Тред №239452

Цитата: перегрев от 21.07.2010 01:14:48
Уважаемый! не существует ни единого ЖРД на паре "кислород-керосин" в котором бы применялось бы озвученное Вами соотношение компонентов топлив (близкое к стехеометрии). Даже сверхнагруженный современный ЖРД 14Д23 (РД-0124) имеет соотношение компонентов 2,5. К слову, непосредствено у F-1 соотношение компонентов по камере было примерно в районе 2,4 (по моим оценкам). Может чуть повыше-2,42-2,45

Цитата: перегрев от 21.07.2010 01:14:48

 

Приводил 2.75 для РД-191. С РД-0124 сравнивать не стоит, это же 3-яя ступень. Лучше уж тогда с РД-108.
Берём  официальный "SATURN V FLIGHT LAUNCH VEHICLE EVALUATION APOLLO 11 REPORT-AS-506 MISSION" и видим на странице 5-4 LOX\FUEL MIXTURE RATIO на старте - 2.28
Интересным образом , уже на следующей странице видим другую цифру 2.25

Цитата
Неправильно полагаете. Наиболее нагруженным в тепловом отношении в ЖРД является не сопло, а критическое сечение и собственно цилиндр КС. Если держат они - сопло держит по любому. нет ровным счётом никаких оснований полагать, что F-1 имел проблемы с охлаждением. Наоборот, есть все основания полагать, что эта конструкция имела большие запасы по охлаждению. Там для охлаждения КС даже не весь расход керосина использовался.

И зачем же тогда было весь огород с инноникелем городить? Поставили бы сталь.
Между тем, у Покровского есть другая статья, которую в рассмотрение не принимают по причинам надуманности. Тем не менее, она утверждает, что у сопла были проблемы с механическими нагрузками при высокой температуре. Показательна в этом плане история с доводкой двигателя, при которой применялись небольшие заряды взрывчатки, видимо для имитации детонации остатков несгоревшего топлива. Основная нагрузка при этом приходится именно на сопло.

Цитата
Опять мимо кассы. Практически все современные ЖРД -нерегулируемые по тяге. Ну кроме РД-191, тот из-за пакетной схемы имеет очень приличный диапазон по дросселированию (38%), а между тем вторая ступень той же ракеты (РД-0124А-Ангара) по тяге не регулируется вообще.Эта была планируемая модинификация F-1A, которая не летала. Летавший на Сатурне F-1 не регулировался ни по тяге, ни по соотношению компонентов. Более того в ПГС двигателя просто отсутствуют агрегаты которые позволяют такое регулирование осуществить.

Это официальная точка зрения - как Вы понимаете, когда речь идёт о фактах, в неё не вписывающихся, именно она подвергается сомнению.

Цитата
Повторяю вопрос-какая удельная должна быть у ДУ при скоростях в точке отделения намеряных Покровским (1,6 км/сек). Сколько должен быть УИ для ДУ первой ступени?

  Оценка гравитационных потерь для Сатурна  есть на Викпедии , где формула Циолковского - соответственно импульс должен быть 66% от заявленного (175сек, что просто ни в какие ворота не лезет).   Причём, чтобы объяснить совпадение точки М=1 с графиком, нужно предположить, что был использован двухрежимный двигатель, с максимальной тягой как заявлено. На данный момент это единственная гипотеза, способная объяснить данные Покровского.

• +0.00 / 0

Цитата: транаец от 21.07.2010 02:34:07
Приводил 2.75 для РД-191. С РД-0124 сравнивать не стоит, это же 3-яя ступень. Лучше уж тогда с РД-108.

Цитата: транаец от 21.07.2010 02:34:07

 

Ну не 3,14 согласны? И причем здесь третья ступень? И почему Вы сравниваете двигатели с дожиганием и без???

Цитата
Берём  официальный "SATURN V FLIGHT LAUNCH VEHICLE EVALUATION APOLLO 11 REPORT-AS-506 MISSION" и видим на странице 5-4 LOX\FUEL MIXTURE RATIO на старте - 2.28
Интересным образом , уже на следующей странице видим другую цифру 2.25

И что? Что это доказывает? F-1 был работоспособен в весьма широком диапазоне соотношения компонетов. Он просто по соотношению компонетов не регулировался

Цитата
И зачем же тогда было весь огород с инноникелем городить? Поставили бы сталь.

