Обсуждение "резюме" Karev1 и его ответы

 
1 13 14 15 16 17 23
RU Дмитрий В. #26.09.2008 20:48  @7-40#26.09.2008 20:22
+
-
edit
 

Дмитрий В.

опытный

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.
7-40> 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 %. :)
7-40> ...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...
Вообще-то я считал по исходным данным в "Ракетостроении". Там есть кой какие противоречия, но в пределах допуска. Вообще, считать надо какой-то конкретный экземпляр (обычно, очень тяжелые РН отличаются от одного экземпляра к другому, в т.ч. по массам.
50 т получалось при выведении на эллиптическую орбиту с перигеем равным высоте опорной орбиты и апогеем в районе 390 тыс. км.
Send evil to GULAG!  6.06.0
RU Yuri Krasilnikov #26.09.2008 23:20  @7-40#26.09.2008 20:16
+
-
edit
 

Yuri Krasilnikov

аксакал

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.
7-40> Юрий, это выключение центрального движка. Он на 2-й ступени тоже выключался раньше переферийных, как и на первой.

Я сперва тоже так думал, но - The Apollo 8 Flight Journal - Day 1: Launch and Ascent to Earth Orbit :


This diagram is derived from the AS-503 Saturn V Flight Evaluation Report. It shows the g-forces experienced by the crew throughout the ascent. The major points are as follows:

1. Launch. Apollo 8's first stage delivered more thrust than expected to a launch vehicle that was lighter than most of the later Apollo-Saturns. Therefore, compared to other missions, this graph starts off at about 1¼ g. For comparison, Apollo 15 left the launch pad at a more stately 1.1 g due to being a relatively heavy vehicle with a first stage that showed a slightly lower than expected thrust.
2. S-IC inboard engine cut-off. The graph to this point shows how steeply the acceleration is rising, and gives a hint to how high it might have gone had the inboard engine not been cut-off.
3. S-IC outboard cut-off. The overall thrust and acceleration rise have been reduced, reaching a peak of 4g at the time of S-IC cut-off.
4. S-II ignition. The total thrust of the second stage is much lower than that of the first so, even after the disposed mass of the S-IC is taken into account, acceleration is correspondingly lower.
5. Engine mixture ratio change. The ratio of LOX to fuel is changed from 5.5:1 to 4.5:1. A richer mixture reduces the thrust of the engines and thus the acceleration.
6. S-II cut-off. Having reached about 1.9 g, the five J-2 engines are shut down.
7. S-IVB ignition. There is only a single J-2 engine burning at this stage. As the ground weight of the remaining vehicle is about twice the thrust of the engine, the resultant acceleration is about half a g, gently rising for the duration of the burn to 0.7g.
8. S-IVB cut-off and orbital insertion. The spacecraft and S-IVB are in earth orbit and weightless.]

A Lannister always pays his debts.  
EE 7-40 #26.09.2008 23:56  @Yuri Krasilnikov#26.09.2008 23:20
+
-
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.
7-40>> Юрий, это выключение центрального движка. Он на 2-й ступени тоже выключался раньше переферийных, как и на первой.
Y.K.> Я сперва тоже так думал, но - The Apollo 8 Flight Journal - Day 1: Launch and Ascent to Earth Orbit

Ого! Не думал, не гадал... А что, в А-8 центральный движок ещё не отключали? Может быть, такое тоже возможно, у них в ранних миссиях движки стояли ещё с уменьшенной тягой, и в циклограмме были изменения... Помнится, время работы движков 1-й ступени и отключения центрального Ф-1 тоже было немного другим...
 7.07.0
RU Taras66 #27.09.2008 00:09  @Yuri Krasilnikov#26.09.2008 23:20
+
-
edit
 

Taras66

опытный

Y.K.> Я сперва тоже так думал, но - The Apollo 8 Flight Journal - Day 1: Launch and Ascent to Earth Orbit :
Y.K.>

Если посмотреть timeline в справочнике Orloff'а по всем полётам, то более раннее отключение ценрального двигателя на S-II было сделано только с полёта А-10 и далее во всех остальных. В полётах А-8 и А-9 все пять двигателей S-II отключались одновременно. Как делалось в беспилотных полётах А-4 и А-6 у меня данных нет. Про изменение соотношения компонентов в данном справочнике не говорится.
 2.0.0.142.0.0.14
RU Старый #27.09.2008 13:09  @7-40#25.09.2008 16:29
+
-
edit
 

Старый

из курилки

7-40> "Сервейеры" точно садились с гравразворотом.

Мне кажется это просто название придуманное для красоты. В любом варианте если гасить скорость то траектория будет стремиться к вертикальной, хоть даже у парашютиста сброшеного с самолёта. Следует ли всё это называть "гравразворотом"?
Старый Ламер  7.07.0
RU Дмитрий В. #27.09.2008 13:29
+
-
edit
 

Дмитрий В.

