Сообщения без ответов | Активные темы Текущее время: Пт апр 19, 2019 3:31 am



Ответить на тему  [ Сообщений: 101 ]  На страницу Пред.  1 ... 3, 4, 5, 6, 7
 Вышло обновление главы №13 
Автор Сообщение
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 8:46 pm
Сообщений: 125471
Откуда: Томск
Сообщение Re: Вышло обновление главы №13
http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-13-2.htm
Велюров предлагает идти по пути прохождения этой ситуации от предельной температуры стенки трубок охлаждения 527*С "вниз". В результате такого расчета, получается, что температура керосина в трубках охлаждения трубчатой системы становится ...- 273*С, что естественно не реально:
"Можно пойти в другую сторону – будем идти вниз от лимита температуры газовой стенки Tст.г ≤ 800 К (527ºС).
Как видно из разобранного примера, для теплового потока 13 МВт/м² необходим перепад на стальной стенке из данного сплава теплопроводностью λст и толщиной δст не менее:
ΔTст ≥ qmax ∙ δст /λст ≈ 13 ∙ 106 ∙ 0,00045/ 24 ≈ 250ºС
Поскольку по определению теплового баланса:
qmax = αст ∙ ΔTст = αж ∙ ΔTж
Из таблицы видно, что коэффициент αж в диапазоне 23,4 ÷ 28,2 ∙ 10³ ‒ т.е. в среднем равен αж ≈ 26 ∙ 10³
Коэффициент теплопередачи металла стенки αст ≈ 53,3 ∙ 10³
Тогда получим следующее важное соотношение (применительно для ЖРД F-1):
ΔTж = ΔTст ∙ (αст / αж ) ≈ 2 ∙ ΔTст
Тогда весь температурный отрезок от жидкого охладителя (керосина) до наружной газовой стенки составит:
ΔTст + ΔTж ≈ 3 ∙ ΔTст ≈ 750ºС
Это значит, что температура керосина в трубках должна быть не выше:
Tж ≤ 527ºС – 750ºС ≈ – 223ºС
С учетом снижения охлаждающих свойств керосина при снижении температуры в пограничном слое – Tж должна быть еще ниже.
Реализовать это абсурдное условие, при котором керосин должен был бы иметь температуру за минус двести по Цельсию – не представляется возможным. Хотя бы потому, что при –60ºС керосин уже начнет замерзать и становиться льдом.
На что же в таком случае надеялись господа из фирмы «Рокетдайн» ‒ разработчика F-1 ? "
Такая не стыковка наглядно показывает факт искажения реальных параметров ЖРД F-1.

