НА ГЛАВНУЮ

 

 

Открытое письмо NASA-зависимым

 

***

 

Публикация моей свежей статьи «Великий карбюратор» (полная версия в трех частях, начало здесь – http://free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-13.htm) произвела достаточно странный эффект на «опровергателей» – лиц, занимающихся систематическим, на протяжении вот уже более 10 лет, опровержением моего творчества.

Главный их довод всегда оставался неизменен: мои статьи столь нелепы и ошибочны, что и ребенку понятно.

Но вот вопрос: зачем же десятки людей тратят свое время, а некоторые и деньги, создают специализированные сайты в поддержку американской версии полетов на Луну, содержат и модерируют соответствующие форумы, где бьются в споре не на жизнь, а на смерть...

Но ведь если бы я писал явную чепуху, например, что Земля имеет форму чемодана или что все люди произошли от Чебурашки, – это решительно не вызвало бы ни малейшего интереса. Пиши я о пользе мочи или керосина в лечебных целях, – ни одна живая душа не кинула бы в меня камень. Но, вот избрал же я себе тему, – скептическое отношение к американской лунной программе – и полчища сетевых тараканов хлынули засерать интернет-пространство своей тотальной критикой, проверяя каждую мою букву под микроскопом.

Из чего я сделал следующий простой вывод: как у наркозависимых зелье разрушает организм и встраивается в жизненно важные органы, не давая слезть с иглы, так и у NASA-зависимых американская ложь подменила жизненные ориентиры, стала их духовной опорой, смыслом жизни, пусть и в легкой форме, но утрата этой духовной опоры и веры дезориентирует, приносит душевные страдания.

Первоначально, по факту выхода статьи в свет, многие апологеты американской точки зрения просто лишились дара речи.

Затем некоторые из них, такие как Вениамин Пустынский, известный эстонский поборник однополого подхода в точных науках, просто перестал различать мои формулы, они сдались ему восточным орнаментом, узором на ковре, и он занял позицию, что никаких расчетов ваш покорный слуга вообще не предоставил! Ну, на нет – и суда нет.

Другие, маститые мои опровергатели, как Юрий Красильников и Дмитрий Воронцов, просто прикинулись некомпетентной ветошью и сослались на отсутствие должного уровня знаний, чтобы судить о теме моей статьи.

Но нашлись двое смельчаков, зашифрованных под именами Перегрев и VSVOR, которые пустились со мною в бой по сути вопроса.

Как говорится, за смелость – пять, за знание предмета – два балла.

 

Начнем с молодого дарования под именем VSVOR (по некоторым данным это Всеволод Воронов).

Этот субъект изобрел весьма занятную теорию. Полюбопытствуем:

 

   vsvor #28.12.2013  
 

 

В расчетах по Кудрявцеву (и др) предполагается, что сечение внутренней поверхности КС плоскостью, перпендикулярной оси симметрии, представляет собой окружность. Но в F-1 нет монолитной внутренней поверхности, и сечение выглядит иначе:

Вопрос непростой (больше к Nikomo и перегреву), но насколько я понимаю, во всех советских пособиях и учебниках (включая книгу Добровольского) предполагается, что КС - тело вращения, и все потоки через поверхность вычисляются для тела вращения. Очевидно, для трубчатых камер с круглыми трубками тепловой поток через поверхность КС невозможно вычислить таким образом, а если считать теплопоток через поверхность тела вращения путем масштабирования плюс-минус лапоть (как пытается делать Велюров), то его нужно делить на коэффициент - отношение площади поверхности трубок (внутри КС) к поверхности гладкой КС, вписанной в трубчатую.

Ну, и совсем отдельный вопрос - что означают 13 МВт/м2 в американских источниках. Я попробую предположить, что смысл тот же, и это не средний теплопоток через поверхность трубок в критическом сечении, а поток через участок поверхности, параллельный оси симметрии.

 

  
     

 

Так вот, этот господин полагает, что источником конвективного теплового потока является некая паяльная лампа точечных размеров, которая «светит» конвективным теплом на трубки, при этом площадь поглощения тепла равна миделю трубки, а не ее наружной поверхности. Отсюда и желание делить площадь некруглой поверхности на коэффициент.

Я понимаю, что авторитет этого персонажа был не раз опущен при всем честном народе, что наложило на его сознание глубокую психологическую травму. Но зачем же городить такой нелепый огород?!

