Отклонения конечно могли быть незначительные. Но никакого Бискайского Залива. Скорее всего сейнер ГРУ подошел в район оцепления с Запада, ночью, пока американцы отвлеклись случаем в Бискайском Заливе, потом рванул под прикрытие своих кораблей.
Находка КМ Аполлона 13 не могла быть случайной, корабль запеленговал радиомаяк КМ и нашел этот КМ ПЕРВЫМ, опередив Американцев.
Любая "тренировочная" капсула тоже не могла попасть в руки СССР случайно. Это хорошо разработанная операция Разведки

Велюров: "Я бы не стал отрицать, что некие массо-габаритные макеты они вполне могли отправлять к Луне для правдоподобности"
Однозначно они что-то туда отправляли. Раз радиолюбители фиксировали "переговоры". Без этого им бы никто не поверил.
Задача обмануть не только СССР, но задача была обмануть ВЕСЬ МИР!
Все Человечество...и поиметь это Человечество по полной программе!
Но это были не макеты в прямом смысле а аппараты с аппаратурой, возможно луноходами, то есть реальные беспилотные аппараты, которые реально изучали Луну. Кстати это реальный успех НАСА.
Но им этого было мало, этот "Успех" НАСА увеличила в разы и выдала беспилотный полет, за пилотируемый.

такой вариант снимает многие "нестыковки на орбите")!

-а можно вопрос ув. Ведущему?) я тут полистал матчасть сатурно-аполлонов, и в свете некоторых Ваших гипотез заинтриговало:
А была ли вообще, ну, минимальная практическая возможность /пусть на керосине в Си-II, пусть с каким иным разгонным.../ в тот момент у США отправить пилотируемый "объект" на облет Луны!? без посадки чего/кого, естессно, но с возвратом? Например, 8ка или 10ка могла бы реально состояться, ну хоть с 1м единственным "пассажиром"!?
в ракетах я лично "зевака"), но всякую автоматику/компьютерное управление, описываемое в доступных NASAтеках заценил -сам делал нечто похожее давненько, там все по-взрослому...
остается вопрос энерговооруженности и надежности агрегатов!?...
Ув. Аркадий, не сочтите за праздное любопытство неуча,
растолкуйте тезисно - могли? нет?
я вот склоняюсь, что возможность таки была, и могла быть (или была?!)
использована, не без везения конешно...

Запускать Дублера с одного места и в одно время это равнозначно провалу. Запускать Дублера надо по траектории близкой к траектории , которую декларировали для "Аполлонов" и с небольшим опережением ...на час другой раньше, как раз в тот момент, когда все внимание привлечено к главному "фокусу".
Если запускать раньше времени обнаружат на орбите и будет лажа. Так что лучше чуть чуть раньше Аполлона запустить с ....космодрома . Вот этого:
"Авиавоздушная база Ванденберг — это военное сооружение США с космодромом, которое расположено в округе Санта-Барбара штата Калифорния США. База Ванденберг расположена на 34°43’47.43" северной широты и 120°34’31.33" западной долготы."

Вот и задачи у базы подходящие:
"Задачи базы

Расположение Ванденберга — к северу Тихого океана — в отличие от Космического Центра Кеннеди, облегчает запуск спутников на полярную орбиту. Она располагается по ходу вращения Земли, что делает базу хорошо приспособленной для запуска разведывательных спутников.

Кроме того, база Ванденберг используется и для запуска некоммерческих спутников на полярные орбиты. Так, отсюда с использованием ракеты-носителя «Титан-2» был запущен космический аппарат — зонд Клементина, для изучения дальнего космоса и Луны."
Широты с космодромом на мысе Канаверел близкие.
28°28′30″ с. ш. 80°33′10″ з. д. / 28.475° с. ш. 80.552778° з. д.
Траектория запуска беспилотного спутника в день старта Аполлона по траектории Аполлона вполне достижимое дело.

