Обсуждение "резюме" Karev1 и его ответы

 
1 14 15 16 17 18 23
RU Yuri Krasilnikov #30.09.2008 13:42  @Karev1#30.09.2008 09:41
+
-
edit
 

Yuri Krasilnikov

аксакал

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)".
Karev1> В инете есть? Аэродинамику как учитывает?


В инете есть, брать отсюда: http://www.geocities.com/levinkirill/SpaceModel/rus/ . Это вообще-то файл для экселя.

A Lannister always pays his debts.  
RU Дмитрий В. #30.09.2008 15:39  @Karev1#30.09.2008 09:41
+
-
edit
 

Дмитрий В.

опытный

Karev1> У нас еще "Одра" была. К вашим годам ее наверное, уже списали. :-) И мы делали по 3-4 итерации. Только последовательно.

Чего-чего? В моём доме попрошу не выражаться! :-)

Д.В.>> Ну, и что? Оптимальная программа угла тангажа сильно зависит от тяговооруженности ступени..
Karev1>  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.

Ужоснах! Угол тангажа никогда не совпадает (за редчайшим исключением) с углом наклона траектории! Билат! И таких студентов готовили нашщи преподы???!!!
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)".
Karev1> В инете есть? Аэродинамику как учитывает?

Есть! Учитывает... хоть, и неправильно... Правильная программа есть у меня. Однако, боюсь, Вы не поймете... :-(
Send evil to GULAG!  6.06.0
RU Karev1 #30.09.2008 16:17  @Дмитрий В.#30.09.2008 15:39
+
-
edit
 

Karev1

опытный

Karev1>>  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.
Д.В.> Ужоснах! Угол тангажа никогда не совпадает (за редчайшим исключением) с углом наклона траектории! Билат! И таких студентов готовили нашщи преподы???!!!

Ага, именно таких, которые выигрывали всесоюзные олимпиады.

Что за манеры? На вас дурно влияет базовское окружение! К чему этот экстремизм? Небось не 25 лет вам!

При совпадении угла наклона и тангажа гравитационные и аэродинамические потери минимальны. Это же очевидно. Разумеется они не всегда совпадают и что с того? Идеал не достижим.
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)".
Karev1>> В инете есть? Аэродинамику как учитывает?
Д.В.> Есть! Учитывает... хоть, и неправильно... Правильная программа есть у меня. Однако, боюсь, Вы не поймете... :-(

Опять хамство прет? Бросайте интернетовские замашки. Представьте, что вы с человеком говорите лицом к лицу. Вы же так себя не ведете  при реальном разговоре? Мне так кажется.

Зашлите программу. Хочу пересчитать С-5.
 6.06.0
RU Дмитрий В. #30.09.2008 17:36  @Karev1#30.09.2008 16:17
+
-
edit
 

Дмитрий В.

опытный

Karev1>>>  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.
Д.В.>> Ужоснах! Угол тангажа никогда не совпадает (за редчайшим исключением) с углом наклона траектории! Билат! И таких студентов готовили нашщи преподы???!!!
Karev1> Ага, именно таких, которые выигрывали всесоюзные олимпиады.
Karev1> Что за манеры? На вас дурно влияет базовское окружение! К чему этот экстремизм? Небось не 25 лет вам!
Karev1> При совпадении угла наклона и тангажа гравитационные и аэродинамические потери минимальны. Это же очевидно. Разумеется они не всегда совпадают и что с того? Идеал не достижим.
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)".
Karev1>>> В инете есть? Аэродинамику как учитывает?
Д.В.>> Есть! Учитывает... хоть, и неправильно... Правильная программа есть у меня. Однако, боюсь, Вы не поймете... :-(
Karev1> Опять хамство прет? Бросайте интернетовские замашки. Представьте, что вы с человеком говорите лицом к лицу. Вы же так себя не ведете  при реальном разговоре? Мне так кажется.
Karev1> Зашлите программу. Хочу пересчитать С-5.

Хм, странно, что интернетовские манеры Вы воспринимаете как хамские - со временем к этому привыкаешь (в смысле, к более свободному общению). Программу, конечно, вышлю, но только после 8-го октября (когда отпуск закончится). Вместе с инструкцией. Сообщите "мыло".
Send evil to GULAG!  6.06.0

7-40

астрофизик

Karev1> При совпадении угла наклона и тангажа гравитационные и аэродинамические потери минимальны. Это же очевидно.

Ни то, ни другое в общем случае не верно.
 7.07.0

7-40

астрофизик

http://supernovum.ru/forum/read.php?2,90109,95230#msg-95230
Для Никомо - Ответ 7.7
Пользователь: Pokrovsky (IP-адрес скрыт)
Дата: 30, September, 2008 20:34

Цитата:
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%
 


Проблема формулы в том, является ли 2.5 сантиметра - радиусом?

У меня на памяти такие сведения:


Nikomo, 07.11.2007 21:57
Площадь критического сечения=961,4 кв.дюйма, диаметр=88,9 см, на котором расположено 178 трубок.
Наружный размер трубки примерно 1 дюйм=25,4 мм.



В любом случае трубки сплющены. И на каждую трубку приходится в среднем участок 15.7 мм. Т.е. либо трубки сплющены с уменьшением диаметра в 3 раза, либо сплющены не сильно - только в полтора раза.

Я попробовал подставить в формулу радиус внешний 1.28 см, внутренний 1.25. Т.е. условия, при которых 2.5 см - диаметр, а не радиус.

Получил, что при 10 градусах перепада температур на стенке напряжение на внешней стенке составит более 9ГПа. Неужто трубку из инконеля с диаметром 2.5 см - разорвет к лешему при минимальном нагреве - от ладони? - Перебор, однако.

Может, что-то не так с формулой? Скажем, с границами допустимости ее применения, - по соотношению радиусов, например?
http://supernovum.ru/forum/read.php?2,90109,95257#msg-95257
Вопрос снимается. Неправильно выписал формулы. Вместо умножения на (3R-2B) - написал себе в тетрадь деление.

В электричке вычислил ошибку.

Приношу извинения.
http://supernovum.ru/forum/read.php?2,90109,95234#msg-95234
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.
 


Согласен, здесь и вправду надо было отработать оценку методом итераций. 14 Вт/(м*К) - средняя теплопроводность для стенки, на которой из предыдущего приближения получен перепад температур 300 градусов.
После получения перепада 600 градусов необходимо было сделать вторую оценку, уже при средней теплопроводности 17 Вт/(м*К). Получить очередную оценку перепада температур 300*1.65=494.
Опять Тср=300+(494/2)~550 К. И очередное уточнение перепада ~530 градусов.

Около этой цифры 520-530 градусов перепада - результат итерационной оценки и стабилизируется. Не 600, конечно, несколько меньше. Но значительно больше 300.

Замечу: при перепаде 523 градуса и температуре керосина на входе в систему регенеративного охлаждения как раз в критическом сечении 300 К - температура по Цельсию на стенке оказывается 823-273=550 С, что с хорошей точностью совпадает с температурой в критическом сечении 975 F = 524 С.
Ошибка оценки совсем небольшая, учитывая, что в РАСЧЕТАХ НАСА
[hdl.handle.net]
расчетный разброс температур керосина 0-130 F = 0-54 C.

Короче, модель оценки поверхностной температуры, исходя из температуры теплоносителя-керосина в трубках охлаждения и удельного теплового потока, - вполне себе работоспособна. Причем в предположении как раз того самого теплового потока, который мы получили из оценки нагрева керосина на 500 градусов по мере прохождения через систему охлаждения.

С единственной разницей. У меня эта температура получается при СРЕДНЕМ по стенке камеры тепловом потоке, а критическое сечение ВО МНОГИХ СЛУЧАЯХ оказывается самым энергонапряженным участком стенки.
У нас получилась температура стенки критического сечения - ко всему прочему еще и при самом естественном предположении - самый холодный керосин идет в самый энергонапряженный участок.

Это уже к разговору о другом вопросе Никомо: дескать, не ту температуру керосина на выходе взял. В принципе, мне казалось, что от Никомо же я ее и знаю. Но, может, и вправду показалось.
Ну и что?

Минимальная энергонапряженность от максимальной отличается раза в 2. Не так ли?
Пусть на самом ненапряженном участке у нас получится перепад 150-200 градусов. А температура керосина не 500, а 400. Ну выйдем мы на температуру стенки 550-600 С.

А теперь смотрим на графичек, который любезно отсканировал
http://supernovum.ru/forum/file.php?2,file=4285
После 550 С у инконеля Х начинает стремительно снижаться предел текучести.(Замечу, что в КС Ф-1 используется другой материал - инконель Х-750 с несколько иными характеристиками, но это не столь важно)
Напоминаю: материал вышеприведенной ссылки с температурой стенки камеры сгорания в критическом сечении - это КОНСТРУКТОРСКИЙ РАСЧЕТ, а не результат измерений на готовой машине.

Вот такой же расчет, как делает Никомо: дескать, все попадает в пределы, при которых с материалом все в порядке.

На КРАЮ пологой характеристики не может быть все в порядке. Сравнительно небольшие превышения теплового потока - хотя бы за счет коэффициента поглощения излучения - и срываешься в область быстрого ухудшения характеристик материала.

Но для инконелей случай еще серьезней.

Никомо следовало бы в свое время обратить внимание на следующие особенности инконелей

удлинение,% на 2 дюйма

Инконель X-750 30-25-15 (в зависимости от ТО)(High Temp Metals)
Инконель X 50-25 (в зависимости от ТО) (Brazing manual,AWS,1955 г.)
Инконель W 55-27 (в зависимости от ТО) (Brazing manual,AWS,1955 г.)



Относительное удлиннение, допустимое при растяжении материала, - различается в 2 раза в зависимости от ТО - от термообработки. ТО - определяет количество той самой гамма-штрих фазы, о которой мы так долго говорим.
Вместе с количеством гамма-штрих-фазы меняются на самом деле и другие характеристики: и предел пластичности, и предел прочности.

Т.е. на самом деле кривая предела пластичности для инконеля должна быть не кривой, а полосой, определяющей, что с высокой вероятностью характеристики прочности и пластичности реального материала - окажутся при заданой температуре в рамках полосы.

Причем количество гамма-штрих фазы в материале меняется.
Про давления, при которых все меняется быстро, нам еще с Никомо предстоит поговорить. Но есть изменения и температурные. Чем выше температура, тем быстрее растворяется гамма-штрих фаза. Растворяется во времени. Материал, выдержавший нагрев, - имеет уже не тот фазовый состав, что материал до нагрева.

