НА ГЛАВНУЮ

 

«ПЕПЕЛАЦЫ» ЛЕТЯТ НА ЛУНУ

 

Глава 13 

 

 

***

«Великий карбюратор»

 

(3-я часть)

 

***

Издание второе, дополненное и переработанное

 

***

 

Во второй части этой главы мы упражнялись в расчетах элементов проточного охлаждения ЖРД F-1 и пришли к однозначному выводу о несовместимости высоких тепловых потоков со стороны газа на стенку и мизерными возможностями проточного охлаждения.

И у читателей, особенно у моих критиков, уже зреет вопрос: насколько предложенная мною модель эффективного эквивалентного пристеночного слоя применима в случае F-1, для которого, как шутят мои оппоненты, законы термодинамики не писаны.

Действительно, еще раз взглянем на нашу формулу максимальных критических потоков:

 

 

Qкр.к 

 

  pк0,87   So  (TеTст )  
dкр0,13

 

Очевидно, что самый легкий путь – это просто уменьшить температуру пристеночного слоя Tе  до придела.

Но увы – чтобы добиться снижения тепловых потоков с 13МВт/м² до хотя бы 8МВт/м² нам понадобится уменьшить температуру до уровня Tе  1300 ÷ 1400К что характерно для режима газогенератора с крайне низким содержанием кислорода Km 0,6 (α0,18)

Однако это полностью опровергается, во-первых, моделью пристеночного слоя для ЖРД F-1 по американским данным[33]:

 

 

Хотя рисунок и носит качественный характер, но отчетливо видно, что 1 < Km < 1,5

Это вполне укладывается в мою концепцию эквивалентного слоя при Km 1,2 (α0,35) и однозначно опровергает оценку для «холодного» пристеночного слоя Km 0,6 потому что определенно имеет место Km > 1

 

Кроме того, у Алемасова[33] приведены советские оценки для эффективности пристеночного слоя:

 

 

Здесь, на левом графике, для топлива кислород-керосин параметр α0,4 можно считать грубым округлением для α0,35

У читателей может возникнуть вопрос: если все-таки, вопреки всем графикам, снизить Km  гораздо ниже единицы?

На это есть вполне определенный ответ: никакой практической пользы это не принесет.

Во-первых, хочу напомнить, что завесное охлаждение жидким керосином начинается от головки вообще без окислителя, т.е. Km = 0

По мере движения продуктов горения по камере происходит формирование двухслойной модели «ядро-стенка», при этом имеет место турбулизация (перемешивание) пристеночного слоя с ядром, в результате чего имеет место рост температуры в пристеночном слое.

У Алемасова[33] на этот случай приведены на графике оценки полноты турбулизации слоя:

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

Здесь рост относительной температуры слоя относительно ядра (Тст / Тя) поставлен в зависимость от соотношения скоростей газа в слое и ядре (Uст / Uя)

По оси Х отложена относительная длина пути в долях радиуса камеры, от X=0 до X=2R

 

Следует заметить, что при любом α 0,35 имеет место (Uст / Uя) 0,8 кривая 4 (и лучше).

При α < 0,3 начинается интенсивное выпадение сажи, при α0,18 оно составит около 30%, в результате чего начнет сильно падать относительная скорость слоя, до (Uст / Uя) 0,6

Этому будет отвечать кривые 2, 3. Соответственно, эффект от такого слоя будет на короткой дистанции, параметры слоя не будут «добивать» на всю длину камеры до критического сечения.

 

Причина здесь проста: сажа не является газом и не совершает никакой работы в сопле.

Наоборот, сажа является балластом, который к тому же аккумулирует тепло от реакции горения.

В результате получается, что 70% от общей массы (газ), которые имеют в запасе только 70% энергии сгорания, должны совершать работу и ускорять все 100% совокупной массы продуктов горения. Именно поэтому в зоне α < 0,3 идет резкое падение скорости газа в слое.

Чем сильнее разница в скоростях ядра и слоя – тем сильнее они перемешиваются.

