Обсуждение "резюме" Karev1 и его ответы

 
1 12 13 14 15 16 23
+
-
edit
 

Imart

новичок
privalov> Читал Википедию и обнаружил интересный фактик. F-1, двигатель Сатурна, требовал впрыскивания топливной смеси с очень сильным переизбытком топлива по отношению к окислителю. Для керосина RP-1 нормальный Oxidizer to Fuel Ratio - 2.56, а F-1 потреблял топливо и окислитель в соотношении 2.27
privalov> Я по быстрому просмотрел странички других ракетных двигателей - вроде они ни в чем подобном замечены не были.

Да ладно, ну хоть RS-56ВА - 2.25, RS-56SA - 2.27.
они потомки RS-27, который в свою очередь модернизированный вариант
Н-1.
 6.06.0

Tico

модератор
★★
Влад, Карев, в Вики просто написали в очередной раз ерунду. Там не было ничего подобного, использовался алгоритм linear quadratic guidance law (не знаю как по русски), короче, полиномиальная интерполяция второй степени между исходным и конечным векторами состояния КА.

http://ocw.mit.edu/NR/rdonlyres/.../0/4_23_bennett.pdf
- Барабашка - это научный факт. (с) аФон+  6.06.0
Это сообщение редактировалось 25.09.2008 в 12:56
RU Старый #25.09.2008 12:14
+
-
edit
 

Старый

из курилки

У двигателей открытой схемы с газогенераторами на основных компонентах соотношение сдвинуто в пользу керосина, т.к. ГГ работает на большом избытке керосина, а потом он сбрасывается за борт.
Старый Ламер  6.06.0

7-40

астрофизик

Tico> Влад, Карев, в Вики просто написали в очередной раз ерунду. Там не было ничего подобного, использовался алгоритм linear quadratic guidance law (не знаю как по русски), короче, полиномиальная интерполяция второй степени между исходным и конечным векторами состояния КА.
Tico> http://ocw.mit.edu/NR/rdonlyres/.../0/4_23_bennett.pdf

Ага. Надо посмотреть. Но вот где же я читал про визуальные наблюдения КМ, связанные как раз с грав. поворотом... Буду курить матчасть. :)
 7.07.0

7-40

астрофизик

Karev1> Не понятно, что тут имеется в виду под гравитационным разворотом (a gravity turn ).

Движение, при котором переход от горизонтального полёта к вертикальному (при посадке) или наоборот (при взлёте) происходит под воздействием силы тяжести.

Karev1> Пертурбационный маневр? При полетах Земля-Луна-Земля он не имеет смысла.

Это почему же?

Karev1> Разворот длинной связки в поле тяготения под действием градиента тяготения? Он тут никаким боком...

Никаким.

Karev1> P/S/ Участвовать в обсуждении программы Аполлон пока нет времени и сил. Сильно занят и на работе и дома.

А пока Вас нет, Ваш протеже Покровский, пока Вас нет, сейчас активно развивает теорию аэродинамической стабилизации "Сатурна-5", летящего неуправляемым на одном движке на высотах больше 40 км. ;) А заодно, ссылаясь на Вас, на голубом глазу говорит, что все американские ракеты тогда не могли летать оптимально потому, что у американцев не было ни математического аппарата, ни каких-то там технических примочек, с помощью которых можно летать оптимально. А у нас всё это было. И вот поэтому американцев нельзя было уличить в том, что ракета отклоняется от траектории на многие градусы - потому как у них все ракеты так летали, десять градусов туда-сюда. :) И якобы это всё ему рассказали именно Вы. ;)
 7.07.0

Tico

модератор
★★
7-40> Ага. Надо посмотреть. Но вот где же я читал про визуальные наблюдения КМ, связанные как раз с грав. поворотом... Буду курить матчасть. :)

Даже интересно... :) Я помню только радарные наблюдения ЛМ с КМ во время спуска, и ещё помню что-то связанное с визуальными наблюдениями во время возвращения ЛМ на орбиту, но гравитационный поворот?.. Не помню. Может, Сатурн-5 что-то такое вытворял. Я по нему мало читал. Мне ЛМ всегда был намного более интересен :)
- Барабашка - это научный факт. (с) аФон+  6.06.0

Karev1

опытный

Karev1>> Не понятно, что тут имеется в виду под гравитационным разворотом (a gravity turn ).
7-40> Движение, при котором переход от горизонтального полёта к вертикальному (при посадке) или наоборот (при взлёте) происходит под воздействием силы тяжести.
А-а!!! Да-да! :-) Так и есть. Совсем башка не варит :-( Слова до боли знакомые, а что значат - не вспомню. Совсем плохой стал ;-). Ну и что вас удивило? Практически при любых стартах тяжелых ракет используется гравитационный разворот. Зенитные ракеты его не используют (им не надо), да советские лунники с грунтом при старте с Луны (из-за особенностей СУ и траекторий). А при старте с Луны на окололунную орбиту без гравразворота нет смысла обходиться.
Karev1>> Пертурбационный маневр? При полетах Земля-Луна-Земля он не имеет смысла.
7-40> Это почему же?
У Левантовского вроде все понятно изложено.
Karev1>> Разворот длинной связки в поле тяготения под действием градиента тяготения? Он тут никаким боком...
7-40> Никаким.
Karev1>> P/S/ Участвовать в обсуждении программы Аполлон пока нет времени и сил. Сильно занят и на работе и дома.
7-40> А пока Вас нет, Ваш протеже Покровский, пока Вас нет, сейчас активно развивает теорию аэродинамической стабилизации "Сатурна-5", летящего неуправляемым на одном движке на высотах больше 40 км. ;)
Это он не прав.
7-40> А заодно, ссылаясь на Вас, на голубом глазу говорит, что все американские ракеты тогда не могли летать оптимально потому, что у американцев не было ни математического аппарата, ни каких-то там технических примочек, с помощью которых можно летать оптимально. А у нас всё это было. И вот поэтому американцев нельзя было уличить в том, что ракета отклоняется от траектории на многие градусы - потому как у них все ракеты так летали, десять градусов туда-сюда. :) И якобы это всё ему рассказали именно Вы. ;)
Это он совсем не прав. Я ему говорил совсем другое. А где это он сказал? Я ему говорил, что подбор оптимальной траектории весьма сложен и небольшие отклонения от оптимальности приводят к весьма большим отклонениям траектории. Когда я был студентом 4-го курса и делал курсовые по динамике полета, то моя ракета (Титан-3А) при первой итерации расчета 1-ступени втыкалась в землю еще до конца работы 1-й ступени. Хотя я брал рекомендованый угол разворота. Нужного результата я добился только с 4-й попытки, меняя угол начального разворота на десятые доли градуса. И то, когда я посчитал все 3 ступени, нужно было бы вернуться к 1-й ступени и повторить расчет, потому что 2-я и, особенно, 3-я ступени работали неоптимально. Но, т.к. расчеты тогда выполнялись большей частью в ручную, я уговорил руководителя оставить расчет без изменения.:-)
И еще был такой момент: большинство расчетов в конце концов давали результаты близкие к объявленным американцами. Но некоторые (не помню какие, но, возможно, и С-5) никак не влазили в требуемый результат. Хотя никаких ошибок в расчетах преподаватели не находили. Они махали на это рукой и ставили хорошие оценки, объясняя расхождения неверностью исходных данных (из открытой литературы). Вот что я рассказывал Станиславу.
 6.06.0

