Двигатель f1: 403 — Доступ запрещён

F-1
Двигатели F-1 на ступени S-IC вместе с создателем ракеты Сатурн V, Вернером фон Брауном
Тип:	ЖРД
Топливо:	керосин
Окислитель:	жидкий кислород
Камер сгорания:	1
Страна:	США
Использование:
Время эксплуатации:	1967-1973 гг
Применение:	«Сатурн V» (первая ступень, S-IC)
Развитие:	F-1A
Производство:
Время создания:	1959 год
Производитель:	Rocketdyne
Массогабаритные характеристики
Масса:	9 115 (сухой — 8 353) кг
Высота:	5,79 м
Диаметр:	3,76 м
Рабочие характеристики
Тяга:	Вакуум: 790 тс (7,77 МН) Ур. моря: 690 тс (6,87 МН)
Удельный импульс:	Ур.моря: 265 с
Время работы:	165 с
Давление в камере сгорания:	7 MPa (69.1 атм.)
Степень расширения:	16
Отношение окислитель/топливо:	2,27

F-1 — американский жидкостный ракетный двигатель, разработанный компанией Rocketdyne. Использовался в ракете-носителе Сатурн V. Пять двигателей F-1 использовались на первой ступени Сатурна V, S-IC. До создания жидкостного четырёхкамерного ракетного двигателя РД-170 (тягой 740 тc) ракеты-носителя «Энергия» и твердотопливного ракетного двигателя для бокового ускорителя «Спэйс Шаттла» являлся самым мощным ракетным двигателем. По сей день остаётся самым мощным однокамерным жидкостным ракетным двигателем из реально летавших.

История создания

Первоначально F-1 был разработан Рокетдайн в соответствии с запросом ВВС США от 1955 года о возможности создания очень большого ракетного двигателя. Конечным результатом этого запроса стали два разных двигателя — E-1 и более крупный F-1. Двигатель E-1, хоть и успешно прошёл стендовые огневые испытания, но быстро был признан технологически тупиковым вариантом, и отменен в пользу крупного, более мощного F-1. Американские ВВС впоследствии остановили дальнейшую разработку F-1 из-за отсутствия приложений для такого крупного двигателя. Однако НАСА, созданное в этот период времени, оценило пользу, которую может принести двигатель такой мощности, и заключила с Рокетдайн контракт на завершение его разработки. Испытания компонентов F-1 были начаты уже в 1957 году. Первое огневое испытание полностью скомпонованного тестового F-1 было совершено в марте 1959 года.

Семь лет разработок и испытаний двигателей F-1 выявили серьёзные проблемы с нестабильностью процесса горения, которые иногда приводили к катастрофическим авариям.^[1] Работы по устранению этой проблемы первоначально шли медленно, поскольку она проявлялась периодически и непредсказуемо. В конечном итоге инженеры разработали технику подрыва небольших зарядов взрывчатых веществ (которые они называли «бомбами») внутри камеры сгорания во время работы двигателя, что позволило им определить как именно работающая камера отвечает на флуктуации давления. Конструкторы теперь могли быстро экспериментировать с различными форсуночными головками, для выбора наиболее устойчивого варианта. Над этими задачами работали с 1959 по 1961 годы. В окончательной конструкции горение в двигателе было настолько стабильно, что он мог самостоятельно гасить искусственно вызванную нестабильность за десятую долю секунды.

Конструкция

На 2011 год, разработанный Rocketdyne двигатель F-1 является наиболее мощным однокамерным жидкостным ракетным двигателем в истории из когда-либо летавших (двигатель M-1 имел бо́льшую тягу, и был испытан на стенде, но никогда не использовался). Двигатель использовал в качестве топлива керосин RP-1 и жидкий кислород — в качестве окислителя. Для подачи топлива и кислорода в камеру сгорания использовался турбонасос.

Основной частью двигателя была камера сгорания, в которой смешивались и сгорали топливо и окислитель, создавая тягу. Куполообразная камера в верхней части двигателя служила в качестве распределительного трубопровода подводящего жидкий кислород к форсункам, а также служила как крепление для карданного подвеса, передававшего усилие на корпус ракеты. Ниже этого купола находились форсунки, по которым топливо и окислитель направлялись непосредственно в камеру сгорания, они были сконструированы таким образом, чтобы обеспечить хорошее смешивание и сгорание компонентов. Топливо подводилось к форсуночной головке из отдельного распределительного трубопровода; часть топлива направлялась по 178 трубкам проложенным по всей длине камеры сгорания — которая занимала почти всю верхнюю половину сопла — и возвращалась обратно охлаждая камеру.

Выхлопные газы из газогенератора использовались для вращения турбины приводившей в движение отдельные насосы для топлива и окислителя, питающие системы камеры сгорания. Газогенератор вращал турбину со скоростью 5 500 об/мин, давая мощность в 55 000 лошадиных сил (41 МВт). Топливный насос прокачивал 58 564 литров керосина RP-1 за минуту, в то время как насос окислителя 93 920 л жидкого кислорода за минуту. С точки зрения условий работы, турбонасос был способен выдерживать диапазон температур от температуры газогенераторного газа в 800 °C (1 500 °F), до температуры жидкого кислорода в −180 °C (-300 °F). Топливо использовалось также для смазки^{[источник не указан 787 дней]} и охлаждения подшипников турбины.

Ниже камеры сгорания располагался сопловой насадок занимавший приблизительно половину длины двигателя. Этот насадок повышал степень расширения двигателя от 10:1 до 16:1. Выхлоп газогенератора турбонасоса выводился к насадку с помощью большого, суживающегося трубопровода, этот относительно холодный газ образовывал слой, защищавший сопловой насадок от горячих (3 200 °C, 5 800 °F) выхлопных газов из камеры сгорания.^[2]

F-1 сжигал 1 789 кг (3 945 фунтов) жидкого кислорода и 788 кг (1 738 фунтов) керосина RP-1 каждую секунду работы, производя 6,7 МН (1 500 000 фунт-сил) тяги. Это равно скорости вытекания 1 565 л (413,5 галлонов) жидкого кислорода и 976 л (257,9 галлонов) керосина в секунду. В течение своих двух с половиной минут работы, пять двигателей F-1 поднимали ракету-носитель Сатурн-5 на высоту 68 км, придавая ей скорость 9 920 км/ч. Объединённый расход жидкости у пяти двигателей F-1 в РН Сатурн-5 составлял 12 710 л (3 357 галлонов) в секунду, что могло опустошить 110 000 литровый (30 000 галлонов) плавательный бассейн за 8,9 секунд^[2]. Один двигатель F-1 имел бо́льшую тягу(690 т), чем все три главных двигателя шаттлов (SSME), вместе взятые.^[3] И почти вдвое большую тягу, чем вся двигательная установка ракеты «Союз»(первая и вторая ступени,32 камеры сгорания), имеющая взлетную тягу 407 т

Интересные факты

• Так как отработанный генераторный газ подавался внутрь сопла для охлаждения насадка, яркость пламени реактивной струи вблизи сопла двигателя была значительно снижена, что хорошо заметно на кадрах с запусков Сатурн-5 и с огневых испытаний F-1.

См. также

• ЖРД J-2 — использовался в лунной программе
• ЖРД РД-270 — аналогичный по классу советский двигатель 60-х годов XX века, не вышедший из стадии испытаний
• ЖРД РД-170 — более мощный советский/российский четырехкамерный двигатель

Примечания

1. ↑ Ellison, Renea & Moser, Marlow, «Combustion Instability Analysis and the Effects of Drop Size on Acoustic Driving Rocket Flow», Huntsville, Alabama: Propulsion Research Center, University of Alabama in Huntsville, <http://reap.uah.edu/publications/Ellison.pdf> 
2. ↑ ^{1 2} «Saturn V News Reference: F-1 Engine Fact Sheet», National Aeronautics and Space Administration, December 1968, сс. 3-3,3-4, <http://history.msfc.nasa.gov/saturn_apollo/documents/F-1_Engine.pdf>. Проверено 1 июня 2008. 
3. ↑ «NSTS 1988 News Reference Manual», NASA, <http://science.ksc.nasa.gov/shuttle/technology/sts-newsref/sts_overview.html#sts_overview>. Проверено 3 июля 2008. 

Ссылки

Пламенный мотор Сатурна-5 / Хабр

Так 16 июля 1969 в 13:32 по Гринвичу (UTC) начинался «маленький шаг для одного человека». Ракету с начальной массой 2 725 т подняли на высоту 67 км и разогнали до 2.75 км/сек пять двигателей 1-й ступени F-1 c тягой по 690 т на уровне Земли. Это — до сих пор самый мощный мотор в истории, т.к. советский РД-170 с тягой 740 т представляет собой четверку ЖРД в одной «упряжке». Массовое помешательство на отрицании лунных полетов, среди прочего, выражается в попытках оспорить существование F-1 или занизить его показатели.

