Идиот-клуб

Tico>По моему, это уже пример атактического мышления


Итак, в чем ошибка Станислава:
C уменьшением номинальной тяги (при постоянном давлении) необходимый объем камеры сгорания уменьшается пропорционально суммарному расходу топлива, в то время, как охлаждаемая поверхность камеры уменьшается при этом только пропорционально степени 2/3.
Таким образом, чем меньше номинальная тяга двигателя, тем больше отношение охлаждаемой поверхности камеры к ее объему.
Кроме того, при уменьшении диаметра критического сечения конвективный тепловой поток возрастает пропроционально -0,13 степени от диаметра.
Все это приводит к тому, что в камерах малых тяг в охладитель поступает бОльшая часть тепла, выделяемого при сгорании топлива, чем в камерах больших тяг.
Это означает, что чем БОЛЬШЕ тяга двигателя, тем ЛЕГЧЕ осуществить наружное охлаждение камеры.

температура в камере F-1 5970°F = 3299°С = 3572°К, то есть, до 4000° даже по Кельвину, еще далеко

Так что жулик-то как раз Покровский...

Скопировал пост Никомо: Форум С.Кара-Мурзы

Pokrovsky~stanislav>Доля тепла, выделившегося в камере, и воспринятого стенкой, конечно, больше у малых двигателей. Но только самого этого тепла заметно меньше. Пропорционально кубу радиуса.
Pokrovsky~stanislav>А вот об этом автор замечания деликатно забывает.
Pokrovsky~stanislav>И потому делает категорически неверный вывод

Станислав понял все наоборот: чем меньше номинальная тяга двигателя, тем больше отношение охлаждающей поверхности камеры к ее объему - значит в малых двигателях меньше перегрев стенок?
А дело обстоит таким образом, что поверхность, которую НЕОБХОДИМО ОХЛАДИТЬ, становится больше именно у двигателей с малой тягой.
Тепла-то, конечно, у двигателей малой тяги будет меньше, да только вот горючего для охлаждения может не хватить.
Вот пример:
для камеры сгорания тягой около 5000 Н работающей на керосине с кислородом, количество тепла, идущего в охладитель,
составит примерно 2% от общего выделенного тепла. Для двигателя ракеты V-2, имеющего тягу 0,25 МН, это тепло составляет уже только 0,7%.

А вот какая картина теплопередачи в камере двигателя:
В камере ЖРД газовый поток сильно турбулизирован, поэтому вследствие сильно развитой конвекции температура газа во всех точках поперечного сечения примерно одинакова.
Исключение составляют области, непосредственно примыкающие к стенке.
В этих областях, принадлежащих турбулентному пограничному слою с ламинарным подслоем, газ тормозится.
Его скорость падает, а температура возрастает, стремясь к температуре торможения.
Однако вследствие отвода тепла в стенку температура торможения в пограничном слое не достигается, а повышается лишь до так называемой температуры торможения на внешней границе пограничного слоя.
через ламинарный подслой пограничного слоя передача тепла осуществляется одной только теплопроводностью, а так как теплопроводность газа мала, то ламинарный подслой оказывает теплопередаче большое термическое сопротивление.
Вследствие этого в ламинарном подслое температура газа почти по линейному закону падает от температуры торможения на внешней границе слоя до температуры внутренней поверхности огневой стенки камеры.
Разность этих температур обусловливает конвективный тепловой поток о продуктов сгорания к стенке.
Одновременно с конвективным тепловым потоком внутренняя поверхность огневой стенки воспринимает от продуктов сгорания поток лучистой энергии.
Суммарный тепловой поток передается далее от внутренней поверхности огневой стенки к наружной только путем теплопроводности.
Температура стенки при этом снижается в соответствии с уравнением теплопроводности q=lambda/delta(Tис-Tнс), где lambda - коэффициент теплопроводности, а delta - толщина стенки.
От наружной поверхности огневой стенки к охлаждающей жидкости тепло снова передается путем конвективного теплообмена.
Температура охлаждающей жидкости от температуры стенки снаружи до температуры жидкости.
При этом наиболее резко температура жидкости изменяется в ламинарном подслое пограничного слоя, образующегося у наружной поверхности огневой стенки.
Величина снимаемого жидкостью теплового потока определяется опять разностью температур стенки и жидкости.
Температура же наружной оболочки камеры почти равна температуре жидкости, так как у охлаждаемых камер теплоотдача в окружающую среду ничтожна.

