?

Log in

No account? Create an account

БОЛЬШОЙ КОСМИЧЕСКИЙ ОБМАН США

ГЛАВА 22. ВЕЛЮРОВ И ДРУГИЕ О ЖРД США - МИФЫ И РЕАЛЬНОСТЬ
neprohogi
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!