Одно из таких исследований, если можно так назвать натяжку фактов на фантазии, принадлежит Геннадию Ивченкову с его статьей «Оценка характеристик F-1, основанная на анализе теплообмена и прочности трубчатой рубашки охлаждения» www.manonmoon.ru/articles/st65.pdf. Будучи к.т.н.-ом, изучавшим ракетные двигатели в бытность студентом и аспирантом МВТУ, он написал на первый взгляд серьезную работу, имея целью доказать, что главный мотор Сатурна-5 не мог развивать тягу выше 500 тонн. Отсюда следовало бы, что Аполлоны 8,10,11,12,13,14,15,16,17 к Луне не летали, а нога человека не ступала на ее пыльную поверхность. Но эта попытка притянуть реальность за уши к желаемому выводу, как и все остальные плоды лунной паранойи, оказалась безуспешной. Ниже статья www.manonmoon.ru/articles/st65.pdf подвергнута критическому анализу и всюду, где прямо не сказано иное, речь будет идти только о ней.

На стр. 1 автор демонстрирует свою предубежденность, которая задает тон публикации. «Первыми этот вопрос подняли сами американцы почти сразу после полетов “Аполлонов”. За последующие годы вскрылось большое количество прямых и косвенных свидетельств о том, что, как минимум часть из этих полетов была действительно инсценирована«. Автор дает понять читателю, что «сами американцы» были серьезными специалистами. Об отцах-основателях секты луноборцев — Кэйсинге и Рене можно прочитать в статье geektimes.ru/post/285236. Специалистами эти «сами американцы» были не то, что не совсем серьезными, а вовсе никакими!

На фоне других «разоблачителей», включая д.ф.-м.н. А.И. Попова (ему уделено внимание в статье geektimes.ru/post/274384), Геннадий Ивченков выглядит предпочтительней. Однако, его апломб эксперта при ближайшем рассмотрении не подтверждается. Как все луноборцы автор строит возражения на собственных ошибках и фактах, которые ему — Ивченкову непонятны. Как обычно, это наукообразное мессиво пропитано антиамериканизмом и приправлено публицистическим сарказмом.

На стр. 2 автор пишет. «Сейчас же накопилась своеобразная “критическая масса” свидетельств, включая те же фото и киноматериалы, рассказы астронавтов, якобы лунные камни, вызывающие удивление у исследователей, и несоответствий (и явныx глупостей) в конструкциях “Сатурна-5”, его двигателей, корабля “Аполлон” и посадочного модуля.» На самом деле в Сети накопился огромный массив квазинаучных измышлений, которые миллионы профанов принимают за твердые доказательства того, что «американцы не летали на Луну».

«В частности, кто догадался спроектировать служебный модуль “Аполлона” из секторов (как дольки апельсина) и сделать в служебном отсеке большой (50 градусов по окружности) продольный резервный отсек, который для баланса центра тяжести должен быть загружен балластом(??!!)?» Автор возмущен тем, что он — Ивченков, никогда не занимавшийся проектированием космических и других машин, не понимает технические решения, заложенные в Аполлоне? Три вопросительных и два восклицательных знака усиливают этот нелепый пафос.

И далее. «Кто догадался поставить туда избыточный по размерам и весу двигатель AJ-10-137 тягой 11 тонн, когда сами американцы пишут, что он был в два раза больше, чем необходимо, в то время как более подходящий двигатель был (AJ-10, тягой 5 тонн) и весил на 200 кг меньше? Ракетные двигатели с их проблемами — это только часть вопроса.»

Согласно данным из epizodsspace.airbase.ru/bibl/raketostr3/obl.html, тяга AJ-10-137 была несколько меньше — 9.76 т, а некоторые источники дают 9.3 т. Следуя Википедии автор утверждает, что тяга была вдвое больше, чем необходимо для выхода на окололунную орбиту. Очевидно, что для корабля с начальной массой больше 43 т лишние 200 кг веса ЖРД проблемой не являются. Примерно такую массу имел луномобиль, который возили с собой Аполлоны 15,16 и 17. Даже если эта избыточная тяга была не нужна, то данный факт не служит основанием для заявления о том, что «Ракетные двигатели с их проблемами — это только часть вопроса.» Как будет показано в дальнейшем эти проблемы — в голове у автора!

В англоязычной Википедии, на которую ссылается «эксперт по ЖРД» (стр. 3) en.wikipedia.org/wiki/Apollo_Command/Service_Module дано такое объяснение. Первоначальный профиль миссии предполагал посадку на Луну всего корабля Аполлон, поэтому двигатель проектировали с большей тягой. На момент, когда профиль изменили, работа над AJ-10-137 уже кипела, а графики лунной программы были очень жесткими. Но я думаю, что двигатель с запасом тяги поставили на Аполлон сознательно, т.к. главным приоритетом была надежность, а не оптимизация. Как это принято у луноборцев, Ивченков цепляется к мелочам, пытаясь раздувать из них принципиальные проблемы.

Двигатели F-1, которых «не было» (без сопловых насадков, которые крепились на готовую ракету)

Дальше на стр. 3 он утверждает. «В частности «трубчато–струйная» камера сгорания (далее КС) принципиально не могла обеспечить заявленное давление и тягу двигателей F-1. Это подробно показано в работе А. Велюрова.» Ниже будет показано совсем другое. А именно, что аргументы Ивченкова не выдерживают критики. Об этом виртуальном луноборце можно почитать apollofacts.wikidot.com/hoax:people-velyurov. Чтобы составить собственное мнение хватило беглого взгляда на статью free-inform.narod.ru/pepelaz/pepelaz-1.htm. Вот показательный фрагмент из этой буффонады.

«Зато второй полет 5 июля 1966г. был орбитальным! Американцы пишут, что целью миссии AS-203 было изучение «поведение жидкого водорода в невесомости». И не смотря как обычно на мелкие пустяки, полет прошел успешно… А вот ежегодник Большой Советской Энциклопедии (БСЭ) (3) за 1967г описывает результаты так:

«Последняя ступень (ракета S-4B) экспериментальной ракеты-носителя «Сатурн IB» SA-203 выведена на орбиту с не полностью израсходованным топливом. Основные задачи запуска — изучение поведения жидкого водорода в состоянии невесомости и испытания системы, ОБЕСПЕЧИВАЮЩЕЙ ПОВТОРНОЕ ВКЛЮЧЕНИЕ основного двигателя ступени. После проведения запланированных экспериментов в системе отвода паров водорода из бака были закрыты клапаны, и в результате повышения давления ступень ВЗОРВАЛАСЬ на седьмом витке».

«При этом ступень SA-203 разлетелась на 37 фрагментов! (2) Можно поздравить НАСА с успешным выполнением программы полета, почти как пелось в известной песне: за исключеньем пустяка, — сгорел ваш дом с конюшней вместе, когда пылало все поместье… А в остальном прекрасная маркиза, все хорошо, все хорошо!».

Ежегодник Большой Советской Энциклопедии за 1967 действительно так писал istmat.info/files/uploads/22100/17_str_496-540_nauka_i_tehnika_chast1.pdf. Но если прочитать это в оригинале, без комментариев Велюрова и истерически кричащих выделений цветом и размером, то станет ясно, что никакой аварии на самом деле не было. Ступень взорвали преднамеренно! Возможно из соображений секретности, чтобы она как-нибудь не досталась русским. Кто и как посчитал фрагменты? На этом риторическом вопросе мы с Велюровым расстанемся, вернувшись к Ивченкову на стр. 3.

«Кроме того, согласно приведённым в американских «рекламках» данным о ракете “Сатурн-5”, ее первая ступень является лучшей первой ступенью «для всех времен и народов». У нее 5 самых надежных и мощных в мире двигателей F-1 и, кроме того, ее весовое совершенство (отношение веса заправленной ступени к весу пустой ступени) – самое лучшее и непревзойденное до сих пор! Оно (опять же, согласно американским «рекламкам») составляет аж 17,5! В то время, как эта величина у 1-й ступени Н-1 была равна 14,4, у Протона — 15, у 2-й ступени Союза — 15,2, у Атласа II – 16, у Шаттла (если прибавить к весу бака вес двигателей и двигательного отсека) – 17 (для самой последней модификации).«

А собственно чему так удивляется «эксперт по ЖРД»? Тот факт, что отношение веса заправленной 1-й ступени Сатурна-5 к весу пустой является наибольшим естественно вытекает из того, что эта ракета была и остается самой большой из всех когда-либо летавших. Масса тонкостенной оболочки, каковой является ракета, пропорциональна квадрату, а масса топлива пропорциональна кубу ее линейного размера. Поэтому их отношение растет по мере возрастания размеров. Разумеется, это суждение не стоит воспринимать буквально, т.к. в реальности есть много других факторов. Но в целом оно объясняет ту особенность Сатурна-5, к которой прицепился Ивченков.

