Сообщения без ответов | Активные темы Текущее время: Вт окт 15, 2019 2:29 pm



Ответить на тему  [ Сообщений: 15 ] 
 Вышел свежий компьютерный расчет двигателя F-1 !!! 
Автор Сообщение
Site Admin
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Вс апр 10, 2011 5:55 pm
Сообщений: 3062
Сообщение Вышел свежий компьютерный расчет двигателя F-1 !!!
Новая, полностью переработанная редакция Главы №13, посвящена вопросам теплового расчета F-1 и проблемам американских ЖРД с трубчатой камерой.

Читайте также:

Глава №13 часть 1. Технологический тупик http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-13.htm
Глава №13 часть 2. Расчет сажи http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-13-2.htm
Глава №13 часть 3. Карбюраторный вариант F-1 (июль 2019) http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-13-3.htm

Численный расчет охлаждения ЖРД H-1b (июль 2019г.) http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-13-H1.htm
Численный расчет охлаждения ЖРД F-1 (июль 2019г.) http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-13-F1.htm


Чт июл 25, 2019 6:58 am
Профиль
Site Admin
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Вс апр 10, 2011 5:55 pm
Сообщений: 3062
Сообщение Re: Вышел свежий компьютерный расчет двигателя F-1 !!!
Как и подавляющее большинство серийных ЖРД, двигатель F-1 построен по классической схеме двух контуров течения газа: горячее ядро и холодный пристеночный слой. Между ними по мере перемешивания возникает зона среднего по составу газа.

Впуская в сечении 10:1 «холодный» генераторный газ, по мнению американцев, мы создаем завесное охлаждения соплового насадка и усиливаем пристеночный слой.

Я не буду комментировать данную технологию, поскольку проверить ее можно только на стенде. Компьютер тут не помощник.

Скажу только, что скорость генераторного газа, богатого на сажу, в несколько раз ниже скорости основного потока в сопле, поэтому впуск большой массы «холодного» и «медленного» генераторного газа приведет к возмущению основного потока в сопле.

Некоторые авторы так описывают физическую картину на примере впуска газа в сверхзвуковую часть сопла РДТТ[34]:

«Если через отверстие в стенке сопла втекает в поток вторичная струя жидкости или газа, то часть потока отклоняется от стенки; а вверх по течению от отверстия образуется зона повышенного давления. При этом возникает боковая сила, которая складывается из реактивной силы вторичной струи и равнодействующей сил давления в области отрыва потока. Обтекание струйного препятствия в сопле сопровождается не только возникновением боковой силы, но и приростом тяги, так как сопротивление вторичной струи не передается соплу, а равнодействующая сил повышенного давления по зоне отрыва имеет осевую составляющую (боковая стенка сопла наклонена к оси РДТТ). Вторичная струя жидкости или газа воздействует на основной поток как источник массы, количества движения и энергии. Так, в плоском сверхзвуковом сопле (с выходным сечением высотой ha) воздействие вторичной струи бесконечно малой интенсивности dm приводит к повышению давления в потоке...»

Впуск «карбюраторных» газов в сопловой насадок несколько ухудшит средний удельный импульс газа, но зато повысит давление на срезе сопла, что позволит снизить потери удельного импульса у земли и немного повысить тягу на старте.

Идея заключается в том, что пристеночный слой как бы обжимает ядро потока, уменьшает его эффективное поперечное сечение и тем самым повышает статическое давление. Это важно в тех случаях, когда у земли давление на срезе сопла меньше атмосферного. Не секрет, что двигатели первой и второй ступеней ракеты «Союз» теряют по 20% тяги на старте. Простейший способ улучшить показатели − повысить (хотя бы кратковременно) давление на срезе сопла и тем самым уменьшить противодавление атмосферы.

Поэтому, главным предназначением «карбюратора» − форсирование тяги на старте и на малых высотах.

