Первый удар Гоша
"
Пробежал пока бегло. Ясно совершенно точно,что претензия может быть снята.

Он ведь что высчитал? Что якобы теплосъем в критике в 1.5 ниже чем нужен для работоспособности сопла.
Что критчино важно - этот теплосъем оказался меньше чем у модельного H1. Просто потому что якобы там в сечении трубок что-то налажали. То есть нет технической проблемы сделать теплосъем больше, просто у Велюрова вот так насчиталось. Может он с трубками ошибся, пока не знаю Но сама неувязка изначально фуфловая.

Вот если бы он насчитал, что там нужен теплосъем А, а у всех технических аналогов получается не больше чем А/2 - то да, могли бы быть вопросы. Типа - как выкрутились?

А тут выходит что американцы дураки, не смогли добиться в Ф-1 такого же теплосъема как в H1."
https://gosh100.livejournal.com/222745. ... #t25236761

Гоша нашел факт, что толщина стенок трубки могла плавать
Normally, a constant
thickness over a length of tube simplifies the fabrication; however, this condition is not
always desirable, as illustrated with the newest Stage I1 Titan when burnouts occurred in the
combustion zone, 4 in. (10.2 cm) from the injector face. The cause of the burnouts was
insufficient cooling for the local heat flux, and the most desirable way to lower the heat
flux to the coolant was to thicken the walls of the tubes in the overheated area from 0.024
in. (0.61 ram) to 0.037 in. (0.94 mm). The transition from the thin to the thick wall is
accomplished over a 2-in. (5.08 cm) length.

Велюров спрашивает:
"Поэтому моим оппонентам я адресую простой вопрос: за счет чего, каких параметров системы охлаждения вы надеетесь получить задекларированные 13 МВт/м² (некоторые идут дальше, и заявляют для F-1 цифру 16 МВт/м²) тогда, как этот двигатель не сможет пропустить в критическом сечении даже 10 МВт/м², от силы 8 МВт/м². Просто покажите, откуда нам взять эти резервы, которых попросту нет."
http://free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-13-0.htm

Ответ - уменьшить толщину стенки трубок в критике, например, до толщины 0,3 мм (вместо 0,457), как у двигателя H-1b. Ни в одном источнике не сказано, что стенки трубок в Ф-1 имели переменную толщину, но не сказано и обратного. Толщина 0.457 мм, которой оперирует Велюров, дана без привязки к участку трубок. То, что в некоторых двигателях толщину стенок трубок КС меняли в зависимости от теплопотока, упомянуто в https://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi ... 022965.pdf (см. стр.13)


Я тут попытался прикинуть, а сильно ли НАСА поможет, если они вдруг "найдут" документ, в котором напишут, что в критике КС Ф-1 толщина трубок была не 0,457 мм, а 0,3 мм, как в H-1B?

При этом, коэфф.теплопередачи стенки Аст=24/0.0003=80*10^3 Вт/м2*К, что дает нам макс. теплопоток в критике Qmax=80000*(527-382)=11.6 МВт/м2, (формулы из http://free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-13-2.htm), то есть даже меньше максимального, который был получен Велюровым при численном расчете теплового режима F-1 - 11,5 МВт/м2.
(http://free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-13-2.htm)

Такие дела.

Вот, в общем, рецепт решения проблемы с охлаждением Ф-1, который предлагает Гош:
https://gosh100.livejournal.com/222745. ... #t25320985

"Да, если мы имеем ограничение на температуру горячей стенки в 800К, то вариант остается один - утоньшать стенку /и/или уменьшать трубки.
При условии конечно что Велюров не налажал с численным расчетом. Это пардон я не буду уже проверять.
2. Трубки переменного диаметра буквально нарисованы все в том же документе, где и про переменную толщину написано. Если что. Все уже давно найдено. Там разве что неясно к какому движку это относится."

Это подтверждение в ответ на сформулированные мной тезисы:
1.используем тонкую горячую стенку в критике (например, 0,3 мм, вместо указанных "вообще" 0,457 мм - при случае НАСА "найдет" соотв. документ), при этом стенка пропустит требуемый теплопоток 11-12 МВт

2. увеличившийся теплопоток через стенку требуется утилизировать большей скоростью керосина в критике, например, уменьшив проходной диаметр трубок в критике. Поскольку проходной диаметр трубок в критике в документации не описан (известен только внешний диаметр трубок), НАСА тоже может "найти" документ, что их диаметр был любым требуемым.