Во-вторых, в местах соприкосновения ядра и слоя происходит локальное дожигание сажи, что также ведет к росту температуры в пристеночном слое.

 x/R   0       0,5      1,0      1,5      2,0      

 

Вот что по этому поводу резюмирует Алемасов[33]:

 

 

Давайте еще раз вернемся к таблице аппроксимации теплового потока для F-1 и решим, насколько наш пристеночный слой уменьшил тепловые потоки по сравнению с полностью перемешенным, средним по составу газом:

 

 
 

p* кгс/см²

Dкам dкр Tг Те Тст εг Qк МВт/м² Qл МВт/м² QΣ МВт/м²
F-1

69,0

0,990

0,890

3550

1740

800

0,32

12,3

0,9

13,2

 
  p* ‒ эффективное давление в камере с учетом потерь полного давления  

 

Тогда, учитывая формулу для конвективного теплового потока в критическом сечении (см. выше), имеем:

 

 

kсл 

 

  1 –   (1740 – 800 )     0,66 или  66%   
(3550 – 800 )

 

Таким образом, наш модельный пристеночный слой уменьшил уже тепловые потоки на 66% или почти в три раза.

Выше было указано, что дальнейшее снижение тепловых потоков, даже для завесы без кислорода, не предвидится, далее наступит стабилизация плотности теплового потока по причинам, рассмотренным выше – турбулизация пристеночного слоя, рост его температуры.

 

 

«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.

Дело в том, что все расчеты проточного охлаждения мы строили на базе того факта, что по трубкам F-1 прокачивается 70% от полного расхода керосина, что составляет около 520кг/с. Все 100% – это примерно 742кг/с.

Исходя из этих оценок мы получили примерную скорость прокачки керосина в критическом сечении порядка ~21м/с

Важно то, что скорость прокачки и плотность потока ρ∙W в точности соответствуют аналогичным параметрам для ЖРД H-1b.

Давайте попробуем оценить фактическую скорость прокачки от обратного – по гидравлическим потерям.

Согласно общепринятой методике[25] потери на трение при движении несжимаемой жидкости с постоянными свойствами по трубам и каналам большой длины с постоянным сечением определяются по формуле:

 

 

Δp 

 

  ξ ρ∙W²

 

L    
2 dэ

где: ξ коэффициент гидравлического сопротивления; L длина канала;  dэ   сечение канала

Мы будем исходить из того, что безразмерный коэффициент трения в трубках у обоих двигателей (F-1 и H-1b) примерно одинаков.

Длина канала у обоих двигателей будет пропорциональна вертикальной длине самой камеры от верхнего коллектора до среза сопла.

Известно, что гидравлические потери в трубках H-1b составляют Δp 138psi (0,95 МПа)

 

Длина охлаждаемого участка у F-1 почти вдвое длиннее, чем у H-1b (L 4,5м против L 2,1м)

Зато трубы в самом узком месте втрое шире по эффективному сечению (dэ 20,1мм против dэ 6,1мм)

Отсюда поправочный коэффициент:

 

  ξ'    ξо 4,5

 

6,1     0,65ξо  
2,1 20,1

 

Таким образом, гидравлическое сопротивление в трубках F-1 при равной плотности потока не только не больше, но ниже, чем у H-1b.

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

 

Это означает, что скоростной напор  Δp ~½ (ρ∙W²)  в трубках F-1 больше аналогичного в H-1b соответственно:

 

 

 Δp'

 

 Δpо

242

 

1     2,7Δpо  
138 0,65

 

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%, т.е. все 742кг/с 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 Qmax 9,2 МВт/м²

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

 

 
 

p* кгс/см²

Dкам dкр Tг Те Тст εг Qк МВт/м² Qл МВт/м² QΣ МВт/м²
F-1 (⅔)

45,1

0,990

0,890

3500

1725

800

0,32

8,3

0,9

9,2

Н-1b

45,9

0,522

0,410

3500

1725

800

0,31

9,4

0,8

10,2

 
  p* ‒ эффективное давление в камере с учетом потерь полного давления  

 

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

Поскольку искомое давление оказалось на уровне двигателя Н-1b, то температуры среднего по составу газа и пристеночного слоя у обоих двигателей будут одинаковыми. Температуры огневой стенки - тоже одинаковыми. Разница только в геометрических размерах и в коэффициенте излучающей способности газа (у F-1 доля окислителя чуть выше, поэтому водяного пара в продуктах сгорания чуть больше).

