Сообщения без ответов | Активные темы Текущее время: Чт мар 28, 2024 4:38 pm



Ответить на тему  [ Сообщений: 4765 ]  На страницу Пред.  1 ... 297, 298, 299, 300, 301, 302, 303 ... 318  След.
 Большой космический обман США 
Автор Сообщение
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 8:46 pm
Сообщений: 147725
Откуда: Томск
Сообщение Re: Большой космический обман США
Интересная публикация по следам "Велюрова" известного скептика, разоблачителя Лунного Обмана США на основе исследования параметров "лунного" ЖРД Фи1, от Генадия Иванченко:
http://www.manonmoon.ru/articles/st65.pdf
Оценка характеристик F-1, основанная на анализе теплообмена и прочности трубчатой рубашки охлаждения Геннадий Ивченков, к.т.н.
Биографическая справка об авторе
Геннадий Ивченков окончил факультет «Энергомашиностроение» МВТУ им. Н.Э.Баумана в 1974-м году по специальности "Двигатели летательных аппаратов" (кафедра Э1 - Ракетные двигатели) (3-я специализация – РДТТ (твердотопливные двигатели), 1-я специализация – ЖРД (жидкостные ракетные двигатели)). После окончания учебы поступил в аспирантуру и работал на кафедре “Двигатели летательных аппаратов” МВТУ, область научных интересов - исследование теплообмена в соплах ракетных двигателей. В 1980-м году защитил диссертацию на соискание степени кандидата технических наук, тема диссертации - исследование процессов горения в скоростном потоке газов. Работал младшим научным сотрудником в НИИГрафит (исследование абляции углерод-углеродных материалов), затем старшим научным сотрудником в отделе НИИРП (по тематике ПРО), затем в КБЭМ – по темам, связанным с разработкой HF химических лазеров на базе фтор-водородных ракетных двигателей. Тогда же получил второе высшее образование на инженерном факультете МИРЭА по специальности “оптические системы”. Преподавательская работа – доцент в химкинском филиале МАИ. С 1994 работал в Канаде в области разработки оптико-волоконных приборов. Имеет 7 патентов США (оптико-волоконные датчики и переключатели).
Иванченко был вторым человеком с профильным образованием по теме ЖРД после "Велюрова"., который начал исследовать интересную тему о соответствии официальных параметров ЖРД Фи1 реальным параметрам.
"Представляет интерес вопрос, почему лежащие, казалось бы, на поверхности, принципиальные недостатки конструкции двигателя F-1, не были вскрыты советскими ракетчикамидвигателистами еще в 70-х годах? Опубликованные относительно недавно тексты выступлений, писем в ЦК главных конструкторов космической отрасли – Королева1
, Глушко2 , Челомея3 говорят о том, что даже высшее руководство ракетной отрасли знало о Сатурне-5”, и, тем более, о двигателе F-1, в основном, только по рекламе NASA. "
( 1 С.П. Королев и его дело. Свет и тени в истории космонавтики. — М.: Наука, 1998. — 716 с., составитель Г.С. Ветров, http://www.epizodsspace.narod.ru/bibl/vetrov/korolevdelo/obl.html,
стр.363,449 и др.
2 Избранные работы академика В.П.Глушко. Часть 1, Химки 2008, http://epizodsspace.noip.org/bibl/glush ... /1/01.html,
см. 07.12.1964 Центральному комитету)
Интересное письмо Глушко было, якобы, направлено в ЦК КПСС и не было отправлено, но касалось это письмо ЖРД "Н1", возможно под этим названием конструктор имел ввиду двигатель, который мы в наши дни знаем под другим названием, "F-1"
http://epizodyspace.ru/bibl/glushko/izbran-rab-glushko/1/04.html

Изображение

07.12.1964г
(не было отправлено).
ЦЕНТРАЛЬНОМУ КОМИТЕТУ КПСС
Основное назначение тяжелой ракеты Н-1 — высадка экипажа на Луну с возвращением на Землю. Последний установленный срок начала летных испытаний Н-1 — 1966 г., а осуществления экспедиции на Луну — 1967-68 гг.
Состояние разработки и оценка характеристик Н-1 в свете сложившихся к настоящему времени требований позволяют поставить вопрос о пересмотре принятых ранее решений и поиске иных решений, более эффективных и экономных.
Состояние разработки Н-1 к началу 1965 г. таково, что Н-1 не может быть создана ни в установленный срок, ни в последующие несколько лет.
Используемые на нижних трех ступенях Н-1 двигатели находятся в начальной стадии доводки. Так, к декабрю 1964 г. из 25 выполненных коротких пусков двигателя первой ступени 22 пуска были аварийными; доводочные испытания двигателя второй ступени намечено начать лишь с середины 1965 г., когда появится первый двигатель; из 14 выполненных пусков двигателя третьей ступени 5 пусков были аварийными. При этом, по заявлению ОКБ-1, недобор удельной тяги этих двигателей от заданной доходит до 10 единиц.
Судя по опыту стендовой доводки аналогичных двигателей, потребуется испытать несколько сотен двигателей и затратить, по крайней мере, около трех лет, чтобы перейти к отработке двигателей на борту ракеты.
Разработка верхних космических ступеней Н-1 (4, 5, 6 и 7-ой) находится в самой начальной стадии. В течение 1964г. неоднократно менялось топливо, количество ступеней, их веса, требования к двигателям, т.е. производились поиски исходных характеристик для начала проектирования всех этих ступеней. Разработка двигателей для последних ступеней (в КБ-4 ОКБ-586 и в ОКБ-2) до декабря 1964 г. не начиналась в связи с отсутствием ясности и окончательных технических заданий.
Особую по важности проблему составляет обеспечение надежности такой исключительно сложной машины как Н-1. Наличие на борту 50-ти основных двигателей и 7-ми ступеней + космический корабль делает проблему надежности трудноразрешимой. Примером может служить ракета 8К78, имеющая лишь 7 основных двигателей и 4 ступени + космическая станция. Пятый год длятся летные испытания 8К78 (с 10 октября 1960 г.). В течение этого времени были пущены 22 ракеты к Луне, Марсу и Венере, но ни одна из них не выполнила своего назначения из-за отказов...
Если учесть несоизмеримую сложность ракет Н-1 и 8К78 и несоизмеримую стоимость этих ракет, исключающую возможность расходования большого количества ракет Н-1 на летную отработку, и необходимость достижения надежности Н-1, гарантирующей безопасность экипажа на борту, то возникают вопросы: может ли ракета Н-1 быть доведена до потребной степени надежности, если может, то какие для этого потребуются материальные затраты, сколько на это потребуется лет и не устареет ли к этому времени ракета Н-1.
Допустим даже, что через три года напряженнейшей работы появится ракета Н-1 в металле с двигателями, прошедшими стендовую доводку. Сколько нужно прибавить еще лет, сколько затратить средств, чтобы Н-1 прошла летную отработку и могла понести к Луне экипаж?
Нужно отметить, что Н-1 уже в настоящее время по своим проектным возможностям существенно отстает от разрабатываемого в США тяжелого ракеты-носителя Сатурн-5 (С-5), создаваемого для решения тех же задач. Полезный груз, выводимый на низкую орбиту спутника Земли, должен составлять для С-5 около 110 тонн, в то же время, как для Н-1 — 85 тонн.
Кроме того, С-5 имеет преимущество большей простоты по сравнению с Н-1, что также повышает его надежность, так как число двигателей в трех первых ступенях составляет лишь 11 шт (5+5+1), против 44 шт (30+8+6) у Н-1. По состоянию разработки С-5 находится далеко впереди Н-1.
Изложенное показывает назревшую необходимость поиска другого пути решения задачи полета на Луну, требующего меньших затрат средств и времени, лучше решающего проблему надежности и приводящего к созданию ракеты, не уступающей по основным техническим характеристикам американской С-5.
ГЛУШКО
Apx.№ 2016а (63-69)"
Это письмо, докладную записку, с большой долей вероятности можно признать подлинным! Соответствующий стиль изложения тех лет, отсутствие новых словечек родом из 90-х и нулевых, нет обращений типа "маршалу Брежневу" . Понятно почему конструктор не отправил эту докладную записку в ЦК КПСС. Его там могли и не понять!

