НА ГЛАВНУЮ

«ПЕПЕЛАЦЫ» ЛЕТЯТ НА ЛУНУ

Глава 13 

***

«Великий карбюратор»

(краткий конспект статьи)

***

Выступить с данным кратким конспектом моей статьи (полная версия которой со всеми расчетами изложена в трех частях, начало здесь – http://free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-13.htm) вынудил один разговор моих оппонентов, имевший место на форуме Авиабазы, в разделе, посвященном обсуждению статьи Г.Г.Ивченкова «Оценка характеристик F-1, основанная на анализе теплообмена и прочности трубчатой рубашки охлаждения». Разговор был такого содержания (датировано 23.12.2013):

Здесь под именем 7-40 фигурирует научный сотрудник Тартуской обсерватории, доктор околовсяческих наук, профессор чего-то там в носу – Владислав Пустынский. Именно этот господин, щедро помогающий тратить деньги американского народа через разнообразные фонды вроде USAID и иже с ними, так и не смог осилить три страницы текста с математическим аппаратом без высшей математики, пригодным для изложения учащимся продвинутых техникумов машиностроительного и энергетического уклона.

Но поскольку я сильно переживаю за Тартускую обсерваторию (поймут ли меня там правильно?) – я решил изложить все три части одним кратким конспектом максимально просто и доступно, чтобы даже последнему эстонскому астрофизику все стало ясно и понятно.

Поскольку основная статья состоит из блоков-тезисов, то краткий конспект я буду вести в той же последовательности.

***

Технологический тупик

Рассуждая о характеристиках самого мощного американского жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) F-1 (благодаря пятерке которых гигантская ракета Сатурн-5 отрывается от пускового стола и летит в лунные дали), следует заметить, что по такому важному параметру, как давление в камере сгорания этот агрегат является очень «выдающимся». В том смысле, что резко выдается из общего ряда всех других американских ЖРД того времени на топливе керосин+кислород.

Так вот, изучение моделей американских ЖРД 60-70-х годов прошлого века приводят нас к интересному наблюдению (соотношение компонентов дано для камеры, без учета расхода топлива на привод турбонасосного агрегата):

*   примечание:  указано эффективное давление с учетом потерь полного давления для «скоростной» камеры

Проанализируем таблицу: все аналогичные кислородно-керосиновые ЖРД, изготовленные по технологии стальных трубчатых камер, крепко уперлись в потолок рабочего (эффективного) давления 4,5МПа, который так и не был преодолен вплоть до начала 90-х годов, и только в двигателе F-1 было реализовано на 50% больше – 6,7МПа – давление, немыслимое в те годы для других кислородно-керосиновых американских ракетных двигателей.    

Что из себя представляет типичная американская камера ракетного двигателя? Рассмотрим для примера камеру ЖРД Н-1 в разрезе:

Камера ЖРД Н-1 представляет собой набор из 292 стальных трубок толщиной 0,3мм из нержавеющей стали марки 347 (наш аналог сталь 08Х18Н12Б), изогнутых по форме сопла Лаваля, которые при помощи пайки и бандажей скрепляются в единое целое.

Трубки уложены в один ряд с последовательным чередованием на аверсные и реверсные трубки. Половина трубок аверсные - по ним керосин течет сверху вниз, вторая половина - реверсные - по ним керосин возвращается снизу вверх.

Можно констатировать, что указанные выше величины давлений в камерах сгорания американских ЖРД крепко привязаны не только к характеристикам самой трубчатой камеры, но и к свойствам жидкого охладителя трубок (керосина).

Для сравнения, приведу таблицу аналогичных параметров при использовании топливной пары аэрозин-50 и азотный тетроксид^[1]:

Примечание: модели LR-87-3, LR-87-5, LR-87-11 - это один и тот же, по сути, двигатель, который был адаптирован к использованию разных топливных компонентов при той же технологической конструкции камеры и сопла. Была даже версия водородного LR-87-LH2.