Ждем комментариев от А.Велюрова

Я вас услышал. Я немного отвлекусь на свою работу... а потом вернусь и прикину.
Дело в том, что все параметры в комплексе. Потянешь одно - потянется и другое, третье...
Главная проблема F-1 - это уменьшенный до 70% расход керосина на охлаждение. Вот этого не понимаю от слова совсем! Даже 100% керосина мало - это особенность керосиновых ЖРД, ибо керосин на последнем месте как хладагент.

Да да это точно замечено потянешь одно потянется и другое ...так часто было в системе коррекции конструкции какой то технологии на заводах ВПК СССР , и все на ушах и технологи и конструкторы и начальники участков и цехов

Грубо прикинул, плюс-минус, ибо точно выстроить модель - это минимум пару дней сидеть и вспоминать все коэффициенты под конкретный F-1, чтоб все в тютельку...
Но если плюс-минус лапоть, то от перемены толщины трубок с 0,45 на 0,3 тепловой поток навскидку вообще никак не поменялся...
проблема в другом: чем тоньше трубка - тем меньше разница температур с огневой и жидкостной стороны, соответственно, "жидкая" стенка в цилиндрической части показала 750К при 100% расходе керосина, "огневая" - до 900К
проблема же не в этом, а в том, что расход керосина 70% на охлаждение - вот засада!!!
Поэтому-то керосин и будет закипать на стенке - мал расход!
Потом число трубок мало для такой огромной железяки - чуть меньше 300 для Н-1 и всего 178 для многократно большего F-1 - слишком слабое оребрение!
Можно ли было решить вопрос охлаждения? Можно - но тогда, подозреваю, масса была бы втрое больше, потому что из стали делают "толстые" стенки, а не тонкие - для уменьшения внутренней температуры и увеличении наружной до 1100К
И делать не трубки, а гладкие оболочки с гофрами... короче - все переделать, все!

Вы не думали о том, что число трубок известно, диаметр в критике грубо 0,9м
периметр - 2,8м на который вы должны уложить в стык 178 трубок.
может ли диаметр быть любым?! пусть овальные, но всему же есть предел!
и потом там проблем больше в цилиндрической части чем в критической...

Никто не спорит, что в описанной в известной документации схеме охлаждения F-1 параметры "не бьются". Но самый главный тезис - для трубчатых камер НАСА с керосиновым охлаждением :
" ...в пределе были достигнуты параметры 4,5МПа (с учетом потерь).
Эти параметры и есть почти предельные, которые могут быть реализованы для ЖРД типичной для США трубчатой конструкции. Если бы могли сделать давление больше – то и сделали бы."
http://free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-13.htm

Вот если бы его подкрепить расчетом любого мыслимого варианта переделки системы охлаждения (в рамках тех описанных НАСА особенностей, от которых они не могут отказаться, "найдя" какой-то новый документ - а это (1) массовый расход керосина 519,4 кг/с, (2) толщина стенки трубки (не менее 0,3 мм, т.к. при меньшей толщине будут проблемы с прочностью, (3) температура огневой стенки 975F), что при самых благоприятных для НАСА допущениях, систему охлаждения в заданных параметрах выстроить невозможно.

Скажем, увеличим мы Аж вдвое, но при этом температура подогрева керосина упадет (т.к. увеличится скорость керосина) и заявленный объем не сможет снять нужный теплопоток.

Я попытался прикинуть максимальные возможности керосиновой охладительной системы, но там граничные данные - разница температур холодного и горячего керосина при прохождении КС - от правильного их определения все зависит. Вы упоминали, что при прокачке 100%, а не 70% керосина, Dt керосина будет не 80C, а 60С, а если прокачивать 70%, но поднять Аж не на 30%, а вдвое, тогда Dt будет вообще 40С, из которых на долю КС придется едва 16 градусов разницы (пусть там трубки меньше диаметром, значит, высокая скорость прокачки керосина и меньше время взаимодействия керосина с горячей стенкой). И вот в этом случае (учитывая средний C керосина 2150 Дж/Кг*С), всего объема прокачиваемого керосина через КС не хватит, чтобы снять с КС идущий из нее теплопоток (по вашим данным 43 МВт, http://free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-13.htm, таблица теплопотоков в КС, просуммированы теплопотоки на площадь КС в рамках длины 0-1079 мм), а керосин максимум сможет снять 18 МВт, учитывая его теплоемкость, прокачиваемый объем и разницу температур.