Вот инконель является "доказательством" аферы. Ну как же...Только нужно учесть, что основной идеологией F-1 была максимальная надежность, в ущерб всем остальным характеристикам. Этот мотор-абсолютный чемпион по своей посредственности с точки зрения проектирования двигателей. Здоровенный ТНА с оборотам 5500 (легко можно сделать вдвое меньшие габариты). Инконель в ненагруженой в тепловой отношени камере, только, что бы получить максимальные запасы конструкции по тепловым нагрузкам. Или Вы считаете доказательством аферы, применение нового конструкционного материала. Так никелевые сплавы и на Н-1 применялись. Вполне успешно.

Цитата
Между тем, у Покровского есть другая статья, которую в рассмотрение не принимают по причинам надуманности. Тем не менее, она утверждает, что у сопла были проблемы с механическими нагрузками при высокой температуре.

Да, моя любимая статья, где, крупный специалист Покровский намерил тепловые потоки в КС F-1 в разы превышающие те, что имеют место в современных ЖРД с давлением КС втрое (!!!) больше.

Цитата
Показательна в этом плане история с доводкой двигателя, при которой применялись небольшие заряды взрывчатки, видимо для имитации детонации остатков несгоревшего топлива. Основная нагрузка при этом приходится именно на сопло.

Есть такое неофициальное мнение-когда речь идет о сложных технических вопросах, иной раз лучше промолчать, сойдешь за умного. Без обид, но Вы просто не понимаете о чем идет речь. То что применили амеры, в отечественной практике называется проверкой двигателя на "устойчивость к "жесткому" возбуждению". Там не идет речь о детонации "несгоревших остатков топлива", речь идет о проверке смесительной головки конкретного двигателя на возможность возникновения ВЧ-колебаний. Хотите поговорить об этом? В России по теории ВЧ-колебаний специалистов человек шесть, может восемь (нисколько не преувеличиваю). К слову, подобные испытания (с подрывом навесок пороха в КС) давным давно являются общепринятой практикой отработки ЖРД. А сопло двигателя на подобные вещи просто не реагирует.

Цитата
Вы понимаете, когда речь идёт о фактах, в неё не вписывающихся, именно она подвергается сомнению.   Оценка гравитационных потерь для Сатурна  есть на Викпедии , где формула Циолковского - соответственно импульс должен быть 66% от заявленного (175сек, что просто ни в какие ворота не лезет).   Причём, чтобы объяснить совпадение точки М=1 с графиком, нужно предположить, что был использован двухрежимный двигатель, с максимальной тягой как заявлено. На данный момент это единственная гипотеза, способная объяснить данные Покровского.

Напишите в личку НАлЕ, он Вам объяснит (извините НАлЕ!). Чтобы нерегулируемый (да и регулируемый двигатель) обеспечил на такой дуре как Сатурн скорость в 1,6 км/с, а то и меньше, УИ должен быть меньше 200 секунд. Тогда вопрос-а какая должна быть масса и расход топлива у первой ступени? А вообще понравилось "единственная гипотеза, способная объяснить данные Покровского". Есть еще одна гипотеза-Покровский написал откровенную дурь. Ну примерно как про "клин"

• +0.00 / 0

Цитата: перегрев от 21.07.2010 01:14:48
Уважаемый! не существует ни единого ЖРД на паре "кислород-керосин" в котором бы применялось бы озвученное Вами соотношение компонентов топлив (близкое к стехеометрии). Даже сверхнагруженный современный ЖРД 14Д23 (РД-0124) имеет соотношение компонентов 2,5. К слову, непосредствено у F-1 соотношение компонентов по камере было примерно в районе 2,4 (по моим оценкам). Может чуть повыше-2,42-2,45

Цитата: перегрев от 21.07.2010 01:14:48

 

Собственно на этом можно и закончить дискусию по ракетным двигателям.
Господин перегрев попался как кур в ощи,
заявив что соотношение компонентов у F-1, было в районе 2.4,
и это при таких циклопически массо-габаритных характеристиках двигателей американцев (что очень плёхо)  :o
между тем как норма, это соотношение равняется 2.6  :D
при куда более скромных массо-габаритных характеристиках двигателей...нормально, по умному спроектированных,
и "заточенных" под физико-химические свойства топлива, пары керосин + кислород.