Такая конструкция заведомо имеет массу недостатков, о чем юридически выверено сообщают авторы Патента RU 2326259 (МАИ)[35]:

«Наиболее близким к предлагаемому изобретению является высотное сопло Лаваля, содержащее круглое сопло и соосно с ним установленный круглый высотный насадок, соединенные друг с другом с образованием кольцевой щели, и размещенный перед или в последней коллектор вдува дополнительного газа, имеющий выпускные трубки с установленными в нем жиклерами (см. патент США 3463402, МПК F02К 1/12, 1969). Недостатком известного сопла является недостаточно высокий средний по траектории удельный импульс двигательной установки летательного аппарата»

Очень жаль, что изобретатели патента из деликатности забыли указать − это какой такой двигатель с кольцевой щелью и коллектором вдува дополнительного газа был запатентован в США в 1969 году!? Про недостатки не спорю − все так и было! И сейчас мы это численно докажем.



Произведем численный расчет данного варианта F-1 для pо ≈ 42,9ат (Кm= 1,9) и расходе топлива через «карбюратор» ~292кг/с (Кm= 0,4)*:


Давление у форсуночной головки Pi 49,0ат
Эффективное давление в камере Pо 42,9ат
Давление на срезе сопла Pа 0,367ат

Абсолютная тяга ЖРД 4968кН 506,6тс вакуум
Абсолютная тяга ЖРД 3975кН 405,3тс у земли

Прокомментируем результаты расчета. Во-первых, избыточное количество генераторного газа (16% вместо 3% от расхода топлива) позволяет организовать схему со впуском газа через щель между охлаждаемым соплом и насадком, благодаря чему тяга F-1 на старте форсирована на 40 тонн или примерно на 11% ценой потери 4% удельного импульса.

Во-вторых, удельный импульс камеры F-1 в вакууме примерно соответствует номинальным данным об F-1, но с учетом потерь удельного импульса из-за схемы с газогенератором − общий удельный импульс F-1 на уровне I≈282с (в вакууме) оказался ниже, чем у Н-1 и других серийных двигателей того времени.

Если объективно разобраться, то за исключением абсолютной тяги 405 тонн у земли, все удельные параметры F-1 соответствуют самым первым допотопным американским ракетным двигателям начала космической эры.

В третьих, почти триста килограмм в секунду генераторных газов содержали не менее 100...120 килограмм сажи!

Вышеизложенные расчеты позволяют нам ответить на еще один часто задаваемый вопрос: почему до сих пор никто не повторил F-1 ?

Ответ абсолютно очевиден: да потому что реальный F-1 продемонстрировал столь удручающие характеристики, что он попросту никому не нужен в таком виде!

Как в известном анекдоте, F-1 оказался еще одним неуловимом ковбоем Джо в истории грандиозного космического обмана ХХ века.



Вместо 690т. тяга F-1 на старте была на 40% меньше!



Этот вывод является ключевым в дискуссии относительно реальности пилотируемых полетов на Луну при помощи ракет «Сатурн-5», оснащенных пятью двигателями F-1.

При такой стартовой тяге, масса ракеты с тяговооруженностью n = 1,19 не могла превышать mo = 5 · 405 / 1,19 ≤ 1700 тонн.



Стартовая масса ракеты «Сатурн-5» была на 1200т. меньше официальной!


Облегченная более чем на 40% ракета «Сатурн-5» никаким образом не могла отправить к Луне реальный пилотируемый корабль.

Единственное предназначение данной ракеты − запускать в космос на потеху публике примитивные беспилотные макеты для имитации космических полетов.


Чт июл 25, 2019 7:03 am
Профиль
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 8:46 pm
Сообщений: 126873
Откуда: Томск
Сообщение Re: Вышел свежий компьютерный расчет двигателя F-1 !!!
Это ближе к Истине :-o

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


Чт июл 25, 2019 5:58 pm
Профиль WWW

Зарегистрирован: Ср мар 30, 2016 4:58 pm
Сообщений: 50
Сообщение Re: Вышел свежий компьютерный расчет двигателя F-1 !!!
Велюров писал(а):
Новая, полностью переработанная редакция Главы №13, посвящена вопросам теплового расчета F-1 и проблемам американских ЖРД с трубчатой камерой.