Интересный факт: путем замены керосина на аэрозин в двигателе LR-87 удалось поднять давление почти в полтора раза - с 4Мпа до 5,9МПа в последних версиях этого мотора. Объяснение простое: все дело в том, что керосин - на самом последнем месте по своим свойствам как охладитель. В качестве наглядной иллюстрации к сказанному приведу таблицу свойств различных хладагентов при при Т=50ºС^[7]:

Как видите, при Т=50ºС аэрозин, а также гептил (НДМГ), более чем вдвое превосходят керосин как хладагент.

Даже при более высоких температурах хладагента соединения гидразина будут превосходить по теплоотдаче керосин, в итоге двигатели на высококипящих компонентах допускают работу при более высоких тепловых потоках, т.е. при более высоких давлениях.

С другой стороны, на протяжении 35 лет производства различных кислородно-керосиновых ЖРД с трубчатой конструкцией камеры и сопла (указанных в таблице), - ни в одном из агрегатов не удалось преодолеть рубеж 5МПа эффективного рабочего давления в камере сгорания. Если в начале пути эффективное давление было в районе 4МПа, то в пределе были достигнуты параметры 4,5МПа (с учетом потерь).

Эти параметры и есть почти предельные, которые могут быть реализованы для ЖРД типичной для США трубчатой конструкции.

Если бы могли сделать давление больше – то и сделали бы. Свидетельством тому двигатели ракет «Titan-II» и «Titan-IIIC».

О недостатках американских трубчатых камер ЖРД

Далее, для того, чтобы подчеркнуть недостатки американских трубчатых камер, я предлагаю сделать сравнение таких двух известных камер массового производства, как РД-107 (СССР) и H-1b (США).

Я взял именно эти хрестоматийные примеры, потому что оба двигателя находились в производстве не один десяток лет. Если РД-107 - это наше все, это 55 лет серийного производства с учетом модификаций, то и Н-1 в США являлся продукцией массового производства - помимо ракет Сатурн-1 и Сатурн-1Б под именем RS-27 этот двигатель свыше 30 лет применялся с начала 70-х годов в разных модификациях на ракетах серии «Дельта». Параметры обоих двигателей хорошо известны и описаны в литературе.

Нас в основном будут интересовать параметры проточного охлаждения.

Например, для РД-107 известно, что при диаметре камеры сгорания 430мм давлении в камере сгорания около 60кгс/см² максимальный тепловой поток в критическом сечении составлял чуть больше 16МВт/м² при скорости прокачки керосина порядка 20м/с.

Для Н-1 диаметр камеры составляет 522мм при эффективном давлении примерно 4,5МПа ( ~ 46кгс/см² ).

Технологии изготовления принципиально разные: у нас камера с фрезерованными каналами, у них - набор паяных трубок:

На рисунке слева - паяные трубки, справа - щелевой канал охлаждения с фрезерованными ребрами

В статье мною изложен закон изменения профиля трубок, из которых набрана камера Н-1, на основании которого была рассчитана скорость прокачки керосина в критическом сечении - она составила около 21м/с, т.е. очень близко к параметрам РД-107.

Но при этом максимальный тепловой поток в критическом сечении, на который рассчитано проточное охлаждение, всего  ~ 10МВт/м²

Данная цифра подтверждена двумя разными способами: во-первых, непосредственным расчетом мощности теплоотвода в трубчатой камере исходя из свойств керосина RP-1, толщины трубок 0,012 дюйма (0,3мм), базовом диаметре трубки ~ 0,5дюйма, теплопроводности нержавеющей стали марки 347 порядка 21÷22 Вт/м·К и примерной скорости прокачки керосина в пиковом сечении около 21м/с.

Во-вторых, по следующему американскому графику:

Здесь ЖРД Н-1 - это ранний двигатель с невысоким давлением в камере. Максимально форсированная модификация ЖРД Н-1b примерно соответствует аналогичным двигателям ракеты «Атлас» с давлением в камере около 4,5 (4,8) МПа.

Аппроксимация по графику дает максимальный тепловой поток для такой категории двигателей 6 BTU/in²·sec ≈ 10 МВт/м²

Для равнения, забегая наперед, для ЖРД F-1 предельный тепловой поток составит 8 BTU/in²·sec ≈ 13 МВт/м²

Это вполне правомерно, ведь эффективное давление в камере у F-1 якобы гораздо выше – 6,7МПа против 4,5МПа у прочих аналогов.

