Были или нет американцы на Луне?
12,763,220 106,161
 

  транаец ( Слушатель )
05 авг 2010 04:36:54

Тред №244184

новая дискуссия Дискуссия  335

Решил добавить размышления на счёт красного цвета пламени.
Как уже неоднократно говорил Север - красный цвет признак отвратительной работы двигателя. Кто работал с паяльной лампой знает, что при этом она не греет, а переход от неправильной работы к нормальной происходит не постепенно , а скачком.
Вот решил немного дополнить это цифрами.
Керосин представляет собой смесь фракций с примерной формулой С12Н26 - атомный вес 170
Для полного сгорания молекулы требуется 37 атомов кислорода - вес 592 , стехиометрия 3.48
Стехиометрия не применяется по причине больших давлений и температур в КС.
Понизив соотношение до 2.75 теряется всего 5% импульса по причине , что в этом случае углерод окисляется не до двуокиси, а до монооксида СО.
При этом несгоревший СО догорает уже вне двигателя в кислороде воздуха.
Атомная масса СО существенно меньше чем СО2 и это обстоятельство частично компенсирует неполное сгорание углерода в КС, поскольку в формулу тяги ЖРД входит атомная масса.
Чтобы сжечь С12Н26 до СО и Н20 нужно 25 атомов кислорода - вес 400 - соотношение компонентов 2.35.
(Именно такое хотели получить в F-1, но почему-то выбрали ещё меньше - 2.25)
Однако, мы знаем, что моноокись углерода горит голубым пламенем.
Что же получается, когда при заданном соотношении компонентов пламя из синего превращается в красное?
Логично, что при плохом перемешивании смеси в КС (именно это происходит с непрогретой паяльной лампой, когда она даёт красный хвост),
часть керосина сгорает полностью до СО2, а остальному горючему  не хватает окислителя и оно просто выбрасывается наружу , разлагаясь с поглощением тепла  на сажу и водород. Сгорают они уже не в камере сгорания , а на воздухе, при этом горящая сажа даёт нам характерный красный цвет.
Вот чем опасно применение низких соотношений топлива к окислителю.
На второй фотке видна закопчёная ракета с нормальным хвостом.



Версия - что могло произойти с двигателем:
F-1 не имел регулируемого насадка, поэтому на старте атмосферное давление было больше номинального (по данным перегрева 0.3атм).
По мере увеличения скорости и высоты давление падало и двигатель из режима недорасширения прешёл в перерасширение. Газы стали затекать под обтекатели сопла. По мере дальнейшего падения давления их там становилось всё больше и больше и они образовали область устойчивого горения в местах между обтекателями сопел в потоке набегающего воздуха. Это хорошо видно на картинке 15-ого аполлона.
http://www.hq.nasa.g…1103HR.jpg
Этот фронт горения усиливал натекание газов - потом произошёл заброс давления.
При этом давление поднялось настолько, что сделало невозможным правильную работу двигателя,  режим работы КС стал нештатным, давление в ней упало, сопло Лаваля превратилось в трубку Вентури, а двигатель в огнемёт с дозвуковой скоростью выброса газов (порядка 800 м\с учитывая температуру (- так вот зачем понадобились волшебные сплавы несмотря на огромный запас по охлаждению  :D)).

С набором высоты внешнее давление становилось всё меньше и область горения продвигается всё выше и выше. На внешнем фронте горения образуется скачок уплотнения, который со временем стал косым, что мы хорошо наблюдаем на видео.
Ракета разумеется при этом не разгонялась, но продолжала набирать высоту. Когда воздуха стало нехватать для поддержания горения факел погас, давление упало и двигатель снова перешёл в нормальный режим, что тоже явно видно на видео. Это произошло за 20 секунд до разделения ступеней. Скорость на этот момент была оценена мной в 2.2М. Вот за эти 20 секунд ракета двигалась уже с правильным ускорением примерно 4g(по timeline) и в результате набрала скорость порядка 3М.
Отредактировано: транаец - 05 авг 2010 12:00:30
  • +0.00 / 0
  • АУ
ОТВЕТЫ (13)
 
 
  Корвет ( Слушатель )
05 авг 2010 16:52:54



Как я и говорил и предполагал...транаец практически сразу ответил на этот вопрос,
который я как викторину задавал всем...
...почему у Аполона, факел пламени при выходе из плотных атмосферы, всё рыжее и рыжее..
да действительно пока была атмосфера, производился дожиг смеси, несгоревших остатков топлива...
в конце хвоста, отнимая для этого кислород у атмосферы...
но вот когда плотные слои атмосферы закончились...то..да...всё, этого кислорода не стало хватать,
и цвет пламени изменился...тут же ,
а это батеньки мои из среды защитничков лунной программы,
говорит об неправильной работе "лунного" двигателя изначально...и с самого начала...

почему это происходит...
да всё очень просто,..при таких гиганстких размерах "лунных" двигателей США,
и соответственно, колосальных расходах смесей топлива на единицу времени...
ПРОСТО НЕРЕАЛЬНО, правильно распылить смесь таким образом,
чтобы она выгорала в КС, полностью и без остатка...
и поэтому значительная часть топливной смеси, улетала не выгорая за пределы сопла,
где собственно и производилось её дожигание,..но только пока была атмосфера...
...а вот когда, её не стало...то и выжигание несгоревших до конца продуктов горения,
практически прекратилось...

что делать ?...
делать меньше расход топлива и кислорода, не имеет смысла, так как
в этом случае, мы получаем практически на 100% нестабильную субстанцию этого агрегата...
да и тяга, как-то меньше..
да и сама гигансткая конструкция не предполагает к такому режиму работы...
...значит оставлять режим такой, какой он собственно и есть...со своими недостатками,
которые мы расмотрели выше...
...то есть американцы выбрали из двух зол...меньшее...
которое впрочем тоже не дало ожидаемого результата...
тяга оставалась по прежнему на низком уровне...КПД "лунного" двигателя, по прежнему тоже низкий...



_______________________________________________________________________________________

Собственно моя викторина,
на который ответил транаец ...полностью и 100%,
даже больше, чем я ожидал...


