Концепция применения гиперзвуковых технологий. ч.II (способ решения задачи)
Одним из главных направлений развития крылатых ракет (КР), обеспечивающих повышение эффективности существующих носителей, является разработка малогабаритных гиперзвуковых КР, способных преодолеть современную систему ПВО. Современные системы ПВО позволяют обнаружить и перехватить воздушный носитель на дальности, превышающий радиус пуска современных сверхзвуковых противорадиолокационных и тактических КР с твердотопливным ракетным двигателем (РДТТ) и жидкостным ракетным двигателем (ЖРД). Для увеличения радиуса пуска КР, при прочих равных условиях, наиболее широкие возможности предоставляет прямоточный воздушно-реактивный двигатель ПВРД, сверхзвуковой ПВРД (СПВРД) или гиперзвуковой ПВРД (ГПВРД), за счет повышенных удельных характеристик, превышающих характеристики РДТТ и ЖРД примерно в 5-ть раз.
Рис.1, 2 Диапазон эффективного применения реактивных двигателей при различных скоростях полета в атмосфере
Эти возможности могут быть реализованы только при условии тщательной проектной проработки и выборе оптимальной интегральной схемы сверхзвуковой и гиперзвуковой КР (Планер + ПВРД + СРС). Я специально привел здесь два графика диапазонов эффективного использования различных типов реактивных двигателей, что бы показать, что выводы на основе законов природы везде одинаковы.
Хотелось бы еще обратить Ваше внимание на диапазон скоростей полета Мн>6. Разница по импульсу у ЖРД и ГПВРД уже сравнимы по величине, поэтому при разработке гиперзвукового ЛА и оптимизации ДУ, здесь, как ни в какой другой задаче, требуется учитывать множество дополнительных факторов, позволяющих использовать все преимущества ГПВРД.
Оптимизация параметров ДУ СПВРД для высокоскоростных КР.Современные требования к КР, а это: - скорость, маневренность, малые габариты - обеспечивающие увеличение числа ракет на носителе, сложные траектории полета определяют требования к двигателям, обеспечивающим полет с высокими сверхзвуковыми и гиперзвуковыми скоростями, в частности к ПВРД:
Рис. 3 Принципиальная схема ПВРД
- регулируемого входного диффузора, с целью снижения сопротивления Схд и потерь полного давления, увеличения коэффициента расхода на нерасчетных режимах полета;
- регулируемого сопла (РС) для работы камеры сгорания (КС) в переменных условиях полета при максимально-допустимом давлении, а также широкий диапазон изменения тяги- R при высокой тяго-вооружённости;
Минимальная масса двигателя, корпус которого выдерживает внешние аэро- и гидродинамические нагрузки, определяемые видом носителя, способом старта и условиями полета;
Интегрированием маршевого ПВРД со стартово- разгонной ступенью (СРС) в целях уменьшения габаритов гиперзвуковой КР и максимального заполнения объема пускового контейнера;
Использование энергоемких топлив с большими удельными массами;
Применение регулирующих систем, реагирующих на положение косого скачка уплотнения, образуемого клином или конусом и замыкающего скачка в воздухозаборном устройстве (ВЗУ);
Обеспечение запуска в воздухе;
Использование механизированных внутренних устройств в КС, позволяющих освободить объем для размещения СРС, а так же осуществить переход работы КС с режима СПВРД на режим ГПВРД (для двухрежимных ПВРД);
Применение карбюраторных устройств в системе стабилизации горения, обеспечивают широкий диапазон работы КС по соотношению топливо-воздушной смеси в 1-м контуре КС;
Расположение фронтовых устройств на пилонах и в предкамерном диффузоре - дефлекторе с углом более 40°;
Конструкторская проработки ДУ на основе ПВРД.Компоновка двигательной установки (ДУ) для варианта гиперзвуковой КР с различными типами ВЗУ (подкрыльевым плоским регулируемым, надлокаторным, подфюзеляжным, совковым,и осевым), топливного бака, ПВРД (состав, объем и массовые характеристики агрегатов двигателя, элементов регулирования сопла, воздушного тракта, КС и ВЗУ, компоновка агрегатов в двигательном отсеке (или центральном теле ВЗУ) и СРС; цель - оценка отличия в габаритных и массовых характеристиках регулируемого и нерегулируемого ПВРД с различными типами ВЗУ и режимами работы КС;
Оценка массы конструкции КС ПВРД, сопла, ВЗУ, канала ВЗУ, элементов складывания и т.д.
Применение ПВРД с горением топлива в дозвуковом потоке воздуха (СПВРД) перспективна на КР, используемых в широком диапазоне высот от 10 метров до 30-35 км, при полете в диапазоне скоростей по числу Мн=1,6-6,5. Они могут быть созданы из существующих материалов и на основе имеющегося опыта, с незначительным объемами исследований на скоростях полета по числу вплоть до Мн= 5-6,5.
Применение ПВРД с горением топлива в сверхзвуковом потоке воздуха (ГПВРД) перспективна на КР используемых для полета в диапазоне высот от 15 км до 50-60 км и скоростей по числу Мн = 5,5…. 10-12.
Со скоростями полета Мн=5,5 – 6,5 эти КР могут применяться и у поверхности земли, но с очень коротким сроком «жизни». Создание таких КР требует серьезных прикладных исследований в области аэро- и газодинамики, в области термодинамики и высокотемпературной кинетики. Кроме того, отдельно стоит вопрос конструкционных материалов, которые будут способны обеспечить работоспособность конструкции, как собственно планера, так и ПВРД на всех режимах полета.
