Полет NASA на Луну. Был или не был? Технический разбор полетов кораблей «Аполлон». Часть 6

Полет NASA на Луну. Был или не был? Технический разбор полетов кораблей «Аполлон». Часть 6

Как спроектирован т.н. "лунный модуль".Что бы произошло при реальной попытке старта "Орла".

Двадцатого июля нас всех ожидали большие торжества: 40 лет назад Нейл Армстронг спрыгнул с лестницы и сделал для всех для нас большой шажок, большой для человечества вообще, и для американской киноиндустрии в частности. Надо отдать должное американцам -  отметили  торжества с размахом.

Интересная заметка пояилась в печати  5 лет назад:

"Лунный Saturn V нуждается в срочном спасении от птиц и водорослей"

23.06.2004    Одна из трех "оставшихся в живых" ракет Saturn V, созданных по американской лунной программе, нуждается в срочном спасении. В космическом центре Джонсона (Johnson Space Center) развернуты работы по масштабной реставрации одного из самых знаменитых "свидетелей" золотого века NASA.   

 Гигантская ракета длиной около 110 метров стала экспонатом центра в 1977 году. Она предназначалась для запуска Apollo 18, который так и не состоялся после досрочного прекращения американской лунной программы.

Туристы очень любят сниматься на ее фоне, но если подойти поближе становится заметным масштаб разрушений - Saturn V потерял во многих местах краску, часть элементов съела ржавчина, в переплетении механизмов нашли уютное пристанище птицы, а в довершение то тут, то там можно найти ростки растений или даже плесень и морские водоросли. Влажный и теплый климат давно разрушает ракету. Но лишь теперь принято решение о масштабной реставрации исторического аппарата и сооружении вокруг этого монстра постоянного ангара, который оградит Saturn V от погодных воздействий. Работа займет год. Она будет финансироваться правительством, однако также будут собираться частные пожертвования. 

Когда я прочитал, что в гордости всего человечества поселились мыши, а часть элементов "съела ржавчина", у меня защемило в сердце. Еще бы! Знамя человечества, светоч американских свершений и на тебе! Будучи с детства не в меру любознательным, я решил уточнить - а что же в этой "вечной" ракете могла съесть ржавчина?

Обратимся к источнику (1): 

"СТУПЕНЬ S-IC - Конструкция отсека сделана из алюминиевого сплава 7075 (кроме штампованных деталей, которые изготовляются из сплава 7079)... Хвостовая часть обтекателей сделана из титана и нержавеющей стали, так как расчетная температура в этой зоне равна 650° С. Остальная часть конструкции сделана из алюминиевого сплава...  Материал обшивки титан 6А1—4V (температура задней и передней кромок стабилизатора 1093 и 400—480° С соответственно)...Топливный отсек состоит из баков горючего и окислителя длиной 13,1 и 19,5 м объемом 835 и 1340 м3 соответственно. Оба бака имеют цельносварную конструкцию, выполненную из алюминиевого сплава 2219

СТУПЕНЬ S-II - Верхний переходник (полумонококовая клепаная конструкция длиной 3,5 м) сделан из алюминиевого сплава 7075-Т6...Баки сделаны из алюминиевого сплава 2014-Т6, переходники и двигательный отсек из алюминиевого сплава 7075-Т6.

СТУПЕНЬ S-IVB - Материал баков алюминиевый сплав 2914-Т6."

Нет, это что-то! Кругом алюминий, титан, нержавеющая сталь. Так заржавело-то что??? Видимо американским ученым удалось осуществить управляемую реакцию ржавления алюминия (т.е. превращение металлического алюминия в оксид железа - ибо ржавчина это именно оксид железа). А может быть они смогли превратить титан в оксид железа!? А вы говорите не бывает философского камня... Как видите бывает, только он работает как-то наоборот: дорогие металлы превращает в труху.

Немного об устройстве лунного корабля.

