От Pokrovsky~stanislav
К Pokrovsky~stanislav
Дата 06.10.2007 03:12:33
Рубрики Крах СССР; Манипуляция;

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...


>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%.

Теплота сгорания углеводородного топлива около 30000 Дж/г.
0.02х30000=600 Дж
Теплоемкость углеводородного топлива ~2 Дж/(грамм градус) - для октана С8Н18.
Пределы нагрева - разложение углеводорода с коксованием в трубках. Это выше, чем температуры крекинга ~ 900 градусов Цельсия. Если вынесшее тепло топливо не выкидывать за борт, то в двигателях с 2% потерь тепла на стенку при отсутствии иных каналов охлаждения прогрев до температур крекинга обеспечивает полный теплосъем пропусканием через трубки 1/3 объема топлива.
Т.е. прогрев топлива до крекинговых температур - избыточен. Можно ограничиться сравнительно низкими температурами - типа критической - около 570 К. Т.е. повышением температуры топлива в охлаждающих трубках на 300 градусов. Но пропусканием практически всего топлива через охлаждение. При быстрой циркуляции топлива и возврате его в топливный бак с передачей тепла всему объему топлива - так и происходит. В частности - в описании того же Ф-1.

У нас получилось, что все топливо необходимо нагреть до критической температуры. Но при этом мы опустили прочие потери тепла.
На переизлучение тепла от обратных стенок КС на элементы конструкции хвоста ракеты и далее - в пространство.
На теплопередачу от топливного бака, трубопроводов и т.д. к элементам конструкции, охлаждаемым жидким кислородом до криогенных температур.
На прогрев элементов конструкции КС, баков, корпуса ракеты и т.д.

Все это в тепловом балансе позволяет уменьшить предельную температуру необходимого нагрева топлива. Ситуация несколько усложняется в конце работы двигателя в связи с уменьшением общего количества топлива в баке, но при необходимости постоянного теплосъема. Но на этот случай у нас и есть запас допустимого нагрева до температур крекинга.


Организовать- оно, может, и безумно трудно. Но топлива хватает. Но организация теплосъема - не только в теплоемкости и максимальных допустимых температурах.

Она еще и в плотности потоков. И соответствующих необходимых коэффициентах теплопередачи на поверхностях теплообмена. Т.е. тепло со стенок в керосин еще надо исхитриться передать.
А здесь у двигателя на 5000 н преимущество перед двигателем на 0.25 МПа - в 3.5 раза по удельному потоку. А перед Ф-1 - еще в 3 раза. Итого - порядок по необходимым коэффициентам теплоотдачи.

Иначе - порядок по потребным температурным градиентам в теплопередающих металлах, и одновременно же порядок по перепадам температур между металлическими элементами(трубок, например) и теплоносителем в пристеночном пограничном слое - при равных скоростях потоков.
Иначе - требует значительного увеличения скорости потоков керосина. - При отсутствии под рукой формул могу уверенно говорить о разах!

>Температура же наружной оболочки камеры почти равна температуре жидкости, так как у охлаждаемых камер теплоотдача в окружающую среду ничтожна.

Да, когда речь идет о малой энергонапряженности. Но именно ввиду высокой энергонапряженности больших камер, потребные градиенты, как я только что показал, возрастают в разы, а для Ф-1 - на порядок по сравнению с двигателем на 5000 н.

Если, например, внутренняя стенка камеры сгорания передает тепло на внешнюю через металл при градиенте 10 градусов на мм, то для Ф-1 теплопроводность может передать удельный поток на порядок более высокий - только при градиенте 100 град/мм или при использовании более высокотеплопроводящего материала. Но материал американцы назвали. У него теплопроводность на предельно высоких температурах низкая - 20-27 Вт/м К. А на невысоких - еще ниже. При 300 К - 12, при 800 К - 21 для советского аналога Х80НТБЮ.

Ровно то же самое - на толщине стенок трубок. Внешняя поверхность трубок охлаждения находится при температуре внешней стенки камеры. Но градиент на толщине материала трубки должен быть на порядок больше. И перепад в пограничном слое потока керосина - тоже на порядок выше.
В итоге - внешняя стенка должна быть значительно(на сотни градусов) горячее. А за ней - и внутренняя. - При равных температурах протекающего в трубке керосина.

Конечно, ввиду меньшей доли передаваемого в топливо тепла, температура керосина у Ф-1 может быть заметно ниже. Но к ней добавляются существенно(на порядок) более высокие перепады.
__________________________________________

Я снимаю шляпу перед автором замечаний. Он весьма грамотно понимает картинку процессов теплообмена. Но просто не пытается браться за калькулятор. Это первое.

Второе. Я изначально поставил вопрос несколько иначе. Двигатель только включается. Он еще только прогревает стенки. Керосин в трубках еще не почувствовал потоков. А температурные напряжения между лицевой стенкой и слоями, до которых тепловой поток еще не дошел, - перекрывают предел прочности тех никелевых сплавов, которыми могли располагать американцы до появления догадки о влиянии выделений гамма-штрих фазы на прочность. Т.е. до 1967 года.

Как бы стационарный режим работы двигателя меня в этом случае даже не интересует.

Но и здесь остается простор для критики Ф-1. Знаете почему?

