Самое важное. Самое полезное. Самое интересное...
Loading...

Хороший самолёт должен быть формулой

18 февраля 2015

Оригинал взят у alex_anpilogov

PSC0913_SK_094

В прошлой статье, рассказав об ожиданиях военных касательно будущих "самолётиков на гиперзвуке", я вскользь упомянул и учёных. Сказав, что им бы тоже хотелось что-нибудь получить от возможного развития гиперзвуковых технологий.

И интерес учёных к технологии гиперзвука определяется тем, что с ней связана одна очень давняя мечта человечества — из пушки на Луну Single Stage To Orbit (SSTO), которая обычно переводится на русский язык как "одноступенчатый вывод грузов на околоземную орбиту".

При этом, рассуждая о возможном SSTO, мы должны понимать, что на самом деле учёные и инженеры мечтали не об SSTO, как о таковом, а скорее хотели бы получить нечто в виде "SSTO + возможность многоразовости + возможность осуществлять самолётный взлёт и посадку + халявный окислитель из воздуха".

При этом конструкторы даже готовы были, в общем-то, отказаться и от самой "одноступенчатости", но вот "многоразовость" и "самолётный взлёт и посадка" позволяли радикально уменьшить капитальные затраты на космодромы и, одновременно, значительно снизить затраты на сам орбитальный носитель. А "халявный окислитель", как мы помним из первой части моего рассказа, ещё и позволял перейти на двигатели с более высоким удельным импульсом, чем немало увеличивал вес полезной нагрузки возможного носителя.

Ну а упомянутая "одноступенчатость" просто могла быть приятным бонусом, если орбитальный носитель мог бы ещё и обеспечить достаточно высокую весовую эффективность — по сумме всех предыдущих условий.

В крайнем случае, никто бы сильно не заморачивался, если бы многоразовый самолёт-носитель получился бы и двухступенчатым.
Но он должен был быть самолётом. И, если возможно — не ракетным. И, однозначно — многоразовым.


Вначале всё-таки стоит разобраться со ступенями.

Какая вообще разница — две ступени у нас выводят груз на орбиту или одна?

Тут нам стоит вспомнить формулу Циолковского. Вот она в общем виде (так нам будет проще её разобрать):

55cdc6202c463ca1b0f073a6783dbb07
Здесь: V - конечная скорость летательного аппарата после выработки топлива;
I - удельный импульс используемого двигателя;
М1 - начальная масса летательного аппарата (полезная нагрузка + конструкция аппарата + топливо);
М2 - конечная масса летательного аппарата (полезная нагрузка + конструкция аппарата);

Как видите — принципиального запрета на использование одноступенчатой схемы вывода полезной нагрузки на земную орбиту нет.

Если у вас будет достаточно большое отношение начальной массы всей ракеты к выводимому ею же полезному грузу — то даже одноступенчатая ракета-носитель сможет "выпихнуть" на низкую околоземную орбиту что-то в виде полезной нагрузки.

Конечно, понимая всю ущербность одноступенчатой схемы для классических ракет-носителей с ЖРД и РДТТ, которые имеют весьма низкий удельный импульс, никто из конструкторов в прошлом не пытался сознательно делать одноступенчатые ракеты даже для вывода грузов на низкую околоземную орбиту (НОО).

Но — иногда получалось, что такие ракетоносители попадали на стартовые столы практически "по воле случая". Именно так произошло и с одним из первых американских носителей — РН "Атлас".

В девичестве эта ракета была обычной МБР. Первой американской МБР, между прочим.

Всего было изготовлено около 350-ти боевых ракет «Атлас», из которых потом около 200 штук использовали для запусков различных космических аппаратов. МБР приняли на боевое дежурство в 1958 году, однако уже через год, после нескольких попыток приспособить к нуждам космоса менее мощные американские ракетоносители, стало ясно, что пилотируемую космонавтику США строить сугубо не на чем.

В отличие от СССР, который к началу работ над программой "Восток" уже имел мощную, двухступенчатую РН Р-7, у США в активе оказался один «Атлас», который и был срочным образом приспособлен для вывода на орбиту всех полезных нагрузок по американской программе пилотируемых полётов «Меркурий».

Сама по себе МБР «Атлас» была уникальна тем, что использовала очень необычную полутораступенчатую конфигурацию вместо разделения ступеней. Все три ЖРД, установленные на «Атласе» запускались на стартовом столе, при этом два внешних двигателя (ускорители) выключались и сбрасывались уже на второй минуте полёта. А вот центральный (маршевый) двигатель, топливные баки и другие элементы конструкции оставались в составе ракеты вплоть до вывода полезной нагрузки на НОО.

