neprohogi (neprohogi) wrote,
neprohogi
neprohogi

Category:

ГЛАВА 11. ЛУННЫЕ РАКЕТЫ — «ЧУДЕСА ТЕХНОЛОГИИ» И МИФОТВОРЧЕСТВА

Чтобы скрыть изменение размера головной части фокусники НАСА использовали методы дорисовки, мультипликации.
Цель уничтожения этих частей ракеты «Сатурн-5»: избежать демонстрации падения на Землю перед огромным количеством свидетелей. Высота отделения первой ступени проходило на высоте не более 35 километров На такой высоте, при таких расстояниях от наблюдателя падение этих частей ракеты было бы видно, если бы их не уничтожили!
При исследовании аномалий конструкции ракеты «Сатурн-5» самым основным моментом американской мифологии является информация о возможностях чудо двигателя ЖРД F-1.
Если какое-то технологическое достижение существовало в прошлом и показало себя хорошо, то как правило оно имеет продолжение в виде различных модификаций в преобразованных формах. В худшем случае такое достижение можно возродить, повторить через какое-то время.
Но с этим чудо-двигателем, что-то пошло не так. Американцы попытались возродить опыт, полученный при создании ЖРД F-1: «В 2013 году инженеры НАСА вновь решили обратиться к опыту предыдущего поколения инженеров, создавших F-1. В рамках программы разработки тяжелого носителя SLS проведены испытания газогенератора двигателя F-1». [8]
За этой информацией последовало молчание, что обычно означает в случае с хвастливыми американцами, что ничего с этой затеей не получилось.
Безусловным прорывом в деле разоблачения ложных параметров ЖРД F-1 стали публикации в Интернете известного критика Лунного обмана США Велюрова.
Велюров был единственным и первым критиком американской фальсификации, который убедительно доказал, что параметры ЖРД США F-1 из программы НАСА, описанные техническими писателями НАСА, не соответствуют реальным параметрам главного ракетного двигателя Америки. Это был очень неожиданное событие для защитников американского обмана. Оно не осталось незамеченной и вызвало бурную реакцию адвокатов американкой фальсификации в РФ и в русскоговорящих регионах бывшей территории СССР.
Публикация Велюрова, без преувеличения, была одним из поворотных моментов в деле разоблачения американского обмана. Публикация содержит расчет удельного теплового потока по площади для ЖРД F1, на основе данных техническими писателями НАСА, полученных их открытых источников информации.
Расчет Велюрова доказывает, что официальные параметры этого главного ЖРД США завышены и при таких параметрах величина количества теплоты, проходящее через заданную и нормальную к направлению распространению теплоты единичную площадку в единицу времени (он же удельный тепловой поток по площади, измеряется в ВТ/м²), принимают аномальные значения. Отсюда характеристики этого ЖРД становятся не реальными.
Слабая сторона такого расчета имеется, это исходные величины, параметры, указанные в открытых источниках информации, в архивах документов НАСА. Всегда можно сослаться на то, что технические писатели НАСА ошиблись и указали не те цифры. Но все равно, если даже предположить, что расчеты такого рода напрямую не доказывают отсутствие реальных, заявленных параметров у главного ракетного двигателя, то, как минимум расчеты Велюрова по параметрам ЖРД F1 доказывают очевидное: техническое описание ЖРД США обман!
Главное, что было доказано Велюровым, безусловно, так это неспособность трубчатой американской системы охлаждения стенок камеры сгорания и сопла, обеспечить эффективную работу двигателя при больших значениях удельного теплового потока.
Первое доказательство несостоятельности использование трубок в системе охлаждения ЖРД США Велюровым убедительно и наглядно обосновано: «Особенности технологии изготовления паяных трубчатых камер из нержавеющей стали не позволяли преодолеть рубеж эффективного рабочего давления 50 кгс/см²». Толщина трубок была небольшой, что делало почти невозможным оребрение трубок, либо нанесение искусственной шероховатости для увеличения теплоотдачи от раскаленного газа жидкости охлаждения в трубках.
Велюров сначала произвел расчет удельного теплового потока по площади поверхности камеры сгорания и сопла в ЖРД Н-1 с учетом того, что «максимальные эксплуатационные тепловые потоки для системы охлаждения ЖРД Н-1b будут:
qmax = αст ∙ ΔTст ≈ 70 ∙ 10³ ∙ (527 — 385) ≈ 10 МВт/м²». [30]
В результате расчета максимального удельного теплового потока для ЖРД Н-1b, при использовании официальных параметров, Велюров получил величину с небольшим превышением максимально допустимого значения: «Численный расчет охлаждения камеры ЖРД Н-1b
Результаты расчета
Максимальный тепловой поток составил Q ≈ 10,2 [МВт/м²]
ВЫВОД: данный двигатель работает на допустимом тепловом режиме, который, однако, является предельным по допустимому диапазону температур стенки и дальнейшему форсированию ЖРД H-1b без существенного изменения конструкции не подлежит». [9]