Кстати я понял почему у Аполонов при старте...
...пламя жёлтого цвета (лучше конечно голубое)...но всё таки лучше чем рыжее...
а вот при выходе из атмосферы...оно рыжее...то есть самое худшее, какое можно придумать...

и теперь я вспоминаю пост...транаец
где он говорил, что происходит падение тяги и соответственно скорости Аполонов...
при выходе из атмосферы...
так вот я догадался почему именно это так...УлыбающийсяУлыбающийсяУлыбающийся

[b]транаец, наверное догадался тут-же...
так как он натолкнул меня на эту мысль...
но вот как быть с остальными...кто догадался...тому приз !!!  :)
***


а теперь я понял окончательно, на основе предыдущего поста...
почему у Аполона такой тупой угол факела...вот гляжу на портупею...всё тупею и тупею
...да угол всё тупее и тупее по мере продвижения Аполона...вверх...

для меня всё стало ясно  окончательно...
и мне стало ясно, во что вляпалось НАСА, спроектировав такой плохой двигатель как Ф-1...
...МУЖИКИ ЭТО ПОЛНЫЙ УЖАС ДЛЯ НАСА...МЫ ВЫИГРАЛИ У АПОЛОВЕРОВ ОКОНЧАТЕЛЬНО...УлыбающийсяУлыбающийсяУлыбающийся



Собственно с "лунным" двигателем США, ВСЁ СТАЛО ЯСНО, окончательно и бесповоротно...
такие двигатели надо выбрасывать на помойку...
что собственно они и сделали...
...и ни о каких лунах...американцы пусть не мечтают...
рылом не вышли...УлыбающийсяУлыбающийсяУлыбающийся
  • +0.00 / 0
  • АУ
 
  перегрев ( Слушатель )
06 авг 2010 00:12:59

Да уж, Север-крупный специалист по ЖРД.
Цитата
Кто работал с паяльной лампой знает, что при этом она не греет, а переход от неправильной работы к нормальной происходит не постепенно , а скачком.


Ну это само собой разумеется. Каждый кто работал с паяльной лампой-безусловно специалист-ракетчик. А почему нет?
Цитата
Вот решил немного дополнить это цифрами.


Может не стоит?
Цитата
Керосин представляет собой смесь фракций с примерной формулой С12Н26 - атомный вес 170


Вы забыли добавить, что керосины бывают разные, и керосин, керосину рознь. Например Т-1 и РГ-1 это существенно разные керосины, несмотря на то, что оба представляют собой смесь непредельных ароматических углеводородов.
Цитата
Для полного сгорания молекулы требуется 37 атомов кислорода - вес 592 , стехиометрия 3.48
Стехиометрия не применяется по причине больших давлений и температур в КС.


Уберите слово "давлений", а так почти правильно.
Цитата
Понизив соотношение до 2.75 теряется всего 5% импульса по причине , что в этом случае углерод окисляется не до двуокиси, а до монооксида СО.


Вот Вас опять в дебри понесло!
Цитата
При этом несгоревший СО догорает уже вне двигателя в кислороде воздуха.


А если кислорода нету? Например на высоте 67 км? И при расходе  керосина 800 кг/с? С чем там СО догорает?
Цитата
Атомная масса СО существенно меньше чем СО2 и это обстоятельство частично компенсирует неполное сгорание углерода в КС, поскольку в формулу тяги ЖРД входит атомная масса.


В формулу тяги ЖРД атомная масса не входит совсем. В формулу удельного импульса входит молекулярная масса. И не продуктов сгорания, а исходных компонентов.
Цитата
Чтобы сжечь С12Н26 до СО и Н20 нужно 25 атомов кислорода - вес 400 - соотношение компонентов 2.35.
(Именно такое хотели получить в F-1, но почему-то выбрали ещё меньше - 2.25)


В F-1 соотношение компонентов 2,27, но это по двигателю в целом. Уберите расход на ГГ и соотношение по камере станет 2,4-2,45
Цитата
Однако, мы знаем, что моноокись углерода горит голубым пламенем.


Голубым пламенем горит Север, когда пытается вымучить давление в ротовой полости в 2 атмосферы. Как Север получается? И еще откудова Вы знаете, что СО горит голубым пламенем? Почему не зелёным?
Цитата
Что же получается, когда при заданном соотношении компонентов пламя из синего превращается в красное?
Логично, что при плохом перемешивании смеси в КС (именно это происходит с непрогретой паяльной лампой, когда она даёт красный хвост),
часть керосина сгорает полностью до СО2, а остальному горючему  не хватает окислителя и оно просто выбрасывается наружу , разлагаясь с поглощением тепла  на сажу и водород. Сгорают они уже не в камере сгорания , а на воздухе, при этом горящая сажа даёт нам характерный красный цвет.


Транаец, Вам же тысячу раз говорили, что в F-1 выхлоп ГГ выводится в сопловой насадок. ГГ-газ у F-1 восстановительный (с большим избытком горючего). При сгорании в среде кислорода с большим избытком горючего получается газ с большим количеством сажи (углерода) в ГГ.  Вот эта сажа нагревается и светит (не горит). Вот фото работающего ЖРД с углеродным неохлаждаемым насадком.

Вот этот "рыжий" конус и есть насадок. Изначально он чернильно черный. Но при нагреве углерод начинает светиться. То же самое и с Сатурном, выведенный на периферию потока, ГГ-газ содержащий большое количество частичек твердого углерода, нагревается от основного факела и нагретые частички углерода дают этот характерный "рыжий" колер.
Цитата
Вот чем опасно применение низких соотношений топлива к окислителю.


Ну во-первых не топлива, а горючего, а во-вторых-не было там низкого соотношения по камере. 2,4 вполне приличное соотношение, такое же как и у РД-107 и РД-0110.
Цитата
На второй фотке видна закопчёная ракета с нормальным хвостом.


Сравните
 

Цитата
Версия - что могло произойти с двигателем:
F-1 не имел регулируемого насадка, поэтому на старте атмосферное давление было больше номинального (по данным перегрева 0.3атм).
По мере увеличения скорости и высоты давление падало и двигатель из режима недорасширения прешёл в перерасширение.


