От Pokrovsky~stanislav
К Дмитрий Кропотов
Дата 09.10.2007 14:56:06
Рубрики Крах СССР; Манипуляция;

По информации с Авиабазы

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 (09.10.2007 14:56:06)
Дата 11.10.2007 02:37:43

С Авиабазы - 6

Ещё два поста
_________
Pokrovsky~stanislav> 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.

Температурные градиенты в КС (типовой пример):
Температура в КС - 3000°К
Температура на внутренней стенке со стороны КС - 700°К
Температура на внутренней стенке со стороны жидкости(снаружи) - 530°К
Температура в жидкости (средняя) - 420°К
Температура на внешней стенке снаружи - 340°К
(при температуре окр.среды - 294°К)

Итак, разберем, что такое пленочное кипение. Если температура стенки существенно больше температуры кипения жидкости, то непосредственно на стенке возможно вскипание частиц жидкости.
При достаточно большой скорости течения жидкости и сравнительно небольшом превышении температуры стенки над температурой кипения образующиеся паровые пузырьки сносятся потоком и, попадая в толщу жидкости, снова конденсируются, поскольку средняя температура жидкости ниже температуры кипения.
При такой картине, когда образующиеся пузырьки пара тут же исчезают и жидкость остается однофазной, охлаждение не нарушается.
Больше того, такое местное вскипание интенсифицирует теплообмен.
Если температура стенки значительно превышает температуру кипения жидкости, то кипение на стенке протекает более интенсивно и образовавшиеся пузырьки пара на поверхности сливаются и образуют паровую пленку: поток становится двухфазным, режим охлаждения - пленочным.
Вначале паровая пленка неустойчива, она постоянно сносится потоком в виде больших пузырей, а не ее месте возникает новая.
Затем устойчивость пленки повышается. С момента появления на поверхности паровой пленки контакт жидкости со стенкой нарушается, и поскольку теплоотдача в пар значительно меньше, чем в жидкость, то в местах пленочного охлаждения эффективность теплосъема резко уменьшается, возрастает температура стенки, которая может превысить допустимую.
Но! Если давление в охлаждающем тракте меньше критического давления данной жидкости, то допустимая температура жидкостей ограничивается температурой кипения.
Если же давление в тракте превышает критическое давление, то температуры кипения как таковой нет и при любой температуре нагрева поток будет однофазный.
Отсюда при перегреве жидкости выше критической температуры никакого кипения не будет, и скачкообразного ухудшения теплосъема тоже не будет. Критическое давление для керосина всего 2 МПа.
В тракте охлаждения F-1 давление не ниже 8 МПа. Критическая температура для керосина - 678°К.
Таким образом, В РЕАЛЬНОСТИ, никакого пленочного охлаждения в керосиновом тракте не будет.
Кстати, такого режима, при котором охладитель может закипеть, В РЕАЛЬНОСТИ обычно старались избегать.
Каким образом? Если в каком-либо месте на стенке условия теплосъема не выполняются, то в этом месте снижают тепловой поток.
Наиболее просто и эффективно это достигается созданием возле стенки слоя газа с пониженной температурой - это называется внутреннее охлаждение КС.
Внутреннее охлаждение организуется соотвествующим расположением и подбором расходных характеристик форсунок на периферии головки КС (в пристеночном слое создается избыток, как правило, горючего).
После выгорания топлива образуются ПС с более низкой температурой, чем в основном потоке.
Ввиду сравнительно слабого поперечного перемешивания ПС при их движении вдоль КС пристеночный слой, созданный головкой, достаточно устойчив и может сохраняться на значительном протяжении.

И еще. У Станислава, как всегда, все наоборот. При увеличении скорости охладителя возникнет кризис теплоотдачи?
Nu=alfaж*d/lambda;
alfaж - коэффициент теплоотдачи, d-размер, lambda - коэффициент теплопроводности
Re=m`*d/(F*mu);
m` - расход охладителя, d - размер канала, F - площадь канала, mu - вязкость
Pr=mu*Cp/lambda;
Cp - теплоемкость
Nu=F(Re,Pr); (причем главным здесь будет Re, а не Pr : Re^(0,8) Pr^(0,4))
скорость движения охлаждающей жидкости влияет на величину alfaж, причем с увеличением этой скорости alfaж тоже увеличивается.
Для керосина (к примеру): при скорости 1 м/с теплосъем - 2,4 МВт/м2, а при скорости 8,5 м/с теплосъем - 6,4 МВт/м2.
Что может помешать теплосьему?
1. поменяется направление теплового потока? Тогда, конечно Pr изменится. Но только почему должно измениться это направление?
2. При течении жидкости по изогнутому каналу из-за влияния инерционных сил возникает в поперечном сечении канала т.наз. вторичная циркуляция, ИНТЕНСИФИЦИРУЮЩАЯ теплообмен
3. При течении потока в канале с шероховатыми стенками в екоторых случаях теплообмен ИНТЕНСИФИЦИРУЕТСЯ из-за турбулизирующего влияния бугорков шероховатости.
4. Изменение вязкости жидкости от температуры. У керосина от 20°С до 200°С вязкость падает примерно в два раза.

Pokrovsky~stanislav> Но я, называется, пока не берусь этот момент анализировать

Правильно. Не стоит.

Отредактировано Nikomo (Вчера 22:52:47)

Сообщить модератору | Цитировать
Nikomo, Вчера 22:46:28 #1619

Nikomo
Новичок
Зарегистрирован: 2007-08-04
Сообщений: 34
Репутация участника
Блог участника
Темы с его участием
Все сообщения участника
Форум С.Кара-Мурзы : Статья
>>> Так для двигателя, который взят для примера, удельный тепловой поток на участке КС - 3-4 Вт/м2, а на участке критического сечения - 6-7 Вт/м2.
>> Снова странно - всего-то 4 Ватта на целый квадратный метр??!! Так мало??!!

> Опечатка?

Действительно, неправильно написал, поторопился...
не Ватт, а МЕГАВАТТ (то есть, миллион, 106)

> Я не знаю, что Никомо называет КПД двигателя, может, какой-то особый параметр так называется.
> Вот, наверное, этот параметр и назван "кпд" - отношение энергии вылетающих газов к выделившейся энергии.

это почти что так. Только словом "кпд" называю его не я, а Добровольский М.В. (Синярев Г.Б.,Добровольский М.В."ЖРД. Теория и проектирование")
Имеется в виду кпд СГОРАНИЯ, то есть степень полноты преобразования энергии топлива в тепловую энергию. Неполнота эта определяется двумя причинами: физическая неполнота сгорания и-за плохого перемешивания и неравномерного распределения компонентов топлива по КС, а также вследствие недостатка времени для полного завершения процесса сгорания; другая причина - диссоциация продуктов сгорания. Затрата тепла на диссоциацию может доходить до 30% от теплотворной способности.
Но есть и еще кпд - расширения. Он представляет собой степень превращения тепловой энергии, выделяющейся в камере сгорания в располагаемую работу расширения.
Первой причиной, вызывающей потери в процессе расширения, является то, что вследствие конечных размеров выходного сечения сопла нельзя расширить продукты сгорания до давления, равного нулю, а, следовательно, и до температуры, равной нулю.
Второй вид потерь в процессе расширения - это потери трения, теплопередачи и пр.
(причем такие кпд - это не коэффициенты потерь, коэффициенты потерь равны корню из этих кпд)

Pokrovsky~stanislav> А через 6 секунд движок уже греет обращенную к пламени поверхность - по полной программе.

А через 5-6 секунд в камере уже установившийся режим, и номинальная тяга ОК, а охлаждение работает на полную.
Итак, как происходил запуск на F-1:
После предварительного ЗАХОЛАЖИВАНИЯ и заливки насосов компонентами топлива открываются в определенной последовательности пусковые клапаны. Компоненты под действием гидростатического напора и давления наддува поступают в первую очередь в ЖГГ. Зажигание компонентов в ЖГГ производится пиротехническим способом. Такое же пиротехническое зажигание устроено в сопловом насадке, в котором поджигается отработанный на турбине генераторный газ с кислородом, поступающим в камеру раньше горючего. Образовавшися генераторный газ раскручивает турбину, поднимая давление подачи обоих компонентов топлива По достижении определенного его значения происходит открытие главных пусковых клапанов подачи компонентов в камеру. Зажигание в камере - химическое. Для этого устроен блок подачи пускового горючего, самовоспламеняющегося с кислородом. В качестве пускового горючего применялась смечь триэтилбора с триэтилалюминием, которая находилась в спецгильзе. При включении главного клапана горючего срабатывает управляющий клапан пускового блока. Под действием давления горючего гильза с пусковой смесью разрушается, и в форсунки сначала поступает эта смесь, которая сразу воспламеняется с кислородом, поступившем в камеру несколько раньше горючего. После поступления на форсунки основного горючего -керосина, последний воспламеняется от пусковых продуктов сгорания, а пусковой блок отключается.
От Pokrovsky~stanislav
К 7-40 (11.10.2007 02:37:43)
Дата 11.10.2007 05:20:16

Re: С Авиабазы...

