... 20 махов в плотных слоях атмосферы это полная чушь. Потому как тепловая нагрузка.
...
Пусть мы добились совершенно нереального для гиперзвука коэффиицента торможения потока на ракете Cx = 0,01.
Пусть мидель равен всего 0,5 кв.м.
Тогда мощность, которая переходит в тепло на ракете равна
N = Cx * S * (ro*v^2/2) * v = 19 000 кВт.
19000 кВт. В тепло. На небольшую ракету. Которая, в отличие от боеголовки МБР или спускаемого аппарата летит в таких условиях "долго" - хотя бы 15 минут (для дальности 5000 км).
... Однако, электорат не считает. Он радуется.
... эти конструкции просто испарятся при таком нагреве. И никакая абляционная термозащита не поможет - она тоже испарится.
Такая мощность эквивалентна нагреву с 0 до 100 и полному испарению 7 кг воды каждую секунду (взял как вещество с очень большой теплоёмкостью).
При этом я взял Cx = 0,01 ЯВНО нереальный, чтобы отсечь все возможные возражения оппонентов.
Я согласен, что более-менее продолжительные "20 махов в плотных слоях атмосферы это полная чушь", и на маршевый "межконтинентальный" гиперзвук даже при 5...10М не хватит никакой разумной неядерной энергии (не считая, "нутром чую") - а пресловутая анонсированная КР с ядерным двигателем вроде не объявлялась гиперзвуковой. Тем не менее,
пооппонирую. При указанных в первой цитате параметрах задачи "мощность, которая переходит в тепло на ракете" не 19 МВт, а
на несколько порядков меньше. А на сколько порядков - это весьма специальный вопрос, к-рый нам не решить: недостаточно и фактической инфы, и знания специфической теории ("другой физики").
Дело в том, что эта мощность выделяется
в процессе сжатия воздуха летящей ракетой - т.е., выделяется именно в сжимаемом воздухе, и потому "подавляющее большинство" этой мощности частично уходит с ударной волной (конус Маха), а частично уходит в плазменный след. А ракете достается лишь мизерная часть этой мощности , к-рая расходуется в основном на испарение поверхности абляционного покрытия и попадает в его толщу посредством теплопроводности.
А современные теплозащитные покрытия ГЧ и КА имеют весьма низкую теплопроводность. Так, у плиток теплозащиты Шаттла на потеху публике грели сугубым пламенем одну поверхность, а вторая оставалась не более чем теплой в течение нескольких минут. И основное торможение пилотируемых КА при "аэродинамическом" спуске (с максимальным ускорением в пределах 4...5G - а не до 8...10 G при т.н. баллистическом спуске) продолжается не менее 3 мин (ИМХО, реально более 5 мин) при спуске с НОЗ и еще больше при возвращении с Луны и т.п. Причем за время торможения испаряется лишь малая часть толщины плитки, а бОльшая часть остается работать теплоизоляцией, и ее в этом качестве хватает еще на много минут.
Так что несколько минут (ИМХО, до 5...10?) управляемого гиперзвукового полета с торможением "в плотных слоях атмосферы" с точки зрения абляционной теплозащиты не только реально, но примерно то же, что давно реализовано в ББ МБР и в спускаемых КА. А вот сильно больше, чем 5...10 мин, ИМХО, совсем нереально из-за сквозного прогрева теплозащитного покрытия.
