Гиперзвуковое оружие: новости и перспективы

П

Прочнист

Старожил
Смотрим сколько жрет АЛ-31Ф на форсаже, при тяге 12,5 тнс (тонно-сил), жрет 1,92 кг·кгс/час. Следовательно секундный расход - 6,7 кг.
При этом тяга двигателя - 12 тнс, не космос. А тяга почти не зависит от конструкции двигателя, она определяется расходом топлива в ед.времени. В ТРД тяга несколько падает из-за потерь в турбине, но не сильно. Пусть в прямоточном тяга на 30% выше при том же расходе топлива. Тогда расход в 15 кг/сек, даст тягу - 15/6,7*12,5*1,3= 35 тнс. Как раз для скорости 8М.

Да, ну, вычислять тягу ПВРД по тяге ТРД на форсаже! Это несовместимые вещи.
 
Реклама
G

Ge

Местный
Да, ну, вычислять тягу ПВРД по тяге ТРД на форсаже! Это несовместимые вещи.
Почитайте про двигатель Lockheed SR-71. SR-71 в свое время всю плешь нашим генералам проел. Так вот режим работы форсажной камеры двигателя этого самолета это предтеча современных прямоточных ВРД.
 
П

Прочнист

Старожил
Несовместимые в чем и где? Можно попросить Вас развернуто аргументировать Ваш пассаж? Был бы весьма признателен.
Похоже, я Ньютоны с кгс спутал.

Да, тяга на порядок меньше будет, но все равно дохрена по нынешним меркам ГПВРД.
 
П

Прочнист

Старожил
Почитайте про двигатель Lockheed SR-71. SR-71 в свое время всю плешь нашим генералам проел. Так вот режим работы форсажной камеры двигателя этого самолета это предтеча современных прямоточных ВРД.
В СССР сверхзвуковые ПВРД летали уже в конце 1950-х годов. SR-71 (A-12) еще чертить не начинали.
И, как мне кажется, это PW (J58) заимствовал идею у ПВРД, а не наоборот.

1610555136710.png
 
П

Прочнист

Старожил
Если Вы посмотрите на инфракрасные снимки корпусов ЛА, то заметно, что сильный нагрев испытывают только кромки выступающих частей корпуса, сам корпус выше 300 С не нагревается. И потом диаметр корпуса КР весьма мал, мала площадь теплообмена. А нагреть надо за 1 секунду. Потом по тонким трубочкам надо подвести к форсункам, пока топливо идет оно остывает, не забывайте за бортом - -70С. А много теплоизоляции не положишь, стенки тонкие, т.к. почти весь диаметр корпуса ракеты это труба воздухозаборника.
По стенкам камеры сгорания уже работающего двигателя тепла - девать некуда.
 
Бурундук

Бурундук

Старожил
В журнале Aerospace America № 1 2021 довольно интересная статья про X-43, X-51 и прочие ГПВРД.
 
G

Ge

Местный
По стенкам камеры сгорания уже работающего двигателя тепла - девать некуда.
Тут пожалуй соглашусь, но с оговорками. Это когда двигатель работает тепла завались, как быть с холодным? И потом съем тепла в камере сгорания снижает тягу двигателя, но тут надо прикидывать на "коленке"..
 
G

Ge

Местный
Простить.
Потом разогреется.
Сделал прикидку по max.расходу керосина. Принял: Dкамеры сгр.=0,7м, L (длина КС)=1м, высота полета КР=20 км, скорость=2 км/сек. Для упрощения прикидок вместо керосина взял циклодекан. Получил max.расход циклодекана =5,4 кг/сек. Что явно недостаточно, чтобы разогнать КР до 2 км/сек. Нужно какое то изощренное топливо.
 
Реклама
П

Прочнист

Старожил
Сделал прикидку по max.расходу керосина. Принял: Dкамеры сгр.=0,7м, L (длина КС)=1м, высота полета КР=20 км, скорость=2 км/сек. Для упрощения прикидок вместо керосина взял циклодекан. Получил max.расход циклодекана =5,4 кг/сек. Что явно недостаточно, чтобы разогнать КР до 2 км/сек. Нужно какое то изощренное топливо.
Это очень интересно! А как считали? По формуле, напоминающей формулу Циолковского, или с учетом аэродинамического сопротивления?

