Сообщения без ответов | Активные темы Текущее время: Сб июл 20, 2019 10:26 am



Ответить на тему  [ Сообщений: 1003 ]  На страницу Пред.  1 ... 63, 64, 65, 66, 67
 Развернутый тепловой расчет ЖРД F-1 
Автор Сообщение
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 8:46 pm
Сообщений: 126462
Откуда: Томск
Сообщение Re: Развернутый тепловой расчет ЖРД F-1
http://free-inform.ru/phpBB3/viewtopic.php?f=8&t=147
Велюров правильно обратил внимание на аномальную невнимательность воронежского отставного военнослужащего, на грани невменяемости:
"Заблуждение "Перегрева" №3 - клиническая невнимательность!
Перегрев писал:
https://glav.su/forum/1/682/messages/4852883/#message4852883
"Медицина может и бессильна, зато всесильна физика.
Цитата из учебника, как раз про продукты сгорания реального ЖРД. А что там у Аркаши? А у Аркаши всё в точности наоборот. "
Велюров разъяснил заблуждение "перегрева". Бывший полковник из Воронежа взял цитату из учебника, не понимая смысла текста, для случая не реагирующего газа. Велюров ему это указал, что естественно не помогло воронежскому дарованию:
"Медицина и вправду бессильна! Тут налицо полная близорукость! :sad:
Читаем еще раз ту же цитату, но внимательно:
Изображение
Обратите внимание на выделение красным - все это верно для газа фиксированного состава, т.е. не реагирующего газа.
А у нас газ реагирует! "
Главное что необходимо было сообщить этому "гению", это то, что методика расчета удельного потока и компьютерные программы по аналогичному расчету не придумано самим Велюровым. И эта методика и компьютерные программы не могут противоречить законам Термодинамики.

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


Ср фев 06, 2019 6:20 pm
Профиль WWW
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 8:46 pm
Сообщений: 126462
Откуда: Томск
Сообщение Re: Развернутый тепловой расчет ЖРД F-1
http://free-inform.ru/phpBB3/viewtopic.php?f=8&t=147
Велюров указал на еще одно заблуждение воронежского хамовитого "гения". Объяснил "гению", заодно, что полемику ему нужно вести не с Велюровым по этому поводу а с материалами учебных пособий МВТУ::
"Заблуждение "Перегрева" №4 - отрицание явления рекомбинации в газах
Перегрев: Я уж молчу про то, что реакции рекомбинации могут проходить только в сверхзвуковой части сопла.
Велюров: Любопытное утверждение про "только"
Перегрев: Выделение тепла в процессе расширения газа вследствие рекомбинации приводит к увеличению работы расширения и никак не влияет на параметры торможения. Кстати, реакция рекомбинации носит вероятностный характер и может и не произойти.
Велюров: С этими фантазиями "Перегрева" не согласны профессора МВТУ Добровольский и Синярев. Дадим еще одну цитату из учебника 1957 года:
Изображение
Все с точностью наоборот!
По поводу того, что рекомбинация может вообще не иметь места"
Изображение
Спорить с профессурой МВТУ бессмысленно. С 1957 года принципиально в этих учебных материалах ничего не изменилось. Теоретические обоснования физических и химических процессов в ЖРД остались без изменения.
Для справки: Рекомбинация – это нейтрализация при встрече разноименных ионов или воссоединение иона и электрона в нейтральную молекулу (атом). Факторы, под действием которых возникает ионизация в газе, называют внешними ионизаторами, а возникающая при этом проводимость называется несамостоятельной проводимостью.