А про формулу, в которой при диаметре трубки 5 см получаются более-менее нормальные напряжения, а при диаметре 2.5 см - невероятные, - я уже написал по-соседству. Очень замечательная, однако, формула! И ведь конструкторы по ней чего-то считают. Может, и Сатурн-5 считали...
И на бумаге все классно получилось.
http://supernovum.ru/forum/read.php?2,90109,95260#msg-95260
Для Никомо - О 30% запаса
Пользователь: Pokrovsky (IP-адрес скрыт)
Дата: 30, September, 2008 23:32


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%.
 


Теперь вспоминаем, что напряженное состояние определяется не напряжениями вдоль одной координаты, а напряжениями вдоль всех координат.

Тут же вспоминаем 1.5-кратный по сравнению с инконелем коэф. линейного расширения серебряного припоя, вспоминаем, что эти два по-разному расширяющихся металла - жестко связаны пайкой. И, следовательно, в добавление к напряжениям в инконелевой трубке, вызванным радиальным градиентом температур, - добавляются вблизи спая напряжения, вызванные контактом с серебряным припоем.

И есть еще напряжения - продольные вдоль трубки - ввиду наличия давления изнутри камеры сгорания и серьезных градиентов давлений.

Хватит Вам запаса? Или все-таки Вы(точнее, защищаемые Вами американцы) оказываетесь на зыбкой грани срыва в пластическое течение - или даже за этой гранью?

Заметьте, в данном случае мы исходим не из предположений и догадок, а только из типичного градиента температур и вспыхнувших воспоминаний о том, что рядышком есть еще и контакт с серебром.
 7.07.0
Это сообщение редактировалось 01.10.2008 в 00:04
03.10.2008 08:44, korneyy: +1: А чего я до сих пор не отмечался? Исправляюсь.
+
-
edit
 

Nikomo

опытный

Новый ответ Покровскому (пока на это):
Pokrovsky>
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.
 

Пожалуй, здесь следует кое-что пояснить. Внутреннее охлаждение, хотя и называется так, но по сути своей является одним из видов теплозащиты.
Критическая т-ра для керосина 405С.
Для F-1 температура на огневой стенке в начале КС 400С, керосин еще может быть жидким, далее, где температура огневой стенки уже 530С (в критическом сечении), керосин испаряется и стенки защищает слой пара. А защита паром (или газом) гораздо эффективнее, чем жидкостью.
В результате взаимодействия с основным потоком струи жидкости прижимаются к стенке, образуя на ней сплошную жидкую пленку. Жидкая пленка, двигаясь по стенке, прогревается, испаряется и перемешиваясь с близкими слоями газа, образуя низкотемпературный слой. Ввиду сравнительно слабого поперечного перемешивания ПС при их движении вдоль стенок КС, пристеночный слой, созданный периферийными форсунками, достаточно устойчив и может сохраняться на значительном протяжении.
Поэтому у стенки образуется слой газа с малым значением коэффициента избытка окислителя и поэтому - с пониженной температурой. Процесс сгорания в пристеночном слое происходит медленнее, чем в ядре потока, из-за более низких температур и поэтому затягивается на большую длину камеры. Вблизи места подачи жидкости стенка покрыта жидкой пленкой. Далее идет участок после испарения пленки, где стенка омывается пристеночным слоем парогазовой завесы. Зная коэффициент избытка окислителя пристеночного слоя, можно определить величину тепловых потоков на этом участке.
И еще: у двигателей больших тяг потери УИ из-за расхода на внутреннее охлаждение меньше (при прочих равных условиях). Это связано с тем, что периметр сечения КС при увеличении тяги двигателя растет в меньшей степени, чем расход топлива. Поэтому относительный расход охладителя на завесу уменьшается, поскольку можно считать, что потребный расход жидкости на единицу длины периметра примерно одинаков.
Я так понимаю, Покровский все еще не оставляет попытки опровергнуть всю ракетную технику.
А теперь Покровскому будет понятно? Или опять нет? Еще круг?
 
RU Karev1 #01.10.2008 11:08  @Дмитрий В.#30.09.2008 17:36
+
-
edit
 

Karev1

опытный

Karev1>>>>  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.
Д.В.>>> Ужоснах! Угол тангажа никогда не совпадает (за редчайшим исключением) с углом наклона траектории!
Вот сразу "редчайшее исключение", которое есть у всех РН и БР: участок от старта и до начала программного разворота :-) - угол тангажа = углу накл. траект.= 90 гр.
Karev1>> Зашлите программу. Хочу пересчитать С-5.
Д.В.> Хм, странно, что интернетовские манеры Вы воспринимаете как хамские - со временем к этому привыкаешь (в смысле, к более свободному общению). Программу, конечно, вышлю, но только после 8-го октября (когда отпуск закончится). Вместе с инструкцией. Сообщите "мыло".
karev1_54mail.ru
 6.06.0

7-40

астрофизик

http://supernovum.ru/forum/read.php?2,90109,95283#msg-95283
Отв: От Никомо (вопросы Покровскому)
Пользователь: Pokrovsky (IP-адрес скрыт)
Дата: 01, October, 2008 02:31


После последнего разбора вопросов, сказанное - уже ни на что не влияет.

Никомо упорно пытается опровергнуть не логику прочности и пластичности, а то, что поток на стенку будет большой.

Ну посчитал я потоки при изменении температуры керосина на 500 градусов. Получилось очень много. Пусть будет изменение температуры керосина на 200 градусов - это просто много. Не 4 кВт/см2, а всего-лишь 1.5 - полтора утюга, вся мощность которых сосредоточена в 1 кв. см. - Все-равно много.

Далее.

Опровергается не ВСЯ РАКЕТНАЯ ТЕХНИКА, а исключительно метод дрессированных обезьян-конструкторов(включая оппонента - Никомо), - которые способны хорошо работать только там, где все и так ясно - далеко от критических режимов. И можно смело применять формулы, в которых обезьяна ничего не смыслит.

Режим Ф-1 - критический.
Даже просто при учете линейного расширения в местах пайки(при контакте с серебрянным припоем), подъем температуры на 400 градусов - означает выход на пластическую деформацию.
Формулы смело применять НЕЛЬЗЯ.

Завтра, когда доберусь до работы(и до сканера), - распишу Вам Вашу формулу для напряжений, кстати. Там забавные вещи получаются...
 7.07.0
RU Дмитрий В. #01.10.2008 12:34  @Karev1#01.10.2008 11:08
+
-
edit
 

Дмитрий В.

опытный

Karev1>>>>>  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> Д.В.>>> Ужоснах! Угол тангажа никогда не совпадает (за редчайшим исключением) с углом наклона траектории!
Karev1> Вот сразу "редчайшее исключение", которое есть у всех РН и БР: участок от старта и до начала программного разворота :-) - угол тангажа = углу накл. траект.= 90 гр.
Речь шла об оптимальной траектории (а значит и оптимальном управлении полетм), если я не ошибаюсь? ;-)
Вертикальный участок - это тривиальное решение, выбранное по ограничениям, а не из условия оптимальности траектории.
Send evil to GULAG!  6.06.0

7-40

астрофизик

http://supernovum.ru/forum/read.php?2,90109,95507#msg-95507
Я набросал на бумаге и отсканировал преобразования Вашей формулы:
http://supernovum.ru/forum/file.php?2,file=4292
http://supernovum.ru/forum/file.php?2,file=4293
Как видим, математически решение с 1 ГПа на одной стороне стенки трубки и нулевым напряжением на другой стороне эквивалентно решению с ± 0.5 ГПа по разные стороны стенки.

Вопрос только в выборе сечения, в котором напряжения можно считать нулевыми.
Это уже вопрос адекватности той или иной физической модели.

Для стационарных условий - работает вариант 1 - с (±)0.5 ГПа.
Для нестационарных - прекрасно работает вариант 2.

Между ними есть переходная область.
Если время мало, то дальние участки, до которых измеряется перепад температур, - просто не поспевают изменить собственное состояние на напряженное. На поверхности - высокие напряжения. В глубине - ноль.

Наоборот, в установившемся состоянии, когда внутренние участки уже изменили свое состояние на напряженное, - напряжение на внешней поверхности - снижается.

Но не только во времени дело. Еще и в геометрии. Если мы имеем дело с пластиной, у которой одна сторона более нагрета, чем другая, - пластина изогнется. Более горячая сторона станет стороной с большим радиусом изгиба, более холодная - с меньшим. Середина пластины - напряжений не имеет.
А если геометрия изделия не позволяет свободно изгибаться? - В этом случае напряжения перераспределяются, приближаясь к обстановке случая 2.

Что это означает в случае конструкции Ф-1?
Даже свободная от креплений труба не может в разной пропорции изменять внутренний и внешний радиусы трубки системы регенеративного охлаждения. Уже ограничение на свободный изгиб. Уже - отход от ситуации решения по варианту 1. Напряжения на внутренней и внешней сторонах трубки - не зеркальны.

Спайка трубок в систему стенки камеры сгорания - очередное ограничение на свободу перераспределения напряжений. Поскольку зеркальная симметрия - есть экстремум, любое искажение - есть условие прироста одного из напряжений относительно половинного.

Т.е. вопрос о 30% запаса ставится под большое сомнение просто ввиду несвободной геометрии.
О влиянии нестационарности - другой постинг.
http://supernovum.ru/forum/read.php?2,90109,95542#msg-95542
Для Никомо - Нестационарность
Пользователь: Pokrovsky (IP-адрес скрыт)
Дата: 01, October, 2008 19:39


Я изначально подчеркивал важность именно пусковых нагрузок.

Но при этом я попридержал козырный туз в рукаве.
Максимальный пусковой перепад температур между газовой(огневой) поверхностью трубки и поверхностью, обращенной к керосину регенеративного охлаждения - много выше стационарного.

График выглядит примерно так:
http://supernovum.ru/forum/file.php?2,file=4296
Вы не поверите, но в этой теме я в свое время тоже отметился. Эта зависимость была мной получена экспериментально и потом обоснована теоретически(с аналитическим решением) в 1976 году - в 10 классе Киевской ФМШИ.
С помощью "головного скачка температуры" мне тогда удалось измерить потоки теплового излучения масштаба 0.01 Вт/м2. Просто потому, что "головной скачок" - довольно высокий - в разы превышал( в моем случае - более, чем на порядок) установившуюся разницу температур между поверхностями.

Существование "головного скачка" мной экспериментально было проверено в диапазоне потоков от 0.1 Вт/м2 до 105 Вт/м2. Величина скачка почти линейно росла с ростом плотности потока энергии. Для 105 Вт/м2 она составляла десятки градусов(по сравнению с единицами в установившемся тепловом потоке через исследуемую пластину).

Головной скачок - объективная реальность, вполне измеряемая, которая почему-то до сих пор не попала в учебники, - как существенная для оценок прочности.

