Пламенный мотор Сатурна-501.04.2017 16:22

Так 16 июля 1969 в 13:32 по Гринвичу (UTC) начинался «маленький шаг для одного человека». Ракету с начальной массой 2 725 т подняли на высоту 67 км и разогнали до 2.75 км/сек пять двигателей 1-й ступени F-1 c тягой по 690 т на уровне Земли. Это — до сих пор самый мощный мотор в истории, т.к. советский РД-170 с тягой 740 т представляет собой четверку ЖРД в одной «упряжке». Массовое помешательство на отрицании лунных полетов, среди прочего, выражается в попытках оспорить существование F-1 или занизить его показатели.

Одно из таких исследований, если можно так назвать натяжку фактов на фантазии, принадлежит Геннадию Ивченкову с его статьей «Оценка характеристик F-1, основанная на анализе теплообмена и прочности трубчатой рубашки охлаждения» . Будучи к.т.н.-ом, изучавшим ракетные двигатели в бытность студентом и аспирантом МВТУ, он написал на первый взгляд серьезную работу, имея целью доказать, что главный мотор Сатурна-5 не мог развивать тягу выше 500 тонн. Отсюда следовало бы, что Аполлоны 8,10,11,12,13,14,15,16,17 к Луне не летали, а нога человека не ступала на ее пыльную поверхность. Но эта попытка притянуть реальность за уши к желаемому выводу, как и все остальные плоды лунной паранойи, оказалась безуспешной. Ниже статья подвергнута критическому анализу и всюду, где прямо не сказано иное, речь будет идти только о ней.

На стр. 1 автор демонстрирует свою предубежденность, которая задает тон публикации.»Первыми этот вопрос подняли сами американцы почти сразу после полетов «Аполлонов». За последующие годы вскрылось большое количество прямых и косвенных свидетельств о том, что, как минимум часть из этих полетов была действительно инсценирована». Автор дает понять читателю, что «сами американцы» были серьезными специалистами. Об отцах-основателях секты луноборцев — Кэйсинге и Рене можно прочитать в статье. Специалистами эти «сами американцы» были не то, что не совсем серьезными, а вовсе никакими!

На фоне других «разоблачителей», включая д.ф.-м.н. А.И. Попова (ему уделено внимание в статье), Геннадий Ивченков выглядит предпочтительней. Однако, его апломб эксперта при ближайшем рассмотрении не подтверждается. Как все луноборцы автор строит возражения на собственных ошибках и фактах, которые ему — Ивченкову непонятны. Как обычно, это наукообразное мессиво пропитано антиамериканизмом и приправлено публицистическим сарказмом.

На стр. 2 автор пишет.»Сейчас же накопилась своеобразная «критическая масса» свидетельств, включая те же фото и киноматериалы, рассказы астронавтов, якобы лунные камни, вызывающие удивление у исследователей, и несоответствий (и явныx глупостей) в конструкциях «Сатурна-5», его двигателей, корабля «Аполлон» и посадочного модуля.» На самом деле в Сети накопился огромный массив квазинаучных измышлений, которые миллионы профанов принимают за твердые доказательства того, что «американцы не летали на Луну».

»В частности, кто догадался спроектировать служебный модуль «Аполлона» из секторов (как дольки апельсина) и сделать в служебном отсеке большой (50 градусов по окружности) продольный резервный отсек, который для баланса центра тяжести должен быть загружен балластом (?!)? » Автор возмущен тем, что он — Ивченков, никогда не занимавшийся проектированием космических и других машин, не понимает технические решения, заложенные в Аполлоне? Три вопросительных и два восклицательных знака усиливают этот нелепый пафос.

И далее.»Кто догадался поставить туда избыточный по размерам и весу двигатель AJ-10–137 тягой 11 тонн, когда сами американцы пишут, что он был в два раза больше, чем необходимо, в то время как более подходящий двигатель был (AJ-10, тягой 5 тонн) и весил на 200 кг меньше? Ракетные двигатели с их проблемами — это только часть вопроса.»