>Температурные градиенты в КС (типовой пример):
>Температура в КС - 3000°К
>Температура на внутренней стенке со стороны КС - 700°К
>Температура на внутренней стенке со стороны жидкости(снаружи) - 530°К
>Температура в жидкости (средняя) - 420°К
>Температура на внешней стенке снаружи - 340°К
>(при температуре окр.среды - 294°К)

Этот "типовой пример" абсолютно не требует особожаропрочного материала стенки КС. Он не требует даже жаропрочной стали. 700 К - это всего-то 400 Цельсия.- На обращенной к пламени стенке.

При перепаде температур 170 градусов никелевая стенка толщиной 7 мм передает
25 х 170/0.007 ~ 0.6 МВт/м2 тепла. - При типичных потоках 2-4 Мвт/м2
____________________________________

Про сверхкритическое давление - замечание совершенно верное. Если на охлаждение пускается часть потока с полным высоким давлением, создаваемым ТНА, то и вправду проблемы пленочного кипения не возникает. Все правильно.
Это и есть инженерное решение, которое выросло в практике разработки двигателей на заре космической техники. Решение - вынужденное проблемами теплоотдачи и отнюдь не безболезненное.
___________________________

Про время 6 секунд.
Ну и что, что по ту сторону стенки КС работает система охлаждения? Пусть себе работает на здоровье.
До обратной стороны листа металла еще не дошло тепло. Она пребывает в безмятежном состоянии предстартовой температуры, а обращенная к двигателю стенка уже горячая, расширяется и пытается заставить расширяться ту часть металла, которая холодная.

И масштаб возникающих растягивающих напряжений - сопоставим с прочностью никелевого сплава в тех участках, где мало гамма-штрих фазы. А разработчики про влияние этой гамма-штрих фазы еще не знают. Оно еще не открыто наукой.




От 7-40
К Pokrovsky~stanislav (09.10.2007 14:56:06)
Дата 09.10.2007 22:01:12

С Авиабазы - 5

Nikomo, Сегодня 21:59:15 #1617

Nikomo
Новичок
Зарегистрирован: 2007-08-04
Сообщений: 29
Репутация участника
Блог участника
Темы с его участием
Все сообщения участника
Форум С.Кара-Мурзы : Статья
А.Б.> Все же - возможности для создания потока тепла много больше в системе металл-жидкость, чем в системе металл-газ.

"По-моему, правильно говорит товарищ А.Б."
Теплопроводность жидкости гораздо больше теплопроводности газа.
Например, теплопроводность водяного пара при 800°С составляет 13*10^-3 Вт/(м°К), а водяного пара - 170*10^-3 Вт/(м°К), то есть, более, чем на порядок
От 7-40
К Pokrovsky~stanislav (09.10.2007 14:56:06)
Дата 09.10.2007 21:56:53

С Авиабазы - 4

Nikomo, Сегодня 20:25:41 #1615

Nikomo
Форум С.Кара-Мурзы : Статья
Pokrovsky~stanislav> Теплота сгорания углеводородного топлива около 30000 Дж/г http://vif2ne.ru/nvz/forum/0/co/229764.htm

Это слишком большое число для двигателя керосин+кислород.
Теплотворная способность для топлива керосин+кислород 2200 ккал/кг = 9211 Дж/г
Теплотворная способность для топлива водород+кислород 3120 ккал/кг = 13063 Дж/г
Если взять такую теплотворную способность - 30000 Дж/г и кпд=0,6 для двигателя, тогда удельный импульс будет 465 сек (!), что больше, чем у водородно-кислородной смеси.
(а без учета кпд это будет аж 600 сек!)
Удельный импульс рассчитывают по формуле:
Pуд=корень(2*Hu/(g*A)), где Hu - теплота сгорания топлива, A = 1/59 Дж/г*м.
У авиационных двигателей, конечно, импульс намного больше, потому что они берут кислород из окружающего воздуха и с собой его не возят.