Главный мотор Сатурна-5 (с сопловым насадком)

Внутренние поверхности камеры сгорания и сопла F-1 были выполнены из продольных трубок, по которым протекало 70% керосина перед подачей в форсуночную головку, обеспечивая таким образом охлаждение. На снимке трубки хорошо видны — они направлены сверху-вниз. Сопловый насадок (заканчивается немного выше девушки) охлаждается потоком газов из выхлопа турбины топливопривода с температурой около 920 K, что намного ниже температуры в камере сгорания (около 3 500 К). Магистраль подачи выхлопных газов выглядит на фото, как толстый рукав, охватывающих сопловый насадок. Трубки охлаждения были изготовлены из жаропрочного, никелевого сплава Inconel X-750. Основным содержанием www.manonmoon.ru/articles/st65.pdf является попытка доказать, что трубки из этого сплава не могли работать под давлением в камере F-1 (70 атм).

Стоит заметить, что некоторые источники указывают меньшее давление, например 63 — 65 атм epizodsspace.airbase.ru/bibl/raketostr3/1-1.html. Там же дана температура 3 273 К, что несколько ниже того, чем пользуется Ивченков. Учитывая, что он «балансирует на краю», эти отличия существенны. Но мы будем использовать данные автора, т.к. они не помешают доказать несостоятельность его фантазий.

Автор сравнивает F-1 с H-1, который представлял собой уменьшенную копию, но с трубками охлаждения из нержавеющей стали 347. Сопоставляя свойства этих материалов и характеристики моторов Ивченков, как ему кажется, доказал, что F-1 не мог иметь тягу выше 500 т. На стр. 13 он пишет. «Проблемы со сплавами, подобными Inconel X-750 были подробно и высокопрофессионально описаны С. Покровским«. Покровский — это авторитетный среди луноборцев, ныне покойный конспиролог, написавший статью www.manonmoon.ru/addon/22/inkonel.doc.

То, что в ней сказано по поводу сплава Inconel X-750, на первый взгляд выглядит очень солидно с точки зрения физики твердого тела и металлургии. Но на стр. 2 своей статьи Покровский пишет «Так получилось, что автор данной работы — лазерщик, которому в своей лабораторной практике приходилось для текущих нужд практически оценивать поглощательную способность металлов на длине волны 1 мкм, приблизительно соответствующей спектральному максимуму излучения газов камеры сгорания Ф-1.» Таким образом, специалистом в данных областях он не являлся. Покровский сосредоточился на том, что ему было близко — на взаимодействии трубок из X-750 и припоя с излучением раскаленного газа.

На стр. 1 своей статьи он пишет. «Двигатель Ф-1 был построен по традиционной к тому времени схеме с охлаждаемой камерой сгорания из спаянных между собой трубок. Это решение – было как бы простым масштабированием достаточно отработанной схемы. Все верно, но дальше начинается безграмотная чепуха. «Но не все в нем допускало простое масштабирование. Рост размеров камеры сгорания в первом приближении пропорционально кубу линейных размеров, — ведет к такому же увеличению объема горячих излучающих газов. Площадь поверхности, воспринимающей излучение, — растет как квадрат линейных размеров. Таким образом, удельный поток лучистой энергии на поверхность стенки камеры с ростом размеров возрастает.»

Мощность излучения черного тела определяется площадью его поверхности и температурой, но отнюдь не объемом. Поэтому излучение на стенки камеры происходит не из всего объема газа, а только с внешней поверхности газового сгустка. Внутри же имеет место переизлучение — атомы поглощают и испускают фотоны с равными вероятностями, что отвечает термодинамическому (квази)равновесию. Согласно закону Стефана-Больцмана, при росте размеров камеры сгорания плотность потока излучения не изменится, будучи пропорциональной 4-й степени температуры. Если температура в F-1 была такая же, как в Н-1, то и поток лучистой энергии на стенки камеры был той же плотности.

В этом месте специалист по лазерам продемонстрировал не только апломб эксперта, но и незнание термодинамики излучения. Что привело его к грубой ошибке на стр. 4. «Плотность мощности в импульсе масштаба 10^4 Вт/см2 – близка к плотности мощности в двигателе Ф-1. А при пуске? А при пуске масштаб лучистых потоков на поверхность моментально возрастает до уровня 10^4 — 10^5 Вт/см2. Это типичные масштабы лазерного воздействия.»

Здесь утверждается, что плотность потока излучения с поверхности газового сгустка на стенки камеры сгорания превышает . Но при температуре 3 500 К интенсивность чернотельного излучения равна

Двигатель H-1, младший брат F-1

От стр. 4 до стр. 32 автор обсуждает устройство двигателя F-1 и сравнивает его с другими, но доказательства невозможности откладывает «на потом», ограничиваясь оценочными, категоричными суждениями.

На стр. 12 — 15 Ивченков приводит доводы в пользу того, что трубки охлаждения из сплава Inconel X-750 подвергались отжигу, в результате чего они приобретали предел упругости в 2 400 кг/кв.см ( МПа). В сущности это — лишь правдоподобные догадки. Единственный аргумент, который можно считать доказательством, предъявлен на стр. 15. «То, что материал трубок подвергался отжигу, а не термической закалке, полностью подтверждается снимками F-1 “со дна моря” (рис. 2 и 3), на которых видно, что трубки погнуты (то есть материал – пластичный.) Если бы они были подвергнуты термической закалке, то они не гнулись бы, а ломались (попробуйте погнуть пружину).» Но на рис. 3 трубок нет вообще, а на рис. 2 они выглядят скорей изломанными, чем погнутыми. На мой взгляд гипотеза о том, что «материал трубок подвергался отжигу, а не термической закалке«, этой фотографией не подтверждается. Более того — на ней явно запечатлен не F-1! Но даже если верно то, что предел упругости был равен 240 МПа, то и в этом случае доводы автора основаны на произвольных допущениях (см. ниже).

На стр. 15 Ивченков пишет. «Кроме того, особенности Inconel X-750 могут вызвать проблемы при кратковременном нагреве под давлением (в частности, при работе F-1.) При этом на огневой поверхности трубки начинается кристаллизация с некоторым упрочнением и, главное, повышением твердости и, соответственно, хрупкости, в то время как внутренние слои огневой стенки и другая стенка этому не подвержены. Давление в трубках повышается и идет пластическая деформация, на хрупкой поверхности могут появиться трещины.»

Но откуда автору известно, что при работе F-1 могут возникать эти проблемы? Допустим, что часть трубки, находящаяся в контакте с раскаленным газом, становится более твердой и хрупкой. При отсутствии деформаций это никак себя не проявит, а откуда взяться деформациям? Давление в 70 атм на 2 порядка меньше, чем предел упругости. Ивченков пишет, как о факте, что идет пластическая деформация, хотя на самом деле это лишь предположение. Видимо он считает, что неравномерная перестройка кристаллической структуры сплава вызовет изгибания трубки. Учитывая, что автор не является специалистом в физике твердого тела и металлургии, нет оснований доверять этим фантазиям.

Стоит также обратить внимание на слово «могут». Могут — это не значит, что появятся, учитывая краткость жизненного цикла F-1 (меньше 3 мин). Более того, на стр. 13 автор утверждает прямо противоположное. «Повышение yield strength при 1200-1300 F объясняется началом кристаллизации при эксплуатации сплава на данных температурах. Это не происходит при кратковременном воздействии таких температур (при кратковременном нагреве, например, в течение 168 сек работы F-1), так как процесс полной реструктуризации сплава идет медленно и занимает часы«. Геннадий Ивченков противоречит сам себе, как часто бывает с луноборцами.

Дальше на стр. 15 автор еще раз формулирует свои фантазии, придав им форму твердо установленного факта. «Получается, что Inconel X-750 — материал проблемный, в частности, из-за возможности неконтролируемой реструктуризации во время эксплуатации«. Прием из арсенала конспирологов: порассуждав о том, что, как им кажется, могло бы иметь место, закончить категоричным выводом том, что так оно в реальности и было ))

Останки двигателя, который Ивченков называет F-1 (сравните с фотографией, где девушка)

На стр. 16 Ивченков пишет об еще одной, по его мнению, фатальной проблеме двигателя F-1. «Кроме того, при отработке двигателя Н-1 возникли дополнительные проблемы, связанные с взаимодействием никелевых сплавов с керосином RP-1«. Дальше он цитирует фрагмент на английском из архива NASA, где сказано о том, что специалисты подозревали (suspected) возможность химической реакции межу серой в керосине и сплавом Inconel X-750, которая могла бы привести к охрупчиванию трубок. Для исключения этой предполагаемой проблемы у вновь создаваемых H-1 их выполнили из сплава 347. Судя по тому, что слово «исправление» (fix) взято в кавычки, это было сделано из предосторожности, а не потому, что наблюдались реальные последствия реакции c керосином PR-1.

По-видимому в дальнейшем выяснилось, что эти опасения преувеличены и Inconel X-750 использовался в F-1. Но автор уверенно пишет о том, что серьезные проблемы были и перекочевали с «исправленного» Н-1 в двигатель F-1 (стр. 16). «Возникает вопрос, а как же с трубками из никелевого сплава в F-1? Ведь керосин RP-1 – тот же, сплав Inconel X750 – с большим содержанием никеля (70%), а температура и давление у F-1 выше, чем у Н-1«. Ставить вопросы луноборцы мастера, только искать ответы им не хочется, поэтому предпочитают те, что отвечают их «разоблачениям». А между тем, кроме реакции сплавления никеля с серой , идущей при температуре около 1200 К, реакция окисления при 900 — 1100 К выводит серу из металла. Не потому ли Rocketdyne вернулась к сплаву Inconel X-750, разрабатывая F-1?