 

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 от номинального.

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

Выход, на самом деле, только один: нужно, чтобы в камере сгорало наменьше 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 742 кг/с, при этом уменьшить подачу кислорода настолько, чтобы общая масса расхода топлива составила от номинала, а давление не превысило 46 кгс/см².  

 

Задача выглядит на первый взгляд простой.

 

Был общий расход топлива 2526 кг/с, уменьшаем надо 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: Кm1,27

 

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 Кm1,4.

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 Тг 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 Iуд ≤ 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 Iуд 248с на 22% ниже, чем в вакууме Iуд 315с.

 

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

Тяга такого двигателя на старте (с учетом вклада тяги турбинного газа) не превысит  Рзем ≤ 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 от номинала, т.е. оставалось менее 46 кгс/см².  

Это означает пониженный нарасход кислорода до 1190 кг/с и пониженный нарасход 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 надо 45,7 кгс/см² давление в камере, сохранит в целом удельный импульс в вакууме на уровне не хуже паспортных данных: Iуд 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‒ 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  Iуд 245с

Соответственно, тяга на старте составит Рзем 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» 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:

 

 

 

 

КАРБЮРА́ЦИЯ, карбюрации, жен. (франц. carburation) (хим., тех.).

Насыщение негорючего газа (воздуха) парами углеродистых веществ (напр. бензина), дающее взрывчатую смесь.

Толковый словарь Ушакова. Д.Н. Ушаков. 1935-1940.

 
     

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.

 

Как вы должно быть заметили на фото слева, между турбонасосным агрегатом и патрубком сброса турбинного газа расположен некая странная деталь по форме усеченного конуса, именуемая на чертежах как теплообменник:

По сути, перед нами простейший второстепенный агрегат, который относится к системе наддува баков. В теплообменнике подогревается мизерная порция кислорода, который испаряется и создает давление в магистрали наддува.

 

И все бы хорошо, да только размеры этого второстепенного изделия не просто поражают. Теплообменник реально превышает по своим размерам саму камеру сгорания двигателя! Вот его описание (на рисунке справа):

диаметр 43 дюйма (109см), длина 58 дюймов (147см), диаметр на коллекторе турбинных газов 24 дюйма (60см).

 

Для справки: внутренний диаметр камеры сгорания примерно 99см, длина – менее одного метра.

 

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»:

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 Тг600К 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:

 

 

Соотношение компонентов для ЖРД F-1 вариант №2

  Ядро потока      Пристеночный слой     Средний состав     Карбюратор     Общий по ЖРД  
2,80 1,20 2,40 0,06 1,58
 

 

 

Параметры дефорсированного ЖРД F-1 вариант №2

эффективное давление в камере, рк

 45,7 кгс/см²

давление на срезе сопла, ра

   0,44 кгс/см²

полный расход через двигатель

1975 кг/с

расход через камеру

1685 кг/с

расход через карбюратор

290 кг/с

скорость зоны ядра потока

2870 м/с

скорость зоны среднего состава газа

2900 м/с

скорость зоны пристеночного слоя

2230 м/с

средний импульс газа без «карбюратора»

2800 м/с

скорость «карбюраторного» газа

1000 м/с

удельный импульс (двигатель)  Iуд  (вакуум)

280с

удельный импульс (двигатель)  Iуд (у земли)

228с

полная тяга (вакуум)

553тс

полная тяга (у земли)

450тс

 

 

 

 

 

 

Вместо номинальной тяги 690тс на старте, ЖРД F-1 по нашим оценкам обеспечивает на 35% меньше - всего около 450тс.

