НА ГЛАВНУЮ

 

«ПЕПЕЛАЦЫ» ЛЕТЯТ НА ЛУНУ

 

Глава 13 

 

 

***

«Великий карбюратор»

 

(часть 3. «Упрощенная версия F-1»)

 

 

 

Во второй части этой главы мы упражнялись в расчетах проточного охлаждения ЖРД F-1 и пришли к однозначному выводу о несостоятельности его конструкции.

Давайте еще раз проанализируем: насколько предложенная модель эквивалентного пристеночного слоя применима для F-1, ведь для него, как шутят мои оппоненты, законы термодинамики не писаны.

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

 

 

Qк 

 

  pк0,87   790  (TеTст.г ) (653) 0,26  
dкр0,13 Т 0,26ст.г   

 

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 (α 0,18)

Однако это полностью опровергается, во-первых, моделью пристеночного слоя 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 (α 0,35) 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 номинального F-1 и решим, насколько наш пристеночный слой уменьшил тепловые потоки по сравнению с полностью перемешенным, средним по составу газом (поскольку расчет F-1 показал его несостоятельность, оценка  QΣ носит теоретический характер):

 

 
 

p* кгс/см²

Dкам dкр Tг Те Тст εг Qк МВт/м² Qл МВт/м² QΣ МВт/м²
F-1 69,0 991 889 1750 800 3600 0,40 11,7 1,2 12,9
 
 

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 –   (1750 – 800 )     0,66  или  66%   
(3600 – 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  рассмотренным выше причинам – турбулизация пристеночного слоя, рост его температуры.

Поэтому, спасение «рядового F-1» может лежать только в одной плоскости − снижение рабочего давления и тяги двигателя.

 

 

«Карбюраторный» вариант F-1

 

Проанализируем еще раз оригинальную 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?

Несмотря на то, что мы официально не располагаем вариантом камеры F-1 с линейной скоростью прокачки керосина 30м/с (расход 742кг/с), а имеем только на 20м/с (расход 520кг/с), попробуем число гипотетически рассчитать такой вариант F-1.

Благодаря благам компьютерной техники, расчет охлаждения 100%−го варианта F-1 занимает меньше минуты.

Результат обескураживающий! Даже 100% прогон всего керосина через охлаждающие патрубки не спасает двигатель (pо = 69ат):

 

Расчет охлаждения F-1 для 100% прокачки керосина, pо = 69ат m= 2,4)

 

Результаты расчета:

Максимальный тепловой поток Q 11,7 МВт/м²

Максимальная температура жидкостной стенки Tст.ж 737К

Максимальная температура огневой стенки Tст.г 92

В таких случаях говорят − «почти», если бы не одно «но»: для 80% цилиндрической части камеры превышен лимит коксования керосина Tст.ж > 728К

Это гарантированный прогар камеры без вариантов.

 

Произведем еще один вычислительный эксперимент.

Что, если мы пропорционально уменьшим рабочее давление до pо = 38,6ат и подачу топлива, сохранив соотношение окислителя и горючего Кm = 2,4 ?

Казалось бы − ниже некуда, мизерный тепловой поток, такой двигатель точно должен работать.

В итоге стало еще хуже!

 

Расчет охлаждения F-1 для pо = 38,6ат (Кm= 2,4)

 

Результаты расчета:

Максимальный тепловой поток Q 8 МВт/м²

Максимальная температура жидкостной стенки Tст.ж 768К

Максимальная температура огневой стенки Tст.г 900К

Теперь уже вся цилиндрическая часть и большая часть дозвукового сужения превышают лимит коксования керосина Tст.ж > 728К

Парадокс имеет простое пояснение: уменьшился не только тепловой поток примерно на треть, но и расход керосина на охлаждение упал в 1,3 раза!

Обратите внимание на слишком низкую линейную скорость прокачки керосина − менее 17м/с.

Виной всему слишком широкие охлаждающие трубки большого диаметра: чем больше диаметр, тем меньше скорость жидкости.

Как следствие − недостаточная скорость прокачки керосина приводит к низкому теплоотводу.

Сформулирую вывод таким образом:

 

Ни при каких рабочих давлениях pо 70ат сохраняя Кm 2,4 мы не построим пригодного для работы F-1 !

 

Поэтому путь у нас только один: снижать одновременно и давление, и подачу кислорода, фиксируя подачу керосина в камеру.

Будем отталкиваться от номинальной камеры F-1, на охлаждение которой расходуется примерно 520кг/с керосина.

