Сообщения без ответов | Активные темы Текущее время: Ср янв 23, 2019 4:55 pm



Ответить на тему  [ Сообщений: 4608 ]  На страницу Пред.  1 ... 304, 305, 306, 307, 308  След.
 Большой космический обман США 
Автор Сообщение
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 8:46 pm
Сообщений: 124622
Откуда: Томск
Сообщение Re: Большой космический обман США
http://www.free-inform.com/pepelaz/pepelaz-13.htm
Велюров сразу же обратил внимание на сложность системы охлаждения в мифическом ЖРД Фи1:
"Технологический тупик
В отличие от советских ракетных двигателей, которые изготовляются из двух скрепленных листовых оболочек (наружной и огневой), между которыми по ребристым каналам (фрезерованным канавкам либо гофрированным вставкам) протекает жидкостное охлаждение одним из компонентов (обычно горючим, реже окислителем), большинство американских ЖРД прошлого века представляют собой набор из нескольких сотен тонких стальных трубок, которые путем пайки и силовых бандажей скреплялись между собой, образуя профилированную форму камеры и сопла ЖРД. Обычно использовался четный набор трубок: по одним (аверсным) охладитель прокачивался сверху вниз – от головки до среза сопла, а по другим (реверсным) наоборот – снизу вверх, от среза сопла к форсуночной головке.
Изучение ранних моделей американских ЖРД на топливной паре керосин-кислород приводят нас к интересному наблюдению (соотношение компонентов дано для камеры, без учета ТНА)"
Действительно советские конструкторы пошли по пути наименьшего сопротивления и не стали городить "огород" из большого числа трубок, сложных в изготовлении и еще более сложных процессов в креплении этих трубок в камере сгорания двигателя.
Американцы пошли по пути создания максимального количества различного рода конструкторских и технологических проблем. Это и сложность заготовления таких трубок, выбор выбор жаростойкого материала, проблемы , связанные с установкой этих трубок внутри КС, систему насосов и продвижения охлаждающей жидкости сначала сверху вниз, потом наоборот. Как в известной, советской комедии: "Дитям мороженное, бабе цветы! Смотри не перепутай!"
Знакомая затратная система, когда в конструкцию вносятся принцип усложнения, а не упрощения. Цель усложнения конструкции освоение финансовых вливаний с последующим требованием дополнительного финансирования для окончания изготовления и оформления конструкции. Проще говоря, цель очень простая: "срубить побольше бабла ", как можно больше заработать на этом процессе!
В процессе развития каких-то технологий, как правило, при наличии в основе технологии, конструкции одного и того же принципа изготовления, происходит постепенное улучшение параметров, характеристик и не наблюдается резких скачков . Но в случае с ЖРД F-1 этот принцип вдруг претерпел резкое изменение.
Автор обратил внимание на удивительный скачок в величине тяги , в семь раз, при этом давление в камере сгорания повысилось приблизительно на 50 % от величины давления в КС других американских ЖРД, предшествующих этому "чуду" американской технологии, степень расширения увеличилась в два раза, Соотношение компонентов, mок/mгор, массы окислителя к массе горючего изменилось незначительно. И вдруг такой скачок по тяге, отмеченный Велюровым:
Изображение
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.
По сути, все американские ЖРД того времени были очень похожи друг на друга по причине одинаковой технологии изготовления "
Не нужно быть специалистом в области ракетостроения и создания ЖРД, чтобы понять необычность такого увеличения тяги двигателя при относительно небольшим изменении параметров давления в КС. Да и само достижение увеличения давления в КС до 6.7 МПа, а по сведениям писак Википедии до 7 MPa (69.1 атм.).
Но видимо сведения НАСА из следующего источника более надежные:
https://history.msfc.nasa.gov/saturn_apollo/documents/F-1_Engine.pdf
Изображение
Велюров сначала исследует конструкцию американского ЖРД Н-1
Велюров рассматривая конструкцию ЖРД Н-1, указывает , что трубки охлаждения выполнены из стали:
Изображение
Камера ЖРД Н-1 представляет собой[10] 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)."
Пайка вещь ненадежная, особенно, если температура газа в камере сгорания и в сопле Ловаля, если верить информации из НАСА, достигала 5970* по Фаренгейту, 3298,89*С. Но судя по тому, что этот двигатель Н-1 используют до сих пор, под другим названием, эта конструкция оказалась относительно надежной.
Автор показал вполне наглядно, что модификации американского ЖРД , например, LR-87 даже при увеличении давления в КС в полтора раза, увеличения тяги в семь раз практически невозможно:
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."
Из этой же таблицы наблюдается рост тяги с 1096,8 кН до 1218,8 кН ( Соотношение 1.11) давление в КС тоже увеличивается с 5,4 МПа до 5,91 МПа. ( Соотношение 1.09) Зависимость между этими параметрами: давлением в КС и тягой практически прямо пропорциональная. Давление в КС выросло в 1.09 раза, тяга увеличилась в 1.11 раза!
Никаких чудес, никаких скачков тяги в несколько раз!

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


Пт янв 04, 2019 5:47 pm
Профиль WWW
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 8:46 pm
Сообщений: 124622
Откуда: Томск
Сообщение Re: Большой космический обман США
http://www.free-inform.com/pepelaz/pepelaz-13.htm
Велюров сразу же обратил внимание на сложность системы охлаждения в мифическом ЖРД Фи1:
"Технологический тупик
В отличие от советских ракетных двигателей, которые изготовляются из двух скрепленных листовых оболочек (наружной и огневой), между которыми по ребристым каналам (фрезерованным канавкам либо гофрированным вставкам) протекает жидкостное охлаждение одним из компонентов (обычно горючим, реже окислителем), большинство американских ЖРД прошлого века представляют собой набор из нескольких сотен тонких стальных трубок, которые путем пайки и силовых бандажей скреплялись между собой, образуя профилированную форму камеры и сопла ЖРД. Обычно использовался четный набор трубок: по одним (аверсным) охладитель прокачивался сверху вниз – от головки до среза сопла, а по другим (реверсным) наоборот – снизу вверх, от среза сопла к форсуночной головке.
Изучение ранних моделей американских ЖРД на топливной паре керосин-кислород приводят нас к интересному наблюдению (соотношение компонентов дано для камеры, без учета ТНА)"
Действительно советские конструкторы пошли по пути наименьшего сопротивления и не стали городить "огород" из большого числа трубок, сложных в изготовлении и еще более сложных процессов в креплении этих трубок в камере сгорания двигателя.
Американцы пошли по пути создания максимального количества различного рода конструкторских и технологических проблем. Это и сложность заготовления таких трубок, выбор выбор жаростойкого материала, проблемы , связанные с установкой этих трубок внутри КС, систему насосов и продвижения охлаждающей жидкости сначала сверху вниз, потом наоборот. Как в известной, советской комедии: "Дитям мороженное, бабе цветы! Смотри не перепутай!"
Знакомая затратная система, когда в конструкцию вносятся принцип усложнения, а не упрощения. Цель усложнения конструкции освоение финансовых вливаний с последующим требованием дополнительного финансирования для окончания изготовления и оформления конструкции. Проще говоря, цель очень простая: "срубить побольше бабла ", как можно больше заработать на этом процессе!
В процессе развития каких-то технологий, как правило, при наличии в основе технологии, конструкции одного и того же принципа изготовления, происходит постепенное улучшение параметров, характеристик и не наблюдается резких скачков . Но в случае с ЖРД F-1 этот принцип вдруг претерпел резкое изменение.
Автор обратил внимание на удивительный скачок в величине тяги , в семь раз, при этом давление в камере сгорания повысилось приблизительно на 50 % от величины давления в КС других американских ЖРД, предшествующих этому "чуду" американской технологии, степень расширения увеличилась в два раза, Соотношение компонентов, mок/mгор, массы окислителя к массе горючего изменилось незначительно. И вдруг такой скачок по тяге, отмеченный Велюровым:
Изображение
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.
По сути, все американские ЖРД того времени были очень похожи друг на друга по причине одинаковой технологии изготовления "
Не нужно быть специалистом в области ракетостроения и создания ЖРД, чтобы понять необычность такого увеличения тяги двигателя при относительно небольшим изменении параметров давления в КС. Да и само достижение увеличения давления в КС до 6.7 МПа, а по сведениям писак Википедии до 7 MPa (69.1 атм.).
Но видимо сведения НАСА из следующего источника более надежные:
https://history.msfc.nasa.gov/saturn_apollo/documents/F-1_Engine.pdf
Изображение
Велюров сначала исследует конструкцию американского ЖРД Н-1
Велюров рассматривая конструкцию ЖРД Н-1, указывает , что трубки охлаждения выполнены из стали:
Изображение
Камера ЖРД Н-1 представляет собой[10] 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)."
Пайка вещь ненадежная, особенно, если температура газа в камере сгорания и в сопле Ловаля, если верить информации из НАСА, достигала 5970* по Фаренгейту, 3298,89*С. Но судя по тому, что этот двигатель Н-1 используют до сих пор, под другим названием, эта конструкция оказалась относительно надежной.
Автор показал вполне наглядно, что модификации американского ЖРД , например, LR-87 даже при увеличении давления в КС в полтора раза, увеличения тяги в семь раз практически невозможно:
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."
Из этой же таблицы наблюдается рост тяги с 1096,8 кН до 1218,8 кН ( Соотношение 1.11) давление в КС тоже увеличивается с 5,4 МПа до 5,91 МПа. ( Соотношение 1.09) Зависимость между этими параметрами: давлением в КС и тягой практически прямо пропорциональная. Давление в КС выросло в 1.09 раза, тяга увеличилась в 1.11 раза!
Никаких чудес, никаких скачков тяги в несколько раз!

