Форум С.Кара-Мурзы : Ветка : Re: объяснять вкратце...

От	Pokrovsky~stanislav
К	Баювар
Дата	05.10.2007 23:44:42
Рубрики	Крах СССР; Манипуляция;

Re: объяснять вкратце...

>Мне чудовищно трудно объяснять вкратце саму суть химии. Мы пишем реакцию: А+Б=АБ. Можем и другую написать: АБ=А+Б. В одних условиях идет одна, в других другая, все считается на раз. Можно такие подобрать, что возникнет смысл говорить о равновесии. Мы наблюдаем, что условия таковы, что идет конденсация малых углеродных фрагментов во всё большие и большие паркетины вплоть до макрочастиц. Это однозначно говорит о том, что эти условия являются в высшей стерени неподходящими для диссоциации.

А мне чудовищно трудно объяснять человеку, что ему бы взять да и применить известные ему принципы не к рассуждениям Покровского, а к тому самому двигателю Ф-1.

1) В литературе относительно излучений и переносов излучения в камерах двигателей на углеводородном топливе с кислородным окислителем все графики и все экспериментальные данные заканчиваются на 2000 К.
В камере сгорания Ф-1 якобы 3300 К.

2) 3300 К обязательно необходимы только для оправдания тяги и удельного импульса двигателя Ф-1.
Но при этой температуре в многочисленных экспериментах наблюдается высокая степень диссоциации. И СО2, и воды.

3) Рассуждения о саже являются как бы производной. Сажа защитникам необходима, чтобы защитить стенки от недопустимо высоких тепловых потоков в Ф-1. Вы настаиваете на наличии сажи, исходя не столько из принципов, сколько из презумпции реальности американских цифр по КС. А у меня, понимаете, в экспериментах при тех же тысячах градусов и при тех же давлениях напичканная парами углерода(от таблетки активированного угля) плазма спутного потока - не имеет сплошного спектра от углеродного аэрозоля. А имеет линейчатый спектр мизерных примесей металлов в атомарном или ионизированном состоянии.

А может, Вы, взявши калькулятор и справочники с константами реакций, диссоциаций и законами их изменения с температурой и давлением, просто покажете, какая температура может быть реализована в системе в условиях баланса тепловыделения от реакции синтеза молекул и расходования этой энергии на диссоциацию. И, подозреваю, американские 3300 К - Вы просто не сможете обосновать.

А мне как бы вполне и нормально, что температура 3300 не может быть реализована. И моим экспериментальным фактам на 2000-3000 градусов это не противоречит, и моим представлениям о том, что Ф-1 был слабее объявленного - тоже не противоречит.

От	7-40
К	Pokrovsky~stanislav (05.10.2007 23:44:42)
Дата	06.10.2007 00:50:24

Re: объяснять вкратце...

>>Мне чудовищно трудно объяснять вкратце саму суть химии. Мы пишем реакцию: А+Б=АБ. Можем и другую написать: АБ=А+Б. В одних условиях идет одна, в других другая, все считается на раз. Можно такие подобрать, что возникнет смысл говорить о равновесии. Мы наблюдаем, что условия таковы, что идет конденсация малых углеродных фрагментов во всё большие и большие паркетины вплоть до макрочастиц. Это однозначно говорит о том, что эти условия являются в высшей стерени неподходящими для диссоциации.
>
>А мне чудовищно трудно объяснять человеку, что ему бы взять да и применить известные ему принципы не к рассуждениям Покровского, а к тому самому двигателю Ф-1.
>1) В литературе относительно излучений и переносов излучения в камерах двигателей на углеводородном топливе с кислородным окислителем все графики и все экспериментальные данные заканчиваются на 2000 К.
>В камере сгорания Ф-1 якобы 3300 К.
>2) 3300 К обязательно необходимы только для оправдания тяги и удельного импульса двигателя Ф-1.

Температура в КС Ф-1 - одна из самых низких. Типичные температуры сгорания для этого топлива - на несколько сот градусов выше: http://www.astronautix.com/props/loxosene.htm , http://209.85.135.104/search?q=cache:71he3H4m5WIJ:www.cultinfo.ru/fulltext/1/001/008/095/310.htm+ http://www.cultinfo.ru/fulltext/1/001/008/095/310.htm&hl=ru&ct=clnk&cd=1&gl=ee . Вам много раз рассказывали, что Ф-1 - весьма "хилый" двигатель по удельным характеристикам: давление в КС невысокое, температуры невысокие, в результате - УИ невысокий. Всё невысокое. Всем пожертвовали, чтобы только упростить разработку, упростить движок и повысить надёжность.

>Но при этой температуре в многочисленных экспериментах наблюдается высокая степень диссоциации. И СО2, и воды.
>3) Рассуждения о саже являются как бы производной. Сажа защитникам необходима, чтобы защитить стенки от недопустимо высоких тепловых потоков в Ф-1.

Никаких "недопустимо высоких тепловых потоков" нет и в помине. Они существуют только в вашем воображении.

>Вы настаиваете на наличии сажи, исходя не столько из принципов, сколько из презумпции реальности американских цифр по КС.

Оптическая толщина газов в КС вообще не играет почти никакой роли в теплонапряжённости. Я Вам уже объяснил, почему. Потому что если среда оптически плотная, то облучение единицы площади не связано с объёмом КС, а если среда оптически прозрачна - то она сама является скверным излучателем. Это закон Кирхгофа, его, вроде, на втором (или первом?) курсе проходят. Вы его не прошли? Но я ж Вам его рассказал. Вы его ещё не поняли?

>А у меня, понимаете, в экспериментах при тех же тысячах градусов и при тех же давлениях напичканная парами углерода(от таблетки активированного угля) плазма спутного потока - не имеет сплошного спектра от углеродного аэрозоля. А имеет линейчатый спектр мизерных примесей металлов в атомарном или ионизированном состоянии.

А у всего человечества во всём мире пламя керосиновых движков практически непрозрачно - в отличие, например, от пламени движков гептиловых. И как убедить всё человечество, что оно видит неправильные ракеты с неправильным пламенем? Как убедить весь мир, что все керосиновые ракеты - это подделки, и на самом деле всё не так?

Кстати, я ведь уже рассказывал. В СССР создавали однокамерный двигатель с параметрами, близкими к Ф-1. И в принципе были не так уж далеки от его создания - закрытие программы помешало. Так вот этот двигатель имел КС, сравнимую с КС Ф-1. Но этот двигатель был гептиловым. И газы в его КС заведомо почти прозрачны. Давление же в КС у него было примерно в 4 раза выше, чем у Ф-1. Глушко делал. И никакого горя с теплонапряжённостью Глушко не знал. Жаль, Вы ему не подсказали, что он делает невозможную вещь.

>А мне как бы вполне и нормально, что температура 3300 не может быть реализована. И моим экспериментальным фактам на 2000-3000 градусов это не противоречит, и моим представлениям о том, что Ф-1 был слабее объявленного - тоже не противоречит.

А 3700, сколько обычно бывает в КС керосинок - может быть реализована или нет? Давайте Вы скажете, что нет, и моя теория нелетания "Востоков" получит новое авторитетное подтверждение от самого Покровского. :)

От	Pokrovsky~stanislav
К	7-40 (06.10.2007 00:50:24)
Дата	06.10.2007 01:52:34

Re: объяснять вкратце...

>Температура в КС Ф-1 - одна из самых низких. Типичные температуры сгорания для этого топлива - на несколько сот градусов выше: http://www.astronautix.com/props/loxosene.htm , http://209.85.135.104/search?q=cache:71he3H4m5WIJ:www.cultinfo.ru/fulltext/1/001/008/095/310.htm+ http://www.cultinfo.ru/fulltext/1/001/008/095/310.htm&hl=ru&ct=clnk&cd=1&gl=ee . Вам много раз рассказывали, что Ф-1 - весьма "хилый" двигатель по удельным характеристикам: давление в КС невысокое, температуры невысокие, в результате - УИ невысокий. Всё невысокое. Всем пожертвовали, чтобы только упростить разработку, упростить движок и повысить надёжность.

Я не возражаю. Но... я спорю не с Вами, а с Баюваром. Он говорит, что этот диапазон странен в смысле химической логики. Для меня он не странен. Все прозрачно, все пытается диссоциировать. Но есть какой-то уровень равновесия. А вот аэрозоль невозможен.

>Никаких "недопустимо высоких тепловых потоков" нет и в помине. Они существуют только в вашем воображении.

Ну это Вы от своей общей полуграмотности. Имена законов знаете, а пользоваться ими даже не пробовали - пробовалка не отросла. Все больше руками пассы разводить.

Пока не готовы доказывать цифрами не отчетов НАСА, а научных экспериментов, расчетов - грош цена любому Вашему слову.

>Оптическая толщина газов в КС вообще не играет почти никакой роли в теплонапряжённости. Я Вам уже объяснил, почему. Потому что если среда оптически плотная, то облучение единицы площади не связано с объёмом КС, а если среда оптически прозрачна - то она сама является скверным излучателем. Это закон Кирхгофа, его, вроде, на втором (или первом?) курсе проходят. Вы его не прошли? Но я ж Вам его рассказал. Вы его ещё не поняли?

Господь с Вами. ДВА двигателя с равными температурами и давлениями. С равной длиной пробега излучения, сопоставимой с радиусом КС.- Т.е. до стенки доходит излучение из любой или почти любой точки объема. У одного камера больше. У какого больше поток на стенку? Где здесь закон Кирхгофа?

Я вопросы ставлю очень четко. А вот сажа - это как бы Ваша попытка отмазаться - заболтать вопрос. Но я и по саже показал, что ее в аналогичных условиях - просто нет.

>А у всего человечества во всём мире пламя керосиновых движков практически непрозрачно - в отличие, например, от пламени движков гептиловых.

Я тебе, мерзавцу, цифры приводил. И ссылки на журналы со страницами давал.
Чернота такая-то, длина пробега излучения такая-то. - В полном соответствии с экспериментами как раз по керосиновым ЖРД.

Так что "во всем мире" - в данном случае - это только на языке Вени Пустынского. Во всем мире пламя КС керосиновых ЖРД - удивительно прозрачно. Как слеза младенца. - Причем даже у американского автора, опубликовавшего статью по керосиновым ЖРД в 1966 году, - как раз в период окончания работы над Ф-1. Название статьи и журнал дать?

Впрочем, Вам это бесполезно.
Вы только имена законов знаете. А понимать - хрен!

>Кстати, я ведь уже рассказывал. В СССР создавали однокамерный двигатель с параметрами, близкими к Ф-1. И в принципе были не так уж далеки от его создания - закрытие программы помешало. Так вот этот двигатель имел КС, сравнимую с КС Ф-1. Но этот двигатель был гептиловым. И газы в его КС заведомо почти прозрачны. Давление же в КС у него было примерно в 4 раза выше, чем у Ф-1. Глушко делал. И никакого горя с теплонапряжённостью Глушко не знал. Жаль, Вы ему не подсказали, что он делает невозможную вещь.

Да? А у меня другие сведения. И как раз в смысле жаропрочности стенок. Вы поверите мне, что я учился в аспирантуре того НИИ(ИМЕТ), где как раз и создавались жаропрочные сплавы. У Глушко проблем могло и не быть - они были у ИМЕТ. И он с ними справился. Что отмечено кучей премий(Ленинских, Государственных) как раз руководителю лаборатории жаропрочных сплавов.

>>А мне как бы вполне и нормально, что температура 3300 не может быть реализована. И моим экспериментальным фактам на 2000-3000 градусов это не противоречит, и моим представлениям о том, что Ф-1 был слабее объявленного - тоже не противоречит.
>
>А 3700, сколько обычно бывает в КС керосинок - может быть реализована или нет? Давайте Вы скажете, что нет, и моя теория нелетания "Востоков" получит новое авторитетное подтверждение от самого Покровского. :)

Простите, Вы опять перепутали. К Баювару, пожалуйста. Его константы и химические принципы - не позволяют. Мои, экспериментально-физические, - вполне позволяют. Только - стенки нужны жаропрочные.

От	Администрация (Дмитрий Кропотов)
К	Pokrovsky~stanislav (06.10.2007 01:52:34)
Дата	08.10.2007 11:58:12

Предупреждение за переход на личности

Привет!
Ваше мнение о моральных качествах 7-40 прошу здесь не озвучивать.
Д.К.
Дмитрий Кропотов, www.avn-chel.nm.ru

От	7-40
К	Pokrovsky~stanislav (06.10.2007 01:52:34)
Дата	06.10.2007 03:59:01

Re: объяснять вкратце...

>>Никаких "недопустимо высоких тепловых потоков" нет и в помине. Они существуют только в вашем воображении.
>
>Ну это Вы от своей общей полуграмотности. Имена законов знаете, а пользоваться ими даже не пробовали - пробовалка не отросла. Все больше руками пассы разводить.

Сколь бы безграмотен не был бы дядюшка 7-40, от этого, к Вашему сожалению, никаких "недопустимо высоких тепловых потоков" в КС Ф-1 ведь не появится. Плод Вашей фантазии не станет реальностью, кем бы ни был дядюшка 7-40.

>Пока не готовы доказывать цифрами не отчетов НАСА, а научных экспериментов, расчетов - грош цена любому Вашему слову.

Какова бы ни была цена моих слов - цена Ваших слво от этого не возрастёт, Станислав. До тех пор, пока Вы не убедите весь мир в том, что в КС у Ф-1 были какие-то "недопустимо высокие тепловые потоки", этот двигатель как был, так и останется одним из образцов работоспособного мощного ЖРД, на котором изучают двигателестроение чуть не на всех профильных кафедрах. Совершенно независимо от цены моих слов.

