Category: образование

Category was added automatically. Read all entries about "образование".

ГЛАВА 22. ВЕЛЮРОВ И ДРУГИЕ О ЖРД США - МИФЫ И РЕАЛЬНОСТЬ

http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-13-0.htm
Велюров нашел американское учебное пособие в котором выполнен расчет удельного теплового ротока по площади. Он оказался всего 5 Мвт/м2. Как неожиданно!
"Американская ошибка
Долгие поиски американских документов, где бы излагались хотя бы элементы теплового расчета двигателя F-1, приведут любого исследователя к легкому недоумению: о двигателе F-1 нет решительно никаких достоверных данных о его геометрических размерах и уж тем более о величине теплового потока в камере или критическом сечении.
Существует лишь несколько отрывочных цифр - давление и температура в камере сгорания. Но даже диаметр критического сечения, не говоря уже о диаметре самой камеры - известны нам лишь косвенно, из второразрядных публикаций.
Но вот удача - мне удалось разыскать весьма интересное учебное пособие – «Design of liquid propellant rocket engines», NASA, 1967 (SP-125).
С виду это обычный учебник под традиционным для советской терминологии названием «Конструкция жидкостных ракетных двигателей». В СССР таких учебников была выпущена целая гора: неоднократно переиздавались книги под редакцией Кудрявцева, Алемасова, Добровольского, Волкова, Васильева, Гахуна...
Меня заинтересовала американская книжка по другим причинам - на ней стоял гриф секретности!
Так вот, в этом секретном учебнике (звучит каково!) был изложен расчет учебного примера - некоего гипотетического ЖРД как две капли похожего на F-1 за одним исключением – он являлся ½ копией по размеру тяги номинального F-1.

Или вот еще - очень характерная иллюстрация. До боли знакомый образ!
Я уже приводил в первой части этой главы целую подборку фотографий керосиновых ЖРД американского производства, так вот - все они похожи как две капли воды и все принципиально не похожи на F-1: в массовых керосиновых ЖРД американцы делали турбонасосный агрегат с горизонтальным расположением валов и большим зубчатым редуктором тогда, как у F-1 типичная для двигателей КБ Глушко схема с вертикальным одновальным ТНА. Поэтому визуально F-1 является единственным и неповторимым в своем роде.
Разница между F-1 и А-1 главным образом в том, что расход топлива через двигатель уменьшен вдвое - с 2600кг/с у F-1 до примерно 1300кг/с у А-1. Соответственно, А-1 имел камеру меньших размеров: диаметр цилиндрической части ~ 800мм, горловина ~ 632мм.
Эффективное давление в камере А-1 около 1000psi (6,9МПа), тогда как у F-1 оно чуть меньше - 980psi (6,75МПа).
Но более всего меня привлек тепловой расчет конвективных потоков в данном учебном примере.

Я уже приводил в первой части этой главы целую подборку фотографий керосиновых ЖРД американского производства, так вот - все они похожи как две капли воды и все принципиально не похожи на F-1: в массовых керосиновых ЖРД американцы делали турбонасосный агрегат с горизонтальным расположением валов и большим зубчатым редуктором тогда, как у F-1 типичная для двигателей КБ Глушко схема с вертикальным одновальным ТНА. Поэтому визуально F-1 является единственным и неповторимым в своем роде.
Разница между F-1 и А-1 главным образом в том, что расход топлива через двигатель уменьшен вдвое - с 2600кг/с у F-1 до примерно 1300кг/с у А-1. Соответственно, А-1 имел камеру меньших размеров: диаметр цилиндрической части ~ 800мм, горловина ~ 632мм.
Эффективное давление в камере А-1 около 1000psi (6,9МПа), тогда как у F-1 оно чуть меньше - 980psi (6,75МПа).
Но более всего меня привлек тепловой расчет конвективных потоков в данном учебном примере.
В результате мы получили максимальный тепловой поток в двигателе F-1 всего 3 BTU/in²·sec ≈ 5 МВт/м²

Я не буду подробно останавливаться на сомнительной методологии этого расчета, скажу только, что разность температур бралась не между пристеночным слоем и стенкой, а между температурой среднего по камере газа (по свойствам близко ядру потока) и самой стенкой. Далее это множилось на некий эмпирический коэффициент теплоотдачи с учетом сажевого нагара.

