Стартовый комплекс Н1

[Старый]

Нашел, чем с точки зрения американцев фрезерованные камеры лучше трубчатых:
1. в камерах с высокой плотностью теплового потока

О! Поэтому её на ССМЕ и воткнули!

[Гость 22]

Ни о какой фрезеровке даже и не упоминается.

Странно. Ну это же оребрение огневой стенки с целью улучшения охлаждения было известно ещё пионерам космонавтики. Как же неизвестно фрезерование?

Ну, может для них это было и не "неизвестно", а "не имеет практической ценности"? Примерно как с закрытой схемой на кислом газе: теоретически схема была известна, однако на практике считалась невыполнимой.

До тех пор, пока кто-то другой не сделал.

Вобщем, как ВЧ в больших камерах для Глушко

[Petrovich]

2Вован -А может и вообще 1968г. И оба изелия это №1 и №2.
 Изделия №1 и №2 не предназначались для запусков. Они были изготовлены для динамических испытаний, технологической отработки процесса сборки и подготовки к пуску ракеты, примерок на стартовом комплексе. Если присмотрется то носитель на ,,заднем,, плане
вообще без САС. И является данная картинка ,,иллюстрацией,,
для первоночального толчка в принятии американцами решения
о полете ,,Аполлона-8,, к Луне :shock: . Ес-но картинку они имели
используя свои спутники фоторазведчики

[Santey]

Эх, ладно, раз разговоры на тему трубочек супротив фрезерованных каналов до сих пор не утихли, придется выложить антологию найденных материалов, которые расставляют все точки над Ё .


Находкой номер раз является документ "Space Shuttle Main Engine (SSME) Options for the Future Shuttle" под авторством спецов из Боинга, датированный июлем 2002г. Есть там вот такой фрагментец:

Channel Wall Nozzle.
The SSME nozzle is the only engine component that has not been through a major upgrade. A channel wall nozzle with milled channels and a brazed jacket is expected to be 50% more reliable than the current nozzle due to substantially reduced failure causes. Significant benefit is achieved by going from a one-pass cooling circuit to a two-pass scheme allowing the elimination of the coolant feed lines and aft manifold located at the highly stressed aft end of the nozzle. It is interesting that a two-pass configuration was the baseline design in 1972 [ref. 2]. Additionally, production cycle time is reduced by one-third (36 to 24 months) with associated cost reductions. Channel wall
nozzles have a smooth inside surface as compared to the conventional tube nozzles, and the reduced drag is expected to improve specific impulse by ~0.5 second for the SSME. A new nozzle provides an opportunity to create an improved, redundant seal at the nozzle/MCC
interface joint as well as making the thermal protection system on the nozzle more robust, thereby reducing maintenance operations.

http://www.engineeringatboeing.com/dataresources/SpaceShuttleMainEngine(SSME)OptionsForTheFutureShuttle.pdf#search=%22channel-wall%20nozzle%20shuttle%22

Как видим, столь милая сердцу Старого оговорка "expected" встречается всего один раз, когда говорится, что фрезерованное сопло будет надежней процентов на 50. Все остальное - в утвердительном ключе: время изготовления по сравнению с трубчатым соплом снижается в 1.5 раза, соответственно уменьшается и стоимость, фрезерованное сопло позволяет получить более устойчивую систему охлаждения. Кстати, в этом же документе есть диаграмма надежности элементов SSME - сопло там далеко не самый надежный элемент.

Небольшая цитатка насчет многоразовости:

The new nozzle is expected to be reusable for up to fifty-five (55) flights and operate more efficiently than the current nozzle design.

( http://www.fbodaily.com/cbd/archive/2000/09(September)/12-Sep- 2000/18sol001.htm )

Если кого коробит "expected" - я ни на чем не настаиваю, можно просто принять к сведению. На всякий случай: трубчатое сопло, как уже упоминалось, летает 12-15 раз, потом начинаются проблемы с утечками водорода. Разница больше чем втрое!

Теперь материал с насовского сайта (2004г):

Problem:  The current tube wall nozzle production supportability is baselined to a design that has not been upgraded since program inception. As a result, the production costs and operational maintenance are labor intensive.  

Solution:  Upgrade the design to a channel wall configuration that is supported by repeatable fabrication processes. The new design would also address know safety and performance restrictions with a potential to also simplify the engine system. Production and operational costs are targeted to be less than half of the current nozzle.  