Вы же пока даже не приблизились к обоснованию даже на этом форуме. Мы так и не услышали от Вас ничего, кроме Ваших фантазий.

>>Оптическая толщина газов в КС вообще не играет почти никакой роли в теплонапряжённости. Я Вам уже объяснил, почему. Потому что если среда оптически плотная, то облучение единицы площади не связано с объёмом КС, а если среда оптически прозрачна - то она сама является скверным излучателем. Это закон Кирхгофа, его, вроде, на втором (или первом?) курсе проходят. Вы его не прошли? Но я ж Вам его рассказал. Вы его ещё не поняли?
>
>Господь с Вами. ДВА двигателя с равными температурами и давлениями. С равной длиной пробега излучения, сопоставимой с радиусом КС.- Т.е. до стенки доходит излучение из любой или почти любой точки объема. У одного камера больше. У какого больше поток на стенку? Где здесь закон Кирхгофа?

Ох, Вы так и не поняли. У Вас хоть два, хоть три двигателя. "С равной длиной пробега излучения, сопоставимой с радиусом КС". Если длина пробега такова - объясните сами себе, КАКУЮ ВЕЛИЧИНУ будет иметь излучение в такой КС? Откуда там взяться вообще сколь-нибудь значительному излучению? Прикиньте же мощность этого излучения, наконец! (И не забудьте закон Кирхгофа). С какой радости Вы вообще решили, что в этом случае излучение будет иметь мало-мальски заметное значение рядом с теплопроводностью?! Газ же ПРОЗРАЧЕН! Значит, ОН ПОЧТИ НЕ ИЗЛУЧАЕТ! (Покуда, конечно, он достаточно термализован - а он достаточно термализован).

>Я вопросы ставлю очень четко. А вот сажа - это как бы Ваша попытка отмазаться - заболтать вопрос. Но я и по саже показал, что ее в аналогичных условиях - просто нет.

Какие аналогичные условия? Кому нужны Ваши "аналогичные условия"? То, что при работе керосинового ЖРД газы почти непрозрачны - это общее место. Доказывать обратное - всё равно, что убеждать всех в том, что все керосиновые ракеты есть подделки.

>>А у всего человечества во всём мире пламя керосиновых движков практически непрозрачно - в отличие, например, от пламени движков гептиловых.
>Я тебе, мерзавцу, цифры приводил. И ссылки на журналы со страницами давал.
>Чернота такая-то, длина пробега излучения такая-то. - В полном соответствии с экспериментами как раз по керосиновым ЖРД.

Станислав, не волнуйтесь так. Я понимаю, когда с памятью плохо, то беспокойство начинает одолевать, можно собеседника и "мерзавцем" назвать нечаянно, и тыкать ему начать...

Охолонитесь чуток. Я Вам напомню, какие цифры Вы мне приводили:

"Для "стандартного"(использованное автором слово) воздушно-керосинового ЖРД в условиях стехиометрического горения ... При 2000 градусов и общем давлении смеси газов ..."

Вспомнили? Стехиометрия, воздушно-керосиновый ЖРД, 2000 градусов. Ну, при чём тут Ф-1 или любая другая ракетная керосинка? Там горение - глубоко нестехиометрическое, с избытком керосина (откуда и сажа), окислитель - не воздух, а чистый кислород, а температура у стенок - никак не 2000 градусов, они же охлаждаются регенеративно тем же самым чистым керосином, который у этих самых стенок и сгорает - с таким избытком горючего, что там просто как в угольном погребе; ну а температурка, понятно, далеко не 2000.

Так что вспоминайте, Станислав, вспоминайте и не нервничайте так.

>Так что "во всем мире" - в данном случае - это только на языке Вени Пустынского. Во всем мире пламя КС керосиновых ЖРД - удивительно прозрачно. Как слеза младенца.

Не-ет, Станислав, это только в Вашем воображении оно как слеза младенца. На самом деле оно действительно как младенца, но только из другого отверстия. Выхлопного. ;)

>- Причем даже у американского автора, опубликовавшего статью по керосиновым ЖРД в 1966 году, - как раз в период окончания работы над Ф-1. Название статьи и журнал дать?

Давайте скан.

>Впрочем, Вам это бесполезно.
>Вы только имена законов знаете. А понимать - хрен!

Куда уж мне!

>>Кстати, я ведь уже рассказывал. В СССР создавали однокамерный двигатель с параметрами, близкими к Ф-1. И в принципе были не так уж далеки от его создания - закрытие программы помешало. Так вот этот двигатель имел КС, сравнимую с КС Ф-1. Но этот двигатель был гептиловым. И газы в его КС заведомо почти прозрачны. Давление же в КС у него было примерно в 4 раза выше, чем у Ф-1. Глушко делал. И никакого горя с теплонапряжённостью Глушко не знал. Жаль, Вы ему не подсказали, что он делает невозможную вещь.
>
>Да? А у меня другие сведения. И как раз в смысле жаропрочности стенок. Вы поверите мне, что я учился в аспирантуре того НИИ(ИМЕТ), где как раз и создавались жаропрочные сплавы.

С чего это я буду Вам верить? Если б я Вам верил, то давно пошёл бы побираться. :) Вы уж меня простите, но я поверю тем, кто немножко лучше Вас знает историю двигателестроения. ;)

>>>А мне как бы вполне и нормально, что температура 3300 не может быть реализована. И моим экспериментальным фактам на 2000-3000 градусов это не противоречит, и моим представлениям о том, что Ф-1 был слабее объявленного - тоже не противоречит.
>>А 3700, сколько обычно бывает в КС керосинок - может быть реализована или нет? Давайте Вы скажете, что нет, и моя теория нелетания "Востоков" получит новое авторитетное подтверждение от самого Покровского. :)
>Простите, Вы опять перепутали. К Баювару, пожалуйста. Его константы и химические принципы - не позволяют. Мои, экспериментально-физические, - вполне позволяют. Только - стенки нужны жаропрочные.

Наверное, я действительно перепутал. :( Но я так до сих пор и не врубился. :( "В литературе относительно излучений и переносов излучения в камерах двигателей на углеводородном топливе с кислородным окислителем все графики и все экспериментальные данные заканчиваются на 2000 К. В камере сгорания Ф-1 якобы 3300 К. 3300 К обязательно необходимы только для оправдания тяги и удельного импульса двигателя Ф-1. <...> А мне как бы вполне и нормально, что температура 3300 не может быть реализована ... и моим представлениям о том, что Ф-1 был слабее объявленного - тоже не противоречит" - это ведь Ваши слова? Я их понял так, будто Вы сочли, что у всех керосинок температура в КС - порядка 2000 К, а вот у Ф-1 - якобы аж целых 3300 К, что якобы необходимо для оправдания его тяги; и Вам нормально, что эта температура на деле нереализуема, а потому она якобы была ниже, а Ф-1 - слабее.

Что я неправильно понял в Ваших словах?

От	Pokrovsky~stanislav
К	7-40 (06.10.2007 03:59:01)
Дата	06.10.2007 06:36:31

Re: объяснять вкратце...

>Ох, Вы так и не поняли. У Вас хоть два, хоть три двигателя. "С равной длиной пробега излучения, сопоставимой с радиусом КС". Если длина пробега такова - объясните сами себе, КАКУЮ ВЕЛИЧИНУ будет иметь излучение в такой КС? Откуда там взяться вообще сколь-нибудь значительному излучению? Прикиньте же мощность этого излучения, наконец! (И не забудьте закон Кирхгофа). С какой радости Вы вообще решили, что в этом случае излучение будет иметь мало-мальски заметное значение рядом с теплопроводностью?! Газ же ПРОЗРАЧЕН! Значит, ОН ПОЧТИ НЕ ИЗЛУЧАЕТ! (Покуда, конечно, он достаточно термализован - а он достаточно термализован).

И пламя костра, через которое видно каждое полено - не греет абсолютно? Не так ли?

>Какие аналогичные условия? Кому нужны Ваши "аналогичные условия"? То, что при работе керосинового ЖРД газы почти непрозрачны - это общее место.

А кому нужно Ваше "общее место"? - Под которое к 1971 году в мире существовал только один расчетный источник - диаграммы и графики, построенные на базе экспериментов с различными топками и камерами сгорания - и который дал прекрасное согласие со стехиометрической моделью, в которой ни о какой саже речи не было. Только излучение и поглощение в газах.
________________________

Кстати, о стехиометрии и нестехиометрии. Какая у Ф-1 нестехиометрия? 6%.

А мне вот припомнилось, что имел я дело с туннельной печью в Львостройматериалах, где нестехиметрия газ-воздух шла на уровне 3:1. Жуткий перерасход газа - из-за неправильного понимания показаний датчика. А воздушные заслонки больше воздуха пропустить уже не могли.
Думаете пламя по прозрачности отличалось от стехиометрического после отладки? - заблуждаетесь.
Но что еще интереснее, так это пламя не отличалось по прозрачности и от пламени в старинных камерных обжиговых печах, отабливаемых мазутом. Что для газовой, что для мазутной печей температура обжига была 1010-1030 градусов Цельсия - это была технологическая норма для местных глин.

Кстати, когда всовываешь в печь термопару - в защитном кожухе, - она моментально покрывается сажей. А через несколько секунд прогрева сажа исчезает - улетучивается.

От	7-40
К	Pokrovsky~stanislav (06.10.2007 06:36:31)
Дата	06.10.2007 11:35:38

Re: объяснять вкратце...

>>Ох, Вы так и не поняли. У Вас хоть два, хоть три двигателя. "С равной длиной пробега излучения, сопоставимой с радиусом КС". Если длина пробега такова - объясните сами себе, КАКУЮ ВЕЛИЧИНУ будет иметь излучение в такой КС? Откуда там взяться вообще сколь-нибудь значительному излучению? Прикиньте же мощность этого излучения, наконец! (И не забудьте закон Кирхгофа). С какой радости Вы вообще решили, что в этом случае излучение будет иметь мало-мальски заметное значение рядом с теплопроводностью?! Газ же ПРОЗРАЧЕН! Значит, ОН ПОЧТИ НЕ ИЗЛУЧАЕТ! (Покуда, конечно, он достаточно термализован - а он достаточно термализован).
>
>И пламя костра, через которое видно каждое полено - не греет абсолютно? Не так ли?

В том диапазоне, в каком через него видны поленья - не греет практически абсолютно. Вы знаете разницу между диапазонами, в каком пламя костра светит и в каком оно греет? Или про функцию Планка тоже не слышали?

...А вообще-то через пламя костра поленья видны довольно скверно. И, кстати, тлеющие обуглившиеся поленья, когда пламени вообще почти нет, тоже греют совсем-совсем неплохо. Хотя пламени - нет. Так что у Вас будет на досуге возможность подумать, что является в этом случае источником тепла: то есть какова вообще роль пламени в тепловой производительности костра. Вы ж "физик в области понимания природы, опирающийся на многочисленные познания". Вот и обопритесь, на что есть. :)

>>Какие аналогичные условия? Кому нужны Ваши "аналогичные условия"? То, что при работе керосинового ЖРД газы почти непрозрачны - это общее место.
>
>А кому нужно Ваше "общее место"? - Под которое к 1971 году в мире существовал только один расчетный источник - диаграммы и графики, построенные на базе экспериментов с различными топками и камерами сгорания - и который дал прекрасное согласие со стехиометрической моделью, в которой ни о какой саже речи не было. Только излучение и поглощение в газах.

У Вас есть источник, где показана высокая прозрачность пристеночного слоя в КС керосинового ЖРД? Давайте его сюды.

>Кстати, о стехиометрии и нестехиометрии. Какая у Ф-1 нестехиометрия? 6%.
>А мне вот припомнилось, что имел я дело с туннельной печью в Львостройматериалах, где нестехиметрия газ-воздух шла на уровне 3:1. Жуткий перерасход газа - из-за неправильного понимания показаний датчика. А воздушные заслонки больше воздуха пропустить уже не могли.
>Думаете пламя по прозрачности отличалось от стехиометрического после отладки? - заблуждаетесь.

Станислав, мне не нужно думать, что у Вас там было во Львове в шашлычнице. Мне достаточно посмотреть на пламя двигателей из керосиновых ЖРД. И не надо мне рассказывать про свою газовую плиту. Пламя газовой плиты действительно прозрачно. В этом можно убедиться на кухне. Но пламя керосинового ЖРД непрозрачно. В этом тоже можно убедиться, взглянув на старт любой керосинки. Так что если Вы сейчас захотите рассказать мне, например, что в юности подрабатывали с ацетиленовой горелкой и по пути совершили изобретение мирового масштаба, кардинально улучшив её свойства с изменением смесеобразования, однако пламя осталось бесцветным - не надо. Поэкономьте своё и моё время, оставьте эти байки при себе.

>Но что еще интереснее, так это пламя не отличалось по прозрачности и от пламени в старинных камерных обжиговых печах, отабливаемых мазутом. Что для газовой, что для мазутной печей температура обжига была 1010-1030 градусов Цельсия - это была технологическая норма для местных глин.
>Кстати, когда всовываешь в печь термопару - в защитном кожухе, - она моментально покрывается сажей. А через несколько секунд прогрева сажа исчезает - улетучивается.

А моя шиншилла любит зелёный салат. Бывает, положишь его сверху на клетку - хрум-хрум-хрум, и всё скушает за вечер. Китайская капуста тоже хорошо идёт. Но пламя керосиновых ЖРД от этого не перестанет быть непрозрачным.

От	Pokrovsky~stanislav
К	7-40 (06.10.2007 11:35:38)
Дата	08.10.2007 15:11:06

Re: объяснять вкратце...

