?

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 наглядно показал, что общепринятая методика расчета теплообмена в ЖРД от Иевлева и Курпатенкова не учитывает некоторых параметров и получает завышенную величину удельного теплового потока:
"Существует общепринятая учебная методика расчета теплообмена в ЖРД[7] на основе работ Иевлева и Курпатенкова:

где рк - давление в камере сгорания; εк - коэффициент потери полного давления; dкр - диаметр критического сечения;
D – относительный диаметр; Pr - число Прандтля; В - постоянная (зависит только от температуры стенки и от показателя адиабаты);
S – комплекс теплофизических параметров газового потока; τ(λ) = 1–β² – газодинамическая функция"
Расчет по этой методике привел к завышенной величине 53 МВт/м² :
"
Однако, такая оценка будет завышенной: реальный тепловой поток в критическом сечении РД-107 на самом деле вчетверо меньше[26] - всего около 14 млн. ккал/м²·ч или примерно 16,3 МВт/м² "
Велюров коснулся этой темы потому, что его оппоненты , которые пытались опровергнуть результаты расчета Велюрова, ссылались именно на эту методику расчета.
Но автор показал некорректность использования такого расчета, по такой методике:
"Что не было учтено в такой оценке?
Про пристеночный слой
Дело в том, что никакое проточное охлаждение не способно снять полный тепловой поток со стенки теплонапряженного ЖРД при более-менее существенных параметрах давления и расходонапряженности, присущие современным ЖРД.
Для организации дополнительного охлаждения применяется так называемый пристеночный слой - область продуктов сгорания вблизи стенки камеры, где специально впрыскивается меньше окислителя и больше горючего, вследствие чего местная температура горения обычно в полтора раза ниже, чем в ядре газового потока.
Поэтому, для более правильного расчета, по советской методике для оценки конвективных потоков определяющими свойствами являются параметры газа в пристеночном слое, который должен быть не тоньше пограничного слоя".
И Велюров показал, наглядно, что полученный результат по указанной методике расчета , например для РД-107 не соответствует реальности. Пересчет с учетом того, что надо брать не средние значения параметров газа в камере сгорания, а параметры газа в пристеночном слое показали иную цифру для РД-107, это 20,0 МВт/м², что значительно ближе к реальной величине удельного теплового потока 16 МВт/м². Автор показал итоги своего пересчета так:
"Дополнительным подтверждением правильности данной методики может служить двигатель РД-0107 (8Д715) второй ступени МБР Р-9 и третьей ступени РН «Восход», предшественник РД-0110 (11Д55) для третьей ступени РН «Союз-У».
Согласно паспортных данных[33] для критического сечения температура огневой стенки Tст.г = 717К жидкостной стенки Tст.ж = 648К
Для расчетов с инженерной точностью средняя теплопроводность бронзы БрХ0,8 для указанных температур: λст ≈ 290 Вт/м·К
Тогда для миллиметровой огневой стенки камеры тепловой поток в критическом сечении составит:

Результаты экстраполяции для некоторых ЖРД представлены в таблице:

"Величины тепловых потоков с приемлемой для инженерных расчетов точностью совпадают с данными американского графика, рассмотренного нами в первой части главы №13, кроме того, ‒ по ЖРД H-1b еще и согласуются с точностью 2% с расчетом системы охлаждения, а по РД-0107 (8Д715) ‒ с точностью 4% совпадают с оценками по теплопроводности стенки камеры.
Таким образом, мы доказали полную несостоятельность официальных параметров ЖРД F-1 – наличие непреодолимого разрыва между высокими тепловыми потоками и слабым проточным охлаждением."
Велюров скромничает или, возможно, не до конца понимает, что его находка расчета удельного теплового потока, выполненного в американских учебных пособиях в 1967 и 1973 годах, на примере ЖРД "А-1", фактически показывает реальную тягу и параметры ЖРД F-1.
Не нужно быть специалистом в создании ЖРД, чтобы понять: незначительная разница в размерах камеры сгорания этих двигателей , при абсолютном совпадении структуры создания ракетных двигателей, не может привести к огромной разнице в значении тяги. У А-1 340 тс, у F-1 690 тс. Так не бывает! Американцы фактически показали нам реальную тягу ЖРД F-1 : 340 тс. Значит реальная масса ракеты "Сатурн-5" должна быть в два раза меньше!