В основном облик будущих АКСов зависит от того, какие двигатели будут для них созданы. Выгоднее всего было бы максимально разогнать АКС на ВРД, чтоб как можно меньше тащить с собой кислорода, но на каких моторах. Если применять ТРДФ, то похоже можно расчитывать только на 3 МАХа, зато они начинают работать с нулевой скорости. Если применять прямоточники, то вначале за счет каких то еще других двигателей или средств нужно разогнать АКС до приличной сверхзвуковой скорости начала работы ПВРД. Да и с прямоточниками не все хорошо, если применять в них керосин, то вроде предел скорости только 5, ну пусть 6 МАХов, если водород, то вроде пишут, что до 12 МАХов (вот это конечно по настоящему достойно). Но вот можно ли создать ПВРД на двух видах топлива: так с увеличением скорости и увеличивать долю водорода, а пока скорости не на столько велики, чтоб преобладал керосин, а то водород требует уж очень больших баков.
Обычно считается, что у АКСа будет комбинированная ДУ - ТРД + ПВРД, или ЖРД + ПВРД. В таком случае вполне можно использовать 2 топлива - керосин для ТРД или ЖРД, которые разгоняют АКС до 2 - 3 М и водород для ПВРД.
ТРД с охлаждением входящего воздуха водно-метанольной смесью и затем охлаждением этими парами лопаток турбины по американским подсчетам будут конкурентами ГПВРД до скорости 6М.
На одной из модификаций ракеты Пегас применены 2 шт ВРД разгоняющих до 4 М и 30+ км высоты.
Пульсирующие ВРД вроде тоже обещают от 0 и до 6 М как минимум, хотя реально работающих(не на мишенях) образцов нет.
ГПВРД по рассчетам тех же супостатов максимум вытянут до 16 М и высоты при этом 60 км. Правда там проблема есть в том что например для 6 и 10-12 М потребуется менять геометрию трактов двигателя в полете.
ЦитироватьТРД с охлаждением входящего воздуха водно-метанольной смесью и затем охлаждением этими парами лопаток турбины по американским подсчетам будут конкурентами ГПВРД до скорости 6М.
На одной из модификаций ракеты Пегас применены 2 шт ВРД разгоняющих до 4 М и 30+ км высоты.
Пульсирующие ВРД вроде тоже обещают от 0 и до 6 М как минимум, хотя реально работающих(не на мишенях) образцов нет.
ГПВРД по рассчетам тех же супостатов максимум вытянут до 16 М и высоты при этом 60 км. Правда там проблема есть в том что например для 6 и 10-12 М потребуется менять геометрию трактов двигателя в полете.
Ну наверно пока даже нет прототипов ПВРД с изменяемой геометрией тракта.
Если я правельно понял что основная проблема керосина для ПВРД в том, что на скорости более 5-6 МАХов его не удается эффективно смешать с воздухом для равномерного горения. А вот про ПВРД с керосином и водородом подаваемых в разных пропорциях конкретного ни чего не находил, или такое вообще не эффективно, или опять прийдется менять геометрию тракта?
ЦитироватьНу наверно пока даже нет прототипов ПВРД с изменяемой геометрией тракта.
Ну почему же?. У серийного SR-71 как раз изменяемая геометрия тракта (выдвижной конус).
Ну это не ПВРД, хотя на 3М он близок к нему :)
В любом случае, это не ГПВРД, в смысле, не двигатель с горением в сверхзвуковом потоке, а только он годится для полёта на 10М и выше.
ЦитироватьЕсли я правельно понял что основная проблема керосина для ПВРД в том, что на скорости более 5-6 МАХов его не удается эффективно смешать с воздухом для равномерного горения.
Нет, проблема с керосином в том, что в сверхзвуковом потоке он вообще не горит. Даже неизвестно, достаточно ли быстро горит СО в сверхзвуковом потоке - у "наших" не хватило денег на все испытания. Там керосин термически разлагали в условиях недостатка кислорода на H2 и CO, которые потом должны были гореть в ГПВРД.