>Но пламя керосинового ЖРД непрозрачно. В этом тоже можно убедиться, взглянув на старт любой керосинки.

Не понял. Вы в юности совали голову в камеру сгорания "керосинки". Т.е. теперь уже не голова, а эрзац?

Причем Вам неоднократно сказали. Старт "керосинки" в виде истребителя с реактивным двигателем и крутым ухудшением стехиометрии на форсаже(обязательном для взлета на моем истребителе) - оппонент наблюдал с кратчайших расстояний по 50 раз за смену полетов. Пламя из сопла - чистейшее. Дым возникает в зоне расширения и конденсации.

Вам бы хоть раз сказать что-нибудь разумное. Типа: азот, батенька, азот. А азот растворяет углерод как кипяток сахар... - Мы бы тогда поспорили об азоте и о сахаре. А пока я слышу исключительно заклинания.

От	7-40
К	Pokrovsky~stanislav (08.10.2007 15:11:06)
Дата	08.10.2007 15:34:01

Re: объяснять вкратце...

>>Но пламя керосинового ЖРД непрозрачно. В этом тоже можно убедиться, взглянув на старт любой керосинки.
>
>Не понял. Вы в юности совали голову в камеру сгорания "керосинки". Т.е. теперь уже не голова, а эрзац?

Зачем в камеру? Я снаружи... :)

>Причем Вам неоднократно сказали. Старт "керосинки" в виде истребителя с реактивным двигателем и крутым ухудшением стехиометрии на форсаже(обязательном для взлета на моем истребителе) - оппонент наблюдал с кратчайших расстояний по 50 раз за смену полетов. Пламя из сопла - чистейшее. Дым возникает в зоне расширения и конденсации.

Я ничего не смыслю в истребителях. Абсолютно. Поэтому говорю только о ракетных ЖРД. Покажите мне фотографии старта хоть одной РН с керосиновым ЖРД, где "пламя из сопла чистейшее". С удовольствием погляжу. Фотографии стартов керосиновых РН я Вам приводил давно, но могу повторить.

>Вам бы хоть раз сказать что-нибудь разумное. Типа: азот, батенька, азот. А азот растворяет углерод как кипяток сахар... - Мы бы тогда поспорили об азоте и о сахаре. А пока я слышу исключительно заклинания.

Я ничего не смыслю в азоте, в углероде, в растворимости, в кипятке и в сахаре применительно к химии. Я их знаю только в звездных атмосферах (азот и углерод, в смысле) в форме агентов поглощения (бывает, молекулярными) с известными характеристиками.

Поэтому у меня нет никакого желания спорить об азоте и сахаре. Спор ради спора меня не увлекает. Мне гораздо проще сообщить Вам хорошо известные факты: пламя керосиновых ЖРД у ракет - непрозрачное. Очень сильно непрозрачное. В нашем случае это не играет сколь-нибудь значительной роли, но почему бы не сообщить Вам факты, до которых Вы пока ещё не дошли?

От	Pokrovsky~stanislav
К	7-40 (08.10.2007 15:34:01)
Дата	08.10.2007 19:00:00

Re: объяснять вкратце...

> Мне гораздо проще сообщить Вам хорошо известные факты: пламя керосиновых ЖРД у ракет - непрозрачное.

Давайте зафиксируем ситуацию.

1)Пламя факела, выходящего из сопел известных Вам керосиновых ЖРД ракет(т.е. со сверхзвуковым соплом, имеющим существенную расширительную часть) - выглядит непрозрачным задымленным.
Но это пламя факела - уже серьезно охладившейся и расширившейся струи.

2)В отличие от сверхзвуковых сопел ракет, сопла по крайней мере каких-то истребителей( в частности, моего) - дозвуковые. Т.е. расширительной части не имеющие. Пламя факелов этих сопел - близко по температуре и давлению к пламени самой камеры сгорания - с точностью до естественного расширения в свободной атмосфере.
Я утверждаю, что очень хорошо и близко видел эти факелы - прозрачны.

3)Имевшаяся к середине 60-х расчетная методика по данным для керосиновых двигателях - учитывала только воду и углекислый газ. Хотя работы 50-х для сравнительно низкотемпературных топок - учитывают аэрозоль

4) Экспериментальные работы по лазерному испарению того же углерода и получающимся спектрам - не видят серьезного сплошного спектра горячего аэрозоля, но видят прекрасный линейчатый спектр незначительных примесей, поднятых вместе с углеродом. Параметры излучающего пароплазменного потока за ударной волной - близки к тому, что есть в КС.

5) В работах большой группы исследователей Алтайского госуниверситета во главе с Букатым длительное время, весьма тщательно исследовались процессы испарения лазером и переконденсации углеродных частиц. Переконденсация происходит - но в зоне расширения и охлаждения. А при потоках энергии масштаба тех, что в КС - идет только испарение.
______________________________________

Теперь просто указываю Вам на ошибку понимания. Вы говорите о керосиновых двигателях, исходя только из внешнего вида факела. Но это факел из расширительной части сопла. А мы с Вами прикидывали остывание потока к срезу сопла. И давление тоже.

Важно и то, и другое.
С температурой понятно.
А давление(которое падает не в 3 раза, а раз в 60) - важно для понимания, какое давление может быть над частицей - по модифицированной формуле Томсона(см. Сивухин, т.2. Молекулярная физика и термодинамика). Давление паров углерода над частицей снижается до 1 атмосферы.

Если при 3300 К и 60 атм все 6% избытка топлива, пересчитанные на избыток углерода, - могли разместиться в ореолах зародышевых частиц(10 нм) сразмерами масштаба 1-2 длин свободного пробега(100 нм) при плотности частиц 10^13 на см3, обеспечивающей длину пробега излучения масштаба 10-20 см(приблизительно как просто в газе), то на выходе сопла углерод категорически не размещается в этих ореолах. И зародыши начинают укрупняться, конденсируя на себе избыточный углерод ореолов. Или идет более выгодное нарастание числа частиц масштаба 10 нм. Которые обрастают конденсатом водяного пара до размеров 100-200 нм - и становятся тем самым дымом, который мы видим. Который реально исследован, и реально оказался ядром диаметром масштаба 10 нм из углерода и 100-200 нм шубой воды.

Подчеркиваю. Все сказанное о зародышах, конденсате, оптических длинах - находится в пределах моей профессиональной компетенции - по работе в Институте экспериментальной метеорологии.

Наблюдавшиеся мной в армии факела керосиновых двигателей истребителей качественно отличаются от факелов после ракетных сопел - они не прошли расширительное сопло. Они несут в себе почти неискаженную информацию о состоянии дел в камере сгорания.
Потому и прозрачны. Прекрасно сответствуя теории.

От	7-40
К	Pokrovsky~stanislav (08.10.2007 19:00:00)
Дата	09.10.2007 01:21:27

Re: объяснять вкратце...

>> Мне гораздо проще сообщить Вам хорошо известные факты: пламя керосиновых ЖРД у ракет - непрозрачное.
>
>Давайте зафиксируем ситуацию.

>1)Пламя факела, выходящего из сопел известных Вам керосиновых ЖРД ракет(т.е. со сверхзвуковым соплом, имеющим существенную расширительную часть) - выглядит непрозрачным задымленным.
>Но это пламя факела - уже серьезно охладившейся и расширившейся струи.

Да.

>2)В отличие от сверхзвуковых сопел ракет, сопла по крайней мере каких-то истребителей( в частности, моего) - дозвуковые. Т.е. расширительной части не имеющие. Пламя факелов этих сопел - близко по температуре и давлению к пламени самой камеры сгорания - с точностью до естественного расширения в свободной атмосфере.
>Я утверждаю, что очень хорошо и близко видел эти факелы - прозрачны.

В этом пламени доля сгоревшего топлива по сравнению с долей сгоревшего топлива в пламени ракетных ЖРД намного меньше. У ракетных ЖРД весь выхлоп - сгоревшее топливо. У самолётных выхлоп - это в основном обычный воздух, содержащий лишь некоторую примесь топлива. (Именно поэтому УИ у самолётных двигателей на порядки больше, чем у ракетных, и именно поэтому самолётный двигатель может работать часы, а ракетный - минуты).

Попытайтесь понять и осознать эту разницу в составе выхлопа перед тем, как будете проводить сравнение.

>3)Имевшаяся к середине 60-х расчетная методика по данным для керосиновых двигателях - учитывала только воду и углекислый газ. Хотя работы 50-х для сравнительно низкотемпературных топок - учитывают аэрозоль
>4) Экспериментальные работы по лазерному испарению того же углерода и получающимся спектрам - не видят серьезного сплошного спектра горячего аэрозоля, но видят прекрасный линейчатый спектр незначительных примесей, поднятых вместе с углеродом. Параметры излучающего пароплазменного потока за ударной волной - близки к тому, что есть в КС.
>5) В работах большой группы исследователей Алтайского госуниверситета во главе с Букатым длительное время, весьма тщательно исследовались процессы испарения лазером и переконденсации углеродных частиц. Переконденсация происходит - но в зоне расширения и охлаждения. А при потоках энергии масштаба тех, что в КС - идет только испарение.

Все эти абстрактные рассуждения не имеют никакого отношения к реальной проблеме создания ЖРД. Все эти рассказы о лазерах и об Алтае. Реальную ситуацию Вам описал на Авиабазе ( http://vif2ne.ru/nvz/forum/0/co/229886.htm )человек, который, очевидно, намного лучше и меня, и Вас разбирается в данном конкретном вопросе. Само же создание ЖРД - это процесс не только расчётный, но и в огромной степени экспериментальный. Экспериментальная же отработка множества вариантов позволяет получить решение даже тогда, когда теоретической основы нет вовсе. Насколько мне известно, например, выбор форсуночной головки для Ф-1 был плодом огромной именно экспериментальной отработки. Так что все Ваши сетования по поводу якобы отсутствия теоретической базы, даже если бы имели под собой фактическую основу (что в данном конкретном случае вопроса охлаждения скорее всего неверно), - по сути своей пусты, ибо отсутствие этой базы само по себе никак не может воспрепятствовать созданию чего-либо. Водяные мельницы прекрасно работали и тогда, когда о гидродинамкие и материаловедении человечество имело предельно скудные понятия.

>Теперь просто указываю Вам на ошибку понимания. Вы говорите о керосиновых двигателях, исходя только из внешнего вида факела. Но это факел из расширительной части сопла. А мы с Вами прикидывали остывание потока к срезу сопла. И давление тоже.
>Важно и то, и другое.
>С температурой понятно.
>А давление(которое падает не в 3 раза, а раз в 60) - важно для понимания, какое давление может быть над частицей - по модифицированной формуле Томсона(см. Сивухин, т.2. Молекулярная физика и термодинамика). Давление паров углерода над частицей снижается до 1 атмосферы.
>Если при 3300 К и 60 атм все 6% избытка топлива, пересчитанные на избыток углерода, - могли разместиться в ореолах зародышевых частиц(10 нм) сразмерами масштаба 1-2 длин свободного пробега(100 нм) при плотности частиц 10^13 на см3, обеспечивающей длину пробега излучения масштаба 10-20 см(приблизительно как просто в газе), то на выходе сопла углерод категорически не размещается в этих ореолах. И зародыши начинают укрупняться, конденсируя на себе избыточный углерод ореолов. Или идет более выгодное нарастание числа частиц масштаба 10 нм. Которые обрастают конденсатом водяного пара до размеров 100-200 нм - и становятся тем самым дымом, который мы видим. Который реально исследован, и реально оказался ядром диаметром масштаба 10 нм из углерода и 100-200 нм шубой воды.

Я знаю много страшных слов. Ореолы, зародышы и и проч. Но этот праздный трёп не приблизит Вас к доказательству того, за что Вы взялись.

>Подчеркиваю. Все сказанное о зародышах, конденсате, оптических длинах - находится в пределах моей профессиональной компетенции - по работе в Институте экспериментальной метеорологии.

Верю. Но факт остаётся фактом: прозрачный термализованный газ не излучает. :)

>Наблюдавшиеся мной в армии факела керосиновых двигателей истребителей качественно отличаются от факелов после ракетных сопел - они не прошли расширительное сопло. Они несут в себе почти неискаженную информацию о состоянии дел в камере сгорания.
>Потому и прозрачны. Прекрасно сответствуя теории.

Они прозрачны потому, что состоят практически из воздуха. В отличие от факелов ракетных ЖРД.

От	Pokrovsky~stanislav
К	Pokrovsky~stanislav (06.10.2007 01:52:34)
Дата	06.10.2007 03:12:33

Re: объяснять вкратце...

>>А 3700, сколько обычно бывает в КС керосинок - может быть реализована или нет? Давайте Вы скажете, что нет, и моя теория нелетания "Востоков" получит новое авторитетное подтверждение от самого Покровского. :)

Замечательный пример словоблудия.
Про значение размеров уже забыто. Не так ли?

Ну так вот. Имея одинаковую скорость истечения(и удельный импульс), имея одинаковую температуру в камере, двигатели имеют тягу, пропорциональную корню кубическому из линейного размера. Не захотевший работать однокамерный двигатель Глушко для Р-7 с тягой 80 тонн сопоставим с Ф-1.

Первая итерация.
Если считать значимым параметром только поток на стенки, то какая могла быть температура в двигателе Глушко. Ответ 4000 К.

Но ведь при этом растет УИ(в 1.1 раза), при тех же размерах камеры растет давление в КС(в 1.21 раза). Выравниваем. Камера еще меньше. - В 1.21х1.1=1.33 раза - по объему. По линейному размеру в 1.1 раза. Температура 4057 К.
На третьей итерации можно было бы поднять температуру еще на 3-4 градуса, но мы это делать уже не будем. Зачем?

