Вашими губами мёд бы похлебать.



Не уходим от темы.

А мы и не уходим. Я Вам уже говорил, хотите F-1 - вкладывайте денюжку в проект восстановления производства. А задарма Вам никто ничего делать не будет. Кроме меня, бессребренника, готового Вас слушать абсолютно бесплатно.

Я не собираюсь его делать. И денег на это нет. Вопрос в другом:
"Что есть такого в F1, что позволяет ему уйти от проблем опасных вибраций и преждевременного разрушения". (вроде понятно написано)

Если это нечто было в F1 - то оно точно есть в современных двигателях. Вот я и хочу понять "где оно". А с вас (по новой):



добавлю ещё .... нет фичи - F1 мистификация.

Вы - тупой? Вам давно сказали - весь секрет Ф-1 в умеренных параметрах и применении антипульсационных перегородок. Вот и вся фича.

Из изометрических схем (или изометрических чертежей) от НАСА дна камеры сгорания F-1 я оценил высоту антипульсационных перегородок как 1/8 диаметра или порядка 15 сантиметров. Я не знаю, это много или мало, потому как отсутствует информация о расстоянии фронта горения от форсунок при давлении 75 атмосфер.

Велюров забраковал эту оценку, потребовав фотографии.

15 сатиметров - это 1/3 цилиндрической части камеры РД-107 или 1/5 длины камеры до критическорго сечения РД-107 при соизмеримом давлении 60 атм

Вопрос к антиНАСАранам: антипульсационные перегородки 1/3 от длины цилиндрической части РД-107 - это много или мало ?
Это больше или меньше расстояния от форсунок и до фронта горения при давлении 60/75 атмосфер ?

  Не побрезгуй и взгляни на форкамеру дизеля (3):

  «В конце такта сжатия давление воздуха в цилиндре достигает 28 бар, а температура около +700°С. Топливо воспламеняется под воздействием горячего воздуха, и давление в камере сгорания достигает 145 бар (D, TD) или 1350 бар у CDI.»

Отличительная особенность F1 - это его размер за счет ухудшения удельных характеристик.
Который дальше не был востребован, как не востребован и сейчас.

Дальше Американы перешли на твердотопливные ускорители (у них был твердотопливный прорыв балистических ракет, в отличие от советских на высококипящих компонентах)

Подъёмная сила двух ускорителей шатла 2600 тс -> на один 1300 тс
Удельный импульс 269 с
Время работы 123 с

Сравниваем с F-1
Тяга ур. моря: 690 тс
Удельный импульс: ур.моря: 265 с
Время работы: 165 с

Если привести РДТТ шатла к времени работы F-1 получаем, что один РДТТ (с эквивалентной тягой 970 тс на 165 сек) заменяет 1,4 (полтора) F-1 (4 РДТТ эквивалентны 5,6 (пять с половиной) F-1)

А это прямая аргументация невостребованности F-1 - реально летал РДТТ с таким же удельным импульсом и большей тягой.

На уровне ИМХО: РДТТ в пакетной схеме да еще с большей тягой не оставляет места для жидкостного РД для тандемной схемы в конструкции "карандаш".

=========

Кста, невостребованность ОТХОДОВ от проекта Шатл продолжаетмся.
Уходят в архив SRB (твердотопливные ускорители шатла) с тягой 1300 тс и уд.импульсом 269 с
Уходят в архив основные двигатели SSME RS-25 с тягой 220 тс и уд.импульсом 450 сек и временем работы 520 сек

Нет сомнений, что из ЭТОГО можно собрать сверхтяжелый носитель
Первая ступень - пакет четырех SRB с общей тягой 5200 тс
Вторая ступень- пяти SSME с общей тягой 1100 тс
Третья ступень- один SSME с тягой 220 тс
Четвертая ступень- нечто многоразовое водородное на 50 тс

=========

Что мы имеем ?
Проект SLS с 70/130 тонн на НОО (с парой РДТТ)
Атлас-5 с 19/29 тонн на НОО
Закрытый Арес-5 — двухступенчатая ракета-носитель, способная выводить на низкую орбиту вокруг Земли до 188 тонн или доставлять до 71 тонн полезных грузов до Луны.

