От Пасечник
К Pokrovsky~stanislav
Дата 07.11.2007 09:55:17
Рубрики Прочее; Крах СССР; Манипуляция;

Re: Ошибки оппонента

>>Теперь о жаропрочных сплавах.
>>Температура газовой стенки F-1 в критическом сечении (наиболее теплонапряженное место, как правило) составляла... 975 градусов, но не Цельсия, а Фаренгейта.
>>А по Цельсию это будет примерно всего 270 градусов.
>

>Ошибка № 1
>Связь между температурой по Цельсию(C) и по Фаренгейту(F) следующая:

>С= (5/9)*(F-32)
>975 градусов по Фаренгейту - это 524 градуса Цельсия.

Просто замечательная температура, собственно такую я и ожидал увидеть.

>Тоже не бог весть как много, конечно.

>Ошибка № 2
>В тексте источника, которым пользуется оппонент нет слова "газовая" стенка. Есть "истинная температура стенки камеры в критическом сечении".

Ага, In God we thrust. :))

>Что это за температура. Поскольку речь идет о тепловом балансе топлива, то понимать надо, что это температура внешней поверхности стенки камеры в критическом сечении. Всего-то навсего...

>Между стороной стенки, обращенной к горячему газу камеры сгорания и внешней стороной стенки есть существенный перепад температур.
>Типичные тепловые потоки на стенку в ракетных двигателях - мегаватты на метр квадратный. Соответствующие температурные перепады на толщине стенки камеры сгорания - масштаба 100 градусов на миллиметр(для стенки из никелевого сплава соответствует тепловому потоку 2-2.5 МВт/м2). Толщина стенки(по чертежам НАСА - около 7 мм).

Во-первых, Станислав извольте подтвердить толлщину внутренней стенки камеры в 7 мм ссылкой на документы НАСА. Я вас уже об этом спрашивал, сам я чертеж, на который вы ссылались не нашел. Если честно, не сильно искал и в данный момент имею проблемы со скачиванием больших файлов.
Мне эта цифра кажется бредовой, вы ведь правильно пишите про возникновение внутренних температурныхх напряжений в толстой стенке, такая проблема действительно есть. Поэтому никто её и не делает толстой, это просто бесмысленно. Речь идет о порядке толщин в 1 мм.
Поэтому хочу увидеть прямое подтверждение вашей цифре, раз уж вы ею постоянно оперируете.
Пока склонен считать, что вы просто неправильно её посчитали.
Во-вторых, не надо придумывать то, чего в источнике нет, там идет речь именно о температуре внутренней стенки, а никак не наружной.

>Соответствующая температура на обращенной к пламени стенке 1100-1200 градусов Цельсия. - Предельная рабочая температура никелевых сверхжаропрочных сплавов.

Не придумывайте.

>Американцы, хоть и мошенники, но все-таки не идиоты. Они в отчете поставили ровно тот материал, который реально мог выдерживать соответствующую температуру.

>Как я понимаю, они уже тогда, в 70-е, догадались, что теплофизику камеры сгорания будут рассматривать не только откровенные защитники, но и люди, достаточно профессионально владеющие вопросами теплообмена.



Все фигня, кроме пчел.
От Pokrovsky~stanislav
К Пасечник (07.11.2007 09:55:17)
Дата 08.11.2007 03:07:37

Re: Ошибки оппонента

>Во-первых, Станислав извольте подтвердить толлщину внутренней стенки камеры в 7 мм ссылкой на документы НАСА. Я вас уже об этом спрашивал, сам я чертеж, на который вы ссылались не нашел. Если честно, не сильно искал и в данный момент имею проблемы со скачиванием больших файлов.
>Мне эта цифра кажется бредовой, вы ведь правильно пишите про возникновение внутренних температурныхх напряжений в толстой стенке, такая проблема действительно есть. Поэтому никто её и не делает толстой, это просто бесмысленно. Речь идет о порядке толщин в 1 мм.

>Во-первых, Станислав извольте подтвердить толлщину внутренней стенки камеры в 7 мм ссылкой на документы НАСА. Я вас уже об этом спрашивал, сам я чертеж, на который вы ссылались не нашел. Если честно, не сильно искал и в данный момент имею проблемы со скачиванием больших файлов.