С оппонентом и так все ясно. Жулик. - Впрочем, это было ясно давно.

Единственное - обозначим для читателя температуру в однокамерном двигателе, которая при равных материалах и выбранных давлениях одинаковых смесей в американском двигателе и в несостоявшемся двигателе Глушко допускалась по потокам на стенку. 2684 К.

И сразу получаем оценку верхнего предела тяги 498 т. На старте ракета могла весить не более 2500 тонн. А недолив топлива первой ступени должен был против расчета для Ф-1 составлять 350 тонн. - Остальное - за счет массы полезной нагрузки первой ступени - типа 100-150 тонн. Мелочь, а приятно.

От	7-40
К	Pokrovsky~stanislav (06.10.2007 03:12:33)
Дата	07.10.2007 02:49:32

Покровскому Авиабазы

>Замечательный пример словоблудия.
>Про значение размеров уже забыто. Не так ли?
...
>С оппонентом и так все ясно. Жулик. - Впрочем, это было ясно давно.

Тут с Авиабазы очень по существу реплика была, Покровский. Копирую ( http://forums.airbase.ru/viewtopic.php?pid=1301509#p1301509 ):

_______
Итак, в чем ошибка Станислава:
C уменьшением номинальной тяги (при постоянном давлении) необходимый объем камеры сгорания уменьшается пропорционально суммарному расходу топлива, в то время, как охлаждаемая поверхность камеры уменьшается при этом только пропорционально степени 2/3.
Таким образом, чем меньше номинальная тяга двигателя, тем больше отношение охлаждаемой поверхности камеры к ее объему.
Кроме того, при уменьшении диаметра критического сечения конвективный тепловой поток возрастает пропроционально -0,13 степени от диаметра.
Все это приводит к тому, что в камерах малых тяг в охладитель поступает бОльшая часть тепла, выделяемого при сгорании топлива, чем в камерах больших тяг.
Это означает, что чем БОЛЬШЕ тяга двигателя, тем ЛЕГЧЕ осуществить наружное охлаждение камеры.

температура в камере F-1 5970°F = 3299°С = 3572°К, то есть, до 4000° даже по Кельвину, еще далеко

Так что жулик-то как раз Покровский...
_______

От	Pokrovsky~stanislav
К	7-40 (07.10.2007 02:49:32)
Дата	07.10.2007 21:09:20

Re: Покровскому Авиабазы

>Итак, в чем ошибка Станислава:
>C уменьшением номинальной тяги (при постоянном давлении) необходимый объем камеры сгорания уменьшается пропорционально суммарному расходу топлива, в то время, как охлаждаемая поверхность камеры уменьшается при этом только пропорционально степени 2/3.
>Таким образом, чем меньше номинальная тяга двигателя, тем больше отношение охлаждаемой поверхности камеры к ее объему.

Именно. Т.е. тем меньше перегреваются стенки камеры. Тем меньше требования по жаропрочности. Именно в малых двигателях с малыми тягами.

>Все это приводит к тому, что в камерах малых тяг в охладитель поступает бОльшая часть тепла, выделяемого при сгорании топлива, чем в камерах больших тяг.

Гипотетически заменяем стенку абсолютно прозрачной, но удерживающей газ в прежнем объеме. А воспринимающую излучение стенку удаляем. Она становится еще больше. А поток не изменяется - излучающего газа больше не стало. Зато уменьшается удельный поток на единицу площади воспринимающей излучение стенки.

Доля тепла, выделившегося в камере, и воспринятого стенкой, конечно, больше у малых двигателей. Но только самого этого тепла заметно меньше. Пропорционально кубу радиуса.
А вот об этом автор замечания деликатно забывает.

И потому делает категорически неверный вывод:

>Это означает, что чем БОЛЬШЕ тяга двигателя, тем ЛЕГЧЕ осуществить наружное охлаждение камеры.

От	7-40
К	Pokrovsky~stanislav (07.10.2007 21:09:20)
Дата	08.10.2007 03:16:28

Покровскому с Авиабазы 2

Вам на Авиабазе ответили ( http://forums.airbase.ru/viewtopic.php?pid=1302026#p1302026 ):
______
Pokrovsky~stanislav>Доля тепла, выделившегося в камере, и воспринятого стенкой, конечно, больше у малых двигателей. Но только самого этого тепла заметно меньше. Пропорционально кубу радиуса.
Pokrovsky~stanislav>А вот об этом автор замечания деликатно забывает.
Pokrovsky~stanislav>И потому делает категорически неверный вывод

Станислав понял все наоборот: чем меньше номинальная тяга двигателя, тем больше отношение охлаждающей поверхности камеры к ее объему - значит в малых двигателях меньше перегрев стенок?
А дело обстоит таким образом, что поверхность, которую НЕОБХОДИМО ОХЛАДИТЬ, становится больше именно у двигателей с малой тягой.
Тепла-то, конечно, у двигателей малой тяги будет меньше, да только вот горючего для охлаждения может не хватить.
Вот пример:
для камеры сгорания тягой около 5000 Н работающей на керосине с кислородом, количество тепла, идущего в охладитель,
составит примерно 2% от общего выделенного тепла. Для двигателя ракеты V-2, имеющего тягу 0,25 МН, это тепло составляет уже только 0,7%.

А вот какая картина теплопередачи в камере двигателя:
В камере ЖРД газовый поток сильно турбулизирован, поэтому вследствие сильно развитой конвекции температура газа во всех точках поперечного сечения примерно одинакова.
Исключение составляют области, непосредственно примыкающие к стенке.
В этих областях, принадлежащих турбулентному пограничному слою с ламинарным подслоем, газ тормозится.
Его скорость падает, а температура возрастает, стремясь к температуре торможения.
Однако вследствие отвода тепла в стенку температура торможения в пограничном слое не достигается, а повышается лишь до так называемой температуры торможения на внешней границе пограничного слоя.
через ламинарный подслой пограничного слоя передача тепла осуществляется одной только теплопроводностью, а так как теплопроводность газа мала, то ламинарный подслой оказывает теплопередаче большое термическое сопротивление.
Вследствие этого в ламинарном подслое температура газа почти по линейному закону падает от температуры торможения на внешней границе слоя до температуры внутренней поверхности огневой стенки камеры.
Разность этих температур обусловливает конвективный тепловой поток о продуктов сгорания к стенке.
Одновременно с конвективным тепловым потоком внутренняя поверхность огневой стенки воспринимает от продуктов сгорания поток лучистой энергии.
Суммарный тепловой поток передается далее от внутренней поверхности огневой стенки к наружной только путем теплопроводности.
Температура стенки при этом снижается в соответствии с уравнением теплопроводности q=lambda/delta(Tис-Tнс), где lambda - коэффициент теплопроводности, а delta - толщина стенки.
От наружной поверхности огневой стенки к охлаждающей жидкости тепло снова передается путем конвективного теплообмена.
Температура охлаждающей жидкости от температуры стенки снаружи до температуры жидкости.
При этом наиболее резко температура жидкости изменяется в ламинарном подслое пограничного слоя, образующегося у наружной поверхности огневой стенки.
Величина снимаемого жидкостью теплового потока определяется опять разностью температур стенки и жидкости.
Температура же наружной оболочки камеры почти равна температуре жидкости, так как у охлаждаемых камер теплоотдача в окружающую среду ничтожна.
______

От	Pokrovsky~stanislav
К	7-40 (08.10.2007 03:16:28)
Дата	08.10.2007 10:34:45

Re: Покровскому с...

От	7-40
К	Pokrovsky~stanislav (08.10.2007 10:34:45)
Дата	08.10.2007 23:35:16

Покровскому с Авиабазы 3

Вам снова написали ( http://forums.airbase.ru/viewtopic.php?pid=1302646#p1302646 ). Зарегились бы Вы, что ли, на Авиабазе, чтоб мне не быть посыльным...
_________
7-40> Я напомню, что очередная теория Покровского такова: Ф-1 невозможен потому, что при в большой КС больше газа, поэтому излучаемое (именно излучаемое!) этим газом количество теплоты, пропорциональное объёму, в расчёте на единицу площади КС оказывается большим (как бы объём газа растёт линейно, площадь КС квадратично, значит, вроде бы количество излучаемой газом и поглощаемой стенками теплоты растёт линейно с размером КС.

А вот какая теория лучистого теплообмена принята в научных работах:
Лучистый теплообмен в ЖРД имеет свои специфические особенности.
Основным источником излучения в ЖРД (топливо керосин+кислород) является излучение продуктов полного сгорания - водяных паров и углекислого газа.
Излучением твердых частиц углерода в камере пренебрегают, потому что присутствие твердого углерода в ПС слишком мало (по результатам термохимического расчета).
Наибольшая величина лучистого потока - в камере сгорания, при движении ПС по соплу лучистый поток быстро уменьшается.
В камере сгорания лучистый поток соизмерим по величине с конвективным тепловым потоком, в критическом сечении он примерно 8-12% от этой величины, далее - еще меньше.
Лучистый тепловой поток от смеси водяных паров и углекислого газа в КС будет меньше, чем сумма излучений каждого газа в отдельности.
Это вызывается тем, что из-за селективного характера спектра излучения и поглощения газов происходит частичное взаимное перекрытие некоторых участков спектра излучения и поглощения водяных паров и углекислого газа, то есть каждый из этих газов не совсем прозрачен для излучения другого и излучение одного газа частично поглощается другим.
Значительная часть излучения углекислого газа поглощается водяным паром.
Так как в ПС содержание водяного пара несколько больше содержания углекислоты, то значение излучения углекислого газа в общем лучистом потоке невелико и составляет примерно 10%.
В КС имеет место определенная неоднородность состава и температуры ПС как в поперечном, так и продольном направлении.
Поток ПС носит струйных характер, то есть состоит из ряда параллельных струй.
Возле головки КС имеется начальный участок, на котором протекают процессы горения и температура газов возрастает от сравнительно низкой непосредственно у головки до максимальной в конце КС.
Излучение ПС на стенку КС будет складываться из излучения всех струй.
Причем излучение каждой струи по пути к стенке будет частично поглощаться более холодными струями.
На начальном участке излучение будет поглощаться каплями и парами.
Непосредственно возле стенки находится пристеночный слой с малой температурой, а в остальной части КС имеет место максимальная температура.
Между пристеночным слоем и ядром потока в результате перемешивания образуется промежуточный слой с переменным составом и температурой.
Тогда лучистый тепловой поток будет складываться из суммы наиболее мощного излучения ядра, которое, проходя через промежуточный и пристеночный слои, частично ими поглощается, затем - излучение промежуточного слоя, которое также, проходя через пристеночный слой, частично им поглощается, и, наконец, излучения пристеночного слоя.
Лучистый поток, который получает стенка, окружающая объем газа, определяется разностью между излучением газа, которое многократно поглощается и отражается стенкой, и излучением стенки, которое также многократно поглощается и пропускается газом.
Ввиду сравнительно большой разницы между высокой температурой газов в КС и температурой стенки излучение стенки получается во много раз меньше излучения продуктов сгорания.

Теперь, что касается конкретных цифр:
зависимость лучистого потока от размера КС весьма нелинейна (логарифмическая).
Если, к примеру, увеличить диаметр КС в два раза (при сохранении пропорции КС, давление то же, соотношение компонентов то же и др., а расход увеличивается пропорционально размеру, то есть по площади сечения), то лучистый поток увеличится только на 13-14%, если в четыре раза увеличить диаметр, то на 22-23%.
(расчет можно провести по книжке: "Расчет лучистых тепловых потоков", под ред.В.Д.Курпатенкова, учебное пособие МАИ,1989 г.)
_________

От	7-40
К	Pokrovsky~stanislav (08.10.2007 10:34:45)
Дата	08.10.2007 12:26:38

Re: Покровскому с...

От	Pokrovsky~stanislav
К	7-40 (08.10.2007 12:26:38)
Дата	08.10.2007 13:51:05

Re: Покровскому с...

>Это у Вас получилось. Но эти Ваши фантазии ничего общего с реальностью не имеют. Во всех нормальных двигателях хладагент из регенеративной рубашки сразу же отправляется прямиком в КС (если он уже не находится там при плёночном охлаждении).

Дорогой мой! Расцеловать тебя!

Если топливо не обменивается теплом с основным объемом бака, то оно имеет право нагреваться до крекинговых температур, причем запросто! А вот бак сильно разогревать - не очень здорово.

А при сбросе разогретого топлива прямо в КС - проблемы исчезают. Все приобретенное тепло отправляется прямым ходом обратно - вместе с топливом. И до конца работы двигателя трубки охлаждения работают в стационарном температурном режиме с входом топлива в трубки на низкой температуре.

На кого работаете, 7-40?
По ошибке на критику Ф-1?

>Внутренняя стенка не передаёт тепло на внешнюю через металл. Вообще. Ни при каком градиенте. Она передаёт через регенеративную рубашку, через хладагент.

Простите, а что Вы понимаете под внешней стенкой?
Я, как нормальный человек, искренно считал, что у металлического листа есть две разнонаправленные поверхности. И поток тепла от одной поверхности к другой идет как бы через слой металла. Даже если на нем не трубки припаяны, а профрезерованы канавки под хладагент. Все равно, от стенки, обращенной к камере, до канавок есть некий слой металла. И на нем градиент температур.

А Вас как, у "избранных", продержавшихся без семьи, зато на одних пятерках до самой докторантуры?

От	7-40
К	Pokrovsky~stanislav (08.10.2007 13:51:05)
Дата	08.10.2007 14:23:47

Re: Покровскому с...

