Гиперзвуковое оружие: новости и перспективы

[Вуду]

Нет. Не улавливаю. Тяга - это задаваемая величина в ТЗ на двигатель. Каким образом ее получить, в общем случае, задача конструктора.
Если в кислород-керосиновом двигателе заменить керосин на водород, то такой двигатель, при прежней конструкции, работать вообще не будет.

- Улыбнуло! До ушей!

 

[FunFly]

- Улыбнуло! До ушей!

Слив защитан

 

[Sergey-nn]

Значит создатели экспериментальной Х-ББ были больными. Правда некоторые источники бают что на основе Х-ББ были созданы прототипы, некоторые из которых пошли в серию. А зачем КР с самолета на высоте 12 км запускать на высоту 25 км? Пусть пилит на 12, так же короче, быстрее долетит до супостата.

Ладно, в попытке уйти от темы "откровений" вы нагородили. Обсуждать их смысла нет.
Однако вернёмся к тяге двигателя:
Вуду старательно настаивает на тяге маршевого двигателя Х-22 в 600 кгс, что в 18 раз меньше заявленных Вами 10 т, при точном соответствии скорости этой ракеты Вашим чудесным 1 км/с .
Так что там с Вашими расчетами максимальной скорости по "кислородоёмкости"? Следующий шаг на базе выбора более близкого аналога делать будете? Или для вас главное заявление о 1 км/с а всё остальное было маскирующим шумом?

 

[Прочнист]

И потребную тягу "Циркона" я оценил правильно, не рассчитал, а именно оценил..

Стоп-стоп!

Где вы оценили тягу Циркона? Не заметил упоминания Циркона. Это интересно, это по самой теме, а то публика только трепется, а прикидывать "стесняется".

Давайте повторим с разложением по полочкам! Сформулируйте, пожалуйста, ваши соображения применительно к предполагаемой ракете "3М22 Циркон".

 

[Прочнист]

Прочнист, хотел бы получить ваши комментарии.
Из открытых источников известно, что летательные аппараты с гпврд бывают то всего двух типов.
Первый, это отделяемый от разгонного блока, не имеющий запас окислителя на борту. Этот гпврд работает в очень ограниченном диапазоне скоростей. Отличительной особенностью является увеличение высоты полета при увеличении скорости, в связи с невозможностью регулирования воздушного потока на входе в воздухозаборник. Конструктивно такой гпврд выглядит прямоугольным.
Второй тип, не отделяемый гпврд. Он может быть конструктивно объединён с разгонным блоком или иметь многорежимный двигатель вместе со сверхзвуковым.
Про кинжал сказано лишь то, что он двух ступенчатый и вторая ступень имеет ПВРД. Какой именно не уточняется. При этом было заявлено, что кинжал достиг 8м на высотах более 20 км.
В открытых же источниках сказано, что такой многорежимный ПВРД, с не отделяемым блоком гпврд, может работать в большем диапазоне скоростей, а самое главное даже не скорость, а возможность выбора траектории полета. При этом такая работа гпврд обеспечивается лишь только в случае дополнительной подачи окислителя в воздухозаборник.
Нигде не сказано, что кинжал работает по такой схеме, но пишут, что другой работающей схемы на сегодняшний день нет.
Ваше мнение.

Не претендуя на знание всего и вся, все же предположу, что вы что-то путаете. Я не вполне понимаю ваш вопрос.

Существует 2 (два) типа гиперзвуковых л.а. - с двигателем (ГПВРД, РДТТ, ЖРД) и без (планирующие блоки).

Аппараты с РДТТ и ЖРД отработаны давно и имеют свою нишу. Кинжал, как я понимаю, - это баллистическая ракета Искандер (с РДТТ), доработанная для воздушного старта. Я никогда не слышал (из более менее серьезных источников), что на Кинжале есть ПВРД. Из "семи чудес мультипликации" ГПВРД приписывается, вроде, одному "Циркону".

Теперь по аппаратам с ГПВРД. Я очень сильно сомневаюсь, что кто-то где-то даже рассматривает возможность неотделения блока с ГПВРД (корпус+полезная нагрузка+ система управления + топливо-горючее + ГПВРД) от ускорителя. ПВРД (и ГПВРД соответственно) появились именно, чтобы дать возможность принципиально уменьшить массу л.а. Таскать с собой корпус отработавшего ускорителя - это почти безумие. Особенно учитывая, что до недавнего времени тяги летавших ГПВРД были довольно небольшими (Х-51А = 400 кг).