И еще раз напомню, что аналогичный параметр для советского РД-107 составляет 14 млн. ккал/м²·ч  ≈ 16,3 МВт/м²

При этом, как уже говорилось выше, скорость прокачки керосина и плотность потока охладителя у РД-107 и Н-1b примерно равны, даже у нашего чуть меньше. Однако при этом единица поверхности советского РД-107 охлаждается более чем вдвое меньшим количеством керосина при большем в полтора раза удельном тепловом потоке, чем американский трубчатый двигатель Н-1b.

Теперь постараемся ответить на самый главный вопрос: почему трубчатая камера не способна на большее?

Я мог бы ответить - потому что теплопроводность советской хромистой бронзы БрХ08 составляет λ_ст ≈ 280 ÷ 300 Вт/м·К

против λ_ст ≈ 20 ÷ 22 Вт/м·К для американской нержавеющей стали марки 347, т.е. почти в полтора десятка раз.

Но ответ будет не вполне корректным, потому что правильный ответ: вследствие, но не именно поэтому.

Если рассматривать камеру ЖРД как некий теплообменник-радиатор, который сбрасывает тепло от нагретой газом стенки в жидкий охладитель (керосин), то ключевым параметром будет коэффициент оребрения.

По смыслу этот коэффициент показывает, во сколько раз единица поверхности камеры ЖРД способна отдать охладителю больше тепла, чем гладкая плоская стенка. Все мы хорошо знаем, что любые радиаторы стремятся сделать с максимально развитой, часто ребристой поверхностью для улучшения теплоотвода. Отсюда и возник термин - коэффициент оребрения. Оребрение вводится именно со стороны жидкости, ведь со стороны газа у стенки задача ровно наоборот - принять наименьшее количество тепла от газа.

Для плоской гладкой стенки коэффициент оребрения - единица.

В статье я показал, что для американских тонкостенных трубчатых камер оребрение пренебрежимо мало:  η_р ≤ 1,1

Это связано с тем, что тонкие стенки из стали с низкой теплопроводностью являются «плохими» ребрами.

Для советского РД-107 с его толстыми бронзовыми ребрами и узкими проточными каналами  η_р ≥ 2,5

То есть, со стороны газа тепло поглощает условно 1м² стенки, а со стороны керосина тепло сбрасывает стенка, эквивалентная уже 2,5м²

У американцев баланс 1:1 - какая поверхность поглощает тепло газа, примерно такая же и отдает его в жидкость.

Но дело обстоит даже хуже: если советская стенка именно что плоская, то американская камера, набранная из трех сотен трубок, имеет волнистую поверхность, т.е. площадка поглощения тепла больше, чем ее плоский эквивалент, поэтому абсолютные тепловые потоки будут выше на коэффициент «волнистости» (чуть больше единицы).

Отсюда следует очевидный вывод: американская стальная трубчатая камера никогда не сможет на равных тягаться с советской бронзовой камерой канального типа. Поэтому советские ЖРД традиционно работают при более высоких давлениях, чем американские аналоги.

Элементы теплового расчета ЖРД F-1

Опираясь на методики расчетов, подробно изложенные в первой части статьи, я решил провести сравнительный анализ между камерами ракетных двигателей H-1 и F-1 с точки зрения их эффективности как радиаторов-теплообменников жидкостного проточного охлаждения.

Теория этого вопроса хорошо известна и укладывается в простейшую зависимость:

Таким образом, чем выше плотность потока керосина (ρ∙W) и чем меньше эффективное проходное сечение трубки (канала и т.п.) d_г - тем выше коэффициент теплоотдачи от стенки в жидкость α_ж

По указанной в статье методике мы рассчитали, что у Н-1 скорость прокачки керосина будет примерно 21м/с.

В критическом сечении условный проход d_г ≈ 6,1мм

Учтя факторы второй величины малости, как-то кривизна изгиба в критическом сечении сопла и проч., учитывая температуру стенки со стороны газа около 800К и ожидаемую температуру керосина для аверсных и реверсных трубок в диапазоне T_ж ≈ 60 ÷ 100 ºС (что соответствует американским рекомендациям) – мы вышли на тот самый удельный тепловой поток ~ 10МВт/м²

Сравнительный анализ трубчатой камеры ЖРД F-1 говорит о том, что она ни чуть не лучше, а даже хуже по параметрам теплоотвода, чем наша точка отсчета - камера Н-1.

