ТИХОХОДКИ против КОЛОВРАТОК
[MORE=Итоги выбора компоновки.]Итак, был кратко описан и обощен накопленный с 40-ых годов прошлого века опыт в области высокоскоростных ЛА, перечислены ведущие положения о поведении сверхзвукового потока, и теперь можно приступить к первым выводам по поводу формы возможного воздушно-космического комплекса.
1.Основа компоновки - несущее тело-волнолет, предназначенное для выработки подъемной силы за счет сложной системы скачков уплотнения вокруг ЛА.
2.В зависимости от доли участков полета с малой скоростью в общей продолжительности полета подобного ЛА , корпус дополняется малыми несущими поверхностями, гладко переходящими в корпус-волнолет.
3.Подобно несущим поверхностям, на корпус устанавливаются цельноповоротные рулевые поверхности.
Примером подобных компромиссных конструкторских решений может быть Ту-2000.
Или проект гиперзвукового носителя. "Нева"
[/MORE ]
Силовая установка, изложение против воплощения.
Как уже неоднократно упоминалось, подходящим для высотного сверхскоростного полета является лишь реактивный двигатель, но здесь мы сталкиваемся с проблемой выбора из множества разновидностей.
Для этого воспользуемся оценкой по таким параметрам, как расход топлива/окислителя, доступный высотно-скоростной диапазон и тяговые характеристики.
Начнем с последних, описываемых через величину удельного импульса, отношения импульса двигателя за все время работы к массе затраченного в это время топлива.
ЖРД(конструкция с большим количеством картинок и циферок - по ссылке).
Принцип работы предельно прост - два состава, один из которых , горючее - обеспечивает энергетику , другой, окислитель - высвобождает эту энергетику в камере сгорания, при помощи системы турбонасосов подаются к камере сгорания, постепенно переходящей в сопло Лаваля.
В отдельных случаях можно использовать и единичный состав, в котором образование горячих газов под давлением обеспечивается не в ходе сгорания , а посредством разложения топлива на нерасходуемом катализаторе , размещенном перед соплом.
Горячие газы на дозвуковой скорости разгоняются до самого узкого участка сопла (критическое сечение), а затем, уже перейдя через скорость звука - в расширяющейся части, после чего на огромной скорости выбрасываются наружу.
Удельный импульс ЖРД находится в пределах 250-300 секунд.
Самые распространенные виды топлива /окислителя :
Керосин/жидкий кислород.
Водород/жидкий кислород
Гептил /Оксид азота
Азотная кислота/Гидразин.
Преимущества - тяга двигателя зависит лишь от конструкции двигателя и свойств топлива, постепенно увеличиваясь с высотой, отсутствует необходимость в сложном и громоздком входном устройстве, замедляющим и сжимающим воздух до необходимого состоянии.Главное же преимущества этого двигателя в том , что он одинаково хорошо действует как в воздухе, так и вакууме.
Недостатком является необходимость принимать на борт запас окислителя, который в избытке присутствует в атмосфере, и для полетов, не выходящих за границу нескольких десятков километров подобная схема явно не подходит,следовательно , основное назначение ЖРД - обеспечивать тягу при управляемом полете вне границ земной атмосферы, к примеру - для выхода на околоземную орбиту и маневрирование при совместных операциях с космическими станциями - стыковке, погрузке ,ремонтных операциях, дозаправке.
Уже было упомянуто о воздухе, осталось лишь выяснить, как именно стоит его использовать для сжигания горючего в двигателе, и здесь существует множество схем воздушно-реактивных двигателей для различных видов топлива и режимов полета.
1.Прямоточный Воздушно-Реактивный Двигатель.
Одна из самых простых и естественных мыслей - воспользоваться торможением и разогревом потока перед ЛА для того, чтобы поток "ужал" сам себя и сгорел с минимумом затрат веса на побочную машинерию.
Такие двигатели состоят из входного отверстия, из которого наружу выдвинуто центральное тело, создающее перед воздухозаборником двигателя необходимую картину из косых скачков, завершающихся прямым скачком в канале воздухозаборника, осуществляющим перевод звукового потока в дозвуковой.
Затем заторможенный поток продолжает и дальше замедляться в диффузорном канале, еще сильнее сжимаясь, нагреваясь и уплотняясь.
После чего в поток впрыскивается топливо, а в зону сгорания выдвигаются специальным образом спрофилированные тела - стабилизаторы горения, упрощающие зажигание топлива, затем полученная смесь горячих газов выбрасывается из сопла и создает необходимую для нас тягу.
Это схематическое отображение ПВРД, предоставленное нам сайтом НАСА
inlet - входное отверстие
flameholder - стабилизатор горения
fuel injectors - топливные форсунки
nozzle - реактивное сопло.
Также на рисунке заметно центральное тело конической формы .
2.Неприятной особенностью такого "классического" ПВРД является то, что на подходе к камере сгорания воздух должен иметь околозвуковую скорость, что приводит к необходимости наполнить входной канал излишне сложными устройствами торможения потока и столкнуться с огромными нагрузками при торможении (и образовании целого семейства скачков уплотнения) потока от М = 5-7 до М~0.8-0.9.
В этом случае можно попытаться сохранить течение в входном канале двигателя сверхзвуковым ( хотя торможение с 5-7 М до 1.5-2 М тоже изрядно ужимает и прогревает поток), однако у нас появляются новые проблемы - как осуществить запуск двигателя, на чем добираться до стартового потолка хотя бы в 3-и-4-е М, как зажечь в сверхзвуковом потоке горючее и стабилизировать процесс горения.
Внешняя простота идеи ГПВРД (Supersonic Combustion Ramjet - scramjet в зарубежной литературе) оборачивается морем технических и научных вопросов по поводу подборки материалов, профилиированию входных каналов двигателя, способах сопряжения его с летательным аппаратом, стабилизации горения и отвода излишнего тепла от кромок воздухозаборника, разогреваемых тормозящимя потоком.
Это скрамджет, и в нем сгорание происходит в сверхзвуковом потоке
Стоит обратить внимание на сужающийся входной канал скрамджета, в котором осуществляется торможение сверхзвукового потока.
Однако все перечисленные выше варианты силовых установок хороши лишь при уже достигнутом числе М >1-1.5 , но как достигнуть этой скорости без применения затратного старта "со спины" самолета-носителя или одноразового разгонного блока?
Ответ вполне прост , пусть и выглядит неоожиданным - воспользоваться классическим двухконтурным турбореактивным двигателем с небольшой степенью двухконтурности , которые в наши дни широко применяются в истребительной авиации и позволяют совместить высокую топливную экономичность на дозвуке с возможностью выходить в форсированном режиме на скорости до 2.5-2.8 M.
Принцип работы подобного двигателя достаточно прост - в воздухозаборнике входной поток тормозится центральным телом в системе скачков уплотнения до дозвуковой скорости, а затем разделятся на два потока - первый после прохождения первой ступени компрессора перенаправляется во второй контур, окружающий собой первый контур двигателя с камерой сгорания и турбиной, а затем переходит в общее для двух контуров форсажную камеру, заканчивающуюся реактивным соплом.
Вот так, к примеру.Двигатель General Electric
F101-GE-102, предоставленный сайтом http://airwars.ru.
Проблема подобных двигателей заключена в том, что служащая источником энергии для компрессора, подающего в двигатель воздух, газовая турбина - неимоверно сложный и весьма уязвимый механизм, рассчитанный на достаточно сильно ограниченный диапазон рабочих температур, которые попросту не позволяют поднять тягу (и ,соответственно, скорость ) выше значения, определенного при проектировании, а если и удается это сделать -то получаемые двигателем в процессе такого разгона повреждения , связанные с искажением формы лопаток турбины, или приводят к необходимости капитального ремонта/замены двигателя, или быстрому разрушению силовой установки.
Единственный способ избавиться от подобного ограничения - исключить или существенно ограничить работу турбины, а для сжатия входящего воздуха использовать сам скоростной напор.
В таком случае, центральное тело будет втягиваться в канал воздухозаборника до тех пор, пока сужение канала, ведущего в первый контур, и система скачков уплотнения не понизят расход воздуха через первый контур (и , соотв., расход газа, выходную мощность на турбине) до 20-30% от полного расхода воздуха.Температура там также останется в допустимых пределах.
Все остальной воздушный поток на скоростях ( > 2.5 M) такого режима работы будет сначала тормозиться около центрального тела, а затем дальше сжиматься во втором контуре двигателя, после чего подаваться в форсажную камеру и смешиваться там с топливом.Фактически - двигатель превращается в ПВРД.
Это переход от режима ТРДД в режим прямотока по мере роста чисел М на разведчике SR-71
Стоит обратить внимание на разницу в потоках воздуха на изображениях 4 и 5, где наглядно отображается переход двигателя в "прямоточный режим" при достижении скорости ~ 3М.
Дальнейшее развитие эта схема получила в двигателе Бонда с отбором тепла у входного потока для подогрева поступающего в камеру сгорания топлива, в результате чего размещенный внутри канала воздухозаборника "класический" ТРД снабжается уже замедленным и охлажденным воздухом, а при достижении определенного порога скорости, на котором входной канал ПВРД теряет эффективность, происходит еше одна, весьма необычная перестройка - центральное тело полностью перекрывает собой воздухозаборник, а в камеры сгорания начинает окислитель из топливных баков ЛА подаваться вместо сжатого воздуха из компрессора ТРД , что , как уже упоминалось , позволяет выйти за пределы земной атмосферы и достичь околоземной орбиты.
1.Основа компоновки - несущее тело-волнолет, предназначенное для выработки подъемной силы за счет сложной системы скачков уплотнения вокруг ЛА.
2.В зависимости от доли участков полета с малой скоростью в общей продолжительности полета подобного ЛА , корпус дополняется малыми несущими поверхностями, гладко переходящими в корпус-волнолет.
3.Подобно несущим поверхностям, на корпус устанавливаются цельноповоротные рулевые поверхности.
Примером подобных компромиссных конструкторских решений может быть Ту-2000.
Или проект гиперзвукового носителя. "Нева"
[/MORE ]
Силовая установка, изложение против воплощения.
Как уже неоднократно упоминалось, подходящим для высотного сверхскоростного полета является лишь реактивный двигатель, но здесь мы сталкиваемся с проблемой выбора из множества разновидностей.
Для этого воспользуемся оценкой по таким параметрам, как расход топлива/окислителя, доступный высотно-скоростной диапазон и тяговые характеристики.
Начнем с последних, описываемых через величину удельного импульса, отношения импульса двигателя за все время работы к массе затраченного в это время топлива.
ЖРД(конструкция с большим количеством картинок и циферок - по ссылке).
Принцип работы предельно прост - два состава, один из которых , горючее - обеспечивает энергетику , другой, окислитель - высвобождает эту энергетику в камере сгорания, при помощи системы турбонасосов подаются к камере сгорания, постепенно переходящей в сопло Лаваля.
В отдельных случаях можно использовать и единичный состав, в котором образование горячих газов под давлением обеспечивается не в ходе сгорания , а посредством разложения топлива на нерасходуемом катализаторе , размещенном перед соплом.
Горячие газы на дозвуковой скорости разгоняются до самого узкого участка сопла (критическое сечение), а затем, уже перейдя через скорость звука - в расширяющейся части, после чего на огромной скорости выбрасываются наружу.
Удельный импульс ЖРД находится в пределах 250-300 секунд.
Самые распространенные виды топлива /окислителя :
Керосин/жидкий кислород.
Водород/жидкий кислород
Гептил /Оксид азота
Азотная кислота/Гидразин.
Преимущества - тяга двигателя зависит лишь от конструкции двигателя и свойств топлива, постепенно увеличиваясь с высотой, отсутствует необходимость в сложном и громоздком входном устройстве, замедляющим и сжимающим воздух до необходимого состоянии.Главное же преимущества этого двигателя в том , что он одинаково хорошо действует как в воздухе, так и вакууме.
Недостатком является необходимость принимать на борт запас окислителя, который в избытке присутствует в атмосфере, и для полетов, не выходящих за границу нескольких десятков километров подобная схема явно не подходит,следовательно , основное назначение ЖРД - обеспечивать тягу при управляемом полете вне границ земной атмосферы, к примеру - для выхода на околоземную орбиту и маневрирование при совместных операциях с космическими станциями - стыковке, погрузке ,ремонтных операциях, дозаправке.
Уже было упомянуто о воздухе, осталось лишь выяснить, как именно стоит его использовать для сжигания горючего в двигателе, и здесь существует множество схем воздушно-реактивных двигателей для различных видов топлива и режимов полета.
1.Прямоточный Воздушно-Реактивный Двигатель.
Одна из самых простых и естественных мыслей - воспользоваться торможением и разогревом потока перед ЛА для того, чтобы поток "ужал" сам себя и сгорел с минимумом затрат веса на побочную машинерию.
Такие двигатели состоят из входного отверстия, из которого наружу выдвинуто центральное тело, создающее перед воздухозаборником двигателя необходимую картину из косых скачков, завершающихся прямым скачком в канале воздухозаборника, осуществляющим перевод звукового потока в дозвуковой.
Затем заторможенный поток продолжает и дальше замедляться в диффузорном канале, еще сильнее сжимаясь, нагреваясь и уплотняясь.
После чего в поток впрыскивается топливо, а в зону сгорания выдвигаются специальным образом спрофилированные тела - стабилизаторы горения, упрощающие зажигание топлива, затем полученная смесь горячих газов выбрасывается из сопла и создает необходимую для нас тягу.
Это схематическое отображение ПВРД, предоставленное нам сайтом НАСА
inlet - входное отверстие
flameholder - стабилизатор горения
fuel injectors - топливные форсунки
nozzle - реактивное сопло.
Также на рисунке заметно центральное тело конической формы .
2.Неприятной особенностью такого "классического" ПВРД является то, что на подходе к камере сгорания воздух должен иметь околозвуковую скорость, что приводит к необходимости наполнить входной канал излишне сложными устройствами торможения потока и столкнуться с огромными нагрузками при торможении (и образовании целого семейства скачков уплотнения) потока от М = 5-7 до М~0.8-0.9.
В этом случае можно попытаться сохранить течение в входном канале двигателя сверхзвуковым ( хотя торможение с 5-7 М до 1.5-2 М тоже изрядно ужимает и прогревает поток), однако у нас появляются новые проблемы - как осуществить запуск двигателя, на чем добираться до стартового потолка хотя бы в 3-и-4-е М, как зажечь в сверхзвуковом потоке горючее и стабилизировать процесс горения.
Внешняя простота идеи ГПВРД (Supersonic Combustion Ramjet - scramjet в зарубежной литературе) оборачивается морем технических и научных вопросов по поводу подборки материалов, профилиированию входных каналов двигателя, способах сопряжения его с летательным аппаратом, стабилизации горения и отвода излишнего тепла от кромок воздухозаборника, разогреваемых тормозящимя потоком.
Это скрамджет, и в нем сгорание происходит в сверхзвуковом потоке
Стоит обратить внимание на сужающийся входной канал скрамджета, в котором осуществляется торможение сверхзвукового потока.
Однако все перечисленные выше варианты силовых установок хороши лишь при уже достигнутом числе М >1-1.5 , но как достигнуть этой скорости без применения затратного старта "со спины" самолета-носителя или одноразового разгонного блока?
Ответ вполне прост , пусть и выглядит неоожиданным - воспользоваться классическим двухконтурным турбореактивным двигателем с небольшой степенью двухконтурности , которые в наши дни широко применяются в истребительной авиации и позволяют совместить высокую топливную экономичность на дозвуке с возможностью выходить в форсированном режиме на скорости до 2.5-2.8 M.
Принцип работы подобного двигателя достаточно прост - в воздухозаборнике входной поток тормозится центральным телом в системе скачков уплотнения до дозвуковой скорости, а затем разделятся на два потока - первый после прохождения первой ступени компрессора перенаправляется во второй контур, окружающий собой первый контур двигателя с камерой сгорания и турбиной, а затем переходит в общее для двух контуров форсажную камеру, заканчивающуюся реактивным соплом.
Вот так, к примеру.Двигатель General Electric
F101-GE-102, предоставленный сайтом http://airwars.ru.
Проблема подобных двигателей заключена в том, что служащая источником энергии для компрессора, подающего в двигатель воздух, газовая турбина - неимоверно сложный и весьма уязвимый механизм, рассчитанный на достаточно сильно ограниченный диапазон рабочих температур, которые попросту не позволяют поднять тягу (и ,соответственно, скорость ) выше значения, определенного при проектировании, а если и удается это сделать -то получаемые двигателем в процессе такого разгона повреждения , связанные с искажением формы лопаток турбины, или приводят к необходимости капитального ремонта/замены двигателя, или быстрому разрушению силовой установки.
Единственный способ избавиться от подобного ограничения - исключить или существенно ограничить работу турбины, а для сжатия входящего воздуха использовать сам скоростной напор.
В таком случае, центральное тело будет втягиваться в канал воздухозаборника до тех пор, пока сужение канала, ведущего в первый контур, и система скачков уплотнения не понизят расход воздуха через первый контур (и , соотв., расход газа, выходную мощность на турбине) до 20-30% от полного расхода воздуха.Температура там также останется в допустимых пределах.
Все остальной воздушный поток на скоростях ( > 2.5 M) такого режима работы будет сначала тормозиться около центрального тела, а затем дальше сжиматься во втором контуре двигателя, после чего подаваться в форсажную камеру и смешиваться там с топливом.Фактически - двигатель превращается в ПВРД.
Это переход от режима ТРДД в режим прямотока по мере роста чисел М на разведчике SR-71
Стоит обратить внимание на разницу в потоках воздуха на изображениях 4 и 5, где наглядно отображается переход двигателя в "прямоточный режим" при достижении скорости ~ 3М.
Дальнейшее развитие эта схема получила в двигателе Бонда с отбором тепла у входного потока для подогрева поступающего в камеру сгорания топлива, в результате чего размещенный внутри канала воздухозаборника "класический" ТРД снабжается уже замедленным и охлажденным воздухом, а при достижении определенного порога скорости, на котором входной канал ПВРД теряет эффективность, происходит еше одна, весьма необычная перестройка - центральное тело полностью перекрывает собой воздухозаборник, а в камеры сгорания начинает окислитель из топливных баков ЛА подаваться вместо сжатого воздуха из компрессора ТРД , что , как уже упоминалось , позволяет выйти за пределы земной атмосферы и достичь околоземной орбиты.
@темы: crystal-project archives, крео