neprohogi

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.

http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-13-2.htm
Велюров ничего не утверждает в своей статье голословно и необоснованно. Каждый шаг своих исследований и расчетов автор подробно и очень доступно объясняет и делает соответствующие ссылки. Свой "прикидочный расчет" он подтверждает расчетом при помощи компьютерной программы:
"Для проверки данного прикидочного расчета была построена компьютерная модель ЖРД F-1 и был проведен более точный численный тепловой расчет камеры данного двигателя (Приложение №2), результаты которого представлены в графическом виде:

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 3..5%.
Интересно, что максимальный расчетный тепловой поток оказался на 10% ниже предварительных оценок, но это не сильно повлияло на распределение температур по контуру камеры ЖРД F-1. "
Выводы автора , как минимум, доказывают, что ЖРД с параметрами, которые были указаны техническими писателями НАСА, работает стабильно без аномальных отклонений не будет:
"Результаты численного 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

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 "
Все происходит по принципу "домино" , одна "костяшка" падает, роняет соседнею и в результате вся конструкция рушится. Нагревают керосин до предельного значения, керосин превращается в черные смолистые вещества на стенках трубок охлаждения, отсюда низкая теплопроводность стенок трубок, отсюда падение теплопередачи в охлаждающую жидкость, отсюда перегрев...и бабах! Автор это формулирует так:
"2. 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 ≈ 1,2г/см³ достаточно осаждение всего 0,13 г смолы! "
На этом проблемы не заканчиваются, газовые пробки, которые неизбежно появятся в трубках при образовании "легких газовых фракций" это серьезная проблема, хорошо знакомая , например, сантехникам, занимающихся обслуживанием парового отопления в домах. Физиками специалистам по созданию ЖРД эта проблема тоже хорошо знакома. Автор с ней так же знаком:
"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. "
Проще говоря итогом таких "пробок" падение скорости потока, уменьшению теплопередачи и снова здорова: бабаххх, или как автор это называет: "прогар камеры"
И на этом беды ЖРД F-1 не заканчиваются. Оказывается и температура стенки камеры сгорания, а значит и стенок трубок охлаждения работает на запредельных значениях . При этих значениях выше 1000 К золотой припой, использованный, якобы, при создании трубок охлаждения, начинает терять прочность. Сам инконель в таких условиях, близок к своей критической температуре, при котором начинается его разрушение , при которой использовать этот материал проблематично.
Велюров об этой проблеме пишет так:
"3. 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 540ºС ( 813 К ) этот припой резко терял прочность:

Из таблицы видно, что при Т = 650°С предел прочности (UTS) сплава примерно в 2,5 раза ниже, чем при Т = 540°С
ВЫВОД: показанные 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 P ≈ 69 кгс/см² без риска фатальных последствий и подлежит дефорсированию либо существенному изменению технологии изготовления камеры ЖРД."
Как неоднократно утвердлал автор, порочна сама трубчатая система охлаждения, имеющая ограничения, и ведущая в технологический тупик. Не важно какой припой они использовали, не важно какую шероховатость создавали, якобы, внутри трубок и оребрение снаружи, какую жидкость использовали для охлаждения, не меняет сути дела циклический метод охлаждения ...все равно такое решение охлаждать стенки КС и сопла при помощи припаянных трубок с жидкостью порочно в принципе!

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%.

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):

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

Произведем расчет при фиксированной Tст.г = 800 K и занесем в таблицу полученные данные (температуры даны в градусах Цельсия):

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):

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.

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):



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]:

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:

Да и толщина стенки трубки 0,45 мм не способствует эфективному оребрению и созданию искусственной шероховатости внутри трубки.

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!

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]:

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.

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.

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):

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:

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.

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]:

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.