Наоборот. Из режима перерасширения в режим недорасширения. Что впрочем простительно, я сам постоянно путаюсь. Кстати "регулируемых" насадков не существует.
Цитата
Газы стали затекать под обтекатели сопла. По мере дальнейшего падения давления их там становилось всё больше и больше и они образовали область устойчивого горения в местах между обтекателями сопел в потоке набегающего воздуха. Это хорошо видно на картинке 15-ого аполлона.
http://www.hq.nasa.g…1103HR.jpg
Этот фронт горения усиливал натекание газов - потом произошёл заброс давления.
При этом давление поднялось настолько, что сделало невозможным правильную работу двигателя,  режим работы КС стал нештатным, давление в ней упало, сопло Лаваля превратилось в трубку Вентури, а двигатель в огнемёт с дозвуковой скоростью выброса газов (порядка 800 м\с учитывая температуру (- так вот зачем понадобились волшебные сплавы несмотря на огромный запас по охлаждению  :D)).

С набором высоты внешнее давление становилось всё меньше и область горения продвигается всё выше и выше. На внешнем фронте горения образуется скачок уплотнения, который со временем стал косым, что мы хорошо наблюдаем на видео.
Ракета разумеется при этом не разгонялась, но продолжала набирать высоту. Когда воздуха стало нехватать для поддержания горения факел погас, давление упало и двигатель снова перешёл в нормальный режим, что тоже явно видно на видео. Это произошло за 20 секунд до разделения ступеней. Скорость на этот момент была оценена мной в 2.2М. Вот за эти 20 секунд ракета двигалась уже с правильным ускорением примерно 4g(по timeline) и в результате набрала скорость порядка 3М.


Транаец! Это уже не смешно. Давление в КС не зависит от давления на срезе сопла.Скачок уплотнения продвигается к критике если только давление окружающей среды больше давления на срезе сопла. Что бы загнать скачок к критике двигун должен под водой работать на глубине метров 10. Вот уже 2,2М появилось.Откуда? Изначально было 1М.  И вообще Вы в очередной раз написали редкостную белиберду. Не надоело? Абрамович вроде бы под рукой.
  • +0.00 / 0
  • АУ
 
 
  транаец ( Слушатель )
07 авг 2010 20:00:13

Читайте книжки - про пиротехнику например - там про это много сказано.
Цитата
Транаец, Вам же тысячу раз говорили, что в F-1 выхлоп ГГ выводится в сопловой насадок. ГГ-газ у F-1 восстановительный (с большим избытком горючего). При сгорании в среде кислорода с большим избытком горючего получается газ с большим количеством сажи (углерода) в ГГ.  Вот эта сажа нагревается и светит (не горит). Но при нагреве углерод начинает светиться. То же самое и с Сатурном, выведенный на периферию потока, ГГ-газ содержащий большое количество частичек твердого углерода, нагревается от основного факела и нагретые частички углерода дают этот характерный "рыжий" колер.


У меня нет претензий к цвету свечения сажи - чем больше скорость на выходе из сопла, тем ниже температура и давление и никакого противоречия нет.
А вот почти километровый! горящий хвост это уже нонсенс - Вы хоть у одной ракеты такой видели?
Думаете я соотношение компонентов просто так тут приводил?
ГГ обладают меньшей скоростью и их засасывает за край ракеты - это чётко видно даже после того, как потух факел - их я не рассматриваю.
Как Вы говорите соотношение компонентов для КС было 2.4 - при этом весь керосин должен гарантированно прореагировать до СО и воды - никакой сажи в хвосте быть не должно! Тем более керосина!
А тут прям фейерверк настоящий. Вот табличка, что производит двигатель на выхлопе, вот оно и может гореть, если конечно атмосфера есть

Выводы сами делайте - когда у автомобиля из выхлопной трубы огонь идёт, это повод задуматься о том, стоит ли на нём ехать.
Цитата
Это уже не смешно. Давление в КС не зависит от давления на срезе сопла.Скачок уплотнения продвигается к критике если только давление окружающей среды больше давления на срезе сопла. Что бы загнать скачок к критике двигун должен под водой работать на глубине метров 10.  


10 метров под водой это 2 атм. давления. Поглядите на "пожар" под ракетой - неужели такой пожар не мог создать 2атм.
Тем более, это нужно сделать лишь кратковременно, потом оно уже будет поддерживаться само.
Цитата
Вот уже 2,2М появилось.Откуда? Изначально было 1М.


Откуда вы взяли 1М?? - у меня в оценке было 2,2М.
  • +0.00 / 0
  • АУ
 
 
 
  перегрев ( Слушатель )
07 авг 2010 22:29:06

А Вы вообще много ракет видели с тягой первой ступени 3400 тонн?
Цитата
Думаете я соотношение компонентов просто так тут приводил?


Не знаю...
Цитата
ГГ обладают меньшей скоростью и их засасывает за край ракеты - это чётко видно даже после того, как потух факел - их я не рассматриваю.


Минимальная скорость продуктов сгорания на срезе сопла-2600 м/с. С ростом высоты она только увеличивается. Газы попадают в вихревую зону отрывного течения, потому, что их давление больше, чем в зоне отрыва.
Цитата
Как Вы говорите соотношение компонентов для КС было 2.4 - при этом весь керосин должен гарантированно прореагировать до СО и воды - никакой сажи в хвосте быть не должно! Тем более керосина!


Так он и прореагировал. Твердый углерод-это газогенераторный газ.
Цитата
А тут прям фейерверк настоящий. Вот табличка, что производит двигатель на выхлопе, вот оно и может гореть, если конечно атмосфера есть

Выводы сами делайте - когда у автомобиля из выхлопной трубы огонь идёт, это повод задуматься о том, стоит ли на нём ехать.


Нда. А откудова Вы взяли эту чушь? Ну я про состав газообразных продуктов сгорания ракетных двигателей. Вы опять ничтоже сумняшися лезете в дебри. В КС ЖРД для определения состава продуктов сгорания необходимо учитывать, что в химически активных газах реакции диссоциации не прекращаются, а всегда протекают как прямом, так и обратном направлении с образованием конечных продуктов и одновременно с распадом их на составные части. Вы сами подумайте 34% СО это значит, что 5 F-1 в секунду (!) выдавали 4,7 тонны СО. Это не ракета, а газенваген какой-то...
Цитата
10 метров под водой это 2 атм. давления. Поглядите на "пожар" под ракетой - неужели такой пожар не мог создать 2атм.
Тем более, это нужно сделать лишь кратковременно, потом оно уже будет поддерживаться само.