>>Это у Вас получилось. Но эти Ваши фантазии ничего общего с реальностью не имеют. Во всех нормальных двигателях хладагент из регенеративной рубашки сразу же отправляется прямиком в КС (если он уже не находится там при плёночном охлаждении).
>Дорогой мой! Расцеловать тебя!

Вот нежностей не надо. Я уже женат. ;)

>Если топливо не обменивается теплом с основным объемом бака, то оно имеет право нагреваться до крекинговых температур, причем запросто! А вот бак сильно разогревать - не очень здорово.

Имеет право? Оно нагревается до тех температур, которые сочтены оптимальными. Предварительный подогрев топлива, кстати, является дополнительным бонусом регенеративной системы охлаждения.

>А при сбросе разогретого топлива прямо в КС - проблемы исчезают. Все приобретенное тепло отправляется прямым ходом обратно - вместе с топливом.

Разумеется. Наконец-то Вы это узнали. Не прошло и года.

>И до конца работы двигателя трубки охлаждения работают в стационарном температурном режиме с входом топлива в трубки на низкой температуре.

Разумеется, во вполне стационарном режиме. Как же иначе?

>На кого работаете, 7-40?

На Тартускую обсерваторию, Таллинский Технический университет, пару языковых школ, на свою семью, на благо общества, своей страны и всего человечества. ;)

>По ошибке на критику Ф-1?

На это - точно нет.

>>Внутренняя стенка не передаёт тепло на внешнюю через металл. Вообще. Ни при каком градиенте. Она передаёт через регенеративную рубашку, через хладагент.
>Простите, а что Вы понимаете под внешней стенкой?
>Я, как нормальный человек, искренно считал, что у металлического листа есть две разнонаправленные поверхности. И поток тепла от одной поверхности к другой идет как бы через слой металла. Даже если на нем не трубки припаяны, а профрезерованы канавки под хладагент. Все равно, от стенки, обращенной к камере, до канавок есть некий слой металла. И на нем градиент температур.

Но внешняя сторона этого слоя металла не является внешней стороной КС.

>А Вас как, у "избранных", продержавшихся без семьи, зато на одних пятерках до самой докторантуры?

У нас всё обстоит правильно, хорошо и целесообразно. Всё работает, как надо! Тем и живём. :)

От	Pokrovsky~stanislav
К	7-40 (08.10.2007 14:23:47)
Дата	08.10.2007 15:46:24

Re: Покровскому с...

>Вот нежностей не надо. Я уже женат. ;)

Простите! Не хотел обидеть.

>Имеет право? Оно нагревается до тех температур, которые сочтены оптимальными. Предварительный подогрев топлива, кстати, является дополнительным бонусом регенеративной системы охлаждения.

Да кто ж возражает? Конечно же до температур, которые признаны оптимальными.

Но, вообще говоря, я отвечал на совершенно ясное утверждение: у малых двигателей топлива типа может не хватить, чтобы снять выделяющееся тепло. Было такое?

Ответ был в целом следующий: у малых теплоемкости топлива хватает, а у больших - проблема с самой передачей потоков из-за больших удельных плотностей потоков.

Вопрос стоял о самой физической возможности.

Вопрос же оптимальности к делу не относится. Он из само собой разумеющихся. Типа: какой дурак, имея физическую возможность, не попытается выйти еще и на какую-то оптимальность?

Для Ф-1 в связи с проблемой никелевых сплавов и никудышнего уровня развития теплофизических оценок(как мощных лучистых потоков, так и теплоотдачи на стенках систем охлаждения) в 1960-е я ставлю вопрос о самой физической возможности.- Именно она под крутым сомнением.
Какая уж там оптимальность? - Не до жиру....

>Но внешняя сторона этого слоя металла не является внешней стороной КС.

Ну и что? Это отменяет поток тепла через него?

>У нас всё обстоит правильно, хорошо и целесообразно.

Потоки тепла через металлическую стенку - нецелесообразны? - У вас и вправду все хорошо. Как в сладком сне...

От	7-40
К	Pokrovsky~stanislav (08.10.2007 15:46:24)
Дата	09.10.2007 01:30:03

Re: Покровскому с...

>Но, вообще говоря, я отвечал на совершенно ясное утверждение: у малых двигателей топлива типа может не хватить, чтобы снять выделяющееся тепло. Было такое?

Не было, конечно. Фраза звучала так: "У самых мелких двигателей, если прочие способы охлаждения были бы неэффективны, в охлаждающий контур пришлось бы отправить чуть не всё топливо". То есть говорилось о самых мелких двигателей при выполнении чисто теоретического условия - отсутствия других стоков тепла, помимо регенеративной рубашки. Разумеется, на практике у очень малых двигателей прочие стоки тепла играли бы весьма значительную роль.

>Ответ был в целом следующий: у малых теплоемкости топлива хватает, а у больших - проблема с самой передачей потоков из-за больших удельных плотностей потоков.

С чего Вы вообще взяли, что у больших двигателей какие-то особо большие удельные плотности потоков? Настолько большие, что их невозможно отвести? С чего Вы взяли, что у 700-тонного двигателя плотность теплопотока какая-то особо большая?

>Для Ф-1 в связи с проблемой никелевых сплавов и никудышнего уровня развития теплофизических оценок(как мощных лучистых потоков, так и теплоотдачи на стенках систем охлаждения) в 1960-е я ставлю вопрос о самой физической возможности.- Именно она под крутым сомнением.

Вы можете сомневаться в чём угодно. Но сначала Вам нужно рассчитать, о каких вообще плотностях потоков Вы ведёте речь. И обосновать это.

>>Но внешняя сторона этого слоя металла не является внешней стороной КС.
>Ну и что? Это отменяет поток тепла через него?

Нет, конечно. Я сделал это замечание ввиду того, что Вы говорили: "внутренняя стенка камеры сгорания передает тепло на внешнюю через металл". Я Вам объяснил, что внутренняя стенка КС на внешнюю стенку КС тепло через металл НЕ передаёт.

>>У нас всё обстоит правильно, хорошо и целесообразно.
>Потоки тепла через металлическую стенку - нецелесообразны?

Они тоже целесообразны. :)

От	7-40
К	Pokrovsky~stanislav (07.10.2007 21:09:20)
Дата	07.10.2007 23:19:56

Re: Покровскому Авиабазы

>>Таким образом, чем меньше номинальная тяга двигателя, тем больше отношение охлаждаемой поверхности камеры к ее объему.
>
>Именно. Т.е. тем меньше перегреваются стенки камеры. Тем меньше требования по жаропрочности. Именно в малых двигателях с малыми тягами.

Требования к жаропрочности абсолютно одинаковы в двигателях с камерами любых размеров, при прочих равных. Только в малоразмерных двигателях этим требованиям сложнее удовлетворить.

>>Все это приводит к тому, что в камерах малых тяг в охладитель поступает бОльшая часть тепла, выделяемого при сгорании топлива, чем в камерах больших тяг.
>Гипотетически заменяем стенку абсолютно прозрачной, но удерживающей газ в прежнем объеме. А воспринимающую излучение стенку удаляем. Она становится еще больше. А поток не изменяется - излучающего газа больше не стало. Зато уменьшается удельный поток на единицу площади воспринимающей излучение стенки.

Стенка становится больше? Какого газа больше не стало, где не стало? Почему что-то уменьшилось?

Что за поток сознания вообще?

>Доля тепла, выделившегося в камере, и воспринятого стенкой, конечно, больше у малых двигателей. Но только самого этого тепла заметно меньше. Пропорционально кубу радиуса.
>А вот об этом автор замечания деликатно забывает.

Тепло, передаваемое стенкам, не растёт как куб радиуса, а растёт примерно как квадрат. Потому что площадь стенок пропорциональна не кубу радиуса, а объему. Не все тепло, выделившееся в КС, передается стенкам, а только то, что выделяется в пристеночном слое.

>И потому делает категорически неверный вывод:
>>Это означает, что чем БОЛЬШЕ тяга двигателя, тем ЛЕГЧЕ осуществить наружное охлаждение камеры.

Ещё раз: с ростом тяги площадь стенок растёт, как 2/3 степени тяги. Например, рост тяги в 8 раз означает рост расхода топлива в 8 раз, но площадь охлаждаемой поверхности возрастает лишь вчетверо. Поэтому на охлаждение поверхности достаточно затратить в 8/4=2 раза меньшую долю топлива. То есть обеспечить охлаждение пропорционально ПРОЩЕ. У самых мелких двигателей, если прочие способы охлаждения были бы неэффективны, в охлаждающий контур пришлось бы отправить чуть не всё топливо. У больших двигателей доля топлива, идущего в охлаждающий контур, может быть очень мала.

От	7-40
К	Pokrovsky~stanislav (06.10.2007 03:12:33)
Дата	06.10.2007 03:57:17

Re: объяснять вкратце...

>>>А 3700, сколько обычно бывает в КС керосинок - может быть реализована или нет? Давайте Вы скажете, что нет, и моя теория нелетания "Востоков" получит новое авторитетное подтверждение от самого Покровского. :)
>
>Замечательный пример словоблудия.
>Про значение размеров уже забыто. Не так ли?
>Ну так вот. Имея одинаковую скорость истечения(и удельный импульс), имея одинаковую температуру в камере, двигатели имеют тягу, пропорциональную корню кубическому из линейного размера. Не захотевший работать однокамерный двигатель Глушко для Р-7 с тягой 80 тонн сопоставим с Ф-1.
>Первая итерация.
>Если считать значимым параметром только поток на стенки, то какая могла быть температура в двигателе Глушко. Ответ 4000 К.

>Но ведь при этом растет УИ(в 1.1 раза), при тех же размерах камеры растет давление в КС(в 1.21 раза). Выравниваем. Камера еще меньше. - В 1.21х1.1=1.33 раза - по объему. По линейному размеру в 1.1 раза. Температура 4057 К.
>На третьей итерации можно было бы поднять температуру еще на 3-4 градуса, но мы это делать уже не будем. Зачем?
>С оппонентом и так все ясно. Жулик. - Впрочем, это было ясно давно.

Что-то я ничего не понял. Что Вы считаете и как? Что Вы хотите получить? Возьмите два каких-нибудь реальных двигателя, например, НК-33 и Ф-1, и на их примере посчитайте. Только подробнее, а то совсем непонятно, что за цифры Вы достаёте и откуда.

>Единственное - обозначим для читателя температуру в однокамерном двигателе, которая при равных материалах и выбранных давлениях одинаковых смесей в американском двигателе и в несостоявшемся двигателе Глушко допускалась по потокам на стенку. 2684 К.

"Температура допускалась по потокам на стенку". Станислав, может, Вам выспаться нужно? Что значит "допускалась по потокам"? Кем допускалась? И откуда такая точность - 4 значащих цифры? Причём здесь равные материалы и равные давления, если они неравные?

>И сразу получаем оценку верхнего предела тяги 498 т. На старте ракета могла весить не более 2500 тонн. А недолив топлива первой ступени должен был против расчета для Ф-1 составлять 350 тонн. - Остальное - за счет массы полезной нагрузки первой ступени - типа 100-150 тонн. Мелочь, а приятно.

Вы хотите развить теорию, согласно которой тяга Ф-1 составляла 500 тонн? Прекрасно. Попытайтесь объяснить, почему американцы не поставили на ракету 6 двигателей или 7 таких двигателей и не полетели по-настоящему. Поставить на уже готовую ракету два дополнительных уже готовых двигателя гораздо проще, быстрее и надёжнее, чем разработать схему фальсификации и в тайне разработать альтернативную полезную нагрузку для этой аферы - беспилотные корабли, сборщики грунта и проч.

От	Pokrovsky~stanislav
К	7-40 (06.10.2007 03:57:17)
Дата	06.10.2007 07:37:40

Re: объяснять вкратце...

> Попытайтесь объяснить, почему американцы не поставили на ракету 6 двигателей или 7 таких двигателей и не полетели по-настоящему.

Объясняю: потому, что на Луну никто никого не собирался посылать. Это не было заложено в проект.

От	7-40
К	Pokrovsky~stanislav (06.10.2007 07:37:40)
Дата	06.10.2007 11:45:08

Re: объяснять вкратце...

>> Попытайтесь объяснить, почему американцы не поставили на ракету 6 двигателей или 7 таких двигателей и не полетели по-настоящему.
>
>Объясняю: потому, что на Луну никто никого не собирался посылать. Это не было заложено в проект.

А почему? Почему сделали проект, в котором было всё (или во всяком самое важное: испытательные и стартовые комплексы, ракету, корабль) для того, чтобы можно было слетать на Луну, проект, который было проще и дешевле завершить реальным полётом на Луну, но вместо этого его сделали сложнее и дороже, организовав аферу? У Вас странно получается: вместо более простого, дешёвого и надёжного проекта сделали сложный, дорогой и ненадёжный проект, причём состоящий из практически тех же частей (во всяком случае, самых сложных), что и заявленный. Причём именно так и было заложено. Это надо объяснить. Без объяснений выглядит совсем непонятно.

Кстати, раньше Вы говорили (если я правильно помню), что проект аферы стал реализовываться только после "Сервейера-3", не правда ли? А сейчас Вы говорите, что реальные полёты вообще не были заложены. Вы изменили свою теорию?

От	Pokrovsky~stanislav
К	7-40 (06.10.2007 11:45:08)
Дата	07.10.2007 21:22:37

Re: объяснять вкратце...

>А почему? Почему сделали проект, в котором было всё (или во всяком самое важное: испытательные и стартовые комплексы, ракету, корабль) для того, чтобы можно было слетать на Луну, проект, который было проще и дешевле завершить реальным полётом на Луну, но вместо этого его сделали сложнее и дороже, организовав аферу?