Но Ивченков вопросами себя не затрудняет, ибо он «знает» точные ответы! Последний абзац на стр. 16. «Этот фактор, вместе с неконтролируемой кристаллизацией жаропрочных никелевых сплавов типа Inconel, ставит вопрос о возможности применения никелевых сплавов для огневых стенок КС, работающих на керосине. Вывод здесь однозначный – никелевые сплавы не могут (и не могли) быть материалом трубок охлаждения при заявленных для F-1 характеристиках.» Вот так, сначала «ставит вопрос» и сразу «Вывод здесь однозначный» )) Но, как показано выше, он далеко не однозначный, а скорее за уши притянутый к мифу о лунной афере.

На стр. 18 автор заявляет. «Стенки трубок рубашки охлаждения имеют толщину в доли миллиметра, например, толщина стенок трубок у Н-1 составляет 0,25 мм. В литературе указана толщина трубок F-1 в 0.457 мм, достоверность чего вызывает большие сомнения, так как такая толщина стенок совершенно не проходит по требованиям к охлаждению (это будет показано далее).» В оценках толщины стенок трубок Ивченков опирался на свои фантазии (см. ниже).

На стр. 21 — 22 автор считает трубки охлаждения, силясь найти противоречие и в этом. «Таким образом, в случае одинарного слоя, количество трубок после раздвоения (сопло от степени расширения 1/3 до 1/10) должно быть равным 356. Теперь взглянем на фото сопла F-1 на дне моря (рис.2), сделанное экспедицией Джефа Безоса. На фото можно насчитать 178 трубок расположенных ниже сечения 1/3 (просматривается до сечения 1/8, далее трубки смяты и погнуты). И сколько же трубок на самом деле и каков их реальный диаметр? В то же время на снимках NASA (Rocketdyne) четко можно насчитать 178 трубок, уложенных в один слой и раздваивающихся на 356 ниже сечения 1/36«.

Снимок Джефа Безоса, о котором идет речь, можно увидеть выше (останки на дне моря). Я лично не смог насчитать на обломке сопла больше, чем 60 трубок. Кроме того, нижняя часть этого обломка совершенно не похожа на F-1. Число поперечных (разорванных) колец явно не превышает 9. На снимке с девушкой видно, что таких колец было гораздо больше. Откуда вообще известно, что на этом фото изображены остатки F-1? Экспедиция Джефа Безоса находила обломки двигателей различных ракет, работая на том участке океана, над которым проходили их трассы после взлета с мыса Канаверал. Скорее всего на фото изображен обломок Н-1, которые ставили на первые модели Сатурнов в качестве бустеров. Но луноборцы выбирают из возможных объяснений только те, которые укладываются в их картину мира. Мира, в котором американцы не летали на Луну и в космосе, похоже, вовсе не были ))

Камера сгорания F-1 изнутри, видны трубки охлаждения и форсунки

Дальше, вплоть до стр. 27 Ивченков хвалит советскую технологию ракетных двигателей, основанную на использовании двойной стенки камеры сгорания, образующей рубашку охлаждения. При этом он критикует подход, избранный американцами в лунных ракетах — камера, составленная из трубок охлаждения. Вполне возможно, что все это справедливо… за одним исключением. Американская технология обеспечила меньший вес камеры сгорания и сопла, что для огромных двигателей имеет принципиальное значение. СССР так и не сумел создать ничего похожего на F-1 по размеру, пытаясь запрячь в свою ракету десятки сравнительно малых ЖРД. Итог известен — лунную гонку наша страна с треском проиграла.

Завершаются эти сравнения очередной порцией фантазий (стр. 27). «Все это говорит о том, что разработки двигателей в СССР и США шли разными путями. В то же время, практика показала, что «американская технология» является ущербной, тупиковой, не позволяющей получить удовлетворительные характеристики двигателя, такие как давление в камере (не больше 50 атм) и, соответственно, удельный импульс«. Какая практика показала? Полеты Аполлонов на Луну? Кто установил, что давление в камере F-1 было не больше 50 атм? Велюров и его последователь Ивченков? Ниже мы обсудим, как именно он оценил это давление, а пока еще одна струя желчи с ложью («горючее и окислитель») на стр. 27.

«Форсуночная головка, сделанная по «американской технологии» имеет струйные форсунки и напоминает стиральную доску с дырками (или плоскую доску с отверстиями, выполненными под углом – см. рис.11). Практика показала ущербность и этой технологии, не обеспечивающей удовлетворительный распыл и смешение компонентов. Факт применения струйных форсунок американцами, вообще-то, является странным, так как на двигателе известной им Фау-2 стояли все виды форсунок, а они выбрали наихудшие, преимуществом которых является только меньшее гидросопротивление.»

Слегка модифицируя заданный выше вопрос: «ущербность» этой технологии показала практика девяти пилотируемых полетов к Луне и запуска целиком станции Скайлэб? Хотя конечно, Скайлэба тоже не было, бдительных луноборцев не обманешь )) Что касается меньшего гидросопротивления «ущербных» форсунок F-1, то как раз это имело для него принципиальное значение, учитывая систему охлаждения и огромный расход топлива. Чуть забегая вперед заметим, что проблема с повышенной тепловой нагрузкой на трубки в двигателе F-1 по сравнению с Н-1, которую по Ивченкову можно было решить только за счет истончения стенок до неприемлемых по прочности 0.2 мм, решалась как раз за счет ускоренной циркуляции керосина в системе охлаждения. С форсунками другого типа это бы, вероятно, не сработало.

Орбитальная станция Скайлэб изнутри,… которой тоже не было

На стр. 33 автор переходит к оценке тепловой нагрузки на трубки охлаждения. Он берет за основу эмпирическую формулу из теплотехники, описывающую теплообмен между потоком газа и стенкой трубы, и применяет для сравнения коэффициентов теплообмена и между раскаленным газом и стенками камеры сгорания для двигателей F-1 и H-1 соответственно, так что:

где — давление в камере сгорания и — ее диаметр. Отсюда автор получает, что отношение находится в диапазоне 1.22 — 1.29. Как всегда бывает при «разоблачениях», это отношение завышено. Если принять давление в камере F-1 65 атм и считать, что , то получится . Учитывая, что формула (*) является эмпирической, а камера сгорания не является трубой, различие в коэффициентах теплообмена, по-видимому, близко к методической погрешности вычислений. Как обычно луноборцы балансируют на краю, пытаясь натянуть числовые данные на домыслы.

Но предположим, что оценка , которой оперирует в дальнейшем Ивченков, верна. Пусть — температура газа в камере сгорания (3 500 К), — температура поверхности стенки трубки, соприкасающейся с этим газом, — температура поверхности стенки, соприкасающейся с охладителем (керосином), и — плотности потоков тепла (Вт/кв.м) из газа в стенку трубки и через стенку в охладитель. Тогда

и (**)

где — коэффициент теплопроводности и — толщина стенки. Автор считает, что K. При той же разности величина для двигателя F-1 будет в 1.22 раза больше, чем для H-1. На стр. 34 отсюда делается ложный вывод о том, что для сохранения теплового потока неизменным достаточно было бы повысить с 1000 К до 1220 К. Из (**) следует, что за счет этого уменьшился бы не в 1.22, а только в 1.1 раза.

Чтобы сохранить «пропускную способность» стенки трубки, считая неизменной (1000 К), автор предлагает уменьшить толщину стенки в 1.22 раза. Но что произойдет, если не уменьшится, а увеличится с 0.254 мм в двигателе H-1 до 0.457 мм в F-1? Последнее значение Ивченков объявил плодом фантазии Technical Writer-ов, но именно его указывает NASA для F-1. В таком случае уменьшится в 1.8 раза. При этом мы предположили, что поток увеличился в 1.22 раза. В таком режиме, разумеется, система охлаждения работать не смогла бы.

Легко проверить, что тепловые потоки из газа в стенку и через стенку в охладитель будут динамические уравновешены (т.е. ), если K и K. Таким мог бы быть режим работы F-1 в предположении , если бы двигатель H-1 работал в режиме K и K. В этом случае температура керосина выше точки замерзания. Пониженную температуру охладителя в F-1 можно было обеспечить за счет большей скорости его прокачки через трубки. Температура 1 300 К, вероятно, была приемлемой для сплава Inconel X-750 с температурой плавления около 1 700 К, учитывая малую длительность работы двигателя (~165 сек). А также тот факт, что только огневая поверхность стенки была бы нагрета до 1 450 К, а внутри нее температура падала бы до 300 К на холодной поверхности (автор принимает K, что видно из расчета на стр. 35, где он получает К).