Судите сами: условный проход трубок в критическом сечении втрое больше, чем у Н-1 – около d_г ≈ 20,1мм. Это большой минус.

Напомню еще раз, что коэффициент теплоотдачи в жидкий охладитель пропорционален:

Соответственно, коэффициент теплоотдачи в жидкий охладитель у F-1 будет хуже, чем у Н-1b в ( 20,1 / 6,1 )^0,2 ≈ 1,27 раза.

Толщина трубок в полтора раза больше – примерно 0,45мм (0,018дюйма) против 0,3мм (0,012дюйма) у Н-1.

То есть, при равном перепаде температур, стенка F-1 передаст через себя в полтора раза меньше тепла, чем Н-1.

Это жирный минус, учитывая фиксированный предел температуры стенки со стороны газа на одинаковом с Н-1 уровне ~ 800К

Теплопроводность металла у F-1 берется на 10% лучше, чем у трубок Н-1. Это единственный маленький плюс.

Скорость прокачки керосина в самом узком сечении из-за ограничения (в трубки подается не весь керосин для охлаждения, а только 70%) остается на прежнем уровне - примерно 21м/с.

Ситуация выглядит абсурдно: керосин самый плохой охладитель, даже прокачка всех 100% керосина не позволяет в должной мере охлаждать камеру без завесного охлаждения. Вместо этого американцы решили поступить вопреки логике – по мере роста давления в камере они не только не увеличивают прокачку, но искусственно ее ограничивают.

В итоге у камеры F-1 набралась масса больших минусов при одном маленьком плюсе.

Расчеты показывают, что камера F-1 рассчитана на тепловой поток в критическом сечении менее 8МВт/м² (при прокачке керосина 70%).

Результат вполне закономерен: ведь если камера F-1 по всем статьям не только не лучше, но хуже, чем Н-1, да и скорость протока охладителя примерно та же, – то почему кто-то решил, что такая никудышная камера сможет работать при более высоких потоках тепла?

Подробно расчеты даны во второй части статьи.

Поэтому моим оппонентам я адресую простой вопрос: за счет чего, каких параметров системы охлаждения вы надеетесь получить задекларированные 13 МВт/м² (некоторые идут дальше, и заявляют для F-1 цифру 16 МВт/м²) тогда, как этот двигатель не сможет пропустить в критическом сечении даже 10 МВт/м², от силы 8 МВт/м². Просто покажите, откуда нам взять эти резервы, которых попросту нет.

Американская ошибка

Долгие поиски американских документов, где бы излагались хотя бы элементы теплового расчета двигателя F-1, приведут любого исследователя к легкому недоумению: о двигателе F-1 нет решительно никаких достоверных данных о его геометрических размерах и уж тем более о величине теплового потока в камере или критическом сечении.

Существует лишь несколько отрывочных цифр - давление и температура в камере сгорания.  Но даже диаметр критического сечения, не говоря уже о диаметре самой камеры - известны нам лишь косвенно, из второразрядных публикаций.

Но вот удача - мне удалось разыскать весьма интересное учебное пособие – «Design of liquid propellant rocket engines», NASA, 1967 (SP-125).

С виду это обычный учебник под традиционным для советской терминологии названием «Конструкция жидкостных ракетных двигателей». В СССР таких учебников была выпущена целая гора: неоднократно переиздавались книги под редакцией Кудрявцева, Алемасова, Добровольского, Волкова, Васильева, Гахуна...

Меня заинтересовала американская книжка по другим причинам - на ней стоял гриф секретности!

Так вот, в этом секретном учебнике (звучит каково!) был изложен расчет учебного примера - некоего гипотетического ЖРД как две капли похожего на F-1 за одним исключением – он являлся ½ копией по размеру тяги номинального F-1.

Или вот еще - очень характерная иллюстрация. До боли знакомый образ!

