НЕ БЫЛО МОЩНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

СССР неизменно являлся крайне русофобским государством, и именно в этом заключалась главная его роль, заложенная при создании его "архитекторами": уничтожение русского народа как государствообразующей нации 

"Чёрное - это белое". Такова нынешняя пропаганда в России.

Нашёл ещё подробнейший разбор опуса Ивченкова:

http://forums.airbase.ru/2013/09/t88493,4--g-g-ivchenkov-otsenka-kharakt...

На самом деле у Г.Ивченкова ничего нового нет - форма новая, суть старая. Все это уже было сказано другими конспирологами, в т.ч. Велюровым.

1) Г.Ивченков в своей статье пишет, будто бы Глушко, Королев, Челомей знали о F-1 "по рекламе NASA" и их знания "во многом были основаны на переведённой открытой информации". В таком случае, посмотрим, какими же источниками руководствовался автор статьи. Список источников приведен в конце. Практически все эти источники как раз и являются "рекламой NASA" и информацией для публики. Какой же источник Г.Ивченков использовал, такой, который не является таковым? Из всех источников приведен разве что один - F-1 rocket engine data manual. Но при этом автор статьи указывает, что "на момент публикации статьи материал недоступен". Стало быть, и этим источником он не смог воспользоваться. В таком случае возникает вопрос: каким же образом, автор статьи, используя только источники "для публики" смог "разоблачить" F-1, а вот Глушко, к примеру, не мог? Впрочем, мы ведь уже имеем "версию" от А.И.Попова, согласно которой Политбюро состояло в тайном заговоре с американским правительством. Что же касается Глушко, то, поскольку он, по мнению А.И. "выполнял волю Политбюро", то он тоже, так уж получается, состоял в этом заговоре вольно или невольно.
Заодно можно отметить, что ряд параметров, которые указывает Г.Ивченков, а также некоторые описания конструкции, относящиеся к F-1, не являются верными, поскольку он не проверял источники информации.

2) Г.Ивченков считает, что "двигатель F-1 фактически являлся масштабированной версией H-1". Посмотрим, какие были принципиальные конструктивные отличия охлаждающего тракта у H-1 и F-1. У H-1, как видно из ссылок [24,25], указанных в статье Г.Ивченкова, трубки охлаждающего тракта имели практически одинаковую площадь проходного сечения. Каким же образом можно было из такого набора трубок сделать сопло, а также сужающийся вход в сопло? Дело в том, что трубки были сплющены в зависимости от диаметра сопла. Это хорошо видно на фотографиях, приведенных по ссылкам - там есть разрез по трубкам. А как обстояло дело у F-1, было ли там так же? Нет, у F-1 тракт был сделан совершенно иначе - трубки имели ПЕРЕМЕННЫЙ ДИАМЕТР! Это означает, что для H-1 скорость движения керосина по трубкам оставалась практически постоянной, но для F-1 скорость движения была сильно переменной! Какое это имеет значение? А вот какое: воспринимаемый жидкостью тепловой поток пропорционален массовой скорости (поскольку охлаждающая жидкость для H-1 и F-1 одна и та же, то просто от скорости жидкости, если их сравнивать). Далее, посчитав скорость движения керосина по трубкам для H-1 и F-1, увидим эту СУЩЕСТВЕННУЮ разницу. Дело в том, что при большей скорости жидкость будет снимать больший тепловой поток.
И, раз Г.Ивченков дает ссылку [13] на NASA SP-8087 Liquid Rocket Engine Fluid-Cooled Combustion Chambers, то он не может этого не знать. Что же это тогда? Сознательное мошенничество?
На всякий случай, вот еще ссылка на форум -

FREE-INFORM - Просмотр темы - ЖРД F-1 Список форумов » Общий форум FREE-INFORM Часовой пояс: UTC + 3 часа [ Летнее время ] Список форумов » Общий форум FREE-INFORM Часовой пояс: UTC + 3 часа [ Летнее время ] Сейчас этот форум просматривают: BezdelNik. и гости: 0 // free-inform.com

 

Об этом же сказано и в книге ” Stages to Saturnv”:

