Форум С.Кара-Мурзы: Ветка : Re: Подсказка.

От	7-40
К	Pokrovsky~stanislav
Дата	18.05.2007 03:51:50
Рубрики	Манипуляция; Идеология; Культура;

Re: Подсказка.

>>Я не двигателист
>Так я ж это знаю!
>Иначе я бы не понял Вашего отрицания необходимости жаропрочных материалов для конструкции двигателя. Классно, однако, прозвучало!

Станислав, Вы слишком сильно расстраиваетесь. Не волнуйтесь так сильно. Когда Вы нервничаете, Ваша способность понимать прочитанное значительно ухудшается. Вдобавок Вы напрочь забываете, что говорили Вы сами и что говорил Ваш собеседник, и результат выглядит печально.

Я никогда не "отрицал необходимости жаропрочных материалов для конструкции двигателя". Вспоминайте. Вы сильно сетовали на то, что Вам было "не видно появления новых жаропрочных материалов". И я у Вас спросил, зачем F-1 были какие-либо новые жаропрочные материалы. Мне вот, например, не известно, чтобы у F-1 были какие-то проблемы с жаропрочностью, требовавшие разработки новых материалов. Насчёт других проблем - да, это широко известно. А вот чтоб с из-за жаропрочности какие-то новые материалы требовались... Этого не знаю. Там другое было: при создании рубашки регенеративного охлаждения КС пришлось применять, из-за больших размеров двигателя, особую технологию пайки, специально разработанный технологический процесс. Но использовался, если я правильно промню, какой-то стандартный алюминиево-никелевый сплав (?), можно найти ссылки. Эта очень хорошо известная история.

>Надеюсь, хоть эту СВОЮ мысль Вы в состоянии защитить.

Нет, потому что это не моя мысль. Это Ваша персональная греза: преломление моей мысли в Вашем затуманенном опровергательством сознании. Я не в состоянии защищать Ваши грезы, я могу только попытаться помочь Вам с ними расстаться. Но тут необходимо и Ваше желание.

>Или опять скажете, что Вы не обязаны ничего защищать, поскольку, какую бы ерунду Вы ни произнесли, Вы являетесь правоверным последователем истинной на все времена версии НАСА? А НАСА своим защитникам еще и не такое прощала.

Успокойтесь, Станислав, успокойтесь. За свои слова я отвечаю. Но за Ваши грезы я ответить не в состоянии - простите.

От	Pokrovsky~stanislav
К	7-40 (18.05.2007 03:51:50)
Дата	18.05.2007 09:45:55

Re: Подсказка.

>Я никогда не "отрицал необходимости жаропрочных материалов для конструкции двигателя". Вспоминайте. Вы сильно сетовали на то, что Вам было "не видно появления новых жаропрочных материалов".

Нет проблем! Пусть будет "новых жаропрочных материалов".

Так Вы настаиваете на том, что у Ф-1 проблем с жаропрочнстью не было? Напрягите память, не камера сгорания, так, может, сопло?

От	7-40
К	Pokrovsky~stanislav (18.05.2007 09:45:55)
Дата	18.05.2007 10:00:04

Re: Подсказка.

>Так Вы настаиваете на том, что у Ф-1 проблем с жаропрочнстью не было? Напрягите память, не камера сгорания, так, может, сопло?

Я не помню, чтоб у F-1 были бы с жаропрочностью какие-либо проблемы, требующие каких-либо новых материлов, что для КС, что для сопла. Использовались традиционные методы охлаждения, которые применяются везде и всюду. Конечно, если Вы обладаете сведениями, что без "новых жаропрочных материалов" F-1 ну никак не мог... ;) Впрочем, может, они и были, просто я о том не знаю - я ж не двигателист. :)

От	Pokrovsky~stanislav
К	7-40 (18.05.2007 10:00:04)
Дата	18.05.2007 11:57:14

Re: Подсказка.

>Я не помню, чтоб у F-1 были бы с жаропрочностью какие-либо проблемы, требующие каких-либо новых материлов, что для КС, что для сопла. Использовались традиционные методы охлаждения, которые применяются везде и всюду.

Так в этом-то и вся красота ситуации!

>Впрочем, может, они и были, просто я о том не знаю - я ж не двигателист. :)

Я тоже не двигателист, но, бог миловал, и не асторфизик. А просто физик.

А потому прекрасно знаю, что тепловые нагрузки на сопловой аппарат ракетных двигателей - наиболее высокие из всего, что создано человечеством.

И еще я знаю, что при увеличении диаметра сопла, излучающий объем газов(с раскаленными частичками сажи) возрастает пропорционально квадрату радиуса, а воспринимающая это излучение поверхность растет с радиусом линейно. Т.е. удельная тепловая нагрузка на стенки сопла растет в первом приближении пропорционально радиусу.

И еще я в руках держал те жаропрочные материалы, которые непрерывно разрабатывались для сопел. Например, прессованный порошковый вольфрам, пропитанный медью. Пока медь не испарится "потеющим медью" пористым вольфрамом, вольфрам не сгорает. А там и время работы движка, глядишь, кончилось. Уф-ф! - Еще бы чуть-чуть - и сопла превратились бы в белый порошок оксида вольфрама. И что бы тогда было с ракетой?

Видите, как все интересно!
И знаете, как соотносится это отсутствие проблем с жаропрочностью с версией лунной аферы?

А очень просто! Излучение струи пропорционально 4-ой степени температуры. Снизив температуру в КС с 3000 К до, скажем 2150, мы снижаем тепловой поток на стенки сопла в 4 раза.
Правда, при этом заодно изменяются тяга и удельный импульс двигателя(УИ уменьшается процентов на 20% - пропорционально корню квадратному из температуры в КС).

И мы автоматически приходим к центральной проблеме полета - слабости движков. Не припоминаете, как мне сразу почему-то не понравился цвет факела Ф-1?

И ведь даже разуваться не пришлось. Всего-то комбинация из трех пальцев! Фиг американцы летали, если при переходе к Ф-1 не решали проблемы новых жаропрочных материалов для сопла.

___________________________________

Впрочем, и регенеративное охлаждение КС, - следовало бы проверить на вшивость. На АЭС(где реализуются сопоставимые с КС тепловые потоки) температурный напор на стенках твэлов более тысячи градусов. В нашем случае удельный тепловой поток повыше. Перепад температур на стенках выше раза в 3, но и толщина стенок существенно не десятые доли мм, как в твэлах, - просто по условиям прочности. И какие такие обычные, не особо жаропрочные материалы способны на одной поверхности выдерживать нагрев до 3000 градусов и при этом передавать тепло с коэффициентом теплопроводности в несколько раз выше, чем у циркония? Мне даже любопытно.

Может, подскажете?

А вот когда температура в КС не 3000 К, а типа 2150-2200, то выбор разработанных материалов становится попроще.

От	7-40
К	Pokrovsky~stanislav (18.05.2007 11:57:14)
Дата	19.05.2007 16:19:03

Re: Подсказка.

>И еще я знаю, что при увеличении диаметра сопла, излучающий объем газов(с раскаленными частичками сажи) возрастает пропорционально квадрату радиуса, а воспринимающая это излучение поверхность растет с радиусом линейно. Т.е. удельная тепловая нагрузка на стенки сопла растет в первом приближении пропорционально радиусу.
...
>Видите, как все интересно!
>И знаете, как соотносится это отсутствие проблем с жаропрочностью с версией лунной аферы?
>А очень просто! Излучение струи пропорционально 4-ой степени температуры. Снизив температуру в КС с 3000 К до, скажем 2150, мы снижаем тепловой поток на стенки сопла в 4 раза.
>Правда, при этом заодно изменяются тяга и удельный импульс двигателя(УИ уменьшается процентов на 20% - пропорционально корню квадратному из температуры в КС).
>И мы автоматически приходим к центральной проблеме полета - слабости движков. Не припоминаете, как мне сразу почему-то не понравился цвет факела Ф-1?
>И ведь даже разуваться не пришлось. Всего-то комбинация из трех пальцев! Фиг американцы летали, если при переходе к Ф-1 не решали проблемы новых жаропрочных материалов для сопла.

Что, сутки прошли, а новых опровержений нету? Станислав, неужели разоблачение лунной аферы снова так и не состоялось?! Это ж обидно! :( 40 лет ждали - и снова ждать?
...
Ну ладно, если Ваша мысль всё ещё движется в направлении разоблачения сопла F-1, я Вас самую малость просвещу. Сопло состояло из двух частей - той, что примыкала к КС и соплового насадка. Может, Вы ещё помните разоблачения Дурги, когда он увидел движки без насадков, стал замерять их, обнаружил, что поперечники слишком маленькие, и решил, что разоблачил-таки великую аферу? Вроде, у него даже теория какая-то была, что там движки стояли поменьше (Н-1, что ли?), и он возомнил, что нашёл своей теории доказательства? И потом сильно расстроился, когда ему показали сопла без насадка и с насадком, и теория рассыпалась?

Так вот эти две части сопла охлаждались по-разному. Та часть, что примыкала к КС, имела регенеративное охлаждение. Если Вы посмотрите на фотографию (например вот:
http://www.stanford.edu/~cantwell/AA283_Course_Material/Rocket_images/F1_engine.jpg
),
то увидите, что в верхней части имеется система циркулярных трубок. По ним прокачивается топливо, охлаждающее сопло. Собственно говоря, даже статья Википедии "Regenerative cooling" приводит F-1 в качестве примера и даёт именно его картинку: http://en.wikipedia.org/wiki/Regenerative_cooling .

Сопловый насадок охлаждался иначе. Он находится в менее теплонапряжённых условиях, и там удобнее другой метод. Видите на фотографии - насадок начинается как раз из-под толстенной трубы? Эта труба ведёт от турбины ТНА, в неё сбрасывается холодный газ с турбины. Так вот этот газ впрыскивается изнутри в нижнюю часть сопла, образуя холодный пристеночный слой, отделяя, таким образом, стенку сопла от потока горячего газа из КС. Именно таким образом - впрыском холодного газа - организуется охлаждение соплового насадка. Система впрыска рассчитана специально так, чтобы полное смешение холодного и горячего газа происходило как раз там, где заканчивается сопло - то есть чтоб эффективность охлаждения впрыском газа поддерживалась на всей его длине. Самая закраина насадка, впрочем, уже достаточно эффективно охлаждается радиационно.

Желаю Вам успеха в разоблачении этой системы, о которой мир знает уже 40 лет и которую до сих пор никому не удалось разоблачить. Надеюсь, Вам удастся. :)

От	Pokrovsky~stanislav
К	7-40 (19.05.2007 16:19:03)
Дата	20.05.2007 14:54:18

Re: Подсказка.

>Что, сутки прошли, а новых опровержений нету?

Вообще-то Станислав иногда и работает. И иногда работает достаточно плотно. В частности, сейчас.
Заглянул на форум по тому случаю, что поднялся в офис пообедать.
_____________________________

На тему пленочного охлаждения.

Непосредственный контакт с горячими газами, от которого сопло защищается потоком турбинных газов вдоль стенки, обеспечивает только около 20% потока энергии на элементы конструкции. А 80% - тепловое излучение(эта цифра названы Шунейко).

Пленочное охлаждение сопла потоком сравнительно холодных турбинных газов - от лучистого потока сопло не защищает.

От	Pokrovsky~stanislav
К	Pokrovsky~stanislav (20.05.2007 14:54:18)
Дата	20.05.2007 19:45:00

Re: Подсказка.

От	7-40
К	Pokrovsky~stanislav (20.05.2007 19:45:00)
Дата	20.05.2007 22:54:37

Re: Подсказка.

>Воспользуемся данными Шунейко о тепловом потоке на элементы камеры сгорания. 10^4 ккал/м2 в сек ~ 4х10^7 Вт/м2. При использовании жаропрочной стали толщиной 1 мм перепад температур на такой тонюсенькой железяке получается 2700 градусов. Т.е. на обращенном к камере сгорания лице листа - 3000 К. А ведь еще должен быть перепад между топливом и охлаждаемой стенкой. Считать, однако, не будем. И без того - бред сивой кобылы.

>Воспользуемся данными Шунейко о тепловом потоке на элементы камеры сгорания. 10^4 ккал/м2 в сек ~ 4х10^7 Вт/м2. При использовании жаропрочной стали толщиной 1 мм перепад температур на такой тонюсенькой железяке получается 2700 градусов. Т.е. на обращенном к камере сгорания лице листа - 3000 К. А ведь еще должен быть перепад между топливом и охлаждаемой стенкой. Считать, однако, не будем. И без того - бред сивой кобылы.