ЦитироватьЦитироватьЕсли я правельно понял что основная проблема керосина для ПВРД в том, что на скорости более 5-6 МАХов его не удается эффективно смешать с воздухом для равномерного горения.
Нет, проблема с керосином в том, что в сверхзвуковом потоке он вообще не горит. Даже неизвестно, достаточно ли быстро горит СО в сверхзвуковом потоке - у "наших" не хватило денег на все испытания. Там керосин термически разлагали в условиях недостатка кислорода на H2 и CO, которые потом должны были гореть в ГПВРД.
А для чего надо чтоб горел на сверхзвуке?
Нелзя ли с любой скорости тормозить до дозвука?
ЦитироватьА для чего надо чтоб горел на сверхзвуке?
Надо водород - с ним получается более-менее гарантированно.
ЦитироватьНелзя ли с любой скорости тормозить до дозвука?
Неа, эффективность ВРД становится ниже эффективности ЖРД в таком раскладе.
ЦитироватьЦитироватьА для чего надо чтоб горел на сверхзвуке?
Надо водород - с ним получается более-менее гарантированно.
ЦитироватьНелзя ли с любой скорости тормозить до дозвука?
Неа, эффективность ВРД становится ниже эффективности ЖРД в таком раскладе.
Мо моим разчетам при полном торможении на водороде двигатель может работать до следущих скоростях в зависимости от КПД:
Eff Vmax
0.3 1450
0.35 1650
0.4 1850
0.45 2050
0.5 2300
0.55 2500
0.6 2800
0.65 3100
0.7 3500
0.75 3950
0.8 4600
0.85 5500
0.9 7000
0.95 10700
Если считать что кпд 50% то макс пврд - ето караз 6 махов однако если повысить КПД до 65% то тогдва ПВРД млжет работать до 3100 М.с-1 - до 3000 м/с УИ очень хороший
наверно если пристроить "охладителтную стену" как в ЖРД с хамкнутым циклом то можно сделать ПВРД до столько
К стати - а если подогреть топливо то не превращаетса ли сверхзвуковое горение в дозвуковое - ведь тогда скорость звука повыситса и горение все равно дозвуковое
Нет, не превращается :) скорость звука пропорциональна всего лишь корню квадратному из абсолютной температуры, т.е., чтобы повысить её вчетверо, надо поднять абсолютную температуру в 16 раз, т.е. с 250 кельвинов до 4000, а это выше температуры горения кислород-водородного топлива :)
ЦитироватьНет, не превращается :) скорость звука пропорциональна всего лишь корню квадратному из абсолютной температуры, т.е., чтобы повысить её вчетверо, надо поднять абсолютную температуру в 16 раз, т.е. с 250 кельвинов до 4000, а это выше температуры горения кислород-водородного топлива :)
По моим новым грубым разчетам сверхзвуковое горение выигрывает не более чем 1-2 маха
т е если 45% КПД ПВРД делает 2050Мс-1 то ГПВРД 2300 при горении на 1100Мс-1 и 2500 при горении на 2000МС-1
т е никаких 15-20 махов без повышения КПД быть не может
Сверхзвуковое горение еквивалентно повышения КПД в 5-10%
Пардон, а как это - "если считать, что к.п.д." и так далее? к.п.д. терммодинамической машины не может быть выше определяемого циклом Карно - если у вас на срезе сопла 1000 градусов, а в камере 3000, то к.п.д. не может быть больше 33%
А поставить сколь угодно длинное сопло нельзя - ПВРД работает в атмосфере, и внешнее давление учитывать нужно неизбежно.
Кроме того, скорости, больше, чем скорость истечения при использовании кислорода и водорода противоречат физическому смыслу. Допустим, мы затормозили поток. Затем снова разогнали его. От торможения потока мы получаем тормозящий импульс, от разгона - получаем разгоняющий импульс. Если мы затормозили поток с 7000 метров, а, затем, сжигая кислород с керосином, сможем разогнать его лишь до 4500 м/с, то торможение будет сильнее, чем разгон. Где именно в ваших расчётах ошибка, мне искать лень, но она более чем фундаментальная.