As chamber pressures continued to go up along with higher temperatures, designers introduced a variable cross section within the tube. This configuration allowed the tube bundle to be fabricated to the desired thrust chamber contour, but variations in the tube's cross section (and coolant velocity) matched the heat transfer at various points along the tube

 

3) Далее, Г.Ивченков дает ссылку [14], на которой условно изображена схема тракта охлаждения, и делает странный вывод, будто трубки были расположены в два слоя. Сам же он приводит в своей статье рис.2, из которого ясно видно, что трубки расположены в ОДИН слой. Приведенные в тексте (по ссылке 14) рисунки "Detail of the Thrust Chamber and Nozzle Extension", "from page 64 (p. 80 in the PDF) of Liquid Rocket Engine Fluid-Cooled Combustion Chambers", "Detail of the Thrust Chamber and Nozzle Extension", "From page 51 (p. 65 in the PDF) of Liquid Rocket Engine Nozzles", "from page 64 (p. 80 in the PDF) of Liquid Rocket Engine Fluid-Cooled Combustion Chambers", свидетельствуют все о том же. Ничего подобного тому, что берется утверждать Г.Ивченков, нигде нет. А ясно видно, что схема двухпроходная, такая же, как и в H-1.
Также, Г.Ивченков уверяет, что в F-1 "завесного охлаждения нет".

Film cooling provides protection from excessive heat by introducing a thin film of coolant or propellant through orifices around the injector periphery or in the chamber wall near the injector or chamber throat region. This method is typically used in high heat flux regions and in combination with regenerative cooling.
Sample engines where film cooling is applied are the SSME, F-1, J-2, RS-27, Vulcain 2, and the RD-171 and RD-180 with the latter two being the only ones where an additional cooling film is generated near the throat.

 

Advanced Rocket Engines, Oskar J. Haidn, Institute of Space Propulsion, German Aerospace Center (DLR) 74239, Lampoldshausen, Germany

"Film cooling" - это завесное (внутреннее) охлаждение. Точнее, пленочное.

Охлаждение камеры - наружное и внутреннее. Наружное охлаждение осуществляется горючим (для этого используется 70% расхода), которое поступает в охлаждающий тракт возле смесительной головки. Остальной расход горючего (30%) поступает сразу на форсунки. Внутреннее охлаждение осуществляется низкотемпературным пристеночным слоем и завесой, образованными струйными форсунками на головке.

 

Конструкция и проектирование ЖРД, Г.Г.Гахун, 1989, стр.88

Короче, все пишут про завесное охлаждение. Но Г.Ивченков считает иначе. Может, у него есть какие-то секретные сведения, доселе неизвестные? Пока он их не привел.
А между тем известно, какое было соотношение компонентов на стенке КС (есть такой график).

6) Г.Ивченков пишет

Форсуночная головка, сделанная по «американской технологии» имеет струйные форсунки и напоминает стиральную доску с дырками. Практика показала ущербность и этой технологии, не обеспечивающей удовлетворительный распыл и смешение компонентов

 

Отнюдь! См. тему 87653 на форуме. Г.Ивченков, видимо, некомпетентен в областях распыла и перемешивания, происходящих в ЖРД. Он ничего не слышал о вторичном дроблении капель потоком газа. А это существенно.