_________________
Большой Космический Обман США ЖЖ: http://neprohogi.livejournal.com/


Вс сен 23, 2018 8:10 am
Профиль WWW
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 8:46 pm
Сообщений: 147725
Откуда: Томск
Сообщение Re: Большой космический обман США
http://www.manonmoon.ru/articles/st65.pdf
Оказывается этот "чудо" сплав использовался американцами, по их же признанию, в другом американском двигателе Н1:
"Кроме того, при отработке двигателя Н-1 возникли дополнительные проблемы, связанные с взаимодействием никелевых сплавов с керосином RP-1: “Not only [102] was this condition a hazardous condition and a hindrance to engine performance, but investigators also suspected that problems of combustion instability could be traced to fuel spraying embrittlement of the nickel-alloy tubes, a shortcoming that did not appear in the 734 000-newton (165 000-pound) engine because it operated at lower temperatures. In the hotter operating regimes of the 836 000-newton (188 000-pound) thrust engine, researchers discovered that sulphur in the kerosene-based RP-1 fuel precipitated out to combine with the nickel alloy of the thrust chamber tubes. The result: sulphur embrittlement and failure. The "fix" for this deficiency in the new uprated engine involved changing the tubular thrust chamber walls from nickel alloy to stainless steel (347 alloy), which did not react with sulphur”.53
Получается, что в ранних Н-1 стояли трубки из никелевого сплава (Inconel X750 является никелевым сплавом). При повышении давления с 40 до 49 атм. и, соответственно, температуры стенки, эти трубки становились хрупкими, в частности за счет реакции серы из керосина RP-1 с никелем, и результатом было разрушение стенок трубок и двигателя. Для устранения этого никелевые трубки в Н-1 были заменены на трубки из нержавеющей стали 347!"
Очень любопытная информация, которая доказывает, что и в мифическом ЖРД Фи1 , скорее всего, использовались стальные трубки.
Американские писаки тоже не очень озадачивались логичностью своих перлов, они утверждали, что Камеру сгорания и сопло формировали трубки из никелевого сплава, хотя на самом деле цилиндр КС точно был выполнен из стали, а на него и крепились указанные трубки внутри КС, по версии американских лгунов:
Страница 17
“The thrust chamber's tubes were constructed of Inconel X-750, a high-temperature, heat-treatable, nickel base alloy.178 primary tubes, hydraulically formed from 1-3/32 inch outside diameter InconelX tubing, made up the chamber body above the 3:1 expansion ratio plane (approximately 30 inches below the throat centerline plane)”.
«Стенки камеры сгорания F-1 (рубашка охлаждения) сделаны из Inconel X-750 – высокотемпературного термообрабатываемого никелевого сплава. 178 первичных трубок, гидравлически сформированных из 28-и миллиметровых (1-3/32”) инконелевых трубок, формируют камеру (КС и сопло) выше степени расширения 1/3 (примерно 30 дюймов ниже критического сечения)».
( 56. http://heroicrelics.org/info/f-1/f-1-thrust-chamber.html )
Писаки НАСА написали текст таким образом, что из содержания этих текстов получается, будто КС была выполнена не из стали, а из пресловутого Инконеля.
Автор обнаружил еще ряд проблем системы охлаждения:
Страница 19
Изображение
Изображение
"В двигателе Н-1, рубашка охлаждения также состоит из слоя трубок – четные трубки подают керосин вниз, там он собирается коллектором и поступает вверх по нечетным трубкам обратно в КС. Опять же, F-1 – это Н-1 «на стероидах». Такая двухпроходная схема повышает гидросопротивление рубашки охлаждения вдвое по сравнению с однопроходной, когда топливо подается вниз по толстому трубопроводу, а возвращается вверх по рубашке охлаждения
(60 http://heroicrelics.org/info/f-1/f-1-thrust-chamber.html
61 http://kocmocc.ru/firstr.php, Oscar Biblarz, George P. Sutton (consultant), “Rocket Propulsion Elements”, Seventh Edition, A Willey Interscience Рublication, NY, 2001
62 http://agentdc.uah.edu/homepages/dcfiles/USSRC/F1EngiFamiTraiManu%20Section%201_072308152849.pdf )
И как всегда, возникает вполне обоснованное предположение, что американские обманщики лгут и, на самом деде, использовалась однопроходная система охлаждения:
"В то же время на снимках NASA (Rocketdyne) четко можно насчитать 178 трубок, уложенных в один слой и раздваивающихся на 356 ниже сечения 1/363 .
При дальнейшем анализе предполагалось, что трубки были уложены в один слой и выполнены из Inconel X-750."
Это классическая ситуация: левая рука (технические "писатели", журналисты НАСА) не знала, что творит правая ( пропагандисты успехов американских технологий по созданию ЖРД)!

_________________
Большой Космический Обман США ЖЖ: http://neprohogi.livejournal.com/


Пн сен 24, 2018 10:35 pm
Профиль WWW
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 8:46 pm
Сообщений: 147725
Откуда: Томск
Сообщение Re: Большой космический обман США
http://www.manonmoon.ru/articles/st65.pdf
Страница 22, автор исследует тему прочности трубок в системе охлаждения, как оказалось, технология такого охлаждения при помощи системы трубок внутри камеры сгорания канула в лето:
"Возможности охлаждения и прочность трубок в F-1
Конструкция камер сгорания американских до-сатурновских и сатурновских двигателей H-1, F-1, J-2, RL-10 основана на использовании большого количества (от 178 до 320) спаянных между собой тонкостенных трубок из нержавеющей стали или никелевого сплава в качестве рубашки охлаждения и применении струйных форсунок в форсуночной головке. Это является чисто американским изобретением, которое применялось только в США и больше никогда и нигде не
использовалось. Современные ракетные двигатели, ВСЕ БЕЗ ИСКЛЮЧЕНИЯ, включая и пост-сатурновские американские, используют «советскую технологию» (66). «Трубчатые» американские двигатели либо лежат на свалке, либо стоят в музеях, либо «долетывают» в старых ракетах (модификация двигателя Н-1), таких как Дельта-2 или в японской Н-1."
Американцы оказывается тоже отказались от своих "достижений" в области создания ЖРД и тоже приняли разработки советских специалистов:
"Двигатели же, сделанные на основе «советской технологии» используют рубашку охлаждения из двух спаянных оболочек, из которых внутренняя (огневая стенка) выполнена из бронзового сплава, а внешняя (силовая) – из высокопрочного материала. Например, у двигателя “Вулкан” (Vulcain) ракеты Ариан-5 (Arian5), огневая стенка – из бронзы, а силовая - из никелевого сплава. То же самое у двигателя шаттла SSME, где огневая стенка выполнена из сплава меди и серебра, а силовая – из никелевого
сплава Inconel 718."
Двигатель шаттла еще то "детище" к которому после оживления "мертвецов" с шаттла погибшего в января 1986 года, очень много вопросов. И там тоже присутствует сомнительны "чудо"-сплав! Нехорошие сомнения возникают, особенно после перечисления проблем связанных с изготовлением трубок из этого сплава.
И вот первая проблема указанная автором, проблема действительно серьезная: Страница 27
"Кроме того, в двигателях по «советской технологии» головка жидкость–жидкость состоит не из струйных, из однокомпонентных или двухкомпонентных центробежных форсунок. Форсуночная головка, сделанная по «американской технологии» имеет струйные форсунки и напоминает стиральную доску с дырками (или плоскую доску с отверстиями, выполненными под углом – см. рис.11). Практика показала
ущербность и этой технологии, не обеспечивающей удовлетворительный распыл и смешение компонентов."
Как неожиданно!

