Двигатель для гиперзвука
Двигатель для гиперзвука
Олег Соловьёв, инженер.
Но есть проблема: распространённые и хорошо освоенные в производстве турбореактивные двигатели разогнать самолёт до таких скоростей не могут. Сейчас считается, что для такой машины наилучшим образом подходит прямоточный реактивный двигатель.
Тем не менее, конструкторская мысль не стоит на месте. Недавно в редакцию пришло письмо с описанием интересной, хотя, на взгляд скептиков, довольно спорной схемы турбореактивного двигателя.
В своё время, когда разрабатывались первые турбореактивные двигатели (ТРД) для самолётов, и у нас, и за рубежом была принята практически одинаковая схема их конструкции из последовательно соединённых входного устройства, компрессора, камеры сгорания, турбины и реактивного сопла. Эта схема стала классической и до сих пор остаётся основой авиационного двигателестроения.
Тяга такого двигателя пропорциональна количеству воздуха, пропускаемого через проточную часть двигателя, и скорости его истечения из сопла. Чтобы повысить скорость истечения газа, нужно повысить его температуру. В настоящее время наиболее совершенные турбинные лопатки выдерживают температуру примерно 1200 о С (1500 К), и то непродолжительное время (см. «Наука и жизнь» № 6, 2007 г.). Тратятся колоссальные средства на создание новых жаростойких и жаропрочных материалов, результаты есть, но хочется большего. Пока существенно увеличить скорость не получается. С законами физики не поспоришь, но можно придумать, как их обойти.
Итак, если мы хотим выйти из тупика, необходимо каким-то образом значительно улучшить функциональные и тепловые показатели ТРД. Для этого придётся отказаться от некоторых традиционных постулатов и устранить фундаментальные конструкторские и технологические несоответствия.
Что я имею в виду? В классической схеме после компрессора воздушный поток разделяется на первичный для горения (30%) и вторичный для охлаждения (70%). Обидно, что в реактивную струю превращается столь незначительное количество воздуха, но это полбеды. Совсем худо, что вторичный поток дробится на десятки струй жаровой трубой камеры сгорания с огромными гидравлическими потерями. Другими словами, в существующих ныне камерах сгорания теряется львиная доля потенциальной и кинетической энергии, приобретаемой воздушным потоком при сжатии в компрессоре.
Кроме того, разделённые камерой сгорания зоны сжатия воздуха и расширения газовой струи находятся на значительном удалении друг от друга. Из-за этого существенно увеличивается масса двигателя и усложняется его конструкция (длинный и тяжёлый вал, соединяющий турбину с ротором компрессора, промежуточная подшипниковая опора, охлаждающие каналы, система подвода смазки и т.д.).
В существующих ТРД при увеличении тяги растёт частота вращения вала. А нужно ли это? В автомобиле, где движителем являются колёса, чем быстрее они вращаются, тем быстрее едет автомобиль. В ТРД, где движителем является сопло, нет необходимости увеличивать частоту вращения ротора, а целесообразно регулировать теплонапряжённость газового потока, то есть повышать или понижать температуру рабочего цикла, определяющую скорость истечения из сопла газовой струи и тем самым увеличивать или уменьшать силу тяги. В ТРД это делают, изменяя подачу топлива.
Переход с режима на режим достигается избыточной или недостаточной его подачей. В результате на всех режимах, кроме расчётного, происходят потери энергии. Следовательно, падает экономичность. Но даже на расчётном режиме топливо теряется из-за малоэффективного пассивного способа образования топливовоздушной смеси: топливо подают в камеру сгорания и распыляют его форсунками по воздушному потоку или против него, что приводит к столкновению мельчайших капель и образованию более крупных, которые в условиях факельного горения не успевают испариться и сгореть и выносятся газовым потоком в окружающую среду.
Приведённые фундаментальные несоответствия устранимы, если принять концепцию, включающую в себя три составляющие: новую конструктивную схему, новый способ работы и новый принцип регулирования ТРД, защищённые авторскими свидетельствами ещё во времена СССР. Возникает возможность упростить конструкцию, в несколько раз увеличить мощность, существенно повысить экономичность двигателя, уменьшить его габариты и массу, удешевить производство.