Но по моим грубым прикидкам, где-то так и будет, тяга будет равна сопротивлению на М=7.
 
G

Ge

Местный
Это очень интересно! А как считали? По формуле, напоминающей формулу Циолковского, или с учетом аэродинамического сопротивления?
Но по моим грубым прикидкам, где-то так и будет, тяга будет равна сопротивлению на М=7.
Расчет очень прост. Плотность воздуха на 20 км - 90 гр/м3. Молярная масса воздуха -29 гр. Значит в 1 м3 воздуха - 3 моля по массе. В одном моле воздуха - 7,7 гр кислорода (О2), в 1 м3 воздуха на высоте 20 км - 7,7х3=23 гр. кислорода. При скорости КР 2 км/сек через камеру сгорания проходит 800 м3/сек воздуха.
Значит за 1 сек пройдет - 800х23 =18400 гр. чистого кислорода. По реакции горения циклодекана - на каждые 480 гр. кислорода приходиться 140 гр. циклодекана, отсюда - 18400/480х140=5370 гр. циклодекана, или 5,4 кг/сек. Это в идеальных условиях. При сгорании 5,4 кг/сек можно ожидать тяги на уровне 10 тнс. Смотрим на самолет - при 10 тнс тяги, скорость 900 км/час на высоте 5 км. Т.е. на высоте 20 км при снижении плотности в 8 раз, скорость может вырасти не более чем в 3 раза (в формуле сопротивления она в квадрате), т.е. до 750 м/сек. (900км/час=250м/сек). Правда самолет менее обтекаем, чем КР. Но даже 4 кратный рост скорости на 20 км при тяге 10 тнс, дает лишь - 1км/сек. А мы приняли скорость КР - 2 км/сек. Налицо противоречие. Нескладушки. Чтобы сжигать больше топлива, нужно больше кислорода. А его при принятых параметрах хватает лишь на 5,4 кг/сек циклодекана.
 
Бурундук

Бурундук

Старожил
"[Дозвуковой] самолёт обтекаемее, чем [гиперзвуковая] ракета " - это, на мой взгляд, чрезмерный оптимизьм.

При переходе через скорость звука аэродинамическое качество неизбежно падает. И даже разные хитроумные waverider не достигают K = 13-15, привычного для массовых дозвуковых самолётов.

С другой стороны, надо же и массу объектов учитывать. КР не весит столько, сколько самолёт с 10-тонным движком.

Поясните, пожалуйста, а как вы из 5,4 кг/с получили тягу (10 тН).
Спасибо.
 
Sergey-nn

Sergey-nn

Старожил
Как сообщали «Ведомости», по полученным из Объединённой авиастроительной корпорации сведениям, является авиационным вариантом комплекса «Искандер»[6].
А не подскажите, почему при отсылке к "ведомостям" по ссылке Википедии открывается https://www.bbc.com ?
В самой же статье ББС вся содержательная часть сводится к фразе:
Как рассказал Русской службе Би-би-си военный эксперт, главный редактор журнала "Арсенал Отечества" Виктор Мураховский, судя по внешнему виду изделия на новой видеозаписи минобороны, речь действительно идет о глубокой модернизации одноступенчатой твердотопливной ракеты 9М723 комплекса "Искандер"
Ну что же, глубокий анализ. :ROFLMAO:
 
Sergey-nn

Sergey-nn

Старожил
Общался с человеком за рюмкой чая, зашел разговор о гиперзвуковых ракетах. А он до выхода на пенсию работал в отраслевом НИИ и немного эту тему знает. Так вот он сказал что организовать «быстрое» сгорание топлива в потоке окислителя — несложно, на уровне теории. Надо всего лишь предварительно нагреть компоненты (топливо и окислитель) до температуры активации реакции окисления. Возьмем для примера — керосин. Для керосина это 250 С, воздух при этом 20 С, керосин на выходе из форсунки сгорает практически мгновенно, (на высоте воздух холодный, нагревать керосин надо до 400С). Но техническая реализация этого принципа наталкивается на большие сложности. Секундный расход топлива не менее 15 кг, как за секунду нагреть 15 кг до 250 С — 400 С ? Ладно, на горячем движке это в принципе решаемо, хотя и сложно технически (ведь вы еще и ограничены габаритами корпуса, высокотемпературный теплообменник должен быть компактным, значит ограничена поверхность теплообмена). А как запускать холодный двигатель?, нагревать топливо нечем. Также он сказал, что керосин не годиться по причине низкой удельной теплотворной способности.
Нам тут все уши прожужжали что гиперзвуковая ракета перегревается в полёте так что "только уши доедут".
А вы про какой то нагрев до 400....
 