Все нормально. Стартовые и испытательные комплексы американцы могли сделать - в рамках технологий, не требовавших выворачиваться наизнанку. И эти комплексы могли продемонстрировать работу какой-то ракеты.

А вот ракету, которая могла бы вывезти людей на Луну - они сделать не могли - не доросли научно-технически. И деньгами это не прошибалось. Только мозгами. Которых не было.

Полет на Луну не был ни дороже, ни дешевле. Он был для американцев тогда просто неосуществимым ни за какие деньги.

От	7-40
К	Pokrovsky~stanislav (07.10.2007 21:22:37)
Дата	08.10.2007 00:13:58

Re: объяснять вкратце...

>>А почему? Почему сделали проект, в котором было всё (или во всяком самое важное: испытательные и стартовые комплексы, ракету, корабль) для того, чтобы можно было слетать на Луну, проект, который было проще и дешевле завершить реальным полётом на Луну, но вместо этого его сделали сложнее и дороже, организовав аферу?
>
>Все нормально. Стартовые и испытательные комплексы американцы могли сделать - в рамках технологий, не требовавших выворачиваться наизнанку. И эти комплексы могли продемонстрировать работу какой-то ракеты.

Отлично.

>А вот ракету, которая могла бы вывезти людей на Луну - они сделать не могли - не доросли научно-технически. И деньгами это не прошибалось. Только мозгами. Которых не было.

Объясните, что именно они не могли. На что именно у них не было мозгов. Причём так, чтобы получилось логично и связно. Ранее Вы сами дали понять, что допускаете, что они смогли сделать ракету со стартовой массой порядка 2500 тонн и двигатели тягой порядка 500 тонн. Теперь объясните, почему из этого нельзя сделать "ракету, которая могла бы вывезти людей на Луну". Если у тебя есть двигатели на 500 тонн и ракета с размерами "Сатурна-5", которой ты уже сумел обеспечить 2500 т стартовой массы, то не видно никаких принципиальных проблем поставить на неё 7 таких двигателей и залить баки доверху, до 3000 тонн.

Вы должны объяснить, почему они не могли этого сделать. Ответ "не было мозгов" не катит. Если уж у людей хватило мозгов сделать ЖРД на 500 тонн и ракету размером с "Сатурн-5" с 5 такими двигателями, то чтобы потом поставить на ту же самую ракету ещё две штуки тех же самых двигателей, особых мозгов уже и не нужно.

>Полет на Луну не был ни дороже, ни дешевле. Он был для американцев тогда просто неосуществимым ни за какие деньги.

Что именно было для американцев неосуществимо? Даже если уже удалось построить РН на 2500 тонн, то уже в этом случае отсутствие РН не может быть препятствием для полёта, потому что уже этой РН совершенно достаточно, чтобы лететь на Луну. Или по двухпусковой схеме, или в облегчённом варианте, скажем, с высадкой на поверхность одного, а не двух астронавтов.

От	Pokrovsky~stanislav
К	7-40 (08.10.2007 00:13:58)
Дата	08.10.2007 14:37:42

Re: объяснять вкратце...

>Объясните, что именно они не могли. На что именно у них не было мозгов.

Если мозгов нет, то их нет ни на что.

Т.е. сделать можно только в рамках тех технологических результатов и тех научных решений, которые можно купить вместе с рабочими руками, сырьем и т.д.

Если компоновка того, что можно сделать, не слишком утруждая голову, позволяет наработать двигатель на 50 тонн тяги, - то его просто вложением денег сделать таки можно. Если без преодоления принципиальных научных сложностей удается продвинуться до 150, то и такой движок будет создан. Кто бы сомневался. Вон зубные щетки имеют такое разнообразие форм и расцветок! - То ли еще будет...

А мы с Вами сейчас как раз на примере двигателя нащупываем эпизоды конструирования, упирающиеся в проблемы, которые не были решены в середине 60-х, а потому не могли быть куплены.

500 тонн - одна из рабочих верхних оценок. Не более 500 тонн! Может 50, может даже 55... Но не более 500.

Впрочем, критике 500 тонн на двигателе за глаза хватает, чтобы отрицать полеты в декларируемом формате.

А для ответов на Ваши вопросы надо изучить вопрос гораздо скрупулезнее: все-таки реально 50 или 57 тонн(какие там 500!). Но вот подступиться сложно.
Как я уже говорил, в этой области тепловых потоков у теплофизиков проблемы с точностью теоретических расчетов до сих пор огромные.
Т.е. ситуация такова: о 500 тоннах верхнего предела тяги можно спорить с цифрами на руках. Типа - не более. Что мы и проделали. А насколько не более - на 400 или на 450 тонн - пока не проработали. - Типа: совесть тоже надо иметь. Не каждый же день по скандальному разоблачению. Одно в год, ну в полгода - это как бы по-человечески.
Лично у меня норма на 2007 год уже выполнена - по скорости.
Никелевые сплавы в КС и ограничение тяги по параметру жаропрочности - это как бы опережение нормального графика.

Конечно, работать желательно бы по-стахановски, но Вы же сами тормозите эти труды. Вам бы все перевести в рамки, у кого сколько "пятерок" в школе было... - А это время отнимает. Сказал бы про нервы. Но их я как бы пока еще не экономлю.

От	7-40
К	Pokrovsky~stanislav (08.10.2007 14:37:42)
Дата	08.10.2007 17:50:52

Re: объяснять вкратце...

>>Объясните, что именно они не могли. На что именно у них не было мозгов.
>Если мозгов нет, то их нет ни на что.
>Т.е. сделать можно только в рамках тех технологических результатов и тех научных решений, которые можно купить вместе с рабочими руками, сырьем и т.д.
>Если компоновка того, что можно сделать, не слишком утруждая голову, позволяет наработать двигатель на 50 тонн тяги, - то его просто вложением денег сделать таки можно. Если без преодоления принципиальных научных сложностей удается продвинуться до 150, то и такой движок будет создан. Кто бы сомневался.

Так кто сомневается?

>А мы с Вами сейчас как раз на примере двигателя нащупываем эпизоды конструирования, упирающиеся в проблемы, которые не были решены в середине 60-х, а потому не могли быть куплены.
>500 тонн - одна из рабочих верхних оценок. Не более 500 тонн! Может 50, может даже 55... Но не более 500.

Покровский, если диапазон Ваших способностей определить тягу колеблется от 50 до 500, то это с одной стороны, указывает на пределы Ваших способностей, с другой - на достоверность Ваших оценок. Если Вы не способны оценить максимальную тягу точнее, чем на порядок, то сам доверительный интервал точности Ваших оценок - не лучше половины порядка. И жалкие 20 % разницы между 500 и 700 тоннами просто ложатся в этот интервал.

Так что Ваше заявление "от 50 до 500" равнозначно тому, что "с большой вероятностью может быть и 700, и 800, учитывая крайне низкую точность моих оценок".

>Впрочем, критике 500 тонн на двигателе за глаза хватает, чтобы отрицать полеты в декларируемом формате.

Чтоб отрицать, разоблачителям хватит и 1000 тонн. Но вот чтобы отрицать ОБОСНОВАННО, чтоб всё было логично и чтоб концы с концами сходились - этого не выйдет. Потому что создав двигатель на 500 тонн и РН размером с "Сатурн-5", уже гораздо проще и дешевле слетать на Луну по-настоящему, нежели городить аферу.

>А для ответов на Ваши вопросы надо изучить вопрос гораздо скрупулезнее: все-таки реально 50 или 57 тонн(какие там 500!). Но вот подступиться сложно.

Ничем не могу помочь. Чтобы Ваши оценки чего-нибудь стОили, Вам придётся потрудиться над их точностью и обоснованностью. Пока Вы говорите "от 50 до 500", цена Ваших оценок близка к нулю, и тяга Ф-1 прекрасно укладывается даже в пределы точности Ваших собственных оценок.

>Т.е. ситуация такова: о 500 тоннах верхнего предела тяги можно спорить с цифрами на руках. Типа - не более. Что мы и проделали. А насколько не более - на 400 или на 450 тонн - пока не проработали. - Типа: совесть тоже надо иметь. Не каждый же день по скандальному разоблачению. Одно в год, ну в полгода - это как бы по-человечески.
>Лично у меня норма на 2007 год уже выполнена - по скорости.
>Никелевые сплавы в КС и ограничение тяги по параметру жаропрочности - это как бы опережение нормального графика.
>Конечно, работать желательно бы по-стахановски, но Вы же сами тормозите эти труды. Вам бы все перевести в рамки, у кого сколько "пятерок" в школе было... - А это время отнимает. Сказал бы про нервы. Но их я как бы пока еще не экономлю.

Всё это офтопик, поэтому вернёмся к нашим баранам.

Если Вы настаиваете на цифре ок. 50 тонн, то придётся Вас огорчить. Тяга движков "Сатурна-1Б" была ок. 90 тонн. Кроме того, имея 5 двигателей всего по 50 т, РН будет иметь массу в 15 раз меньше, чем у официального "С-5", при сохранении его размеров. То есть будет в полтора раза легче "семёрки". Масса конструкции такой РН вынужденно будет много больше, чем у "семёрки", значит, на топливо останется много меньше. Вдобавок аэродинамические потери возрастут во много раз. ПН "семёрки" ок. 6 тонн: получится, Ваша ракета не то, что на орбиту ничего не выведет - она рухнет недалеко от старта просто потому, что у неё почти сразу кончится топливо.

...Вдобавок Вы не сможете объяснить, как удалось заставить работающие 50-тонные двигатели производить факел и шум такие, как у 700-тонных.

...Но даже это не столь важно. Видите ли, даже если принять теорию о том, что американцы не могли создать ЖРД нужной тяги, всё равно это никак не объяснит, почему они не полетели на Луну по-настоящему. Видите ли, у американцев и безо всякого Ф-1 был двигатель почти на 600 тонн. Впервые он полетел в космос ещё в середине 65-го года, то есть почти на 2,5 года раньше, чем Ф-1. Это РДТТ UA1205 на РН "Титан-3". Причём этот двигатель был квалифицирован для пилотируемых полётов. Конечно, УИ этого двигателя был ниже, чем у Ф-1, но это никак не могло стать помехой. Лунная РН без проблем могла быть создана на основе этого двигателя. Для этого достаточно было бы на первой ступени набрать пакет из 7 UA1205 (да хоть из 8) и несколько увеличить 2-ю ступень. И всё. А можно было UA1205 масштабировать: с американским заделом по РДТТ это делалось элементарно. Достаточно сказать, что, когда Тиоколь получил заказ на разработку бустеров для "Шаттла" (1300 тонн тяги), он его выполнил в кратчайшее время, причём потребовалось всего 4 (!) прожига полномасштабной модели двигателя, чтобы испытания были закончены и двигатель был принят заказчиком как полностью готовый для пилотируемых полётов. Получи Тиоколь соответствующий заказ в 64-м - и через пару лет для "Сатурна-5" были бы готовы движки хоть на 2000 тонн. Таких бы хватило двух. :)

От	Pokrovsky~stanislav
К	7-40 (08.10.2007 17:50:52)
Дата	08.10.2007 20:07:21

Re: объяснять вкратце...

>Покровский, если диапазон Ваших способностей определить тягу колеблется от 50 до 500, то это с одной стороны, указывает на пределы Ваших способностей, с другой - на достоверность Ваших оценок. Если Вы не способны оценить максимальную тягу точнее, чем на порядок, то сам доверительный интервал точности Ваших оценок - не лучше половины порядка. И жалкие 20 % разницы между 500 и 700 тоннами просто ложатся в этот интервал.

Не тешьте себя иллюзиями.

Симметричная погрешность есть погрешность на вполне пологой функции. А когда функция круто изменяется, пишут "минус столько-то процентов, плюс столько-то процентов". В нашем случае плюс 3-4%, минус 100%. Это первое.

Второе. Чисто методическое. Когда выполняются оценки, о погрешностях говорят только те, кто не желает или не может мыслить. Показываются не столько цифры, сколько логика модели. Уточнения скоростей на 10% - приводят к уточнению температур на единицы градусов. Это - во вторых-третьих итерациях. Различие в удельных потоках - крутое, отражающееся в форме сотен градусов изменения допустимой температуры КС. О каких 700 тоннах моет быть речь? Если изменение удельного импульса на 10% влечет за собой изменение температуры на чуть-чуть. А прочность стенки требует изменения на сотни градусов?

>Чтоб отрицать, разоблачителям хватит и 1000 тонн. Но вот чтобы отрицать ОБОСНОВАННО, чтоб всё было логично и чтоб концы с концами сходились - этого не выйдет. Потому что создав двигатель на 500 тонн и РН размером с "Сатурн-5", уже гораздо проще и дешевле слетать на Луну по-настоящему, нежели городить аферу.

Я в этом с Вами совершенно согласен. Но поскольку американцы не полетели на Луну на двигателе с тягой 500 тонн, показав изумленной публике ракету с 6 двигателями в заднице ракеты, приходится разбираться, а насколько слабее этих, еще вполне приличных, 500 тонн, был двигатель Ф-1. И был ли он вообще?

Пока что концы с концами не сходятся в версии НАСА. Критикам совершенно достаточно показать, что американцам не хватало скоростей и тяг, чтобы заставить всех усомниться в реальности полетов. Самосогласованная версия аферы есть - моя военно-космическая. И ей начхать на то, были двигатели 500 или 50 тонн. Ей важно, что американцам остро нужно было показать советской разведке ракету, которую можно было бы принять за ракету с двигателями хотя бы 300-500 тонн. А поскольку военно-космический этап остался в истории, то сейчас одного того, что в двигателях не хватало каких-то 50-100 тонн тяги вполне достаточно, чтобы уязвить сами полеты. Даже если летали, - не тот формат. Следовательно, половина сказанного про полеты - ложь. Довезти необходимое не могли.

