>>Воспользуемся данными Шунейко о тепловом потоке на элементы камеры сгорания. 10^4 ккал/м2 в сек ~ 4х10^7 Вт/м2. При использовании жаропрочной стали толщиной 1 мм перепад температур на такой тонюсенькой железяке получается 2700 градусов. Т.е. на обращенном к камере сгорания лице листа - 3000 К. А ведь еще должен быть перепад между топливом и охлаждаемой стенкой. Считать, однако, не будем. И без того - бред сивой кобылы.
>
>>Воспользуемся данными Шунейко о тепловом потоке на элементы камеры сгорания. 10^4 ккал/м2 в сек ~ 4х10^7 Вт/м2. При использовании жаропрочной стали толщиной 1 мм перепад температур на такой тонюсенькой железяке получается 2700 градусов. Т.е. на обращенном к камере сгорания лице листа - 3000 К. А ведь еще должен быть перепад между топливом и охлаждаемой стенкой. Считать, однако, не будем. И без того - бред сивой кобылы.
>
>По поводу бреда сивой кобылы - очень-но правильные слова, кстати. Скажите, Покровский, в каком бреду человеку может пригрезиться, чтобы температура "на обращенном к камере сгорания лице листа - 3000 К"??? Вы, вроде, рекомендовали себя как человека с теплотехническим образованием? Сегодня воскресенье - Вы не переотмечались? Или к теплотехнике Вы имеете такое же отношение, как к космонавтике и методам исторической датировки?
Простите, а не Вы ли слезно просили довести проблему до противоречия.
Вот она и дошла. Если по ходу программы НАСА не было усилий по созданию жаропрочных материалов, то вычисленный по данным той же НАСА(в изложении Шунейко) температурный перепад на толщине жаропрочной стали 1 мм как раз и приводит к противоречию. К бреду.
Вычисленный температурный перепад, а не пригрезившийся.
Ах, да! Вы же у Шунейко ничего найти не можете.
***Количество тепла, выделяемое двигателями F-1, составляет 9760 ккал/м2 (80% тепла передается излучением от пламени) .***(Глава 1.1.)
Правда, я позволил себе додумать, что выделяется не за все время работы двигателя, а за секунду. И даже так маловато будет(масштаба десятых долей процента от теплоты сгорания горения). А если за все время работы, - то это как бы невероятно низкие потери энергии горения на излучение.
Опять же - это в 2.4 раза меньшая тепловая нагрузка на стенки, чем СРЕДНЯЯ по активной зоне реактора ВВЭР-1000. И где же пресловутая рекордность тепловых нагрузок в ракетной технике?
Совершенно не вяжется такая цифра с вольфрамом, пропитанным медью. А выглядит как подгонка под свойства имевшихся к тому времени жаропрочных сталей.
Впрочем, я уже нашел ссылку на материал 1970 г.(ТВТ- 1970, №4), где экспериментально оценивались потоки тепла на стенки деталей ракетных двигателей. Рассчитываю на предстоящей неделе заказать журнал в ГПНТБ и прочесть статью. Результаты сообщу.
>>Для того, чтобы жаропрочная сталь могла выводить указанное тепло и при этом оказываться в рамках предельно допустимых температур, квадратные метры корпуса камеры сгорания должны быть покрыты жаропрочной сталью толщиной не более 0.5 мм.
>
>Кстати, если память не подводит, то толщина трубок с хладагентом у типичных КС как раз имеет порядок половины миллиметра или что-то около того.
Абсолютно нормально для трубок.
Но не нормально для поверхностей размерами в метры(напоминаю, критическое сечение сопла двигателя Ф-1 0.92 м2. Соответственно характерный размер камеры сгорания(после которой идет сужение потока до критического сечения) - не менее метра.