Вы, наверное, говорите о двухрежимных ГПВРД, где на части воздушного тракта в камере горение "топлива" идет на дозвуковой скорости? Опять же, не могу сказать, что я в курсе (тем более, в двигателях, кроме РДТТ, я - дилетант), но то, что я видел в интернете, это единый двигатель, просто камера сгорания длиннее и имеет специально подобранный профиль. Не думаю, что на л.а. есть специальный бак с окислителем, просто горение становится сверхзвуковым при увеличении скорости аппарата (соответственно больше воздуха попадает в камеру сгорания).

А Кинжал тупо разгоняется до большой скорости с помощью РДТТ. Самолет ему нужен для увеличения дальности при данном стартовом весе.

Если это не то, о чем вы спрашивали, - задайте уточняющий вопрос.

 

[Ge]

Ладно, в попытке уйти от темы "откровений" вы нагородили. Обсуждать их смысла нет.
Однако вернёмся к тяге двигателя:
Вуду старательно настаивает на тяге маршевого двигателя Х-22 в 600 кгс, что в 18 раз меньше заявленных Вами 10 т, при точном соответствии скорости этой ракеты Вашим чудесным 1 км/с .
Так что там с Вашими расчетами максимальной скорости по "кислородоёмкости"? Следующий шаг на базе выбора более близкого аналога делать будете? Или для вас главное заявление о 1 км/с а всё остальное было маскирующим шумом?

Я просмотрел кучу ресурсов по теме Х-22, в поисках хоть какой то дополнительной информации. Но тщетно. Везде один и тот же практически текст, с минимальными вариациями, такое ощущение что списано с одной методички. Вы наверное скажете что некоторые вещи до сих пор секретны, поэтому и нет подробностей. Может и так, не знаю. Но для предметного разговора нужны точные данные по КР, а их нет, только пустопорожние схемки.
Ответьте на 3 вопроса. 1. Каков высотный профиль полета Х-22? Сколько времени КР летит на высоте 25 км? 2. Подлетное время к цели Х-22, от момента пуска до поражения? Для конкретики выберем дистанцию пуска - 300 км. Если ответы будут, тогда можно что то обсуждать.
Кстати я "чудесным" образом допустил скорость и в 1,5 км/сек для КР, если Вы вдруг пропустили..

 

[Ge]

Стоп-стоп!
Где вы оценили тягу Циркона? Не заметил упоминания Циркона. Это интересно, это по самой теме, а то публика только трепется, а прикидывать "стесняется".
Давайте повторим с разложением по полочкам! Сформулируйте, пожалуйста, ваши соображения применительно к предполагаемой ракете "3М22 Циркон".

Я оценил максимальный расход кислорода через камеру сгорания гипотетической КР (произвольные параметры камеры сгорания) при движении ее на высоте 20 км и скорости 2 км/сек (7 М), почти "Циркон" Приняв в качестве топлива керосин, получил, что при всем желании, в камере сгорания не может сгореть более 5,4 кг/сек керосина, это в идеале, на самом деле конечно меньше. Потом, взяв в качестве "аналога" ГПВРД КР форсажный режим работы двигателя АЛ-31Ф, путем линейной экстраполяции оценил тягу - 10 тнс (тонно-сил). Далее "оценил" максимальную скорость КР на высоте 20 км, "оценка" < 1,6 км/сек, на "Циркон" не тянет. Но признаю, что оценка скорости +_ "трамвайная остановка", хотя при желании можно получить и довольно точную оценку. Но копать в Инете рефераты дисеров и технические статьи - нет времени, да и нужды особой нет. Для меня лично очевидно, что никакой "Циркон" сам по себе не изменит баланса сил на море. Нужен комплекс мер, это огромные деньги, которых у РФ - нет. Есть у США и Китая. В следующие 20-30 лет они будут доминировать в мире. Россия так и останется "бензоколонкой", но это уже оффтоп..

