Поговорим о Луне? - Страница 3

05.01.2017, 18:01

#41

@Velassaru, спасибо за замечание - сейчас исправлю. Порядок на флоте - первое дело.
(схватив швабру яростно принялся устранять замеченные недостатки)

2 поблагодарили Капитан за хорошее сообщение:

crimeariver (09.01.2017), Velassaru (05.01.2017)

Зарегистрируйтесь, чтобы не видеть рекламу
Реклама на форуме

08.01.2017, 12:05

#42

2 поблагодарили Odile за хорошее сообщение:

Капитан (08.01.2017), Ъакалавр (09.01.2017)

09.01.2017, 02:24

#43

Цитата:

Сообщение от Капитан

Вот появилась информация, уточняющая нашу модель. Давай будем пользоваться ей на том же уровне достовености, как и про верхнюю термическую границу для внутренней стенки. Это ведь получено на основе экспериментальных данных:

Там сказано: "The mean temperature of the tube wall must be kept under 1000 F". 1000 F это ~811 K.
Выше уже говорилось, что был найден вариант, при котором температура холодной стенки в районе критики не превышает 725 K. При этом горячая стенка будет не более ~825 K, а средняя температура ~775 К.

Подходит.

Последний раз редактировалось технарь; 09.01.2017 в 02:30..

09.01.2017, 04:25

#44

Цитата:

Сообщение от технарь

При этом горячая стенка будет не более ~825 K

Еще раз повторю, что температура горячей стороны выше 811К - это недопустимый запредельный режим работы, согласно экспериментальным результатам НАСА. Так что 825К - не проходит.

09.01.2017, 11:31

#45

Цитата:

Сообщение от Капитан

Нестыковка у тебя.

Из твоей же ссылки: "The mean temperature of the tube wall must be kept under 1000 F". 1000 F это как раз ~811 K.
Так что 811 K - это рекомендуемая средняя температура. Т.е. горячая стенка может быть выше этого предела, если холодная - ниже.

Кроме того, согласно данным современных производителей, у Inconel X-750 максимальная температура жаропрочности ~700 C (973 K), жаростойкости ~820 C (1093 K).

Последний раз редактировалось технарь; 09.01.2017 в 13:58..

09.01.2017, 15:50

#46

@технарь, да нет, там все правильно. Разговор идет о средней температуре на газовой строне стенки, а не на всей массе изделия. Из-за того, что внутренняя поверхность со стороны сопла волнистая, температура на поверхности тоже несколько варьирует. Ну там по тексту документы это все видно, слишком много пришлось бы делать мелких вставок, чтобы убрать то, что не относится к обсуждаемому моменту.

Изображения

inconel2.png (32.0 Кб, 2 просмотров)

09.01.2017, 17:39

#47

Так и я тоже не о всей массе изделия.

Средняя по поперечному сечению температура газовой стенки не имеет значения, т.к. с точки зрения расчета охлаждения в каждом сечении камеры температура стенок (как горячей, так и холодной) одинакова. "Волнистость" трубчатой камеры ничего не меняет, потому что трубки параллельны потоку газа и не создают никаких препятсвий с торможениями или завихрениями. В реальности какой-то разброс по сечению будет, но определяется неравномерностью течения газа, а не дизайном камеры, и потому может не учитываться.

Средняя температура газовой стенки вдоль образующей камеры имеет еще меньшее значение.

При расчете надежность наружного проточного охлаждения оценивается по следующим условиям:
- охладитель на выходе из рубашки не должен быть нагрет выше допустимой температуры (обычно только для некриогенной жидкости);
- температура горячей стенки не должна превышать температуру жаростойкости материала;
- температура холодной стенки не должна превышать температуру, допустимую для охладителя по условиям его кипения или разложения;
- распределение температур стенки по её толщине должно быть приемлемым для данного материала по условиям его жаропрочности.

Вот как раз последнее условие - это и есть о средней температуре стенки: в каждом сечении камеры оно определяется как среднее арифметическое между T горячей и холодной стенок. Обычно это условие проверяется только в самом горячем сечении в районе критики.