А у нас с Вами прочностные характеристики - практически на пределе. 30%-ный запас(высчитанный Вами) - это ведь слишком мало для конструктора. Не так ли. А именно 30%-ный запас Вы и получили.
Головной скачок - съедает все запасы - напрочь.

Типичные времена до максимума скачка - масштаба времени прохождения волны тепла через материал. В нашем случае инконеля с температуропроводностью 10-7 - это единицы секунд. - Как раз время выхода двигателя на режим.
 7.07.0
+
-
edit
 

Nikomo

опытный

Новые ответы Покровскому:

Pokrovsky> После последнего разбора вопросов, сказанное - уже ни на что не влияет.

Ну вот, а я старался, ответ сочинял. А Покровскому уже оказывается и не нужно... (ну а вдруг все же пригодится - Покровский любит бегать кругами)

Pokrovsky> Проблема формулы в том, является ли 2.5 сантиметра - радиусом?

Виноват, поставил вместо радиуса диаметр. Подставим радиус R=1,3 см и r=1,27 см (если дюйм = 2,54 см). Тогда сигма1=498 МПа, сигма2=502 МПа (даже несколько меньше получилось, чем было). На самом деле, при такой тонкой стенке радиус кривизны мало что меняет. Его можно взять хоть 1м, тогда напряжения будут сигма1=500 МПа, сигма2=500 МПа. Увеличим толщину стенки до 1,2 мм. Тогда сигма1=493 МПа, сигма2=508 МПа.

Pokrovsky> В любом случае трубки сплющены. И на каждую трубку приходится в среднем участок 15.7 мм. Т.е. либо трубки сплющены с уменьшением диаметра в 3 раза, либо сплющены не сильно - только в полтора раза.

Вообще-то, насчет сплющенности:

Tubes reduced wall thickness and thermal resistance and, more importantly, increased the coolant velocity in the throat section to carry off the increased heat flux there. As chamber pressures continued to go up along with higher temperatures, designers introduced a variable cross section within the tube. This configuration allowed the tube bundle to be fabricated to the desired thrust chamber contour, but variations in the tube's cross section (and coolant velocity) matched the heat transfer at various points along the tube.

Stages to Saturn, "III Fire, Smoke, and Thunder: The Engines,THRUST CHAMBERS"
 


то есть, трубки имели переменное сечение по длине. Предположим, диаметр уменьшился до 5 мм (поделим диаметр 88,9 см на 178 трубок). R=1,55 мм r=1.25 мм. сигма1=482 МПа, сигма2=518 МПа. Все равно, поменялось ненамного. А уж меньше и быть не может.

Pokrovsky> У меня эта температура получается при СРЕДНЕМ по стенке камеры тепловом потоке, а критическое сечение ВО МНОГИХ СЛУЧАЯХ оказывается самым энергонапряженным участком стенки.

Конечно, если не учитывать завесу, то температура в кр.сечении будет явно больше. Но при завесе соотношение компонентов на стенке=1:1,5 а не 1:2,27, поэтому температура ниже будет.
Среднее значение, конечно брать нельзя. И вот почему. КС и сопло - не труба, слишком сильно меняется диаметр, да и распределение тепловых потоков по длине очень неравномерное. Поэтому брать какое-то среднее значение практически бессмысленно.

Pokrovsky> Минимальная энергонапряженность от максимальной отличается раза в 2. Не так ли?

Нет, не так. Отличается во много раз, и довольно сильно. Поэтому средние значения, средние напряжения, средние усилия - это нонсенс (разве что для ну очень грубой оценки, да и то можно ошибиться). А уж тем более с учетом завесного охлаждения...

Pokrovsky> На КРАЮ пологой характеристики не может быть все в порядке. Сравнительно небольшие превышения теплового потока - хотя бы за счет коэффициента поглощения излучения - и срываешься в область быстрого ухудшения характеристик материала

Материал стенок двигателя работает обычно за пределом упругости и находится в сложном напряженном состоянии. Поэтому для расчета необхо-димо пользоваться аппаратом теории пластичности.

Зашихина Е.В., Скаянская Т.А.
Расчет на прочность ЖРД. Методические указания по выполнению лабораторной работы., 2000. –20с.
Рекомендовано для студентов специальности «Ракетостроение» (13.06).
 


собственно говоря, приведенный в методичке расчет берется из:
Гуров А.Ф. Расчеты на прочность и колебания в ракетных двигателях. – М.: Машиностроение, 1966. – 455с.
или
Феодосьев В.И. Прочность теплонапряженных узлов жидкостных ракетных двигателей. - М.: Оборонгиз,1969. - 212с
(я уж не стану копипастить методичку.)
Короче говоря, при расчете там учитываются температурные удлинения, определяемые средними температурами стенок, берутся диаграммы растяжения при температурах. Внутренняя стенка из-за больших температурных удлинений обычно оказывается сжатой (в орудийных стволах так тоже).
Вначале там приведен расчет несущей способности оболочки КС без учета осевой силы, только от внутреннего давления, потом с учетом осевой силы (и давления).
Расчет этот ведется или подбором или графически. По диаграммам растяжения строят кривые в соответствии с толщиной стенок сигма*h и кривую p*R (для двух стенок сигма*h складывают, получают один график). Где эти кривые пересекутся, там и рабочая точка, сколько может выдержать КС.

Pokrovsky>
Теперь вспоминаем, что напряженное состояние определяется не напряжениями вдоль одной координаты, а напряжениями вдоль всех координат.
Тут же вспоминаем 1.5-кратный по сравнению с инконелем коэф. линейного расширения серебряного припоя, вспоминаем, что эти два по-разному расширяющихся металла - жестко связаны пайкой. И, следовательно, в добавление к напряжениям в инконелевой трубке, вызванным радиальным градиентом температур, - добавляются вблизи спая напряжения, вызванные контактом с серебряным припоем.
И есть еще напряжения - продольные вдоль трубки - ввиду наличия давления изнутри камеры сгорания и серьезных градиентов давлений.
 


тогда не надо забывать и
To form the regeneratively cooled engine, the F-1 was fabricated as "a tube bundle surrounded by a heavily jacketed combustion chamber, a series of bands around the nozzle, and two end rings."
Stages to Saturn, "III Fire, Smoke, and Thunder: The Engines,THE F-1 THRUST CHAMBER AND FURNACE BRAZING"
 


снаружи на трубки надет сплошной кожух, заходящий за критическое сечение. Далее трубки скрепляются поддерживающими бандажами (там температуры и давления значительно ниже). Так что трубки могут быть сжаты (см.выше).

Pokrovsky> Или все-таки Вы(точнее, защищаемые Вами американцы) оказываетесь на зыбкой грани срыва в пластическое течение - или даже за этой гранью?

Работа за пределом упругости - обычное явление для камер ЖРД. Покровский опять хочет опровергать всю ракетную технику?

Pokrovsky> Никомо следовало бы в свое время обратить внимание на следующие особенности инконелей. удлинение,% на 2 дюйма

Могу привести и график изменения удлинения от температуры. Для температур 450С-650С удлинение падает и достигает минимума, а потом начинает расти довольно сильно.
В High Temp Metals удлинение приведено при комнатной температуре. Тоже и в Brazing manual,AWS,1955 г.

Pokrovsky>
Относительное удлиннение, допустимое при растяжении материала, - различается в 2 раза в зависимости от ТО - от термообработки. ТО - определяет количество той самой гамма-штрих фазы, о которой мы так долго говорим.
Вместе с количеством гамма-штрих-фазы меняются на самом деле и другие характеристики: и предел пластичности, и предел прочности.
 


Покровский уже нашел ссылку на те режимы ТО, которые применялись (именно) при изготовлении трубок для F-1? Не нашел? О чем тогда спорить? Вот когда найдет, тогда и будет разговор.

Pokrovsky> Но есть изменения и температурные. Чем выше температура, тем быстрее растворяется гамма-штрих фаза. Растворяется во времени. Материал, выдержавший нагрев, - имеет уже не тот фазовый состав, что материал до нагрева.

Если таковая в нем была. А если не была?
Те усиления прочности, о которых говорил Покровский - результат спецобработки (лазером, ударными волнами, местным нагревом и пр.). Конечно, при нагреве результаты этой спецобработки могут потеряться. Но то, что такая спецобработка имела место, Покровский еще не доказал. Поэтому это, как говорит Покровский: "АБСОЛЮТНО БЕССОДЕРЖАТЕЛЬНО".

Pokrovsky> Даже просто при учете линейного расширения в местах пайки(при контакте с серебрянным припоем), подъем температуры на 400 градусов - означает выход на пластическую деформацию. Формулы смело применять НЕЛЬЗЯ.

Так никто их и не применяет (см. выше). Как правило, все двигатели (и советские тоже) работают за пределом упругости. Так что все-таки Покровский опровергает ракетную технику...

Pokrovsky> Я набросал на бумаге и отсканировал преобразования Вашей формулы:

и зачем это надо было делать? А формула вовсе не моя. Ну вот, стоит дать Покровскому какую-нибудь формулу, какие-нибудь данные, так он с ними черте-что сделает. У меня вопрос: как Покровский до такого додумывается?

Pokrovsky> Как видим, математически решение с 1 ГПа на одной стороне стенки трубки и нулевым напряжением на другой стороне эквивалентно решению с ± 0.5 ГПа по разные стороны стенки.

Ну, математически все может быть. А вот смысла в том нет никакого (см.дальше).

Pokrovsky>
Вопрос только в выборе сечения, в котором напряжения можно считать нулевыми.
Это уже вопрос адекватности той или иной физической модели.
Для стационарных условий - работает вариант 1 - с (±)0.5 ГПа.
Для нестационарных - прекрасно работает вариант 2.
Между ними есть переходная область.
Если время мало, то дальние участки, до которых измеряется перепад температур, - просто не поспевают изменить собственное состояние на напряженное. На поверхности - высокие напряжения. В глубине - ноль.
 


Ну вот опять Покровский жульничает. Такой модели не может быть. Это означало бы, что стенка имеет бесконечно малую толщину. Кстати, что Покровский математически и получил. Но стенка-то, как ни была она тонка, все же имеет и толщину и перепад температур по толщине. А у Покровского есть перепад температур, но он приложен к стенке с толщиной, равной нулю. Ну как до такого можно было додуматься? Если толщина стенки равна нулю, то как в ней может быть перепад температур? Это односторонняя трубка?

Pokrovsky> Наоборот, в установившемся состоянии, когда внутренние участки уже изменили свое состояние на напряженное, - напряжение на внешней поверхности - снижается.