Согласно данным из , тяга AJ-10–137 была несколько меньше — 9.76 т, а некоторые источники дают 9.3 т. Следуя Википедии автор утверждает, что тяга была вдвое больше, чем необходимо для выхода на окололунную орбиту. Очевидно, что для корабля с начальной массой больше 43 т лишние 200 кг веса ЖРД проблемой не являются. Примерно такую массу имел луномобиль, который возили с собой Аполлоны 15,16 и 17. Даже если эта избыточная тяга была не нужна, то данный факт не служит основанием для заявления о том, что »Ракетные двигатели с их проблемами — это только часть вопроса.» Как будет показано в дальнейшем эти проблемы — в голове у автора!

В англоязычной Википедии, на которую ссылается «эксперт по ЖРД» (стр. 3) дано такое объяснение. Первоначальный профиль миссии предполагал посадку на Луну всего корабля Аполлон, поэтому двигатель проектировали с большей тягой. На момент, когда профиль изменили, работа над AJ-10–137 уже кипела, а графики лунной программы были очень жесткими. Но я думаю, что двигатель с запасом тяги поставили на Аполлон сознательно, т.к. главным приоритетом была надежность, а не оптимизация. Как это принято у луноборцев, Ивченков цепляется к мелочам, пытаясь раздувать из них принципиальные проблемы.

Двигатели F-1, которых «не было» (без сопловых насадков, которые крепились на готовую ракету)

Дальше на стр. 3 он утверждает.»В частности «трубчато–струйная» камера сгорания (далее КС) принципиально не могла обеспечить заявленное давление и тягу двигателей F-1. Это подробно показано в работе А. Велюрова.» Ниже будет показано совсем другое. А именно, что аргументы Ивченкова не выдерживают критики. Об этом виртуальном луноборце можно почитать. Чтобы составить собственное мнение хватило беглого взгляда на статью. Вот показательный фрагмент из этой буффонады.

»Зато второй полет 5 июля 1966 г. был орбитальным! Американцы пишут, что целью миссии AS-203 было изучение «поведение жидкого водорода в невесомости». И не смотря как обычно на мелкие пустяки, полет прошел успешно… А вот ежегодник Большой Советской Энциклопедии (БСЭ) (3) за 1967 г описывает результаты так:

«Последняя ступень (ракета S-4B) экспериментальной ракеты-носителя «Сатурн IB» SA-203 выведена на орбиту с не полностью израсходованным топливом. Основные задачи запуска — изучение поведения жидкого водорода в состоянии невесомости и испытания системы, ОБЕСПЕЧИВАЮЩЕЙ ПОВТОРНОЕ ВКЛЮЧЕНИЕ основного двигателя ступени. После проведения запланированных экспериментов в системе отвода паров водорода из бака были закрыты клапаны, и в результате повышения давления ступень ВЗОРВАЛАСЬ на седьмом витке».

»При этом ступень SA-203 разлетелась на 37 фрагментов! (2) Можно поздравить НАСА с успешным выполнением программы полета, почти как пелось в известной песне: за исключеньем пустяка, — сгорел ваш дом с конюшней вместе, когда пылало все поместье… А в остальном прекрасная маркиза, все хорошо, все хорошо!».

Ежегодник Большой Советской Энциклопедии за 1967 действительно так писал. Но если прочитать это в оригинале, без комментариев Велюрова и истерически кричащих выделений цветом и размером, то станет ясно, что никакой аварии на самом деле не было. Ступень взорвали преднамеренно! Возможно из соображений секретности, чтобы она как-нибудь не досталась русским. Кто и как посчитал фрагменты? На этом риторическом вопросе мы с Велюровым расстанемся, вернувшись к Ивченкову на стр. 3.

»Кроме того, согласно приведённым в американских «рекламках» данным о ракете «Сатурн-5», ее первая ступень является лучшей первой ступенью «для всех времен и народов». У нее 5 самых надежных и мощных в мире двигателей F-1 и, кроме того, ее весовое совершенство (отношение веса заправленной ступени к весу пустой ступени) — самое лучшее и непревзойденное до сих пор! Оно (опять же, согласно американским «рекламкам») составляет аж 17,5! В то время, как эта величина у 1-й ступени Н-1 была равна 14,4, у Протона — 15, у 2-й ступени Союза — 15,2, у Атласа II — 16, у Шаттла (если прибавить к весу бака вес двигателей и двигательного отсека) — 17 (для самой последней модификации).»