Хотя в выводе такое превышение Велюров считает допустимым. Первым признаком того, что Н-1b имел меньшую тягу, удельный импульс, удельный тепловой поток, а, значит, и другие параметры, был тот факт, что американцы не смогли вывести на орбиту пилотируемый экипаж, ни в 60-х, ни в 70-х годах! Второй признак обнаружил Велюров. Это незначительное превышение максимального удельного теплового потока по площади камеры сгорания и сопла.
По всей видимости, тяга этого двигателя около Земли была менее 92,4 тс.
Велюров не стал акцентировать внимание на этом моменте, сославшись на то, что «на всем протяжении температура стенки со стороны керосина Tст. ж не нарушает критерий NASA SP-8087 Tст. ж ≤ 728К».
Оказалось, что есть еще одно превышение параметра на 43К рекомендованную температуру стенки камеры сгорания и сопла 800К:
«Однако в цилиндрической части камеры диапазон температур Tст. ж ≈ 683…723К вплотную подошел к предельно допустимому. На всем протяжении охлаждающего контура температура стенки со стороны газа не превышает Tст. г ≤ 843К. Это всего на 5% превышает рекомендованную температуру стенки Tст. г = 800К». [9]
Это можно считать третьим признаком фальсификации параметров ЖРД-H1b. Велюров, наверное, слишком добр к американским партнерам. Его целью было доказать, что указанный двигатель, в отличие от ЖРД F-1, работал в пределах допустимых величин удельного теплового потока и температуры стенки. Но получилось не то, что хотел автор.
Следующим этапом, после расчета параметров «хорошего» H-1b, Велюров предоставил «Численный расчет охлаждения камеры ЖРД F-1». [10]
Расчет удельных тепловых потоков по площади, Велюровым строился аналогично тепловому расчету двигателя ЖРД H-1b
«Результаты расчета
Поскольку камера сгорания ЖРД F-1 представляет собой почти прямую трубу с небольшим сужением до критического сечения, то тепловые потоки вдоль всей камеры сгорания примерно одинаковы и лежат в диапазоне 10,7…11,5 [МВт/м²]
Максимальный тепловой поток составил Q ≈ 11,5 [МВт/м²]
Расчетный максимум расположен в цилиндрической (дозвуковой) части камеры: S ≈ 1,24
Из-за конструктивных особенностей системы охлаждения (U-образный реверс) температурное поле стенок в плоскости одного сечения является неравномерным, как бы «волнистым», наблюдается чередование:
реверсные трубки на ~3…4% горячее аверсных трубок.
Результаты расчета однозначно указывают на то, что двигатель работает на запредельных режимах:
1. На всем протяжении камеры сгорания до критического сечения температура стенки со стороны керосина Tст. ж существенно превышает установленный согласно пп.3.1.1.5.4 рекомендаций NASA SP-8087 («Liquid rocket engine fluid-cooled combustion chambers», NASA SP-8087, 1972 г.) порог коксования керосина Tст. ж> 728 К.
В цилиндрической части температура коксования превышена более чем на сто градусов! Максимум Tст. ж ≈ 830 К.
При таких температурах керосин в пристеночном слое, безусловно, не является химически нейтральной не кипящей жидкостью. Он начнет энергично разлагаться на тяжелые смолистые осадки и легкие газовые фракции.
Тяжелые смолистые осадки, которые осаждаются на стенках трубок, имеют на два порядка более низкую теплопроводность, чем сталь.
Простейшие оценки показывают, что налипание тончайшего слоя смолистых осадков толщиной всего 0,005 мм равнозначно утолщению вдвое стальной трубки толщиной 0,45мм, применяемой в камере ЖРД F-1. Поэтому коксование керосина приведет к падению теплопередачи через стенки трубок в охлаждающую жидкость и прогару по всему периметру сечения.
Полагая, что трубка имеет наружный диаметр ~ 27,78 мм (13/32 дюйма), огневую сторону составляет примерно ¼ дуги окружности трубки, длина камеры ЖРД F-1 до критического сечения ~ 1 м, то для образования смолистого слоя толщиной 0,005 мм при плотности ρ ≈ 1,2 г/см³ достаточно осаждение всего 0,13 г смолы!
Помимо этого, газообразные продукты коксования керосина могут создавать газовые пробки в узких трубчатых каналах, существенно снижать скорость и плотность проточного охладителя (керосина), что приведет к тем же фатальным последствиям — прогару камеры.
2. Температура огневой стороны стенки на всем протяжении камеры сгорания до критического сечения превышает Tст. г> 900 К.
На отдельных участках в цилиндрической части камеры температура огневой стороны стенки превышает Tст. г> 1000 К.
Подобный температурный режим является недопустимым для паяной трубчатой конструкции камеры данного ЖРД.
Согласно американских данных («Industrial Gold Brazing Alloys»,Gold Bulletin 1971 Vol. 4 No. 1) — при изготовлении «лунной» серии двигателей, в т. ч. F-1 и др., — широко применялся золотой припой состава 82,5% Au — 17,5% Ni.
При температурах свыше Tст. г> 540ºС (813К) этот припой резко терял прочность». [10]
Велюров обнаружил при исследовании конструкции ЖРД F-1 еще один неприятный момент: «Проблема же „карбюраторного“ варианта №2 аналогична проблеме варианта №1: для пониженного расхода топлива сопло становится избыточно большим, на уровне земли возникает сильное перерасширение газа в сопле, характерное для высотных ЖРД. Это, в свою очередь, делает потери тяги у земли неприемлемо большими». [11]
Subscribe

  • Post a new comment

    Error

    Anonymous comments are disabled in this journal

    default userpic
  • 2 comments