👧🏼 💺 🎛️ 土星5火焰马达 🔻 🗼 ♒️

因此，格林尼治标准时间（UTC）1969年7月16日下午13:32开始“对一个人来说只是一小步”。初始质量为2725吨的火箭升至67 km的高度，第一级F-1的五台发动机在地面推力为690 ton的情况下加速至2.75 km / s。这仍然是历史上最强大的马达，因为推力为740吨的苏联RD-170是一台“线束”中的四发火箭发动机。否认月球飞行的巨大精神失常表现在试图挑战F-1的存在或低估其性能。

其中一项研究（如果可以称之为幻想事实）属于Gennady Ivchenkov，他的文章“基于对传热和管状冷却套强度的分析，对F-1的特性进行评估” www.manonmoon.ru/articles/st65.pdf 。作为技术科学的候选人，他在MVTU攻读研究生期间就曾研究过火箭发动机，乍一看他写了严肃的著作，目的是证明Saturn-5的主发动机不能在500吨以上的牵引力下发展。随之而来的是，阿波罗8、10、11、12、13、14、15、16、17没有飞向月球，人类的脚没有踩在尘土飞扬的表面上。但是，像其他所有妄想症的果实一样，这种试图用耳朵吸引现实来达到预期结论的尝试是不成功的。在文章www.manonmoon.ru/articles/st65.pdf之下，进行了严格的分析，在没有明确声明的其他地方，我们将只讨论它。

在第1页上，作者展示了他的偏见，这为发表定下了基调。 “ 美国人自己是在阿波罗飞行之后几乎立即提出这一问题的。在随后的几年中，大量直接和间接的证据表明，至少其中一些飞行确实是上演的 。” 作者向读者明确指出，“美国人本身”是认真的专家。关于月球战士教派的开国元勋-Keysing和Rene可以在文章geektimes.ru/post/285236中找到。专家，这些“美国人自己”不是很认真，但一点也不认真！

在其他“告密者”的背景下，包括Sc博士。我 Popov（他在geektimes.ru/post/274384中关注了这篇文章）看起来更像 Gennady Ivchenkov。但是，他的专家仔细检查后仍无法确定。像所有月光爱好者一样，作者对自己的错误和事实提出异议，而他-伊夫琴科夫不理解。和往常一样，这部科幻小说充满了反美主义，并带有新闻讽刺的味道。

在第2页上，作者写道。 “ 现在已经积累了奇特的”临界质量”证据，包括相同的照片和电影材料，宇航员的故事，据说是月光石，这使研究人员感到惊讶，并且“土星5”，其发动机和飞船的设计存在不一致（和明显的愚蠢）。阿波罗“登陆模块” 。实际上，网络已经积累了大量准科学的伪造品，数以百万计的非专业人士将其作为“美国人没有飞向月球”的有力证据。

“ 特别是，谁猜想要从扇区（如橙片）设计Apollo服务模块，并在服务室内制作一个大的（沿圆周50度）纵向储备舱，该舱应装有镇流器以平衡重心（?? !!）。 “作者很生气，他-从未从事太空和其他机器设计的伊夫琴科夫，不了解阿波罗固有的技术解决方案？三个问号和两个感叹号加剧了这种荒谬的悲哀。

再进一步。 “ 当美国人自己写这是需要的两倍大的东西，而想到一个更合适的发动机是（AJ-10， 5吨），重200公斤以下的火箭发动机只是问题的一部分 。”

根据epizodsspace.airbase.ru/bibl/raketostr3/obl.html的数据，AJ-10-137的推力略小-9.76 t，某些资料来源为9.3 t。根据Wikipedia，作者声称推力是必要值的两倍。进入月球轨道显然，对于初始质量超过43吨的船舶而言，增加200公斤的火箭发动机重量不是问题。登月机的质量如此之大，阿波罗15.16和17随车携带。即使不需要这种过大的牵引力，这一事实也不能作为宣称“ 火箭发动机及其问题只是问题的一部分”的依据 。 ” 这些问题将在稍后显示，在作者的脑海中！

en.wikipedia.org/wiki/Apollo_Command/Service_Module由“ LRE专家”（第3页）引用的英语维基百科提供了此说明。最初的任务概况包括整个阿波罗飞船在月球上的着陆，因此发动机的设计推力更大。在更改配置文件时，AJ-10-137的工作已经全面展开，登月计划的时间表非常紧张。但我认为，有一定推力的发动机是有意识地装在阿波罗上的，因为可靠性是重中之重，而不是优化。按照卢诺伯人的习惯，伊夫琴科夫坚持小事情，试图从中解决一些基本问题。