Karev1

опытный

7-40>> Движение, при котором переход от горизонтального полёта к вертикальному (при посадке) или наоборот (при взлёте) происходит под воздействием силы тяжести.
Да, и в применении к посадке я никогда не встречал гравразворота. ПМСМ это - бессмыслица.
И еще про С-5. Согласно Шунейко программа работы С-5 была какая-то особохитрая. Кроме управления по тангажу там был и разворот по крену и управление соотношением компонентов. Это могло помочь замутить проверочные расчеты, если б кто захотел их сделать.
 6.06.0

7-40

астрофизик

Karev1>>> Не понятно, что тут имеется в виду под гравитационным разворотом (a gravity turn ).
7-40>> Движение, при котором переход от горизонтального полёта к вертикальному (при посадке) или наоборот (при взлёте) происходит под воздействием силы тяжести.
Karev1> А-а!!! Да-да! :-) Так и есть. Совсем башка не варит :-( Слова до боли знакомые, а что значат - не вспомню. Совсем плохой стал ;-).

А был ли хорошим? ;) Не, был. Года два-три назад. Но сейчас уже нет. ;)

Karev1> Ну и что вас удивило?

Нас не удивило. Мы просто обсуждаем.

Karev1> Karev1>> Пертурбационный маневр? При полетах Земля-Луна-Земля он не имеет смысла.
7-40>> Это почему же?
Karev1> У Левантовского вроде все понятно изложено.

Ммм... Не напомните ли?

7-40>> А пока Вас нет, Ваш протеже Покровский, пока Вас нет, сейчас активно развивает теорию аэродинамической стабилизации "Сатурна-5", летящего неуправляемым на одном движке на высотах больше 40 км. ;)
Karev1> Это он не прав.

Ну так скажите ему об этом. ;) Но только ли в этом он неправ? ;)

7-40>> А заодно, ссылаясь на Вас, на голубом глазу говорит, что все американские ракеты тогда не могли летать оптимально потому, что у американцев не было ни математического аппарата, ни каких-то там технических примочек, с помощью которых можно летать оптимально. А у нас всё это было. И вот поэтому американцев нельзя было уличить в том, что ракета отклоняется от траектории на многие градусы - потому как у них все ракеты так летали, десять градусов туда-сюда. :) И якобы это всё ему рассказали именно Вы. ;)
Karev1> Это он совсем не прав. Я ему говорил совсем другое.

Ну так скажите ему об этом. ;)

Karev1> А где это он сказал?

Тут: http://supernovum.ru/forum/read.php?2,90109,93232#msg-93232

Karev1> Я ему говорил, что подбор оптимальной траектории весьма сложен и небольшие отклонения от оптимальности приводят к весьма большим отклонениям траектории. Когда я был студентом 4-го курса и делал курсовые по динамике полета, то моя ракета (Титан-3А) при первой итерации расчета 1-ступени втыкалась в землю еще до конца работы 1-й ступени. Хотя я брал рекомендованый угол разворота.

Звучит неправдоподобно. ;) Разве что уже тогда у Вас были очень кривые ручки. ;)

Karev1> И еще был такой момент: большинство расчетов в конце концов давали результаты близкие к объявленным американцами.

Скажите об этом Покровскому. ;)

Karev1> Но некоторые (не помню какие, но, возможно, и С-5) никак не влазили в требуемый результат. Хотя никаких ошибок в расчетах преподаватели не находили. Они махали на это рукой и ставили хорошие оценки, объясняя расхождения неверностью исходных данных (из открытой литературы). Вот что я рассказывал Станиславу.

Но он как всегда всё перепутал. ;)
 7.07.0

7-40

астрофизик

7-40>>> Движение, при котором переход от горизонтального полёта к вертикальному (при посадке) или наоборот (при взлёте) происходит под воздействием силы тяжести.
Karev1> Да, и в применении к посадке я никогда не встречал гравразворота. ПМСМ это - бессмыслица.

"Сервейеры" точно садились с гравразворотом.

Karev1> И еще про С-5. Согласно Шунейко программа работы С-5 была какая-то особохитрая. Кроме управления по тангажу там был и разворот по крену и управление соотношением компонентов. Это могло помочь замутить проверочные расчеты, если б кто захотел их сделать.