А собственно чему так удивляется «эксперт по ЖРД»? Тот факт, что отношение веса заправленной 1-й ступени Сатурна-5 к весу пустой является наибольшим естественно вытекает из того, что эта ракета была и остается самой большой из всех когда-либо летавших. Масса тонкостенной оболочки, каковой является ракета, пропорциональна квадрату, а масса топлива пропорциональна кубу ее линейного размера. Поэтому их отношение растет по мере возрастания размеров. Разумеется, это суждение не стоит воспринимать буквально, т.к. в реальности есть много других факторов. Но в целом оно объясняет ту особенность Сатурна-5, к которой прицепился Ивченков.

Главный мотор Сатурна-5 (с сопловым насадком)

Внутренние поверхности камеры сгорания и сопла F-1 были выполнены из продольных трубок, по которым протекало 70% керосина перед подачей в форсуночную головку, обеспечивая таким образом охлаждение. На снимке трубки хорошо видны — они направлены сверху-вниз. Сопловый насадок (заканчивается немного выше девушки) охлаждается потоком газов из выхлопа турбины топливопривода с температурой около 920 K, что намного ниже температуры в камере сгорания (около 3 500 К). Магистраль подачи выхлопных газов выглядит на фото, как толстый рукав, охватывающих сопловый насадок. Трубки охлаждения были изготовлены из жаропрочного, никелевого сплава Inconel X-750. Основным содержанием является попытка доказать, что трубки из этого сплава не могли работать под давлением в камере F-1 (70 атм).

Стоит заметить, что некоторые источники указывают меньшее давление, например 63 — 65 атм. Там же дана температура 3 273 К, что несколько ниже того, чем пользуется Ивченков. Учитывая, что он «балансирует на краю», эти отличия существенны. Но мы будем использовать данные автора, т.к. они не помешают доказать несостоятельность его фантазий.

Автор сравнивает F-1 с H-1, который представлял собой уменьшенную копию, но с трубками охлаждения из нержавеющей стали 347. Сопоставляя свойства этих материалов и характеристики моторов Ивченков, как ему кажется, доказал, что F-1 не мог иметь тягу выше 500 т. На стр. 13 он пишет.»Проблемы со сплавами, подобными Inconel X-750 были подробно и высокопрофессионально описаны С. Покровским». Покровский — это авторитетный среди луноборцев, ныне покойный конспиролог, написавший статью

То, что в ней сказано по поводу сплава Inconel X-750, на первый взгляд выглядит очень солидно с точки зрения физики твердого тела и металлургии. Но на стр. 2 своей статьи Покровский пишет »Так получилось, что автор данной работы — лазерщик, которому в своей лабораторной практике приходилось для текущих нужд практически оценивать поглощательную способность металлов на длине волны 1 мкм, приблизительно соответствующей спектральному максимуму излучения газов камеры сгорания Ф-1.» Таким образом, специалистом в данных областях он не являлся. Покровский сосредоточился на том, что ему было близко — на взаимодействии трубок из X-750 и припоя с излучением раскаленного газа.

На стр. 1 своей статьи он пишет.»Двигатель Ф-1 был построен по традиционной к тому времени схеме с охлаждаемой камерой сгорания из спаянных между собой трубок. Это решение — было как бы простым масштабированием достаточно отработанной схемы. Все верно, но дальше начинается безграмотная чепуха. «Но не все в нем допускало простое масштабирование. Рост размеров камеры сгорания в первом приближении пропорционально кубу линейных размеров, — ведет к такому же увеличению объема горячих излучающих газов. Площадь поверхности, воспринимающей излучение, — растет как квадрат линейных размеров. Таким образом, удельный поток лучистой энергии на поверхность стенки камеры с ростом размеров возрастает.»