_________________
Большой Космический Обман США ЖЖ: http://neprohogi.livejournal.com/


Ср сен 26, 2018 2:31 am
Профиль WWW
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 8:46 pm
Сообщений: 147725
Откуда: Томск
Сообщение Re: Большой космический обман США
http://www.manonmoon.ru/articles/st65.pdf
Автор нашел очень любопытную информацию, опять же от американских обманщиков, что проектная тяга "чудо" двигателя была намного меньше. Это читается как "явка с повинной":
Страница 28
Теплообмен в двигателе F-1
Интенсивность теплоплообмена в КС и сопле, в данном случае, непосредственно влияет на прочность оболочки и трубок, так как она напрямую связана с толщиной стенок трубок, а толщина стенок определяет их прочность и, соответственно, допустимое давление в КС.
Здесь нужно отметить, что начальная проектная тяга F-1 составляла 1,000,000 lbs (454 тонны), что примерно соответствует давлению в 46 атм в КС. Эта величина была получена в результате расчетов и компьютерного моделирования КС F-1.
Ссылка опять же на отчет НАСА:
"SP-4206 Этапы к Сатурну. 4. КОНВЕНЦИОННАЯ КРИОГЕННОСТЬ: H-1 и F-1"
73. http://history.nasa.gov/SP-4206/ch4.htm
Впрочем резкое увеличение силы тяги американцы объяснили так:
"В них Rocketdyne использовало КС с неохлаждаемой стенкой и форсуночную головку, непохожую на ту, которая стояла в реальном двигателе, бесполезные в реальном двигателе на 454 тонны, но которые позволили получить такую, неслыханную ранее тягу от одной КС»"
Автор считает, что указанная сила тяги и была реальной:
Страница 30
"Как видно из приведенной цитаты, конструкция F-1 с тягой 450 тонн была основана на детальном расчете и экспериментах. Как будет показано ниже, эта величина является вполне реальной и, скорее всего, и была истинной тягой реального F-1"
Автор слишком оптимистичен и слишком доверяет к сведениям от американских обманщиков. Скорее всего и эта величина была завышена. Основание такого предположения очень простое: патологическая лживость американских мошенников!
Реальность поэтому была еще хуже.
Автор в отличии от "Велюрова" не делает расчеты на основе специальных программ или методик расчета удельного теплового потока. Его аргументы основаны в этой теме на очень приблизительных оценках:
"Оценим увеличение теплового потока к стенке камеры у F-1 при масштабировании по сравнению с H-1. При этом учитывается только конвективный теплообмен. Лучистым потоком пренебрегаем, так как он относительно невелик в области критического сечения (75. http://www.free-inform.com/pepelaz/pepelaz-13.htm, В.Е. Алемасов и др., «Теория ракетных двигателей», Машиностроение, Москва, 1969) , хотя в КС может составлять до 30% от общего потока, что служит дополнительным фактором, увеличивающим суммарный тепловой поток в КС и, соответственно, дополнительно ограничивающим толщину трубок"
Здесь Иванченков не может что-то дополнить к реальным расчетам "Велюрова" удельного теплового потока. И автор выдвигает противоречивые версии, очевидно несовместимые утверждения:
Страница 33
"В общем, выше изложена классическая задача сопряженного теплообмена, при которой в стационарном режиме указанные тепловые потоки должны быть равны (как ток в последовательной электрической цепи). При этом для дальнейшего анализа наиболее важным является теплообмен через стенку трубки, который, при известном тепловом потоке, определяет толщину стенки. Нужно отметить, что тепловые потоки в КС и сопле существенно меняются по длине КС и сопла, достигая максимальных значений в критическом сечении. (80)"
1. Тепловые потоки должны быть равны.
2 . Тепловые потоки существенно меняются , достигая максимального значения в критическом сечении.

_________________
Большой Космический Обман США ЖЖ: http://neprohogi.livejournal.com/


Ср сен 26, 2018 9:32 pm
Профиль WWW
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 8:46 pm
Сообщений: 147725
Откуда: Томск
Сообщение Re: Большой космический обман США
http://www.manonmoon.ru/articles/st65.pdf
Автор в своей публикации, "дополнении к статье "Велюрова" не использует программы расчета удельных тепловых потоков, как это делает "Велюров":
Изображение
Изображение
Изображение
Тем самым ценность таких дополнений сильно уменьшается. Но то, что прикинул автор, что называется "на пальцах, тоже очень интересно и убедительно. Действительно, чтобы сохранить необходимые параметры теплоотвода при увеличении давления в Камере Сгорания ЖРД Фи1, по сравнению с ЖРД Н1 , "чтобы передать через стенку трубки увеличившийся тепловой поток, необходимо, либо пропорционально уменьшить толщину стенки, либо, тоже пропорционально, увеличить разницу температур (стр.377 ссылка 85 ; В.Е. Алемасов и др., «Теория ракетных двигателей», Машиностроение, Москва, 1969; ).
И автор указывает, что второй вариант невозможен: "Но, при увеличившимся в 1.22 раза тепловом потоке, и такой же толщине стенки как у Н-1 (0.25 мм), разница температур T2 автоматически возрастет в 1.22 раза, то есть температура наружной стенки поднимется до 1160°К, которую Inconel X-750 не выдержит (см. формулу (11) выше). "
Значит выход один, и автор правильно указывает на него: "При охранении такой же температуры стенки (точнее, разности температур «огневой» и "холодной" поверхностей стенки), ее толщина должна быть уменьшена в 1,22 раза с 0.254 мм (как в Н-1) до примерно 0.2 мм. "
Но тогда возникают проблемы с прочностью!

_________________
Большой Космический Обман США ЖЖ: http://neprohogi.livejournal.com/


Пт сен 28, 2018 12:00 am
Профиль WWW
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 8:46 pm
Сообщений: 147725
Откуда: Томск
Сообщение Re: Большой космический обман США
http://www.manonmoon.ru/articles/st65.pdf
Автор о прочности трубок охлаждения в ЖРД Фи1:
Страница 36
"Механические нагрузки, приложенные к трубкам охлаждения
В приведенном ниже анализе принимаем, что трубки уложены в один ряд и толщина стенок трубок постоянная. Из описания F-1 известно, что трубки спаяны (brazing) вместе неким серебрянно-золотым припоем и образуют "рубашку" охлаждения камеры сгорания и сопла. Эта композиция трубок, кроме тепловых нагрузок, также испытывает механические нагрузки на растяжение, которые у F-1 существенно выше, чем у Н-1 за счет увеличения диаметра и повышения давления в КС".
И вот какой необычный результат получает автор по проблеме прочности тих трубок:
Изображение
"Это намного превышает σ=2400 Кг/см^2 для отожженного Inconel X-750 при 720°С и его «холодную» величину 3250 Кг/см^2. Очевидно, что материал трубок такое напряжение не выдержит и выходит, что внешний бандаж (jacketing) - второй слой, воспринимает основную растягивающую силу вызванную давлением в КС. "
"Расчет показывает, что напряжение растяжения трубки диаметром 18 мм (ее «холодной» половины, контактирующей с атмосферой) опять превышает допустимые значения (при избыточном давлении 131 атм)"
Конечно отговорку найти по такого рода расчетам, как это уже не раз упоминалось, в этом случае тоже, найти не сложно: "технические писатели" указали ошибочные величины"! Но все равно результат такого расчета крайне интересен и познавателен, хотя бы потому, что такие расчеты наглядно показывают, что пропагандисты, "технические писаки" НАСА лгут! И здесь невозможно найти никаких отговорок.
Автор на основании своих простых и вполне доступных расчетов на страницах 37-39