В итоге авторы учебника NASA ошиблись в 1967 году в три раза - показали 3 BTU/in²·sec вместо как минимум 8 BTU/in²·sec обнародованных в 1975 году в другом исследовании по заказу NASA уже после завершения миссии «Аполлон».
Вероятно, учебник в 60-х годах потому и засекретили, что он содержал секретный, заниженный в три раза тепловой поток

ГЛАВА 22. ВЕЛЮРОВ И ДРУГИЕ О ЖРД США - МИФЫ И РЕАЛЬНОСТЬ

http://free-inform.ru/phpBB3/viewtopic.php?f=8&t=147
Перегрев опровергает результаты расчета программы ТЕРРА
Перегрев: "ТЕРРА в руках бестолочи это просто бесполезный набор байтов".
Велюров: "Я что ли могу повлиять на расчет?"
Перегрев: "Вообще-то криворукий "расчетчик" на расчёт влияет всегда".
Велюров: "Еще раз - я тебе предлагал: выбери любую формулу, которая тебя устроит и любую программу".
Перегрев: "Что бы еще раз подтвердить твою криворукость? Это уже доказанный факт, тем более при наличии обоснованных сомнений в твоей порядочности? Я тебе напомню, что ты уже сам выбрал формулу для расчета температуры торможения реагирующего газа. И получил прямо противоположный результат, тому, который должен был получиться в соответствии с учебником. ("Перегрев" не указал какой учебник он использует, цитата вырвана из подтекста)

Вопрос почему у тебя по формуле для реагирующего газа не получается соответствующий теории результат, носит чисто академический характер. Лично моя версия – потому что ты нереально криворукий!"
Велюров этому дарованию отвечал в чем различие идеального газа и реального газа. Дорофеев объяснил почему температура торможения растет, а не остается постоянной.Вывод подчеркнут:
"Температура торможения То также увеличивается до известного максимального значения Тк"

Все перечисленные претензии, фактически, адресованы не Велюрову, а профессору Дорофееву и программистам Трусову и Пономаренко. Компетентность перечисленных людей не вызывает никаких сомнений. Уровень знаний анонимного воронежского полковника в отставке оставляет желать лучшего. Этот "гений" нахватался верхушек и вообразил себя выдающимся знатоком теории ЖРД. Но это естественно не так.
И любому здравомыслящему человеку понятно, что компьютерная программа не зависит от пользователя. Если цифры, вводные данные введены исследователем, то сам процесс расчета им не контролируется. Все данные взяты из документов НАСА. Все нужные параметры перечислены в компьютерной программе. Сам процесс расчета происходит без вмешательства исследователя.