Вы, 7-40, в дурацком положении. И понимаете это. Я вам иногда даже сочувствую. За Вами нет и никогда не было правды, за Вами уже нет даже силы. Осталась только сила привычки, традиции, к которой Вы взываете.

Я сочувствую Вам потому, что это натуральное рабство - все понимать - и не иметь возможности признаться в этом понимании. А Вы прекрасно понимаете, что возражения типа: " в рамках Ваших погрешностей полеты возможны" - никчемные, слабые. Вот если бы у Вас были аргументы типа: вот Вам факт, объясните с позиций того, что американцы на луне не были,- а у нас бы не нашлось разумной аргументации, - это была бы защита. А так - ну как котята беспомощные. Шипят, царапаются. А ты типа их за шкирку - и в пруд. Чтоб в доме не гадили.

>Если Вы настаиваете на цифре ок. 50 тонн, то придётся Вас огорчить. Тяга движков "Сатурна-1Б" была ок. 90 тонн.

Ну измените 50 тонн на 150-157 тонн - фигура речи. Не более!

>...Вдобавок Вы не сможете объяснить, как удалось заставить работающие 50-тонные двигатели производить факел и шум такие, как у 700-тонных.

А кто-нибудь слышал иные 700-тонные, кроме Ф-1?

Напоминаю, восприятие яркости и звука у людей - логарифмическое. Шум возрастает объективно вдесятеро(например, по давлению), а отклик нервно системы всего-то на 10%.
Причем этот порядок по давлению и по факелу достигается вполне примитивными средствами. Небольшая резонирующая полость под стартовой площадкой - приведет к усилению гула на десятки децибелл. Добавка мизерной присадки фосфора или серы к топливу - увеличит дымовой шлейф на десятки метров.- Зародыши аэрозолей! - А там поди разберись. Добавка микропримесей порошкового магния удлиннит пламя. И т.д.

>...Но даже это не столь важно. Видите ли, даже если принять теорию о том, что американцы не могли создать ЖРД нужной тяги, всё равно это никак не объяснит, почему они не полетели на Луну по-настоящему. Видите ли, у американцев и безо всякого Ф-1 был двигатель почти на 600 тонн. Впервые он полетел в космос ещё в середине 65-го года, то есть почти на 2,5 года раньше, чем Ф-1. Это РДТТ UA1205 на РН "Титан-3". Причём этот двигатель был квалифицирован для пилотируемых полётов. Конечно, УИ этого двигателя был ниже, чем у Ф-1, но это никак не могло стать помехой. Лунная РН без проблем могла быть создана на основе этого двигателя. Для этого достаточно было бы на первой ступени набрать пакет из 7 UA1205 (да хоть из 8) и несколько увеличить 2-ю ступень. И всё. А можно было UA1205 масштабировать: с американским заделом по РДТТ это делалось элементарно. Достаточно сказать, что, когда Тиоколь получил заказ на разработку бустеров для "Шаттла" (1300 тонн тяги), он его выполнил в кратчайшее время, причём потребовалось всего 4 (!) прожига полномасштабной модели двигателя, чтобы испытания были закончены и двигатель был принят заказчиком как полностью готовый для пилотируемых полётов. Получи Тиоколь соответствующий заказ в 64-м - и через пару лет для "Сатурна-5" были бы готовы движки хоть на 2000 тонн. Таких бы хватило двух. :)

Вы бы выложили эти соображения в голову подветки.
Было бы интересно поработать.

А пока мои соображения таковы. Американцы типа спешат. Типа того и гляди Н-1 взлетит. А приличный, работоспособный, двигатель - не используют, пытаются взлететь на чем-то другом. Идиоты?

От	Баювар
К	Pokrovsky~stanislav (08.10.2007 20:07:21)
Дата	09.10.2007 12:51:24

ржунимагу

>Причем этот порядок по давлению и по факелу достигается вполне примитивными средствами. Небольшая резонирующая полость под стартовой площадкой - приведет к усилению гула на десятки децибелл. Добавка мизерной присадки фосфора или серы к топливу - увеличит дымовой шлейф на десятки метров.- Зародыши аэрозолей! - А там поди разберись. Добавка микропримесей порошкового магния удлиннит пламя. И т.д.

Ну эта... ржунимагу, пишите мне сливы всевозможные, с меня хватит. Что за придурки такие вам там химию вели -- у меня в голове не укладывается. По Вашей работе... могу только предположить, что химическая терминология используется, но реакций толком не идет.

А другого золота в Альпах нет...

От	Pokrovsky~stanislav
К	Баювар (09.10.2007 12:51:24)
Дата	09.10.2007 14:51:13

ржунимагу

>Ну эта... ржунимагу, пишите мне сливы всевозможные, с меня хватит. Что за придурки такие вам там химию вели -- у меня в голове не укладывается. По Вашей работе... могу только предположить, что химическая терминология используется, но реакций толком не идет.

Вообще-то я как бы и не о реакциях. Ангидриды фосфора и серы как бы образуются - ладно.

Я это затем, что ангидриды серы и фосфора являются прекрасными зародышами капель.
Водяных - размерами 100-200 нм, которые и придадут дыму густоту. И долго не будут исчезать при удалении дыма от сопла.

А достаточно крупные(единицы микрон) частицы магния, горящие исключительно с поверхности, за время пребывания в камере не успеют испариться. И будут продолжать гореть в дымном хвосте.

И относится это как бы не совсем к химии. А к физике и химии аэрозолей. До Вас как бы до сих пор не доходит, что речь идет о процессах на сверхмалых частицах, составляющих дымы и туманы.

Теперь вопросах о придурках-преподавателях я обращаю уже к Вам: а Вас какой дурак учил? - Или типа Вы сам такой?

От	7-40
К	Pokrovsky~stanislav (09.10.2007 14:51:13)
Дата	09.10.2007 15:04:05

Re: ржунимагу

>>Ну эта... ржунимагу, пишите мне сливы всевозможные, с меня хватит. Что за придурки такие вам там химию вели -- у меня в голове не укладывается. По Вашей работе... могу только предположить, что химическая терминология используется, но реакций толком не идет.
>
>Вообще-то я как бы и не о реакциях. Ангидриды фосфора и серы как бы образуются - ладно.
>Я это затем, что ангидриды серы и фосфора являются прекрасными зародышами капель.
>Водяных - размерами 100-200 нм, которые и придадут дыму густоту. И долго не будут исчезать при удалении дыма от сопла.

Воду в стратосферу будем брать с собой? В подвесном баке? :)

От	Pokrovsky~stanislav
К	7-40 (09.10.2007 15:04:05)
Дата	09.10.2007 19:43:22

Баювару: прошу помощи!

>>>Ну эта... ржунимагу, пишите мне сливы всевозможные, с меня хватит. Что за придурки такие вам там химию вели -- у меня в голове не укладывается. По Вашей работе... могу только предположить, что химическая терминология используется, но реакций толком не идет.
>>
>>Вообще-то я как бы и не о реакциях. Ангидриды фосфора и серы как бы образуются - ладно.
>>Я это затем, что ангидриды серы и фосфора являются прекрасными зародышами капель.
>>Водяных - размерами 100-200 нм, которые и придадут дыму густоту. И долго не будут исчезать при удалении дыма от сопла.
>
>Воду в стратосферу будем брать с собой? В подвесном баке? :)

Да ее в продуктах сгорания выше крыши. При горении октана С8Н18 образуется 9 молекул воды.

Баювар, Вы бы разъяснили товарищу...

Я типа уже отчаялся.
Он же сейчас наверняка будет с пеной у рта доказывать, что вода при горении керосина не образуется.

От	Баювар
К	Pokrovsky~stanislav (09.10.2007 19:43:22)
Дата	09.10.2007 20:03:10

одно слово повторять

>>>>Ну эта... ржунимагу, пишите мне сливы всевозможные, с меня хватит. Что за придурки такие вам там химию вели -- у меня в голове не укладывается. По Вашей работе... могу только предположить, что химическая терминология используется, но реакций толком не идет.
>>>
>>>Вообще-то я как бы и не о реакциях. Ангидриды фосфора и серы как бы образуются - ладно.
>>>Я это затем, что ангидриды серы и фосфора являются прекрасными зародышами капель.
>>>Водяных - размерами 100-200 нм, которые и придадут дыму густоту. И долго не будут исчезать при удалении дыма от сопла.
>>
>>Воду в стратосферу будем брать с собой? В подвесном баке? :)
>
>Да ее в продуктах сгорания выше крыши. При горении октана С8Н18 образуется 9 молекул воды.

>Баювар, Вы бы разъяснили товарищу...

>Я типа уже отчаялся.
>Он же сейчас наверняка будет с пеной у рта доказывать, что вода при горении керосина не образуется.

Сколько раз одно слово повторять: УСЛОВИЯ. Метастабильный водяной пар образуется при НИЗКИХ температурах на облачных высотах, там-то зародыши на что-то влияют. Кстати, почему-то не фосфорными бомбочками туда пуляют, а йодистым серебром. Газы, вылетающие из ракеты, сто раз расширятся-перемешаются, пока до 100С охладятся. Пару, свистящему из чайника, никакие зародыши не нужны. И вообще, бремя доказательства наличия метастабильностей лежит на доказующем.

Раз уж обет нарушил: и алмазы образуются в низкотемпературной плазме именно в условиях тлеющего (или какого там) разряда. Именно что причиной неадекватного поведения углерода является его там энергия во много кТ, недостижимая обычной химией.

А другого золота в Альпах нет...

От	Pokrovsky~stanislav
К	Баювар (09.10.2007 20:03:10)
Дата	09.10.2007 22:54:53

Re: одно слово...

>Сколько раз одно слово повторять: УСЛОВИЯ. Метастабильный водяной пар образуется при НИЗКИХ температурах на облачных высотах, там-то зародыши на что-то влияют. Кстати, почему-то не фосфорными бомбочками туда пуляют, а йодистым серебром.

И вправду - в Палеонтологический музей.

Иодистое серебро - старый рецепт. Сыплют, например, порошок твердой углекислоты. И другие менее дорогие составы, не содержащие дефицитного серебра.

А диоксид серы распыляется - трубами. Миллионами тонн. И формирует знаменитые кислотные дожди. Условия образования которых кем-то, наверное, изучаются(или активно изучались). Например, моим родным Институтом экспериментальной метеорологии. Как раз с точки зрения той кинетики зародышей.

>Газы, вылетающие из ракеты, сто раз расширятся-перемешаются, пока до 100С охладятся. Пару, свистящему из чайника, никакие зародыши не нужны. И вообще, бремя доказательства наличия метастабильностей лежит на доказующем.

Господи, химик!
Вы, кажется, совсем забыли, что серный и фосфорный ангидриды - активные осушители воздуха. Хватают на себя всякую молекулу воды, которая попадается.

О какой метастабильности речь?
Метастабильность - это когда центров, захватывающих воду нет. Когда ей самой надо начать конденсироваться.

>Раз уж обет нарушил: и алмазы образуются в низкотемпературной плазме именно в условиях тлеющего (или какого там) разряда. Именно что причиной неадекватного поведения углерода является его там энергия во много кТ, недостижимая обычной химией.

Еще раз. Вам про обычную химию вообще никто не говорит.
В условиях десятков атомосфер и температур около 3000 К - ни о каких обычных химиях речи нет.

Вот просто запомните эту фразу. Покровский ни в коем случае не настаивает на том, чтобы объяснять явления в двигателе в представлениях обычной химии. А в отношении аэрозолей оперирует по преимуществу материалами научных работ, диссертаций самого современного мирового уровня.

Если Вы говорите о том, что здесь обычная химия не работает, Вы спорите с пустотой. Со своими представлениями о чьих-то там стандартах мышления. - Скорее всего, о своих же, которые Вам же приходится с зубовным скрипом преодолевать.

Ну и далее при лазерном воздействии тем же СО2 лазером энергия кванта всего около 0.1 эВ - соответствует кТ при 1000 К. А энергии частиц испаряющегося углерода вполне соответствуют температуре в ударной волне - 2000-3000 К. И карбин(который белого цвета) осаждается. Прямо тут же - на графит по-соседству, на стеклышки - если подставить.

И при взрыве толовой шашки ни о каких безумных электрон-вольтах речи нет. А алмазы образуются.

Вы что, совсем плохо фактический материал знаете? Или просто пропускаете его через сито: эта информация в пользу оппонента, забудем. Как будто ее и нет.

От	А.Б.
К	Баювар (09.10.2007 20:03:10)
Дата	09.10.2007 20:11:20

Re: Снова вынужден поправить.

>Газы, вылетающие из ракеты, сто раз расширятся-перемешаются, пока до 100С охладятся.

До какой температуры - зависит от давления на расматриваемой высоте...
Сдается мне - там не 100 гектаПаскалей. И градусов должно быть (для начала конденсации) - менее 100 С.

От	Баювар
К	А.Б. (09.10.2007 20:11:20)
Дата	09.10.2007 20:17:25

вроде инверсионного следа от самолета

>>Газы, вылетающие из ракеты, сто раз расширятся-перемешаются, пока до 100С охладятся.

>До какой температуры - зависит от давления на расматриваемой высоте...
>Сдается мне - там не 100 гектаПаскалей. И градусов должно быть (для начала конденсации) - менее 100 С.

Угу, наблюдали бы что-то вроде инверсионного следа от самолета. В километрах от ракеты.

А другого золота в Альпах нет...