Главное конструктивное решение — отказ от камеры сгорания и замена вала полым ротором барабанного типа. Между его наружной поверхностью и внутренней поверхностью корпуса двигателя создаётся зона сжатия с компрессорными и зона расширения с турбинными лопатками. Ряды лопаток установлены на расстоянии межлопаточного осевого зазора друг от друга. Благодаря этому существенно уменьшаются габариты и масса двигателя: нет камеры сгорания, длинного и тяжёлого вала, массивных дисков турбины, исчезает промежуточная опора и множество вспомогательных узлов и деталей. Проточная часть двигателя теперь будет представлять собой зону сжатия, непосредственно переходящую в зону расширения. Это происходит в критическом сечении, где ротор имеет максимальный диаметр.
Как же теперь быть с многочисленными сложными процессами, протекающими в камере сгорания? В нашем случае все процессы, связанные с образованием топливовоздушной смеси, переносятся в зону сжатия, а процесс горения — в зону расширения непосредственно на турбинные лопатки. Однако необходимо, чтобы выполнялось условие, при котором скорость потока топливовоздушной смеси в критическом сечении превышала бы скорость распространения пламени по потоку, чтобы исключить помпаж, то есть забрасывание пламени обратно в зону сжатия. Современные средства электроники позволяют удерживать и надёжно контролировать процесс объёмного горения с заданными параметрами в автоматическом режиме.
Воздух из атмосферы через входное устройство поступает в компрессор, или в так называемую зону сжатия, где, например, на уровне третьей или четвёртой ступени в поток подают топливо. Зная расход воздуха в проточной части зоны сжатия, можно с большой точностью рассчитать и подать то количество топлива, при котором коэффициент избытка воздуха α* будет оптимальным.
Образовавшаяся в проточной части зоны сжатия (компрессора) топливовоздушная смесь, пройдя критическое сечение, воспламеняется в сопловом аппарате одновременно по всему объёму и горит с максимальной (стехиометрической) температурой 3000 о С при значительно более высоком давлении, чем в камере сгорания обычного ТРД. Другими словами, вместо факельного горения происходит более эффективное — объёмное.
Газовая струя за счёт теплового перепада совершает работу на турбинных лопатках, но уже на значительно более высоком энергетическом уровне, чем в известных двигателях. При этом львиная доля энергии высокотемпературного потока после турбинных лопаток приходится на работу расширения в реактивном сопле, и благодаря этому тяга двигателя многократно возрастает.
Рассмотрим процессы, протекающие в зонах сжатия и расширения. К атмосферному воздуху в зоне сжатия прикладывается механическая работа, совершаемая лопатками компрессора, которая выражается в повышении степени сжатия воздуха и его температуры. При подаче топлива (авиационного керосина) в воздушный поток, который не дробится на мелкие струи, как в камере сгорания, происходит механическое перемешивание частиц топлива с воздухом вращающимися компрессорными лопатками. Лопатки также разбивают крупные капли, и, следовательно, те быстрее испаряются, способствуя образованию топливовоздушной смеси с высокой степенью однородности, качественному, а главное, быстрому сгоранию и ускоренному истечению газового потока из реактивного сопла. Это не только позволяет достигнуть гиперзвуковых скоростей, но и заметно снизить количество несгоревшего топлива.
Испарение подаваемого в зону сжатия топлива приводит к поглощению теплоты, температура воздуха понижается, а плотность соответственно возрастает без дополнительных энергозатрат. Это значительно повышает не только экономичность, но и кпд тепловой машины.
В предлагаемой схеме процессы сжатия и расширения протекают в непосредственной близости друг от друга. Потенциальная и кинетическая энергия, приобретаемая потоком в зоне сжатия, не теряется и не рассеивается, как это происходит в камерах сгорания.
Здесь обнаруживается ещё один важный эффект. Часть тепловой энергии потока, работающей на вращение турбины, в виде механической работы идёт в основном на сжатие воздуха, и лишь незначительная её доля тратится на поддержание энергетики самолёта и преодоление трения в опорах. Если взять механическую работу, которая идёт на повышение температуры сжимаемого воздуха, то она также не пропадает и не рассеивается в окружающую среду, а переносится испарившимся топливом на турбинные лопатки, где входит составной частью в энергию, превращающуюся в механическую работу сжатия воздуха. Получается как бы замкнутый круг.