Тут надо бы отвлечься от темы торжеств и чуть-чуть углубиться в изучение конструкции корабля "Аполлон" вместе с лунным модулем, ибо не зная устройство этого "пепелаца", всего остального нам не понять. Изучать мы будем исходя из материалов того же источника (1).

 На всякий случай для тех, кто думает, что в лунном корабле есть чему ржаветь, огорчим: кругом алюминиевые сплавы марок 2219—Т8751, 2210—Т81, 2239— Т851. Командный отсек (он же спускаемый аппарат) состоит из оболочек: внутренняя оболочка из алюминиевых сотовых профилированных панелей толщиной 20—38 мм, сварной конструкции — герметическая кабина экипажа со свободным объемом 6,1 м3; внешняя оболочка из профилированных сотовых панелей толщиной 15—63 мм, сваренных из листовой нержавеющей стали толщиной 0,2—1 мм. 

Если вы внимательно изучите схему Служебного отсека, то убедитесь, что это фактически ракетная ступень, до отказа затаренная топливными баками  с вытиснительной  системой подачи топлива под давлением сжатого газа -гелия. В частности, давление в камере сгорания маршевого двигателя примерно 7 атм. Это значит, что баки находятся под еще большим давлением - из-за гидравлических потерь нужно подавать гелий под давлением на 10-20% выше чем в ЖРД.

При общем весе Служебного отсека 23264кг в нем залито 18500кг топлива (данные для Аполлон-11). Иначе говоря, при вытеснительной системе топлива в камеру ЖРД, вес ракетной ступени составляет примерно 20..21% от общей массы изделия.

Служебный отсек со служебной двигательной установкой

Командный отсек корабля Apollo.

Внутренняя оболочка гермокабины

экипажа и тепловой экран

Тем загадочней прозвучат следующие цифры: оказывается, посадочная ступень (нижняя часть лунного корабля, та что на "лапках") при сухом весе 1725кг содержит 8172кг топлива и еще около 200кг других расходных компонентов. Иначе говоря, сухой вес посадочной части составляет 17% от общего веса! Просто диву даешься - там зализанная ракетная ступень, где одни топливные баки, весит 20%, а тут каракатица с лапами - а весит меньше!

Причем что интересно - если удельный вес подвесного топливного бака для "Шатлла" (с давлением наддува пару атмосфер) примерно 5%, то в лунном корабле были достигнуты следующие абсолютные рекорды:

в двух баках взлетной ступени весом 17,3 кг каждый (!) умещалось 2360кг топлива (относительный вес 1,46%); в четырех баках посадочной ступени весом 52,2кг каждый умещалось 8150кг топлива (относительный вес 2,5%). И это при том, что баки работают фактически под давлением выше 8 атм. И почему на взлетной ступени удельный вес бака в 1,7 раз меньше? Там что - другая технология?

Они говорят, что в два бидона весом 34кг втиснули 2,36 тонны топлива!? Чтобы оценить этот трудовой подвиг, представьте себе бочку с квасом, что летом стоят на каждом углу. Она явно весит больше 34кг, а ведь в ней всего 800 литров кваса (если мне не изменяет память). И квасная бочка совсем не под давлением...

Лунный модуль

Еще интересней история со взлетной ступенью - там всего два топливных бака, один с окислителем, другой с горючим. Суть в том, что соотношение компонентов 1,6:1 или на 1,6кг азотного тетроксида приходится 1кг смеси гидразина и диметилгидразина. Или примерно 900кг топлива и 1460кг окислителя. Для того, чтобы центр масс находился на вертикальной оси симметрии, нужно для баков делать разные плечи - для одного в 1,6 раз больше, чем для другого. С учетом поперечного размера взлетной ступени в 4,3м и поперечника бака 1м, речь идет о метрах - скажем одно плечо 1,25м;  другое 2,0м.

Читатель может спросить: ну и что? Сбалансировали, центр масс посередине и все хорошо. Это для статики. Для динамики это плохо по следующей причине: с коромыслом чем оно длиннее, тем хуже балансировать. Есть такой параметр  - момент инерции. Он равен I=Σ(Δmi*Ri²). Или момент инерции равен сумме произведений элементарных масс на квадрат расстояния до некой оси вращения. И еще он связан следующим соотношением: I*dω/dt=Σ(Mi) - это что-то типа аналога второго закона Ньютона для вращения. Произведение момента инерции на угловое ускорение равно сумме приложенных моментов внешних сил. 