Нет. Напряжение снижается, когда температурный перепад уменьшается. Если все же соседние участки не успели изменить свое состояние, то это и есть воздействие сильного местного нагрева, луча лазера, ударных волн и т.п.
Более того, в начале, пока стенка еще не успела прогреться, напряжение меньше, а потом, с прогревом, начинает расти (см.дальше).

Pokrovsky>
Но не только во времени дело. Еще и в геометрии. Если мы имеем дело с пластиной, у которой одна сторона более нагрета, чем другая, - пластина изогнется. Более горячая сторона станет стороной с большим радиусом изгиба, более холодная - с меньшим. Середина пластины - напряжений не имеет.
А если геометрия изделия не позволяет свободно изгибаться? - В этом случае напряжения перераспределяются, приближаясь к обстановке случая 2.
 


Каким это образом труба может "свободно" изгибаться? Куда ей изгибаться? Наружная поверхность трубы стремится расшириться, а внутренняя сжаться. Таким же образом изогнется и пластина. Покровский полагает, что можно каким-то образом закрепить пластину так, что она изогнется в два раза больше, чем обычно? Напротив, при закреплении она изогнется меньше.
Покровского просто заело на температурных усилиях. Других усилий просто не существует, так что ли? А результирующие усилия будут меньше, чем температурные напряжения, потому что их надо будет вычитать из этих напряжений - они направлены в другую сторону (и это как раз написано в учебниках).

Pokrovsky> Спайка трубок в систему стенки камеры сгорания - очередное ограничение на свободу перераспределения напряжений.

Да не перераспределения напряжений, а суммарное напряжение от разных усилий будет другое, а это не одно и то же. Что такое? Покровский отрицает 3-й закон Ньютона? Если масса давит на подставку, то она от этого в воздух должна подпрыгнуть? Напряжения-то что, перераспределятся?

Pokrovsky> Максимальный пусковой перепад температур между газовой(огневой) поверхностью трубки и поверхностью, обращенной к керосину регенеративного охлаждения - много выше стационарного.

Как? Опять? А Покровский говорил, что не хочет бегать по кругу.
У Покровского есть график? У меня тоже есть график (см. ниже) распределения температур поперек стенки при нестационарном прогреве. Там тау номер такой-то - это разные моменты времени, по порядку. Так понятно Покровскому будет?

Pokrovsky> Головной скачок - объективная реальность, вполне измеряемая, которая почему-то до сих пор не попала в учебники, - как существенная для оценок прочности.

Ах, она не попала в учебники? И что, Покровский предлагает поэтому ему верить на слово? А вот если мы ему не поверим, что тогда?

Pokrovsky> Но при этом я попридержал козырный туз в рукаве.

А нам кажется, что у Покровского карты крапленые или он втирает очки.
Прикреплённые файлы:
wall_temp.jpg (скачать) [93,73 кбайт, 12 загрузок] [attach=117613]
 
 
 

7-40

астрофизик

http://supernovum.ru/forum/read.php?2,90109,95855#msg-95855
для Никомо - Еще одна ложка дегтя, переполнившая бочку с порохом.
Пользователь: Pokrovsky (IP-адрес скрыт)
Дата: 02, October, 2008 21:18

Цитата:
Конечно, если не учитывать завесу, то температура в кр.сечении будет явно больше. Но при завесе соотношение компонентов на стенке=1:1,5 а не 1:2,27, поэтому температура ниже будет.
Среднее значение, конечно брать нельзя. И вот почему. КС и сопло - не труба, слишком сильно меняется диаметр, да и распределение тепловых потоков по длине очень неравномерное. Поэтому брать какое-то среднее значение практически бессмысленно.
 


Долго не мог вспомнить, в каком журнале я это видел.
Наконец, докопался...

Смотрите, Никомо:
http://supernovum.ru/forum/file.php?2,file=4306
http://supernovum.ru/forum/file.php?2,file=4307
Это так называемое сверхадиабатическое возрастание температур в чрезмерно богатых топливом горючих смесях углеводородов с воздухом.

Фотографии - плохонькие - мобильником в читальном зале ГПНТБ.
На первой показано, что экспериментальная кривая(которая выше) с ростом концентрации топлива - ложится все выше и выше над теоретической.

На второй показано, что при ламинарном течении в канале температура быстро, буквально на длине 1 см, поднимается выше расчетной адиабатической. И остается на этом высоком уровне - по всей длине канала течения.

В данном случае исследуется смесь пропана с воздухом. Стехиометрия для пропана - при 5% в смеси. Увеличиваем концентрацию до 10% - температура вместо расчетных 1250 достигает 1500, т.е. на 15% выше нормальной расчетной.
Но в принципе нарастание температуры сверх расчетной обнаруживается, начиная с 1.5 кратного обогащения сверх стехиометрии.

Это из статьи
В.В.Земащиков, И.Т.Намятов, В.А.Бунев, В.С.Бабкин. О природе сверхадиабатических температур в богатых углеводородных пламенах.//"Физика горения и взрыва", 2004, т.40, № 1, с. 38-41

В статье есть указание, что это же явление обнаружено не только для смесей с воздухом, но и для смесей с кислородом:
Lui F.,Guo H.,Smallwood G.,Gulder O. Numerical study of the super-adiabatic flame temperature phenomenon in hidrocarbon premix flames.//29-th Intern. Symp. of Combustion: Abstr.Symp.Papers. 2002. p.12.

А первая попытка объяснения явления относится к 1969 году:
РОзловский А.И. Тепловой режим горения богатых углеродсодержащих смесей надкритического состава.// Докл. АН СССР. 1969, т.186, №2, с. 373-376.

До журнальчика 1969 года я еще не добрался. Чтобы выяснить, когда эта неприятность была обнаружена. Но уж понятно, что слой завесы с соотношением чуть больше удвоенного против стехиометрии - вероятнее всего добавлял около 15% к той температуре, которая от него ожидалась. И объяснений этому не было.
Да и в центре при 1.5-ном превышении топливом стехиометрии - несколько процентов лишней температуры выходили.

А движок-то и вообще вся ракета - уже рассчитаны.
7-40 так и рассуждал: а почему нельзя было сразу рассчитать? Разве были какие-то научные проблемы? Разве построение ракеты не было только технической проблемой?

Имеем уже две откровенно научные проблемы:
1) Нестабильность фазового состава инконеля и изменение его жаропрочных характеристик в процессе обработки и даже в ходе пуска двигателя.
2) Необъяснимое(а может, и не обнаруженное в процессе рабты над двигателем) повышение температуры пристеночного слоя, переводившее стенку в критический по прочности режим.
 7.07.0

7-40

астрофизик

В общем, теперь Покровский точно опроверг почти всю космонавтику. "Семёрка" уж точно теперь афера. :(
 7.07.0
PL Дядюшка ВB. #03.10.2008 13:40  @7-40#02.10.2008 23:37
+
-
edit
 

Дядюшка ВB.

опытный

7-40> В общем, теперь Покровский точно опроверг почти всю космонавтику. "Семёрка" уж точно теперь афера. :(


Страх подумать про SSME. Он уж точно невозможен даже в принципе. Самое главное, что Покровский так и не объяснит почему :)
Две вещи действительно бесконечны: Вселенная и человеческая глупость. Впрочем, насчет Вселенной у меня есть некоторые сомнения (c) А.Эйнштейн  3.0.13.0.1

Tico

модератор
★★
РД-170 тогда точно афера, вместе с "Энергией". Кстати, НК-33 вроде тоже получается аферой.
- Барабашка - это научный факт. (с) аФон+  6.06.0
PL Дядюшка ВB. #03.10.2008 16:42
+
-
edit
 

Дядюшка ВB.

опытный

В общем всё афера и все вокруг обманывают бедного Покровского. Ему остаётся только поступить как Прометеюшке - повесить на двери в квартиру изнутри табличку "Аферисты" и не выходить в неё ;)
Две вещи действительно бесконечны: Вселенная и человеческая глупость. Впрочем, насчет Вселенной у меня есть некоторые сомнения (c) А.Эйнштейн  3.0.33.0.3

7-40

астрофизик

http://supernovum.ru/forum/read.php?2,90109,96067#msg-96067
Влияние сверхадиабатических температур
Пользователь: Pokrovsky (IP-адрес скрыт)
Дата: 03, October, 2008 16:23


Для понимания масштаба проблемы, нужно разобраться, а как она таки влияет.

Завесное охлаждение богатой по топливу смесью - это довольно небольшая часть в общем потоке топлива и окислителя.
Изменение ее температуры - практически не сказывается на общей средней температуре в КС и на тяговые характеристики двигателя.

А вот влияние на стенки у нее существенное.

Поток тепла на стенки состоит из конвективной составляющей - прямой передачи тепла от газа к стенке, - и лучистой составляющей.

Конвективная составляющая.
Закон теплопередачи здесь прост. Поток пропорционален коэффициенту теплопередачи и разнице температур между прилегающим к стенке потоком и самой стенкой.
В расчете американцев температура стенки камеры сгорания в критическом сечении была 520 С ~ 800 К. Пусть температура газа в завесе поднялась как в цитированной работе с 1250 К до 1500 К.
Перепад температур между стенкой и газом изменился с проектных 450 до 700. Конвективный тепловой поток вырастает на 55% - в полтора раза.

Лучистая составляющая.
Лучистая составляющая состоит из частично дошедшего до стенки потока излучения от центральной части камеры сгорания. Она практически не меняется. А вот собственное излучение наиболее близкого к стенке газа, которое доходит полностью, изменяется. Зависимость плотности потока излучения для паров воды от абсолютной температуры - кубическая, для СО2 - - степень 3.5. Но основная часть излучения - водяная.
(1500/1250)3 = 1.73.
Правда, при этом несколько снижается коэффициент излучения - приблизительно с 0.5 до 0.43. (0.43/0.5)=0.86
0.86*1.73=1.49

Доля излучения близких к стенке слоев в общем лучистом потоке на стенку оценивается для сравнительно небольших двигателей кприблизительно в 40%. Для большого двигателя Ф-1, где излучение центральных зон в значительной мере поглощается в самой камере, положим, доля завесы должна была бы составить, например, 60% лучистого потока. Собственно излучение завесы увеличивается в 1.5 раза, общий лучистый поток - в 1.3 раза.

Суммарный поток

В нашем примере мы можем ожидать увеличения суммарного теплового потока на стенку приблизительно на 40%.

Соответственно на те же 40% возрастают перепады температур между огневой стенкой инконеля и керосином регенеративного охлаждения. Это уже не 520 С, а 720 С. Предел пластичности снижается с 75 кГ/мм2 до 56 кГ/мм2.
А термоупругие напряжения только за счет перепада температур на инконеле даже в случае стационарной работы двигателя мы оценили для расчетов НАСА в 500 МПа. Они поднимаются до 700 МПа - пропорционально возросшему перепаду температур.