F-1发动机，“不是”（没有安装在完成的火箭上的喷嘴）

他在第3页进一步说道。 “ 特别是，“管状射流”燃烧室（以下简称KS）从根本上无法提供F-1发动机宣称的压力和推力。这在A. Veluurov的工作中得到了详细说明 。” 下面将显示完全不同的内容。就是说，伊夫琴科夫的论点没有受到批评。您可以阅读有关此虚拟月球摔跤手apollofacts.wikidot.com/hoax的信息：people-velyurov。提出您自己的意见，快速浏览一下free-inform.narod.ru/pepelaz/pepelaz-1.htm文章就足够了。这是这个酒馆的样本片段。

“ 但是1966年7月5日的第二次飞行是有轨道的！美国人写道，AS-203任务的目的是研究“液态氢在零重力下的行为。”尽管通常有一些琐事，但这次飞行还是成功的。但是，《大苏联百科全书》（ 1967年的TSB）（3）描述了以下结果：

“土星IB实验运载火箭SA-203的最后阶段（S-4B火箭）以不完全的燃油消耗被送入轨道。 发射的主要目的是研究液氢在零重力下的行为，并测试可重新启用该级主机的系统。 在系统进行了计划的实验以便从储罐除去氢气以后，关闭了阀门，由于压力的增加，第七阶段爆破了 。“

“ 同时，SA-203台散布成37个碎片！（2）您可以祝贺NASA成功实施了飞行计划，就像在著名的歌曲中演唱的一样：除了琐事，您的房屋和马stable在整个庄园被烧毁时一起被烧毁了……其余的都是美丽的侯爵夫人，一切都好，一切都好！“

伟大的苏联百科全书1967年年鉴确实写了istmat.info/files/uploads/22100/17_str_496-540_nauka_i_tehnika_chast1.pdf 。但是，如果您在原文中读到此内容，而没有Veliurov的评论，并且在颜色和尺寸上都歇斯底里地尖叫着，那么很显然，这确实是偶然的。舞台是故意炸毁的！也许是出于保密的原因，所以以某种方式它不会交给俄国人。谁计算了碎片，如何计算？关于这个问题，维鲁洛夫和我分开了，回到第3页的伊夫琴科夫。

“ 另外，根据美国“广告”中提供的Saturn-5火箭的数据，它的第一阶段是所有时代和人民的最佳第一阶段。”它拥有世界上最可靠，最强大的F-1发动机中的5台，此外，它的完美重量（再填充阶段的重量与空阶段的重量之比）是迄今为止最好的，而且是无法超越的（根据美国《广告》的说法）已经是17.5！ N-1的第一阶段在Proton-15等于14.4，在联盟的第二阶段-15.2在Atlas II-16在Chat等于14.4。 LA（当加到电机的油箱和发动机舱的重量的重量） - 17（最新版）“。

实际上，“火箭发动机专家”为何对此感到惊讶？自然而然，装满的土星第五阶段1的重量与空载重量之比是最大的事实，这是由于该火箭曾经并且仍然是有史以来飞行中最大的。薄壁壳体（它是火箭）的质量与平方成正比，燃料的质量与其线性尺寸的立方成正比。因此，它们的比例随着尺寸的增加而增长。当然，不应从字面上进行此判断，因为实际上，还有许多其他因素。但总的来说，它解释了伊夫琴科夫紧紧抓住的土星5号的特殊性。

Saturn-5主电机（带喷嘴喷嘴）

燃烧室和F-1喷嘴的内表面由纵向管制成，70％的煤油在被送入喷嘴头之前先流过纵向管，从而提供冷却。在图片中，这些管清晰可见-它们从上到下指向。喷嘴（端部比女孩稍高一点）被来自燃气涡轮机排气的气流冷却，温度约为920 K，远低于燃烧室的温度（约3500 K）。排气管看起来像一个厚实的套筒，覆盖着照片中的喷嘴。冷却管由耐热镍合金Inconel X-750制成。 www.manonmoon.ru/articles/st65.pdf的主要内容是试图证明这种合金的管子无法在F-1舱（70个大气压）的压力下工作。

值得注意的是，某些消息源显示压力较小，例如63-65 atm epizodsspace.airbase.ru/bibl/raketostr3/1-1.html 。那里的温度为3,273 K，略低于Ivchenkov使用的温度。鉴于它“在边缘保持平衡”，这些差异非常明显。但是我们将使用作者的数据，因为他们不会因为证明自己的幻想失败而受到伤害。