опытный

Вообще-то "гравитационным разворотом" называется любое искривление траектории, происходящее исключительно (или преимущественнно) за счет силы притяжения.
Send evil to GULAG!  6.06.0
RU Старый #27.09.2008 13:35  @Yuri Krasilnikov#26.09.2008 12:20
+
-
edit
 

Старый

из курилки

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

Соотношение компонентов регулируется на всех ракетах чтобы обеспечить одновременное окончание обоих компонентов.
Старый Ламер  7.07.0
RU Старый #27.09.2008 13:38  @7-40#26.09.2008 13:30
+
-
edit
 

Старый

из курилки

7-40> Не заметил. По-моему, всё-таки про вторую. Может быть, и на 3-й соотношение менялось, но вот про первую не помню такого.

Регулирование соотношения и изменение сотношения - не одно и то же.
Старый Ламер  7.07.0
RU Старый #27.09.2008 13:43  @7-40#26.09.2008 20:16
+
-
edit
 

Старый

из курилки

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.
7-40> Юрий, это выключение центрального движка. Он на 2-й ступени тоже выключался раньше переферийных, как и на первой.

Нифига! :) Это дросселирование путём изменения соотношения компонентов. При этом ещё и увеличивался УИ.
Старый Ламер  7.07.0
RU Старый #27.09.2008 13:45  @Дмитрий В.#27.09.2008 13:29
+
-
edit
 

Старый

из курилки

Д.В.> Вообще-то "гравитационным разворотом" называется любое искривление траектории, происходящее исключительно (или преимущественнно) за счет силы притяжения.

Ну а на Сервейере этим словом обозвали искривление траектории полученое за счёт работы тормозных двигателей.
Старый Ламер  7.07.0
EE 7-40 #27.09.2008 14:26  @Старый#27.09.2008 13:45
+
-
edit
 

7-40

астрофизик

Д.В.>> Вообще-то "гравитационным разворотом" называется любое искривление траектории, происходящее исключительно (или преимущественнно) за счет силы притяжения.
Старый> Ну а на Сервейере этим словом обозвали искривление траектории полученое за счёт работы тормозных двигателей.

Как я понимаю, гравразворот - траектория, когда вектор тяги поддерживается коллинеарным вектору скорости. И тогда тяга непосредственно не меняет кривизну. Думаю, у Сервейеров было так.
 7.07.0

7-40

астрофизик

http://supernovum.ru/forum/read.php?2,90109,94752#msg-94752
Для Никомо. - Уточнение 7.5
Пользователь: Pokrovsky (IP-адрес скрыт)
Дата: 27, September, 2008 17:39


Я добрался до справочника с теплопроводностью.
Для аналогов инконеля ХН77ТЮ и ХН77ТЮР, имеющих самые высокие показатели теплопроводности в диапазоне низких и средних температур в сопоставлении с другими никелевыми жаропрочными сплавами,
теплопроводности имеют следующие значения
При 300 К(комнатная температура) - 12 Вт/(м*К)
При 600 К - 16
При 1000 К - 24

Что это изменяет в наших оценках? В той части системы регенеративного охлаждения, где керосин только вошел в систему и имеет температуру 300 К, передача тепла происходит при средней теплопроводности 14 Вт/(м*К), т.е. вдвое ниже той, для которой мы получили перепад температур на инконеле. Если в этой части системы охлаждения реализуется средний по КС тепловой поток на стенку, то на 0.3 мм толщины инконелевой трубки приходится перепад 600 градусов, а не 300.

Там, где поток керосина прогрелся до максимальной температуры более 500 градусов, теплопроводность внутренних слоев инконелевой стенки - около 20 Вт/(м*К), а средняя - около 22.5-23 Вт/(м*К). Перепад приближается к 400 градусам.

Средняя температура инконеля по сечению на этом участке - более 700 С, а внешние слои - вообще за 900 С.

И это без учета перепада температур между стенкой и теплоносителем.

Следим за текстом:

Цитата:
Никомо пишет:
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)
 


У Никомо стенка - изотермическая, - и температура соответствует температуре, до которой нагревается керосин в системе охлаждения.
Перепада температур по толщине стенки для него не существует. И перепада температур между стенкой и керосином - тоже.

Цитата:
Никомо пишет:
Так что будет еще запас ~30%.
 


Как видим, запаса нет минимум по двум причинам:

1) перепады температур больше в 1.3-2 раза
2) сама температура инконеля в среднем больше, чем та, при которой взято значение предела пластичности

Ну и еще:

Цитата:
Никомо пишет:
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.
 


Все совершенно законно.

+(плюс)505 МПа - снаружи
-(минус) 507 МПа - изнутри

Разница(с учетом знака) - ровно тот же 1 ГПа(что и у Покровского).

В чем отличие?
В стационарности/нестационарности ситуации.

Разнознаковая эпюра с располовиненными напряжениями возникает после того, как в материале произошли все подвижки. В том числе и пластические - если при нагреве напряжение между поверхностью и еще не растянувшимися внутренними слоями - превышает предел пластичности.

______________
http://supernovum.ru/forum/read.php?2,90109,94753#msg-94753
Отв: Для Никомо. - Уточнение 7.5 Добавка.
Пользователь: Pokrovsky (IP-адрес скрыт)
Дата: 27, September, 2008 17:59


Расчетные напряжения на внешней стенке у Никомо получились 505 МПа.
А для аналога инконеля ХН77ТЮР при температуре 850 С уже не предел пластичности, а предел прочности опускается до 400 МПа(Справочник. Физические величины. 1991 - страница 72).