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


Пт фев 08, 2019 4:33 am
Профиль WWW
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 8:46 pm
Сообщений: 126462
Откуда: Томск
Сообщение Re: Развернутый тепловой расчет ЖРД F-1
http://free-inform.ru/phpBB3/viewtopic.php?f=8&t=147
Действительно глупость и невежество этого персонажа иногда шокирует!
Перегрев: "И есть некий программист Александр Пономаренко, который тоже проживает в Хохланде и тоже имеет свою программу тоже для расчета горения. Интересная деталь, программа предлагаемая для использования Александром рассчитана исключительно на западного пользователя. Сайт на английском, интерфейс на английском, мануал тоже на английском. Но вот в чём беда, все, подчёркиваю, все без исключения потенциальные покупатели программы в реальности F-1 нисколько не сомневаются. От слова совсем. И если чисто теоретически предположить, что наш Аркаша и Александр Пономаренко это одно и тоже лицо, то становится совершенно объяснимым тот флёр тайны, который окутывает личность Аркадия Велюрова. Тот факт, что автор продукта много-много лет упорно отрицает официальную науку и достижения мирового ракетостроения и космонавтики, вряд ли положительно скажутся на продажах... Значит не будет никогда никаких публикаций в рецензируемых журналах, а личность Аркадия Велюрова навсегда останется неразгаданной..."
Велюров:"Любопытно, если бы я ссылался на программу TERRA, то меня бы отождествили с покойным профессором Б.Г. Трусовым ?!
Он так долго сопротивлялся очевидной мысли, что когда к ней пришел - ее приватизировал как собственную, да еще и, как водится, всех обвинил в своем же невежестве!
Неадекватный воронежский бывший полковник никак не может понял , что он пытается опровергнуть не частное мнение Велюрова, но конкретную методику расчета удельного теплового потока моих площади ЖРД. С удивительным упорством и проявлением аномальной глупости и невежества это дарования обрушивается с претензиями на Велюрова.
Перегрев: "Скажи мне мой друг, что ты думаешь по поводу праведного возмущения имярек относительно идеи, что "температура торможения может быть выше начальной температуры расширения"? Тоже ведь какой-то начётчик не понимающий "нюансов" написал? Правильно?"
Начетчиком оказался профессор Дорофеев:
"Вот что думает профессор Дорофеев (МГТУ им. Баумана):"Температура торможения То также увеличивается до известного максимального значения Тк"
Перегрев опровергает результаты расчета программы ТЕРРА
Перегрев: "ТЕРРА в руках бестолочи это просто бесполезный набор байтов".
Велюров: "Я что ли могу повлиять на расчет?"
Перегрев: "Вообще-то криворукий "расчетчик" на расчёт влияет всегда".
Велюров: "Еще раз - я тебе предлагал: выбери любую формулу, которая тебя устроит и любую программу".
Перегрев: "Что бы еще раз подтвердить твою криворукость? Это уже доказанный факт, тем более при наличии обоснованных сомнений в твоей порядочности? Я тебе напомню, что ты уже сам выбрал формулу для расчета температуры торможения реагирующего газа. И получил прямо противоположный результат, тому, который должен был получиться в соответствии с учебником.
Изображение
Вопрос почему у тебя по формуле для реагирующего газа не получается соответствующий теории результат, носит чисто академический характер. Лично моя версия – потому что ты нереально криворукий! "
Велюров этому дарованию отвечал в чем различие идеального газа и реального газа. Дорофеев объяснил почему температура торможения растет, а не остается постоянной.Вывод подчеркнут:
"Температура торможения То также увеличивается до известного максимального значения Тк"
Изображение
Все перечисленные претензии, фактически, адресованы не Велюрову, а профессору Дорофееву и программистам Трусову и Пономаренко. Компетентность перечисленных людей не вызывает никаких сомнений. Уровень знаний анонимного воронежского полковника в отставке оставляет желать лучшего. Этот "гений" нахватался верхушек и вообразил себя выдающимся знатоком теории ЖРД. Но это естественно не так.
И любому здравомыслящему человеку понятно, что компьютерная программа не зависит от пользователя. Если цифры, вводные данные введены исследователем, то сам процесс расчета им не контролируется. Все данные взяты из документов НАСА. Все нужные параметры перечислены в компьютерной программе. Сам процесс расчета происходит без вмешательства исследователя.

