От 7-40
К Pokrovsky~stanislav
Дата 08.10.2007 03:16:28
Рубрики Крах СССР; Манипуляция;

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. :)