По поводу бреда сивой кобылы - очень-но правильные слова, кстати. Скажите, Покровский, в каком бреду человеку может пригрезиться, чтобы температура "на обращенном к камере сгорания лице листа - 3000 К"??? Вы, вроде, рекомендовали себя как человека с теплотехническим образованием? Сегодня воскресенье - Вы не переотмечались? Или к теплотехнике Вы имеете такое же отношение, как к космонавтике и методам исторической датировки?

>Для того, чтобы жаропрочная сталь могла выводить указанное тепло и при этом оказываться в рамках предельно допустимых температур, квадратные метры корпуса камеры сгорания должны быть покрыты жаропрочной сталью толщиной не более 0.5 мм.

Кстати, если память не подводит, то толщина трубок с хладагентом у типичных КС как раз имеет порядок половины миллиметра или что-то около того.

От	Pokrovsky~stanislav
К	7-40 (20.05.2007 22:54:37)
Дата	21.05.2007 02:12:59

Re: Подсказка.

>>Воспользуемся данными Шунейко о тепловом потоке на элементы камеры сгорания. 10^4 ккал/м2 в сек ~ 4х10^7 Вт/м2. При использовании жаропрочной стали толщиной 1 мм перепад температур на такой тонюсенькой железяке получается 2700 градусов. Т.е. на обращенном к камере сгорания лице листа - 3000 К. А ведь еще должен быть перепад между топливом и охлаждаемой стенкой. Считать, однако, не будем. И без того - бред сивой кобылы.
>
>>Воспользуемся данными Шунейко о тепловом потоке на элементы камеры сгорания. 10^4 ккал/м2 в сек ~ 4х10^7 Вт/м2. При использовании жаропрочной стали толщиной 1 мм перепад температур на такой тонюсенькой железяке получается 2700 градусов. Т.е. на обращенном к камере сгорания лице листа - 3000 К. А ведь еще должен быть перепад между топливом и охлаждаемой стенкой. Считать, однако, не будем. И без того - бред сивой кобылы.
>
>По поводу бреда сивой кобылы - очень-но правильные слова, кстати. Скажите, Покровский, в каком бреду человеку может пригрезиться, чтобы температура "на обращенном к камере сгорания лице листа - 3000 К"??? Вы, вроде, рекомендовали себя как человека с теплотехническим образованием? Сегодня воскресенье - Вы не переотмечались? Или к теплотехнике Вы имеете такое же отношение, как к космонавтике и методам исторической датировки?

Простите, а не Вы ли слезно просили довести проблему до противоречия.

Вот она и дошла. Если по ходу программы НАСА не было усилий по созданию жаропрочных материалов, то вычисленный по данным той же НАСА(в изложении Шунейко) температурный перепад на толщине жаропрочной стали 1 мм как раз и приводит к противоречию. К бреду.

Вычисленный температурный перепад, а не пригрезившийся.

Ах, да! Вы же у Шунейко ничего найти не можете.

***Количество тепла, выделяемое двигателями F-1, составляет 9760 ккал/м2 (80% тепла передается излучением от пламени) .***(Глава 1.1.)

Правда, я позволил себе додумать, что выделяется не за все время работы двигателя, а за секунду. И даже так маловато будет(масштаба десятых долей процента от теплоты сгорания горения). А если за все время работы, - то это как бы невероятно низкие потери энергии горения на излучение.

Опять же - это в 2.4 раза меньшая тепловая нагрузка на стенки, чем СРЕДНЯЯ по активной зоне реактора ВВЭР-1000. И где же пресловутая рекордность тепловых нагрузок в ракетной технике?
Совершенно не вяжется такая цифра с вольфрамом, пропитанным медью. А выглядит как подгонка под свойства имевшихся к тому времени жаропрочных сталей.

Впрочем, я уже нашел ссылку на материал 1970 г.(ТВТ- 1970, №4), где экспериментально оценивались потоки тепла на стенки деталей ракетных двигателей. Рассчитываю на предстоящей неделе заказать журнал в ГПНТБ и прочесть статью. Результаты сообщу.

>>Для того, чтобы жаропрочная сталь могла выводить указанное тепло и при этом оказываться в рамках предельно допустимых температур, квадратные метры корпуса камеры сгорания должны быть покрыты жаропрочной сталью толщиной не более 0.5 мм.
>
>Кстати, если память не подводит, то толщина трубок с хладагентом у типичных КС как раз имеет порядок половины миллиметра или что-то около того.

Абсолютно нормально для трубок.

Но не нормально для поверхностей размерами в метры(напоминаю, критическое сечение сопла двигателя Ф-1 0.92 м2. Соответственно характерный размер камеры сгорания(после которой идет сужение потока до критического сечения) - не менее метра.

От	7-40
К	Pokrovsky~stanislav (21.05.2007 02:12:59)
Дата	21.05.2007 03:16:57

Re: Подсказка.

>>По поводу бреда сивой кобылы - очень-но правильные слова, кстати. Скажите, Покровский, в каком бреду человеку может пригрезиться, чтобы температура "на обращенном к камере сгорания лице листа - 3000 К"??? Вы, вроде, рекомендовали себя как человека с теплотехническим образованием? Сегодня воскресенье - Вы не переотмечались? Или к теплотехнике Вы имеете такое же отношение, как к космонавтике и методам исторической датировки?
>
>Простите, а не Вы ли слезно просили довести проблему до противоречия.

Так до противоречия с версией НАСА, а не с Вашими галлюцинациями. В том, что в Ваших грезах немало противоречий, сомнений и без того нет.

>Вот она и дошла. Если по ходу программы НАСА не было усилий по созданию жаропрочных материалов, то вычисленный по данным той же НАСА(в изложении Шунейко) температурный перепад на толщине жаропрочной стали 1 мм как раз и приводит к противоречию. К бреду.

??? Если взять температурный перепад из Ваших галлюцинаций и объединить его с толщиной жаропрочной стали из Ваших галлюцинаций, то бред, вне всяческих сомнений, получится отменный. Но только при чём тут НАСА?

...А были усилия или нет - это Вам предстоит выяснить. :)

>Вычисленный температурный перепад, а не пригрезившийся.

Вычисленный кем? Вами? Как же Вы его вычислили-то? Что получилась температура "на обращенном к камере сгорания лице листа - 3000 К"?! Это уже не просто грезы - это тяжёлые галлюцинации... :((

>Ах, да! Вы же у Шунейко ничего найти не можете.
>***Количество тепла, выделяемое двигателями F-1, составляет 9760 ккал/м2 (80% тепла передается излучением от пламени) .***(Глава 1.1.)

??? А при чём тут этот фрагмент?! Если судить из контекста, в котором речь идёт о теплозащите самой ступени, это - полное количество теплоты, которое за время работы ступеней выделяется на её конструкцию со стороны двигательной установки. А Вы что подумали?

...А я сейчас гляну, что Вы подумали... Ой, Станислав! Такого я не ожидал, нет... Ну, давайте Вас перечитаем:

"Воспользуемся данными Шунейко о тепловом потоке на элементы камеры сгорания. 10^4 ккал/м2 в сек ~ 4х10^7 Вт/м2. При использовании жаропрочной стали толщиной 1 мм перепад температур на такой тонюсенькой железяке получается 2700 градусов".

Ай как некрасиво-то получилось, Станислав! У Шунейко речь идёт о полном количестве теплоты (видите единицы - ккал/м2?), да ещё и приходящейся на конструкцию ступени, а Вы взяли и всё переврали. Конструкцию ступени превратили в камеру сгорания, а полную теплоту - в мощность. Вам даже единицы измерения не помешали. Что с того, что у Шунейку указано ккал/м2? Станислав Покровский Шунейку перепишет - он скажет, что это ккал/(м2*с). И полная теплота, выделяемая 5-ю двигателями за 160 секунд, выделится у него за 1 с в КС одного двигателя. Леххко! Сразу на 3 порядка горячее стало.

Станислав, следующий раз, когда будете превращать калории в ватты, а литры в метры - делайте это поизящнее. А то что о Вас люди подумают? А заодно о всех опровергателях?

>Правда, я позволил себе додумать, что выделяется не за все время работы двигателя, а за секунду. И даже так маловато будет(масштаба десятых долей процента от теплоты сгорания горения).

Вы зря себя ограничивали. Вы могли позволить себе додумать, что это выделяется не за секунду, а за пикосекунду. И не одним двигателем, а одним килограммом двигателя. Это было бы ещё смешнее.

>А если за все время работы, - то это как бы невероятно низкие потери энергии горения на излучение.

Из контекста совершенно ясно, что это такое. Это да доля, выделяемая всеми двигателями за всё время работы, которая приходится на 1 кв. метр донной части ступени. Вы хоть читаете написанное? Или Вы не способны понять прочитанное? Это обычная проблема опровергателей, но, может, стОит тогда перечитывать по 5-10 раз? Там же через предложение - чётко сказано: "Изоляция работает при уровне шума 164 дб и удельном тепловом потоке 65 ккал/ /м2сек". 65*160~=10 тыс. ккал/м2 - полная удельная теплота за всё время работы. Цифры совпадают. Как тут можно что-то додумывать? Вы так углублены в свои грезы, что даже написанное русским по белому не может Вас вернуть к реальности хоть на мгновение?

>Опять же - это в 2.4 раза меньшая тепловая нагрузка на стенки, чем СРЕДНЯЯ по активной зоне реактора ВВЭР-1000. И где же пресловутая рекордность тепловых нагрузок в ракетной технике?

Какая? 65 ккал/м2*сек? К Вашему сведению, донная часть ракет никогда не была самой теплонапряжённой их частью, и никаких рекордов там отродясь не бывало. Рекордные нагрузки в донной части могут только пригрезится какому-нибудь опровергателю.

>Совершенно не вяжется такая цифра с вольфрамом, пропитанным медью. А выглядит как подгонка под свойства имевшихся к тому времени жаропрочных сталей.

Какой вольфрам, пропитанный медью? Где Вы видели, чтобы донные части ракет делали из пропитанного медью вольфрама?! Очнитесь. Там же прямым текстом всё написано уже в следующем предложении:

"Поэтому конструкция и оборудование в донной части ступени закрыты керамической теплоизоляцией М-31, которая состоит из волокнистого титана с высоким коэффициентом отражения, асбестового волокна и связующего вещества (коллоидная двуокись кремния)".

>Впрочем, я уже нашел ссылку на материал 1970 г.(ТВТ- 1970, №4), где экспериментально оценивались потоки тепла на стенки деталей ракетных двигателей. Рассчитываю на предстоящей неделе заказать журнал в ГПНТБ и прочесть статью. Результаты сообщу.

Где Вы там усмотрели двигатель? Там донная часть ступени.

>>>Для того, чтобы жаропрочная сталь могла выводить указанное тепло и при этом оказываться в рамках предельно допустимых температур, квадратные метры корпуса камеры сгорания должны быть покрыты жаропрочной сталью толщиной не более 0.5 мм.
>>Кстати, если память не подводит, то толщина трубок с хладагентом у типичных КС как раз имеет порядок половины миллиметра или что-то около того.
>Абсолютно нормально для трубок.
>Но не нормально для поверхностей размерами в метры(напоминаю, критическое сечение сопла двигателя Ф-1 0.92 м2. Соответственно характерный размер камеры сгорания(после которой идет сужение потока до критического сечения) - не менее метра.

Бедный, бедный Станислав! Вы, бросившись опровергать, так до сих пор и не узнали, что вся внутренняя стенка КС двигателя с регенеративным охлаждением и состоит из тех самых трубок, по которому прокачивается хладагент (как вариант - имеет выфрезерованные каналы, по которому течёт испаряющееся топливо)?! Ка-ашмар! Вот из таких кадров... Покровский, Вы читать матчасть не пробовали? Впрочем, о чём я, зачем Вам... :(((

От	Pokrovsky~stanislav
К	7-40 (21.05.2007 03:16:57)
Дата	21.05.2007 10:39:41

Re: Подсказка.

1) Если считать, что тепловой поток равен 1000 ккал/кв. метр в секунду, то этого потока с 1 кв. метра хватает, чтобы подогреть секундную норму расхода топлива двигателем аж на 19 градусов? Теплоемкость керосина - около 2500 Дж/кг К. Несколько квадратных метров - подогрев градусов на 100. Вполне логично.

Если поток в 168 раз меньше, то зачем вообще было городить регенеративный подогреватель?

2) Смотрим итог. Тепло излучением передается на стенку КС, которая является еще и регенеративным подогревателем. После этой стенки тепловая защита работает на потоках 65 ккал/м2 в сек.

Pстенки=Ррегенер.+Ртеплозащиты

И сколько же тепла уходит в регенеративный подогреватель, если после него поток равен исходному?
_______________________________________

Дикий Вы какой-то, 7-40.
Не любите, ох, совсем не любите думать!

От	7-40
К	Pokrovsky~stanislav (21.05.2007 10:39:41)
Дата	21.05.2007 12:17:14

Re: Подсказка.