Мощность излучения черного тела определяется площадью его поверхности и температурой, но отнюдь не объемом. Поэтому излучение на стенки камеры происходит не из всего объема газа, а только с внешней поверхности газового сгустка. Внутри же имеет место переизлучение — атомы поглощают и испускают фотоны с равными вероятностями, что отвечает термодинамическому (квази)равновесию. Согласно закону Стефана-Больцмана, при росте размеров камеры сгорания плотность потока излучения не изменится, будучи пропорциональной 4-й степени температуры. Если температура в F-1 была такая же, как в Н-1, то и поток лучистой энергии на стенки камеры был той же плотности.

В этом месте специалист по лазерам продемонстрировал не только апломб эксперта, но и незнание термодинамики излучения. Что привело его к грубой ошибке на стр. 4.»Плотность мощности в импульсе масштаба 10^4 Вт/см² — близка к плотности мощности в двигателе Ф-1. А при пуске? А при пуске масштаб лучистых потоков на поверхность моментально возрастает до уровня 10^4 — 10^5 Вт/см². Это типичные масштабы лазерного воздействия.»

Здесь утверждается, что плотность потока излучения с поверхности газового сгустка на стенки камеры сгорания превышает $10^4\quad W/cm^2$ . Но при температуре 3 500 К интенсивность чернотельного излучения равна

$\sigma T^4=5.67\cdot 10^{-8}\cdot 3500^4 \quad W/m^2= 851\quad W/cm^2$

Как видно, она была завышена Покровским более, чем в 10 раз. Таким образом, «высокопрофессиональные» претензии к двигателю F-1 основаны на его собственных ошибках. Все как всегда у конспирологов! Вернемся к статье Ивченкова .

Двигатель H-1, младший брат F-1

От стр. 4 до стр. 32 автор обсуждает устройство двигателя F-1 и сравнивает его с другими, но доказательства невозможности откладывает «на потом», ограничиваясь оценочными, категоричными суждениями.

На стр. 12 — 15 Ивченков приводит доводы в пользу того, что трубки охлаждения из сплава Inconel X-750 подвергались отжигу, в результате чего они приобретали предел упругости в 2 400 кг/кв.см ( $\sigma=240$ МПа). В сущности это — лишь правдоподобные догадки. Единственный аргумент, который можно считать доказательством, предъявлен на стр. 15.»То, что материал трубок подвергался отжигу, а не термической закалке, полностью подтверждается снимками F-1 «со дна моря» (рис. 2 и 3), на которых видно, что трубки погнуты (то есть материал — пластичный.) Если бы они были подвергнуты термической закалке, то они не гнулись бы, а ломались (попробуйте погнуть пружину).» Но на рис. 3 трубок нет вообще, а на рис. 2 они выглядят скорей изломанными, чем погнутыми. На мой взгляд гипотеза о том, что »материал трубок подвергался отжигу, а не термической закалке», этой фотографией не подтверждается. Более того — на ней явно запечатлен не F-1! Но даже если верно то, что предел упругости был равен 240 МПа, то и в этом случае доводы автора основаны на произвольных допущениях (см. ниже).

На стр. 15 Ивченков пишет.»Кроме того, особенности Inconel X-750 могут вызвать проблемы при кратковременном нагреве под давлением (в частности, при работе F-1.) При этом на огневой поверхности трубки начинается кристаллизация с некоторым упрочнением и, главное, повышением твердости и, соответственно, хрупкости, в то время как внутренние слои огневой стенки и другая стенка этому не подвержены. Давление в трубках повышается и идет пластическая деформация, на хрупкой поверхности могут появиться трещины.»

Но откуда автору известно, что при работе F-1 могут возникать эти проблемы? Допустим, что часть трубки, находящаяся в контакте с раскаленным газом, становится более твердой и хрупкой. При отсутствии деформаций это никак себя не проявит, а откуда взяться деформациям? Давление в 70 атм на 2 порядка меньше, чем предел упругости. Ивченков пишет, как о факте, что идет пластическая деформация, хотя на самом деле это лишь предположение. Видимо он считает, что неравномерная перестройка кристаллической структуры сплава вызовет изгибания трубки. Учитывая, что автор не является специалистом в физике твердого тела и металлургии, нет оснований доверять этим фантазиям.

Стоит также обратить внимание на слово «могут». Могут — это не значит, что появятся, учитывая краткость жизненного цикла F-1 (меньше 3 мин). Более того, на стр. 13 автор утверждает прямо противоположное.»Повышение yield strength при 1200–1300 F объясняется началом кристаллизации при эксплуатации сплава на данных температурах. Это не происходит при кратковременном воздействии таких температур (при кратковременном нагреве, например, в течение 168 сек работы F-1), так как процесс полной реструктуризации сплава идет медленно и занимает часы». Геннадий Ивченков противоречит сам себе, как часто бывает с луноборцами.

Дальше на стр. 15 автор еще раз формулирует свои фантазии, придав им форму твердо установленного факта.»Получается, что Inconel X-750 — материал проблемный, в частности, из-за возможности неконтролируемой реструктуризации во время эксплуатации». Прием из арсенала конспирологов: порассуждав о том, что, как им кажется, могло бы иметь место, закончить категоричным выводом том, что так оно в реальности и было))

Останки двигателя, который Ивченков называет F-1 (сравните с фотографией, где девушка)

На стр. 16 Ивченков пишет об еще одной, по его мнению, фатальной проблеме двигателя F-1.»Кроме того, при отработке двигателя Н-1 возникли дополнительные проблемы, связанные с взаимодействием никелевых сплавов с керосином RP-1». Дальше он цитирует фрагмент на английском из архива NASA, где сказано о том, что специалисты подозревали (suspected) возможность химической реакции межу серой в керосине и сплавом Inconel X-750, которая могла бы привести к охрупчиванию трубок. Для исключения этой предполагаемой проблемы у вновь создаваемых H-1 их выполнили из сплава 347. Судя по тому, что слово «исправление» (fix) взято в кавычки, это было сделано из предосторожности, а не потому, что наблюдались реальные последствия реакции c керосином PR-1.

По-видимому в дальнейшем выяснилось, что эти опасения преувеличены и Inconel X-750 использовался в F-1. Но автор уверенно пишет о том, что серьезные проблемы были и перекочевали с «исправленного» Н-1 в двигатель F-1 (стр. 16).»Возникает вопрос, а как же с трубками из никелевого сплава в F-1? Ведь керосин RP-1 — тот же, сплав Inconel X750 — с большим содержанием никеля (70%), а температура и давление у F-1 выше, чем у Н-1». Ставить вопросы луноборцы мастера, только искать ответы им не хочется, поэтому предпочитают те, что отвечают их «разоблачениям». А между тем, кроме реакции сплавления никеля с серой $Ni+S=NiS$ , идущей при температуре около 1200 К, реакция окисления $2NiS+3O_2=2NiO+2SO_2$ при 900 — 1100 К выводит серу из металла. Не потому ли Rocketdyne вернулась к сплаву Inconel X-750, разрабатывая F-1?

Но Ивченков вопросами себя не затрудняет, ибо он «знает» точные ответы! Последний абзац на стр. 16.»Этот фактор, вместе с неконтролируемой кристаллизацией жаропрочных никелевых сплавов типа Inconel, ставит вопрос о возможности применения никелевых сплавов для огневых стенок КС, работающих на керосине. Вывод здесь однозначный — никелевые сплавы не могут (и не могли) быть материалом трубок охлаждения при заявленных для F-1 характеристиках.» Вот так, сначала »ставит вопрос» и сразу »Вывод здесь однозначный»)) Но, как показано выше, он далеко не однозначный, а скорее за уши притянутый к мифу о лунной афере.

На стр. 18 автор заявляет.»Стенки трубок рубашки охлаждения имеют толщину в доли миллиметра, например, толщина стенок трубок у Н-1 составляет 0,25 мм. В литературе указана толщина трубок F-1 в 0.457 мм, достоверность чего вызывает большие сомнения, так как такая толщина стенок совершенно не проходит по требованиям к охлаждению (это будет показано далее).» В оценках толщины стенок трубок Ивченков опирался на свои фантазии (см. ниже).