Только что написано сообщение "Возражение с Авиабазы". В котором я все-таки произвел оценку толщины теплопередающего металла.

Есть, конечно, некоторые некорректные моменты. Чертеж не содержит размеров и вообще относится к сопловому насадку.

Но зато видно, что требования жесткости требуют двух листовых стенок со стрингерами, их скрепляющими.
В сопловом насадке давление ниже, чем в КС. Но система делается все-равно достаточно жесткой.

Я допустил, что стрингеры являются стандартными для насадка и для КС, а отверстия - имеют диаметр, соответствующий диаметру трубок охлаждения камеры сгорания. Такое предположение вполне логично с точки зрения технологии.

Во всяком случае в двигателе SSME стеночные конструкции весьма и весьма подобны:

[153K]



Ничего лучшего предложить, к сожалению, не могу.




От Пасечник
К Pokrovsky~stanislav (08.11.2007 03:07:37)
Дата 08.11.2007 18:12:07

Re: Ошибки оппонента

>>Во-первых, Станислав извольте подтвердить толлщину внутренней стенки камеры в 7 мм ссылкой на документы НАСА. Я вас уже об этом спрашивал, сам я чертеж, на который вы ссылались не нашел. Если честно, не сильно искал и в данный момент имею проблемы со скачиванием больших файлов.
>>Мне эта цифра кажется бредовой, вы ведь правильно пишите про возникновение внутренних температурныхх напряжений в толстой стенке, такая проблема действительно есть. Поэтому никто её и не делает толстой, это просто бесмысленно. Речь идет о порядке толщин в 1 мм.
>
>>Во-первых, Станислав извольте подтвердить толлщину внутренней стенки камеры в 7 мм ссылкой на документы НАСА. Я вас уже об этом спрашивал, сам я чертеж, на который вы ссылались не нашел. Если честно, не сильно искал и в данный момент имею проблемы со скачиванием больших файлов.
>
>Только что написано сообщение "Возражение с Авиабазы". В котором я все-таки произвел оценку толщины теплопередающего металла.

>Есть, конечно, некоторые некорректные моменты. Чертеж не содержит размеров и вообще относится к сопловому насадку.

Они не то что некорректные, а гораздо хуже.

>Но зато видно, что требования жесткости требуют двух листовых стенок со стрингерами, их скрепляющими.

А с чего вы решили, что размер между внутренней и внешней стенкой вообще выбран из соображений жесткости, а не из соображений расхода газогенераторного газа на охлаждение насадка???

>В сопловом насадке давление ниже, чем в КС. Но система делается все-равно достаточно жесткой.

Да уж пониже, только 1.смотри выше и 2.сопловой насадок огромен по сравнению с камерой и болтается, еще небось и вибрирует, почему бы увеличение жесткости не связать с той же вибрацией?

>Я допустил, что стрингеры являются стандартными для насадка и для КС, а отверстия - имеют диаметр, соответствующий диаметру трубок охлаждения камеры сгорания. Такое предположение вполне логично с точки зрения технологии.

Это противоречит всякой логике и технологии тоже. Если насадок охлаждается газов вдоль оси двигателя, а камера керосином по трубкам , то хоть наизнанку вывернись, по одной технологии не сделаешь.
>Во всяком случае в двигателе SSME стеночные конструкции весьма и весьма подобны:

Они подобны, потому что и там и там одна и таже система охлаждения.

>
>[153K]


>Ничего лучшего предложить, к сожалению, не могу.

Но то, что предложили никуда не годится.

Все фигня, кроме пчел.
От Pokrovsky~stanislav
К Pokrovsky~stanislav (08.11.2007 03:07:37)
Дата 08.11.2007 04:09:49

Re: Ошибки оппонента

>Ничего лучшего предложить, к сожалению, не могу.

Впрочем, существует теоретическое обоснование сделанных допущений о том, что конструкция использует стандартные стрингеры.

Тот же Никомо на Авиабазе любезно предоставил цифру для предела текучести стеночного материала при температуре 975 F. 734 МПа.

