Тред №146063

Меня тут давеча забанили аж на неделю за "категоричные и бездоказательные заявления". Понимаю озабоченность модераторов за достойный уровень дискуссии, воспитательному воздействию внял, постараюсь быть более доказательным и менее категоричным, "категоричные и бездоказательные заявления"действительно неприемлемы, а уж тем более на этой ветке. Итак: Покровский против F-1 Цитаты отсюдова: http://www.supernovu…php?doc=63. Называется это "ПОЧЕМУ ПОЛЕТЫ НА ЛУНУ НЕ СОСТОЯЛИСЬ", изготовлено С.Г.Покровским ООО «Научно-производственное предприятие «Проект-Д», г. Москва.
Начинается все с английской цитаты, которую Покровский перевести не озаботился (опасаясь бесплодной дискуссии по ньюансам перевода), но довел что там собственно имеется ввиду

Цитата
Проблемы возникли на их законном месте – на стыке серебряного припоя и инконелевой тонкостенной трубки. Действительно, при нормальных температурах коэффициент линейного расширения никеля и никелевых жаропрочных сплавов(НЖС) в полтора раза меньше, чем у серебра. При высоких температурах оба коэффициента возрастают, отношение сокращается до 1.25, но абсолютная разница остается весьма ощутимой. Оказавшиеся в контакте материалы совместно остывают. И при этом возникают напряжения, которые сопоставимы с масштабом прочности этих материалов. В технологической истории предлагается объяснение, что происходил разрыв собственно адгезионного соединения – спая. Эта неприятность была преодолена применением поверх инконелевой тонкостенной (0.3 мм) трубки – слоя гальванического никеля. Который не позволил выделяться на поверхности окислам алюминия и титана.

Я лично, перевел по другому. при пайки конструкции в печи на поверхности Инконеля выделялись окислы титана и алюминия, которые снижали прочность паяного соединения. Проблема известная, окислы и вообще любые неметаллы резко снижают прочность паяного соединения. Например, при пайке отечественной стали ЭИ-718, при высоких температурах пайки, образуются нитриды (сталь с высоким содержанием азота). Одним из вариантов решения проблемы является нанесение на паяемые поверхности гальванического никеля.Но Покровский услышав про окислы алюминия и титана забил копытом как старый боевой конь при звуках полковой трубы и Остапа понесло...

Цитата
Объяснение вполне правдоподобное. Но есть в нем и весьма сомнительный момент. Окислы алюминия и титана – хорошо отражают излучение.  Впрочем, про это и в цитируемой фразе и говорится.
А никель на самом деле весьма темный. Покрытие из гальванического никеля исключает выделение окислов не только при пайке, но и при штатной работе. И повышает общую поглощательную способность поверхности. Энергонапряженность стенки возрастает. Это довольно серьезные величины. Речь может идти о различиях в поглощающей способности в 1.15-1.3 раза. Так получилось, что автор данной работы - лазерщик, которому в своей лабораторной практике приходилось для текущих нужд практически оценивать поглощательную способность металлов на длине волны 1 мкм, приблизительно соответствующей спектральному максимуму излучения газов камеры сгорания Ф-1. Глаз моментально цепляется за такие вроде бы малозначимые вопросы, которые на самом деле выливаются в большие проблемы. Серьезное увеличение поглощательной способности поверхности означает, что системе охлаждения требуется отводить тепла в соответствующее количество раз больше. Если этого не сделать, то конечная температура теплоносителя и стенки оказывается больше – на добрую сотню градусов. А это выход на пределы расчетной жаропрочности стенок.

Обратите внимание, Покровский говорит о том, что никелирование трубок исключает образование окислов и повышает поглащательную способность конструкции, т.е речь идет о радиационном тепловом потоке. О потоке ниже, а пока вопрос-при отстутствии пайки в печи конструкция работала без спасительных окислов (а откуда им взяться), значит, если бы паяли в ручную как раньше, то НЖС не работал бы?.
А теперь зададимся вопросом, а где в F-1 применялся Инконель? доступные в Инете источники про F-1 упоминают, об одной отличительной его особенности

Цитата
Его охлаждение отличалось от метода охлаждения, применявшегося на предшествующих американских ЖРД тем, что закритическая часть сопла, начиная с участка, где степень расширения равнялась 10, была изготовлена из никелевого сплава и охлаждалась внутренним пристеночным слоем газа, отработавшим в ТНА [124, с. 53]. Такая схема давала возможность несколько уменьшить гидравлические потери в охлаждающем тракте.