ГЛАВА 22. ВЕЛЮРОВ И ДРУГИЕ О ЖРД США - МИФЫ И РЕАЛЬНОСТЬ

http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-13-F1.htm
Самое жесткое неприятие, которое было вызвано американскими прислужниками, "адвокатами" НАСА в публикации Велюрова было конечно Приложение №2 "Численный расчет охлаждения камеры ЖРД F-1". Если расчет удельного теплового потока в ЖРД Н-1b никаких возражений не вызвал у этой публики, то аналогичный расчет с получением печальных для НАСА итогов был причиной многочисленных воплей о том, что этот расчет нарушает Законы Термодинамики, что он не учитывает какие-то параметры, например , шероховатость, или свет звезды Альдебаран. Что все в этом расчете не так, не то и вообще автор плохой, нехороший, безграмотный "опровергатель" , расчет которого можно выбросить на помойку.
Но в этом приложении расчет удельного теплового потока, выполненный как "прикидочным методом" при помощи известных формул расчета удельных тепловых потоков из известных, старых учебников для технических ВУЗов по теме ЖРД, так и при помощи компьютерной программы, расчет последний дает более точные величины и не вступает противоречие с первым "прикидочным".
Естественно, ни первый, ни второй расчет не противоречат законам Термодинамики, учитывают все параметры, которые оказывают существенное воздействие на итог расчет.
Автор публикации не является автором известных, многократно проверенных на практике формул или компьютерной программы, чья эффективность расчета тоже подтверждена и не раз и не два.
Методика и правильность приведенного расчета не вызывает никаких сомнений. При желании результат этот может проверить любой человек с оконченным средним образованием ...или даже без такого образования, но имеющего навыки использования компьютерных программ. В последнем варианте необходимо только ввести параметры НАСА, а они имеются в открытом доступе, чтобы получить результат. Не нужно корпеть "вручную" на калькуляторе, чтобы провести искомый расчет.
Поэтому попытки уличить автора в ошибках или в невежестве невозможно. Все претензии , адресованные Велюрову, становятся претензиями к авторам компьютерных программ, с помощью которых делался расчет, к автором формул расчета удельного теплового потока ЖРД.
Трудности такого расчета были конечно же с самого начала по ояень простой причине, которую автор сразу е называет: "При создании компьютерной модели камеры ЖРД F-1 возникли трудности с получением достоверных данных о линейных размерах. Дело в том, что в первичных источниках на двигатель F-1 такая информация отсутствует в принципе."
Действительно главные параметры: диаметр камеры, критического сечения, длина камеры сгорания, выходное сечение, выходное сечение в районе коллектора вот что необходимо для расчета, а не величина шероховатости в трубке охлаждения с тонкими стенками, на которой сделать оребрение, для улучшения теплоотдачи, большая проблема, а искусственную шероховатость тем более, последнее вообще как пятое колесо в телеге.
Велюров опираясь на открытые источники информации нашел основные параметры для расчета удельного теплового потока по площади.
Автор называет эти источники и они не могут вызвать сомнений, что речь идет именно о ЖРД F-1:



"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
Но в нашей модели мы ограничимся задачей теплового расчета только охлаждаемой части камеры до сечения S = 10"
Эти данные хорошо продемонстрированы фотографиями музейных экспонатов. При сравнении размеров плеч с размерами ЖРД, получалось , что диаметр камеры сгорания не превышал 1 метра. Выше фотографии эти были показаны.
Аналогичные размеры подтверждаются фотографиями частей ЖРД, выловленных из Атлантического океана. Фрагменты ЖРД F-1 американские "энтузиасты" обнаружили на дне океана. При этом первую ступень ракеты "Сатурн-5" рядом не нашли! Вот эти снимки:


К слову, казалось бы, чего легче найти район затопления огромных по размерам, первой ступени ракеты, он должен был быть рядом с фрагментами ЖРД. Должны были быть фотографии этой ступени, илии ее частей, рядом с найденными фрагментами ЖРД, которые по размерам значительно меньше главной ступени "Сатурна-5" Но ничего такого эти "энтузиасты не показали. Причина простая, в районе нахождения ЖРД, первая ступень отсутствовала. Нечего было фотографировать. Эта ступень , как и ЖРД используемые при старте ракеты в конце 60-х, начале 70- годов, находится в другом месте, ближе к побережью.
Обнаруженный фрагмент , сравнение его размеров с размерами плеч рабочего, тоже показывают, что диаметр камеры сгорания был не приблизительно около 1 метра, но не более:

ГЛАВА 22. ВЕЛЮРОВ И ДРУГИЕ О ЖРД США - МИФЫ И РЕАЛЬНОСТЬ

http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-13-3.htm
Велюров фактически ведет полемику против аргументации своих противников, защитников НАСА и американского обмана. Автор наглядно показал, что при расчете величина удельного теплого потока, при использовании средних величин параметров газа по всей камере сгорания, резко увеличивается, почти в три раза (на 66%) по сравнению с величиной удельного теплового потока, расчет которой велся при учете параметров в области , находящейся рядом со стенками трубок охлаждения. Это характерно и для параметров ЖРД F-1 , для аналогичного расчета. Что естественно невозможно. Автор наглядно продемонстрировал реальность расчета в пристеночном слое, и аномальное, нереальное, завышение величины удельного теплового потока при использовании неких усредненных величин параметров газа в случае с F-1:
"Давайте еще раз вернемся к таблице аппроксимации теплового потока для F-1 и решим, насколько наш пристеночный слой уменьшил тепловые потоки по сравнению с полностью перемешенным, средним по составу газом:

p* ‒ эффективное давление в камере с учетом потерь полного давления
Тогда, учитывая формулу для конвективного теплового потока в критическом сечении (см. выше), имеем:

Таким образом, наш модельный пристеночный слой уменьшил уже тепловые потоки на 66% или почти в три раза.
Выше было указано, что дальнейшее снижение тепловых потоков, даже для завесы без кислорода, не предвидится, далее наступит стабилизация плотности теплового потока по причинам, рассмотренным выше – турбулизация пристеночного слоя, рост его температуры. "
И опять к вопросу некой искусственной шероховатости, которая может ускорить , якобы, процесс теплообмена
Для справки:
Турбулизация потока - это переход ламинарного потока в турбулентный
( А.С.Гольдберг. Англо-русский энергетический словарь. 2006 г.)
Ламинарное течение (лат. lāmina — «пластинка») — течение, при котором жидкость или газ перемещается слоями без перемешивания и пульсаций
Турбулентное течение (лат. turbulentus — бурный, беспорядочный), — явление, заключается в том, что при увеличении интенсивности течения жидкости или газа в среде самопроизвольно образуются многочисленные нелинейные фрактальные волны и обычные, линейные различных размеров, без наличия внешних, случайных, возмущающих среду сил и/или при их присутствии.
"Турбулизация потока теплоносителя осуществляется с помощью нанесения искусственной шероховатости на поверхности твэлов и каналов. Под этим понимается создание на тепловыделяющих поверхностях выступов и впадин различной конфигурации, расположенных под различными углами и поперек движения потока теплоносителя. "
( Каменьщиков Ф.Т. Вопросы механики вращающихся потоков и интенсификация теплообмена в ЯЭУ)
Турбулизация потоков теплоносителей внутри труб и в межтрубном пространстве наряду с интенсификацией теплообмена и ростом гидравлического сопротивления вызывает вибрацию труб, ведущую иногда к повреждению аппарата. Последнее возникает в результате: 1) усталостного разрушения труб и поперечных перегородок в межтрубном пространстве; 2) трения труб о перегородки; 3) взаимного соударения труб при их тесном расположении в пучке.
( Гельперин Н.И. Основные процессы и аппараты химической технологии Кн.1)
Проще говоря, искусственная шероховатость внутри трубок охлаждения может привести не только к росту температуры, но и к разрушению самих трубок с тонкими стенками, к разрушению всей системы трубок охлаждения с сомнительной сваркой между собой . Это , например, прекрасно понимает грамотный сантехник с образованием ПТУ и большим опытом работы. Грамотные физики, с высшим образованием это точно должны понимать.

ГЛАВА 22. ВЕЛЮРОВ И ДРУГИЕ О ЖРД США - МИФЫ И РЕАЛЬНОСТЬ

http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-13-2.htm
Велюров прекрасно понимает, что в его расчетах существует проблема: отсутствие точных, достоверных, доскональных сведений о геометрических размерах ЖРД F-1, об удельном тепловом потоке в камере сгорания и в критическом сечении, о диаметре камеры и "критики", о давлении и температуре в этом "чуде" американской технологии:
"Американская ошибка
Долгие поиски американских документов, где бы излагались хотя бы элементы теплового расчета двигателя F-1, приведут любого исследователя к легкому недоумению: о двигателе F-1 нет решительно никаких достоверных данных о его геометрических размерах и уж тем более о величине теплового потока в камере или критическом сечении.
Существует лишь несколько отрывочных цифр - давление и температура в камере сгорания. Но даже диаметр критического сечения, не говоря уже о диаметре самой камеры - известны нам лишь косвенно, из второразрядных публикаций. "
Так выглядит этот "секретный" учебник:

Автор нашел ошибку американских обманщиков, которые по простоте своей душевной в этой жутко секретной документации, а точнее в учебном пособии, датированный 1967 года, выложили реальный расчет удельного теплового потока двигателя очень похожего на ЖРД F-1 . Только тяга этого двигателя...порядка 340 тс на уровне моря, в два раза меньше "официальной" величины тяги этого же двигателя:
"Но вот удача - мне удалось разыскать весьма интересное учебное пособие – «Design of liquid propellant rocket engines», NASA, 1967 (SP-125).
С виду это обычный учебник под традиционным для советской терминологии названием «Конструкция жидкостных ракетных двигателей». В СССР таких учебников была выпущена целая гора: неоднократно переиздавались книги под редакцией Кудрявцева, Алемасова, Добровольского, Волкова, Васильева, Гахуна...
Меня заинтересовала американская книжка по другим причинам - на ней стоял гриф секретности!
Так вот, в этом секретном учебнике (звучит каково!) был изложен расчет учебного примера - некоего гипотетического ЖРД как две капли похожего на F-1 за одним исключением – он являлся масштабной моделью с тягой, равной ½ от номинальной тяги F-1."

Thrust ( sea level ) - Тяга на уровне моря
750000 lb = 340194.28 кгс
"Или вот еще - очень характерная иллюстрация. До боли знакомый образ!

Но автор признает, что ЖРД F-1 имел неповторимую форму, контуры, отличие от других американских двигателей,и что параметры и характеристики ЖРД "А1" все таки не совпадают полностью с параметрами и характеристиками ЖРД F1:
"Я уже приводил в первой части этой главы целую подборку фотографий керосиновых ЖРД американского производства. Так вот, все они похожи как две капли воды и все принципиально не похожи на F-1: в массовых керосиновых ЖРД американцы делали турбонасосный агрегат с горизонтальным расположением валов и большим зубчатым редуктором. Тогда как у F-1 типичная для двигателей КБ Глушко схема с вертикальным одновальным ТНА. Поэтому визуально F-1 является единственным и неповторимым в своем роде.
Разница между F-1 и А-1 главным образом в том, что расход топлива через двигатель уменьшен вдвое - с 2,6т/с у F-1 до 1,3т/с у А-1. Соответственно, А-1 имел камеру меньших размеров: диаметр цилиндрической части ~ 800 мм, горловина ~ 632 мм.
Эффективное давление в камере А-1 около 1000psi (6,9МПа), тогда как у F-1 оно чуть меньше - 980psi (6,75МПа)."
Американские обманщики приводят цифру диаметра двигателя F-1 3.72 метра, что не является диаметром цилиндра камеры сгорания
https://web.archive.org/web/20131109232214/http://www.astronautix.com/engines/f1.htm
Diameter: 3.72 m (12.20 ft). Это размер сопла в нижней, самой широкой его части.
В этом не трудно убедиться по фотографиям туристов, людей, стоящих рядом с указанным ЖРД рядом с музеем НАСА, на площадке:


Размер плеч по соотношению к росту приблизительно имеют следующие соотношения:

Если сравнивать величину размера плеч туристов, стоящих рядом с музейным экспонатом ЖРД F-1, то получается, что диаметр цилиндра камеры сгорания не превышает 1000 мм, это с учетом проекционного искажения при таком приблизительном сравнении. Не сильно буду удивлен, если параметры цилиндра КС в критическом сечениии и в основном цилиндре ЖРД А1 будут совпадать с аналогичными размерами камеры сгорания ЖРД F-1,
По некоторым данным от писателей НАСА, диаметр критического сечения у F-1 составлял 730 мм, у А-1 630 мм. Эти данные о F-1 приводит Генадий Ивченков:
https://docviewer.yandex.ru/view/12301457/?*=oqlGJchJTLVnnBVB3qqICma1v%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&page=5&lang=ru

В другой публикации И. И. ШУНЕЙКО ; ПИЛОТИРУЕМЫЕ ПОЛЕТЫ НА ЛУНУ, КОНСТРУКЦИЯ И ХАРАКТЕРИСТИКИ SATURN V APOLLO, указывается диаметр "критики" 92 см:
https://testpilot.ru/espace/bibl/raketostr3/1-1.html