В 26 раз повторяю, что скачок в сопле при работе оного не нерасчетном режиме определяется исключительно внешним атмосферным давлением. Максимальное значение этого давления 1 атм у самой земли. С набором высоты скачок перемещается к срезу сопла и исчезает совсем, в момент когда давление на срезе сравняется с внешним атмосферным давлением.

Цитата
Откуда вы взяли 1М?? - у меня в оценке было 2,2М.


Вот Ваша оценка
Цитата
По началу Сатурн летел как положено, набрал 1мах вовремя, прошёл пик сопротивления и выйдя из плотных слоёв атмосферы по непонятным причинам потерял тягу.
Свидетельством этого является "горящий хвост" Сатурна и то, что его угол не уменьшается со временем так, как если бы он набирал скорость по timeline.
В результате работы 1-ой ступени Сатурн недобрал примерно половину расчётной скорости, но это совершенно не мешает ему набрать высоту, так например при средней скорости 1.2 км\с в течении последней минуты работы ступени...


Половина расчетной скорости-это 1197 м/с, на высоте 67 км это 3,95М. 2,2М на той же высоте это 664 м/с
P.S.Транаец, Вам никто не говорил, что Вы несколько нудноватыВеселый
  • +0.00 / 0
  • АУ
 
 
 
 
  транаец ( Слушатель )
07 авг 2010 23:09:25

Да , бедные жители - как в песне:
"Угарным газом потянуло с полей,
Всенародным указом становись веселей"
Но химию пока никто не отменял, при недостатке кислорода углеводороды сгорают до СО и воды. Стехиометрия 3.48 - до неё очень далеко.
Да и с формулой УИ Вы опять сели в лужу : молекулярная масса керосина никого не интересует, главное что из него получится в КС - если получится мазут, то будет очень плохо.
Цитата
В формулу удельного импульса входит молекулярная масса. И не продуктов сгорания, а исходных компонентов.


Да и с формулой УИ Вы опять сели в лужу : молекулярная масса керосина никого не интересует, главное что из него получится в КС - если получится мазут, то будет очень плохо.
Цитата
В 26 раз повторяю, что скачок в сопле при работе оного не нерасчетном режиме определяется исключительно внешним атмосферным давлением. Максимальное значение этого давления 1 атм у самой земли. С набором высоты скачок перемещается к срезу сопла и исчезает совсем, в момент когда давление на срезе сравняется с внешним атмосферным давлением.
Вот Ваша оценкаПоловина расчетной скорости-это 1197 м/с, на высоте 67 км это 3,95М. 2,2М на той же высоте это 664 м/с


Вы читать умеете? Ракета проходит пик сопротивления на скорости 1.8М - это данные НАСА.
Непосредственно после этого начинается клип Аполлона 11 когда и загорается косой скачок, его угол я намерил 27 градусов, что прекрасно соответствует возможной скорости на тот момент - т.е непосредственно после прохода пика сопротивления. Только вот до момента пока этот факел не погас, его угол особо не меняется. Как его угол может быть больше чем угол первого скачка уплотнения Вы объяснить не смогли - поэтому делаем вывод, что скорость ракеты в это время не увеличивается.
Цитата
P.S.Транаец, Вам никто не говорил, что Вы несколько нудноватыВеселый


Вы мне это уже говорите второй раз. Будем считать , что это флуд.
  • +0.00 / 0
  • АУ
 
 
 
 
 
  перегрев ( Слушатель )
08 авг 2010 00:39:27

Да вы только что ее отменили. Че, начнете рассказывать, что диссоциация молекул происходит только при стехеометрии? Блин, это ж надо иметь такой фантастический апломб при отсутствии минимальных знаний по обсуждаемой теме. Термической диссоциацией называется процесс разрушения молекулы. Обратной процесс называется рекомбинацией. Оба процесса идут в КС непрерывно. При определенных условиях в газовой смеси устанавливается состояние динамического равновесия, но не из-за прекращения диссоциации и рекомбинации, а в результате того, что обе реакции протекаю одновременно в противоположных направлениях и с одинаковой скоростью. В результает выхлоп двигателя состоит из не из смеси устойчивых химических элементов (СО, Н2О), а из смеси более простых молекул и атомов. Вижу не понимаете, давайте с другой стороны. ПДК СО составляет 20 мг/м3. 4700 кг СО в секунду равносильны этой ПДК на площади 235 000 кв.м. при высоте "зараженного" слоя 100 метров (примерно). Там на всем мысе всех поубивало бы нафиг. Запомните, Транаец, никогда, ни при ОИ кислородно-керосиновых двигателей, ни при стартах ракет оснащенных такими двигателями никакой опасности отравления СО не существует ввиду отсутствия последней.
Цитата
Да и с формулой УИ Вы опять сели в лужу : молекулярная масса керосина никого не интересует, главное что из него получится в КС - если получится мазут, то будет очень плохо.


Да уж, хорошего точно не будет. Только откуда там возьмется мазут? Молекулярной массой называется масса молекулы, выраженная в атомных единицах массы. Вот сколько этих единиц в одной молекуле керосина есть на входе в двигатель, столько же их попадет в КС и столько же из сопла вылетит. Не, Вы реально мазохист, с таким удовольствием топтаться по одним и тем же граблям-имя которым некомпетентность и безграмотность, пардон, крайне низкий общеобразовательный уровень.
Цитата
 Вы читать умеете? Ракета проходит пик сопротивления на скорости 1.8М - это данные НАСА.


Транаец, я не читал, что там пишет НАСА. Вы своими словами объясните, что такое "пик сопротивления"?
Цитата
Непосредственно после этого начинается клип Аполлона 11 когда и загорается косой скачок, его угол я намерил 27 градусов, что прекрасно соответствует возможной скорости на тот момент


Какой возможной скорости? Как Вы привязали угол скачка при взаимодействии с пограничным слоем к скорости ракеты? Во, красавец, транспортиром численно решает прикладные задачи по обсчету взаимодействия скачка и пограничного слоя.
Цитата
- т.е непосредственно после прохода пика сопротивления. Только вот до момента пока этот факел не погас, его угол особо не меняется.


