В F-1 рубашка однослойная двух проходная: реверс-аверс чередуются через одного. После прохождения критического сечения, керосин продолжает идти по рубашке камеры сгорания и продолжает нагревааться и оттуда. При этом, температурный режим внутренней части горячей поверхности реверсной трубки примерно на 45-48 градусов выше, чем в критическом сечении. Так что 725K в сопле - это гарантированное прогорание трубок. И вопрос стоит не в том, чтобы "перебирать разные конфигурации", а в том, чтоб количественно оценить режим реальной конструкции. Есть заявленная герметрия и парамерты, есть данные по свойствам конструкционных материалов, есть общий подход, который на других двигателях зарекомендовал себя, как заслуживающий доверия.
Опс, тут освежал в голове некоторые детали американского ЖРД-строения тех лунных времен и нашел интересную ссылку:
Скрытый текст
https://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/c...9710019929.pdf
стр. 110, слева в самом верху положен верхний порог для поверхностной температуры охлаждающей трубки из паяного инконела со стороны газа в 1000F=810K=538С. Это вообще для всей конструкции, а для "throat" то бишь критического сечения еще меньше. Пойду пересчитывать, какой верхний предел теплового потока можно впихнуть в эти параметры.
Последний раз редактировалось Капитан; 05.01.2017 в 18:02..