PS
Н-да. Я так и думал, что станислав не удовлетворится простым объяснением, а будет извращенно искать опровержение.
Он опять взялся опровергать ВСЮ ракетную технику. Не американскую, а именно ВСЮ.
И правда, это образ жизни такой - опровергать...

К сожалению, всё ещё более запущенно

Странно, а почему он не повёлся на опровержение шаттла?
Тико, это ты всю малину обос.ал!

Лунным астронавтам в павильоне и то было проще - песочку насыпал, и вперед (пожалуй, единственная трудность - как забить флаг в бетонный пол).

 

Рыдалъ!

7-40> Я напомню, что очередная теория Покровского такова: Ф-1 невозможен потому, что при в большой КС больше газа, поэтому излучаемое (именно излучаемое!) этим газом количество теплоты, пропорциональное объёму, в расчёте на единицу площади КС оказывается большим (как бы объём газа растёт линейно, площадь КС квадратично, значит, вроде бы количество излучаемой газом и поглощаемой стенками теплоты растёт линейно с размером КС.

А вот какая теория лучистого теплообмена принята в научных работах:
Лучистый теплообмен в ЖРД имеет свои специфические особенности.
Основным источником излучения в ЖРД (топливо керосин+кислород) является излучение продуктов полного сгорания - водяных паров и углекислого газа.
Излучением твердых частиц углерода в камере пренебрегают, потому что присутствие твердого углерода в ПС слишком мало (по результатам термохимического расчета).
Наибольшая величина лучистого потока - в камере сгорания, при движении ПС по соплу лучистый поток быстро уменьшается.
В камере сгорания лучистый поток соизмерим по величине с конвективным тепловым потоком, в критическом сечении он примерно 8-12% от этой величины, далее - еще меньше.
Лучистый тепловой поток от смеси водяных паров и углекислого газа в КС будет меньше, чем сумма излучений каждого газа в отдельности.
Это вызывается тем, что из-за селективного характера спектра излучения и поглощения газов происходит частичное взаимное перекрытие некоторых участков спектра излучения и поглощения водяных паров и углекислого газа, то есть каждый из этих газов не совсем прозрачен для излучения другого и излучение одного газа частично поглощается другим.
Значительная часть излучения углекислого газа поглощается водяным паром.
Так как в ПС содержание водяного пара несколько больше содержания углекислоты, то значение излучения углекислого газа в общем лучистом потоке невелико и составляет примерно 10%.
В КС имеет место определенная неоднородность состава и температуры ПС как в поперечном, так и продольном направлении.
Поток ПС носит струйных характер, то есть состоит из ряда параллельных струй.
Возле головки КС имеется начальный участок, на котором протекают процессы горения и температура газов возрастает от сравнительно низкой непосредственно у головки до максимальной в конце КС.
Излучение ПС на стенку КС будет складываться из излучения всех струй.
Причем излучение каждой струи по пути к стенке будет частично поглощаться более холодными струями.
На начальном участке излучение будет поглощаться каплями и парами.
Непосредственно возле стенки находится пристеночный слой с малой температурой, а в остальной части КС имеет место максимальная температура.
Между пристеночным слоем и ядром потока в результате перемешивания образуется промежуточный слой с переменным составом и температурой.
Тогда лучистый тепловой поток будет складываться из суммы наиболее мощного излучения ядра, которое, проходя через промежуточный и пристеночный слои, частично ими поглощается, затем - излучение промежуточного слоя, которое также, проходя через пристеночный слой, частично им поглощается, и, наконец, излучения пристеночного слоя.
Лучистый поток, который получает стенка, окружающая объем газа, определяется разностью между излучением газа, которое многократно поглощается и отражается стенкой, и излучением стенки, которое также многократно поглощается и пропускается газом.
Ввиду сравнительно большой разницы между высокой температурой газов в КС и температурой стенки излучение стенки получается во много раз меньше излучения продуктов сгорания.