Про крен не помню, но игра соотношением компонентов - разумная вещь. В Шунейко подробно объясняется, кстати. И официальные данные по алгоритму изменения компонентов, если я не ошибаюсь, есть. Впрочем, это на траекторию влияет мало, в пределах процента или единиц процента максимум, имхо. По сравнению с "траекторией Покровского" это вообще ерунда, эффект третьего порядка.
 7.07.0

Karev1

опытный

Karev1>> У Левантовского вроде все понятно изложено.
7-40> Ммм... Не напомните ли?
Некогда. гляньте в книжку, если что не понятно - спросите.
Karev1>> А где это он сказал?
7-40> Тут: http://supernovum.ru/forum/read.php?2,90109,93232#msg-93232
Да-а, уж...
Karev1>> Я ему говорил, что подбор оптимальной траектории весьма сложен и небольшие отклонения от оптимальности приводят к весьма большим отклонениям траектории. Когда я был студентом 4-го курса и делал курсовые по динамике полета, то моя ракета (Титан-3А) при первой итерации расчета 1-ступени втыкалась в землю еще до конца работы 1-й ступени. Хотя я брал рекомендованый угол разворота.
7-40> Звучит неправдоподобно. ;) Разве что уже тогда у Вас были очень кривые ручки. ;)
Могу предложить вам самому поупражняться, чтоб убедиться самому, но вы, естественно, откажетесь, и правильно сделаете - занятие весьма утомительное. С ручками у меня всегда все было в порядке. В конце института весь выпуск поучаствовал во всесоюзной олимпиаде по ракетной тематике. До сих пор с гордостью храню грамоту за 2-е место. Правда приз (спальный мешок), у меня через несколько лет стырили на Грушинском фестивале. К стати, занявшие 1-е и 3-е место ребята, давно доктора наук (как раз по динамике полета). Правда победитель давно не работает по специальности, зато третий призер работает ученым-секретарем (кажется так называется должность) какой-то академии. Вот так в жизни бывает.
 6.06.0
Это сообщение редактировалось 25.09.2008 в 17:23

7-40

астрофизик

Карев, я бегу, потом отвечу подробнее, пока вопрос: можно ли сказать Покровскому, что он от Вашего имени написал чушь, и сослаться на Вас? ;)
 7.07.0

Karev1

опытный

7-40> Карев, я бегу, потом отвечу подробнее, пока вопрос: можно ли сказать Покровскому, что он от Вашего имени написал чушь, и сослаться на Вас? ;)
Слово "чушь" можно не писать, а сослаться на мое сообщение надо. Я ему уже в личке выразил свое мнение.
 6.06.0

7-40

астрофизик

Karev1> Некогда. гляньте в книжку, если что не понятно - спросите.

Я просто не знаю, куда смотреть. ;) Потому что вообще-то пертурбационные манёвры в поле Луны совершаются и, имхо, нет особых причин не совершать их путём гравитационного разворота.

Karev1> Karev1>> Я ему говорил, что подбор оптимальной траектории весьма сложен и небольшие отклонения от оптимальности приводят к весьма большим отклонениям траектории. Когда я был студентом 4-го курса и делал курсовые по динамике полета, то моя ракета (Титан-3А) при первой итерации расчета 1-ступени втыкалась в землю еще до конца работы 1-й ступени. Хотя я брал рекомендованый угол разворота.
7-40>> Звучит неправдоподобно. ;) Разве что уже тогда у Вас были очень кривые ручки. ;)
Karev1> Могу предложить вам самому поупражняться, чтоб убедиться самому, но вы, естественно, откажетесь, и правильно сделаете - занятие весьма утомительное. С ручками у меня всегда все было в порядке.

Ладно, может, я был не прав, прошу прощения, если что не так. Я ж не знаю, что и как Вы там оптимизировали. Мне просто трудно себе представить, как можно заставить РН воткнуться в землю при оптимизации траектории, если уж совсем не напортачить. Но т. к. я не знаю, каким методом Вы пользовались, и уж тем более с учётом того, что считать наверняка приходилось на линейке (?), то, может, и зря напраслину возвожу. :)
 7.07.0
+
-
edit
 

Nikomo

опытный

Новые ответы Покровскому:

>> Покровский, как всегда торопится. Зря спасибо говорил. То, что 70% керосина уходило на наружное охлаждение, не означает, что на завесу уходило 30%.
Pokrovsky> Конечно, не означает. А у кого еще, кроме самого Никомо, такая глупая мысль появлялась?
 

А это тогда к чему?
>> на наружное охлаждение уходил не весь керосин, а 70% только от всего общего расхода.
Pokrovsky> Ой! А я написал 3%. - Как для газогенератора.
 

Покровский считал, что на наружное охлаждение уходило 3%? Это что-то странно. Обычно в двигателях используется 100% для наружного охлаждения. Если есть еще и внутреннее, то тогда 95%-97% может быть.

Pokrovsky>
1) Вопрос по пороху - подвис из-за Чесменского сражения. Дело давнее и темное. Может, и вправду не взрывались турки вместе с кораблями, а горели на медленном огне. - Впрочем, как басурамнам, врагам Бога и Истины - и достойно было.
Поскольку эти, становящиеся уже вполне богословскими, вопросы не имеют отношения к камере сгорания(разве что к перспективе ее авторов и защитников), - я готов прекратить прения по вопросу взрываемости/невзрываемости пороха.
 


Принято.

Pokrovsky> Заодно Вы вспомнили про потери скорости на турбине. У меня есть некоторые сомнения в Вашей оценке снижения скорости.

окружная максимальная скорость турбин = 300...400 м/с. Это продиктовано соображениями прочности турбины. И это относится к турбинам в ТНА ЖРД. Про другие турбины речь не идет.

Pokrovsky>
3) По Штернфельду
Вы, наверное, не обратили внимания, что в книге вариант Штернфельда отнесен к разделу "Влияние диссоциации". И вариант Штернфельда полностью игнорирует вопросы теплопередачи на стенку. Просто: в центре температура снижается, а на периферии - она и так не высока. Сгорание дополнительного топлива не шибко ее повышает.
Для завесного охлаждения - важно прежде всего поглощение в слое жидкости на стенке и в парах топлива. И это никак не связывается с тем, что в центре добавили окислителя.Разумеется, работает и эффект Штернфельда.
Но это никоим образом не отрицает того, что, кроме "единственного " способа тупого изменения общего соотношения компонент, есть по меньшей мере и способ снижения температуры, заключающийся в перераспределении топлива и окислителя по разным участкам КС.
Впрочем, если Вы собираетесь оспаривать это утверждение, оспаривайте.
Но с четкой формулировкой типа: перераспределение компонент при постоянном их общем соотношении по объему камеры - температура в камере измениться не может.
И - доказательство, пожалуйста. Ибо - ничего очевидного в такого рода утверждении нет.
 


А говорил Покровский:
Pokrovsky> Честно говоря, мне тоже до чертиков надоело бегать по кругу.