Иными словами, двигатели под это топливо, не допускают превышение размеро-габаритов, ни по камере сгорания (КС),
ни по срезу сопла (СЗ), просто потому, что сама скорость возгорания этой смеси накладывает жёсткие ограничения на всё это,
и фронт пламени распространяясь, по камере сгорания скажем так "довольно долго",
просто не успевает набрать давление и температуру,
что приводит к катастрофическому падению КПД, сил её приводящих,

идём далее, почему американцы не довели соотношение компонентов до 2.6 (для нормально спроектированных двигателей это норма),
а ведь в этом соотношении, для пары керосин + кислород, как раз и проявляется наиболее высокий КПД,
её наиболее оптимальные и в высочайшей степени эфективные показатели тяги и удельного импульса...
...дело в том, что при таком коэфициенте как 2.6 для такого гигансткого двигателя как F-1,
и где скорость воспламенения горючей смеси, не соответствуют габаритам камеры сгорания,
вследствии чего и проявляется так называемый "непрожиг" смеси,
появляются так называемые выхлопы до конца не сгоревшего топлива, и которые имеют свойство детонационно-взрывного характера,
при дальнейшем дожиге в сопле двигателя, все эти процессы происходят в совершенно случайном порядке, воздействуя на стенки сопла, вплоть до разрушения двигателя и в конечном счёте и самой ракеты.

Я не сказал ещё и про возникающие при этом, акустические разрушения, а это отдельная песня  :)
...но в рамках программы нашей беседы и формат подачи материала, таков,
что я не буду останавливаться на этом и ограничусь разоблачительной статьёй своей, мои юные друзья.

Так вот, американцы отношение компонентов как 2.6, не довели именно потому,
что при этом проявляются денотационно-взрывные флуктуации, приводящие к разрушению ракеты и самого двигателя,
...маленький ликбез...
Основная причина возникновения детонации — образование и накопление в рабочей смеси активных перекисей (кислородсодержащих веществ), которые разлагаются в последней фазе сгорания, выделяют избыточную энергию и вызывают взрывное сгорание топлива.

И всё это происходит из-за превышения, массо-габаритных показателей,
"расчудесного" "лунного" двигателя" от США  ;D,
поэтому они вынуждены были снизить этот коэфициент компонентов до 2.4,
чтобы предотвратить этот ужасный сценарий развития разрушения ракеты,

вот поэтому у этой ракеты, такой ужасный КПД,
отвратительные характеристики тяги и удельного импульса с коэфициентом компонентов 2.4

Вообщем американцы спроектировали полный фуфел,
недаром они всё эти двигатели выбросили на помойку, а чертежи выкинули,
чтобы не позориться с этим фуфелом...


Тихий ужас...






Прошу не покупаться на эту обманку...
большой двигатель...это не значит что он сильный...
...достаточно вспомнить наши некоторые отечественные двигатели в автопроме...
так вот у американцев вышло тоже самое...

• +0.00 / 0

Цитата: Питон от 21.07.2010 07:28:50


Собственно на этом можно и закончить дискусию по ракетным двигателям.
Господин перегрев попался как кур в ощи,
заявив что соотношение компонентов у F-1, было в районе 2.4,

Цитата: Питон от 21.07.2010 07:28:50

 

ну мне не в первой, давеча с цветами побежалости, теперь вот с К_m. Но я действительно оговорился 2,4 или больше было у F-1 по камере, по двигателю было 2,27 (номинал)

Цитата
и это при таких циклопически массо-габаритных характеристиках двигателей американцев (что очень плёхо)  :o
между тем как норма, это соотношение равняется 2.6  :D

Север, Север... Вам надо поменьше торчать в гостевой у Велюрова, поверьте, это не то место где можно ума и знаний на халяву набраться Выбор конкретного номинального К_m штука очень индивидуальная. Там пологие оптиумы и частенько бывает, что для конкретной конструкции выгоднее выбрать соотношение чуть поменьше. Строго говоря бессмыслено рассмативать отдельно соотношение компонентов без привязки к давлению в КС и типу смесительной головки (жидкость-жидкость, газ-жидкость). Потому как очень часто бывает, что конструкции с меньшим К_m куда более нагружены в тепловом отношении нежели конструкции с большим.

Цитата
при куда более скромных массо-габаритных характеристиках двигателей...нормально, по умному спроектированных,
и "заточенных" под физико-химические свойства топлива, пары керосин + кислород.