 
     

 

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 mo = 5 · 450 / 1,19 1900 тонн.

 

 

 

 

Реальная стартовая масса «Сатурн-5» на 1000 тонн меньше официальной!

 
     

 

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 mпн 4% · 1900 76 тонн

Для не водородных ракет, оценка полезного груза на низкой орбите ИСЗ составит mпн 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) mпн 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.

 

 

Аркадий Велюров

 

[1] сайт http://www.astronautix.com (англ.)

[2] Launch Vehicle Propellant Usage (англ.)

[3] сайт http://heroicrelics.org/ (англ.)

[4] Предыстория создания ЖРД РД-107/108

[5] ЖРД РД-107 и РД-108 и их модификации

[6] «Design of liquid propellant rocket engines», NASA, 1967 (SP-125)

[7] «Основы теории и расчета ЖРД», том 2, под ред. В.М. Кудрявцева, 1993г.

[8] «Пилотируемые полеты на луну, конструкция и характеристики Saturn-V Apollo» М., 1973г. Серия «Ракетостроение», т.3

[9] Википедия, F-1 (ракетный двигатель)

[10] Skylab Saturn 1B flight manual

[11] F-1 Engine Familiarization Training Manual(R-3896-1)

[12] «Rocket Propulsion Elements», George P. Sutton, 7th edition

[13] «Жидкостные ракетные двигатели», Е.Б. Волков, Л.Г. Головков, Т.А. Сырицын, 1970г.

[14] «Теория ракетных двигателей», В.Е. Алемасов, А.Ф. Дрегалин (под редакцией В.П. Глушко), 1980г.

[15] «Жидкостные ракетные двигатели», М.В. Добровольский, 1968г.

[16] «Прикладная газовая динамика», Г.Н. Абрамович, 1991г.

[17] ATI 321™/ATI 347™/ATI 348™ Technical Data Sheet

[18] INCONEL® alloy X-750 (UNS N07750/W. Nr. 2.4669), http://www.specialmetals.com

[19] «Расчет камеры жидкостного ракетного двигателя», В.Д. Курпатенков, Х.В. Кесаев, МАИ,1993г.

[20] «Теория ракетных двигателей» В.Е. Алемасов, А.Ф. Дрегалин (под редакцией В.П. Глушко), 1989г.

[21] «Electrical resistivity and thermal conductivity of nine AISI selected stainless steels», CINDAS, 1977г.

[22] «Industrial Gold Brazing Alloys», Gold Bulletin 1971 Vol. 4 No. 1

[23] «Advanced regenerative cooling techniques for future space transportation systems», AIAA/SAE, 1975г.

[24] «Основы теплопередачи», Михеев М.А., Михеева И.М., 1977г.

[25] «Расчет наружного проточного охлаждения камеры ЖРД» Александренков В.П.

[26] «Из истории создания первых космических ракетных двигателей (1947 - 1957)», В. И. Прищепа

[27] «Liquid rocket engine fluid-cooled combustion chambers», 1972, NASA (SP-8087)

[28]  INCONEL® alloy X-750 (UNS N07750/W. Nr. 2.4669) Special Metals Corporation, U.S.A.

[29] «Расчет камеры ЖРД», Курпатенков В.Д., Кесаев  В.В., МАИ, 1993г.

[30] «Расчет лучистых тепловых потоков», под редакцией Курпатенкова В.Д., МАИ, 1989г.

[31] «Перспективы создания мощных жидкостных ракетных двигателей» академик Каторгина Б.И. (2004г.)

[32] ЖРД РД-170 (11Д521) и РД-171 (11Д520)

[33] «Project First, F-1 Combustion stability program», Rocketdyne, том 2, книга 3 (R-5615-7)

 

 

ОБСУДИТЬ НА ФОРУМЕ