В этом старом насовском учебнике посмотри чуть дальше того фрагмента для A-2 с указанием средней температуры: они расчитывают его значение как среднее арифметическое между Twc (холодная стенка) и Twg (горячая стенка) и сравнивают с тем самым значением средней температуры 1000 F (811 K).

Второй момент: обрати внимание, что в первом фрагменте (там, где про A-1) речь идет о максимальном проектном значении Twg не по условию прочности трубки, а отложения сажи, причем непонятно где (со стороны газа, что-ли, из пристеночного слоя на горячей стенке? если бы речь шла о разложении керосина в рубашке, то там не сажа, а довольно сложные смолистые вещества отлагаются).

Ну и третий момент: это ведь учебник, и речь там не о F-1, а о неких несуществующих A-1 и A-2. Так что я бы не стал воспринимать все там сказанное как реальные данные и ограничения для F-1. Например, по Inconel X-750 полно современных данных в интернете, и они оптимистичнее; более совершенные методики расчета доступны в советских и российских учебниках.

Последний раз редактировалось технарь; 09.01.2017 в 17:41..

09.01.2017, 22:20

#48

Цитата:

Сообщение от технарь

"Волнистость" трубчатой камеры ничего не меняет, потому что трубки параллельны потоку газа и не создают никаких препятсвий с торможениями или завихрениями. В реальности какой-то разброс по сечению будет, но определяется неравномерностью течения газа, а не дизайном камеры, и потому может не учитываться.

"Волнистость" внутренней поверхности оказывает заметное влияние на тепловой поток со стороны газа. Чем больше поверхность - тем больше забор тепла стенками. Соответственно, тем выше должна быть охлаждающая ёмкость всей системы.

Цитата:

Сообщение от технарь

При расчете надежность наружного проточного охлаждения оценивается по следующим условиям:
- охладитель на выходе из рубашки не должен быть нагрет выше допустимой температуры (обычно только для некриогенной жидкости);
- температура горячей стенки не должна превышать температуру жаростойкости материала;
- температура холодной стенки не должна превышать температуру, допустимую для охладителя по условиям его кипения или разложения;
- распределение температур стенки по её толщине должно быть приемлемым для данного материала по условиям его жаропрочности.

Жаростойкость материала можно брать только в том случае, если у нас внутрення стенка сопла однородна, как это в случае с королёвскими двигателями. Поэтому-то во всех советских учебниках и берёся именно жаростойкость материала, как один из критических параметров. Поэтому с этим параметром надо обходиться очень аккуратно. Опять же, если посмотреть на технологический срез трубчатой камеры, то там пайка идет не только по внешнему шву, но по всей длине контакта плоской стороны стенки. Паяная трубчатая конструкция имеет меньшую жёсткость сопротивления вибрационной нагрузке. Кстати, если мне память не изменяет, то основной процент разрушения F-1 на стендовых испытаниях был именно по причине вибраций. Но тут сложно дискутировать на эту тему, так как вопрос скорее в качественной оценке устойчивости к вибрациям. Очень много неизвестных. Кроме того, возможны резонансы, при которых происходит разрушение сконструкции даже при давлении ниже номаналььного рабочего. У нас как-то сосуд на вибростенде разлетелся на куски при всего лишь 30% от расчетного рабочего давления.

Цитата:

Сообщение от технарь

В этом старом насовском учебнике посмотри чуть дальше того фрагмента для A-2 с указанием средней температуры: они расчитывают его значение как среднее арифметическое между Twc (холодная стенка) и Twg (горячая стенка) и сравнивают с тем самым значением средней температуры 1000 F (811 K).

Так это они температуру устредняют для оценки коэффициента теплопроводности стенки. Это немного другое, хотя к теме разговора имеет отношение, но затронем чуть попозже, когда будем говорить об удовлетворении начальных параметров тепловому балансу между нагревом и охлаждением. И пять же, то что они подставили значение для термической стойкости от производителя в 1140F дало им на основе теплопроводности температуру на внутренней стенки в 744F. Поскольку расчёты приводятся для водородного топлива, этот результат вполне устравивает. Но это не наш вариант.

Цитата:

Сообщение от технарь

Ну и третий момент: это ведь учебник, и речь там не о F-1, а о неких несуществующих A-1 и A-2. Так что я бы не стал воспринимать все там сказанное как реальные данные и ограничения для F-1. Например, по Inconel X-750 полно современных данных в интернете, и они оптимистичнее; более совершенные методики расчета доступны в советских и российских учебниках.