6) Г.Ивченков пытается сделать пересчет тепловых потоков H-1 до F-1. В результате преобразований он получил такую вот незамысловатую формулу: тепловой поток прямо пропорционален давлению в КС в степени 0,85 (или 0,9), и обратно пропорционален диаметру КС в степени 0,15 (или 0,1). Ничего больше он не учитывает - только давление и диаметр. И, далее, он находит, что тепловой поток из-за повышения давления с 49 атм в H-1 до 70 атм в F-1 увеличился в 1,22-1,29 раза. Потом он заявляет, что толщина стенки в H-1, которую он берет равной 0,254 мм, должна быть для F-1 уменьшена в эти самые 1,22 раза, чтобы выдержать такое увеличение теплового потока. Ну, то есть она должна быть равна 0,2 мм.
А теперь, обратимся к целому семейству отечественных ЖРД, имеющих сходные параметры. Это 8Д715 = РД-106, 8Д715К = РД-0107, 8Д715П = РД-0108 , 11Д55 = РД-0110. Сделаны они по открытой схеме, т.е. такой же, как и H-1 и F-1, давление в КС у них тоже такое же - 69,5 кГ/см2. Это практически те же самые 70 атм. Огневая стенка у них сделана из стали 12Х18Н10Т, т.е. примерно такая же нержавейка, как и в H-1. Это не бронза с высокой теплопроводностью. Диаметр КС - 18 см. Посмотрим, какой же должна быть толщина огневой стенки у таких ЖРД по "критерию" Г.Ивченкова. Получим увеличение теплового потока в 1,51...1,56 раз. Стало быть, толщина огневой стенки у них должна быть равна 0,16...0,17 мм. Однако, известно, что толщина этой стенки у них равна 1 мм. Но этого мало - у них еще и коэффициент теплоотдачи по жидкости меньше чем у Н-1 в 428 раз. Т.е для камеры с большими в 1,5 раза тепловыми потоками надежное охлаждение с расходом охладителя в 15 раз меньше, чем у Н-1 возможно, а для камеры с тепловыми потоками в 1,22 раза большими, чем у того же Н-1 и большим в 7 раз расходом - нет? Полагаю, что за такую профанацию Г.Ивченкова следовало бы ученого звания лишать. Впрочем, липовые доктора с кандидатами водились уже и в советские времена, а теперь их развелось видимо-невидимо, как и просто различного вида аферистов.
Резюме тут таково: Г.Ивченков, по сути дела, повторил то, что уже ранее излагал Велюров, только грубее и примитивнее.
В дополнение: какое давление надо было бы иметь в КС 11Д55, чтобы соблюсти толщину огневой стенки 1 мм? Порядка 9 атм всего лишь вместо 70, согласно "критерию" Г.Ивченкова. Тяга 4 тонны вместо 30? Это ж тогда получается, что вся советская космонавтика - фейк? Но, может, гораздо логичнее считать то, что пишет Г.Ивченко, фейком?

7) Расчет прочности трубки. 130,56 кГ/см2*28 мм/2/0,457 мм = 3966 кГ/см2. Возьмем по ссылке Г.Ивченкова для Инконеля какой-нибудь плохой предел текучести (не прочности!), скажем 79.5 ksi=5589 кГ/см2 (при 1000°F). Как видим, выдерживает. Ладно, для этого Инконеля не приводятся значения предела текучести для температуры выше 1000°F, возьмем другой, как хочет Г.Ивченков, чтобы было 720°С=1328°F. Тогда будет 98 ksi=6890 кГ/см2. Тоже выдерживает.
Остальные значения давления, которые берет Г.Ивченков, меньше. Стало быть, их и подавно трубки выдержат.
Можно посчитать и так: 3169*2*0,0457/2.8 = 103 кГ/см2. И это больше 70 кГ/см2.
Надо сделать еще замечание, что Инконель подвергался термообработке, старению. Это повышало не только предел прочности, но, в большей степени, предел текучести. Когда эта термообработка проводилась? В процессе пайки, которая происходила в несколько стадий.

8) Г.Ивченков пишет, что "Диаметр КС двигателя F-1 примерно равен 1 м, так что по окружности умещаются только 89 трубок, а остальные 89 пришлось пустить внешним слоем". На окружности 1 м никак не умещаются 89 трубок. Не надо забывать, что трубки круглые, не сплющенные, как в H-1. Значит, трубок потребовалось бы 112 штук, а не 89, или их диаметр должен был бы быть 35 мм, а не 28 мм. Ну и как Г.Ивченков будет объяснять такое несоответствие?

9) Г.Ивченков приводит в пример ЖРД M-1, и при этом уверяет, что он "никогда не испытывался и не летал". Не летал - это верно. Но вот то, что он не испытывался - совершенно не верно. M-1 проходил ОСИ. Где об этом написано? Вот где: "ACTIVATION AND INITIAL TEST OPERATIONS LARGE ROCKET ENGINE - THRUST CHAMBER TEST FACILITES, NASA CR 72300 AGC 9400-3. Там, на странице 2 имеется Figure 1. Rear view of Test Stand H-8 During Firing. Это фотография ОСИ. Что касается испытаний ТНА, то и они проводились - это отчет NASA CR 54824 AGC 9400-2. Там на стр.11 есть фото, показывающее установку ТНА на испытательный стенд.

