Как показали исследования, первая ступень эффективного аэрокосмического носителя – АКС должен совершать полет с помощью воздушно-реактивных двигателей (ВРД) в диапазоне чисел Маха M = 0 – 12.5. При M > 7 единственным работоспособным воздушно-реактивным двигателем является скрэм (ГПВРД). Скрэм представляет собой профилированную трубу, в которую в качестве горючего впрыскивается водород. Воздух в скрэме тормозится в системе скачков уплотнения, однако, скорость потока остается сверхзвуковой. При диффузионном горении водорода такой двигатель способен создавать достаточно высокие уровни тяги и удельного импульса при M > 6. При уменьшении числа Маха полета вплоть до M = 5 его характеристики постепенно снижаются, однако все еще остаются приемлемыми. При меньших числах Маха необходимо переходить на режим дозвукового горения, что требует изменения геометрии канала двигателя и/или места впрыска водорода в поток воздуха.

Изменение импульса потока газов в результате работы скрэма невелико: вблизи верхней границы рассматриваемого рабочего режима оно не превышает 0.1 от импульса набегающего потока. Это означает, что такой двигатель очень чувствителен к уровню потерь, возникающих при движении газа по каналу двигателя. Необходимость работы скрэма в режиме как сверх- так и дозвукового горения, предъявляя различные требования к геометрии канала, увеличивает потери и снижает его тягу и удельный импульс.

Скрэм расходует большую часть топлива при разгоне эффективного АКС (не менее 60 – 65%), поэтому именно его характеристики (скрэма) в первую очередь определяют общие затраты топлива на разгон, а, значит, и относительную массу второй ступени аэрокосмического носителя. Поэтому, скрэм должен получить режим наибольшего благоприятствования, а для этого он должен работать только в основном своем режиме – режиме сверхзвукового горения. При этом его характеристики будут максимально высокими, а он сам – наиболее простым и легким.

Для этого АКС должен быть разогнан минимум до M = 5 (а лучше - до М = 6) с помощью другого достаточно эффективного воздушно-реактивного двигателя. Единственным высокоэффективным и широко применяющимся на практике типом воздушно-реактивного двигателя является ТРД (и ТРДД как его разновидность). На мой взгляд, ТРД (ТРДД) является одним из немногих технологических шедевров нашей цивилизации, но он способен достаточно эффективно работать только до тех пор, пока температура торможения потока на входе в его компрессор остается значительно ниже, чем температура потока перед его турбиной. При ограничении температуры перед турбиной величиной 2000 К, максимальное число Маха, до которого может действовать ТРД составляет величину M = 3.5, что явно недостаточно для АКС со скрэмом.

Поэтому, одним из необходимых условий резкого снижения затрат на выведение полезных нагрузок на низкие околоземные орбиты является создание разгонного воздушно-реактивного двигателя, эффективного в диапазоне чисел Маха от М = 0 до М = 5 – 6. Естественно предположить, что на современном уровне развития технологии такой силовой установкой может быть только турбокомпрессорный двигатель. Однако, все известные до сих пор схемы этих двигателей являются очень чувствительными к изменению внешних условий, а при разгоне и температура и давление на входе в двигатель возрастают не менее чем в 5 раз. В этом случае те технические решения, которые эффективны при малых скоростях полета, становятся бессмысленными или просто вредными при больших скоростях, и наоборот. Это не позволяло до сих пор получать высокие тягово-экономические характеристики разгонных турбокомпрессорных двигателей во всем диапазоне изменения их рабочих параметров. Кроме того, на трансзвуковых скоростях полета отношение их тяги к сопротивлению гиперзвукового летательного аппарата значительно уменьшается (зачастую становясь меньше 1), приводя к возникновению так называемого «трансзвукового горла», что также препятствует эффективному разгону.

Ну хорошо а в чем собственно состоит эта "последовательность технических решений, определяющая, как мне представляется, единственно возможный путь создания" ?

Что касается общих вопросов разработки гиперзвуковых двигателей то они хорошо известны.

И еще не знаю может Вы не в курсе - ОКБ "Люлька-Сатурн" еще несколько лет назад работало над ТРД Д-102 ( или Д-103 ) расчитаного для полетов при M = 4.5 ( а может и 5 ). Возможно работает и сегодня ... Хотя вряд ли они сейчас ТРДД AЛ-41 делают для фронтового истребителя 5 поколения.

Вобщем если можно то чуть-чуть подробнее о Вашей идее ...