До спасения сбрасываемых "лишних" двигателей тогда ещё никто не додумался — ненужные ускорители «Атласа» после отделения от РН просто падали в океан.

Кроме того, у «Атласа» были очень тонкостенные (0,254-1,02 мм) несущие топливные баки с минимальным использованием силового набора, при этом жёсткость баков обеспечивались давлением газа наддува. Данное решение позволило существенно сэкономить на массе их конструкции, однако, наддув баков азотом был необходим даже на незаправленной ракете, во время её изготовления и транспортировки — во избежание её разрушения под воздействием собственного веса.

1-48 Mercury Atlas
Наглядно про сброс двигателей МБР «Атлас».

Однако, несмотря на все такого рода ухищрения, одноступенчатый «Атлас», имея стартовую массу около 120 тонн, мог выводить на орбиту не более 1 355 килограмм полезной нагрузки.

Именно такой массой вынуждено был ограничен вес пилотиремой капсулы «Меркурия», что потом создало массу ограничений для первой американской пилотируемой программы.

Но, несмотря на это, МБР, а впоследствии — РН "Атлас" оказалась первой "почти что SSTO-ракетой".

Любопытно, что финт с "отбрасыванием лишних двигателей", успешно применённый на МБР/РН «Атлас», американцы потом думали осуществить и на своём гигантском «Сатурне-V». Назывался этот проект «Сатурн-1D» и подразумевал отделение блока из 4-х боковых двигателей F-1 при продолжении полёта первой, сверхбольшой стартовой ступени «Сатурна-V» на единственном центральном двигателе, вплоть до исчерпания топлива в её гигантских баках. В таком режиме эта ступень, согласно расчётам, могла бы выводить на орбиту 22 тонны полезной нагрузки:

Saturn S-1D Staging

Тут уже было понятно, что, в отличии от МБР «Атлас», двигатели не бесплатные — и сброшенный блок двигателей даже намеревались спасать с помощью некой гипотетической парашютной системы:

amAdvancedMissionStudySaturnPayload

Конечно же, разменять стартовую массу одноступенчатого «Сатурн-1D», которая составляла без малого 2300 тонн на 22 тонны полезной нагрузки на НОО — изрядная глупость. Так, например, схожую полезную нагрузку (23 тонны) сегодня спокойно выводит на НОО гораздо более "скромный", 700-тонный трёхступенчатый российский «Протон».

Однако, для многоступенчатого «Сатурна-V», при условии реализации этой схемы, открывались совсем другие перспективы его дальнейшего использования. Так, например, комбинация «Сатурн-1D» и «Сатурн-IVB», третьей ступени оригинального «Сатурн-V» в рамках двухступенчатого РН (вместо оригинального, трёхступенчатого «Сатурн-V») позволяло бы такому РН выводить на НОО около 82 тонн полезной нагрузки!

Однако в спешке "лунной гонки" никакими модификациями «Сатурна-V» предпочли в итоге не заниматься, и проект SSTO на основе самой большой американской ракеты так и не был реализован в металле.

В общем, получается, что в своём упрощённом, одноступенчатом виде формула Циолковского  для типичных значений удельного импульса ЖРД (450 секунд) и для возможных инженерных решений по облегчению конструкции ракеты-носителя не позволяет нам рассчитывать больше, чем на 1-1,5% массы полезной нагрузки от начальной массы всей РН.

Как нам его поднять, если мы хотим всё-таки оставаться в рамках концепции SSTO?

Посмотрим ещё раз на формулу Циолковского, пока стараясь не думать о многоступенчатости, которая сразу превращает 120 тонный «Атлас» в 107 тонный «Рокот», который за счёт трёх ступеней и без всякого волшебства с откидыванием двигателей выводит на орбиту уже 2200 кг груза. Итак:

Во-первых, хотелось бы, безусловно, поднять удельный импульс двигателя. Тот, который I. Для ЖРД он составляет 470 секунд, а вот для различных моделей ВРД — от 1000 до 3000 секунд.

Связано это с тем, что удельный импульс — это величина, равная отношению создаваемого двигателем импульса (количества движения) к массовому расходу топлива двигателем. Поскольку ЖРД достаточно "прожорливый" и неэкономный двигатель — мы значительно выигрываем, даже меняя его на весьма капризный ГПВРД, не говоря уже о ТРД.

Кроме того, можно оптимизировать отношение М1 и М2 - и тут мы уже должны подумать о том, что классическая ракета тянет за собой на орбиту оба компонента топлива — и горючее, и окислитель, в то время, как окислителя (кислорода) у нас полным-полно рядом, за бортом в самой атмосфере Земли.