Поэтому всегда стремятся разместить баки ближе к центру масс - чем меньше квадрат расстояния, тем меньше момент инерции - тем меньше нужны потребные управляющие моменты для ориентации. Здесь, разнеся топливные баки на самые края, мы максимально увеличили момент инерции и усложнили задачу ориентации по осям вращения.

Учтите, что на взлетной ступени двигатель не имеет карданного подвеса, и все управление ведется двумя парами малых ЖРД для каждой оси вращения. Тяга каждого по 45кгс. Теперь представьте, что выработка одного компонента идет быстрее, чем другого - и сразу центр масс съехал с вертикальной оси симметрии в сторону на десятки сантиметров. 

Между прочим - системы одновременного опорожнения баков (СООБ) на взлетной ступени нет вовсе! Там калиброванные шайбы стоят. А ведь соотношение компонентов может нарушится в силу тьмы разных причин: разный перепад давлений в магистралях подачи, неполное открытие клапана, засоренность фильтра, неодинаковый нагрев и как следствие - расширение жидкого топлива - меньше плотность. Иными словами: на взлетном ЖРД было фиксированное объемное соотношение компонентов, но не массовое, а это две большие разницы!

Напоминаю, что управление по осям вращения только крошечными ЖРД ориентации по 45кгс. Предположим, что в силу технических причин один компонент расходуется быстрее, и массовое соотношение компонентов нарушилось на 10%.

Это значит, что у нас центр масс съехал на величину ~ 2м*(2,4т/4,6т)*10% = ~10см. При этом возникает момент сил при работе взлетного ЖРД порядка M=0,1м*15,6кН=1,56кН*м. Чтобы этот момент парировать, нам нужна суммарная тяга ЖРД РСУ с плечом ~2м порядка 780Н или ~80кгс. Мы можем максимально дать тягу только пары ЖРД РСУ суммой 90кгс.

Но... Пара микродвигатели рассчитаны на импульсный режим, и к тому же два - это с учетом дублирования! Любая ситуация должна рассчитываться исходя из оперирования только одним каналом управления. А это значит, что ЦМ взлетной ступени не должен отклоняться от вертикальной оси приложения тяги больше чем на 5см! Что, как мы только что увидели, из-за отсутствия СООБ и непродуманной конструкции топливных баков просто нереализуемо.

Иначе говоря, ступень крайне неустойчива и все время стремится "кувыркнуться". Скажу больше - она так спроектирована, что у нее нет ни единого шанса.

Интересно заметить, что когда проектировался советский лунный корабль, была поставлена более жесткая задача: центр масс не должен был перемещаться более чем на 3 см (!). Это требовало особого устройства топливных баков блока "Е" советского лунного корабля и двигателей точной ориентации.

Взлетная ступень лунного модуля

Ерунда это все. Я написал если бы взлетела, ибо самое непонятное для меня заключается в том, что неясно: а где собственно газоотвод для осуществления взлета и работы ЖРД взлетной ступени? Судя по рисунку ниже этот вопрос остается открытым - в центре должен находится ЖРД посадочной ступени и аппаратура автоматики управления. А куда взлетный факел от работающего ЖРД будет истекать!? 

Как сказано в (1) "Посадочная ступень лунного корабля в виде крестообразной рамы из алюминиевого сплава несет на себе в центральном отсеке двигательную установку с посадочным ЖРД фирмы STL В четырех отсеках, образованных рамой вокруг центрального отсека, установлены топливные баки, кислородный бак, бак с водой, гелиевый бак, электронное оборудование, подсистема навигации и управления, посадочный радиолокатор и аккумуляторы". Никакого газоотвода не предусмотрено. Взлетная ступень тоже глухо сидит впритык, никаких тебе зазоров, газоотводных ферм или отверстий. К тому же конструкция собрана из тонколистового металла и не рассчитана на сильные газодинамические возмущения. 