Ну и что?
Цитата
Как его угол может быть больше чем угол первого скачка уплотнения Вы объяснить не смогли - поэтому делаем вывод, что скорость ракеты в это время не увеличивается.


Или же она просто висит в воздухе. Я вам в очередной раз говорю, что угол скачка на первой ступени зависит не от скорости ракеты, а от скорости набегающего потока вблизи пограничного слоя и скорости в пограничном слое. Докажите, что он должен меняться (угол) при взаимном изменении скорости потока и скорости пограничного слоя.
А еще меня умиляет как Вы элегантным молчанием обходите свои бесчисленные ляпы. Чего ж Вы вот это не откомментировали:
Цитата
Откуда вы взяли 1М?? - у меня в оценке было 2,2М.


Вот Ваша оценка
Цитата
По началу Сатурн летел как положено, набрал 1мах вовремя, прошёл пик сопротивления и выйдя из плотных слоёв атмосферы по непонятным причинам потерял тягу.
Свидетельством этого является "горящий хвост" Сатурна и то, что его угол не уменьшается со временем так, как если бы он набирал скорость по timeline.
В результате работы 1-ой ступени Сатурн недобрал примерно половину расчётной скорости, но это совершенно не мешает ему набрать высоту, так например при средней скорости 1.2 км\с в течении последней минуты работы ступени...


Половина расчетной скорости-это 1197 м/с, на высоте 67 км это 3,95М. 2,2М на той же высоте это 664 м/с
  • +0.00 / 0
  • АУ
 
 
 
 
 
 
  транаец ( Слушатель )
08 авг 2010 01:48:09

Ух сколько ляпов сразу.
Диссоциация СО - энергия диассоциации 11.1 эв. Для сравнения H2O↔HO+H 5.2эв. Разлагать СО гораздо сложнее , чем получать водород из воды.
При температуре в КС 3000 градусов диссоциация СО составит порядка 0.1%.
Вот и подумайте, зачем же на выхлопе ДВС ставить дорогущий катализатор - ведь по Вашей логике СО сам распадается от температуры.
CO2 + C ↔ 2CO↑ (ΔH=172 кДж, ΔS=176 Дж/К).
http://ru.wikipedia.…+C=2CO.svg
При температуре 1000 градусов реакция явно смещена вправо. При н.у. реакция происходит с разложением, но её скорость настоль мала, что практически она не идёт - вот для этого катализатор и нужен.
Местных жителей спасает лишь тот факт, что в плотных слоях атмосферы СО сгорает.
А химию таки подучите.
Цитата
Да уж, хорошего точно не будет. Только откуда там возьмется мазут? Молекулярной массой называется масса молекулы, выраженная в атомных единицах массы. Вот сколько этих единиц в одной молекуле керосина есть на входе в двигатель, столько же их попадет в КС и столько же из сопла вылетит.


У Вас вижу не только с химией плохо. Для ДУ важен импульс - соответственно, чем меньше молярная масса, тем выше будет при той же температуре скорость.

Цитата
Не, Вы реально мазохист, с таким удовольствием топтаться по одним и тем же граблям-имя которым некомпетентность и безграмотность, пардон, крайне низкий общеобразовательный уровень.Транаец, я не читал, что там пишет НАСА.Вы своими словами объясните, что такое "пик сопротивления"?


Ну вот и почитайте Насу , прежде чем высказывать публично свою безграмотность. Заодно и Абромовича почитайте  - там пик сопротивления рассмотрен для шарика и конуса с цилиндром.

Цитата
Какой возможной скорости? Как Вы привязали угол скачка при взаимодействии с пограничным слоем к скорости ракеты? Во, красавец, транспортиром численно решает прикладные задачи по обсчету взаимодействия скачка и пограничного слоя.Ну и что?Или же она просто висит в воздухе. Я вам в очередной раз говорю, что угол скачка на первой ступени зависит не от скорости ракеты, а от скорости набегающего потока вблизи пограничного слоя и скорости в пограничном слое. Докажите, что он должен меняться (угол) при взаимном изменении скорости потока и скорости пограничного слоя.


Меня не интересует, какой угол скачка в приграничном слое - я чётко вижу скачёк на расстоянии 30 метров от ракеты - это приграничный слой?
Цитата
А еще меня умиляет как Вы элегантным молчанием обходите свои бесчисленные ляпы. Чего ж Вы вот это не откомментировали:Вот Ваша оценкаПоловина расчетной скорости-это 1197 м/с, на высоте 67 км это 3,95М. 2,2М на той же высоте это 664 м/с


Меня удивляет, как это вы можете давать оценку скорости с точностью один процент, глядя на картинку. Моя оценка была 3М плюс лапоть - по углу получается где-то 3,2 М в конце работы 1-ой ступени.
Каким способом Вы измерили высоту так точно - 67км? Или по таблице в Википедии?
  • +0.00 / 0
  • АУ
 
 
 
 
 
 
 
  перегрев ( Слушатель )
08 авг 2010 03:21:27

А на арене цирка всё те же!Веселый Уважаемый, Вы обозвали "ляпом" тупо переписаный текст из книги Алемасова В.Е. "Теория ракетных двигателей" под редакцией акдемика В.П.Глушко (стр.54, Глава V, главка 5.1. Модель рабочего тела (третий абзац сверху). Что поделать, я не опровергатель, который разбирается решительно во всем (от ЖРД до аэродинамики ракет, да еще и химию прихватывает), я, как правило, смотрю специальную литературу, прежде, чем что-то написать. Так вот, Алемасов В.Е. четко разделяет ионизацию и диссоциацию и на странице 56 пишет следующее:
"Следует отметить, что ионизация продуктов сгорания обычно ничтожна и ее влияние целесообразно учитывать лишь при расчете некоторых свойств продуктов сгорания" (с)
Позравляю! Вы только, что высмеяли академика, патриарха отечественных ЖРД! Не все же мне одному над Покровским прикалываться. Не хотите в процессе разоблачения "лунной аферы" мимоходом опровергнуть еще и теорию ЖРД? Давайте, не стесняйтесь.
Цитата
Вот и подумайте, зачем же на выхлопе ДВС ставить дорогущий катализатор - ведь по Вашей логике СО сам распадается от температуры.
CO2 + C ↔ 2CO↑ (ΔH=172 кДж, ΔS=176 Дж/К).
http://ru.wikipedia.…+C=2CO.svg
При температуре 1000 градусов реакция явно смещена вправо. При н.у. реакция происходит с разложением, но её скорость настоль мала, что практически она не идёт - вот для этого катализатор и нужен.