Теперь, что касается конкретных цифр:
зависимость лучистого потока от размера КС весьма нелинейна (логарифмическая).
Если, к примеру, увеличить диаметр КС в два раза (при сохранении пропорции КС, давление то же, соотношение компонентов то же и др., а расход увеличивается пропорционально размеру, то есть по площади сечения), то лучистый поток увеличится только на 13-14%, если в четыре раза увеличить диаметр, то на 22-23%.
(расчет можно провести по книжке: "Расчет лучистых тепловых потоков", под ред.В.Д.Курпатенкова, учебное пособие МАИ,1989 г.)

Pokrovsky~stanislav> Теплота сгорания углеводородного топлива около 30000 Дж/г.

Это слишком большое число для двигателя керосин+кислород.
Теплотворная способность для топлива керосин+кислород 2200 ккал/кг = 9211 Дж/г
Теплотворная способность для топлива водород+кислород 3120 ккал/кг = 13063 Дж/г
Если взять такую теплотворную способность - 30000 Дж/г и кпд=0,6 для двигателя, тогда удельный импульс будет 465 сек (!), что больше, чем у водородно-кислородной смеси.
(а без учета кпд это будет аж 600 сек!)
Удельный импульс рассчитывают по формуле:
Pуд=корень(2*Hu/(g*A)), где Hu - теплота сгорания топлива, A = 1/59 Дж/г*м.
У авиационных двигателей, конечно, импульс намного больше, потому что они берут кислород из окружающего воздуха и с собой его не возят.

Pokrovsky~stanislav> Если, например, внутренняя стенка камеры сгорания передает тепло на внешнюю через металл при градиенте 10 градусов на мм, то для Ф-1 теплопроводность может передать удельный поток на порядок более высокий - только при градиенте 100 град/мм

как пример:
для материала стенки - нерж.сталь разница температур Тк - Тгс (на внутренней стенке, со стороны КС) составляет 2000° и более, перепад температур по толщине стенки КС - 300-600° и более, при этом стенка не нагревается более чем на 800°С, теплопроводность нержавейки 23 Вт/м.
Самый теплонапряженный участок в двигателе - это не КС, а критическое сечение.
При этом диаметр критического сечения - самый маленький во всем двигателе, а тепловой поток - самый большой (и это при том, что лучистый поток составляет ~10% от того, что в КС).
Так для двигателя, который взят для примера, удельный тепловой поток на участке КС - 3-4 Вт/м2, а на участке критического сечения - 6-7 Вт/м2.
(Температура в КС=2853°K, расход охладителя=2,7 кг/с,охладитель-керосин)

Pokrovsky~stanislav> Я изначально поставил вопрос несколько иначе. Двигатель только включается. Он еще только прогревает стенки. Керосин в трубках еще не почувствовал потоков.А температурные напряжения между лицевой стенкой и слоями, до которых тепловой поток еще не дошел, - перекрывают предел прочности тех никелевых сплавов

Вот если включить так двигатель, то он точно разлетится на куски.
При запуске ЖРД организуется плавное нарастание давления в ГГ и КС, расход постпенно увеличивается, тяга возрастает.
Если этого не делать, может возникнуть заброс давления.
Такой запуск осуществляется путем создания избыточной мощности на турбине за счет расходов компонентов топлива, реализующихся под действием перепада давления от баков до ГГ и КС.
Обеспечение плавного нарастания давления в ГГ и КС достигается соотвествующим выбором характеристик зажигания и дозирования компонентов топлива на пусковых режимах.
На начальном участке запуска двигателя, при низком давлении в ГГ турбина ТНА способна выдержать кратковременные температурные всплески до 1000°С и более. Это связано с тем, что в этот период запуска турбина еще не прогрета и плотность температурных потоков низкая.
Изменение температуры газов обеспечивается изменением соотношения компонентов топлива путем дозирования расходов окислителя и горючего.
Это дозирование осуществляется различными способами: программной перенастройкой регулирующих органов; вдувом газа в жидкостные магистрали, применением специальных емкостей, отбирающих или подающих дополнительно по определенному закону часть расхода компонента топлива и др.
В частности, у F-1, на старте изменялось соотношение компонентов в сторону увеличенного соотношения керосина к кислороду.
Затем эта смесь поджигалась, и по мере раскрутки ТНА, расход увеличивался, а соотношение компонентов менялось.
Так что температура не поднималась резким скачком, да даже на то, чтобы такую массу (вес около 5 тонн - только КС и сопло) прогреть, необходимо некоторое время.
Продолжительность запуска F-1 составляла около 6 секунд.

