?

Log in

No account? Create an account

БОЛЬШОЙ КОСМИЧЕСКИЙ ОБМАН США

Previous Entry Share Next Entry
БОЛЬШОЙ КОСМИЧЕСКИЙ ОБМАН США. ГЛАВА 59.
neprohogi
ЖРД F1 вот оно чудо американской технологии, высшее никем неповторимое творение ЖРД с одной камерой , бери готовое, используй для ракет программы "Шаттл", бери его и запускай "Скайлэб 2" , да пошли эти русские дикари со своей "Зарей" и со своим МКС куда подальше! Пусть русские отсталые и не прогрессивные тупицы ползают на коленях перед США и умоляют доставить в космос грузы, спутники, космонавтов. Ну пожалуйста доставьте наших глупых космонавтов из отсталой России на МКС, без вас никак у нас ничего не получается. Но почему такого не случилось? Почему ситуация с ЖРД для космических ракет совершенно противоположная, это американцы покупают у России отсталой и не прогрессивной ЖРД, а не наоборот, это американцы ползают на коленях перед отсталыми русскими дикарями и умоляют, мол забросьте нас на МКС, за любые деньги. Почему американцы не используют это чудо технологии?
Читаем версию НАСА об этом "чуде":
"F-1 — американский жидкостный ракетный двигатель, разработанный компанией Rocketdyne. Использовался в ракете-носителе Сатурн V. Пять двигателей F-1 использовались на первой ступени Сатурна V, S-IC. До создания жидкостного ракетного двигателя РД-170 (тягой 740 тc) и твердотопливного бокового ускорителя «Спэйс Шаттла» являлся самым мощным летавшим ракетным двигателем. По сей день остаётся вторым из жидкостных ракетных двигателей и самым мощным однокамерным жидкостным ракетным двигателем из реально летавших."
И оказывается в 2013 году американцы попытались возродить это "чудо":
"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".
http://www.nasa.gov/exploration/systems/sls/f1_sls.html
"NASA Engineers Resurrect And Test Mighty F-1 Engine Gas Generator: Testing Will Aid NASA's Space Launch System Advanced Development
F-1 gas generator at Marshall test stand 116.
Imagine a young engineer examining an artifact from the Apollo era that helped send people on humankind's first venture to another world. The engineer has seen diagrams of the rocket engine. She has even viewed old videos of the immense tower-like Saturn V rocket launching to the moon. Like any curious explorer, she wants to see how it works for herself. She wonders if this old engine still has the "juice." Like a car mechanic who investigates an engine of a beloved antique automobile, she takes apart the engine piece by piece and refurbishes it."
Инженеры NASA пытаются воскресить и тестируют могучий двигатель Ф-1 Двигатель газогенератор : тестирование поможет НАСА осуществить космический запуск системы опережающего развития
Ф-1 газовый генератор на Маршаловом тестовом стенде 116.
Представьте, молодой инженер изучает артефакт из эпохи Аполлона, который помог отправить людей на человечество первое проникновение в другой мир. Инженер видел схемы ракетного двигателя. Она даже просматривать старые видео огромные башни-как Сатурн V ракет на Луну. Как и любой любопытный исследователь, она хочет увидеть, как она работает для себя. Она задается вопросом, если это старый двигатель по-прежнему имеет "сок". Как автослесарь, который расследует двигатель любимого антикварного автомобиля, она разбирает двигатель по кусочкам и восстанавливает и ремонтирует его".