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


Пт фев 15, 2019 4:49 am
Профиль WWW
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 8:46 pm
Сообщений: 126462
Откуда: Томск
Сообщение Re: Развернутый тепловой расчет ЖРД F-1
http://free-inform.ru/phpBB3/viewtopic.php?f=8&t=147
Расчет Велюрова, теперь с помощью программы ТЕРРА не так сложен, для понимания, как кажется многим людям, не имеющим отношения к созданию ЖРД или к теории ракетных двигателей. Программа доступна всем желающим разобраться в ней. Средний человек, со средним образованием может, если захочет, сам выполнить расчет, следуя указаниям автора. Хотя есть такой эффект, защитники американского обмана приходят при виде этих расчетов и формул в ступор. И ничего не понимают. Они, как воронежский "гений" Термодинамики, даже не понимают а что собственно рассчитал Велюров? Какой параметр он определил используя данные НАСА?
Больше того, эти дарования вроде воронежского анонимного защитника Лунного Обмана США, не знают определения законов Термодинамики. Имеют весьма смутные представления о самой Термодинамике. Совершенно не воспринимают новые аргументы, которые выходят за рамки их ограниченных знаний. В частности воронежский "гений" исходит из описания идеального газа, не понимая, что в ЖРД необходимо использовать понятие реального газа, начал кричать о нарушении законов Термодинамики. Не понимая неизвестных ему моментов теории ЖРД, это дарование возмущалось "нелепостью" "аркашиного бреда", мол, почему растет температура торможения. Хотя автор зджесь как бы и не при чем. Велюров берет методику или программу, вводит туда данные , полученные из документов НАСА. Получает конкретный результат. Обвинить автора в ошибочности расчета, особенно с помощью программы, невозможно! Претензии, если кому-то не нравится результат, необходимо предъявлять создателям компьютерных программ и методики расчета удельного теплового потока по площади при работе ЖРД. Но последнее делать бессмысленно. Методики давно подтверждены практикой, компьютерные программы проверены на деле и хорошо подтверждаются экспериментальными данными. Программа ТЕРРА , наверное, самая эффективная. Велюров теперь использует ее, при этом учитывает все, что только можно учесть. Заодно поясняя, почему температуру торможения остается постоянной, почему постоянство теплоемкости в широком диапазоне температур, только при приближенном расчете. Для более точным расчетам нужно прибегать к интегральным соотношениям.
Велюров, чем отличается от других критиков лунного обмана, так это тем, что он всегда свои аргументы подтверждает расчетами с конкретными величинами:
"Вычислительный эксперимент с программой ТЕРРА
Проведем вычислительный эксперимент с использованием программы ТЕРРА, при помощи которой мы исследуем поведение некоторых термодинамических параметров продуктов сгорания при равновесном изоэнтропном истечении в ЖРД
Постановка задачи.
Дано: топливная смесь RP-1 + O2
свойства RP-1 - условная формула С11,7Н22,8 уд. теплота образования =-1750 кДж/кг
(данные по керосину приведены согласно статьи Д. Воронцова и В. Азова "Последний бой углеводородов")
свойства O2 - уд. теплота образования -398,6 кДж/кг
соотношение компонентов К=2,4
энтальпия образования смеси: I = -796кДж/кг
давление в камере Pк=7 МПа
давление на срезе сопла Ра=0,1 МПа
истечение - равновесное, изоэнтропное, без потерь
нас будут интересовать следующие параметры:
f1(T) = T + w²/(2*Cp)
f2(T) = T * (1+½(k-1)*M²)
а также диаграмма в координатах Т-Р, W-P
считаем, смотрим:
приближенный расчет температуры торможения по первому методу - f1(T) = T + w²/(2*Cp)"
Изображение
приближенный расчет температуры торможения по второму методу - f2(T) = T * (1+½(k-1)*M²)
Изображение
Важная оговорка: расчет температуры торможения таким методом носит приближенный характер ввиду того, что вышеописанные формулы получены исходя из предположения о постоянстве теплоемкости Cp в широких пределах температур.
На самом деле, для более точного расчета полного теплосодержания единицы массы газа, необходимо прибегать к интегральным соотношениям:
Изображение
Никаким аналитическим соотношением для температуры торможения эти особенности в точности учесть нельзя.
Поэтому более точный расчет возможен лишь в численном виде, интегрируя ∫Cp(T)dT например, при помощи таблиц известных термодинамических данных реальных газов.
Однако, для расчетов с технической точностью, вполне подойдут вышеприведенные формулы."
Оспорить такие аргументы практически невозможно. Они отвечают на все претензии , выдвинутые против расчета Велюрова "гением" из Воронежа и другим, аналогичным самоучкам.

