Гиперзвук

[АниКей]

http://fotki.yandex.ru/users/videofotostudia/view/361735/

[АниКей]

http://fotki.yandex.ru/users/videofotostudia/view/362064/

[ITop]

Непонятно, про гелий пишут, что он нужен для конденсации водорода. Как это делается и в чем смысл?

Там целая система, с использованием теплообменников.
Входящий поток воздуха охлаждается в теплообменниках с промежуточным теплоносителем (как раз гелий). Кислород (а не водород) из воздуха конденсируется и уже жидкий подаётся в ЖРД. Охлаждение гелия производится за счёт нагрева водорода, поступающего из баков в ЖРД.

То есть идея в том, чтобы не тащить с собой большую часть тяжёлого кислорода, а брать его из атмосферы. Уж не знаю, как это получиться на практике

[Alexandr_A]

Кислород (а не водород) из воздуха конденсируется и уже жидкий подаётся в ЖРД.

Вы серьезно? Установка по перегону - кислородная станция, на борту.  

[ITop]

Кислород (а не водород) из воздуха конденсируется и уже жидкий подаётся в ЖРД.

Вы серьезно? Установка по перегону - кислородная станция, на борту.  

Извиняюсь - перепутал с другим проектом  :oops:.
В этом гелий видимо используется только для охлаждения элементов корпуса. Ну понятно, что кроме наддува баков с ЖВ

[ronatu]

The U.S. military released new details today (Aug. 25) about the recent test flight of a super-fast prototype aircraft, along with a video showing the vehicle streaking through the sky at more than 20 times the speed of sound.

http://www.space.com/12739-video-hypersonic-military-aircraft-flight-darpa-htv2.html

[АниКей]

1 сентября 2011, 18:02   |   Политика   |   Илья Крамник, Денис Тельманов
Программа гиперзвуковых самолетов провалена
Катастрофа аппарата HTV-2 поставила крест на разработке «гиперлетов» для армии США[/size]


фото: REUTERS
http://www.izvestia.ru/news/499227
Американский гиперзвуковой летательный аппарат HTV-2 упал в Тихий океан, доказав, что на скорости в 20 раз больше скорости звука связь аппарата с базой установить невозможно — облако плазмы не пропускает сигнал. Это открытие поставило крест на разработках управляемых гиперзвуковых аппаратов, которые ведут американцы. Российским «гиперлетам» это пока не угрожает — их делают автономными.

HTV-2 был разработан в рамках программы Prompt Global Strike — «Мгновенный глобальный удар». Цель программы — обеспечить поражения любой цели на территории Земли в течение часа. Для этого поражающий элемент должен двигаться с огромной скоростью, в 20 раз превышающей скорость звука.

Причина потери связи в ходе испытаний HTV-2 — облако «холодной плазмы», которое образуется вокруг аппарата на большой скорости из-за трения воздуха. Это облако перегревает антенны и выводит их из строя, поглощая при этом радиоволны.

Российские ученые, занимающиеся гиперзвуковыми проектами, полагают, что на поиск решения, как передать сигнал внутрь плазменного облака, уйдет минимум 20–25 лет.

— На уровне сегодняшних знаний об окружающем мире эта проблема нерешаема, поэтому создание управляемого аппарата, движущегося в атмосфере на высоких гиперзвуковых скоростях — до 20 скоростей звука, сегодня невозможно, — подчеркнул «Известиям» источник в оборонно-промышленном комплексе, попросивший не называть его имя и должность.

В то же время катастрофа HTV-2 в США никак не повлияет на создание российских гиперзвуковых аппаратов, поскольку управлять ими дистанционно никто даже не пытается.

— Наша программа развивается в ином направлении, мы создаем маневрирующие гиперзвуковые боевые блоки для межконтинентальных баллистических ракет, управление которыми извне не предусматривается — программа поражения цели заложена в них заранее, — отметил представитель военной промышленности.

Сейчас такие блоки разрабатываются для ракет «Ярс» и «Булава».

Бывший начальник штаба РВСН России Виктор Есин отметил в интервью «Известиям», что HTV-2 представлял целый класс планирующих боевых блоков межконтинентальных ракет. Об их создании в России говорил в 2005 году Владимир Путин.

— Обычные блоки перестают маневрировать после входа в атмосферу и становятся уязвимыми для систем противоракетной обороны. Это происходит на высоте 100–150 км от поверхности Земли. А планирующий блок — продолжает маневрировать, опираясь на воздух. В этом его преимущество, — пояснил Есин.

По его словам, разработка HTV-2 ведется на перспективу, принятие таких аппаратов на вооружение США планируют не раньше 2020 года.

[АниКей]

Американские военные показали ВИДЕО гибели самого быстрого самолета в мире http://www.newsru.com/world/02sep2011/falcon.html

[STS]

хм, удивительно что им вообще пришло в голову им дистанционно управлять, настолько что таже сомневаюсь в этом утверждении.

[Дмитрий В.]

хм, удивительно что им вообще пришло в голову им дистанционно управлять, настолько что таже сомневаюсь в этом утверждении.

Судя по анимации (довольно активная работа двигателей ориентации) дистанционное управление маловероятно.

[Андрей Суворов]

Ну, по крайней мере, они собирались сквозь плазму с него телеметрию принимать...

[Uriy]

Ну, по крайней мере, они собирались сквозь плазму с него телеметрию принимать...

 Cкорей всего, а управление было на автомате,но штука новая,может автомат что-то не прочуствовал,пытались подправить-не вышло.

[Кенгуру]

Американский гиперзвуковой летательный аппарат HTV-2 упал в Тихий океан, доказав, что на скорости в 20 раз больше скорости звука связь аппарата с базой установить невозможно — облако плазмы не пропускает сигнал. Это открытие поставило крест на разработках управляемых гиперзвуковых аппаратов, которые ведут американцы.

А НАД аппаратом облако плазмы тоже образуется? Предполагается, что он создаёт некий угол атаки, значит толкает воздух в основном вниз. Поэтому и вопрос создаётся ли плазма над аппаратом?



Если не создаётся или создаётся слабое, то связь можно установить не с базой, а со спутником.

Другой вариант - лазерная связь.

Впервые испытана лазерная связь между самолётом и спутником

20 декабря 2006

Спутник Artemis Европейского космического агентства (ESA) впервые в мире установил лазерный канал связи с летящим самолётом — на дистанции 40 тысяч километров.

В ходе двух экспериментов данные передавались по двухстороннему каналу между самолётом Dassault Mystere 20, летящим на высотах 6 и 10 километров, и спутником Artemis, висящим на геостационарной орбите.

Mystere 20 был оборудован специальным оптическим блоком LOLA (сокращение от Liaison Optique Laser A

[Saul]

Если покрытие корпуса керамика, сделать кончик носа и хвоста вольфрамовые и от "корегера" резонировать по плазме!

[Saul]

Ошибся от рекламы - КОГЕРЕР.
 Из личного опыта: первоначальный "поджиг" плазмотронов - на вольфрамовый "электродик", а силовая дуга - на медный "электородище".
 У гаджета - зафигачить металлизированную полосу по керамике, а когда её сдувать начнёт, уже плазма электропроводная.
От помех уже умеют абстрагироваться. Интернет по силовым кабелям гоняют. На "Плазматексе" плавильной печью (200) параметров управляли по USB шнурочку.

[Dmitri]

А какое отношение это имеет к теме топика? Вы еще электросварку вспомните.

[Salo]

Разработка технологии создания демонстратора для подтверждения промышленных технологий создания и применения в твердотопливных ракетных двигателях двухсоставных зарядов из перспективных смесевых твердых ракетных топлив с температурой в камере сгорания свыше 4200К и создания демонстратора для подтверждения технологий создания высокоскоростного разгонно-маршевого прямоточного воздушно-реактивного двигателя для М = 2,5-6,0 и маршевого полета при М = 4,5-8,0. Шифр: ОКР «Демонстратор».

2. Цели и задачи выполнения ОКР

2.1. Цель работы:
Разработка технологий создания демонстратора ракетного двигателя на твердом топливе (РДТТ) с двухсоставным зарядом из перспективных смесевых твердых ракетных топливах (СТРТ) с температурой в камере сгорания свыше 4200К; облика РДТТ на высокотемпературных топливах c удельным импульсом тяги не менее 315с, с коэффициентом массового совершенства (отношение массы конструкции к массе заряда) не более 0.085; демонстратора для подтверждения технологий создания высокоскоростного разгонно-маршевого прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ПВРД) для М = 2,5...6,0 и маршевого полета при М = 4,5...8,0.

2.2. Задачи выполнения ОКР.
2.2.1.   Выбор технологий и схем завесного охлаждения для демонстратора РДТТ с двухсоставным зарядом при использовании перспективного твердого топлива. Выбор рецептуры низкотемпературного твердого топлива (НТТ), обеспечивающего эффективность завесного охлаждения и совместимого с высокотемпературным топливом (ВТТ). Определение основных характеристик НТТ в условиях воздействия продуктов сгорания высокотемпературного топлива. Разработка технических предложений.
2.2.2.   Разработка конструкторско-технологических решений (КТР) на демонстратор РДТТ с двухсоставным зарядом из перспективных смесевых твердых топлив.
2.2.3.   Разработка КТР на демонстратор высокоскоростного разгонно-маршевого ПВРД с использованием газодинамической стабилизации пламени. Разработка КТР на демонстратор воздухозаборного устройства (ВЗУ) с параллельным торможением потока (до дозвуковой скорости в газогенераторе и сверхзвуковой скорости в основном потоке).
2.2.4.   Разработка базовых технологических процессов создания демонстраторов РДТТ и ПВРД.
2.2.5.   Разработка технологической документации на доработку стендов, стендовых систем, систем и программ измерений для испытаний демонстраторов.
2.2.6.   Изготовление газогенератора, элементов тепловой защиты и камеры демонстратора разгонно-маршевого ПВРД с использованием газодинамической системы стабилизации пламени. Изготовление элементов демонстратора ВЗУ с параллельным торможением потока. Экспериментальная отработка элементов демонстратора ПВРД, ВЗУ.
2.2.7.   Разработка и изготовление технологической оснастки для изготовления демонстратора РДТТ.
2.2.8.   Изготовление, сборка, автономные и технологические испытания демонстратора РДТТ с двухсоставным зарядом из перспективных смесевых твердых топлив.
2.2.9.   Разработка методики экспериментального подтверждения технологий создания демонстратора РДТТ с двухсоставным зарядом из перспективных СТРТ, включая методику пересчета внутрибаллистических и энергетических характеристик, теплового состояния и разгаров, полученных при огневых стендовых испытаниях (ОСИ) демонстратора РДТТ, на полномасштабный РДТТ.
2.2.10.   Сборка и автономные испытания элементов воздухозаборного устройства с параллельным торможением потока.
2.2.11.   Испытание газогенератора и элементов тепловой защиты демонстратора высокоскоростного ПВРД.
2.2.12.   Изготовление демонстратора разгонно-маршевого ПВРД с использованием газодинамической системы стабилизации пламени, ВЗУ с параллельным торможением потока.
2.2.13.   Огневые стендовые испытания (ОСИ) демонстратора РДТТ с двухсоставным зарядом из перспективных смесевых твердых топлив.
2.2.14.   Испытания демонстратора воздухозаборного устройства с параллельным торможением потока.
2.2.15.   ОСИ демонстратора высокоскоростного разгонно-маршевого ПВРД
2.2.16.   Разработка рекомендаций по внедрению технологий разработки РДТТ с двухсоставными зарядами из перспективных смесевых твердых топлив с температурой в камере сгорания свыше 4200 К и создания элементов конструкции, интеграции разгонно-маршевого прямоточного воздушно-реактивного двигателя для М = 2,5-6,0 и маршевого полета при М = 4,5-8,0 и ЛА.
3. Технические требования

3.1.   Состав демонстратора РДТТ:
-   сопловой блок,
-   корпус,
-   заряды твердого топлива (ВТТ и НТТ),
-   воспламенитель,
-   средства диагностики.
3.2.   Базовые технологические процессы создания демонстратора РДТТ.
3.3.   Коэффициент массового совершенства (отношение массы конструкции к массе заряда) не более 0.085 для РДТТ без органов управления (ОУ) и со стационарным соплом, подтверждается расчетом при разработке облика РДТТ с двухсоставным зарядом из перспективного СТТ.
3.4.   Удельный импульс тяги в пустоте не менее 315 с, подтверждается пересчетом опытных значений, полученных на демонстраторе РДТТ с обычным и двухсоставным зарядом при огневых стендовых испытаниях в наземных условиях.
3.5.   Эффективность завесного охлаждения подтверждается сравнением экспериментальных значений температур стенок вкладыша критического сечения сопла и величин уноса вкладыша для демонстраторов РДТТ с обычным и двухсоставным зарядом с последующим пересчетом на штатный РДТТ с двухсоставным зарядом из перспективного СТТ.
3.6.   Состав демонстратора ПВРД:
-   газогенератор,
-   система струйной стабилизации,
-   камера сгорания,
-   система подачи горючего,
-   средства диагностики,
система подачи воздуха.
3.7.   Базовые технологические процессы создания демонстратора ПВРД.
3.8.   Состав демонстратора воздухозаборного устройства
-   центральное тело с комбинированной системой сжатия сверхзвукового потока,
-   газоводы с системой перепуска газового потока,
-   пилоны крепления обечайки,
-   выходное дроссельное устройство,
-   средства диагностики.
3.9.   Эффективность демонстратора высокоскоростного разгонно-маршевого прямоточного воздушно-реактивного двигателя для М = 2,5-6,0 и маршевого полета при М = 4,5-8,0 подтверждается значениями полноты сгорания, определяемыми на основе измерений параметров камеры сгорания, воздухозаборного устройства с параллельным торможением потока - значениями коэффициента расхода и восстановления полного давления, определяемым путем измерения расходов и давлений за ВЗУ.
4. Технико-экономические требования.

Начальная максимальная цена контракта установлена в сумме   124600 тыс. рублей (сто двадцать четыре миллиона шестьсот тысяч рублей): в том числе объемы финансирования по годам:
2011 г. -   52100    тыс. руб.(пятьдесят два миллиона сто тысяч рублей);
2012 г. -   72500    тыс. руб.(семьдесят два миллиона пятьсот тысяч рублей).
Стоимость работ не должна превышать цены государственного контракта. Она может изменяться в пределах, установленных законодательством.[/size]

[Семён Семёныч Гонтмахер]

Мда... всего 4 лимона баксов на создание скрамджета ... Говорят у Ресина часы за полтора лимона евро

[Not]

Говорят у Ресина часы за полтора лимона евро

Завидуйте молча  

[Salo]

Выложили в сеть новый номер журнала "Двигатель": http://engine.aviaport.ru/issues/75/page25.html

20 ЛЕТ "ХОЛОДА"[/size]


В этом году исполняется 20 лет с тех пор, как в нашей стране, 28 ноября 1991 г. был осуществлен первый полет гиперзвуковой летающей лаборатории ГЛЛ "Холод" с запуском ГПВРД. Это был первый в мире полёт, при котором достигнута работа камеры сгорания двигателя при сверхзвуковом режиме протекания рабочего тела (водород-воздух). Зафиксированное в первом летном испытании ГПВРД максимальное число М составило 5,8. Двигатель проработал 28 с, и в процессе полета он включался автоматически дважды. Таким образом, впервые в мире в условиях летного испытания была доказана работоспособность гиперзвукового ПВРД. Для разгона ГЛЛ "Холод" до необходимой скорости была применена зенитная ракета комплекса С-200, разработанного Химкинским КБ "Факел" под руководством генерального конструктора П.Д. Грушина. Выбор этой ракеты обуславливался тем, что параметры траектории ее полета были близкими к необходимым для летных испытаний ГПВРД.

Разработка первых вариантов гиперзвуковых прямоточных воздушно-реактивных двигателей, предназначенных для использования при скоростях полета в шесть и более раз превышающих скорость звука началась более 30 лет назад. Важнейшей особенностью ГПВРД является горение топлива в сверхзвуковом потоке воздуха. В США предполагалось провести летные испытания ГПВРД на уникальном исследовательском самолете Х-15, разгонявшемся до шестикратной скорости звука ракетным двигателем. Идея осталась неосуществленной: построенный в единственном экземпляре Х-15 разбился за несколько дней до начала полетов с работающим ГПВРД. Советская программа началась в те же семидесятые годы. В отличие от американцев, решено было использовать зенитные ракеты. В работе участвовали Академия наук СССР, Минавиапром, ОКБ и заводы. Головной организацией в части разработки и испытаний двигателей на криогенном топливе для высокоскоростных самолетов был утвержден ЦИАМ им. П.И. Баранова. Реализация программы продвигалась не так быстро, как хотелось бы, из-за дефицита средств и начавшихся "перестроек".

К началу XXI века в общей сложности проведено семь полетов этой техники. Первые два полета с габаритно-весовыми макетами головных отсеков по программе летно-конструкторских испытаний позволили отладить новую систему управления ракеты для обеспечения требуемой траектории. В пяти полетах использовался реальный ГПВРД с подробной препарацией проточного тракта камеры сгорания. В трех полетах в камеру сгорания ГПВРД подавался жидкий водород.

Время работы ГПВРД увеличивалось от одного испытания к другому и в последнем полете составило 77 с, соответствующее максимальному времени полета ракеты. Установлено, что работоспособность камеры сгорания сохранилась после ее выключения.

На участке типовой траектории разгона до числа Мп = 6,5 продемонстрирована работоспособность водородных ГПВРД. При этом на входе в ГПВРД воспроизводились реальные условия полета с естественным уровнем турбулентности и структурой потока невозмущенной атмосферы.

Анализ режимов течения и горения в проточном тракте ГПВРД производился на основе информации, полученной в полете.

Всё это дает основание полагать, что в ХХI век мы входим с большим научно-техническим заделом для создания нового поколения космических средств выведения - воздушно-космических самолетов.[/size]