выходит, еще не совсем надоело. Значит так: Покровский полагает, что перераспределением компонентов топлива по КС можно добится снижения температуры горения?
Не буду уже объяснять (объяснения были), так как Покровский общих рассуждений не желает понимать, а приведу нагляднейший пример.
Покровский хочет перераспределения компонентов в КС? А это очень напоминает то, что происходит в SSME (это двигатель Шаттла). Там в КС подаются два потока - один с избытком окислителя, другой с избытком горючего. Температура этих потоков такова, чтобы выдерживали лопатки турбин. Так вот, Покровский что же, так думает, что в SSME температура в КС понижена? Тогда он сильно ошибся. Температура там именно такая же, как если бы просто подавались в КС окислитель и горючее (без этих избытков).
Итак, для того, чтобы реализовать идею Покровского (а не Штернфельда), эти перераспределенные потоки надо как-то изолировать друг от друга. И что предлагает Покровский? Поставить в КС перегородку и сделать второе сопло? Но даже и тут у него облом-с. Та часть, где избыток кислорода, быстро прогорит, потому что избыток окислителя очень способствует прогару стенки, вызывая ее быструю коррозию. Стенки кислородом "на заре ракетной техники" пытался защищать Годдард, но эти двигатели прогорали.
Ну, если и на сей раз до Покровского не дойдет...

Pokrovsky>
Видимо, поэтому у Шунейко никакого пленочного охлаждения для стенки КС не обозначено, только регенеративное:
Охлаждение камеры сгорания и сопла - регенеративное, горючим
 


Гахун - конструктор ракетных двигателей. Шунейко не конструктор ЖРД, и не вникал детально в конструкции двигателей.

Pokrovsky>
Керосин в систему охлаждения КС поступает в лучшем случае при комнатной температуре около 300 К(без учета нагрева при сжатии в ТНА)
300 + 304 = 604 К
Без учета перепада температурных сопротивлений на двух границах керосин-инконель и инконель-керосин температура жидкого керосина в самом холодном месте охлаждаемой стенки не имеет права быть ниже 604 К.
 


Это про какое охлаждение? Про наружное или внутреннее? Если наружное, то да. А если внутреннее, то нет. Для внутреннего не используется керосин, подогретый в тракте наружного охлаждения. Так делал разве что Годдард.

Pokrovsky> В тракте охлаждения F-1 давление не ниже 8 МПа.

В тракте охлаждения давление 10 МПа. Падение давления на форсунках 0,66 МПа, падение давления в охл. тракте 1,85 МПа, давление на выходе форсунок 7,75 МПа.

Pokrovsky>
Т.е. даже без учета термических сопротивлений, без учета нагрева керосина в ТНА, без учета собственно прохождения тепла через керосин(тоже теплопроводностного, но при меньшем коэф. теплопроводности, т.е. с большим перепадом температур по толщине слоя керосина), - жидкий керосин имеет возможность омывать около 1/7 поверхности охлаждения. Надо всей остальной поверхностью - это уже вещество в закритическом состоянии.
Повторю: мы пренебрегли термическими сопротивлениями на двух поверхностях теплопередачи и температурным перепадом по самому слою керосина. Добавка этих составляющих расчетной температуры керосина на поверхности стенки КС - делают охлаждаемую жидкостью часть стенки - пренебрежимо малой.
 


Опять: про какое охлаждение речь? Наружное или внутреннее? Кстати, если все же внутреннее, то теплопроводность керосина не имеет значения.

Pokrovsky>
Замечу, что при снижении температуры стенки процентов на 15%, т.е. градусов на 50 для самых холодных участков делает температуру керосинового слоя на холоднях участках около 550 К, а на горячих - около 750. При этом существование пленки жидкого керосина на поверхности КС становится возможным для половины поверхности камеры.
 


Ну, вот тут речь, похоже, уже идет о внутреннем охлаждении. Это новый круг? Я ведь приводил механизм завесного охлаждения.
Ладно, еще раз повторяю:
Если на внутреннее охлаждение подается жидкость, то под действием сильных тепловых потоков она испаряется и над слоем жидкости создается защитный слой из паров жидкости. Таким образом, получается как бы два защитных слоя: пара и жидкости. Вдали от места подачи жидкость испаряется, но защитный слой пара, остающийся у стенки, еще предохраняет на некотором участке стенку от прогорания.
Тепло от горячих продуктов сгорания отдается не непосредственно металлической стенке, а защитной пленке и расходуется на нагревание и испарение пленки, а также на перегрев пленки пара, получающегося при кипении жидкости. Кроме того, пленка жидкости, обладающая отражающими свойствами, может играть роль экрана, защищающего стенку камеры двигателя от воздействия лучистых тепловых потоков.
 


Так кто говорит, что защита стенок обеспечивается только пленкой жидкого керосина? Или Покровский все же имел в виду наружное охлаждение? При чем тогда тут 750 К, существование пленки на поверхности?
А если все-таки завесное, то для расчета завесного охлаждения надо еще учитывать теплоту парообразования керосина и теплоемкость перегретых паров керосина. Тепловой поток расходуется на нагрев пленки, испарение ее, и перегрев пара жидкости до температуры ПС.
И не надо забывать, что охлаждение - комбинированное, то есть наружное+внутрее. Да и если расход керосина сделать несколько побольше (относительно побольше), то слой дотянет и до критики. В целях экономии обычно создают отдельные пояса завес, но в районе критики завеса не подается, разве что на входе в сопло.

Pokrovsky>
Считаем напряжения, возникающие в СТАЦИОНАРНОМ режиме между этими слоями металла.

Е - модуль Юнга никеля - 2*1011.
У сплава он может несколько отличаться, но не принципиально.

m - коэффициент Пуассона. Для никеля - 0.28
a - коэф. термического расширения - для никеля 1.2*10-5

Термомеханические напряжения:

Y~ dT*E*a/(1-m) =304*2*1011*1.2*10-5/0.72 ~ 1 ГПа.
Это превышает напряжения пластической деформации никелевых жаропрочных сплавов(600 МПа) - более, чем в 1.5 раза.
 