При диаметре критического сечения около 90 дюймов необходимая толщина сплошного металла, удеживающего форму трубки диаметром как в критическом сечении при давлении на стенку 10 МПа - около 15-16 мм. С двойным запасом - 30-32 мм.
Давление в КС несколько меньше - 6 МПа, но зато и температура материала равна 975 F только непосредственно около трубок охлаждения. А в прочих местах выше - иначе невозможна теплопередача. Предел же текучести с температурой быстро снижается. В те же полтора раза на 55 градусах повышения температуры с 705 до 760 Цельсия.
Так что оставлять 30-32 мм - очень даже нормально.

Ребристая конструкция - держит практически такие же напряжения, как и сплошной металл.

Но полученный размер практически совпадает с высотой ячейки на рисунке для стенки соплового насадка, если его измерять, предполагая, что дырка имеет диаметр трубки охлаждения, т.е. 1 дюйм.

Таким образом предположение о том, что стрингер является стандартным и используется в том числе для стенки самой КС, - оправдано соображениями сопромата.
Меньше он быть не может - стенка расползется.
Отсюда же следует и корректность измерения размеров по эскизу.





От Pokrovsky~stanislav
К Pokrovsky~stanislav (08.11.2007 04:09:49)
Дата 08.11.2007 04:19:57

Добавочка

>Давление в КС несколько меньше - 6 МПа, но зато и температура материала равна 975 F только непосредственно около трубок охлаждения. А в прочих местах выше - иначе невозможна теплопередача. Предел же текучести с температурой быстро снижается. В те же полтора раза на 55 градусах повышения температуры с 705 до 760 Цельсия.
>Так что оставлять 30-32 мм - очень даже нормально.

Ко всему прочему, в камере сгорания диаметр все-таки несколько больше, чем в критическом сечении.
Это тоже соображение в пользу того, что уменьшать размер никак нельзя.

От Pokrovsky~stanislav
К Пасечник (07.11.2007 09:55:17)
Дата 07.11.2007 11:51:45

Re: Ошибки оппонента

>>Ошибка № 1
>>Связь между температурой по Цельсию(C) и по Фаренгейту(F) следующая:
>
>>С= (5/9)*(F-32)
>>975 градусов по Фаренгейту - это 524 градуса Цельсия.
>
>Просто замечательная температура, собственно такую я и ожидал увидеть.

Посмотрите и на другую температуру: 2000 F ~ 1100 C


[228K]






>Во-первых, Станислав извольте подтвердить толлщину внутренней стенки камеры в 7 мм ссылкой на документы НАСА. Я вас уже об этом спрашивал, сам я чертеж, на который вы ссылались не нашел. Если честно, не сильно искал и в данный момент имею проблемы со скачиванием больших файлов.

К сожалению, в имеющемся у меня описании НАСА, я не нашел ничего похожего на чертеж, из которого возможно было бы вычислить толщину стенки.

Я и вправду не помню, откуда получал толщину стенки. Но, как видите, цифра по температуре обращенной к пламени стенки, - совпадает с оцениваемой мною из 7 мм, теплопроводности никелевого сплава и типичных тепловых потоков. - От этого уже никуда не деться.

Значит, попадался какой-то приблудный чертеж. Типа кто-то подсылал мне какой-то рисунок по почте или сбрасывал в копилку. И теперь мне до него уже не добраться.

От Пасечник
К Pokrovsky~stanislav (07.11.2007 11:51:45)
Дата 09.11.2007 17:43:01

Кстати


>Посмотрите и на другую температуру: 2000 F ~ 1100 C

>
>[228K]

Глянул данный документ, подстатья из которой вы вырезали этот отрывок называется: RADIATION-COOLED EXTENSIONS. Понимаете RADIATION-COOLED, а мы с вами о каком охлаждении говорим?


Все фигня, кроме пчел.
От Пасечник
К Pokrovsky~stanislav (07.11.2007 11:51:45)
Дата 08.11.2007 18:23:47

Re: Ошибки оппонента

>>>Ошибка № 1
>>>Связь между температурой по Цельсию(C) и по Фаренгейту(F) следующая:
>>
>>>С= (5/9)*(F-32)
>>>975 градусов по Фаренгейту - это 524 градуса Цельсия.
>>
>>Просто замечательная температура, собственно такую я и ожидал увидеть.
>
>Посмотрите и на другую температуру: 2000 F ~ 1100 C

>
>[228K]

Я не понял, а откуда взят этот отрывок? Он имеет вообще какое-то отношение к F-1?

