Сообщения без ответов | Активные темы Текущее время: Пн июн 21, 2021 4:52 am



Ответить на тему  [ Сообщений: 4675 ]  На страницу Пред.  1 ... 305, 306, 307, 308, 309, 310, 311, 312  След.
 Большой космический обман США 
Автор Сообщение
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 8:46 pm
Сообщений: 128205
Откуда: Томск
Сообщение Re: Большой космический обман США
http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-13-2.htm
Велюров прекрасно понимает, что в его расчетах существует проблема: отсутствие точных, достоверных, доскональных сведений о геометрических размерах ЖРД F-1, об удельном тепловом потоке в камере сгорания и в критическом сечении, о диаметре камеры и "критики", о давлении и температуре в этом "чуде" американской технологии:
"Американская ошибка
Долгие поиски американских документов, где бы излагались хотя бы элементы теплового расчета двигателя F-1, приведут любого исследователя к легкому недоумению: о двигателе F-1 нет решительно никаких достоверных данных о его геометрических размерах и уж тем более о величине теплового потока в камере или критическом сечении.
Существует лишь несколько отрывочных цифр - давление и температура в камере сгорания. Но даже диаметр критического сечения, не говоря уже о диаметре самой камеры - известны нам лишь косвенно, из второразрядных публикаций. "
Так выглядит этот "секретный" учебник:
Изображение
Автор нашел ошибку американских обманщиков, которые по простоте своей душевной в этой жутко секретной документации, а точнее в учебном пособии, датированный 1967 года, выложили реальный расчет удельного теплового потока двигателя очень похожего на ЖРД F-1 . Только тяга этого двигателя...порядка 340 тс на уровне моря, в два раза меньше "официальной" величины тяги этого же двигателя:
"Но вот удача - мне удалось разыскать весьма интересное учебное пособие – «Design of liquid propellant rocket engines», NASA, 1967 (SP-125).
С виду это обычный учебник под традиционным для советской терминологии названием «Конструкция жидкостных ракетных двигателей». В СССР таких учебников была выпущена целая гора: неоднократно переиздавались книги под редакцией Кудрявцева, Алемасова, Добровольского, Волкова, Васильева, Гахуна...
Меня заинтересовала американская книжка по другим причинам - на ней стоял гриф секретности!
Так вот, в этом секретном учебнике (звучит каково!) был изложен расчет учебного примера - некоего гипотетического ЖРД как две капли похожего на F-1 за одним исключением – он являлся масштабной моделью с тягой, равной ½ от номинальной тяги F-1."
Изображение
Thrust ( sea level ) - Тяга на уровне моря
750000 lb = 340194.28 кгс
"Или вот еще - очень характерная иллюстрация. До боли знакомый образ!
Изображение
Но автор признает, что ЖРД F-1 имел неповторимую форму, контуры, отличие от других американских двигателей,и что параметры и характеристики ЖРД "А1" все таки не совпадают полностью с параметрами и характеристиками ЖРД F1:
"Я уже приводил в первой части этой главы целую подборку фотографий керосиновых ЖРД американского производства. Так вот, все они похожи как две капли воды и все принципиально не похожи на F-1: в массовых керосиновых ЖРД американцы делали турбонасосный агрегат с горизонтальным расположением валов и большим зубчатым редуктором. Тогда как у F-1 типичная для двигателей КБ Глушко схема с вертикальным одновальным ТНА. Поэтому визуально F-1 является единственным и неповторимым в своем роде.
Разница между F-1 и А-1 главным образом в том, что расход топлива через двигатель уменьшен вдвое - с 2,6т/с у F-1 до 1,3т/с у А-1. Соответственно, А-1 имел камеру меньших размеров: диаметр цилиндрической части ~ 800 мм, горловина ~ 632 мм.
Эффективное давление в камере А-1 около 1000psi (6,9МПа), тогда как у F-1 оно чуть меньше - 980psi (6,75МПа)."
Американские обманщики приводят цифру диаметра двигателя F-1 3.72 метра, что не является диаметром цилиндра камеры сгорания
https://web.archive.org/web/20131109232214/http://www.astronautix.com/engines/f1.htm
Diameter: 3.72 m (12.20 ft). Это размер сопла в нижней, самой широкой его части.
В этом не трудно убедиться по фотографиям туристов, людей, стоящих рядом с указанным ЖРД рядом с музеем НАСА, на площадке:
Изображение
Изображение
Размер плеч по соотношению к росту приблизительно имеют следующие соотношения:
Изображение
Если сравнивать величину размера плеч туристов, стоящих рядом с музейным экспонатом ЖРД F-1, то получается, что диаметр цилиндра камеры сгорания не превышает 1000 мм, это с учетом проекционного искажения при таком приблизительном сравнении. Не сильно буду удивлен, если параметры цилиндра КС в критическом сечениии и в основном цилиндре ЖРД А1 будут совпадать с аналогичными размерами камеры сгорания ЖРД F-1,
По некоторым данным от писателей НАСА, диаметр критического сечения у F-1 составлял 730 мм, у А-1 630 мм. Эти данные о F-1 приводит Генадий Ивченков:
https://docviewer.yandex.ru/view/12301457/?*=oqlGJchJTLVnnBVB3qqICma1v%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&page=5&lang=ru
Изображение
В другой публикации И. И. ШУНЕЙКО ; ПИЛОТИРУЕМЫЕ ПОЛЕТЫ НА ЛУНУ, КОНСТРУКЦИЯ И ХАРАКТЕРИСТИКИ SATURN V APOLLO, указывается диаметр "критики" 92 см:
https://testpilot.ru/espace/bibl/raketostr3/1-1.html
Изображение
О диаметре цилиндра камеры сгорания в этих источниках информации ничего не говориться, но похоже этот диаметр не превышает 100 см (1000 мм). У А-1 этот диаметр 80 см (800 мм) Принципиального различия в размерах А1 и F1 нет! Но "учебный" ЖРД имеет тягу 340 тс (на уровне моря), а оригинал имеет тягу 690 тс (на уровне моря по данным Шунейко) . Это при том, что "учебный" двигатель А-1 по своему устройству полностью совпадает с двигателем F-1
Велюров указал на ошибочность такого расчета, который содержался в "секретной" публикации про А-1:
"Но более всего меня привлек тепловой расчет конвективных потоков в данном учебном примере.
В результате авторы учебника получили максимальный тепловой поток в двигателе F-1 всего 3 BTU/in²·sec ≈ 5 МВт/м²
Я не буду подробно останавливаться на сомнительной методологии этого расчета, скажу только, что разность температур бралась не между пристеночным слоем и стенкой, а между температурой среднего по камере газа (по свойствам близко ядру потока) и самой стенкой. Далее это множилось на некий эмпирический коэффициент теплоотдачи с учетом сажевого нагара. "
И автор указал, что в последующих публикациях, где фигурирует "учебный" А-1, очень похожий на F-1, эта ошибка исправлена и получена другая величина удельного теплового потока по площади:
"В итоге авторы учебника NASA ошиблись в 1967 году в три раза - показали 3 BTU/in²·sec вместо почти 8 BTU/in²·sec обнародованных[23] в 1975 году в другом исследовании по заказу NASA уже после завершения миссии «Аполлон».
Вероятно, учебник потому и засекретили, что он содержал секретный, заниженный в три раза тепловой поток.
Здесь в самый раз будет поговорить о правильности расчета тепловых потоков в ЖРД."
Учебник засекретили конечно в свое время не из-за ошибок допущенных писаками НАСА. Эту публикацию засекретили потому, что учебный ЖРД А-1 с тягой 340 тс и был в действительности ЖРД F-1! При реальной тяге 340 тс, удельный тепловой поток не принимал аномальных, запредельных значений!

