neprohogi (neprohogi) wrote,
neprohogi
neprohogi

Categories:

БОЛЬШОЙ КОСМИЧЕСКИЙ ОБМАН США: ИСТОКИ. ГЛАВА 21. ПЕПЕЛАЦЫ ЛЕТЯТ НА ЛУНУ - "ВЕЛЮРОВ"

http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-6.htm
"Велюров" , и это главное его отличие от других критиков Лунного Обмана США не ограничивается общими рассуждениями и логическими выводами. Автор дает четкий расчет минимального размера "отверстия", расстояние между платформой и соплом "взлетного ЖРД" пепелаца-ЛМ:
"Теперь давайте рассчитаем минимально необходимое значение зазора между соплом и нижней стенкой.
Автор для начала вооружился компьютерной программой расчета термодинамических параметров и обнаружил, что для взлетного двигателя ЛМ который работает на аэрозине-50 и азотном тетроксиде при массовом отношении окислителя к горючему 1,6:1 при давлении в камере сгорания ~8,4 кгс/см2 и степени расширения 45,5:1 (расходный диаметр сопла ~0,79м) будет наблюдаться следующая картина (с учетом реальных потерь и частичном догорании продуктов диссоциации газа в сопле):
в камере сгорания: температура Тк~3000К; показатель адиабаты γ~1,23; молярная масса Мк~20,7г/моль;
на срезе сопла: температура Тс~1150К; показатель адиабаты γ~1,26; молярная масса Mс~21,2г/моль;
Итого: удельный импульс I~310сек (оценка); скорость газа ~2890м/с; тяга F~15,3кН при расходе топлива m`=5,05кг/с
Сечение №1 площади среза сопла S1= πR². При этом у газа есть только два "разрешенных" направления для истечения наружу - перпендикулярно оси тока газа из сопла. Сечение №2 имеет форму боковых стенок мнимого цилиндра, имеющего высоту h зазора между соплом и нижней частью ЛЕМ-а, и диаметр D - равный диаметру сопла. Площадь такого сечения S2= πDh.
Условие баланса массы втекающего и истекающего газа запишем через секундный расход массы: ρ1W1S1= ρ2W2S2
здесь W1,W2 -скорость течения в сечениях №1, №2; ρ1, ρ2-плотность газа в сечениях №1, №2.
Теперь построим следующую модель процесса. Сразу оговорюсь, что описание таких процессов носит во многом характер приблизительных аппроксимаций.
Введем следующие допущения: сверхзвуковая струя газа тормозится о стенку, теряет кинетическую энергию и сильно нагревается.
При этом часть теплоты поглощается из-за реакций диссоциации в газе, некоторая част передается стенке.
После торможения, газовая волна «рассеивается», при этом газ изотропно расширяется во все стороны в виде волн «разрежения» (с местной скоростью звука); процесс перетекания газа из сопла наружу носит стационарный (установившийся) характер; цилиндрическая область между стенкой и соплом есть условный сосуд, давление газа вне сопла установилось и не превышает давления на срезе сопла p2 ≤ pср.сопла (тем самым мы исключаем режим «перерасширения» сопла).
Поскольку ряд читателей задавали вопросы: откуда автор это все взял - отвечаю. Подобная модель базируется на общих принципах, описанных в книге «Расчет и проектирование систем разделения ступеней ракет», Колесников К.С., Кокушкин В.В., Борзых С.В., Панкова Н.В., МГТУ им.Баумана, 2006г."
Оспаривать принцип расчета автора, с указанием соответствующих ссылок, методик, формул, значений исходных величин с подробными объяснениями процесса расчета минимально необходимого значения зазора между соплом и нижней частью "посадочной платформы" бессмысленно и глупо! Проверить правильность такого расчета может каждый человек, имеющий у себя элементарный калькулятор. Никаких ошибок в этих расчетах нет.
Автор получает следующий результат, основываясь на методике расчета аналогичного расстояния от сопла до верхней поверхности нижней ступени ракеты при схеме течения струй раскаленного газа из сопла ЖРД при "горячем" разделении ступеней в условиях технического вакуума, когда факел начинает принимать форму купола:


"Тогда имеем скорость звука: а2=W22=γRT2/M;
Для химически нейтрального идеального газа при отсутствии работы над газом, теплообмена и потерь на трение закон сохранения энергии для газа можно записать в следующей форме:
I0 = CpT1 + ½W12= CpT2 + ½W22 где I0 = const − полная энтальпия торможения
Важное примечание.
Закон сохранения энергии в таком виде уместен лишь в случае постоянной изобарной теплоемкости, т.е. Cp=const.
В общем же случае: Cp≠const; ∂Cp/∂T≠0;
Тогда закон сохранения энергии для изоэнтропного течения перепивается так:
I0 = Cp1T1 + ½W12 = Cp2T2 + ½W22;
Для смеси газов, состоящей из продуктов сгорания ракетного топлива, практически всегда можно утверждать, что изобарная теплоемкость даже для фиксированного состава газа незначительно растет с ростом температуры.
Поэтому почти всегда, если T1 > T2 то Cp1 > Cp2
Кроме того, смесь продуктов сгорания ракетного топлива постоянно находится в состоянии поиска химического равновесия, которое при разных температурах и давлениях может установится при различном составе газовой смеси.
Тут дело вот какого рода: при различных температурах будет разная степень диссоциации многоатомных газов.
Скажем, при температурах до T<1500K диссоциация носит незначительный характер.
При Т=2000 К (р=1 ата) диссоциации подвергнуться уже 0,7% молекул Н2О и 1,5% СО2
Но уже при Т=3000 К (р=1 ата) диссоциации подвергнуться 25% молекул Н2О и 45% СО2
Диссоциация каждой молекулы сопровождается поглощением теплоты, т.е. уменьшает теплоту реакции горения.
Если бы не было диссоциации, то температура горения углеводородов превышала бы Т ≥ 5000 К, но на практике, благодаря потерям теплоты на термическую диссоциацию, температура горения будет на 30% ниже.
При ударном торможении потока газа о стенку необходимо учитывать как температурную диссоциацию, которая будет ограничивать нагрев газа, так и теплообмен со стенкой, который безусловно будет иметь место.
Поэтому, общая форма уравнения для закона сохранения энергии газа при переменной теплоемкости, с учетом потерь на диссоциацию и теплообмен со стенкой, примет вид:
Cp1T1 + ½W12 = Cp2T2 + ½W22 +∆I = Cp1T2 + ½W22 +(Cp2 -Cp1) T2 +∆I
Опуская индекс при Cp1, перепишем уравнение для закона сохранения так:
CpT1 + ½W12 = CpT2 + ½W22 + (∆CpT2 +∆I); где (∆CpT2 +∆I)≡Q;
Таким образом, введя некие тепловые потери Q, физический смысл которых объяснен выше, мы можем привести уравнение для закона сохранения энергии газа к более удобному «адиабатическому» виду (при постоянной изобарной теплоемкости), известному по школьному курсу физики.
Для неидеального торможения газа о стенку: CpT1 + ½W12= CpT2 + ½W22 +Q;
Выразим потери энергии газа при ударе через долю кинетической энергии: Q=η(½W12); где η - процент потерь при ударе о стенку.
Подставляя в уравнение W22=γRT2/M; Q=η(½W12) и учтя, что Cp=(R/M)γ/(γ-1) имеем: γT1/(γ-1) + ½(1-η)(M/R)W12 = γT2/(γ-1) + ½γT2;
Отсюда T2= [γT1/(γ-1) + ½(1-η)(M/R)W12] /(γ/(γ-1) + ½γ);
При γ1=1,26; T1=1150 К; W1=2890 м/с; М=21,2 г/моль; η≈20%; имеем параметры «торможения» до скорости звука:
T2≈2570K и W2≈1125 м/с - с такой скоростью газ истекает наружу через сечение 2;
Поскольку в нашей модели мы исключили режим «перерасширения» сопла, поэтому p2 ≤ pср.сопла и тогда (ρ2/ρ1) ≤ (T1/T2);
Отсюда (S2/S1) ≥ (W1T2)/(W2T1) ≈5,75 раз или h≥1,44D или ~1,1 5 м
Данная оценка получена исходя из торможения потока о 100% плоскую стенку до скорости звука. Это наихудший случай, реализованный благодаря специалистам НАСА. Советские специалисты, в таких случаях, вместо плоской стенки ставили профилированный конус-рассекатель, по форме немного похожий на «буденовку», например, как на РН «Восток».
При этом возмущение потока газа существенно минимизируется, и допустимо закладывать зазор порядка h ≥ 0,5D.
Так что господа защитники НАСА должны запастись лупами и искать где там есть зазор порядка ~1,15 м."
Естественно такого зазора в американской конструкции лунного курятника нет. Этот факт очевиден и не опровергается при любом варианте и при наличии "дефлектора", который на самом деле рефлектор, и при наличии "теплового щита" под соплом и при наличии преграды в виде фольги и толстой пленки. Такого зазоре, такой величины более 1 метра в американской конструкции нет. Нет там никакого газорассекателя, нет и проема размером половины диаметра сопла "взлетного" ЖРД.
А это большая проблема!
В своем описании проблемы и разъяснении своего расчета, автор обратил внимание на обязательное наличие газорассекателя, в советской конструкции . Он имеет форму "буденовки". Собственно такой объект и является фактически дефлектором. Он имеет выпуклость в сторону истечения газов из сопла и несомненно рассеивает газ в сторону, вбок от сопла, рассекает струи раскаленного газа.
Американский "дефлектор" под номером 104, который "Велюров" называет тепловым щитов, в принципе эта преграда таковым и является, имеет выпуклость не в направлении сопла, а наоборот вниз. Это не дефлектор, это классический рефлектор, для струй раскаленного газа , которые отталкиваясь от поверхности рефлектора -"дефлектора 104" будут возвращаться и фокусироваться обратно в сопло.
Subscribe

  • Post a new comment

    Error

    Anonymous comments are disabled in this journal

    default userpic
  • 0 comments