Читайте также:

Глава №13 часть 1. Технологический тупик http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-13.htm
Глава №13 часть 2. Расчет сажи http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-13-2.htm
Глава №13 часть 3. Карбюраторный вариант F-1 (июль 2019) http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-13-3.htm

Численный расчет охлаждения ЖРД H-1b (июль 2019г.) http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-13-H1.htm
Численный расчет охлаждения ЖРД F-1 (июль 2019г.) http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-13-F1.htm


В новом варианте статьи тоже уязвимое для критики предположение о влиянии на установку пределатемпературы горячей стенки 800 к падения прочности припоя при температуре выше 560 цельсия, тогда как Наса указывает, что причина 800к - оптимальная температура для образования сажевого нагара:

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."

А прочность припоя при 560 цельсия - 18 тонн на кв.дюйм - это 2700 атм, что далеко превышает нагрузкив камере ф-1 (70 атм).


Чт июл 25, 2019 9:17 pm
Профиль
Site Admin
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Вс апр 10, 2011 5:55 pm
Сообщений: 3062
Сообщение Re: Вышел свежий компьютерный расчет двигателя F-1 !!!
Изображение
Из таблицы видно, что при Т = 650°С предел прочности (UTS) сплава примерно в 2,5 раза ниже, чем при Т = 540°С

Цитата:
Подобное кратное уменьшение предела прочности и одновременное пятикратное (!) увеличение коэффициента относительного удлинения до 10% свидетельствует о начале необратимой термической деформации припоя с последующим разрушением паяного соединения.

я думаю, что американцы допустили описку в единицах прочности - 10% коэф. отн. удлинения - это пластилин, а не металл!
во-вторых, вы не правильно переносите 70ат на усилия на шве - давление давит поперек стенки камеры, по всему диаметру, а разрыв идет по торцу - получается как бы "рычаг", который многократно усиливает нагрузку на тонкий паяный слой.
У Мишина в учебнике есть примерный расчет прочности для бака под избыточным давлением. Там все просто. Можно прикинуть.


Пт июл 26, 2019 8:57 am
Профиль
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 1:30 am
Сообщений: 624
Сообщение Re: Вышел свежий компьютерный расчет двигателя F-1 !!!
Цитата:
При такой стартовой тяге, масса ракеты с тяговооруженностью n = 1,19 не могла превышать mo = 5 · 405 / 1,19 ≤ 1700 тонн.

Хорошо, я взял эти цифры из вашего расчёта и численно их проинтегрировал для 1-й ступени.

Сатурн-5 полная сухая масса 199,780 т (если НАСА на чём-то и сэкономила, то немного)
F-1 тяга 405т
Время работы 4-х крайних двигателей 168 с (включая 8с до отрыва)
Время работы центр. двигателя 142 с
Расход горючего F-1 1800 кг/с (это с ГГ?)
Топливо S-IC 1465 т (исходя из сек расхода)
Топливо S-II 36 т (всё что сталось в запасе исходя из полного веса ракеты)
Полная масса Saturn V 1700 тонн

Момент прохождения стартовой башни в симуляции совпадает с видео: на 10с подъём ракеты 118м.

При этом на 2-ю ступень остаётся всего лишь 36 т топлива, и это 1-я нестыковка. На видео Фила Полэйша мы видели, что 2-я ступень зажглась ярким пламенем и стала уверенно уходить от старта. 36 т не представляются достаточными не только для вывода на НОО, но и даже для броска в океан на достаточное расстояние. Согласно Визитору это 3000 км.

2-я нестыковка это конечная скорость ракеты. Согласно численному интегрированию с шагом 1с, с вышеприведёнными данными, даже при чисто вертикальном взлёте ракеты (программа тангажа НАСА не представляется достоверной), конечная скорость будет около 3км/с, а ускорение доходит до 7g.

Согласно вычислениям Покровского, скорость в момент разделения не выше V <1150-1200 м/с. Эта оценка представляется завышенной, т.к. получена на основании видео НАСА.
Согласно же видео Фила Полэйша, на 107с скорость Сатурна-5 Аполлона-11 будет всего лишь 104м/с. Эта скорость - объективный факт, полученный с самой высокой степенью достоверности.