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


Сб янв 19, 2019 6:02 pm
Профиль WWW
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 8:46 pm
Сообщений: 128205
Откуда: Томск
Сообщение Re: Большой космический обман США
http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-13-3.htm
Велюров подвергся жесточайшим нападкам со стороны защитников Лунного Обмана США , которые не очень хорошо были знакомы с законами Термодинамики. Впрочем это не помешало противникам Велюрова обвинить его в незнании законов Термодинамики, объявить громогласно, что расчет Велюрова противоречит этим законам. Велюров ответил на эти обвинения:
"Во второй части этой главы мы упражнялись в расчетах элементов проточного охлаждения ЖРД F-1 и пришли к однозначному выводу о несовместимости высоких тепловых потоков со стороны газа на стенку и мизерными возможностями проточного охлаждения.
И у читателей, особенно у моих критиков, уже зреет вопрос: насколько предложенная мною модель эффективного эквивалентного пристеночного слоя применима в случае F-1, для которого, как шутят мои оппоненты, законы термодинамики не писаны.
Действительно, еще раз взглянем на нашу формулу максимальных критических потоков:
Qкр.к ≈ (pк0,87/ dкр0,13) ∙ So ∙ (Tе – Tст )
Очевидно, что самый легкий путь – это просто уменьшить температуру пристеночного слоя Tе до придела.
Но увы – чтобы добиться снижения тепловых потоков с 13 МВт/м² до хотя бы 8 МВт/м² нам понадобится уменьшить температуру до уровня Tе ≤ 1300 ÷ 1400К, что характерно для режима газогенератора с крайне низким содержанием кислорода Km ≈ 0,6 (α≈0,18)"
Естественно такая ситуация в принципе невозможна и автор это убедительно демонстрирует:
Изображение
Хотя рисунок и носит качественный характер, но отчетливо видно, что 1 < Km < 1,5
Это вполне укладывается в мою концепцию эквивалентного слоя при Km ≈ 1,2 (α≈0,35) и однозначно опровергает оценку для «холодного» пристеночного слоя Km ≈ 0,6 потому что определенно имеет место Km > 1
Кроме того, у Алемасова[33] приведены советские оценки для эффективности пристеночного слоя:
Изображение
Здесь, на левом графике, для топлива кислород-керосин параметр α≈0,4 можно считать грубым округлением для α≈0,35"
Оппоненты Велюрова обращали внимание, что Km можно снизить меньше 1, на что автор, опять же обосновано возражает:
"У читателей может возникнуть вопрос: если все-таки, вопреки всем графикам, снизить Km гораздо ниже единицы?
На это есть вполне определенный ответ: никакой практической пользы это не принесет.
Во-первых, хочу напомнить, что завесное охлаждение жидким керосином начинается от головки вообще без окислителя, т.е. Km = 0
По мере движения продуктов горения по камере происходит формирование двухслойной модели «ядро-стенка», при этом имеет место турбулизация (перемешивание) пристеночного слоя с ядром, в результате чего имеет место рост температуры в пристеночном слое.
У Алемасова[33] на этот случай приведены на графике оценки полноты турбулизации слоя:
Изображение
Здесь рост относительной температуры слоя относительно ядра (Тст / Тя) поставлен в зависимость от соотношения скоростей газа в слое и ядре (Uст / Uя)
По оси Х отложена относительная длина пути в долях радиуса камеры, от X=0 до X=2R
Следует заметить, что при любом α ≥ 0,35 имеет место (Uст / Uя) ≥ 0,8 – кривая 4 (и лучше).
При α < 0,3 начинается интенсивное выпадение сажи, при α≈0,18 оно составит около 30%, в результате чего начнет сильно падать относительная скорость слоя, до (Uст / Uя) ≤ 0,6
Этому будет отвечать кривые 2, 3. Соответственно, эффект от такого слоя будет на короткой дистанции, параметры слоя не будут «добивать» на всю длину камеры до критического сечения.
Причина здесь проста: сажа не является газом и не совершает никакой работы в сопле.
Наоборот, сажа является балластом, который к тому же аккумулирует тепло от реакции горения.
В результате получается, что 70% от общей массы (газ), которые имеют в запасе только 70% энергии сгорания, должны совершать работу и ускорять все 100% совокупной массы продуктов горения. Именно поэтому в зоне α < 0,3 идет резкое падение скорости газа в слое.
Чем сильнее разница в скоростях ядра и слоя – тем сильнее они перемешиваются.
Во-вторых, в местах соприкосновения ядра и слоя происходит локальное дожигание сажи, что также ведет к росту температуры в пристеночном слое.
Вот что по этому поводу резюмирует Алемасов[33]:
Изображение "
Сомневаться в такой аргументации, особенно по поводу свойств сажи, не приходится даже при минимальных знаниях о школьном курсе Термодинамики.

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


Пн янв 21, 2019 9:15 pm
Профиль WWW
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 8:46 pm
Сообщений: 128205
Откуда: Томск
Сообщение Re: Большой космический обман США
http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-13-3.htm
Велюров фактически ведет полемику против аргументации своих противников, защитников НАСА и американского обмана. Автор наглядно показал, что при расчете величина удельного теплого потока, при использовании средних величин параметров газа по всей камере сгорания, резко увеличивается, почти в три раза (на 66%) по сравнению с величиной удельного теплового потока, расчет которой велся при учете параметров в области , находящейся рядом со стенками трубок охлаждения. Это характерно и для параметров ЖРД F-1 , для аналогичного расчета. Что естественно невозможно. Автор наглядно продемонстрировал реальность расчета в пристеночном слое, и аномальное, нереальное, завышение величины удельного теплового потока при использовании неких усредненных величин параметров газа в случае с F-1:
"Давайте еще раз вернемся к таблице аппроксимации теплового потока для F-1 и решим, насколько наш пристеночный слой уменьшил тепловые потоки по сравнению с полностью перемешенным, средним по составу газом:
Изображение
p* ‒ эффективное давление в камере с учетом потерь полного давления
Тогда, учитывая формулу для конвективного теплового потока в критическом сечении (см. выше), имеем:
Изображение
Таким образом, наш модельный пристеночный слой уменьшил уже тепловые потоки на 66% или почти в три раза.
Выше было указано, что дальнейшее снижение тепловых потоков, даже для завесы без кислорода, не предвидится, далее наступит стабилизация плотности теплового потока по причинам, рассмотренным выше – турбулизация пристеночного слоя, рост его температуры. "
И опять к вопросу некой искусственной шероховатости, которая может ускорить , якобы, процесс теплообмена
Для справки:
Турбулизация потока - это переход ламинарного потока в турбулентный
( А.С.Гольдберг. Англо-русский энергетический словарь. 2006 г.)
Ламинарное течение (лат. lāmina — «пластинка») — течение, при котором жидкость или газ перемещается слоями без перемешивания и пульсаций
Турбулентное течение (лат. turbulentus — бурный, беспорядочный), — явление, заключается в том, что при увеличении интенсивности течения жидкости или газа в среде самопроизвольно образуются многочисленные нелинейные фрактальные волны и обычные, линейные различных размеров, без наличия внешних, случайных, возмущающих среду сил и/или при их присутствии.
"Турбулизация потока теплоносителя осуществляется с помощью нанесения искусственной шероховатости на поверхности твэлов и каналов. Под этим понимается создание на тепловыделяющих поверхностях выступов и впадин различной конфигурации, расположенных под различными углами и поперек движения потока теплоносителя. "
( Каменьщиков Ф.Т. Вопросы механики вращающихся потоков и интенсификация теплообмена в ЯЭУ)
Турбулизация потоков теплоносителей внутри труб и в межтрубном пространстве наряду с интенсификацией теплообмена и ростом гидравлического сопротивления вызывает вибрацию труб, ведущую иногда к повреждению аппарата. Последнее возникает в результате: 1) усталостного разрушения труб и поперечных перегородок в межтрубном пространстве; 2) трения труб о перегородки; 3) взаимного соударения труб при их тесном расположении в пучке.
( Гельперин Н.И. Основные процессы и аппараты химической технологии Кн.1)
Проще говоря, искусственная шероховатость внутри трубок охлаждения может привести не только к росту температуры, но и к разрушению самих трубок с тонкими стенками, к разрушению всей системы трубок охлаждения с сомнительной сваркой между собой . Это , например, прекрасно понимает грамотный сантехник с образованием ПТУ и большим опытом работы. Грамотные физики, с высшим образованием это точно должны понимать.

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


Вт янв 22, 2019 2:48 pm
Профиль WWW
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 8:46 pm
Сообщений: 128205
Откуда: Томск
Сообщение Re: Большой космический обман США
http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-13-3.htm
Велюров обоснованно полагает, что неполная прокачка керосина через систему охлаждения, это нелепое и ошибочное решение конструкторов при создании ЖРД F-1:
"«Карбюраторный» вариант F-1
Проанализируем еще раз ключевую особенность ЖРД F-1: для охлаждения камеры используется лишь 70% керосина.
Это глубоко ошибочное и просто нелепое решение, заведомо проигрышное в этой ситуации.
Здраво рассуждая, не лучше ли было прокачивать в системе охлаждения все 100% керосина?
Данная гипотеза родилась не на пустом месте. Несколько слов о независимом подтверждении идеи.
Дело в том, что все расчеты проточного охлаждения мы строили на базе того факта, что по трубкам F-1 прокачивается 70% от полного расхода керосина, что составляет около 520 кг/с. Все 100% – это примерно 742 кг/с.
Исходя из этих оценок мы получили примерную скорость прокачки керосина в критическом сечении порядка ~21 м/с
Важно то, что скорость прокачки и плотность потока ρ∙W в точности соответствуют аналогичным параметрам для ЖРД H-1b."
Но другого и быть не могло с сложной системе охлаждения при помощи трубок со сложности пайки самой трубки, пайки трубок друг к другу и к стенке камеры сгорания и сопла.
Хоть убейся, но прокачать через охлаждение все горючее через сложную трубчатую систему, со многими препятствиями и проблемами, с последующим возвращением к форсунке, не получится.
В листовой системе, и это признавал автор многих сложностей такого рода можно избежать, в трубчатой нет.
Автор определяет скорость прокачки по..гидравлическим потерям:
"Давайте попробуем оценить фактическую скорость прокачки от обратного – по гидравлическим потерям.
Согласно общепринятой методике[25] потери на трение при движении несжимаемой жидкости с постоянными свойствами по трубам и каналам большой длины с постоянным сечением определяются по формуле:
Изображение
где: ξ – коэффициент гидравлического сопротивления; L – длина канала; dэ – сечение канала
Мы будем исходить из того, что безразмерный коэффициент трения в трубках у обоих двигателей (F-1 и H-1b) примерно одинаков. "
Конечно с этим моментом можно поспорить, мол коэффициент трения в трубках охлаждения у F-1 отличается от Н-1b, ибо инконель использовался при изготовлении трубок первого, и сталь при изготовлении трубок охлаждения у второго двигателя. Но коэффициент трения в трубках, если верить формуле Дарси — Вейсбаха при ламинарном течении жидкости, и формуле Блаузиуса при турбулентном течении, не зависит от материала изготовления трубок, то бишь от плотности , материала трубок, его теплопроводности и прочего.
Можно конечно опять сослаться на пресловутую искусственную шероховатость, которую при тонкой толщине трубок F-1 наносить крайне проблематично, и результатом такой шероховатости будет замедление скорости потока охладителя и дополнительная вибрация указанной трубки в дополнение к высоким температурам и вибрации всей ракеты и двигателя это приведет к аномальным результатам. Поэтому такое допущение автора о равенстве указанного коэффициента вполне обосновано.
Велюрова при этом невозможно упрекнуть в том, что он не учел различия Р-1 и F-1/ Велюров учитывает тот факт, что длина охлаждаемого участка у F-1, что эффективное сечение трубки охлаждения у F-1 в три раза больше , чем у трубок охлаждения Н-1b:
"Длина канала у обоих двигателей будет пропорциональна вертикальной длине самой камеры от верхнего коллектора до среза сопла.
Известно, что гидравлические потери в трубках H-1b составляют Δp ≈138psi (0,95 МПа)
Длина охлаждаемого участка у F-1 почти вдвое длиннее, чем у H-1b (L ≈ 4,5 м против L ≈ 2,1м)
Зато трубы в самом узком месте втрое шире по эффективному сечению (dэ ≈ 20,1 мм против dэ ≈ 6,1мм)
Отсюда поправочный коэффициент:
Изображение
Таким образом, гидравлическое сопротивление в трубках F-1 при равной плотности потока не только не больше, но ниже, чем у H-1b. "
Из хороших новостей для НАСА гидравлическое сопротивление в трубках F-1 ниже, но есть и плохая новость о том, что писаки НАСА опять солгали и на самом деле получается, что прокачка керосина через трубчатую систему была все 100%, а не 70%:
"В то же время, согласно официальных данных[11], общие гидравлические потери в трубках F-1 почти вдове выше: они составляют по разным данным Δp ≈ 242 ÷ 265psi (1,67 ÷ 1,83 МПа)
Это означает, что скоростной напор Δp ~½ (ρ∙W²) в трубках F-1 больше аналогичного в H-1b соответственно:
Изображение
Даже с поправками на разделение первичных трубок на вторичные, с поправкой на допущенные усреднения, скорость прокачки керосина для F-1 в среднем в √2,7 больше, т.е. более, чем в полтора раза, чем мы первоначально предполагали.
А это однозначно доказывает, что объем прокачки был не 70%, а все 100%, т.е. все 742 кг/с керосина прошли через трубки охлаждения. "
Технические писатели НАСА ошибались при описании параметров американских двигателей не случайно. Это следствие классической ситуации: левая рука не знает что творит правая. Одни писаки писали про одни параметры, другие придумывали описание охлаждения с другими характеристиками. Отсюда не стыковки!

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


Ср янв 23, 2019 8:45 pm
Профиль WWW
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 8:46 pm
Сообщений: 128205
Откуда: Томск
Сообщение Re: Большой космический обман США
http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-13-3.htm
Еще одна находка Велюрова является совсем печальной новостью для защитников и технических писан НАСА. Оказывается эффективное давление в камере сгорания при таком варианте не 69,0 кгс/см², а 45,1 кгс/см². Это действительно очень неожиданная и удручающая новость:
"Теперь подойдем к вопросу о предельных возможностях F-1 с другой стороны.
Во второй части статьи мы получили предельный эксплуатационный тепловой поток для случая прокачки всех 100% керосина по трубкам охлаждения на уровне Qmax ≈ 9,2 МВт/м²
Решая обратную задачу, найдем эффективное давление в камере, которому будет соответствовать данный поток:
Изображение
В таблице для сравнения еще раз даны параметры ЖРД Н-1b.
Поскольку искомое давление оказалось на уровне двигателя Н-1b, то температуры среднего по составу газа и пристеночного слоя у обоих двигателей будут одинаковыми. Температуры огневой стенки - тоже одинаковыми. Разница только в геометрических размерах и в коэффициенте излучающей способности газа (у F-1 доля окислителя чуть выше, поэтому водяного пара в продуктах сгорания чуть больше).
Вместо паспортного эффективного давления 69,0 кгс/см², мы получили на треть меньше, чем нужно.
То есть, даже прокачка 100% керосина обеспечивает охлаждение лишь при условии, что давление в камере всего ⅔ от номинального.
Но 100% топлива, сгорая в камере, создают все 100% давления, а нам нужно только ⅔ от номинала. Как быть?
Выход, на самом деле, только один: нужно, чтобы в камере сгорало на ⅓ меньше топлива."
Принципиально все одинаковое у Н-1b и F-1, а тяга этих двигателей отличается в разы. Так не бывает!

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


Пт янв 25, 2019 5:19 am
Профиль WWW
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 8:46 pm
Сообщений: 128205
Откуда: Томск
Сообщение Re: Большой космический обман США
http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-13-3.htm
Велюров посчитал, а какая же тяга в реальности будет при выявленных условиях будет у ЖРД F-1? И здесь получился совсем нехороший результат, просто душераздирающий:
"Выход, на самом деле, только один: нужно, чтобы в камере сгорало на ⅓ меньше топлива.
Этого можно добиться двумя путями.
Вариант №1. Поскольку топливо состоит из горючего (керосин) и окислителя (кислород), при этом кислорода в 2,4 раза больше по массе, то проще всего зафиксировать расход керосина на номинальном уровне 742 кг/с, при этом уменьшить подачу кислорода настолько, чтобы общая масса расхода топлива составила ⅔ от номинала, а давление не превысило 46 кгс/см².
Задача выглядит на первый взгляд простой.
Был общий расход топлива 2526 кг/с, уменьшаем на ⅓ до 1684 кг/с, т.е. минус 842 кг/с, за счет снижения подачи кислорода.
При этом расход керосина мы договорились зафиксировать на номинальном уровне 742 кг/с.
Это вызовет сильный перекос в соотношении компонентов: доля кислорода падает почти вдвое.
Если был расход кислорода 1784 кг/с по паспорту, то станет 1784 ‒ 842 = 942 кг/с.
Тогда соотношение окислитель/горючее составит: Кm ≈ 1,27
Это не просто низкий показатель, а мизерный ‒ это уровень пристеночного слоя, где температура горения вдвое ниже обычного.
Поскольку такой холодный газ не создаст нужное давление в камере размерами, как у F-1, то можно повысить расход кислорода, доведя соотношение окислитель/горючее до уровня Кm ≈ 1,4.
При таком составе топлива продукты его сгорания создадут в камере искомое давление примерно 45,5 кгс/см²
Температура горения газа «в среднем» все равно останется очень низкой ‒ всего около Тг ≈ 2250 К
При этом расход продуктов сгорания повысится до ≈ 1780 кг/с плюс ~2% на привод турбонасосного агрегата. Итого ≈ 1815 кг/с
Увы, такой двигатель будет иметь массу недостатков.
Во-первых, из-за очень низкой температуры горения, удельный импульс в вакууме будет менее Iуд ≤ 270 с
Во-вторых, в таком большом сопле при таком маленьком расходе газа будет сильное перерасширение.
Давление на срезе сопла вместо положеных 0,56 кгс/см² (номинал) упадет вдвое до ≈ 0,28 кгс/см²
По этой причине потери удельного импульса у земли будут гигантскими ‒ как это бывает у высотных двигателей на старте.
К примеру, у двигателя РД-108 (8Д75) на срезе сопла давление примерно 0,34 кгс/см²
Из-за этого, удельный импульс у земли Iуд ≈ 248 с на 22% ниже, чем в вакууме Iуд ≈ 315 с.
В случае дефорсированного F-1 согласно варианта №1 удельный импульс у земли составит Iуд ≈ 212 с
Тяга такого двигателя на старте (с учетом вклада тяги турбинного газа) не превысит Рзем ≤ 385 тс
Поэтому, при всей кажущейся простоте, вариант №1 дает очень слабый результат."
Вспоминаем величину тяги "учебного" ЖРД А-4 : 340 тс . Да слабый результат, но он и есть ближе всего к реальному!

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


Пт янв 25, 2019 12:39 pm
Профиль WWW
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 8:46 pm
Сообщений: 128205
Откуда: Томск
Сообщение Re: Большой космический обман США
http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-13-3.htm
Второй вариант расчета тяги ЖРД F-1 немного лучше 421 тс. Этот результат не очень внушает доверие в реальность такой величины, о чем упоминает и сам автор, мол, подозрительный излишек получается в величине расхода керосина:
Вариант №2 ‒ «карбюраторный». Мы не будем нарушать номинальное соотношение окислитель/горючее. Мы будем уменьшать пропорционально расход обоих компонентов так, чтобы давление в камере не превысило ⅔ от номинала, т.е. оставалось менее 46 кгс/см².
Это означает пониженный на ⅓ расход кислорода до ≈ 1190 кг/с и пониженный на ⅓ расход керосина до ≈ 495 кг/с
Всего расход продуктов сгорания ≈ 1685 кг/с плюс ~2% на привод турбонасосного агрегата. Итого ≈ 1720 кг/с
Такой вариант дефорсированного ЖРД F-1, не смотря на пониженное на ⅓ до ≈ 45,7 кгс/см² давление в камере, сохранит в целом удельный импульс в вакууме на уровне не хуже паспортных данных: Iуд ≥ 304с
Это объясняется очень просто: скорость истечения газа в сопле определяется не абсолютным давлением, а степенью расширения, т.е. перепадом давления между входом в сопло и выходом, и, разумеется, полным теплосодержанием самого газа.
Просто по причине падения давления в камере на ⅓ ‒ давление на срезе сопла упадет пропорционально, примерно до ≈ 0,37 кгс/см²
Это давление на выходе лучше, чем у варианта №1, но тоже низкое: потери удельного импульса у земли понизят его до Iуд ≈ 245с
Соответственно, тяга на старте составит Рзем ≈ 421тс ‒ т.е. уже лучше, чем у варианта №1.
И еще в запасе «лишнего» 742 ‒ 495 = 247 кг/с расхода керосина."
Излишки расхода керосина в таком количестве это очень мало вероятное событие в реальной ракете. Так что вариант 1 все таки ближе к истине. Там таких расхождений и нестыковок нет. Тяга F-1 получается меньше 385 тс!