Первым моим порывом было довести эту теорию до абсурда и задать простой вопрос: если бы сечение сопла было бы не круглым, а квадратным – означало бы это, что удельный (подчеркиваю – удельный!) конвективный тепловой поток от газа на стенку сопла стал бы в 4/π раз меньше? И каковы физические основы этой бредоносной теории?

 

Впрочем, этот персонаж позднее объяснился и дополнил свои тезисы вот чем:

 

   vsvor #29.12.2013  
 

 

В советских пособиях конвективные потоки рассчитывают для камеры, имеющей форму тела вращения (что было справедливо для всех советских двигателей):

(Добровольский, с. 154)

 

Внутренняя поверхность камеры F-1 не является поверхностью тела вращения, пристеночный слой неоднороден, поэтому конвективные теплопотоки нельзя рассчитывать так же, как в советских учебниках. Требуется честно выполнить расчет пристеночного слоя для одной трубки, выписывая уравнения в частных производных, как у Добровольского в гл. 4. Или, на крайний случай, пренебречь энергией, которая выделяется в "углублениях" на стыке трубок, и тогда - см. выше.

  
     

 

И знаете, на чем основана его вера? На словах «средний угол наклона образующей», как будто у граненой призмы или пирамиды не может быть образующей, а только у округлого конуса...

Поэтому нужно еще раз публично опустить этого господина. На землю. Поначалу я думал метать перед ним формулы, ведь он так хотел увидеть расчет непременно в частных производных. Но потом пришел к выводу: зачем сложно, если можно сделать просто.

 

рис.11

Все мои тезисы, как и то, что трубчатая камера бесперспективна, были хорошо известны в СССР во времена Леонида Ильича Брежнева.

Историк космонавтики Г. М. Салахутдинов в брошюре «Тепловая защита в космической технике» (Серия «Космонавтика, астрономия», № 7 за 1982 г.) изложил  советскую точку зрения об эффективности американских трубчатых камер:

«Прежде всего оказалась, что трубчатая конструкция охлаждающего тракта, применявшаяся до этого практически на всех американских ЖРД, непригодна в двигателях с высокими тепловыми потоками в стенку.

Это объясняется тем обстоятельством, что трубки имеют близкую к овальной форму и, следовательно, при их использовании не удается сделать гладкой внутреннюю поверхность камеры.

В результате эта поверхность оказывается развитой, имеющей излишне большую тепловоспринимающую площадь. Этого недостатка нет у конструкций камер, применяющихся на советских двигателях.

На рис. 11 приведено сравнение температур стенок трубчатого и фрезерованного охлаждающих трактов, откуда со всей очевидностью следует, что при прочих равных условиях преимущества последнего ощутимы».

 

Еще раз подчеркну - в 1982 году в СССР было практически официально напечатано ровно тоже, что я теперь, только более развернуто, изложил в статье из трех частей, сопроводив ее необходимыми графиками, таблицами и формулами.

 

Напоследок могу только порекомендовать этому господину с подмоченной репутацией книгу «Основы теплопередачи в авиационной и ракетно-космической технике» под общей редакцией академика В.С. Авдуевского и профессора В.К. Кошкина.

Там следует открыть главу 6.8.4., которая называется «Расчет теплообмена и трения на пластине» – и все станет на свои места.

Просто решение для турбулентного конвективного теплового потока найдено для малого участка плоской пластины, а не трубы, конуса и т.п. Здесь же вы увидите известное критериальное уравнение, схожее по форме с критерием Нуссельта:

 

 

 

***

 

Теперь ответим второму гражданину, не менее изобретательно опровергающему мои статьи. Это некий Перегрев.

Вот что он пишет:

 

   перегрев2 #28.12.2013  
 

 

Ты, дружище мне лучше вот что скажи - если "невозможность" F-1 так легко доказывается одной строчкой, то на нахрена городить белиберду аж в трёх частях? Получил перепад температур из американских данных на стенке, добавил "обычно в два раза больше" и ву-аля! Афера повержена! Правда в тексте от слов "Можно пойти в другую сторону..." и до конца цитаты нигде не используется столь "скрупулезно" определяемый аж, но так это такая мелочь... Конечно, такое лаконичное опровержение бледно выглядит рядом с опровержением Ивченкова, да и насароги, падлы, тоже не преминут уцепиться к специфическому "инженерному" термину "обычно" - зато краткость сестра таланта. Коротко, понятно, доступно и главное, внимание Лукум, главное - неубиваемо. Как оспорить заявление известного в узких кругах "специалиста" по всёмнасвете, который веско считает, что придуманная им "зависимость" параметра "обычна"? И это ничего, что пациент до этого хренову тучу лет опровергал F-1 даже и не заморачиваясь такой скучной вещью как величина подогрева в тракте, но зависимость уловил сразу как только прочитал старый советский учебник. Примечательно, да, Лукум?