Этот момент весьма важный по нескольким причинам. Во-певых, по двигателю F-1 нет представленных расчётов, только некоторые конечные параметры. Поэтому приходистя пользоваться учебниками, где даётся количественный и качественный подход, испульзуемый в ЖРД-проектировании в те времена тем производителем. Во вторых, металлургическая продукция соверменная и пятидесятилетней давности не одно и тоже. В настоящий момент сталь выплавляется всё меньше из чистой руды и все больше из вторчермета. Соответственно, примесей, которые (хоть и незанчительно но всё-таки) меняют свойства сплава, там больше. В третьих, там в тексте указано ограничение в 1000F именно как экспериментальные данные. То есть читать надо так, что в те времена из существующих материалов по существующим технологиям "изделия" с такими ограничениями параметров работают стабильно. Выше - зона риска и нестабильности.

10.01.2017, 03:17

#49

Цитата:

Сообщение от Капитан

Для круглых в сечении трубок увеличение площади в критике F-1 около 5% по сравнению с гладкой стенкой, для трапецевидных (т.е. обжатых) - и того меньше. С инженерной точки зрения - пренебрежимо мало.

Цитата:

Сообщение от Капитан

В большинстве советских учебников трубчатая камера рассматривается, в том числе при расчете охлаждения. Да, там есть свои особенности, но не принципальные. Условия надежности наружного проточного охлаждения для всех конструкций камер одинаковы.

По поводу жескости и прочности: трубчатые камеры снабжаются силовыми кольцами - бандажами; на наиболее напряженных участках - сплошной стальной обечайкой. Так что жескость и прочность может быть достаточно высокой - какой нужно.

Цитата:

Сообщение от Капитан

Так это они температуру устредняют для оценки коэффициента теплопроводности стенки.

Нет, это не так. Посмотри внимательно (см. аттачмент с пометками).

Пункт 1: указана допустимая средняя температура (1460 R) по условиям прочности при неравномерном нагреве ("hot shortness" - см. аттачмент).
Пункт 2: выбрана Twg=1600 R; здесь же указаны свойства материала при этой температуре (а не для средней!), например, k - теплопрводность (двойное подчеркивание)
Пункт 3: указанная теплопроводность при Twg=1600 R используется для вычисления Twc
Пункт 4: вычисляется средняя температура в стенке (равна здесь 1402 R) и сравнивается с допустимой средней температурой (1460 R); средняя температура вычислена только для этой цели - убедиться, что она в пределах нормы по условиям прочности, и больше нигде не используется.

Я привел это, чтобы ты увидел, что в насовском пособии условие по жаропрочности тоже используется. Это условие - характеристика материала, при этом тип охладителя и конструкция камеры не имеет значения. Так что это именно наш вариант.

Цитата:

Сообщение от Капитан

по двигателю F-1 нет представленных расчётов, только некоторые конечные параметры. Поэтому приходистя пользоваться учебниками, где даётся количественный и качественный подход, испульзуемый в ЖРД-проектировании в те времена тем производителем.

Ни по одному из советских двигателей расчеты охлаждения также не представлены (по крайней мере - публично). Расчет геометрии камеры тривиален по известным компонентам, тяге, давлению в КС и степени расширения сопла.

Цитата:

Сообщение от Капитан

Во вторых, металлургическая продукция соверменная и пятидесятилетней давности не одно и тоже.

Современный сплав X-750 имеет тот же состав, что и в 1960 году. Так же как и, например, современная сталь 12Х18Н10Т имеет тот же состав и свойства, как и в 1960 году. Относительно примесей и т.д.: у нас есть ГОСТ, который регламентирует состав 12Х18Н10Т, и если заводская или КБ лаборатория определит, что состав партии металла отличается от ГОСТ, то она не будет принята/использована по назначению. В США тоже есть стандарты, и вряд ли они менее требовательны.

Цитата:

Сообщение от Капитан

там в тексте указано ограничение в 1000F именно как экспериментальные данные. То есть читать надо так, что в те времена из существующих материалов по существующим технологиям "изделия" с такими ограничениями параметров работают стабильно. Выше - зона риска и нестабильности.