Возникает такая термодинамическая система, у которой часть тепловой энергии постоянно циркулирует внутри неё самой и не уносится в окружающую среду. А освободившееся эквивалентное количество энергии газового потока дополнительно идёт на работу расширения в реактивном сопле, значительно увеличивая тягу двигателя по сравнению с известными силовыми установками.
По-иному происходит в новом двигателе и переход с одного режима на другой. В воздушный поток зоны сжатия предлагается подавать топливо, не меняя положение впускного клапана.
При запуске двигателя топливо подаётся циклически небольшими порциями (прерывисто), а в режиме разгона продолжительность циклов подачи постепенно увеличивается, и система питания плавно переходит на непрерывный режим подачи топлива. Аналогично, но в обратной последовательности двигатель выводится из стационарного режима.
В таких условиях на всех режимах работы двигателя коэффициент избытка воздуха α в топливовоздушной смеси всегда будет оптимальным.
В режиме разгона двигателя влияние частоты вращения ротора на величину тяги сохраняется, так как компрессор ещё не создаёт расчётной степени сжатия воздуха. Поэтому вначале целесообразно применять минимальную продолжительность подачи топлива, но с большей частотой. По мере возрастания частоты вращения продолжительность подачи топлива увеличивают, а частоту впрысков снижают. Этот режим работы предназначен не для полёта, а только для разгона двигателя на земле.
Постепенно температура в критическом сечении и в зоне расширения растёт. Мощность, передаваемая ротору турбинными лопатками, становится настолько большой, что дальнейшее повышение давления и температуры воздуха может привести к самовоспламенению топливовоздушной смеси в зоне сжатия и вызвать помпаж.
Чтобы стабилизировать мощность турбины, предлагается техническое решение, способное удержать частоту вращения ротора на расчётном уровне, а теплонапряжённость газового потока продолжать наращивать, повышая температуру газовой струи до стехиометрической. Оно состоит в том, чтобы раскрыть сопловой аппарат после достижения максимально допустимого числа оборотов ротора на земле.
Это можно сделать, поворачивая лопатки соплового аппарата так, чтобы уменьшить угол входа газового потока на лопатки турбины, то есть направить его по касательной к ним.
Казалось бы, частота вращения ротора должна упасть, однако уменьшение угла входа потока на рабочие лопатки компенсируется ростом температуры потока и возрастанием его теплонапряжённости. В результате частота вращения ротора двигателя остаётся неизменной (на расчётном уровне), а мощность газовой струи, выбрасываемой из сопла, увеличивается.
Во время полёта с увеличением высоты плотность и давление атмосферного воздуха падают, что неизбежно сказывается на величине давления в зоне сжатия. В существующих ТРД это приводит к падению коэффициента избытка воздуха α, ухудшению экономичности и снижению мощности двигателя.
В новом двигателе с подъёмом достаточно частично закрыть сопловой аппарат, увеличивая угол входа газового потока на рабочие лопатки турбины, таким образом увеличивая частоту вращения ротора пропорционально падению давления воздуха в атмосфере. На больших высотах температура воздуха существенно ниже, чем около земли, поэтому увеличение частоты вращения ротора не приведёт к самовоспламенению топливовоздушной смеси в зоне сжатия и возникновению помпажа.
Во время снижения самолёта, когда давление атмосферного воздуха вновь возрастает, сопловой аппарат раскрывают, и в результате частота вращения ротора уменьшается до максимально допустимой у поверхности земли. Одним словом, с изменением высоты полёта частоту вращения автоматически меняют обратно пропорционально давлению в зоне сжатия при постоянной подаче топлива.
Очень важно: частоту вращения ротора меняют не для увеличения или уменьшения тяги, а только для сохранения расчётного соотношения топлива и воздуха в смеси!
Пришло время поговорить о системе охлаждения. В её основу положен самый распространённый и наиболее простой способ конвективного охлаждения. В классическом двигателе охлаждающий воздух по пути следования принимает участие в охлаждении многих узлов и деталей, аккумулируя теплоту, и лишь в последнюю очередь поступает во внутренние полости турбинных лопаток с уже высокой температурой и низкой охлаждающей способностью.