http://www.youtube.com/watch?v=1AD-DbC3e68
И что потом? Да ничего. Потом вот это:
http://rusevik.ru/news/246645
"США закупают у России ракетные двигатели на миллиард долларов.
РКК «Энергия» официально объявила о подписании контракта на поставку 60 ракетных двигателей РД-181 американской компании Orbital Sciences Corporation. Глава предприятия признался, что контракт стоимостью около 1 млрд долларов согласовывали три года. Эксперты называют сделку выгодной для обеих сторон и высоко оценивают перспективы проекта – если не вмешается политика.
Ракетно-космическая корпорация «Энергия» подписала контракт с американской Orbital Sciences Corporation на поставку в США двигателей РД-181 производства НПО «Энергомаш» на сумму около 1 млрд долларов".
"МОСКВА, 16 января. /ТАСС/. Российское НПО "Энергомаш" планирует поставить американской компании Orbital Sciences 60 новых ракетных двигателей РД-181".
http://www.vz.ru/news/2015/9/10/766056.html
"13 августа американская компания Orbital Sciences Corporation сообщила, что новая партия российских ракетных двигателей РД-181 по контракту на 1 млрд долларов ожидается осенью 2015 года. В июле Россия поставила в США два первых ракетных двигателя РД-181.
22 июля начальник департамента коммуникаций и информации госкорпорации Ростех Василий Бровко заявил, что США не смогут отказаться от закупок российских ракетных двигателей в течение ближайших 10-15 лет
Проект с американской компанией «Орбитал» после аварии ракеты «Антарес» приостановлен. "
Интересное исследование приводил критик лунного обмана США "афон":
http://mo---on.narod.ru/
"Первичной причиной отказа от высадки астронавтов была не способность Сатурна-5 выводить требуемый для этого вес полезной нагрузки. Давайте посмотрим, какова масса полезной нагрузки была в испытательных запусках Сатурна-5 (А-4, А-6) и полетах (А-8, А-9) до мифической высадки на Луну (ниже приведены массы КМ и ЛМ, либо весового макета ЛМ, без учёта переходника крепления КМ к ЛМ массой ~ 2 т).