>1) Если считать, что тепловой поток равен 1000 ккал/кв. метр в секунду, то этого потока с 1 кв. метра хватает, чтобы подогреть секундную норму расхода топлива двигателем аж на 19 градусов? Теплоемкость керосина - около 2500 Дж/кг К. Несколько квадратных метров - подогрев градусов на 100. Вполне логично.

Это о чём вообще? Какие 1000 ккал/м2*сек? Это что, это откуда? Зачем это считать, какие 19 градусов, какие 100 градусов? Станислав, Вы хоть объясняйте свои грезы. Или это опечатка? 10000 ккал/м2*сек? А зачем этим что-то греть?

>Если поток в 168 раз меньше, то зачем вообще было городить регенеративный подогреватель?

Какой регенеративный подогреватель? Где Вы нашли регенеративный подогреватель???? Что с Вами?

>2) Смотрим итог. Тепло излучением передается на стенку КС, которая является еще и регенеративным подогревателем. После этой стенки тепловая защита работает на потоках 65 ккал/м2 в сек.

Станислав, стенка не является регенеративным подогревателем. Стенка охлаждается регенеративно. Вы уже настолько утратили связь с реальностью, что в Вашем воображении охлаждаемая стенка стала подогревателем???

>Pстенки=Ррегенер.+Ртеплозащиты
>И сколько же тепла уходит в регенеративный подогреватель, если после него поток равен исходному?

???? Это Вы о чём вообще? Какой поток стал равным исходному, что за Pстенки=Ррегенер.+Ртеплозащиты??????

>Дикий Вы какой-то, 7-40.
>Не любите, ох, совсем не любите думать!

Я не люблю грезить, Станислав.......

От	Pokrovsky~stanislav
К	7-40 (21.05.2007 12:17:14)
Дата	21.05.2007 12:22:23

Re: Подсказка.

>Какой регенеративный подогреватель? Где Вы нашли регенеративный подогреватель???? Что с Вами?

Понял, Вам слово "регенеративный" ничего не говорит.

Тогда просто разберитесь с балансом тепла на стенке. Зачем городить систему охлаждения, если на ее выходе(на теплозащите) получается тот же поток, что и на входе.

От	7-40
К	Pokrovsky~stanislav (21.05.2007 12:22:23)
Дата	21.05.2007 12:31:52

Re: Подсказка.

>>Какой регенеративный подогреватель? Где Вы нашли регенеративный подогреватель???? Что с Вами?
>
>Понял, Вам слово "регенеративный" ничего не говорит.

При чём здесь я? Повторяю вопрос: где Вы нашли там регенеративный подогреватель? Ведь именно Вы его где-то там нашли? Так вот расскажите, где.

>Тогда просто разберитесь с балансом тепла на стенке.

Зачем мне? Я ж не опровергаю "Аполлон"?

>Зачем городить систему охлаждения, если на ее выходе(на теплозащите) получается тот же поток, что и на входе.

С чего Вы взяли, что на выходе системы охлаждения тот же поток, что на входе???? Вы совсем уже ушли в мир грез...

От	Pokrovsky~stanislav
К	7-40 (21.05.2007 12:31:52)
Дата	21.05.2007 13:12:26

Re: Подсказка.

>С чего Вы взяли, что на выходе системы охлаждения тот же поток, что на входе???? Вы совсем уже ушли в мир грез...

А на каком потоке работает тепловая защита?

От	7-40
К	Pokrovsky~stanislav (21.05.2007 13:12:26)
Дата	21.05.2007 20:56:57

Re: Подсказка.

>>С чего Вы взяли, что на выходе системы охлаждения тот же поток, что на входе???? Вы совсем уже ушли в мир грез...
>А на каком потоке работает тепловая защита?

Защита где? На каком потоке чего? Потока в чём?

От	Pokrovsky~stanislav
К	7-40 (21.05.2007 20:56:57)
Дата	21.05.2007 22:25:53

Re: Подсказка.

>Защита где? На каком потоке чего? Потока в чём?

Тепловая защита между камерой сгорания и оборудованием первой ступени, та, которая из композита на основе волокнистого титана и асбеста.

Какой поток тепла пропускала через себя эта защита? - это по двум последним Вашим уточняющим вопросам.
_____________________________________

Поясняю. Если защита пропускала сквозь себя поток 65 ккал/м2 сек, то для оборудования первой ступени это было как слону булочка. Топливо прекрасно охлаждало насосы, теплоемкость собственно топлива была настолько велика, что оно в баке было способно нагреться только на считанные доли градуса. Если бы после регенеративной рубашки проходил только такой поток тепла, то проблем для оборудования первой ступени вроде как и не было. тепловая защита была бы излишеством.

Но если через регенератиную рубашку проходил существенно больший поток тепла, то его надо было серьезно сокращать - с помощью теплозащиты.

От	7-40
К	Pokrovsky~stanislav (21.05.2007 22:25:53)
Дата	21.05.2007 22:56:11

Re: Подсказка.

>>Защита где? На каком потоке чего? Потока в чём?
>
>Тепловая защита между камерой сгорания и оборудованием первой ступени, та, которая из композита на основе волокнистого титана и асбеста.
>Какой поток тепла пропускала через себя эта защита? - это по двум последним Вашим уточняющим вопросам.

У Шунейко же написано. И я скопировал. Ну почему, почему приходится повторять всё по нескольку раз? 65 ккал/м2*сек. Только не "пропускала через себя", а на неё столько падало. Сколько через неё насквозь проходило - ищите сами.

>Поясняю. Если защита пропускала сквозь себя поток 65 ккал/м2 сек, то для оборудования первой ступени это было как слону булочка.

Она не пропускала 65 ккал/м2*сек. На неё падал такой тепловой поток. А сколько пропускала - это Вам нужно узнать самостоятельно.

>Топливо прекрасно охлаждало насосы, теплоемкость собственно топлива была настолько велика, что оно в баке было способно нагреться только на считанные доли градуса. Если бы после регенеративной рубашки проходил только такой поток тепла, то проблем для оборудования первой ступени вроде как и не было. тепловая защита была бы излишеством.

Станислав, похоже, Вы до сих пор ничего не поняли. 65 ккал/м2*сек падало на защиту донной части ракеты не от КС двигателей. От КС двигателей поток был, наверное, совсем небольшой. Основной поток тепла шёл о горячих факелов из сопел. Именно поэтому бОльшая часть теплопотока приходилась на излучение: излучение горячих факелов грело дно, сообщая ему ок. ~ккал/сек на каждый квадрат. И совсем немного - 20 % - приходилось на теплопроводность. От газа, огибающего сопла вверх. От самих горячих двигателей - КС, ГГ, ТНА.

>Но если через регенератиную рубашку проходил существенно больший поток тепла, то его надо было серьезно сокращать - с помощью теплозащиты.

Через рубашку КС, надо думать, проходила вообще ерунда.

От	Pokrovsky~stanislav
К	7-40 (21.05.2007 22:56:11)
Дата	21.05.2007 23:50:58

Re: Подсказка.

>Она не пропускала 65 ккал/м2*сек. На неё падал такой тепловой поток. А сколько пропускала - это Вам нужно узнать самостоятельно.

Для того, чтобы такой поток падал, в любом случае предыдущая поверхность(наружная стенка КС должна была его излучить. А это 1450 К температуры элементов НАРУЖНОЙ поверхности КС, если они абсолютно черные. И несколько повыше, если они серые.

Можете проверить сами. Постоянную Стефана-Больцмана в справочниках найдете? Могу подсказать - хоть спросонья. хоть с крутого бодуна. 5.67х10^-8 [СИ].

>Станислав, похоже, Вы до сих пор ничего не поняли. 65 ккал/м2*сек падало на защиту донной части ракеты не от КС двигателей. От КС двигателей поток был, наверное, совсем небольшой. Основной поток тепла шёл о горячих факелов из сопел. Именно поэтому бОльшая часть теплопотока приходилась на излучение: излучение горячих факелов грело дно, сообщая ему ок. ~ккал/сек на каждый квадрат. И совсем немного - 20 % - приходилось на теплопроводность. От газа, огибающего сопла вверх. От самих горячих двигателей - КС, ГГ, ТНА.

Русский пограничник спрашивает у польского:
- Пан, а как по-польски будет ж...па?
- Дупа!
- Тоже красиво!

Вот и я говорю: тоже красиво. Если факел, в котором значительная доля энтальпии газа уже превратилась в кинетическую энергию(а именно для этого и делается сопло), так грел дно(с расстояния нескольких метров - не ближе, чем от среза сопел), то что же творилось в КС и в сопле? Где расстояние от гораздо более горячих газов до стенок составляло сантиметры, а не метры?

___________________________________

Относительно же "ерунды", проходящей через рубашку, - это от того, что Вы не пытались считать.

В твэлах АЭС потоки такого масштаба при перепаде 1000 градусов проходят через слой металла толщиной всего 0.1 мм. И снимаются велдиколепным по свойствам теплоносителем - водой.
А в рубашке толщина металла трубок - заметно больше. И тепло уносит теплоноситель с плотностью 80% от плотности воды и удельной теплоемкостью 60% от теплоемкости воды. А еще и теплопроводность органики заметно(в разы) хуже, чем у воды.
Даже если на рубашку шел ровно такой же поток(как Вы предположили, от факела на дно), то внешние металлически поверхности рубашки - тоже не слабо раскалены.
__________________________________________

Впрочем, я Вас не тороплю с обсуждением этого моего последнего утверждения. Завтра я, по моим планам, в первой половине дня заскочу в ГПНТБ. А там посмотрим, когда мне выдадут статью. Ну никак не позже, чем через 3 дня, - по идее.
Жаль, сегодня не удалось вырваться.

От	7-40
К	Pokrovsky~stanislav (21.05.2007 23:50:58)
Дата	22.05.2007 01:15:38

Re: Подсказка.

>>Она не пропускала 65 ккал/м2*сек. На неё падал такой тепловой поток. А сколько пропускала - это Вам нужно узнать самостоятельно.
>
>Для того, чтобы такой поток падал, в любом случае предыдущая поверхность(наружная стенка КС должна была его излучить. А это 1450 К температуры элементов НАРУЖНОЙ поверхности КС, если они абсолютно черные. И несколько повыше, если они серые.
>Можете проверить сами. Постоянную Стефана-Больцмана в справочниках найдете? Могу подсказать - хоть спросонья. хоть с крутого бодуна. 5.67х10^-8 [СИ].

Станислав, Вы умеете читать? Вообще, в принципе? А если умеете - Вы способны понять прочитанное? Или абсолютно не способны? Я ж Вам написал, и Вы это сами же процитировали; мне остаётся только повторить:

"65 ккал/м2*сек падало на защиту донной части ракеты не от КС двигателей. От КС двигателей поток был, наверное, совсем небольшой. Основной поток тепла шёл о горячих факелов из сопел. Именно поэтому бОльшая часть теплопотока приходилась на излучение: излучение горячих факелов грело дно, сообщая ему ок. ~ккал/сек на каждый квадрат. И совсем немного - 20 % - приходилось на теплопроводность. От газа, огибающего сопла вверх. От самих горячих двигателей - КС, ГГ, ТНА".

Вы это прочли? Вы это поняли? Если нет, то прочтите раз 5 перед зеркалом вслух. Или скажите, сколько раз мне надо это отправить Вам, чтобы Вы поняли. Скажите, и я отправлю нужное число раз.

>>Станислав, похоже, Вы до сих пор ничего не поняли. 65 ккал/м2*сек падало на защиту донной части ракеты не от КС двигателей. От КС двигателей поток был, наверное, совсем небольшой. Основной поток тепла шёл о горячих факелов из сопел. Именно поэтому бОльшая часть теплопотока приходилась на излучение: излучение горячих факелов грело дно, сообщая ему ок. ~ккал/сек на каждый квадрат. И совсем немного - 20 % - приходилось на теплопроводность. От газа, огибающего сопла вверх. От самих горячих двигателей - КС, ГГ, ТНА.
>
>Русский пограничник спрашивает у польского:
>- Пан, а как по-польски будет ж...па?
>- Дупа!
>- Тоже красиво!
>Вот и я говорю: тоже красиво. Если факел, в котором значительная доля энтальпии газа уже превратилась в кинетическую энергию(а именно для этого и делается сопло), так грел дно(с расстояния нескольких метров - не ближе, чем от среза сопел), то что же творилось в КС и в сопле? Где расстояние от гораздо более горячих газов до стенок составляло сантиметры, а не метры?