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


Сб янв 26, 2019 7:06 pm
Профиль WWW
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 8:46 pm
Сообщений: 128205
Откуда: Томск
Сообщение Re: Большой космический обман США
http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-13-3.htm
Велюров полагает, что американские обманщики решили проблему вывода лишнего керосина в обход камеры сгорания, чтобы не поднимать величины давления и удельного теплового потока в камере сгорания, через...карбюратор:
"В этом варианте пока все хорошо, но остается нерешенным один вопрос: куда мы будем девать «лишний» керосин?
В камеру нельзя – «сверхплановый» керосин создаст дополнительную массу газов в камере, она еще больше повысит давление, это в свою очередь приведет к росту тепловых потоков. Получается замкнутый круг.
Выход только один: нужно «сверхплановый» керосин куда-то девать (с пользой для создания тяги), но не в камеру!
Я уже неоднократно высказывал свою точку зрения на этот счет: «лишние» ⅓ керосина, а это на минуточку примерно две с половиной сотни килограмм в секунду, – подаются в сверхзвуковую часть сопла. Наиболее вероятно – там, где коллектор турбинных газов.
Однако оппоненты не раз указывали, что ничего из того, что нужно для впрыска столь большой порции топлива, там нет: ни поясов форсунок, ни подводящих патрубков, к тому же впрыск жидкости в сверхзвуковую часть сопла тормозит поток газа...
Вот и замечательно. Эту проблему можно решить просто и остроумно во всех отношениях: керосин не впрыскивают через форсунки, как мы могли полагать, а вдувают в виде газифицированной смеси через существующие широкие патрубки турбинного газа!
Этот процесс называется карбюрация. Для справки:
КАРБЮРА́ЦИЯ, карбюрации, жен. (франц. carburation) (хим., тех.).
Насыщение негорючего газа (воздуха) парами углеродистых веществ (напр. бензина), дающее взрывчатую смесь.
Толковый словарь Ушакова. Д.Н. Ушаков. 1935-1940.
Особенностью нашей карбюрации является то, что газовым носителем выступает не воздух, а горячие турбинные газы, в которые сразу за турбинным колесом подают керосин, в результате образуется смесь турбинного газа и паров керосина.
Путем подбора параметров горения в газогенераторе турбонасосного агрегата, можно добиться температурных условий, при которых будет происходить полная газификация избыточного керосина без его коксования ‒ без выделения сажи в больших количествах.
Это связано с тем, что коксование такой массы керосина приведет к засорению коллектора и впускных отверстий.
Но для карбюрации нужен карбюратор! Где же он на схеме двигателя? Обратим наши взоры еще раз на конструкцию агрегатов F-1.
Как вы должно быть заметили на фото слева, между турбонасосным агрегатом и патрубком сброса турбинного газа расположен некая странная деталь по форме усеченного конуса, именуемая на чертежах как теплообменник:
Изображение
По сути, перед нами простейший второстепенный агрегат, который относится к системе наддува баков. В теплообменнике подогревается мизерная порция кислорода, который испаряется и создает давление в магистрали наддува.
И все бы хорошо, да только размеры этого второстепенного изделия не просто поражают. Теплообменник реально превышает по своим размерам саму камеру сгорания двигателя! Вот его описание (на рисунке):
Изображение
диаметр 43 дюйма (109 см), длина 58 дюймов (147 см), диаметр на коллекторе турбинных газов 24 дюйма (60 см).
Для справки: внутренний диаметр камеры сгорания примерно 99 см, длина – менее одного метра."
Автор подтвердил предположение о том, что диаметр камеры сгорания у F-1 не превышает одного метра. Ссылки на истосник информации из НАСА по этому поводу отсутствует.
Заодно обнаружил и карбюратор у F-1:
"Мне представляется, что конструкция модифицированного ЖРД F-1 выглядит следующим образом:
Изображение
Здесь газогенератор – штатный жидкостный газогенератор, который вырабатывает мизерную долю горячего газа (несколько процентов от массы расхода топлива через камеру). Карбюратор – узел газификации (перемешивания) избыточного керосина и турбинных газов.
Как видите, конструкция как будто нарочно спроектирована для вдувания большой массы газифицированной смеси в сечении 10:1 – там, где расположено кольцо коллектора турбинных газов. И не надо никаких форсунок на сопле, длинных патрубков подачи керосина и т.д.
В результате, в сечении 10:1 мы создаем слой газового завесного охлаждения соплового насадка.
Важное замечание: скорость истечения генераторного газа ЖГГ, богатого на сажу, примерно в два с половиною раза ниже скорости основного потока газов в сопле, поэтому генераторный газ априори вносит торможение (снижает идеальную тягу камеры).
Проблема же «карбюраторного» варианта №2 аналогична проблеме варианта №1: для пониженного расхода топлива сопло становится избыточно большим, на уровне земли возникает сильное перерасширение газа в сопле, характерное для высотных ЖРД.
Это, в свою очередь, делает потери тяги у земли неприемлемо большими.
Впуск «карбюраторных» газов в сопловой насадок несколько снизит средний удельный импульс газа, но повысит давление на срезе сопла, что позволит снизить потери удельного импульса у земли и немного повысить тягу на старте.
Поэтому, главным предназначением «карбюратора» является форсирование тяги на старте и на малых высотах".
Главное улететь с глаз долой, и обманщикам все равно было, что тяга в вакууме, в разряженной атмосфере снижалась. Хотя тяги на уровне моря даже при втором варианте тоже не хватало.

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


Пн янв 28, 2019 5:55 am
Профиль WWW
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 8:46 pm
Сообщений: 128205
Откуда: Томск
Сообщение Re: Большой космический обман США
http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-13-3.htm
Велюров разгадал загадку "карбюраторного " двигателя F-1, а именно почему столько копоти выдавал этот двигатель при работе:
"Несколько цифр для понимания процесса. Примерные скорости движения газа на выходе сопла F-1 без учета работы «карбюратора»:
ядро потока W ≈ 2900 м/с
пристеночный слой W ≈ 2250 м/с
генераторный газ W ≈ 1200 м/с
давление на срезе сопла ≈ 0,37 кгс/см²
В результате впуска 290 кг/с «карбюраторных» газов (в т.ч. 35 кг/с генераторных газов на вращение турбины + 247 кг/с «лишнего» керосина + 8 кг/с дополнительного кислорода для лучшей газификации) ‒ параметры истечения газа претерпят некоторые изменения.
Во-первых, генераторный газ, разбавленный керосином, станет холоднее Тг ≤ 600К и медленнее W ≈ 1000 м/с.
Во-вторых, благодаря общему росту расхода газа через сопло давление на срезе поднимется до примерно ≈ 0,44 кгс/см²
Из-за слишком большой, более чем вдвое, разницы в скоростях «карбюраторных» газов и пристеночного слоя, их перемешивание будет происходить без вовлечения ядра потока. При контакте газифицированных углеводородов с горячим пристеночным слоем будет происходить их коксование и разложение на водород, метан и углерод.
Поэтому работа двигателя будет сопровождаться обильным выделением сажи, доля которой в переводе на вес «карбюраторных» газов составит не менее 40÷45% или около ста двадцати килограмм в секунду. В этом и есть секрет «копченого» факела F-1."
Можно не сомневаться, что часть сажи будет накапливаться на стенках сопла, как минимум, а дальше все как мы любим, увеличение удельного теплового потока с ухудшением параметров охлаждения. Как заметил справедливо автор происходит "форсирование тяги на старте и на малых высотах", а потом по логике событий ..."копченный" F-1 , будет иметь худшие параметры тяги.