( http://spaceflight.nasa.gov/shuttle/upgrades/cwn.html )

Как видим, мнение насовцев относительно фрезерованного сопла год от года только крепнет

Идем дальше. Вот первая страница документа "Development of Channel Wall Nozzles for Use on Liquid Propellant Rocket Engine" под авторством специалистов из Рокетдайн и Аэроджет. Так вот, там  сообщается и о меньшей стоимости, и о большей технологичности производства фрезерованного сопла. При этом довески типа  "может быть" или "ожидается" отсутствуют напрочь:
 

The slots of the nozzle liner and the interior surface of the nozzle jacket create channels for accommodating the coolant to cool the rocket engine nozzle during operation. Nozzles with slotted liners provide a more robust and lower cost alternative to the tube wall nozzles. In nozzles with slotted liners, braze joints are only required between the nozzle liner and the nozzle jacket with integral manifolds. The liner and jacket assembly are sealed at each end and brazed under uniform pressure without the complex tooling to hold multiple parts in the proper position, as needed for tube nozzles.

( http://pdf.aiaa.org/preview/CDReadyMJPC2005_1177/PV2005_4306.pdf )

Документ датирован 2005 годом. Кое кто пытался напустить туману относительно  результатов исследования фрезерованной конструкции сопла - так вот они, на блюдечке с голубой каемочкой.
К несчастью, доступен только титульный лист документа, за полный текст требуют 25 баксов.

Вам, Старый, нужны еще результаты? Ну что-ж, пройдемся-ка по перспективным американским движкам.
Начнем с COBRA. Что там значится в списке основных этапов, пройденных на пути создания этого движка? Да-да, вы, конечно, угадали

Fabrication and proof testing of subscale milled channel wall nozzle

The joint venture has completed fabricating and proof testing of an approximately 40 percent scale, milled channel wall nozzle for the COBRA engine. "We validated many of the manufacturing processes by structurally testing this nozzle at pressures up to four times higher than normal operation. It is proving to be a very robust design," said Long.

The channel wall nozzle has a part count of 10, dramatically lower than the part count of 1,000 for a typical tube nozzle, which supports NASA's increased safety and cost reduction goals.

( http://www.aerojet.com/program/news/nr_052002_aerojet_pw_3_sli_milestones.htm?program_ID=59 )
10 составных частей против тыщи у трубчатого сопла - впечатляет!

Теперь берем RS-83 - и надо же, какое редкостное совпадение!

A regeneratively cooled main combustion chamber and channel-wall nozzle offer increased efficiency, lower heat loads, and longer life.

( http://www.msfc.nasa.gov/NEWSROOM/background/facts/sli-mainengine.pdf )
Надеюсь, все понятно? Фрезерованное сопло (в том числе)  увеличивает эффективность, срок эксплуатации, а также снижает тепловую нагрузку

Ну хорошо, а как насчет уже летавших движков, разработанных в самом недавнем прошлом? Да вот хотя бы RS-68

Kerosene engine replaced with Rocketdyne RS-68, the first new, large liquid-fueled rocket engine designed in the US since the Space Shuttle Main Engine (SSME) in the '70s. Designed for low cost; has lower chamber pressure and efficiency than the SSME, and a much simpler nozzle. Thrust chamber and upper nozzle is a channel-wall design, pioneered by Soviet engines. Lower nozzle is ablatively cooled.

( http://en.wikipedia.org/wiki/Delta_rocket )

Так что на поверку получается, Старый, что не в курсе дела пребывали именно вы. Последние ваши надежды на словесные обороты "ожидается" и "может быть" с треском провалились. Это вам урок на будущее, чтобы поменьше клеили ярлыки на уважаемых собеседников
Фрезерованное сопло и технологичней, и дешевле, и надежнее, и долговечнее трубчатого. Причем значительно. И американцы, оценив перечисленные качества по достоинству, применяют этот тип сопла на своих новых движках. Точка.
Только очень прошу, не кипятитесь. Ей богу, наезжать на вас и в мыслях не было.

[fagot]

Да нет, имеется в виду не один спиральный канал, а множество "слегка" спиральных (т.е. под сравнительно небольшим углом к образующей) - как это сделано практически на всех наших ЖРД.