Нет, никакой зоны риска там нет, и вот почему: 1000F указан НЕ как характеристика металла, а как эксперимениально определенная температура Twg по условиям отложения твердого углерода и сажи на горячей стенке - т.е. для A-1 они специально хотят, чтобы сажа/углерод отлагались на относительно холодной стенке как дополнительная теплозащита, поэтому им нужно, чтобы "горячая" стенка оставалась ниже 1000 F, иначе углерод из газа не будет конденсироваться (именно это и показал им эксперимент). Так что 1000 F не может рассматрваться как граница недопустимого запредельного режима работы, потому что им не является.

Для допустимых режимов см. современные хараетеристики сплава: температура жаропрочности ~700 C (973 K), жаростойкости ~820 C (1093 K).

По-поводу применимости этих данных A-1 для F-1: F-1 имеет внутреннее охлаждение с пристеночным слоем, поэтому в расчете можно пренебречь отложением углерода и для горячей стенки использовать условие Twg<"T жаростойкости" вместо Twg<"Tmax отложение углерода".

Кроме того, тяга A-1 более чем в два раза меньше при сравнимом давлении в камере, при этом чем крупнее двигатель, тем легче обеспечить охлаждение - это эмпипическое правило. Если у них получилось в учебнике свести тепловое состояние A-1, то сделать это для F-1 было еще легче.

Изображения

sp-125.png (96.6 Кб, 4 просмотров)

10.01.2017, 21:15

#50

Цитата:

Сообщение от технарь

Трубки не обжатые, только сплющенные с боков, чтобы ужаться в критике. Пластичность у инконела очень плохая, поэтому как смогли, так и согнули. Внутренняя поверхность их близка к полукругу. Вот фото внутренней поверхности F-1 после испытаний:
Скрытый текст
Если присмотреться, то можно увидеть и следы припоя между трубками. Как я уже упоминал, пропаивались они по всей поверхности соприкосновения, а не только с внешней стороны. (вопрос о механической устойчивости кострукции - это тоже отдельная тема, банджаные ленты 5мм толщины - согласно техописнаию F-1 - не всесильны).

Насчёт материала, инконел Х 750 использовался только в F-1, на всех других перешли на нержавейку, да и сам 750 тоже практически не испольуется, вместо него сейчас инконел 718. Ну это детали, к которым мы может быть ещё вернемся, потмоу как слишком много вопросов по F-1, которые сложно согласовать с реальностью. Кстати, в штатах нет аналогов ГОСТов как таковых. Есть не сколько марок сплавов, для которых довольно либеральные характеристики. Могут гарантировать только твёрдость, некоторые температурные характеристики, но и это не всегда. Как я уже говорил, основная масса выплавляется из вторчермета, а там посторонних примесей очень много. И не получается очистить всякими присадками во время плавки, ди и слишком дорого всё это. У нас, например, проблема - покупали шибера из немагнитной нержавейки у солидных фирм, которые не первый год лидеры на рынке (типа MDC или Kurt Lesker), так вот ко всем изделиям магниты прилипают. Не так весело, конечно как на Сталь-3, но факт, что качество металла современного литься и того, что было полвека назад отличается, несмотря на одинаковость заявленных параметров.

По поводу последнего твоего сообщения есть ряд замечаний, частично соглашусь с тем, что немного невнимательно прочитал документ. Сделаю одно только замечание, что заявленное давление в камере сгорания F-1 в полтора раза выше, чем потолок у всех других американских ЖРД (69кгс/см2 против 45.9). А это даёт опять же увеличение теплового потока примерно в ~1.25 раз. Если же давление в камере держать в пределах 46, то на что может годиться Сатурн-5 - это вывести 45-тонную Скайлэб на околоземную орбиту, на большее - вряд ли. В принципе, тут возражений нет, двигатель как то можноиспользовать. Вопрос в том, может ли он выдать те параметры, которые заявлены в рекламном проспекте НАСА,

Давай ты покажешь свои выкладки по расчёту теплового потока с указанием всех тех параметров, которые для этого необходимы, а я закрою глаза на то, что критическая температура межтрубочного припоя ниже чем у инконела. Просто цифра ничего не значит. Для советской конструкции из фрезерованной нержавейки допустимые тепловые потоки раза в полтора выше, чем для паяной трубчатой. То есть для цельной рубашки 16МВт/м2 выглядит разумным и особнованным (РД-107), для трубчатой - 10МВт/м2 (H-1b). Что получим для F-1 и на основе каких данных?