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


Сб фев 16, 2019 4:49 am
Профиль WWW
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 8:46 pm
Сообщений: 126462
Откуда: Томск
Сообщение Re: Развернутый тепловой расчет ЖРД F-1
http://free-inform.ru/phpBB3/viewtopic.php?f=8&t=147
Велюров добивает своего оппонента: "Финал вычислительного эксперимента
Закономерным является вопрос: при каких условиях температура торможения будет оставаться постоянной вдоль камеры и сопла?
Ответ: при условии "замороженного" истечения!
Когда состав газа зафиксирован и не участвует в химических реакциях.
Следует заметить, что и в этом случае строгая константа не вполне получается, ибо даже при фиксированном составе газа, вместо постоянной теплоемкости Cp необходимо учитывать ∫Cp(T)dT по вышеуказанным причинам.
Но даже с такими оговорками, мы можем продемонстрировать почти То=const с точностью численного расчета (погрешность <1%)
Функция f1(T) = T + w²/(2*Cp) для "замороженного" течения газа:
Изображение
Разрыв между начальной температурой камеры и расчетом по формуле для То следует отнести к вычислительным особенностям данной программы.
П.С. почти ровная "полочка"!
П.П.С.
а вот и подтверждение данными Велюрова:
Изображение
Примечание:
до критического сечения - истечение равновесное, что является вычислительной особенностью данной программы;
от критического сечения - полностью "замороженное".
Собственно оппонент Велюрова из Воронежа кое-что все-таки понял. Он прекратил писать истошные сообщения о нарушении законов Термодинамики.

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


Вс фев 17, 2019 9:27 pm
Профиль WWW
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 8:46 pm
Сообщений: 126462
Откуда: Томск
Сообщение Re: Развернутый тепловой расчет ЖРД F-1
http://free-inform.ru/phpBB3/viewtopic.php?f=8&t=147
Велюров о своем воронежском оппоненте, о его неспособности проводить простейшие расчеты:
Перегрев не способен выполнить простейшие расчеты
Все мы помним, как в 2014 году Перегрев взялся опровергнуть расчеты Велюрова на примере камеры РД-0110 (11Д55).
И вот что из этого вышло:
Изображение
Итог:
Велюров насчитал ∆Т=106°С,
Перегрев насчитал ∆Т=250°С
По техпаспорту ∆Т=110°С
Велюров ошибся на 4%
Перегрев ошибся в 2,5 раза"

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


Пн фев 18, 2019 10:04 pm
Профиль WWW
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 8:46 pm
Сообщений: 126462
Откуда: Томск
Сообщение Re: Развернутый тепловой расчет ЖРД F-1
http://free-inform.ru/phpBB3/viewtopic.php?f=8&t=147&start=15
Велюров прошелся по аргументам воронежского хамского "дарования" как танк Т34 по немецким окопам:
"Велюров:Перегрев опровергает критерий Нуссельта. Крайне любопытно наблюдать, как мнящий себя защитником американских "лунных ценностей" Перегрев решительно опровергает теоретические основы расчета конвективного турбулентного теплообмена.
Перегрев: Сюда смотри, бедолага
Изображение
Для уважаемой публике в двух словах, от попыток использовать критерий Нуссельта для расчета конвективного теплообмена между продуктами сгорания и огневой стенкой ЖРД отказались в 40-х годах прошлого века.
Велюров: Как бы в насмешку над подобным бредом можно привести целую серию цитат из уважаемых учебников."Основы теории и расчета ЖРД", под ред. Кудрявцева, 1967г.
Изображение
но что гораздо обидней для Перегрева - нож в спину от американских "друзей":
George Sutton, "Rocket Propulsion Elements"7th Edition, 2001
Изображение
Что полностью совпадает с другим уважаемым изданием:"Основы теплопередачи в авиационной и ракетно-космической технике",под ред. Авдуевского и Кошкина, 1992г.
Изображение
Следует отметить, что критериальные зависимости Нуссельта менее точны, чем полуэмпирические формулы, приведенные у Добровольского (1968), Волкова (1970) и других советских авторов, но методически - они правильные и более универсальные, ибо одинаково описывают конвективную теплопередачу и для газа, и для жидкости".

