От 7-40
К Pokrovsky~stanislav
Дата 21.05.2007 22:56:11
Рубрики Манипуляция; Идеология; Культура;

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.

>>"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.

Зачем мне что-то более определённое говорить? Я ж ничего не опровергаю. Я вам просто намякиваю.

>>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.

То есть получили примерно столько, сколько я сказал? Ну и чудненько.

>О 1100 К(которые по ИМХО 7-40) речи быть не может.

Да вы что? Да неужели? Посчитали на пальцах, получили разницу процентов в двадцать - и "речи быть не может"? Уморить захотели?

Покровский, во-первых, я вам цифру назвал в 1100 К с точностью хуже 20 процентов. Во-вторых, то, как вы стали считать температуру факела - это просто курям на смех. Почитали бы что-нибудь по теории КС и сопла Лаваля, что ли? Ладно, я пока просто немножечко попросвещаю Вас, хорошо? Поправлю самые грубые ляпы.

Во-первых, температура в КС была ок. 3300 К. У для керосинового движка ниже уже почти некуда. Я понимаю, разницу между градусами Цельсия к кельвинами опровергателям знать не обязательно, но Вы всё-таки попытайтесь её усвоить. Конечно, 10 % ошибки для Вас - неплохой результат, но допуская ошибки в 10 %, смешно настаивать на точности в 20 %.

Во-вторых, поскольку показатель адиабаты для керосинового выхлопа ок. 1,24 (всего-то на 7 % Вы ошиблись), а молярная масса ок. 24 г/моль, то скорость звука в критическом сечении будет порядка 1200 К. Я не говорю, что Вы ошиблись на 15 %, лишь потому, что сама подобная оценка имеет худшую точность.

В-третьих, брать УИ на уровне моря может только опровергатель, который не ведает, что на уровне моря газы совершают работа против атмосферного давления, отчего, собственно, и падает УИ. Надо брать вакуумный УИ, поэтому скорость истечения из сопла ок. 3000 м/с. Ещё 15 % Вашей ошибки. Вам просто повезло, что в данном случае обе ошибки допущены в одну сторону и компенсируют друг друга. :)

Наконец, даже воспользовавшись для определения температуры факела Вашим методом (о том, какую ошибку мы получим таким методом, я уже не заикаюсь), мы получим Т=3300/40^{0,24} ~= 1400 К. Видите, какая бя-я-да-то случилась? Вы в своём "расчёте" ошиблись всего-то навсего в полтора раза. А почему? Потому что не умеете отличать дядю Цельсия от дяди Кельвина и не знаете отношения теплоёмкостей керосинового выхлопа. Остальные Ваши ляпы, на Ваше счастье, взаимно скомпенсировались, а то б и 100-процентная ошибка набежала. (Ну должна же была хотя бы часть ляпов скомпенсировать другую? в Вашем случае с Вашим обилием ляпов это уже чисто статистический вопрос).

Ладно. Это всё упражнения, не имеющие прямой связи с реальностью. Что 900 К, что 1400 К. Температура выхлопа считается не так, она разная в разных частях сопла, и её величина для керосиновых двигателей - несколько выше тысячи градусов Цельсия. У водородных двигателей - до полутора тысяч Цельсия.

>Факел, по ИМХО 7-40 разогревающий дно до 1100 К, - на 200 градусов холоднее - причем строго по данным НАСА.

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? Станислав, Вы совсем не способны читать и воспринимать прочитанное... :(((( Насчёт 200 градусов "строго по данным НАСА" - Вы опять перепутали свои грезы с данными НАСА. Это печально для Вас, но насовским аферистам это только на руку. :)))

>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!

Ка-ашмар! Бедный Станислав... :(

>Но Покровский не изверг, чтобы так страшно издеваться над 7-40.

Ну что Вы! Я понимаю, Вы желаете меня уморить, хотите, чтоб я помер со смеху, читая Вас. Но не выйдет. У меня крепкие нервы. :)

>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!

Какой слон? Разве слоны так заливисто тявкают? ;)

>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.

Зачем ему это показывать? Он только помогает опровергателям, которые прекрасно это показывают сами. :)

>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.

Станислав, Вы, конечно, смешной человек, но даже такому юмору должна быть мера. :) Дядюшка 7-40 специализируется на переносе излучения, по-моему, он об этом даже упоминал. :)

>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.


Станислав, всё написанное Вами - полнейшая галиматья уже только по той причине, что Вы не учли оптическую непрозрачность керосинового выхлопа. Из-за обилия той самой сажи керосиновый выхлоп имеет крайне малую оптическую толщину, и излучение порции газа внутри выхлопа поглощается этим самым выхлопом до того, как это излучение успеет куда-либо добраться. Поэтому марш составлять уравнение переноса излучения - и не позорьтесь. Впрочем, терять Вам и так уже нечего...