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


Пн янв 28, 2019 9:41 pm
Профиль WWW
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 8:46 pm
Сообщений: 128205
Откуда: Томск
Сообщение Re: Большой космический обман США
http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-13-3.htm
Велюров очень добрый человек и он привел в итоге величину тяги ЖРД F-1 самую оптимистичную, для версии НАСА: 450 тс у земли и 553 тс в вакууме
"Ориентировочные параметры дефорсированного ЖРД F-1 вариант №2:
Изображение
Изображение
Вместо номинальной тяги 690 тс на старте, ЖРД F-1 по нашим оценкам обеспечивает на 35% меньше - всего около 450 тс.
Этот вывод является ключевым в дискуссии относительно реальности пилотируемых полетов на Луну при помощи ракет «Сатурн-5», оснащенных пятью двигателями F-1 на первой ступени.
При такой стартовой тяге, масса ракеты с тяговооруженностью n = 1,19 не могла превышать mo = 5 · 450 / 1,19 ≤ 1900 тонн.
Реальная стартовая масса «Сатурн-5» на 1000 тонн меньше официальной!
Что это означает на практике в аспекте выводимой полезной нагрузки?
Для ракет с водородом на верхних ступенях, оценка полезного груза на низкой орбите ИСЗ составит mпн ≈ 4% · 1900 ≤ 76 тонн
Для не водородных ракет, оценка полезного груза на низкой орбите ИСЗ составит mпн ≈ 3% · 1900 ≤ 57 тонн
Вышеуказанные оценки условны, ибо «водородная» ракета «Сатурн-1Б» по своей эффективности даже хуже гептилового «Протона».
При отправке груза к Луне массовая отдача варьируется в пределах от 0,8% («Протон», «Атлас-Центавр» ) до 1,5% (теор. «Сатурн-5»).
Что дает интервал полезной нагрузки (в зависимости от конкретной реализации) mпн ≈ 15,2 ÷ 28,5 тонн
Однозначно можно утверждать лишь одно: этого явно недостаточно для осуществления пилотируемой миссии на Луну.
В лучшем случае ‒ для облетной миссии вокруг Луны, с имитацией посадки для центрального телевидения."
Оспаривать подобный расчет бессмысленно, можно только продолжать лгать, не обращая внимание на подобные исследования, и находить отговорки, мол Велюров не те параметры выбрал, что "технические писатели" НАСА ошиблись, что источник информации не тот, что не учтена шероховатость внутри трубок, которая на самом деле не оказывает влияние на получение значительного расчета удельных тепловых потоков, и прочее, прочее прочее.
И честно говоря, первый вариант расчета тяги F-1 все-таки ближе к истине: менее 385 тс. Впрочем результат расчета величины тяги американского "чуда" 450 тс тоже не добавляет оптимизма для сторонников американского вранья и для американской версии о полетах на Луну.
Оптимистический вывод Велюрова о массе ракеты "Сатурн-5" о том, что "реальная стартовая масса «Сатурн-5» на 1000 тонн меньше официальной", это слишком оптимистичное утверждение. Все на самом деле было еще хуже : Реальная масса Сатурн-5 была в два раза меньше чем объявленная масса около 3000 тонн. А возможно, масса ракеты с учетом замены алюминиевых листов обшивки второй, третьей ступени , адаптера, на листы из магния, была еще меньше.
Плотность магния 1740 кг/м3. Плотность алюминия 2700 кг/м3 .
И магний хорошо и быстро горит в условиях разряженной атмосферы при наличии условий, которые американские химики и специалисты по подрыву ступеней пустышек могли без особых проблем выполнить.
Использование на обшивке 2 и 3 ступеней магниевых листов избавляет от необходимости загружать на ступени-пустышки запас взрывчатки большой массы , чтобы их уничтожить и скрыть от посторонних глаз сам факт такой ликвидации.

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


Вт янв 29, 2019 2:50 pm
Профиль WWW
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 8:46 pm
Сообщений: 128205
Откуда: Томск
Сообщение Re: Большой космический обман США
http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-13-F1.htm
Самое жесткое неприятие, которое было вызвано американскими прислужниками, "адвокатами" НАСА в публикации Велюрова было конечно Приложение №2 "Численный расчет охлаждения камеры ЖРД F-1". Если расчет удельного теплового потока в ЖРД Н-1b никаких возражений не вызвал у этой публики, то аналогичный расчет с получением печальных для НАСА итогов был причиной многочисленных воплей о том, что этот расчет нарушает Законы Термодинамики, что он не учитывает какие-то параметры, например , шероховатость, или свет звезды Альде б а р а н. Что все в этом расчете не так, не то и вообще автор плохой, нехороший, безграмотный "о п р о в е р г а т е л ь" , расчет которого можно выбросить на помойку.
Но в этом приложении расчет удельного теплового потока, выполненный как "прикидочным методом" при помощи известных формул расчета удельных тепловых потоков из известных, старых учебников для технических ВУЗов по теме ЖРД, так и при помощи компьютерной программы, расчет последний дает более точные величины и не вступает противоречие с первым "прикидочным".
Естественно, ни первый, ни второй расчет не противоречат законам Термодинамики, учитывают все параметры, которые оказывают существенное воздействие на итог расчет.
Автор публикации не является автором известных, многократно проверенных на практике формул или компьютерной программы, чья эффективность расчета тоже подтверждена и не раз и не два.
Методика и правильность приведенного расчета не вызывает никаких сомнений. При желании результат этот может проверить любой человек с оконченным средним образованием ...или даже без такого образования, но имеющего навыки использования компьютерных программ. В последнем варианте необходимо только ввести параметры НАСА, а они имеются в открытом доступе, чтобы получить результат. Не нужно корпеть "вручную" на калькуляторе, чтобы провести искомый расчет.
Поэтому попытки уличить автора в ошибках или в невежестве невозможно. Все претензии , адресованные Велюрову, становятся претензиями к авторам компьютерных программ, с помощью которых делался расчет, к автором формул расчета удельного теплового потока ЖРД.
Трудности такого расчета были конечно же с самого начала по ояень простой причине, которую автор сразу е называет: "При создании компьютерной модели камеры ЖРД F-1 возникли трудности с получением достоверных данных о линейных размерах. Дело в том, что в первичных источниках на двигатель F-1 такая информация отсутствует в принципе."
Действительно главные параметры: диаметр камеры, критического сечения, длина камеры сгорания, выходное сечение, выходное сечение в районе коллектора вот что необходимо для расчета, а не величина шероховатости в трубке охлаждения с тонкими стенками, на которой сделать оребрение, для улучшения теплоотдачи, большая проблема, а искусственную шероховатость тем более, последнее вообще как пятое колесо в телеге.
Велюров опираясь на открытые источники информации нашел основные параметры для расчета удельного теплового потока по площади.
Автор называет эти источники и они не могут вызвать сомнений, что речь идет именно о ЖРД F-1:
Изображение
Изображение
Изображение
"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
Но в нашей модели мы ограничимся задачей теплового расчета только охлаждаемой части камеры до сечения S = 10"
Эти данные хорошо продемонстрированы фотографиями музейных экспонатов. При сравнении размеров плеч с размерами ЖРД, получалось , что диаметр камеры сгорания не превышал 1 метра. Выше фотографии эти были показаны.
Аналогичные размеры подтверждаются фотографиями частей ЖРД, выловленных из Атлантического океана. Фрагменты ЖРД F-1 американские "энтузиасты" обнаружили на дне океана. При этом первую ступень ракеты "Сатурн-5" рядом не нашли! Вот эти снимки:
Изображение
Изображение
К слову, казалось бы, чего легче найти район затопления огромных по размерам, первой ступени ракеты, он должен был быть рядом с фрагментами ЖРД. Должны были быть фотографии этой ступени, илии ее частей, рядом с найденными фрагментами ЖРД, которые по размерам значительно меньше главной ступени "Сатурна-5" Но ничего такого эти "энтузиасты не показали. Причина простая, в районе нахождения ЖРД, первая ступень отсутствовала. Нечего было фотографировать. Эта ступень , как и ЖРД используемые при старте ракеты в конце 60-х, начале 70- годов, находится в другом месте, ближе к побережью.
Обнаруженный фрагмент , сравнение его размеров с размерами плеч рабочего, тоже показывают, что диаметр камеры сгорания был не приблизительно около 1 метра, но не более:
Изображение

