ВРД для АКСа.

[ronatu]

[ronatu]

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{{

[ronatu]

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.

[poruchik]

..

[Evgeniy]

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.

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

[Дмитрий В.]

Хм, вообще-то, на МиГ-31 стоят ДТРД Д-30Ф6 с небольшой степенью двухконтурности.

[Павел73]

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.

[Evgeniy]

Хм, 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

[Evgeniy]

Один 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