11.01.2017, 15:03

#51

Так высаживались на Луну или нет?

11.01.2017, 15:27

#52

Цитата:

Сообщение от Odile

Так высаживались на Луну или нет?

Погоди немного. Сперва надо разобраться, были ли двигатели, которые могли обеспечить ракете грузоподъёмность, необходимую для лунной программы.

Поблагодарили Капитан за хорошее сообщение:

Odile (11.01.2017)

11.01.2017, 15:32

#53

@Odile, если бы высадка живого человека была возможна, то там бы уже, как минимум, построили хоть какую-нибудь базу, вместо того, что бы бессмысленно болтаться на околоземной орбите.

И да - американская "высадка на Луну" уже по тому фейк, что обычно для приличия проводят испытания на животных.

Но американцы были настолько уверены в безопасности своих путешествий под софитами киностудии, что решили не заморачиваться с котиками и собачками.

3 поблагодарили Manuel за хорошее сообщение:

Bell (11.01.2017), Odile (11.01.2017), Velassaru (11.01.2017)

11.01.2017, 20:39

#54

@Manuel, ну там по каждому этапу лунной программы есть куча неудобных вопросов. Например, вхождение спускаемого аппарата в атмосферу. В отличие от всех других орбитальных посадочных модулей, этот должен входить в атмосферу не с первой, а со второй космической скоростью. Соответственно, гасить надо не ~8км/с, а заметно больше. На таких скоростях необходимо попасть в "окно входа", которое в поперечнике имеет всего 13 километров, причём, прицелиться надо ещё с лунной орбиты, поскольку горючего на дополнительное маневрирование уже практически нет. А чем больше скорость, тем больший импульс надо придать аппарату, чтобы изменить угол траектории. По уверениям НАСА, все спуски аппаратов происходили по, так называемой, двух-нырковой схеме. Это когда спускаемый модуль входит в атмосферу почти параллельно поверхности, частично гасит свою скорость и кратковременно выходит из атмосферы, чтобы потом уже со значительно меньшей (порядка 6-7 км/с) совершить посадку. При такой схеме (если попасть в ещё в окно допуска) возможно приземлиться с живым экипажем, но разброс вероятного места посадки составляет несколко тысяч километров. А по видео-отчётам посадка всегда осуществлялась в непосредственной близости от американских кораблей ВМС. Вот такие пироги с котятами - ты их ещь, а они пищат.

4 поблагодарили Капитан за хорошее сообщение:

Bell (11.01.2017), Lukas (11.01.2017), Manuel (11.01.2017), Velassaru (11.01.2017)

11.01.2017, 22:05

#55

Малая гравитация, очень разрежённая атмосфера (если это, вообще, атмосфера, поскольку даже сравнить нельзя с земной))??????
А, вообще, здесь на форуме в этой теме ощущается полная победа "сарсапариллы над разумом", почти по В.И. Арнольду.

16.01.2017, 01:04

#56

Ну вот посчитал немного разность температур на трубке при условии теплового баланса при Т(ст.газа)=973К, Т(ж)=60С=333К (аверсные трубки внутри - реверсные снаружи, отбор тепла идет только аверсом), коэффициенты теплопередачи: Л(инконел)=26*10^3 Вт/м^3К, d(стенки)=0.457мм, Л(жидк,аверс, с учетом кривизны трубок)=28.1*10^3 Вт/м^2К
Получается, что при таких параметрах температура внутренней стенки будет Т=762К. Что-то много, если учесть что мы согласились о пределе в 728К.

@технарь, покажи свои расчёты, как у тебя получалось ужаться в 725К.

17.01.2017, 14:24

#57

Поблагодарили Lukas за хорошее сообщение:

Капитан (17.01.2017)

22.01.2017, 00:59

#58

Цитата:

Сообщение от Капитан

при условии теплового баланса при Т(ст.газа)=973К

А почему так много? (см. ниже)

Цитата:

Сообщение от Капитан

покажи свои расчёты, как у тебя получалось ужаться в 725К.