Прочие напряжения, за счет добавления которых расчетная камера сгорания выходила на уровень начала пластического течения, добавлявшие к 500 МПа еще что-нибудь типа 250 МПа, теперь выводят инконель стенки на уровень 700+250=950 МПа - т.е. на заведомое превышение предела прочности при 700 С.

Сопоставление с типичным советским двигателем

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)

Здесь температура на стенке 700-273=423 С - на 100 градусов ниже.
Пусть этот двигатель попадает в такую же неприятность с температурой завесы.
Соответственно для конвективного теплового потока рост против расчетного составит
(1500-700)/(1250-700)= 1.45. Не 55%, а 45%

Для лучистой составляющей пусть рост останется таким же 30%.

По той же схеме, по которой мы взяли рост суммарного потока на 40% для Ф-1, в данном случае получаем рос суммарного потока на 36%.

Отличие не сильное.
Но перепад температур между керосином и огневой стенкой у типичного советского двигателя окажется не 700 градусов, а 400*1.36= 544. Температура стенки в этом случае непредвиденного увеличения теплового потока достигнет 570 С. Т.е. только немного превысит расчетную температуру стенки Ф-1.
При этом пределы пластичности и прочности еще не сильно ухудшаются. - Это еще пологая часть характеристики инконеля(или какого-нибудь его советского аналога).
Действующие напряжения тоже не поднимаются до критических значений.

Разумеется, все наши оценки, - не утверждение, что ровно так оно и было.
Для смеси керосина с кислородом могли быть несколько иные изменения температур горения завесы. И больше, и меньше.
Но в любом случае видно, что для Ф-1 с ее 520 С на стенке - это повышение представляет несопоставимо большую опасность, нежели для сравнительно малого двигателя с 420 градусами Цельсия на огневой стенке.
 7.07.0

7-40

астрофизик

http://supernovum.ru/forum/read.php?2,90109,96144#msg-96144
Отв: От Никомо (вопросы Покровскому)
Пользователь: Pokrovsky (IP-адрес скрыт)
Дата: 03, October, 2008 18:33

Цитата:

Цитата:
Pokrovsky>
Вопрос только в выборе сечения, в котором напряжения можно считать нулевыми.
Это уже вопрос адекватности той или иной физической модели.
Для стационарных условий - работает вариант 1 - с (±)0.5 ГПа.
Для нестационарных - прекрасно работает вариант 2.
Между ними есть переходная область.
Если время мало, то дальние участки, до которых измеряется перепад температур, - просто не поспевают изменить собственное состояние на напряженное. На поверхности - высокие напряжения. В глубине - ноль.


Ну вот опять Покровский жульничает. Такой модели не может быть. Это означало бы, что стенка имеет бесконечно малую толщину. Кстати, что Покровский математически и получил. Но стенка-то, как ни была она тонка, все же имеет и толщину и перепад температур по толщине. А у Покровского есть перепад температур, но он приложен к стенке с толщиной, равной нулю. Ну как до такого можно было додуматься? Если толщина стенки равна нулю, то как в ней может быть перепад температур? Это односторонняя трубка?
 


Уважаемый Никомо!



В моем преобразовании формулы ТОЛЩИНА МАТЕРИАЛА СОКРАЩАЕТСЯ. - Нет ее!



Как можно было из этого вывести какое-то умозаключение о нулевой толщине пластины... -???????????????????????


Вас Ваша группа поддержки из Идиот-клуба сайта "Авиабаза" еще не окрестила форменным идиотом?

Так вот, если она этого не сделала, передайте ей, что она вся состоит из форменных идиотов.

Ошибку ЛИЧНОСТИ, в частности, Вашу, - я всегда готов отнести на плохое настроение, на аффект и пр.

Со всяким бывает. Через сутки выходишь, типа, из состояния глубокого алкогольного опьянения,- и просматриваешь написанное вчера: О, Господи! - Надо меньше пить!

Но вся бригада Авиабазы уже сутки читает эту Вашу глупость - и у всей команды единомышленников - никаких сомнений.
Вот в чем ГЛАВНАЯ проблема! - Не Ваша, а всего сброда защитников.
 7.07.0
+
-
edit
 

Nikomo

опытный

Новые ответы Покровскому:

7-40> Станислав, я так понимаю, Ваш аргумент призван доказать, что все двигатели (и, следовательно, все ракеты с этими двигателями и все выводившиеся ими нагрузки) с завесным охлаждением керосином - фальсификация, верно? То есть королёвская "семёрка" - это очевидная афера, не правда ли (если Вы не знаете, то в тамошних двигателях тоже завесное охлаждение)?

Так Покровский опроверг не только завесное охлаждение, а еще и все ЖГГ керосиновых двигателей. Их ведь тоже рассчитывают невзирая ни какую "аномалию". Если ведь есть "аномалия", то лопатки турбин сгорят.
Но главный прикол в том, что Покровский опроверг еще и самого себя. Долгое время Покровский тыкал мне в нос Штернфельдом, пытаясь доказать, что температуру понизить в КС можно. Теперь же он утверждает прямо противоположное - понизить температуру невозможно. Что писал Покровский?

Pokrovsky> Получаем, что необходимо снижение температуры в камере сгорания на 15%.

Таким образом Покровский сам себя загнал в угол. Или-или. Если все же будет снижение, тогда

> Но уж понятно, что слой завесы с соотношением чуть
> больше удвоенного против стехиометрии - вероятнее
> всего добавлял около 15% к той температуре,
> которая от него ожидалась. И объяснений этому не
> было.

никак уже не годится. А если все-таки "лишняя температура, объяснений нет", тогда, как пишет Покровский-

Pokrovsky> Двигатель обречен

Значит, у Покровского получается так, чтобы он ни выбрал - возможность снижения температуры или ее невозможность, существование F-1 в любом случае становится нереальным. Но двигатель-то работал!
Итак, получается 4-й тезис: "Опровергатели не в состоянии свести концы с концами в собственных теориях". Ну что тут скажешь? Покровский отлично сам себя спалил.
Porovsky>
> А движок-то и вообще вся ракета - уже рассчитаны.
> 7-40 так и рассуждал: а почему нельзя было сразу
> рассчитать? Разве были какие-то научные проблемы?
> Разве построение ракеты не было только технической
> проблемой?
 

Ну так если Покровский полагает, что соотношение 1:1,5 было предельной концентрацией, за которой горение не происходит (это потому что он взял 15% повышения температуры, а для пропана 10% объемного соотношения к воздуху и есть тот предел, за которым горения уже нет), то что бы тогда помешало взять, ну скажем, соотношение 1:1,48? Горения уже нет, и все проблемы решены? А если это все же не предел горения, то почему тогда Покровский берет 15%?

Pokrovsky> при ламинарном течении в канале температура быстро, буквально на длине 1 см, поднимается выше расчетной адиабатической. И остается на этом высоком уровне - по всей длине канала течения.

В КС ЖРД в основной зоне всегда имеет место турбулентный поток и предварительное дробление компонентов на мелкие капли, чего нет при сгорании предварительно смешанных газов. И в то же время в КС пристеночный слой - ламинарный.

Теперь по поводу статей, на которые сослался Покровский.
Кстати, название одной из них он переврал. Не "Тепловой режим горения богатых углеродсодержащих смесей надкритического состава", а "Тепловой режим горения богатых углеродсодержащих смесей подкритического состава".

Условия горения, рассматриваемые в статьях, не соответствуют условиям горения в КС ЖРД:
1. В статьях рассматриваются горение газовоздушной и газокислородной смесей. Горение жидких углеводородов не рассматривается.
2. Пламя рассматривается только ламинарное, свободно распространяющееся, в отличие от ЖРД, где пламя всегда турбулентное. Фронт пламени не плоский в КС, в отличие от того фронта, который расматривался в этих статьях. А это меняет условия.
3. Температура горения газовоздушной смеси значительно меньше, чем газокислородной.
4. В случае горения газовой смеси нет капель топлива и нет испарения, в отличие от горения в ЖРД. В статьях рассматривается пламя с предварительным смешением, когда все горючее смешивалось в кислородом до воспламенения, в отличие от КС ЖРД, где происходит диффузионное горение, когда горючее и окислитель контактируют только в зоне горения.
5. Причина сверхадиабатической температуры, предложенная Розловским, заключается в том, что водород диффундирует в окислительную зону, где конкурируя с углеродсодержащими компонентами, окисляются быстрее их. Концентрация же атомов углерода на единицу объема паров для жидких углеводородов (а тем более, для керосина), значительно выше, чем для газообразных углеводородов. Стало быть возможностей для водородного окисления нет.

Superadiabatic flame temperatures (SAFTs) occur in stretched premixed flames when the Lewis number is less than unity such as in hydrogen/air flames and lean methane/air flames. SAFT does not occur in stretched premixed flames when the mixture Lewis number is greater than unity.
NUMERICAL STUDY OF THE SUPERADIABATIC FLAME TEMPERATURE PHENOMENON IN HYDROCARBON PREMIXED FLAMES
 


Если критерий Льюиса для горящего керосина с кислородом будет меньше 1 (less than unity), горение будет нестабильным, что приведет к развитию колебаний в КС (а для завесы это приведет к тому, что она не сможет далеко распространяться, вследствие перемешивания с основным потоком). Однако, горение является стабильным и завеса распространяется достаточно далеко (имеются в виду керосино-кислородные ЖРД вообще, а не только F-1). Значит, условий для SAFT нет.
А если критерий Льюиса будет значительно меньше 1, то пламя просто погаснет - горение не будет поддерживаться.
Вот когда у Покровского будет подобный график (см.ниже), но в котором температура будет отличаться от той, что на этом графике (аномально), тогда и можно будет о чем-то говорить. Но что-то мне подсказывает (и я знаю, что это), что Покровский будет очень долго его искать...


Pokrovsky> В моем преобразовании формулы ТОЛЩИНА МАТЕРИАЛА СОКРАЩАЕТСЯ. - Нет ее!