Изображение
Изображение
Изображение
Проверить эти расчеты не сложно и они как минимум опять показывают, что технические писаки НАСА лгут, как максимум показывают, что "материал трубок рубашки охлаждения работает на пределе и даже за пределом прочности (yield strength), и это без учета коэффициента запаса (safety). Возможность допущения пластических деформаций (tensile strength) крайне опасна, так как во внешней поверхности «огневой стенки» трубки с большой вероятностью может появиться трещина и,
соответственно, прорыв трубки"
Автор полагает, что такое явление разрыв трубок произошел при демонстрации полета ракеты из шоу "А6"
Это предположение является крайне сомнительным . Разрыв трубок охлаждения привел бы, скорее всего к аномальным последствиям и прекращению шоу!
Автор вместе с этим делает вполне обоснованный вывод, опровергнуть который крайне сложно, если только опять свалить всю вину на "ошибки" "технических писак" НАСА: "Главной задачей при этом было то, чтобы двигатели ни в коем случае не взрывались или не загорались «на глазах у почтеннейшей публики». Пожалуй, единственным способом избежать этого было уменьшение давления в КС примерно на 30% (см. ultimate safety) до примерно 50 атм. Это снижение не должно было позволить инконелю перейти предел yield strength и начать пластично деформироваться (очень велика вероятность прорыва трубок).
Снижение давления в КС можно было провести путем, например, дросселирования потока керосина на входе в трубки (и, соответственно, кислорода), или изменением расхода топлива в газогенераторе, что, конечно же, не оптимально для характеристик двигателя"
Если писаки НАСА не лгут и не ошиблись, то у НАСА с прочностью трубок охлаждения, с характеристиками ЖРД Фи1 большие проблемы,

_________________
Большой Космический Обман США ЖЖ: http://neprohogi.livejournal.com/


Пт сен 28, 2018 5:20 pm
Профиль WWW
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 8:46 pm
Сообщений: 147725
Откуда: Томск
Сообщение Re: Большой космический обман США
http://www.manonmoon.ru/articles/st65.pdf
Страницы 40-43 посвящены аномальным превышениям для требования нормальной, неаномальной интенсивности охлаждения для трубок в
Камере сгорания (КС) и критическом сечении:
Изображение
Автор предполагает на 40 странице, что "Принимая во внимание ответственность пусков С-5, есть очень большая вероятность, что Rocketdyne и NASA так или иначе пошли на вынужденное дросселирование F-1 где-то до 50 атм и 500 тонн тяги."
Совсем не обязательно ! Проще пойти на кардинальное облегчение всей конструкции. Очень сомнительно, что американцы со своим "Фи1" получили величину рекордной, действительно необычной тягу 500 тн, и рисковали с повышением давления в камере. Это предположение не обосновано на выводе автора о том, что в этом шоу главное показать, как огромная ракета взлетает, не взрывается и куда-то улетает с глаз долой. Повышать величины давления в камере сгорания означает снижать вероятность такого события. Вероятность публичной катастрофы при этом возрастает. Нет, на такой "фокус" американские обманщики не могли пойти!
Изображение
Изображение
Изображение
Автор на странице 41-43 убедительно показал, что нет таких проблем с прочностью аналогичных трубок охлаждения у ЖРД Н1 при тех параметрах, которые декларировали американцы: "В то же время для Н-1 все сходится" При этом упоминаются двигатели J-2^
"Кстати, грубая предварительная оценка второго сатурновского двигателя J-2 (хотя это в тему данной статьи не входит) показывает, что к нему нет вопросов на предмет прочности трубок (давление в КС 53 атм, 360 трубок из нержавеющей стали, толщина стенки трубок 0,3 мм). Там цифры более-менее реальные, правда это не значит, что с ним было все
нормально – согласно NASA основные проблемы были как раз с ним".
Проблема с ЖРД J-2 в том , что их существование и реальные параметры мягко говоря, подтверждены не убедительно. Вся эта "демонстрация" , с большими по размеру, яркими вспышками в районе второй ступени, работы указанных ЖРД вызывает обоснованные сомнения в существовании такого двигателя. Но автор конечно прав, очень показательно, что в этих ЖРД не упоминается инконель. В этом двигателе декларируются стальные трубки охлаждения с толщиной стенок 0.3 мм.
Автор задается интересным вопросом:
"Почему американцы применили 22 - 18-ти миллиметровые трубки вместо 8-ми миллиметровых. Возникает вопрос, почему американцы выбрали диаметр трубок 22-18 мм, так как улучшить ситуацию могло бы
уменьшение диаметра трубок, например, до 8 мм как у Н-1? Тогда бы напряжение на растяжение материала трубок было примерно в 3 раза меньше. Но получается, что, при уменьшении диаметра, возрастёт гидросопротивление трубок и потребуется больший перепад давления для сохранения того же массового расхода керосина, что опять вызовет проблемы с прочностью"
Вопрос поставлен неправильно. Его надо ставить по другому, а именно: "Почему американцы декларировали применили 22 - 18-ти миллиметровые трубки вместо 8-ми миллиметровых." Что на самом деле было в ЖРД "Фи1" мы можем только догадываться. Сочинители параметров двигатели с мифическими, завышенными параметрами просто не учли этих нестыковок, не совпадений все предельно просто!
Автор же , анализирует материалы "технических писателей" как нечто реальное, как действительное изыскание выхода из "замкнутого логического круга":
"Совершенно очевидно, что такой вариант не проходит и ясно, почему американцы пошли на увеличение диаметра трубок. Но, в то же время, увеличение их диаметра, приводит к возрастанию напряжения в материале трубок ( d ). Получается замкнутый круг, и, видимо, был выбран компромисс, который, несмотря на в полтора раза большую величину предела прочности у Inconel X-750, ситуацию не спас и, опять же, давление в КС не могло соответствовать заявленному для F-1 давлению в 70 атм. "
Но вывод автора тем не менее, соответствует истине : величина давления 70 атмосфер для "Фи1" завышена!
Конечно, на самом деле, при создании ЖРД F-1 не шли на увеличение диаметра трубок охлаждения, по сравнению с параметрами ЖРД Н1, и не уменьшали толщину стенок. Просто этот готовый и надежный двигатель "Н-1" и был использован в ракете "Сатурн-5" может быть с небольшими, непринципиальными изменениями. То, что зрители видели при трансляции стартов , при ближнем рассмотрении можно было снять раньше , а потом уже вмонтировать эти кадры в "трансляцию" ! Вот же они те самые ЖРД F1 огромные и хорошо узнаваемые. С такими проблемами двигателя мошенники вряд ли пошли на использование двигателя в реальном старте. А двигатель Н1 зарекомендовал себя как надежный и хорошо отработанный. До сих пор его используют.

_________________
Большой Космический Обман США ЖЖ: http://neprohogi.livejournal.com/


Вс сен 30, 2018 4:26 pm
Профиль WWW
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 8:46 pm
Сообщений: 147725
Откуда: Томск
Сообщение Re: Большой космический обман США
http://www.manonmoon.ru/articles/st65.pdf
Собственно вывод из расчетов, вполне доступных для понимания людям, не обладающим специальными познаниями, очевиден:
"Автор не собирается уличать американцев в незнании теплообмена или сопромата (можно предположить, что в Massachusetts Institute of Technology (MIT) его давали в полном объеме), и не собирается ставить под сомнение реальные достижения NASA, но, очевидно, что, в случае с заявленными характеристиками и конструкцией F-1, материал трубок (Inconel X-750) подвергается воздействию температуры и давления, которые превышают его возможности".
Изображение
Не собирался уличать, но ..уличил , извините так получилось! "Технические писаки" НАСА фальсифицируя техническую документацию, видимо взяли за основу параметры реального однокамерного ЖРД Н1! Другого и у обманщиков не было. Для создания легенды они начали добавлять нечто отличное, необычное, новую информацию чтобы объяснить, каким образом в новом ЖРД при повышении давления в КС до 70 атмосфер . Писаки НАСА пытались придать вид реальности своим сочинениям , но это было в принципе невозможно. И автор нашел с помощью "прикидочного, приблизительного расчета" несоответствие заявленных параметров свойствам материалов, в частности инконеля:
"Формально, применение сплава Inconel X-750 могло дать возможность уменьшить толщину стенки трубок за счет его в полтора раза большей прочности по сравнению с 374 stainless steel, что было совершенно необходимо для передачи возросшего по сравнению с Н-1 теплового потока, но такое уменьшение (до 0.2 мм) фактически не проходит по прочности и для холодного и для горячего материала (см. выше). Основной причиной является избыточное давление в трубках охлаждения, которое превышает давление в КС в 1.8 раза. Помещенное же в таблице 1 материала NASA97 значение толщины трубок у F-1 в 0.457 мм совершенно точно не проходит по охлаждению в области критического сечения и КС, так же как и уменьшенное значение температуры горячей стенки (530 *С)98. Обе эти величины абсолютно не проходят по требованиям интенсивности охлаждения для трубок в КС и критическом сечении и «находятся на совести» у Technical Writers"
Автор при этом прекрасно понимает, что в данной ситуации всю вину на эти несоответствия можно свалить на "технических писателей" (Technical Writers) Но и это уже хорошо, такое разоблачение показывает лживость сочинений пропагандистов "успехов" НАСА и фирмы "Рокетдайн"