Apollo 4 CSM 23,401 kg. LTA 13,381 kg.Mass: 36,782 kg.
Apollo 6 CSM 25,138 kg. LTA 11,794 kg. Mass: 36,932 kg.
Apollo 8 CSM 28,817 kg. LTA 9,026 kg. Mass: 37,843 kg. (см. также А-8 в НАУКА И ТЕХНИКА)
Apollo 9 Apollo CSM 104. Apollo LM-3. Mass: 36,511 kg. (см. также А-9 в НАУКА И ТЕХНИКА, Ракетостроение т3 4-2)
Таким образом, суммарная масса КМ Аполлон и ЛМ, которая могла быть выведена ракетой Сатурн-5 к Луне составляла около 38 тонн ( ~ 40 тонн с переходником), а для высадки на Луну требовалась масса 43 т (45 т с переходником ): КМ - 29т и ЛМ - 14т.
Вероятной причиной, что Сатурн-5 не обладал заявленными характеристиками, является удельный импульс двигателя F-1, который принципиально невозможно было довести до проектных значений из-за большого диаметра (99 см) камеры сгорания (КС). Советские двигателисты столкнулись с подобной проблемой при разработке двигателя для Р-1. Изначально планировалось использовать для камеры диаметр 60 см, но в итоге от этой идеи отказались, создав 4-х камерный РД-107 с поперечным размером КС 43 см:
"На начальном этапе проработок пятиблочной ракеты считалось, что двигатели будут однокамерными. Тяга на Земле каждого двигателя была задана 60 тонн, оптимальное давление газов в них было определено на уровне 60 ата; поэтому экспериментальные двигатели на этом этапе создавались именно с такими параметрами камер. Внутренний диаметр цилиндра был принят 600 мм, смесительная головка - плоская со стороны огня, форсунки - двухкомпонентные.
Итог испытаний такой камеры оказался неблагоприятным: никакими способами, известными двигателнстам в то время, не удалось обеспечить высокочастотную устойчивость процесса сгорания без его ухудшения, т.е. без снижения основной характеристики - удельного импульса тяги. Спонтанное развитие вч-колебаний давления газов в камере, за сотые доли секунды приводивших к большим разрушениям, - сложный процесс, который в то время только начинал проявляться и изучаться. Преодоление этого катастрофического явления было возможно в те годы, в основном, экспериментально. Было выяснено, что такой тип колебаний появляется чаше при увеличении давления в камере, при увеличении её диаметра, в большой степени зависит от системы смесеобразования, и чем оно лучше и полнота сгорания больше, тем вероятнее развитие таких колебаний. Далеко не сразу, но было, в частности, выяснено, что природа этих колебаний - в развитии ударных детонационных волн, распространяющихся со звуковой скоростью - отсюда и высокая частота. С особенностями этого явления, ставшего серьёзным препятствием в создании камер большой тяги, можно ознакомиться в специальной литературе. А при создании мощных ракет в 1950-е годы разработчики были вынуждены искать пути конструирования двигателей, используя камеры меньшего диаметра." /ЭВОЛЮЦИЯ КАМЕРЫ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ ДЛЯ ОБЕСПЕЧЕНИЯ ПОЛЕТОВ В КОСМОС Анатолий Даром, Вячеслав Рахманин/
О том, что именно ВЧ-неустойчивость была главной проблемой, возникшей следствии большого размера камеры F-1, свидетельствует и документ НАСА:
"In the meantime, two more engines were lost in tests. D. Brainerd Holmes wanted a special briefing on the problem, which he received on 31 January 1963. At the end of the presentation, Holmes commented that the goal of beating the Russians to the moon seemed to be mired in F-1 problems. He asked if it was not time to start work on a backup scheme...
...In the course of F-1 engine development, Rocketdyne personnel consistently emphasized the combustion stability investigations as one of the company's stiffest challenges, and its solution as one of its most satisfying achievements. Although engineers expected difficulties in this area because big engines with high chamber pressures inevitably developed random and unpredictable combustion instability, the size of the F-1 dramatically increased the size of the challenge. Rocketdyne managed to cope with the problem, although, as Brennan admitted in an address to the American Institute of Aeronautics and Astronautics in 1967, "the [116] causes of such instability are still not completely understood." Even though the F-1 engine performed satisfactorily, uncertainty concerning combustion instability persisted a decade later." /THE INJECTOR AND COMBUSTION INSTABILITY/
Посмотрим, какие методы известны сегодня для обеспечения высокочастотной устойчивости процесса горения:
"...для установления регулярных высокочастотных колебаний газа в камере ЖРД необходимо выполнение двух условий: временного и пространственного.
Временное условие может быть сформулировано в виде соотношения: tп=mT/2
tп - среднее за период колебания время преобразования топлива,
Т - период одной из форм собственных колебаний газа в камере,
m=1,3,5... - любое нечетное число.
Пространственное условие состоит в том, что горение топлива должно происходить вблизи пучностей волн давления.
Рассмотрим меры борьбы с этим видом аномального горения, вытекающие из рассмотренной выше качественной картины явления.
Чтобы не соблюдалось пространственное условие самовозбуждения высокочастотных колебаний, необходимо рассредоточивать (растягивать) горение топлива по всему объему камеры. Для этого головку двигателя рекомендуется оснащать форсунками с различными характеристиками распыления.
Чтобы нарушить временное условие самовозбуждения этих колебаний, можно воздействовать как на величину частот собственных колебаний газа в камере (т. е. на период колебаний Т), так и на величину времени преобразования топлива tп. Период собственных колебаний газа Т можно регулировать изменением соотношений между геометрическими размерами камеры. Например, для уменьшения Т при продольных колебаниях следует сокращать длину камеры, а для уменьшения Т при поперечных колебаниях целесообразно устанавливать перегородки внутри камеры вблизи головки и т. д.
Чтобы изменить время преобразования топлива, необходимо варьировать скорость впрыска и мелкость распыления жидких компонентов топлива, условия смесеобразования, химическую активность компонентов топлива и т. п. Заметим, что величина Т очень мала (например, при f = 1 000 гц, T/2 ~ 0,0005 сек). Поэтому указанные выше воздействия на tп сводятся обычно к тому, чтобы увеличить этот параметр снижением перепада давления на форсунках, ухудшением качества распыления и смесеобразования топлива, заменой топлива на химически менее активное и т.п." /Е. Б. Волков, Л. Г. Головков, Т. А. Сырицын ЖИДКОСТНЫЕ РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ ОСНОВЫ ТЕОРИИ АГРЕГАТОВ ЖРД И ДВИГАТЕЛЬНЫХ УСТАНОВОК/