Sergey-nn

Sergey-nn

Старожил
При сгорании 5,4 кг/сек можно ожидать тяги на уровне 10 тнс. Смотрим на самолет - при 10 тнс тяги, скорость 900 км/час на высоте 5 км.
Но даже 4 кратный рост скорости на 20 км при тяге 10 тнс, дает лишь - 1км/сек.
Значит ракете массой около 3 т и диаметром около полуметра нужно 10 тс для достижения 1 км/с
Занятно, занятно... :unsure:

Миг-25 оборудован двумя движками с тягой 11,2 т на форсаже (22,4 тс в сумме).
При этом максимальная скорость достигнутая этой 37-ми тонной "байдой" с площадью крыла равной площади трёхкомнатной квартиры - 3 М***
или при тяге 0,6 тс на 1 т массы получаем скорость 3 М что не слишком далеко от того самого "километр в секунду". И это при совершенно другой аэродинамике и уже на сверхзвуке
С чего вам захотелось 10 тс для ракеты массой в 10 раз меньше?
Давайте посчитаем площадь:
площадь поверхности ракеты при диаметре 500 мм и длине 8 м около 15 кв.м.
У упомяноутого МиГа только площадь поверхности крыльев - 120 кв.м, или в 10 раз больше.
Так с чего вам захотелось 10 тс при десятикратно меньшей площади поверхности?


P.s. Не слишком ли далёкий "аналог" вы выбрали для своих расчетов?
Особо примечательно, что вас ни разу не смутил тот факт, что вы "математически точно доказали" принципиальную невозможность полёта на скорости достигнутой реальными самолётами. (y) Бес с ним - косяки бывают у всех.
НО это сообщение радостно "залайкали" :wall:

*** злые языки бачут что МиГ-25П над Израилем разогнался до 3600 км/ч или как раз 1 км/с, но проигнорю этот слух как непроверенный.
Официально зафиксированный рекорд 3000 км/ч при чём с ракетами на подвесе
 
Последнее редактирование:
G

Ge

Местный
Значит ракете массой около 3 т и диаметром около полуметра нужно 10 тс для достижения 1 км/с
Занятно, занятно... :unsure:

Миг-25 оборудован двумя движками с тягой 11,2 т на форсаже (22,4 тс в сумме).
При этом максимальная скорость достигнутая этой 37-ми тонной "байдой" с площадью крыла равной площади трёхкомнатной квартиры - 3 М***
или при тяге 0,6 тс на 1 т массы получаем скорость 3 М что не слишком далеко от того самого "километр в секунду". И это при совершенно другой аэродинамике и уже на сверхзвуке
С чего вам захотелось 10 тс для ракеты массой в 10 раз меньше?
Давайте посчитаем площадь:
площадь поверхности ракеты при диаметре 500 мм и длине 8 м около 15 кв.м.
У упомяноутого МиГа только площадь поверхности крыльев - 120 кв.м, или в 10 раз больше.
Так с чего вам захотелось 10 тс при десятикратно меньшей площади поверхности?


P.s. Не слишком ли далёкий "аналог" вы выбрали для своих расчетов?
Особо примечательно, что вас ни разу не смутил тот факт, что вы "математически точно доказали" принципиальную невозможность полёта на скорости достигнутой реальными самолётами. (y) Бес с ним - косяки бывают у всех.
НО это сообщение радостно "залайкали" :wall:

*** злые языки бачут что МиГ-25П над Израилем разогнался до 3600 км/ч или как раз 1 км/с, но проигнорю этот слух как непроверенный.
Официально зафиксированный рекорд 3000 км/ч при чём с ракетами на подвесе
Ежу понятно что мои оценки не могут претендовать на звание точных расчетов. И тем не менее. Оценочная тяга прямоточного двигателя КР получена из характеристик форсажного режима работы двигателя АЛ-31Ф, который при расходе керосина 6,7кг/сек развивает тягу в 12,5 тнс. Двигатель КР расходует 5,4 кг "керосина", отсюда тяга - 5,4/6,7*12,5=10,07 тнс. Подчеркиваю, что это всего лишь оценка. Но вряд ли она грубее, чем на 30%.
Вы в своей критике напираете на массу ЛА, хотя не можете не знать, что для горизонтального полета в воздухе ЛА с крыльями, масса сама по себе не имеет НИКАКОГО значения. Подьемная сила крыльев полностью уравновешивает силу тяжести. И не важно, 37 тонн, или 5 тонн. Главное это аэродинамическое сопротивление. По очевидным причинам, аэродинамическое сопротивление планера МИГ-25 больше такового для КР. Вопрос лишь в том, насколько?
Если истребитель с двигателем АЛ-31Ф поднять на высоту 20 км, то очевидно, что при сохранении тяги на форсаже в 12,5 тнс (вопрос о достаточности расхода кислорода при этом выносим за скобки, просто примем, что кислорода достаточно), скорость вырастет лишь в 3 раза. В формуле аэр.сопротивления падение плотности в 8 раз (в сравнении с высотой 5 км) будет компенсировано квадратом скорости (9). Т.е. истребитель сможет развить скорость в 750 м/сек. Я, прекрасно понимая что КР имеет меньшее лобовое аэродинамическое сопротивление, допустил 4 кратный рост скорости для нее, при МЕНЬШЕЙ тяге (10 тнс против 12,5 тнс). НО даже если допустить 5 кратный рост скорости КР на 20 км, это не спасает от противоречий. 5х250м/сек= 1,25 км/сек. А должно быть 2 км/сек.(это начальные условия для оценки). Даже 6 кратный рост скорости не спасает. Все равно невязка в 50%.
А по поводу скорости 3 М для МИГ-25, так он и тягу имеет в 2,2 раза больше, чем гипотетическая КР в моих оценках.
 
Бурундук

Бурундук

Старожил
НО это сообщение радостно "залайкали" :wall:
Sergey-nn, я два раза предлагал кроме "лайк" ввести смайлик "ППКС".

Но такого не сделали. В результате мои лайки часто означают, что я благодарен собеседнику за ответ на мой вопрос или просто за интересную дискуссию, интересные факты. При этом я могу быть согласен не со всем, сказанным в посте. Или даже не согласен с большей частью сказанного.
 
Sergey-nn

Sergey-nn

Старожил
Ежу понятно что мои оценки не...
1) Вы то ли не дочитали сказанное мной, то ли делаете вид что не понимаете.
Кроме массы я привёл оценку сопротивления по площади и так же получил разницу на порядок.
Соответственно как ни крути, для установившейся скорости КР 1000 м/с вовсе не нужно 10 т.с.
Сравнение с МиГ-25 позволяет предположить необходимую тягу на уровне не более 2 тс.
2) Расход кислорода и теплотворную способность оного во встречном потоке я НЕ считал (ибо сравнивать не с чем), однако обращаясь к тому же МиГ-25, двигатель которого весь кислород НЕ выжигает "по умолчанию" (турбореактивные двигатели к такому просто не способны) следует отметить что 1000 м/с не предел "энергетической ёмкости входящего кислорода" даже при переносе столь крупного объекта воздухозаборники которого составляют весьма незначительную часть "лобовой площади".

P.s. Метод Вашего анализа достаточно интересен, вот только сравнивать полученный результат не с чем, а потому вывод получается "пальцем в небо"
 
Реклама
Вуду

Вуду

homo ludens
1) Вы то ли не дочитали сказанное мной, то ли делаете вид что не понимаете.
Кроме массы я привёл оценку сопротивления по площади и так же получил разницу на порядок.
Соответственно как ни крути, для установившейся скорости КР 1000 м/с вовсе не нужно 10 т.с.
Сравнение с МиГ-25 позволяет предположить необходимую тягу на уровне не более 2 тс.
Х-22 была оснащена 2-камерным многорежимным жидкостным реактивным двигателем Р201-300 (С5. 33). Стартовая тяга двигателя составляла 83 кН, маршевая - 5,9 кН [601 кг], вес топлива - около 3 т. Скорость полета на марше 3600-3000 км/ч.
x-22_cx_m.gif