Взято отсюда: http://www.vbega.ru/book/e2e279ed.html
А из чего была изготовлена КС и сопло до участка где степень расширения 10? Отвечаю-из обычной нержавеющей жаропрочной стали. Дело в том, что КС и сопло из никелевых сплавов применялись на ЖРД Н-1. В ходе испытаний этого ЖРД американцы столкнулись с неожиданой проблемой-при увеличении тяги двигателя до 85 т начиная с 1962 года они получили разрыв трубок КС. В результате исследований было установлено, что причиной является охрупчивание никелевого сплава вследствии выделения серы из керосина при высоких значениях подогрева охладителя. Думаете американцы стали дефорсировать двигатель? Ничуть не бывало, они поступили как все нормальные люди-поменяли конструкционный материал (НЖС на сталь).
подведем промежуточный итог: по имеющемся данным Инконель применялся на сверхзвуковой части сопла. Покровским озвучены числовые значения радиационного теплового потока (10-100кВт/см2, запомните эту цифру!). Обратимся к современникам. Книжка "Основы теории и расчета ЖРД", под общей редакцией В.М. Кудрявцева, издательство "Высшая школа" москва-1967 г.[1] На стр. 369 обнаруживаем рекомендации по расчету лучевого теплового потока в камере ЖРД: "п.4 В закритической части сопла принимать-в сечении с диаметром 1,5 диаметра критики равным 0,15 лучевого потока камеры, в сечении с диаметром 2,5 диаметра критики-0,04 лучевого потока камеры" Это означает, что на сопловой насадок из Инконеля в F-1 воздействовал максимальный радиационный поток 0,4 кВт/см2. Интересно, при такой лучевой нагрузке сплав работал бы? Сдается мне да.
Мне возразят: "А кто сказал, что Инконель был только на сверхзвуковой части сопла? Ссылку в студию!" Хорошо, предположим, что вся камера F-1 была изготовлена из Инконеля. Помните цифру радиационного теплового потока озвученного Покровским (10-100кВт/см2)? Пожалеем Покровского и возьмем минимальное значение. Немножко теории. Тепловой поток в ЖРД формируется двумя составляющими-радиационной и конвективной. Конвективная всегда больше. В [1] на стр. 373 приведены примерные соотношения радиационной и конвективной составляющей. В критическом сечении конвектиная составляющая превосходит радиационную в 9-10 раз. Значит при величине радиационного теплового потока в 10 кВТ, конвективная составляющая теплового потока в критике будет сколько? Правильно много. Скинем на низкое давление, на большой диаметр критики по любому не менее 30 кВт/см2 (исходя из цифр приведеным Покровским) Мне могу возвразить: "Ну и что?". А вот что. Вот по этой ссылке: http://www.astronaut…ext/13.htm имеет быть рисунок №40. Обратите внимание на величину максимального суммарного теплового потока-1,3 кВт/см2. Данный график приведен для двигателя на паре "кислород-водород" имеющую градусов на 300 меньшую температуру чем пара "кислород-керосин", но зато он не имел завесного охлаждения и куда большое давление в КС.

Цитата
Сложная задача, связанная с проблемой охлаждения, возникала в связи с необходимостью удовлетворения требований многоразовости запусков этого ЖРД. Для ее решения необходимо было разработать материал, обладавший и высокой теплопроводностью, что было необходимо в связи с требованиями по теплопередаче, и высокими усталостными характеристиками. Такой материал был создан в результате совместных работ специалистов фирмы «Рокетдайн» и английской «Ассоциации развития металлургической промышленности». Он представлял собой медный сплав системы Cu—Ag—Zr, получивший название «Нарлой».
Отличительной особенностью этого двигателя было то, что стенки его камеры сгорания не имели пленочного охлаждения [135]. Другими словами, на нем не было ярко выраженного пристеночного «холодного» слоя топлива: по всему поперечному сечению камеры создавалось одно и то же оптимальное соотношение компонентов так, что везде, в том числе и на стенке, имел место избыток водорода. Такой подход позволил свести к минимуму потери в удельном импульсе: полнота сгорания у этого ЖРД составляла 99,5%, что по сравнению с 98,7% у двигателя J-2 было большой величиной.

