От Pokrovsky~stanislav Ответить на сообщение
К 7-40
Дата 08.10.2007 10:34:45 Найти в дереве
Рубрики Крах СССР; Манипуляция; Версия для печати

Re: Покровскому с...


>Тепла-то, конечно, у двигателей малой тяги будет меньше, да только вот горючего для охлаждения может не хватить.
>Вот пример:
>для камеры сгорания тягой около 5000 Н работающей на керосине с кислородом, количество тепла, идущего в охладитель,
>составит примерно 2% от общего выделенного тепла. Для двигателя ракеты V-2, имеющего тягу 0,25 МН, это тепло составляет уже только 0,7%.

Теплота сгорания углеводородного топлива около 30000 Дж/г.
0.02х30000=600 Дж
Теплоемкость углеводородного топлива ~2 Дж/(грамм градус) - для октана С8Н18.
Пределы нагрева - разложение углеводорода с коксованием в трубках. Это выше, чем температуры крекинга ~ 900 градусов Цельсия. Если вынесшее тепло топливо не выкидывать за борт, то в двигателях с 2% потерь тепла на стенку при отсутствии иных каналов охлаждения прогрев до температур крекинга обеспечивает полный теплосъем пропусканием через трубки 1/3 объема топлива.
Т.е. прогрев топлива до крекинговых температур - избыточен. Можно ограничиться сравнительно низкими температурами - типа критической - около 570 К. Т.е. повышением температуры топлива в охлаждающих трубках на 300 градусов. Но пропусканием практически всего топлива через охлаждение. При быстрой циркуляции топлива и возврате его в топливный бак с передачей тепла всему объему топлива - так и происходит. В частности - в описании того же Ф-1.

У нас получилось, что все топливо необходимо нагреть до критической температуры. Но при этом мы опустили прочие потери тепла.
На переизлучение тепла от обратных стенок КС на элементы конструкции хвоста ракеты и далее - в пространство.
На теплопередачу от топливного бака, трубопроводов и т.д. к элементам конструкции, охлаждаемым жидким кислородом до криогенных температур.
На прогрев элементов конструкции КС, баков, корпуса ракеты и т.д.

Все это в тепловом балансе позволяет уменьшить предельную температуру необходимого нагрева топлива. Ситуация несколько усложняется в конце работы двигателя в связи с уменьшением общего количества топлива в баке, но при необходимости постоянного теплосъема. Но на этот случай у нас и есть запас допустимого нагрева до температур крекинга.


Организовать- оно, может, и безумно трудно. Но топлива хватает. Но организация теплосъема - не только в теплоемкости и максимальных допустимых температурах.

Она еще и в плотности потоков. И соответствующих необходимых коэффициентах теплопередачи на поверхностях теплообмена. Т.е. тепло со стенок в керосин еще надо исхитриться передать.
А здесь у двигателя на 5000 н преимущество перед двигателем на 0.25 МПа - в 3.5 раза по удельному потоку. А перед Ф-1 - еще в 3 раза. Итого - порядок по необходимым коэффициентам теплоотдачи.

Иначе - порядок по потребным температурным градиентам в теплопередающих металлах, и одновременно же порядок по перепадам температур между металлическими элементами(трубок, например) и теплоносителем в пристеночном пограничном слое - при равных скоростях потоков.
Иначе - требует значительного увеличения скорости потоков керосина. - При отсутствии под рукой формул могу уверенно говорить о разах!

>Температура же наружной оболочки камеры почти равна температуре жидкости, так как у охлаждаемых камер теплоотдача в окружающую среду ничтожна.

Да, когда речь идет о малой энергонапряженности. Но именно ввиду высокой энергонапряженности больших камер, потребные градиенты, как я только что показал, возрастают в разы, а для Ф-1 - на порядок по сравнению с двигателем на 5000 н.

Если, например, внутренняя стенка камеры сгорания передает тепло на внешнюю через металл при градиенте 10 градусов на мм, то для Ф-1 теплопроводность может передать удельный поток на порядок более высокий - только при градиенте 100 град/мм или при использовании более высокотеплопроводящего материала. Но материал американцы назвали. У него теплопроводность на предельно высоких температурах низкая - 20-27 Вт/м К. А на невысоких - еще ниже. При 300 К - 12, при 800 К - 21 для советского аналога Х80НТБЮ.

Ровно то же самое - на толщине стенок трубок. Внешняя поверхность трубок охлаждения находится при температуре внешней стенки камеры. Но градиент на толщине материала трубки должен быть на порядок больше. И перепад в пограничном слое потока керосина - тоже на порядок выше.
В итоге - внешняя стенка должна быть значительно(на сотни градусов) горячее. А за ней - и внутренняя. - При равных температурах протекающего в трубке керосина.

Конечно, ввиду меньшей доли передаваемого в топливо тепла, температура керосина у Ф-1 может быть заметно ниже. Но к ней добавляются существенно(на порядок) более высокие перепады.
__________________________________________

Я снимаю шляпу перед автором замечаний. Он весьма грамотно понимает картинку процессов теплообмена. Но просто не пытается браться за калькулятор. Это первое.

Второе. Я изначально поставил вопрос несколько иначе. Двигатель только включается. Он еще только прогревает стенки. Керосин в трубках еще не почувствовал потоков. А температурные напряжения между лицевой стенкой и слоями, до которых тепловой поток еще не дошел, - перекрывают предел прочности тех никелевых сплавов, которыми могли располагать американцы до появления догадки о влиянии выделений гамма-штрих фазы на прочность. Т.е. до 1967 года.

Как бы стационарный режим работы двигателя меня в этом случае даже не интересует.

Но и здесь остается простор для критики Ф-1. Знаете почему?

Вопросы теплообмена при таких высоких плотностях потока для ракетной техники и атомной энергетики - по сей день на таком уровне проработки, что ошибки 10% для теплофизиков в этой области масштабов тепловых потоков - очень хорошие. В ряде случаев ошибки доходят до порядка величины. Формулы разрабатываются, эксперименты проводятся - причем весьма интенсивно. На только что прошедшей конференции в Обнинске количество докладов от теплофизиков - одно из самых высоких.
Ну а мой преподаватель и бывший начальник лаборатории моей жены - дфмн Ю.С.Юрьев - одна из самых крупных мировых величин в этой сфере. И между изданиями его справочников по теплофизическим расчетам 70-х и 80-х годов - произошло очень серьезное пополнение формулами. Часть из которых - его личной разработки.

Так что, совершенно не исключено, что у американцев имеется еще и прокол с оценками теплопередачи на керосиновый поток - просто в связи с тогдашней неготовностью науки эти потоки считать. И сложностью ситуации. В этой области потоков возникает такое мерзкое явление как кризис теплоотдачи. Скажем, переход к пленочному кипению на стенках - и резкому снижению теплопередачи от стенок в тепловой поток. Если этого не знать из эксперимента, то теоретик, прикидывающий потоки для гипотетической Ф-1 аппроксимирует кривую зависимости числа Нуссельта(пропорционального коэф. теплоотдачи) от числа Рейнольдса на чуть более быстрый поток - и думает, что все в порядке. А в реальности такого режима теплоотдачи может просто не существовать. Экстраполяция кривой недопустима.
Это еще одна научная проблема, которая в 60-е находилась на ранней стадии разработки. Просто потому, что соответствующие потоки в технике только появились.

Но я, называется, пока не берусь этот момент анализировать.
Мне пока хватает и нестационарного случая прогрева стенок при недостаточной прочности никелевых сплавов.