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


Чт фев 21, 2019 9:39 pm
Профиль WWW
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 8:46 pm
Сообщений: 126462
Откуда: Томск
Сообщение Re: Развернутый тепловой расчет ЖРД F-1
Любимое занятие всех защитников Лунного Обмана США стрелять себе в паховую область:
Перегрев доказал: Чисто стальной F-1 невозможен!
Велюров:
https://glav.su/forum/1/682/messages/4981867/#message4981867
Перегрев наконец-то пришел к очевидному выводу:
Изображение
Ему осталось сделать один маленький шаг: признать, что в трубчатой стальной камере F-1 нет ни грамма бронзы!

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


Чт фев 21, 2019 9:54 pm
Профиль WWW
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 8:46 pm
Сообщений: 126462
Откуда: Томск
Сообщение Re: Развернутый тепловой расчет ЖРД F-1
http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-13-0.htm

Велюров заметил аномальное
Технологический тупик отличие ЖРД F-1 от других книг ракетных двигателе:
"Рассуждая о характеристиках самого мощного американского жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) F-1 (благодаря пятерке которых гигантская ракета Сатурн-5 отрывается от пускового стола и летит в лунные дали), следует заметить, что по такому важному параметру, как давление в камере сгорания этот агрегат является очень «выдающимся». В том смысле, что резко выдается из общего ряда всех других американских ЖРД того времени на топливе керосин+кислород.
Так вот, изучение моделей американских ЖРД 60-70-х годов прошлого века приводят нас к интересному наблюдению (соотношение компонентов дано для камеры, без учета расхода топлива на привод турбонасосного агрегата):
Изображение
примечание: указано эффективное давление с учетом потерь полного давления для «скоростной» камеры
Проанализируем таблицу: все аналогичные кислородно-керосиновые ЖРД, изготовленные по технологии стальных трубчатых камер, крепко уперлись в потолок рабочего (эффективного) давления 4,5 МПа, который так и не был преодолен вплоть до начала 90-х годов, и только в двигателе F-1 было реализовано на 50% больше – 6,7 МПа – давление, немыслимое в те годы для других кислородно-керосиновых американских ракетных двигателей".
Велюров убедительно на примере ЖРД LR-87 показал, что у давления в камере сгорания есть предел:
Что из себя представляет типичная американская камера ракетного двигателя? Рассмотрим для примера камеру ЖРД Н-1 в разрезе:
Изображение
Камера ЖРД Н-1 представляет собой набор из 292 стальных трубок толщиной 0,3мм из нержавеющей стали марки 347 (наш аналог сталь 08Х18Н12Б), изогнутых по форме сопла Лаваля, которые при помощи пайки и бандажей скрепляются в единое целое.
Трубки уложены в один ряд с последовательным чередованием на аверсные и реверсные трубки. Половина трубок аверсные - по ним керосин течет сверху вниз, вторая половина - реверсные - по ним керосин возвращается снизу вверх.
Можно констатировать, что указанные выше величины давлений в камерах сгорания американских ЖРД крепко привязаны не только к характеристикам самой трубчатой камеры, но и к свойствам жидкого охладителя трубок (керосина).
Для сравнения, приведу таблицу аналогичных параметров при использовании топливной пары аэрозин-50 и азотный тетроксид[1]:
Изображение
Примечание: модели LR-87-3, LR-87-5, LR-87-11 - это один и тот же, по сути, двигатель, который был адаптирован к использованию разных топливных компонентов при той же технологической конструкции камеры и сопла. Была даже версия водородного LR-87-LH2.
Интересный факт: путем замены керосина на аэрозин в двигателе LR-87 удалось поднять давление почти в полтора раза - с 4 Мпа до 5,9 МПа в последних версиях этого мотора. Объяснение простое: все дело в том, что керосин - на самом последнем месте по своим свойствам как охладитель. В качестве наглядной иллюстрации к сказанному приведу таблицу свойств различных хладагентов при при Т=50ºС[7]:
Изображение
Как видите, при Т=50ºС аэрозин, а также гептил (НДМГ), более чем вдвое превосходят керосин, как хладагент.
Даже при более высоких температурах хладагента соединения гидразина будут превосходить по теплоотдаче керосин, в итоге двигатели на высококипящих компонентах допускают работу при более высоких тепловых потоках, т.е. при более высоких давлениях.
С другой стороны, на протяжении 35 лет производства различных кислородно-керосиновых ЖРД с трубчатой конструкцией камеры и сопла (указанных в таблице), - ни в одном из агрегатов не удалось преодолеть рубеж 5 МПа эффективного рабочего давления в камере сгорания. Если в начале пути эффективное давление было в районе 4 МПа, то 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. Свидетельством тому двигатели ракет «Titan-II» и «Titan-IIIC».
Этот недостаток свойственен всем ЖРД с трубчатым охлаждения.