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. http://epizodsspace.testpilot.ru/bibl/r ... 3/1-1.html


Илл.6. Взрыв состоит из четырёх вспышек:

а, в, д, ж) максимумы вспышек; б, г, е) «оплывание» облака между отдельными вспышками; з) взрыв закачивается, облако отстаёт, ракета уходит вперёд

ОТКУДА СТОЛЬКО ВЗРЫВОВ???

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 45 400 ккал. Толщина теплоизоляции с учетом влияния на коэффициент теплопередачи продувки гелием была принята равной 40,6 мм.

Теплоизоляция сотовой конструкции из стеклопластика с полиуретановым наполнителем. Слоистая оболочка из найлона, пропитанного фенольной смолой, предохраняет пенопластовую изоляцию от действия высокой температуры, достигающей 185° С на наружной поверхности бака. Теплоизоляция сверху покрыта герметизирующей тадларовой пленкой.

Из-за высокой пожароопасности, возникающей при применении жидкого водорода, было принято, что все теплоизолирующие материалы должны обладать свойством самопотухания при поджигании в атмосфере.

В процессе испытаний различных образцов теплоизоляции было установлено, что любые значения концентрации жидкого кислорода, превышающие 20%, являются опасными. Поэтому продувка теплоизоляции гелием является необходимой.

Экспериментально полученный коэффициент теплопроводности теплоизоляции толщиной 40,6 мм с продувкой гелием равен 0,093 ккал/м·ч·град. Для вакуумируемой теплоизоляции коэффициент теплопроводности меньше 0,0248 ккал/м·ч·град. http://epizodsspace.testpilot.ru/bibl/r ... 3/1-1.html
Предположим это частично может объяснить отсутствие льда на поверхности второй ступени...но есть кадры где этот лед есть и располагать баки с водородом и кислородом на одной платформе впритык это Экстрим!

1 - отправляют структуру юбки; 2 - дистрибьютор; 3 - резервуар окислителя;
4 - антиобледевающие экраны; 5 - устройство анти вихря; 6 - крестообразный экран;
7 - структура межрезервуара; 8 - топливный бак; 9 - туннели линии всасывания;
10 - линии всасывания окислителя; 11 - топливные линии всасывания;
12 - сосредотачивают машинную поддержку; 13 - колонка толчка; 14 - удерживают почту;
15 - верхнее кольцо толчка; 16 - понижают кольцо толчка; 17 - машинный подарок;
18 - плавник; 19 - F-1 двигатель; 20 - ракеты ретро; 21 - gox линия;
22 - линия гелия; 23 - бутылки гелия; 24 - дистрибьютор гелия;
25 - кислородная трубка; 26 - группы инструментовки;
27 - кабельный туннель; 28 - центральная группа
Длина S-IC 42,5 м, диаметр 10,1 м, вес без топлива 135 т, с топливом 2145 г (рис.1).

http://space-horizon.ru/articles/3
Что-то они заврались или опечатка "2145 "
Система антиобледенителя не спасало от обледенения первую ступень...но во второй ступени такой системы не было...и ступень не обледенела. Чудо теплоизоляции в 4 см[/img]

***

Вопрос Аркадию Велюрову...
...и кто в теме...

не является ли взрывом работа тормозных РДТТ, Сатурна-5,
при 126 кг топлива...
при работе их...от и до...в течении 0.66 секунд...
и при диаметре сопла в 39 см...

каков по времени...реальный тайминг,
работы РДТТ, Сатурна-5...
хотя бы приблизительно...
исходя из условий выше...

вопрос не праздный нужен для дела...
при том, что в инете...работа вспомогательных РДТТ,
оценивается от 1.05 секунд и выше...

Кстати о работе РДТТ:
"Обтекатели защищают периферийные двигатели от аэродинамических нагрузок и тем самым снижают усилия, необходимые для их поворота.