作者将F-1与H-1比较，后者是一个很小的副本，但与由347不锈钢制成的冷却管比较。他认为，比较这些材料的特性和Ivchenkov发动机的特性后，证明F-1的推力不能超过500 T.他在第13页写道。 “ S. Pokrovsky已详细且高度专业地描述了诸如Inconel X-750之类的合金问题 。” 波克罗夫斯基是月光爱好者中的权威，现在是已故阴谋论者，他撰写了文章www.manonmoon.ru/addon/22/inkonel.doc 。

从固态物理学和冶金学的角度看，它乍一看对Inconel X-750合金的评价看起来非常牢固。但波克罗夫斯基在其文章的第2页上写道：“ 碰巧这项工作的作者是一台激光器，按照他目前的实验室实践，他必须实际评估波长为1μm的金属的吸收能力，大约相当于燃烧室气体辐射的光谱最大值。 1.“ 因此，他不是这些领域的专家。 Pokrovsky专注于与他亲近的事物-X-750管和焊料与热气排放的相互作用。

他在文章的第1页上写道。 “ F-1发动机是按照当时的传统方案制造的，具有一个由焊接在一起的管子制成的冷却燃烧室。这种解决方案就像缩放一个相当发达的电路一样。没错，但是毫无意义的废话就开始了。”燃烧室的尺寸以近似的方式与线性尺寸的立方成正比，导致放热气体的体积同样增加，接收辐射的表面积以正方形增长。 “。因此，辐射能量到腔室壁表面的比通量随着尺寸的增加而增加 。”

黑体的辐射功率由其表面积和温度决定，但绝不是由体积决定的。因此，对腔室壁的辐射不是来自整个气体体积，而是仅来自气体束的外表面。在内部，发生重新发射-原子以相等的概率吸收和发射光子，这对应于热力学（准）平衡。根据Stefan-Boltzmann定律，随着燃烧室尺寸的增加，辐射通量密度将不会改变，与温度的4度成正比。如果F-1中的温度与H-1中的温度相同，则辐射能量流向室壁的密度相同。

在这一点上，激光专家不仅展示了专家的实力，还展示了对辐射热力学的无知。是什么导致了他在第4页上的严重错误。“ 脉冲规模为10 ^ 4 W / cm2的功率密度接近F-1发动机的功率密度。启动时？启动时，到达表面的辐射通量的比例立即增加到该水平。 10 ^ 4-10 ^ 5 W / cm2。这是典型的激光暴露尺度。“

这里说从气体束表面到燃烧室壁的辐射通量的密度超过

$10 ^ 4 \四边形W / cm ^ 2$ 。但是在3500 K的温度下，黑体辐射的强度为

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

如您所见，Pokrovsky高估了她十次以上。因此，F-1发动机的“高度专业化”主张是基于其自身的错误。阴谋论者一如既往！让我们返回伊夫琴科夫的文章www.manonmoon.ru/articles/st65.pdf 。

发动机H-1，弟弟F-1

从第4页到第32页，作者讨论了F-1发动机的设计并将其与其他发动机进行比较，但推迟了“不可能”的证据，将其自身限于评估，明确的判断。

伊夫琴科夫（Ivchenkov）在第12至15页中指出，因科镍合金X-750合金的冷却管已退火，因此其弹性极限为2,400 kg / cm2（

$\ sigma = 240$ MPa）。从本质上讲，这些只是合理的猜测。唯一可以视为证据的论据在第15页上提出。 “从海底的F-1图像充分证实了管材已退火且未进行热淬火这一事实”（图2和图3），表示管子是弯曲的（也就是说，材料是塑料的。）如果对其进行热硬化，它们将不会弯曲而是会断裂（尝试弯曲弹簧）。根本没有3部手机，但是在图2中。 2他们看上去比弯腰还折断。以我的观点，这张照片没有证实“ 管子的材料已退火而不是热硬化 ”的假设。而且-它显然没有被F-1捕获！但是，即使确实弹性极限为240 MPa，在这种情况下，作者的论点仍是基于任意假设的（请参见下文）。

伊夫琴科夫在第15页上写道。 “ 此外，Inconel X-750的特性可能会在压力下短期加热（特别是在F-1操作时）引起问题。与此同时，在管子的烧成表面开始结晶并有些硬化，最重要的是，硬度增加，因此变脆当防火墙的内壁和另一壁的内层不受此影响时，管内的压力升高并发生塑性变形，脆性表面可能出现裂纹。“