 

[Прочнист]

Я оценил максимальный расход кислорода через камеру сгорания гипотетической КР (произвольные параметры камеры сгорания) при движении ее на высоте 20 км и скорости 2 км/сек (7 М), почти "Циркон" Приняв в качестве топлива керосин, получил, что при всем желании, в камере сгорания не может сгореть более 5,4 кг/сек керосина, это в идеале, на самом деле конечно меньше. Потом, взяв в качестве "аналога" ГПВРД КР форсажный режим работы двигателя АЛ-31Ф, путем линейной экстраполяции оценил тягу - 10 тнс (тонно-сил). Далее "оценил" максимальную скорость КР на высоте 20 км, "оценка" < 1,6 км/сек, на "Циркон" не тянет. Но признаю, что оценка скорости +_ "трамвайная остановка", хотя при желании можно получить и довольно точную оценку. Но копать в Инете рефераты дисеров и технические статьи - нет времени, да и нужды особой нет. Для меня лично очевидно, что никакой "Циркон" сам по себе не изменит баланса сил на море. Нужен комплекс мер, это огромные деньги, которых у РФ - нет. Есть у США и Китая. В следующие 20-30 лет они будут доминировать в мире. Россия так и останется "бензоколонкой", но это уже оффтоп..

Понятно. Я не со всем в ваших выкладках согласен, но точных данных у нас все равно нет, а для первого приближения ваши результаты годятся (ИМХО).

Резумируем. Вы там что-то сложили-вычли, прикинули к носу, и заключили, что в габаритах пускового контейнера ракеты Оникс/Яхонт создать ракету с ВРД с параметрами полета, заявленными МО РФ (скорость М>8, высота = 28 км, дальность - более 600 км) невозможно.

Так?

 

[игорь ом]

Не претендуя на знание всего и вся, все же предположу, что вы что-то путаете. Я не вполне понимаю ваш вопрос.

Существует 2 (два) типа гиперзвуковых л.а. - с двигателем (ГПВРД, РДТТ, ЖРД) и без (планирующие блоки).

Аппараты с РДТТ и ЖРД отработаны давно и имеют свою нишу. Кинжал, как я понимаю, - это баллистическая ракета Искандер (с РДТТ), доработанная для воздушного старта. Я никогда не слышал (из более менее серьезных источников), что на Кинжале есть ПВРД. Из "семи чудес мультипликации" ГПВРД приписывается, вроде, одному "Циркону".

Теперь по аппаратам с ГПВРД. Я очень сильно сомневаюсь, что кто-то где-то даже рассматривает возможность неотделения блока с ГПВРД (корпус+полезная нагрузка+ система управления + топливо-горючее + ГПВРД) от ускорителя. ПВРД (и ГПВРД соответственно) появились именно, чтобы дать возможность принципиально уменьшить массу л.а. Таскать с собой корпус отработавшего ускорителя - это почти безумие. Особенно учитывая, что до недавнего времени тяги летавших ГПВРД были довольно небольшими (Х-51А = 400 кг).

Вы, наверное, говорите о двухрежимных ГПВРД, где на части воздушного тракта в камере горение "топлива" идет на дозвуковой скорости? Опять же, не могу сказать, что я в курсе (тем более, в двигателях, кроме РДТТ, я - дилетант), но то, что я видел в интернете, это единый двигатель, просто камера сгорания длиннее и имеет специально подобранный профиль. Не думаю, что на л.а. есть специальный бак с окислителем, просто горение становится сверхзвуковым при увеличении скорости аппарата (соответственно больше воздуха попадает в камеру сгорания).

А Кинжал тупо разгоняется до большой скорости с помощью РДТТ. Самолет ему нужен для увеличения дальности при данном стартовом весе.

Если это не то, о чем вы спрашивали, - задайте уточняющий вопрос.

Да, я попутал кинжал с цирконом. Именно про циркон пишут, что там вторая ступень с пврд.

 

[игорь ом]

Вы, наверное, говорите о двухрежимных ГПВРД, где на части воздушного тракта в камере горение "топлива" идет на дозвуковой скорости? Опять же, не могу сказать, что я в курсе (тем более, в двигателях, кроме РДТТ, я - дилетант), но то, что я видел в интернете, это единый двигатель, просто камера сгорания длиннее и имеет специально подобранный профиль. Не думаю, что на л.а. есть специальный бак с окислителем, просто горение становится сверхзвуковым при увеличении скорости аппарата (соответственно больше воздуха попадает в камеру сгорания).