А.Б.> Все же - возможности для создания потока тепла много больше в системе металл-жидкость, чем в системе металл-газ.

"По-моему, правильно говорит товарищ А.Б."
Теплопроводность жидкости гораздо больше теплопроводности газа.
Например, теплопроводность водяного пара при 800°С составляет 13*10^-3 Вт/(м°К), а водяного пара - 170*10^-3 Вт/(м°К), то есть, более, чем на порядок

Pokrovsky~stanislav> В этой области потоков возникает такое мерзкое явление как кризис теплоотдачи. Скажем, переход к пленочному кипению на стенках - и резкому снижению теплопередачи от стенок в тепловой поток. Если этого не знать из эксперимента, то теоретик, прикидывающий потоки для гипотетической Ф-1 аппроксимирует кривую зависимости числа Нуссельта(пропорционального коэф. теплоотдачи) от числа Рейнольдса на чуть более быстрый поток - и думает, что все в порядке. А в реальности такого режима теплоотдачи может просто не существовать.

Температурные градиенты в КС (типовой пример):
Температура в КС - 3000°К
Температура на внутренней стенке со стороны КС - 700°К
Температура на внутренней стенке со стороны жидкости(снаружи) - 530°К
Температура в жидкости (средняя) - 420°К
Температура на внешней стенке снаружи - 340°К
(при температуре окр.среды - 294°К)

Итак, разберем, что такое пленочное кипение. Если температура стенки существенно больше температуры кипения жидкости, то непосредственно на стенке возможно вскипание частиц жидкости.
При достаточно большой скорости течения жидкости и сравнительно небольшом превышении температуры стенки над температурой кипения образующиеся паровые пузырьки сносятся потоком и, попадая в толщу жидкости, снова конденсируются, поскольку средняя температура жидкости ниже температуры кипения.
При такой картине, когда образующиеся пузырьки пара тут же исчезают и жидкость остается однофазной, охлаждение не нарушается.
Больше того, такое местное вскипание интенсифицирует теплообмен.
Если температура стенки значительно превышает температуру кипения жидкости, то кипение на стенке протекает более интенсивно и образовавшиеся пузырьки пара на поверхности сливаются и образуют паровую пленку: поток становится двухфазным, режим охлаждения - пленочным.
Вначале паровая пленка неустойчива, она постоянно сносится потоком в виде больших пузырей, а не ее месте возникает новая.
Затем устойчивость пленки повышается. С момента появления на поверхности паровой пленки контакт жидкости со стенкой нарушается, и поскольку теплоотдача в пар значительно меньше, чем в жидкость, то в местах пленочного охлаждения эффективность теплосъема резко уменьшается, возрастает температура стенки, которая может превысить допустимую.
Но! Если давление в охлаждающем тракте меньше критического давления данной жидкости, то допустимая температура жидкостей ограничивается температурой кипения.
Если же давление в тракте превышает критическое давление, то температуры кипения как таковой нет и при любой температуре нагрева поток будет однофазный.
Отсюда при перегреве жидкости выше критической температуры никакого кипения не будет, и скачкообразного ухудшения теплосъема тоже не будет. Критическое давление для керосина всего 2 МПа.
В тракте охлаждения F-1 давление не ниже 8 МПа. Критическая температура для керосина - 678°К.
Таким образом, В РЕАЛЬНОСТИ, никакого пленочного охлаждения в керосиновом тракте не будет.
Кстати, такого режима, при котором охладитель может закипеть, В РЕАЛЬНОСТИ обычно старались избегать.
Каким образом? Если в каком-либо месте на стенке условия теплосъема не выполняются, то в этом месте снижают тепловой поток.
Наиболее просто и эффективно это достигается созданием возле стенки слоя газа с пониженной температурой - это называется внутреннее охлаждение КС.
Внутреннее охлаждение организуется соотвествующим расположением и подбором расходных характеристик форсунок на периферии головки КС (в пристеночном слое создается избыток, как правило, горючего).
После выгорания топлива образуются ПС с более низкой температурой, чем в основном потоке.
Ввиду сравнительно слабого поперечного перемешивания ПС при их движении вдоль КС пристеночный слой, созданный головкой, достаточно устойчив и может сохраняться на значительном протяжении.