О диаметре цилиндра камеры сгорания в этих источниках информации ничего не говориться, но похоже этот диаметр не превышает 100 см (1000 мм). У А-1 этот диаметр 80 см (800 мм) Принципиального различия в размерах А1 и F1 нет! Но "учебный" ЖРД имеет тягу 340 тс (на уровне моря), а оригинал имеет тягу 690 тс (на уровне моря по данным Шунейко) . Это при том, что "учебный" двигатель А-1 по своему устройству полностью совпадает с двигателем F-1
Велюров указал на ошибочность такого расчета, который содержался в "секретной" публикации про А-1:
"Но более всего меня привлек тепловой расчет конвективных потоков в данном учебном примере.
В результате авторы учебника получили максимальный тепловой поток в двигателе F-1 всего 3 BTU/in²·sec ≈ 5 МВт/м²
Я не буду подробно останавливаться на сомнительной методологии этого расчета, скажу только, что разность температур бралась не между пристеночным слоем и стенкой, а между температурой среднего по камере газа (по свойствам близко ядру потока) и самой стенкой. Далее это множилось на некий эмпирический коэффициент теплоотдачи с учетом сажевого нагара. "
И автор указал, что в последующих публикациях, где фигурирует "учебный" А-1, очень похожий на F-1, эта ошибка исправлена и получена другая величина удельного теплового потока по площади:
"В итоге авторы учебника NASA ошиблись в 1967 году в три раза - показали 3 BTU/in²·sec вместо почти 8 BTU/in²·sec обнародованных[23] в 1975 году в другом исследовании по заказу NASA уже после завершения миссии «Аполлон».
Вероятно, учебник потому и засекретили, что он содержал секретный, заниженный в три раза тепловой поток.
Здесь в самый раз будет поговорить о правильности расчета тепловых потоков в ЖРД."
Учебник засекретили конечно, в свое время, не из-за ошибок допущенных писаками НАСА. Эту публикацию засекретили потому, что учебный ЖРД А-1 с тягой 340 тс и был в действительности ЖРД F-1! При реальной тяге 340 тс, удельный тепловой поток не принимал аномальных, запредельных значений!

ГЛАВА 22. ВЕЛЮРОВ И ДРУГИЕ О ЖРД США - МИФЫ И РЕАЛЬНОСТЬ

http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-13-2.htm
Велюров ничего не утверждает в своей статье голословно и необоснованно. Каждый шаг своих исследований и расчетов автор подробно и очень доступно объясняет и делает соответствующие ссылки. Свой "прикидочный расчет" он подтверждает расчетом при помощи компьютерной программы:
"Для проверки данного прикидочного расчета была построена компьютерная модель ЖРД F-1 и был проведен более точный численный тепловой расчет камеры данного двигателя (Приложение №2), результаты которого представлены в графическом виде:

Синим цветом показаны температуры керосина в контуре охлаждения,
красным - температуры стенки со стороны газа (в скобках - со стороны жидкости)
В общем и целом можно утверждать, что расхождение между упрощенной прикидочной методикой для одного критического сечения и более точным численным расчетом по всем сечениям камеры ‒ не более 3..5%.
Интересно, что максимальный расчетный тепловой поток оказался на 10% ниже предварительных оценок, но это не сильно повлияло на распределение температур по контуру камеры ЖРД F-1. "
Выводы автора , как минимум, доказывают, что ЖРД с параметрами, которые были указаны техническими писателями НАСА, работает стабильно без аномальных отклонений не будет:
"Результаты численного 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 0,45 мм, применяемой в камере ЖРД F-1 "
Все происходит по принципу "домино" , одна "костяшка" падает, роняет соседнею и в результате вся конструкция рушится. Нагревают керосин до предельного значения, керосин превращается в черные смолистые вещества на стенках трубок охлаждения, отсюда низкая теплопроводность стенок трубок, отсюда падение теплопередачи в охлаждающую жидкость, отсюда перегрев...и бабах! Автор это формулирует так:
"2. 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 ≈ 1,2г/см³ достаточно осаждение всего 0,13 г смолы! "
На этом проблемы не заканчиваются, газовые пробки, которые неизбежно появятся в трубках при образовании "легких газовых фракций" это серьезная проблема, хорошо знакомая , например, сантехникам, занимающихся обслуживанием парового отопления в домах. Физиками специалистам по созданию ЖРД эта проблема тоже хорошо знакома. Автор с ней так же знаком:
"Помимо этого, газообразные продукты коксования керосина могут создавать газовые пробки в узких трубчатых каналах и существенно снижать скорость и плотность проточного охладителя (керосина), что приведет к тем же фатальным последствиям ‒ прогару камеры. "
Проще говоря итогом таких "пробок" падение скорости потока, уменьшению теплопередачи и снова здорова: бабаххх, или как автор это называет: "прогар камеры"
И на этом беды ЖРД F-1 не заканчиваются. Оказывается и температура стенки камеры сгорания, а значит и стенок трубок охлаждения работает на запредельных значениях . При этих значениях выше 1000 К золотой припой, использованный, якобы, при создании трубок охлаждения, начинает терять прочность. Сам инконель в таких условиях, близок к своей критической температуре, при котором начинается его разрушение , при которой использовать этот материал проблематично.
Велюров об этой проблеме пишет так:
"3. 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 540ºС ( 813 К ) этот припой резко терял прочность:

Из таблицы видно, что при Т = 650°С предел прочности (UTS) сплава примерно в 2,5 раза ниже, чем при Т = 540°С
ВЫВОД: показанные недостатки свидетельствуют о недопустимости тепловых режимов для данной конструкции ЖРД F-1.
Данный агрегат не может быть использован при полном давлении на входе в сужение сопла P ≈ 69 кгс/см² без риска фатальных последствий и подлежит дефорсированию либо существенному изменению технологии изготовления камеры ЖРД."
Как неоднократно утвердлал автор, порочна сама трубчатая система охлаждения, имеющая ограничения, и ведущая в технологический тупик. Не важно какой припой они использовали, не важно какую шероховатость создавали, якобы, внутри трубок и оребрение снаружи, какую жидкость использовали для охлаждения, не меняет сути дела циклический метод охлаждения ...все равно такое решение охлаждать стенки КС и сопла при помощи припаянных трубок с жидкостью порочно в принципе!

БОЛЬШОЙ КОСМИЧЕСКИЙ ОБМАН США: ИСТОКИ . ГЛАВА 13 . СКЕПТИКИ США СЭМ КОЛБИ , ЭРИК ХУФШМИДТ И ДР

Наивность американского обывателя, которая граничит с известной американской тупостью фигурирует и здесь в отделе сообщений , комментарий читателей сайта Колби: "Как решить этот спор.Приветик! Есть только один способ уладить все это. Просто у НАСА использовать телескоп "Хаббл", чтобы показать нам поверхность Луны!"
Да сейчас, разбежался! Во-первых сам телескоп Хаббл , скорее всего, очередной миф США; Во-вторых, мошенники против себя свидетельствовать не будут , признаваться , что они обманщики и жулики, это новое поколение американских лгунов из НАСА тоже не будут.
Свидетельство о том, что, якобы, в газете "Правда" было сообщение о том, что американцы не летали на Луну:
http://apollofeedback.atspace.co.uk/id2.htm
"Аполлон фейк.
Я учился в Западном колледже штата Вашингтон в Беллингем, в 1969 году. Беллингем находится вблизи канадской границы, и мы смотрели передачи двух канадских телевизионных станций. Канадцы не любят американцев, "старшего брата" на юге. Поэтому, когда есть новости, которые смущали и шокировали американцев, канадские телеканалы показывают более правдиво события в своих передачах, которые транслировались у нас, чем американских информационных агентств. В 1969 году канадцы повторили несколько историй из Российской газеты "Правда". Большие статьи на первой странице сообщали снова и снова, что "американцы никогда не высаживались на Луну". Я пытался найти экземпляры этой газеты среди старых бумаг, но пока не нашел".
Забавное сообщение! Сомнительно только, что в "Правде" могли напечатать такое.
Предложения от русских скептиков о переводе текста сайта Колби на русский язык:
"Здравствуйте, меня зовут Антон. Я хочу поговорить с вами о лунном фейке и о вашем сайте. Я хочу перевести эту страницу: http://www.geocities.com/nasascam/, и другие страницы на вашем веб=сайт на русский язык... как вам такая идея?"
Но перевода так и не последовало.
Скептики из других стран, тоже прозрели благодаря публикациям Сэма:
"Привет, я Саумендра Суэйн , сейчас делаю домашку по технологии электронного обучения . Я могу с помощью различных предметов, понимать последствия технологий обучения в этом методе обучения. Через мои исследования, я случайно попала на сайт о лунном обмане. Это была удивительная вещь, узнать реальность, которая была скрыта как сокровище. Спасибо большое за отличную информацию. Я хотел бы получить более подробную информацию, так что я могу распространять правду столько, сколько я могу в Индии. Надеюсь получить скорый ответ"