>>Во-первых, Станислав извольте подтвердить толлщину внутренней стенки камеры в 7 мм ссылкой на документы НАСА. Я вас уже об этом спрашивал, сам я чертеж, на который вы ссылались не нашел. Если честно, не сильно искал и в данный момент имею проблемы со скачиванием больших файлов.
>
>К сожалению, в имеющемся у меня описании НАСА, я не нашел ничего похожего на чертеж, из которого возможно было бы вычислить толщину стенки.

>Я и вправду не помню, откуда получал толщину стенки. Но, как видите, цифра по температуре обращенной к пламени стенки, - совпадает с оцениваемой мною из 7 мм, теплопроводности никелевого сплава и типичных тепловых потоков. - От этого уже никуда не деться.

Плохо, цифра в 7 мм противоречит здравому смыслу.

>Значит, попадался какой-то приблудный чертеж. Типа кто-то подсылал мне какой-то рисунок по почте или сбрасывал в копилку. И теперь мне до него уже не добраться.

Будем искать.
Все фигня, кроме пчел.
От Pokrovsky~stanislav
К Пасечник (08.11.2007 18:23:47)
Дата 09.11.2007 03:25:17

Re: Ошибки оппонента

>Я не понял, а откуда взят этот отрывок? Он имеет вообще какое-то отношение к F-1?

Отрывок взят из того же отчета, откуда и эскизы соплового насадка Ф-1 и двигателя SSME. Непосредственного упоминания о том, что 2000 F реализовывались на стенке F-1 нет.

>Плохо, цифра в 7 мм противоречит здравому смыслу.

Да что же это за здравый смысл? У нас не SSME, где хладагент омывает стенку. У нас тепло уносится по круглым трубкам диаметром 1 дюйм(вопросы на Авиабазу к Никомо - данные о диаметре от него).

В лучшем случае практически непосредственного контакта трубок между собой и касания трубкой стенки - расстояние между линиями теплосъема - около того же дюйма. И тепловой поток, падающий на квадратный сантиметр поверхности должен протиснуться к участку теплосъема через миллиметровую стенку? - через 10 квадратных миллиметров? И все это через материал с довольно низкой теплопроводностью масштаба 20-25 (СИ). Прикиньте ради развлечения, какой приблизительный перепад температур будет между центром такого участка и линией охлаждения... Я людей пугать уже не буду. Пугайте сами.

Стенка из одних только соображений возможности перераспределения тепла должна иметь толщину в несколько миллиметров - сопоставимую с дальностью переброски тепла между точкой теплосъема и наиболее удаленным от нее участком.

В той, назовем ее гипотетической, конструкции со стрингером толщиной 3 мм и проходящими через тело стрингера трубками - приблизительно так и происходит. Сечение, через которое тепло перераспределяется - сопоставимо с сечением, воспринимающим тепло.

А вот при тонкостенной камере, которую вам подсказывает здравый смысл, и при круглых трубах ДЛИНА ПЕРЕНОСА ТЕПЛА опять таки возрастает. Просто не в радиальном направлении, а вдоль поверхности стенки. А какая разница? Необходимость в градиентах все-равно остается. Хотя средняя температура по больнице... извиняюсь, - по стенке - запросто может оказаться 500 градусов: здесь почти комнатная, а в сантиметре от этой точки - круто за тысячу.

И только в одном варианте этой проблемы не будет. Если круглые трубки будут приварены друг к другу и будут воспринимать тепловой поток всей поверхностью. Но там возникнут другие проблемы.

Теперь уже моя очередь требовать показать реальную конструкцию системы охлаждения. С размерчиками, по которым что-то можно рассчитать.
Я поисковик НАСА замучался по всем возможным ключевым словам допрашивать. У меня уже глаза непроходяще болят. Не желает НАСА показывать детальную картинку. Только общие слова. Нехороший признак, однако... Особенно с учетом тех самых 2000 Ф = 1100 С, о которых приходится рассуждать для последующих систем двигателей.
От Pokrovsky~stanislav
К Pokrovsky~stanislav (09.11.2007 03:25:17)
Дата 09.11.2007 16:10:06

Кстати.