Т.о. при найденных тяге и расходе F-1 и весе ракеты 1700 тонн её полёт не будет соответствовать видео старта, ни на видео Фила, ни НАСА. Похоже, что расход и тяга реальных F-1 была сильно уменьшена после прохождения башни, чтобы позволить ракете дымить дольше и больше заправить 2-ю ступень, позволив ей улететь подальше от старта. Т.о. реальный F-1 был сильно дросселированным?

_________________
Изображение Изображение Изображение


Пт авг 09, 2019 9:54 pm
Профиль WWW
Site Admin
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Вс апр 10, 2011 5:55 pm
Сообщений: 3062
Сообщение Re: Вышел свежий компьютерный расчет двигателя F-1 !!!
Не корректный подход.
При секундном расходе 5*1,8=9т/с первой ступени пусть среднее время работы 150с имеем Мт1=1350т
вес 1 ступени был 170 тонн с учетом остатков топлива. Сухой около 138т.
При уменьшении топлива вплоне можно допустить общую массу 1-й ступени около 1500т.
Тогда остается 200 тонн на вторую и третью.
Скажем, легкая S-IVA весила около 60т. Вот вам еще ~150т на вторую ступень.
Все можно вписать. Было бы желание.

вот вам вариант с керосиновой второй ступенью и S-IVA третьей(!!!):

(отключение центрального ЖРД Ф-1 через 50сек)

1ст. Начальная перегрузка =1.19 Конечная перегрузка =2.03
2ст. Начальная перегрузка =1.62 Конечная перегрузка =4.06
3ст. Начальная перегрузка =0.95 Конечная перегрузка =3.42
4ст. Начальная перегрузка =0.64 Конечная перегрузка =2.01

ТАНДЕМНАЯ СХЕМА

Тяга 1ст у земли =19881 kH в пустоте=24849 kH (5 х Ф-1)
Тяга 2ст у земли =15905 kH в пустоте=19879 kH (4 х Ф-1)
Тяга 3ст в пустоте= 3245 kH
Тяга 4ст в пустоте= 418 kH

Время полета 1ст.=50.0 сек 2ст.=104.2 сек 3ст.=243.8 сек 4ст.=474.0 сек

Старт_масса = 1700.2 т
Масса ПН = 13.0 т
Масса ГО+САС = 0.0 т

Масса 1ст = 450.0 т Масса топл. 1ст = 450.0 т Уд.имп. 1ст = 281.7 с - 225.4 с
Масса 2ст = 900.0 т Масса топл. 2ст = 750.0 т Уд.имп. 2ст = 281.7 с - 225.4 с
Масса 3ст = 283.5 т Масса топл. 3ст = 253.5 т Уд.имп. 3ст = 318.4 с
Масса 4ст = 53.7 т Масса топл. 4ст = 45.5 т Уд.имп. 4ст = 443.9 с

Скорость относительно ц.м. Земли:
Скорость в конце 1ст.= 498 м/с На высоте= 4.2 км Дальность= 0.7 км Vхар1= 849
Скорость в конце 2ст.= 2252 м/с На высоте= 62.3 км Дальность= 60.0 км Vхар2= 2529
Скорость в конце 3cт.= 5824 м/с На высоте= 192.4 км Дальность= 790.6 км Vхар3= 4015
Скорость в конце 4cт.=10841 м/с На высоте= 164.3 км Дальность=4240.0 км Vхар4= 4986


итого можно зашвырнуть к Луне 13т. почти вес пустого орбитального Аполлона - дешевый облетный вариант типа нашего Зонда


Чт авг 22, 2019 9:37 pm
Профиль
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 1:30 am
Сообщений: 624
Сообщение Re: Вышел свежий компьютерный расчет двигателя F-1 !!!
Я исходил из ваших начальных посылок. Вес ракеты 1700т и предлагаемые вами данные по F-1. Только отключение центрального движка брал как у НАСА и сухие веса как у НАСА. Почему время отключения как у НАСА. У них есть видео, где ясно видно, когда выключается центральный двигатель, хотя это их видео и вполне может быть фейк. На видео Полэйша нельзя сказать когда отключился центральный двигатель.