Для поиска оптимального решения произведем расчет вариантов камер F-1 с фиксированной подачей керосина и различных соотношениях окислителя и горючего Кm

 

pо

кгс/см²

Кm

Максимальные температуры

стенки трубок охлаждения

Расход компонентов топлива

через камеру, кг/с

Базовая тяга

у земли

(без насадка),

тс

Тст.ж Тст.г Керосин Кислород

Полный расход

через камеру

Расход ч/з

ТНА, кг/с

39,2

1,7

693

825

520

884

1404

44

338,9

41,1

1,8

705

841

520

936

1456

45

361,1

42,9

1,9

717

857

520

988

1508

46

382,1

44,5

2,0

727

871

520

1040

1560

48

401,6

 

Вариант Кm = 2,0 является неприемлемым по причине того, он является пороговым для коксования керосина в трубках охлаждения, и это недопустимо как с точки зрения  минимального отступа от «красных линий», так и разброса свойств товарного керосина.

Поэтому оптимальным будет следующее решение: pо 42,9ат (4,2МПа) при соотношении окислителя и горючего Кm = 1,9

Рассмотрим на графике результаты расчета охлаждения такого двигателя («чистый вариант» без сажи):

 

Расчет охлаждения F-1 для pо 42,9ат m= 1,9)

 

Результаты расчета:

Максимальный тепловой поток Q 8,3 МВт/м²

Максимальная температура жидкостной стенки Tст.ж 717К

Максимальная температура огневой стенки Tст.г 857К

Наше «идеальное» решение на всем протяжении камеры полностью удовлетворяет критерию отсутствия коксования керосина Tст.ж < 728К

Соотношение температур огневой Tст.г и жидкостной Tст.ж сторон стенки очень похоже на распределение температур у ЖРД H-1b.

Кроме того, напомню, что наш самый первый прикидочный «ручной» расчет F-1 во второй части главы демонстрировал такие или похожие результаты.

Удельные импульсы камеры и двигателя, тяга F-1 при pо 42,9ат m= 1,9) (без соплового насадка):

 

Характеристики варианта F-1 без соплового насадка (pа 0,56ат)

Удельный импульс камеры

2865м/с

292с

вакуум

Удельный импульс камеры

2453м/с

250с

у земли

Удельный импульс ЖРД

2821м/с

288с

вакуум

Удельный импульс ЖРД

2410м/с

246с

у земли

Абсолютная тяга ЖРД

4385кН

447,1тс

вакуум

Абсолютная тяга ЖРД

3747кН

382,1тс

у земли

 

Такой вариант, из всех возможных, следует признать наиболее оптимальным.

Всем хорош наш модифицированный F-1, кроме одного: номинальный F-1 был оснащен неохлаждаемым насадком − продолжением сопла от S = 10 до S = 16.

Наличие этого насадка является наибольшим недоразумением в конструкции F-1, ибо он как пятое колесо в телеге.

Мало того, что неохлаждаемые насадки из стали и сплавов в принципе не применяются на первых ступенях ракет по причине невозможности обеспечить их охлаждение (на некоторых модификациях Н-1 применялся вовсе не сопловой насадок, а короткий кольцевой коллектор по форме сопла для сброса газа турбины ТНА).

Так он еще и не нужен! Понизив на 40% рабочее давление в камере, мы получили на выходе сопла даже без насадка низкое давление: pа 0,56ат

Удлинив сопло насадком от S = 10 до S = 16 мы получим совсем низкое давление на срезе сопла: pа 0,3ат

 

Давление у форсуночной головки pi

49,0ат

Эффективное давление в камере pо

42,9ат

Давление на срезе сопла pа

0,30ат

Расход топлива ч/з камеру

1508кг/с

Расход ч/з газогенератор

    46кг/с

Полный расход топлива

1554кг/с

 

Распределение физических параметров газа для F-1 с насадком S=16

 

Такое сильное перерасширение (pа 0,3ат), характерное для высотных ЖРД, приведет к большой потере удельного импульса.

К примеру, у двигателя РД-108 (8Д75) на срезе сопла давление примерно 0,34ат.  Из-за этого, удельный импульс у земли Iуд 248с на 22% ниже, чем в вакууме Iуд 315с.

Для нашего конкретного варианта F-1 с насадком при pо 42,9ат m= 1,9) дело обстоит еще хуже:

 

Характеристики варианта F-1 с насадком (без «карбюратора»)

Удельный импульс камеры

2997м/с

306с

вакуум

Удельный импульс камеры

2338м/с

238с

у земли

Удельный импульс ЖРД

2949м/с

301с

вакуум

Удельный импульс ЖРД

2302м/с

235с

у земли

Абсолютная тяга ЖРД

4584кН

467,4тс

вакуум

Абсолютная тяга ЖРД

3578кН

364,9тс

у земли

 

Из таблицы хорошо видно, что немного улучшив удельные и тяговые характеристики для вакуума, мы запороли самое главное − тягу и удельный импульс у земли!