Покровский, физик Вы наш... :((( Дно ракеты "видит" факелы практически в половинном телесном угле. Неважно, на каком они расстоянии от дна - миллиметра или метра. Они на расстоянии ок. 4 метров. Но в районе центрального двигателя факелы "видны" почти отовсюду - не сразу от земли, но на высоте, когда факел максимально расширен. Поэтому тепловой поток приходит со всех сторон - он, видите ли, не зависит от расстояния, он зависит от телесного угла, в котором видна горячая поверхность. Так вот если радиационный тепловой поток составляет 65*0,8 ккал/м2*сек, то соответствующая ему температура будет порядка ~1100 К. Именно этого порядка температуры и имеют обыкновенно ракетные факелы вблизи сопла.

Что до КС и сопла, то их стенки охлаждаются регенеративно. И имеют температуры порядка 1000 К.

>Относительно же "ерунды", проходящей через рубашку, - это от того, что Вы не пытались считать.
>В твэлах АЭС потоки такого масштаба при перепаде 1000 градусов проходят через слой металла толщиной всего 0.1 мм. И снимаются велдиколепным по свойствам теплоносителем - водой.
>А в рубашке толщина металла трубок - заметно больше. И тепло уносит теплоноситель с плотностью 80% от плотности воды и удельной теплоемкостью 60% от теплоемкости воды. А еще и теплопроводность органики заметно(в разы) хуже, чем у воды.
>Даже если на рубашку шел ровно такой же поток(как Вы предположили, от факела на дно), то внешние металлически поверхности рубашки - тоже не слабо раскалены.

Покровский, я уже потерял нить. Вы решили разоблачить всё ракетостроение времён 60-х? Так прямо и заявите. Я ж Вам рассказал уже: в КС двигателей того же "Протона" или Н1 давления значительно выше, чем у F-1, а температуры того же порядка, если не выше: недаром же у них УИ заметно больше. С точки зрения теплонапряжённости F-1 - более чем средний двигатель, он специально был сделан с запасом, по принципу "чем проще, тем надёжнее, и плевать на удельные характеристики". Поэтому если Вы разоблачите систему охлаждения F-1 - Вы, считай, поставите крест на советской космонавтике 60-х годов, и не только на ней. Это великая цель, это великое разоблачение. Но его нужно сделать явно, надо заявить о нём во всеуслышание. Так и скажите прямо: РД-253 подделка, "Протонов" не было, луноходов не было, луночерпалок не было, "Зондов" не было, первых "Салютов" тоже. А уж НК-33 и советской лунной ракеты - их и подавно не было. Всяких там МБР типа Р-9 тоже не было. Только это надо заявить явно.

Если же Вы не желаете просто так разоблачать, а хотите что-то считать, то помяните моё слово: эффективность охлаждения определяется не только теплопроводностью стенок и теплоёмкостью хладагента, но и интенсивностью его прокачки. (Это я Вам подсказываю так.)

>Впрочем, я Вас не тороплю с обсуждением этого моего последнего утверждения.

Я Ваши грезы вообще не обсуждаю. Я пытаюсь Вас подтолкнуть к мысли, что эти Ваши грезы ничего общего не имеют с реальностью.

>Завтра я, по моим планам, в первой половине дня заскочу в ГПНТБ. А там посмотрим, когда мне выдадут статью. Ну никак не позже, чем через 3 дня, - по идее.
>Жаль, сегодня не удалось вырваться.

Разоблачение прогаммы "Аполлон" ждало 40 лет - подождёт ещё 3 дня. :)

От	Pokrovsky~stanislav
К	7-40 (22.05.2007 01:15:38)
Дата	23.05.2007 00:14:54

Re: Подсказка.

>Покровский, я уже потерял нить.

Вы ее и не находили.

>Вы решили разоблачить всё ракетостроение времён 60-х? Так прямо и заявите. Я ж Вам рассказал уже: в КС двигателей того же "Протона" или Н1 давления значительно выше, чем у F-1, а температуры того же порядка, если не выше: недаром же у них УИ заметно больше. С точки зрения теплонапряжённости F-1 - более чем средний двигатель,

Для полуграмотных полуфизиков поясняю.

Двигатель Протона - 151 т тяги.
Двигатель Ф-1 - 680 т тяги.

При одинаковых скоростях потока газов(т.е. при раных УИ) критическое сечение двигателя Ф-1 в 4.5 раза шире критического сечения двигателя Протона.
Диаметр - в 2.1 раза больше.

Поскольку газ - не сковородка, излучает не поверхностью, а объемом, то энергонапряженность определяется отношением объема излучающего газа к поверхности, на которую падает излучение.

В 2 раза больше линейные размеры - в 2 раза выше средний удельный поток излучения. ВСЕ!

А вот от давления зависимость чудная - типа степень 0.33 для СО2 и 0.6 для Н2О. Давление можно повышать довольно безболезненно для энергонапряженности.

От	7-40
К	Pokrovsky~stanislav (23.05.2007 00:14:54)
Дата	23.05.2007 00:31:48

Re: Подсказка.

>>Вы решили разоблачить всё ракетостроение времён 60-х? Так прямо и заявите. Я ж Вам рассказал уже: в КС двигателей того же "Протона" или Н1 давления значительно выше, чем у F-1, а температуры того же порядка, если не выше: недаром же у них УИ заметно больше. С точки зрения теплонапряжённости F-1 - более чем средний двигатель,
>
>Для полуграмотных полуфизиков поясняю.
>Двигатель Протона - 151 т тяги.
>Двигатель Ф-1 - 680 т тяги.
>При одинаковых скоростях потока газов(т.е. при раных УИ) критическое сечение двигателя Ф-1 в 4.5 раза шире критического сечения двигателя Протона.
>Диаметр - в 2.1 раза больше.
>Поскольку газ - не сковородка, излучает не поверхностью, а объемом, то энергонапряженность определяется отношением объема излучающего газа к поверхности, на которую падает излучение.
>В 2 раза больше линейные размеры - в 2 раза выше средний удельный поток излучения. ВСЕ!

Должен Вас огорчить, господит теплотехник. Есть имхо, что продукты сгорания керосина в КС являются в значительной мере оптически непрозрачными, точнее, их оптическая толща невелика в сравнении с размерами КС. Поэтому излучают они как раз "почти поверхностью". А вот продукты сгорания вонючки, на которой работают движки "Протона", оптически намного прозрачнее, поэтому они-то как раз "излучают объёмом". Так что есть имхо, что радиационная теплопередача у движков на вонючке приводит к бОльшим теплонапряжённостям. Впрочем, если вы желаете посчитать перенос излучения в обоих случаях - то всегда можете это сделать. Я вам даже помочь смогу, наверное, благо, это почти что моя тема. :)

>А вот от давления зависимость чудная - типа степень 0.33 для СО2 и 0.6 для Н2О. Давление можно повышать довольно безболезненно для энергонапряженности.

От давления сильно зависят требования к прочности.

От	Pokrovsky~stanislav
К	7-40 (23.05.2007 00:31:48)
Дата	23.05.2007 16:45:26

Re: Подсказка.

>>Должен Вас огорчить, господит теплотехник. Есть имхо, что продукты сгорания керосина в КС являются в значительной мере оптически непрозрачными, точнее, их оптическая толща невелика в сравнении с размерами КС. Поэтому излучают они как раз "почти поверхностью".

Конечно же, при наличии плотного облака раскаленного аэрозоля, излучает поверхность облака сажи... по закону Т^4, а прозрачные Н2О и СО2 излучают соответственно по законам Т^3(в 3300 раз меньший поток) и Т^3.5(в 55 раз меньший поток).

Отличие только по этой причине в сотню раз отнюдь не в пользу керосиного Ф-1 Вас устроит?

Но не пугайтесь так сразу. Различие не столь страшное. Для углекислоты и паров воды точно так же работают законы поглощения. И при высоких давлениях и плотностях при температурах 2000 К получается коэффициентик 0.2 для одного и 0.4 для другого. Который продолжает плавно снижаться с ростом температуры. В среднем получается нечто типа закона (0.3)х Т^4.

Всего-то в 3 раза меньшие потоки в сранении с керосиновым Ф-1.

От	7-40
К	Pokrovsky~stanislav (23.05.2007 16:45:26)
Дата	24.05.2007 00:29:54

Re: Подсказка.

>>>Должен Вас огорчить, господит теплотехник. Есть имхо, что продукты сгорания керосина в КС являются в значительной мере оптически непрозрачными, точнее, их оптическая толща невелика в сравнении с размерами КС. Поэтому излучают они как раз "почти поверхностью".
>Конечно же, при наличии плотного облака раскаленного аэрозоля, излучает поверхность облака сажи... по закону Т^4, а прозрачные Н2О и СО2 излучают соответственно по законам Т^3(в 3300 раз меньший поток) и Т^3.5(в 55 раз меньший поток).
>Отличие только по этой причине в сотню раз отнюдь не в пользу керосиного Ф-1 Вас устроит?

Станислав, Вы, похоже, опять не поняли смысла прочитанного. Мне придётся повторить:

Есть имхо, что продукты сгорания керосина в КС являются в значительной мере оптически непрозрачными, точнее, их оптическая толща невелика в сравнении с размерами КС. Поэтому излучают они как раз "почти поверхностью".

Тут написано о том, что продукты сгорания керосина, вследствие своей оптической непрозрачности, излучают "преимущественно поверхностью", так что удельный радиационный тепловой поток не меняется с увеличением размеров КС. И Ф-1 здесь принципиально ничем не отличен от других керосиновых двигателей, а количественно работает в менее теплонапряжённых условиях, потому что у него температура и давление в КС ниже, чем у многих других керосиновых ЖРД, например, у того же НК-33.

Прочтите это несколько раз, желательно вслух. Если нужно, я это готов написать ещё несколько раз - столько, сколько Вам потребуется для понимания.

>Но не пугайтесь так сразу.

Чего мне бояться? Опровергателей, что ли? ;)

>Различие не столь страшное. Для углекислоты и паров воды точно так же работают законы поглощения. И при высоких давлениях и плотностях при температурах 2000 К получается коэффициентик 0.2 для одного и 0.4 для другого. Который продолжает плавно снижаться с ростом температуры. В среднем получается нечто типа закона (0.3)х Т^4.
>Всего-то в 3 раза меньшие потоки в сранении с керосиновым Ф-1.

Вы уже составили и решили уравнение переноса излучения для такой непрозрачной среды, как продукты сгорания керосина в РД?

От	Pokrovsky~stanislav
К	7-40 (24.05.2007 00:29:54)
Дата	24.05.2007 10:01:57

Re: Подсказка.

>Вы уже составили и решили уравнение переноса излучения для такой непрозрачной среды, как продукты сгорания керосина в РД?

Я-то да, а Вы?

От	Pokrovsky~stanislav
К	7-40 (22.05.2007 01:15:38)
Дата	22.05.2007 23:57:17

Re: Подсказка.

>>Если же Вы не желаете просто так разоблачать, а хотите что-то считать, то помяните моё слово: эффективность охлаждения определяется не только теплопроводностью стенок и теплоёмкостью хладагента, но и интенсивностью его прокачки. (Это я Вам подсказываю так.)
>

Одолжений не нужно.
Все-равно сказана глупость.

Да, интенсивность прокачки определяет конечный теплосъем с внутренних поверхностей трубок. Но она никак не влияет на физические свойства материала трубок. И если теплопроводность материала трубок для передачи соответствующего количества тепла требует такого-то градиента температуры, - никакая прокачка не сможет этот градиент изменить.

Прокачка определяет температуру внутренней поверхности трубки. А я ее и взял по-минимуму - 300 К - температура керосина, заправляемого в ракету - т.е комнатная.

От	7-40
К	Pokrovsky~stanislav (22.05.2007 23:57:17)
Дата	23.05.2007 00:34:15

Re: Подсказка.

>>>Если же Вы не желаете просто так разоблачать, а хотите что-то считать, то помяните моё слово: эффективность охлаждения определяется не только теплопроводностью стенок и теплоёмкостью хладагента, но и интенсивностью его прокачки. (Это я Вам подсказываю так.)

>Одолжений не нужно.
>Все-равно сказана глупость.
>Да, интенсивность прокачки определяет конечный теплосъем с внутренних поверхностей трубок. Но она никак не влияет на физические свойства материала трубок. И если теплопроводность материала трубок для передачи соответствующего количества тепла требует такого-то градиента температуры, - никакая прокачка не сможет этот градиент изменить.
>Прокачка определяет температуру внутренней поверхности трубки. А я ее и взял по-минимуму - 300 К - температура керосина, заправляемого в ракету - т.е комнатная.

Вы испытываете какие-то проблемы с градиентом температуры и теплопроводностью материалов? Расскажите скорее, в чём ваша беда. Может, пособить смогу?

От	Pokrovsky~stanislav
К	7-40 (22.05.2007 01:15:38)
Дата	22.05.2007 22:04:41

Re: Подсказка.

>"65 ккал/м2*сек падало на защиту донной части ракеты не от КС двигателей. От КС двигателей поток был, наверное, совсем небольшой.