На стр. 21 — 22 автор считает трубки охлаждения, силясь найти противоречие и в этом.»Таким образом, в случае одинарного слоя, количество трубок после раздвоения (сопло от степени расширения ⅓ до 1/10) должно быть равным 356. Теперь взглянем на фото сопла F-1 на дне моря (рис. 2), сделанное экспедицией Джефа Безоса. На фото можно насчитать 178 трубок расположенных ниже сечения ⅓ (просматривается до сечения 1/8, далее трубки смяты и погнуты). И сколько же трубок на самом деле и каков их реальный диаметр? В то же время на снимках NASA (Rocketdyne) четко можно насчитать 178 трубок, уложенных в один слой и раздваивающихся на 356 ниже сечения 1/36».

Снимок Джефа Безоса, о котором идет речь, можно увидеть выше (останки на дне моря). Я лично не смог насчитать на обломке сопла больше, чем 60 трубок. Кроме того, нижняя часть этого обломка совершенно не похожа на F-1. Число поперечных (разорванных) колец явно не превышает 9. На снимке с девушкой видно, что таких колец было гораздо больше. Откуда вообще известно, что на этом фото изображены остатки F-1? Экспедиция Джефа Безоса находила обломки двигателей различных ракет, работая на том участке океана, над которым проходили их трассы после взлета с мыса Канаверал. Скорее всего на фото изображен обломок Н-1, которые ставили на первые модели Сатурнов в качестве бустеров. Но луноборцы выбирают из возможных объяснений только те, которые укладываются в их картину мира. Мира, в котором американцы не летали на Луну и в космосе, похоже, вовсе не были))

Камера сгорания F-1 изнутри, видны трубки охлаждения и форсунки

Дальше, вплоть до стр. 27 Ивченков хвалит советскую технологию ракетных двигателей, основанную на использовании двойной стенки камеры сгорания, образующей рубашку охлаждения. При этом он критикует подход, избранный американцами в лунных ракетах — камера, составленная из трубок охлаждения. Вполне возможно, что все это справедливо… за одним исключением. Американская технология обеспечила меньший вес камеры сгорания и сопла, что для огромных двигателей имеет принципиальное значение. СССР так и не сумел создать ничего похожего на F-1 по размеру, пытаясь запрячь в свою ракету десятки сравнительно малых ЖРД. Итог известен — лунную гонку наша страна с треском проиграла.

Завершаются эти сравнения очередной порцией фантазий (стр. 27).»Все это говорит о том, что разработки двигателей в СССР и США шли разными путями. В то же время, практика показала, что «американская технология» является ущербной, тупиковой, не позволяющей получить удовлетворительные характеристики двигателя, такие как давление в камере (не больше 50 атм) и, соответственно, удельный импульс». Какая практика показала? Полеты Аполлонов на Луну? Кто установил, что давление в камере F-1 было не больше 50 атм? Велюров и его последователь Ивченков? Ниже мы обсудим, как именно он оценил это давление, а пока еще одна струя желчи с ложью («горючее и окислитель») на стр. 27.

»Форсуночная головка, сделанная по «американской технологии» имеет струйные форсунки и напоминает стиральную доску с дырками (или плоскую доску с отверстиями, выполненными под углом — см. рис. 11). Практика показала ущербность и этой технологии, не обеспечивающей удовлетворительный распыл и смешение компонентов. Факт применения струйных форсунок американцами, вообще-то, является странным, так как на двигателе известной им Фау-2 стояли все виды форсунок, а они выбрали наихудшие, преимуществом которых является только меньшее гидросопротивление.»

