От Pokrovsky~stanislav Ответить на сообщение
К Pokrovsky~stanislav
Дата 20.01.2008 13:39:40 Найти в дереве
Рубрики Прочее; Манипуляция; Версия для печати

Информация от Никомо

Схемы пока не появилось. Но небольшое содержательное сообщение от стороны защиты возникло на Авиабазе:
Переношу его сюда.
_____________________________________________

Если F-1 фиктивен, то что же тогда летало?
Хорошо, пусть Покровский пытается доказать, что тяга двигателя F-1 была меньше заявленной.
Геометрические размеры КС получаются из теоретического термохимического расчета (проходные сечения КС). У F-1 размеры соответствуют теоретическим.
Как можно получить у такого двигателя меньшую, чем расчетная, тяга? Это возможно, если такой двигатель дросселировать, то есть уменьшать расход топлива (и снижая давление в КС). При этом тепловой поток в КС уменьшается не так сильно, как расход компонента, используемого для охлаждения КС.
Это означает, что при дросселировании двигателя его охлаждение ухудшается, и, чем сильнее дросселирование, тем хуже возможности охлаждения. Так что если Покровский считает, что охлаждение F-1 недостаточно в номинальном режиме, то при меньшей тяге, его и подавно не хватит (чем меньше тяга, тем хуже охлаждение).
Теперь о конкретных вопросах.
1.Инконель был выбран по причине того, что при таком диапазоне рабочих температур (для трубок тракта охлаждения) выгоднее оказывается никелевый сплав, а не жаропрочная сталь. Если температура ниже примерно 500 С, то жаропрочная сталь лучше, и если температура выше примерно 800С, то лучше оказывается опять-таки жаропрочная сталь. Но в том диапазоне, в котором находились стенки КС F-1, лучшим оказывается именно никелевый сплав.
2.Пальцевые прикидки делать не надо - ибо они в корне неверны. Покровский считает, что лучистые теплопотоки имеют столь большое значение? Они для такого двигателя составляют примерно 10% от всего теплопотока. Это большой вклад?
А теплопередача через никелевый сплав толщиной 7 мм - чистая нелепость. Для чего делать такую толщину? Чтобы двигатель сгорел? (см. ниже, описание J-2)
3.Покровский, как обычно, все перепутал - описание двигателя было выпущено не в 1976 году, а в марте 1967 года и называется - TECHNICAL MANUAL ENGINE DATA F-1 ROCKET ENGINE (ROCKETDYNE) NASA-C5-143972, 233 страницы.
В нем и написано, что температура стенки в районе критического сечения ( то есть наиболее теплонапряженном месте) составляет 975°F = 523,89°C
температура входа газа на турбину - 1453°F = 789,44°C
трубки охлаждения КС разветвлялись на два потока на уширении примерно 3:1 (и еще в два прохода), и были сделаны из Инконеля-X
блок форсунок был сделан из стали CRES (347 stainless steel CRES), как обычно делали у Rocketdyne (двигатели H-1, J-2...)

Что же касается толщин стенок трубок, то, вот, например они указаны - 0,012 in = 0,3 мм для двигателя H-1 (SKYLAB SATURN IB FLIGHT MANUAL)
точно такая же толщина стенок трубок и у J-2

The thrust chamber is constructed of stainless steel tubes of 0.012-inch wall thickness.
Tubes with thin walls are required for heat transfer purposes. The thrust chamber tubes are stacked longitudinally and furnace brazed to form a single unit. The chamber is bell shaped with 27.5 to 1 expansion area ratio for efficient operation at altitude, and is regeneratively cooled by the fuel.
Fuel enters from a manifold to which it was delivered at a pressure of more than 1000 psi. It makes a one-half pass downward through 180 tubes and a full pass up through 360 tubes to cool the chamber.

J-2 facts