Pokrovsky~stanislav> 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

как пример:
для материала стенки - нерж.сталь разница температур Тк - Тгс (на внутренней стенке, со стороны КС) составляет 2000° и более, перепад температур по толщине стенки КС - 300-600° и более, при этом стенка не нагревается более чем на 800°С, теплопроводность нержавейки 23 Вт/м.
Самый теплонапряженный участок в двигателе - это не КС, а критическое сечение.
При этом диаметр критического сечения - самый маленький во всем двигателе, а тепловой поток - самый большой (и это при том, что лучистый поток составляет ~10% от того, что в КС).
Так для двигателя, который взят для примера, удельный тепловой поток на участке КС - 3-4 Вт/м2, а на участке критического сечения - 6-7 Вт/м2.
(Температура в КС=2853°K, расход охладителя=2,7 кг/с,охладитель-керосин)

Pokrovsky~stanislav> 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

Вот если включить так двигатель, то он точно разлетится на куски.
При запуске ЖРД организуется плавное нарастание давления в ГГ и КС, расход постпенно увеличивается, тяга возрастает.
Если этого не делать, может возникнуть заброс давления.
Такой запуск осуществляется путем создания избыточной мощности на турбине за счет расходов компонентов топлива, реализующихся под действием перепада давления от баков до ГГ и КС.
Обеспечение плавного нарастания давления в ГГ и КС достигается соотвествующим выбором характеристик зажигания и дозирования компонентов топлива на пусковых режимах.
На начальном участке запуска двигателя, при низком давлении в ГГ турбина ТНА способна выдержать кратковременные температурные всплески до 1000°С и более. Это связано с тем, что в этот период запуска турбина еще не прогрета и плотность температурных потоков низкая.
Изменение температуры газов обеспечивается изменением соотношения компонентов топлива путем дозирования расходов окислителя и горючего.
Это дозирование осуществляется различными способами: программной перенастройкой регулирующих органов; вдувом газа в жидкостные магистрали, применением специальных емкостей, отбирающих или подающих дополнительно по определенному закону часть расхода компонента топлива и др.
В частности, у F-1, на старте изменялось соотношение компонентов в сторону увеличенного соотношения керосина к кислороду.
Затем эта смесь поджигалась, и по мере раскрутки ТНА, расход увеличивался, а соотношение компонентов менялось.
Так что температура не поднималась резким скачком, да даже на то, чтобы такую массу (вес около 5 тонн - только КС и сопло) прогреть, необходимо некоторое время.
Продолжительность запуска F-1 составляла около 6 секунд.
От Pokrovsky~stanislav
К 7-40 (09.10.2007 21:56:53)
Дата 09.10.2007 23:12:10

Re: С Авиабазы...

>Так что температура не поднималась резким скачком, да даже на то, чтобы такую массу (вес около 5 тонн - только КС и сопло) прогреть, необходимо некоторое время.
>Продолжительность запуска F-1 составляла около 6 секунд.

Температуропроводность никелевого сплава около 3х10^-6 (СИ).
Т.е. за 6 секунд характерная глубина проникновения температурного возмущения с поверхности составляет 4 мм.

А через 6 секунд движок уже греет обращенную к пламени поверхность - по полной программе.
От А.Б.
К 7-40 (09.10.2007 21:56:53)
Дата 09.10.2007 22:14:11

Re: Попеняю еще разок...

> Nikomo, Сегодня 20:25:41 #1615

>Nikomo
>Форум С.Кара-Мурзы : Статья
>Pokrovsky~stanislav> Теплота сгорания углеводородного топлива около 30000 Дж/г http://vif2ne.ru/nvz/forum/0/co/229764.htm
>... и кпд=0,6 для двигателя...

Что я вижу??!! Запретные слова-термины для ЖРД - вы ж 7-40 на этом крепко стояли и еще недавно всех нас убеждали - "не могет быть смысла в таком словосочетании" - и - вдруг - вам эти термины (вновь оказавшиеся рязом) - глаз не резанули! Странно... :)

>Так для двигателя, который взят для примера, удельный тепловой поток на участке КС - 3-4 Вт/м2, а на участке критического сечения - 6-7 Вт/м2.

Снова странно - всего-то 4 Ватта на целый квадратный метр??!! Так мало??!!