Конструкция обтекателей состоит из шпангоутов, лонжеронов и подкрепленной обшивки. "http://space-horizon.ru/articles/3
Обтекатели прикрывали РДТТ торможения, которые и могли создать "выхлоп"-Взрыв должны были сработать после отстрела части обшивки, это пиропатроны и никакого следа Большого облака от взрыва! Внизу первой ступени хоть бы облачко было. Но отстреливать часть обшивки однозначно надо. ДТТТ не могла работать упершись в обшивку иначе бы бабахнул и первая ступень


А так видно пламя из этих РДТТ и никакого облака вокруг ...от пиропатронов на обшивке

Принципиального отличия от Н1 Сатурна 1 В нет но мощность в 4 раза больше

Смотрим Н1

Сначала размеры: 8,8 футов высота 2,68 метра
ширина 4,9 футов 1,49 метра
H-1 двигатель - 200 000 lbf (890 kN) толчок LOX/RP-1 двигатель, используемый один в первых стадиях некоторых ракет Дельты и ракеты Юпитера. Это получено из ракеты навахо, и было упрощено и улучшилось для РОДСТВЕННОГО использования. Это используется в группах на всех РОДСТВЕННЫХ ракетных ступенях. Позже это было бы завышено к 205 000 lbf (912 kN) толчка. H-1 предшествовал F-1engine, который использовался на Сатурне V ракет.

Топливо: АРМИРОВАННЫЙ ПЛАСТИК 1 (усовершенствованный керосин)
Окислитель: жидкий кислород (ЖИДКИЙ КИСЛОРОД)
Высота: 8.5 футов (2.6 m)
Ширина: 5.5 футов (1.7 m)
Толчок: 200 000 lbf (890 kN)
Завышенный толчок: 205 000 lbf (912 kN)
Топливная скорость потока: 2092 девочка/минута США (132 L/s)
Скорость потока окислителя: 3330 американских девочек/минут (210 L/s)
Окислитель, чтобы питать отношение: 2.23:1
Напечатайте: стандарт двухкомпонентного ракетного топлива
Номинальное давление палаты: 633 lbf/in ² (4.4 MPa)
Бортовой вес: 1780 фунтов (810 кг)
Навесной вес: 2020 фунтов (920 кг)
Отношение области расширения: 8:1


Теперь F1



18, 5 фута 5,64 метра, но 4 элемента сопла снизу можно смело отнять и тогда где-то 4,5 метра

3,72 метра (отнять 4 звена . Получим 3.2 метра)
В лучшем для НАСА случае размеры увеличены в два раза.

9 153 (сухой - 8 391) тонн
Что за хрень...размеры увеличены в два раза...а вес увеличился....в ДЕСЯТЬ РАЗ!

Если честно, то Н1 не мог заменить F1
Скорее всего роль F1 сыграл Е1 очень малорекламирумый двигатель

Почему ледяная корка на поверхности первой ступени была...а на поверхности второй ступени при малой толщине теплоизоляции не было (4 см)?
На первой ступени была теплоизоляция снизу:
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 дб и удельном тепловом потоке 65 ккал/ /м2сек.
http://epizodsspace.testpilot.ru/bibl/r ... 3/1-1.html
А что с боковых сторон баков горючего и окислителя?

Топливный отсек состоит из баков горючего и окислителя длиной 13,1 и 19,5 м объемом 835 и 1340 м3 соответственно.



В первой ступени было вот это: "Межбаковый отсек — негерметическая полумонококовая конструкция — выполнен в виде цилиндрической оболочки, состоящей из 18 гофрированных панелей, подкрепленных пятью разъемными круговыми шпангоутами с двутавровым поперечным сечением, Расстояние между шпангоутами 1,25м. Материал оболочки — сплав 7075. "
Межбаковый отсек не помог и обледенение коснулось поверхности первой ступени.Судя по рисунку и схеме этот отсек был значительным.
Любопытно, что в одном из полетов наблюдалось обледенение второй ступени . Это Аполлон 8 ...на этом же полете Невидимое водородное пламя было видимым.

Ты посмотри, Анатолий, как при этом изменились площади сечений и объем камеры, и, может (в чем я сильно сомневаюсь), тебе и откроется

[quote="НеПрохожий"]А что с боковых сторон баков горючего и окислителя?
[quote]

Ничего. Поэтому и ледяная корка образовывалась