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


Пн фев 25, 2019 6:26 pm
Профиль WWW
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 8:46 pm
Сообщений: 126462
Откуда: Томск
Сообщение Re: Развернутый тепловой расчет ЖРД F-1
http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-13-0.htm
Велюров убедительно доказал, что трубчатая система охлаждения в принципе не способна на то, что можно получить на ЖРД-Н1. Причиной тому отсутствие оребрения внутри трубок охлаждения и малая теплопроводность стали, по сравнению с бронзой. Оребрение на тонких стенках со стороны охладителя создать в трубках невозможно. И коэффициент оребрение к=1.1 , который приводит Велюров для американских трубок это просто какая-то благотворительность! Но Велюров человек добрый и он дал хорошую фору по оребрению американским сказочникам. На самом деле оребрение таких тонких стенок внутри равно 1. Но Велюров допустил другую большую величину:
Теперь постараемся ответить на самый главный вопрос: почему трубчатая камера не способна на большее?
Я мог бы ответить - потому что теплопроводность советской хромистой бронзы БрХ08 составляет λст ≈ 280 ÷ 300 Вт/м·К
против λст ≈ 20 ÷ 22 Вт/м·К для американской нержавеющей стали марки 347, т.е. почти в полтора десятка раз.
Но ответ будет не вполне корректным, потому что правильный ответ: вследствие, но не именно поэтому.
Если рассматривать камеру ЖРД как некий теплообменник-радиатор, который сбрасывает тепло от нагретой газом стенки в жидкий охладитель (керосин), то ключевым параметром будет коэффициент оребрения.
По смыслу этот коэффициент показывает, во сколько раз единица поверхности камеры ЖРД способна отдать охладителю больше тепла, чем гладкая плоская стенка. Все мы хорошо знаем, что любые радиаторы стремятся сделать с максимально развитой, часто ребристой поверхностью для улучшения теплоотвода. Отсюда и возник термин - коэффициент оребрения. Оребрение вводится именно со стороны жидкости, ведь со стороны газа у стенки задача ровно наоборот - принять наименьшее количество тепла от газа.
Для плоской гладкой стенки коэффициент оребрения - единица.
В статье я показал, что для американских тонкостенных трубчатых камер оребрение пренебрежимо мало: ηр ≤ 1,1
Это связано с тем, что тонкие стенки из стали с низкой теплопроводностью являются «плохими» ребрами.
Для советского РД-107 с его толстыми бронзовыми ребрами и узкими проточными каналами ηр ≥ 2,5
То есть, со стороны газа тепло поглощает условно 1м² стенки, а со стороны керосина тепло сбрасывает стенка, эквивалентная уже 2,5м²
У американцев баланс 1:1 - какая поверхность поглощает тепло газа, примерно такая же и отдает его в жидкость.
Но дело обстоит даже хуже: если советская стенка именно что плоская, то американская камера, набранная из трех сотен трубок, имеет волнистую поверхность, т.е. площадка поглощения тепла больше, чем ее плоский эквивалент, поэтому абсолютные тепловые потоки будут выше на коэффициент «волнистости» (чуть больше единицы).
Изображение
рис.11
Все эти тезисы, как и то, что трубчатая камера бесперспективна, были хорошо известны в СССР во времена Леонида Ильича Брежнева.
Историк космонавтики Г. М. Салахутдинов в брошюре «Тепловая защита в космической технике» (Серия «Космонавтика, астрономия», № 7 за 1982 г.) изложил советскую точку зрения об эффективности американских трубчатых камер:
«Прежде всего оказалась, что трубчатая конструкция охлаждающего тракта, применявшаяся до этого практически на всех американских ЖРД, непригодна в двигателях с высокими тепловыми потоками в стенку.
Это объясняется тем обстоятельством, что трубки имеют близкую к овальной форму и, следовательно, при их использовании не удается сделать гладкой внутреннюю поверхность камеры.
В результате эта поверхность оказывается развитой, имеющей излишне большую тепловоспринимающую площадь. Этого недостатка нет у конструкций камер, применяющихся на советских двигателях.
На рис. 11 приведено сравнение температур стенок трубчатого и фрезерованного охлаждающих трактов, откуда со всей очевидностью следует, что при прочих равных условиях преимущества последнего ощутимы».
Отсюда следует очевидный вывод: американская стальная трубчатая камера никогда не сможет на равных тягаться с советской бронзовой камерой канального типа. Поэтому советские ЖРД традиционно работают при более высоких давлениях, чем американские аналоги".
Вывод очевиден, американская система охлаждения не может эффективно охлаждать стенки камеры сгорания ЖРД и его сопла, при помощи стальных или трубок из инконеля с тонкими стенками, где невозможно осуществить оребрение внутри трубок и теплопроводность указанных материалов меньше, чем у советских ЖРД, где использовалась бронза. Материал американской трубки в данной ситуации не играет большого значения по параметрам ореборения и теплопроводности. Отсюда и другой вывод: "трубчатая конструкция охлаждающего тракта, применявшаяся до этого практически на всех американских ЖРД, непригодна в двигателях с высокими тепловыми потоками". Все просто и понятно!