Нетрудно придумать еще более реалистичные режимы для систем охлаждения F-1 и H-1 при том же предположении о коэффициентах теплообмена. Например, для F-1 пусть K и K, а для H-1 пусть K и К. Температура огневой стенки 1 145 К для трубки из Inconel X-750, работающей меньше 3-х минут, явно не является большой проблемой. Разница температур охладителей всего лишь 85 К. Поскольку суть средние по системе охлаждения, эти температуры и не должны иметь «комнатные» значения вблизи 300 К, которые предполагались выше. Стоит также заметить, что при температурах свыше 1 000 К теплопроводность сплава Inconel X-750 несколько выше, чем у стали 347. Хотя различие невелико, в 1.1 — 1.2 раза, это дополнительно усиливает позицию двигателя F-1 в «соревновании» с Н-1.

Первая ступень Сатурна-5. Сопловые насадки сняты

До стр. 47 Ивченков мусолит тему якобы слишком тонких стенок, словно упиваясь свои «открытием». На стр. 47. «Подобные расчеты (конечно, более детальные, включая компьютерное моделирование) наверняка проводили американцы в процессе проектирования и получили вполне реальную величину рабочего давления в 46–50 атм и тягу двигателя порядка 450 тонн. Как они дальше пытались форсировать F-1 до 70 атм и 690 тонн и что из этого получилось – это большой секрет компании “Рокетдайн” (Rocketdyne)«. Откуда все это известно Ивченкову? Вопрос риторический — он самозабвенно фантазирует ))

На стр. 48 «Отличие конструкции двигателей, вытащенных со дна моря Джефом Безосом от представленных в перечисленных в статье источниках от NASA» выделено жирным шрифтом. Выше уже было сказано о том, что на снимке, который имеет ввиду автор (двигатель на морском дне) почти наверняка запечатлен H-1.

На стр. 49 — 53 автор пытается придраться к системе подачи выхлопных газов в сопловой насадок. Ничего серьезного он вроде бы здесь не выдумал. Доказывает, что советские ЖРД были лучшими, а у американцев вообще идей хороших не было. Кто бы с этим спорил? Россия — родина слонов.

На стр. 56 — 58 Ивченков пишет чепуху о том, что двигатель F-1 в полете горел (фото в начале статьи). Но если он горел, поскольку где-то прогорели трубки охлаждения с керосином, то почему так симметрично?

Столь эффектное расширение факела было связано, очевидно, с падением давления атмосферы при подъеме ракеты. Внешнее давление снижалось, поэтому огненный сгусток, вылетающий из сопла, радиально расширялся. Жутковатый выброс пламени выше уровня сопел объясняется подъемом части раскаленных газов в пустое пространство двигательного отсека. Этому не стоит удивляться, т.к. при пересечении факелов из различных двигателей (всего их было 5) неизбежно появляются частицы пламени, имеющие импульс по движению ракеты. Они-то и врываются в пустоты двигательного отсека, покидая его затем через отверстия в корпусе ракеты (на фото выше видны 4 продольных щели ниже буквы А). В плотной атмосфере этого не происходило, поскольку такие частицы пламени быстро тормозились воздухом. А в стратосфере часть факела, говоря более простыми словами, засасывало в пустое пространство двигательного отсека. И Сатурн-5 раскрывался огненным цветком во всем своем великолепии!

Это была потрясающая ракета, плод технического гения Вернера Фон Брауна, а также огромного труда немецких и американских инженеров. Но не стоит забывать о компании Rocketdyne, создавшей двигатель F-1, который доставил человека на Луну.

Самые мощные однокамерные ЖРД: honzales — LiveJournal

ЖРД F-1 фирмы North American Rockwell, Rocketdyne (США),
использовался на 1 ступени носителя Saturn-5:

Снимаются какие-то фильмы, где всё это, умело «упакованное» с применением типичных демагогических приёмов, выдаётся на потребу ищущих сенсаций зрителей, благо уровень критического мышления подавляющего большинства из них гораздо ниже плинтуса, а общая эрудиция и познания в физике и ракетно-космической технике и того ниже.

Однажды я уже рассказывал, что в СССР тоже был свой «лунный проект», основывающийся практически на тех же принципах и технических решениях, что и американский, но «не взлетевший», описывал и причины того, отчего от него СССР отказался.

Однако сторонники фейковости американских лунных экспедиций приводят всё новые, как им кажется, аргументы, «обосновывающие» их точку зрения.

Один из них — «американцы не могли создать двигатель F-1«, который стоял на 1-ё ступени «Сатурна-5», якобы потому, что «теоретическую невозможность этого» будто бы доказал известный советский конструктор ракетных двигателей В.П.Глушко.

Эту версию вытащили из «Воспоминаний ракетчика» Н.В. Лебедева (по образованию — горного инженера, строившего подземные защитные сооружения, пусковые установки и ракетные шахты), в которой он приводит услышанный им разговор Королёва с Келдышем:

<Келдыш>: «…Браун нас не только догонит, но и первым окажется на Луне».
<Королёв>: «Ну, это исключено» – Королев уставился взглядом в возвышавшийся перед ним Протон. – «Он решил создать супердвигатель на 700-800 тонн тяги на криогенных компонентах топлива. Пусть поковыряется, пока не упрется в стену. Мы уже это проходили».
<Келдыш>: «Ну а если мы ошибаемся, и он сумеет преодолеть этот порог?»
<Королёв>: «Как? Пальчиками перед носом помашет? Не смеши… »

И вот на этом-то основании сторонники фейковости американского проекта делают вывод, что сам Королёв «теоретически обосновал невозможность создания двигателя тягой свыше 700 тонн».
Хотя, если внимательно посмотреть текст тех же «воспоминаний…», становится ясным, что фраза вырвана из контекста, речь идёт о космической гонке и неверие Королёва основано на предположении, что для победы над высокочастотной неустойчивостью горения при больших размерах камеры сгорания в однокамерном двигателе требуется значительное время.
Далее, в качестве аргумента, подтверждающего версию о «невозможности», приводится мнение В.П.Глушко.

Н.Лебедев пишет:
как теоретическая, так и практическая НЕВОЗМОЖНОСТЬ создания однокамерного двигателя (F1) на криогенных компонентах топлива тягой в 700 тонн. Об этом говорил Королев (смотри выше), об этом знали все ракетчики-практики.

Откуда взялась «теоретическая» — непонятно.
Однако, у «практической» невозможности, я полагаю, «ноги растут» от мнения В.П.Глушко, в своё время начинавшего работать с криогенными компонентами (советские аналоги V-2), уткнувшегося в проблему высокочастотной неустойчивости горения и решившего уйти от неё, перейдя к высококипящим компонентам, на которых ему практически удаётся создать однокамерный РД-270 по схеме «газ»-«газ» — к слову, с тягой в 630 т.

Такого же мнения придерживается и сайт www.lpre.de

…в 1960-х гг. В.П.Глушко считал, что разработка двигателей замкнутой схемы на топливной паре кислород—керосин связано с неприемлемо длительными сроками из-за неизученности рабочего процесса и сложности обеспечения его устойчивости.

Лебедев, как работавший у Глушко, конечно же, разделяет его мнение.

Однако же в тех же «воспоминаниях…» Н.В.Лебедев пишет:

В середине 1965 академик Глушко года помог Челомею, не меняя идеи, резко упростить конструкцию, предложив для создаваемой первой ступени ракеты УР-700 двигатель РД-270 с тягой в 630 тонн.

Однако тут есть несколько довольно интересных нюансов — изначально тот же В.П. Глушко говорил о невозможности создания двигателей с тягой свыше 100 тонн, и об этом упоминает тот же Лебедев:

Долгие годы создать одиночный ЖРД тягой (даже, Н.Л.) свыше ста тонн считалось весьма проблематичным.

Однако, Фон Браун, как мы с вами знаем, проблему высокочастотной неустойчивости решить сумел, и в основе его технического решения этой проблемы лежат следующие принципы:

Максимальное увеличение числа форсунок в головке, с пропорциональной минимизацией расхода через одну форсунку. (В форсуночной головке двигателя F-1 устанавливается 2600 форсунок для кислорода и 3700 форсунок для керосина).
Специальная геометрия расположения форсунок в головке и порядок чередования форсунок горючего и окислителя.
Специальная форма канала форсунки, благодаря которой при движении по каналу жидкости сообщается вращение, и при поступлении в камеру она разбрасывается в стороны центробежной силой.

Кроме того, в конструкции форсуночной камеры F-1 применялись антипульсационные перегородки, фактически поделившие одну большую камеру на ряд более мелких по размеру:

Аналогичные решения значительно позднее применялись на отечественных двигателях 14Д22, 14Д21:

Есть ряд отличий от американского решения в относительных размерах перегородок — но ведь существенно отличались и компоненты топлива, и их фазовое состояние, и давление в камере сгорания.

Приведём основные технические характеристики американского ЖРД F-1:

Для увеличения полетной нагрузки ракеты-носителя двигатель форсируется до 715 т с последующим переходом в полете на номинальный режим на 80-й сек для снижения перегрузок.

1. Обозначение       F-1               РД-270




2. Предназначение    Сатурн-5          УР-700/Р-56




3. Страна            США               СССР




4. Изготовитель      Rocketdyne        ОКБ-456 (сегодня НПО Энергомаш)




5. Руководитель      Роберт Биггс      Валентин Глушко




6. Разработка        1959-1971 гг.     1962-1969 гг.