При 800 С он еще чуточку выше насчитанного Никомо - 560 МПа.

__________
http://supernovum.ru/forum/read.php?2,90109,94839#msg-94839
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.
 


В том смысле, в каком 100 МВт имелись в виду в указанной книге(импульсы модулированной добротности длительностью 15 и 25 нс), - я с такого рода импульсов начинал. Диапазон от 30 МВт до 200 МВт.

Изменения серьезные. Но - уже настолько сильные, что бесперспективны для анализа, - не видно динамики изменений. На рентгенограммах - распозшееся невыразительное пятно. Поверхность - хлам.

Поэтому основные работы выполнялись при использовании лазера с миллисекундными импульсами и средней мощностью ~ 1 МВт - в максимуме возможного. Но и максимум - был тоже слишком силен.
 7.07.0
Это сообщение редактировалось 28.09.2008 в 20:47
+
-
edit
 

Nikomo

опытный

Taras66> Если посмотреть timeline в справочнике Orloff'а по всем полётам, то более раннее отключение ценрального двигателя на S-II было сделано только с полёта А-10 и далее во всех остальных. В полётах А-8 и А-9 все пять двигателей S-II отключались одновременно. Как делалось в беспилотных полётах А-4 и А-6 у меня данных нет. Про изменение соотношения компонентов в данном справочнике не говорится.

AS-501
S-IC Inboard engine Cutoff 135.52
S-IC Outboard engine cutoff 150.769
S-IC/S-II separation 151.43
S-II engine start command 152.12
S-II engine mixture
ratio shift & second IGM 435.69
S-II engine cutoff 519.759

AS-502
S-IC Inboard engine Cutoff 144.72
S-IC Outboard engine cutoff 148.41
S-IC/S-II separation 149.08
S-II engine start command 149.76
S-II engine mixture
ratio shift & second IGM 490.76
S-II engine cutoff 576.33

AS-503
S-IC Inboard engine Cutoff 125.93
S-IC Outboard engine cutoff 153.82
S-IC/S-II separation 154.47
S-II engine start command 155.19
S-II engine at 90% thrust 158.47
S-II high engine mixture
ratio 160.67
S-II low engine mixture
ratio 443.45
S-II engine cutoff 524.04

AS-504
S-IC center engine Cutoff 134.34
S-IC Outboard engine cutoff 162.76
S-IC/S-II separation 163.45
S-II engine start command 164.17
S-II mainstage 167.17
S-II low engine mixture
ratio 452.5
S-II engine cutoff 536.22

AS-505
S-IC center engine Cutoff 135.2
S-IC Outboard engine cutoff 161.6
S-IC/S-II separation 162.3
S-II engine start command 163.1
S-II mainstage 166.3
S-II center engine cutoff 460.6
S-II low engine mixture
ratio 488.5
S-II engine cutoff 552.7

AS-506
S-IC center engine Cutoff 135.2
S-IC Outboard engine cutoff 161.63
S-IC/S-II separation 162.3
S-II engine start command 163.0
S-II mainstage 166.2
S-II center engine cutoff 460.6
S-II low engine mixture
ratio 498.0
S-II engine cutoff 548.2

AS-507
S-IC center engine Cutoff 135.24
S-IC Outboard engine cutoff 161.74
S-IC/S-II separation 162.4
S-II engine start command 163.1
S-II mainstage 166.4
S-II center engine cutoff 460.75
S-II low engine mixture
ratio 490.0
S-II engine cutoff 552.34

AS-508
S-IC center engine Cutoff 135.18
S-IC Outboard engine cutoff 163.6
S-IC/S-II separation 164.3
S-II engine start command 165.0
S-II mainstage 168.0
S-II center engine cutoff 462.6
S-II low engine mixture
ratio 537.5
S-II engine cutoff 592.64

AS-509
S-IC center engine Cutoff 135.14
S-IC Outboard engine cutoff 164.1
S-IC/S-II separation 164.8
S-II engine start command 165.5
S-II mainstage 168.5
S-II high EMR No.1 171.0
S-II high EMR No.2 171.2
S-II center engine cutoff 463.09
S-II low engine mixture
ratio 473.1
S-II engine cutoff 559.05

AS-510
S-IC center engine Cutoff 135.96
S-IC Outboard engine cutoff 159.56
S-IC/S-II separation 161.2
S-II engine start command 161.9
S-II mainstage 164.9
S-II high EMR No.1 167.4
S-II high EMR No.2 167.6
S-II center engine cutoff 459.56
S-II low engine mixture
ratio 483.9
S-II engine cutoff 549.06

AS-511
S-IC center engine Cutoff 137.85
S-IC Outboard engine cutoff 161.78
S-IC/S-II separation 163.5
S-II engine start command 164.2
S-II mainstage 167.2
S-II high EMR No.1 169.7
S-II high EMR No.2 169.9
S-II center engine cutoff 461.77
S-II low engine mixture
ratio 494.5
S-II engine cutoff 559.54

AS-512
S-IC center engine Cutoff 139.3
S-IC Outboard engine cutoff 161.2
S-IC/S-II separation 162.9
S-II engine start command 163.6
S-II mainstage 166.4
S-II high EMR No.1 169.1
S-II high EMR No.2 169.3
S-II center engine cutoff 461.21
S-II low engine mixture
ratio 489.2
S-II engine cutoff 559.66