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


Пт янв 04, 2019 5:47 pm
Профиль WWW
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 8:46 pm
Сообщений: 124622
Откуда: Томск
Сообщение Re: Большой космический обман США
http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-13.htm
Велюров. как человек, которые разбирается в тонкостях конструкции реального ЖРД обратил внимание, что керосин, который якобы использовали американцы в системе охлаждения поверхности ЖРД , как охладитель не лучший вариант, а точнее, самый худший из всех возможных:
"Интересный факт: путем замены керосина на аэрозин в двигателе LR-87 удалось поднять давление почти в полтора раза - с 4Мпа до 5,9МПа 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 Т=50ºС[7]:
Изображение
При Т=50ºС аэрозин и 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. "
( 7. «Основы теории и расчета ЖРД», том 2, под ред. В.М. Кудрявцева, 1993г. )
Велюров не нашел аналогичных случаю ЖРД F-1, когда давление в камере сгорания двигателя превысило бы значение 5 МПа:
"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 4,5 МПа (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»."
Это вполне ожидаемо. Припайка труб к стенкам камеры сгорания, где аномальные температуры и высокое давление, само по себе рискованное конструкторское решение и предел прочности такой система припоя должен быть. Практика показывает, что предел по давлению 5 МПа.
Действительно, если бы американцы могли на основе трубчатой технологии, создать ЖРД с большим давлением в камере сгорания, они бы сейчас не покупали российские двигатели.
Использовать технологии с заменой трубок двойными, сплошными металлическими листами, с промежутком между листами для охладителя, что проще и гораздо надежнее "трубчатой системы", американцы не могут до сих пор. При этом американцы имеют в своем распоряжении и сам экземпляр российского ЖРД, и документацию, и даже разрешение на производство такого двигателя у себя в США . Предатели из 90-х якобы такое разрешение, лицензию на производство представили своим американским хозяевам. В США перебежало много специалистов из СССР-России, у которых были знания и опыт по созданию ЖРД. Ничего из перечисленного не помогло американцам создать свой мощный, реальный ЖРД даже для пилотируемых полетов на низкую опорную орбиту. Про полеты на Луну и речи быть не может!
И конечно же, нет никаких сомнений, что американские обманщики в любой момент могут послать куда подальше международное право, юридические формальности, авторские права и прочие буржуазные мелочи , и делать то, что им взбредет в голову. Договоры, подписанные американскими лгунами, не стоят даже той бумаги, на которой они напечатаны.
При таком наборе благоприятных для США моментов, американские специалисты не могут создать ничего нового, не могут скопировать советские старые ЖРД и топчутся на одном месте десятилетиям. Причина очень простая: ужасающая система так называемого "американского образования", а точнее оболванивания, не может подготовить грамотных инженеров, конструкторов, технологов, грамотных управленцев и администраторов в сфере ракетостроения и создания ЖРД, которые бы смогли решить эту задачу. В США нет системы концентрации под эгидой государства организации такого рода производства. Частная компания преследует свои коммерческие интересы и успешно пилит американский бюджет, не особо озадачиваясь реальными попытками создания реального ЖРД. Здесь принцип простой: побольше выкачать из бюджета США денег. Да и еще один принцип "развитого капитализма": После нас хоть потоп!
Отсюда и усложнение конструкции, ибо чем сложнее, тем дороже!
Автор показал на примере параметров советских ЖРД, родом из 50-х, что аналогичные предел для давления в КС существовал и у конструкторов двигателей в СССР:
"Здесь будет уместно сделать еще одно отступление и рассказать об аналогичной ситуации с параметрами советских ЖРД[4]:
Изображение
Не смотря на разницу в размерах и параметрах, предельное давление в камере проектировалось не более 60 кгс/см² - одинаковое для всех, исходя из возможностей хромо-бронзовой листовой камеры и сопла.
Причиной того, что РД-110, РД-105/106 так и не пошли в серию, были ВЧ неустойчивости при выходе на главную ступень тяги.
Таким образом, предел для советских камер рк ≤ 60 кгс/см² был обусловлен именно вопросами теплового баланса, а не чем-то еще."
Это утверждение автора невозможно оспорить и подвергнуть сомнению. Все предельно понятно, эффективная система охлаждения стенок ЖРД с меньшим расходом охладителя (керосина или аналогичных жидкостей) , позволяет работать при больших температурах газа, при большом давлении в камере сгорания, отсюда же выше удельный импульс
Велюров приводит пример на сравнении параметров РД-107 и РД-108:
"Приведу один пример - двигатели РД-107 и РД-108. Давление в камере первого существенно выше (5,85 МПа) чем в камере второго (5,1 МПа). Поэтому в РД-108 меньше тепловые потоки, поэтому меньше расход керосина на пристеночное охлаждение, как результат - выше удельный импульс.
Когда В. П. Глушко параллельно с керосиновыми РД-107/108 создавал в 1958-1960 г.г. новый двигатель для боевых ракет Р-14 на высококипящих компонентах (НДМГ + АК-27И), - рабочее давление в камере сгорания у данного агрегата было принято равным... 75 кгс/см²!
Иными словами, и в СССР, и в США наблюдалась одинаковая тенденция - замена керосина на соединения гидразина позволяло увеличить давление в камере на 25-30% по сравнению с базовым уровнем (керосин), который в США был на ~30% ниже советского."
Для справки: Удельный импульс ракетного двигателя, показатель эффективности ракетного двигателя; идентичен удельной тяге
Большая советская энциклопедия https://dic.academic.ru/dic.nsf/bse/142423
Удельный импульс тяги ракетного двигателя отношение тяги ракетного двигателя к секундному массовому расходу рабочего тела (производная от импульса тяги по расходуемой массе в данном интервале времени). Выражается в Н(·)с/кг = м/с … Энциклопедия техники
https://dic.academic.ru/dic.nsf/enc_tech/3712

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


Пт янв 04, 2019 5:49 pm
Профиль WWW
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 8:46 pm
Сообщений: 124622
Откуда: Томск
Сообщение Re: Большой космический обман США
http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-13.htm
Велюров в своей публикации предоставляет читателям возможность в очень доступном и популярном виде ознакомиться с общими понятиями теории теплообмена в ЖРД, и обосновывает на основании этого свое утверждение о том, что для трубчатой конструкции ЖРД НАСА предел давления будет величина 50 кгс/см² = 4.9 МПа:
"У некоторых скептически настроенных читателей, возможно, возник вопрос: на чем основаны столь категоричные утверждения?
Видимо, потребуются более веские аргументы. Ну, что ж, извольте.
Элементы теории теплообмена в ЖРД
Для начала рассмотрим физическую картину процесса теплообмена в ЖРД[15]:
Изображение
Проще говоря, если нет охладителя, если нет передачи тепла через стенку охладителю , посредством теплопроводности и конвекции, удельный тепловой поток по площади начинает расти, отсюда проблемы с расходом топлива , с перегревом всей конструкции, и далее по цепочке проблемы с давлением в КС, с тягой, с удельным импульсом.
Охладитель протекая в полости охлаждения , как бы забирает излишки тепла от стенок ЖРД.
Автор , ссылаясь на источники информации, которые не вызывают сомнения, подчеркивает, что главным моментом в распределении и величины суммарного удельного теплового потока является конвекция. Основное охлаждение стенок ЖРД достигается не с помощью излучения покрытиями стенками, а с помощью движения охладителя в полости охлаждения:
"При этом часто вводят следующее упрощение[14]:
Изображение
Данное упрощение является вполне допустимым, если учесть, что доля лучистого теплового потока в большинстве случаев мала по сравнению с конвективным тепловым потоком[7]:
Изображение
Дополним этот тезис следующей иллюстрацией[7]:
Изображение
Изображение
Главная роль в процессе охлаждения стенок ЖРД играет не излучение, а конвекция, движение охладителя в полости охлаждения.
Естественно, любая задержка по скорости потока охладителя ведет к росту температуры стенок ЖРД .
Автору , наверное не доставало в этой части публикации, информации о том, где наименьшее сопротивление движению охладителя : в многочисленных трубках американского ЖРД или в полости охлаждения, сделанного из двух листов?
Не сложно разобраться в этой проблеме прочитав материал о самых общих закономерностях движения жидкости по трубам, потери напора по длине потока, о влиянии на движение жидкости шероховатости:
https://studopedia.ru/8_158762_dvizhenie-zhidkostey-po-trubam.html
Движение жидкостей по трубам
"Потери напора на трение по длине трубы определяют по формуле:
Изображение
где — Изображение коэффициент трения; l — длина трубы; d — ее диаметр: v2/(2g) — скоростной напор.
Изображение
Очевидно, что чем больше длина трубы /, тем значительнее затраты энергии (напора) на преодоление трения. И наоборот, с увеличением диаметра трубы d затраты энергии уменьшаются, так как поверхность трения становится относительно меньше."
Другими словами, если убрать боковые стенки трубок, превратив конструкцию в промежуток охлаждения, состоящей только из двух металлических листов, то затраты энергии уменьшаются, так как поверхность трения жидкости о материал промежутка охлаждения становится меньше.
Так что логичное решение по созданию промежутка охлаждения из двух листов советских конструкторов было лучшим вариантом, чем решение по созданию трубчатой конструкции охлаждения американских специалистов, которые не послушали прохвоста Кеннеди и не учили Физику слишком тщательно.
Сразу надо вспомнить о шероховатости труб и ее влиянии на движение жидкости в трубах. Оппоненты Велюрова доказывали, что в конструкции американских специалистов в трубках охлаждения присутствовала шероховатость, которая типа увеличивала площадь охлаждения и способствовала уменьшению удельного теплого потока.
Эта глупость опровергается общими знаниями о влиянии шероховатости на движение жидкости в трубах. В очень доступной и популярной форме это описано, например, здесь, аналогичное изложение информации по этой теме в других источниках ничем не отличается от этого:
https://studopedia.ru/8_158762_dvizhenie-zhidkostey-po-trubam.html
"Влияние шероховатости на величину потерь напора обусловлено образованием вихрей на выступах неровностей трубы, что требует затрат некоторой доли энергии потока. Различают абсолютную и относительную шероховатость.
Абсолютная шероховатость (е) — это высота выступов неровностей на стенках трубы. Она зависит от материала и способа изготовления трубы.
Относительная шероховатость — это отношение абсолютной шероховатости к диаметру трубы (e/d). При определении коэффициента трения обычно используют обратную величину — характеристику шероховатости (d/e).
При увеличении шероховатости возрастает число вихрей и повышаются потери напора. Например, потери напора в чугунной трубе больше, чем в стеклянной, при прочих равных условиях."
Оспаривать эту информацию бессмысленно, ее прекрасно знает любой сантехник, не говоря уже о специалистах по созданию ЖРД.
Все предельно понятно, при увеличении шероховатости возрастает число вихрей в жидкости и потери напора становятся больше. Скорость движения охладителя , в нашем случае, в промежутке охлаждения уменьшается и как результат идет перегрев всей конструкции. Охлаждение при падении скорости охладителя становится хуже.
Создание в трубах охлаждение искусственной шероховатости для улучшения теплообмена это очевидная глупость, до которой даже американские обманщики не додумались!