ЦитироватьПардон, а как это - "если считать, что к.п.д." и так далее? к.п.д. терммодинамической машины не может быть выше определяемого циклом Карно - если у вас на срезе сопла 1000 градусов, а в камере 3000, то к.п.д. не может быть больше 33%
А поставить сколь угодно длинное сопло нельзя - ПВРД работает в атмосфере, и внешнее давление учитывать нужно неизбежно.
Кроме того, скорости, больше, чем скорость истечения при использовании кислорода и водорода противоречат физическому смыслу. Допустим, мы затормозили поток. Затем снова разогнали его. От торможения потока мы получаем тормозящий импульс, от разгона - получаем разгоняющий импульс. Если мы затормозили поток с 7000 метров, а, затем, сжигая кислород с керосином, сможем разогнать его лишь до 4500 м/с, то торможение будет сильнее, чем разгон. Где именно в ваших расчётах ошибка, мне искать лень, но она более чем фундаментальная.
При торможении воздух нагреваетса
Енергия от сгорания водорода добавляетса к тепловой енергии от торможения газа
считаю по слкдующей формуле
dm/td=количество воздуха за секунду
сила торможения - R= dm/dt * V
M(H+O)=m*0.21*(1+1/8)
M(H)=m*0.21*(1/8)
Mout=m+M(H)
Енергия газа - dE/dt=dm/td*v^2/2+dm/dt*0.21*(1+1/8)*13500000
Сила тяги F= sqrt(2*dE/dt*КПД*dMout/dt)
УИ (в м с-1) = (F-R)/M(H)
правда я използовал в прошлый раз неточные циыри т к считал кислород в воздухе 20% а оказываетса 21%
ЦитироватьПри торможении воздух нагреваетса
Енергия от сгорания водорода добавляетса к тепловой енергии от торможения газа
Заблуждение.
При повышении температуры химические реакции пойдут не так, как при холодных исходных компонентах - большая часть уйдёт на диссоциацию, и реакция окисления не будет проходить до конца.
Кроме того, будь это даже так, конструкционные материалы не выдержат таких температур.
А вот если разместить воздухозаборник внутри конуса ударной волны. Скорсть набегющего потока будет меньше. Или тогда ПВРД вообще не запустить?
ЦитироватьЦитироватьПри торможении воздух нагреваетса
Енергия от сгорания водорода добавляетса к тепловой енергии от торможения газа
Заблуждение.
При повышении температуры химические реакции пойдут не так, как при холодных исходных компонентах - большая часть уйдёт на диссоциацию, и реакция окисления не будет проходить до конца.
Допустим, в водородном ЖРД продукты реакции нагреваются от 100К до 4500, а в ГПВРД от 2100 до тех же 4500. Имхо во втором случае потери на диссоциацию будут даже меньше, в пересчете на 1 кг рабочего тела.
Хуже, что в выхлопной струе снижается доля легкого водорода - как за счет наличия азота, так и из-за снижения расхода горючего при меньшем требуемом повышении температуры.
ЦитироватьКроме того, будь это даже так, конструкционные материалы не выдержат таких температур.
Это, конечно, проблема существенная, вторая по важности после обеспечения устойчивого горения на сверхзвуке. Нужно применять тугоплавкие сплавы и охлаждение подаваемым водородом, а также композиты и керамику, кроме этого сложно обеспечить тепловое расширение материалов...
ЦитироватьА вот если разместить воздухозаборник внутри конуса ударной волны. Скорсть набегющего потока будет меньше. Или тогда ПВРД вообще не запустить?
Чем меньше скорость потока - тем сильнее он заторможен, и эффективность двигателя получится меньше (уже говорилось ранее).
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьПри торможении воздух нагреваетса
Енергия от сгорания водорода добавляетса к тепловой енергии от торможения газа
Заблуждение.