Немного о том, во что упирается сопло взлетной ступени ЛМ.

Так вот, ряд любознательных читателей после первых публикаций начали вопрошать: да быть такого не может! Есть там зазор! Есть и все тут! И даже такой как нужно. О том - какой нужно зазор поговорим ниже, а о том, каков он есть - поговорим прямо сейчас.

Как в таких случаях говорят - лучше один раз увидеть, чем сто раз услышать - итак, вот он - ЗАЗОР:

На фото хорошо видно, что срез сопла на одном уровне с плоскостью днищ баков - а они фактически лежат на нижней ступени

Вам видно? Нет? Ну тогда еще снимок в полете - срез сопла и поверхности днищ баков практически принадлежат одной плоскости:

Если хотите, - то можете сами аккуратно линеечкой провести прямую линию вдоль сечения сопла.

Рама посадочной ступени лунного корабля и детали рамы - верх абсолютно плоский! Куда газу истекать!?

Немного о том, зачем вообще нужен зазор перед соплом.

После первой публикации возникла масса вопросов у читателей: а зачем вообще нужен газоотвод, газорассекатель, кому нужен зазор и каков должен быть его размер? Ну что ж, давайте рассчитаем.

Фактически задача сводится к известному бассейну с двумя трубами - в одну трубу вливается, в другую выливается... Если вливаться будет больше чем выливаться, то бассейн переполнится. То бишь если приход газа из сопла в подсопловую область будет превышать количество расхода газа наружу - давление газа в подсопловой области будет резко расти, произойдет лавинообразный заброс давления - фактически микровзрыв. Такие микровзрывы часто происходят при запусках ЖРД и без всякой преграды!

Порой это приводит к серьезным поломкам, а то и авариям. Просто преграда усиливает эффект в десятки-сотни раз. В нашем случае это может привести к разрушению соплового насадка ЖРД ЛМ.

Теперь давайте рассчитаем минимально необходимое значение зазора между соплом и нижней стенкой.

Автор для начала вооружился компьютерной программой расчета термодинамических параметров и обнаружил, что для взлетного двигателя ЛМ который работает на аэрозине-50 и азотном тетроксиде при массовом отношении окислителя к горючему 1,6:1 при давлении в камере сгорания ~8,4кгс/см2 и степени расширения 45,5:1 (расходный диаметр сопла ~0,79м) будет наблюдаться следующая картина (с учетом реальных потерь и частичном догорании продуктов диссоциации газа в сопле):

в камере сгорания: температура Тк~3000К; показатель адиабаты γ~1,23; молярная масса Мк~20,7г/моль;

     на срезе сопла:  температура Тс~1150К; показатель адиабаты γ~1,26; молярная масса Mс~21,2г/моль;

Итого: удельный импульс I~310сек (оценка); скорость газа ~2890м/с; тяга F~15,3кН при расходе топлива m`=5,05кг/с

Сечение №1 площади среза сопла S1= πR². При этом у газа есть только два "разрешенных" направления для истечения наружу - перпендикулярно оси тока газа из сопла. Сечение №2 имеет форму боковых стенок мнимого цилиндра, имеющего высоту h зазора между соплом и нижней частью ЛЕМ-а, и диаметр D - равный диаметру сопла. Площадь такого сечения S2= πDh. 

Условие баланса массы втекающего и истекающего газа запишем через секундный расход массы: C1S1ρ1= C2S2ρ2   

здесь  C1,C2 -скорость течения в сечениях №1, №2; ρ1, ρ2-плотность газа в сечениях №1, №2.

Теперь построим следующую модель процесса. Сразу оговорюсь, что описание таких процессов носит во многом характер приблизительных аппроксимаций. 