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


Ср янв 30, 2019 10:56 pm
Профиль WWW
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 8:46 pm
Сообщений: 128205
Откуда: Томск
Сообщение Re: Большой космический обман США
http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-13-F1.htm
Велюрова невозможно обвинить в том, что он не учел какие-то параметры при расчете удельного потока по площади у ЖРД F-1.
Учтено все что , что можно было учесть:
"По этим данным была построена модель геометрического контура охлаждаемой части камеры ЖРД F-1:
Изображение
Контур охлаждаемой части камеры ЖРД F-1
Изображение
Камера ЖРД F-1 трубчатая, состоит из двух участков: до сечения S=3 из 178 трубок, до сечения S=10 из 356 трубок
Материал ‒ жаропрочный никелевый сплав Inconel Х толщиной δст ≈ 0,45 мм (0,018 дюйм).
Трубчатая заготовка имеет начальный диаметр 27,8 мм ( 1-3/32 дюйм ).
Высота охлаждающего канала - постоянная, ширина - переменная, сообразно геометрии контура.
В расчете использована интерполяция теплопроводности по следующим табличным данным для сплава Inconel Х:
Теплопроводность сплава Х-750[33]
Изображение
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
_______________________________
*прим: см. брошюру Г. М. Салахутдинова «Тепловая защита в космической технике», Серия «Космонавтика, астрономия», № 7 за 1982 г.
Далее охлаждающий контур разбивался на 1000 участков с адаптивным шагом.
Расход охладителя (керосин) ‒ 70% от номинального расхода 742кг/с или ≈ 519,4 кг/с
Схема течения керосина по контуру U-образная: вначале по 89 (аверсным) трубкам керосин течет от входного коллектора в районе смесительной головки сверху вниз, до сечения S=3, где раздваивается на 178 вторичных трубок, по которым течет до конца охлаждаемой части камеры, затем по другим 178 вторичным (реверсным) трубкам весь расход керосина течет обратно ‒ снизу вверх, до сечения S=3, где концентрируется в 89 первичных трубок, по которым далее течет в смесительную головку. Все трубки имеют идентичные размеры.
Условная формула керосина RP-1: С1Н1,948 энтальпия образования: ‒1750кДж/кг
Модель течения продуктов сгорания трехзонная: ядро потока ‒ зона среднего состава ‒ пристеночный слой.
Изображение
Состав продуктов сгорания: до сечения S=1,92 равновесный, далее до S=10,0 ‒ «замороженный».
Полное давление на входе в сужающуюся часть сопла: Pоо = 69,146[кгс/см²] = 6,781[МПа] = 983,5[psi]
Изображение
Состав продуктов сгорания (концентрация ≥ 0,0001 ) на входе в сужающуюся часть сопла и в ЖГГ ТНА:
Изображение
Температура керосина на входе: +38°С (560ºR)
В расчете использована аппроксимация свойств керосина на базе табличных данных керосина JP-5 ‒ военного аналога RP-1:
Изображение
При расчете охлаждающих свойств керосина предполагается, что керосин является химически нейтральной не кипящей жидкостью, а его теплофизические свойства являются монотонными и могут быть экстраполированы на любой температурный интервал".
Противники расчета Велюрова, которые любят скулить о шероховатости не обратили внимания на коэффициент «волнистости» поверхности стенок, k = 1,1.

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


Сб фев 02, 2019 6:11 pm
Профиль WWW
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 8:46 pm
Сообщений: 128205
Откуда: Томск
Сообщение Re: Большой космический обман США
http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-13-F1.htm
Расчет тепловых потоков строился аналогично тепловому расчету двигателя H-1b (Приложение №1)
Различие коэффициентов εг при расчете лучистых тепловых потоков между F-1 и H-1b приведено в таблице:
Изображение
В результате расчета построены следующие таблицы данных:
Изображение
Изображение
Изображение
Графическое представление температурного поля стенок и охлаждающего керосина:
Изображение
Синим цветом показаны температуры керосина в контуре охлаждения,
красным - температуры стенки со стороны газа (в скобках - со стороны жидкости)
Дополнительные данные по коэффициентам теплообмена α, оребрения ηр, теплопроводности стенки λст, комплексу параметров охладителя (керосина) Kж, скорости течения керосина Wж:
Изображение
Правильность расчета Велюрова можно проверить, по ссылкам, которые предоставил адрес. Методика и компьютерная программа по которой проводился расчет имеются в открытом доступе. Визги неучей и невежд о противоречии расчета Велюрова законам термодинамики или неправильности методики и компьютерной программы не имеют никакого смысла и относятся к категории аномальных глупостей.

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


Сб фев 02, 2019 7:07 pm
Профиль WWW
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 8:46 pm
Сообщений: 128205
Откуда: Томск
Сообщение Re: Большой космический обман США
http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-13-F1.htm
Велюров используя тот же метод расчета, ту же компьютерную программу, что и в случае с хорошим, американским ЖРД Н-1b получил неутешительные результаты расчета для плохого, американского ЖРД F-1:
"Результаты расчета
Поскольку камера сгорания ЖРД F-1 представляет собой почти прямую трубу с небольшим сужением до критического сечения (т.е. почти полутепловое сопло), то тепловые потоки вдоль всей камеры сгорания примерно одинаковы и лежат в диапазоне 10,7...11,5[МВт/м²]
Максимальный тепловой поток составил Q ≈ 11,5 [МВт/м²]
Расчетный максимум расположен в цилиндрической (дозвуковой) части камеры: S ≈ 1,24
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.
Результаты расчета однозначно указывают на то, что двигатель работает на запредельных режимах:
1. На всем протяжении камеры сгорания до критического сечения температура стенки со стороны керосина Tст.ж существенно превышает установленный согласно пп.3.1.1.5.4 рекомендаций NASA SP-8087 («Liquid rocket engine fluid-cooled combustion chambers», NASA SP-8087, 1972 г.) порог коксования керосина Tст.ж > 728 К
Изображение
В цилиндрической части температура коксования превышена более чем на сто градусов! Максимум Tст.ж ≈ 830 К
При таких температурах керосин в пристеночном слое безусловно не является химически нейтральной не кипящей жидкостью ‒ он начнет энергично разлагаться на тяжелые смолистые осадки и легкие газовые фракции.
Тяжелые смолистые осадки, которые осаждаются на стенках трубок, имеют на два порядка более низкую теплопроводность, чем сталь.
Простейшие оценки показывают, что налипание тончайшего слоя смолистых осадков толщиной всего 0,005 мм равнозначно утолщению вдвое стальной трубки толщиной 0,45 мм, применяемой в камере ЖРД F-1. Поэтому коксование керосина приведет к падению теплопередачи через стенки трубок в охлаждающую жидкость и прогару по всему периметру сечения.
Полагая, что трубка имеет наружный диаметр ~ 27,78 мм (13/32 дюйма), огневую сторону составляет примерно ¼ дуги окружности трубки, длина камеры ЖРД F-1 до критического сечения ~ 1 м, то для образования смолистого слоя толщиной 0,005 мм при плотности ρ ≈ 1,2 г/см³ достаточно осаждение всего 0,13 г смолы!
Помимо этого, газообразные продукты коксования керосина могут создавать газовые пробки в узких трубчатых каналах и существенно снижать скорость и плотность проточного охладителя (керосина), что приведет к тем же фатальным последствиям ‒ прогару камеры.
2. Температура огневой стороны стенки на всем протяжении камеры сгорания до критического сечения превышает Tст.г > 900 К
На отдельных участках в цилиндрической части камеры температура огневой стороны стенки превышает Tст.г > 1000 К
Подобный температурный режим является недопустимым для паяной трубчатой конструкции камеры данного ЖРД.
Согласно американских данных («Industrial Gold Brazing Alloys» ,Gold Bulletin 1971 Vol. 4 No. 1) – при изготовлении «лунной» серии двигателей, в т.ч. F-1 и др., – широко применялся золотой припой состава 82,5% Au − 17,5% Ni
При температурах свыше Tст.г > 540ºС ( 813 К ) этот припой резко терял прочность:
Изображение
Из таблицы видно, что при Т = 650°С предел прочности (UTS) сплава примерно в 2,5 раза ниже, чем при Т = 540°С
ВЫВОД: вышеизложенные недостатки свидетельствуют о недопустимости тепловых режимов для данной конструкции ЖРД F-1.
Данный агрегат не может быть использован при полном давлении на входе в сужение сопла Pоо ≈ 69 кгс/см² без риска фатальных последствий и подлежит дефорсированию либо существенному изменению технологии изготовления камеры ЖРД."
Оспорить такие выводы, основанные на инструкциях и методиках НАСА невозможно. Автор, что называется, их же салом и им по сусалам!

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


Вс фев 03, 2019 8:49 pm
Профиль WWW
Аватар пользователя

Зарегистрирован: Пн апр 11, 2011 8:46 pm
Сообщений: 128205
Откуда: Томск
Сообщение Re: Большой космический обман США
Появление такого феномена, как разоблачение американского обмана в виде конкретного расчета удельного теплового потока по площади, который однозначно доказал не реальность параметров ЖРД F-1 несоответствие характеристикам этого "чуда" техники законам Физики, Термодинамики реальных газов, вызвало неадекватную реакцию защитников версии НАСА о полете ракет "Сатурн-5".
Среди самых яростных оппонентов Аркадия Велюрова выступил в Интернете анонимный защитник американского обмана под псевдонимом "перегрев". Этот человек, по его признанию, закончил Харьковское высшее военное командно-инженерное училище ракетных войск имени Маршала Советского Союза Н. И. Крылова, в 1987 году. Некоторое время служил в ракетных войсках. Потом перешел на работу военным представителем заказчика (Министерства обороны) на Воронежском механическом заводе - в филиал АО "ГКНПЦ им. М.В. Хруничева. На сайте этого завода выложена следующая информация о роде деятельности предприятия (ВМЗ):
http://www.vmzvrn.ru/produktsiya-i-uslugi/zhrd/
"С момента становления ракетно-космической отрасли в России Воронежский механический завод является изготовителем ракетных двигателей для большинства космических программ. С участием ВМЗ создавались ракеты-носители «Восток», «Союз», «Союз-ТМ», «Прогресс», «Протон», «Энергия-Буран»; выводились на околоземную орбиту тяжелые автоматические станции «Космос», «Экран», «Радуга», «Горизонт». Двигатели ВМЗ, преодолевая земное притяжение, доставляли межпланетные космические аппараты на Марс, Венеру, к комете Галлея.
Воронежские машиностроители были соисполнителями памятных для всего человечества проектов: облета Луны возвращаемыми автоматическими станциями «Зонд», доставки на Землю проб лунного грунта, вывода в космос долговременных орбитальных станций «Салют» и «Мир», международной космической станции МКС.
ВМЗ является лидером в области производства жидкостных ракетных двигателей различного назначения (по тяге — от 150 кгс до 200 тс). На предприятии их серийно выпускают c 1957 года. Первые двигатели служили ускорителями для истребителей-перехватчиков.
ВМЗ участвовал в освоении производства двигателя РД-109 для третьей ступени ракеты-носителя «Восток», обеспечившей полет Юрия Гагарина 12 апреля 1961 года.
Продолжается изготовление жидкостных ракетных двигателей РД-0110, РД-0210, РД-0211, РД-0212, РД-58, за счет технического совершенства и высочайшей технологичности которых, в течение десятилетий осуществляются запуски различных ракет-носителей, а высокие технические характеристики, надежность и простота в эксплуатации ставят эти двигатели в ряд лучших среди российских и зарубежных ракетных двигателей".
"Перегрев" работал долгое время на ВМЗ представителем заказчика. Ушел в отставку в звании полковника.
Практика работы военпредом, базовое образование в военном ракетном училище, конечно дало этому человеку с большими амбициями на знание законов Физики определенные знания в области создания ЖРД. И воронежский отставной полковник вообразил, что этот весьма ограниченный набор знаний позволяет ему выступить с обвинениями в адрес расчета Велюрова и заодно нахамить самому Велюрову.
Полковник в отставке "перегрев" из Воронежа обвинил Велюрова в незнании законов Термодинамики. Как оказалось, это будет показано чуть ниже, воронежский специалист по ЖРД имеет весьма смутные представления о Законах Термодинамики, понятия не имеет о методике расчета удельных тепловых потоков, совершенно не разбирается в компьютерных программах, по которым проводятся такие расчеты, с целью определения реальных параметров ЖРД , запущенных в производство. Такие мелочи не остановили "перегрева", он возомнил себя знатоком Термодинамики и выложил ряд тезисов с опровержением расчета Велюрова.
Велюрова эти тезисы,мягко говоря, шокировали. Это понятно, Велюрова можно обвинить в чем угодно, только не в отсутствии знаний законов Термодинамики.
И автор решил ответить подробно, по пунктам на эти "тезисы" отставного, воронежского полковника, бывшего военпреда:
"Разбор ложных тезисов "Перегрева"
Из всех проамериканских активистов защитников "лунного обмана" следует безусловно выделить некоего "Перегрева" - человека, претендующего на компетентность в вопросах прикладной газодинамики и физики ЖРД.
Он, как и Остап Бендер, берет аудиторию напором и набором никак логически не связанных построений, базирующихся на его собственных заблуждениях, которые он выдает за "опровержение" тезисов Аркадия Велюрова.
Чтобы подробно размазать по стенке это хамовитое "дарование", я решил собрать воедино все бредни "Перегрева" и самым тщательным образом разобрать каждое его заблуждение до тонкостей."
Итак утверждение отставного полковника за номером 1, напечатанного этим "хамовитым дарованием" в адрес Велюрова и "НеПрохожего":
https://glav.su/forum/1/682/messages/4872812/#message4872812
"Перестань врать, все панические метания Аркадия и Толяна я внимательно прочитал, всё это первостатейная херня, напрочь лишенная какого-либо смысла в контексте овер-справедливых претензий к ней и никак не объясняющая почему у Аркаши по мере увеличения скорости потока растёт температура торможения и полное теплосодержание."
Аналогичное утверждение "перегрева":
https://glav.su/forum/1/682/messages/4852883/#message4852883
"Объясню, Толян, увеличение температуры торможения по мере роста скорости потока является классическим оксюмороном. Это феерическая бредятина, это известно всем, но Аркаша, решил добавить фактуры и забубенил, ровно то, что я от него вообще никак не ожидал." (Эти слова, обращены к "НеПрохожему", он же Панов Анатолий Витальевич)
Если убрать все лишнее, то тезис воронежского "дарования" можно сформулировать так:
При увеличении скорости потока температура торможение и полное теплосодержание расти не могут.
Увеличение температуры торможения по мере роста скорости потока невозможно.
Велюров обратил внимание на заблуждение воронежского "гения" и указал причину такого заблуждения: "перегрев" не понимает отличия понятия идеального газа от реального газа.
На первое утверждение "перегрева" Велюров дал обоснованный ответ со ссылкой на Дорофеева,чья компетенция в отличии от апломба анонимного воронежского бывшего полковника, не вызывает никакого сомнения:
http://free-inform.ru/phpBB3/viewtopic.php?f=8&t=147
"Действительно, почему?
На этот вопрос отвечает профессор кафедры «Ракетные двигатели». МГТУ им. Н.Э. Баумана тов. Дорофеев А.А. стр 234
Изображение
На второе аналогичное утверждение "перегрева" Велюров дополнительно ответил, сославшись на учебник Добровольского и Синярева - профессора МВТУ им. Баумана:
"С этим утверждением не согласны тов. Добровольский и тов. Синярев - профессора МВТУ им. Баумана, которые еще в 1957 году написали следующее:
Изображение
Таким образом, химические превращения в реальном газе выходят за рамки модели идеализированного представления адиабатического одномерного течения идеального газа.
"Перегрев" же себя противопоставил всей профессуре МВТУ (МГТУ)"
Конечно, частное и глупое мнение отставного, анонимного полковника из Воронежа не идет ни в какое сравнение с утверждениями из учебников для технических ВУЗов.

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


Пн фев 04, 2019 9:07 pm
Профиль WWW
Показать сообщения за:  Сортировать по:  
Ответить на тему   [ Сообщений: 4675 ]  На страницу Пред.  1 ... 305, 306, 307, 308, 309, 310, 311, 312  След.

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