Конструктивное оформление системы охлаждения нового двигателя предусматривает отбор необходимого количества воздуха из зоны сжатия перед местом впрыска топлива. Охлаждающий воздух идёт двумя потоками — через каналы в корпусе и через внутреннюю полость ротора. Воздух непосредственно подают внутрь лопаток турбины и соплового аппарата, не заставляя его охлаждать другие узлы и детали. Это позволяет продуть сквозь внутренние полости лопаток необходимое количество воздуха с низкой температурой.
Расчёты показывают, что площадь внутренней охлаждаемой поверхности лопатки должна быть в 2,6 раза больше её рабочей наружной площади. При этом на охлаждение потребуется 25% от поступающего в двигатель атмосферного воздуха, а 75% пойдёт на создание топливовоздушной смеси (сравните с нынешними ТРД, где соотношение диаметрально противоположное, см. с. 49).
Воздушные потоки, выходя из внутренних полостей сопловых и рабочих турбинных лопаток в проточную часть двигателя, образуют внутреннюю и внешнюю теплоизолирующие воздушные прослойки (предохраняя корпус и ротор от разрушающего теплового воздействия) и через реактивное сопло вместе с газовым потоком выбрасываются в атмосферу.
Самолёт, оснащённый новым ТРД, будет способен на крейсерском режиме развивать гиперзвуковые скорости с числом Маха М = 3–4. Процесс его изготовления проще и дешевле, чем ныне существующих, поскольку в нём отсутствуют многие узлы, без которых не построишь обычный ТРД.
Комментарии к статье
* Коэффициент избытка воздуха — это отношение действительного количества воздуха в горючей смеси к теоретически необходимому для её полного сгорания.
Водородный двигатель испытают в России / ИЗВЕСТИЯ
22 Октября 2013
Российские ученые вновь займутся исследованием водородных двигателей для авиации. Эта разработка может приблизить мечту о создании гиперзвукового гражданского самолета.
В середине октября Минпромторг объявил конкурс на выполнение научно-исследовательской работы по формированию облика высокоскоростного гражданского самолета «включая расчетно-экспериментальные исследования характеристик демонстратора водородного прямоточного двигателя, интегрированного с планером самолета». За выполнение работ победитель конкурса получит до 205 млн рублей. Закончить исследования ученые должны уже в декабре 2014 года.
Как пояснил «Известиям» источник в Минпромторге, речь идет о сотрудничестве в рамках Седьмой рамочной европейской программы. Одно из направлений программы — разработка гиперзвукового гражданского самолета. В проекте участвуют Россия, Евросоюз, Китай и другие страны, при этом затраты на исследования несут все участники. Российские научные организации во главе с ЦАГИ (Центральный аэрогидродинамический институт им. профессора Н.Е. Жуковского) еще в середине 2012 года вели переговоры с партнерами Еврокомиссии о проекте этого самолета.
Гиперзвуковые летательные аппараты способны летать в атмосфере со скоростью 5M и больше (то есть свыше 6 тыс. км/ч), и они в мире в последние десять лет активно исследуются. Минпромторг напоминает в материалах конкурса, что в США сейчас активно идут исследования в области разработки, создания и летных испытаний гиперзвуковых летательных аппаратов — демонстраторов. В Европе аналогичные работы проводятся под эгидой Еврокомиссии при Европарламенте в виде рамочных программ. Также существует европейский проект SHEFEX-II, в рамках которого были реализованы успешные автономные летные испытания.
«Водородный гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель рассматривается как основа комбинированных силовых установок для гиперзвуковых гражданских летательных аппаратов», говорится в материалах Минпромторга.
Обычный, непрямоточный водородный двигатель был разработан в советское время и стоял, например, на испытательных, демонстрационных самолетах Ту-155 и Ту-156 в середине годов, поясняет доктор технических наук, профессор МГТУ ГА Евгений Коняев. Однако тогда водородные двигатели не пошли в серию в основном по политическим причинам, замечает эксперт. Также водородные двигатели устанавливали на американских шаттлах.