От	7-40
К	Pokrovsky~stanislav (08.10.2007 20:07:21)
Дата	09.10.2007 02:37:47

Re: объяснять вкратце...

>>Покровский, если диапазон Ваших способностей определить тягу колеблется от 50 до 500, то это с одной стороны, указывает на пределы Ваших способностей, с другой - на достоверность Ваших оценок. Если Вы не способны оценить максимальную тягу точнее, чем на порядок, то сам доверительный интервал точности Ваших оценок - не лучше половины порядка. И жалкие 20 % разницы между 500 и 700 тоннами просто ложатся в этот интервал.
>
>Не тешьте себя иллюзиями.
>Симметричная погрешность есть погрешность на вполне пологой функции. А когда функция круто изменяется, пишут "минус столько-то процентов, плюс столько-то процентов". В нашем случае плюс 3-4%, минус 100%. Это первое.

С чего Вы взяли, что справедливость Ваших оценок есть именно такая функция? Просто это так Вам нужно? Ну а я скажу, что в нашем случае плюс 1000 %, минус 0 %. И что? Требуются обоснования, знаете ли. А без них придётся принять самое простое: гауссиана. :)

>Второе. Чисто методическое. Когда выполняются оценки, о погрешностях говорят только те, кто не желает или не может мыслить. Показываются не столько цифры, сколько логика модели. Уточнения скоростей на 10% - приводят к уточнению температур на единицы градусов. Это - во вторых-третьих итерациях. Различие в удельных потоках - крутое, отражающееся в форме сотен градусов изменения допустимой температуры КС. О каких 700 тоннах моет быть речь? Если изменение удельного импульса на 10% влечет за собой изменение температуры на чуть-чуть. А прочность стенки требует изменения на сотни градусов?

Чисто методически. Я не говорю ни о скоростях, ни о температурах, ни о градусах, ни об итерациях, ни об удельных потоках, ни о КС, ни о тоннах, ни об изменении удельного импульса, ни о прочности.

Я говорю о двух цифрах, которые выдал Покровский. Покровский выдал свою оценку: 50-500 тонн. Тем самым Покровский выдал свою способность сделать оценку. Любая оценка имеет свой предел точности. Если оценка выполняется с точностью до порядка, то её плюс-минус - эдак полпорядка примерно. Так что всё, что у нас лежит между 15 и 1500 тоннами, мы можем считать вполне неплохо укладывающимся в оценку Покровского в пределах той точности, что имеет его оценка. Если, конечно, сам Покровский не удосужится точность своей оценки увеличить.

>>Чтоб отрицать, разоблачителям хватит и 1000 тонн. Но вот чтобы отрицать ОБОСНОВАННО, чтоб всё было логично и чтоб концы с концами сходились - этого не выйдет. Потому что создав двигатель на 500 тонн и РН размером с "Сатурн-5", уже гораздо проще и дешевле слетать на Луну по-настоящему, нежели городить аферу.
>Я в этом с Вами совершенно согласен. Но поскольку американцы не полетели на Луну на двигателе с тягой 500 тонн, показав изумленной публике ракету с 6 двигателями в заднице ракеты, приходится разбираться, а насколько слабее этих, еще вполне приличных, 500 тонн, был двигатель Ф-1. И был ли он вообще?

Станислав, в заднице "Сатурна-5" было 5 двигателей, а не 6. Но при необходимости могло быть и 6, и 7. И могли быть ещё твердотопливные бустеры.

Разбираться же Вам, конечно, приходится. Но в данной конкретной ветке разговор шёл уже совсем о другом. Разговор шёл о том, что Вы заявили, будто у американцев чего-то сильно не хватало для реального полёта, а потому они даже не собирались лететь по-настоящему. Я же Вам показываю, что даже без Ф-1 у американцев УЖЕ было всё необходимое, чтобы лететь на Луну по-настоящему. И что 700-тонный двигатель для этого никак не являлся чем-то, без чего нельзя обойтись. Лететь можно было и на 500-тонном ЖРД. А можно было и вообще без сверхмощного ЖРД на 1-й ступени.

>Пока что концы с концами не сходятся в версии НАСА. Критикам совершенно достаточно показать, что американцам не хватало скоростей и тяг, чтобы заставить всех усомниться в реальности полетов.

Чтоб усомниться - этого действительно достаточно. Но это ещё нужно показать. И даже при этом придётся найти объяснения всем прочим фактам программы "Аполлон", причём лучше объясняющие их, нежели объяснения НАСА.

>Самосогласованная версия аферы есть - моя военно-космическая. И ей начхать на то, были двигатели 500 или 50 тонн. Ей важно, что американцам остро нужно было показать советской разведке ракету, которую можно было бы принять за ракету с двигателями хотя бы 300-500 тонн. А поскольку военно-космический этап остался в истории, то сейчас одного того, что в двигателях не хватало каких-то 50-100 тонн тяги вполне достаточно, чтобы уязвить сами полеты.

Пока что Ваша версия выглядит совершенно нелогичной и непоследовательной. Она никак не объясняет, почему американцы не слетали по-настоящему. В Вашей версии не только не даётся ни единого основанного на фактах объяснения чего б то ни было, но в ней просто не сходятся концы с концами. Вся версия сводится к тому, что американцы поступили, как Чебурашка, обманувший таксиста - заплативший и не поехавший: они заплатили, сделали всё, чтобы полететь по-настоящему, но вместо этого в тайне провернувшие какую-то неслыханную аферу, от которой не осталось никаких свидетельств.

>Даже если летали, - не тот формат. Следовательно, половина сказанного про полеты - ложь. Довезти необходимое не могли.

Даже если бы половина сказанного и была ложью, это всё равно не избавило бы Вас от необходимости объяснить, как оно всё на самом деле было. Причём связно, логично и последовательно.

>Вы, 7-40, в дурацком положении. И понимаете это. Я вам иногда даже сочувствую. За Вами нет и никогда не было правды, за Вами уже нет даже силы. Осталась только сила привычки, традиции, к которой Вы взываете.

Я читаю и рыдаю, читаю и рыдаю...

>Я сочувствую Вам потому, что это натуральное рабство - все понимать - и не иметь возможности признаться в этом понимании. А Вы прекрасно понимаете, что возражения типа: " в рамках Ваших погрешностей полеты возможны" - никчемные, слабые. Вот если бы у Вас были аргументы типа: вот Вам факт, объясните с позиций того, что американцы на луне не были,- а у нас бы не нашлось разумной аргументации, - это была бы защита.

Вы, Покровский, всё никак не можете понять главного. Вам всё кажется, будто мне нужны какие-то возражения, будто позиции НАСА нуждаются в какой-то защите. Повторяю уже не знаю, в какой раз: Вы заблуждаетесь. Ни в какой защите НАСА не нуждается, никакой аргументации с нашей стороны в её пользу нет и не будет. Точно так же, как никто не будет сегодня аргументировать пилотируемыйе полёты "Мира" или МКС, так никто не будет аргументировать пилотируемые полёты на Луну.

>А так - ну как котята беспомощные. Шипят, царапаются. А ты типа их за шкирку - и в пруд. Чтоб в доме не гадили.

Понимаете, Покровский, Вы не сможете так легко отправить за шкирку и в пруд всю мировую космическую общественность. Разве что на словах.

>>Если Вы настаиваете на цифре ок. 50 тонн, то придётся Вас огорчить. Тяга движков "Сатурна-1Б" была ок. 90 тонн.
>Ну измените 50 тонн на 150-157 тонн - фигура речи. Не более!

Это ничем Вам не поможет. 5 двигателей по 160 тонн дадут суммарную тягу в 800 тонн. Это оставит на стартовую массу РН 650 тонн. Конструктивное совершенство нормальной РН имеет порядок 0,15 или хуже - Ваша РН, с массой 650 тонн, но впятеро завышенными размерами, будет иметь конструктивное совершенство в самом лучшем случае 0,25. Что оставит на топливо не более 500 тонн. При очень высоких аэродинамических потерях, которые придётся компенсировать уж не знаю чем - форсаж движки в таком диапазоне не допустят. Такая ракета выработает всё топливо рухнет в океан ещё даже на глазах честной публики.

>>...Вдобавок Вы не сможете объяснить, как удалось заставить работающие 50-тонные двигатели производить факел и шум такие, как у 700-тонных.
>А кто-нибудь слышал иные 700-тонные, кроме Ф-1?

Слышали 600-тонные на "Титане". Но уж шум более лёгких ракет во всяком случае слышали. Включая "Сатурн-1Б".

>Напоминаю, восприятие яркости и звука у людей - логарифмическое. Шум возрастает объективно вдесятеро(например, по давлению), а отклик нервно системы всего-то на 10%.

Возрастание яркости вдесятеро даёт зрительное ощущение 150-процентного повышения яркости (в 2,5 раза). Это закон Погсона. ;)

>Причем этот порядок по давлению и по факелу достигается вполне примитивными средствами. Небольшая резонирующая полость под стартовой площадкой - приведет к усилению гула на десятки децибелл.

Ракета шумит не только на стартовом столе.

>Добавка мизерной присадки фосфора или серы к топливу - увеличит дымовой шлейф на десятки метров.
>- Зародыши аэрозолей! - А там поди разберись. Добавка микропримесей порошкового магния удлиннит пламя. И т.д.

Продемонстрируйте это. На опыте. Или детальным расчётом.

>>...Но даже это не столь важно. Видите ли, даже если принять теорию о том, что американцы не могли создать ЖРД нужной тяги, всё равно это никак не объяснит, почему они не полетели на Луну по-настоящему. Видите ли, у американцев и безо всякого Ф-1 был двигатель почти на 600 тонн. Впервые он полетел в космос ещё в середине 65-го года, то есть почти на 2,5 года раньше, чем Ф-1. Это РДТТ UA1205 на РН "Титан-3". Причём этот двигатель был квалифицирован для пилотируемых полётов. Конечно, УИ этого двигателя был ниже, чем у Ф-1, но это никак не могло стать помехой. Лунная РН без проблем могла быть создана на основе этого двигателя. Для этого достаточно было бы на первой ступени набрать пакет из 7 UA1205 (да хоть из 8) и несколько увеличить 2-ю ступень. И всё. А можно было UA1205 масштабировать: с американским заделом по РДТТ это делалось элементарно. Достаточно сказать, что, когда Тиоколь получил заказ на разработку бустеров для "Шаттла" (1300 тонн тяги), он его выполнил в кратчайшее время, причём потребовалось всего 4 (!) прожига полномасштабной модели двигателя, чтобы испытания были закончены и двигатель был принят заказчиком как полностью готовый для пилотируемых полётов. Получи Тиоколь соответствующий заказ в 64-м - и через пару лет для "Сатурна-5" были бы готовы движки хоть на 2000 тонн. Таких бы хватило двух. :)
>
>Вы бы выложили эти соображения в голову подветки.
>Было бы интересно поработать.

Если Вам интересно - скопируйте.

>А пока мои соображения таковы. Американцы типа спешат. Типа того и гляди Н-1 взлетит. А приличный, работоспособный, двигатель - не используют, пытаются взлететь на чем-то другом. Идиоты?

Я перестал понимать Ваши соображения. Совсем недавно Вы заявили, что американцы вообще не собирались летать по-настоящему, что этого вообще не было в проекте. Вот Ваши слова: "на Луну никто никого не собирался посылать. Это не было заложено в проект". Вам нужно объяснить, почему никто не собирался посылать, почему этого не было заложено в проект. Если уж в проект (причём к лунной программе никакого отношения не имеющий) было заложено создание 600-тонного РДТТ, вполне достаточного, чтобы лететь на Луну, причём этот РД был полностью готов уже в середине 65-го - Вам требуется объяснить, почему они не собрались лететь на этом РДТТ.

Если же Вы сейчас просто хотели у меня спросить (может, это у Вас вопрос такой? я просто не уверен, что правильно Вас понял), почему американцы не стали делать ракету на титановском движке, то ответ на это очень хорошо известен. Причина в том, что никаких неразрешимых проблем с Ф-1 не ожидалось. Двигатель был запроектирован ещё до того, как лунная программа вообще началась, его частичные тесты шли ещё до выступления Кеннеди, работы над ним шли полным ходом. К полёту UA1205 в 65-м никаких сомнений в работоспособности Ф-1 у разработчиков не было, поэтому, естественно, им не было никакого резона перекраивать ракету под UA1205. Начальные планы и успешно продвигающуюся работу начинают менять и перекраивать лишь тогда, когда трудности становятся чрезвычайными, и исчезает уверенность в её успешном завершении. Ничего подобного в случае с Ф-1 не было и в помине. Если ты уже построил почти весь дом из блоков - ты не будешь ни с того ни с сего сносить его половину и перестраивать её заново из кирпичей лишь потому, что у тебя вдруг появилась возможность купить кирпичи. Это ты будешь делать, лишь если у тебя с блокамы стал выходить полный затык. Так что создание С-5 по уже утверждённому плану с 5-ю Ф-1 на 1-й ступени представлялось делом более дешёвым и быстрым, чем остановка всех работ над уже полным ходом создаваемой 1-й ступенью и создание совершенно новой 1-й ступени.

Но если бы вдруг создатели Ф-1 вдруг столкнулись с неразрешимыми проблемами - повторяю, на Луну можно было лететь и на UA1205. Только вот Вам будет сложновато доказать, что неразрешимые проблемы по тому же теплорежиму возникли только в 65-м году. Если бы они возникли - это случилось бы не позже 62-го, а скорее всего, ещё раньше. А в это время переключение на твердотопливные двигатели было бы самым милым делом. В эти годы окончательная концепция ракеты ещё только-только сформировалась.