Север, голубчик, масово-габаритные характеристики двигателя определяются требуемым значением тяги и выбраным давлении в КС. Если вам нужна тяга в 600 тонн при давлении в КС 70 кг, то без критики в 92 см вам не обойтись. (Давление*площадь). Амеры еще элегантно соскочили со "скоростной камерой". Если бы это была изобарная КС (как у нас), то это была бы просто циклопическая конструкция (с диаметром КС метра 2 и длиной метра 4 с половиной)

Цитата
Иными словами, двигатели под это топливо, не допускают превышение размеро-габаритов, ни по камере сгорания (КС),
ни по срезу сопла (СЗ), просто потому, что сама скорость возгорания этой смеси накладывает жёсткие ограничения на всё это,
и фронт пламени распространяясь, по камере сгорания скажем так "довольно долго",
просто не успевает набрать давление и температуру,
что приводит к катастрофическому падению КПД, сил её приводящих,

Вот именно, "сил её приводящих". Север Вы просто не представляете как это было бы смешно, если бы не было бы так грустно. Этот весь Ваш текст представляет собой дикую ахинею. Вот простой вопрос-а какие предельные "размеро-габариты" (еще раз прости Господи) являются предельными для пары "кислород-керосин" по схеме "жидкость-жидкость"?

Цитата
идём далее,

Идём, а чего не идти?

Цитата
почему американцы не довели соотношение компонентов до 2.6 (для нормально спроектированных двигателей это норма),

А чего мы не довели? В двигателе 14Д23 (2,5), в двигателе РД-107-2,47, в двигателе РД-0110 вообще 2,2 номинал (а на нем космонавтов уж 40 лет с лишним таскают)?

Цитата
а ведь в этом соотношении, для пары керосин + кислород, как раз и проявляется наиболее высокий КПД,

Наиболее высокий КПД проявляется при стехеометрии. Сколько точно не помню, но поверим транайцу, при 3,14.

Цитата
её наиболее оптимальные и в высочайшей степени эфективные показатели тяги и удельного импульса...
...дело в том, что при таком коэфициенте как 2.6 для такого гигансткого двигателя как F-1,

А откуда Вы взяли 2,6 для F-1?

Цитата
и где скорость воспламенения горючей смеси, не соответствуют габаритам камеры сгорания,
вследствии чего и проявляется так называемый "непрожиг" смеси,
появляются так называемые выхлопы до конца не сгоревшего топлива, и которые имеют свойство детонационно-взрывного характера,
при дальнейшем дожиге в сопле двигателя, все эти процессы происходят в совершенно случайном порядке, воздействуя на стенки сопла, вплоть до разрушения двигателя и в конечном счёте и самой ракеты.

Повторяю свою реплику про ахинению. Кстати, а что такое "непрожиг" (???) смеси. Поделитесь сокровенным знанием, я весь в предвкушении.

Цитата
Я не сказал ещё и про возникающие при этом, акустические разрушения, а это отдельная песня  :)

Просим! Просим!!!

Цитата
...но в рамках программы нашей беседы и формат подачи материала, таков,
что я не буду останавливаться на этом и ограничусь разоблачительной статьёй своей, мои юные друзья.

Вы не против если я этот сенсационный материал перешлю в ИЦК? Чур гонорар (буде таковой воспоследует) - пополам.

Цитата
Так вот, американцы отношение компонентов как 2.6, не довели именно потому,
что при этом проявляются денотационно-взрывные флуктуации, приводящие к разрушению ракеты и самого двигателя,
...маленький ликбез...
Основная причина возникновения детонации — образование и накопление в рабочей смеси активных перекисей (кислородсодержащих веществ), которые разлагаются в последней фазе сгорания, выделяют избыточную энергию и вызывают взрывное сгорание топлива.

Я в ахуе! Вопрос о размерах распределения гонорара может являться предметом обсуждения.

Цитата
И всё это происходит из-за превышения, массо-габаритных показателей,
"расчудесного" "лунного" двигателя" от США  ;D,
поэтому они вынуждены были снизить этот коэфициент компонентов до 2.4,

Я теряю нить Вашего увлекательного повествования, Север. 2,4 отудова?

Цитата
чтобы предотвратить этот ужасный сценарий развития разрушения ракеты,
вот поэтому у этой ракеты, такой ужасный КПД,
отвратительные характеристики тяги и удельного импульса с коэфициентом компонентов 2.4
Вообщем американцы спроектировали полный фуфел,
недаром они всё эти двигатели выбросили на помойку, а чертежи выкинули,
чтобы не позориться с этим фуфелом...

А мы подобрали. В двигателе РД-0163 использованы многие конструктивный и схемные решения F-1.

Цитата
Тихий ужас...

А мне нравится

Цитата
Прошу не покупаться на эту обманку...
большой двигатель...это не значит что он сильный...
...достаточно вспомнить наши некоторые отечественные двигатели в автопроме...
так вот у американцев вышло тоже самое...

Расскажите это отечественным конструкторам. Вот же лохи, купились на явный фуфел...

• +0.00 / 0