От Pokrovsky~stanislav
К Администрация (Дмитрий Кропотов)
Дата 18.01.2008 23:36:27
Рубрики Прочее; Манипуляция;

Напоминаю проблему схемы камеры сгорания Ф-1

Мы остановили дискуссию по проблеме жаропрочного никелевого сплава - ввиду отсутствия сколько-нибудь приличной схемы двигателя с камерой сгорания, по которой можно было бы произвести численные оценки тепловых потоков.

По моей версии:
1) температура на обращенной к пламени стенке КС была высокой и не позволяла использовать хорошо отработанные и имеющие, кроме жаропрочности, еще и высокую коррозионную и износостойкость. Максимальная рабочая температура этих сталей - до 950 градусов при длительности работы масштаба 100-1000 часов.
Стали - легче никелевых сплавов, не требуют специфической фазовой модификации для повышения жаропрочности, которая к моменту первых запусков с Ф-1 не была известна.

2) В соответствии с моими пальцевыми наглядными прикидками, температура внутренней стенки с ростом мощности(и соответственно объема камеры сгорания) двигателя растет.
Прямая цитата из соответствующего учебного курса, приведенная Никомо(с Авиабазы), подтвердила факт роста температуры стенки - и как раз дает в оценках температуру обращенной к пламени стенки около 1100 - предельную температуру соответствующего никелевого сплава, если полагать, что советские аналоги работали около предела жаропрочности стальной стенки.

И эта температура обеспечивает типичный для ракетных двигателей поток энергии через стенку к охлаждающему топливу при эффективной длине теплопередачи через никелевый сплав около 7 мм.

3)Само описание двигателя выпущено в 1976 году. Когда никелевые жаропрочные суперсплавы уже вовсю были в ходу - приблизительно с 1970 года. Правда, мало кто мог тогда оценить фундаментальное значение фазовой модификации. Это и по сей день мало кому доступно.

Моя версия - американцы подставили правдоподобный материал в версию конструкции двигателя тогда, когда стало ясно, что такой материал вполне работоспособен.

Версия защиты
По версии защиты - стенка КС была настолько тонкой, что могла считаться изотермической. А температура ее - приблизительно равной обнаруженной в материалах НАСА температуре внутренней стенки в расчетах теплофизики охлаждающего контура - около 550 Цельсия.

Противоречия, видимые в позиции защиты:
1) Никелевый сплав - более тяжелый, добавляющий к массе двигателя 1 г на каждый см3 материала. Зачем было использовать материал, более тяжелый, чем сталь?
2) Никелевый сплав - более дорогой, чем жаропрочная сталь.
3) Прочностные прикидки требуют для конструкции стенки камеры, в которой давление 60 атм - толщины в несколько миллиметров.

На некоторое время был наложен мораторий на дискуссию по вопросу сплава для КС Ф-1.
После Нового года я обязался объявить, что отсутствие поверяемой теплофизическим расчетом схемы КС Ф-1 будет мною предъявлено в качестве обвининения.
Если есть серьезные подозрения, то отсутствие чертежей именно для того элемента, к которому и могут быть претензии, - слишком серьезный повод для подозрений в фиктивности Ф-1.
От Pokrovsky~stanislav
К Pokrovsky~stanislav (18.01.2008 23:36:27)
Дата 20.01.2008 13:39:40

Информация от Никомо

Схемы пока не появилось. Но небольшое содержательное сообщение от стороны защиты возникло на Авиабазе:
Переношу его сюда.
_____________________________________________