Топливом для водородного двигателя является жидкий водород. Одним из минусов двигателей такого типа является то, что он не может долго стоять заправленным. Например, при задержке шаттла необходимо было сразу извлекать из него топливо, а это занимает несколько часов, поясняет Коняев. Прямоточный двигатель сам по себе был разработан еще во время Второй мировой войны. Его минусом является то, что он начинает работать только на большой скорости, когда самолет уже находится в движении, поэтому у самолета с таким двигателем должен быть еще один мотор другого типа.
Как пояснил Сергей Чернышев, исполнительный директор ЦАГИ, одна из главным проблем, которая может встать в ходе исследований гиперзвукового самолета — найти материалы, которые будут использоваться в его производстве.
— Гиперзвуковой самолет будет двигаться на скоростях от 6 маха до 8 маха (примерно км/ч. — «Известия»). При таких скоростях летательный аппарат сильно нагревается, и требуются совершенно новые материалы, способные выдержать такие температуры, — пояснил Чернышев.
В результате исследования по тендеру Минпромторга будет получен опытный образец, который в полетах использоваться не будет: через двигатель, зафиксированный на стенде, станет подаваться гиперзвуковой поток воздуха.
Гиперзвуковой зуд, или Что могут летательные аппараты на гиперзвуке
Перед глазами простого обывателя сразу встает фантастическая картина — гиперзвуковые самолеты взлетают и поражают своими ракетами, опять же на гиперзвуке, межконтинентальные цели… И сами самолеты и их ГПВРД ракеты — невидимы и не перехватываемы.
Так ли это? Посмотрим.
В статье пишется: «ГПВРД или, как говорят, «гиперзвуковая прямоточка», позволит долететь из Москвы в Нью-Йорк за 2-3 часа, уходить крылатой машине из атмосферы в космос. Воздушно-космическому самолету не понадобится ни самолет-разгонщик, как для «Зенгера», ни ракета-носитель, как для «шаттлов» и «Бурана», — доставка грузов на орбиту обойдется чуть ли не вдесятеро дешевле». Статью писали Юрий ШИХМАН и Вячеслав СЕМЕНОВ, научные сотрудники ЦИАМ.
Конечно с обеими я был хорошо знаком, так как участвовал с ними во многих работах по тематике института. В том числе и по тематике ГПВРД. Хотя к основным и главным моя часть работы не относилась, тем не менее, была необходимой и важной. К этой работе меня подключили в ещё в году 84-м, ещё молодым специалистом и м.н.с. Тогда ещё ведущим над всеми работами по теме «Холод» в ЦИАМ был Рувим Исаевич Курзинер.
Опытный ГПВРД по теме «Холод», или изделие 057, в составе гиперзвуковой летающей лаборатории (ГЛЛ) представлял собой исследовательский объект, главная задача которого — демонстрация возможности горения топливовоздушной смеси при сверхзвуковой скорости истечения рабочего тела в контуре камеры сгорания. На земле смоделировать все режимы горения не представлялось возможным, поэтому такую задачу было решено исследовать в реальных условиях полета.
В качестве носителя, разгонщика и моделирующего режимы полета для исследования была использована зенитная ракета 5В28 комплекса С-200В (SA-5). Вместо головной части которой стыковался ГЛЛ с ГПВРД с топливным баком и системами управления и обслуживания.
Первый полет ГЛЛ с ГПВРД был осуществлен 28 ноября 1991 года. В первом летном испытании ГПВРД максимальное число М составило 5,8, двигатель суммарно проработал 28 с, в процессе полета он дважды включался автоматически. Таким образом, впервые в мире в условиях летного испытания была доказана работоспособность гиперзвукового ПВРД ( журнал «Двигатель» №6 от 2006 года ).
За 1991-98 годы было произведено около 8 пусков (с учетом бросковых). В исследованиях экспериментального ГПВРД кроме российских специалистов приняли участие французы — в 1992 и 1995 годах по контрактам с Национальным научным центром Франции (ONERA), а в 1997 и 1998 годах — американцы, по контракту с Национальным космическим агентством США (NASA).
Итак, прошло больше 20 лет. Что мы имеем?
Есть ли летательные аппараты на гиперзвуке, то есть ли летающие на гиперскоростях (М>5)? Есть!
Во-первых, были орбитальные корабли «Буран» и шаттл.