Итог: до AS-505 центральный двигатель на 2-й ступени не выключался, было только изменение соотношения компонентов.
Начиная с А-10 и все последующие имели выключение центрального двигателя 2-й ступени, причем до изменения соотношения компонентов.
(все данные взяты из соответствующих Flight Evaluation Report)
 
RU Старый #28.09.2008 22:29  @7-40#27.09.2008 14:26
+
-
edit
 

Старый

из курилки

Д.В.>>> Вообще-то "гравитационным разворотом" называется любое искривление траектории, происходящее исключительно (или преимущественнно) за счет силы притяжения.
Старый>> Ну а на Сервейере этим словом обозвали искривление траектории полученое за счёт работы тормозных двигателей.
7-40> Как я понимаю, гравразворот - траектория, когда вектор тяги поддерживается коллинеарным вектору скорости. И тогда тяга непосредственно не меняет кривизну. Думаю, у Сервейеров было так.

У СА Востока (например) и у парашюта вектор аэродинамического сопротивления тоже коллинеарен вектору скорости. Тогда траекторию посадки Востока тоже можно назвать "гравитационным разворотом"? ;)
Всё сводится к тому что если вектор силы торможения параллелен скорости то его боковые составляющие гасят боковые составляющие скорости и остаётся только вертикальная. Очевидно так делается везде. И в случае Сервейера для этого манёвра просто придумали красивое название, возможно чтоб подчеркнуть его отличие от посадки Луны Е-6. Для аналогичных посадок других американских КА это слово уже не употреблялось.
Старый Ламер  6.06.0
EE 7-40 #28.09.2008 23:27  @Старый#28.09.2008 22:29
+
-
edit
 

7-40

астрофизик

Д.В.>>>> Вообще-то "гравитационным разворотом" называется любое искривление траектории, происходящее исключительно (или преимущественнно) за счет силы притяжения.
Старый> Старый>> Ну а на Сервейере этим словом обозвали искривление траектории полученое за счёт работы тормозных двигателей.
7-40>> Как я понимаю, гравразворот - траектория, когда вектор тяги поддерживается коллинеарным вектору скорости. И тогда тяга непосредственно не меняет кривизну. Думаю, у Сервейеров было так.
Старый> У СА Востока (например) и у парашюта вектор аэродинамического сопротивления тоже коллинеарен вектору скорости. Тогда траекторию посадки Востока тоже можно назвать "гравитационным разворотом"? ;)

Выходит, так. :) А у "Союза" или параглайдера - нет. ;)

Старый> Всё сводится к тому что если вектор силы торможения параллелен скорости то его боковые составляющие гасят боковые составляющие скорости и остаётся только вертикальная. Очевидно так делается везде. И в случае Сервейера для этого манёвра просто придумали красивое название, возможно чтоб подчеркнуть его отличие от посадки Луны Е-6. Для аналогичных посадок других американских КА это слово уже не употреблялось.

Думаю, термин был придуман задолго до того, как появился "Сервейер". :) А на последних этапах посадки "Аполлонов", во всяком случае, гашение горизонтальной составляющей шло уже без того самого гравразворота.
 7.07.0
+
-
edit
 

Nikomo

опытный

Новые ответы Покровскому:

Pokrovsky>
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.
При 650 градусах длительная прочность из расчета 100 часов - 552 МПа, при 815 - 179 МПа, при 982 - 24 МПа.
Так для каких условий у Вас предел текучести инконеля составляет 735 МПа? - Без этого цифра АБСОЛЮТНО БЕССОДЕРЖАТЕЛЬНА.
 


Ну, так у Химушина все похоже, хотя немножечко есть разница. Поскольку Покровский сомневается, привожу скан из книжки (см. внизу) - предел текучести. Если нужны будут другие данные - приведу и эти. Есть модуль упругости от температуры, удлинение от температуры и пр.
А то Покровский уже начал сравнивать аналоги, их характеристики, и т.п. Однако, Покровский не нашел характеристик оригинального материала. Причем именно того материала, который был именно тогда, в тех условиях.
(Сразу скажу - справочника Бессерера в электронном виде в Интернете пока еще не было)

Pokrovsky> Без этого цифра АБСОЛЮТНО БЕССОДЕРЖАТЕЛЬНА

Вот именно. Характеристик у Покровского нет, которые нужны. Поэтом его цифры бессодержательны.

Pokrovsky>
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.
Вы уж, пожалуйста, уясните себе предмет дискуссии.
А то ведь спорите невесть о чем.
 


А вот Покровский никак не уяснит, что он продолжает бег по кругу номер 3. Состав фазовый меняется под действием не просто высоких напряжений - под действием очень высоких напряжений. Эти напряжения создаются от очень большого местного перепада температур, происходящего за очень малое время, ударных волн и пр., когда материалу просто некуда расширяться.
А Покровский пытается обработку лазером, плазмой, взрывом и пр. свести к простому нагреву. Где про все это написано? Да в той книжке, на которую сослался Покровский - Модифицирование и легирование поверхности лазерными, ионными и электронными пучками » Infanata - Лучшие книги Интернета.
Еще раз по кругу?