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


Сб янв 05, 2019 4:52 am
Профиль WWW
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 8:46 pm
Сообщений: 124622
Откуда: Томск
Сообщение Re: Большой космический обман США
http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-13.htm
Велюров прежде чем исследовать недостатки трубчатой системы охлаждения в американских ЖРД кратко остановился на общих положениях теории теплопередачи и охлаждения стенок ЖРД в момент их работы:
"Далее, процесс теплопроводности через металлическую стенку камеры описывается следующим образом[15]:
Изображение
Наконец, от стенки металла тепло передается жидкому охладителю[15]:
Изображение
Таким образом, мы имеем три звена теплопередачи: газ → стенка → жидкость
Очевидно, что тепловой поток от газа на стенку, через стенку и от стенки в жидкость должен совпадать и быть равен полному потоку:
qг = qст = qж = qΣ
Несмотря на разную природу процессов теплообмена, для каждого звена можно записать тепловой поток по единой форме Ньютона:
qΣ = α'г ∙ ( Tг − Tст.г )
qΣ = αст ∙ ( Tст.г − Tст.ж )
qΣ = αж ∙ ( Tст.ж − Tж ) "
Автор на самом деле имеет ввиду не общий тепловой поток, а удельный тепловой поток, отнесенный к площади поверхности тела; поверхностную плотность теплового потока (обозначают: q, Вт/м2)
"Теперь нам остается только найти коэффициенты α для каждого вида теплообмена. Самый простой вид будет иметь αст[14]:
https://pp.userapi.com/c849020/v849020487/f88be/eG18BjymqYI.jpg
Коэффициент αж определяется из критериальной формулы Нуссельта-Крауссольда[7]:
Изображение
Изображение
Помимо всего вышесказанного, необходимо учесть еще два фактора - коэффициент оребрения и степень кривизны трубок в критическом сечении. Для чего воспользуемся следующей методикой[15]:
Изображение
Изображение
Изображение
Кривизну трубок оценим по Михееву[24]:
Изображение
К вопросу нахождения третьего коэффициента αг мы вернемся немного позднее. А пока давайте применим теорию на практике и попробуем выяснить, почему американские стальные трубчатые камеры проигрывали советским камерам канального типа".
Для справки :
https://vseprotruby.ru/otoplenie/orebrennye-truby.html
"Трубы с металлическими ребрами были изобретены с целью увеличения площади наружной поверхности. Такая конструкция позволяет повысить теплопередачу в 1,5 раза. Эти изделия применяются в областях, где необходим быстрый теплообмен между жидкостью в трубе и окружающей средой.
http://www.ural-mep.ru/trubi-teploobmennie-dlya-teploobmennikov/orebrenie-trub-teploobmennikov.html
"Интенсивность теплообмена, т.е. какое количество теплоты "поглощается" или отдается в единицу времени зависит от площади теплообменной поверхности. Соответственно, чем она больше, тем больше теплоты принимается. Вот для этого трубка и оребряется. Для того, чтобы многократно увеличить площадь поверхности теплообмена."
При этом не нужно путать оребрение с шероховатостью. Оребренные трубы выглядят так:
Изображение
https://studfiles.net/preview/5789209/page:5/
Коэффициент оребрения это отношение Fребрм2- — оребренной поверхности (с учетом простенков между ребрами) к Fглм2— соответствующей гладкой поверхности (поверхность несущей трубы с диаметромd2)
b= Fребрм2/Fглм2
В критическом сечении трубы, уложенные на стенки ЖРД, имеют одну кривизну, в камере сгорания другую.
Автор обосновано полагает, что здесь возникают главные проблемы американских ЖРД при пайки самих труб к поверхности камеры сгорания и сопла и к пайке при изготовления самих труб и креплении между собой. :
"О недостатках американских трубчатых камер ЖРД
В теории любой транспортной системы известно, что максимальная пропускная способность определяется в самом узком месте, в самом слабом звене транспортировки. Самым узким местом американских ЖРД является технология пайки камер из стальных трубок."
Решение это, как говорилось раньше не раз принято по принципу: Дурно...но зато по своему!

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


Вс янв 06, 2019 7:16 am
Профиль WWW
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 8:46 pm
Сообщений: 124622
Откуда: Томск
Сообщение Re: Большой космический обман США
http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-13.htm
Велюров на основании данных технических писателей НАСА показал главную проблему американских ЖРД - верхний температурный предел стенки трубок охлаждения, которые покрывали камеру сгорания и сопло американских ЖРД не более 800*К ( 527*С) ! В это же время максимальная температура стальной стенки для советских ЖРД аналогичного плана достигала 1100 К (827*С).
Соответственно , автор эту цифру указал, в камере сгорания советских-российских ЖРД допускается давление 65 кгс/см² (6.4 МПа) :
Дальнейшие расчеты будем строить на примере стальной трубчатой камеры ЖРД Н-1b[10].
Изображение
Стенка охлаждающей трубки имеет разную температуру с огневой стороны и со стороны жидкости, иначе без градиента температур нет передачи тепла теплопроводностью. Изотермическая трубка тепло не передает.
Обозначим температуру стенки трубки со стороны газа Tст.г и со стороны жидкого охладителя Tст.ж
Тепловой поток, который передается теплопроводностью: qΣ = αст ∙ ( Tст.г − Tст.ж )
Оценим температурный градиент ΔTст = ( Tст.г − Tст.ж )
Температура стенки со стороны газа Tст.г является верхним эксплуатационным пределом жаропрочности камеры ЖРД.
Согласно американским данным[6] рекомендовано ограничивать верхний температурный предел стенки величиной Tст.г ≤ 800 К
В тоже самое время, у Добровольского[15] подробно разобран очень хороший учебный пример теплового расчета ЖРД из нержавеющей стали при давлении в камере 65 кгс/см², где максимальная температура стальной стенки до Tст.г ≤ 1100 К
В чем причина? Выскажу следующее соображение: все советские двигатели создавались по технологии цельносварной листовой газовой стенки, в которой фрезеровались канавки с образованием между ними ребер, либо приваривались или припаивались металлические гофры. В силу технологических ограничений советские двигатели обычно были «толстыми» - толщина стенки не менее 1 мм.
Тогда как американские двигатели представляли собой паяную конструкцию тонкостенных трубок толщиной, как правило, 0,3÷0,5 мм."
Не трудно догадаться, что при небольшой толщине стенки трубки охлаждения 0.3-0.5 мм существует предел значения давления в камере сгорания американского ЖРД и это значение точно не превышает 6. 4 МПа. Более того , максимально допустимое значение давления в КС американской конструкции трубчатой системы, по идее, должно быть в полтора - два раза меньше, если стенка американской трубки охлаждения в два-три раза меньше , чем лист стали , толщиной до 1 мм, которая составляла стенку советского ЖРД и часть системы охлаждения. Кроме этого, прочность спайки труб между собой и к стенкам КС и сопла тоже имеют пределы прочности, допустимого значения давления и температуры.
Одно дело цельнометаллическая конструкция с толщиной стали до 1 мм и более, и совсем другое дело тоненькие тонкостенные трубки, с толщиной стенки не более 0.5 мм, спаянных между собой скорее всего точечными спайками. Мало вероятно , что шла сплошная пайка по всей длине трубки. Но даже если так оно и было, ничего принципиально не меняется : спаянная система трубок менее надежна в противостоянии высокой температуре и давлению, чем цельнометаллический лист.
Между тем американцы декларируют давление в Камере Сгорания давление 6.7 МПа у ЖРД F-1 при том, что стенки трубок охлаждения тоньше чем листы системы охлаждения у советских ЖРД, где указывается давление 6.4 МПа в камере сгорания.
Да и при такой толщине о какой-то искусственной шероховатости внутри трубки охлаждения речи быть не может. Мало того, что это бы привело к торможению жидкости охлаждения в трубках и созданию внутри трубки вихрей. Такую шероховатость создать умышленно на тонких стенка трубок очень сложная задача. И создание искусственной шероховатости внутри трубок охлаждения приведет неизбежно к уменьшению прочности трубок. Это очевидный факт!