От 7-40
К А.Б. (09.10.2007 22:14:11)
Дата 09.10.2007 22:38:42

Re: Попеняю еще

>> Nikomo, Сегодня 20:25:41 #1615
>
>>Nikomo
>>Форум С.Кара-Мурзы : Статья
>>Pokrovsky~stanislav> Теплота сгорания углеводородного топлива около 30000 Дж/г http://vif2ne.ru/nvz/forum/0/co/229764.htm
>>... и кпд=0,6 для двигателя...
>
>Что я вижу??!! Запретные слова-термины для ЖРД - вы ж 7-40 на этом крепко стояли и еще недавно всех нас убеждали - "не могет быть смысла в таком словосочетании" - и - вдруг - вам эти термины (вновь оказавшиеся рязом) - глаз не резанули! Странно... :)

И мне. Я не знаю, что Никомо называет КПД двигателя, может, какой-то особый параметр так называется. :) По сути же, конечно, Покровский с теплотой сгорания действительно опростоволосился в несколько раз. Теплота сгорания керосина - ок. 40 МДж/кг, но это в расчёте на чистый керосин, при подаче окислителя извне (из воздуха, например). В ЖРД к каждому кг керосина доливают ~2,7 кг кислорода, поэтому теплота сгорания будет ок. 40/(1+2,7)~=11 МДж/кг. В ЖРД из-за неполного сгорания ещё чуть меньше: Никомо сказал, 9,2 - видать, столько и есть, на астронавтикс.ком не смотрю.

Можно и через УИ определить. УИ керосинки типа Ф-1 - 300 с, значит, скорость истечения ок. 3000 м/с, значит, на каждый кг приходится 3000*3000/2=4,5 МДж. Примерно половина той энергии, что реально выделяется. Вот, наверное, этот параметр и назван "кпд" - отношение энергии вылетающих газов к выделившейся энергии. Но это, конечно, не тот КПД, как он понимается в обычном смысле.

>>Так для двигателя, который взят для примера, удельный тепловой поток на участке КС - 3-4 Вт/м2, а на участке критического сечения - 6-7 Вт/м2.
>Снова странно - всего-то 4 Ватта на целый квадратный метр??!! Так мало??!!

Опечатка?
От Pokrovsky~stanislav
К Pokrovsky~stanislav (09.10.2007 14:56:06)
Дата 09.10.2007 15:14:45

Об углеродных частицах

>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).

Ни убавить, ни прибавить.
От Pokrovsky~stanislav
К Pokrovsky~stanislav (09.10.2007 14:56:06)
Дата 09.10.2007 15:13:11

По информации с...

>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.)

Вот мы и получили цифры.
Итак. Пусть двигатель ракеты С-1Б, имеющий тягу, кажется 70 тонн, работает на пределе жаропрочности самых высокотемпературных сталей. 950 градусов.

Двигатель Ф-1 имеет в 10 раз большую тягу, то есть при приблизительно тех же параметрах струи - пропускает через себя в 10 раз больший поток вещества. Т.е. имеет в 10 раз больше сечение.

Различие по диаметрам в 3 раза. Интерполяцией получаем, что лучистый поток возрастает для этого случая где-то на 18%.

Пусть толщина стенок КС у обеих ракет одинаковая. И материал стенки имеет одинаковую теплопроводность. А на дальней от пламени стороне металла поддерживается температура керосина из бака 20 градусов.
Тогда перепад температур на металле стенки для Ф-1 будет на 18% больше.
930х1.18=1100 градусов.

Это и есть предельная температура эксплуатации жаропрочных никелевых сплавов.

Которая достигается только после той самой фазовой модификации, в результате которой в сплаве удается точно контролировать содержание гамма-штрих интерметаллидной фазы.

Разумеется, никто не сказал нам гарантированно, что двигатель ракеты С-1Б работал на пределе возможностей жаропрочной стали. Но зачем-то никелевый жаропрочный сплав впихнули в Ф-1.

Наша оценка измеения перепада температур на металле корпуса и показала - зачем.
______________________________

Спасибо товарищу с Авиабазы.
От 7-40
К Pokrovsky~stanislav (09.10.2007 15:13:11)
Дата 09.10.2007 17:51:56

Re: По информации

>>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.)
>
>Вот мы и получили цифры.
>Итак. Пусть двигатель ракеты С-1Б, имеющий тягу, кажется 70 тонн, работает на пределе жаропрочности самых высокотемпературных сталей. 950 градусов.

А почему "на пределе жаропрочности"? Вы это где-то прочли, или это Ваше предположение, необходимое для разоблачения "лунной аферы"? А вдруг там 850 градусов? Или 700?