Pokrovsky> Впрочем, кинувшись уточнять, Вы не признали Вашу собственную прошлогоднюю фразу, которую я процитировал

Падение давления в тракте охлаждения почти 2 МПа. 10 МПа - это давление на входе в тракт. Так что давление по всему тракту не постоянно.

Pokrovsky>
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.
 


То есть как это увильнул? Покровский, наверное, невнимательно читал про то, как действует завесное охлаждение, описание которого я приводил ранее.
Ладно, попробую еще раз, по-другому:
При внутреннем охлаждении жидкостной завесой часть тепла продуктов сгорания расходуется на повышение температуры охладителя и его последующее испарение. Вследствие испарения пленка постепенно уменьшается, а затем исчезает, и на некотором расстоянии сохраняется слой пара охладителя. Защитное действие жидкостной завесы состоит в снижении плотности конвективного теплового потока за счет уменьшения разности температур в пограничном слое, в снижении плотности лучистого теплового потока (жидкая пленка является хорошим изолятором от теплового излучения) и в создании у стенок восстановительной среды. Кроме того, пленка защищает стенки от эррозионного воздействия газового потока.
Алемасов,Дрегалин,Тишин "Теория ракетных двигателей"
 

Опять непонятно?

Pokrovsky> А вопрос и вправду интересный. Керосин регенеративного охлаждения входит в трубки с температурой 300 К, выходит с температурой 850 К.

Ну, выходит он вовсе не с такой температурой, а гораздо меньше.

Pokrovsky> 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.

А почему это Покровский взял и прибавил температуру? Какая связь между керосином, поступающим в тракт наружного охлаждения и керосином для внутреннего, завесного охлаждения? Что, Покровский все еще считает, что керосин в завесу подается после того, как он прошел тракт наружного охлаждения? Я же ведь уже объяснял, что так делал разве что Годдард. Покровский и тут решил игнорировать то, что я пишу, и опять бегать по кругу?

Pokrovsky> 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.

Так завесный керосин и перестанет быть жидким, закипит, и далее будет нагрев уже паров керосина. На место того керосина, который превратился в пар, придет новая порция керосина и т.д. Что тут непонятно? Покровский все еще думает, что при завесном охлаждении теплосъем происходит только жидким керосином? Странно. Я же несколько раз объяснял.

Pokrovsky>
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.
 

[quote]

Покровский решил создать новый круг, и делать вид, что он не понимает, о чем речь? Это что, Покровский решил из себя изображать тупого?
Нет, я могу, конечно в каждом новом круге пояснять и пояснять, пока до Покровского не дойдет (а не дойдет, ну и ладно).

Pokrovsky>
В той части системы регенеративного охлаждения, где керосин только вошел в систему и имеет температуру 300 К, передача тепла происходит при средней теплопроводности 14 Вт/(м*К), т.е. вдвое ниже той, для которой мы получили перепад температур на инконеле. Если в этой части системы охлаждения реализуется средний по КС тепловой поток на стенку, то на 0.3 мм толщины инконелевой трубки приходится перепад 600 градусов, а не 300.
Там, где поток керосина прогрелся до максимальной температуры более 500 градусов, теплопроводность внутренних слоев инконелевой стенки - около 20 Вт/(м*К), а средняя - около 22.5-23 Вт/(м*К). Перепад приближается к 400 градусам.
Средняя температура инконеля по сечению на этом участке - более 700 С, а внешние слои - вообще за 900 С.
 


Теплопроводность 14 у Покровского при 400 гр. Как же это согласовывается с его последующим утверждением, что температура 600 гр.? Там где 600, должно быть 16, а не 14. А для 700 это будет уже 18, а для 900 будет уже 22. Что-то цифры у Покровского не сходятся...
Это все потому, что Покровский торопится. Надо же по кругу бежать быстрее, вот и не успевает.
Кстати, керосин в тракте наружного охлаждения не прогревается до 500 С. И, главное, Покровский не учитывает завесное охлаждение. А это очень и очень существенно (для снижения температуры стенки).

Pokrovsky>
У Никомо стенка - изотермическая, - и температура соответствует температуре, до которой нагревается керосин в системе охлаждения.
Перепада температур по толщине стенки для него не существует. И перепада температур между стенкой и керосином - тоже.
 


Пусть Покровский не жульничает. Температура взята именно для той стенки, которая находится со стороны газа (продуктов сгорания в КС), а не со стороны керосина, текущего по трубкам в системе наружного охлаждения.
Так чтобы получить температуру керосина из пятисот надо вычесть эти самые триста. И то это будет температура стенки со стороны керосина, а в самом керосине, в центре потока - еще ниже.
А, Покровский хочет считать температуру стенки неизотермической? Так это еще лучше. Значит, прочность стенки будет больше. Перепад между стенкой и керосином? И это тоже лучше. Керосин греется меньше, нежели считает Покровский (да он и так меньше греется).
Но такие расчеты уже гораздо более сложные. Кстати, в ЖРД, материал стенок работает (обычно) за пределом упругости. Именно поэтому производят термопрочностой расчет. Он, конечно, намного сложнее простой прикидки.
Покровский хочет провести такой расчет? Пусть попробует, если знает как это делается. Но мне все же кажется, что не знает...