Если считать по такой формуле, тогда это означает, что Покровский опроверг всю ракетную технику.
Перепад температур по толщине стенки 300 гр - обычное дело в двигателях. Ну, а когда этот перепад 540 гр (там разные перепады, есть и 300 гр)? Габариты этого двигателя: общая длина 730 мм, длина КС 340 мм, диаметр КС 250 мм, диаметр критики 108 мм, толщина стенки 2 мм. Температура в КС 2853 К, давление в КС 23 кГ/см2, расход топлива 13,9 кг/с. Как видно, двигатель небольшой. По расчету Покровского напряжение тогда у него будет 1800 МПа. Как же он это выдерживает?
Ладно, будем считать так, как Покровский, но не по такой формуле, потому что для трубок считают иначе.
Свойства материала, температура те же. Наружный диаметр R=2.53 см, внутренний - r=2.5 см. Тогда A=E*a/(3*(1-m)*(R-r))=37 МПа/см. B=(R3-r3)/(R2-r2)=3,77 см. Напряжение сигма1=dT*A*(3*R-2*B)=505 МПа снаружи, сигма2=dT*A*(3*r-2*B)=-507 МПа внутри. Получаем в 2 раза меньшие значения, чем у Покровского.
Предел текучести у Инконеля-Х 75 кГ/мм2 = 735 МПа. (график в К.У.Бессер "Инженерный справочник по управляемым снарядам" стр.152 рис.20, при 550 С)
Так что будет еще запас ~30%.

Pokrovsky> Напряжения в режиме стационарной работы двигателя превышают предел пластичности. И могут обеспечивать работу машины только очень кратковременно.

Как видим, это не так. Но вообще-то для более достоверного определения термических напряжений лучше применять программы ANSYS или MSC.MARC.

Pokrovsky> У Покровского не было образцов с облучаемой поверхностью квадратный метр.

И при чем тут квадратный метр? Небольшой лазер за миллисекунду на небольшой площадке создает воздействие с мощностью 100 МВт. Для того, чтобы создать нечто подобное на поверхностях неск. кв.м да еще и в 1000 раз дольше, мощность лазера должна быть несопоставимо больше.
Почему такой вопрос был? А такая мощность приведена в книжке, на которую ссылался Покровский - "Модифицирование и легирование поверхности лазерными, ионными и электронными пучками" под ред.Поута,Фоти,Джекобсона,перевод Мышкина,Белого,Анищика,под ред.Углова,1987 г.
 

7-40

астрофизик

Никомо, http://supernovum.ru/forum/read.php?2,90109,94440#msg-94440

>Предел текучести у Инконеля-Х 75 кГ/мм2 = 735 МПа. (график в К.У.Бессер "Инженерный справочник по управляемым снарядам" стр.152 рис.20, при 550 С)

Для корректности подобных сообщений необходимы указания:
1) на температуру, при которой измеряется эта величина - с температурой после 500-600 градусов все эти пределы быстро падают

2) на фазовый состав инконеля по результату термической обработки перед измерением - при температурах 700-800 градусов разница в соответствующих величинах для сплава с разным содержанием гамма-штрих фазы - раза в полтора, при температурах за 900 градусов - масштаба порядка величины.

В справочнике 1969 года
Ф.Ф. Химушин. Жаропрочные стали и сплавы. Москва, «Металлургия», 1969 - тоже данные приводятся безотносительно к фазовому составу.

Что поделать, к тому времени только-только узнали о существовании этой важной связи.

Но там хотя бы указывается на зависимость от температуры.
При 650 градусах длительная прочность из расчета 100 часов - 552 МПа, при 815 - 179 МПа, при 982 - 24 МПа.

Длительная прочность, понятно, не равна пределу текучести - несколько меньше его. Но она связана с ним. И, как видите, изменения с ростом температуры - весьма и весьма заметные.

Так для каких условий у Вас предел текучести инконеля составляет 735 МПа? - Без этого цифра АБСОЛЮТНО БЕССОДЕРЖАТЕЛЬНА.

Впрочем, и американцы при проектировании Ф-1 тоже не владели вопросом зависимости предела текучести и предела прочности от состава и от способа обработки.

И точно так же, как Вы, Никомо, - залезли в справочник, обрадовались: "Вот хороший материал!" - А потом не могли понять, что же с ним происходит.

Только об этом я и говорю.
Вы спорите со мной уже который день - и до сих пор, получается, не поняли основного вопроса.

Еще раз повторяю:

1) у инконеля свойства меняются с температурой, с фазовым составом, а сам фазовый состав меняется под действием высоких напряжений - в направлении охрупчивания.

2) Трубки, из которых сделан корпус камеры сгорания перед тем, как их напрягла работа двигателя, прошли через пластическую деформацию при прокатке и сварке(имеется в виду сварка трубы как таковой). Затем - на них воздейстовало напряжение, связанное с высокотемпературной пайкой серебряным припоем. Вдоль всех 2х900 метров границ паяного соединения - напряжения после остывания - сохранялись, причем на уровне, близком к пределу пластичности. Все это влияет на фазовый состав. Термомеханические напряжения при работе двигателя - тоже.

3) То, что воздействие высоких напряжений изменяет фазовый состав никелевых жаропрочных сплавов, - наукой выясняется только сейчас.
Когда делался Ф-1 ни о чем подобном нельзя было даже догадываться. Сами прочностные свойства еще не связывались с тем или иным фазовым составом. Теорией не связывались! А до того, что и сам фазовый состав способен претерпевать вредоносные изменения - вообще еще 40 лет никто не мог думать.

Вы уж, пожалуйста, уясните себе предмет дискуссии.
А то ведь спорите невесть о чем.
_________
http://supernovum.ru/forum/read.php?2,90109,94442#msg-94442
Pokrovsky> В тракте охлаждения F-1 давление не ниже 8 МПа.
>В тракте охлаждения давление 10 МПа. Падение давления на форсунках 0,66 МПа, падение давления в охл. тракте 1,85 МПа, давление на выходе форсунок 7,75 МПа.

Спасибо. Информация, никогда лишней не бывает.

Впрочем, кинувшись уточнять, Вы не признали Вашу собственную прошлогоднюю фразу, которую я процитировал, взяв из ветки на форуме Кара-Мурзы.
Цитата мной была использована ради другой цифры - критической температуры керосина 678 К.

__________
Pokrovsky> Заодно Вы вспомнили про потери скорости на турбине. У меня есть некоторые сомнения в Вашей оценке снижения скорости.
>окружная максимальная скорость турбин = 300...400 м/с. Это продиктовано соображениями прочности турбины. И это относится к турбинам в ТНА ЖРД. Про другие турбины речь не идет.

Я несколько о другом.
Вы получили скорость 900 м/с на выходе из турбины простым вычитанием окружной скорости из начальной 1200 м/с.

Я несколько усомнился в правомерности такого вычитания. Но пока не готов это оспаривать. Может, и правильно.
_______________
http://supernovum.ru/forum/read.php?2,90109,94460#msg-94460
> Покровский считал, что на наружное охлаждение уходило 3%? Это что-то странно. Обычно в двигателях используется 100% для наружного охлаждения. Если есть еще и внутреннее, то тогда 95%-97% может быть.

Не заботьтесь об этом. Бывают описки. Пишешь об одном, думаешь о другом.
Тогда, когда цифра стала существенной для расчетов, - она использована уже в правильном варианте.

Сами же 3% использовались в следующем контексте:

"Если уж по трубкам изнутри камеры течет керосин, то мне бы глянуть на Ваши оценки температур в этом потоке керосина, - чтобы дальнейшая передача довольно значительного потока, выносимого 3% общего расхода керосина с нагреванием его на 500 с лишним градусов - выглядела бы правдоподобно."

Как видите, я усомнился в возможности теплопередачи в керосин регенеративного охлаждения - тепла из камеры сгорания в количествах в 23 раза меньше реального потока - если бы по трубкам внутри камеры сгорания тек бы жидкий керосин.

Видите ли, у керосина коэффициент теплопроводности в 200-300 раз меньше, чем инконеля.
Если по поверхности стенки камеры сгорания со стороны пламени течет поток жидкого керосина, как Вы себе позволили сказать, то обязательно надо прояснить, как этому потоку удается передать тепло в керосин регенеративного охлаждения

Впрочем, от этого вопроса Вы увильнули.

А вопрос и вправду интересный. Керосин регенеративного охлаждения входит в трубки с температурой 300 К, выходит с температурой 850 К. Перепад температур на инконеле 300 градусов. Следовательно керосин пленочного охлаждения(или завесного, как Вы выразились) - только для осуществимости теплопередачи должен иметь температуры от 600 К до 1150 К. С учетом весьма низкой теплопроводности керосина и ОБЯЗАТЕЛЬНЫХ температурных перепадов на двух границах керосин-инконель и инконель-керосин - по обе стороны стенки трубки - это еще несколько десятков градусов.

А он уже при 678 К - перстает быть жидким.
Вот я и подумал: может Никомо откажется от своих слов о присутсвии потока жидкого керосина на стенке камеры сгорания. Ляпнул, дескать, сгоряча.

Или хотя бы опишет, как при наличии потока жидкого керосина по внутренней стенке камеры сгорания удается нагреть еще и керосин в системе регенративного охлаждения.

А то ведь неприлично получается. По большей части поверхности охлаждения тепло должно по всем законам идти все-таки от керосина регенеративного охлаждения к жидкому керосину внутри КС.
 7.07.0
Это сообщение редактировалось 26.09.2008 в 12:43
RU Yuri Krasilnikov #26.09.2008 12:20  @Karev1#25.09.2008 16:25
+
-
edit
 

Yuri Krasilnikov

аксакал

Karev1> И еще про С-5. Согласно Шунейко программа работы С-5 была какая-то особохитрая. Кроме управления по тангажу там был и разворот по крену и управление соотношением компонентов.

И чего ж там хитрого?

Разворот по крену на вертикальном участке - стандартный маневр для совмещения "плоскости 1-3" ;) с плоскостью стрельбы. Для Р-12 это делают до запуска, крутя ракету вокруг вертикальной оси вместе со столом, но она весит 60 тонн, можно и ручной лебедкой покрутить, а дуру в 50 раз тяжелее не особо повертишь. Так что легче заставить бортовой компьютер (благо на С-5 компьютер, а не как на Р-12, СУ без единого электронного прибора) крутить ее уже в полете.

Еще там был завал сразу после отрыва на полтора градуса от вертикали в сторону от башни обслуживания - на всякий пожарный, пока выше башни не поднимется, но вряд ли это особо сильно скажется на конечном результате.

Соотношение компонентов регулируется imho только на 2-й ступени, зачем - не знаю, но секрета в этом нет, можно посмотреть.

Karev1> Это могло помочь замутить проверочные расчеты, если б кто захотел их сделать.

А какие проблемы? В отчетах о полетах (сейчас они выложены в интернете) куча цифр и графиков, считай - не хочу, и смотри, получаются ли графики, похожие на нарисованные, или нет.

A Lannister always pays his debts.  

Karev1

опытный

Karev1>> Некогда. гляньте в книжку, если что не понятно - спросите.
7-40> Я просто не знаю, куда смотреть. ;) Потому что вообще-то пертурбационные манёвры в поле Луны совершаются и, имхо, нет особых причин не совершать их путём гравитационного разворота.
Не имеют смысла не пертурбационные маневры в поле Луны (хотя где-то читал, что они выигрыша практически не дают?), а пертурбационные маневры в поле Луны в полете по трассе Земля-Луна-Земля. Что может дать такой маневр? Либо подразогнаться в направлении орбитального движения Луны, либо притормозить в том же направлении. Ни то ни другое в данном случае не нужно.
Karev1>> Karev1>> Я ему говорил, что подбор оптимальной траектории весьма сложен и небольшие отклонения от оптимальности приводят к весьма большим отклонениям траектории. Когда я был студентом 4-го курса и делал курсовые по динамике полета, то моя ракета (Титан-3А) при первой итерации расчета 1-ступени втыкалась в землю еще до конца работы 1-й ступени. Хотя я брал рекомендованый угол разворота.
7-40> 7-40>> Звучит неправдоподобно. ;) Разве что уже тогда у Вас были очень кривые ручки. ;)
Karev1>> Могу предложить вам самому поупражняться, чтоб убедиться самому, но вы, естественно, откажетесь, и правильно сделаете - занятие весьма утомительное. С ручками у меня всегда все было в порядке.
7-40> Ладно, может, я был не прав, прошу прощения, если что не так. Я ж не знаю, что и как Вы там оптимизировали. Мне просто трудно себе представить, как можно заставить РН воткнуться в землю при оптимизации траектории, если уж совсем не напортачить. Но т. к. я не знаю, каким методом Вы пользовались, и уж тем более с учётом того, что считать наверняка приходилось на линейке (?), то, может, и зря напраслину возвожу. :)
Не все на линейке. Самый трудоемкая часть расчета 1-й ступени выполнялась на "Одре" (была такая ЭВМ). А "втыкалась" ракета при 1-й итерации, я ж говорил. Начальный угол программного разворота задавался по рекомендациям и смотрели - что получается. :-)
 6.06.0
RU Karev1 #26.09.2008 13:01  @Yuri Krasilnikov#26.09.2008 12:20
+
-
edit
 