_________________
Большой Космический Обман США ЖЖ: http://neprohogi.livejournal.com/


Вс сен 30, 2018 5:09 pm
Профиль WWW
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 8:46 pm
Сообщений: 147725
Откуда: Томск
Сообщение Re: Большой космический обман США
http://www.manonmoon.ru/articles/st65.pdf
Страницы 45-46 содержат вывод о тяге "Фи1"
Изображение
Изображение
Автор слишком оптимистичен по поводу параметров о которых заявляли лгуны из НАСА и "Рокетдайн", и дает американским обманщикам большие преференции:
"Кроме того, ознакомление с материалами, представленными NASA, показывает, что NASA не владеет подробными деталями конструкции двигателей от Rocketdyne, которые стоят на их ракетах (опять же, NASA - заказчик, а не разработчик двигателя). Например, в указанной таблице 1102 [13], отсутствуют данные по камере сгорания двигателя RL-10 - написано “data not available”(?). Получается, NASA знает про двигатели только то, что дает ей Rocketdyne.
Кроме того, крайне малая толщина стенки также могла вызвать проблемы с прочностью (термическое расширение, утончение стенки, тепловой удар и т.д.) Проблемы с Inconel X-750 описаны выше (см. раздел Inconel X-750) и у С.Покровского (103 ), который непосредственно работал с подобными материалами. Выходит, что давление (и может температуру продуктов сгорания) нужно было снижать, что, по-видимому, и пришлось
сделать. Тогда тяга F-1 составит только 450 - 500 тонн вместо заявленных 690 тонн. Естественно, такие двигатели могут поднять только уменьшенную версию Сатурн-5 – 2000 тонн вместо заявленных 2800 тонн. Эта оценка хорошо согласуется с тем фактом, что первые варианты F-1 имели проектную тягу 1,000,000 lbf (454 тонны)."
"Проектная тяга" этого двигателя такая же ложь, как и "фактическая тяга". Превысить рекорды тяги двигателя "Н-1", он же "Е-1" американцам в те годы вряд ли удалось. А тяга этих действительно надежных американских ЖРД меньше 300 тн. Точных данных в открытом доступе об этом американском ЖРД , и это очень показательно, нет. Само название этого ЖРД меняется, то это "Н-1", то "Е-1"! Да и нет никакой рекламы этому успешному и реально надежному американскому ЖРД!
Да и будь у них такой двигатель, с такой тягой, американцы бы не покупали российские ЖРД "РД-170", обошлись бы своими разработками ЖРД с тягой около 500 тн.

_________________
Большой Космический Обман США ЖЖ: http://neprohogi.livejournal.com/


Пн окт 01, 2018 6:54 pm
Профиль WWW
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 8:46 pm
Сообщений: 147725
Откуда: Томск
Сообщение Re: Большой космический обман США
http://www.manonmoon.ru/articles/st65.pdf
Автор заинтересовался двигателем, который американские обманщики нового поколения достали, якобы, со дна океана на том расстоянии от восточного побережья США, в том самом районе, которые были отмечены, как место падения первой ступени ракеты Сатурн-5 шоу "Аполлон-11":
Страница 45
"Отличие конструкции двигателей, вытащенных со дна моря Джефом Безосом от представленных в перечисленных в статье источниках от NASA. Вернемся к фотографии реального F-1 на дне моря (фото на рис.2). В сверхзвуковой части сопла можно насчитать 178 трубок на участке с расширением, большем, чем 1/3. 178 трубок прослеживаются примерно до расширения 1/8 без всякого намека на раздвоение (далее трубки не считаются, так как сопло смято), хотя после сечения 1/3 их должно быть 356. На фото на рис.5 (в правой части) видно, что форсуночная головка отличается от приведенной в материалах NASA"
Изображение
Если быть честным, то отличие по такой фотографии , как и количество трубок, намеки на раздвоение определить сложно. На первый взгляд форсуночная головка этого "двигателя" принципиально не отличается от "двигателя" из музея США.
Кроме того , автор слишком оптимистичен называя этот "двигатель" "реальным F-1" Все просто, слишком уж чудесным и неожиданным были находки жулика нового поколения ЖРД Фи-1 о "А-11" При этом первую ступень американские обманщики не нашли. А ведь она как минимум должна была лежать рядом с этими ЖРД, как максимум, эти ракетные двигатели могли остаться на креплениях этой ступени. Так не бывает! Мы снова наблюдаем простейший трюк: "двигатели" с нужными номерами топят в заданном районе в наше время, а потом их успешно находят, но уже как доказательства реальности "лунных полетов".
Естественно при таком обмане первую ступень на дне моря обманщики не обнаружили!

_________________
Большой Космический Обман США ЖЖ: http://neprohogi.livejournal.com/


Ср окт 03, 2018 4:22 am
Профиль WWW
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 8:46 pm
Сообщений: 147725
Откуда: Томск
Сообщение Re: Большой космический обман США
http://www.manonmoon.ru/articles/st65.pdf
Страница 49
Автор рассмотрел проблему образования большого количества копоти, которое наблюдалось при работе Фи1 на испытательном стенде, и которое издалека не было видно при старте ракет "Сатурн-=5":
"Вдув газогенераторного газа в закритическую часть сопла F-1
В двигателе F-1 применялся тангенциальный вдув газа в закритическую часть сопла в сечении с расширением 1/10, что видно по большому количеству копоти, вылетающей из сопла. "
Изображение
Оказалось, что и здесь все не так радужно, как можно было себе представить. Образование скачков уплотнения в местах вдува это действительно проблема и ее решить не так просто, японцы пытались при создании своего двигателя что-то сделать, но у них ничего не получилось:
Страница 50
Изображение
"Кроме того, известно, что вдув газа (впрыск жидкости) в критическую часть сопла в любом случае (радиальный или тангенциальный) вызывает появление скачка уплотнения в местах вдува (к завесному охлаждению в дозвуковой КС это не имеет никакого отношения). В твердотопливных ракетах это используют для управления вектором тяги
113, так как локальный скачок вызывает повышение давления в данном месте и, соответственно, создает управляющую силу, перпендикулярную вектору тяги."
На этом по проблеме вдува газа в закритическую часть сопла, проблемы Фи1 не заканчиваются, и это тоже мало известный, но очень забавный факт- аномальное воздействие на степень расширения и удельный импульс Фи1:
Страница 51.
Изображение
"Кроме того, в F-1 коническая система скачков, вызванная вдувом большого объема газа в закритическую часть сопла и распределённая по периметру сечения сопла, однозначно сужает сечение сверхзвукового потока ниже по потоку, искажает степень расширения сопла, уменьшает удельный импульс (см. цитату выше), делает бессмысленным профилирование соплового насадка за местом вдува и, в результате, неизвестно, какая реально степень расширения и удельный импульс был у F-1".
Если сравнивать эту систему вдува, то здесь опять образуется сюрприз, обнаруженный автором. Оказывается такая система вдува газа была у ЖРД Н1, но она там использовалась ...для зажигания смеси:
"Кстати, похожая схема вдува газогенераторного газа на срезе сопла применяется у Н-1, но к охлаждению отношения не имеет, а служит для зажигания смеси. "
Упрекнуть автора в том, что он это выдумал невозможно. Имеются ссылки на конкретные американские источники. Перепутать систему зажигания смеси и систему вдува газа для охлаждения даже американские "технические писаки" не могли при любом раскладе!
Пытались повторить "успехи" НАСА и "Рокетдайн" специалисты из России, результат более чем сомнительные:
Страница 52
Изображение
"выводы, сделанные диссертантом А.Л.Воиновым (120 ) и его реклама «американской технологии» выглядят крайне сомнительными".
Здесь с автором спорить невозможно, благо он прав!
На странице 53, автор приводит корнкретную цитату американских специалистов, которые признают преимущество советской системы:
Изображение
"Нужно также отметить, что американцы используют открытую схему «не от хорошей жизни», а по причине недостаточной освоенности этой сложной технологии, особенно для кислород-керосиновых двигателей, у которых газогенератор должен работать на окислительном газе во избежание выпадения сажи"
И надо добавить, что со стороны никакого значительного выброса сажи в самый первый момент, в начальный период старта "Сатурн-5" не наблюдалось. В этом не трудно убедиться, просмотрев все старты указанной ракеты. На самом деле двигатель Фи1 был заменен на какой-то другой двигатель, которые не коптил так сильно. Выбор для замены небольшой, Он единственный: ЖРД Н-1.