Ну вот, у Покровского толщины материала нет, но она есть (а где же иначе будет перепад температур?) Ну и кто в таком случае идиот?
Те формулы для расчета, котрые я привел, на самом деле являются предельными случаями более общей формулы, позволяющей построить эпюру распределения напряжений в стенке. Но Покровский все сократил и получил бессмыслицу, даже не зная оригинальной формулы.
А модель будет заключаться лишь в том, как должна распределяться температура по толщине стенки - линейно или нелинейно, например, логарифмически и пр. По логарифмической модели считают, например, для орудийных стволов. Но они имеют большую толщину.
Прикреплённые файлы:
mixture_temperature.jpg (скачать) [85,13 кбайт, 29 загрузок] [attach=117863]
 
 
 

7-40

астрофизик

http://supernovum.ru/forum/read.php?2,90109,97168#msg-97168
Для Никомо - 8.2.
Пользователь: Pokrovsky (IP-адрес скрыт)
Дата: 07, October, 2008 19:17

Цитата:
Но главный прикол в том, что Покровский опроверг еще и самого себя. Долгое время Покровский тыкал мне в нос Штернфельдом, пытаясь доказать, что температуру понизить в КС можно. Теперь же он утверждает прямо противоположное - понизить температуру невозможно. Что писал Покровский?
 


Если бы Вы были внимательнее, то даже на моих фото разглядели бы, что температура горения смеси монотонно падает в обоих случаях - что без сверхадиабатической добавки, что со сверхадиабатической добавкой.
Просто падает в разной степени.

От стехиометрии - около 3000 К - до 1250 или до 1500 К.

Цитата:
Ну так если Покровский полагает, что соотношение 1:1,5 было предельной концентрацией, за которой горение не происходит (это потому что он взял 15% повышения температуры, а для пропана 10% объемного соотношения к воздуху и есть тот предел, за которым горения уже нет), то что бы тогда помешало взять, ну скажем, соотношение 1:1,48? Горения уже нет, и все проблемы решены? А если это все же не предел горения, то почему тогда Покровский берет 15%?
 


Теперь я Вам указываю на проблемы с логикой.

Покровский, используя цифры из конкретной работы, показывает, что для более энергонапряженного двигателя в сопоставлении с менее энергонапряженным влияние сверхадиабатической температуры пристеночного слоя заметно существеннее.
В случае смеси кислорода с керосином, в случае другой геометрии горящего потока - цифры могут отличаться, но общая закономерность более серьезного влияния эффекта на более энергонапряженный двигатель - остается..

Цитата:
Теперь по поводу статей, на которые сослался Покровский.
Кстати, название одной из них он переврал. Не "Тепловой режим горения богатых углеродсодержащих смесей надкритического состава", а "Тепловой режим горения богатых углеродсодержащих смесей подкритического состава".
 


Согласен.
В блокноте начало слова было мной записано в библиотеке неразборчиво.

Цитата:
1. В статьях рассматриваются горение газовоздушной и газокислородной смесей. Горение жидких углеводородов не рассматривается.
2. Пламя рассматривается только ламинарное, свободно распространяющееся, в отличие от ЖРД, где пламя всегда турбулентное. Фронт пламени не плоский в КС, в отличие от того фронта, который расматривался в этих статьях. А это меняет условия.
3. Температура горения газовоздушной смеси значительно меньше, чем газокислородной.
4. В случае горения газовой смеси нет капель топлива и нет испарения, в отличие от горения в ЖРД. В статьях рассматривается пламя с предварительным смешением, когда все горючее смешивалось в кислородом до воспламенения, в отличие от КС ЖРД, где происходит диффузионное горение, когда горючее и окислитель контактируют только в зоне горения.
5. Причина сверхадиабатической температуры, предложенная Розловским, заключается в том, что водород диффундирует в окислительную зону, где конкурируя с углеродсодержащими компонентами, окисляются быстрее их. Концентрация же атомов углерода на единицу объема паров для жидких углеводородов (а тем более, для керосина), значительно выше, чем для газообразных углеводородов. Стало быть возможностей для водородного окисления нет.
 


Вы предлагаете мне подождать лет 20 до тех пор, пока кто-то решит, что пора бы перейти и к рассмотрению горения жидких углеводородов.
Или некоторые общие закономерности уже все-таки обнаруживаются.

Например. При горении капли у поверхности(внутри керосина кислорода для горения нет), продукты разложения керосина точно так же диффундируют. И водород диффундирует быстрее. А потому быстрее вступает в реакции с кислородом, которого для полного сгорания топлива недостаточно. Водород вступает в реакцию с кислородом не пропорционально углероду и даже не так, как это получается из условий термодинамического равновесия, а в несколько больших долях. Он бы и вступил в реакцию в долях, соответствующих равновесию, да диффузия мешает. Больно далеко он в состоянии продиффундировать по сравнению с углеродом. Горение в капельном режиме этому только способствует - а не препятствует.

Про ламинарность/турбулентность.
Пристеночный слой - ламинарный. При том, что в основном объеме камеры сгорания - злостная турбулентность.
Но в окрестностях каждой из капель даже в основном объеме - вполне себе спокойные диффузионные течения кислорода - к капле, а паров керосина, продуктов его разложения - от капли.
Если бы около капли диаметром около 0.1 мм в пристеночном слое существовало бы турбулентное перемешивание, то гораздо большую энергетику имели бы вихри масштаба самого пристеночного слоя, а более крупные - еще большую. - И он, пристеночный слой с его пониженной концентрацией кислорода, - просто не мог бы существовать.

Последний же пассаж заслуживает особого рассмотрения.

Цитата:
Концентрация же атомов углерода на единицу объема паров для жидких углеводородов (а тем более, для керосина), значительно выше, чем для газообразных углеводородов. Стало быть возможностей для водородного окисления нет.
 


Есть, уважаемый!

1) Неучитываемая в равновесных расчетах ускоренная диффузия водорода навстречу кислороду - просто не зависит от соотношения числа атомов водорода и углерода. Она просто есть. Водород диффундирует во всех случаях быстрее. Просто потому хотя бы, что у атомарного водорода средняя скорость теплового движения в 3.46 раза выше, чем у атома углерода - только за счет различия масс.
Если эта диффузия и более быстрое и полное, ЧЕМ ПОЛОЖЕНО, окисление водорода не учитывается, не учитывается и возникающее в связи с этим возрастание температур.
2) Для пропана(как в статьях) отношение количества атомов водорода к числу атомов углерода 2.6. У более тяжелых предельных углеводородов, составляющих керосин оно самую малость выше 2. Отличие, мягко говоря, непринципиальное.

А конкретное повышение температуры может быть и выше, и ниже.

Скажем, в топливе из С9H20 на полное окисление уходит 28 атомов кислорода. Топливо с соотношением 1.5:1 обеспечит только 12 атомов кислорода, которых будет достаточно для окисления всего водорода и всего-лишь 2 атомов углерода.
В пропане для полного окисления требуется 10 атомов кислорода. При 10%-ном присутствии в смеси, есть только 5. Которых хватает на окисление всего водорода и одного атома углерода.

В случае пропорционального выгорания в нонане окислилось бы 8 атомов водорода(из 20) и 4 атома углерода(всего на 2 больше).
В пропане - 4-6 атомов водорода и 1-2 атома углерода.

Энергетическая эффективность сгорания водорода значительно выше теплоты сгорания углерода. Так что в керосине эффект сверхадиабатичности имеет право быть значительно больше, чем в пропане.
 7.07.0
+
-
edit
 

Nikomo

опытный

Новые ответы Покровскому.

Pokrovsky> Если бы Вы были внимательнее, то даже на моих фото разглядели бы, что температура горения смеси монотонно падает в обоих случаях - что без сверхадиабатической добавки, что со сверхадиабатической добавкой. Просто падает в разной степени.

Дело в том, что Покровский хотел понизить температуру в КС на 15%. А потом, он вдруг неожиданно заявляет, что когда температуру понизили на 15%, она возрастет на 15%.
Зачем Покровскому надо было понижать температуру в КС? Затем, чтобы понизить температуру на стенке КС. И понизить температуру до такой степени, при которой двигатель мог бы работать. Покровский же начал доказывать, что понизить температуру до такой степени, при которой двигатель мог бы работать - невозможно. Ведь Покровский что писал:

Pokrovsky> Необъяснимое(а может, и не обнаруженное в процессе рабты над двигателем) повышение температуры пристеночного слоя, переводившее стенку в критический по прочности режим.
Pokrovsky> А движок-то и вообще вся ракета - уже рассчитаны.

Так что уж тут Покровский просто обязан определиться - можно или нельзя это сделать. Если Покровский считает, что обеспечить температурный режим стенки было невозможно, то это означает, что существование F-1 было невозможно, хотя двигатель работал и летал. Если же Покровский соглашается с тем, что двигатель работал, тогда получается неверным утверждение Покровского, что будто было невозможно обеспечить температурный режим стенки. В таком случае, это будет означать, что Покровский врал про невозможность охлаждения, врал про 15% и т.п.
Ну и если все-таки действительно невозможно, тогда оказывается неверным уже другое утверждение Покровского:

Pokrovsky> Получаем, что необходимо снижение температуры в камере сгорания на 15%.

Потому что, как бы ни снижали, понизить до приемлемой (для стенки) температуры уже не получается - это сам Покровский ведь это утверждает, а не я!
Покровский создал "теорию", которая сама себя опровергает. Что, Покровский такой тупой, что этого никак не может понять?

Pokrovsky> Теперь я Вам указываю на проблемы с логикой.

Вот теперь проблемы с логикой именно у Покровского.

Pokrovsky> Покровский, используя цифры из конкретной работы, показывает, что для более энергонапряженного двигателя в сопоставлении с менее энергонапряженным влияние сверхадиабатической температуры пристеночного слоя заметно существеннее. В случае смеси кислорода с керосином, в случае другой геометрии горящего потока - цифры могут отличаться, но общая закономерность более серьезного влияния эффекта на более энергонапряженный двигатель - остается.

Так-так, значит Покровский уже не настаивает на цифре 15%? Вот слова Покровского:

Pokrovsky> Но уж понятно, что слой завесы с соотношением чуть больше удвоенного против стехиометрии - вероятнее всего добавлял около 15% к той температуре, которая от него ожидалась. И объяснений этому не было.

Значит, Покровский все же врал про 15%? И это число уже теперь ничем не обосновано, а есть некая "туманная зависимость"? А может, там тогда не 15%, а 0,15%? А может быть, дело обстоит еще и так, что Покровский врет, будто такая зависимость проявляется при любом виде горения, при любых условиях горения? Или он теперь будет все же говорить, что не при любых, а при соответствующих условиях горения?
Теперь насчет «энергонапряженного двигателя».

Так что там писал Покровский?
Pokrovsky> Для понимания масштаба проблемы, нужно разобраться, а как она таки влияет.

Вот именно, нужно разобраться.

Pokrovsky> Перепад температур между стенкой и газом изменился с проектных 450 до 700. Конвективный тепловой поток вырастает на 55% - в полтора раза.

