Гиперзвуковое оружие: новости и перспективы

Это измеренная в полете тяга. Какие у вас сомнения?

У меня нет сомнений. Это расчетная тяга. Это на сайте разработчика написано:

1610221564955.png


Какая, извините мой французкий, измеренная в полете тяга?!


Испытывались ракеты с массогабаритным макетом и с работающим двигателем, и проводились измерения параметров полета ракет. Это не теоретические расчеты. А так можно договорится до того, что приборная скорость самолета не является измеренной, ведь трубки пито совсем не скорость измеряют.

Параметры полета - это скорость, высота. Как вы тягу в полете измерите? Нет ни в одном отчете величины тяги в том, да и двух остальных полетах. И я скажу почему - тяга смешная была.


На скане из книги черным по белому написано про полет на скорости 3м и высоте 10 км.

- Петька, приборы?
- 25!
- Что "25"?
- А что "приборы"?

А как связаны скорость ракеты М=3 и 10 км высоты с работой ГПВРД "Холод"?
Правильный ответ: "Никак."
 
Реклама
У меня нет сомнений. Это расчетная тяга. Это на сайте разработчика написано:

Посмотреть вложение 755146

Какая, извините мой французкий, измеренная в полете тяга?!
Не пойму, что вас смущает?


Параметры полета - это скорость, высота. Как вы тягу в полете измерите? Нет ни в одном отчете величины тяги в том, да и двух остальных полетах. И я скажу почему - тяга смешная была.
Зная массу, высоту и скорость(ускорение) можно получить тягу. Что вас смущает?

- Петька, приборы?
- 25!
- Что "25"?
- А что "приборы"?

А как связаны скорость ракеты М=3 и 10 км высоты с работой ГПВРД "Холод"?
Правильный ответ: "Никак."
Вы опять несете какой-то бред.
 
Не пойму, что вас смущает?

Если вы не понимаете азов, вы просто не готовы к дискуссии на данную тему.
Когда поймете, тогда с вами можно будет разговаривать.

Рекомендую найти кого-нибудь, кто имеет понятие о характеристиках ЖРД, и проконсультирваться. Я видимо, недостаточно доходчиво для вас объясняю.
 
Если вы не понимаете азов, вы просто не готовы к дискуссии на данную тему.
Когда поймете, тогда с вами можно будет разговаривать.

Рекомендую найти кого-нибудь, кто имеет понятие о характеристиках ЖРД, и проконсультирваться. Я видимо, недостаточно доходчиво для вас объясняю.
Это вы чего-то не понимаете. То, что они дали тягу в пустоте (я додумываю, что вам не понравилось) , не значит что она теоретическая, а не измеренная.
 
Это вы чего-то не понимаете. То, что они дали тягу в пустоте (я додумываю, что вам не понравилось) , не значит что она теоретическая, а не измеренная.

Как?! Как создать пустоту вокруг летящей ракеты? Зачем?
 
На скане из книги черным по белому написано про полет на скорости 3м и высоте 10 км.

Почему я должен верить скану журнала, если сам разработчик двигателя КБХА на своем официальном сайте высотные характеристики своего изделия ограничил 20 км. гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель ГПВРД 58Л (ведущие конструкторы И.В. Липлявый, Ю.А. Мартыненко), предназначенный для исследования рабочих процессов горения водородного топлива в условиях полета при скоростях 3-6,5 М и высотах от 20 до 35 км.
 

Правильно!