Я уже приводил в первой части этой главы целую подборку фотографий керосиновых ЖРД американского производства, так вот - все они похожи как две капли воды и все принципиально не похожи на F-1: в массовых керосиновых ЖРД американцы делали турбонасосный агрегат с горизонтальным расположением валов и большим зубчатым редуктором тогда, как у F-1 типичная для двигателей КБ Глушко схема с вертикальным одновальным ТНА. Поэтому визуально F-1 является единственным и неповторимым в своем роде.

Разница между F-1 и А-1 главным образом в том, что расход топлива через двигатель уменьшен вдвое - с 2600кг/с у F-1 до примерно 1300кг/с у А-1. Соответственно, А-1 имел камеру меньших размеров: диаметр цилиндрической части ~ 800мм, горловина ~ 632мм.

Эффективное давление в камере А-1 около 1000psi (6,9МПа), тогда как у F-1 оно чуть меньше - 980psi (6,75МПа).

Но более всего меня привлек тепловой расчет конвективных потоков в данном учебном примере.

В результате мы получили максимальный тепловой поток в двигателе F-1 всего 3 BTU/in²·sec ≈ 5 МВт/м²

Я не буду подробно останавливаться на сомнительной методологии этого расчета, скажу только, что разность температур бралась не между пристеночным слоем и стенкой, а между температурой среднего по камере газа (по свойствам близко ядру потока) и самой стенкой. Далее это множилось на некий эмпирический коэффициент теплоотдачи с учетом сажевого нагара.

В итоге авторы учебника NASA ошиблись в 1967 году в три раза - показали 3 BTU/in²·sec вместо как минимум 8 BTU/in²·sec обнародованных в 1975 году в другом исследовании по заказу NASA уже после завершения миссии «Аполлон».

Вероятно, учебник в 60-х годах потому и засекретили, что он содержал секретный, заниженный в три раза тепловой поток.

«Карбюраторный» вариант F-1

Проанализируем еще раз ключевую особенность ЖРД F-1: для охлаждения камеры используется лишь 70% керосина.

Это глубоко ошибочное и просто нелепое решение, заведомо проигрышное в этой ситуации.

Здраво рассуждая, не лучше ли было прокачивать в системе охлаждения все 100% керосина?

Данная гипотеза родилась не на пустом месте. Несколько слов о независимом подтверждении идеи.

Скорость прокачки керосина можно косвенно оценить по гидравлическим потерям в трубках охлаждения камеры.

По расчетам, гидравлическое сопротивление в трубках F-1 при равной плотности потока должны быть не только не больше, но гораздо ниже, чем у H-1b. Потому что диаметр трубок F-1 вдвое шире, чем у Н-1.

В то же время, согласно официальных данных^[11], общие гидравлические потери в трубках F-1 не только не ниже, но почти вдове выше: они составляют по разным данным Δp ≈ 242 ÷ 265psi (1,67 ÷ 1,83 МПа)

Это означает, что скоростной напор в трубках F-1 больше аналогичного в H-1b примерно в 2,7 раз.:

Даже с поправками на разделение первичных трубок на вторичные, с поправкой на допущенные усреднения, скорость прокачки керосина для F-1 в среднем в √2,7 больше, т.е. более, чем в полтора раза, чем мы первоначально предполагали.

А это однозначно доказывает, что объем прокачки был не 70%, а все 100% керосина прошли через трубки охлаждения.

Теперь подойдем к вопросу о предельных возможностях F-1 с другой стороны.

Во второй части статьи мы получили предельный эксплуатационный тепловой поток для случая прокачки всех 100% керосина по трубкам охлаждения на уровне Q_max ≈ 9,2 МВт/м²

Решая обратную задачу, найдем эффективное давление в камере, которому будет соответствовать данный поток:

В таблице для сравнения еще раз даны параметры ЖРД Н-1b.

Вместо паспортного эффективного давления 69,0 кгс/см², мы получили на треть меньше, чем нужно.   

То есть, даже прокачка 100% керосина обеспечивает охлаждение лишь при условии, что давление в камере всего ⅔ от номинального.

Но 100% топлива, сгорая в камере, создают все 100% давления, а нам нужно только ⅔ от номинала. Как быть?

Выход, на самом деле, только один: нужно, чтобы в камере сгорало на ⅓ меньше топлива.

Этого можно добиться двумя путями.