但是作者如何知道在使用F-1时会出现这些问题？假定与热气体接触的管子部分变硬，变脆。在没有变形的情况下，这不会以任何方式表现出来，但是变形来自何处？ 70 atm的压力比弹性极限小2个数量级。伊夫琴科夫（Ivchenkov）写道，塑性变形正在进行中，尽管实际上这只是一个假设。显然，他认为合金晶体结构的不均匀重排会导致管子弯曲。鉴于作者不是固态物理学和冶金学的专家，因此没有理由相信这些幻想。

还值得关注“可能”一词。考虑到F-1的生命周期短（少于3分钟），它们可以-这并不意味着它们会出现。此外，在第13页上，作者主张完全相反的说法。 “ 1200-1300 F时屈服强度的提高是由于合金在这些温度下运行过程中开始出现结晶。在短期暴露于此类温度下（例如在短时加热（例如F-1运行168秒期间）），这不会发生，因为合金会完全重组很慢，需要几个小时。“ 根纳季·伊夫琴科夫（Nennady Ivchenkov）与他自己矛盾，就像摔跤运动员那样。

在第15页的后面，作者再次提出了自己的幻想，使幻想成为事实。 “ 事实证明，Inconel X-750是一种有问题的材料，特别是因为在操作过程中可能会进行不受控制的重组 。” 阴谋理论家的武器库的入场证明：在推测了他们认为可能的情况后，得出了确实如此的断然结论））

发动机残骸，伊夫琴科夫称之为F-1（与女孩所在的照片进行比较）

在他看来，伊夫琴科夫在第16页上提到了F-1发动机的另一个致命问题。 " , -1 , RP-1 ". NASA, , (suspected) Inconel X-750, . H-1 347. , «» (fix) , , , c PR-1.

- , Inconel X-750 F-1. , «» -1 F-1 (. 16). " , F-1? RP-1 – , Inconel X750 – (70%), F-1 , -1 ". , , , «». ,

$inline$ , 1200 ,

$inline$ 900 — 1100 . Rocketdyne Inconel X-750, F-1?

, «» ! . 16. " , Inconel, , . – ( ) F-1 ." , " " " " )) , , , .

. 18 . " , , -1 0,25 . F-1 0.457 , , ( ). " (. ).

. 21 — 22 , . " , , ( 1/3 1/10) 356. F-1 (.2), . 178 1/3 ( 1/8, ). ? NASA (Rocketdyne) 178 , 356 1/36 ".

, , ( ). , 60 . , F-1. () 9. , . , F-1? , , . -1, . , . , , , ))

F-1 ,

, . 27 , , . , — , . , … . , . F-1 , . — .

(. 27). " , . , , « » , , , ( 50 ) , , ". ? ? , F-1 50 ? ? , , (« ») . 27.

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,…

. 33 . , ,

$\alpha_F$ 和

$\alpha_H$ F-1 H-1 , :

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

(*)

在哪里

$inline$ —

$inline$ — . ,

$\ alpha_F / \ alpha_H$ 在1.22-1.29之间。与“暴露”一样，这种态度被夸大了。如果我们在F-1 65 atm室中接受压力，并假设

$inline$ 事实证明

$\ alpha_F / \ alpha_H \大约1.15$ 。假定公式（*）是经验性的，并且燃烧室不是管道，则传热系数的差异显然接近于计算方法的误差。像往常一样，月光族在边缘保持平衡，试图将数字数据用于推测。

但是假设估计

$\ alpha_F = 1.22 \ cdot \ alpha_H$ ，随后由伊夫琴科夫（Ivchenkov）操作，是正确的。让

$inline$ -燃烧室中的气体温度（3,500 K），

$T_ {wh}$ -与该气体接触的管壁表面的温度，

$T_ {wc}$ -与冷却器（煤油）接触的壁表面的温度，

$Q_ {hw}$ 和

$Q_ {wc}$ -从气体到管壁以及从管壁到冷却器的热通量密度（W / sm）。然后

$Q_ {hw} = \ alpha（T_h-T_ {wh}）$ 和

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

在哪里

$\ lambda$ -导热系数和

$\ delta$ -壁厚。作者认为

$T_ {wh} = 1000$ K.具有相同的区别

$T_h-T_ {wh}$ 价值

$Q_ {hw}$ 对于F-1发动机，它将是H-1发动机的1.22倍。在第34页，得出了一个错误的结论，即保持热通量不变，增加热量就足够了

$T_ {wh}$ 从1000 K到1220K。由于（**），因此

$Q_ {hw}$ 不会减少1.22，而只会减少1.1倍。

保持管壁的“吞吐量”，计数

$T_ {wh}$ 不变（1000 K），作者建议减小壁厚

$\ delta$ 1.22倍。但是如果

$\ delta$ 不会减少，但会从H-1发动机的0.254毫米增加到F-1的0.457毫米？伊夫琴科夫（Ivchenkov）的最后一个值宣告了技术作家的幻想，但F-1的美国国家航空航天局（NASA）则指定了它。在那种情况下