Karev1

опытный

Karev1>> И еще про С-5. Согласно Шунейко программа работы С-5 была какая-то особохитрая. Кроме управления по тангажу там был и разворот по крену и управление соотношением компонентов.
Y.K.> И чего ж там хитрого?
Не, по крену все нормально. там какое-то отклонение по рысканью было, вроде для увода от башни, как вы и пишете. Только вроде не просматривается никакого соударения... Главная хитрость - по изменению соотношения компонентов.
Y.K.> Разворот по крену на вертикальном участке - стандартный маневр для совмещения "плоскости 1-3" ;) с плоскостью стрельбы. Для Р-12 это делают до запуска, крутя ракету вокруг вертикальной оси вместе со столом, но она весит 60 тонн, можно и ручной лебедкой покрутить, а дуру в 50 раз тяжелее не особо повертишь. Так что легче заставить бортовой компьютер (благо на С-5 компьютер, а не как на Р-12, СУ без единого электронного прибора) крутить ее уже в полете.
Это я - в курсе. К стати, 63-ю крутили даже не лебедкой, а просто руками, рычагом вроде лома.
Y.K.> Еще там был завал сразу после отрыва на полтора градуса от вертикали в сторону от башни обслуживания - на всякий пожарный, пока выше башни не поднимется, но вряд ли это особо сильно скажется на конечном результате.
Y.K.> Соотношение компонентов регулируется imho только на 2-й ступени, зачем - не знаю, но секрета в этом нет, можно посмотреть.
У Шунейко вроде про 1-ю ступень речь идет.
Karev1>> Это могло помочь замутить проверочные расчеты, если б кто захотел их сделать.
Y.K.> А какие проблемы? В отчетах о полетах (сейчас они выложены в интернете) куча цифр и графиков, считай - не хочу, и смотри, получаются ли графики, похожие на нарисованные, или нет.
Вот только кто-нибудь проверял?
 6.06.0

7-40

астрофизик

Y.K.>> Соотношение компонентов регулируется imho только на 2-й ступени, зачем - не знаю, но секрета в этом нет, можно посмотреть.
Karev1> У Шунейко вроде про 1-ю ступень речь идет.

Не заметил. По-моему, всё-таки про вторую. Может быть, и на 3-й соотношение менялось, но вот про первую не помню такого.

Y.K.>> А какие проблемы? В отчетах о полетах (сейчас они выложены в интернете) куча цифр и графиков, считай - не хочу, и смотри, получаются ли графики, похожие на нарисованные, или нет.
Karev1> Вот только кто-нибудь проверял?

Можете сами попробовать проверить. А лучше - какому-нибудь учреждению предложить, чтоб со справочкой. :) ...Вот только что б Вы делали, если б у них отчёты были бы так же доступны, как у нас? Что бы говорили? ;)
 7.07.0

7-40

астрофизик

Karev1>>> Некогда. гляньте в книжку, если что не понятно - спросите.
7-40>> Я просто не знаю, куда смотреть. ;) Потому что вообще-то пертурбационные манёвры в поле Луны совершаются и, имхо, нет особых причин не совершать их путём гравитационного разворота.
Karev1> Не имеют смысла не пертурбационные маневры в поле Луны (хотя где-то читал, что они выигрыша практически не дают?), а пертурбационные маневры в поле Луны в полете по трассе Земля-Луна-Земля. Что может дать такой маневр? Либо подразогнаться в направлении орбитального движения Луны, либо притормозить в том же направлении. Ни то ни другое в данном случае не нужно.

Непонятна постановка задачи. Например, один из геостационарных спутников, недовыведенных одной хорошо известной ракетой, ;) был переведён на геостационар пертурбационным манёвром вокруг Луны. Это "трасса Земля-Луна-Земля" или нет?

Karev1> Не все на линейке. Самый трудоемкая часть расчета 1-й ступени выполнялась на "Одре" (была такая ЭВМ). А "втыкалась" ракета при 1-й итерации, я ж говорил. Начальный угол программного разворота задавался по рекомендациям и смотрели - что получается. :-)

Конечный, конечный угол брать надо было!!! :) Тогда б ничего не воткнулось. :)
 7.07.0
RU Yuri Krasilnikov #26.09.2008 13:58  @Karev1#26.09.2008 13:01
+
-
edit
 

Yuri Krasilnikov

аксакал

Karev1>>> И еще про С-5. Согласно Шунейко программа работы С-5 была какая-то особохитрая. Кроме управления по тангажу там был и разворот по крену и управление соотношением компонентов.
Y.K.>> И чего ж там хитрого?
Karev1> Не, по крену все нормально. там какое-то отклонение по рысканью было, вроде для увода от башни, как вы и пишете. Только вроде не просматривается никакого соударения...

Если ветер в сторону башни с порывами - то могло бы и просмотреться. Парусность-то у такой бочки - огого.

Karev1> Главная хитрость - по изменению соотношения компонентов.

Да что в этом хитрого? В той же Р-12 была система РДО, если память не изменяет.

Y.K.>> Разворот по крену на вертикальном участке - стандартный маневр для совмещения "плоскости 1-3" ;) с плоскостью стрельбы. Для Р-12 это делают до запуска, крутя ракету вокруг вертикальной оси вместе со столом, но она весит 60 тонн, можно и ручной лебедкой покрутить, а дуру в 50 раз тяжелее не особо повертишь. Так что легче заставить бортовой компьютер (благо на С-5 компьютер, а не как на Р-12, СУ без единого электронного прибора) крутить ее уже в полете.
Karev1> Это я - в курсе. К стати, 63-ю крутили даже не лебедкой, а просто руками, рычагом вроде лома.