>Теперь уже моя очередь требовать показать реальную конструкцию системы охлаждения. С размерчиками, по которым что-то можно рассчитать.

У меня сложилось впечателение, что сторона защиты тоже ничего определенного на этот счет не знает. На Авиабазе злорадствуют, совершенно не понимая, что у них самих жесточайшее противоречие.

Они опираются на единственную найденную цифру 975 F.
И не видят, что дело относится к теплогидравлическому расчету. А в теплогидравлических расчетах пользуются внутренней температурой стенки.

При тонкостенной трубке эффективное перераспределение тепла вдоль стенок трубки невозможно. Физика не допускает. Т.е. речь может идти о той же средней температуре по больнице.
От Пасечник
К Pokrovsky~stanislav (09.11.2007 03:25:17)
Дата 09.11.2007 13:13:04

Re: Ошибки оппонента

>>Я не понял, а откуда взят этот отрывок? Он имеет вообще какое-то отношение к F-1?
>
>Отрывок взят из того же отчета, откуда и эскизы соплового насадка Ф-1 и двигателя SSME. Непосредственного упоминания о том, что 2000 F реализовывались на стенке F-1 нет.

Понял. В этом документе идет разговор о ракетных двигателях вообще. То, что в РД могут быть температуры 2000 F никто и не сомневался. РД разные бывают, и с охлаждениям компонентами топлива и без оного. В твердотопливном двигателе в принципе топливом не охладишь.
Так что, ограничимся комментарием, что данный отрывокк F-1 никакого отношения не имеет.

>>Плохо, цифра в 7 мм противоречит здравому смыслу.
>
>Да что же это за здравый смысл? У нас не SSME, где хладагент омывает стенку. У нас тепло уносится по круглым трубкам диаметром 1 дюйм(вопросы на Авиабазу к Никомо - данные о диаметре от него).

Припаенным к стенке, я так думаю.

>В лучшем случае практически непосредственного контакта трубок между собой и касания трубкой стенки - расстояние между линиями теплосъема - около того же дюйма.

Даже если трубки профилированные (квадратные)? :)

> И тепловой поток, падающий на квадратный сантиметр поверхности должен протиснуться к участку теплосъема через миллиметровую стенку? - через 10 квадратных миллиметров? И все это через материал с довольно низкой теплопроводностью масштаба 20-25 (СИ). Прикиньте ради развлечения, какой приблизительный перепад температур будет между центром такого участка и линией охлаждения... Я людей пугать уже не буду. Пугайте сами.

Зачем пугать людей? Вы просто не представляете себе конструкцию камеры (как впрочем и я, но я хоть не делаю из этого ошеломляющих выводов).

>Стенка из одних только соображений возможности перераспределения тепла должна иметь толщину в несколько миллиметров - сопоставимую с дальностью переброски тепла между точкой теплосъема и наиболее удаленным от нее участком.

Зачем? Вы же видели стенку SSME.

>В той, назовем ее гипотетической, конструкции со стрингером толщиной 3 мм и проходящими через тело стрингера трубками - приблизительно так и происходит. Сечение, через которое тепло перераспределяется - сопоставимо с сечением, воспринимающим тепло.

Забудьте про стрингеры.

>А вот при тонкостенной камере, которую вам подсказывает здравый смысл, и при круглых трубах

А вдруг они квадратные??? :0

> ДЛИНА ПЕРЕНОСА ТЕПЛА опять таки возрастает. Просто не в радиальном направлении, а вдоль поверхности стенки. А какая разница? Необходимость в градиентах все-равно остается. Хотя средняя температура по больнице... извиняюсь, - по стенке - запросто может оказаться 500 градусов: здесь почти комнатная, а в сантиметре от этой точки - круто за тысячу.

>И только в одном варианте этой проблемы не будет. Если круглые трубки будут приварены друг к другу и будут воспринимать тепловой поток всей поверхностью.

А ведь наверняка приварены :0

> Но там возникнут другие проблемы.

Так решили значит.