При повышении температуры химические реакции пойдут не так, как при холодных исходных компонентах - большая часть уйдёт на диссоциацию, и реакция окисления не будет проходить до конца.
Допустим, в водородном ЖРД продукты реакции нагреваются от 100К до 4500, а в ГПВРД от 2100 до тех же 4500.
Если продукты реакции нагреваются ДО ТОЙ ЖЕ температуры, значит, вся энергия, полученная от торможения, потеряна безвозвратно. Смысл в том, что продукты реакции нагреются до БОЛЬШЕЙ температуры, т.к. перед вступлением в реакцию они уже были нагреты от торможения. Но тогда термодинамическое равновесие устанавливается в совсем-совсем других условиях.
Кроме того, надо понимать, что в ПВРД давление не может быть таким высоким, как в ЖРД, т.к. в ПВРД сжатие происходит только за счёт преобразования кинетической энергии набегающего потока, а даже к.п.д. диффузора (воздухозаборника) заметно меньше 1. Но и этого мало! Для создания высокого давления в камере ЖРД нужно совершить гораздо меньшую РАБОТУ, т.к. объём жидкости под давлением меняется гораздо меньше, чем объём газа, и на это работа не совершается. Ну, почти. Жидкий водород заметно сжимаем.
Ну и, средний молекулярный вес в ПВРД диктует воздух (азот), а не идеальный расчёт.
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/6084.jpg)
НА АВИАСАЛОНЕ МАКС-99 выставлялись не только серийные образцы и летательные аппараты ближайшего будущего. Некоторые экспонаты прокладывают дорогу к авиации середины следующего столетия, когда, по прогнозам специалистов, на ряде направлений произойдет интеграция авиационной и космической техники: самолеты освоят ранее невиданные скорости и высоты, а космические корабли приобретут способность совершать управляемые полеты в атмосфере.
Именно такую тенденцию отражает представленный на МАКС-99 макет исследовательской гиперзвуковой летающей лаборатории "Игла", предназначенной для фундаментального изучения проблем создания воздушно-космических самолетов и высокоскоростных воздушно-реактивных двигателей.
Заказчики "Иглы" - Российское авиационно-космическое агентство и Министерство науки и технологии РФ, разрабатывают ее Центральный институт авиационного моторостроения (ЦИАМ) имени П.И. Баранова и Летно-исследовательский институт имени М.М. Громова.
Воздушно-космический самолет длиной 8 м должен обеспечить достижение скоростей 6-14 М (то есть в 6-14 раз больших, чем скорость звука). Предел для нынешних истребителей меньше - 3,5 М. Высота полета "Иглы" 26-50 км (сейчас - менее 40). Длительность автономного полета - 7-12 мин.
В перспективе воздушно-космические самолеты должны устранить важнейший недостаток ракет-носителей: окислитель, необходимый для сжигания горючего в двигателе, они возят с собой. Между тем значительная часть полета проходит в атмосфере, где самого эффективного окислителя - кислорода - вполне достаточно. При его использовании можно снизить стартовую массу летательного аппарата на десятки процентов, сохранив вес полезной нагрузки.
Турбореактивные двигатели (ТРД) самолетов для полетов на гиперзвуке не подходят. Существует более эффективная для этих скоростей конструкция - прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД). В нем воздух в камеру сгорания нагнетается не компрессором, а за счет набегающего потока. Такая схема имеет меньшую массу, в ней мало вращающихся деталей, но она эффективна лишь на скоростях больше 2-3 М.
Однако проектирование ПВРД - дело непростое. В частности, на земле или на обычном экспериментальном самолете невозможно проверить многие технические решения, на которых базируется двигатель для гиперзвуковых самолетов. Для преодоления этой проблемы и строится "Игла". Ее ПВРД тягой 14,7 тонн (больше, чем у одного двигателя Су-27) должен проработать 50 секунд и обеспечить достижение максимальной скорости. Для самостоятельного взлета "Игла" не предназначена - ее вывод в верхние слои атмосферы обеспечивает ракета-носитель легкого класса.