Вариант №1. Поскольку топливо состоит из горючего (керосин) и окислителя (кислород), при этом кислорода в 2,4 раза больше по массе, то проще всего зафиксировать расход керосина на номинальном уровне, при этом уменьшить подачу кислорода настолько, чтобы общая масса расхода топлива составила ⅔ от номинала, а давление не превысило 46 кгс/см².  

Задача выглядит на первый взгляд простой.

Был общий расход топлива 2526 кг/с, уменьшаем на ⅓ до 1684 кг/с, т.е. минус 842 кг/с, за счет снижения подачи кислорода.

При этом расход керосина мы договорились зафиксировать на номинальном уровне 742 кг/с.

Это вызовет сильный перекос в соотношении компонентов: доля кислорода падает почти вдвое.

Если был расход кислорода 1784 кг/с по паспорту, то станет 1784 ‒ 842 = 942 кг/с.

Тогда соотношение окислитель/горючее составит: К_m ≈ 1,27

Это не просто низкий показатель, а мизерный ‒ это уровень пристеночного слоя, где температура горения вдвое ниже обычного.

Поскольку такой холодный газ не создаст нужное давление в камере размерами, как у F-1, то можно повысить расход кислорода, доведя соотношение окислитель/горючее до уровня К_m ≈ 1,4.

При таком составе топлива продукты его сгорания создадут в камере искомое давление примерно 45,5 кгс/см²

Температура горения газа «в среднем» все равно останется очень низкой ‒ всего около Т_г ≈ 2250К

При этом расход продуктов сгорания повысится до ≈ 1780 кг/с плюс ~2% на привод турбонасосного агрегата. Итого ≈ 1815 кг/с

Увы, такой двигатель будет иметь массу недостатков.

Во-первых, из-за очень низкой температуры горения, удельный импульс в вакууме будет менее I_уд ≤ 270с

Во-вторых, в таком большом сопле при таком маленьком расходе газа будет сильное перерасширение.

Давление на срезе сопла вместо положеных 0,56 кгс/см² (номинал) упадет вдвое до ≈ 0,28 кгс/см²

По этой причине потери удельного импульса у земли будут гигантскими ‒ как это бывает у высотных двигателей на старте.

К примеру, у двигателя РД-108 (8Д75) на срезе сопла давление примерно 0,34 кгс/см²

Из-за этого, удельный импульс у земли I_уд ≈ 248с на 22% ниже, чем в вакууме I_уд ≈ 315с.

В случае дефорсированного F-1 согласно варианта №1 удельный импульс у земли составит I_уд ≈ 212с

Тяга такого двигателя на старте (с учетом вклада тяги турбинного газа) не превысит  Р_зем ≤ 385тс

Поэтому, при всей кажущейся простоте, вариант №1 дает очень слабый результат.

Вариант №2 ‒ «карбюраторный».  Мы не будем нарушать номинальное соотношение окислитель/горючее. Мы будем уменьшать пропорционально расход обоих компонентов так, чтобы давление в камере не превысило ⅔ от номинала, т.е. оставалось менее 46 кгс/см².  

Это означает пониженный на ⅓ расход кислорода до ≈ 1190 кг/с и пониженный на ⅓ расход керосина до ≈ 495 кг/с

Всего расход продуктов сгорания ≈ 1685 кг/с плюс ~2% на привод турбонасосного агрегата. Итого ≈ 1720 кг/с

Такой вариант дефорсированного ЖРД F-1, не смотря на пониженное на ⅓ до ≈ 45,7 кгс/см² давление в камере, сохранит в целом удельный импульс в вакууме на уровне не хуже паспортных данных: I_уд ≥ 304с

Это объясняется очень просто: скорость истечения газа в сопле определяется не абсолютным давлением, а степенью расширения, т.е. перепадом давления между входом в сопло и выходом, и, разумеется, полным теплосодержанием самого газа.

Просто по причине падения давления в камере на ⅓ ‒ давление на срезе сопла упадет пропорционально, примерно до ≈ 0,37 кгс/см²

Это давление на выходе лучше, чем у варианта №1, но тоже низкое: потери удельного импульса у земли понизят его до  I_уд ≈ 245с

Соответственно, тяга на старте составит Р_зем ≈ 421тс  ‒ т.е. уже лучше, чем у варианта №1.