И еще. У Станислава, как всегда, все наоборот. При увеличении скорости охладителя возникнет кризис теплоотдачи?
Nu=alfaж*d/lambda;
alfaж - коэффициент теплоотдачи, d-размер, lambda - коэффициент теплопроводности
Re=m`*d/(F*mu);
m` - расход охладителя, d - размер канала, F - площадь канала, mu - вязкость
Pr=mu*Cp/lambda;
Cp - теплоемкость
Nu=F(Re,Pr); (причем главным здесь будет Re, а не Pr : Re^(0,8) Pr^(0,4))
скорость движения охлаждающей жидкости влияет на величину alfaж, причем с увеличением этой скорости alfaж тоже увеличивается.
Для керосина (к примеру): при скорости 1 м/с теплосъем - 2,4 МВт/м2, а при скорости 8,5 м/с теплосъем - 6,4 МВт/м2.
Что может помешать теплосьему?
1. поменяется направление теплового потока? Тогда, конечно Pr изменится. Но только почему должно измениться это направление?
2. При течении жидкости по изогнутому каналу из-за влияния инерционных сил возникает в поперечном сечении канала т.наз. вторичная циркуляция, ИНТЕНСИФИЦИРУЮЩАЯ теплообмен
3. При течении потока в канале с шероховатыми стенками в екоторых случаях теплообмен ИНТЕНСИФИЦИРУЕТСЯ из-за турбулизирующего влияния бугорков шероховатости.
4. Изменение вязкости жидкости от температуры. У керосина от 20°С до 200°С вязкость падает примерно в два раза.

Pokrovsky~stanislav> Но я, называется, пока не берусь этот момент анализировать

Правильно. Не стоит.

>>> Так для двигателя, который взят для примера, удельный тепловой поток на участке КС - 3-4 Вт/м2, а на участке критического сечения - 6-7 Вт/м2.
>> Снова странно - всего-то 4 Ватта на целый квадратный метр??!! Так мало??!!

> Опечатка?

Действительно, неправильно написал, поторопился...
не Ватт, а МЕГАВАТТ (то есть, миллион, 10⁶)

> Я не знаю, что Никомо называет КПД двигателя, может, какой-то особый параметр так называется.
> Вот, наверное, этот параметр и назван "кпд" - отношение энергии вылетающих газов к выделившейся энергии.

это почти что так. Только словом "кпд" называю его не я, а Добровольский М.В. (Синярев Г.Б.,Добровольский М.В."ЖРД. Теория и проектирование")
Имеется в виду кпд СГОРАНИЯ, то есть степень полноты преобразования энергии топлива в тепловую энергию. Неполнота эта определяется двумя причинами: физическая неполнота сгорания и-за плохого перемешивания и неравномерного распределения компонентов топлива по КС, а также вследствие недостатка времени для полного завершения процесса сгорания; другая причина - диссоциация продуктов сгорания. Затрата тепла на диссоциацию может доходить до 30% от теплотворной способности.
Но есть и еще кпд - расширения. Он представляет собой степень превращения тепловой энергии, выделяющейся в камере сгорания в располагаемую работу расширения.
Первой причиной, вызывающей потери в процессе расширения, является то, что вследствие конечных размеров выходного сечения сопла нельзя расширить продукты сгорания до давления, равного нулю, а, следовательно, и до температуры, равной нулю.
Второй вид потерь в процессе расширения - это потери трения, теплопередачи и пр.
(причем такие кпд - это не коэффициенты потерь, коэффициенты потерь равны корню из этих кпд)

Pokrovsky~stanislav> А через 6 секунд движок уже греет обращенную к пламени поверхность - по полной программе.