В общем если можно то чуть-чуть подробнее о Вашей идее ...

Ну, так я же все-таки открыл новый топик, значит одним постингом ограничиваться не собираюсь. Вы хотите все и сразу - это, конечно, хорошо, но, во-первых, и работать надо, а, во-вторых, не так просто писать кратко и ясно, если все это на четыре года выбросил из головы. Если будет проявлен интерес к этому вопросу, я продолжу.

А "общие вопросы разработки гиперзвуковых двигателей" может и "хорошо известны", только все знакомые мне разработчики двигателей совсем о них не думали, делали то, что делается, совсем не задумываясь об общих проблемах. Кроме того, увязывать их с общими вопросами разработки аэрокосмических носителей было просто некому. Тогда и получались всякие проекты типа ТРДФ Д-103 (я не знаю, что это такое, но раз он предназначен вплоть до M = 5, то это или не ТРДФ, а хорошо известный турбопрямоточный двигатель, или ТРДФ со стехиометрической (почти) камерой сгорания перед турбиной, а значит с температурой газа перед ней, дай бог памяти, 2900 К). Так что, или Д-103 в концептуальном плане не представляет ничего нового, или - это химера, и будут они с ним работать бесконечно (вернее, пока на это будут давать хоть какие-то деньги), также как и с Ту-2000, который та же самая химера. Вы думаете, я у туполевцев не выступал? Я бы мог указать столько явных неувязок в этом проекте... Хотя главная, одноступенчатость, описана в математической модели нулевого порядка на топике "Многоразовые носители SLI".

Некоторыми вопросами теория горения. Конкрентно мы ( коллектив в котором я работаю )хотим организовать горение топлива в сверхзвуковом потоке так что бы время горения было по возможности минимальным.

Ну тогда до M = 5 он НЕ ВЫТЯНЕТ, максимум до 4. А в проекте ТУ-2000, насколько я помню, собирались переходить на дозвуковой режим горения скрэма аж при M = 2 (по крайней мере тогда, когда я был у них).

Поток>>Кстати, а сами Вы чем занимаетесь?

ИванИванович>Некоторыми вопросами теория горения. Конкрентно мы ( коллектив в котором я работаю )хотим организовать горение топлива в сверхзвуковом потоке так что бы время горения было по возможности минимальным.

Это интересно. А в какой конторе, если не секрет, Вы работаете. Если не хотите отвечать публично, может пошлете сообщение по почте?

Турбореактивный двигатель (ТРД) сжимает достаточно холодный поток воздуха в воздухозаборнике/компрессоре. Далее в камере сгорания в заторможенный до малых дозвуковых скоростей поток впрыскивается горючее. В процессе горения смесь воздуха и продуктов горения нагревается. Сжатый и горячий газ частично расширяется и охлаждается на газовой турбине, мощность которой примерно равна мощности компрессора ТРД. Далее газ может снова перегреваться в форсажной камере сгорания. Тогда такой двигатель будет называться ТРДФ. Затем нагретый газ расширяется до исходного давления в сопле, при этом ускоряясь. Разность выходящего и входящего импульсов потока (и избыток давления при недорасширенной струе) создают тягу двигателя.

Максимальная величина температуры потока перед турбиной в ближайшей перспективе не превысит 2000 К. При числе Маха около 6 приблизительно такая же температура будет достигаться на входе в компрессор в результате торможения потока в воздухозаборнике летательного аппарата. При этом степени сжатия газа в компрессоре и расширения в турбине сравниваются, и вся описанная выше последовательность операций теряет смысл. С учетом потерь в газовом тракте двигателя и на трение в подшипниках турбинно-компрессорный комплекс двигателя перестает создавать тягу уже при меньших числах Маха. Вся тяга двигателя возникает в результате сжатия потока в воздухозаборнике и расширения газа, перегретого в форсажной камере, в сопле как у ПВРД. Только весь этот процесс является менее эффективным, вследствие бОльших потерь.

Однако и это еще не главный недостаток в работе ТРДФ при больших числах Маха. Уменьшение давления за компрессором и рост температуры потока снижает расход газа, проходящего через компрессор. При этом, чем выше степень сжатия на компрессоре при M = 0, тем сильнее падает расход воздуха через компрессор, а значит и через двигатель, при росте числа Маха полета. При этом пропорционально уменьшению расхода снижается и тяга двигателя. Таким образом, получается, что чем выше тяга и импульс ТРДФ при малых скоростях полета, тем ниже его тяга при гиперзвуковых скоростях.