Но у американов нет лунного модуля (предполагаем, что его не было вообще) и нет аналога командного модуля для посадки с второй космической скоростью как это было нарисовано в былой славы проекте Аполлона. Проект "Созвездие" закрыт

CEV "Орион" шатко и валко приближается к стадии наземных испытаний макетов

Тут есть обзор анализа мегаракет для мегамодулей
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/cont ... 6/23.shtml

И я регулярно наталкиваюсь на рассуждения, что выведение мегамодуля мега ракетой стоит дороже в $/кг чем выведение N средних содулей средней ракетой с последующей стыковкой (но сравнительные цифры у разных авторов не сравнимы между собой)

А что с чем сравнивать ?
Ход поршня - для высокооборотного дизеля 10...20 см
Перегородки F-1 оцениваем 15 см - соизмеримая высота с ходом поршня

А форкамера- это цикл Тринклера (возможность обойтись без топливного насоса высокого давления) - аналог закрытого цикла с дожиганием топливной компоненты. Двухступенчатая схема сгорания топлива.

Так что для тормоза объясни, что я должен увидеть и какой вывод поиметь в контексте F-1 ?

Не морочте голову, не было там никаких перегородок в 15 сантиметров, это вы сами выдумали. И давления в 75 атмосфер там не было. Хоть изучите матчасть.
Ищите фотографии и достоверно измеряйте длину ваших перегородок, или давайте на крайний случай документ на изделие с описанием параметров перегородок

я вам скажу одну вещь, только вы не обижайтесь: Ф-1 имел (на бумаге) лучший УИ среди всех кислородно-керосиновых ЖРД в США на то время
впрочем, вы можете опровергнуть мой тезис назвав ЖРД с лучшими, чем у Ф-1 удельными характеристиками (на бумаге, разумеется)

хотя вы правы, если они по моему рецепту уменьшили альфу до 0,45 и подкорректировали другие параметры, уменьшив тягу на 30-35%, то таки да

Ну хорошо, 70 атмосфер возле дна, тогда сколько атмосфер в критическом сечении сопла ?

А можно дать ссылку на ТОЧНОЕ значение диаметра цилиндрической части камеры сгорания в части 2 Пепелацев № 14 (фотографии, документ и прочее ?)



А если было 15 сантиметров (кто мешает предположить на основании визуальных оценок) ?
Будет сегментация камеры или не будет (перегородки выше зоны начала горения, где существует ВЧ неустойчивость) ?

Кста, интересна мотивация, что при диаметре 115 см не может быть охлаждаемых топливом перегородок высотой 15 см ?

А если перегородки БЫЛИ, то что даст Критерий Велюрова для 13 камер разной площади (аналог "жаровые трубы" газотурбинного двигателя), работающих на одно общее сопло ?

Предлагаю рассматривать все возможные варианты для сравнения.

Предлагаю изучить H-1 c Isp (SL) 289 s
http://en.wikipedia.org/wiki/H-1_(rocket_engine)

289 сек H-1 на уровне моря лучше чем 263 сек F-1 на уровне моря ?
http://en.wikipedia.org/wiki/F-1_(rocket_engine)

Так что просадка УИ с 289 (H-1) до 263 сек (на 26 единиц) - это и есть уходшение удельных характеристик за счет размера

Кста? там есть ссылка на састоты колебаний в камере F-1 (может пригодится для оценки первоначальной неустойчивости)

Кто тупой? Аж после этого давно спросил:

Хоть одно назови.

Например, антипульсационные перегородки в РД-170/171/191/180 и РД-107А/108А.

А какой там диаметр камеры?
По критерию Велюрова эти двигатели будут работать так же и без этих перегородок (без опасности появления разрушающих колебаний), что указывает на их бесполезность.

Короче, резюмируем общую позицию.
1. Ничего похожего на Ф-1 нет, не было (то что было - не летало) и не будет.
2. Ф1 снят с производства как бесперспективный.
3. Существует проблема вибрации, растущей нелинейно с ростом диаметра камеры. Советские инженеры в своё время её не решили, но пробовали, при этом причину её появления - знали.
4. Проверить работу антипульсационных перегородок на двигателе с камерой большого диметра нет возможности по причине отсутствия оных в природе.

Есть возражения по общей позиции?
Что может доказать реальность Ф-1?