$Q_ {wc}$ 将减少1.8倍。同时，我们假设

$Q_ {hw}$ 增加了1.22倍。当然，在这种模式下，冷却系统无法工作。

容易验证从气体到壁以及从壁到冷却器的热通量将动态平衡（即

$Q_ {hw} = Q_ {wc}$ ）如果

$T_ {wh} = 1300$ K和

$T_ {wc} = 250$ K。这可能是假设条件下的F-1作战方式

$\ alpha_F = 1.22 \ cdot \ alpha_H$ 如果H-1发动机在运转

$T_ {wh} = 1000$ K和

$T_ {wc} = 300$ K。在这种情况下，煤油温度高于冰点。 F-1冷却器的温度降低是因为它通过管道的速度更快。考虑到发动机的持续时间较短（约165秒），熔点为约1,700 K的Inconel X-750合金的温度可能为1300K。还有这样一个事实，只有墙的火面会被加热到1,450 K，而在里面，温度在冷的表面会下降到300 K（作者接受

$T_ {wc} = 300$ 从第35页的计算可以看出，他得到K

$T_ {wh} = 1160$ K）

在相同的传热系数假设下，很容易为F-1和H-1冷却系统提出更实际的模式。例如，对于F-1，让

$T_ {wh} = 1145$ K和

$T_ {wc} = 345$ K，对于H-1，让

$T_ {wh} = 1000$ K和

$T_ {wc} = 430$ K.对于操作时间少于3分钟的Inconel X-750管，防火墙的温度为1,145 K，这显然不是什么大问题。冷却器之间的温差仅为85K。

$T_ {wc}$ 它们在冷却系统中是平均温度；这些温度不应具有300 K附近的“室温”值，该值应该在上面。还要注意的是，在高于1000 K的温度下，Inconel X-750合金的热导率略高于钢347的热导率。尽管两者之间的差异很小，为1.1-1.2倍，但这进一步增强了F-1发动机在与H-“竞争”中的地位。 1。

土星的第一步是5。喷嘴喷嘴已卸下

在第47页之前，伊夫琴科夫一直在研究所谓的太薄的墙，仿佛沉迷于它们的“发现”。在第47页。“ 类似的计算（当然，更详细的计算，包括计算机模拟）可能是美国人在设计过程中进行的，其实际压力值为46-50 atm，发动机推力约为450吨。他们如何进一步尝试迫使F- 1至70 atm和690吨，以及由此产生的-这是Rocketdyne公司的重大秘密。 ” 这伊夫琴科夫怎么知道的？这个问题很夸张-他无私地幻想））

在第48页上， “以粗体显示了Jeff Bezos从海底拉出的发动机设计与NASA文章中列出的消息源中提出的发动机之间的区别 ”。上面已经说过，在图片中，即笔者的意思（海底发动机），几乎可以肯定捕获了H-1。

在第49-53页上，作者正试图找出喷嘴喷嘴中的废气供应系统的故障。看来他在这里没有发明任何严肃的东西。事实证明，苏联的火箭发动机是最好的，美国人普遍没有好的主意。谁会反对呢？俄罗斯是大象的发源地。

伊夫琴科夫在第56-58页写道，胡说八道F-1发动机正在飞行中燃烧（本文开头的照片）。但是，如果它燃烧了，因为某处装有煤油的冷却管被烧坏了，为什么它那么对称？

火炬如此壮观的扩张显然与火箭升起时大气压力下降有关。外部压力降低，因此从喷嘴喷出的火块沿径向膨胀。发动机舱空空间中部分热气的上升解释了喷嘴高度以上怪异的火焰排放。这不足为奇，因为当穿越各种发动机的火炬（总共有5个）时，不可避免地会出现火焰微粒，这些微粒会沿着火箭的运动产生脉冲。它们突然进入发动机舱的空隙，然后穿过火箭机身上的孔（在上面的照片中，您可以看到字母A下方的4个纵向槽）。在浓密的气氛中，这不会发生，因为这种火焰微粒很快就被空气抑制了。简单地说，在平流层中，割炬的一部分被吸入发动机舱的空白处。土星5绽放出一朵火红的花朵！

这是一颗了不起的火箭，是技术天才沃纳·冯·布劳恩（Werner Von Braun）的产物，也是德国和美国工程师的巨大劳动。但是不要忘了Rocketdyne公司，该公司制造了F-1发动机，该发动机将人送上月球。

土星5火焰马达

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