Возвращающийся с орбиты «Буран», например, примерно полчаса планирует на гиперзвуке на дальность порядка 8000 км с высоты 100 км и до 20.
Тактико-технические характеристики ОК «Буран» в режиме спуска на гиперзвуковых скоростях:
• Стартовая масса — 105 тонн
• Дальность до посадочной полосы — 8270км
• Скорость на траектории спуска — 7,592…0,520 км/сек (27.330-1.872 км/час) ок. 27-1,8Мах
• Диапазон высоты спуска — 100…20 км
Проведем «мысленный эксперимент». А можно ли весь этот посадочный профиль «гиперзвукового орбитального корабля» «Буран» провернуть назад?
Можно!
Только для этого нужна ракета-носитель «Энергия».
«А если на ГПРД?» — спросит читатель. Можно. Но для этого придется для обеспечения выхода ГПРД на режим сначала «толкнуть» всю систему чем-то подобным ПРД, т.е. разгонным «пороховичком». А потом довывести до круговой орбиты, «подпитывая» двигатели запасенным кислородом или на чистом ЖРД. В итоге «экономия» на окислителе, при использовании кислорода атмосферы на ГПВРД, составит ну что-то примерно 20%. Но зато столько сложностей, что не приведи господи!
А задумывали ли инженеры такого рода «экономные системы», использующие забортный воздух? Да сколько угодно! Те же «Зенгер» и «Хотол».
И… скромно скажем — ранние версии, всемирно известного теперь МБР «Тополь». Да, действительно так! Вся эта система называлась «Гном»
«Гном» — трехступенчатая межконтинентальная баллистическая ракета, оснащенная прямоточным твердотопливным маршевым двигателем первой ступени, твердотопливными двигателями второй и третьей ступеней и ускорителем. Проектирование велась с начала 60-х годов в КБ машиностроения (г. Коломна) под руководством Бориса Шавырина.
Максимальная дальность стрельбы, км 11000
Стартовая масса, т 29
Масса полезной нагрузки, кг 470
Длина ракеты, м 16,14
Количество ступеней 3
В дальнейшем конструктор МИТ А.Д. Надирадзе, опираясь на имеющийся уже у него опыт создания мобильной ОТР «Темп», предложил проект МБР на обычных твердотопливных двигателях. Его поддержало руководство Миноборонпрома, и в результате мы получили 45-тонный мобильный грунтовой межконтинентальный «Темп-2С». Далее, его модернизации и усовершенствования — «Пионеры» (РСД) и «Тополя» (МБР). Многие в этом видят его коварство (45 тонн вместо обещанных 29). Тем не менее, и с «Гномом» могло получиться то же самое. Одно дело расчеты — совсем другое практическая реализация!
Сверхзвуковая межконтинентальная крылатая ракета «Буря» («изделие 351»), ближе всех стоящая к требуемым параметрам ЛА с ГПВРД.
Длина, м — 20,396
Размах крыла, м — 7,746
Высота, м — 6,642
Площадь крыла, м2 — 44,6
Стартовая масса, кг — 98.280
Масса начальная маршевой ступени, кг — 33.522
Масса головной части, кг — 3403
Скорость маршевая, км/ч — 3300
Высота полета, км — 18 — 25,5
Дальность, км — 7830
Чисто теоретически, эту систему, используя современные материалы, топлива, твердотопливные «разгонники», можно ускорить, вероятно, и до 5 махов. Только вот в чем вопрос: а будут ли у него суперпревосходства относительно существующих МБР?
Время подлета к цели на максимальную дальность составит примерно 1,5 часа (МБР — 30 минут).
Некоторые преимущества будут — например, запаздывание с обнаружением.
МБР обнаруживается довольно быстро, во-первых — начальный факел, во-вторых — большая восходящая высота баллистической траектории (до 1600км).
Хотя наши последние «Тополя-М» и «Ярсы» и иже с ними того же семейства, говорят, могут летать и по другим, например, квазинастильным круговым трассам (100-200 км), потому-то у них энерговооруженность и масса существенно отличаются от худосочных «Минитменов», оптимизированных под баллистические траектории.