Решение задачи проектирования ПВРДСоздание интегрального СПВРД (ГПВРД) достаточно сложная системная и многоплановая техническая задача, требующая проведения большого объема расчетных и экспериментальных исследований и выполнения большого объема конструкторских работ. Решение этой задачи возможно только в рамках ОКБ со структурой (без детализации) приведенной на Рис.4.
Как показал опыт, такая организационная структура позволяет эффективно решать все технические вопросы, возникающие на «стыке» зон ответственности отделов и секторов, оперативно проводить согласования и вносить изменения в опытные образцы агрегатов, узлов и изделия в целом. А это, в свою очередь, сказывается на сроках решения поставленной задачи.
Рис. 4 Эффективная организационная структура ОКБ для решения задач проектирования и создания ДУ на базе ПВРД для КР
- В новости упоминаются
Пентаборан как говориться "не пошёл" тогда, когда ещё об экологии не задумывались. Токсичные, самовоспламеняющиеся на воздухе, не стойкие при хранении виды топлива значительно увеличивают стоимость эксплуатации вооружения, как правило сокращает жизненный цикл использующих их систем оружия. Нештатные ситуации с такими видами топлива зачастую заканчиваются катастрофическими последствиями с немалыми человеческими жертвами и многомиллиардными потерями (примеры думаю могут припомнить все). Так что - спасибо не надо, пусть с ядами, самовоспламеняющимися на воздухе и подверженными химическому разложению топливами в массовой войсковой эксплуатации сталкивается потенциальный противник, ему же выйдет дороже. Однако, как говориться, противник далеко не дурак, от ракет с НДМГ и торпед с перекисью водорода те же американцы избавились сравнительно быстро, и к слову именно по этому катастроф с АПЛ у них в разы меньше чем у нас.
Какие примерно сможет иметь габариты гиперзвуковая ракета (КР, ПКР) с дальностью в пару тыс. км?
Из каких тактических соображений Вы выбрали дальность в пару тыс. км? Такая дальность вообще то нужна не для авиационных, а для ПКР корабельного базирования, потому что:
АлександрА Из каких тактических соображений Вы выбрали дальность в пару тыс. км? Такая дальность вообще то нужна не для авиационных, а для ПКР корабельного базированияКак я уже писал - это "убийца авианосцев", возможно с СБЧ, ну или с обычной БЧ, массой примерно как у "Гранита". Дальность - это радиус действия палубной авиации + дальность ПКР с этих носителей + небольшой запас.
Сражаться с 11 штатовскими АУГ (+ остальной флот НАТО и в том числе АУГ) тоже с помощью АУГ - бессмысленно в виду многократной численной разницы. Тут возможен лишь ассиметричный ответ, например, с помощью гиперзвуковых ПКР большой дальности, стартующих с перспективных эсминцев, АПЛ.
Сражаться с 11 штатовскими АУГ (+ остальной флот НАТО и в том числе АУГ) тоже с помощью АУГ - бессмысленно в виду многократной численной разницы. Тут возможен лишь ассиметричный ответ, например, с помощью гиперзвуковых ПКР большой дальности, стартующих с перспективных эсминцев, АПЛ.
Повторюсь наверное, но наиглавнейшим советским асимметричным ответом на американские АУГ была морская ракетоносная авиация наземного базирования. Все остальные противоавианосные "перделки и свистелки" отечественного ВМФ были следствием борьбы за "кораблики" седых адмиралов, которые в авиации ничего не понимали и понимать не хотели. Слава богу сейчас здравого смысла в деле строительства ВМФ стало поболе.
На дальнее расстояние (МБР) гиперзвук на керосине не улетит - не хватит энергии.===
зачем на керосине
"Гном" - трехступенчатая межконтинентальная баллистическая ракета, оснащенная прямоточным твердотопливным маршевым двигателем первой ступени, твердотопливными двигателями второй и третьей ступеней и ускорителем. Проектирование велась с начала 60-х годов в КБ машиностроения (г. Коломна) под руководством Бориса Шавырина.
Пуск ракеты осуществлял ускоритель - четырёхсопловой РДТТ на смесевом топливе, размещавшийся внутри марешевого двигателя первой ступени, который разгонял ее до скорости 1.75М. Отработав, ускоритель отделялся и включалась первая ступень. Двигетель первой ступени - твердотопливный прямоточный воздушный реактивный двигателей (ВРД). Ракета выходила на полётную траекторию. Прямоточный двигатель работал 60-70 секунд, до достижения ракетой скорости 5,5М. После отделения прямоточного ВРД включалась вторая ступень, а затем третья ступень. Вторая и третья ступени были оснащены двигателями на твердом смесевом топливе.
Твердое топливо для двигателя первой ступени было разработано в НИИ ПХ под руководством Николая Силина. Твердотопливные заряды ускорителя разработаны в АНИИ ХТ под руководством Якова Савченко. Смесевые твердотопливные заряды второй и третьей ступеней разработаны в НИИ-125 под руководством Бориса Жукова.Ракета оснащалась пороховым аккумулятором давления. Размещалась в полуконтейнере, который стыковался с камерой сгорания (корпус камеры сгорания ВРД составлял часть конструкции контейнера). Это позволило снизить массу.