Я понятия не имею, зачем в ДВС катализатор. Я только отмечаю, что ЖРД и ДВС принципиально разные вещи. Я даже не знаю какая в ДВС температура и давление рабочего процесса, вряд ли 3000К и 70 атм.
Цитата
Местных жителей спасает лишь тот факт, что в плотных слоях атмосферы СО сгорает.


Местных жителей спасает лишь тот факт, что вот этой Вашей галиматьи они не читают. А то бы перемёрли бы все со смеха без всякого СО. По Вашей табличке при работе 1й ступени С5 выделяется 4700 кг СО в секунду. Что бы он сгорел в плотных слоях атмосферы (доокислился до СО2) сколько нужно кислорода в секунду? При том что в воздухе кислорода по массе 23%. При том, что находится он в лучшем случае в окружающей среде с давлением 1 атм. Для справки 1 м3 воздуха весит 1,225 кг при н.у. и содержит 280 грамм кислорода. Посчитаете сами? А то у меня с химией беда  :(
Цитата
А химию таки подучите.У Вас вижу не только с химией плохо.


Ну куда уж мне до ВасВеселый
Цитата
Для ДУ важен импульс - соответственно, чем меньше молярная масса, тем выше будет при той же температуре скорость.


Ну так, поведайте, уважаемый товарищ специалист "по ЖРД с дорогущими катализаторами СО" какие таинственные процессы приводят к уменьшению молекулярной массы керосина при его путешествии от бака ракеты до КС?
Цитата
Ну вот и почитайте Насу , прежде чем высказывать публично свою безграмотность.


С каких это пор, у опровергателей, неосведомленность в материалах НАСЫ стало признаком безграмотности . Вон Север, отродясь, ничего из НАСЫ не читал, а Вы его безграмотным не обзываете, а меня обзываете..абыдно, да.Веселый
Цитата
Заодно и Абромовича почитайте  - там пик сопротивления рассмотрен для шарика и конуса с цилиндром.


О добрались до автомодельных течений! Маладец! Теперь-то Вы уяснили, что бывает и так, что угол скачка  от скорости набегающего потока может не зависеть. Теперь понятно, что Вы имелю ввиду коэффициент сопротивления ракеты. Только не понятно как вы сх увязали с углом наклона скачка уплотнения? Или с чем Вы его там увязали?
Цитата
Меня не интересует, какой угол скачка в приграничном слое - я чётко вижу скачёк на расстоянии 30 метров от ракеты - это приграничный слой?


У-у, как все запущено! Не ленитесь, беритесь всерьез за Абрамовича. Может еще не поздно...Я в 27 раз объясняю, что в приграничном слое нету скачка, скачок вблизи пограничного слоя. И где Вы там увидели скачок? То что Вы видите (и постоянно называете непонятными словами типа "боковой факел", "газы от газогенератора", еще как-то) называется вихревой зоной отрывного течения.
Цитата
Меня удивляет, как это вы можете давать оценку скорости с точностью один процент, глядя на картинку. Моя оценка была 3М плюс лапоть - по углу получается где-то 3,2 М в конце работы 1-ой ступени.


Я открою Вам этот секрет Транаец, только Вы уж чур-никому.  ;) Пусть это останется между нами. Есть такая программа Экзель и есть старая советская формула. С погрешностью в этом диапазоне скоростей где-то в 5%. А на картинке я вообще не смотрю, а пользуюсь исключительно данными от Покровского. Кстати советская формула, превосходно совпадает с номограммой обтекания клина у Абрамовича. Просто пользоваться учебником надо уметь. А вообще прикольно, только что Ваша оценка была 2,2М
Цитата
Каким способом Вы измерили высоту так точно - 67км? Или по таблице в Википедии?


Данные от Покровского.
  • +0.00 / 0
  • АУ
 
 
 
 
 
 
 
 
  транаец ( Слушатель )
08 авг 2010 04:27:59

 Про ионизацию я сказал лишь помня , что энергия ионизации для СО несильно отличается от энергии диссоциации - ну и поглядев данные изменил ответ на более практичный:
Диссоциация СО - энергия диассоциации 11.1 эв. Для сравнения H2O↔HO+H 5.2эв. Разлагать СО гораздо сложнее , чем получать водород из воды.
При температуре в КС 3000 градусов диссоциация СО составит порядка 0.1%.
Вы видимо перепутали с диссоциацией воды и углекислого газа, которые действительно в КС имеют место.
Цитата
То что Вы видите (и постоянно называете непонятными словами типа "боковой факел", "газы от газогенератора", еще как-то) называется вихревой зоной отрывного течения.


Ну и как я должен интерпретировать тот факт, что её угол наклона не изменяется, даже когда она удаляется от ракеты на десятки метров? Глядя на поле чисел Маха при моделировании, я не вижу серьёзной причины, чтобы угол скачка на конце 1-ой ступени был больше, чем угол первого скачка уплотнения.
Цитата
А вообще прикольно, только что Ваша оценка была 2,2М


Читайте внимательно, вместо того чтобы прикалываться - 2,2М в одной точке 3.2М - в другой.
Цитата
бывает и так, что угол скачка  от скорости набегающего потока может не зависеть. Теперь понятно, что Вы имелю ввиду коэффициент сопротивления ракеты. Только не понятно как вы сх увязали с углом наклона скачка уплотнения? Или с чем Вы его там увязали?