_________________
Большой Космический Обман США ЖЖ: http://neprohogi.livejournal.com/


Чт окт 04, 2018 9:13 pm
Профиль WWW
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 8:46 pm
Сообщений: 147725
Откуда: Томск
Сообщение Re: Большой космический обман США
http://www.manonmoon.ru/articles/st65.pdf
Г.Г. Ивченков недоумевает, рассматривая ситуацию надежности Фи1, а именно горящего окончания первой ступени, как же так случилось, что ракета не взорвалась?
Страница 55-56:
Изображение
Изображение
"В материалах (126) и других говорится, что проблемы на А-6 и А-13 были с двигателями J-2 на 2-й и 3-й ступенях. В материалах о двигателе J-2 упоминалось о нескольких случаях прорыва трубок охлаждения, а в доступных материалах о F-1 такая информация отсутствует.
В то же время, из приведенной фотографии полета А-6 совершенно очевидно, что горит один или несколько двигателей F-1 первой ступени. Керосин вытекает, загорается и образует огромный хвост пламени с сажей. С этим все ясно, но тогда возникает вопрос, а почему они не взорвались? "
Начнем с того, что этот кадр у НАСА фигурировал не только при демонстрации шоу "А6", что впрочем оправдать не сложно, классическим способом, сославшись на ошибку специалистов по монтажу. Мол, они перепутали. Вот собственно указание на шоу "А11", используется этот же кадр:
https://www.npr.org/sections/thetwo-way/2013/03/20/174834978/we-have-liftoff-apollo-rocket-engines-reportedly-pulled-from-ocean-floor
Изображение
"Аполлон 11 поднимается на орбиту после подъема 16 июля 1969 года. Через 2 1/2 минуты полета на силовой установке усилитель S-IC поднимает транспортное средство на высоту около 39 миль, примерно на 55 миль вниз.
НАСА: https://grin.hq.nasa.gov/ "
Естественно, к проблемам горения первой ступени эти материалы врунов, которые лгали про какие-то проблемы с двигателями 2 и 3 ступени, а их на самом деле в этих ступенях , в пустышках не было двигателей, никакого отношения не имели!
Действие происходит, если верить НАСА, на высоте более 40 км. На этой высоте факел пламени должен был начинать расширяться до очень заметных размеров в ширину, чего мы не наблюдаем. Это должно было произойти на высоте меньшей от 40 км, с 15-20 км, где Атмосфера Земли уже значительно менее плотная и расширение факела в этих условиях неизбежно. При любом варианте ничего такого в этом кадре нет. "Полет" этой странной ракеты то ли "А6", то ли "А11" происходит при нормальном атмосферном давлении, и это происходит точно не стратосфере.
Само явление такого возгорания требует как раз наличие потока воздуха с большой плотностью. В этом случае, образуется на поверхности ракеты или макета с работающими макетами двигателей, в Аэродинамической трубе места низкого давления, в которые и устремляется плазма пламени. Пламя как бы "ползет", движется вверх по поверхности "ракеты" вверх! И это пламя не может уйти в сторону от поверхности, потому, что пламя "придавливает" поток воздуха значительной плотности.
Если плотного потока воздуха нет, то такое явление будет невозможно. Факел в разряженной Атмосфере начнет просто расширяться, возгорания первой ступени, которое продемонстрировано на этом кадре не будет.
Ивченков не понял с чем он имеет дело, исходил из того, что перед ним реальная ситуация с реальной ракетой начал искать оправдания, и пустился во все тяжкие...:
"Дело тут в трубчатой конструкции рубашки охлаждения. В ней трубки не
связаны гидравлически, каждая образует свой независимый контур и, при прорыве одной или нескольких трубок сопла (их там 178 или 356 ниже по потоку), давление керосина на форсунках (и в КС) падает пропорционально падению общего гидросопротивления (прорыв снижает гидросопротивление данной трубки и поток перераспределяется, уменьшаясь в целых трубках), а струя керосина, вытекшего из прорванных трубок догорает в атмосфере на выходе из сопла (с большим количеством копоти от термического разложения керосина), что, кстати, не всегда может привести к взрыву – это зависит от того, где произошел прорыв. Это как в военной песенке: «Бак пробит,
мотор горит, но машина летит на честном слове и на одном крыле...». Правда, «на одном крыле» далеко не улетишь. Но, в принципе, это один из немногих плюсов трубочной системы охлаждения".
Вряд ли сам Ивченков верил в реальность такой аргументации. Ракета это не самолет и лететь с "пробитым баком и на одном крыле" она не может в принципе. Там другие температуры горения, температуры пламени, они значительно выше, чем в ситуации, о которой автор с иронией упоминает. Порванные трубки, из которых хлестал , по версии автора, горящий керосин, и возгорание поверхности первой ступени со сто процентной вероятностью, неизбежно должны были привести к взрыву всей конструкции.
Но этого не произошло. Так почему на самом деле ракета и первая ступень не взорвалась?
Все просто! Перед нами не реальная ракета, перед нами макет ракеты с работающими макетами ракетных двигателей. Макет обдувается плотным потоком воздуха в аэродинамической трубе (АДТ). Температура пламени исходящих из сопла макетов двигателей мала и не не может привести к взрыву всего макета. Американские обманщики могли и весь макет облить керосином и поджечь, ничего бы с ним не случилось при кратковременном горении. Собственно что-то такое они и сделали, взорвали в конструкции макета ракеты большой фейерверк, продемонстрировали большой "взрыв" в районе второй ступени. Естественно, макет от такого "взрыва" существенно не пострадал. А простоватые и доверчивые зрители наблюдали "трансляцию" , где было показано, как из облака взрыва вылетает целехонькая ракета. Чудеса американской "технологии" родом из Голливуда!
Ивченков этого не понял и ломал голову, ну как такое могло произойти:
"Кроме того, как уже отмечалось, двигатель на рис.4 имел явные проблемы с неравномерным соотношением компонентов по периметру (переобогащение смеси в одной половине и переобеднение в другой), которое существенно ухудшает характеристики данного двигателя. Интересно, у всех F-1 это было, или выборочно? "
Святая простота, но ситуация классическая, безграмотный мошенник всегда обыграет профессора или академика с научными регалиями и огромными познаниями , например, в области того же ракетостроения, в игре "трёхлистник"! Академик, профессор, ученый изведутся , стараясь понять, куда же девался шарик из трех стаканчиков? А шарик в рукаве у мошенника! Вот такая же ситуация возникает и здесь при исследовании автором этого феномена:
Страница 57-58 это наглядно демонстрирует, поиск инженера и кандидата наук шарика в игре "трёхлистник" у мошенников :
Изображение
Изображение
"Таким образом, получается, что NASA по каким-то причинам не давало полной информации о проблемах с F-1. Принимая во внимание, что авария А-6, принципиально связанная с конструкцией двигателя F-1, произошла за 7 месяцев до полета А-8, можно сделать вывод, что времени на доводку двигателя до заявленных характеристик уже не было.
Кроме того, видно, что пламя догорающего керосина «забирается» вверх до бака керосина 1-й ступени. Кстати, это, правда в меньшей степени, отмечалось при всех пусках С-5. Такое явление уникально и не наблюдается у других ракет, в том числе и американских. Для «нормальных» пусков С-5 можно предположить, что это происходит на дозвуковой части полета и засасывается дозвуковая часть потока из сопла – тот самый «вдув» в сопловой насадок. Сверхзвуковой поток из сопла образует «бочки Маха» - американцы называют его “diamond”
127. Эти «бочки» рассасываются далеко по потоку и газ из них никак не
может быть «засосён» вверх. Засасываются же дозвуковые продукты сгорания за счет плохой аэродинамики С-5 – «толстый» погранслой с обратными токами (это надо же было так суметь спроектировать!). Кроме того, часть этого «потока» засасывается за счет донного разряжения в двигательный отсек, что вполне могло вызвать пожар. Объяснение же NASA о том, что это «совсем безобидно», не выдерживают критики по понятным причинам. Подробно ракетные «хвосты» описаны в MIT-овском учебнике (128)."
Автор справедливо отметил, что сверхзвуковой поток не может привести к ситуации когда, " газ из них никак может быть «засосён» вверх". Такое явление может образоваться при дозвуковых скоростях ветрового потока. Автор практически близко подошел к разгадке этого явления но не смог сделать окончательный вывод. Дозвуковые скорости потока и "дозвуковых продукта сгорания" как раз и наблюдаются в АДТ!
автор ссылается на следующую публикацию:
Oscar Biblarz, George P. Sutton (consultant), “Rocket Propulsion Elements”, Seventh Edition, A Willey Interscience Publication, NY, 2001
И где же эти американские исследователи могли исследовать "ракетные "хвосты" , на основании которых была написана целая глава в их учебнике?
Вывод один единственный и он же правильный: в аэродинамической трубе с использованием макета ракеты с работающими макетами ракетных двигателей! Там такие "хвосты" теоретически и практически могут возникать. Бинго!
Наивный, легковерный автор продолжал недоумевать и "ломать" себе голову! Ну как такое могло произойти с реальной ракетой! Вход пошли и "дозвуковое пламя", и "прогар рубашки охлаждения" у Фи1, вибрация, аварийное выключение:
"А в случае с А-6, в двигательный отсек и выше, как в моторный отсек подбитого самолета, «засасывается» (естественно, дозвуковое) пламя от горящего F-1.
Здесь, кстати, можно предположить, что в пуске А-6 пытались задействовать двигатели F-1 и J-2 с заявленными тягой и давлением в КС "по полной схеме". В результате - прогар рубашки охлаждения у F-1 и проблемы (вибрация, аварийное выключение и т.д.) с J-2 на 2-й и 3-й ступенях. Это, возможно, (58) был полет настоящей ракеты С-5 с заявленными характеристиками (вероятно, первый и последний)."
При всех перечисленных явлениях итог с реальной ракетой был бы предельно простым: взрыв ракеты прекращение полета. В случае с макетом ракеты в АДТ, такое явление к взрыву макета ракеты не приведет!
Автор сам особо не верит в свои оправдания такого явления, при этом он выдвигает смелую, но абсолютно неверную гипотезу:
"Тут возникает вопрос, как NASA пошло на испытание ракеты с двигателями, конструкция которых не обеспечивает заявленных прочностных характеристик? Дело в том, что, как уже было отмечено, у материала есть второй предел прочности ultimate tensile strength – это предел на растяжение, при котором идут пластические деформации (то есть изделие меняет свою форму). Этот предел обычно в 1,5 раза выше yield tensile strength, но работать в таком режиме материал может только очень короткое время, одноразово, пока, например, трубка не лопнула.
Такая возможность была рассмотрена в данной статье в разделе «Механические нагрузки, приложенные к ...». Принимая во внимание авантюрный характер американской лунной программы и огромные деньги, уже потраченные на программу, NASA могло «попробовать» запустить такую ракету: «а вдруг что-то получится?»"
Очень наивно предполагать, что американские обманщики понадеялись на русский "Авось"! А вдруг получится? Давайте попробуем! Это совершенно неверное понимание ситуации! Жулики шли на это использование реальных ракет потому, что точно знали все получится! А для простаков и наивных специалистов они делали такие ролики и фотографии, мол да проблемы были , но это не опасно. Вы же видите, хвост ракеты пылает и ничего, ракета не взрывается.
И от этой головоломки "взрывается" мозг реальных специалистов в области ракетостроения и создания ЖРД. И все потому, что реальные специалисты ракетостроения, не являются "специалистами" в игре мошенников "трёхлистник" с тремя стаканчиками и одним шариком. Поиск шарика в этих стаканчиках бессмысленный! Шарика в них нет! Шарик в рукаве мошенника!