Введем следующие допущения: состав газа после выхода из сопла - "замороженный"; струя газа, ударяясь о стенку, нагревается и теряет кинетическую энергию, часть тепла отдает стенке; после соударения газовая волна "рассеивается", при этом газ изотропно расширяется во все стороны в виде волн "разрежения" (с местной скоростью звука); процесс перетекания газа из сопла наружу носит стационарный (установившийся) характер; цилиндрическая область между стенкой и соплом есть условный сосуд, давление газа на границе среза сопла постоянно и не более давления среза сопла (иначе плотный газ начнет втягиваться обратно в сопло). 

Тогда имеем скорость звука:  а2=C22=γRT2/M;  

Для идеального течения газа т.н. полная энтальпия торможения при отсутствии работы над газом и теплообмена остается постоянной:

I0=CpT0 = CpT1 + ½C12= CpT2 + ½C22 =const;  Тогда для неидеального торможения газа о стенку: CpT1 + ½C12= CpT2 + ½C22 +Q

Пускай потери энергии, которые газ отдает стенке при ударе: Q=η(½C12); где η - процент потерь через стенку при ударе.

Подставляя в уравнение C22=γRT2/M; Q=η(½C12) и учтя, что Cp=(R/M)γ/(γ-1) имеем: γT1/(γ-1) + ½(1-η)(M/R)C12 = γT2/(γ-1) + ½γT;   

Отсюда T2= [γT1/(γ-1) + ½(1-η)(M/R)C12] /(γ/(γ-1) + ½γ);

При  γ=1,26; T1=1150К; C1=2890м/с; М=21,2г/моль; η≈20%; имеем параметры "торможения" до скорости звука:

T2≈2570K и C2≈1125м/с - с такой скоростью газ истекает наружу через сечение 2; 

Теперь в нашей модели мы приняли p2≤pср.сопла;  Тогда (ρ2/ρ1) ≤ (T1/T2); Отсюда  (S2/S1) ≥ (C1T2)/(C2T1) ≈5,75 раз или h≥1,44D или ~1,15м

Данная оценка получена исходя из торможения потока о 100% плоскую стенку до скорости звука. Это наихудший случай, реализованный благодаря специалистам НАСА. Советские специалисты, в таких случаях, вместо плоской стенки ставили профилированный конус-рассекатель, по форме немного похожий на "буденовку". Например на РН "Восток". При этом возмущение потока газа существенно минимизируется, и допустимо закладывать зазор всего h≥0,5D.

Так что господа защитники НАСА должны запастись лупами и искать где там есть зазор порядка ~1,15м. Правда на рисунках видно, что зазор визуально гораздо менее четверти размера люка-лаза, т.е. гораздо менее 20см! Визуально его можно оценить в ~10см.

Некоторые оценки, которые проводились на компьютере, показывают, что стартовый заброс давления на срезе сопла при зазоре в 10см может достигать ~1атм, хотя нормальное установившееся давление на срезе сопла вышеописанного агрегата в шестьдесят и более раз меньше атмосферного - что-то около ~0,016атм. 

Фактически речь идет о сверхзвуковом ударном воздействии фронта газовой волны на стенки сопла и саму ступень.  Для сравнения - ударная волна взрыва всего в 0,9атм (90кПа) считается смертельной, приводит к полному разрушению практически любого типа здания или сборной металлоконструкции, резервуара, водонапорной башни, грузовика-тягача (см здесь) Даже танку бы не поздоровилось...

Поэтому включение ЖРД на взлет может привести к фатальному разрушению нижней части корабля еще до того, как взлетная ступень оторвется от ее поверхности. Ну а дальше вы знаете - крупные фотографии героев на первых страницах всех центральных газет...

В советском варианте лунного корабля этот вопрос решался просто - там взлетный и посадочный двигатель были одним и тем же, вернее там была система из нескольких ЖРД, причем при взлете на Луне должно было остаться именно посадочное устройство с "лапками", в центре которого свободный канал для работы ЖРД. 

На рисунке ЖРД отмечены номером 25. Как видите, в советском корабле газовый факел вполне нормально расширялся в отверстие в днище и уходил через зазор не меньше 1,3м между поверхностью и поднятым на "лапах" кораблем.