10) Вдув газа от ЖГГ в сопловой насадок. Уже многократно разбирали. Придется еще раз повторить

for injection of turbine exhaust gas into a supersonic nozzle area, the minimum amount of stream mixing and thus the most effective use of the film coolant occurs when the gaseous film coolant is injected parallel to the main gas stream

 

Короче, вдув газа был параллельным основному потоку газов в сопле, потоки почти не смешивались.

взято из "Liqiud Rocket Engine Nozzles", J.C Hyde, G.S.Gill, 1976

2514732.png @ savepic.net [кеш]

Сужение потока будет, конечно. Но насадок и был спроектирован с учетом этого сужения. Т.о. немного возрастало статическое давление на срезе. Ведь если не учитывать этот вдув, статическое давление на срезе по расчету должно было бы быть несколько меньше того, которое указано в мануале. Так вот, этого давления было вполне достаточно для обеспечения требуемой тяги на высоте. А вот у земли были бы при этом лишние потери тяги, если давление было бы ниже.

Еще Г.Ивченков пишет, что "похожая схема вдува газогенераторного газа на срезе сопла применяется у Н-1, но к охлаждению отношения не имеет, а служит для зажигания смеси". К охлаждению да, не имеет. Но для "зажигания смеси" не служит. Дело в том, что на 1-й ступени Сатурна-1 имелись две разновидности H-1. Они именовались H-1D и H1-C, это периферийные и центральные. Так вот, вдув имелся только у периферийных. У центральных H-1 такого не было, а генераторный газ сбрасывался через трубку сбоку от сопла. Может, в таком случае, Г.Ивченков желает сказать, что центральные двигатели не работали, поскольку там не происходило зажигание? Однако настоящий способ зажигания хорошо известен, и он не имеет ничего общего с тем, о чем пишет Г.Ивченко.

11) Г.Ивченков пишет (кратко) про "акустическую неустойчивость" в F-1. Все его претензии сводятся к тому, каким образом американцы инициировали возмущение в КС для проверки устойчивости, но ему непонятно, как узнать при этом "где нужно ставить дополнительную перегородку". Короче, Г.Ивченкову все это кажется странным и подозрительным. Судя по тому, что это все, что он смог сказать на данную тему, Г.Ивченков абсолютно не в теме, и вообще никак не представляет себе, каким же образом велась борьба с акустическими колебаниями (ВЧ) у F-1. См. тему 87653 на форуме.

12) В заключение Г.Ивченков пытается сравнить НК-33 с F-1. И заключает, что вес связки из НК-33 был бы меньше, чем F-1. Ладно, сравним. Возьмем только не гипотетическую связку, а реальные РН. Это советская Н-1 и американский Сатурн-5. На 1-й ступени Н-1 30 х НК-33, на 1-й ступени Сатурна-5 5 х F-1. Имеем 5,6х30=168 > 9х5=45. Комментарии, как говорится, излишни.
Г.Ивченков полагает, что "работоспособность НК-33 независимо проверена американцами, в то время, как о F-1 никто больше ничего не услышит". Т.е. он не в курсе, что только совсем недавно проводили испытания музейного F-1, даже видео этого испытания имеется. С другой стороны, следует заметить, что летали только пара НК-33, да и то модифицированные, в то время как на Н-1 их было 30. Тогда надо бы не менее 15 полетов. А это будет еще ой как нескоро. Все может случиться за это время...

Вот теперь в заключение можно сказать следующее. Г.Ивченков считает, что тяга F-1 была всего миллион фунтов вместо полтора миллиона. Такое невозможно сделать незаметным, как-то скрыть на глазах у сотен тысяч свидетелей, это запечатлено на кино, фото, телекадрах. Что означает разница в тяге в полтора раза? Это означает пропорциональное уменьшение расхода топлива, значит, уменьшение размера пламени двигателей (точнее, объема). А сравнивать есть с чем – это, к примеру, Сатурн-1, а также другие РН с подобными ЖРД, американские и советские. Теперь остается выяснить одно - Г.Ивченков отрицает только полет на Луну или вообще все полеты в космос американских астронавтов?