Если F-1 фиктивен, то что же тогда летало?
Хорошо, пусть Покровский пытается доказать, что тяга двигателя F-1 была меньше заявленной.
Геометрические размеры КС получаются из теоретического термохимического расчета (проходные сечения КС). У F-1 размеры соответствуют теоретическим.
Как можно получить у такого двигателя меньшую, чем расчетная, тяга? Это возможно, если такой двигатель дросселировать, то есть уменьшать расход топлива (и снижая давление в КС). При этом тепловой поток в КС уменьшается не так сильно, как расход компонента, используемого для охлаждения КС.
Это означает, что при дросселировании двигателя его охлаждение ухудшается, и, чем сильнее дросселирование, тем хуже возможности охлаждения. Так что если Покровский считает, что охлаждение F-1 недостаточно в номинальном режиме, то при меньшей тяге, его и подавно не хватит (чем меньше тяга, тем хуже охлаждение).
Теперь о конкретных вопросах.
1.Инконель был выбран по причине того, что при таком диапазоне рабочих температур (для трубок тракта охлаждения) выгоднее оказывается никелевый сплав, а не жаропрочная сталь. Если температура ниже примерно 500 С, то жаропрочная сталь лучше, и если температура выше примерно 800С, то лучше оказывается опять-таки жаропрочная сталь. Но в том диапазоне, в котором находились стенки КС F-1, лучшим оказывается именно никелевый сплав.
2.Пальцевые прикидки делать не надо - ибо они в корне неверны. Покровский считает, что лучистые теплопотоки имеют столь большое значение? Они для такого двигателя составляют примерно 10% от всего теплопотока. Это большой вклад?
А теплопередача через никелевый сплав толщиной 7 мм - чистая нелепость. Для чего делать такую толщину? Чтобы двигатель сгорел? (см. ниже, описание J-2)
3.Покровский, как обычно, все перепутал - описание двигателя было выпущено не в 1976 году, а в марте 1967 года и называется - TECHNICAL MANUAL ENGINE DATA F-1 ROCKET ENGINE (ROCKETDYNE) NASA-C5-143972, 233 страницы.
В нем и написано, что температура стенки в районе критического сечения ( то есть наиболее теплонапряженном месте) составляет 975°F = 523,89°C
температура входа газа на турбину - 1453°F = 789,44°C
трубки охлаждения КС разветвлялись на два потока на уширении примерно 3:1 (и еще в два прохода), и были сделаны из Инконеля-X
блок форсунок был сделан из стали CRES (347 stainless steel CRES), как обычно делали у Rocketdyne (двигатели H-1, J-2...)

Что же касается толщин стенок трубок, то, вот, например они указаны - 0,012 in = 0,3 мм для двигателя H-1 (SKYLAB SATURN IB FLIGHT MANUAL)
точно такая же толщина стенок трубок и у J-2

The thrust chamber is constructed of stainless steel tubes of 0.012-inch wall thickness.
Tubes with thin walls are required for heat transfer purposes. The thrust chamber tubes are stacked longitudinally and furnace brazed to form a single unit. The chamber is bell shaped with 27.5 to 1 expansion area ratio for efficient operation at altitude, and is regeneratively cooled by the fuel.
Fuel enters from a manifold to which it was delivered at a pressure of more than 1000 psi. It makes a one-half pass downward through 180 tubes and a full pass up through 360 tubes to cool the chamber.

J-2 facts
От Pokrovsky~stanislav
К Pokrovsky~stanislav (20.01.2008 13:39:40)
Дата 20.01.2008 16:41:43

Re: Информация от...

Уточнение - для опустивших суть.

Схемы так и не появилось - имеется ввиду габаритная схема собственно камеры скорания Ф-1 с конструкцией стенки, по которой можно было бы провести теплофизическую ревизию. Прояснить максимальные температуры стенки КС по потокам тепла через элементы конструкции стенки.

А схема периферии, обслуживающей КС, - к нашей дискуссии пока не имеет отношения
От Pokrovsky~stanislav
К Pokrovsky~stanislav (20.01.2008 16:41:43)
Дата 20.01.2008 22:05:41

В каждой шутке есть доля шутки

От ддядюшки ВВ с авиабазы:

****В том и проблема, что в "F-1 rocket engine data manual" именно так паршиво отсканированно. Покровский тут ничего не рассмотрит бедолага Я думаю, что НАСА специально так выложило - чтоб Покровский не смог их разоблачить...****

Скан и вправду бесподобный - даже если будет очень надо - ничего не увидишь. - ПОЧЕМУ и ЗАЧЕМ?