На Луне

Теперь рассмотрим т.н. "старт с Луны"  который представлен нам кинокадарами НАСА из полета "Аполлон".

Давайте проследим с помощью кинокадров тем, что происходит на платформе в первую секунду после команды «зажигание». Старт с Луны показан в видеоклипах НАСА [4,5] и в фильмах [ф2, ф7]. Наиболее качественно разложение этого эпизода по кадрам получается для фильма [ф7, см. также ролик ив23]  где показан взлёт с Луны лунного модуля А-17. показано мгновение старта сразу после команды «зажигание». Во все стороны летят какие-то лоскуты. Авторы [3, с.35] разъясняют, что это летят обрывки от слоя теплоизоляции, которым была укрыта посадочная ступень. Их расшвыривает струя газов, вырывающаяся из сопла взлётного двигателя. Под каждым кадром указано время отражаемого им события. За ноль времени принят момент, когда раздаётся команда «зажигание».

Но вот что интересно: когда взлётная ступень поднимается достаточно высоко, то даже на фоне чёрного неба не видно никакой газовой струи, которая раскалённым факелом должна исходить из сопла взлетающего модуля . Факт, неожиданный для многих. Наверное, его не ожидали и специалисты НАСА, которые консультировали своего художника, как изобразить старт с Луны.

Взлёт с Луны: а, б) кадры из фильма НАСА, в) рисунок художника НАСА

Нечему здесь особо удивляться - считают авторы [3] и приводят фотографию ракеты "Протон", стартующей днём (илл.4а). Пламя её факела еле заметно. На лунных модулях "Аполлонов", пишут они, использовалось похожее топливо, вот поэтому факел под взлетающим модулем и не виден.

Но, видимо, уважаемые авторы не заметили, что на фото небо не голубое, как на илл.а, а чёрное. Поэтому более подходящей аналогией была бы фотография старта «Протона» в ночное время -илл.б.  А ночью факел у «Протона» искать не надо. Конечно, двигатель взлётной ступени лунного модуля гораздо слабее двигатель «Протона». Но в темноте ночи мы не только факел от ракетного двигателя, но и свет карманного фонарика за километр увидим.

 Старт «Протона»:

а) днём, на фоне голубого неба

факел еле заметен

б) ночью, на фоне чёрного неба

факел ослепительно ярок

Вот кадры "старта с Луны" кабины лунного модуля :

На остающейся платформе словно взорвался заряд. Где факел ЖРД? 

Мы видим, что в течение примерно 0,7 с на платформе что-то ярко светится, а затем, всего за 0,1 с это свечение пропадает.

Подумаем, чем можно объяснить и само свечение, и его быстрое исчезновение?

Это свечение не может быть вызвано  разогревом каких-нибудь элементов остающейся платформы горячими газами факела (пусть даже невидимого, каковым его считают защтники НАСА) двигателя. Ведь за те 0,1 секунды, за которые свечение оборвалось, предполагаемый источник тепла - сопло не успело заметно отдалиться от платформы (белая черта помогает в этом убедиться).

Следовательно, мы видим не свечение нагретых предметов, а пламя горения какого-то вещества, расположенного на платформе. Там, в течение 0,72 секунды идёт какая-то химическая реакция, которая по окончании реагирующего вещества резко заканчивается. При этой реакции выделяется достаточно большое количество энергии, чтобы не только вызвать свечение, но и расшвыривать лоскуты теплоизоляции со скоростью ~100 м/сек. То есть, по всем признакам в момент «старта» на посадочной платформе взорвался заряд.