Если центр. двигатель выключить через 50 сек, то у меня на 2 ступень остаётся 200 т. Думаю, этого может хватить, чтобы пролететь 3000 км и упасть в океан. При этом я, следуя НАСА, включаю двигатели F1 за 8 сек до отрыва и плавно вывожу их на гл.ступень тяги. При этом успевает сгореть 38,7 т топлива.
Велюров писал(а):
Все можно вписать. Было бы желание.

Это так, всё, конечно, можно подогнать, но в предлагаемом вами раскладе ракета всё равно летит быстрее, чем на видео Фила Полэйша. Все предлагаемые расклады должны согласовываться с реальностью. А она такова: на 107с скорость Сатурна-5 Аполлона-11 будет всего лишь 104м/с и высота над Землёй около 8км и при этом его траектория не совпадает с данными НАСА. Солнце нигде не находится рядом с ракетой.

_________________
Изображение Изображение Изображение


Чт авг 22, 2019 11:51 pm
Профиль WWW
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 8:46 pm
Сообщений: 126873
Откуда: Томск
Сообщение Re: Вышел свежий компьютерный расчет двигателя F-1 !!!
Велюров писал(а):
Не корректный подход.
При секундном расходе 5*1,8=9т/с первой ступени пусть среднее время работы 150с имеем Мт1=1350т
вес 1 ступени был 170 тонн с учетом остатков топлива. Сухой около 138т.
При уменьшении топлива вплоне можно допустить общую массу 1-й ступени около 1500т.
Тогда остается 200 тонн на вторую и третью.
Скажем, легкая S-IVA весила около 60т. Вот вам еще ~150т на вторую ступень.
Все можно вписать. Было бы желание.
вот вам вариант с керосиновой второй ступенью и S-IVA третьей(!!!):
(отключение центрального ЖРД Ф-1 через 50сек)

....
итого можно зашвырнуть к Луне 13т. почти вес пустого орбитального Аполлона - дешевый облетный вариант типа нашего Зонда

Не было никаких КЕРОСИНОВЫХ И ВОДОРОДНЫХ ВТОРОЙ И ТРЕТЬЕЙ СТУПЕНИ! :D
После таких "взрывов" их там ВООБЩЕ НЕ БЫЛО!
Изображение
Изображение
Первая картинка это кадры реальной трансляции слева две, а справа кадр с подправленной "трансляции" где использованы кадры с другой миссии. Съемки с самолета НАСА их правили, там было много чего нехорошего. Но БАБАХ ФИКСИРОВАЛСЯ И ПРИ САТУРНЕ 5 И ПРИ САТУРНЕ 1В :D :D :D

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


Пт авг 23, 2019 3:59 am
Профиль WWW

Зарегистрирован: Ср мар 30, 2016 4:58 pm
Сообщений: 50
Сообщение Re: Вышел свежий компьютерный расчет двигателя F-1 !!!
Перегрев, помимо упований на шероховатость, все ссылается на картинку Figure 1 ( p 12) в книге
https://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi ... 022965.pdf
на которой приведен вид в разрезе трубок рубашки охлаждения в типичных американских двигателях (см вложение):
В критике трубки в разрезе -круглые, а не овальные, как у Велюрова:
[img]
http://www.free-inform.ru/pepelaz/13-T-Formula.jpg
[/img]
Какие аргументы в пользу перегрева:
1.Гидравлическое сопротивление в тракте охлаждения F-1 в расчете Велюрова (с овальными трубками) ниже, чем в документации НАСА. По мнению Велюрова - причина - прокачка 100%, а не 70% керосина в тракте, чтобы замаскировать карбюраторный впрыска, по мнению перегрева - увеличение сопротивления в критике из-за круглого сечения трубок и достаточности потока охладителя