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


Чт фев 28, 2019 4:45 am
Профиль WWW
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 8:46 pm
Сообщений: 126462
Откуда: Томск
Сообщение Re: Развернутый тепловой расчет ЖРД F-1
http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-13-0.htm
Велюров нашел американское учебное пособие в котором выполнен расчет удельного теплового ротока по площади. Он оказался всего 5 Мвт/м2. Как неожиданно!
"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.
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 ½ копией по размеру тяги номинального F-1.
Изображение
Или вот еще - очень характерная иллюстрация. До боли знакомый образ!
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 2600 кг/с у F-1 до примерно 1300 кг/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).
Но более всего меня привлек тепловой расчет конвективных потоков в данном учебном примере.
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 2600кг/с у F-1 до примерно 1300кг/с у А-1. Соответственно, А-1 имел камеру меньших размеров: диаметр цилиндрической части ~ 800мм, горловина ~ 632мм.
Эффективное давление в камере А-1 около 1000psi (6,9МПа), тогда как у F-1 оно чуть меньше - 980psi (6,75МПа).
Но более всего меня привлек тепловой расчет конвективных потоков в данном учебном примере.
В результате мы получили максимальный тепловой поток в двигателе F-1 всего 3 BTU/in²·sec ≈ 5 МВт/м²
Изображение
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.
В итоге авторы учебника NASA ошиблись в 1967 году в три раза - показали 3 BTU/in²·sec вместо как минимум 8 BTU/in²·sec обнародованных в 1975 году в другом исследовании по заказу NASA уже после завершения миссии «Аполлон».
Вероятно, учебник в 60-х годах потому и засекретили, что он содержал секретный, заниженный в три раза удельный тепловой поток.