Pokrovsky>
Как видим, запаса нет минимум по двум причинам:

1) перепады температур больше в 1.3-2 раза
2) сама температура инконеля в среднем больше, чем та, при которой взято значение предела пластичности
А для аналога инконеля ХН77ТЮР при температуре 850 С уже не предел пластичности, а предел прочности опускается до 400 МПа
 


перепад температур больше в два раза? Покровский опять жульничает? Предел пластичности взят при температуре газовой стенки (обращенной внутрь КС). Я что, говорил, что Инконель нагревается до 850 С? А, это Покровский так считает. Значит, как обычно, у Покровского ошибка в расчетах (потому что он что-то где-то не учел).

Pokrovsky>
Все совершенно законно.
+(плюс)505 МПа - снаружи
-(минус) 507 МПа - изнутри
Разница(с учетом знака) - ровно тот же 1 ГПа(что и у Покровского).
Разнознаковая эпюра с располовиненными напряжениями возникает после того, как в материале произошли все подвижки. В том числе и пластические - если при нагреве напряжение между поверхностью и еще не растянувшимися внутренними слоями - превышает предел пластичности.
 


И вот интересно, в какой же точке стенки у Покровского возникает такое напряжение 1 ГПа? В мнимой точке? Посередине стенки - напряжение равно нулю. Снаружи - растяжение, внутри сжатие. Но Покровский еще, однако, не учитывает действие сил давления, которые воздействуют на стенку. Наружные термические усилия стремятся стенку растянуть, а внешнее давление - наоборот, сжать. Внутри термические усилия стремятся стенку сжать, а внутренее давление - наоборот, растянуть. Так что не все так однозначно.

Pokrovsky>
Расчетные напряжения на внешней стенке у Никомо получились 505 МПа.
А для аналога инконеля ХН77ТЮР при температуре 850 С уже не предел пластичности, а предел прочности опускается до 400 МПа(Справочник. Физические величины. 1991 - страница 72).

При 800 С он еще чуточку выше насчитанного Никомо - 560 МПа.
 


Температура на газовой стенке максимальная 975F = 524С = 797K. Хорошо, пусть предел текучести 73 кГ/мм2. Это что-то меняет?

Все-таки, непонятно, куда Покровский торопится?
Он что, думает, если он быстрее напишет, так это будет более верно, так что ли?
 
RU Karev1 #29.09.2008 10:39  @Дмитрий В.#27.09.2008 13:29
+
-
edit
 

Karev1

опытный

Д.В.> Вообще-то "гравитационным разворотом" называется любое искривление траектории, происходящее исключительно (или преимущественнно) за счет силы притяжения.
И даже простой полет спутника по орбите это тоже - "гравитационный разворот" :-(. Поэтому я и говорю, что использование этого термина для чего-нибудь кроме участка выведения - бессмысленно - везде "гравразворот". В случае с Сервейором его , действительно наверное использовали, чтоб подчеркнуть отличие от Луны-9. Совершенно напрасно - только людей в заблуждение ввели.
 6.06.0
RU Karev1 #29.09.2008 10:54  @Дмитрий В.#26.09.2008 17:45
+
-
edit
 

Karev1

опытный

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.
Д.В.> 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".
Вы в каком году курсовой по ДП делали? Может я позабыл, но у нас этой методички еще не было. Белоконова-папы или сына?
Д.В.> 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).
У вас была, наверное, уже другая программа. Наша работала с одним значением "Альфа максимум", поэтому и приходилось действовать методом тыка.
Д.В.> 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!)?
Да, вручную, да, не зависимо от 1-й. Только у меня из-за малого угла наклона траектории 1-й ступени (согласно рекомендациям, где-то 30 гр), у 2-й и 3-й ступеней угол тангажа вместо уменьшения пришлось увеличивать :-(. Поэтому, по-хорошему, надо было бы весь расчет повторить , взяв конечный угол наклона траектории 1-й ступени побольше.
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.
Пересчитывали? А программу где брали? Сами написали по аналогии с институтской?
 6.06.0

7-40

астрофизик

Д.В.>> Вообще-то "гравитационным разворотом" называется любое искривление траектории, происходящее исключительно (или преимущественнно) за счет силы притяжения.
Karev1> И даже простой полет спутника по орбите это тоже - "гравитационный разворот" :-(

Нет. Там нет тяги двигателя. ;)

> Поэтому я и говорю, что использование этого термина для чего-нибудь кроме участка выведения - бессмысленно - везде "гравразворот".

Ну почему. Можно садиться с сохранением векторов коллинеарности - а можно без, и тогда (дополнительное) искривление будет происходить за счёт работы двигателя.

> В случае с Сервейором его , действительно наверное использовали, чтоб подчеркнуть отличие от Луны-9. Совершенно напрасно - только людей в заблуждение ввели.

В заблуждение - это вряд ли.
 7.07.0
RU Дмитрий В. #29.09.2008 18:33  @Karev1#29.09.2008 10:54
+
-
edit
 

Дмитрий В.