7. Эксплуатация      1967-1973 гг.     нет




8. Топливо           керосин           гептил (несимметричный диметилгидразин)




9. Окислитель        жидкий кислород   тетраоксид диазота

БОЛЬШОЙ КОСМИЧЕСКИЙ ОБМАН США. ГЛАВА 59.

http://www.youtube.com/watch?v=1AD-DbC3e68
И что потом? Да ничего. Потом вот это:
http://rusevik.ru/news/246645
«США закупают у России ракетные двигатели на миллиард долларов.
РКК «Энергия» официально объявила о подписании контракта на поставку 60 ракетных двигателей РД-181 американской компании Orbital Sciences Corporation. Глава предприятия признался, что контракт стоимостью около 1 млрд долларов согласовывали три года. Эксперты называют сделку выгодной для обеих сторон и высоко оценивают перспективы проекта – если не вмешается политика.
Ракетно-космическая корпорация «Энергия» подписала контракт с американской Orbital Sciences Corporation на поставку в США двигателей РД-181 производства НПО «Энергомаш» на сумму около 1 млрд долларов».
«МОСКВА, 16 января. /ТАСС/. Российское НПО «Энергомаш» планирует поставить американской компании Orbital Sciences 60 новых ракетных двигателей РД-181″.
http://www.vz.ru/news/2015/9/10/766056.html
«13 августа американская компания Orbital Sciences Corporation сообщила, что новая партия российских ракетных двигателей РД-181 по контракту на 1 млрд долларов ожидается осенью 2015 года. В июле Россия поставила в США два первых ракетных двигателя РД-181.
22 июля начальник департамента коммуникаций и информации госкорпорации Ростех Василий Бровко заявил, что США не смогут отказаться от закупок российских ракетных двигателей в течение ближайших 10-15 лет
Проект с американской компанией «Орбитал» после аварии ракеты «Антарес» приостановлен. «
Интересное исследование приводил критик лунного обмана США «афон»:
http://mo—on.narod.ru/
«Первичной причиной отказа от высадки астронавтов была не способность Сатурна-5 выводить требуемый для этого вес полезной нагрузки. Давайте посмотрим, какова масса полезной нагрузки была в испытательных запусках Сатурна-5 (А-4, А-6) и полетах (А-8, А-9) до мифической высадки на Луну (ниже приведены массы КМ и ЛМ, либо весового макета ЛМ, без учёта переходника крепления КМ к ЛМ массой ~ 2 т).

Apollo 4 CSM 23,401 kg. LTA 13,381 kg.Mass: 36,782 kg.
Apollo 6 CSM 25,138 kg. LTA 11,794 kg. Mass: 36,932 kg.
Apollo 8 CSM 28,817 kg. LTA 9,026 kg. Mass: 37,843 kg. (см. также А-8 в НАУКА И ТЕХНИКА)
Apollo 9 Apollo CSM 104. Apollo LM-3. Mass: 36,511 kg. (см. также А-9 в НАУКА И ТЕХНИКА, Ракетостроение т3 4-2)
Таким образом, суммарная масса КМ Аполлон и ЛМ, которая могла быть выведена ракетой Сатурн-5 к Луне составляла около 38 тонн ( ~ 40 тонн с переходником), а для высадки на Луну требовалась масса 43 т (45 т с переходником ): КМ — 29т и ЛМ — 14т.
Вероятной причиной, что Сатурн-5 не обладал заявленными характеристиками, является удельный импульс двигателя F-1, который принципиально невозможно было довести до проектных значений из-за большого диаметра (99 см) камеры сгорания (КС). Советские двигателисты столкнулись с подобной проблемой при разработке двигателя для Р-1. Изначально планировалось использовать для камеры диаметр 60 см, но в итоге от этой идеи отказались, создав 4-х камерный РД-107 с поперечным размером КС 43 см:
«На начальном этапе проработок пятиблочной ракеты считалось, что двигатели будут однокамерными. Тяга на Земле каждого двигателя была задана 60 тонн, оптимальное давление газов в них было определено на уровне 60 ата; поэтому экспериментальные двигатели на этом этапе создавались именно с такими параметрами камер. Внутренний диаметр цилиндра был принят 600 мм, смесительная головка — плоская со стороны огня, форсунки — двухкомпонентные.
Итог испытаний такой камеры оказался неблагоприятным: никакими способами, известными двигателнстам в то время, не удалось обеспечить высокочастотную устойчивость процесса сгорания без его ухудшения, т.е. без снижения основной характеристики — удельного импульса тяги. Спонтанное развитие вч-колебаний давления газов в камере, за сотые доли секунды приводивших к большим разрушениям, — сложный процесс, который в то время только начинал проявляться и изучаться. Преодоление этого катастрофического явления было возможно в те годы, в основном, экспериментально. Было выяснено, что такой тип колебаний появляется чаше при увеличении давления в камере, при увеличении её диаметра, в большой степени зависит от системы смесеобразования, и чем оно лучше и полнота сгорания больше, тем вероятнее развитие таких колебаний. Далеко не сразу, но было, в частности, выяснено, что природа этих колебаний — в развитии ударных детонационных волн, распространяющихся со звуковой скоростью — отсюда и высокая частота. С особенностями этого явления, ставшего серьёзным препятствием в создании камер большой тяги, можно ознакомиться в специальной литературе. А при создании мощных ракет в 1950-е годы разработчики были вынуждены искать пути конструирования двигателей, используя камеры меньшего диаметра.» /ЭВОЛЮЦИЯ КАМЕРЫ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ ДЛЯ ОБЕСПЕЧЕНИЯ ПОЛЕТОВ В КОСМОС Анатолий Даром, Вячеслав Рахманин/
О том, что именно ВЧ-неустойчивость была главной проблемой, возникшей следствии большого размера камеры F-1, свидетельствует и документ НАСА:
«In the meantime, two more engines were lost in tests. D. Brainerd Holmes wanted a special briefing on the problem, which he received on 31 January 1963. At the end of the presentation, Holmes commented that the goal of beating the Russians to the moon seemed to be mired in F-1 problems. He asked if it was not time to start work on a backup scheme…
…In the course of F-1 engine development, Rocketdyne personnel consistently emphasized the combustion stability investigations as one of the company’s stiffest challenges, and its solution as one of its most satisfying achievements. Although engineers expected difficulties in this area because big engines with high chamber pressures inevitably developed random and unpredictable combustion instability, the size of the F-1 dramatically increased the size of the challenge. Rocketdyne managed to cope with the problem, although, as Brennan admitted in an address to the American Institute of Aeronautics and Astronautics in 1967, «the [116] causes of such instability are still not completely understood.» Even though the F-1 engine performed satisfactorily, uncertainty concerning combustion instability persisted a decade later.» /THE INJECTOR AND COMBUSTION INSTABILITY/
Посмотрим, какие методы известны сегодня для обеспечения высокочастотной устойчивости процесса горения:
«…для установления регулярных высокочастотных колебаний газа в камере ЖРД необходимо выполнение двух условий: временного и пространственного.
Временное условие может быть сформулировано в виде соотношения: tп=mT/2
tп — среднее за период колебания время преобразования топлива,
Т — период одной из форм собственных колебаний газа в камере,
m=1,3,5… — любое нечетное число.
Пространственное условие состоит в том, что горение топлива должно происходить вблизи пучностей волн давления.
Рассмотрим меры борьбы с этим видом аномального горения, вытекающие из рассмотренной выше качественной картины явления.
Чтобы не соблюдалось пространственное условие самовозбуждения высокочастотных колебаний, необходимо рассредоточивать (растягивать) горение топлива по всему объему камеры. Для этого головку двигателя рекомендуется оснащать форсунками с различными характеристиками распыления.
Чтобы нарушить временное условие самовозбуждения этих колебаний, можно воздействовать как на величину частот собственных колебаний газа в камере (т. е. на период колебаний Т), так и на величину времени преобразования топлива tп. Период собственных колебаний газа Т можно регулировать изменением соотношений между геометрическими размерами камеры. Например, для уменьшения Т при продольных колебаниях следует сокращать длину камеры, а для уменьшения Т при поперечных колебаниях целесообразно устанавливать перегородки внутри камеры вблизи головки и т. д.
Чтобы изменить время преобразования топлива, необходимо варьировать скорость впрыска и мелкость распыления жидких компонентов топлива, условия смесеобразования, химическую активность компонентов топлива и т. п. Заметим, что величина Т очень мала (например, при f = 1 000 гц, T/2 ~ 0,0005 сек). Поэтому указанные выше воздействия на tп сводятся обычно к тому, чтобы увеличить этот параметр снижением перепада давления на форсунках, ухудшением качества распыления и смесеобразования топлива, заменой топлива на химически менее активное и т.п.» /Е. Б. Волков, Л. Г. Головков, Т. А. Сырицын ЖИДКОСТНЫЕ РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ ОСНОВЫ ТЕОРИИ АГРЕГАТОВ ЖРД И ДВИГАТЕЛЬНЫХ УСТАНОВОК/