Двигатель узнали? Это SSME. Т.е. суммарные тепловые потоки в 1,3 кВТ/см2 потребовали разработки "Нарлоя" Вопрос, а что же работало в критике F-1? Пусть даже при 10 кВт/см2. В том что F-1 летал не сомневается даже Покровский. В принципе на этом можно было бы и закончить, но не могу остановиться на рекомендациях Покровского по приведению F-1 в работоспособное состояние. Это жесть.

Цитата
Получаем, что необходимо снижение температуры в камере сгорания на 15%.
Это достигается, например, заглушиванием в заводских условиях части топливных и кислородных каналов. Попросту в такие-то и такие-то позиции устанавливаются трубки с перекрытыми проходными сечениями. – Например…

Уменьшением расхода горючего и окислителя темпрературу в КС понизить не удасться. Для снижения температуры необходимо снижать расход одного из компонентов (в нашем случае горючего). Правда снижения расхода ухудшит охлаждение камеры, но кого это интересует? Самое смешное, что теоретическая возможность зажать расход горючего, не влияя на на охлаждение на F-1 была. На охлаждение шло только 70% расхода, но 30% подавались непосредственно к форсункам и уменьшение этого расхода наполовину гарантировано убивало смесеобразование. Ну предположим амеры не послушались Покровского и задросселировали двигатель как все-понизив обороты ТНА, на 15% и что? Тяга уменьшиться не на 15% а куда поболее. Двигатель работал на приличном недорасширении, снижение давление в КС привело бы к тому, что скачок уплотнения полез бы вверх по соплу и тяга уменьшилась больше чем на 15%. Меньшее снижение (по Покровскому) нас не устраивает. Кстати стартовал Сатурн при 8% форсировании двигателей.

Цитата
При той же плотности вещества в камере сгорания давление и объемный расход снизятся на те же 15%. А скорость звука снизится пропорционально T1/2 –  на 7.5%
Вместе со скоростью звука и пропорционально ей снижается скорость истечения из сопла, связанная с удельным импульсом
Таким образом, снижение тяги составит приблизительно 15+7.5=22.5%

Это мощно, сложить тягу со скоростью звука и вот они родимые 22,5%, а там и до заветных 1086 м/с рукой подать...
Есть еще один момент. при отработке F-1 американцы столкнулись с проблемой ВЧ-колебаний в КС и уродовались с ней два года http://ru.wikipedia.org/wiki/F-1. Думать, что решив сложнейшую проблему ВЧ-неустойчивости и лохануться с выбором конструкционного материала по меньшей мере наивно.
Выводы:
1.По имеющейся информации Инконель применялся на сверхзвуковой части сопла. И тепловым нагрузкам озвученным Покровским не подвергался, да еще и охлаждался вдобавок.
2.Покровский привел такие значения теплового радиационного потока при которых (с учетом конвективной составляющей) в то время не работал никакой конструкционный материал (да и в настоящее тоже).
3. Приведенные Покровским рекомендации никак не могли понизить температуру смеси, а следовательно снизить радиационный тепловой поток. Снижение давления в КС на 15% привело бы к большей потери тяги чем рассчитал Покровский.

Вот собственно и все. Но лучше меня о своей работе сказал сам Покровский. Взято отсюда http://supernovum.ru…#msg-98677

Цитата
Практически все данные по конструкции двигателя Ф-1 - я также получил от защиты

Вдумайтесь! Человек выловив из английского текста название конструкционного материала, как два байта переслать установил факт неработоспособности двигателя в заявленых характеристика, не зная ровным счетом ничего о конструкции изделия. Я склоняю колени перед масштабом интеллекта.
В общем соображения Покровского по F-1 являют собой ахинею и бред, пардон, пример грубой подтасовки призваной объяснить намеренные Покровским значения скоростей ракеты ну и рекламы своих собственных работ. Никоим образом не берусь оцененивать качество этих работ, но к  F-1 они не имеют никакого отношения.