?

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
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.