Вполне логичная идея — зачем нам возить с собой окислитель, если мы можем набирать его из атмосферы в процессе полёта? Но реальность снова предъявляет свою цену.

Все воздушно-реактивные двигатели (ВРД) как мы помним, эффективны каждый в своём диапазоне скоростей, а ставить много разных двигателей на один аппарат нерационально (не зря, ой не зря «Атлас» сбрасывал движки...).

А эпической сложности многорежимный двигатель SR-71 ясно говорит, что совместить ТРД, СПВРД да ещё и не созданный толком в железе ГПВРД в рамках одного силового агрегата — пока что практически невыполнимая сверхзадача, поскольку течение потока воздуха в ТРД, СПВРД и ГПВРД отличается очень сильно.

Но... если охладить атмосферный воздух за счёт какого-то источника холода прямо на борту? А потом разделить его на чистые газы — и использовать в качестве универсального окислителя, не мучаясь с расчётом набегающего потока воздуха и не организовывая горение топлива в сверхзвуковом потоке?

Именно вокруг такой идеи улучшения весовой отдачи SSTO и был построен английский концепт HOTOL:

hotol-cutaway

Как и в США, и в России, в Англии очень ревностно относятся к своим гиперзвуковым секретам.

Известно, что "сердцем" HOTOL-а должен был стать уникальный кислородно-водородный ракетный двигатель RB545. Однако, его конкретные технические параметры были засекречены, а на суд широкой публики был явлен только основной концепт этой самолётной SSTO-схемы.

Сжижение атмосферного кислорода действовало по следующей схеме: атмосферный воздух поступал в теплообменники, в которых циркулировало горючее двигателя RB545 — жидкий водород. Поскольку жидкий водород имеет температуры ниже (около -255 °C) по сравнению с температурой кипения (и конденсации) жидкого кислорода (-183 °C), то в теплообменниках шёл одновременный процесс газификации жидкого водорода и конденсации кислорода воздуха.

Одновременно, при более высоких температурах из воздуха удалялись жидкий азот и углекислый газ.

Кислород затем подавался в буферный бак, из которого потом и шёл в ракетный двигатель HOTOL-а. Понятное дело, на больших высотах, близких к НОО, этот бесплатный кислород уже исчезал и выше определённой высоты HOTOL уже переходил на использования в ракетных двигателях уже собственного кислорода, запасённого в достаточно небольших баках заранее подготовленного на земле готового окислителя. Переход от режима сжижения кислорода в чисто ракетный режим собирались делать как раз при переходе на гиперзвук (при 5-7М), для того, чтобы не бороться с негативными эффектами в набегающем потоке воздуха, которые, как мы помним, резко нарастают как раз на границе гиперзвукового барьера в 5М.

Проект HOTOL так и не вышел из исследовательской стадии и был закрыт в начале 1990-х годов, когда стало ясно, что заднее расположение двигателя сдвинуло назад центр масс аппарата, что крайне негативно сказалось на устойчивости полёта при моделировании его в рамках предварительных исследований.

В 1991 году компания British Aerospace, в попытке спасти проект, предложила удешевлённый вариант Interim HOTOL, который предлагалось запускать с модифицированного самолета Ан-225. Такой "усечённый" HOTOL уже, понятное дело совсем уже не был SSTO, использовал всё тот же засекреченный RB545 исключительно в рактеном режиме (без стадии подготовки окислителя из воздуха) и выводил бы на НОО не 7-8 тонн, как его "папа", а всего 2-3 тонны.

Однако в таком виде кастрированном виде проект уже явно был мало кому нужен, в результате чего HOTOL был полностью закрыт.

В утешение теперь можно рассмотреть пару картинок тех лет:

HOTOL&An-225
mmrho

Ну и, наконец, последний и, хочется верить, всё-таки более удачный в будущем, нежели HOTOL, проект SSTO.
Тоже английский. Под названием Skylon.

skylon_sabre_open_1024

Согласно проекту, «Скайлон» будет способен доставить в космос приблизительно 12 тонн груза для случая НОО.

«Скайлон», согласно декларации разработчиков, будет способен подниматься в воздух как обычный самолет и, достигнув гиперзвуковой скорости в 5,5М и высоты около 26 километров, перейдёт на питание кислородом из собственных баков, чтобы выйти на орбиту. Посадка «Скайлона» тоже предполагается в самолетном режиме.