Ввиду особенностей рабочего процесса ПВРД "Иглы" не является, как в традиционном самолете, отдельным агрегатом - двигатель и фюзеляж представляют собой интегрированную конструкцию. На специальных клиньях внизу фюзеляжа создаются скачки уплотнения. Их задача - сжать воздух и направить его поток в двигатель. В сущности, они выполняют функцию компрессора обычного ТРД.
По словам заместителя начальника отдела гиперзвуковых силовых установок ЦИАМ Вячеслава Семенова, при нынешнем уровне финансирования "Игла" взлетит через 4-5 лет. Между тем в ряде государств расходы на исследования в области гиперзвука возрастают.
Наиболее активно такие работы ведутся в США. Первая программа в этой области - NASP - показала, что ряд проблем технологического плана на реальном аппарате решить невозможно. Поэтому американцы пошли по пути создания научно-технического и технологического заделов. В США создается летающая лаборатория "Хайтекс", которая будет запускаться с самолета, доразгоняться ракетным двигателем и после окончания полета падать в океан. Российские проектировщики считают, что отечественный проект отличается рядом преимуществ, важнейшим из которых будет посадка "Иглы" на парашюте. В результате каждое испытание отечественного аппарата будет более информативным.
Перспективная программа ВВС США ITT предусматривает строительство многоразовой транспортной воздушно-космической системы, которая должна быть испытана к 2010 г., а развернута к 2030 г. В соответствии с концепцией "глобального присутствия" на нее возлагаются следующие задачи: проведение космических операций, усиление орбитальной группировки, разведка, нанесение ударов из космоса по наземным целям. Первым этапом программы ITT должно стать создание многоразового космического маневренного аппарата X-40, который в настоящее время, как и российская "Игла", существует в виде макета.
Параллельные исследования в США ведет НАСА, по заказу которого фирма "Орбитал сайенсиз" построила аппарат Х-34, впервые совершивший полет 29 июня 1999 г. Однако пока он оснащается только жидкостным ракетным двигателем. Первым летательным аппаратом, который будет испытан в полете с ПВРД может стать Х-43, который строится по программе "Гипер-Х" фирмой "МикроКрафт" и должен быть испытан....
http://www.kbkha.ru/?p=8&cat=11&prod=58
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/6085.jpg)
Гиперзвуковое течение — течение газа с гиперзвуковыми скоростями.
Особенности Г. т. начинают заметно проявляться при достаточно больших, но различных для тел разной формы (сфера, конус и т. п.) значениях Маха числа М. Поэтому и граница, отделяющая сверхзвуковое течение от Г. т., весьма условна. Для всех Г. т. характерным является большое значение отношения кинетическая энергия (энергии поступательного движения частиц газа) к внутренней (тепловой) энергии газа, равное по порядку величины М2.
Вследствие этого в Г. т. относительное изменение температуры и других термодинамических параметров много больше относительного изменения скорости, и торможение обтекающего тело потока приводит к значительным возмущениям его параметров. При гиперзвуковом обтекании тел возникают интенсивные ударные волны и большая завихренность течения (см. Вихревое течение). Для расчёта таких течений становиться необходимым использование нелинейных уравнений движения, а также соотношений, описывающих термодинамику газа при больших температурах. Полёт летательного аппарата с гиперзвуковыми скоростями сопровождается сильным аэродинамическим нагреванием поверхности и значительными отличиями аэродинамических характеристик от аналогичных характеристик при сверхзвуковом полёте.
Особенности Г. т. удобно разделить на газодинамические, обусловленные большими значениями чисел М, и термодинамические, проявляющиеся при больших абсолютных температурах газа (характерных для гиперзвуковых режимов полёта летательных аппаратов).
Газодинамические особенности Г. т. связаны с относительными изменениями газодинамических переменных потока. При обтекании тела однородным потоком газа с числом Маха в невозмущенном набегающем потоке М{{ }} > > 1 мерой возрастания давления и внутренней энергии газа в возмущенной части поля течения служит при слабом влиянии вязкости параметр K1 = M{{ }}sin{{
Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ГПВРД) — прямоточный воздушно-реактивный двигатель со сверхзвуковой скоростью потока в камере сгорания.