И еще в запасе «лишнего» 742 ‒ 495 = 247 кг/с расхода керосина.

В этом варианте пока все хорошо, но остается нерешенным один вопрос: куда мы будем девать «лишний» керосин? 

В камеру нельзя – «сверхплановый» керосин создаст дополнительную массу газов в камере, она еще больше повысит давление, это в свою очередь приведет к росту тепловых потоков. Получается замкнутый круг.

Выход только один: нужно «сверхплановый» керосин куда-то девать (с пользой для создания тяги), но не в камеру!

Я уже неоднократно высказывал свою точку зрения на этот счет: «лишние» ⅓ керосина, а это на минуточку примерно две с половиной сотни килограмм в секунду, – подаются в сверхзвуковую часть сопла. Наиболее вероятно – там, где коллектор турбинных газов.

Однако оппоненты не раз указывали, что ничего из того, что нужно для впрыска столь большой порции топлива, там нет: ни поясов форсунок, ни подводящих патрубков, к тому же впрыск жидкости в сверхзвуковую часть сопла тормозит поток газа...

Вот и замечательно. Эту проблему можно решить просто и остроумно во всех отношениях: керосин не впрыскивают через форсунки, как мы могли полагать, а вдувают в виде газифицированной смеси через существующие широкие патрубки турбинного газа!

Этот процесс называется карбюрация. Для справки:

Особенностью нашей карбюрации является то, что газовым носителем выступает не воздух, а горячие турбинные газы, в которые сразу за турбинным колесом подают керосин, в результате образуется смесь турбинного газа и паров керосина.

Путем подбора параметров горения в газогенераторе турбонасосного агрегата, можно добиться температурных условий, при которых будет происходить полная газификация избыточного керосина без его коксования ‒ без выделения сажи в больших количествах.

Это связано с тем, что коксование такой массы керосина приведет к засорению коллектора и впускных отверстий. 

Но для карбюрации нужен карбюратор! Где же он на схеме двигателя? Обратим наши взоры еще раз на конструкцию агрегатов F-1.

Мне представляется, что конструкция модифицированного ЖРД F-1 выглядит следующим образом:

Здесь газогенератор – штатный жидкостный газогенератор, который вырабатывает мизерную долю горячего газа (несколько процентов от массы расхода топлива через камеру). Карбюратор – узел газификации (перемешивания) избыточного керосина и турбинных газов.

Как видите, конструкция как будто нарочно спроектирована для вдувания большой массы газифицированной смеси в сечении 10:1 – там, где расположено кольцо коллектора турбинных газов. И не надо никаких форсунок на сопле, длинных патрубков подачи керосина и т.д.

В результате, в сечении 10:1 мы создаем слой газового завесного охлаждения соплового насадка.

Важное замечание: скорость истечения генераторного газа ЖГГ, богатого на сажу, примерно в два с половиною раза ниже скорости основного потока газов в сопле, поэтому генераторный газ априори вносит торможение (снижает идеальную тягу камеры).

Проблема же «карбюраторного» варианта №2 аналогична проблеме варианта №1: для пониженного расхода топлива сопло становится избыточно большим, на уровне земли возникает сильное перерасширение газа в сопле, характерное для высотных ЖРД.

Это, в свою очередь, делает потери тяги у земли неприемлемо большими.

Впуск «карбюраторных» газов в сопловой насадок несколько снизит средний удельный импульс газа, но повысит давление на срезе сопла, что позволит снизить потери удельного импульса у земли и немного повысить тягу на старте.

Поэтому, главным предназначением «карбюратора» является форсирование тяги на старте и на малых высотах.

Несколько цифр для понимания процесса. Примерные скорости движения газа на выходе сопла F-1 без учета работы «карбюратора»:

• ядро потока W ≈ 2900 м/с

• пристеночный слой W ≈ 2250 м/с

• генераторный газ W ≈ 1200 м/с

• давление на срезе сопла ≈ 0,37 кгс/см²

В результате впуска 290 кг/с «карбюраторных» газов (в т.ч. 35 кг/с генераторных газов на вращение турбины + 247 кг/с «лишнего» керосина + 8 кг/с дополнительного кислорода для лучшей газификации) ‒ параметры истечения газа претерпят некоторые изменения.