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


Сб мар 02, 2019 4:50 pm
Профиль WWW

Зарегистрирован: Ср мар 30, 2016 4:58 pm
Сообщений: 46
Сообщение Re: Развернутый тепловой расчет ЖРД F-1
Замечание к расчету Рубашки охлаждения Ф-1:
А.Велюров принимает граничную температуру
Горячей стенки Ф-1 в 800К, тогда как
В указанном им же источнике допустимая температура указывается как 1500F-1800F:
(Из сообщения sharp89 на форуме ГА
https://glav.su/forum/1/682/messages/53 ... age5305454 ):

"Вот что он пишет в статье:
Цитата
Согласно американским данным[6] рекомендовано ограничивать верхний температурный предел стенки величиной Tст.г ≤ 800K
Лезем в источник, обозначенный цифрой [6], находим на странице 105 главу про охлаждение в трубчатой камере. И вот что там на самом деле написано про температуру стенки. "
Изображение



1500 °F - это 815 °C., а 1800F - это 982 градуса цельсия. Конечно, в техдокументации на F-1 написано , что температура стенки 975F, но предел, видимо, больше..

Возражения:
1. Предел температуры стенки обращенной к газу 982 цельсия, возможнл, характеризует прочность инконеля, но не золотого припоя.
2. На стр 110 того же источника [6] https://www.google.com/url?sa=t&source= ... TdFg7OejEk

Указано, что практический опыт показал, что температура стегки не должна превышать 1000F
"Based on experimental test results
which showed good solid carbon deposits, design
values not exceeding 10000 For 14600 R may be
permitted for gas-side tube-wall temperature."
3.Велюров рассматривает вариант, когда температура горячей стенки 1033К, при этом холодная стенка, обращеннвя к керосину, будет очень горячей и керосин не сможет ее охлаждать при заданной скорости прокачки.


Вс июн 23, 2019 10:55 pm
Профиль
Site Admin
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Вс апр 10, 2011 5:55 pm
Сообщений: 3038
Сообщение Re: Развернутый тепловой расчет ЖРД F-1
Дмитрий Кропотов писал(а):
Замечание к расчету Рубашки охлаждения Ф-1:
А.Велюров принимает граничную температуру
Горячей стенки Ф-1 в 800К, тогда как
В указанном им же источнике допустимая температура указывается как 1500F-1800F:
(Из сообщения sharp89 на форуме ГА
https://glav.su/forum/1/682/messages/53 ... age5305454 ):

"Вот что он пишет в статье:
Цитата
Согласно американским данным[6] рекомендовано ограничивать верхний температурный предел стенки величиной Tст.г ≤ 800K
Лезем в источник, обозначенный цифрой [6], находим на странице 105 главу про охлаждение в трубчатой камере. И вот что там на самом деле написано про температуру стенки. "
Изображение



1500 °F - это 815 °C., а 1800F - это 982 градуса цельсия. Конечно, в техдокументации на F-1 написано , что температура стенки 975F, но предел, видимо, больше..

Возражения:
1. Предел температуры стенки обращенной к газу 982 цельсия, возможнл, характеризует прочность инконеля, но не золотого припоя.
2. На стр 110 того же источника [6] https://www.google.com/url?sa=t&source= ... TdFg7OejEk

Указано, что практический опыт показал, что температура стегки не должна превышать 1000F
"Based on experimental test results
which showed good solid carbon deposits, design
values not exceeding 10000 For 14600 R may be
permitted for gas-side tube-wall temperature."
3.Велюров рассматривает вариант, когда температура горячей стенки 1033К, при этом холодная стенка, обращеннвя к керосину, будет очень горячей и керосин не сможет ее охлаждать при заданной скорости прокачки.


В целом согласен. С одной стороны, американцы сами ограничили лимитом Т=1000F огневую стенку.
С другой стороны, даже если бы там было 1000К, да хоть 1000С - проблема в том, что оборотная - "жидкостная" сторона стенки превысит температуру коксования керосина... :???:


Ср июл 10, 2019 1:42 am
Профиль
Показать сообщения за:  Сортировать по:  
Ответить на тему   [ Сообщений: 1003 ]  На страницу Пред.  1 ... 63, 64, 65, 66, 67

Кто сейчас на форуме

Сейчас этот форум просматривают: нет зарегистрированных пользователей и гости: 3


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