В отличие от прямоточного воздушно-реактивного двигателя со сгоранием топлива в дозвуковом потоке в ГПВРД воздух тормозится в меньшей степени — до скорости, превышающей скорость звука.
Степень торможения определяется главным образом условиями достижения максимальной эффективности и существенно зависит от режима работы двигателя и условий полёта — Маха числа M{{ }} и высоты полёта. Различают ГПВРД внутреннего и внешнего сгорания.
Схематично ГПВРД внутреннего сгорания представляет собой тело с каналом переменный сечения, основные элементы которого (воздухозаборник, камера сгорания и реактивное сопло), выполняя те же функции, что и соответствующие элементы прямоточного воздушно-реактивного двигателя, имеют отличия, связанные со спецификой теплоподвода к сверхзвуковому воздушному потоку.
Контуры ГПВРД внешнего сгорания образованы внешней поверхностью летательного аппарата и зоной теплоподвода, возникающей при подаче топлива в обтекающий летательный аппарат сверхзвуковой поток и сгорании топливовоздушной смеси.
Сгорание смеси в ГПВРД обоих типов может происходить без сильных скачков уплотнения, переводящих сверхзвуковой поток на входе в сверхзвуковой поток меньшей скорости на выходе из зоны горения (ГПВРД с камерами постоянного сечения при малой степени теплоподвода и ГПВРД с расширяющейся камерой), или с сильными скачками уплотнения перед зоной теплоподвода (ГПВРД со стабилизацией горения на выступающих в поток плохообтекаемых телах или при любых способах стабилизации, но при большой степени теплоподвода).
Предельная степень теплоподвода в камере, при которой перед ГПВРД появляется отошедшая ударная волна (или скачок уплотнения) и изменяется режим течения воздуха на входе, зависит от формы камеры сгорания (камера постоянного сечения, расширяющаяся или сужающаяся) и режима полёта.
Для расширения диапазона работы ГПВРД без отошедшей волны в сторону меньших М{{ }} используется либо расширяющаяся камера, либо комбинированная, состоящая из участка с постоянной площадью поперечного сечения, в котором реализуется теплоподвод с торможением потока до звуковой скорости, и расширяющегося участка, реализующего теплоподвод при М{{e}}1.
Значительное расширение диапазона работы ГПВРД может быть достигнуто применением так называемых двухрежимных прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ДПВРД). работающих в начальном диапазоне М{{ }} на режиме дозвукового горения, а при больших М{{ }} — на режиме сверхзвукового горения, то есть при подводе теплоты к сверхзвуковому потоку.
Переход с одного режима на другой в зависимости от конструкции ДПВРД может происходить автоматически или в результате переключения поясов подачи топлива.
Идеальным термодинамическим циклом ГПВРД является так называем цикл Брайтона с изменением процесса теплоподвода в зависимости от условий протекания процесса сгорания в камере — изобарический процесс в расширяющейся камере и процесс с ростом давления в камерах постоянного сечения и в сужающейся.
Действительная работа цикла ГПВРД зависит от скорости полёта, степени и условий теплоподвода, степени торможения воздушного потока и уровня потерь в элементах двигателя.
В ГПВРД могут использоваться жидкие, твёрдые и гибридные топлива. Наибольшая эффективность (коэффициент полезного действия, тяга и т. п.) ГПВРД достигается при гиперзвуковых скоростях полёта (отсюда название).
Соответственно и предполагаемая область применения ГПВРД; силовые установки гипёрзвукового летательного аппарата и ракет различного назначения при полётах в атмосфере с М{{ }} > 6.
..