Откуда Покровский взял 55%? Коэффициент теплоотдачи от газа вырастет в 1,02 раза, перепад температур в 1,08 раз. Итого будет 1,1 раз. А ведь все это взято для изменения общего конвективного теплопотока в КС при изменении температуры в КС на 250 градусов, а не пристеночного. Для пристеночного слоя это будет вообще неощутимо. И еще: при увеличении температуры стенки конвективный теплопоток не растет, а падает!
(этого Покровский не стал учитывать)

Pokrovsky>
Лучистая составляющая состоит из частично дошедшего до стенки потока излучения от центральной части камеры сгорания. Она практически не меняется. А вот собственное излучение наиболее близкого к стенке газа, которое доходит полностью, изменяется. Зависимость плотности потока излучения для паров воды от абсолютной температуры - кубическая, для СО2 - - степень 3.5. Но основная часть излучения - водяная.
(1500/1250)3 = 1.73.
Правда, при этом несколько снижается коэффициент излучения - приблизительно с 0.5 до 0.43. (0.43/0.5)=0.86
0.86*1.73=1.49
 


Ну что за жульничество! Даже если вся температура в КС возрастет на 250 градусов, и тогда прирост излучения составит 1,23 раз. Но тут-то излучение при 1500К! Тогда лучистое в этом слое составит всего 0,076 от общего! Если же будем считать прирост от перемены температуры в слое на 250 градусов, тогда прирост составит 0,03=3%.
А (1500/1250)3 это вообще что такое? Кого Покровский хочет дурить? В формуле -(T2/100)3-(Tг.ст./100)3. Это не то же самое, что простая кубическая зависимость!

Pokrovsky> Доля излучения близких к стенке слоев в общем лучистом потоке на стенку оценивается для сравнительно небольших двигателей кприблизительно в 40%.

Ну какие 40%? Это же неслыханное жульничество! У Покровского 3%=40%. Кстати, если температура стенки выросла, лучистый теплопоток тоже падает.
(и здесь Покровский этого не учитывает)

Pokrovsky> В нашем примере мы можем ожидать увеличения суммарного теплового потока на стенку приблизительно на 40%.

В самом фантастическом случае Покровский может ожидать прирост суммарного потока на 5%. Это в пределах точности вычислений.
Теперь вот что: эти подсчеты были сделаны для условий, что температура стенки осталась прежней, а керосин сгорел весь. Ни то, ни другое – неверно. Так что даже и 5% не будет, а гораздо меньше.

Pokrovsky> Прочие напряжения, за счет добавления которых расчетная камера сгорания выходила на уровень начала пластического течения, добавлявшие к 500 МПа еще что-нибудь типа 250 МПа, теперь выводят инконель стенки на уровень 700+250=950 МПа - т.е. на заведомое превышение предела прочности при 700 С.

Ну вот кому я говорил, что «прочие напряжения» надо не прибавлять, а вычитать из термических? Покровский все игнорирует и делает наоборот. Зачем? Очевидно, чтобы жульничать. Или он тупой?

Pokrovsky> Сопоставление с типичным советским двигателем. Температура на внутренней стенке со стороны КС - 700°К

Кто сказал Покровскому, что эта температура в Кельвинах? Температура стенки достигает 782 С = 1055К! (Если 700С, то 973К будет.)

Pokrovsky> Температура на внутренней стенке со стороны жидкости(снаружи) - 530°К

Температура жидкостной стенки = 286С = 559К

Pokrovsky> Температура в жидкости (средняя) - 420°К

На этом участке средняя температура в жидкости 44С=317К

Pokrovsky> Здесь температура на стенке 700-273=423 С - на 100 градусов ниже.

Тут Покровский ошибся. Температура-то уже была выше!

Pokrovsky> Но перепад температур между керосином и огневой стенкой у типичного советского двигателя окажется не 700 градусов, а 400*1.36= 544. Температура стенки в этом случае непредвиденного увеличения теплового потока достигнет 570 С. Т.е. только немного превысит расчетную температуру стенки Ф-1.

Это что еще за жульничество? Это почему же у Покровского температура вместо того, чтобы расти, упала, да еще и так сильно? Температура стенки уже была 700С. Прибавив 250 гр., получаем 950С! Покровский просчитался на 380 градусов!

Pokrovsky> Пусть этот двигатель попадает в такую же неприятность с температурой завесы.

А у Покровского не в ту же! В первом случае он взял, да и произвольно прибавил 250 градусов к температуре стенки. Во втором же случае он почему-то не стал прибавлять, а занизил это значение на 100 градусов. 420+250=670! У Покровского почему-то

Pokrovsky> Температура стенки в этом случае непредвиденного увеличения теплового потока достигнет 570 С.

Ну вот опять жульничество…

Pokrovsky> Разумеется, все наши оценки, - не утверждение, что ровно так оно и было.

Совсем не так было. Это бред какой-то, ничего общего не имеющий с наукой. Это наглое и бессовестное жульничество.

Pokrovsky> Но в любом случае видно, что для Ф-1 с ее 520 С на стенке - это повышение представляет несопоставимо большую опасность, нежели для сравнительно малого двигателя с 420 градусами Цельсия на огневой стенке.

Ни в каком случае этого не видно. Только в случае разыгравшегося воображения или сознательного жульничества.

Pokrovsky> Вы предлагаете мне подождать лет 20 до тех пор, пока кто-то решит, что пора бы перейти и к рассмотрению горения жидких углеводородов.

Нет, не пока кто-то решит, а когда уровень вычислительной техники станет таким, что возможно будет решать данные задачи. Решить 1500 реакций - не шутка.

Pokrovsky> Водород вступает в реакцию с кислородом не пропорционально углероду и даже не так, как это получается из условий термодинамического равновесия, а в несколько больших долях. Он бы и вступил в реакцию в долях, соответствующих равновесию, да диффузия мешает. Больно далеко он в состоянии продиффундировать по сравнению с углеродом.

Так он еще должен успеть вступить в эту реакцию. Скорость пристеночного слоя намного меньше скорости ядра потока, температура намного ниже – скорость реакции окисления намного меньше. А диффундировать должен-то продукт реакции, а не исходный компонент. А то, о чем упоминается в статье – там вообще нет потока, нет движущихся с разными скоростями частей потока, нет разных частей – турбулентных, ламинарных.
Существенным отличием процесса диффузии от процесса распространения пламени является то, что средняя скорость движения диффундирующих частиц с течением времени падает, тогда как скорость пламени постоянна во времени.
 

Есть все же пределы диффундирования. Распространение пламени (и реакция горения) не связано с диффундированием, иначе пламя погасло бы.
И еще: скорость турбулентной диффузии гораздо больше скорости молекулярной диффузии. Таким образом, компоненты успевают смешиваться и прореагировать, а молекулярная диффузия будет запаздывать, да еще и будет сильно ограничена по расстоянию. А Покровский ссылается, говоря о предпочтительной диффузии водорода по отношению к углероду, именно на молекулярную диффузию. Вот поэтому, чтобы молекулярная диффузия имела значение, должны быть выполнены некоторые условия. А иначе получается так, что во всех случаях, даже при стехиометрическом соотношении температура должна быть выше адиабатической. Но это не так.

Pokrovsky> И водород диффундирует быстрее.

Это вообще, в некоем абстрактном случае.
При горении, когда водород является продуктом реакции, а не исходным компонентом, в существенных количествах это возможно только при определенных условиях, когда для такой диффузии нет серьезных препятствий. А если они есть?
Ведь в статье же было четко оговорено, что такое горение происходит не всегда. И это условие было конкретно названо (!).

Pokrovsky> в окрестностях каждой из капель даже в основном объеме - вполне себе спокойные диффузионные течения кислорода - к капле, а паров керосина, продуктов его разложения - от капли.

В основном объеме происходит перемешивание компонентов (в отличие от предварительно перемешанной смеси, рассматриваемой в статье) и диффузионное горение (турбулентная диффузия, а не молекулярная). Так что там нет никаких спокойных диффузионных течений (это не свободное распространение пламени, рассматриваемое в статье).
В ламинарном же подслое не происходит ни перемешивание, ни диффузия, и нет горения. В пристеночном слое происходит испарение и нагрев паров компонента. А пары этого компонента могут перемешиваться в той части пристеночного слоя, который не является ламинарным подслоем, а уже турбулентным, в котором состав соответствует равновесному (при перемешивании). И кислород в этот ламинарный подслой не доходит в существенном количестве, чтобы вызвать реакции (концентрация кислорода на стенке = 0).

Pokrovsky> Для пропана(как в статьях) отношение количества атомов водорода к числу атомов углерода 2.6. У более тяжелых предельных углеводородов, составляющих керосин оно самую малость выше 2. Отличие, мягко говоря, непринципиальное.

Пропан - газ, керосин жидкость, и более плотная, чем, к примеру, бензин. Поэтому "Концентрация же атомов углерода на единицу объема паров для жидких углеводородов значительно выше, чем для газообразных углеводородов."
Отношение атомов водорода к числу атомов углерода - это еще не все. Вот пример: у бензола и у ацетилена содержание углерода одно и то же (отношение то же). Но у бензола концентрация атомов углерода на единицу объёма паров у него выше, чем у ацетилена, потому что он жидкий. Поэтому для его (бензола) сгорания нужно много кислорода. В воздухе нет столько О2. Поэтому бензол не полностью сгорает, а частично просто разлагается при горении. Он и все его гомологи горят при низкой температуре и сильно коптящим пламенем, в отличие от ацетилена.

Pokrovsky> А конкретное повышение температуры может быть и выше, и ниже.

А может, оно вообще столь незначительно, что с ним и считаться не стоит?

Pokrovsky> Неучитываемая в равновесных расчетах ускоренная диффузия водорода навстречу кислороду - просто не зависит от соотношения числа атомов водорода и углерода. Она просто есть. Водород диффундирует во всех случаях быстрее. Просто потому хотя бы, что у атомарного водорода средняя скорость теплового движения в 3.46 раза выше, чем у атома углерода - только за счет различия масс. Если эта диффузия и более быстрое и полное, ЧЕМ ПОЛОЖЕНО, окисление водорода не учитывается, не учитывается и возникающее в связи с этим возрастание температур.

Ну вот с чего Покровский решил, что диффузия "просто есть"? Диффузия может быть при определенных условиях, а не "просто есть". Если она «просто есть», температура должна быть всегда выше адиабатической. Это что, новое жульничество?

Структура и свойства волны горения, распространяющейся в гетерогенной системе, существенно зависят от соотношения между масштабом неоднородности системы и характерным размером волны. Если масштаб неоднородности гетерогенной системы намного меньше этого характерного размера, то свойства волны можно рассматривать с позиций классической теории горения, принимая во внимание только специфический вид источника тепла. Примером таких систем могут служить мелкодисперсные смесевые конденсированные системы, газовзвеси и т.п. Иной подход требуется для изучения горения макрогетерогенных систем, масштаб неоднородности которых намного превышает характерный размер волны горения. В этом случае для анализа процесса горения принципиально необходимо рассмотрение неодномерных, многопараметрических моделей. В качестве примеров такого процесса можно привести горение крупнодисперсных смесевых систем, горение вещества при контакте с инертным материалом, горение при пожарах, быстрое горение (детонация) в трубопроводах и шахтах, горение в различных технических устройствах и т. п.
 