>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.

Ну, давайте, посчитайте мне по Вашему методу для SSME "Шаттла". А я посмеюсь. :)

>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?

Могу повторить ещё раз: это поток от факелов двигателей. Сколько раз ещё Вам придётся это повторить прежде, чем Вы поймёте?
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.

>>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?

Конечно, не нахожу. То есть для Вас оно, конечно, может быть странным, но это только для Вас.

>Не согласующееся с цифрами по потоку через теплозащиту.

С какими-такими "цифрами по потоку через теплозащиту"?! Что-то я вообще таких цифр не видел.

>Теплозащита ведь у нас где проложена? - Внутри корпуса.

??? Да Вы что?! Вы ещё скажите, что теплозащита спускаемых аппаратов (Шаттла там) проложена внутри корпуса. И что шубу тоже надевают не поверх тела, а проглатывают внутрь корпуса. И танковую броню складывают внутрь корпуса.

Станислав, я понимаю, это не всем легко осознать, но теплозащита по определению предназначена для защиты корпуса и других вещей. Не корпус должен защищать теплозащиту, а наоборот. Поэтому именно теплозащиту помещают поверх того, что нужно защищать, а не наоборот. Соответственно то, что защищается, помещается внутрь теплозащиты, а не наоборот.

Я не очень сложно объясняю?

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

Температура вблизи основания факела - ок. 1000 С, плюс-минус сколько-там-сотен-градусов. Соответственно тепловой поток на теплозащите соответствует приблизительно той же самой болометрической температуре, ну, несколько меньше, с точностью до небольшого множителя, соответствующего геометрическому фактору. Небольшому, потому что дно "видит" факел в большом телесном угле.

>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.

Ничего подобного из закона Стефана-Больцмана не следует. Поскольку дно что-то отражает (треть? половину? две трети?), то его температура может быть меньше 1000 К. Сколько точно - не знаю.

>Наружная стенка 5 мм днища, выполненного из титана, при этом будет иметь температуру 1550 К.

А стенка 5 километров из тухлой селёдки?

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

Я ни на чём не настаиваю. Я просто объясняю Вам версию НАСА в изложении Шунейко.

>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...

Эта цифра не показалась мне страшненькой. Меня Ваши грезы не могут пугать в принципе. Вас они могут пугать, могут казаться Вам страшненькими или прелестненькими; но это Ваше дело, не моё и не НАСА. Ваше "указание на 1450 К температуры наружной части рубашки" - это сугубо Ваша греза. К реальности она не имеет никакого отношения.

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

Ой, Станислав, похоже, я снова утратил мысль. Точнее, я уже полностью потерял представление о том, КАКОЙ Вы видите конструкцию того, что описываете. Какая рубаша? Какая теплозащита? Вы о чём вообще глаголите? Давайте я Вам помогу всё-таки.

Есть сопло, у него регенеративная защита сверху и плёночная - снизу. И есть дно ракеты. Дно ракеты подогревается факелами двигателей - в основном излучением (80 %), но и немного теплопроводностью (от тех же газов). В результате на дно падает ок. 65 ккал/м2*сек. Поэтому дно снабжено отдельной теплозащитой.

>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.

Если Вы что-то показали, то только себе. Но к реальности это не имеет никакого отношения. Конечно, сопло работает в более теплонапряжённых условиях, но оно и охлаждается гораздо эффективнее.

>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.

Этот поток (удельный, конечно) ничем принципиально не отличается от удельного теплопотока в любой керосинке. А численно он даже меньше, чем во многих керосинках.

>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.

Он в принципе точно такой же, как у других керосинок.

>Что вполне совпадает с приведенной у Шунейко цифрой ~10000.

У Шунейко где-то приведена цифра теплопотока на стенки КС? Не дадите цитату?

>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.

Значит, керосиновые ЖРД не существуют, ибо все погибают. И по крайней мере все керосиновые ракеты 60-х годов - подделка и афера.

>Интересный момент. Если все-таки не относиться всерьез к разогретому до 1500 К днищу

Конечно, не надо относиться серьёзно к Вашим грезам! Но разве к ним кто-то относится серьёзно?

> 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).

Но Ваши грезы и не должны вязаться с насовскими декларациями. В этом нет абсолютно ничего странного. Было бы крайне удивительно, если бы Ваши грезы вдруг совпали с версией НАСА. Это была бы очень существенная улика в пользу аферы. А так - всё в порядке. :)
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. :)