В указанных патентах везде говорится о "plurality of longitudinally extending cooling channels", т.е. о прямых каналах вдоль образующей (если я правильно понимаю словосочетание "longitudinally extending"). Да и на схемах в патентах нигде нет "спиральных" каналов. Так что ничто не мешало их запатентовать.

Насколько я понимаю, эта спираль не делает и одного оборота, может они посчитали такие каналы разновидностью прямых или усложнения не хотели? А вообще многозаходные спирали тоже давно известны.

[fagot]

Стоп опять. Про фрезерованые или про паяные? Фрезерованые это все эти ОРМЫ - про них я с детства знал. Паяные я видел в училище и не удивился т.е знал до этого. Меня не покидает ощущение что всё это я узнал из книжки типа "Двигатели ГДЛ-ОКБ" а РД-107 в разрезе в годы моего детства стоял на ВДНХ. В разрезе где всё было видно.

Посмотрел тут книжки, действительно в ГДЛ-ОКБ во всех подробностях описан РД-107, в т.ч. и конструкция КС. Но это уже 75-й год, а просто описания паяной конструкции без привязки к конкретному двигателю были гораздо раньше, например в энциклопедии "Космонавтика" 70-го года издания, а туда оно очевидно переползло с первого издания 68-го года. Странно, чтобы немцы не знали этого, а конструкцию КС РД-107 могли наверно рассекретить под влиянием их патента.

[fagot]

По официальной версии прогар внутренней стенки был причиной крайней аварии Молнии.

Не, ну конечно когда удобно можно приплести и официальную версию

Можно предположить что все (или многие) прогары внутренней стенки связаны с её разрушением.

А первопричиной разрушения можно предположить перегрев из-за засорения каналов и тут уже не столь важно, трубки это или фрезеровка.

А вот когда отказывала американская камера сгорания я чтото не могу вспомнить.
Когда у них вообще были последние отказы ЖРД? Последний случай вроде во втором пуске Дельты-3. А перед этим?

Про случаи несомненного отказа наших камер по причине прогара я тоже что-то не помню.

[fagot]

Ну хорошо, а как насчет уже летавших движков, разработанных в самом недавнем прошлом? Да вот хотя бы RS-68  

RS-68 они кардинально упростили, применив абляционное охлаждение сопла - так сказать, ни нашим ни вашим  :wink:  А камера фрезерованная по той же причине что и на SSME. Но вообще каждая конструкция имеет свою область применения и плясать на костях трубчатых камер рановато - попробуйте заставить американцев отказаться от трубок на двигателях верхних ступеней  :wink:

[STEP]

Не слышал. Слышал что наоборот - один единственный коллектор. Свкерху (у форсуночной головки) камеру опоясывает колектор и из него проделаны дырки в каждую чётную трубку. По чётным трубкам жгорючее течёт к срезу сопла, там сделаны дырки в стенках трубок и через них горючее претекает в соседние нечётные трубки. По ним возвращается назад к головке и там выливается в полость головки к форсункам. То есть даже колектор у среза сопла не нужен.

Всяко бывает - в случае двухзонного охлаждения как у SSME или испарительной схемы будут два коллектора и даже больше, а у среза сопла все же установлен маленький такой коллекторчик. При полутораходовом движении горючего через трубки подводящий коллектор приходится смещать за критическое сечение, в то же время у фрезерованных камер коллектор не всегда находится у среза. Степ просто имел ввиду, что припаять коллектор к трубкам с отверстиями сложнее, чем к щели, но эти трудности преувеличены.
 

Не знаю... Может прокатать трубки из какой-нибудь заранее насечённой железки? А может у них и так всё хорошо отводится...

Трубки с внутренними ребрами точно можно делать, они тоже поток будут турбулизировать и площадь теплосъема увеличат, кроме того из-за меньшей толщины трубок теплоотвод лучше.

Трубки с внутренними ребрами я Вам сам сделаю. Только вот после этого выгибать их и придавать им профиль доверю Вам...

[fagot]

Трубки с внутренними ребрами я Вам сам сделаю. Только вот после этого выгибать их и придавать им профиль доверю Вам...

Увы, супостат давно вместо ремесленников использует станки А это что, последний аргумент потив трубок? Жаль, что он неизвестен американцам, они-то считают, что теплообмен через трубку проходит идеально, а проблемы возникают на стыках, чем и определяется их область применения.

