Всего за 51.9 руб. Купить полную версию
Это значит, что у нас центр масс съехал на величину
~ 2 м* (2,4 т/4,6 т) *10% = ~10 см.
При этом возникает момент сил при работе взлетного ЖРД порядка M=0,1 м*15,6кН=1,56 кН*м.
Чтобы этот момент парировать, нам нужна суммарная тяга ЖРД РСУ с плечом ~2 м порядка 780 Н или ~80 кгс. Мы можем максимально дать тягу только пары ЖРД РСУ суммой 90 кгс. Но… Пара микродвигатели рассчитаны на импульсный режим, и к тому же два – это с учетом дублирования! Любая ситуация должна рассчитываться исходя из оперирования только одним каналом управления. А это значит, что ЦМ взлетной ступени не должен отклоняться от вертикальной оси приложения тяги больше чем на 5 см! Что, как мы только что увидели, из-за отсутствия СООБ и непродуманной конструкции топливных баков просто нереализуемо.
Иначе говоря, ступень крайне неустойчива и все время стремится «кувыркнуться». Скажу больше – она так спроектирована, что у нее нет ни единого шанса. Интересно заметить, что когда проектировался советский лунный корабль, была поставлена более жесткая задача: центр масс не должен был перемещаться более чем на 3 см (!). Это требовало особого устройства топливных баков блока «Е» советского лунного корабля и двигателей точной ориентации.
Мифология НАСА в изложении специалиста по тракторам и комбайнам, выпускника сельскохозяйственного института, «ракетчика» Шунейко И. И.: «Лунный корабль фирмы Grumman Aircraft Engineering Corp. (США) имеет две ступени: посадочную и взлетную. Посадочная ступень, оборудованная самостоятельной двигательной установкой и шасси, используется для снижения лунного корабля с орбиты ИСЛ и мягкой посадки на лунную поверхность. Взлетная ступень с герметической кабиной для экипажа и самостоятельной двигательной установкой перевозит астронавтов с поверхности Луны на орбиту ИСЛ в командный отсек. Ступени соединены четырьмя взрывными болтами. Взлетная ступень имеет 3 основных отсека: отсек экипажа, центральный отсек и задний отсек оборудования. Герметизируются только отсек экипажа и центральный отсек, все остальные отсеки лунного корабля негерметизированы. Объем герметической кабины 6,7 м³, давление в кабине 0,337 кг/см². Высота взлетной ступени 3,76 м, диаметр 4,3 м. Конструктивно взлетная ступень состоит из шести узлов: отсек экипажа, центральный отсек, задний отсек оборудования, связка крепления ЖРД, узел крепления антенн, и тепловой и микрометеорный экран.
Цилиндрический отсек экипажа диаметром 2,35 м, длиной 1,07 м (объемом 4,6 м³) полумонококовой конструкции из хорошо сваривающихся алюминиевых сплавов марок 2219—Т8751, 2210—Т81, 2239—Т851, имеющих изотропные характеристики, предел прочности на растяжение 44,3 кг/мм², предел текучести 35,1 кг/мм², одинаковые во всех направлениях, минимальное удлинение 5%». Взлетная ступень лунного корабля. Ерунда это все. Я написал, если бы взлетела, ибо самое непонятное для меня заключается в том, что неясно: а где собственно газоотвод для осуществления взлета и работы ЖРД взлетной ступени? Судя по следующим фотографиям, этот вопрос остается открытым, в центре должен находиться ЖРД посадочной ступени и аппаратура автоматики управления. А куда взлетный факел от работающего ЖРД будет истекать? Как сказано в (1) «Посадочная ступень лунного корабля в виде крестообразной рамы из алюминиевого сплава несет на себе в центральном отсеке двигательную установку с посадочным ЖРД фирмы STL. В четырех отсеках, образованных рамой вокруг центрального отсека, установлены топливные баки, кислородный бак, бак с водой, гелиевый бак, электронное оборудование, подсистема навигации и управления, посадочный радиолокатор и аккумуляторы». Никакого газоотвода не предусмотрено. Взлетная ступень тоже глухо сидит впритык, никаких тебе зазоров, газоотводных ферм или отверстий.