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


Пт янв 18, 2019 7:42 pm
Профиль WWW
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 8:46 pm
Сообщений: 125471
Откуда: Томск
Сообщение Re: Вышло обновление главы №13
http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-13-2.htm
Велюров прекрасно понимает, что в его расчетах существует проблема: отсутствие точных, достоверных, доскональных сведений о геометрических размерах ЖРД F-1, об удельном тепловом потоке в камере сгорания и в критическом сечении, о диаметре камеры и "критики", о давлении и температуре в этом "чуде" американской технологии:
"Американская ошибка
Долгие поиски американских документов, где бы излагались хотя бы элементы теплового расчета двигателя F-1, приведут любого исследователя к легкому недоумению: о двигателе F-1 нет решительно никаких достоверных данных о его геометрических размерах и уж тем более о величине теплового потока в камере или критическом сечении.
Существует лишь несколько отрывочных цифр - давление и температура в камере сгорания. Но даже диаметр критического сечения, не говоря уже о диаметре самой камеры - известны нам лишь косвенно, из второразрядных публикаций. "
Так выглядит этот "секретный" учебник:
Изображение
Автор нашел ошибку американских обманщиков, которые по простоте своей душевной в этой жутко секретной документации, а точнее в учебном пособии, датированный 1967 года, выложили реальный расчет удельного теплового потока двигателя очень похожего на ЖРД F-1 . Только тяга этого двигателя...порядка 340 тс на уровне моря, в два раза меньше "официальной" величины тяги этого же двигателя:
"Но вот удача - мне удалось разыскать весьма интересное учебное пособие – «Design of liquid propellant rocket engines», NASA, 1967 (SP-125).
С виду это обычный учебник под традиционным для советской терминологии названием «Конструкция жидкостных ракетных двигателей». В СССР таких учебников была выпущена целая гора: неоднократно переиздавались книги под редакцией Кудрявцева, Алемасова, Добровольского, Волкова, Васильева, Гахуна...
Меня заинтересовала американская книжка по другим причинам - на ней стоял гриф секретности!
Так вот, в этом секретном учебнике (звучит каково!) был изложен расчет учебного примера - некоего гипотетического ЖРД как две капли похожего на F-1 за одним исключением – он являлся масштабной моделью с тягой, равной ½ от номинальной тяги F-1."
Изображение
Thrust ( sea level ) - Тяга на уровне моря
750000 lb = 340194.28 кгс.
"Или вот еще - очень характерная иллюстрация. До боли знакомый образ!
Изображение
Но автор признает, что ЖРД F-1 имел неповторимую форму, контуры, отличие от других американских двигателей,и что параметры и характеристики ЖРД "А1" все таки не совпадают полностью с параметрами и характеристиками ЖРД F1:
"Я уже приводил в первой части этой главы целую подборку фотографий керосиновых ЖРД американского производства. Так вот, все они похожи как две капли воды и все принципиально не похожи на F-1: в массовых керосиновых ЖРД американцы делали турбонасосный агрегат с горизонтальным расположением валов и большим зубчатым редуктором. Тогда как у F-1 типичная для двигателей КБ Глушко схема с вертикальным одновальным ТНА. Поэтому визуально F-1 является единственным и неповторимым в своем роде.
Разница между F-1 и А-1 главным образом в том, что расход топлива через двигатель уменьшен вдвое - с 2,6т/с у F-1 до 1,3т/с у А-1. Соответственно, А-1 имел камеру меньших размеров: диаметр цилиндрической части ~ 800 мм, горловина ~ 632 мм.
Эффективное давление в камере А-1 около 1000psi (6,9МПа), тогда как у F-1 оно чуть меньше - 980psi (6,75МПа)."
Американские обманщики приводят цифру диаметра двигателя F-1 3.72 метра, что не является диаметром цилиндра камеры сгорания
https://web.archive.org/web/20131109232214/http://www.astronautix.com/engines/f1.htm
Diameter: 3.72 m (12.20 ft). Это размер сопла в нижней, самой широкой его части.
В этом не трудно убедиться по фотографиям туристов, людей, стоящих рядом с указанным ЖРД рядом с музеем НАСА, на площадке:
Изображение
Изображение
Размер плеч по соотношению к росту приблизительно имеют следующие соотношения:
Изображение
Если сравнивать величину размера плеч туристов, стоящих рядом с музейным экспонатом ЖРД F-1, то получается, что диаметр цилиндра камеры сгорания не превышает 1000 мм, это с учетом проекционного искажения при таком приблизительном сравнении. Не сильно буду удивлен, если параметры цилиндра КС в критическом сечениии и в основном цилиндре ЖРД А1 будут совпадать с аналогичными размерами камеры сгорания ЖРД F-1,
По некоторым данным от писателей НАСА, диаметр критического сечения у F-1 составлял 730 мм, у А-1 630 мм. Эти данные о F-1 приводит Генадий Ивченков:
https://docviewer.yandex.ru/view/12301457/?*=oqlGJchJTLVnnBVB3qqICma1v%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&page=5&lang=ru
Изображение
В другой публикации И. И. ШУНЕЙКО ; ПИЛОТИРУЕМЫЕ ПОЛЕТЫ НА ЛУНУ, КОНСТРУКЦИЯ И ХАРАКТЕРИСТИКИ SATURN V APOLLO, указывается диаметр "критики" 92 см:
https://testpilot.ru/espace/bibl/raketostr3/1-1.html
Изображение
О диаметре цилиндра камеры сгорания в этих источниках информации ничего не говориться, но похоже этот диаметр не превышает 100 см (1000 мм). У А-1 этот диаметр 80 см (800 мм) Принципиального различия в размерах А1 и F1 нет! Но "учебный" ЖРД имеет тягу 340 тс (на уровне моря), а оригинал имеет тягу 690 тс (на уровне моря по данным Шунейко) . Это при том, что "учебный" двигатель А-1 по своему устройству полностью совпадает с двигателем F-1
Велюров указал на ошибочность такого расчета, который содержался в "секретной" публикации про А-1:
"Но более всего меня привлек тепловой расчет конвективных потоков в данном учебном примере.
В результате авторы учебника получили максимальный тепловой поток в двигателе F-1 всего 3 BTU/in²·sec ≈ 5 МВт/м²
Я не буду подробно останавливаться на сомнительной методологии этого расчета, скажу только, что разность температур бралась не между пристеночным слоем и стенкой, а между температурой среднего по камере газа (по свойствам близко ядру потока) и самой стенкой. Далее это множилось на некий эмпирический коэффициент теплоотдачи с учетом сажевого нагара. "
И автор указал, что в последующих публикациях, где фигурирует "учебный" А-1, очень похожий на F-1, эта ошибка исправлена и получена другая величина удельного теплового потока по площади:
"В итоге авторы учебника NASA ошиблись в 1967 году в три раза - показали 3 BTU/in²·sec вместо почти 8 BTU/in²·sec обнародованных[23] в 1975 году в другом исследовании по заказу NASA уже после завершения миссии «Аполлон».
Вероятно, учебник потому и засекретили, что он содержал секретный, заниженный в три раза тепловой поток.
Здесь в самый раз будет поговорить о правильности расчета тепловых потоков в ЖРД."
Учебник засекретили конечно в свое время не из-за ошибок допущенных писаками НАСА. Эту публикацию засекретили потому, что учебный ЖРД А-1 с тягой 340 тс и был в действительности ЖРД F-1! При реальной тяге 340 тс, удельный тепловой поток не принимал аномальных, запредельных значений!

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


Сб янв 19, 2019 6:10 pm
Профиль WWW
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 8:46 pm
Сообщений: 125471
Откуда: Томск
Сообщение Re: Вышло обновление главы №13
http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-13-3.htm
Велюров подвергся жесточайшим нападкам со стороны защитников Лунного Обмана США , которые не очень хорошо были знакомы с законами Термодинамики. Впрочем это не помешало противникам Велюрова обвинить его в незнании законов Термодинамики, объявить громогласно, что расчет Велюрова противоречит этим законам. Велюров ответил на эти обвинения:
"Во второй части этой главы мы упражнялись в расчетах элементов проточного охлаждения ЖРД F-1 и пришли к однозначному выводу о несовместимости высоких тепловых потоков со стороны газа на стенку и мизерными возможностями проточного охлаждения.
И у читателей, особенно у моих критиков, уже зреет вопрос: насколько предложенная мною модель эффективного эквивалентного пристеночного слоя применима в случае F-1, для которого, как шутят мои оппоненты, законы термодинамики не писаны.
Действительно, еще раз взглянем на нашу формулу максимальных критических потоков:
Qкр.к ≈ (pк0,87/ dкр0,13) ∙ So ∙ (Tе – Tст )
Очевидно, что самый легкий путь – это просто уменьшить температуру пристеночного слоя Tе до придела.
Но увы – чтобы добиться снижения тепловых потоков с 13 МВт/м² до хотя бы 8 МВт/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)"
Естественно такая ситуация в принципе невозможна и автор это убедительно демонстрирует:
Изображение
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:
Изображение
Здесь, на левом графике, для топлива кислород-керосин параметр α≈0,4 можно считать грубым округлением для α≈0,35"
Оппоненты Велюрова обращали внимание, что Km можно снизить меньше 1, на что автор, опять же обосновано возражает:
"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:
Изображение
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 α≈0,18 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.
Вот что по этому поводу резюмирует Алемасов[33]:
Изображение "
Сомневаться в такой аргументации, особенно по поводу свойств сажи, не приходится даже при минимальных знаниях о школьном курсе Термодинамики.

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


Пн янв 21, 2019 9:13 pm
Профиль WWW
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 8:46 pm
Сообщений: 125471
Откуда: Томск
Сообщение Re: Вышло обновление главы №13
http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-13-3.htm
Велюров фактически ведет полемику против аргументации своих противников, защитников НАСА и американского обмана. Автор наглядно показал, что при расчете величина удельного теплого потока, при использовании средних величин параметров газа по всей камере сгорания, резко увеличивается, почти в три раза (на 66%) по сравнению с величиной удельного теплового потока, расчет которой велся при учете параметров в области , находящейся рядом со стенками трубок охлаждения. Это характерно и для параметров ЖРД F-1 , для аналогичного расчета. Что естественно невозможно. Автор наглядно продемонстрировал реальность расчета в пристеночном слое, и аномальное, нереальное, завышение величины удельного теплового потока при использовании неких усредненных величин параметров газа в случае с F-1:
"Давайте еще раз вернемся к таблице аппроксимации теплового потока для F-1 и решим, насколько наш пристеночный слой уменьшил тепловые потоки по сравнению с полностью перемешенным, средним по составу газом:
Изображение
p* ‒ эффективное давление в камере с учетом потерь полного давления
Тогда, учитывая формулу для конвективного теплового потока в критическом сечении (см. выше), имеем:
Изображение
Таким образом, наш модельный пристеночный слой уменьшил уже тепловые потоки на 66% или почти в три раза.
Выше было указано, что дальнейшее снижение тепловых потоков, даже для завесы без кислорода, не предвидится, далее наступит стабилизация плотности теплового потока по причинам, рассмотренным выше – турбулизация пристеночного слоя, рост его температуры. "
И опять к вопросу некой искусственной шероховатости, которая может ускорить , якобы, процесс теплообмена
Для справки:
Турбулизация потока - это переход ламинарного потока в турбулентный
( А.С.Гольдберг. Англо-русский энергетический словарь. 2006 г.)
Ламинарное течение (лат. lāmina — «пластинка») — течение, при котором жидкость или газ перемещается слоями без перемешивания и пульсаций
Турбулентное течение (лат. turbulentus — бурный, беспорядочный), — явление, заключается в том, что при увеличении интенсивности течения жидкости или газа в среде самопроизвольно образуются многочисленные нелинейные фрактальные волны и обычные, линейные различных размеров, без наличия внешних, случайных, возмущающих среду сил и/или при их присутствии.
"Турбулизация потока теплоносителя осуществляется с помощью нанесения искусственной шероховатости на поверхности твэлов и каналов. Под этим понимается создание на тепловыделяющих поверхностях выступов и впадин различной конфигурации, расположенных под различными углами и поперек движения потока теплоносителя. "
( Каменьщиков Ф.Т. Вопросы механики вращающихся потоков и интенсификация теплообмена в ЯЭУ)
Турбулизация потоков теплоносителей внутри труб и в межтрубном пространстве наряду с интенсификацией теплообмена и ростом гидравлического сопротивления вызывает вибрацию труб, ведущую иногда к повреждению аппарата. Последнее возникает в результате: 1) усталостного разрушения труб и поперечных перегородок в межтрубном пространстве; 2) трения труб о перегородки; 3) взаимного соударения труб при их тесном расположении в пучке.
( Гельперин Н.И. Основные процессы и аппараты химической технологии Кн.1)
Проще говоря, искусственная шероховатость внутри трубок охлаждения может привести не только к росту температуры, но и к разрушению самих трубок с тонкими стенками, к разрушению всей системы трубок охлаждения с сомнительной сваркой между собой . Это , например, прекрасно понимает грамотный сантехник с образованием ПТУ и большим опытом работы. Грамотные физики, с высшим образованием это точно должны понимать.

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


Вт янв 22, 2019 2:47 pm
Профиль WWW
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 8:46 pm
Сообщений: 125471
Откуда: Томск
Сообщение Re: Вышло обновление главы №13
http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-13-3.htm
Велюров обоснованно полагает, что неполная прокачка керосина через систему охлаждения, это нелепое и ошибочное решение конструкторов при создании ЖРД F-1:
"«Карбюраторный» вариант F-1
Проанализируем еще раз ключевую особенность ЖРД F-1: для охлаждения камеры используется лишь 70% керосина.
Это глубоко ошибочное и просто нелепое решение, заведомо проигрышное в этой ситуации.
Здраво рассуждая, не лучше ли было прокачивать в системе охлаждения все 100% керосина?
Данная гипотеза родилась не на пустом месте. Несколько слов о независимом подтверждении идеи.
Дело в том, что все расчеты проточного охлаждения мы строили на базе того факта, что по трубкам F-1 прокачивается 70% от полного расхода керосина, что составляет около 520 кг/с. Все 100% – это примерно 742 кг/с.
Исходя из этих оценок мы получили примерную скорость прокачки керосина в критическом сечении порядка ~21 м/с
Важно то, что скорость прокачки и плотность потока ρ∙W в точности соответствуют аналогичным параметрам для ЖРД H-1b."
Но другого и быть не могло с сложной системе охлаждения при помощи трубок со сложности пайки самой трубки, пайки трубок друг к другу и к стенке камеры сгорания и сопла.
Хоть убейся, но прокачать через охлаждение все горючее через сложную трубчатую систему, со многими препятствиями и проблемами, с последующим возвращением к форсунке, не получится.
В листовой системе, и это признавал автор многих сложностей такого рода можно избежать, в трубчатой нет.
Автор определяет скорость прокачки по..гидравлическим потерям:
"Давайте попробуем оценить фактическую скорость прокачки от обратного – по гидравлическим потерям.
Согласно общепринятой методике[25] потери на трение при движении несжимаемой жидкости с постоянными свойствами по трубам и каналам большой длины с постоянным сечением определяются по формуле:
Изображение
где: ξ – коэффициент гидравлического сопротивления; L – длина канала; dэ – сечение канала
Мы будем исходить из того, что безразмерный коэффициент трения в трубках у обоих двигателей (F-1 и H-1b) примерно одинаков. "
Конечно с этим моментом можно поспорить, мол коэффициент трения в трубках охлаждения у F-1 отличается от Н-1b, ибо инконель использовался при изготовлении трубок первого, и сталь при изготовлении трубок охлаждения у второго двигателя. Но коэффициент трения в трубках, если верить формуле Дарси — Вейсбаха при ламинарном течении жидкости, и формуле Блаузиуса при турбулентном течении, не зависит от материала изготовления трубок, то бишь от плотности , материала трубок, его теплопроводности и прочего.
Можно конечно опять сослаться на пресловутую искусственную шероховатость, которую при тонкой толщине трубок F-1 наносить крайне проблематично, и результатом такой шероховатости будет замедление скорости потока охладителя и дополнительная вибрация указанной трубки в дополнение к высоким температурам и вибрации всей ракеты и двигателя это приведет к аномальным результатам. Поэтому такое допущение автора о равенстве указанного коэффициента вполне обосновано.
Велюрова при этом невозможно упрекнуть в том, что он не учел различия Р-1 и F-1/ Велюров учитывает тот факт, что длина охлаждаемого участка у F-1, что эффективное сечение трубки охлаждения у F-1 в три раза больше , чем у трубок охлаждения Н-1b:
"Длина канала у обоих двигателей будет пропорциональна вертикальной длине самой камеры от верхнего коллектора до среза сопла.
Известно, что гидравлические потери в трубках H-1b составляют Δp ≈138psi (0,95 МПа)
Длина охлаждаемого участка у F-1 почти вдвое длиннее, чем у H-1b (L ≈ 4,5 м против L ≈ 2,1м)
Зато трубы в самом узком месте втрое шире по эффективному сечению (dэ ≈ 20,1 мм против dэ ≈ 6,1мм)
Отсюда поправочный коэффициент:
Изображение
Таким образом, гидравлическое сопротивление в трубках F-1 при равной плотности потока не только не больше, но ниже, чем у H-1b. "
Из хороших новостей для НАСА гидравлическое сопротивление в трубках F-1 ниже, но есть и плохая новость о том, что писаки НАСА опять солгали и на самом деле получается, что прокачка керосина через трубчатую систему была все 100%, а не 70%:
"В то же время, согласно официальных данных[11], общие гидравлические потери в трубках F-1 почти вдове выше: они составляют по разным данным Δp ≈ 242 ÷ 265psi (1,67 ÷ 1,83 МПа)
Это означает, что скоростной напор Δp ~½ (ρ∙W²) в трубках F-1 больше аналогичного в H-1b соответственно:
Изображение
Даже с поправками на разделение первичных трубок на вторичные, с поправкой на допущенные усреднения, скорость прокачки керосина для F-1 в среднем в √2,7 больше, т.е. более, чем в полтора раза, чем мы первоначально предполагали.
А это однозначно доказывает, что объем прокачки был не 70%, а все 100%, т.е. все 742 кг/с керосина прошли через трубки охлаждения. "
Технические писатели НАСА ошибались при описании параметров американских двигателей не случайно. Это следствие классической ситуации: левая рука не знает что творит правая. Одни писаки писали про одни параметры, другие придумывали описание охлаждения с другими характеристиками. Отсюда не стыковки!

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


Ср янв 23, 2019 8:49 pm
Профиль WWW
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 8:46 pm
Сообщений: 125471
Откуда: Томск
Сообщение Re: Вышло обновление главы №13
http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-13-3.htm
Еще одна находка Велюрова является совсем печальной новостью для защитников и технических писан НАСА. Оказывается эффективное давление в камере сгорания при таком варианте не 69,0 кгс/см², а 45,1 кгс/см². Это действительно очень неожиданная и удручающая новость:
"Теперь подойдем к вопросу о предельных возможностях F-1 с другой стороны.
Во второй части статьи мы получили предельный эксплуатационный тепловой поток для случая прокачки всех 100% керосина по трубкам охлаждения на уровне Qmax ≈ 9,2 МВт/м²
Решая обратную задачу, найдем эффективное давление в камере, которому будет соответствовать данный поток:
Изображение
В таблице для сравнения еще раз даны параметры ЖРД Н-1b.
Поскольку искомое давление оказалось на уровне двигателя Н-1b, то температуры среднего по составу газа и пристеночного слоя у обоих двигателей будут одинаковыми. Температуры огневой стенки - тоже одинаковыми. Разница только в геометрических размерах и в коэффициенте излучающей способности газа (у F-1 доля окислителя чуть выше, поэтому водяного пара в продуктах сгорания чуть больше).
Вместо паспортного эффективного давления 69,0 кгс/см², мы получили на треть меньше, чем нужно.
То есть, даже прокачка 100% керосина обеспечивает охлаждение лишь при условии, что давление в камере всего ⅔ от номинального.
Но 100% топлива, сгорая в камере, создают все 100% давления, а нам нужно только ⅔ от номинала. Как быть?
Выход, на самом деле, только один: нужно, чтобы в камере сгорало на ⅓ меньше топлива."
Принципиально все одинаковое у Н-1b и F-1, а тяга этих двигателей отличается в разы. Так не бывает!

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


Пт янв 25, 2019 5:17 am
Профиль WWW
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 8:46 pm
Сообщений: 125471
Откуда: Томск
Сообщение Re: Вышло обновление главы №13
http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-13-3.htm
Второй вариант расчета тяги ЖРД F-1 немного лучше 421 тс. Этот результат не очень внушает доверие в реальность такой величины, о чем упоминает и сам автор, мол, подозрительный излишек получается в величине расхода керосина:
Вариант №2 ‒ «карбюраторный». Мы не будем нарушать номинальное соотношение окислитель/горючее. Мы будем уменьшать пропорционально расход обоих компонентов так, чтобы давление в камере не превысило ⅔ от номинала, т.е. оставалось менее 46 кгс/см².
Это означает пониженный на ⅓ расход кислорода до ≈ 1190 кг/с и пониженный на ⅓ расход керосина до ≈ 495 кг/с
Всего расход продуктов сгорания ≈ 1685 кг/с плюс ~2% на привод турбонасосного агрегата. Итого ≈ 1720 кг/с
Такой вариант дефорсированного ЖРД F-1, не смотря на пониженное на ⅓ до ≈ 45,7 кгс/см² давление в камере, сохранит в целом удельный импульс в вакууме на уровне не хуже паспортных данных: Iуд ≥ 304с
Это объясняется очень просто: скорость истечения газа в сопле определяется не абсолютным давлением, а степенью расширения, т.е. перепадом давления между входом в сопло и выходом, и, разумеется, полным теплосодержанием самого газа.
Просто по причине падения давления в камере на ⅓ ‒ давление на срезе сопла упадет пропорционально, примерно до ≈ 0,37 кгс/см²
Это давление на выходе лучше, чем у варианта №1, но тоже низкое: потери удельного импульса у земли понизят его до Iуд ≈ 245с
Соответственно, тяга на старте составит Рзем ≈ 421тс ‒ т.е. уже лучше, чем у варианта №1.
И еще в запасе «лишнего» 742 ‒ 495 = 247 кг/с расхода керосина."
Излишки расхода керосина в таком количестве это очень мало вероятное событие в реальной ракете. Так что вариант 1 все таки ближе к истине. Там таких расхождений и нестыковок нет. Тяга F-1 получается меньше 385 тс!