Вот в этом случае НАСА никакими силами не спасти - против физики теплоемкости потока керосина в 18МВт максимум, которого банально не хватит охладить стенку трубок КС (пусть она хоть 0,1 мм будет), на которую (площадь цилиндра камеры сгорания) падает теплопоток 43 МВт - тут никакими манипуляциями с толщиной стенок и диаметром трубок не обойтись!

Вот и возникает вопрос, каков будет ΔТж керосина для трубок в КС:
"Рассмотрим предельный случай: пусть все 100% керосина будут прокачаны по трубкам охлаждения, что даст нам прирост плотности потока охладителя в полтора раза. При этом относительный подогрев из-за большей массы керосина тоже снизится до ΔТж ≈ 60ºС"
Какой будет ΔТж, если у трубок будет меньше внутренний диаметр, вырастет давление и скорость прокачки, но и уменьшится время взаимодействия с горячей стенкой (Аж вырастет вдвое)? Если ΔТж уменьшится до 40ºС, из которых только 40% (т.е. 16ºС) придется на трубки в КС, теплосъема (2150*519,4*16=18 МВт) не хватит для утилизации теплопотока из КС (43 МВт). А если керосин охладить до -7ºС, как в Фальконе-9? Что произойдет с ΔТж ?

Ваших вопросов хватит целому отраслевому НИИ на год работы


Я вам так скажу. Если взять одиночную трубку 12,7×0,3 двигателя Н-1 то при учете фактора масштаба F-1 эта трубка могла бы работать при давлении на 10% выше - грубо это 54...55ат. Но без учета проблем прочности.
Делать трубку тоньше и меньше - уже некуда.
Кроме того, даже увеличив скорость прокачки, мы должны увеличить перепад температур на металлической стенке. Раза в полтора.
Захолаживать керосин до -30 ???
Огневая сторона заметно выше 800К полезет - поплывет припой...
Короче, надо было взять учебник Добровольского, сделать простую как табуретка камеру из нержавейки 1мм с гофрами из стали 10кп, на отдельных участках может быть подумать о бронзе... и будет вам счастье!


У этого двигателя все хорошо. Он прост и дешев как советские ракеты типа Р-12, Р-14 и т.д.
Но, вес его будет втрое-вчетверо выше трубчатого...

Да и оказывается ВСЕ по Фи1 сохранено! Вот оно как ...:
http://www.yang.gatech.edu/publications/Journal/JPP%20(1993,%20Oefelein).pdf


Ну очень интересно! Это оно то самое?
И даже какие-то фейерверки были в связи с испытанием восстановленного Фи1:
http://forum.ixbt.com/topic.cgi?id=64:4173-31

Ну типа БУМССС!!!

1.Есть ли мысли, как зависит изменение температуры керосина-охладителя при прохождении вверх и вниз по КС от Аж? Теоретически, если увеличить Аж вдвое (уменьшив Dэ), скорость прокачки будет, например, 40 м/с (0,025 сек в аверсных трубки, и столько же в реверсных), а, значит, керосин будет контактировать с горячей стенкой КС всего 0,05 секунды вместо 0,1 с при скорости 21 м/с По вашим расчетам, если увеличить прокачивать 100% керосина вместо 70%, Dt=60 градусов. Если Аж будет вдвое больше, но не за счет увеличения объема прокачки керосина, а за счет уменьшения диаметра трубок, как изменится Dt? Если станет 40С, из которых на КС придется всего 40% или 16С - теплоемкости керосина не хватит, чтобы забрать 12МВт со стенок КС.