Вопросы теплообмена при таких высоких плотностях потока для ракетной техники и атомной энергетики - по сей день на таком уровне проработки, что ошибки 10% для теплофизиков в этой области масштабов тепловых потоков - очень хорошие. В ряде случаев ошибки доходят до порядка величины. Формулы разрабатываются, эксперименты проводятся - причем весьма интенсивно. На только что прошедшей конференции в Обнинске количество докладов от теплофизиков - одно из самых высоких.
Ну а мой преподаватель и бывший начальник лаборатории моей жены - дфмн Ю.С.Юрьев - одна из самых крупных мировых величин в этой сфере. И между изданиями его справочников по теплофизическим расчетам 70-х и 80-х годов - произошло очень серьезное пополнение формулами. Часть из которых - его личной разработки.

Так что, совершенно не исключено, что у американцев имеется еще и прокол с оценками теплопередачи на керосиновый поток - просто в связи с тогдашней неготовностью науки эти потоки считать. И сложностью ситуации. В этой области потоков возникает такое мерзкое явление как кризис теплоотдачи. Скажем, переход к пленочному кипению на стенках - и резкому снижению теплопередачи от стенок в тепловой поток. Если этого не знать из эксперимента, то теоретик, прикидывающий потоки для гипотетической Ф-1 аппроксимирует кривую зависимости числа Нуссельта(пропорционального коэф. теплоотдачи) от числа Рейнольдса на чуть более быстрый поток - и думает, что все в порядке. А в реальности такого режима теплоотдачи может просто не существовать. Экстраполяция кривой недопустима.
Это еще одна научная проблема, которая в 60-е находилась на ранней стадии разработки. Просто потому, что соответствующие потоки в технике только появились.

Но я, называется, пока не берусь этот момент анализировать.
Мне пока хватает и нестационарного случая прогрева стенок при недостаточной прочности никелевых сплавов.
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...

>Т.е. прогрев топлива до крекинговых температур - избыточен. Можно ограничиться сравнительно низкими температурами - типа критической - около 570 К. Т.е. повышением температуры топлива в охлаждающих трубках на 300 градусов. Но пропусканием практически всего топлива через охлаждение. При быстрой циркуляции топлива и возврате его в топливный бак с передачей тепла всему объему топлива - так и происходит. В частности - в описании того же Ф-1.

Возвращение топлива в топливный бак??? "С передачей тепла всему объему топлива"??? Да ещё в описании того же Ф-1??? Нда... Станислав, где Вы такое описание нашли? Если Вы его нашли - давайте сюда. Такой бредовый агрегат точно не мог существовать, мы сразу разоблачим НАСА. :)

>У нас получилось, что все топливо необходимо нагреть до критической температуры.

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).

>Но при этом мы опустили прочие потери тепла.
>На переизлучение тепла от обратных стенок КС на элементы конструкции хвоста ракеты и далее - в пространство.
>На теплопередачу от топливного бака, трубопроводов и т.д. к элементам конструкции, охлаждаемым жидким кислородом до криогенных температур.
>На прогрев элементов конструкции КС, баков, корпуса ракеты и т.д.
>Все это в тепловом балансе позволяет уменьшить предельную температуру необходимого нагрева топлива. Ситуация несколько усложняется в конце работы двигателя в связи с уменьшением общего количества топлива в баке, но при необходимости постоянного теплосъема. Но на этот случай у нас и есть запас допустимого нагрева до температур крекинга.
>Организовать- оно, может, и безумно трудно. Но топлива хватает.

Организовать в соответствии с Вашими фантазиями - не то, что безумно трудно, а просто безумно. В здравом уме и доброй памяти никто не станет отправлять топливо из регенеративной рубашки обратно в бак.

>Она еще и в плотности потоков. И соответствующих необходимых коэффициентах теплопередачи на поверхностях теплообмена. Т.е. тепло со стенок в керосин еще надо исхитриться передать.
>А здесь у двигателя на 5000 н преимущество перед двигателем на 0.25 МПа - в 3.5 раза по удельному потоку. А перед Ф-1 - еще в 3 раза. Итого - порядок по необходимым коэффициентам теплоотдачи.
>Иначе - порядок по потребным температурным градиентам в теплопередающих металлах, и одновременно же порядок по перепадам температур между металлическими элементами(трубок, например) и теплоносителем в пристеночном пограничном слое - при равных скоростях потоков.
>Иначе - требует значительного увеличения скорости потоков керосина. - При отсутствии под рукой формул могу уверенно говорить о разах!

Лучше говорите уверенно о миллионах раз. Или квинтиллионах. Связь с реальностью будет такая же, но выглядеть будет ещё забавнее.

>>Температура же наружной оболочки камеры почти равна температуре жидкости, так как у охлаждаемых камер теплоотдача в окружающую среду ничтожна.
>Да, когда речь идет о малой энергонапряженности. Но именно ввиду высокой энергонапряженности больших камер, потребные градиенты, как я только что показал, возрастают в разы, а для Ф-1 - на порядок по сравнению с двигателем на 5000 н.
>Если, например, внутренняя стенка камеры сгорания передает тепло на внешнюю через металл при градиенте 10 градусов на мм, то для Ф-1 теплопроводность может передать удельный поток на порядок более высокий - только при градиенте 100 град/мм или при использовании более высокотеплопроводящего материала.

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