_________________
Большой Космический Обман США ЖЖ: http://neprohogi.livejournal.com/


Пт окт 05, 2018 11:58 pm
Профиль WWW
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 8:46 pm
Сообщений: 147725
Откуда: Томск
Сообщение Re: Большой космический обман США
http://www.manonmoon.ru/articles/st65.pdf
Крайне любопытны и познавательны замечания автора по поводу конструкции ФИ1, о которой поведали "технические писатели" НАСА. Это перечисление итогов публикации:
Страницы 59-60
Первый аргумент:
"Замечания к конструкции двигателя F-1
Как уже было сказано выше:
Конструкция рубашки охлаждения для такого мощного двигателя с возвращающими трубками (это не Н-1) выглядит достаточно странно – возвращающие трубки дополнительно нагревают керосин и, кроме того, увеличивают гидросопротивление рубашки охлаждения примерно вдвое
по сравнению с «нормальными» однопроходными схемами, где горючее подается в конец сопла и поднимается вверх к форсуночной головке КС. Единственно, двигатель смотрится «красивее», без «*** его» толстых трубопроводов. (59)
Трудно что-то возразить на такой аргумент! Все логично. Ну или опять всех собак повесить на "технических писателей". Мол никаких возвращающих трубок не было, автор воспользовался ошибочными материалами.
Второй аргумент:
" Материал трубок (Inconel X-750) не способен выдержать нагрузки, приложенные к трубкам рубашки охлаждения, так как напряжения растяжения трубок близки (без запаса) или превышают yield strength данного материала. Кроме того, Inconel X-750 имеет проблемы с неконтролируемой реструктуризацией при кратковременной тепловой нагрузке (температуры 1200–1300*F) и с химической реакцией серы
из керосина RP-1 с никелем. Вследствии этого, Inconel X-750 больше никогда и нигде не применялся в высокотемпературных частях ракетных двигателей, хотя он мог бы использоваться в модернизированном Н-1 (фирма одна – Rocketdyne). Тогда бы давление в КС можно было бы поднять до 70 атм (тяга повысилась бы до 140 тонн), сформировать вторичные трубки до расширения 1/10 и получился бы вполне приличный двигатель, тем более, что Н-1 выпускали до начала 80-х, а лицензию продали японцам. "
Тоже логично и обосновано, возразить что-то вменяемое очень трудно. Выход один: виноваты "технические писатели" НАСА.
Третий аргумент:
"Разделение потока на 70% в трубки и 30% напрямую к форсункам вызывает потери мощности насоса и турбины ТНА и такое решение также выглядит странно".
Тоже логичное и вполне понятное утверждение даже для людей не искушенных в создании ракетных ЖРД . Можно добавить только одно: такое решение выглядит не странно, а лживо!
Четвертый аргумент
"Сопло F-1 имеет существенное перерасширение (1/16), что соответствует давлению на срезе соплового насадка (при к = 1,2) 0,006 Ркс = 0.42 Кг/см^2 (это при заявленном давлении в 70 Кг/см^2)129 или 0,013 Ркс = 0,91 Кг/см^2 на срезе охлаждаемой части сопла (1/10). В то же время у Н-1 (1/8) давление на срезе сопла было 0,024 Ркс = 1,1 Кг/см^2.
Теоретически это должно улучшить средний удельный импульс по трассе полета 1-й ступени, но вдув газа в сопловой насадок (см. ниже) полностью искажает степень расширения сопла и неизвестно, какая реально степень расширения и удельный импульс был у F-1".
Этот аргумент, возможно не так понятен широкому кругу читателей, но при желании в нем не сложно разобраться , прочитать ссылки автора и убедиться, что автор прав. Что и было сделано мной лично. Возразить нечего!
Пятый аргумент:
" Вдув газа «для охлаждения» в закритическую часть сопла однозначно вызывает появление скачков уплотнения в местах вдува (к охлаждению это не имеет никакого отношения). Это сужает сечение сверхзвукового потока и делает беcсмысленным профилирование соплового насадка
129 Genick Bar-Meir, “Gas Dynamics Tables”, Version 1.3, 2007 (60) за местом вдува. При этом, опять же, непонятно, какова реальная степень расширения и давление на срезе. Похожая схема вдува газогенераторного газа на срезе сопла у Н-1 к охлаждению отношения не имеет и служит для зажигания смеси."
Очень показательно сравнение системы вдува Фи1 с аналогичной системой "Н-1" , все понятно без лишних слов!
Шестой аргумент:
"Конструкции сопла и форсуночной головки F-1, приведенные в многочисленных источниках NASA и прочих отличаются от конструкций этих элементов у F-1 Аполлона 11, извлеченных экспедицией Джефа Безоса в 2013 году"
Если учесть, что рядом не обнаружили Первую Ступень ракеты "Сатурн-5" то такая находка в таком месте океана более чем подозрительна!
Выводы автора очевидно правильные:
"Перечисленные странности конструкции F-1 вызывают подозрение, что настоящий F-1 имел конструкцию, отличающуюся от заявленной.
Выводы:
Давление в камере сгорания F-1, скорее всего, было существенно меньше заявленного из-за принципиальных недостатков трубчатой схемы охлаждения американских ракетных двигателей. Это дополнительно подтверждается тем, что все ныне разрабатываемые и используемые
двигатели и, в том числе, американские, используют систему охлаждения «советского образца».
Вследствие этого, стартовый вес Сатурна-5 также был меньше и, соответственно, не обеспечивал выполнение заявленной программы высадок на Луну.
Тем не менее, двигатели F-1 коптили, но работали, не взрывались на глазах у публики и выводили «что-то куда-то». В общем, можно выразить восхищение специалистам Rocketdyne, которым удалось получить хоть какие-то характеристики от этого «чуда американского гения» (F-1), так как даже 500 тонн тяги с одной камеры – это достаточно много.
Истинная же конструкция F-1 и его характеристики, по видимому, существенно отличались от заявленных."
Спорить с этим выводом крайне сложно, но можно внести некоторые поправки. Например такие: при старте ракет двигатели не коптили заметно и очевидно. Это видно на кадрах старта:
Вот например шоу "А-11" никакой заметной копоти:
https://spaceflight.nasa.gov/gallery/images/apollo/apollo11/ndxpage1.html

Изображение

https://spaceflight.nasa.gov/gallery/images/apollo/apollo11/lores/s69_39527.jpg

Изображение

https://spaceflight.nasa.gov/gallery/images/apollo/apollo11/lores/s69_39526.jpg

Изображение

https://spaceflight.nasa.gov/gallery/images/apollo/apollo11/lores/s69_39958.jpg

Это чудо американской технологии, ЖРД, которые не коптили и выводили "куда-то чего-то" были и назывались они: "Н-1" (Е-1). Используются американцами до сих пор, эти ЖРД не исчезли в небытие!

_________________
Большой Космический Обман США ЖЖ: http://neprohogi.livejournal.com/


Сб окт 06, 2018 5:16 pm
Профиль WWW
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 8:46 pm
Сообщений: 147725
Откуда: Томск
Сообщение Re: Большой космический обман США
Для справки, вот так выглядела копоть на стенде при работе ЖРД F-1

Изображение

В момент старта, самые первые мгновения, ничего такого не наблюдалось:
Сравните и почувствуйте разницу!

Изображение
Облако дыма, которое образовывалось в самый первый момент было белого цвета, а не черного как у копоти с фотографии работы ЖРД Фи1

_________________
Большой Космический Обман США ЖЖ: http://neprohogi.livejournal.com/


Вс окт 07, 2018 6:54 am
Профиль WWW
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 8:46 pm
Сообщений: 147725
Откуда: Томск
Сообщение Re: Большой космический обман США
http://www.manonmoon.ru/articles/st65.pdf
В конце своей публикации на страницах 61-63 автор сравнивает "чудо" американской технологии с реальным двигателем НК-33:
Изображение
Изображение
Изображение
Да трудно не согласиться, что такое сравнение явно не в пользу американского ЖРД Фи1. Но автор делает в конце совершенно неверный, ошибочный вывод о том, что американские обманщики "не обеспечив надежность его работы, они пошли на «авось» (А-6)".
Ничего подобного не было ни в случае А6, ни в других сериях шоу "Аполлон". Обманщики не надеялись на "авось", они сразу пошгли на обман и заменили недоработанные, дымящиеся черной копотью , ненадежные двигатели Фи1, другими, безотказными, проверенными ЖРД Н1 (Е1). Они и сейчас не подводят американцев. Но тяга у них , естественно меньше 700 тн.
Что касается старта ракеты из шоу "А-6", вот этот начальный момент
https://spaceflight.nasa.gov/gallery/images/apollo/apollo6/html/s68-27364.html
Изображение
https://spaceflight.nasa.gov/gallery/images/apollo/apollo6/lores/s68-27364.jpg
S68-27364 (4 April 1968) --- The Apollo 6 (Spacecraft 020/Saturn 502) unmanned space mission was launched from Pad A, Launch Complex 39, Kennedy Space Center (KSC), Florida.
Никакой черной копоти не наблюдается. Двигатели Фи1, которые образовывали большое количество копоти , заменили на другие ЖРД, гадать не нужно какие! Это точно ЖРД Н1 (Е1)

_________________
Большой Космический Обман США ЖЖ: http://neprohogi.livejournal.com/


Вс окт 07, 2018 10:01 pm
Профиль WWW
Показать сообщения за:  Сортировать по:  
Ответить на тему   [ Сообщений: 4765 ]  На страницу Пред.  1 ... 297, 298, 299, 300, 301, 302, 303 ... 318  След.

Кто сейчас на форуме

Сейчас этот форум просматривают: нет зарегистрированных пользователей и гости: 4


Вы не можете начинать темы
Вы не можете отвечать на сообщения
Вы не можете редактировать свои сообщения
Вы не можете удалять свои сообщения
Вы не можете добавлять вложения

Найти:
Перейти:  
Powered by phpBB © 2000, 2002, 2005, 2007 phpBB Group.
Designed by STSoftware for PTF.
Русская поддержка phpBB