Если говорить о единственном неаварийном полете Холода (12.02.98), то подача горючего в ГПВРД началась на секунде 38 полета не при 3 Махах, как нам тут свистят "специалисты", а при М=3.5...3.6, высота при этом была хорошо так за 16 км. И вы совершенно правы - хрен у них двигатель, рассчитанный на М=6 (+0.5) заработал. Из-за несоответствия обтекания на входе входного канала расчетным условиям, двигатель захлебнулся. Т.е., горючее подавалось с избытком, горение, судя по инверсионному следу возникло, только тяга была никакая. Через 10 секунд, когда ракета набрала скорость М>4.6, установилось нормальное горение. Высота была 19 км. Максимальная скорость М=6.4+ была достигнута на секунде 54.5 полета на высоте 21.4 км, когда произошла отсечка ЖРД ракеты. После этого ракета пролетела по инерции до высоты 27 км (90 секунд, М=5.8) и стала снижаться по баллистической траектории. На 115 секунде полета прекратилась подача горючего в ГПВРД, и телеметрия отключилась. В этот момент скорость была М=5.4...5.5, высота примерно 25 км.
 
Последнее редактирование:
А я даже благодарен q53, ибо два холодных ветреных дня провел с пользой - много прочитал, много вспомнил (например, полистал в тех. библиотеке ус. пос. Газодинамический расчет ПВРД и их характеристики, аж 1969 года выпуска). И после всего прочитанного меня не покидает чувство, что ГЗР "Циркон" - это такая дурилка картонная, то ли для дезы противника, то ли для поднятия духа глубинного народа. Ибо смысла использовать такие изделия (во всяком случае для военных задач) нет смысла (даже при решении некоторых технических вопросов). Холод продемонстрировал, что организовать горение топлива в сверхзвуковом потоке потоке можно, но он прояснил и то, что ГПВРД работает стабильно только в условиях ограниченных высот (примерно от 20 км.) и чтобы ее туда вывести нужна баллистическая ракета (или отделяемая ступень) и приличных скоростей (от 3,5 М). Изделию также необходим собственный неотделяемый бак с топливом (например, водородом) + система регулирования расхода и впрыска + система наведения - для боеголовки места просто не остается (надеюсь, атомный заряд в Циркон ставить не будут). На этой оптимистичной ноте заканчиваю
 
Реклама
Что-то "специалисты" по разгону ракеты двигателем Холода притихли. Видать разгон не вытанцовывается.
Справедливости ради, определение Сх ракеты на сверхзвуке - довольно нудная задача, а взять на глазок трудно, разброс значений может быть от 0,1 до 0,8, т.е., на порядок. Но, оказывается, для вердикта нам не нужно даже знать силу сопротивления ракеты.
При угле наклона траектории 17.5 градусов, осевая компонента силы тяжести ракеты будет -W * sin (17.5o) = 2765 * 0.3 = - 820 кгс.
При тяге 300 кгс. Баланс сил отрицательный, ракет будет замедляться уже от гравитации земли. Т.е., двигатель неспособен нести сам себя.


Если кто еще не знал, то скорости М=6.4+ ракета достигла на своем форсированном ЖРД с тягой 10,000 кгс, а не на этой игрушке 58Л.

А вот прикинем реальную тягу Холода. Абсолютно верим КБХА и принимаем тягу в пустоте 300 кгс (цифра очень правдоподобная).
Но есть нюанс. Измерения они делали явно на стенде, а там была зафиксирована полнота сгорания топлива (горючего) 100%. Тяга указана для расхода горючего 0,18 кг/сек.

А что было в том полете? Пиковая полнота сгорания 78%, расход горючего - практически 0,09 кг/сек (при работе двигателя).

Пренебрегаем потерями в сопле, получаем полетную тягу 300 * 0,8 * (0,09 / 0,18) = 120 кгс. Но это в пустоте!

Пересчитываем на 20 км высоты при МСА. Давление р Н=20км = 5500 Па.

Сопло у Холода кольцевое, по моему прищуру, внешний диаметр 485 мм, внутренний 200 мм. Получаем площадь сопла S = 0.15 кв. м.

Что дает нам противодавление дельта Р = 5500 * 0.15 = 825 Н = 84 кгс.

Итого, тяга ГПВРД на высоте 20 км Р н=20 = 120 - 84 = 36 кгс.

(Если я где и смухлевал - пусть меня товарищи поправят, критика приветствуется).

