Велюров получил величину с небольшим превышением максимально допустимого значения: «Численный расчет охлаждения камеры ЖРД Н-1b.

Результаты расчета: Максимальный тепловой поток составил Q ≈ 10,2 [МВт/м²].

Вывод: данный двигатель работает на допустимом тепловом режиме, который, однако, является предельным по допустимому диапазону температур стенки и дальнейшему форсированию ЖРД H-1b без существенного изменения конструкции не подлежит». [9] Хотя в выводе такое превышение Велюров считает допустимым. Первым признаком того, что Н-1b имел меньшую тягу, удельный импульс, удельный тепловой поток, а, значит, и другие параметры, был тот факт, что американцы не смогли вывести на орбиту пилотируемый экипаж, ни в 60-х, ни в 70-х годах! Второй признак обнаружил Велюров. Это незначительное превышение максимального удельного теплового потока по площади камеры сгорания и сопла. По всей видимости, тяга этого двигателя около Земли была менее 92,4 тс. Велюров не стал акцентировать внимание на этом моменте, сославшись на то, что «на всем протяжении температура стенки со стороны керосина Tст. ж не нарушает критерий NASA SP-8087 Tст. ж ≤ 728К».

Оказалось, что есть еще одно превышение параметра на 43К рекомендованную температуру стенки камеры сгорания и сопла 800К: «Однако в цилиндрической части камеры диапазон температур Tст. ж ≈ 683…723К вплотную подошел к предельно допустимому. На всем протяжении охлаждающего контура температура стенки со стороны газа не превышает Tст. г ≤ 843К. Это всего на 5% превышает рекомендованную температуру стенки Tст. г = 800К». [9] Это можно считать третьим признаком фальсификации параметров ЖРД-H1b. Велюров, наверное, слишком добр к американским партнерам. Его целью было доказать, что указанный двигатель, в отличие от ЖРД F-1, работал в пределах допустимых величин удельного теплового потока и температуры стенки. Но получилось не то, что хотел автор.

Следующим этапом, после расчета параметров «хорошего» H-1b, Велюров предоставил «Численный расчет охлаждения камеры ЖРД F-1». [10] Расчет удельных тепловых потоков по площади, Велюровым строился аналогично тепловому расчету двигателя ЖРД H-1b.

«Результаты расчета. Поскольку камера сгорания ЖРД F-1 представляет собой почти прямую трубу с небольшим сужением до критического сечения, то тепловые потоки вдоль всей камеры сгорания примерно одинаковы и лежат в диапазоне 10,7…11,5 [МВт/м²] Максимальный тепловой поток составил Q ≈ 11,5 [МВт/м²].

Расчетный максимум расположен в цилиндрической (дозвуковой) части камеры: S ≈ 1,24. Из-за конструктивных особенностей системы охлаждения (U-образный реверс) температурное поле стенок в плоскости одного сечения является неравномерным, как бы «волнистым», наблюдается чередование: реверсные трубки на ~3…4% горячее аверсных трубок. Результаты расчета однозначно указывают на то, что двигатель работает на запредельных режимах:

1. На всем протяжении камеры сгорания до критического сечения температура стенки со стороны керосина Tст. ж существенно превышает установленный согласно пп.3.1.1.5.4 рекомендаций NASA SP-8087 («Liquid rocket engine fluid-cooled combustion chambers», NASA SP-8087, 1972г.) порог коксования керосина Tст. ж> 728 К. В цилиндрической части температура коксования превышена более чем на сто градусов! Максимум Tст. ж ≈ 830 К. При таких температурах керосин в пристеночном слое, безусловно, не является химически нейтральной не кипящей жидкостью. Он начнет энергично разлагаться на тяжелые смолистые осадки и легкие газовые фракции. Тяжелые смолистые осадки, которые осаждаются на стенках трубок, имеют на два порядка более низкую теплопроводность, чем сталь.

Простейшие оценки показывают, что налипание тончайшего слоя смолистых осадков толщиной всего 0,005 мм равнозначно утолщению вдвое стальной трубки толщиной 0,45мм, применяемой в камере ЖРД F-1. Поэтому коксование керосина приведет к падению теплопередачи через стенки трубок в охлаждающую жидкость и прогару по всему периметру сечения. Полагая, что трубка имеет наружный диаметр ~ 27,78 мм (13/32 дюйма), огневую сторону составляет примерно ¼ дуги окружности трубки, длина камеры ЖРД F-1 до критического сечения ~ 1 м, то для образования смолистого слоя толщиной 0,005 мм при плотности ρ ≈ 1,2 г/см³ достаточно осаждение всего 0,13 г смолы! Помимо этого, газообразные продукты коксования керосина могут создавать газовые пробки в узких трубчатых каналах, существенно снижать скорость и плотность проточного охладителя (керосина), что приведет к фатальным последствиям – прогару камеры.