опытный

Karev1> Вы в каком году курсовой по ДП делали? Может я позабыл, но у нас этой методички еще не было. Белоконова-папы или сына?
1985 г., методичка Белоконова-старшего.
Karev1> У вас была, наверное, уже другая программа. Наша работала с одним значением "Альфа максимум", поэтому и приходилось действовать методом тыка.
Да одна и таже программа, реализованная на ФОРТРАН-ИФВЭ на ЭВМ "Наири-3-1", я там оператором подрабатывал. Конечно, раболтала с одним значением, но никто не запрещал сделать три-четыре расчета траектории 1-й ступени с разными значениями "Альфа макс" :-)
Karev1> Да, вручную, да, не зависимо от 1-й. Только у меня из-за малого угла наклона траектории 1-й ступени (согласно рекомендациям, где-то 30 гр), у 2-й и 3-й ступеней угол тангажа вместо уменьшения пришлось увеличивать :-(. Поэтому, по-хорошему, надо было бы весь расчет повторить , взяв конечный угол наклона траектории 1-й ступени побольше.
Ну, и что? Оптимальная программа угла тангажа сильно зависит от тяговооруженности ступени..
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.
Karev1> Пересчитывали? А программу где брали? Сами написали по аналогии с институтской?
Известный "Спредшит ratman'а", реализованный в экселе. Считает довольно точно (результаты коррелируют с примерами из учебника Мишина "Основы проектирования ЛА (транспортные системы)".
Send evil to GULAG!  6.06.0
+
-
edit
 

Nikomo

опытный

довесок к ответам Покровскому:





график зависимости предела текучести от температуры из К.У.Бессерера "Инженерный справочник по управляемым снарядам", 1958 г. (в СССР издан в 1962 г.)

PS
ошибся, такого размера картинки форум не принимает, только для внешних ссылок.
 

7-40

астрофизик

Кропотову на Форум С.Кара-Мурзы
______
>>На самом деле длина РН 111 м, длина 1-й ступени 43 м, остаток имеет длину 68 м, удаление составило 510 м. Плюс-минус.
Кропотов>Остаток с иглой?

Да. Без иглы все длины на ~10 % больше.

>На самом деле масса отделившейся ступени, по памяти, 170 тонн (гарантийный запас Кропотов не учёл)
Кропотов>цифра взята из Шунейко. Есть ли ссылки на величину этого гарантийного запаса?

У Шунейко сухая масса. Конкретные цифры по остаткам топлива и массам - в не раз упоминавшейся книжке Орлоффа SP-4029 , взяты оттуда (~160 тонн при отделении). Впрочем, об отдельных миссиях на сайтах НАСА есть подробные документы об отдельных ракетах, возможно, есть и о SA-506, можно найти ещё более точные цифры.

>у кого есть время - поправьте цифру. 0,66 с - это полное время работы РДТТ, эффективное же время по памяти - 0,53 с. Поправьте цифру, у кого есть время. Поэтому скорость 312*0,53*9,8/170=9,5 м/с.
Кропотов>Если будут даны ссылки на указанные цифры (0.53,170) - с расчетом можно будет согласиться.

Цифра про эффективное время (0.53 с) не помню откуда, поищите сами. Но 0,66 - это полное время, включая время роста тяги и спада. Эффективное время меньше.

>На самом деле масса ракеты 2950 т, масса 1-й ступени с топливом 2280 т (по памяти), масса всего остального - 670 т (проверьте по Орлоффу, плз, времени нет). Поэтому ускорение 520*9,8/670=7,6 м/с*с.
Кропотов>Тут рулит график НАСА Форум С.Кара-Мурзы
Кропотов>Так что, скорее, 8 м/с, даже чуть больше, в среднем.

Нет. Во-первых, это график А-8. Во-вторых, это не график даже, а приблизительный набросок. Впрочем, если брать цифры Орлоффа, получается ок. 7,9 м/с*с при 100 % тяги.

Кропотов>У Шунейко приведены другие данные "Менее, чем через 1 сек после разделения ступеней подается команда на запуск ЖРД ступени S-II. " http://www.epizodsspace.narod.ru/bibl/raketostr3/1-2.html
8*(12)2/2 =~ 570 метров

Во-первых, срабатывание РДТТ и разделение ступеней - это разные моменты. Во-вторых, "подаётся команда" и "двигатель выходит на полную тягу" - это ОЧЕНЬ разные моменты. После подачи команды двигатель не выходит на 100 % тяги мгновенно. Это видно даже по тому схематичному графику А-8, что Кропотов приводит: прямо видно, что рост тяги происходит постепенно и длится заметное время.

Кропотов>570+125=~700
Кропотов>Корпус без иглы 62м =11 корпусов, с иглой 68 м=10 корпусов.

Нет, это ерунда.

>>А расстояние на ролике - 7.5 корпусов. Разница достаточно велика и ее трудно списать на погрешность измерения, тем более, я предположил, что ракету мы видим с иглой.
Кропотов>Т.е. имеем 7.5 корпусов вместо 10-11

То есть имеем ~8 корпусов, как и должно быть.

>Двигатели 2-й ступени включаются через 1,7 с после РДТТ (т. е. время полёта с включёнными двигателями - 12,7-1,7=11 с) и выходят на 90 % тяги за 2 секунды.
Кропотов>Можно бы ссылку на эти цифры?