>Теперь уже моя очередь требовать показать реальную конструкцию системы охлаждения. С размерчиками, по которым что-то можно рассчитать.

Странно, что это ваше желание возникло только после массы разоблачений совершенных вами.

>Я поисковик НАСА замучался по всем возможным ключевым словам допрашивать. У меня уже глаза непроходяще болят. Не желает НАСА показывать детальную картинку.Только общие слова. Нехороший признак, однако...

Если вы не нашли - это ещё не означает, что NASA не желает что-то показывать. Попов 3 года фильм искал, который на амазоне продается - не нашел.

Найдем, обязательно найдем. Я через неделю шустрый инет восстанавлю и тоже поищу.
Сейчас можно Дургу попросить, он вроде пиарил себя как человека стремящегося докапаться до истины. Как раз возможность появилась.

> Особенно с учетом тех самых 2000 Ф = 1100 С, о которых приходится рассуждать для последующих систем двигателей.
Каких еще последующих? Поинтересуйтесь сколько градусов на стенке у SSME, при гораздо большем давлении, там вообще по-моему медный сплав стоит.

Все фигня, кроме пчел.
От Pokrovsky~stanislav
К Пасечник (09.11.2007 13:13:04)
Дата 09.11.2007 16:54:05

Re: Ошибки оппонента

>Даже если трубки профилированные (квадратные)?

Что называется диаметром квадратной трубки?

>>Стенка из одних только соображений возможности перераспределения тепла должна иметь толщину в несколько миллиметров - сопоставимую с дальностью переброски тепла между точкой теплосъема и наиболее удаленным от нее участком.
>
>Зачем? Вы же видели стенку SSME.

Да. Там все чисто. Ребро между каналами - масштаба размера канала и толщины стенки.
А у нас диаметр канала теплоносителя - дюйм!

>А вдруг они квадратные??? :0

Вот когда будете в этом уверены...

>А ведь наверняка приварены :0

Чертеж!

>Странно, что это ваше желание возникло только после массы разоблачений совершенных вами.

Только после МОИХ разоблачений и мог возникнуть вопрос: а почему чертежа системы охлаждения КС не видно? Не в тысячеградусной ли расчетной температуре на каких-то поверхностях дело?

>Если вы не нашли - это ещё не означает, что NASA не желает что-то показывать. Попов 3 года фильм искал, который на амазоне продается - не нашел.

Я про никелевые сплавы уже несколько месяцев толкую. За это время оппоненты могли бы предоставить достойный опровергающий материал.

>Сейчас можно Дургу попросить, он вроде пиарил себя как человека стремящегося докапаться до истины. Как раз возможность появилась.

Он-то тут с какого боку. Попросим "знатоков" с Авиабазы. Им сам бог велел уже даже не искать, а просто выкладывать - они ведь типа все знают. А потому ни в чем не сомневаются.

>Каких еще последующих? Поинтересуйтесь сколько градусов на стенке у SSME, при гораздо большем давлении, там вообще по-моему медный сплав стоит.

Запросто. Диаметр критического сечения малый ~30 см. Полная толщина жесткого профиля в КС около 5-5.5 мм. Температура теплоносителя низкая, а вязкость малая... Каналы работают на теплоотдачу полным сечением. Медь - прекрасно отражает излучение(на длине волны 10.6 мкм речь, например, о 97-99% коэффициента отражения - и это связано с малым удельным электрическим сопротивлением меди и ее высокой по сравнению с никелем электронной теплопроводностью).

А вот у Ф-1 теплоноситель при низких температурах вязкий. Сечение каналов - безумное - больше чем у типичных труб центрального отопления(3/4 дюйма). Материал стенок имеет теплопроводность на порядок хуже меди, раза в три хуже, чем у стали. Стенки якобы тонкие, т.е. реально работает на теплоотдачу только часть стенок.
От Пасечник
К Pokrovsky~stanislav (09.11.2007 16:54:05)
Дата 09.11.2007 17:57:57

Re: Ошибки оппонента

>>Даже если трубки профилированные (квадратные)?
>
>Что называется диаметром квадратной трубки?

А не знаю, я ведь просто предположил.