Ваш расклад годится только для обтекателя командного модуля - если бы там не было САС - то угол бы от скорости зависел очень мало. Но  это не так.
  • +0.00 / 0
  • АУ
 
 
 
 
 
 
 
 
 
  перегрев ( Слушатель )
08 авг 2010 12:45:27

Я вообще ничего не мог перепутать, потому что я в этом ни бельмеса не понимаю, а тупо переписываю учебник. Но судя по настрою, теорию ЖРД Вы опровергать не собираетесь? Жаль было бы забавно. Впрочем Вы опять элегантно отмолчались по вопросу куда девается 4 с лишком тонны СО в секунду (по Вашей оценке). И сколько нужно кислорода при атмосферном давлении, что бы этот СО доокислить до СО2. А так же не ответили как меняется молярная масса керосина от бака до среза сопла. Очередной, застенчивый и молчаливый слив?
Цитата
Ну и как я должен интерпретировать тот факт, что её угол наклона не изменяется, даже когда она удаляется от ракеты на десятки метров? Глядя на поле чисел Маха при моделировании, я не вижу серьёзной причины, чтобы угол скачка на конце 1-ой ступени был больше, чем угол первого скачка уплотнения.


Может прежде чем интерпретировать, стоило хотя бы сделать попытку разобраться? Откудова Вы взяли десятки метров, откудова Вы взяли, что видимая граница вихревой зоны однозначно определяет фронт скачка? Вот откуда??? И для информации: при скорости 1,8М скорость потока после первого скачка на игле САС составит 1,35М. После следующих скачков (СА, переходник и т.д.) она будет только уменьшаться. Вкуриваете? Угол скачка на конце 1й ступени при таких условиях будет меньше, чем угол первого скачка уплотнения.
Вот спорим-будет развернутый ответ про "десятки" метров. И только...
Цитата
Читайте внимательно, вместо того чтобы прикалываться - 2,2М в одной точке 3.2М - в другой.


А 1М в третьей...Так 3,2М в какой точке будет, а то я запутался.
Цитата
Ваш расклад годится только для обтекателя командного модуля - если бы там не было САС - то угол бы от скорости зависел очень мало. Но  это не так.


Это так! Вообще, Транаец, Вы неподражаемы! Вы увидели вот эту картинку с данными эксперимента,

и решили, что автомодельность течений возможна только для сферы и цилиндра с конусом? Надо полагать, что для чистого конуса такая картинка невозможна, потому, что на картинке нету конуса? Я правильно понял?
  • +0.00 / 0
  • АУ
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
  транаец ( Слушатель )
08 авг 2010 15:55:38

Ух - наконец-то! Я это Вам уже неделю втолковываю. Вот именно, угол меньше и равен 27 градусов (на этой картинке 26) - значит на игле САС будет больше. Отсюда оценка скорости. Аполлон 11 - кадр из ролика
На картинке справа Аполлон 6 - очень хорошо виден "боковой факел".

Цитата
Вот спорим-будет развернутый ответ про "десятки" метров. И только...А 1М в третьей...Так 3,2М в какой точке будет, а то я запутался.Это так! Вообще, Транаец, Вы неподражаемы! Вы увидели вот эту картинку с данными эксперимента,

и решили, что автомодельность течений возможна только для сферы и цилиндра с конусом? Надо полагать, что для чистого конуса такая картинка невозможна, потому, что на картинке нету конуса? Я правильно понял?


Угол раскрыва конуса 9.5 градусов - а предельный угол поворота потока гораздо больше.
Укажите критерий, согласно которому поток становится автомодельным.(или там ещё каким, так чтоб угол от скорости не зависел).
Цитата
Абрамович:
В достаточно интенсивных скачках уплотнения (р/рв>>10) всегда имеет место неравенство sin a >> 1/M


Так что условие по Абрамовичу : скорость должна быть много больше 6М.
Цитата
Я вообще ничего не мог перепутать, потому что я в этом ни бельмеса не понимаю, а тупо переписываю учебник. Но судя по настрою, теорию ЖРД Вы опровергать не собираетесь? Жаль было бы забавно. Впрочем Вы опять элегантно отмолчались по вопросу куда девается 4 с лишком тонны СО в секунду (по Вашей оценке). И сколько нужно кислорода при атмосферном давлении, что бы этот СО доокислить до СО2. А так же не ответили как меняется молярная масса керосина от бака до среза сопла. Очередной, застенчивый и молчаливый слив?


Раз уж у Вас с углом дело пошло, напишу оценку по дожиганию СО :
для оценки берём полый цилиндр вокруг пламени - высотой  100м , диаметром 10 и толщиной стенки 1м - при н.у в нём будет содержаться 700 кг кислорода.
Выбрасывается при этом скажем 1 тонна СО в секунду . Масса молекулы СО = 12 + 16 = 28. Для окисления требуется один атом кислорода - т.е 16.
Таким образом , для окисления 1 тонны СО потребуется 571 кг кислорода, что меньше, чем в указанном цилиндре. Поскольку скорость ракеты больше , чем 100м\с, то никакого противоречия нет.
  • +0.00 / 0
  • АУ
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
  перегрев ( Слушатель )
10 авг 2010 23:47:46

Блин, это вообще шедеврально! У меня полное ощущение, что я учавствую в конкурсе на самый идиотский пост по ракете Сатурн, причем в качестве члена жюри. Кому и чего Вы втолковываете? при скорости 1,8М угол наклона скачка уплонения на игле САС будет 44 градуса. Если допустить, что какое-то отклонение пограничного слоя вызывает еще один скачок уплотнения (допустим пограничный слой образовал угол конуса в 9.5 градусов), то тогда, с учетом потери скорости после скачка до 1,36М угол второго скачка будет 50 градусов. Вы намерили угол границы вихревой зоны (а кто сказал, что граница вихревой зоны равносильна углу наклона скачка?) в 27 градусов, это означает одну простую вещь-скорость потока (по Вашей модели) в районе скачка 2,4М!!! При скорости ракеты в 1,8М...Транаец, Вы реально задрали, ну забудьте про транспортир, попробуйте посчитать или скорость потока или параметры пограничного слоя (толщина, скорость). Я Вам в очередной раз говорю-границы вихревой зоны, да, зависят и от скорости потока, и от параметров потока (толщина, скорость, конфигурация) в пограничном слое. Сможете посчитать? Я так и думал...А выдавать видимую границу вихревой зоны за фронт угла наклона косого скачка уплотнения (непонятно от чего) ума много не надо. Впрочем, давайте так-я утверждаю, что угол наклона границы вихревой зоны полностью соответствует значениям скорости заявленным НАСой. Валяйте, опровергайте, только с цифрами.