Слегка модифицируя заданный выше вопрос: «ущербность» этой технологии показала практика девяти пилотируемых полетов к Луне и запуска целиком станции Скайлэб? Хотя конечно, Скайлэба тоже не было, бдительных луноборцев не обманешь)) Что касается меньшего гидросопротивления «ущербных» форсунок F-1, то как раз это имело для него принципиальное значение, учитывая систему охлаждения и огромный расход топлива. Чуть забегая вперед заметим, что проблема с повышенной тепловой нагрузкой на трубки в двигателе F-1 по сравнению с Н-1, которую по Ивченкову можно было решить только за счет истончения стенок до неприемлемых по прочности 0.2 мм, решалась как раз за счет ускоренной циркуляции керосина в системе охлаждения. С форсунками другого типа это бы, вероятно, не сработало.

Орбитальная станция Скайлэб изнутри, … которой тоже не было

На стр. 33 автор переходит к оценке тепловой нагрузки на трубки охлаждения. Он берет за основу эмпирическую формулу из теплотехники, описывающую теплообмен между потоком газа и стенкой трубы, и применяет для сравнения коэффициентов теплообмена $\alpha_F$ и $\alpha_H$ между раскаленным газом и стенками камеры сгорания для двигателей F-1 и H-1 соответственно, так что:

$\frac{\alpha_F}{\alpha_H}\approx\left(\frac{D_H}{D_F}\right)^{0.15}\cdot \left(\frac{P_F}{P_H}\right)^{0.85}$

(*)

где $P$ — давление в камере сгорания и $D$ — ее диаметр. Отсюда автор получает, что отношение $\alpha_F/\alpha_H$ находится в диапазоне 1.22 — 1.29. Как всегда бывает при «разоблачениях», это отношение завышено. Если принять давление в камере F-1 65 атм и считать, что $D_F/D_H=2$ , то получится $\alpha_F/\alpha_H\approx 1.15$ . Учитывая, что формула (*) является эмпирической, а камера сгорания не является трубой, различие в коэффициентах теплообмена, по-видимому, близко к методической погрешности вычислений. Как обычно луноборцы балансируют на краю, пытаясь натянуть числовые данные на домыслы.

Но предположим, что оценка $\alpha_F=1.22\cdot\alpha_H$ , которой оперирует в дальнейшем Ивченков, верна. Пусть $T_h$ — температура газа в камере сгорания (3 500 К), $T_{wh}$ — температура поверхности стенки трубки, соприкасающейся с этим газом, $T_{wc}$ — температура поверхности стенки, соприкасающейся с охладителем (керосином), $Q_{hw}$ и $Q_{wc}$ — плотности потоков тепла (Вт/кв.м) из газа в стенку трубки и через стенку в охладитель. Тогда

$Q_{hw}=\alpha(T_h-T_{wh})$ и $Q_{wc}=\lambda(T_{wh}-T_{wc})/\delta$ (**)

где $\lambda$ — коэффициент теплопроводности и $\delta$ — толщина стенки. Автор считает, что $T_{wh}=1000$ K. При той же разности $T_h-T_{wh}$ величина $Q_{hw}$ для двигателя F-1 будет в 1.22 раза больше, чем для H-1. На стр. 34 отсюда делается ложный вывод о том, что для сохранения теплового потока неизменным достаточно было бы повысить $T_{wh}$ с 1000 К до 1220 К. Из (**) следует, что за счет этого $Q_{hw}$ уменьшился бы не в 1.22, а только в 1.1 раза.

Чтобы сохранить «пропускную способность» стенки трубки, считая $T_{wh}$ неизменной (1000 К), автор предлагает уменьшить толщину стенки $\delta$ в 1.22 раза. Но что произойдет, если $\delta$ не уменьшится, а увеличится с 0.254 мм в двигателе H-1 до 0.457 мм в F-1? Последнее значение Ивченков объявил плодом фантазии Technical Writer-ов, но именно его указывает NASA для F-1. В таком случае $Q_{wc}$ уменьшится в 1.8 раза. При этом мы предположили, что поток $Q_{hw}$ увеличился в 1.22 раза. В таком режиме, разумеется, система охлаждения работать не смогла бы.