ЦитироватьВ основном облик будущих АКСов зависит от того, какие двигатели будут для них созданы. Выгоднее всего было бы максимально разогнать АКС на ВРД, чтоб как можно меньше тащить с собой кислорода, но на каких моторах. Если применять ТРДФ, то похоже можно расчитывать только на 3 МАХа, зато они начинают работать с нулевой скорости. Если применять прямоточники, то вначале за счет каких то еще других двигателей или средств нужно разогнать АКС до приличной сверхзвуковой скорости начала работы ПВРД. Да и с прямоточниками не все хорошо, если применять в них керосин, то вроде предел скорости только 5, ну пусть 6 МАХов, если водород, то вроде пишут, что до 12 МАХов (вот это конечно по настоящему достойно). Но вот можно ли создать ПВРД на двух видах топлива: так с увеличением скорости и увеличивать долю водорода, а пока скорости не на столько велики, чтоб преобладал керосин, а то водород требует уж очень больших баков.
Если хотите максимально использовать только ТРД, то можно понизить их число степеней компрессора (это снизит нагрев воздуха до камеры сгорания) до Пи=6-8. При этом двигатель бесспорно должен быть одноконтурным (двухконтурный вырождается очень рано - не зря же на МиГ-31 одноконтурные движки стоят). С таким ТРД может даже до М=3,5 хватить. ПВРД (с дозвуковым горением) считается что хватает до М=6-7 на керасе.
Варианты применения двухтопливных двигателей есть. Но как правило они сопряжены с некоторыми трудностями. Примером двухтопливного двигателя можно счистать ТРД для МиГ-АКС (у него основная КС для керосина, форсажная - для водорода).
Вообще зачастую для ГЛА рассматриваются схемы на двух топливах. Как правило это керосин-водород или водород-СПГ. Направлено это прежде всего для повышения объемной эффективности ЛА (как следствие, уменьшение его поперечных размеров и улучшение аэродинамики).
Водород действительно требует очень больших емкостей, хотя и удельная теплота сгорания у него внушительная. Однако большие объемы ТБ не являются главной трудностью для использования водорода на АКС-ах. Проблемы несколько другого характера. А именно:
1. Низкая температура кипения (20,3К) - тяжелая теплозащита ТБ;
2. Высокая способность к проникновению в мельчайшие щели - проблема с созданием герметичной системы, предотвращающей серьезные потери топлива;
3. Способность проникать в кристаллическую решетку металлов - эффект наводораживания, приводящий к снижению прочностных характеристик материала силовой конструкции ТБ;
4. широкий диапазон по соотношению с воздухом, при которм возможно горение - горит практически в любых пропорциях. Поэтому приходится делать специальные системы кондиционирования ТБ, предотвращающие накопление водорода в опасной концентрации
и др.
се эти проблемы примененя водорода - откровенные вилы для многоразовых ЛА
Хм, вообще-то, на МиГ-31 стоят ДТРД Д-30Ф6 с небольшой степенью двухконтурности.
Мне кажется, надо идти эволюционно: от простого к сложному, от известного и отработанного к новому и неизведанному. То есть первая АКС с самолётом-разгонщиком должна использовать обычные турбореактивные двигатели на керосине (пусть даже скорость разделения М=2 и не совсем оптимальна). Главное: из кабины реально эксплуатируемого самолёта-разгонщика все будет видно намного лучше! :) Один из таких разгонщиков (или поднимаемый им гиперзвуковой самолёт) вполне можно использовать в качестве летающей лаборатории для будущих исследований по ПВРД.
ЦитироватьХм, вообще-то, на МиГ-31 стоят ДТРД Д-30Ф6 с небольшой степенью двухконтурности.
Пардон. С МиГ-25 перепутал. На них одноконтурные стоят.
В любом случае малая степень двухконтурности связана с вырождением двигателя с ростом скорости
ЦитироватьОдин из таких разгонщиков (или поднимаемый им гиперзвуковой самолёт) вполне можно использовать в качестве летающей лаборатории для будущих исследований по ПВРД.
Не думаю. Разве что исследовать на устойчивость запуска в процессе полета. А так, разогнать с помощью ПВРД особо не получиться - надо самолет от избытка тепла защищать