Цитата
На картинке справа Аполлон 6 - очень хорошо виден "боковой факел".


Опять....Грустный
Цитата
Угол раскрыва конуса 9.5 градусов - а предельный угол поворота потока гораздо больше.


Берите в руки калькулятор и считайте: при 9,5 градусов и скорости 2394 м/с угол поворота потока будет 7,1 градуса, а угол скачка уплотнения 12,8. При скорости 1200 м/с угол скачка уплотнения будет 18 градусов, а угол поворота потока 5 градусов. Блин, я пол-Абрамовича забил в Ексель за вечер, а два вечера тренировался вставлять читабельные картинки. Ну книжка под рукой - дерзайте.
Цитата
Укажите критерий, согласно которому поток становится автомодельным.(или там ещё каким, так чтоб угол от скорости не зависел).


Самое интересное что оба критерия и К1 и К0 я посчитал. Но это ведь не я доказываю что в С5 автомодельный режим не реализовался. Доказываете Вы, ну и покажите, что там не было (или не могло быть) автомодельного течения. Я готов поставить свою пенсию против (возможной) шляпы Севера (или Вашей), что ни хрена Вы не покажите. Потому что Ваш с Севером потолок-транспортир (ну и еще корректировка Вики)
Цитата
 Так что условие по Абрамовичу : скорость должна быть много больше 6М.


Ложь. Предлагаю Вам аккуратненько извиниться, иначе завтра будет прямая цитата от Абрамовича. Будет стыдно.
Цитата
 Раз уж у Вас с углом дело пошло, напишу оценку по дожиганию СО :
для оценки берём полый цилиндр вокруг пламени - высотой  100м , диаметром 10 и толщиной стенки 1м - при н.у в нём будет содержаться 700 кг кислорода.
Выбрасывается при этом скажем 1 тонна СО в секунду . Масса молекулы СО = 12 + 16 = 28. Для окисления требуется один атом кислорода - т.е 16.
Таким образом , для окисления 1 тонны СО потребуется 571 кг кислорода, что меньше, чем в указанном цилиндре. Поскольку скорость ракеты больше , чем 100м\с, то никакого противоречия нет.



Посчитал. Умница. Значит для окисления 4700 кг СО (С5, а как Вы хотели?Улыбающийся) потребуется 2,6 тонны кислорода в секунду, учитывая, что при н.у в 1м3 атмосферного воздуха содержится 230 граммов кислорода, что бы доокислить этот Ваш мифический СО необходимо в секунду доставить 11000м3 воздуха в зону горения. Вопрос откуда ему взяться? Знаете, Транаец, этот кирогаз работал до отрыва 5 секунд, по Вашим бредовым прикидкам выбросил в атмосферу за 5 секунд 23 тонны СО. Дарю идею-вот красноречивый факт, что никуда никто не летал, а то бы убил вообще всех на мысе Канаверал. Ну и лично от себя, понимаю, что это не аргумент и тем не менее-я лично принимал участие и присутствовал при более чем сотни ОИ кислордно-керосиновых ЖРД. В Самаре смотровая площадка метрах в 20-25 от стенда. НК-33, 650 секунд, удивляюсь вообще как выжил...
  • +0.00 / 0
  • АУ
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
  транаец ( Слушатель )
11 авг 2010 03:38:44

В первом приближении там возникнет отрывное течение, которое будет определять угол отклонения потока, а перед иглой САС будет  скачок прямого уплотнения. Фигура обтекания получается конус с затуплённым концом.  Вы говорите, что скорость набегающего потока уменьшилась и поэтому..... - но тут кроется ошибка. На деле воздух перед ракетой покоится, а после первого скачка уже приобретает скорость.  Хотя набегающий поток там уже более медленный и создаёт соответственно меньший градиент давления, но угол скачка будет меньше. Постараюсь это объяснить - угол скачка это не математическая абстракция связанная с ударной адиабатой, а прежде всего отношение скорости ударной волны к скорости ракеты. Поскольку скачок получается менее интенсивный, то скорость его меньше, а соответственно и угол будет меньше , а не больше, другими словами, он сильнее отстаёт от ракеты. Но скорость среды (которую она получила после прохождения первого скачка) это компенсирует. По этой причине на картинках первый, второй итд скачки идут примерно под одним углом, поскольку насколько первый скачок уменьшил скорость набегающего потока, насколько он и добавит скорости среде в которой распостраняется следущий скачёк.
По Вашим же рассуждениям, каждый последущий скачёк должен иметь угол тупее и тупее. Просмотрите хоть все картинки со снарядами и ракетами - там Вы такого не найдёте.

Цитата
Вы намерили угол границы вихревой зоны (а кто сказал, что граница вихревой зоны равносильна углу наклона скачка?) в 27 градусов, это означает одну простую вещь-скорость потока (по Вашей модели) в районе скачка 2,4М!!! При скорости ракеты в 1,8М...Транаец, Вы реально задрали, ну забудьте про транспортир, попробуйте посчитать или скорость потока или параметры пограничного слоя (толщина, скорость). Я Вам в очередной раз говорю-границы вихревой зоны, да, зависят и от скорости потока, и от параметров потока (толщина, скорость, конфигурация) в пограничном слое. Сможете посчитать? Я так и думал...А выдавать видимую границу вихревой зоны за фронт угла наклона косого скачка уплотнения (непонятно от чего) ума много не надо. Впрочем, давайте так-я утверждаю, что угол наклона границы вихревой зоны полностью соответствует значениям скорости заявленным НАСой. Валяйте, опровергайте, только с цифрами.


Думаю, что до цифр мы пока не дошли - сначала давайте разберёмся с тем, что сказано выше.
  • +0.00 / 0
  • АУ
 
<< Тред №244183
Тред №244185 >>