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


Пн янв 07, 2019 7:10 am
Профиль WWW
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 8:46 pm
Сообщений: 124622
Откуда: Томск
Сообщение Re: Большой космический обман США
http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-13.htm
Чудес на свете не бывает! И если параметры советского ЖРД при "максимальная температура стальной стенки для советских ЖРД достигала 1100 К (827*С) и соответствующего давления в камере сгорания 6.4 МПа, то параметры американского ЖРД не должны принципиально отличаться. Другими словами, если американские обманщики декларируют давление в камере сгорания своего главного ЖРД давление 6,7 МПа то и рабочие температуры не должны быть меньше 800*С (827*С) .
Чем примечательна эта цифра? Забегая вперед, скажу, что для ЖРД F-1 американцы для трубок охлаждения декларировали сплав инконель. А у него есть проблемы:
Изображение
Этот материал можно использовать в конструкциях подобного типа при температурах до 800*С. Температуры выше создают серьезные проблемы:
http://www.unn.ru/pages/e-library/vestnik/19931778_2014_-_4-1_unicode/3.pdf
"Вместе с тем при практическом применении этого высокопрочного сплава возникает нетривиальная научно-техническая проблема получения из него изделий сложной формы. Эта проблема вызвана его низкой обрабатываемостью давлением из-за чрезвычайно узкого температурноскоростного диапазона пластической деформации , а также связана со сложностью механической обработки из-за высокой склонности этого материала к наклепу".
Проще говоря: материал этот хрупкий и ненадежный! В трубках из инконеля делать ребристость снаружи и искусственную шероховатость внутри крайне сложный, в последнем случае невероятный процесс.
Велюров исследовал сначала систему охлаждения с трубками из стали из стали, исходя из данных писателей НАСА, о том, что американцы использовали в создании трубок и крепления их к стенкам камеры сгорания и сопла , "золотой припой".
Золото металл проблемный и легко плавится. Температура плавления золота 999 пробы 1064,18 °C. Температура раскаленного газа в камере сгорания ЖРД значительно выше.
Но автор справедливо и обосновано утверждает, что прочность "золотого припоя", сплава золота и никеля, имеет проблемы при температуре в два раза меньшей, чем температура плавления золота:
"Согласно американским данным – американцы при изготовлении «лунной» серии двигателей, в т.ч. F-1 и др., – широко применяли золотой припой состава 82,5% Au − 17,5% Ni который при температурах свыше 540ºС ( 813К ) резко терял прочность[22]:
Изображение
Из таблицы видно, что при Т = 650°С предел прочности (UTS) сплава примерно в 2,5 раза ниже, чем при Т = 540°С
Данный предел является эксплуатационным, т.е. двигатель без ущерба может работать при Tст.г = 800 К полный ресурс. Однако его существенное превышение, например, более чем на 10%, ‒ уже может привести к необратимым последствиям. "
Автор сам привел цифру температуры стенок в советском ЖРД при давлении 6,4 МПа . Это температура 1100 К . Следуя принципу аналогии, можно обосновывать предположение, что при давлении 6,7 МПа температура стенок американского ЖРД не должна быть кардинально меньше. Это с учетом меньшей эффективности американской трубчатой системы охлаждения. Температуры 880 К хватает, чтобы началось разрушение трубок охлаждения, потеря прочности "золотого припоя", а значит тех самых "необратимых последствий", о которых говорит автор. Ну это как минимум взрыв всей конструкции из-за аномального перегрева. Благо система охлаждения из ненадежных трубок, с ненадежным припоем будет разрушена!
На этом проблемы "трубчатой системы" охлаждения со стальными трубками не заканчиваются. Возникает еще одна, очень существенная проблема:
"Теперь о нижнем пределе – температуре стенки со стороны жидкости Tж.ст.
Строго говоря, Tст.ж нам наперед не известна и является результатом баланса между теплопроводностью qст самой стенки и теплопроводностью от стенки в жидкий охладитель qж.
По сути Tст.ж является точкой, которая делит отрезок Tж ─ Tст.г между самой холодной точкой сечения - жидким охладителем и самой горячей точкой – газовой стороной стенки камеры пропорционально вкладу каждого вида теплообмена.
Она не может быть слишком низкой, например ниже температуры охладителя (керосина), всегда Tст.ж > Tж потому что тогда не будет температурного градиента между стенкой и жидкостью ΔTж = ( Tст.ж − Tж ) и тепло не будет передаваться охладителю.
Обычно стремятся сделать Tст.ж как можно выше, но не выше эксплуатационного предела для жидкого охладителя.
Возьмем американский керосин RP-1 (см. СПРАВОЧНИК по авиационным и ракетным керосинам).
Для него критическое давление мало[23] - pкрит. ≈ 2,36 МПа, поэтому в стальных трубках ЖРД Н-1b керосин всегда находится при сверхкритическом давлении подачи p ≥ 5МПа и просто не может кипеть физически, т.е. иметь одновременно две фазы - жидкую и газовую.
Но при достижении критической температуры керосин RP-1 перейдет из жидкого состояния исключительно в газ.
Критическая температура для керосина RP-1 согласно американским данным[23] Tкрит. ≈ 686 К.
Поскольку турбулентный конвективный теплообмен основан на перемешивании в пограничном слое горячих и холодных порций жидкости, то при температуре стенки Tст.ж ≥ Tкрит. возникнет газовая прослойка разрыва между основной массой керосина и стенкой, что приведет к срыву режима охлаждения. При температурах свыше Tст.ж ≥ 700 К может иметь место коксование керосина с отложением тяжелых смол и сажи на стенках трубок, что при длительной эксплуатации приведет к прогару камеры.
Согласно пп.3.1.1.5.4 рекомендаций NASA SP-8087 [28] температура стенки не должна превышать для RP-1: Tст.ж ≤ 728 К (850°F).
Изображение
В итоге мы пришли к следующим оценкам ограничений температур для стальной трубки охлаждения:
с огневой (газовой) стороны Tст.г ≤ 800 К
с внутренней (жидкостной) стороны Tст.ж ≤ 728 К "
Сталь вещь не хрупкая, а вот инконель, совсем другое дело, лист из этого сплава согнуть в трубочку уже проблема. И вот оказывается, что существуют пределы температур, при которых стальные , не хрупкие трубки могут выдержать такую тепловую нагрузку: 800 К со стороны внутренней части камеры сгорания, с "огневой стороны".
А нужно чтобы выдерживала температуры порядка 1100 К. И это очень большая проблема американских лгунов!

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


Вт янв 08, 2019 5:26 am
Профиль WWW
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 8:46 pm
Сообщений: 124622
Откуда: Томск
Сообщение Re: Большой космический обман США
http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-13.htm
Велюров при расчете удельного теплового потока подробно рассмотрел форму трубок охлаждения в трубчатой системе ЖРЛ Н-1b и принцип циркуляции охладителя:
"При ближайшем рассмотрении разреза камеры ЖРД Н-1b можно сделать следующие выводы:
Изображение
Из данной фотографии четко видно, что трубки имеют постоянную высоту по ходу длины камеры, но имеют разную ширину.
Поскольку число трубок N=292, то каждая трубка занимает сектор, равный 1/292 общей длины окружности.
В свою очередь длина окружности, по контуру которой уложены трубки, в разных сечениях камеры и сопла будет варьироваться – от самого широкого места на выходе из сопла, до самого узкого места в критическом сечении.
Второй вывод состоит в том, что на выходе из сопла трубки приобретают почти круглое сечение:
Изображение
Сечение, в котором трубки будут иметь круглую форму с минимальной деформацией (сжатием) - назовем определяющим сечением.
Тогда эволюцию формы проходного сечения трубок можно проиллюстрировать так:
Изображение
На рисунке красным цветом показано эквивалентное ребро охлаждения"
Циклическая система охлаждения, при которой подогретый охладитель, керосин гоняется по кругу, да еще с разными формами и диаметрами внешних и внутренних трубок трубок вызывает большие сомнения. Сразу же нужен безотказный циркулярный насос. Изменение диаметра и измерение конфигурации трубок , если верить закону Бернулли, вызовет изменение скорости потока жидкости в трубках, отсюда возможное образование вихрей и торможение жидкости в системе. Плюс большая площадь нагревания в камере сгорания, благодаря выпуклой форме трубок в этой системе. Плоский лист, например эту площадь нагревания в КС имеет меньшую площадь. Решение советских конструкторов более логично и обосновано.
Вся циркуляция происходит вблизи нагретого до высоких температур ЖРД и поверхности корпуса первой ступени. Спрашивается как можно в таких условиях эффективно охладить стенки камеры сгорания этим отводом тепла в такой конструкции?
Проще охладитель выбрасывать напрямую без циркуляции в сложном процессе обратного и прямого потока охладителя в сложной системе трубок разного диаметра и разной формы.
Все это описание добавляет сомнений в такой большой разнице температур между керосином и стенкой 270*С в американском "хорошем" ЖРД.

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


Чт янв 10, 2019 11:44 am
Профиль WWW
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 8:46 pm
Сообщений: 124622
Откуда: Томск
Сообщение Re: Большой космический обман США
http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-13.htm
Велюров подробно и в максимально доступной форме сначала определяет коэффициенты теплоотдачи αж для плоской прямолинейной пластины:
"Отсюда следуют такие соотношения: пусть do - начальный наружный диаметр круглой трубки, δст - толщина ее стенки.
Введем Nтр - число трубок; Dj - диаметр j-того сечения сопла относительной площади Sj.
Dкр - диаметр критического сечения. Тогда:
Dj = Dкр ∙ ( Sj ) ½
Nтр ∙ a'j = π ∙ ( Dj + a'j )
Отсюда: a'j = π ∙ Dкр ∙ ( Sj ) ½ /Nтр − π
Внутренняя ширина сечения:
aj = a'j − 2 ∙ δст
Внутренняя высота сечения:
H = H' − 2 ∙ δст
Длина плоской части:
ℓj = H − 2 ∙ R = H − aj
Кроме того, толщина эквивалентного ребра:
b = 2 ∙ δст
Для ЖРД Н-1b диаметр критического сечения: Dкр ≈ 0,41 м. Степень расширения сопла 8:1.
Для выходного сечения, по определению, H' = a' = do
Тогда начальный (базовый) наружный диаметр круглой трубки:
do = π ∙ 0,41 ∙ ( 8 ) ½ / 292 − π ≈ 12,6 мм
Во многих американских источниках можно найти ссылку на то, что у ЖРД Н-1b трубки были полдюйма - т.е. мы на верном пути.
Тогда во всех сечениях внутренняя высота:
H = do − 2 ∙ δст = 12,6 − 2 ∙ 0,3 ≈ 12,0 мм
Соответственно, внутренняя ширина для критического сечения:
aкр ≈ π ∙ 0,41 ∙ ( 1 ) ½ /(292 − π )− 2 ∙ 0,3 ≈ 3,9 мм
Длина плоской части торца трубки:
ℓкр ≈ H − aкр ≈ 8,1 мм
Высота эквивалентного ребра для трубчатой камеры:
δохл ≈ ℓкр + ¼ π ∙ ( aкр + δст ) ≈ 11,4 мм
Воспользовавшись общеизвестными геометрическими соотношениями, определим периметр и площадь трубки для критического сечения:
Птр = 2 ∙ ( H − aкр ) + π ∙ aкр ≈ 28,4 мм
Sтр = aкр ∙ ( H − aкр ) + ¼ ( π ∙ a²кр ) ≈ 43,1 мм²
Эффективный проходной диаметр трубки dэ возьмем из определения[15]:
Изображение
Подставляем ранее найденные величины:
dэ = 4 ∙ 43,1 / 28,4 ≈ 6,1 мм
Нам осталось найти плотность потока, которую возьмем из уравнения неразрывности.
Если секундный массовый расход керосина G через трубку равен:
ρ ∙ W ∙ Sтр = G то тогда ρ ∙ W = G / Sтр
Согласно[15] ЖРД Н-1b имеет 292 трубки – 146 аверсных и 146 реверсных.
По ним течет сверху вниз, а потом снизу вверх 103,2кг/с керосина (227,5 фунта в секунду).
Отсюда получим:
ρ ∙ W = G / Sтр = 103,2 / (146 ∙ 43,1 ∙ 10−6 ) ≈ 16,4 ∙ 10³ кг/с∙м²
Для справки: это нам ни для чего не пригодится, но попробуем оценить скорость прокачки керосина в ЖРД Н-1b.
Поскольку наш керосин уже подогрет до температур Tж ≈ 60...100 ºС, т.е. в среднем Tж ≈ 80 ºС, то при условной плотности нагретого керосина ρ ≈ 780 кг/м³ скорость прокачки составит примерно W ≈ 21 м/с
Полученная нами цифра вполне адекватна и соответствует плотности потока керосина в критическом сечении советского ЖРД РД-107.
В частности, для РД-107 скорость прокачки в критическом сечении составляет[26] около W ≈ 20 м/с
Всю эту работу мы проделали, чтобы найти коэффициент теплоотдачи αж для плоской прямолинейной пластины:
α215 = 0,023 ∙ (16400)0,8 ∙ 180,8 / (0,0061)0,2 ≈ 27,1 ∙ 10³ Вт/м²·К (аверс)
α235 = 0,023 ∙ (16400)0,8 ∙ 189,2 / (0,0061)0,2 ≈ 28,4 ∙ 10³ Вт/м²·К (реверс)"
В РД 107 тоже указан аналогичный метод охлаждения за исключением того, что вместо трубок использовался цельно металлический лист с канавками, по которым шла жидкость, горючее охлаждающая внутренние стенки камеры сгорания и сопла:
http://www.lpre.de/energomash/RD-107/
"Средняя часть камеры включает в себя цилиндрический участок КС, докритическую часть и начальный участок закритической части сопла. Огневая (внутренняя) стенка средней части состоит из двух секций. Профилированная секция для улучшения условий охлаждения выполнена фрезерованной. На менее теплонапряженном цилиндрическом участке огневая стенка гладкая. Она соединена с рубашкой пайкой через гофрированную проставку.
Конструкция сопловой части аналогична. Для уменьшения габаритов двигателя подвод горючего осуществляется на некотором удалении от среза сопла. При этом на входе в охлаждающий тракт горючее делится на два потока. Один поток по каналам между рубашкой и гофрированной проставкой направляется в сторону форсуночной головки, второй по таким же каналам доходит до среза сопла и возвращается обратно по каналам, образованным гофрированной проставкой и огневой стенкой. В месте стыка гофрированных проставок оба потока соединяются и продолжают движение в сторону форсуночной головки."
Конструкторам конечно виднее, раз они выбрали этот путь. Хотя охлаждение без обратного возвращения охладителя было бы наверное проще с одной стороны, с другой стороны сброс охладителя в нижней части сопла требовал бы дополнительной массы горючего (керосина) А так волки сыты и овцы целы. Логичность такого решения не вызывает сомнения
Вызывает сомнение скорость потока у ЖРД Н1 21 м/сек, которая оказалась больше скорости потока у РД 107. Пусть незначительно, но этого не должно было быть! Потому что движение по трубкам охладителя привело бы к замедлению потока, по сравнению с тем же процессом в советской "листовой" системе охлаждения, где площадь соприкосновение охладителя со стенками проема для охладителя, значительно меньше, а значит меньше гидравлическое трение.
Для справки:
https://studfiles.net/preview/2378257/page:3/
"Вязкость. Движение жидкости в трубах
Все реальные жидкости и газы имеют внутреннее трение, которое также называется вязкостью. Вязкость является причиной постепенного прекращения движения жидкостей и газов после прекращения действия причин, его вызывающих.
Измерения показывают, что при медленном течении скорость жидкости изменяется от нуля в непосредственной близости к стенкам трубы до максимальной на оси трубы."
И как же так получилось, что скорость потока охладителя в системе охлаждения КС и сопла у Н-1 больше , чем у РД 107? Загадка, которую автор игнорировал! Видимо потому, что имел целью своего расчета не разоблачение параметров ЖРД Н1, а наоборот подтверждение реальности этого двигателя, у которого с параметрами удельного теплового потока все в порядке!
И при таких тонких стенках трубок ЖРД Н1 речи об искусственной шероховатости в трубках быть не может. Это приведет, абсолютно точно, к падению скорости потока охладителя в трубках и значит к перегреву.

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


Пт янв 11, 2019 2:13 pm
Профиль WWW
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 8:46 pm
Сообщений: 124622
Откуда: Томск
Сообщение Re: Большой космический обман США
http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-13.htm
При расчете удельного потока по площади для ЖРД Н1b Велюрова невозможно упрекнуть в том, что он не учел какие то характеристики охладительной системы американского двигателя, которые оказывают влияние на итоговую величину расчета. Учтено все что можно было учесть:
"Теперь несколько слов о кривизне трубок в критическом сечении. Во многих американских источниках, например[6] и не только, даются сходные пропорции классического сопла Лаваля в американской интерпретации:
Для ЖРД Н-1b: Rt = ½ Dкр ≈ 205 мм
Кривизна для аверсных трубок R* = 1,5 ∙ Rt ≈ 308 мм
Тогда α'ж = αж ∙ (1 + 1,77 ∙ (6,1/308) ) ≈ 28,1 ∙ 10³ Вт/м²·К (аверс)
Кривизна для реверсных трубок R* = 0,382 ∙ Rt ≈ 78 мм
Тогда α'ж = αж ∙ (1 + 1,77 ∙ (6,1/78) ) ≈ 32,3 ∙ 10³ Вт/м²·К (реверс)
Учтем коэффициент оребрения: α''ж = α'ж ∙ ηр где ηр ≈ 1,077 (аверс) и ηр ≈ 1,063 (реверс) для первого приближения.
Теперь рассчитаем по ранее приведенным формулам коэффициент оребрения и параметры проточного охлаждения первого приближения. Затем найдем температуру стенки со стороны жидкости Тст.ж из соотношения:
Tст.ж = (Tст.г ∙ k2 + Tж.)/ (1 + k2 )
где k2 = αст. /αж
и заново подставим в исходные формулы, получив таким образом температуру Тст.ж второго приближения.
Для удобства анализа расположим данные в таблицу (температуры даны в градусах Цельсия):
Изображение
В результате мы получили верхнюю оценку температуры стенки со стороны керосина Tст.ж ≤ 387ºС (660K), что в пределах ранее оговоренного лимита согласно рекомендаций NASA SP-8087 Tст.ж ≤ 728К, следовательно, данные температуры могут быть допустимыми без ущерба для работы двигателя для максимальных (предельных) режимов.
Таким образом, максимальные эксплуатационные тепловые потоки для системы охлаждения ЖРД Н-1b будут:
qmax = αст ∙ ΔTст ≈ 70 ∙ 10³ ∙ (527 − 385) ≈ 10 МВт/м² "
Что называется, Велюров все разжевал и в рот положил. Ничего сложного для восприятия этого расчета нет. Что правда защитникам Лунного Обмана США не помогло. Они ничего не поняли , да и особо не старались.
Велюров не ограничился таким методом расчета, он параллельно использовал компьютерную программу для расчета удельного теплового потока, которая успешно использовалась при проектировании новых ЖРД, и для определения этого параметра существующих ЖРД, как в США, так и в России. Расхождение между "прикидочным" расчетом и численным расчетом при помощи компьютерной программы получилось незначительным:
Для проверки данного прикидочного расчета была построена компьютерная модель ЖРД H-1b и был проведен более точный численный тепловой расчет камеры данного двигателя (Приложение №1), результаты которого представлены в графическом виде:
Изображение
Синим цветом показаны температуры керосина в контуре охлаждения,
красным - температуры стенки со стороны газа (в скобках - со стороны жидкости)
В общем и целом можно утверждать, что расхождение между упрощенной прикидочной методикой для одного критического сечения и более точным численным расчетом по всем сечениям камеры ‒ не более 2...3%. "
Среди защитников Лунного Обмана США нашлись конечно гении, которые пытались оспорить методику такого расчета, при этом даже не понимая, а какую цель имеет этот расчет и что в нем рассчитывается!
Но здесь все очевидно: сомнений в правильности методики расчета, в приведенных параметрах нет. При желании и небольшом упорстве можно самому проверить и выполнить указанный расчет, как по "прикидочной методике", так и при помощи компьютерных программ.

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


Сб янв 12, 2019 8:08 am
Профиль WWW
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 8:46 pm
Сообщений: 124622
Откуда: Томск
Сообщение Re: Большой космический обман США
http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-13.htm
Велюров сравнивает полученный результат величины удельного теплового потока по площади для ЖРД Н-1b с аналогичным показателем других американских ракетных двигателей и старого советского ЖРД РД-107, двигателя с знаменитой "семерки":
"А теперь давайте наши результаты сравним с таблицей пиковых тепловых потоков для американских ЖРД[23]:
Изображение
Здесь ЖРД Н-1 - это ранний двигатель с невысоким давлением в камере. Максимально форсированная модификация ЖРД Н-1b примерно соответствует аналогичным двигателям ракеты «Атлас» с давлением 4,5 (4,8) МПа.
И хотя график качественный, тем не менее, аппроксимация по графику дает максимальный тепловой поток для критического сечения:
qmax ≈ 6 BTU/in²·sec ≈ 10 МВт/м² ( «Атлас» )
Для сравнения, ЖРД F-1 (согласно графика) имеет на 30% более высокие тепловые потоки:
qmax ≈ 8 BTU/in²·sec ≈ 13 МВт/м² ( «F-1» )
Как видите, мы практически точно оценили эксплуатационные пределы трубчатой камеры ЖРД Н-1b величиной qmax ≤ 10 МВт/м².
Много это или мало? К примеру, согласно данных открытой советской печати, для РД-107 максимальный тепловой поток[26]:
qmax ≈ 14 млн. ккал/м²·ч ≈ 16,3 МВт/м² ( РД-107)
При том, что скорость прокачки керосина и плотность потока охладителя у РД-107 и Н-1b примерно равны, с единицы поверхности нашей камеры РД-107 снимается в полтора раза больше тепла.
Более того, организовать надежное охлаждение РД-107 была едва ли не самая сложная задача, ведь по площади боковой поверхности его камера сгорания гораздо больше таких двигателей, как РД-253, НК-33 и РД-170 при гораздо меньшем расходе керосина на охлаждение.
На охлаждение боковой поверхности ЖРД РД-107 Sбок ≈ 2,5 м² расходуется около 20,8 кг/с керосина, т.е. удельный расход ~ 8,3 кг/с·м²
На охлаждение боковой поверхности ЖРД Н-1b Sбок ≈ 5,3 м² расходуется 103,2 кг/с керосина, т.е. удельный расход ~ 19,5 кг/с·м²
Получается, что единица поверхности советского РД-107 охлаждается вдвое меньшим количеством керосина при большем в полтора раза удельном тепловом потоке, чем американский трубчатый двигатель Н-1b.
Теперь постараемся ответить на ключевой вопрос: почему трубчатая камера не способна на большее?"
Действительно преимущества советского ЖРД впечатляют. По параметру удельного теплового потока аж 16 МВт/м², по удивительной эффективности системы охлаждения стенки камеры сгорания и сопла, и , что тоже очень важно, по меньшему расходу горючего (в два раза) , используемого для охлаждения, чем аналогичный расход охлаждающей жидкости (якобы керосина) в "хорошем" ЖРД Н-1b. Это бесспорное достижение имеет вполне логические объяснения:
"Теперь постараемся ответить на ключевой вопрос: почему трубчатая камера не способна на большее?
Я мог бы ответить - потому что теплопроводность хромистой бронзы БрХ0,8 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.
Выше мы уделили немало времени расчету бесполезного для американских трубчатых камер параметра - коэффициента оребрения.
По смыслу этот коэффициент показывает, во сколько раз единица поверхности камеры ЖРД (если ее рассматривать как некий радиатор-теплообменник) 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.
Для плоской гладкой стенки коэффициент оребрения - единица.
Выше мы показали, что для американских тонкостенных трубчатых камер оребрение пренебрежимо мало: ηр ≤ 1,1
Анализ формул (4.204) - (4.207) показывает, что коэффициент теплоотдачи αж от стенки в жидкость будет тем больше, чем больше толщина ребра b и теплопроводность стенки λст : ηр ~ √ b · λст
Данная зависимость не является линейной, а носит качественный характер.
Так вот, для советского РД-107 с его толстыми бронзовыми ребрами и узкими проточными каналами оребрение ηр ≥ 2,5
Отсюда следует очевидный вывод: бронзовая камера канального типа, даже при более толстой стенке, всегда даст фору тонкостенным стальным трубчатым камерам по эффективности работы проточного охлаждения.
Можно поставить вопрос иначе: возможно ли в принципе создание камеры ЖРД из нержавеющей стали, рассчитанной на более высокие давления и тепловые потоки, нежели те, что демонстрируют американские трубчатые камеры?
Отвечаю - да, можно. Более того, у Добровольского[15] подробно разобран очень хороший учебный пример теплового расчета ЖРД из нержавеющей стали при давлении в камере 65 кгс/см².
В чем главная разница учебного ЖРД Добровольского и американской трубчатой камеры?
Во-первых, разница технологическая.
У Добровольского ЖРД создан по схеме листовой камеры из нержавеющей стали с гофрами конструкционной стали, при этом максимальная температура стальной стенки увеличена до Tст.г = 1100К вместо Tст.г = 800 К у американцев.
Причина - стенка листовая, «толстая» (δст = 1мм), сварная, без припоя, который имеет плохие прочностные свойства при Tст.г ≥ 800 К
Во-вторых, это эффективное оребрение. проточные каналы у Добровольского образованы гофрированными проставками из конструкционной стали, например сталь 20, которая широко применяется в энергоблоках тепловых электростанций в контурах пароперегревателя. Эта марка стали имеет теплопроводность в два-три раза выше, чем нержавеющая сталь.
В результате, грамотно спроектированные гофры будут иметь коэффициент оребрения в теплонапряженных участках ηр ≥ 1,6
В-третьих, тепловой поток от продуктов сгорания, в линейном приближении, пропорционален разнице температур газа и стенки:
qΣ = αг ∙ ( Tг − Tст )
Это значит, что чем выше температура «газовой» стенки камеры Tст - тем ниже тепловой поток qΣ при прочих равных условиях.
Температура продуктов сгорания в пристеночном слое обычно равна половине температуры сгорания среднего по составу газа.
Конкретно для керосина в слое можно принять Tг ≈ 1750 ± 50К.
Тогда простое повышение температуры стенки с 800 К до 1100 К снижает тепловой поток почти в полтора раза!
В-четвертых, поверхность стенки, образованная набором паяных трубок, не гладкая, а слегка волнистая, в результате чего совокупная поверхность касания стенки и газа несколько выше, чем если бы речь шла о листовой оболочке.
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»."
Оспаривать аргументы автора дело безнадежное и неблагодарное. Впрочем даже самые ярые противники Велюрова по этой аргументации не смогли ничего возразить. При всей аномальной глупости, свойственной оппонентам Велюрова, защитникам Лунного Обмана США, они не смогли придумать совсем аномальную глупость, которая бы хоть как то опровергала эти доводы. Данные утверждения касаются принципиального конструкторского решения американских (а точнее немецких) создателей ракетных двигателей, который является тупиком. Эти аргументы не связаны с величинами , указанными техническими писателями НАСА, и значит они по своей сути являются "прямыми уликами" , при чем неопровержимыми уликами против главного "аргумента" американских обманщиков создание мощного ракетного ЖРД, способного вывести на орбиту пилотируемый космический корабль.
Действительно, припой и трубочная система не позволяет превысить температуру 800 К, когда как для реального двигателя параметры выше: 1100 К. В сплошном листе системы охлаждения толщиной 1 мм не нужно применять припои, как это делалось у американского РД.
Сварка, по всей видимости, использовалась в советском двигателе для соединения металлических листов между собой и для их крепления к поверхности камеры сгорания и сопла. Но такое крепление тоже могло выдержать температуры больше 800 К.
Бесспорно утверждение о том, что на стальном листе толщиной 1 мм можно создать эффективное оребрение, что естественно приводит к лучшей теплоотдачи. Поэтому для РД-107 в системе охлаждения коэффициент оребрения в теплонапряженных участках ηр ≥ 1,6
Но в американской, трубчатой системе охлаждения , на наружной поверхности трубки с толщиной стенки 0.3 мм эффективное оребрение создать невозможно. Равно как и искусственную шероховатость внутри трубки.
Неожиданное и в каком то смысле удивительное явление, касается факта, когда "простое повышение температуры стенки с 800 К до 1100 К снижает тепловой поток почти в полтора раза!" Парадокс , которые имеет вполне логическое обоснование, оспаривать которое тоже бесполезно.
Как уже не раз говорилось выше, поверхность "стенки, образованная набором паяных трубок, не гладкая, а слегка волнистая, в результате чего совокупная поверхность касания стенки и газа несколько выше, чем если бы речь шла о листовой оболочке". И это тоже бесспорный факт, и надо понимать, что большая площадь соприкосновения со стенками трубок охладителя не приводит к улучшению характеристик теплоотдачи и охлаждения, а наоборот, к потере скорости движения охладителя по трубкам, и значит к перегреванию конструкции.
Удивительным утверждением в публикации Велюрова является цитата Историка космонавтики Г. М. Салахутдинов. Это звучит как приговор против Большого Космического Обмана США, против реальности параметров указанных для американских ракетных двигателей: американская, трубчатая система охлажения "непригодна в двигателях с высокими тепловыми потоками в стенку."
Добавить нечего! Показательно, что указанный историк никоим образом не участвовал в разоблачении Лунного Обмана США и не имел злых намерений в отношении параметров американских ЖРД, когда делал такой вывод.

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


Вс янв 13, 2019 5:25 am
Профиль WWW
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 8:46 pm
Сообщений: 124622
Откуда: Томск
Сообщение Re: Большой космический обман США
http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-13-H1.htm
"Приложение №1
Численный расчет охлаждения камеры ЖРД Н-1b "
Велюров результаты своего расчета с учетом всех параметров, начиная от нахождения коэффициента оребрения, и заканчивая коэффициентом «волнистости» поверхности стенок трубок американской системы охлаждения. Упрекнуть автора в том, что он пропустил при своем расчете, какие-то существенные характеристики американской трубчатой системы, невозможно. Даже пресловутая "шероховатость" фигурирует в расчете как коэффициент "волнистости":
" Коэффициент «волнистости» поверхности стенок ‒ т.е. развитость* тепловоспринимающей поверхности, образованной набором спаянных трубок, по отношению к площади гладкой поверхности цилиндра (конуса) аналогичного диаметра, принята k = 1,1"
Хотя существенного, принципиального влияния на расчет это бы не оказало (10% погрешности)
Автор не преследовал цели разоблачить американский обман по параметрам ЖРД Н-1b. Напротив, Велюров в своих выводах, после численного расчета удельного теплого потока для этого двигателя указывает что, указанный двигатель работает на допустимом тепловом режиме:
"Максимальный тепловой поток составил Q ≈ 10,2 [МВт/м²]
Максимум расположен возле критического сечения и немного втянут в дозвуковую часть камеры: S ≈ 1,07
Данное явление подробно описано на стр.34 том 2 «Основы теории и расчета ЖРД» под ред. В.М. Кудрявцева, 1993г.
Из-за конструктивных особенностей системы охлаждения (U-образный реверс) температурное поле стенок в плоскости одного сечения является неравномерным, как бы «волнистым», наблюдается чередование: реверсные трубки на ~3...4% горячее аверсных трубок.
На всем протяжении температура стенки со стороны керосина Tст.ж не нарушает критерий NASA SP-8087 Tст.ж ≤ 728 К
Однако в цилиндрической части камеры диапазон температур Tст.ж ≈ 683...723 К вплотную подошел к предельно допустимому.
На всем протяжении охлаждающего контура температура стенки со стороны газа не превышает Tст.г ≤ 843 К
Это всего на 5% превышает рекомендованную температуру стенки Tст.г = 800 К
Подогрев керосина в контуре охлаждения ΔTж ≈ 84°С
ВЫВОД: данный двигатель работает на допустимом тепловом режиме, который, однако, является предельным по допустимому диапазону температур стенки и дальнейшему форсированию ЖРД H-1b без существенного изменения конструкции не подлежит."
А между тем, в этих выводах имеется признак другого американского обмана: искажение истинных параметров работы ЖРД Н-1b . Естественно, в сторону завышения тяги ракетного двигателя. Не сходятся концы с концами у американских фальсификаторов. Температура стенок охлаждающих трубок со стороны газа превышает рекомендованную, а на самом деле предельно допустимую температуру на 43 К , на 5%. Не все так радужно получается. И как не крути, а с такими характеристиками , все равно, получается, что указанный двигатель работает с аномальными температурами для паянных трубок в трубчатой системе охлаждения!

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


Пн янв 14, 2019 11:59 am
Профиль WWW
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 8:46 pm
Сообщений: 124622
Откуда: Томск
Сообщение Re: Большой космический обман США
http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-13-2.htm
Велюров после того, как на основе параметров работы ЖРД Н-1b, которые продекларировали технические писатели НАСА, посчитал величину удельного теплового потока, преступил к аналогичному расчету для ЖРД F-1. :
"«Великий карбюратор» (2-я часть) Издание третье, новая редакция, ноябрь 2015 года"
В первой части этой главы мы уделили много внимания методике расчета элементов проточного охлаждения на примере ЖРД Н-1b.
Если изложенная методика заслуживает доверия (а мы проверили ее на данных конкретного примера), то перейдем непосредственно к расчету элементов проточного охлаждения ЖРД F-1.
Для этого нам понадобится учесть различия в параметрах трубчатых камер Н-1b и F-1.
На основании данных о жидкостном ракетном двигателе F-1, согласно «F-1 Engine Familiarization Training Manual» (Rocketdyne R-3896-1, 1971), «Liquid rocket engine combustion stabilization devices» (NASA SP-8113, 1974), «Advanced regenerative cooling techniques for future space transportation systems», (AIAA/SAE, 1975):
Изображение
Изображение
Изображение
В указанных данных от технических писателей НАСА не фигурирует материал , из которого делали , якобы, трубки для трубчатой системы охлаждения. Но если взять значение 800 К (526,85 *С), то такой материал мог существовать при изготовлении трубок охлаждения. Мог ли этот материал кардинально повлиять на изменение величины удельного теплового потока? И чуть ниже автор отвечает на этот вопрос. При этом опять же учитываются все необходимые характеристики для определения удельного теплового потока:
"Можно сделать вывод о том, что диаметр камеры равен 39 дюйм (991 мм), критического сечения 35 дюйм (889 мм).
Длина камеры сгорания до критического сечения примерно равна 40 дюйм (1016 мм)
Охлаждаемый участок камеры имеет выходное сечение S = 10,
что соответствует выходному сечению в районе коллектора сброса газов ≈2811 мм.
Затем следует неохлаждаемый сопловой насадок, повышающий степень расширения сопла до S = 16
Полный расход керосина через камеру: 742 кг/с (1636 фунт/с);
Полный расход кислорода через камеру: 1784 кг/с (3933 фунт/с);
Всего расход топлива через камеру: 2526 кг/с при соотношении Кm ≈ 2,4
Расход топлива на привод турбины: 78 кг/с (172 фунт/с) или ~ 3%
Общий расход через двигатель: 2604 кг/с
Давление в сечении форсуночной головки: 79 кгс/см² (1125psi)
Полное давление на входе в сужение камеры: 69 кгс/см² (982psi) ‒ среднее эффективное давление в камере.
Зная площадь критического сечения, рассчитаем его диаметр: Dкр ≈ 0,89 м
Температурный лимит для стенки в критическом сечении: Tст.г ≤ 975º F
Переведем в более привычную систему единиц: Tст.г ≤ 524ºС (797 К)
Такая избыточная точность не нужна, поэтому без ущерба можно округлить до Tст.г ≤ 800 К
Мы будем решать задачу, изначально приняв температуру огневой стенки максимальной: Tст.г = 800 К
Определяющим сечением будет 3:1 - точка бифуркации, где первичные трубки разделяются на пары вторичных - вместо каждой аверсной - пара аверсных, вместо каждой реверсной - пара реверсных.
В сечении 3:1 первичные трубки будут иметь почти округлую форму[27]:
Изображение
Толщина стенок трубок принята[27] δст ≈ 0,45 мм (0,018 дюйм).
Поскольку первичных трубок всего 178, то тогда базовый наружный диаметр образующей контур трубки:
do = π ∙ 0,89 ∙ ( 3 ) ½ /178 − π ≈ 27,7 мм
Здесь я хочу заметить - это и есть те самые 13/32 дюйма - примерно равные 27,7 мм для диаметра базовой недеформированной округлой трубки, о чем упоминается во многих американских источниках информации о конструкции двигателя F-1.
Тогда во всех сечениях внутренняя высота:
H = do − 2 ∙ δст = 27,7 − 2 ∙ 0,45 ≈ 26,8 мм
Внутренняя ширина для критического сечения:
aкр ≈ π ∙ 0,89 ∙ ( 1 ) ½ /178 − π − 2 ∙ 0,45 ≈ 15,1 мм
Кроме того, по определению, толщина ребра:
b = 2 ∙ δст ≈ 0,9 мм
Длина плоской части торца трубки:
ℓкр ≈ H − aкр ≈ 11,7 мм
Высота эквивалентного ребра для трубчатой камеры:
δохл ≈ ℓкр + ¼ π ∙ ( aкр + δст ) ≈ 23,9 мм
Периметр и площадь трубки для критического сечения:
Птр = 2 ∙ ( H − aкр ) + π ∙ aкр ≈ 70,8 мм
Sтр = aкр ∙ ( H − aкр ) + ¼ ( π ∙ a²кр ) ≈ 355,0 мм²
Эффективный проходной диаметр трубки dэ составит:
dэ = 4 ∙ 355,0 / 70,8 ≈ 20,1 мм
Теперь произведем расчет плотности потока охладителя. Полный расход керосина через камеру: 1636 фунт/с или 742 кг/с.
Учтем, что мы имеем 89 аверсных трубок и ровно же столько реверсных, по которым проходит 70% всего керосина, или:
G = 742 · 0,7 ≈ 519,4 кг/с
Тогда получим:
ρ ∙ W = G / Sтр = 519,4 / (89 ∙ 355,0 ∙ 10−6 ) ≈ 16,4 ∙ 10³ кг/с∙м²
По странному стечению обстоятельств, плотность потока керосина и скорость его прокачки для Н-1b и F-1 полностью совпадают.
Важный параметр - теплопроводность. В отличие от массовых серийных ЖРД здесь вместо нержавеющей стали марки 347 применен редкий на то время жаропрочный никелевый сплав Inconel X. "
Автора невозможно упрекнуть в игнорировании каких-то существенных параметров расчета.
"Согласно данных производителя металла[28] при Tст.г = 800K среднее значение λст ≈ 19 Вт/м·К
Согласно другим данным[33], теплопроводность сплава Х-750 несколько выше:
Изображение
Да и толщина стенки трубки 0,45 мм не способствует эффективному оребрению и созданию искусственной шероховатости внутри трубки.

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


Вт янв 15, 2019 9:19 pm
Профиль WWW
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 8:46 pm
Сообщений: 124622
Откуда: Томск
Сообщение Re: Большой космический обман США
http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-13-2.htm
Велюров отметил при расчете удельного теплового потока и другие различия между "хорошим" , американским ЖРД Н-1b и проблемным ЖРД F-1. Усовершенствование последнего выражалось не только в использовании для трубок охлаждения пресловутого Инконеля. Велюров перечислил новые проблемы ЖРД F-1 и обозначил все основные параметры, необходимые для расчета удельного теплового потока по площади:
"Оказывается камера сгорания Фи1 отличалась по пропорциям от Н-1b^
В первой части статьи мы показали на примере ЖРД H-1b, что стенка трубки находится под температурной нагрузкой ~ 650...800 К
Средняя рабочая точка Тср ≈ 725 К (452ºС)
По таблице, путем интерполяции, получим среднее значение: λст ≈ 24,17 Вт/м·К
Согласно информации NASA по состоянию на 1967 год[6] теплопроводность λст ≈ 3,19 ∙ 10-4 BTU/in²∙F/in ≈ 23,83 Вт/м·К
Для расчетов с инженерной точностью вполне достаточно округленного значения: λст ≈ 24 Вт/м·К
Тогда коэффициент теплопередачи стенки составит:
αст = λст /δст = 24 /0,00045 ≈ 53,3 ∙ 10³ Вт/м²·К
Температуру керосина в критическом сечении для ЖРД F-1 оценим исходя из прежней величины подогрева ΔТж ≈ 80ºС но учтем, что камера F-1 имеет низкую относительную площадь S ≈ 1,24 ‒ т.е. камера представляет собой почти прямую трубу, и меньшую долю по снятым тепловым потокам в общем по камере (примерно* 40%), по сравнению с камерой ЖРД H-1b (примерно ½).
*-прим: более точно смотри численный расчет для ЖРД F-1
Поэтому подогрев делится на четыре неравные части: по ходу керосина сверху вниз 20% + 30%, потом снизу вверх 30% +20%
Для ранее принятой температуры керосина на входе в камеру Твх ~ 40ºС расчетный диапазон температур керосина в критическим сечении для ЖРД F-1 примерно равен:
для аверса Tж ≈ Твх + 0,2 · 80ºС ≈ 56ºС
для реверса Tж ≈ Твх + 0,8 · 80ºС ≈ 104ºС
Важное замечание: поскольку разница температур между керосином и стенкой Tст.ж ‒ Tж ≥ 270ºС многократно превышает температуру самого керосина Tж , то ошибка в прогнозе подогрева керосина даже на ±10ºС даст в конечном итоге ошибку в расчете теплового потока менее 4%.
Изображение
Кривизну сопла Лаваля оставим прежней, согласно приведенных в первой части этой главы пропорций.
Произведем расчет при фиксированной Tст.г = 800K и занесем в таблицу полученные данные (температуры даны в градусах Цельсия):
Изображение
Примечание: расчет оребрения выполняется по формуле (4.207)[15]
В результате мы получили верхнюю оценку температуры стенки со стороны керосина Tст.ж ≈ 382 ±1 ºС (655K), что в пределах ранее оговоренного лимита согласно рекомендаций NASA SP-8087 Tст.ж ≤ 728К, следовательно, данные температуры могут быть допустимыми без ущерба для работы двигателя для максимальных (предельных) режимов.
Таким образом, максимальные эксплуатационные тепловые потоки для системы охлаждения ЖРД F-1 будут:
qmax ≤ αст ∙ ΔTст ≈ 53,3 ∙ 10³ ∙ (527 − 382) ≈ 7,7 МВт/м²
В результате, наша система разошлась: вместо необходимых qmax ≥ 13 М Вт/м² (согласно графику в первой части этой главы) мы располагаем qmax ≤ 7,7 МВт/м² – т.е. на 40% меньшими, чем нужно, возможностями по охлаждению камеры F-1.
Таким образом, два зафиксированных параметра - температура огневой стороны стенки Tст.г = 800 K и максимальный тепловой поток в критическом сечении qmax = 13М Вт/м² оказались несовместимы! Задача с такими параметрами для двигателя F-1 не имеет решения.
Давайте проведем разбор результатов и поймем, почему камера F-1 оказалась не лучшим по сравнению с Н-1b радиатором-теплообменником, а гораздо более худшим по своим свойствам изделием.
Во-первых, плотность потока керосина ρ ∙ W осталась на уровне двигателей с давлением в камере до pк ≤ 5 МПа
Напомню кратко, что коэффициент теплоотдачи в жидкий охладитель пропорционален:
αж ~ ( ρ ∙ W )0,8/ dэ 0,2
Ситуация выглядит абсурдно: керосин самый плохой охладитель из всех серийно применяемых, даже прокачка всех 100% керосина не позволяет в должной мере охлаждать камеру без завесного охлаждения. Вместо этого американцы решили поступить вопреки логике – они специально занизили подачу керосина на охлаждение камеры до 70% из 100% возможных.
Во-вторых, условный проход трубок dэ у F-1 втрое шире : 20,1 мм против 6,1 мм.
Соответственно, коэффициент теплоотдачи в жидкий охладитель у F-1 будет хуже, чем у Н-1b в ( 20,1 / 6,1 )0,2 ≈ 1,27 раза.
Таким образом, по плотности потока хладагента F-1 остался на уровне Н-1b, т.е. в категории двигателей до pк ≤ 5 МПа
А по диаметру труб F-1 оказался сильно хуже, чем Н-1b.
Рассмотрим предельный случай: пусть все 100% керосина будут прокачаны по трубкам охлаждения, что даст нам прирост плотности потока охладителя в полтора раза. При этом относительный подогрев из-за большей массы керосина тоже снизится до ΔТж ≈ 60ºС "
Как неожиданно! Строили строили и наконец построили ! Итоги печальные и не радужные :
1) плотность потока керосина осталась на том же уровне как и в ЖРД с давлением 5 МПа в камере сгорания; 2) подача керосина на охлаждение камеры стало меньше на 30% по сравнению с аналогичным параметром Н-1; 3) с диаметром труб охлаждения у F-1 (20.1мм) тоже новые проблемы , они в три раза стали больше, и как следствие проблема №4: 4) коэффициент теплоотдачи в жидкий охладитель стал хуже в 1,27 раза.
Автор эти проблемы не только назвал, но и наглядно продемонстрировал почему они появились.
Велюров наглядно показал нестыковки, которые возникают при учете "официальных" данных НАСА:
"Подогрев для F-1, как мы показали выше, делится на четыре неравные части: по ходу керосина сверху вниз 20% + 30%, потом снизу вверх 30% +20%
Для ранее принятой температуры керосина на входе в камеру Твх ~ 40ºС расчетный диапазон температур керосина в критическим сечении для ЖРД F-1 примерно равен:
для аверса Tж ≈ Твх + 0,2 · 60ºС ≈ 52ºС
для реверса Tж ≈ Твх + 0,8 · 60ºС ≈ 88ºС
Распределение температур керосина по участкам трубок можно графически представить на рисунке слева.
Плотность потока керосина составит ρ∙W ≈ 23430 кг/с∙м²
Изображение
Произведем расчет при фиксированной Tст.г = 800 K и занесем в таблицу полученные данные (температуры даны в градусах Цельсия):
Изображение
Примечание: расчет оребрения выполняется по формуле (4.207)[15]
Температура стенки со стороны керосина составит примерно Tст.ж ≈ 355 ± 2 ºС
При этом максимальные эксплуатационные тепловые потоки для повышенной плотности потока ρ ∙ W = 23430 кг/с∙м² составят:
qmax ≤ αст ∙ ΔTст ≈ 53,3 ∙ 10³ ∙ (527 − 355) ≈ 9,2 МВт/м²
Зафиксируем для себя данный результат, ибо он пригодится нам в дальнейшем. "
Все это прекрасно, но необходимо получить величину теплового потока 13 МВт/м² и Велюров показал наглядно при какой температуре получается такая цифра удельного теплового потока по площади. И здесь оказывается есть неприятные для американских обманщиков нестыковки и противоречия:
"Невзирая на абсурдность дальнейшей экстраполяции, давайте рассчитаем: при каких температурных раскладах для номинального двигателя с номинальной плотностью потока керосина ρ ∙ W = 16400 кг/с∙м² мы получим искомый тепловой поток 13 МВт/м²
При этом мы будем постулировать, что свойства металла и керосина монотонны и непрерывны во всем диапазоне температур и могут быть линейно экстраполированы для температур T ≥ 500 ºС
Чтобы получить нужную величину "официального" удельного теплового потока, оказывается надо допустить температуру стенки трубки системы охлаждения до 760 *С, при условии что золотой пример не выдержит такой температуры и трубка начнет разрушаться . Кроме того, оказывается что при таком условии температура 515*С для керосина RP-1 тоже является аномальной величиной. Концы с концами, по мнению автора, у американцев не сходятся. Эти утверждения Велюрова бессмысленно оспаривать:
"Результаты приведены в табличном виде (температуры даны в градусах Цельсия):
Изображение
Температура стенки со стороны газа составит Tст.г ≈ 760ºС (1033 К)
Температура стенки со стороны керосина составит примерно Tст.ж ≈ 515 ± 4 ºС
При этом тепловые потоки составят соответственно:
qmax = αст ∙ ΔTст ≈ 53,3 ∙ 10³ ∙ (760 − 515) ≈ 13 МВт/м²
Результат, полученный нами, не оставляет надежд на реализацию подобной химеры: температура внешней стенки должна быть доведена до уровня Tст.г ≈ 760ºС ( или ~ 1033 К ) что еще можно вообразить, хотя золотой припой точно «поплывет», но вот температуру внутренней стенки Tст.ж ≥ 515ºС ( или ~ 788 К ) представить не берусь, ведь это на 100ºС градусов выше критической точки для керосина RP-1."
Ситуация классическая: лгуны сочиняя сказки о параметрах работы ЖРД, "чуда" технологии США, не учли все моменты и не исключили противоречия. Правая "рука" команды обманщиков писала одни параметры работы двигателя, а "левая "рука" этой же команды расписывала какой материал использовался в припое, в трубках, какая жидкость использовалась в системе охлаждения. Свойства материалов припоя и характеристики охлаждающей жидкости, керосина никак не позволяли использовать их при таких параметрах удельного теплового потока и таких температурах.

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


Ср янв 16, 2019 10:18 am
Профиль WWW
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 8:46 pm
Сообщений: 124622
Откуда: Томск
Сообщение Re: Большой космический обман США
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/


Сб янв 19, 2019 5:28 pm
Профиль WWW
Показать сообщения за:  Сортировать по:  
Ответить на тему   [ Сообщений: 4608 ]  На страницу Пред.  1 ... 304, 305, 306, 307, 308  След.

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:  
cron
Powered by phpBB © 2000, 2002, 2005, 2007 phpBB Group.
Designed by STSoftware for PTF.
Русская поддержка phpBB