Условия должны быть, а не просто так, ни с того, ни с сего – «сверхадиабатическое горение».

Pokrovsky>
Скажем, в топливе из С9H20 на полное окисление уходит 28 атомов кислорода. Топливо с соотношением 1.5:1 обеспечит только 12 атомов кислорода, которых будет достаточно для окисления всего водорода и всего-лишь 2 атомов углерода.
В пропане для полного окисления требуется 10 атомов кислорода. При 10%-ном присутствии в смеси, есть только 5. Которых хватает на окисление всего водорода и одного атома углерода.
В случае пропорционального выгорания в нонане окислилось бы 8 атомов водорода(из 20) и 4 атома углерода(всего на 2 больше).
В пропане - 4-6 атомов водорода и 1-2 атома углерода.
в керосине эффект сверхадиабатичности имеет право быть значительно больше, чем в пропане.
 


Эффект сверхадиабатичности зависит не только от соотношения атомов (см. выше про бензол и ацетилен). Из-за большой плотности атомов углерода в керосине, чем в пропане, водородные атомы не успеют диффундировать в значимом количестве навстречу кислородным атомам, времени на молекулярную диффузию не хватает (она не может происходить с бесконечно большой скоростью). Но главное даже не это, пусть даже и диффундировали бы. Главное - это условия для диффузии. Нет условий - нет диффузии (и нет SAFT). В КС Этих условий нет. Почему - я показывал раньше. Покровский это проигнорировал.

А график Покровский так и не привел (для керосина). Поэтому цена его рассуждениям - "3 копейки в базарный день". А ведь это существенная вещь - Покровский хочет опровергнуть мировую науку, но для этого приводит лишь:

Pokrovsky> Или некоторые общие закономерности уже все-таки обнаруживаются.

Так это всего лишь какие-то "общие закономерности", которые только воображает Покровский?

И вот еще: как быть с лопатками турбин? Покровский на этот вопрос не отвечает. По его, Покровского, логике, лопатки турбин должны были бы гореть. А они не горят. Так в чем же дело? Наверное, Покровский неправ?
Чтобы Покровский не занимался измышлениями, сразу скажу: это проверить очень легко. Надо только взять соотношение компонентов у ЖГГ реального двигателя и температуру на выходе ЖГГ. Далее произвести расчет горения по общепринятой методике. Если температуры не сильно отличаются, значит, Покровский обманывает (там-то смеси куда более сверхбогатые, чем в завесе охлаждения). Отклонения температуры в любом потоке генераторного газа на входе в турбину от номинального значения не должны превышать ±42 градуса. Повышенная температура создает недопустимые напряжения в лопатках турбины, а пониженная снижает КПД турбины.
А еще вот есть даже такие рекомендации для ЖГГ:
Следует, однако, иметь в виду, что при очень богатых смесях расчетные значения температуры выше опытных данных на 100—200° С. Это объясняется сложным химическим составом продуктов реакции, который не всегда удается учесть в расчете, а также тем, что вследствие малых скоростей реакций не успевает установиться термодинамическое равновесие, в то время как в расчете определяются равновесные состав и температура продуктов сгорания.
 

Так что по теории получается еще и запас по температуре.


Pokrovsky> Есть бумажный документ, фиксирующий, что в такое-то время скорость Сатурна-5 была на столько-то отличающейся от расчетной. Есть другой документ, сообщающий, какая должна была быть скорость.

Ну если Покровский имеет в виду здесь значения траекторных измерений и расчетные значения параметров траектории, то тогда это не два бумажных документа, а один (Flight Evaluation Report), в котором приведены и те и другие значения, а также различия между ними. Практически все эти различия невелики, за исключением особых случаев (нештатных ситуаций).
 
+
-
edit
 

Nikomo

опытный

Дополнение к ответам для Покровского:
Pokrovky>
Да сам Никомо же и сказал:

Nikomo, 10.10.2007 21:50


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)

(Авиабаза. Идиот-клуб. стр.65
Идиот-клуб

Даже слова "типовой пример" принадлежат Никомо.
 


Это было как раз год тому назад. Стоп, это пример из другой книжки. Тот пример, что я приводил раньше, это из книжки:
Geoge P.Sutton, "Rocket Propulsion Elements",Seventh Edition,2001, FIGURE8-20, p.311
Тот пример, что я привожу сейчас (и когда речь шла о температурных напряжениях) - это из:
Синярев Г.Б.,Добровольский М.В."Жидкостные ракетные двигатели.Теория и проектирование", Обронгиз,1955, стр.270
 

7-40

астрофизик

http://supernovum.ru/forum/read.php?2,90109,97776#msg-97776
Для Никомо. 9.2
Пользователь: Pokrovsky (IP-адрес скрыт)
Дата: 09, October, 2008 20:14

Цитата:
Ну вот с чего Покровский решил, что диффузия "просто есть"? Диффузия может быть при определенных условиях, а не "просто есть". Если она «просто есть», температура должна быть всегда выше адиабатической.
 


В каких случаях нет диффузии?
Прежде всего в тех случаях, когда нет градиентов концентрации.

В случае распыления керосиновых капель и капель жидкого кислорода у нас в любом случае есть максимальная 100% концентрация топлива на границе капли керосина и 100% концентрация кислорода на границе капли кислорода. Поскольку капли находятся на каком-то расстоянии, - между ними есть зона изменения концентрации как керосина, так и кислорода.
Другое дело, что при малом расстоянии между каплями и больших тепловых скоростях молекул, уход водорода вперед по сравнению с углеродом может оказаться небольшим. Зато сечение водорода меньше, а потому вероятность реакций водорода с кислородом в большей концентрации - окажется сопоставима или даже меньше, чем вероятность реакций углерода с кислородом в меньшей концентрации.

Этот эффект не для форумных обсуждений, а для вполне нормальной кандидатской диссертации. Причем с неслабой экспериментальной составляющей работы.
Если, конечно, такую задачу ставить.

Но для центральной области КС такую задачу запросто можно и не ставить. При соотношении кислород-керосин 2.27:1 эффект сверхадиабатичности только-только начинает чувствоваться. Сверхадиабатический эффект в его полной реализации при таком соотношении кислород-керосин способен дать пару-троечку процентов роста температуры. А мощная турбулентность центральной части потока КС, проносящая капли через чередующиеся зоны высоких/низких концентраций кислорода, - скорее всего все сведет вообще в нуль.

В пристеночном слое ситуация уже совсем иная. ЛАМИНАРНЫЙ пристеночный слой соприкасается с турбулентным потоком, насыщенным кислородом - со средней концентрацией в 1.5 раза выше, чем в среднем по пристеночному слою.
Резкой границы, как мы понимаем, не существует. В ламинарном пристеночном пограничном слое формируется градиент концентрации кислорода. Ближе к центру камеры его больше, ближе к стенке - меньше. И вот здесь-то можно говорить об острой конкуренции водорода и углерода за право окислиться. Дистанция для соревнования - достаточная. Речь идет по о миллиметрах градиентного пристеночного ламинарного пограничного слоя.

Давайте прикидывать. При комнатной температуре и нормальном давлении коэффициент диффузии МОЛЕКУЛЯРНОГО водорода в воздухе 0.64*10-4 м2/с

Коэффициент диффузии пропорционален средней скорости теплового движения и длине свободного пробега.
При повышении давления в 65 раз длина свободного пробега сокращается в 65 раз(или около того).
Температура пристеночного слоя 1200-1500 К - в 5-6 раз выше, чем 273 К. Средняя тепловая скорость молекулы возрастает более, чем в 2 раза(корень квадратный из 5).
Речь идет не о диффузии молекулярного водорода, а диффузии атомарного водорода. Следовательно, скорость возрастает еще в 2 раза. Итого - более, чем в 4 раза.
Изменение газокинетического диаметра при переходе от молекулы водорода к атому - нам учесть трудно. Пренебрегаем. Но помним, что оно в пользу повышения коэф. диффузии атомов водорода(уменьшается сечение соударений.

Масштаб коэф.диффузии водорода в пристеночном слое - 4*10-6 м2/с.
Для углерода - в 3.46 раз меньше - только за счет скорости.

За время масштаба 0.01 секунды(пролет длины 1 м со скоростью 100 м/с -вполне нормальной для ЛАМИНАРНОГО пристеночного слоя) - атом водорода обгонит атом углерода на 0.1 мм. Очень серьезное расстояние. На котором произойдут тысячи, если десятки тысяч соударений с атомами кислорода. Которые этот водород и будет усиленно выедать.

Именно здесь, в ламинарном слое, - эффект от высокого коэффициента диффузии углерода - должен быть серьезным.
_________
http://supernovum.ru/forum/read.php?2,90109,97752#msg-97752
Для Никомо. 9.1
Пользователь: Pokrovsky (IP-адрес скрыт)
Дата: 09, October, 2008 17:59

Цитата:
Кто сказал Покровскому, что эта температура в Кельвинах? Температура стенки достигает 782 С = 1055К! (Если 700С, то 973К будет.)
 


Да сам Никомо же и сказал:

Nikomo, 10.10.2007 21:50


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)

(Авиабаза. Идиот-клуб. стр.65
[forums.airbase.ru])

Даже слова "типовой пример" принадлежат Никомо.
 7.07.0

7-40

астрофизик

http://supernovum.ru/forum/read.php?2,90109,97837#msg-97837
Прошу разъяснений
Пользователь: Pokrovsky (IP-адрес скрыт)
Дата: 10, October, 2008 02:55

Цитата:
Это было как раз год тому назад. Стоп, это пример из другой книжки. Тот пример, что я приводил раньше, это из книжки:
Geoge P.Sutton, "Rocket Propulsion Elements",Seventh Edition,2001, FIGURE8-20, p.311

Тот пример, что я привожу сейчас (и когда речь шла о температурных напряжениях) - это из:
Синярев Г.Б.,Добровольский М.В."Жидкостные ракетные двигатели.Теория и проектирование", Обронгиз,1955, стр.270
 


Материал из книжки 2001 года(с более низкими температурами) - типа, устарел - в сопоставлении с утверждениями книжки 1955 года.

Как много нам открытий чудных
Готовит просвещенья век

Или просто я состарился?
 7.07.0
1 14 15 16 17 18 23

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