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


Сб янв 26, 2019 7:08 pm
Профиль WWW
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 8:46 pm
Сообщений: 125471
Откуда: Томск
Сообщение Re: Вышло обновление главы №13
http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-13-3.htm
Велюров полагает, что американские обманщики решили проблему вывода лишнего керосина в обход камеры сгорания, чтобы не поднимать величины давления и удельного теплового потока в камере сгорания, через...карбюратор:
"В этом варианте пока все хорошо, но остается нерешенным один вопрос: куда мы будем девать «лишний» керосин?
В камеру нельзя – «сверхплановый» керосин создаст дополнительную массу газов в камере, она еще больше повысит давление, это в свою очередь приведет к росту тепловых потоков. Получается замкнутый круг.
Выход только один: нужно «сверхплановый» керосин куда-то девать (с пользой для создания тяги), но не в камеру!
Я уже неоднократно высказывал свою точку зрения на этот счет: «лишние» ⅓ керосина, а это на минуточку примерно две с половиной сотни килограмм в секунду, – подаются в сверхзвуковую часть сопла. Наиболее вероятно – там, где коллектор турбинных газов.
Однако оппоненты не раз указывали, что ничего из того, что нужно для впрыска столь большой порции топлива, там нет: ни поясов форсунок, ни подводящих патрубков, к тому же впрыск жидкости в сверхзвуковую часть сопла тормозит поток газа...
Вот и замечательно. Эту проблему можно решить просто и остроумно во всех отношениях: керосин не впрыскивают через форсунки, как мы могли полагать, а вдувают в виде газифицированной смеси через существующие широкие патрубки турбинного газа!
Этот процесс называется карбюрация. Для справки:
КАРБЮРА́ЦИЯ, карбюрации, жен. (франц. carburation) (хим., тех.).
Насыщение негорючего газа (воздуха) парами углеродистых веществ (напр. бензина), дающее взрывчатую смесь.
Толковый словарь Ушакова. Д.Н. Ушаков. 1935-1940.
Особенностью нашей карбюрации является то, что газовым носителем выступает не воздух, а горячие турбинные газы, в которые сразу за турбинным колесом подают керосин, в результате образуется смесь турбинного газа и паров керосина.
Путем подбора параметров горения в газогенераторе турбонасосного агрегата, можно добиться температурных условий, при которых будет происходить полная газификация избыточного керосина без его коксования ‒ без выделения сажи в больших количествах.
Это связано с тем, что коксование такой массы керосина приведет к засорению коллектора и впускных отверстий.
Но для карбюрации нужен карбюратор! Где же он на схеме двигателя? Обратим наши взоры еще раз на конструкцию агрегатов F-1.
Как вы должно быть заметили на фото слева, между турбонасосным агрегатом и патрубком сброса турбинного газа расположен некая странная деталь по форме усеченного конуса, именуемая на чертежах как теплообменник:
Изображение
По сути, перед нами простейший второстепенный агрегат, который относится к системе наддува баков. В теплообменнике подогревается мизерная порция кислорода, который испаряется и создает давление в магистрали наддува.
И все бы хорошо, да только размеры этого второстепенного изделия не просто поражают. Теплообменник реально превышает по своим размерам саму камеру сгорания двигателя! Вот его описание (на рисунке):
Изображение
диаметр 43 дюйма (109 см), длина 58 дюймов (147 см), диаметр на коллекторе турбинных газов 24 дюйма (60 см).
Для справки: внутренний диаметр камеры сгорания примерно 99 см, длина – менее одного метра."
Автор подтвердил предположение о том, что диаметр камеры сгорания у F-1 не превышает одного метра. Ссылки на истосник информации из НАСА по этому поводу отсутствует.
Заодно обнаружил и карбюратор у F-1:
"Мне представляется, что конструкция модифицированного ЖРД F-1 выглядит следующим образом:
Изображение
Здесь газогенератор – штатный жидкостный газогенератор, который вырабатывает мизерную долю горячего газа (несколько процентов от массы расхода топлива через камеру). Карбюратор – узел газификации (перемешивания) избыточного керосина и турбинных газов.
Как видите, конструкция как будто нарочно спроектирована для вдувания большой массы газифицированной смеси в сечении 10:1 – там, где расположено кольцо коллектора турбинных газов. И не надо никаких форсунок на сопле, длинных патрубков подачи керосина и т.д.
В результате, в сечении 10:1 мы создаем слой газового завесного охлаждения соплового насадка.
Важное замечание: скорость истечения генераторного газа ЖГГ, богатого на сажу, примерно в два с половиною раза ниже скорости основного потока газов в сопле, поэтому генераторный газ априори вносит торможение (снижает идеальную тягу камеры).
Проблема же «карбюраторного» варианта №2 аналогична проблеме варианта №1: для пониженного расхода топлива сопло становится избыточно большим, на уровне земли возникает сильное перерасширение газа в сопле, характерное для высотных ЖРД.
Это, в свою очередь, делает потери тяги у земли неприемлемо большими.
Впуск «карбюраторных» газов в сопловой насадок несколько снизит средний удельный импульс газа, но повысит давление на срезе сопла, что позволит снизить потери удельного импульса у земли и немного повысить тягу на старте.
Поэтому, главным предназначением «карбюратора» является форсирование тяги на старте и на малых высотах".
Главное улететь с глаз долой, и обманщикам все равно было, что тяга в вакууме, в разряженной атмосфере снижалась. Хотя тяги на уровне моря даже при втором варианте тоже не хватало.