Таким образом, британский космолёт не только должен выходить в космос без применения разгонных ступеней, внешних ускорителей или сбрасываемых топливных баков, но и, согласно задумке, должен осуществлять весь свой полёт, используя одни и те же двигатели (в количестве двух) на всех этапах своего пути, начиная с рулёжки по аэродрому и заканчивая орбитальным участком.

Что же это за чудесные двигатели?

Известно о них тоже немного, есть только несколько весьма эскизных рисунков и пространных объяснений на сайте самого разработчика «Скайлона». Называются они звучной аббревиатурой SABRE (сабля):

9b5671b735afc4fc613d1b07823653e5
Расскажу, что задумали конструкторы «Скайлона» в рамках одного этого чудо-двигателя с некоторыми моими (может быть — и глупыми) комментариями:

1) Это — гиперзвуковой комбинированный воздушно-реактивный / ракетный двигатель.

Неясно, что тут унаследовано от засекреченного в HOTOL-е RB545, но замах тут ещё круче: теплообменники в «Скайлоне» вмонтированы прямо в движки.

2) В основные, ракетные камеры сгорания, которых у нас по 4 в каждом двигателе, подаётся горючее — жидкий водород и окислитель — либо атмосферный воздух, нагнетаемый турбокомпрессором (эээ? а как же гиперзвук?) и сильно охлаждаемый при прохождении через теплообменник в случае воздушно-реактивного режима, либо же готовый жидкий кислород из баков — при переходе двигателя на чисто ракетный режим.

3) Турбокомпрессор приводится во вращение газовой турбиной, на которую в качестве рабочего тела подаётся нагретый гелий (эээ? а зачем у нас тут жидкий водород на борту?), получающий тепло от охлаждаемого в теплообменнике воздуха и дополнительно разогреваемый при охлаждении им сопел (а что, запустить турбины от ракетных движков — не было бы проще?).

4) Затем гелий охлаждается частью топлива — жидкого водорода (гелиевый цикл). (ну вот. вспомнили о жидком водороде!).

5) Кроме того, двигатели оснащены вспомогательными прямоточными камерами сгорания, питаемыми воздухом из внешних обходных каналов и используемыми для сжигания излишков водорода, испаряющегося при охлаждении воздуха, не попавшего в теплообменники двигателей во время их работы в воздушно-реактивном режиме. (какова будет эффективность этих прямоточных камер при скоростях, меньших 1М? И зачем вообще создавать "излишки" водорода в рамках дополнительного гелиевого цикла?)

6) Таким образом, прямоточный контур создаёт некоторую часть тяги, наиболее значительную при низких скоростях полёта (в отличие от турбопрямоточных двигателей, где прямоточный контур тем эффективнее, чем больше скорости полёта). (о, господи! Да как прямоточные камеры создадут "значительную часть тяги, если они и запустяться только при 0,5М! Боже, избавь нас от британских инженеров!)

Итог такого весьма авантюристического подхода к созданию двигателя для безусловно красивой концепции немного предсказуем: за 25 лет, прошедших от момента фактического закрытия программы HOTOL, от разработок которой и оттолкнулись создатели «Скайлона», так и не создано ни одного полноразмерного действующего прототипа двигателя будущего аппарата и в настоящее время проект «существует» лишь в виде красивой концепции.

Общий же бюджет по скрещиванию "ужа, ежа и розового единорога" пока что оценивается в 12 млрд. долларов. Из которых пока правительство Великобритании пообещало разработчикам «Скайлона» лишь 60 млн. фунтов стерлингов.
Первые тесты двигателей SABRE, которые должны столь успешно сочетать в себе свойства ТРД, СПВРД, ГПВРД и ЖРД  запланированы на 2019 год. Как говорится: поживём — увидим.

Пока для этой прорывной концепции SSTO заявлено: одноступенчатый вывод, 12 тонн полезной нагрузки, 275 тонн взлётного веса (что соответствует 4,3% веса полезной нагрузки от стартового веса носителя — больше, чем у современных трёхступенчатых ракет), полная многоразовость (до 200 запусков), самолётный взлёт и самолтная же посадка.

Осталось понять, насколько идеальная формула Циолковского может быть применима к такой идеальной мечте — и можно ли реализовать эту мечту отпущенными нам весьма ограниченными инженерными и технологическими возможностями...

Комментарии у автора интересны и важны: http://alex-anpilogov.livejournal.com/35634.html

 Комментарии: 0 шт.   Нравится: 1 | Не нравится: 0 

Комментарии

Социальные комментарии Cackle Все комментарии

Также в разделе «Интересное»

Расписание

Расписание транспорта. Краматорск, Харьков

Расписание

Музыка

Loading...

Справочник ВУЗов Украины