2."Огневая сторона заметно выше 800К полезет - поплывет припой... "
По поводу мнения, что 800К вводится из-за проблем с припоем - поступило замечание, что предел прочности припоя при 800К 36000psi, а давление в КС всего 1000psi, то есть запас в десятки раз, так что припой тут не причем, надо предположения, что температура горячей стенки ограничивается тем, что припой начинает плыть - убрать из статей, так как запас прочности припоя очень большой

Смотрите, число и диаметр трубок вопрос технологический. На Н-1 их было 292 и базовый диаметр полдюйма.
Делать трубку диаметром всего 9мм и по количеству где-то 420шт - уже вопрос по прочности, жесткости конструкции, тем более, что толщина металла смешная 0,3мм
Это мы рассуждаем о меньшей камере Н-1 диаметром 522мм
Теперь рассмотрим Ф-1 где все линейные размеры вдвое больше.
Как вы себе представляете камеру диаметром в метр из примерно 800 трубок 9мм×0,3мм ???
Жесткость никакая. Эти трубки держаться на бандажах и припое, иначе бы их давлением гнуло в разные стороны...
Поэтому на Ф-1 трубки 27,7мм×0,45мм для жесткости.
Вопрос ведь не в том, что у них оребрение как у плоской стенки и низкий теплообмен.
Для демонстрационных целей он должен работать хоть при каком давлении.

2. Вы как-то хитро соотнесли давление и предел прочности. Это как ?!

Можно же представить трубку не круглого диаметра, тогда речь будет идти о том, что в критике F-1, проходной диаметр трубки уменьшить вдвое, диаметр же ее при этом оставить 13 мм (грубо говоря, трубка будет сплюснута со стороны, обращенной к атмосфере), и тонкую стенку 0,3 мм со стороны, обращенной к КС.
Такие трубки применялись НАСА, см., например, рисунок на стр.12 и пояснение в тексте на стр.13 https://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi ... 022965.pdf

В общем, на мой взгляд, проблемный момент - как вы определяли Dt керосина при прохождении им рубашки охлаждения.
"Рассмотрим предельный случай: пусть все 100% керосина будут прокачаны по трубкам охлаждения, что даст нам прирост плотности потока охладителя в полтора раза. При этом относительный подогрев из-за большей массы керосина тоже снизится до ΔТж ≈ 60ºС" http://free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-13-2.htm

Цифра уменьшения Dt от 80С до 60С при увеличении объема прокачки керосина на 30% никак не обоснована, ведь при увеличении объема прокачки увеличивается и Аж, значит, и Dt увеличится (но на сколько? с одной стороны, Аж увеличилась, с другой стороны, время контакта со стенкой уменьшилось...), будет не 80С, а, например, 95-100С, тогда на долю КС придется не 24С (40% от 60С), а 40С+ (40% от 105С), с соответствующими последствиями для расчета.


В статье http://free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-13.htm
вы сначала высказываете предположение
"Выскажу следующее соображение: жаропрочность паяной конструкции определяется самым слабым звеном – припоем.",
а потом оперируете этим предположением как доказанным фактом:http://free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-13-F1.htm
"Подобный температурный режим является недопустимым для паяной трубчатой конструкции камеры данного ЖРД...Из таблицы видно, что при Т = 650°С предел прочности (UTS) сплава примерно в 2,5 раза ниже, чем при Т = 540°С
Данный предел является эксплуатационным, т.е. двигатель без ущерба может работать при Tст.г = 800К полный ресурс. Однако его существенное превышение, например, более чем на 10%, ‒ уже может привести к необратимым последствиям. "
Но в вашей таблице при Т=650С (923 К), предел прочности припоя UTS 18 тонн/кв.дюйм, или более 2740 атмосфер. Т.е. эксплуатационный предел прочности наступает при давлении 2740+ атмосфер, тогда как в КС Ф-1 давление всего 70 атм, в 40 раз меньше, ни о каком ухудшении прочности припоя при таком давлении и температуре и речи быть не может - запас в десятки раз.

1. Определял на компьютере путем последовательных приближений.
Руками тяжело. Комп гоняет керосин по трубам пока не наблюдается условие сходимости типа |Tj - Tj-1| < dT
где Tj - приближение температурі керосина на j-том шаге.
Опять же, при этом скачут все прочие параметры до наступления сходимости. Это численное решение задачи.

2. Вы как-то забыли, что камера у Ф-1 это почти ровный кусок трубы с относительной площадью всего 1,25
На глаз это едва заметно. Поэтому геометрия трубок камеры и критического сечения не сильно отличается.

3. Вы сравниваете давление газа и прочность припоя. Так нельзя. Возьмите решение задачи прочности для трубы под давлением.
у вас газ распирает трубу по всей поперечной площади S=3,14*D*L, а "рвется" тонкий шов площадью S= L*b - длина на толщину. Усекаете?