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


Пн янв 28, 2019 5:57 am
Профиль WWW
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 8:46 pm
Сообщений: 125471
Откуда: Томск
Сообщение Re: Вышло обновление главы №13
http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-13-3.htm
Велюров разгадал загадку "карбюраторного " двигателя F-1, а именно почему столько копоти выдавал этот двигатель при работе:
"Несколько цифр для понимания процесса. Примерные скорости движения газа на выходе сопла F-1 без учета работы «карбюратора»:
ядро потока W ≈ 2900 м/с
пристеночный слой W ≈ 2250 м/с
генераторный газ W ≈ 1200 м/с
давление на срезе сопла ≈ 0,37 кгс/см²
В результате впуска 290 кг/с «карбюраторных» газов (в т.ч. 35 кг/с генераторных газов на вращение турбины + 247 кг/с «лишнего» керосина + 8 кг/с дополнительного кислорода для лучшей газификации) ‒ параметры истечения газа претерпят некоторые изменения.
Во-первых, генераторный газ, разбавленный керосином, станет холоднее Тг ≤ 600К и медленнее W ≈ 1000 м/с.
Во-вторых, благодаря общему росту расхода газа через сопло давление на срезе поднимется до примерно ≈ 0,44 кгс/см²
Из-за слишком большой, более чем вдвое, разницы в скоростях «карбюраторных» газов и пристеночного слоя, их перемешивание будет происходить без вовлечения ядра потока. При контакте газифицированных углеводородов с горячим пристеночным слоем будет происходить их коксование и разложение на водород, метан и углерод.
Поэтому работа двигателя будет сопровождаться обильным выделением сажи, доля которой в переводе на вес «карбюраторных» газов составит не менее 40÷45% или около ста двадцати килограмм в секунду. В этом и есть секрет «копченого» факела F-1."
Можно не сомневаться, что часть сажи будет накапливаться на стенках сопла, как минимум, а дальше все как мы любим, увеличение удельного теплового потока с ухудшением параметров охлаждения. Как заметил справедливо автор происходит "форсирование тяги на старте и на малых высотах", а потом по логике событий ..."копченный" F-1 , будет иметь худшие параметры тяги.

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


Пн янв 28, 2019 9:43 pm
Профиль WWW
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 8:46 pm
Сообщений: 125471
Откуда: Томск
Сообщение Re: Вышло обновление главы №13
http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-13-3.htm
Велюров очень добрый человек и он привел в итоге величину тяги ЖРД F-1 самую оптимистичную, для версии НАСА: 450 тс у земли и 553 тс в вакууме
"Ориентировочные параметры дефорсированного ЖРД F-1 вариант №2:
Изображение
Изображение
Вместо номинальной тяги 690 тс на старте, ЖРД F-1 по нашим оценкам обеспечивает на 35% меньше - всего около 450 тс.
Этот вывод является ключевым в дискуссии относительно реальности пилотируемых полетов на Луну при помощи ракет «Сатурн-5», оснащенных пятью двигателями F-1 на первой ступени.
При такой стартовой тяге, масса ракеты с тяговооруженностью n = 1,19 не могла превышать mo = 5 · 450 / 1,19 ≤ 1900 тонн.
Реальная стартовая масса «Сатурн-5» на 1000 тонн меньше официальной!
Что это означает на практике в аспекте выводимой полезной нагрузки?
Для ракет с водородом на верхних ступенях, оценка полезного груза на низкой орбите ИСЗ составит mпн ≈ 4% · 1900 ≤ 76 тонн
Для не водородных ракет, оценка полезного груза на низкой орбите ИСЗ составит mпн ≈ 3% · 1900 ≤ 57 тонн
Вышеуказанные оценки условны, ибо «водородная» ракета «Сатурн-1Б» по своей эффективности даже хуже гептилового «Протона».
При отправке груза к Луне массовая отдача варьируется в пределах от 0,8% («Протон», «Атлас-Центавр» ) до 1,5% (теор. «Сатурн-5»).
Что дает интервал полезной нагрузки (в зависимости от конкретной реализации) mпн ≈ 15,2 ÷ 28,5 тонн
Однозначно можно утверждать лишь одно: этого явно недостаточно для осуществления пилотируемой миссии на Луну.
В лучшем случае ‒ для облетной миссии вокруг Луны, с имитацией посадки для центрального телевидения."
Оспаривать подобный расчет бессмысленно, можно только продолжать лгать, не обращая внимание на подобные исследования, и находить отговорки, мол Велюров не те параметры выбрал, что "технические писатели" НАСА ошиблись, что источник информации не тот, что не учтена шероховатость внутри трубок, которая на самом деле не оказывает влияние на получение значительного расчета удельных тепловых потоков, и прочее, прочее прочее.
И честно говоря, первый вариант расчета тяги F-1 все-таки ближе к истине: менее 385 тс. Впрочем результат расчета величины тяги американского "чуда" 450 тс тоже не добавляет оптимизма для сторонников американского вранья и для американской версии о полетах на Луну.
Оптимистический вывод Велюрова о массе ракеты "Сатурн-5" о том, что "реальная стартовая масса «Сатурн-5» на 1000 тонн меньше официальной", это слишком оптимистичное утверждение. Все на самом деле было еще хуже : Реальная масса Сатурн-5 была в два раза меньше чем объявленная масса около 3000 тонн. А возможно, масса ракеты с учетом замены алюминиевых листов обшивки второй, третьей ступени , адаптера, на листы из магния, была еще меньше.
Плотность магния 1740 кг/м3. Плотность алюминия 2700 кг/м3 .
И магний хорошо и быстро горит в условиях разряженной атмосферы при наличии условий, которые американские химики и специалисты по подрыву ступеней пустышек могли без особых проблем выполнить.
Использование на обшивке 2 и 3 ступеней магниевых листов избавляет от необходимости загружать на ступени-пустышки запас взрывчатки большой массы , чтобы их уничтожить и скрыть от посторонних глаз сам факт такой ликвидации.