Камера сгорания и сопло ЖРД F-1



Смесительная головка инжектора ЖРД F-1 с антипульсационными перегородками



Отличие форсунок смесительной головки инжектора
1963г (слева) и 1965г (справа)



Схема подачи топлива через антипульсационные перегородками.
Из методов, которые можно увидеть примененными на двигателе F-1 - антипульсационные перегородки на смесительной головке инжектора, огрубление смесеобразования, снижение перепада давления на форсунках. Применялись дублетные струйные однокомпонентные форсунки со сталкивающимися струями, намеренно создавался разброс гидравлических характеристик форсунок. Тестируемая ранее триплетная схема (три отверстия для распыления кислорода), созданная в 1963г, отличалась меньшим диаметром отверстий, переход к более крупному диаметру осуществили в 1965 году, что обеспечило ВЧ-устойчивость:
"After careful calculations of the effect, enlarging the diameters of the fuel injection orifices was later judged one of the most important single contributions to improved stability. Other careful changes included readjustment of the angles at which the fuel and oxidizer impinged." /THE INJECTOR AND COMBUSTION INSTABILITY/
Увеличение диаметра отверстий форсунок, при неизменном секундном расходе, ведет к увеличению толщины сталкивающихся струй, уменьшению их скорости и увеличению размера образующихся капель. Выбор в пользу форсунок с более грубым смесеобразованием, естественно, понижал полноту сгорания топлива:
"от тонкости распыла зависят качество смесеобразования, равномерность и скорость горения топлива.
...Тонкость распыла компонентов топлива является качественным критерием смесеобразования и характеризуется средневесовым диаметром образующихся капель. Чем меньше средний диаметр капель, тем лучше распыл и эффективнее процесс сгорание топлива. ...Топливо, состоящее из наиболее крупных капель, будет запаздывать с завершением смесеобразования и, следовательно, с завершением процесса диффузионно-турбулентного сгорания.
...При прочих равных условиях смешение будет протекать тем интенсивнее, чем мельче газовые струйки компонентов топлива и больше скорость их относительно друг друга. Полнота сгорания топлива в конечном итоге определится отношением времени пребывания рабочего тела в камере сгорания ко времени, потребному для завершения процесса сгорания топлива. Местные отклонения коэффициента состава топлива в камере сгорания от расчетного всегда приводят к неполноте сгорания и, следовательно, к понижению удельной тяги двигателя."/Жидкостные реактивные двигатели/
Антипульсационные перегородки охлаждались керосином, который через отверстия поступал в камеру сгорания (КС) и также ухудшали полноту сгорания топлива:
"антипульсационные перегородки наиболее эффективный способ повышения устойчивости горения в ЖРД по отношению к тангенциальным и радиальным модам поперечных колебаний. Однако перегородки не позволяют повысить устойчивость камеры по отношению к продольным колебаниям. При конструировании антипульсационных перегородок необходимо учитывать уменьшение полноты сгорания, а также вопросы охлаждения перегородок" /Г. С. Чо, Е. В. Лебединский/
Другой проблемой Ф-1 было появление трещин в паянных стыках инконелевых трубок, составляющих камеру сгорания и сопло F-1. Ответной мерой стало построение огромной печи в 1965 г, в которой осуществили пайку трубок, вместо применяемой ранее ручной пайки припоем на базе сплавов серебра:

"The greatly increased operational factors of the F-1 required more sophisticated fabrication methods, which led the company, finally, into the design and construction of the largest brazing furnace of its type in the world.
In the production of less powerful liquid-rocket tubular-walled thrust chambers, usually of pure nickel, manufacturing engineers depended on manual torch brazing with alloys of a silver-based type. With the F- 1's thrust levels up to 10 times those of prior engines, investigators knew that the old procedures needed some rethinking if the big new engine was going to hold together during a launch. For the tubes themselves, the nickel-alloy Inconel X-750 provided the high strength-to-weight ratio that was needed, but it imposed certain restraints in the brazing process. After experimentation, designers realized that technical reasons prohibited the conventional technique of torch brazing, and dictated a furnace brazing process. Then a secondary set of problems cropped up. Inconel X-750 included enough aluminum and titanium to form refractory oxides under brazing temperatures, so that "the surface of the Inconel is not readily wet by most hazing alloys at elevated temperatures." Thus the brazing procedures had to begin by electrolytically depositing a thin layer of pure nickel on the tubes to eliminate the refractory oxides on the brazing surface. Despite this minor drawback in the operation, furnace brazing promised several distinct advantages over the torch method by minimizing differences in thermal stresses, combining age-hardening of the tubes with the brazing operation, and eliminating the variables of hand methods.
With the furnace activated in 1965, furnace brazing for F-1 production proceeded in several carefully regulated sequences. After preliminary brazing operations to unite the thrust chamber tubes and other components, the scene was set for the final furnace brazing cycles to create a properly sealed thrust chamber." /THE F-1 THRUST CHAMBER AND FURNACE BRAZING/
В работе С.Г.Покровского дано обоснование необходимости дополнительного охлаждения стенок КС и сопла Ф-1, спаянных по такой технологии:
"Проблемы возникли на их законном месте – на стыке серебряного припоя и инконелевой тонкостенной трубки. Действительно, при нормальных температурах коэффициент линейного расширения никеля и никелевых жаропрочных сплавов(НЖС) в полтора раза меньше, чем у серебра. При высоких температурах оба коэффициента возрастают, отношение сокращается до 1.25, но абсолютная разница остается весьма ощутимой. Оказавшиеся в контакте материалы совместно остывают. И при этом возникают напряжения, которые сопоставимы с масштабом прочности этих материалов. В технологической истории предлагается объяснение, что происходил разрыв собственно адгезионного соединения – спая. Эта неприятность была преодолена применением поверх инконелевой тонкостенной ( 0.3 мм ) трубки – слоя гальванического никеля. Который не позволил выделяться на поверхности окислам алюминия и титана.
Объяснение вполне правдоподобное. Но есть в нем и весьма сомнительный момент. Окислы алюминия и титана – хорошо отражают излучение. Впрочем, про это и в цитируемой фразе и говорится. А никель на самом деле весьма темный. Покрытие из гальванического никеля исключает выделение окислов не только при пайке, но и при штатной работе. И повышает общую поглощательную способность поверхности. Энергонапряженность стенки возрастает. Это довольно серьезные величины. Речь может идти о различиях в поглощающей способности в 1.15-1.3 раза. Так получилось, что автор данной работы - лазерщик, которому в своей лабораторной практике приходилось для текущих нужд практически оценивать поглощательную способность металлов на длине волны 1 мкм, приблизительно соответствующей спектральному максимуму излучения газов камеры сгорания Ф-1. Глаз моментально цепляется за такие вроде бы малозначимые вопросы, которые на самом деле выливаются в большие проблемы. Серьезное увеличение поглощательной способности поверхности означает, что системе охлаждения требуется отводить тепла в соответствующее количество раз больше. Если этого не сделать, то конечная температура теплоносителя и стенки оказывается больше – на добрую сотню градусов. А это выход на пределы расчетной жаропрочности стенок. Или требуется полное перепроектирование системы охлаждения с увеличением потока теплоносителя, изменением проходного сечения трубок. Это, с очевидностью, не делалось. Но гальваническое покрытие трубок никелем просто требовало либо увеличения теплосъема, либо… уменьшения лучистого потока на стенку."
Таким образом, меры по обеспечению надежности и ВЧ устойчивости двигателя повлекли ухудшение полноты сгорания топлива в КС (из-за охлаждения антипульсационных перегородок, загрубления качества распыла), а переход к новой технологии пайки стенок, осуществленный в 1965г, потребовал и увеличения завесного охлаждения. Эти факторы и стали причиной падения УИ на ~4,5% относительно значений, полученных в 1962г на огневых тестах двигателя, положенных в основу проектирования ракеты:
"The F-1 engine has been undergoing development testing since June 1961. Success was encountered in testing the first engine in mid 1961 and improvement continued in the subsequent eight engines tested.
The first test at full thrust for the programmed duration of 150 s was made on 26 May 1962. The high reliability goal before delivery of flight engines will be met this year".
Соответственно декларируемое для F-1 в официальных документах значение удельного импульса намеренно завышено. Проектирование ракеты, начатое в 1961г опиралось на параметры двигателей 1961-1962г. Когда F-1 был доведен к 1965 г до требуемой надежности, но с потерей УИ, готовая первая ступень S-IC уже проходила статические испытания:
"Although MSFC conducted the first static tests of the S-IC in the summer of 1965, the MTF stand for the S-IC began operations about a year later and became the focus of the static test firing program. It seemed quite appropriate that the howling, thunderous roar of the S-IC cluster could so often be heard at an area originally known as Devil's Swamp."
Времени на новое проектирование не оставалось, в итоге лунная ПН ракеты оказалась ниже на ~11%. Следует отметить, что падение УИ при неизменном секундном расходе (dm/dt) приводит к аналогичному проценту снижения тяги, что требует недолива топлива, для сохранения тяговооруженности ракеты. Для падения тяги на ~4,5% снижение заправки составит ~6,5% от общей массы топлива ступени (M).
Время работы первой ступени ракеты 162 с зафиксировано на видеороликах НАСА. Как же удалось ступени с недоливом в ~135 тонн топлива проработать по времени столько же, как если бы она была полностью заправленной? Это возможно только при условии досрочного, не декларированного отключения (или дросселирования) двигателей, дающего экономию топлива, как раз на величину недолива (двигатель за счет досрочного отключения потребит топлива меньше на T*dm/dt ~135 т, где Т- время недекларированного простоя). Поскольку секундный расход двигателя известен и равен 2.577 т/c, то время досрочно отключения составляет T~52c. Реализовать такое условие можно различными способами, например:

1. Досрочно выключить центральный двигатель (на 52 с раньше).
2. Вместо центрального отключить два периферийных двигателя, но на 13 сек раньше (согласно официальной версии центральный двигатель был выключен за 26 с до завершения работы ступени, если вместо центрального выключили на 13 с раньше два периферийных, то один из них экономит топливо в течение 13с, а второй в течение 13+26 с, итого 52с).
3. Выключить три двигателя за 26 с до завершения работы ступени (работают два периферийных, вместо четырех 26с*2=52с) или, что эквивалентно, отключить один центральный и дросселировать периферийные на 50%
Второй вариант имеет преимущества перед первым, поскольку набор высоты и скорости происходит быстрее - на момент завершения работы ступени достигается высота 63 км, в то время как случай отключения центрального двигателя дает набор высоты в 56 км (декларируемая высота 66 км). Третий вариант имеет самые эффективные характеристики, высота на момент завершения работы ступени равна 66 км, т.е. совпадает с официально заявленной (недобор скорости около 290 м/c)."

Другой исследователь лунного обмана США "Велюров" подошел к проблеме более грамотно и научно , его исследования доступно изложены здесь:
http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-13.htm
"Глава №13. "Великий карбюратор" ( обновлено, июль 2015г. )
Новая, полностью переработанная редакция главы №13 посвящена вопросам теплового расчета ЖРД F-1 и путей реализации ЖРД с трубчатой камерой.
№13-1 О недостатках трубчатых камер
№13-2 Тепловой расчет ЖРД F-1
№13-3 Карбюраторный вариант F-1"

http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-14.htm
№14. "В защиту Глушко, или снова про F-1". Новая, полностью переработанная редакция главы №14 (первая часть).Мы расскажем о том, как американцы перепутали продольные колебания с поперечными, почему антипульсационные перегородки оказались полной профанацией и почему при создании двигателей для «Спейс Шаттл» американцы отреклись от F-1 и встали полностью на путь Глушко.

http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-13-0.htm
«Великий карбюратор» (краткий конспект статьи)
Выводы статьи вполне обоснованы:
"Вместо номинальной тяги 690тс на старте, ЖРД F-1 по нашим оценкам обеспечивает на 35% меньше - всего около 450тс.
Реальная стартовая масса «Сатурн-5» на 1000 тонн меньше официальной!"
Исследования Велюрова сделаны на основе знаний по теоретическим обоснованиям работы ЖРД человеком много лет проработавшем в этой отрасли на ЮЖМАШе.