Lucum> Чем сосульки по трубкам будешь пропихивать, бедолага?

Охохонюшки, До чего ж вы опроверги забавные существа. Строго говоря правительство страны должно быть обеспокоено - наличие в составе столь внушаемых и не обладающих способностью к критическому мышлению особей - прямая угроза национальной безопасности. Смотри сюда, "гляциолог". Есть такая книжка М.В. Добровольского "Жидкостные ракетные двигатели. Основы проектирования". Профэссор ее местами цитирует. Так вот, в этой книжке на последней странице приведена таблица с расчетом параметров системы охлаждения. По участкам, как положено. Пятый столбец это участок критического сечения. Строчка 46 "Температура газовой стенки оК - 1103", строчка 42 - "Температура жидкостной стенки оК - 669". А теперь воспользуемся "гениальной" висимостью Велюрова и определим температуры жидкости. Как там, Лукум? Тж=Тст.г-3*(Тст.г-Тст.ж)=1103-3*440=1103-1320...  Дальше сам осилишь?  Я ж говорю, походу Велюров нацелился на опровержение космонавтики вообще.. И чисто для справки, в этой же таблице (строчка 44) теплопроводность стенки в критическом сечении равняется 22,3 Вт/м*к, средняя (вкуриваешь на что я намекаю) температура стенки (строчка 43) - 889оК. 
Тут бы надо было дождаться когда Аркаша начнет скрипеть за коэффициент оребрения, но не буду тебя томить - в сточке 27 указана температура охладителя на участке критического сечения - 122ОС (395оК). Прикольно, согласен, Лукум? И еще там же указана величина конвективного теплового потока в критическом сечении рассчитанная для постоянной температуры стенки 700 Кельвинов (как пытается считать Велюров) - 18,38 Мвт/м2 и действительная конвективного теплового потока - 9,2 Мвт. Смекаешь куда я клоню, любитель керосиновых сосулек?

  
     

Я-то смекаю, куда клонит Перегрев: температура стенки в критическом сечении для ракетного двигателя F-1 действительно очень мала, всего каких-то 975оF что примерно равно ~797оК. Это очень мало для пропускания теплового потока в 13МВт/м².

И еще Перегрев клонит к тому, что он двоечник: Добровольский первоначально производит расчет теплового потока для прогноза температуры стенки 700К, а затем корректирует его по фактической температуре стенки 1100К. И все.

Просто Перегрев законченный невежда. Какие-то злые люди назвали его специалистом по ЖРД, но он полный профан. Его намеки на то, что действительные тепловые потоки вдвое ниже расчетных, – полный идиотизм. Просто разбираться в расчетах уметь надо.

Вот он, Перегрев, и идет на всяческие ухищрения, например, приводит разобранный пример теплового расчета ЖРД на азотной кислоте и тонке-250! И далее он пытается путем подтасовок утверждать, что соотношения, полученные мною для конкретного тонкостенного трубчатого двигателя на керосине и кислороде, видите ли, не соответствуют соотношениям для двигателя на азотной кислоте и тонке-250!

Конечно, ведь толщина стенки у примера, разобранного Добровольским, более чем вдвое толще – 1мм против 0,45мм у ЖРД F-1.

Поэтому, для начала определим коэффициенты теплоотдачи для примера Добровольского.

Основные параметры и температурные точки будут такие (по таблице для сечения №5 – критического):

 

полный тепловой поток в критическом сечении Q ≈ 9,7 МВт/м² ≈ 8,35 млн. ккал/м²·час

температура стенки со стороны газа Тст.г = 1103ºК

температура стенки со стороны жидкости Тст.ж = 668ºК

температура керосина в тракте Тж = 395ºК

температурные разности составят: между стенкой и жидкостью ΔТж = 668 ‒ 395 = 273ºК  на стенке ΔТст = 1103 ‒ 668  = 435ºК

 

считаем коэффициенты теплоотдачи:

 

αст = 9700000/435 ≈ 22300 МВт/м²·К  или ≈ 19200 ккал/м²·час·К

αж = 9700000/273 ≈ 35530 МВт/м²·К  или ≈ 30560 ккал/м²·час·К

 

Проверяем таблицу Добровольского: αж = 30600 и теплопроводность стенки 19,2 ккал/м·час·К на толщину 0,001м

 

Все сходится. Теперь вернемся к нашим американским трубчатым ракетным двигателям.