Теперь понятно, почему про тягу в том полете никто не сообщил. Ни один серьезный исследователь не возьмет на себя смелость выловить 36 кг (пиковой) тяги на фоне 10,000 кг тяги ракетного ЖРД (у которого своя тяга больше колеблется).

Можно было бы попытаться вычислить тягу на этапе замедления ракеты, когда ЖРД выключился, а ГПВРД еще работал. Но как точно определить Сх ракеты? При силе сопротивления, ну, никак не менее 5 тонн, нужна точность не хуже 36/5000 = 0,7%. Это, конечно, несерьезно (невозможно).
Я попытался оценить падение скорости за первые 20 секунд после отсечки ЖРД у штатной ракеты 5В28 при полете по аэробаллистической траектории и у Холода. С точностью до снятия величин с графиков. Небольшая разница у меня проявилась в третьем знаке после запятой. Ясно, что это меньше моей точности "измерений".

Заканчивая с Холодом, скажем, что это был чисто научный эксперимент, была экспериментально показана возможность сверхзвукового горения в КС ПВРД. Ни время сверхзвукового горения (15 секунд), ни достигнутая тяга, ни схема двигателя практической пользы не представляли. Экспериментаторы (ЦИАМ и НАСА) знали об этом с самого начала и пошли на финансирование этого проекта сознательно. НАСА хотела клинообразный воздухозаборник, но где ж его было взять. Согласились на то, что было. Но НАСА получила практический опыт экспрериментальных исследований гиперзвуковых ЛЛ.

А программа "Холод" на этом умерла из-за бесперспективности осесимметричного воздухозаборника на гиперзвуковых скоростях. Поэтому, если "Циркон" имеет схему Оникса - то там не ГПВРД.
 
Последнее редактирование:
Собственно видите сами: Единственная цель этой публики - наброс.
Наброшу парочку вопросов человека ниразу не аэродинамика, но желающего разобраться "было/не было".
Как по вашему:
1) Предполагаемый Циркон -- это летательный аппарат с чисто реактивным двигателем или с прямоточным гиперзвуковым двигателем?
2) Габариты предполагаемого Циркона близки к габаритам Оникса? Или Циркон существенно больше по размерам?
3) Как сильно отличается лобовое сопротивление на скорости 8М и 2М? Спасает ли от роста лобового сопротивления то, что двигатель гиперзвуковой и прямоточный?
Sergey-nn, вы можете дать свои ответы на эти вопросы?
 
SDA, под "чисто реактивным" вы понимаете "ракетный" или что?
да, ракетный, которому не нужно закачивать окислитель из атмосферы, который все компоненты для горения топлива возит с собой
 
людям, которые уже нагородили столько дури

Sergey-nn, Судя по возрасту, вы взрослый человек, с независимым мнением, а все никак не отучитесь от оборотов "сам дурак". Вы лично какие аргументы можете привести в пользу того, что "Циркон" - это ГПВРД или ГПВРД +. Только говорите спокойно, без хамства, пожалуйста.
 
1) Предполагаемый Циркон -- это летательный аппарат с чисто реактивным двигателем или с прямоточным гиперзвуковым двигателем?
На видео прекрасно виден момент пуска прямоточного двигателя
2) Габариты предполагаемого Циркона близки к габаритам Оникса? Или Циркон существенно больше по размерам?
Циркон больше, но что в вашем понимании "существенно" - известно лишь вам
3) Как сильно отличается лобовое сопротивление на скорости 8М и 2М? Спасает ли от роста лобового сопротивления то, что двигатель гиперзвуковой и прямоточный?
На какой высоте 2М и на какой 8?
Высота "маршевого" участка полёта Циркона и Оникса отличается минимум вдвое. Плотность атмосферы на этих высотах соотносится более чем 1 : 4.

Но ведь вам не это нужно, не так ли?
 