К тому же конструкция собрана из тонколистового металла и не рассчитана на сильные газодинамические возмущения. Немного о том, во что упирается сопло взлетной ступени ЛМ. Так вот, ряд любознательных читателей после первых публикаций начали вопрошать: да быть такого не может! Есть там зазор! Есть и все тут! И даже такой как нужно. О том, какой нужно зазор поговорим ниже, а о том, каков он есть, поговорим прямо сейчас. Как в таких случаях говорят – лучше один раз увидеть, чем сто раз услышать – итак, вот он – зазор! На фотографиях выше хорошо видно, что срез сопла на одном уровне с плоскостью днищ баков, а они фактически лежат на нижней ступени. Вам видно? Нет? Тогда еще снимок в полете – срез сопла и поверхности днищ баков практически принадлежат одной плоскости. Поскольку некоторые особо ретивые критики выдвинули гипотезу, что газ прорывался вниз, в отсек посадочного ЖРД, то необходимо решительно опровергнуть этот «слух»: Снизу под соплом взлетного двигателя стоит теплозащитный щит, или Ascent Engine blast deflector (на рисунке №104). Зачем вообще нужен зазор перед соплом? Хотя все вполне очевидно, тем не менее, после первой публикации этого факта возникла масса вопросов у читателей: зачем вообще нужен газоотвод, газорассекатель, кому нужен зазор, и какой должен быть его размер? Задача сводится к бассейну с двумя трубами – в одну трубу вливается, в другую выливается… Если вливаться будет больше, чем выливаться, то бассейн переполнится.
Другими словами, если приход газа из сопла в область под соплом двигателя будет превышать количество выхода газа наружу, то давление газа в области под соплом будет резко расти. Произойдет лавинообразный заброс давления, который приведет к микровзрыву. Такие микровзрывы часто происходят при запусках ЖРД и без всякой преграды! Порой это приводит к серьезным поломкам, а то и авариям. Просто преграда усиливает эффект в десятки-сотни раз. В нашем случае это может привести к разрушению соплового насадка ЖРД ЛМ. Теперь, давайте рассчитаем минимально необходимое значение зазора между соплом и нижней поверхностью. Автор для начала вооружился компьютерной программой расчета термодинамических параметров и обнаружил, что для взлетного двигателя ЛМ который работает на аэрозине-50 и азотном тетроксиде при массовом отношении окислителя к горючему 1,6:1 при давлении в камере сгорания ~8,4 кгс/см
2
В камере сгорания: температура Тк~3000К; показатель адиабаты γ~1,23; молярная масса Мк~20,7 г/моль;
На срезе сопла: температура Тс~1150К; показатель адиабаты γ~1,26; молярная масса Mс~21,2 г/моль;
Итого: удельный импульс I~310 сек (оценка); скорость газа ~2890 м/с; тяга F~15,3 кН при расходе топлива m`=5,05 кг/с.
Сечение №1 площади среза сопла S
1
Площадь такого сечения S
2
Условие баланса массы втекающего и истекающего газа запишем через секундный расход массы:
ρ
1
1
1
2
2
2
здесь W
1
2
1
2
2
0.
Тогда имеем скорость звука: а
2
2
2
2
0
1
1
2
2
2
2
где I
0
Важное примечание. Закон сохранения энергии в таком виде уместен лишь в случае постоянной изобарной теплоемкости, т. е. Cp=const. В общем же случае: Cp≠const; ∂Cp/∂T≠0;
Тогда закон сохранения энергии для изоэнтропного течения перепишется так: I
0
1
1
1
2
2
2
2
2
Для смеси газов, состоящей из продуктов сгорания ракетного топлива, практически всегда можно утверждать, что изобарная теплоемкость даже для фиксированного состава газа незначительно растет с ростом температуры. Поэтому почти всегда, если T
1>
2
1>
2
2
2
2
2
Диссоциация каждой молекулы сопровождается поглощением теплоты, т.е. уменьшает теплоту реакции горения. Если бы не было диссоциации, то температура горения углеводородов превышала бы Т ≥ 5000К, но на практике, благодаря потерям теплоты на термическую диссоциацию, температура горения будет на 30% ниже. При ударном торможении потока газа о стенку необходимо учитывать как температурную диссоциацию, которая будет ограничивать нагрев газа, так и теплообмен со стенкой, который, безусловно, будет иметь место. Поэтому, общая форма уравнения для закона сохранения энергии газа при переменной теплоемкости, с учетом потерь на диссоциацию и теплообмен со стенкой, примет вид: