От Pokrovsky~stanislav Ответить на сообщение
К Pokrovsky~stanislav
Дата 06.04.2008 15:40:41 Найти в дереве
Рубрики Прочее; Манипуляция; Версия для печати

Вывод.

Получается уточнение сценария.

Применять жаропрочный никелевый сплав в стенке камеры сгорания, получается, и вправду было нельзя. Это обязано было приводить к разрушению стенок на испытаниях.

Вопрос о том, почему все-таки не обозначено применение жаропрочных сталей.
Думаю, что все-таки дело в температуре обращенной к камере стороны стенки. Между теплоносителем системы охлаждения и обращенной к пламени стенкой - существует перепад температур. Требования прочности стенки там, где у камеры большой диаметр, требовали какой-то достаточно большой толщины металла. И соответствующего перепада температур на ней.

Низкая "стальная" температура обращенной к пламени поверхности слишком легко связывалась с температурой внутри камеры. Слишком большое количество двигателистов эту проблему знало. И вело с ней борьбу. Так Карев упоминал одно из средств борьбы с высокой температурой стенки - пуск топлива без кислорода вдоль стенки.
По-видимому, фактор повышения потока лучистой энергии на стенку при росте габарита камеры сгорания - был слишком значителен. И "стальное" решение могло вызвать подозрение и недоумение у неконтролируемо большого количества специалистов.
Наоборот, "никелевое" решение к 1976 году(году издания описания НАСА с обозначенным использованием никелевого сплава) стало бесспорным.

Но в середине 1960-х попытки улучшить характеристики двигателя за счет применения стенок из никелевого сплава - упиралось в разрушение этих стенок на испытаниях. Причем по непонятным причинам. Которые из-за их непонятности устранить не удавалось. Хотя надежда на решение перебором вариантов всевозможных обработок - была. Прогнозы ученых были радужными. Еще чуть-чуть...

Сам-то никелевый сплав, прошедший через какие-то случайно найденные процедуры, например, термообработки, увеличивавшие количество гамма-штрих фазы, - прекрасно работал в полученных литьем лопатках турбин. Но применение той же технологии для производства листового металла стенки - приводило к ее разрушению.

Пришлось делать модельный двигатель с существенно ухудшенными характеристиками с применением стальных стенок. А характеристики обозначить из необходимых для полета - в расчете на стремительный прогресс в области материаловедения. В расчете на прогноз о разработке в ближайшее время более высокотемпературных материалов. Причем с высокой вероятностью эту разработку могли выполнить и в США, где к соответствующим работам были привлечены значительные силы. В том числе - в фирмах, привлеченных к программе Аполлон.

Кстати, если бы они оказались первыми, уличить создателей Ф-1 в незаконном по датам применении никелевого жаропрочного сплава было бы невозможно.
Если бы в прочем мире необходимые технологические процедуры, обеспечивавшие нормальную эксплуатацию сплава были найдены случайно - подбором вариантов,- уличить американцев тоже было бы невозможно. Типа: они подобрали чуть раньше.

Наше счастье, что решение нашли немцы - и именно через научное исследование.
Важно, что мы точно знаем буквально числа, когда было обнародовано исследование влияния объемной доли гамма-штрих фазы на прочность и технологические ограничения.
5-6 мая 1969 года. Цюрих.


А до этого момента двигатель с применением никелевого сплава в качестве материала стенки камеры сгорания применен быть не мог. Ввиду неясности причин, по которым он разрушается при пуске двигателя. - Причем вне зависимости от наличия охлаждающего стенку контура.

Если двигатель вместе с ракетой взлетал, то его стенка была стальной.
Коль скоро об этом не признаются, то дело все-таки в температуре стенки. Если двигатель при таких-то размерах, но при стальной стенке все-таки работал, не взрывался, то у него пониженная температура в камере сгорания. В первом приближении речь идет о 15% по температуре стенки. Если бы не было существеной нелинейности свойств газов КС от температуры, это требовало бы 5% снижения температуры. Коэффициент же теплового излучения газов с уменьшением температуры растет. Т.е. снижать температуру надо не на 5, а на 10-15%. Соответственно снижается давление в КС - и уменьшается поток вещества через сопло. В первом приближении - на эти же 10-15%.
Ну и удельный импульс, связанный со скоростью звука, зависящей как корень квадратный из температуры снижается на 5-7%. Итого Ф-1 в "стальном" варианте не должен был дотягивать до "никелевого" расчетного 15-20% по тяге. При этом ракета должна была тащить с собой избыточное топливо для снижения температуры горения за счет нестехиометрии - да еще и при ухудшенном выносе тепла через критическое сечение КС. Но это как раз совсем плохо считается.

Учтем только, что за то же время ракета может израсходовать на 10-15% меньше топлива. Для конструкционных характеристик Сатурна-5 это 200-300 тонн избытка, который нельзя заливать в первую ступень.

Для сохранения соотношения начальной и конечной масс при работе первой ступени головные ступени должны быть облегчены на 90-145 тонн. - За счет топлива для второй ступени. Ну какая может быть при этом Луна?

Впрочем, это только часть вопроса.

Если уже после получения доступного стеночного материала в 1970-72 годах практически готовый двигатель с уже нормальной стенкой камеры сгорания - не стал использоваться для нужд американской космонавтики, то дело, получается, не только в стенке.