[STEP]

Трубки с внутренними ребрами я Вам сам сделаю. Только вот после этого выгибать их и придавать им профиль доверю Вам...

Увы, супостат давно вместо ремесленников использует станки А это что, последний аргумент потив трубок? Жаль, что он неизвестен американцам, они-то считают, что теплообмен через трубку проходит идеально, а проблемы возникают на стыках, чем и определяется их область применения.

fagot, внимательнее читайте о чем хай. Я не против трубок, и не против фрезеровки. Речь идет о трубках с внутренними ребрами. Зачем ребра, отмотайте немного назад.

[fagot]

fagot, внимательнее читайте о чем хай. Я не против трубок, и не против фрезеровки. Речь идет о трубках с внутренними ребрами. Зачем ребра, отмотайте немного назад.

Я помню о чем речь и если говорить совсем уж вкратце, внутренние ребра на трубках если приспичит их сделать не представляют особой проблемы, но вследствие лучшего теплоотвода через более тонкую стенку потребности в них не возникает.

[STEP]

fagot, внимательнее читайте о чем хай. Я не против трубок, и не против фрезеровки. Речь идет о трубках с внутренними ребрами. Зачем ребра, отмотайте немного назад.

Я помню о чем речь и если говорить совсем уж вкратце, внутренние ребра на трубках если приспичит их сделать не представляют особой проблемы, но вследствие лучшего теплоотвода через более тонкую стенку потребности в них не возникает.

Я повторяю, что внутренние ребра я и сам сделаю, если приспичит. А вот как трубу после этого гнуть. Она на ребрах вся изломается. Или ребра будете делать после того, как трубу согнули??? Не, если умеете, тогда вопросов нет. Подарите технологию, спасибо скажу.

[avmich]

А почему у трубок стенка обязательно более тонкая, чем у фрезерованных камер?

[STEP]

А почему у трубок стенка обязательно более тонкая, чем у фрезерованных камер?

Не, ну трубку с толщиной стенки в 0,2 мм и потоньше я себе легко представлю (безотносительно ее применимости к двигателю). Но вот отфрезеровать стенки до 0,2мм, это будет уже здорово тхницская пронблемма

[Вован]

2Вован -А может и вообще 1968г. И оба изелия это №1 и №2.
 Изделия №1 и №2 не предназначались для запусков. Они были изготовлены для динамических испытаний, технологической отработки процесса сборки и подготовки к пуску ракеты, примерок на стартовом комплексе. Если присмотрется то носитель на ,,заднем,, плане
вообще без САС. И является данная картинка ,,иллюстрацией,,
для первоночального толчка в принятии американцами решения
о полете ,,Аполлона-8,, к Луне :shock: . Ес-но картинку они имели
используя свои спутники фоторазведчики

По моим данным, две РН Н1 стояли на СК в период с 19 по 21 июня 1969 года, причем на левом старте стоял макет РН №1М1 без САС, на правом - лётная РН №5Л

[fagot]

Я повторяю, что внутренние ребра я и сам сделаю, если приспичит. А вот как трубу после этого гнуть. Она на ребрах вся изломается. Или ребра будете делать после того, как трубу согнули??? Не, если умеете, тогда вопросов нет. Подарите технологию, спасибо скажу.

Видимо если ребра невысокие, то не ломается она. За технологией к американцам обращайтесь, я-то тут причем. Но это все больше теория, так как реально ребра там не нужны.

[Petrovich]

2Вован - Спасибо за инфу
Правда у меня еще ,,чешется,, по вопросам:
Время работы и схема разделения ступеней Н-1. Конкретнее - юбка
   закрывающая двигатели 2-й и 3-й ступеней сбрасывается через некоторое
   время (как на ,,Сатурне-5,,) или сразу по разделению?
 и уже ,,старый,, вопрос по схеме покрытия ЭВТИ ЛК из комплекса Н-1-Л-3.  
Пока нигде ответов не нашел  

[Старый]

Вован, а можно ещё вопросик аналогичный Зениту - на каком расстоянии от старта падает первая ступень Циклона-2?

[Ёмаё]

Вован, возник вопрос.
Если СК Н-1 был переоборудован под  СК "Энергия-Буран",то не постигла ли таже участь и МИК Н-1 ?