Читатель может сам увидеть взрыв под взлётной ступенью и без техники кадрирования. Для этого нужно при просмотре  клипов   заставить себя  смотреть не на взлетающую ступень, а на остающуюся посадочную ступень. Тогда можно увидеть, как на платформе «вспухает» и потом мгновенно опадает обратно на платформу таинственное свечение. Некоторые дополнительные замечания по этим клипам автор отнёс в приложение.   Итак, многое (и отсутствие факела, и взрывной заряд) указывает на то, что съёмка эпизода взлёта "Аполлон" , скорее всего, выполнена на Земле.  В момент команды «зажигание» на платформе взрывается заряд, обеспечивающий разлёт лоскутов термоизоляции, происходящий якобы из-за включения взлётного двигателя. Никакого взлётного двигателя на самом деле нет, поэтому нет и факела.  «Взлётная ступень» – это в действительности всего лишь макет, который поднимают вверх  на тросе. При этом плохое качество изображения рассмотренного эпизода взлёта и размытые контуры того, что взлетает, мешают разглядеть, что взлетает не лунный модуль, а некое его подобие, то есть макет. Плохая резкость служит и для того, чтобы невозможно было разглядеть тонкую нить троса, на котором поднимается макет.

Вот в таких вот нелегких условиях и совершали свои "подвиги" 20 июля 1969 года астронавты корабля "Аполлон-11". 

Аркадий Велюров, Александр Попов.

(1) «Пилотируемые полеты на луну, конструкция и характеристики Saturn-V Apollo» М., 1973г. Серия «Ракетостроение», т.3 http://www.epizodsspace.narod.ru/bibl/raketostr3/obl.html

(2) Использованы официальные фото из коллекции НАСА.

Выводы к главе 6:

1. "Лунный модуль" не испытывался на Земле. Старт поверхности не отрабатывался. Вместо этого летали "тренажеры".

2. Конструкция "лунного модуля"  не продумана, и имеет грубые конструкторские и технические просчеты.

3. Первый же старт "лунного модуля", в том виде, в каком он преподносится всем НАСА , привел к фатальному разрушению его сопловой части.

4. Конструкции советского лунного корабля и американского "лунного модуля"  - резко отличаются своим строением сопловой части модулей.

5. При показе кадров "старта с Луны" не  видно факела работающего двигателя "лунного модуля".

6. Скорее всего, "лунный модуль" представляет собой нерабочий макет , который никогда и никуда не летал.

Используемые печатные источники и сайты Интернета

1. Я.И.Перельман. Занимательная астрономия. М., «Наука», ФМЛ, 1966, с.85

2. http://internet.ocii.com/~dpwozney/apollo4.htm  - D.Wozney. Various Other Apollo Image Anomalies. О несоответствующем положении  Земли над лунным горизонтом

3.  «Летали ли американцы на Луну?» http://www.skeptik.net/conspir/moonhoax.htm с. 3, 25, 35-37, 85, 20

4. НАСА http://www.hq.nasa.gov/office/pao/History/alsj/ktclips/ap17_ascent.mpg  (4 Mб) - старт взлетной ступени А-17.

5. НАСА http://www.hq.nasa.gov/alsj/a15/a15.launch.html#1713725  (1,9 Мб) - старт взлетной ступени А-17.

6. Ю.И. Мухин. «Были ли американцы на Луне?», «Дуэль» №1/144, (2000); Он же, «Антиаполлон». Лунная афёра США. – М.: Яуза, Эксмо, 2005, с.47

7. http://nssdc.gsfc.nasa.gov/database/MasterCatalog?sc=1966-073A краткие сведения об «Орбитере-1»

Ссылки на иллюстрации, используемые в разделе

1.  http://www.hq.nasa.gov/office/pao/History/alsj/a17/as17-137-20960HR.jpg  (надписи - автора)

2. Подделка «под Луну» становится очевидной (кадры из [ф8, «На плечах гигантов»]), надписи - автора

3. а, б) [ф7] в) http://science.ksc.nasa.gov/mirrors/images/images/pao/AS11/10075186.jpg

4. Старты  ракеты «Протон» - Хоружий В., Гарейханов Р., Добровольский Н., Жариков Ю. и др., компакт-диск «Памяти тех, кто был первым», Байконур, 2001

5. [ф7]

6. http://www.hq.nasa.gov/office/pao/History/alsj/a17/as17-145-22272.jpg (цифровые обозначения и указательные стрелки – автора)