Весьма похвально, распространять Правду!
Сообщение из Панамы: "
Очень хорошо рассказали... но вас кто-нибудь понял?
Привет, Меня зовут Родольфо Ариспе, живу в Панаме,в Латинской Америки. Давно подозревал что, что-то не так с человеком в истории Лунных полетов. Я родился в '69 и вырос,потом преподавал в школе, что человек действительно ходил на Луне. Так в университете, мои партнеры не могли поверить, как я мог усомниться в таком "факте". Я чувствовала себя уродом и избегал разговоров об этой теме до сих пор, когда я нашел ваш сайт и начал читать все это. У вас один из лучших сайтов с информацией о предмете и все изложено достаточно честно, потому что никакой рекламы здесь нет. Но я всегда был настроен скептически, я задаю себе вопрос о том, кто вы и какое ваше отношение к оценке знаний обо всей тнме о Лунной мистификации тему. На самом деле, я посетил сайт Дэвида Перси и был очень разочарован тем, что они предлагают купить видео и книги. Что вызывает сомнение в честности таких заявлений. Как мы знаем, ваш недорогой веб-сайт является частью кампании, которая позволяет выигрывать и получать деньги из эксплуатации темы теории заговора, что, кажется, продается очень хорошо в наши дни? Мы не знаем друг друга, но я идентифицирую себя со своей причиной и разделяют во всем мире растет интерес в раскрытии этого лунного обмана. Объяснения вы выставляете в вашем сайте очень интересные, но есть 2 вещи, которыми я до сих пор озадачен:
1. Почему весь остальной мир сохранил пассивную позицию об этой теме. Я имею в виду, почему в других странах, как Германия, СССР, Франция и другие, где, конечно, есть ученые и эксперты в области космических программ, не оспорили(не в 69, не сейчас) достижения США. Это что, весь остальной мир (друзья и враги США) достаточно глупы, чтобы поверить в историю мистификация Лунных полетов. Вы не говорите про это, хотя все (в течении 30 лет) является частью целого заговора, не так ли? 2. Почему вы ставите изображение "Винни" на вашем сайте. Вы не боитесь, что такое ребяческое поведение подрывает ваш авторитет или вызывает сомнерия в беспристрастности ваших заялений. Я имею в виду, что на грубые изображения необходимо указать Вашу точку зрения или показать аномалии точнее. Честно говоря, среди взрослых, серьезных и людей,которых волнует эта проблема, лучше не показывать рисунок какой-то нарочитый, "не лезь сюда если тебе не нравится" сообщение. Собственно говоря, я боюсь рассказывать другим в школах/университетах о вашем сайте, как раз из-за этой фотографии."
Наивный англосакс! Почему не разоблачили? Да потому, что хорошо заплатили хозяевам ученых и экспертов или непосредстахвенно им самим! Да и если, что есть "кнут", можно так ученых и экспертов прессануть, что им мало не покажется.
Информация из Нидерландов:
"Спасибо за эту отличную статью! http://www.geocities.com/apolloreality/ Привет Альберт из Нидерландов."
Не разделяю этих восторгов по отношению к материалам Колби, в которых хватает ошибок и заблуждений, нет указаний на источники его информации, нет ссылок на конкретные фотографии и видео материалы с сайта НАСА, сами изображения "Луны" США, используемые в публикации плохого качества, очень много эмоционального, гораздо меньше аналитического материала. Но безусловно работа Колби все равно, несмотря на перечисленные недостатки, очень полезна в деле разоблачения американской лжи, и она привела к тому, что разоблачение Лунного Обмана США преодолело границы самих США!