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


Вт янв 29, 2019 2:53 pm
Профиль WWW
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 8:46 pm
Сообщений: 125471
Откуда: Томск
Сообщение Re: Вышло обновление главы №13
http://free-inform.ru/phpBB3/viewtopic.php?f=8&t=147
Велюров понял, что воронежский оппонент, вообразивший себя гением Термодинамики не понимает Физику работы ЖРД. Но Велюров так и не обратил внимание, что воронежский "гений" ведет войну не с Велюровым. Перегрев фактически пытается опровергнут методику расчета удельного теплового потока и компьютерную программу известного математика и специалиста в этой области знаний Трусова, профессора МГТУ:
"Заблуждение "Перегрева" №5 - не понимает физику работы ЖРД в принципе
Перегрев:
https://glav.su/forum/1/682/messages/4874042/#message4874042
В начальном сечении КС у Аркаши температура потока и температура торможения равны (скорость потока равна нулю). На входе в сопло температура потока меньше температуры потока в начальном сечении КС. Уже одно это обстоятельство позволяет выкинуть всю Аркашину бредятину в урну дальше не читая. Для типа камеры F-1 так просто не бывает, для "скоростных" камер максимальная температура потока будет как раз на входе в сопло. Но то цветочки.
Вернемся к закону сохранения энергии:
Изображение
Велюров: Поскольку газ в цилиндрической части камеры ускоряется перепадом статических давлений между инжектором и дозвуковым сужением, то рост кинетической части энергии W^2/2 компенсируется уменьшением доли Cp*T т.е. уменьшением Т
как же может быть наоборот? Вот наоборот и будет нарушать закон сохранения!
Я решил сделать маленький сюрприз Перегреву.
Не буду ссылаться на себя. Предложу результаты расчета усредненного состава ПС для ЖРД F-1 без насадка (до S=10) при помощи общедоступной программы RPA Александра Пономаренко.
Его прога не так точна, как общепризнанная Terra проф. Трусова (МГТУ), но с технической точностью вполне сойдет.
Любуйтесь!
Изображение
Велюров: Обратите внимание - на входе в сужение температура газа меньше (а не больше), чем у инжектора
Еще пример бредятины от "перегрева":
Перегрев:
Все Аркашины пляски с бубнами, в тщетной попытке оправдать свой эпик-фейл, происходят вокруг реакций рекомбинации, протекающих в процессе расширения газа, т.е. в сверхзвуковой части сопла. А с какого перепуга у него растёт температура торможения в КС и в дозвуковой части сопла?
Велюров: С точки зрения "Перегрева" газ расширяется только там, где расширяется сопло!
Вот он и негодует: как же в дозвуковой части, ведь там газ не расширяется, там же сужение?! А что - там разве газ сжимается???
Просто нет слов!"
Не по адресу обращение воронежского, хамовитого дарования. Это не "аркашины пляски", не "аркашина бредятина", это методика расчета из учебника "Военмеха", для ракетных училищ, это компьютерная программа Терра.

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


Сб фев 09, 2019 4:35 pm
Профиль WWW
Показать сообщения за:  Сортировать по:  
Ответить на тему   [ Сообщений: 101 ]  На страницу Пред.  1 ... 3, 4, 5, 6, 7

Кто сейчас на форуме

Сейчас этот форум просматривают: нет зарегистрированных пользователей и гости: 2


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