Именно поэтому в качестве разгонных двигателей АКС стали рассматривать так называемые ракетно-турбинные двигатели (РТД). В них, в отличие от ТРД, компрессор приводится во вращение турбиной, работающей на расширении сгорающей в газогенераторе смеси горючего и окислителя. Затем не догоревшая смесь подается в поток воздуха за компрессором и догорает там в камере сгорания. Этот узел РТД практически является аналогом газогенераторного турбонасосного агрегата ракетного двигателя. Таким способом устраняется сильное расширение газового потока на участке между камерой сгорания и соплом. Это приводит к тому, что те же самые давления на входе в сопло достигаются при значительно меньших степенях сжатия компрессора, чем у ТРДФ, и указанное выше противоречие между характеристиками двигателя на малых и гиперзвуковых скоростях резко ослабляется.

Однако, при этом, как и в случае применения ракетного двигателя, появляется хранимый на борту АКС окислитель, что приводит к значительному снижению удельного импульса такого воздушно-реактивного двигателя. Поэтому, для того, чтобы избежать использования окислителя, была предложена схема так называемого пароводородного двигателя. В этой схеме горючее – жидкий, сильно сжатый насосом водород нагревается в теплообменнике, расположенном в газовом тракте двигателя за компрессором и камерой сгорания. Сжатый и нагретый водород расширяется на турбине, приводящей во вращение компрессор, а затем распределяется на основную (перед теплообменником) и форсажную камеры сгорания (за ним), нагревая поток газа перед его расширением в сопле. Таким образом, пароводородный двигатель, сохраняя положительные качества РТД (достаточно высокие уровни тяги по всей траектории разгона), в то же время не требует размещения на борту аппарата окислителя. При этом удельный импульс пароводородного двигателя заметно растет по сравнению с удельным импульсом ракетно-турбинного двигателя.

Первый стендовый образец пароводородного двигателя, насколько мне известно, был создан в Райтовской лаборатории США в 1946 году. Следует также отметить, что по этому принципу работал турбонасосный агрегат первого в истории водородно-кислородного ракетного двигателя RL–10 (разработан в 1958 – 1963 годах), только сжимал он не воздух, а кислород, ну, и, естественно водород. Так что эта технология успешно использовалась уже 30 лет назад.

Однако и пароводородный двигатель не свободен от недостатков. При стехиометрическом сгорании поток водорода несколько превосходит 1/40 от потока воздуха. Поэтому расход на пароводородной турбине, а, значит, и ее мощность ограничены, а, значит, ограничены и степень сжатия компрессора, и характеристики такого двигателя при не очень больших скоростях полета. Кроме того, возникают серьезные трудности по согласованию параметров малорасходной пароводородной турбины и высоко расходного воздушного компрессора. Они приводят к целому спектру ограничений на параметры пароводородного двигателя и росту массы его конструкции.

Исследования показали, что оптимальная величина степени сжатия при М = 0 компрессора пароводородного двигателя, равна, примерно, 3.5. При этом условии и стехиометрическом соотношении потоков воздуха и водорода, и температуре водорода перед турбиной 1200 К его удельный импульс будет иметь величину около 41 – 42 км/с при M = 0 и 36 – 37 км/с при M = 5.5. Лобовая тяга (тяга, отнесенная к площади входа компрессора) при M = 0 составит 0.23 – 0.24 МПа. Такие тягово-экономические характеристики, хотя, возможно, и позволят обеспечить разгон гиперзвукового летательного аппарата от М = 0 до М = 5 – 6, однако затраты топлива будут чрезмерно велики для действительно эффективной транспортной системы.

[Это сообщение редактировал streamflow (изменено 06-08-2002).]

muxel>Вот еще ссылочка

Интересно, видел я эту схемку, но не знал, для чего этот двигатель был предназначен, и не знал также его характеристики. Только не смотрите на французскую ссылку. Лягушатники умудрились забыть нарисовать основной теплообменник. Смотрите на американский оригинал

http://www.hq.nasa.gov/office/pao/History/SP-4404/ch8-9.htm Это - именно РТД, и именно типичный пароводородный двигатель. Как там написано, его удельный импульс при M = 2.5 равен 44 км/с (прямо как в наших расчетах).

Только все-таки - это "сон разума". При M = 2.5 водородный ТРД был бы гораздо экономичнее.