ОтPokrovsky~stanislavОтветить на сообщение
КДмитрий Кропотов
Дата27.04.2008 21:00:38Найти в дереве
РубрикиПрочее; Манипуляция;Версия для печати

Уточненная реконструкция.

Нам в общих чертах удалось воспроизвести проблему программы Аполлон.

Расчет полета требовал вывода к Луне такой-то минимальной массы(46 тонн). В выбранной для программы трехступенчатой схеме наиболее сложным элементом оказался двигатель первой ступени Ф-1. Наращивание его мощности автоматически требовало роста габаритов камеры сгорания. Соответственно возрастал лучистый тепловой поток на стенки.
На малых двигателях была отработана конструкция камеры сгорания трубчатого типа, при которой стенка КС состояла из охлаждаемых топливом никелевых трубок, спаянных в единую конструкцию серебряным припоем.
Но при возросшем габарите двигателя, жаропрочности никеля уже не хватало. Был применен недавно разработанный новый жаропрочный сплав Инконель Х-750.

(Stages to Saturn. A Technological History of
the Apollo/Saturn Launch Vehicles.Chapter 4.
http://history.nasa.gov/SP-4206/ch4.htm

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 [121] 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.

Этот жаропрочный сплав показывал весьма неплохие характеристики при измерениях. Которые позволяли рассчитывать на успешное применение в условиях полетов.
Даже с запасом.

Но новый материал имел необычную, непривычную физику. Которая начинает прорисовываться только СЕЙЧАС! Жаропрочность никелевых сплавов сильно зависит от объемной доли выделившейся гамма-штрих интерметаллидной Ni3(Al,Ti) фазы. При малом количестве фазы - нет жаропрочности, при 40-65% жаропрочность при 980 градусах возрастает на порядок, при 750 градусах - процентов на 50.

Но, начиная с ~50% объемного содержания гамма-штрих фазы, материал уже нельзя подвергать обработке деформационными методами.

Decker,R.F.: In: Die Verfeestigung von Stahl.Symposium, Zurich, 5 u 6 Mai 1969. Veranst.von der Climax Molybdenum Company.Greenwich/Conn. 1970.S 147/70 – Цит. по Металловедение. Сталь. Справ. изд. в 2-х т.: Пер. с нем. Т.2. Применение. В 2-х кн. Кн. 1. Под ред. С.Б.Масленкова.- М.: Металлургия,1995, - 447 с.

Именно в этом месте работает та самая физика, которая начинает расшифровываться только сейчас. А именно: при приложении нагрузки масштаба напряжений пластической деформации - внутри материала происходит увеличение выделений указанной гамма-штрих фазы. Коагуляция выделений и охрупчивание материала.

Вывод о влиянии внешних деформирующих напряжений на рост фазы - лично мой, свеженький. Основывается на результатах анализа аналогичных процессов, происходящих в материалах. В том числе и с использованием собственных экспериментальных результатов.

В.Г.Малынкин, С.Г.Покровский, В.С.Хмелевская/ Нерав¬новесное структурно-фазовое состояние ГЦК-сплава Х20Н20, инду¬цированное лазерным облучением// Тез. докл. I Всесоюз. семинара “Структурно-морфологические основы модификации материалов методами нетрадиционных технологий”, ( Обнинск, 23-25 апреля 1991 г.), Обнинск, 1991, с.66

Покровский С.Г. Образование упрочненного слоя в стали Х20Н20 при обработке лазерными импульсами. // Технология металлов. 2000, № 9, с 8-14

И, как оказалось, имеет свеженькие же подтверждения.

Романов Е.Н, Виноградова Н.И., Кочеткова Т.Н., Степанова Н.Н. Оценка работоспособности жаропрочных никелевых сплавов для турбинных лопаток при длительной эксплуатации // XVII Петербургские чтения по проблемам прочности. СПб, 10-12 апреля 2007 г.: сборник материалов. Ч. II. – СПб., 2007. – с. 41.

Исследовалась сломавшаяся лопатка турбины Якутской ГРЭС. Оказалось, что в пере лопатки увеличилась на 20% твердость пера(и особенно его периферийной части еще на 20% по сравнению со средним по перу) по сравнению с замочной частью, и при этом выросло содержание гамма-штрих фазы.

Вот этот рост гамма-штрих фазы - и был той самой миной, которую нашла программа Аполлон.

Расчетчики прекрасно справляются с расчетом двигателя. По данным о жаропрочности - двигатель нужной тяги обязан получиться. Под это проектируется все и вся: первая ступень, вторая ступень, собственно "Аполлон". Но расчетчики понятия не имеют, что материал нельзя считать по тем данным, которые им предлагаются. У него необычная, непривычная физика. Неизвестная и непонятная к тому времени физика.

Двигатель Ф-1 не получался. Причем разрыв инконелевых трубок происходил при любых испытаниях. И где попало. Казалось, что дело в руках, которые паяли трубки между собой. Казалось, что дело в технических мелочах, которые вот-вот отладятся. Работу над прочими элементами программы никто не отменял и не приостанавливал. Новое проектирование никто не назначал.

Когда дело дошло до необходимости реальных полетов, у Рокетдайна проблема двигателя Ф-1 так и висела.
Снижение тепловой нагрузки на стенку камеры сгорания - позволяло обеспечить надежную работу двигателя. Но - с меньшей тягой и меньшим удельным импульсом. Очень вероятно, что вместо капризных инконелевых трубок были применены или никелевые, или стальные трубки с меньшей жаропрочностью. Но внешне не отличимые от инконелевых(покрытых, как следует из материала ссылки гальваническим никелем).