Sergey-nn, Судя по возрасту, вы взрослый человек, с независимым мнением, а все никак не отучитесь от оборотов "сам дурак". Вы лично какие аргументы можете привести в пользу того, что "Циркон" - это ГПВРД или ГПВРД +. Только говорите спокойно, без хамства, пожалуйста.
1) по поводу хамства: честно лень перечислять все глупости которые здесь наговорили - начиная "с полной копии пуска Оникс", работы ПВРД только на сверхзвуке, заявлений что ГПВРД запускался только США и тд и тп. Так что это не хамство - это констатация факта. Ряд пользователей занимается набросом и не более. Увы
2) Мои аргументы в пользу ГПВРД здесь озвучены уже неоднократно.
Если коротко:
- разработки по этой теме велись еще в СССР
- успешные испытания ГПВРД в РФ проведены почти 30 лет назад
- тогда же создали двигатель обеспечивающий тягу как на дозвуковом так и на сверхзвуковом горении (ссылка выше по теме от уважаемого q53, )
Таким образом непреодолимых технических проблем в создании ГПВРД "расширенного диапазона" нет - в РФ задача решена четверть века назад. После чего тему ожидаемо засекретили.

Теперь по имеющимся фактам из "свежего" видео:
- стартовый ускоритель "Циркона" много мощнее чем у "Оникс", и работает он почти вдвое дольше. Т.е. ДО включения "прямоточника" обеспечивается много больший разгон. А значит эта, много большая, начальная скорость необходима прямоточному двигателю. Делать это имеет смысл только при кратном повышении рабочих скоростей движка.
- старт производится по много более крутой траектории, что говорит о необходимости бОльших высот полёта. Это так же свидетельствует о много бОльших скоростях ракеты.
Напомню: максимальная скорость "оникса" была 2,6М. Из увиденного следует ожидать скорость "Циркона" минимум 5М, а скорее 8 -10 М.

P.s. спекуляции на тему тяги макетного движка "всего" 300 кг - полная глупость. Было бы иначе, ракету создали БЫ еще в 90-х.
 
На видео прекрасно виден момент пуска прямоточного двигателя
- По видео абсолютно невозможно сказать, что это гипер-ПВРД.
Циркон больше, но что в вашем понимании "существенно" - известно лишь вам
Оникс:
Mass3,000 kg
Flight ceiling14,000 m
Maximum speedMach 2
Operational range600 km

- Как ты считаешь: чему равна масса "Циркона" при старте с корабля/АПЛ ? Чтобы на высоте 28 км и скорости (нач. генштаба Герасимов) он пролетел 500 км?
...................................
И, конечно, чтобы он мог запускаться из той же пусковой установки, что и "Оникс"?
 
Последнее редактирование:
Реклама
Sergey-nn, спасибо за ответ. Не сочтите за занудство, но ваше "успешные испытания ГПВРД в РФ проведены почти 30 лет назад" (если это про Холод) не соответствуют заключению самих испытателей, считавших, что "итогом программы «Холод», разработку и испытания двигателей в которой осуществлял ЦИАМ, стало подтверждение возможности устойчивого рабочего процесса в демонстраторе высокоскоростного (до М=6,5) жидководородного ГПВРД". Ваше " тогда же создали двигатель обеспечивающий тягу как на дозвуковом так и на сверхзвуковом горении" вообще невозможно подтвердить, ибо, как я уже говорил, ГЛЛ «Холод» в ходе полета не отделялась от ракеты (их тяги не сопоставимы настолько, что невозможно даже теоретически чисто вычислить тягу 58Л из тяги 5В28), а летные испытания не предусматривали спасения отработавшего двигателя. Но это все мелочи, после вопроса Вуду, чему равна масса "Циркона" при старте с корабля/АПЛ ? Чтобы на высоте 28 км и скорости 8М (нач. генштаба Герасимов) он пролетел 500 км? И под занавес, на мой дилетантский взгляд: нет никакого смысла использовать ГПВРД в военных целях, ибо если даже представить, что решены технические проблемы по долговременному горению в камере ГПВРД (учитывая виражи, о которых так много твердят СМИ))), то и в этом случае его премущества перед сверхзвуком и даже дозвуком призрачны, а проблемы технические будут валиться, как иголки из драного мешка.
 
Назад