 

Когда я писал слово «обычно», применительно к соотношению параметров ΔТж и ΔТст, – то я имел в виду именно тонкостенные американские трубчатые камеры и ничего другого.  Я и сейчас утверждаю, что для тонкостенных американских трубчатых камер перепад температур на стенке ΔТст будет примерно вдвое ниже, чем ΔТж между стенкой и жидкостью.

Ладно, вы мне не верите. Но вот разобранный пример из «секретного» американского учебника «Design of liquid propellant rocket engines» (NASA, 1967) для очень похожего на F-1 двигателя. Пускай тепловой поток занижен до 5МВт/м², но пропорции те же:

 

 

Основные параметры и температурные точки будут такие (по рисункам выше):

 

полный тепловой поток в критическом сечении Q ≈ 5 МВт/м² ≈ 3 BTU/in²·sec

температура стенки со стороны газа Тст.г = 1188ºR ≈  660ºК

температура стенки со стороны жидкости Тст.ж = 1000ºR ≈ 556ºК

температура керосина в тракте Тж = 600ºR ≈ 333ºК

температурные разности составят: между стенкой и жидкостью ΔТж = 556 ‒ 333 = 222ºК  на стенке ΔТст = 660 ‒ 556  = 104ºК

 

считаем коэффициенты теплоотдачи:

 

αст = 5000000/104 ≈ 48077 МВт/м²·К 

αж = 5000000/222 ≈ 22522 МВт/м²·К 

 

Напомню, что толщина стенки трубки 0,02дюйма или ≈0,5мм против 0,45мм у номинального F-1, т.е. весьма близко.

Как видите, перепад температур на стенке действительно оказался примерно вдвое ниже ΔТст ≈ 104ºК, чем перепад между стенкой трубки и жидким охладителем (керосином): ΔТж ≈ 222ºК

Допустим, вы мне не верите, но американскому учебнику верите? Для трубчатых камер рассчитано!

 

***

 

Теперь же попробую вернуть NASA-зависимых в ту исходную точку, где мы расстались. В чем проблема охлаждения ЖРД F-1?

Говоря профессиональным языком, у нас проблема обеспечения местного теплосъема в критическом сечении.

 

С одной стороны, тепловой поток Q ≈ 13 МВт/м²

Толщина стенки δст ≈ 0,45мм; теплопроводность λст ≈ 24 Вт/м·К

Тогда αст = 24 / 0,00045 ≈ 53,3 ∙ 10³ Вт/м²·К 

 

Перепад температур на стенке ΔТст = 13∙ 106 / 53,3 ∙ 10³ ≈ 244ºК

Тогда внутренняя температура стенки трубки Тст.ж ≈ 797 ‒ 244 = 553ºК

 

И вот теперь нам осталась малость:  найти температуру керосина, вернее – такой перепад между температурой керосина и внутренней стенкой, при котором теплоотдача составит те самые 13МВт/м²

Проблема лежит в той плоскости, что коэффициент теплоотдачи от стенки в керосин αж крайне мал.

Согласно американским оценкам, для аналогичного двигателя, - всего 22522 МВт/м²·К

 

Тогда Тж ≈ 553 ‒ (13∙ 106 / 22,5 ∙ 10³) ≈ –25ºК  т.е. ниже абсолютного нуля по Кельвину!

 

Даже если же использовать рассчитанные мною αж ≈ 29,7...35,3 ∙ 10³ (см. часть №2, максимальный случай для Q ≈ 9,2МВт/м², где они выше потому, что я учел интенсификацию охлаждения в криволинейных участках труб в критическом сечении и оребрение), то тогда:

 

Тж ≈ 553 ‒ 13000000 / (29,7...35,3 ∙ 10³) ≈ 115 ...185 ºК или в диапазоне от – 158ºС до – 88ºС

 

Я с трудом представляю себе двигатель, в котором керосин может иметь столь низкую температуру.

 

Таким образом, для данной тонкостенной камеры при лимите температуры газовой стенки в критическом сечении ΔТст ≤ 800ºК  задача снятия со стенки керосином (тем более частью расхода керосина) теплового потока Q ≈ 13 МВт/м² не решается в принципе.

Для данной камеры. Точка.

Нужно делать другую камеру. Просто другую. Точка.

 

 

 

Аркадий Велюров

 

 

 

ОБСУДИТЬ НА ФОРУМЕ