Если были использованы стальные трубки(лучшая имевшаяся к тому времени жаропрочность 950 градусов), то это требовало снижения температуры в камере на 15%. Соответственно тяга падала на 20%, а удельный импульс на 7% - против расчетных.

При 20% потере тяги для нормального старта необходима стартовая масса 2300 тонн. Полагая, что ракета в целом не претерпела существенных изменений, т.е. масса ракеты с опорожненными баками первой ступени составляла декларируемые 900 тонн, получаем для скорости первой ступени в точке разделения 1050 м/с(ранняя моя более высокая оценка 1300 м/с базировалась на использовании приблизительного УИ=300 вместо документированного для Сатурна-5 УИ=264 с).

Но ровно ту же скорость мы измеряем на основании кинокадров для скорости удаления края дымового облака, полагая, что видим ракету без иглы:


[58K]



И эта же скорость прекрасно согласуется со скоростью, полученной из угла скачка уплотнения. Т.е. не более 3.2 Мах, при том , что скорость звука на вероятных высотах разделения может варьироваться от 300 до 375 м/с. Соответственно скорость ракеты 960-1200 м/с.

Исходя из того же предположения о тяге и удельном импульсе двигателя Ф-1, вытекающих из использования вместо инконеля жаропрочной стали, была произведена оценка и массы Скайлэба. Она получилась 60 тонн.- против декларированных 71 с хвостиком к концу экспедиций посещения.

Но в 1974 году после коррекции орбиты и ориентации станции последней экспедицией, ученые, расчитывавшие баллистический коэффициент, исходя из декларированной массы, объявили БК=207. А реально с первого дня после ориентации баллистический коэффициент был 140. И очень точно выдерживался месяцами(на графике - с 7 февраля по 26 августа 1974 года):


[34K]


P.E. Dreher, R.P.Little, G.Wittenstein. Skylab Orbital Lifetime Prediction and Decay Analysis.// NASA Technical Memorandum 78308. – NASA.-1980

Т.е. реальная масса Скайлэба после третьей экспедиции посещения была около 48 тонн. Добавляем декларированные 10-11 тонн отброшенного обтекателя. И приходим к вычисленным приблизительно 60 тоннам.

Наша реконструкция, исходящая из неудачи с инконелевыми трубками, РАБОТАЕТ. Дает цифры, нормально согласующиеся с измерениями!

_______________________________________________

Ну и напоследок хотелось бы ответить на практически риторический вопрос защиты. Почему бы, имея двигатель всего-то с на 20% меньшей тягой не изменить проект и не слетать на Луну на 6 двигателях?

Мы получили, что при стартовой массе 2300 тонн скорость в точке разделения была 1050 м/с. Характеристическая скорость, набранная первой ступенью, требует добавления гравитационных и аэродинамических потерь 1220+46 м/с.
Итого 1050+1266=2316 м/с.

Реально для полета необходимо 2350+1266=3616 м/с
(по Шунейко 3660 м/с http://www.epizodsspace.narod.ru/bibl/raketostr3/1-3.html)

Характеристическая скорость оценивается по формуле

V=УИ*9.8*ln(Mнач/Мконеч)

Для того, чтобы при плохом УИ(удельном импульсе) набрать требуемую последующими ступенями скорость, небходимо отношение начальной и конечной(900 т) масс 4.76. Т.е. стартовая масса ракеты возрастает почти до 4300 тонн. Лишние 1400 тонн против спроектированного Сатурна и 2000 тонн против летавшего. Все эти лишние тонны оказываются в составе первой ступени. Стартовая масса которой возрастает до 3515 тонн против 2145 - в полтора раза.
Это, например, требует увеличения высоты ступени в полтора раза. При абсолютно аналогичном наборе конструкционых элементов это увеличивает массу первой ступени в 1.5 раза - на 72 тонны. Соответственно стартовая масса должна возрасти еще сильнее. Проводим вторую итерацию. 4.76х972=4627 тонн. И опять все - в первой ступени, масса которой уже 3872 тонны. А двигателей с тягой 544 тонны для подъема со стартового стола требуется не 5, а 10-11.

Но дополнительные 6 двигателей - это еще дополнительные 50-60 тонн массы сухой первой ступени. Впрочем треть этой массы мы уже учли в 72 тоннах. Сейчас у нас увеличение всего на 34 тонны. 4.76х(900+72+34)=4789 тонн. Из которых 4789-(900+72+34)=3783 т топлива - вместо плановых 2000 т. Очередное увеличение размеров корпуса, очередные двигатели. И... долго еще будет расчет сходиться.... Где-нибудь в районе 5500 тонн стртовой массы сойдется. При 13-14 двигателях первой ступени.

И все это - без учета необходимого увеличения прочности. За счет толщины конструкционных материалов. А это очередные тысячи тонн топлива, очередные сотни тонн констуркционных материалов и двигателей.

Как я понимаю, провал по жаропрочности стенки КС требовал такого увеличения всего и вся в конструкции первой ступени, что она стала просто нереализуемой.

Именно поэтому стало легче сфальсифицировать полет, чем изменить программу. Она просто стала невыполнимой.