НАВЕРНОЕ!
Когда сумеете сказать что-то более определенное, чем НАВЕРНОЕ, тогда и суйтесь в дискуссию.

>Покровский, физик Вы наш... :((( Дно ракеты "видит" факелы практически в половинном телесном угле. Неважно, на каком они расстоянии от дна - миллиметра или метра. Они на расстоянии ок. 4 метров. Но в районе центрального двигателя факелы "видны" почти отовсюду - не сразу от земли, но на высоте, когда факел максимально расширен. Поэтому тепловой поток приходит со всех сторон - он, видите ли, не зависит от расстояния, он зависит от телесного угла, в котором видна горячая поверхность. Так вот если радиационный тепловой поток составляет 65*0,8 ккал/м2*сек, то соответствующая ему температура будет порядка ~1100 К. Именно этого порядка температуры и имеют обыкновенно ракетные факелы вблизи сопла.

Совершенно классное утверждение!

Берем конструкционные данные РН Сатурна-5.
Коэффициент расширения сопла 16. Значит, объемная плотность газа на срезе уже по минимуму в 16 раз ниже, чем в критическом сечении.

Но и это не все. Расширяющаяся часть сопла ускоряет поток. Если в камере сгорания температура была 3000 К, то соответствующая этой температуре скорость звука была что-то типа 1050 м/с(скорость звука пропорциональна корню квадратному из температуры). А скорость потока в критическом сечении ПО ОПРЕДЕЛЕНИЮ КРИТИЧЕСКОГО СЕЧЕНИЯ равна скорости звука.

Удельный импульс ракеты на уровне моря 267 с. Умножение УИ на ускорение свободного падения дает ни что иное, как скорость истечения газов из сопла. Итого - что-то около 2600 м/с. В 2.5 раза больше, нежели в критическом сечении.

Итого: расширение газа на срезе сопла 16х2.5=40.
Вспоминаем уравнение адиабаты.
Для трехатомных газов коэффициент Пуассона 1.33.

TV^(1.33-1)=TV^(0.33)=const
Раз удельный объем возрос в 40 раз, то температура снизилась в 3.38 раза - приблизительно до 900 К.

О 1100 К(которые по ИМХО 7-40) речи быть не может. Факел, по ИМХО 7-40 разогревающий дно до 1100 К, - на 200 градусов холоднее - причем строго по данным НАСА.

Что означает снижение температуры в 3.38 раза по сравнению с температурой в камере сгорания?
А это означает, что КАЖДАЯ единица массы газа излучает в
(3.38)^4=130
раз меньше, чем тогда, когда она пребывала в камере сгорания. Ужас!

Но Покровский не изверг, чтобы так страшно издеваться над 7-40.
Покровскому не надо ссылаться на выигрышные для дискуссии всем известные законы излучения. Он может и снизить планку до ПРОФЕССИОНАЛЬНО известных ему особенностей.

Законы излучения газовых объемов несколько отличаются от закона Стефана-Больцмана(с четвертой степенью температуры). По закону Стефана-Больцмана излучают только частички сажи. Которые американцы, похоже, не учли. Ну и черт с ними, с американцами!

СО2 излучает по закону T^3.5. Это дает превышение излучение газа в КС над излучением за срезом сопла в 70 раз. А Н2О излучает по закону Т^3, что дает превышение излучения паров воды в КС над излучением паров воды на срезе сопла в 38 раз. В среднем - несколько более 50-кратного отличия.

А слона-то 7-40, называется, и не приметил!

Но, впрочем, я его понимаю, ему важно не потоки сравнить, а поймать опровергателя на ошибке, связанной с геометрией. И показать всем, что опровергатель - неграмотный дурак. Покажем, что в дураках ходит не опровергатель, а именно 7-40.

Если бы сопла заканчиались строго на уровне дна, то половина излучения газа уходила бы в мировое пространство, а вторая половина грела бы дно. - Уже достаточно для того, чтобы обвинить 7-40 в глупости. Не понимает человек, что лучистый теплообмен - акт, требующий как минимум двух участников: того, кто облучает, и того, кто воспринимает облучение.
В КС частичка газа, находящаяся приблизительно около центра КС - на 95% попадала бы своим излучением в стенки КС или сопла. И только менее 5% испускалось бы в отверстие критического сечения.
А на срезе сопла ровно половина излучения испускается в противоположную часть полупространства.

Но и это не все! Срезы сопел на несколько метров удалены от дна. Так вот, элементарный объем излучающих газов факела, расположенный ровно на оси ракеты на уровне среза сопла приблизительно на расстоянии 5 метров, "видит" дно(включая внутренности сопла) в телесном угле 2.5 стерадиана. Из 12.5 стерадиан полного телесного угла. В соответствии с видимым телесным углом элементарный газовый объем и раздает излучение. 1/5 от всего, что излучает частичка в самой лучшей геометрической позиции - приходится на дно ракеты. И то - львиная доля излучения в этой позиции попадает обратно в сопло. Строго говоря, частичка начинает видеть дно только отойдя от сопла еще на метр-два. С соответствующим снижением телесного угла видимости и продолжающимся снижением температуры ввиду расширения и излучения энергии в мировое пространство.
_____________________________

Как видим, лучистый тепловой поток на дно от факела только по температуре излучающего газа раз в 50 меньше, чем в камере сгорания. Учет геометрического фактора делает это отношение отношение не меньшим, чем 250.

Для привычного строить из себя дурачка и цепляться ко всему, что специально не оговорено, оппонента 7-40 дополнительно сообщаю:

Оценка снижения температуры по адиабате - минимальная. В реальности снижение температуры еще круче. Просто потому, что внутренняя энергия газа в сопле расходуется на придание газу кинетической энергии направленного движения.
_____________________________________

Так все-таки где образовался декларированный поток 65 ккал/м2 сек, которому противостояла теплозащита из волокнистого титана и асбеста?

Что нам на этот раз скажет 7-40?

>Что до КС и сопла, то их стенки охлаждаются регенеративно. И имеют температуры порядка 1000 К.

>>Относительно же "ерунды", проходящей через рубашку, - это от того, что Вы не пытались считать.
>>В твэлах АЭС потоки такого масштаба при перепаде 1000 градусов проходят через слой металла толщиной всего 0.1 мм. И снимаются велдиколепным по свойствам теплоносителем - водой.
>>А в рубашке толщина металла трубок - заметно больше. И тепло уносит теплоноситель с плотностью 80% от плотности воды и удельной теплоемкостью 60% от теплоемкости воды. А еще и теплопроводность органики заметно(в разы) хуже, чем у воды.
>>Даже если на рубашку шел ровно такой же поток(как Вы предположили, от факела на дно), то внешние металлически поверхности рубашки - тоже не слабо раскалены.
>
>Покровский, я уже потерял нить. Вы решили разоблачить всё ракетостроение времён 60-х? Так прямо и заявите. Я ж Вам рассказал уже: в КС двигателей того же "Протона" или Н1 давления значительно выше, чем у F-1, а температуры того же порядка, если не выше: недаром же у них УИ заметно больше. С точки зрения теплонапряжённости F-1 - более чем средний двигатель, он специально был сделан с запасом, по принципу "чем проще, тем надёжнее, и плевать на удельные характеристики". Поэтому если Вы разоблачите систему охлаждения F-1 - Вы, считай, поставите крест на советской космонавтике 60-х годов, и не только на ней. Это великая цель, это великое разоблачение. Но его нужно сделать явно, надо заявить о нём во всеуслышание. Так и скажите прямо: РД-253 подделка, "Протонов" не было, луноходов не было, луночерпалок не было, "Зондов" не было, первых "Салютов" тоже. А уж НК-33 и советской лунной ракеты - их и подавно не было. Всяких там МБР типа Р-9 тоже не было. Только это надо заявить явно.

>Если же Вы не желаете просто так разоблачать, а хотите что-то считать, то помяните моё слово: эффективность охлаждения определяется не только теплопроводностью стенок и теплоёмкостью хладагента, но и интенсивностью его прокачки. (Это я Вам подсказываю так.)

>>Впрочем, я Вас не тороплю с обсуждением этого моего последнего утверждения.
>
>Я Ваши грезы вообще не обсуждаю. Я пытаюсь Вас подтолкнуть к мысли, что эти Ваши грезы ничего общего не имеют с реальностью.

>>Завтра я, по моим планам, в первой половине дня заскочу в ГПНТБ. А там посмотрим, когда мне выдадут статью. Ну никак не позже, чем через 3 дня, - по идее.
>>Жаль, сегодня не удалось вырваться.
>
>Разоблачение прогаммы "Аполлон" ждало 40 лет - подождёт ещё 3 дня. :)

От	7-40
К	Pokrovsky~stanislav (22.05.2007 22:04:41)
Дата	23.05.2007 02:06:32

Re: Подсказка.

От	Pokrovsky~stanislav
К	7-40 (23.05.2007 02:06:32)
Дата	23.05.2007 16:23:07

Re: Подсказка.

>Ну ничего себе! Где это по ИМХО 7-40 факел разогревает дно до 1100 К??? Я говорил о температуре факела, а не о температуре дна, неужели это можно было не понять?

Довольно странное утверждение, Вы не находите?
Не согласующееся с цифрами по потоку через теплозащиту.

Теплозащита ведь у нас где проложена? - Внутри корпуса.

И если 1100 температура только факела, то откуда же берется поток 65 ккал/м2 сек(250 000 Вт/м2) на теплозащиту?

Здесь даже не нужна теория переноса излучения.
Достаточно одного закона Стефана-Больцмана. По которому обращенная к теплозащите сторона донной части корпуса первой ступени должна иметь температуру 1450 К. Наружная стенка 5 мм днища, выполненного из титана, при этом будет иметь температуру 1550 К.

Будете дальше настаивать, что поток на теплозащиту идет со дна, согретого ласковыми лучами факела?
________________________________________

У Вас и вправду проблемы с удержанием нити дискуссии. Следите, разъясняю по пунктам.

1) Я Вам указал на 1450 К температуры наружной части рубашки для того, чтобы на теплозащиту падал соответствующий поток.
Эта цифра, против которой сложно спорить, показалась Вам страшненькой. И вправду, какой должен быть поток на стенки КС, чтобы наружная часть охлаждаемой керосином рубашки была нагрета до 1450 К...

2) Вы сообразили, что помимо обращенной к рубашке теплозащиты должна быть часть теплозащиты, обращенная к обогреваемому дну. Которое уж точно не имеет керосинового охлаждения.

3) Я тут же показал, что поток излучения от факела на дно - в сотни раз меньше, чем поток излучения на внутренние стенки КС и сопла. Несколько десятков раз - за счет температуры, и БОЛЕЕ 5 раз(если решать задачку полномасштабно, то геометрический фактор оказывается НАМНОГО больше)- за счет геометрии.

Как Вы могли заметить, мы даже не пытались высчитывать поток на дно. А просто показывали, что маневр в донную часть теплозащиты - абсолютно не спасает от вывода об огромном потоке на стенки КС.

4) Далее. Если на теплозащите(например, по-Вашему, от дна ракеты) поток 65 ккал/м2 сек, то поток на стенки КС порядка на два больше. Что вполне совпадает с приведенной у Шунейко цифрой ~10000.

И на таком потоке толстые 0.5-0.7 мм стенки КС из материала с невысокой теплопроводностью(титановые и никелевые сплавы) не в силах обеспечить необходимый для собственного существования поток в направлении к керосину. И попросту погибают.

Интересный момент. Если все-таки не относиться всерьез к разогретому до 1500 К днищу, то 1450 градусов на наружной стороне материала рубашки регенеративного охлаждения, - не вяжутся и с декларированным НАСА наличием медной выравнивающей прокладки внутри рубашки(температура плавления меди 1080 С).

От	7-40
К	Pokrovsky~stanislav (23.05.2007 16:23:07)
Дата	24.05.2007 01:05:02

Re: Подсказка.

От	Pokrovsky~stanislav
К	7-40 (24.05.2007 01:05:02)
Дата	24.05.2007 22:36:46

Re: Подсказка.

Бросайте словоблудием заниматься. Начертите эскиз дна ракеты с выступающими соплами, обозначьте положение границ факела. И укажите мне ту, ХОТЯ БЫ ОДНУ точку на дне ракеты, на которую ПАДАЕТ поток от факела 0.25 МВт/м2.

Но только потом постарайтесь защитить эту свою оценку. С учетом геометрического фактора, с учетом снижения температуры факела по мере его удаления от среза сопла и расширения.

Интегрируйте, применяйте уравнения переноса - на здоровье.
Но только укажите такую точку.
Я совершенно не обижусь, если Вы насчитаете максимум потока 0.2 МВт/м2. - Это нормально. 20%-ный запас - вполне разумная величина.

