Двигатель ПД-14 – будущее российского авиапрома

- первоначальное соотношение масс, которое является обратной величиной к доставляемой по назначению доле полезной нагрузки (ПН). Использование ГПВРД увеличивает массу двигателя по сравнению с ракетой и уменьшает долю топлива . Поэтому тяжело решить, какая из используемых систем будет иметь преимущество и даст меньшее значение , что означает увеличение полезной нагрузки при той же стартовой массе. Сторонники ГПВРД утверждают, что уменьшение стартовой массы за счёт топлива составит 30%, а увеличение за счёт добавления гиперзвукового ПВРД составит 10%. К сожалению, неопределённость при вычислении любой массы в гипотетическом аппарате так велика, что незначительные изменения в прогнозах эффективности или массы ГПВРД могут перевесить чашу весов доли ПН в одну или другую сторону. Кроме этого, необходимо учитывать сопротивление воздуха или трения измененной конфигурации. Трение аппарата может рассматриваться как сумма трения самого аппарата () и трение установленного ГПВРД (). Трение установки традиционно получается из трения пилонов и потока в самом двигателе, которое может быть записано в виде понижающего тягу коэффициента:

,

где - множитель, учитывающий потери на сопротивление воздуха и - тяга двигателя без учета трения. Если ГПВРД интегрирован в аэродинамическое тело аппарата, можно считать, что трение двигателя () является разницей от трения базовой конфигурации аппарата. Общая эффективность двигателя может быть представлена в виде значения в интервале от 0 до 1 () в терминах удельного импульса (УИ).

Удельный импульс различных типов двигателей при различных значениях скорости.

,

где - ускорение свободного падения на земной поверхности; - скорость аппарата; - УИ; - температура горения топлива; - результирующая тяга и - доступная химическая энергия. УИ часто используется в качестве показателя эффективности ракет, так как в случае, например, ЖРД имеется прямая связь между удельным импульсом, удельным потреблением топлива и скоростью истечения выхлопных газов. Обычно данная величина (УИ) в меньшей степени используется для самолётных двигателей и здесь следует отметить также, что в данном случае и являются функциями от текущей скорости аппарата. УИ ракетного двигателя не зависит от скорости, но зависит от высоты и достигает наибольших значений в вакууме, где имеет максимальное значение в случае кислородно-водородных ЖРД, составляя на поверхности 360 с, а в вакууме 450 с (см. SSME, РД-0120). УИ ГПВРД имеет обратную зависимость от высоты и скорости, достигая максимального значения при минимальной скорости, составляя 1200 с, которое постепенно уменьшается с ростом скорости, хотя эти оценки значительно различаются в литературе. В простом случае одноступенчатого аппарата доля массы топлива может быть выражена следующим образом:

,

которая может быть выражена в случае одноступенчатой космической системы следующим образом:

или в случае самолётного полета с постоянной скоростью и высотой:

,

где - радиус действия, который может быть выражен по формуле в терминах радиуса Брегем:

,

где радиус Брегем --

и - коэффициент подъёмной силы и - коэффициент аэродинамического сопротивления (более подробно - англ. Drag coefficient). Последняя достаточно простая формула[10] допускает реализацию одноступенчатой космической системы.

5. Простота конструкции

Гиперзвуковые самолёты имеют немного или совсем лишены движущихся частей. Большинство составляющих частей представляют собой непрерывно переходящие друг в друга поверхности. С простыми топливными насосами и спускаемым аппаратом в виде самого самолёта, разработка аппарата с ГПВРД имеет тенденцию быть менее материалоемким и более простым на этапе конструирования по сравнению с другими типами космических систем.

Необходимость дополнительной двигательной системы

Гиперзвуковой самолёт не может произвести достаточно тяги до тех пор, пока не будет разогнан до скорости М?5, хотя в зависимости от конструкции, как упоминалось выше, возможен вариант гибридного СПВРД/ГПВРД, который может работать на меньшей скорости. Тем не менее, самолёт с горизонтальным взлётом должен быть оснащен дополнительными ТРД или ракетными ЖРД для взлёта и начального набора высоты и разгона. Также необходимо будет топливо для этих двигателей со всеми необходимыми им системами. Так как вариант с тяжёлыми ТРД не сможет разогнаться до скорости М>3, другой способ ускорения должен быть выбран в этом диапазоне скоростей, а именно сверхзвуковые СПВРД или ракетные ЖРД. Они также должны будут иметь своё топливо и системы. Вместо этого для первоначальной стадии полёта существуют предложения использования первой ступени в виде твёрдотопливного ракетного ускорителя, отделяющегося после достижения достаточной для работы ГПВРД скорости. Также предлагается использовать специальные самолеты-ускорители.

