?

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-13-2.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.