А через 5-6 секунд в камере уже установившийся режим, и номинальная тяга ОК, а охлаждение работает на полную.
Итак, как происходил запуск на F-1:
После предварительного ЗАХОЛАЖИВАНИЯ и заливки насосов компонентами топлива открываются в определенной последовательности пусковые клапаны. Компоненты под действием гидростатического напора и давления наддува поступают в первую очередь в ЖГГ. Зажигание компонентов в ЖГГ производится пиротехническим способом. Такое же пиротехническое зажигание устроено в сопловом насадке, в котором поджигается отработанный на турбине генераторный газ с кислородом, поступающим в камеру раньше горючего. Образовавшися генераторный газ раскручивает турбину, поднимая давление подачи обоих компонентов топлива По достижении определенного его значения происходит открытие главных пусковых клапанов подачи компонентов в камеру. Зажигание в камере - химическое. Для этого устроен блок подачи пускового горючего, самовоспламеняющегося с кислородом. В качестве пускового горючего применялась смечь триэтилбора с триэтилалюминием, которая находилась в спецгильзе. При включении главного клапана горючего срабатывает управляющий клапан пускового блока. Под действием давления горючего гильза с пусковой смесью разрушается, и в форсунки сначала поступает эта смесь, которая сразу воспламеняется с кислородом, поступившем в камеру несколько раньше горючего. После поступления на форсунки основного горючего -керосина, последний воспламеняется от пусковых продуктов сгорания, а пусковой блок отключается.

Краем уха слышал, что схема запуска Ф-1 - одна из самых сложных по числу и последовательности операций...

Покровский растет над собой, лохмато... тьфу ты, гениальность повышается на глазах Почти сравнялся с самим Томасом Альвой Эдисоном.

Эдисон, когда его конкуренты прижали, заявлял, что переменный ток - вещь совершенно недопустимая, противоречащая и божим законам, и человеческим установлениям

А вот что заявил Покровский:

7-40> Создание Ф-1 не противоречит законам природы, это слишком общее понятие, чтоб объяснять такие частности.

Это не совсем верно.
Ф-1 противоречит законам познания. И поскольку человечество и его познавательные способности есть часть природы, то создание Ф-1 противоречит законам природы, изучаемым в рамках философской науки гносеологии.

Мы, естественники и технари, не слишком жалуем философию. И это плохо. Это часто ограничивает наши возможности критики. Мы интуитивно чувствуем, что невозможно прохождение конструирования Ф-1 и Сатурна-5 так, как это представили американцы. Просто потому, что у нас за плечами опыт разработки и создания систем. А вот толком сказать не можем - понятийный и логический аппарат гносеологии ни нам сами, ни читающей нас публике - не доступен. А самые главные противоречия - именно здесь.

...

Программа "Аполлон" глубоко антинаучна. По сути она демонстрирует всему миру, что изменение масштаба ракеты и двигателя, лунного модуля, всей программы полета и лунных исследований прошло при отсутствии каких-либо научно-технических сложностей, которые бы в результате их преодоления породили бы научный идейный выход.

Форум С.Кара-Мурзы

// vif2ne.ru

 

 

(Рекомендуется прочитать полностью, весело )

Мы интуитивно чувствуем, что невозможно прохождение конструирования Ф-1 и Сатурна-5 так, как это представили американцы. Просто потому, что у нас за плечами опыт разработки и создания систем.

 

А если Вы вспомните, то Сидоров точно также пытался постулировать приоритет "интуиции, здравого смысла и личного опыта" над знаниями. А мы ему пытались обьяснить (некоторое время) что личный здравый смысл и интуиция не является вариантом откровения свыше, а является продуктом жизненного опыта и поэтому относительны.
Собственно, это позволяет говорить что абсолютизация личного опыта и интуиции является общей чертой у всех опровергателей.
Ещё, забавно упоминание "проектирования систем" в высказывании Покровского. Человек, не только никогда не проектировавший ЖРД, но и обладающий совершенно дремучими понятиями о них, изо всех сил пытается убедить окружающих что на основании своего незнания он может делать какие-то выводы. А так как его незнание и отсутствие опыта уже давно стали очевидны всем его читателям, он пытается прикрыть срам фоговым листочком философии и гносеологии. То есть, он собственно признаёт, что доказать невозможность Ф-1 он неспособен. Но это якобы не потому, что он ни ухом ни рылом в ЖРД, а потому, что ему философии нехватает. Каааацца ему, панимааш, а перекрестицца запамятовал.