>Двигатель Ф-1 имеет в 10 раз большую тягу, то есть при приблизительно тех же параметрах струи - пропускает через себя в 10 раз больший поток вещества. Т.е. имеет в 10 раз больше сечение.
>Различие по диаметрам в 3 раза.

Вы не перепутали размер КС (камеры сгорания) и размер ПС (площади сечения)? В 10 раз бОльшая тяга означает различие диаметров КС в 2,2 раза.

>Интерполяцией получаем, что лучистый поток возрастает для этого случая где-то на 18%.

Или на 15 %.

>Пусть толщина стенок КС у обеих ракет одинаковая. И материал стенки имеет одинаковую теплопроводность. А на дальней от пламени стороне металла поддерживается температура керосина из бака 20 градусов.
>Тогда перепад температур на металле стенки для Ф-1 будет на 18% больше.
>930х1.18=1100 градусов.
>Это и есть предельная температура эксплуатации жаропрочных никелевых сплавов.

А вдруг там 850 градусов? 850*1,15=980. А вдруг там 750 градусов?

>Которая достигается только после той самой фазовой модификации, в результате которой в сплаве удается точно контролировать содержание гамма-штрих интерметаллидной фазы.
>Разумеется, никто не сказал нам гарантированно, что двигатель ракеты С-1Б работал на пределе возможностей жаропрочной стали.

О!

>Но зачем-то никелевый жаропрочный сплав впихнули в Ф-1.

Может, для того, чтобы с жаропрочностью всё было в порядке? Вот Вы как думаете?

>Наша оценка измеения перепада температур на металле корпуса и показала - зачем.
>Спасибо товарищу с Авиабазы.

Так где разоблачение жаропрочности Ф-1? Не вышло разоблачить, что ли? :(
От А.Б.
К 7-40 (09.10.2007 17:51:56)
Дата 09.10.2007 18:06:02

Re: И еще 1 аспект теплосъема.

Дельта-Т (от стенки КС к хладагенту) - будет, скорее всего, отличаться на десятки градусов, а не на сотни... Все же - возможности для создания потока тепла много больше в системе металл-жидкость, чем в системе металл-газ. И определять температуру (пока в каналах охлаждения топливо не вскипит) - будет именно эта "наружная" часть конструкции двигателя.
ИМХО. разумеется. :)
От Pokrovsky~stanislav
К А.Б. (09.10.2007 18:06:02)
Дата 09.10.2007 19:29:53

Про теплосъем разговор просто лишний

Обратите внимание. Я вообще приравнял температуру дальней от камеры стороны металла стенки - температуре керосина.
___________________________________________________

Но и это не все.
Разговоры о тепловых потоках вообще навязаны оппонентами.

Значима одна только замена надежных, проверенных, имеющих долговременную жаропрочность при 950 градусах даропрочных сталей на новый дорогой материал с высоким содержанием дефицитного никеля.

И все это при том, что на допустимой для стали температуре 950 градусов к 1967 году никелевые сплавы проявляли свою капризность - резкое снижение жаропрочности по неизвестной причине. Которую осознали в 1967 году. Это - наличие участков с малым содержанием гамма-штрих интерметаллидной фазы. Последующие пару лет шла наработка фактического экспериментального материала по технологиям обращения с никелевыми сплавами, дабы сохранить нужное для жаропрочности количество указанной фазы.

Понимаете?

Если температура безопасна для никелевых сплавов - типа 700-800,- то на кой черт вообще разрабатывать и применять в изделии новый материал(имеющий и другие проблемы), когда все прекрасно делается на сталях.
У которых, кстати, и плотность меньше, и теплопроводность раза в 2 выше, чем у использованного никелевого сплава. И показатели длительной работы в горячих агрессивных средах хорошие.
_________________________________

Все остальные разговоры про теплонапряженность стенки это фон. Т.е. разъяснения, о каком вопросе вообще речь. С какого лешего вообще о никелевом сплаве нужно говорить.

Дискуссионный прием оппонента - заболтать основную логику прениями по второстепенным, объясняющим ситуацию вопросам. Найти в этих объяснениях сомнительные элементы и переключить все внимание публики на прения по этим сомнительным элементам.

Но... даже в фоновых вопросах оказалось:
1) и рост потоков на стенку с ростом диаметров - есть
2) и твердые углеродные частицы в камере отсутствуют - несмотря на "общеизвестную" задымленность камер керосиновых ЖРД.