Ссылка была внизу:

"времени включения 2-й ступени исправил по справочнику для SA-507 (ракета для Аполлона-12): http://history.nasa.gov/ap12fj/pdf/a12_sa507-flightmanual.pdf , таблица на Рис. 2-1".

У SA-506 промежутки времён должны быть практически такими же.

> Удаление 2-й: за первые 2 с примерно (525/650)*9,8*22/3~=21 м (приобретённая скорость (525/650)*9,8*3*2/2=8 м/с), за последующие 11-2=9 секунд удаление будет 8*9+(525/650)*9,8*92/2=390 м. Всего для 2-й ступени - 390+20=410 м. Полное расстояние - 410+130=540 м, или 540/67,7~=8 корпусов ракеты.
>У Кропотова длина получилась 7,5 корпусов, у Брифа 8,5. У меня сейчас даже линейки нет, но попробовал бумажками промерить - вышло чуть меньше 8 корпусов.

Кропотов>В целом возражение по недостаточному расхождению ступеней можно снять, если будут приведены ссылки на промежуточные данные для расчета.

Достаточно http://history.nasa.gov/ap12fj/pdf/a12_sa507-flightmanual.pdf и Орлоффа. Или даже одной первой ссылки.
 7.07.0

7-40

астрофизик

Никомо, http://supernovum.ru/forum/read.php?2,90109,95062#msg-95062

Отв: От Никомо (вопросы Покровскому)
Пользователь: Pokrovsky (IP-адрес скрыт)
Дата: 29, September, 2008 22:45


Цитата:
А почему это Покровский взял и прибавил температуру? Какая связь между керосином, поступающим в тракт наружного охлаждения и керосином для внутреннего, завесного охлаждения? Что, Покровский все еще считает, что керосин в завесу подается после того, как он прошел тракт наружного охлаждения? Я же ведь уже объяснял, что так делал разве что Годдард. Покровский и тут решил игнорировать то, что я пишу, и опять бегать по кругу?
 


Потому, умник ты наш, что для того, чтобы нагреть керосин тракта регенеративного охлаждения, находящийся при температуре 500 С, нужно чтобы стенка трубки, обращенная к керосину регенеративного охлаждения, была горячее этого самого керосина.
А чтобы тепло поступало к этой, внутренней, стенке, внешняя должна быть еще горячее.

Если это не так, то тепло к керосину регенеративного охлаждения не пойдет.

Вы знаете, ребятишки, а Вы мне и вправду надоели незнанием физики.

Про логику я уже не говорю...
 7.07.0
PL Дядюшка ВB. #30.09.2008 00:39
+
-
edit
 

Дядюшка ВB.

опытный

Покровский - продолжайте далее. Вы выглядите очень забавно, когда учите конструкторов ЖРД как правильно их делать, и что в них невозможно. Очень показательно, я бы сказал...
Две вещи действительно бесконечны: Вселенная и человеческая глупость. Впрочем, насчет Вселенной у меня есть некоторые сомнения (c) А.Эйнштейн  3.0.13.0.1
AD Реклама Google — средство выживания форумов :)
RU Karev1 #30.09.2008 09:41  @Дмитрий В.#29.09.2008 18:33
+
-
edit
 

Karev1

опытный

Karev1>> Вы в каком году курсовой по ДП делали? Может я позабыл, но у нас этой методички еще не было. Белоконова-папы или сына?
Д.В.> 1985 г., методичка Белоконова-старшего.
Karev1>> У вас была, наверное, уже другая программа. Наша работала с одним значением "Альфа максимум", поэтому и приходилось действовать методом тыка.
Д.В.> Да одна и таже программа, реализованная на ФОРТРАН-ИФВЭ на ЭВМ "Наири-3-1", я там оператором подрабатывал. Конечно, раболтала с одним значением, но никто не запрещал сделать три-четыре расчета траектории 1-й ступени с разными значениями "Альфа макс" :-)
У нас еще "Одра" была. К вашим годам ее наверное, уже списали. :-) И мы делали по 3-4 итерации. Только последовательно.
Karev1>> Да, вручную, да, не зависимо от 1-й. Только у меня из-за малого угла наклона траектории 1-й ступени (согласно рекомендациям, где-то 30 гр), у 2-й и 3-й ступеней угол тангажа вместо уменьшения пришлось увеличивать :-(. Поэтому, по-хорошему, надо было бы весь расчет повторить , взяв конечный угол наклона траектории 1-й ступени побольше.
Д.В.> Ну, и что? Оптимальная программа угла тангажа сильно зависит от тяговооруженности ступени..
 Конечно зависит. Только, в любом случае, если она оптимальна, то угол тангажа должен совпадать с углом наклона траектории. Конечно это не всегда достижимо, но стремиться нужно именно к этому.
Karev1>> Пересчитывали? А программу где брали? Сами написали по аналогии с институтской?
Д.В.> Известный "Спредшит ratman'а", реализованный в экселе. Считает довольно точно (результаты коррелируют с примерами из учебника Мишина "Основы проектирования ЛА (транспортные системы)".
В инете есть? Аэродинамику как учитывает?
 6.06.0
1 13 14 15 16 17 23

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