Но вот если у Вас будут получаться величины 0.05-0.1 МВт/м2, Вы должны будете объяснить, где же все-таки стояла защита, работавшая в условиях обозначенного у Шунейко теплового потока.
_________________________________________

Ну и еще 2 пункта.

1) Не повредила бы ссылочка на то, что дно С-5 было покрыто СНАРУЖИ теплозащитной оболочкой. Вашему ИМХО я как-то не склонен доверять. Впрочем, даже если Вы таковой ссылочки не найдете, предложенный выше расчет это не отменяет. Раз Вы настаиваете на том, что факел способен на столь сильный подогрев дна, - дерзайте!

2) Не повредила бы ссылочка и на гамму для керосиновых двигателей. Хоть оно и нужно 2 минуты, чтобы найти, у меня как-то и за час не получилось. Не повезло, наверное.
А мои данные такие. У двухатомных газов(с k=1.4) происходит снижение показателя адиабаты до 9/7=1.28-1.29 -за счет возбуждения колебаний и за счет диссоциации при высоких температурах. Но это несколько более высокие температуры, соответствующие фронту УВ при М>10.

Я вполне допускаю снижение гаммы до 1.24 для треахтомных газов при 3300 К. Но
а)в газах ЖРД Ф-1 большое содержание двухатомного СО, не снижающего, а наоборот увеличивающего средний показатель адиабаты
б)мы рассматриваем область сильно снижающихся температур с 3300 до 1360 К. А потому на этом диапазоне средняя гамма может быть и заметно повыше. В частности, за счет того, что энергия колебательных уровней затрачивается в сопле на разгон газа. И эти степени свободы молекулы "угасают".
Я здесь ни на чем не настаиваю, просто хотел бы видеть сам контекст, из которого взята цифра 1.24.

От	А.Б.
К	7-40 (23.05.2007 02:06:32)
Дата	23.05.2007 09:26:57

Re: Намек. :)

>...то скорость звука в критическом сечении будет порядка 1200 К.

Вы увлеклись полемикой до того, что сами стали приближаться к... манере оппонента. Размерности отслеживать бум? А то я знавал одного полковника, который разок нас огорошил фразой "время на улице - 2 градуса Цельсия" :)

Цифры вы в расчете привели - это правильно. Но сам расчет - я бы порекомендовал давать "оним потоком" - не прерывая его язвительными выпадами. :)

От	7-40
К	А.Б. (23.05.2007 09:26:57)
Дата	23.05.2007 13:35:59

Re: Намек. :)

>>...то скорость звука в критическом сечении будет порядка 1200 К.
>
>Вы увлеклись полемикой до того, что сами стали приближаться к... манере оппонента. Размерности отслеживать бум? А то я знавал одного полковника, который разок нас огорошил фразой "время на улице - 2 градуса Цельсия" :)

Дык опечатка. Движок форума исправлять не позволяет. Я иногда из-за опечатки стираю сообщение и повторяю его, копируя исправленный вариант из Вордпада. Но из-за таких мелочей... :)

>Цифры вы в расчете привели - это правильно.

Нет. Это неправильный расчёт. Он имеет мало общего с реальностью. Я всего лишь повторил упражнения Покровского, подставив в них ПРАВИЛЬНЫЕ цифры вместо тех грез, что его одолевают. Сам расчёт от этого правильнее не стал.

>Но сам расчет - я бы порекомендовал давать "оним потоком" - не прерывая его язвительными выпадами. :)

Зачем? Эта тема не о расчётах, не о тепловых потоках, не о температурах факелов и проч. Эта тема - о конспирологии и конспирологах. Все эти псевдорасчёты здесь - полнейший офтопик, затеянный не мной, а Станиславом. И единственная причина, почему я поддерживаю разговор на тему факельных температур - это чтобы ещё раз показать, что такое конспирология и из каких кадров набираются конспирологи. Чтобы удержать разговор в рамках темы. Так что здесь сами псевдорасчёты - это как раз офтопик, а комментарий к ним - основная тема. ;) :) :)

От	А.Б.
К	7-40 (23.05.2007 13:35:59)
Дата	23.05.2007 15:08:21

Re: Правильная метода.

По одну руку кладем один расчет. По другую - другой. Сравниваем и комментируем. Иначе - путаница и... непонятно "как надо" и "как не надо".

Попробуйте - хоть разок, а? :)

От	7-40
К	А.Б. (23.05.2007 15:08:21)
Дата	24.05.2007 01:13:04

Re: Правильная метода.

>По одну руку кладем один расчет. По другую - другой. Сравниваем и комментируем. Иначе - путаница и... непонятно "как надо" и "как не надо".
>Попробуйте - хоть разок, а? :)

Так я обычно так и делаю - отвечаю между строк послания, на которое отвечаю. Вот только здесь всю цитату оставил наверху... Но её всё равно целиком видно...

От	А.Б.
К	7-40 (24.05.2007 01:13:04)
Дата	24.05.2007 10:50:47

Re: Важны не только цифры...

важна еще и их связь - то есть как расчетчик представляет себе связь явлений в происходящем процессе.

И тут "комментарии промеж" - только портят картину.

От	Pokrovsky~stanislav
К	А.Б. (23.05.2007 15:08:21)
Дата	24.05.2007 00:02:50

Правильная метода.

>По одну руку кладем один расчет. По другую - другой. Сравниваем и комментируем. Иначе - путаница и... непонятно "как надо" и "как не надо".

>Попробуйте - хоть разок, а? :)
__________________________________

Интереса для, я взял Лойцянского "Механику жидкости и газа". И сопоставил расчет по правильным формулам со своим "на вскидку"

1) Для коэф. Пуассона k=1.33(идеальный трехатомный газ)

По Лойцянскому.
На выходе сопла с расширением 16:1 скорость газов 4.14 Маха. Уменьшение температуры по сравнению с критическим сечением в 3.29 раза.

По Покровскому.
Снижение температуры в 40^(0.33)= 3.38 раза. Ошибка 3%

2) Для истинного коэф. Пусссона газов керосинового двигателя k=1.24.

По Лойцянскому:
На выходе из сопла скорость составляет 3.94 Маха.
Снижение температуры на срезе сопла 2.56 раза

По Покровскому:
Снижение температуры 2.42 раза - ошибка 5.5%, причем в другую сторону.

Только расписывать формулы из Лойцянского в формате форума я не в силах. Там одни только показатели степеней имеют вид:
-(k+1)/[2(k-1)]

А каково сами уравнения написать?

От	7-40
К	Pokrovsky~stanislav (24.05.2007 00:02:50)
Дата	24.05.2007 01:23:19

Re: Правильная метода.

>Интереса для, я взял Лойцянского "Механику жидкости и газа". И сопоставил расчет по правильным формулам со своим "на вскидку"
>1) Для коэф. Пуассона k=1.33(идеальный трехатомный газ)
>По Лойцянскому.
>На выходе сопла с расширением 16:1 скорость газов 4.14 Маха. Уменьшение температуры по сравнению с критическим сечением в 3.29 раза.
>По Покровскому.
>Снижение температуры в 40^(0.33)= 3.38 раза. Ошибка 3%
>2) Для истинного коэф. Пусссона газов керосинового двигателя k=1.24.
>По Лойцянскому:
>На выходе из сопла скорость составляет 3.94 Маха.
>Снижение температуры на срезе сопла 2.56 раза
>По Покровскому:
>Снижение температуры 2.42 раза - ошибка 5.5%, причем в другую сторону.

В 2,42 раза? Т. е. неправильный результат Покровского - 3000/40^(0.33)=880 К, а правильный результат Лойцянского - 3300/2,42=1360 К? Т. е. ошибка Покровского - 50 %? Так я о том и говорю: Покровскому ещё повезло, что другие его ошибки взаимно скомпенсировались.

>Только расписывать формулы из Лойцянского в формате форума я не в силах. Там одни только показатели степеней имеют вид:
>-(k+1)/[2(k-1)]
>А каково сами уравнения написать?

Там ещё есть функции гамма в степени других функций гамма. Но это не надо писать. Сначала надо научиться читать. Просто читать научиться. Чтоб кельвины с градусами Цельсия не путать. А потом - учить матчасть. Чтоб узнать гамму для керосинового ЖРД, хватило бы пары минут.

От	Pokrovsky~stanislav
К	7-40 (24.05.2007 01:23:19)
Дата	25.05.2007 01:53:47

Re: Правильная метода.

>Там ещё есть функции гамма в степени других функций гамма. Но это не надо писать. Сначала надо научиться читать. Просто читать научиться. Чтоб кельвины с градусами Цельсия не путать. А потом - учить матчасть. Чтоб узнать гамму для керосинового ЖРД, хватило бы пары минут.

Проблема не там, где человек ошибается при чтении, не находит вовремя нужной цифры, или даже ошибается в расчетах.

Проблема там, где человек упорствует в своих ошибках и заблуждениях. Проблема-то - у Вас, 7-40.

А Покровский четко указал, от каой температуры считает: 3000 К. - Ах, не та температура! - так ведь никто и не скрывает. Уточнили - слава Богу.
Не тот показатель адиабаты? Так Покровский совершенно ясно сказал, какой показатель он взял - идеального трехатомного газа. Вы возражаете - нет ничего проще, - уточняем оценку с использованием истинных экспериментальных цифр.

Понимаете, 7-40, в наших дискуссиях есть одна проблема - проблема честности. Которая гораздо важнее проблемы компетентности. Некомпетентность - дело преходящее, как и молодость. А вот жулик честнее не становится. Наоборот, предыдущая ложь вынуждает к последующей. И гора лжи растет до тех пор, пока человека еще могут воспринимать всерьез.
Я Вас, 7-40, уже не могу воспринимать всерьез.

Вам типа надо бы что-то с собой делать...

Если не будете становиться в позу, смогу предложить формулу перехода к новой жизни, в которой я признаю понимание Ваших предыдущих проблем.

От	Pokrovsky~stanislav
К	Pokrovsky~stanislav (25.05.2007 01:53:47)
Дата	25.05.2007 02:14:00

Re: Правильная метода.

Прошу прощения. Только что углядел, что Вам ограничен доступ к форуму. Скачанное мной можно обсудить по E-mail.

Я - всерьез. Вы, 7-40, убиваете себя, пытаясь выиграть на лжи. Вы - умный мужик( умность я не приравниваю к образованности). И чрезвычайно жалко, что такие люди, церковным языком говоря, губят свою душу. Это сказывается в последующем.

В принципе, Вы - наш. Если Ваши представления по проблемам "лунной эпопеи" расходятся с нашими, то свои воззрения Вы СПОСОБНЫ доказывать иначе. Иными словами, - соглашаясь с собственными ошибками и признавая право на ошибки у Ваших оппонентов.

Сторона баррикады зависит только от честности. И все!

От	А.Б.
К	7-40 (22.05.2007 01:15:38)
Дата	22.05.2007 08:39:17

Re: Поправка.

В одном пункте, хоть и принципиальная. Хотя она не отменяет правоты всего вами выше сказанного.

>Если же Вы не желаете просто так разоблачать, а хотите что-то считать, то помяните моё слово: эффективность охлаждения определяется не только теплопроводностью стенок и теплоёмкостью хладагента, но и интенсивностью его прокачки. (Это я Вам подсказываю так.)

Зря. Зависимость есть. Но она - не прямая. И довольно заметно завитсит от условий теплоотдачи. То есть - надо смотреть что именно происходит с теплоотдачей обеих сторон "стенки" и с теплопроводнгостью в самой "стенке". Прежде чем сделать вывод о приросте теплоотвода от интенсивности прокачки. Как пример - теплоизоляция емкостей. Что +30, что -30. Что штиль - что шторм. Разница - невелика в итоге. Тепло держится. :)

От	7-40
К	А.Б. (22.05.2007 08:39:17)
Дата	22.05.2007 11:08:23

Re: Поправка.

>Зря. Зависимость есть. Но она - не прямая. И довольно заметно завитсит от условий теплоотдачи. То есть - надо смотреть что именно происходит с теплоотдачей обеих сторон "стенки" и с теплопроводнгостью в самой "стенке". Прежде чем сделать вывод о приросте теплоотвода от интенсивности прокачки. Как пример - теплоизоляция емкостей. Что +30, что -30. Что штиль - что шторм. Разница - невелика в итоге. Тепло держится. :)

Так я ж не говорю, что прямая. Просто Покровский решил изобличить мировую космонавтику лишь на том основании, что керосин менее плотен и менее теплопроводен. Ну, я и наметил ему общие пути. :)

От	7-40
К	Pokrovsky~stanislav (20.05.2007 19:45:00)
Дата	20.05.2007 21:10:38

Re: Подсказка.

От	Pokrovsky~stanislav
К	7-40 (20.05.2007 21:10:38)
Дата	21.05.2007 02:34:50

Re: Подсказка.