Во-первых, генераторный газ, разбавленный керосином, станет холоднее Т_г ≤ 600К и медленнее W ≈ 1000 м/с. 

Во-вторых, благодаря общему росту расхода газа через сопло давление на срезе поднимется до примерно ≈ 0,44 кгс/см²

Из-за слишком большой, более чем вдвое, разницы в скоростях «карбюраторных» газов и пристеночного слоя, их перемешивание будет происходить без вовлечения ядра потока. При контакте газифицированных углеводородов с горячим пристеночным слоем будет происходить их коксование и разложение на водород, метан и углерод.

Поэтому работа двигателя будет сопровождаться обильным выделением сажи, доля которой в переводе на вес «карбюраторных» газов составит не менее 40÷45% или около ста двадцати килограмм в секунду. В этом и есть секрет «копченого» факела  F-1.

Ориентировочные параметры дефорсированного ЖРД F-1 вариант №2:

Этот вывод является ключевым в дискуссии относительно реальности пилотируемых полетов на Луну при помощи ракет «Сатурн-5», оснащенных пятью двигателями F-1 на первой ступени.

При такой стартовой тяге, масса ракеты с тяговооруженностью n = 1,19 не могла превышать m_o = 5 · 450 / 1,19 ≤ 1900 тонн.

Что это означает на практике в аспекте выводимой полезной нагрузки?

Для ракет с водородом на верхних ступенях, оценка полезного груза на низкой орбите ИСЗ составит m_пн ≈ 4% · 1900 ≤ 76 тонн

Для не водородных ракет, оценка полезного груза на низкой орбите ИСЗ составит m_пн ≈ 3% · 1900 ≤ 57 тонн

Вышеуказанные оценки условны, ибо «водородная» ракета «Сатурн-1Б» по своей эффективности даже хуже гептилового «Протона».

При отправке груза к Луне массовая отдача варьируется в пределах от 0,8% («Протон», «Атлас-Центавр» ) до 1,5% (теор. «Сатурн-5»).

Что дает интервал полезной нагрузки (в зависимости от конкретной реализации) m_пн ≈ 15,2 ÷ 28,5 тонн

Однозначно можно утверждать лишь одно: этого явно недостаточно для осуществления пилотируемой миссии на Луну.

В лучшем случае ‒ для облетной миссии вокруг Луны, с имитацией посадки для центрального телевидения.

В результате проведенных расчетов, «Сатурн-5» предстает пред нами совсем в ином свете, нежели в официальных трактовках НАСА и правительства США. «Сатурн-5» оказался совсем не той ракетой, за которую нам выдавали этот летающий габаритно-весовой макет.

Более подробно о характеристиках дефорсированной ракеты «Сатурн-5» мы поговорим в главе №15.

Вместо послесловия

Я очень надеюсь, что все вышеизложенное было просто, доступно и ясно даже на уровне рядовой читательской массы.

По всем вопросам как именно была получена та или иная цифра - прошу читать статью в полном объеме.

Оппоненты могут спросить: так что же, создать кислородно-керосиновый ЖРД с давлением в камере 70 атмосфер нереально?!

Почему нет? Реально! Только для этого придется спроектировать принципиальной другой двигатель - нужно будет сделать камеру из большего числа трубок, но меньшего поперечного сечения, поднять температуру огневой стенки свыше 900К (как-то решив при этом проблему прочности золотого припоя, для которого лимит температуры 800К), увеличить скорость течения керосина, прокачивать все 100%.

Словом - выйти за те лимиты и красные флажки, которые обозначили сами себе американцы в своих официальных данных.

Полагаю, что такой двигатель в итоге имел бы гораздо больший вес и стоимость изготовления, для этого нужно было бы перейти на принципиально другую технологию, а не заниматься простым масштабированием предыдущих аналогов.

Почему американцы всего этого не сделали? Спросите у них!

В любом случае, это была бы совершенно другая история.

Что касается F-1, то ему судьба уготовила неблагодарную роль технологического тупика.

Аркадий Велюров

ОБСУДИТЬ НА ФОРУМЕ