Какие аргументы в пользу версии Велюрова? :
1. В разрезе трубок двигателя H-1b, который является прародителем F-1 - трубки в критике овальной формы
2. на странице p13 того же талмуда НАСА указано, что, хотя на рисунке указано круглое сечение трубок , чаще используется овальное сечение:
Round cross-sections are shown in figure l(a), although oval shapes have been used extensively.
3.Численный расчет тепловой нагрузки в камере F-1 показывает, что критика совсем немного отличается по нагрузке от цилиндрической части КС, соответственно, трубки большого сечения в цилиндрической части также не дадут возможности достаточного теплосъема
4.объяснение черного выхлопа двигателя впрыском 30% керосина в сопловый насадок

Можно ли предложить аргумент, который отвергал бы возможность версии перегрева?
Хорошо бы посмотреть трубки F-1 в критике в разрезе :) С болгаркой чтоль в США съездить?


Вс сен 22, 2019 2:55 pm
Профиль
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 8:46 pm
Сообщений: 126873
Откуда: Томск
Сообщение Re: Вышел свежий компьютерный расчет двигателя F-1 !!!
Когда же угомониться воронежский алкоголик, пропивший последние способности к простейшему логическому мышлению! Все предельно просто: ВЕЛЮРОВ НЕ ЯВЛЯЕТСЯ АВТОРОМ МЕТОДИКИ И ПРОГРАММ РАСЧЕТА ТЕПЛОВОГО ПОТОКА ПО ПЛОЩАДИ! Претензии ему надо выдвигать к авторам учебника ЖРД (Военмех-1970), к автору программы хохлу Прокопенко, к создателю программы ТЕРРА "узбеку" Трусову и аналогичным авторам которые описывают методику расчета - ВЕЗДЕ ОДНО И ТОЖЕ!
Нет в этой методике упоминаний шероховатости стенок или трубки или листа в системе охлаждения. Хоть он тресни этот дурачок, но НЕ УЧИТЫВАЮТ ПАРАМЕТР ШЕРОХОВАТОСТИ, ПЕРЕЧИСЛЕННЫЕ АВТОРЫ!
Этот слабоумный бывший полковник даже не понимает о каком собственно расчете идет речь!!!
Есть четкая методика,опробованная и проверенная. Велюрова можно обвинить только в том, что он использовал ложные величины, неправильные параметры. Сослаться на ошибки технических писателей НАСА можно...НО ОБВИНЯТЬ В ТОМ,ЧТО ВЕЛЮРОВ ПРИМЕНЯЕТ ЛОЖНУЮ МЕТОДИКУ,ЛОЖНЫЕ ПРОГРАММЫ (ТЕРРА И ПРО) НЕВОЗМОЖНО!!!
Воронежский дурачок никак не угомониться и приплел и шероховатость и сопротивление и пр пр пр. Он И Д И ОТ не понимает о каком расчете, о какой методике идет речь от слова ВООБЩЕ!!!

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


Пн сен 23, 2019 7:32 pm
Профиль WWW

Зарегистрирован: Ср мар 30, 2016 4:58 pm
Сообщений: 50
Сообщение Re: Вышел свежий компьютерный расчет двигателя F-1 !!!
Перегрев считает, что нашел ошибку в проверочном расчете Велюрова по РД-107, температура стенки не 750К, а 830С

https://glav.su/forum/1/682/messages/53 ... age5398528


Вт окт 01, 2019 8:38 pm
Профиль
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 8:46 pm
Сообщений: 126873
Откуда: Томск
Сообщение Re: Вышел свежий компьютерный расчет двигателя F-1 !!!
Дмитрий Кропотов писал(а):
Перегрев считает, что нашел ошибку в проверочном расчете Велюрова по РД-107, температура стенки не 750К, а 830С

https://glav.su/forum/1/682/messages/53 ... age5398528

Речь идет о расчете удельного теплового потока по площади для ЖРД H-1, F-1
Никаких ошибок этот воронежский алкоголик найти не смог!

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


Вт окт 01, 2019 9:46 pm
Профиль WWW
Site Admin
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Вс апр 10, 2011 5:55 pm
Сообщений: 3062
Сообщение Re: Вышел свежий компьютерный расчет двигателя F-1 !!!
Дмитрий Кропотов писал(а):
Перегрев считает, что нашел ошибку в проверочном расчете Велюрова по РД-107, температура стенки не 750К, а 830С

https://glav.su/forum/1/682/messages/53 ... age5398528

За то, что он обнаружил описку - нужно объявить Перегреву благодарность. Очевидно, что 15,9МВт это относится к РД-107 и просто не было изменено на соответствующую цифру для РД-170
что же касается графика, то Перегреву нужно объявить дважды благодарность, ибо он подтверждает мои цифры :D

обратите внимание:

Изображение

температура стенки Тг.ст. для РД-170 равна.... 500С или 773К
Я написал примерно 750К... округлил исходя из некоторых соображений. Спор о 2% разницы :D


Вт окт 01, 2019 11:22 pm
Профиль
Site Admin
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Вс апр 10, 2011 5:55 pm
Сообщений: 3062
Сообщение Re: Вышел свежий компьютерный расчет двигателя F-1 !!!
Специально для Перегрева комментарий на http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-13-2.htm

Здесь необходимо сказать несколько слов о применении в камерах РД-170 теплозащитного покрытия и учете данного фактора для теплового расчета.

Камера РД-170 состоит из двух оболочек − бронзовой БрХ0,8 и стальной 12Х18Н10Т, которые сочленяются в сечении №23/24.

Максимальная температура бронзовой стенки в критическом сечении №15 достигает примерно 500°С или 773К.

Температура тонкого теплозащитного покрытия в критическом сечении несколько выше − примерно 830°С или 1100К.

При этом мы должны иметь в виду вот что. Теплозащитное покрытие из теплоизоляционных керамических материалов (на основе диоксида циркония ZrO2 и т.п.) само по себе не осуществляет функцию охлаждения чего бы то ни было. Оно просто повышает тепловое сопротивление стенки[14]:

Вложение:
13-ТЗП-1.jpg
13-ТЗП-1.jpg [ 468.94 KiB | Просмотров: 161 ]


С другой стороны, когда мы брали для расчетов в качестве модельного двигателя РД-107, то неявным образом учитывали, что камера РД-107 тоже имеет теплозащитное покрытие (ТЗП), только не искусственное, а естественное, и называется оно − нагар (сажа). Этот эффект давно описан в специальной литературе[20]:

Вложение:
13-ТЗП-2.jpg
13-ТЗП-2.jpg [ 442.35 KiB | Просмотров: 161 ]


Я ведь не зря допустил оговорку, вводя понятие эквивалентного пристеночного слоя. Повторюсь еще раз: это не значит, что в реальности состав газа именно таков. Просто свойства реального пристеночного слоя, в т.ч. с учетом естественного ТЗП (нагар) либо искусственного ТЗП (керамика), будут эквивалентны нашему эффективному пристеночному слою.

Когда выше мы описывали параметры такого эффективного слоя применительно к РД-107, то уже подразумевали учет влияния нагара на огневой стенке для теплообмена.

Понятно, что температура сажевого слоя была существенно выше тех номинальных 380...400°С огневой стенки для РД-107, которые брались для расчета.

Поскольку данный метод носит прикидочный характер для оценок с технической точностью, то мы позволим себе повторить все те же самые рассуждения и для РД-170.

Пристеночный слой при том же Km ≈ 1,2 для керосина РГ-1 дает приблизительно Т * ≈ 1820К
...

Тогда общий максимальный тепловой поток для РД-170 составит:

Qк + Qл ≈ 47,5 + 1,5 ≈ 49 МВт/м²


Ср окт 02, 2019 12:50 am
Профиль
Показать сообщения за:  Сортировать по:  
Ответить на тему   [ Сообщений: 15 ] 

Кто сейчас на форуме

Сейчас этот форум просматривают: нет зарегистрированных пользователей и гости: 1


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