>Всё это очень интересно. Было бы ещё интереснее почитать об остаточных деформациях у пластиковых пакетах, у дубового паркета и у других подобных вещей. Только непонятно, при чём тут F-1.

Ну это уже "дубовая" аргументация.
К решению вопросов без напряжения извилин - слишком быстро привыкается. Вы, я вижу, уже вполне привыкли.

Рискуете, 7-40.

"...Родишься баобабом, и будешь баобабом тыщу лет, пока помрешь".(В.Высоцкий)

От	7-40
К	Pokrovsky~stanislav (21.05.2007 02:34:50)
Дата	21.05.2007 03:22:55

Re: Подсказка.

>>Всё это очень интересно. Было бы ещё интереснее почитать об остаточных деформациях у пластиковых пакетах, у дубового паркета и у других подобных вещей. Только непонятно, при чём тут F-1.
>
>Ну это уже "дубовая" аргументация.
>К решению вопросов без напряжения извилин - слишком быстро привыкается. Вы, я вижу, уже вполне привыкли.

Вопросы вообще-то здесь пытаетесь решать Вы. А я Вам только помогаю. Хотите, я Вам даже сильно помогу? Вот в этой статье 70-х годов: http://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19770009165_1977009165.pdf очень подробно рассматривается охлаждение сопел ЖРД, и F-1 там разбирается подробнее других двигателей, как образец. Там и температурные деформации основных конструкций и охлаждающих трактов рассмотрены, и многое другое. Изучайте, разоблачайте.

>Рискуете, 7-40.

Вы мне угрожаете? Смешной. :)

>"...Родишься баобабом, и будешь баобабом тыщу лет, пока помрешь".(В.Высоцкий)

Да уж лучше баобабом, чем опровергателем. :)

От	Pokrovsky~stanislav
К	7-40 (21.05.2007 03:22:55)
Дата	21.05.2007 11:41:50

Re: Подсказка.

>Вопросы вообще-то здесь пытаетесь решать Вы. А я Вам только помогаю. Хотите, я Вам даже сильно помогу? Вот в этой статье 70-х годов: http://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19770009165_1977009165.pdf очень подробно рассматривается охлаждение сопел ЖРД

Вообще говоря, это "подробное рассмотрение" - на уровне студенческого реферата. Оно просто пустое. Без минимума теплофизических и теплогидравлических расчетов и оценок.
Нет температурных графиков, оценок тепловых потоков, оценок условий теплообмена. Гуманитарный треп!

При этом незаслуженно много места уделено созданию миниатюрной термопары(0.25 мм - кошмар! Изготовить ее - сунуть в электрическую дугу два скрученных провода диаметром 0.1 мм - дело 1 минуты).

От	7-40
К	Pokrovsky~stanislav (21.05.2007 11:41:50)
Дата	21.05.2007 12:19:34

Re: Подсказка.

>>Вопросы вообще-то здесь пытаетесь решать Вы. А я Вам только помогаю. Хотите, я Вам даже сильно помогу? Вот в этой статье 70-х годов: http://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19770009165_1977009165.pdf очень подробно рассматривается охлаждение сопел ЖРД
>Вообще говоря, это "подробное рассмотрение" - на уровне студенческого реферата. Оно просто пустое. Без минимума теплофизических и теплогидравлических расчетов и оценок.
>Нет температурных графиков, оценок тепловых потоков, оценок условий теплообмена. Гуманитарный треп!

Это ж не исследование какое-нибудь, а описание. Вы можете провести своё исследование. :)

>При этом незаслуженно много места уделено созданию миниатюрной термопары(0.25 мм - кошмар! Изготовить ее - сунуть в электрическую дугу два скрученных провода диаметром 0.1 мм - дело 1 минуты).

Безобразие! Пойдите расскажите, что они неправильно всё делают....

От	Pokrovsky~stanislav
К	7-40 (21.05.2007 12:19:34)
Дата	21.05.2007 12:39:01

Re: Подсказка.

>Безобразие! Пойдите расскажите, что они неправильно всё делают....

Вот я и рассказываю народу. Примитивный экспериментальный момент(миниатюрная термопара) раскрывают в подробностях, а действительно принципиальные вопросы - проходят как ничего не значащие.

От	7-40
К	Pokrovsky~stanislav (21.05.2007 12:39:01)
Дата	21.05.2007 13:06:19

Re: Подсказка.

>>Безобразие! Пойдите расскажите, что они неправильно всё делают....
>
>Вот я и рассказываю народу. Примитивный экспериментальный момент(миниатюрная термопара) раскрывают в подробностях, а действительно принципиальные вопросы - проходят как ничего не значащие.

Ну, уличили Вы специалистов НАСА в том, что они неправильно пишут всякие обзоры. А где разоблачение "Аполлона"?

От	Pokrovsky~stanislav
К	Pokrovsky~stanislav (21.05.2007 11:41:50)
Дата	21.05.2007 12:09:20

Re: Подсказка.

>Вообще говоря, это "подробное рассмотрение" - на уровне студенческого реферата. Оно просто пустое. Без минимума теплофизических и теплогидравлических расчетов и оценок.

Дополнительное замечание.
Работа написана в 1976 году, когда про жаростойкие сплавы на основе кобальта уже новостью не были. А движок создавался в 1964 году.

В 1964 г., кстати, и совать титановый сплав в температуру масштаба 1100 С=2000 Фаренгейта, - было чрезвычайно смелым решением.
К 1970 году температура, к работе на которой допускались титан и титановые сплавы, только превысила уровень 750 С(Бай и др. "Окисление титана и его сплавов" М: Металлургия, 1970). И ограничивалась температура применения титановых сплавов образованием и поведением окалины. Самими процессами окисления.

Окисление титана очень сильно зависит от примесного состава. И до первой половины 60-х данные по поведению титана в окислительных средах различались от исследования к исследованию - причем кардинально. Только около середины 60-х они начали сходиться, благодаря тому, что чистота технического титана стала воспроизводимой. И начала появляться какая-то ясность в оценках процессов на однородных материалах.
А ведь есть еще и сварные швы, например. В которых проблему представляет не только окалина, но и прочностные характеристики(Бецофен, дисс. докт. тех. наук, ИМЕТ РАН, 1997- на основе работ 70-80-х).

От	7-40
К	Pokrovsky~stanislav (21.05.2007 12:09:20)
Дата	21.05.2007 12:21:05

Re: Подсказка.

>>Вообще говоря, это "подробное рассмотрение" - на уровне студенческого реферата. Оно просто пустое. Без минимума теплофизических и теплогидравлических расчетов и оценок.
>Дополнительное замечание.
>Работа написана в 1976 году, когда про жаростойкие сплавы на основе кобальта уже новостью не были. А движок создавался в 1964 году.

Работа не об этом.

>В 1964 г., кстати, и совать титановый сплав в температуру масштаба 1100 С=2000 Фаренгейта, - было чрезвычайно смелым решением.
>К 1970 году температура, к работе на которой допускались титан и титановые сплавы, только превысила уровень 750 С(Бай и др. "Окисление титана и его сплавов" М: Металлургия, 1970). И ограничивалась температура применения титановых сплавов образованием и поведением окалины. Самими процессами окисления.
>Окисление титана очень сильно зависит от примесного состава. И до первой половины 60-х данные по поведению титана в окислительных средах различались от исследования к исследованию - причем кардинально. Только около середины 60-х они начали сходиться, благодаря тому, что чистота технического титана стала воспроизводимой. И начала появляться какая-то ясность в оценках процессов на однородных материалах.
>А ведь есть еще и сварные швы, например. В которых проблему представляет не только окалина, но и прочностные характеристики(Бецофен, дисс. докт. тех. наук, ИМЕТ РАН, 1997- на основе работ 70-80-х).

Всё это очень любопытно. А где опровержение "Аполлона"? К чему этот поток флуда, Покровский?

От	Pokrovsky~stanislav
К	7-40 (21.05.2007 12:21:05)
Дата	21.05.2007 12:25:23

Re: Подсказка.

>Всё это очень любопытно. А где опровержение "Аполлона"? К чему этот поток флуда, Покровский?

Это Вы мне спустили на просмотр 126 страниц болтовни.

От	7-40
К	Pokrovsky~stanislav (21.05.2007 12:25:23)
Дата	21.05.2007 12:29:37

Re: Подсказка.

>>Всё это очень любопытно. А где опровержение "Аполлона"? К чему этот поток флуда, Покровский?
>
>Это Вы мне спустили на просмотр 126 страниц болтовни.

Я Вам предложил узнать, как было организовано охлаждение сопла F-1, как обеспечивалась безопасность тепловых деформаций (вроде, Вы ими грезили?) разных конструкций и проч. Вы прочли? Очень любопытно, кстати. Не упустите свой шанс просветиться, чтоб потом вернее опровергать "Аполлон".

От	Pokrovsky~stanislav
К	7-40 (21.05.2007 12:29:37)
Дата	21.05.2007 13:11:34

Re: Подсказка.

>Я Вам предложил узнать, как было организовано охлаждение сопла F-1, как обеспечивалась безопасность тепловых деформаций (вроде, Вы ими грезили?) разных конструкций и проч. Вы прочли?

Вы так любезны. Только плохо понимаете, о чем речь.

Не о том, как оно было организовано, а о том, как это выглядело в цифрах. Дьявол-то как раз в цифрах.

Ганнибал по Титу Ливию тоже 1000-футовую(300 метров) скалу с помощью костров и уксуса за 4 дня разрушил. По 10 тыс. кубометров скальной породы в день получается. Ничего. И дров хватило, и уксуса. И температуропроводность материала итальянских гор оказалась
достойной великого полководца. Ему не пришлось двигаться вниз шажками по 5-10 см( глубже прогрев у обычных скальных пород за разумное время не пройдет).

Все разумно - при умозрительных рассуждениях. Если камень разогреть в костре, а потом полить уксусом, он трескается. Почему бы так не расколоть скалу?

Именно так и пишутся сказки.

И ровно такого же типа описание мы в данном случае имеем для Сатурна-5.

От	7-40
К	Pokrovsky~stanislav (21.05.2007 13:11:34)
Дата	21.05.2007 21:02:01

Re: Подсказка.

>>Я Вам предложил узнать, как было организовано охлаждение сопла F-1, как обеспечивалась безопасность тепловых деформаций (вроде, Вы ими грезили?) разных конструкций и проч. Вы прочли?
>
>Вы так любезны. Только плохо понимаете, о чем речь.
>Не о том, как оно было организовано, а о том, как это выглядело в цифрах. Дьявол-то как раз в цифрах.

Вы желаете разоблачить "Аполлон" в цифрах? Так что Вам мешает? Почему Вы до сих пор его не разоблачили? От Вас все только этого и ждут.

>Ганнибал по Титу Ливию тоже 1000-футовую(300 метров) скалу с помощью костров и уксуса за 4 дня разрушил. По 10 тыс. кубометров скальной породы в день получается. Ничего. И дров хватило, и уксуса. И температуропроводность материала итальянских гор оказалась
>достойной великого полководца. Ему не пришлось двигаться вниз шажками по 5-10 см( глубже прогрев у обычных скальных пород за разумное время не пройдет).
>Все разумно - при умозрительных рассуждениях. Если камень разогреть в костре, а потом полить уксусом, он трескается. Почему бы так не расколоть скалу?
>Именно так и пишутся сказки.

Почему вместо разоблачения "Аполлона" Вы уже сколько времени кормите всех флудом? Про уксус, про лауреатов, про сплавы, про Ваши славные победы? Всё это очень-но забавно, но при чём здесь "Аполлон"?

>И ровно такого же типа описание мы в данном случае имеем для Сатурна-5.

Ну так разоблачите их. Покажите, что это сказки. А то всё цивилизованное человечество уже 40 лет верит в сказки. Вы - его последняя надежда. Только Вы можете их разоблачить. Только от Вас зависит, разоблачите Вы насовскую аферу или нет. Переходите скорее к цифрам и разоблачите насовскую аферу.

Только, может, лучше подождать до назначенной Кропотовым даты и разоблачать в соответствующей теме. Потому что здесь это вообще-то офтопик.

От	Pokrovsky~stanislav
К	7-40 (21.05.2007 03:22:55)
Дата	21.05.2007 10:43:50

Re: Подсказка.

>>Рискуете, 7-40.
>
>Вы мне угрожаете? Смешной. :)

Фраза относительно риска относилась к весьма ненулевой для Вас вероятности родиться баобабом:

"А если туп как дерево...
>>"...Родишься баобабом, и будешь баобабом тыщу лет, пока помрешь".(В.Высоцкий)

От	7-40
К	Pokrovsky~stanislav (20.05.2007 14:54:18)
Дата	20.05.2007 19:42:21

Re: Подсказка.