Скорее всего это и есть тот двигатель. Вторая ступень объединяет и гпврд и ещё что то в одном корпусе. Воздухозаборник при такой конструкции осесимметричный. Через сам гпврд проходит определенное количество окислителя с воздухом. И оно зависит от высоты и скорости. По этому есть проблема с регулированием скорости горения. Для решения этого вопроса и применяют неотделяемый блок гпврд с подачей дополнительного окислителя в воздухозаборник.
Я просто набрал в Гугле - окислитель для гпврд, и там много инфы.

 

[Ge]

Не имеющих ни малейшего отношения к обсуждаемой теме - тяге двигателя.

Имеющих прямое отношение к теме. Если окажется, что Х-22 при тяге 600 кгс (по другим данным - 1400 кгс) на марше имела скорость 1500 км/сек, а 4000 км/сек развивала только на участке пикирования на цель под угом 30 град. - это одно. Если на марше имела 4000 км/час -это совершенно другое. Но и без этого по ракете Х-22 возникают вопросы: 1. Зачем ракете двигатель с тягой - 8,5 тнс (тонно-сил)? Чтобы поднять ракету полной массой 5,8 тонн на высоту 12 км, тем более не строго вертикально, не нужна такая тяга, тогда зачем она? Когда статьи упоминают турбонасосный агрегат Х=22, то приводят максимальный расход топлива - 80 кг/сек, для чего такой огромный расход?
"Моя" ракетка имеет скромный расход - 5,4 кг/сек..

 

[Прочнист]

Имеющих прямое отношение к теме. Если окажется, что Х-22 при тяге 600 кгс (по другим данным - 1400 кгс) на марше имела скорость 1500 км/сек, а 4000 км/сек развивала только на участке пикирования на цель под угом 30 град. - это одно. Если на марше имела 4000 км/час -это совершенно другое. Но и без этого по ракете Х-22 возникают вопросы: 1. Зачем ракете двигатель с тягой - 8,5 тнс (тонно-сил)? Чтобы поднять ракету полной массой 5,8 тонн на высоту 12 км, тем более не строго вертикально, не нужна такая тяга, тогда зачем она? Когда статьи упоминают турбонасосный агрегат Х=22, то приводят максимальный расход топлива - 80 кг/сек, для чего такой огромный расход?
"Моя" ракетка имеет скромный расход - 5,4 кг/сек..

Тяга ЖРД относительно легко регулируется. Выставить на крейсерском режиме 600 и или 1400 кг тяги не представляет никакой проблемы. Видимо, речь о разных профилях полета. Повыше и подальше - тяга 600. На низковысотном крейсерском участке - 1400.

8.5 тонн тяги нужно, чтобы быстро выйти на крейсерскую (экономичную) скорость, она же расчетная скорость для аэродинамического полета и управления.

 

[Ge]

Понятно. Я не со всем в ваших выкладках согласен, но точных данных у нас все равно нет, а для первого приближения ваши результаты годятся (ИМХО).
Резумируем. Вы там что-то сложили-вычли, прикинули к носу, и заключили, что в габаритах пускового контейнера ракеты Оникс/Яхонт создать ракету с ВРД с параметрами полета, заявленными МО РФ (скорость М>8, высота = 28 км, дальность - более 600 км) невозможно.
Так?

Совершенно точно! Монструозная конструкция массой - 15-20 тонн, возможно и "шмогла" бы, но точно не в габаритах "Оникса".

 

[Прочнист]

По этому есть проблема с регулированием скорости горения. Для решения этого вопроса и применяют неотделяемый блок гпврд с подачей дополнительного окислителя в воздухозаборник.

Да, ну...

Там немного не так ситуация обстоит. Осесимметричный ВЗ сейчас "не в моде". А про неотделяемый ускоритель - это что-то не то. Дайте конкретную цитату, чтобы понять о чем вы говорите.

Я просто набрал в Гугле - окислитель для гпврд, и там много инфы.

ОК. И я набрал. Кроме всяких Википедий вылезло

«Конструкторское Бюро Химавтоматики» - Научно-технический комплекс (kbkha.ru)

Вы это имели в виду? Так это даже не экспериментальный аппарат, это летающая лаборатория. Там другие цели полета были.

 

[Ge]

Тяга ЖРД относительно легко регулируется. Выставить на крейсерском режиме 600 и или 1400 кг тяги не представляет никакой проблемы. Видимо, речь о разных профилях полета. Повыше и подальше - тяга 600. На низковысотном крейсерском участке - 1400.