Если бы были не в курсе - то дальше разговаривать было бы не о чем :)

А в 12-й вроде был какой-то привод, что-то вроде круглой зубчатой рейки. Но, может, и путаю.

Y.K.>> Еще там был завал сразу после отрыва на полтора градуса от вертикали в сторону от башни обслуживания - на всякий пожарный, пока выше башни не поднимется, но вряд ли это особо сильно скажется на конечном результате.
Y.K.>> Соотношение компонентов регулируется imho только на 2-й ступени, зачем - не знаю, но секрета в этом нет, можно посмотреть.
Karev1> У Шунейко вроде про 1-ю ступень речь идет.

Не знаю. Насчет 2-й - там точно было ступенчатое изменение соотношения, на графике ускорения, который дал 7-40 в соседней ветке, виден резкий спад тяги - как раз по этой причине.

Karev1> Karev1>> Это могло помочь замутить проверочные расчеты, если б кто захотел их сделать.
Y.K.>> А какие проблемы? В отчетах о полетах (сейчас они выложены в интернете) куча цифр и графиков, считай - не хочу, и смотри, получаются ли графики, похожие на нарисованные, или нет.
Karev1> Вот только кто-нибудь проверял?

А смысл? Даже если данные подделаны - то подделывались они не на логарифмической линейке, а на IBM/360, так что от оригинала все равно не отличишь :)

И, насколько помню, этому олуху Бацуре был официальный ответ из корпорации "Энергия" в том плане, что, дескать, дорогой товарищ, мы посчитали, сколько мог выводить Сатурн-5, и результаты расчетов свидетельствуют, что заявленные массы он выводить мог, так что не шумите :)

A Lannister always pays his debts.  
RU Дмитрий В. #26.09.2008 17:45  @Karev1#25.09.2008 16:13
+
-
edit
 

Дмитрий В.

опытный

Karev1> Это он совсем не прав. Я ему говорил совсем другое. А где это он сказал? Я ему говорил, что подбор оптимальной траектории весьма сложен и небольшие отклонения от оптимальности приводят к весьма большим отклонениям траектории. Когда я был студентом 4-го курса и делал курсовые по динамике полета, то моя ракета (Титан-3А) при первой итерации расчета 1-ступени втыкалась в землю еще до конца работы 1-й ступени. Хотя я брал рекомендованый угол разворота. Нужного результата я добился только с 4-й попытки, меняя угол начального разворота на десятые доли градуса. И то, когда я посчитал все 3 ступени, нужно было бы вернуться к 1-й ступени и повторить расчет, потому что 2-я и, особенно, 3-я ступени работали неоптимально. Но, т.к. расчеты тогда выполнялись большей частью в ручную, я уговорил руководителя оставить расчет без изменения.:-)
Karev1> И еще был такой момент: большинство расчетов в конце концов давали результаты близкие к объявленным американцами. Но некоторые (не помню какие, но, возможно, и С-5) никак не влазили в требуемый результат. Хотя никаких ошибок в расчетах преподаватели не находили. Они махали на это рукой и ставили хорошие оценки, объясняя расхождения неверностью исходных данных (из открытой литературы). Вот что я рассказывал Станиславу.
Да нифига там сложного нет! И 20 лет назад и 30 и сейчас траекторные расчеты (а не курсачи) делались на ЭВМ. Там уж подобрать максимальный угол атаки для участка аэродинамического разворота - дело долей секунды. Кстати, если Вы учились в КуАИ, то курсач по ДП должны были делать по методичке Белоконова, Вьюжанина "Расчет летных характеристик ЛА". Там действительно есть рекомендации по выбору угла атаки в зависимости от требуемого угла наклона траектории и начальной тяговооруженности первой ступени. Так вот, грамотный студент считал траекторию первой ступени сразу при 2-3-4 значениях "Альфа максимум" и выбирал туу траекторию, гдке угол наклона в конце первой ступени был близок к рекомендуемому оптимальному (на самом деле в реале опорная траектория оптимизируется вместе с проектными параметрами РН, и все студенческие проблемы при этом просто отсутствуют). Не совсем понятно, нафига надо было возвращаться от 2, 3 ступени (траектории которых - точнее, определение конечных параметров движения - считались вообще вручную и независимо от траектории 1-й ступени - там просто в качестве начальных данных брались результаты расчета по 1-й ступени и усе!)?
А Сатурн-5 у нас многие считали и все получалось ОК. Кстати я сам недавно пересчитывал- все еще более ОК: по моим прикидкам С-5 был способен на отлетную траекторию к Луне отправить 50-тонный груз. Спокойно, даже без заморочек с изменением соотношения компонентов.
Send evil to GULAG!  6.06.0
EE 7-40 #26.09.2008 20:16  @Yuri Krasilnikov#26.09.2008 13:58
+
-
edit
 

7-40

астрофизик

Y.K.> Не знаю. Насчет 2-й - там точно было ступенчатое изменение соотношения, на графике ускорения, который дал 7-40 в соседней ветке, виден резкий спад тяги - как раз по этой причине.

Юрий, это выключение центрального движка. Он на 2-й ступени тоже выключался раньше переферийных, как и на первой.
 7.07.0
EE 7-40 #26.09.2008 20:22  @Дмитрий В.#26.09.2008 17:45
+
-
edit
 

7-40

астрофизик

Д.В.> А Сатурн-5 у нас многие считали и все получалось ОК. Кстати я сам недавно пересчитывал- все еще более ОК: по моим прикидкам С-5 был способен на отлетную траекторию к Луне отправить 50-тонный груз. Спокойно, даже без заморочек с изменением соотношения компонентов.

По Шунейко (Ракетостроение т3 1-3 ), изменение соотношения давало выигрыш ок. 1,2 тонны, т. е. меньше 3 % полной ПН. Что много для конкретной миссии, но ничтожно для наших кренделей, которые не в состоянии свести десятки %. :)

...А 50 тонн у Вас, видимо, получалось для последних миссий, где был сделан некоторый апгрейд? Правда, от траектории ещё зависит, на баллистическую облётную чуть меньше, на гибридную больше...
 7.07.0
1 12 13 14 15 16 23

в начало страницы | новое
 
Поиск
Настройки
Твиттер сайта
Статистика
Рейтинг@Mail.ru