По сути она демонстрирует всему миру, что изменение масштаба ракеты и двигателя, лунного модуля, всей программы полета и лунных исследований прошло при отсутствии каких-либо научно-технических сложностей

 

Чудесно, просто чудесно. Т.е. вместо того, чтобы признать что он ни черта не знает о программе Аполлон вообще и о преодолённых в её ходе технических сложностях в частности, он просто постулирует, что его незнание технических сложностей означает, будто их и не было. "Логика" опровергателей.
Что ещё интересно, ему кажется будто Аполлон представляет собой какой-то качественный скачок. На самом деле он был в общем-то скорее эволюционным достижением, а не революционным. Вот Шаттл был действительно революционным, причём создан в сходные сроки. Но ему почему-то Шаттл не мешает.

Никомо, ветка ушла в архив, так что обратите внимание на пост Форум С.Кара-Мурзы в архиве. А новая подветка в продолжении темы - тут: Форум С.Кара-Мурзы

Не успел раньше откомментировать: Форум С.Кара-Мурзы

Pokrovsky~stanislav> Итак. Пусть двигатель ракеты С-1Б, имеющий тягу, кажется 70 тонн, работает на пределе жаропрочности самых высокотемпературных сталей. 950 градусов.

> Двигатель Ф-1 имеет в 10 раз большую тягу, то есть при приблизительно тех же параметрах струи - пропускает через себя в 10 раз больший поток вещества. Т.е. имеет в 10 раз больше сечение.

> Различие по диаметрам в 3 раза. Интерполяцией получаем, что лучистый поток возрастает для этого случая где-то на 18%.

> Пусть толщина стенок КС у обеих ракет одинаковая. И материал стенки имеет одинаковую теплопроводность. А на дальней от пламени стороне металла поддерживается температура керосина из бака 20 градусов.
Тогда перепад температур на металле стенки для Ф-1 будет на 18% больше.
930х1.18=1100 градусов.

Да. Итак. Как всегда, Станислав ошибся с цифрами. Двигатель F-1 имеет тягу больше, чем H-1 в 7,6 раза.
Если бы так считать, то различие в диаметрах бы было ~2,7 раз. Но! Давление-то в камере F-1 ~70 атмосфер, а у H-1 - 45 атмосфер.
Давление на срезе сопла у F-1 - 0,5 атмосфер, у H-1 - 0,74 атмосферы. то есть, нельзя мерить даже по размеру сопла.
Если все-таки померить, то будет - 2,2 раза. Надо мерить по критическому сечению, тогда будет ~1,6 раз.
Ну, пусть все-таки поток вырос на 18%. Станислав забыл поделить на площадь. Тогда перепад будет 930х1.18/1.6³ = 268 градусов.
Где 1100? Н-да, "Вот мы и получили цифры"...
(Нет, конечно, тут вырастет и конвективный поток, но пока-то речи о нем не было.)

Дима-исследун возник на "хоботе" - и сразу ошарашил откровением:

vuka 3> ... а Скайлэб,выведен со 2й ступенью как?

Это не соответствует действительности.

"Скайлэб" выводился сам-собой ( т.е. в "мокром" варианте ), чему есть документальное подтверждение.

А поскольку данный факт установлен точно, то чем было "яркое пятнышко", которое наблюдали астрономы - вопрос совершенно факультативный.

Можно ( например ) поинтересоваться, была ли возможность вывести на эту орбиту 2-ю ступень "Скайлэб-2" ( ракеты 1-го экипажа посещения ) запущенной следом за "Скайлэб-1".

Когда говорят, что объект был опознан, как именно 2-я ступень "Скайлэб-1", то это просто болтовня. Астрономические средства не позволяют идентифицировать космические аппараты даже сегодня, так что утверждать, будто всё время наблюдалась одна и та же "железная ступень", а не ( например ) несколько имитаторов меньшей массы, сменявших друг друга - абсолютно НЕВОЗМОЖНО.

Поэтому тема для серьёзного обсуждения в вопросе о 2-й ступени "Скайлэб-1" на орбите - отсутствует.

А были ли американцы на Луне - 2 (Считаю что ВСЕ видеролики в программе Аполлон на Луне - фальшивые) (продолжение) [74] - Конференция iXBT.com

iXBonus Реклама // forum.ixbt.com

 

 

---

PS Там же активно пописывает бауманец Гошенька