>На тему пленочного охлаждения.
>Непосредственный контакт с горячими газами, от которого сопло защищается потоком турбинных газов вдоль стенки, обеспечивает только около 20% потока энергии на элементы конструкции. А 80% - тепловое излучение(эта цифра названы Шунейко).

Всё может быть. Кстати, не помню у Шунейки этих цифр. Можно ссылку с цитатой - для самообразования?

>Пленочное охлаждение сопла потоком сравнительно холодных турбинных газов - от лучистого потока сопло не защищает.

Во-первых, в какой-то мере защищает. Во-вторых, поток газов с турбины охлаждает сопло. В-третьих, Вы позабыли доказать, что с насовская версия охлаждения сопла содержит противоречия - а это самое печальное. :( Без этого аферу не разоблачить. :(((

Да, заодно Вам придётся применить свою теорию к SRB "Шаттла". Там сопло сравнимого размера, сам двигатель чуть не вдвое мощнее, а регенеративного и плёночного охлаждений вообще нет как нет. :)

От	Pokrovsky~stanislav
К	7-40 (20.05.2007 19:42:21)
Дата	20.05.2007 19:57:40

Re: Подсказка.

>Да, заодно Вам придётся применить свою теорию к SRB "Шаттла". Там сопло сравнимого размера, сам двигатель чуть не вдвое мощнее, а регенеративного и плёночного охлаждений вообще нет как нет. :)

Никаких проблем.
На Шаттле стоят жаропрочные материалы 70-х.

Какие? Хрен его знает. Их уже много разных.
Карбид вольфрама, карбид гафния, карбид циркония - вполне переживают температуры около 3000 градусов - в отличие от жаропрочных сталей.
Композиты - тот же вольфрам с различными карбидами, полученные порошковыми технологиями.

Появились теплоизоляторы типа угольно-волоконных. Раскалены добела, а руку не обжигают, - слишком мала теплопроводность. Ставишь слой такого теплоизолятора между материалом камеры сгорания и прочей частью корабля - и пусть стенки камеры сгорания будут работать при температуре 3000 градусов - никому это не мешает.

Но разработки этих материалов и технологий работы с ними, - выполнялись после лунной эпопеи.

А во время лунной эпопеи их не было. Ориентация на слабенькие материалы 60-х ограничивала возможности двигателестроения.

От	7-40
К	Pokrovsky~stanislav (20.05.2007 19:57:40)
Дата	20.05.2007 20:34:35

Re: Подсказка.

>>Да, заодно Вам придётся применить свою теорию к SRB "Шаттла". Там сопло сравнимого размера, сам двигатель чуть не вдвое мощнее, а регенеративного и плёночного охлаждений вообще нет как нет. :)
>Никаких проблем.

Разумеется, никаких проблем.

>На Шаттле стоят жаропрочные материалы 70-х.
>Какие? Хрен его знает. Их уже много разных.
>Карбид вольфрама, карбид гафния, карбид циркония - вполне переживают температуры около 3000 градусов - в отличие от жаропрочных сталей.
>Композиты - тот же вольфрам с различными карбидами, полученные порошковыми технологиями.

Ответ неправильный. Думайте дальше.

>Появились теплоизоляторы типа угольно-волоконных. Раскалены добела, а руку не обжигают, - слишком мала теплопроводность. Ставишь слой такого теплоизолятора между материалом камеры сгорания и прочей частью корабля - и пусть стенки камеры сгорания будут работать при температуре 3000 градусов - никому это не мешает.

Ваши фантазии очень интересны, но к реальному способу охлаждения сопел SRB они не имеют отношения.

>Но разработки этих материалов и технологий работы с ними, - выполнялись после лунной эпопеи.
>А во время лунной эпопеи их не было. Ориентация на слабенькие материалы 60-х ограничивала возможности двигателестроения.

Повторяю, Ваши фантазии чрезвычайно забавны сами по себе, но они не имеют никакого отношения к реальности. Я попробую Вас вернуть на грешную землю ещё одной подсказкой. Первый "Титан-3С" полетел в середине 65-го года. Это "Титан-2", к которому приварили два твердотопливных ускорителя. (Кстати, эти же ускорители рассматривались как возможный способ увеличения стартовой тяги "Сатурна-5"). Каждый такой ускоритель имел сопло диаметром лишь немного меньше, чем F-1 (чуть больше 3-х метров), и его тяга отличалась от тяги F-1 всего процентов на 30 %. При этом их сопла опять-таки не имели ни регенеративного, ни плёночного охлаждения. Но летали безо всяких проблем. С середины 65-го.

От	Pokrovsky~stanislav
К	7-40 (20.05.2007 20:34:35)
Дата	21.05.2007 02:30:49

Re: Подсказка.

>Ответ неправильный. Думайте дальше.

А Вы не выпендривайтесь. Экзаменатор из Вас хреновый выходит пока что.

"Если скорость в два раза меньше, то и высота подъема в два раза меньше" - не так ли было?

Пока что у Вас получается, что разрабатывать жаростойкие сплавы, для которых рабочая температура поднимается до 2400 С, - вроде как и ни к чему. В авиации и в энергетике температуры газов только-только за 1000 С зашкаливают.
А ведь разрабатывали. И срочно! В справочнике 1975 года я только советских кобальт-никелевых жаростойких сплавов(кстати, с повышенной по сравнению с жаростойкими сталями теплопроводностью 80 против 14) обнаруживаю штук 8.

На жаростойких сплавах в ИМЕТ АН СССР взлетел в 60-е будущий академик Банных(1958 - кандидат, 1970 - доктор, лауреат двух Госпремий, золотой медали им. Чернова...)

От	7-40
К	Pokrovsky~stanislav (21.05.2007 02:30:49)
Дата	21.05.2007 03:35:54

Re: Подсказка.

>>Ответ неправильный. Думайте дальше.
>А Вы не выпендривайтесь. Экзаменатор из Вас хреновый выходит пока что.

А я не экзаменую Вас. Мне просто интересно, до чего ещё Вы сможете додуматься. Вам ведь очень нравится думать, а изучать матчать - наоборот, верно?

>"Если скорость в два раза меньше, то и высота подъема в два раза меньше" - не так ли было?

Примерно так было, примерно так и есть. А что, Вы сомневаетесь?

>Пока что у Вас получается, что разрабатывать жаростойкие сплавы, для которых рабочая температура поднимается до 2400 С, - вроде как и ни к чему. В авиации и в энергетике температуры газов только-только за 1000 С зашкаливают.

Ну, у ЖРД и повыше бывает. :)

>А ведь разрабатывали. И срочно! В справочнике 1975 года я только советских кобальт-никелевых жаростойких сплавов(кстати, с повышенной по сравнению с жаростойкими сталями теплопроводностью 80 против 14) обнаруживаю штук 8.
>На жаростойких сплавах в ИМЕТ АН СССР взлетел в 60-е будущий академик Банных(1958 - кандидат, 1970 - доктор, лауреат двух Госпремий, золотой медали им. Чернова...)

Я очень рад за академика Банных, но всё-таки: как же создатели ускорителей "Титана-3С" обошлись в 65-м без его услуг и без всяких регенеративных да плёночных методов, ась? Если Вы сумеете ответить - то Вы одновременно узнаете, как охлаждается сопло SRB. :)

От	7-40
К	Pokrovsky~stanislav (18.05.2007 11:57:14)
Дата	18.05.2007 14:59:58

Re: Подсказка.

>>Я не помню, чтоб у F-1 были бы с жаропрочностью какие-либо проблемы, требующие каких-либо новых материлов, что для КС, что для сопла. Использовались традиционные методы охлаждения, которые применяются везде и всюду.
>Так в этом-то и вся красота ситуации!

?!

>Я тоже не двигателист, но, бог миловал, и не асторфизик. А просто физик.

Вы - физик? Это смешная шутка.

>А потому прекрасно знаю, что тепловые нагрузки на сопловой аппарат ракетных двигателей - наиболее высокие из всего, что создано человечеством.

Нет, это Вы не "прекрасно знаете", а это Вам "прекрасно грезится". Или "мрачно грезится", я уж не знаю, какой оттенок имеют Ваши грезы. При создании ЖРД самые большие сложности возникают в разработке не сопла, а ТНА и КС. Сопло - дело пятое, с ним-то как раз чрезвычайных проблем не бывает.

>И еще я знаю, что при увеличении диаметра сопла, излучающий объем газов(с раскаленными частичками сажи) возрастает пропорционально квадрату радиуса, а воспринимающая это излучение поверхность растет с радиусом линейно. Т.е. удельная тепловая нагрузка на стенки сопла растет в первом приближении пропорционально радиусу.

Ай-ай-ай! Вы, никак, решили разоблачить сопло F-1? 40 лет двигателисты изучают этот двигатель и не нашли в его сопле никаких проблем, а "физик" Покровский вдруг обнаружил, что у него с соплом что-то не так?

...А вообще Вы смешную вещь сказали. Бедное сопло F-1, наверное, даже не знает, как оно должно страдать в Вашем воображении... :)

>И еще я в руках держал те жаропрочные материалы, которые непрерывно разрабатывались для сопел. Например, прессованный порошковый вольфрам, пропитанный медью. Пока медь не испарится "потеющим медью" пористым вольфрамом, вольфрам не сгорает. А там и время работы движка, глядишь, кончилось. Уф-ф! - Еще бы чуть-чуть - и сопла превратились бы в белый порошок оксида вольфрама. И что бы тогда было с ракетой?
>Видите, как все интересно!

Станислав, я очень за Вас рад. Вы уже приобщились к такой вещи, как абляционное охлаждение. Это для Вас крупный шаг вперёд на пути к самосовершенствованию. Предлагаю Вам теперь изучить, какие ещё способы охлаждения сопел (и не только сопел) применяются. Подсказка, кстати, содержится в моём предпоследнем сообщении.

>И знаете, как соотносится это отсутствие проблем с жаропрочностью с версией лунной аферы?

Нет, не знаю. Мне больше интересно, как "соотносится это отсутствие проблем с жаропрочностью" у шаттловского SRB. ;) У него размер, если не ошибаюсь, больше, чем у F-1, а регенерационного охлаждения нет по понятным (понятным Вам или нет?) причинам. :)

>А очень просто! Излучение струи пропорционально 4-ой степени температуры. Снизив температуру в КС с 3000 К до, скажем 2150, мы снижаем тепловой поток на стенки сопла в 4 раза.
>Правда, при этом заодно изменяются тяга и удельный импульс двигателя(УИ уменьшается процентов на 20% - пропорционально корню квадратному из температуры в КС).

Бедный, бедный Станислав! Не надо ничего снижать, успокойтесь. Конечно, в своих грезах Вы можете снизить температуру в КС даже до отрицательной, но при чём тут НАСА?

>И мы автоматически приходим к центральной проблеме полета - слабости движков.

Это Ваша проблема, Станислав, а не проблема полёта.

>Не припоминаете, как мне сразу почему-то не понравился цвет факела Ф-1?

Помню, были у Вас и такие бредовые идеи. Вы, как Попов, забыли узнать, что такое цвет, и забыли посмотреть, какой цвет у факелов других движков. Я Вам тогда ещё показал факелы "Союзов", и Вы вдруг замолкли...

>И ведь даже разуваться не пришлось. Всего-то комбинация из трех пальцев! Фиг американцы летали, если при переходе к Ф-1 не решали проблемы новых жаропрочных материалов для сопла.

Ай-ай-ай! Ну идите, уличите их сопла. Заодно уличите сопла SRB. А то "Шаттл" - он весь тоже какой-то подозрительный. :)

>Впрочем, и регенеративное охлаждение КС, - следовало бы проверить на вшивость. На АЭС(где реализуются сопоставимые с КС тепловые потоки) температурный напор на стенках твэлов более тысячи градусов. В нашем случае удельный тепловой поток повыше. Перепад температур на стенках выше раза в 3, но и толщина стенок существенно не десятые доли мм, как в твэлах, - просто по условиям прочности. И какие такие обычные, не особо жаропрочные материалы способны на одной поверхности выдерживать нагрев до 3000 градусов и при этом передавать тепло с коэффициентом теплопроводности в несколько раз выше, чем у циркония? Мне даже любопытно.
>Может, подскажете?

Не подскажу. Идите и проверяйте на вшивость. Только советую начать не с F-1, а с РД-170. У них, видите ли, давление в КС в три с гаком раза выше, чем у F-1. F-1 - движок весьма умеренной теплонапряжённости, с достаточно низким давлением в КС. Специально таким делали, чтоб повысить надёжность. А вот РД-170 и его "дети" вроде РД-180 - они работают в гораздо более критичном режиме.

>А вот когда температура в КС не 3000 К, а типа 2150-2200, то выбор разработанных материалов становится попроще.

Я так понял, что "Энергия", "Зенит" и новые "Атласы" с РД-180 окончательно разоблачены как афера? ;)