>>>Стенка из одних только соображений возможности перераспределения тепла должна иметь толщину в несколько миллиметров - сопоставимую с дальностью переброски тепла между точкой теплосъема и наиболее удаленным от нее участком.
>>
>>Зачем? Вы же видели стенку SSME.
>
>Да. Там все чисто. Ребро между каналами - масштаба размера канала и толщины стенки.
>А у нас диаметр канала теплоносителя - дюйм!

>>А вдруг они квадратные??? :0
>
>Вот когда будете в этом уверены...

>>А ведь наверняка приварены :0
На самом деле спаеные.
>
>Чертеж!
Давайте. А то как то некрасиво получается, опровергаете конструкцию, которую в глаза не видели. :)

Предлагаю до появления чертежа установить мараторий на ваши разоблачения.

>>Странно, что это ваше желание возникло только после массы разоблачений совершенных вами.
>
>Только после МОИХ разоблачений и мог возникнуть вопрос: а почему чертежа системы охлаждения КС не видно? Не в тысячеградусной ли расчетной температуре на каких-то поверхностях дело?

Ну согласитесь, 30 лет назад NASA еще не могла знать о ваших разоблаениях.

>>Если вы не нашли - это ещё не означает, что NASA не желает что-то показывать. Попов 3 года фильм искал, который на амазоне продается - не нашел.
>
>Я про никелевые сплавы уже несколько месяцев толкую. За это время оппоненты могли бы предоставить достойный опровергающий материал.

Так непонятно что опровергать, у вас же расчеты с точностью до порядка. Ваша температура в 1000 градусов, означает от 100 градусов до 10 000градусов, реальный двигатель в этот диапазон укладывается.
Вам же для того, чтобы получить температуру в 1000 градусов пришлось придумать стенку в 7 мм,что противоречит моему здравому смыслу. Мой здравый смысл видел слишком много настоящих двигателей, чтобы поверить в 7 мм.

>>Сейчас можно Дургу попросить, он вроде пиарил себя как человека стремящегося докапаться до истины. Как раз возможность появилась.

>
>Он-то тут с какого боку.

Ну дать ему шанс проявить себя докапыванием до истины, а не только набрасыванием дерьма на вентилятор, в чем он преуспел.

>Попросим "знатоков" с Авиабазы. Им сам бог велел уже даже не искать, а просто выкладывать - они ведь типа все знают. А потому ни в чем не сомневаются.

Да хоть откуда. Но давайте обсуждать все-таки реальные конструкции, а не реконструированную по пробке пивную бутылку.
Все фигня, кроме пчел.
От Pokrovsky~stanislav
К Пасечник (09.11.2007 17:57:57)
Дата 09.11.2007 22:08:57

Мораторий

>Предлагаю до появления чертежа установить мараторий на ваши разоблачения.

Можно бы, конечно, и согласиться. Да вот беда: тем же ребятишкам с Авиабазы только это и нужно. Тема заглохла - и ладно.

Мораторий, - но не до момента когда рак на горе свиснет, а, скажем, не более, чем до Нового года.
Если за это время не найдется чертежей, то я обязуюсь тогда даже сам факт их необнаружения обернуть против НАСА.

От Pokrovsky~stanislav
К Pokrovsky~stanislav (09.11.2007 22:08:57)
Дата 12.11.2007 02:09:32

Мораторий продолжается. Просто комментарий к поискам защиты

За последние дни предложены сведения о конструкции КС двигателя Н-1(не Ф-1 - для Ф-1, как я понимаю, пока никто ничего найти не может) и типичные схемы охлаждения.

Чуть ранее Никомо раскритиковал мои оценки.
У меня и вправду была грубая ошибка с размерами. Написал про 90 дюймов диаметра критического сечения. С полутора бутылок коньяку(чуть запоздало праздновали мой день рождения) и не такое напишешь(типа - признаюсь: посмотрел на цифирь Никомо не вполне трезвым взглядом).

Согласен с Никомо. Диаметр критического сечения около 89 см.

Но далее критика моих оценок некорректна.
Оценка по критическому сечению - это всего-лишь оценка по тому размеру, который более-менее известен.
Диаметр КС до критического сечения - больше. И давление в КС - именно то, о котором речь. 60 Мпа. А не то давление, которое в критическом сечении.