Камера сгорания и сопло ЖРД F-1

Смесительная головка инжектора ЖРД F-1 с антипульсационными перегородками

Отличие форсунок смесительной головки инжектора
1963г (слева) и 1965г (справа)

Схема подачи топлива через антипульсационные перегородками.
Из методов, которые можно увидеть примененными на двигателе F-1 — антипульсационные перегородки на смесительной головке инжектора, огрубление смесеобразования, снижение перепада давления на форсунках. Применялись дублетные струйные однокомпонентные форсунки со сталкивающимися струями, намеренно создавался разброс гидравлических характеристик форсунок. Тестируемая ранее триплетная схема (три отверстия для распыления кислорода), созданная в 1963г, отличалась меньшим диаметром отверстий, переход к более крупному диаметру осуществили в 1965 году, что обеспечило ВЧ-устойчивость:
«After careful calculations of the effect, enlarging the diameters of the fuel injection orifices was later judged one of the most important single contributions to improved stability. Other careful changes included readjustment of the angles at which the fuel and oxidizer impinged.» /THE INJECTOR AND COMBUSTION INSTABILITY/
Увеличение диаметра отверстий форсунок, при неизменном секундном расходе, ведет к увеличению толщины сталкивающихся струй, уменьшению их скорости и увеличению размера образующихся капель. Выбор в пользу форсунок с более грубым смесеобразованием, естественно, понижал полноту сгорания топлива:
«от тонкости распыла зависят качество смесеобразования, равномерность и скорость горения топлива.
…Тонкость распыла компонентов топлива является качественным критерием смесеобразования и характеризуется средневесовым диаметром образующихся капель. Чем меньше средний диаметр капель, тем лучше распыл и эффективнее процесс сгорание топлива. …Топливо, состоящее из наиболее крупных капель, будет запаздывать с завершением смесеобразования и, следовательно, с завершением процесса диффузионно-турбулентного сгорания.
…При прочих равных условиях смешение будет протекать тем интенсивнее, чем мельче газовые струйки компонентов топлива и больше скорость их относительно друг друга. Полнота сгорания топлива в конечном итоге определится отношением времени пребывания рабочего тела в камере сгорания ко времени, потребному для завершения процесса сгорания топлива. Местные отклонения коэффициента состава топлива в камере сгорания от расчетного всегда приводят к неполноте сгорания и, следовательно, к понижению удельной тяги двигателя.»/Жидкостные реактивные двигатели/
Антипульсационные перегородки охлаждались керосином, который через отверстия поступал в камеру сгорания (КС) и также ухудшали полноту сгорания топлива:
«антипульсационные перегородки наиболее эффективный способ повышения устойчивости горения в ЖРД по отношению к тангенциальным и радиальным модам поперечных колебаний. Однако перегородки не позволяют повысить устойчивость камеры по отношению к продольным колебаниям. При конструировании антипульсационных перегородок необходимо учитывать уменьшение полноты сгорания, а также вопросы охлаждения перегородок» /Г. С. Чо, Е. В. Лебединский/
Другой проблемой Ф-1 было появление трещин в паянных стыках инконелевых трубок, составляющих камеру сгорания и сопло F-1. Ответной мерой стало построение огромной печи в 1965 г, в которой осуществили пайку трубок, вместо применяемой ранее ручной пайки припоем на базе сплавов серебра:

«The greatly increased operational factors of the F-1 required more sophisticated fabrication methods, which led the company, finally, into the design and construction of the largest brazing furnace of its type in the world.
In the production of less powerful liquid-rocket tubular-walled thrust chambers, usually of pure nickel, manufacturing engineers depended on manual torch brazing with alloys of a silver-based type. With the F- 1’s thrust levels up to 10 times those of prior engines, investigators knew that the old procedures needed some rethinking if the big new engine was going to hold together during a launch. For the tubes themselves, the nickel-alloy Inconel X-750 provided the high strength-to-weight ratio that was needed, but it imposed certain restraints in the brazing process. After experimentation, designers realized that technical reasons prohibited the conventional technique of torch brazing, and dictated a furnace brazing process. Then a secondary set of problems cropped up. Inconel X-750 included enough aluminum and titanium to form refractory oxides under brazing temperatures, so that «the surface of the Inconel is not readily wet by most hazing alloys at elevated temperatures.» Thus the brazing procedures had to begin by electrolytically depositing a thin layer of pure nickel on the tubes to eliminate the refractory oxides on the brazing surface. Despite this minor drawback in the operation, furnace brazing promised several distinct advantages over the torch method by minimizing differences in thermal stresses, combining age-hardening of the tubes with the brazing operation, and eliminating the variables of hand methods.
With the furnace activated in 1965, furnace brazing for F-1 production proceeded in several carefully regulated sequences. After preliminary brazing operations to unite the thrust chamber tubes and other components, the scene was set for the final furnace brazing cycles to create a properly sealed thrust chamber.» /THE F-1 THRUST CHAMBER AND FURNACE BRAZING/
В работе С.Г.Покровского дано обоснование необходимости дополнительного охлаждения стенок КС и сопла Ф-1, спаянных по такой технологии:
«Проблемы возникли на их законном месте – на стыке серебряного припоя и инконелевой тонкостенной трубки. Действительно, при нормальных температурах коэффициент линейного расширения никеля и никелевых жаропрочных сплавов(НЖС) в полтора раза меньше, чем у серебра. При высоких температурах оба коэффициента возрастают, отношение сокращается до 1.25, но абсолютная разница остается весьма ощутимой. Оказавшиеся в контакте материалы совместно остывают. И при этом возникают напряжения, которые сопоставимы с масштабом прочности этих материалов. В технологической истории предлагается объяснение, что происходил разрыв собственно адгезионного соединения – спая. Эта неприятность была преодолена применением поверх инконелевой тонкостенной ( 0.3 мм ) трубки – слоя гальванического никеля. Который не позволил выделяться на поверхности окислам алюминия и титана.
Объяснение вполне правдоподобное. Но есть в нем и весьма сомнительный момент. Окислы алюминия и титана – хорошо отражают излучение. Впрочем, про это и в цитируемой фразе и говорится. А никель на самом деле весьма темный. Покрытие из гальванического никеля исключает выделение окислов не только при пайке, но и при штатной работе. И повышает общую поглощательную способность поверхности. Энергонапряженность стенки возрастает. Это довольно серьезные величины. Речь может идти о различиях в поглощающей способности в 1.15-1.3 раза. Так получилось, что автор данной работы — лазерщик, которому в своей лабораторной практике приходилось для текущих нужд практически оценивать поглощательную способность металлов на длине волны 1 мкм, приблизительно соответствующей спектральному максимуму излучения газов камеры сгорания Ф-1. Глаз моментально цепляется за такие вроде бы малозначимые вопросы, которые на самом деле выливаются в большие проблемы. Серьезное увеличение поглощательной способности поверхности означает, что системе охлаждения требуется отводить тепла в соответствующее количество раз больше. Если этого не сделать, то конечная температура теплоносителя и стенки оказывается больше – на добрую сотню градусов. А это выход на пределы расчетной жаропрочности стенок. Или требуется полное перепроектирование системы охлаждения с увеличением потока теплоносителя, изменением проходного сечения трубок. Это, с очевидностью, не делалось. Но гальваническое покрытие трубок никелем просто требовало либо увеличения теплосъема, либо… уменьшения лучистого потока на стенку.»
Таким образом, меры по обеспечению надежности и ВЧ устойчивости двигателя повлекли ухудшение полноты сгорания топлива в КС (из-за охлаждения антипульсационных перегородок, загрубления качества распыла), а переход к новой технологии пайки стенок, осуществленный в 1965г, потребовал и увеличения завесного охлаждения. Эти факторы и стали причиной падения УИ на ~4,5% относительно значений, полученных в 1962г на огневых тестах двигателя, положенных в основу проектирования ракеты:
«The F-1 engine has been undergoing development testing since June 1961. Success was encountered in testing the first engine in mid 1961 and improvement continued in the subsequent eight engines tested.
The first test at full thrust for the programmed duration of 150 s was made on 26 May 1962. The high reliability goal before delivery of flight engines will be met this year».
Соответственно декларируемое для F-1 в официальных документах значение удельного импульса намеренно завышено. Проектирование ракеты, начатое в 1961г опиралось на параметры двигателей 1961-1962г. Когда F-1 был доведен к 1965 г до требуемой надежности, но с потерей УИ, готовая первая ступень S-IC уже проходила статические испытания:
«Although MSFC conducted the first static tests of the S-IC in the summer of 1965, the MTF stand for the S-IC began operations about a year later and became the focus of the static test firing program. It seemed quite appropriate that the howling, thunderous roar of the S-IC cluster could so often be heard at an area originally known as Devil’s Swamp.»
Времени на новое проектирование не оставалось, в итоге лунная ПН ракеты оказалась ниже на ~11%. Следует отметить, что падение УИ при неизменном секундном расходе (dm/dt) приводит к аналогичному проценту снижения тяги, что требует недолива топлива, для сохранения тяговооруженности ракеты. Для падения тяги на ~4,5% снижение заправки составит ~6,5% от общей массы топлива ступени (M).
Время работы первой ступени ракеты 162 с зафиксировано на видеороликах НАСА. Как же удалось ступени с недоливом в ~135 тонн топлива проработать по времени столько же, как если бы она была полностью заправленной? Это возможно только при условии досрочного, не декларированного отключения (или дросселирования) двигателей, дающего экономию топлива, как раз на величину недолива (двигатель за счет досрочного отключения потребит топлива меньше на T*dm/dt ~135 т, где Т- время недекларированного простоя). Поскольку секундный расход двигателя известен и равен 2.577 т/c, то время досрочно отключения составляет T~52c. Реализовать такое условие можно различными способами, например:

1. Досрочно выключить центральный двигатель (на 52 с раньше).
2. Вместо центрального отключить два периферийных двигателя, но на 13 сек раньше (согласно официальной версии центральный двигатель был выключен за 26 с до завершения работы ступени, если вместо центрального выключили на 13 с раньше два периферийных, то один из них экономит топливо в течение 13с, а второй в течение 13+26 с, итого 52с).
3. Выключить три двигателя за 26 с до завершения работы ступени (работают два периферийных, вместо четырех 26с*2=52с) или, что эквивалентно, отключить один центральный и дросселировать периферийные на 50%
Второй вариант имеет преимущества перед первым, поскольку набор высоты и скорости происходит быстрее — на момент завершения работы ступени достигается высота 63 км, в то время как случай отключения центрального двигателя дает набор высоты в 56 км (декларируемая высота 66 км). Третий вариант имеет самые эффективные характеристики, высота на момент завершения работы ступени равна 66 км, т.е. совпадает с официально заявленной (недобор скорости около 290 м/c).»

Другой исследователь лунного обмана США «Велюров» подошел к проблеме более грамотно и научно , его исследования доступно изложены здесь:
http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-13.htm
«Глава №13. «Великий карбюратор» ( обновлено, июль 2015г. )
Новая, полностью переработанная редакция главы №13 посвящена вопросам теплового расчета ЖРД F-1 и путей реализации ЖРД с трубчатой камерой.
№13-1 О недостатках трубчатых камер
№13-2 Тепловой расчет ЖРД F-1
№13-3 Карбюраторный вариант F-1″

http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-14.htm
№14. «В защиту Глушко, или снова про F-1». Новая, полностью переработанная редакция главы №14 (первая часть).Мы расскажем о том, как американцы перепутали продольные колебания с поперечными, почему антипульсационные перегородки оказались полной профанацией и почему при создании двигателей для «Спейс Шаттл» американцы отреклись от F-1 и встали полностью на путь Глушко.

http://www.free-inform.ru/pepelaz/pepelaz-13-0.htm
«Великий карбюратор» (краткий конспект статьи)
Выводы статьи вполне обоснованы:
«Вместо номинальной тяги 690тс на старте, ЖРД F-1 по нашим оценкам обеспечивает на 35% меньше — всего около 450тс.
Реальная стартовая масса «Сатурн-5» на 1000 тонн меньше официальной!»
Исследования Велюрова сделаны на основе знаний по теоретическим обоснованиям работы ЖРД человеком много лет проработавшем в этой отрасли на ЮЖМАШе.

Ну и куда теперь девать эти двигатели?

Двигатели F-1 и J-2 ракеты Saturn V в музее

В чужой шкуре

Представим себе, что на дворе 1970 год. В январе отменили Apollo 20, но вскоре сокращения бюджета достигли таких величин, что в сентябре пришлось отменять 18 и 19. Контракт на 15 штук Saturn V близок к выполнению, и становится очевидно, что продолжения не будет. Возникает закономерный вопрос — что делать?

Больше и лучше

Разные варианты компоновки Saturn MLV, есть даже с ядерной верхней ступенью

Однако вся эта красота не вызвала никакого энтузиазма. Тем более, что в апреле 1972 Палата представителей Конгресса США окончательно принимает решение (и выделяет деньги) на разработку Спейс Шаттла. Крылатый космоплан никак не сочетается с MLV, а огромная стоимость обоих проектов означает, что деньги дадут только на один.

План Б

Старт Saturn-Shuttle, рисунок NASA

Увы, и здесь нас ждет неудача. Двигатели F-1 не разрабатывались для многоразового использования, поэтому даже в случае мягкой посадки первой ступени их придется менять. А твердотопливные ускорители кажутся и проще и дешевле, к тому же, их можно будет использовать повторно. Так что наша первая ступень конкурс эскизных проектов проиграла.

Любой ценой

РН «Тор» в варианте Торад-Аджена

На базе баллистической ракеты «Тор» есть семейство «Тор-Бёрнер», «Тор-Аджена», «Торад-Аджена», «Тор-Дельта». Из него уже появляется семейство ракет «Дельта». Варианты различаются верхними ступенями и боковыми твердотопливными ускорителями. И, увы, для ракет с начальной массой в районе ста тонн F-1 с тягой 700 тонн не подойдет никак — даже если бы он поместился в ступень «Тора» меньшего диаметра, то уже на старте обеспечил бы перегрузку в 7 «же», сломав ракету на первых секундах полета.

«Атлас-Центавр» с межпланетной станцией «Пионер-10», 1972 год

Семейство РН «Атлас» немного потяжелее. Здесь тоже все еще сохраняется разнообразие верхних ступеней — «Атлас-Аджена», «Атлас-Центавр», но даже в самом тяжелом варианте ракета имеет массу в районе 150 тонн, и наш F-1 никак на нее не влезет.

Старт Titan-IIIC

Ну и, наконец, самая тяжелая ракета — Titan-III. Начальная масса в районе 600 тонн, может вывести на низкую орбиту целых 13 тонн. Однако и тут нам ловить нечего. Базовый двигатель RL-87 имеет тягу в районе 200 тонн, и заменить на 700 тонн F-1 не получится не только по причинам прочности. На центральном блоке «Титана» используется другое топливо — гидразин и тетраоксид диазота. И если RL-87 отличался всеядностью — были версии для кислорода/керосина, гидразина/АТ, даже кислорода/водорода, то про варианты F-1 под другие виды топлива ничего не известно. А на перекомпоновку ракеты под другое топливо с увеличением баков и снятием боковых твердотопливных ускорителей (иначе опять слишком большая перегрузка) нам никто средств не даст.

Разгонный блок «Центавр»

J-2 в качестве двигателя верхней ступени тоже не везет. Уже создан кислородно-водородный разгонный блок Centaur, но там стоят двигатели RL-10 с тягой в десять раз меньше, при этом
более эффективные, так что менять их на J-2 нет никакого смысла. А первых водородных ступеней нет.

Что любопытно, по другую сторону океана произошла похожая история, которая, однако, имела позитивный исход — двигатель РД-170, который разрабатывали для боковых ускорителей РН «Энергия» был четырехкамерный, поэтому его сначала порезали пополам, и получившийся двухкамерный РД-180 стали продавать американцам на первую ступень подросшего и ставшего более тяжелым «Атласа». А затем еще раз пополам, поставив однокамерный РД-191 на «Ангару» и предложив почти такой же РД-193 для «Союза-2.1в».

Схема развития семейства РД-170

Гибернация

J-2 получил шанс первым, но в результате от него осталось только название. Двигатель J-2X, который сначала хотели сделать на базе J-2, предлагался для разгонного блока Earth Departure Stage ракеты Ares программы Constellation. Но из-за возросших требований получился фактически новый двигатель, с тягой на 30% больше, на новых материалах и заметно более тяжелый.

В 2009 программу Constellation закрыли, и с J-2X пока что повторяется история J-2. Для разгонного блока ракеты SLS он был сочтен слишком мощным, и один J-2X тягой 130 тонн решили заменить на 4 RL-10 общей тягой 44 тонны. Но если SLS потребуется двигатель с большей тягой, J-2X получит новый шанс.

F-1 пришлось ждать дольше. В Constellation он не попал, но, когда объявили конкурс на двигатели для SLS, забрезжила надежда и для него. Дошло даже до очень поучительной истории — инженеры достали со склада двигатель номер F-6049, снятый с «Сатурна-5» для «Аполлона-11» из-за глюка на испытаниях, и стали разбираться, как он работает, и как его можно улучшить. В 2013 году, спустя десятилетия хранения, испытали газогенератор (приводит в действие турбонасос, качающий топливо в двигатель).

Двигателестроение, материаловедение и способы производства ракетных двигателей не стояли на месте. Новая модификация под названием F-1B должна иметь в 50 раз меньше деталей и заметно упрощенную конструкцию. Например, выхлоп газогенератора больше не направлялся в сопло для дополнительной теплоизоляции его завесой избытка топлива, а банально сбрасывался параллельно соплу, возвращая красивые картины зари космонавтики, когда рядом с основным выхлопом хлестало пламя газогенератора.

Но пока что шанс не реализовался — конкурс на двигатели для SLS F-1B проиграл и снова отправился на склад.

Заключение

В качестве эксперимента запущены пуш-уведомления. Нажмите эту кнопку, и вам будет приходи

alexxlab