8.5 тонн тяги нужно, чтобы быстро выйти на крейсерскую (экономичную) скорость, она же расчетная скорость для аэродинамического полета и управления.

Вполне допускаю, что Вы правы. Мне правда видиться несколько иная схема полета: на марше КР проходит 240 км на скорости 1500 км/час и высоте 25 км (сайт military дает высоту 27 км), затем с дистанции 60 км переходит в пологое пикирование с включением "разгонного" двигателя с тягой 8,5 тнс, и набирает вожделенные - 4000км/час, на конечном этапе (когда топлива уже нет) скорость падает до 800 м/сек - 2900 км/час. Нам многое сказало бы подлетное время, но один известный персонаж говорит, что это забалтывание темы..

 

[игорь ом]

Да, ну...

Там немного не так ситуация обстоит. Осесимметричный ВЗ сейчас "не в моде". А про неотделяемый ускоритель - это что-то не то. Дайте конкретную цитату, чтобы понять о чем вы говорите.




ОК. И я набрал. Кроме всяких Википедий вылезло

«Конструкторское Бюро Химавтоматики» - Научно-технический комплекс (kbkha.ru)

Вы это имели в виду? Так это даже не экспериментальный аппарат, это летающая лаборатория. Там другие цели полета были.

В той Википедии есть перепечатки

• двухрежимный СПВРД/ГПВРД, с возможностью дозвукового и сверхзвукового сгорания («СГД»);
• ГПВРД, используемый в дополнение к ракетному двигателю с возможностью добавления в воздухосборник дополнительного окислителя (ГРД
• У циркона по ходу что то из этих вариантов

 

[Прочнист]

В той Википедии есть перепечатки

• двухрежимный СПВРД/ГПВРД, с возможностью дозвукового и сверхзвукового сгорания («СГД»);
• ГПВРД, используемый в дополнение к ракетному двигателю с возможностью добавления в воздухосборник дополнительного окислителя (ГРД
• У циркона по ходу что то из этих вариантов

Так вы о патентах (заявках на изобретения)?!

 

[игорь ом]

Так вы о патентах (заявках на изобретения)?!

Ну так из чего то же циркон сделан.

 

[Прочнист]

Вполне допускаю, что Вы правы. Мне правда видиться несколько иная схема полета: на марше КР проходит 240 км на скорости 1500 км/час и высоте 25 км (сайт military дает высоту 27 км), затем с дистанции 60 км переходит в пологое пикирование с включением "разгонного" двигателя с тягой 8,5 тнс, и набирает вожделенные - 4000км/час, на конечном этапе (когда топлива уже нет) скорость падает до 800 м/сек - 2900 км/час. Нам многое сказало бы подлетное время, но один известный персонаж говорит, что это забалтывание темы..

Да, нет, так ракеты не летают. Летают, как я написал. Разгон, чтобы выйти на крейсерский режим (высота-скорость).

Х-22, если верить супостатам, пикирует при выключенном двигателе, что имеет смысл.

 

[Вуду]

Ответьте на 3 вопроса. 1. Каков высотный профиль полета Х-22?

Если её пускают с высоты 10+ км, она набирает 20-22 км и летит на этой высоте.

Сколько времени КР летит на высоте 25 км?

- На высоте 25 км она не летит, она летит на высоте 20 км, 500 км со скоростью 1 км/сек, грубо - 500 секунд или 8 минут 33 секунды.

2. Подлетное время к цели Х-22, от момента пуска до поражения?

- Порядка 10-ти минут.

Для конкретики выберем дистанцию пуска - 300 км.

- Нет, это не для АУГ! по документам ВМС США, ракетоносцы Ту-22М3 должны были быть сбиты ДО пуска ими ракет Х-22. Т.е. до дальности 500-550 км. Ближе им никто не даст подойти, - передовой патруль, Хокай + 2 истребителя вынесены в угрожаемых направлениях на 200+ км, Хокай увидит Ту-22 за 550-600 км, истребители будут подняты и направлены на перехват на максимальной скорости.

Кстати я "чудесным" образом допустил скорость и в 1,5 км/сек для КР, если Вы вдруг пропустили..

- Для Х-15 была такая скорость, с Х-32 много непоняток, она всё ещё "экспериментальная", уже лет 25-30... Неясно, сколько их стоит на вооружении и стоит ли.