Легко проверить, что тепловые потоки из газа в стенку и через стенку в охладитель будут динамические уравновешены (т.е. $Q_{hw}=Q_{wc}$ ), если $T_{wh}=1300$ K и $T_{wc}=250$ K. Таким мог бы быть режим работы F-1 в предположении $\alpha_F=1.22\cdot\alpha_H$ , если бы двигатель H-1 работал в режиме $T_{wh}=1000$ K и $T_{wc}=300$ K. В этом случае температура керосина выше точки замерзания. Пониженную температуру охладителя в F-1 можно было обеспечить за счет большей скорости его прокачки через трубки. Температура 1 300 К, вероятно, была приемлемой для сплава Inconel X-750 с температурой плавления около 1 700 К, учитывая малую длительность работы двигателя (~165 сек). А также тот факт, что только огневая поверхность стенки была бы нагрета до 1 450 К, а внутри нее температура падала бы до 300 К на холодной поверхности (автор принимает $T_{wc}=300$ K, что видно из расчета на стр. 35, где он получает $T_{wh}=1160$ К).

Нетрудно придумать еще более реалистичные режимы для систем охлаждения F-1 и H-1 при том же предположении о коэффициентах теплообмена. Например, для F-1 пусть $T_{wh}=1145$ K и $T_{wc}=345$ K, а для H-1 пусть $T_{wh}=1000$ K и $T_{wc}=430$ К. Температура огневой стенки 1 145 К для трубки из Inconel X-750, работающей меньше 3-х минут, явно не является большой проблемой. Разница температур охладителей всего лишь 85 К. Поскольку $T_{wc}$ суть средние по системе охлаждения, эти температуры и не должны иметь «комнатные» значения вблизи 300 К, которые предполагались выше. Стоит также заметить, что при температурах свыше 1 000 К теплопроводность сплава Inconel X-750 несколько выше, чем у стали 347. Хотя различие невелико, в 1.1 — 1.2 раза, это дополнительно усиливает позицию двигателя F-1 в «соревновании» с Н-1.

Первая ступень Сатурна-5. Сопловые насадки сняты

До стр. 47 Ивченков мусолит тему якобы слишком тонких стенок, словно упиваясь свои «открытием». На стр. 47.»Подобные расчеты (конечно, более детальные, включая компьютерное моделирование) наверняка проводили американцы в процессе проектирования и получили вполне реальную величину рабочего давления в 46–50 атм и тягу двигателя порядка 450 тонн. Как они дальше пытались форсировать F-1 до 70 атм и 690 тонн и что из этого получилось — это большой секрет компании «Рокетдайн» (Rocketdyne)». Откуда все это известно Ивченкову? Вопрос риторический — он самозабвенно фантазирует))

На стр. 48 «Отличие конструкции двигателей, вытащенных со дна моря Джефом Безосом от представленных в перечисленных в статье источниках от NASA» выделено жирным шрифтом. Выше уже было сказано о том, что на снимке, который имеет ввиду автор (двигатель на морском дне) почти наверняка запечатлен H-1.

На стр. 49 — 53 автор пытается придраться к системе подачи выхлопных газов в сопловой насадок. Ничего серьезного он вроде бы здесь не выдумал. Доказывает, что советские ЖРД были лучшими, а у американцев вообще идей хороших не было. Кто бы с этим спорил? Россия — родина слонов.

На стр. 56 — 58 Ивченков пишет чепуху о том, что двигатель F-1 в полете горел (фото в начале статьи). Но если он горел, поскольку где-то прогорели трубки охлаждения с керосином, то почему так симметрично?

Столь эффектное расширение факела было связано, очевидно, с падением давления атмосферы при подъеме ракеты. Внешнее давление снижалось, поэтому огненный сгусток, вылетающий из сопла, радиально расширялся. Жутковатый выброс пламени выше уровня сопел объясняется подъемом части раскаленных газов в пустое пространство двигательного отсека. Этому не стоит удивляться, т.к. при пересечении факелов из различных двигателей (всего их было 5) неизбежно появляются частицы пламени, имеющие импульс по движению ракеты. Они-то и врываются в пустоты двигательного отсека, покидая его затем через отверстия в корпусе ракеты (на фото выше видны 4 продольных ще