Как я уже раньше говорил: [перебирая разные конфигурации рубашки] "был найден вариант, при котором температура холодной стенки в районе критики не превышает 725 K. При этом горячая стенка будет не более ~825 K, а средняя температура ~775 К"

добавлено через 55 секунд

Цитата:

Сообщение от Odile

Так высаживались на Луну или нет?

Высаживались :-)

22.01.2017, 12:28

#59

@технарь, не высаживались.

Все снято на киностудии.

Поблагодарили Odile за хорошее сообщение:

Manuel (24.01.2017)

22.01.2017, 18:35

#60

Цитата:

Сообщение от технарь

А почему так много?

Из уравнения теплового баланса: поток тепла должен удовлетворять равновесию проводимости материала (в нашем случае инконел) и скорости отвода тепла керосином. Интересно было б посмотреть на твои выкладки по расчётам.

Цитата:

Сообщение от технарь

Как я уже раньше говорил: [перебирая разные конфигурации рубашки] "был найден вариант, при котором температура холодной стенки в районе критики не превышает 725 K. При этом горячая стенка будет не более ~825 K, а средняя температура ~775 К"

Очень интересно было бы взглянуть на эту "конфигурацию рубашки" и насколько она соответствует тому, как реально было сделанов F-1.

Насколько мне известно, Rocketdyne выполняла заказ на изготовление двигателя с тягой в 454т. Все расчёты выполнялись на основе этого техзадания. Так же на испытательном стенде удалось получить такие парметры. Тут вопросов нет. Но для лунной программы этого было недостаточно (минимум 680т). Нужна была тяга примерно на 50% больше. И вот тут начинаются вопросы. Во-первых, как я уже вроде упоминал, экспериментальный потолок для давления в камере двигателя изготовленного по трубчатой технологии был около 4.5МПа.
Вот данные по продукции фирмы Rocketdyne:
LR-79-7 (1957) 4.1
H-1 (1961) 4.36
H-1b (1966) 4.5
RS-27 (1972) 4.5
RS-56-OBA (1991) 4.5
И вот в этом семействе появляется вдруг изделие с давлением в 6.9МПа. Выглядит очень подозрительно.

В советском ракетостороении для двигателей использовали нержавейку и изначально отказались от трубчато-паяной технологии. Это позволило еще в те времена получить давление в камере сгорания до 6МПа. Но это на нержавейке, у которой и теплопроводность повыше почти на порядок, и пластичность (а значит и возможность убрать "волнистость" на внутренней поверхности сопла, которая добавляет до 50% к эффективной поверхности теплообмена) тоже лучше. Также имеем ввиду, что конструктивно F-1 по большому счёту это отмасштабированный H-1 с небольшими переделками рубашки охлаждения, форсунок. Но это не такие принципиалььные вещи, которые позволяют поднять давление в камере в полтора раза. На двигателе H-1 делали попытки поднят рабочее давление. Выше 4.9МПа все попытки завершались разрушением двигателя.
В настоящее время, насколько мне известно, все ЖРД выполняются по советсткой технологии (фрезеровеная нержавейка), что позволяет поднять давление до 10МПа и выше.

Ответ

Страница 3 из 17

« Предыдущая тема | Следующая тема »

Ваши права в разделе
Вы не можете создавать новые темы Вы не можете отвечать в темах Вы не можете прикреплять вложения Вы не можете редактировать свои сообщения vB-коди Вкл. Смайлы Вкл. [IMG] код Вкл. HTML код Выкл.

Часовой пояс GMT +4, время: 16:05.

Последние 10 сообщений
О бедном идальго з...	►	ДуренЪ
Пределы познаваемо...	►	The Sound of ...
Дьявол, Сатана, Лю...	►	GlooMask
Феминизм	►	The Sound of ...
Синдром самозванца...	►	Leona
Странные люди...	►	Leona
За спичками!...	►	Лис
Старая фотография...	►	Дождев
Сколько лет челове...	►	GlooMask
Глупая женщина - п...	►	Leona

Имя		Запомнить?
Пароль