Сложность испытаний

В отличие от реактивных и ракетных двигательных систем, которые могут быть испытаны на земле, испытания гиперзвуковых самолётов требуют исключительно дорогих экспериментальных установок или стартовых комплексов, которые ведут к большим затратам при разработке. Запускаемые экспериментальные модели обычно разрушаются в ходе или после завершения испытаний, что исключает их повторное использование.

6. Ядерные гиперзвуковые ПВРД

Особую подгруппу ГПВРД представляют ядерные ГПВРД. Как и любой ядерный реактивный двигатель, ядерный ГПВРД вместо камеры сгорания оснащён камерой разогрева рабочего тела. Также,в отличие от химических ГПВРД, ядерные ГПВРД используют в качестве рабочего тела только атмосферный воздух. Следовательно, в принципе самолет с ядерным ГПВРД, вовсе не нуждается в бортовых запасах рабочего тела. Но, как и неядерный ГПВРД, ядерный ГПВРД не может работать на скоростях ниже нижнего предела (около 4-5М).

Однако, возможно создание трехрежимной гиперзвуковой ядерной двигательной установки (ЯДУ). На скоростях значительно ниже нижнего предела (а тем более на нулевых) такая ЯДУ работает в "ракетном режиме", используя бортовые запасы рабочего тела.

На скоростях значительно превышающих взлетно-посадочные, но недостаточных для работы в режиме ГПВРД, такая ЯДУ работает в "смешанном режиме", частично используя атмосферный воздух, частично - бортовой запас рабочего тела, причем пропорция в данном случае зависит от полетной скорости: чем выше скорость, тем больше доля атмосферного воздуха в рабочем теле и тем меньше в двигатель подается рабочего тела из бортовых запасов. двигатель турбореактивный двухконтурный авиационный

Наконец, на скоростях не ниже 5М ЯДУ работает в режиме ГПВРД, используя только атмосферный воздух. Естественно, "ракетный режим" и "смешанный режим" используется только в качестве взлетно-посадочных и для разгона до минимальной крейсерской скорости (в данном случае около 5М), тогда как в качестве крейсерского, естественно, используется режим ГПВРД. (Ядерный воздушно-космический самолет использует "ракетный режим" в качестве крейсерского, только вне атмосферы.)

Как следствие, отпадает необходимость в оснащении ядерного гиперзвукового самолета дополнительной разгонной ДУ. С другой стороны, эффективный бортовой запас рабочего тела для маршевой ЯДУ при той же емкости баков получается вдвое большим, чем в случае с химической маршевой ДУ. Также в качестве малых маневровых двигателей (в том числе в качестве двигателей ориентации) на воздушно-космических самолетах можно применить электрические ракетные двигатели, использующие то же рабочее тело, что и маршевая ЯДУ. То есть возможно создание бортовой объединенной ДУ (ОДУ).

В результате, ядерный гиперзвуковой самолет получается сравнительно простым конструктивно и технологичным и, даже несмотря на сравнительно большую массу маршевой ЯДУ, более легким, чем неядерный аналог. Также ЯДУ и электрический ракетные двигатели потенциально имеют на порядок больший эксплуатационный ресурс, чем химические реактивные двигатели (в том числе ракетные и ГПВРД).

Таким образом, создание гиперзвукового или воздушно-космического ядерного самолета теоретически может оказаться более простой конструкторской задачей, чем создание неядерного аналога, и вместе с тем обойтись сравнительно недорого (самая сложная и дорогостоящая подзадача - создание приемлемой маршевой гиперзвуковой ЯДУ.) Также гиперзвуковой или воздушно-космический ядерный самолет может получиться более простым и дешевым в эксплуатации чем неядерный аналог. Проблемы безопасности эксплуатации такого самолета (безопасности полетов, безопасности утилизации отработанного ядерного топлива и выработавших ресурс маршевых ЯДУ) также вполне решаемы.

Список литературы

1. The Space Show: Broadcast 329 April 21st, 2005 Dr. Allan Paull

2. Сверхзвуковой самолет "Конкорд": ЧаВо (англ.)

3. ГЛЛ "Холод"

4. ГЛЛ-ВК "Игла"

5. Гиперзвуковые самолеты (англ.)

6. Paull, A.; Stalker, R.J., Mee, D.J. (1995). "Эксперименты по сверхзвуковому сгоранию с ПВРД в аэродинамической трубе.". Jfm 296: 156-183. (англ.)

7. Р.Т. Воланд, А.Х. Ослендер, М.К. Смарт, А.С. Рудаков, В.Л. Семенов, В. Копченов "Полеты гиперзвукового самолёта ЦИАМ/НАСА на скоростях 6.5 Махов", AIAA-99-4848. (англ.)

8. Брошюра центра в Ленгли испытаний гиперзвуковых самолетов в электродуговой плазменной установке. (англ.)

9. Брошюра центра в Ленгли испытаний гиперзвуковых самолетов на газодинамический установке с тепловой накачкой (англ.)

10. Гиперзвуковой самолет (англ.)

Размещено на Allbest.ru