Как исправить этот недостаток?

Здесь самое время вспомнить о странностях конструкции F-1 − это «лишние» 30% керосина, которые куда-то качаются мимо трубчатой системы охлаждения.

В камеру их подавать тоже не могут, ибо давление pо 42,9ат и соотношение окислитель/горючее Кm= 1,9 являются предельными для трубчатой камеры данного типа, и любое повышение расхода топлива приведет к росту давления, а значит − росту тепловых потоков выше допустимых пределов.

Я уже неоднократно высказывал свою точку зрения на этот счет: «лишние» 30% керосина (это на минуточку примерно двести двадцать килограмм в секунду) – подаются в сверхзвуковую часть сопла. Наиболее вероятно – там, где коллектор турбинных газов.

 

Иллюстрация к Патенту RU 2326259 (МАИ)

Высотное сопло Лаваля содержит круглое сопло (1) и соосно с ним установленный круглый высотный насадок (2), соединенные друг с другом с образованием кольцевой щели (3), с коллектором (4) вдува дополнительного газа.

На фото хорошо виден кольцевой коллектор генераторного газа

 

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 впускают 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 многочисленных фото F-1, между турбонасосным агрегатом и патрубком сброса турбинного газа расположена некая странная деталь по форме усеченного конуса, именуемая на чертежах как теплообменник:

 

По сути, перед нами простейший агрегат системы 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 устройства не просто поражают. Теплообменник реально больше по размерам самой камеры сгорания двигателя! Диаметр 43 дюйма (109см), длина 58 дюймов (147см), диаметр на коллекторе турбинных газов 24 дюйма (60см).

 

Для справки:

внутренний диаметр камеры F-1 всего 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 будто нарочно спроектирована для впуска 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.

Как и подавляющее большинство серийных ЖРД, двигатель F-1 построен по классической схеме двух контуров течения газа: горячее ядро и холодный пристеночный слой. Между ними по мере перемешивания возникает зона среднего по составу газа.

Впуская в сечении 10:1 «холодный» генераторный газ, по мнению американцев, мы создаем завесное охлаждения соплового насадка и усиливаем пристеночный слой.

Я не буду комментировать данную технологию, поскольку проверить ее можно только на стенде. Компьютер тут не помощник.

 

Распределение температур (вариант без «карбюратора»)

Пунктиром показано начало соплового насадка

Без охлаждения генераторным газом температура насадка превысит 1700К

 

Скажу только, что скорость генераторного газа, богатого на сажу, в несколько раз ниже скорости основного потока в сопле, поэтому впуск большой массы «холодного» и «медленного» генераторного газа приведет к возмущению основного потока в сопле.

Некоторые авторы так описывают физическую картину на примере впуска газа в сверхзвуковую часть сопла РДТТ[34]:

«Если через отверстие в стенке сопла втекает в поток вторичная струя жидкости или газа, то часть потока отклоняется от стенки; а вверх по течению от отверстия образуется зона повышенного давления. При этом возникает боковая сила, которая складывается из реактивной силы вторичной струи и равнодействующей сил давления в области отрыва потока. Обтекание струйного препятствия в сопле сопровождается не только возникновением боковой силы, но и приростом тяги, так как сопротивление вторичной струи не передается соплу, а равнодействующая сил повышенного давления по зоне отрыва имеет осевую составляющую (боковая стенка сопла наклонена к оси РДТТ). Вторичная струя жидкости или газа воздействует на основной поток как источник массы, количества движения и энергии. Так, в плоском сверхзвуковом сопле (с выходным сечением высотой ha) воздействие вторичной струи бесконечно малой интенсивности dm приводит к повышению давления в потоке...»

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

Идея заключается в том, что пристеночный слой как бы обжимает ядро потока, уменьшает его эффективное поперечное сечение и тем самым повышает статическое давление. Это важно в тех случаях, когда у земли давление на срезе сопла меньше атмосферного. Не секрет, что двигатели первой и второй ступеней ракеты «Союз» теряют по 20% тяги на старте. Простейший способ улучшить показатели − повысить (хотя бы кратковременно) давление на срезе сопла и тем самым уменьшить противодавление атмосферы.

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

Такая конструкция заведомо имеет массу недостатков, о чем юридически выверено сообщают авторы Патента RU 2326259 (МАИ)[35]:

«Наиболее близким к предлагаемому изобретению является высотное сопло Лаваля, содержащее круглое сопло и соосно с ним установленный круглый высотный насадок, соединенные друг с другом с образованием кольцевой щели, и размещенный перед или в последней коллектор вдува дополнительного газа, имеющий выпускные трубки с установленными в нем жиклерами (см. патент США 3463402, МПК F02К 1/12, 1969). Недостатком известного сопла является недостаточно высокий средний по траектории удельный импульс двигательной установки летательного аппарата»

Очень жаль, что изобретатели патента из деликатности забыли указать − это какой такой двигатель с кольцевой щелью и коллектором вдува дополнительного газа был запатентован в США в 1969 году!? Про недостатки не спорю − все так и было! И сейчас мы это численно докажем.

 

Произведем численный расчет данного варианта F-1 для pо 42,9ат m= 1,9) и расходе топлива через «карбюратор» ~292кг/с m= 0,4)*:

 

Давление у форсуночной головки pi

49,0ат

Эффективное давление в камере pо

42,9ат

Давление на срезе сопла pа

0,367ат

Расход топлива ч/з камеру

1508кг/с

Расход ч/з газогенератор

292кг/с

Полный расход топлива

1800кг/с

* прим: Км ≈ 0,4 является обычным соотношением компонентов топлива для штатного газогенератора F-1

 

Распределение физических параметров газа для F-1 с «карбюратором» и насадком S=16

 

 

Характеристики* варианта F-1 с насадком и «карбюратором»

Удельный импульс камеры

2972м/с

303с

вакуум

Удельный импульс камеры

2409м/с

246с

у земли

Удельный импульс ЖРД

2761м/с

282с

вакуум

Удельный импульс ЖРД

2209м/с

225с

у земли

Абсолютная тяга ЖРД

4970кН

506,8тс

вакуум

Абсолютная тяга ЖРД

3977кН

405,5тс

у земли

* прим: для разных моделей смешивания генераторного газа характеристики могут отличаться на ±1%

 

Прокомментируем результаты расчета. Во-первых, избыточное количество генераторного газа (16% вместо 3% от расхода топлива) позволяет организовать схему со впуском газа через щель между охлаждаемым соплом и насадком, благодаря чему тяга F-1 на старте форсирована на 40 тонн или примерно на 11% ценой потери 4% удельного импульса. 

Во-вторых, удельный импульс камеры F-1 в вакууме примерно соответствует номинальным данным об F-1, но с учетом потерь удельного импульса из-за схемы с газогенератором − общий удельный импульс F-1 на уровне I≈282с (в вакууме) оказался ниже, чем у Н-1 и других серийных двигателей того времени.

Если объективно разобраться, то за исключением абсолютной тяги 405 тонн у земли, все удельные параметры F-1 соответствуют самым первым допотопным американским ракетным двигателям начала космической эры.

В третьих, поток продуктов сгорания в сопле содержал не менее сотни килограмм сажи!

Вышеизложенные расчеты позволяют нам ответить на еще один часто задаваемый вопрос: почему до сих пор никто не повторил F-1 ?

Ответ абсолютно очевиден: да потому что реальный F-1 продемонстрировал столь удручающие характеристики, что он попросту никому не нужен в таком виде!

Как в известном анекдоте, F-1 оказался еще одним неуловимом ковбоем Джо в истории грандиозного космического обмана ХХ века.

 

Вместо 690 тонн тяга F-1 на старте была на 40% меньше!

 

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

При такой стартовой тяге, масса ракеты с тяговооруженностью n = 1,19 не могла превышать mo = 5 · 405 / 1,19 1700 тонн.

 

Стартовая масса ракеты «Сатурн-5» была на 1200 тонн меньше официальной!

 

Облегченная более чем на 40% ракета «Сатурн-5» никаким образом не могла отправить к Луне реальный пилотируемый корабль.

Единственное предназначение данной ракеты − запускать в космос на потеху публике примитивные беспилотные макеты для имитации космических полетов.

В следующей главе №14 мы подробно остановимся на фундаментальных проблемах F-1, из-за которых он оказался безнадежным и бессмысленным курьезом в истории космонавтики.

 

 

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)

[34] «Рабочие процессы в ракетных двигателях твердого топлива. Справочник» Шишков А.А., Панин С.Д., Румянцев Б.В., 1989г.

[35] Патент RU 2326259 (МАИ), авторы Сергиенко А.А., Семенов В.В.

 

 

ОБСУДИТЬ НА ФОРУМЕ