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:

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:

Сечение, в котором трубки будут иметь круглую форму с минимальной деформацией (сжатием) - назовем определяющим сечением.
Тогда эволюцию формы проходного сечения трубок можно проиллюстрировать так:

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.

http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-13.htm
В 13 главе публикации Велюрова сначала следует расчет температуры стенки со стороны камеры сгорания, со стороны раскаленного газа, температуры охладителя в трубках, удельного теплового потока на примере ЖРД Н-1:
"На основании вышеуказанных критериев произведем практический расчет охлаждения на примере ЖРД H-1b.
Расчет охлаждения трубчатых камер ЖРД
Составим систему уравнений для поиска Tж.ст :
q = αг ∙ ( Tг − Tст.г )
q = αст ∙ ( Tст.г − Tст.ж )
q = αж ∙ ( Tст.ж − Tж )
Здесь неизвестными являются тепловой поток q, температура стенки со стороны газа Tст.г и жидкого охладителя Tст.ж
Температура газа в пристеночном слое Tг косвенно задается через состав продуктов сгорания в слое.
Температура жидкого охладителя Tж заранее не известна и должна быть рассчитана путем разбиения контура камеры на множество мелких участков, расчета абсолютной теплоты подогрева ΔQ и повышения температуры охладителя (керосина) ΔТж на каждом разбитом участке контура и суммирования вдоль линии течения охладителя.
Но поскольку температура керосина Тж на практике варьируется в небольших пределах, то ее можно считать заранее известной.
Данная методика снижает трудоемкость вычислений и подходит для прикидочных расчетов с инженерной точностью.
Введем следующие обозначения:
Tст.г = y; Tст.ж = x;
k1 = αг./ αст
k2 = αст. /αж
Путем подстановки получим:
Tст.Г = Tг ∙ k1 ∙ ( 1 + k2 ) + Tж. /( 1 + k2 ) ∙ ( 1 + k2 ) ‒ k2
Tст.ж = Tст.г ∙ k2 + Tж. / 1 + k2
Мы будем решать половину общей задачи, приняв температуру газовой стенки для эксплуатационного предела: Tст.г = 800 К
Тогда неизвестными будут удельный тепловой поток q и температура стенки со стороны жидкого охладителя Tст.ж
Благодаря этому упрощению, мы будем работать только в рамках второго уравнения.
Для дальнейшего расчета нам потребуется вычислить два коэффициента теплопередачи ‒ αст и αж
Коэффициент теплопередачи αст равен отношению теплопроводности металла λст к его толщине δст.
Трубки ЖРД Н-1b[10] из нержавеющей стали марки 347 толщиной δст ≈ 0,3 мм (0,012 дюйм).
Экспериментальные данные[21] по теплопроводности стали 347 приведены ниже в таблице:

Все разложено по полочкам и разъяснено предельно доступно и подробно. Сомнений в правильности расчетов нет. Проверить их не сложно. Далее следуют не менее подробные разъяснения расчета главного параметра в этом исследовании: удельного теплового потока по площади:
"Теплопроводность стенки рассчитывается по средней температуре между краями:
Tср = ½ (800 + 650) = 725 К
Путем интерполяции по таблице получим λст ≈ 20,9 Вт/м·К
Производитель[17] для Tст = 20...500ºС указывает среднее значение теплопроводности: λст ≈ 21,4 Вт/м·К
Для расчетов с инженерной точностью вполне достаточно округленного значения: λст ≈ 21 Вт/м·К
Тогда коэффициент теплопередачи стенки составит:
αст = λст /δст = 21/0,0003 ≈ 70 ∙ 10³ Вт/м²·К
Коэффициент αж зависит от средней температуры между стенкой и керосином, и варьируется в очень широких пределах (см. СПРАВОЧНИК по авиационным и ракетным керосинам)
Например, для керосина, на отрезке Tж = 50...150 ºС прирост температуры всего на 100 ºС дает увеличение коэффициента αж вдвое, поэтому экстраполяция в первом приближении может давать очень большую ошибку.
Дальнейший расчет ведется методом последовательных приближений: задаются некоторые начальные параметры Tж и Tст.ж , которые потом уточняются и делается заново пересчет, и так далее, пока не будет достигнута сходимость.
Например, согласно американским рекомендациям[23] Tст.ж ≤ 700ºF округлим в первом приближении до Tст.ж ≈ 370ºС
Температуру керосина в критическом сечении для ЖРД Н-1b можно принять равной* Tж ≈ 60...100 ºС с точностью ±3 ºС для аверсных и реверсных трубок (для принятой в американских расчетах[6] температуре керосина на входе в камеру Твх = 560ºR (округлим до ~ 40ºС).
Полный подогрев керосина в каналах охлаждения примерно равен* ΔТж ≈ 80ºС ±5%
* - прим.: цифры получены численным интегрированием подогрева керосина по всем участкам камеры
Для сравнения, для ЖРД РД-0107 (прототип РД-0110 третьей ступени РН «Союз») подогрев ΔТж ≈ 110ºС
Для РД-120 (вторая ступень РН «Зенит») на номинале подогрев в каналах охлаждения ΔТж ≈ 164ºС
Для РД-107 (первая ступень РН «Союз») подогрев ΔТж ≥ 180ºС
Широкий диапазон температур Tж ≈ 60...100 ºС для ЖРД Н-1b может быть пояснен следующими эмпирическими соображениями.
Для камер с коротким соплом (например, учебный ЖРД в книге Добровольского[15]) относительный прирост температуры охладителя в критическом сечении примерно* равен ½ всего подогрева.
*-прим: более точно смотри численный расчет для ЖРД Н-1b
Поскольку в двигателе Н-1b трубки идут вначале от головки вниз к соплу (аверс), а потом от сопла обратно вверх к головке (реверс), то подогрев жидкости разделим на четыре четверти: для аверсных - холодный керосин прошел всего ¼ пути от головки вниз до критического сечения, для реверсных - керосин уже совершил путь сверху - вниз до конца сопла и половину пути снизу - вверх, т.е. грубо прошел ¾ пути. Поэтому, расчетный диапазон температур керосина в критическим сечении для ЖРД Н-1b примерно равен:
для аверса Tж ≈ Твх + ¼ · 80ºС ≈ 60ºС
для реверса Tж ≈ Твх + ¾ · 80ºС ≈ 100ºС

Следовательно, аверсные и реверсные трубки будут иметь различия в индивидуальных свойствах, и мы будем их считать раздельно.
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%."
Возможно не каждый читатель будет готов понять смысл подготовительного этапа расчета Велюрова. Но разобраться в принципе не так сложно как это кажется многим на первый взгляд.
При этом надо учитывать простую истину, американцам верить нельзя ни в чем и никогда. Это патологические лгуны и они лгали и лгут на каждом шагу по поводу и без повода.
Например в этих данных, которые привел Велюров, настораживает цифра 270ºС. Это разница температур между керосином и стенкой. При меньшей толщине стенки трубок охлаждения 0.3 мм , а значит при лучшей теплопроводности, чем у советских-российских ЖРД, у американцев охладитель - керосин нагревается меньше! В советских ЖРД эта разница колеблется от 110*С до 164*С при толщине стенки системы охлаждения 1 мм . У американских лгунов это значение при тончайших стенках трубок и большей площади поверхности соприкосновения с горячим газом камеры сгорания резко прыгает вверх.
Честно говоря "эмпирические соображения" Велюрова по поводу широкого диапазона температур для ЖРД Н-1b не убеждают. Нет никаких данных, что этот американский двигатель имел укороченное сопло. Отсутствие укороченного сопла хорошо наблюдается при старте ракет "Сатурн-1В".
Учитывая тот факт, что эти "экспедиции" с этими ракетами, с этими двигателями "Н-1" имеют аналогичные признаки фальсификации и прямые улики против реальности этих "полетов" имеются, можно обосновано утверждать: Параметры ЖРД Н-1в завышены, как и параметры "старшего брата" с ракеты "Сатурн-5"
И вот эта разница температур - это четкая прямая улика против такого момента американского обмана!