Соответственно оценка профиля размером 4 мм - должна быть увеличена в 1.5 раза только по давлению. И еще в какое-то количество раз(1.2-2) - по увеличению диаметра КС по сравнению с критическим сечением.

Мы можем ожидать толщину профиля, выдерживающего давление в КС, до 7-12 мм.
Защита как бы предлагает считать, что прочность, аналогичная толщине 7-8 мм металла обеспечивается спайкой между собой трубок из фольги толщиной 0.3 мм? Ну-ну...
От Pokrovsky~stanislav
К Pokrovsky~stanislav (12.11.2007 02:09:32)
Дата 13.11.2007 06:42:19

Re: Мораторий продолжается....

Не понял. Нужно прояснять сказанное внятнее.
_________________________________________________

Никомо на Авиабазе написал:

Nikomo, 12.11.2007 23:22
Nikomo
НачинающийСтарый> Всётаки насколько я понимаю, ближе к срезу сопла где давление газов уже ниже трубкам приходится выдерживать полное давление, по сути давление с выхода ТНА.

Вспомните, где был вход в рубашку охлаждения у F-1. Почему не снизу? А коллектор генераторного газа...
Да еще при этом отпадает необходимость в развитом сечении коллектора в сопловой части, и уменьшается длина трубопроводов керосина (вес меньше), но несколько увеличиваются гидравлические потери в тракте охлаждения, так что даже и без газового коллектора применяли такой подвод охладителя.
Если всего падение давления в тракте охлаждения составляет 1,8 МПа, значит там, внизу, уже поменьше на 0,9 МПа.

7-40> Если давление в трубке хоть 10 МПа, а максимальное давление, что держит материал, 700 МПа, то для трубки 25-миллиметрового сечения получается допустимая толщина стенок ажно полмиллиметра при трёхкратном запасе.

Давление на входе в тракт будет 10,23 МПа, тогда толщина стенок составит 0,35 мм при двукратном запасе или 0,52 мм при трехкратном.
Отношение площадей КС и критического сечения для F-1 = 1,307 , тогда диаметр КС будет 1,016 м - ненамного больше критического сечения.
Если трубки не учитывать при расчете, то толщина бандажа для критического сечения будет 4,67 мм (с учетом 2-х кратного запаса), а для КС - 9,3 мм (с учетом 2-х кратного запаса) при давлении в КС 6,76 МПа.
А бандажи, скрепляющие трубки, в теплопередаче практически не участвуют
КС F-1 относится к скоростным (отношение площадей КС и критического сечения меньше 3), в такой камере скорость потока значительно возрастает по длине, в то время, как ДАВЛЕНИЕ падает (для F-1 примерно 0,85 от давления КС на примерно уже 0,7 длины КС).
Так что толщина бандажа КС может быть уменьшена на длине 0,7 от КС до 8 мм.
Что касается предела прочности для жаростойкой пайки из BNiCr, то он может достигать 700 МПа, и падает до 470МПа через 1 час под нагревом.

Димa.> Подскажите, куда нужно смотреть - на те трубки, которые на свету, или на те, что в глубине, в тени ?

Two secondary tubes are brazed to each primary tube at the 3:1 expansion ratio area plane.
Т.е. площади сечений соотносятся, как 3:1, а диаметры - 1,73:1, относительно критического сечения.
От Pokrovsky~stanislav
К Pokrovsky~stanislav (07.11.2007 11:51:45)
Дата 07.11.2007 22:32:44

Приношу извинения за "приблудный"

>Значит, попадался какой-то приблудный чертеж. Типа кто-то подсылал мне какой-то рисунок по почте или сбрасывал в копилку.

Только что дошло, что высказался несколько криво.

Прошу не видеть в слове приблудный какого-то пренебрежительного оттенка. - Русские матом не ругаются, а разговаривают.

Наоборот, выражаю глубочайшую признательность всем тем сторонникам нашего, критического, направления, которые помогают дискуссии, чем могут. - Присылая соображения, замечания, критикуя ошибочные построения. - Большое ВАМ ВСЕМ спасибо! - Без некоторых ваших замечаний было бы практически нереально разобраться в той макулатуре, которая называется отчетами НАСА.