Мне в связи с этим вспоминаются язвительные восторги инженера-ракетчика НАСА (или Пентагона) — «де, русские не умеют делать ракеты, у них даже современные тяжелее и габаритнее наших, разработки 70-х годов». Возгласы, правда, быстро утихли. Видимо, более квалифицированные товарищи ему объяснили, в чем тут дело…
Так вот, главный вопрос с гиперзвуковыми самолетами-ракетами, — нужны ли они, или воздержимся пока?
Как мы видели — ракеты и орбитальные корабли уже давно были реализованы, правда не на ГПВРД.
А насчет самолетов…
Военные уже свыше 20 лет держатся на цифре М * В двигателестроении различают два вида неустойчивой работы реактивных двигателей — «помпаж» и «зуд» на входе. «Зуд» — высокочастотная пульсация воздуха в области сверхкритических режимов работы входного диффузора двигателя, воспринимается как характерный зудящий звук. В отличие от него, «помпаж» — более низкочастотные колебания. Причиной «зуда» служат срывы потока в канале за горлом диффузора.
Нас не догонят. Смогут ли США наверстать отставание в разработке гиперзвукового оружия
Американский военно-промышленный гигант Lockheed Martin получит почти $1 млрд от Минобороны США на создание комплекса с гиперзвуковой авиационной ракетой. С учетом успехов российских предприятий в разработке гиперзвуковых средств поражения компании придется не просто догнать, но и перегнать российских специалистов в условиях острой нехватки времени.
Технология завтрашнего дня
Важность гиперзвукового оружия как средства борьбы с целями противника на земле и на море объясняется просто: гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель дает небывалый прирост в скорости полета по сравнению с современными крылатыми ракетами с короткоресурсными реактивными двигателями. К тому же гиперзвуковое оружие позволяет сократить подлетное время до минимума. Аналогичных результатов добиваются в автоспорте, «подсаживая» обычные седаны и хетчбэки на спортивные «стероиды» — турбонагнетатели и модифицированные двигатели.
Обладание таким оружием если не меняет облик вооруженных сил целиком, то совершенно точно переписывает правила игры. За счет использования современных средств обнаружения, увеличенной дальности полета и возросшей в несколько раз скорости полета время на поражение всех типовых мишеней гиперзвуковыми ракетами уменьшается до 10 минут, а при использовании такого оружия в качестве средств нападения любая цель в пределах земного шара может быть поражена в течение часа.
При возросших скоростных характеристиках гиперзвуковая ракета оказалась способна «принимать на борт» большее количество топлива и боевую часть повышенной мощности. При этом ключевые типы носителей гиперзвуковых средств поражения определены заранее — ими станут крупные надводные корабли, подводные лодки, а также истребители и стратегические ракетоносцы.
В гонке за обладание гиперзвуковым оружием у России наблюдается преимущество — флагманы российского ВМФ, тяжелые атомные крейсеры «Петр Великий» и «Адмирал Нахимов» могут получить гиперзвуковые комплексы «Циркон» в рамках намеченной на ближайшие несколько лет модернизации. Гиперзвуковые ракеты авиационного базирования «Кинжал», носителем которых стали истребители МиГ-31, уже поставлены на боевое дежурство. В сложившихся условиях американским военным предстоит не просто создавать эффективные средства противодействия, но и наверстать собственное отставание в области разработки ракетного вооружения.
Рука руку моет
Прорыва в полностью адаптированных для боевого применения гиперзвуковых ракетах не было с начала первых экспериментов над такими технологиями — разработчикам приходилось создавать средства управления и контроля гиперзвуковой ракетой практически с нуля. Серьезных успехов у победителей нового тендера, специалистов Lockheed Martin, со средствами поражения было немного, и в этом кроется главная загадка победы компании в конкурсе на разработку гиперзвукового оружия.
Ключевые новости вокруг успехов с разработкой американского гиперзвукового оружия в течение последних нескольких лет вписываются в две категории: плохие и очень плохие. Плохая новость заключается в том, что компания Lockheed Martin имеет огромный опыт в производстве истребителей пятого поколения, авиационных ракет различного назначения, вспомогательного радиоэлектронного оборудования и управляемых авиабомб, но не обладает готовыми решениями и ключевыми технологиями, необходимыми для создания гиперзвуковых ракет.
Статус первого по успешности производителя военной техники с продажами более $40 млрд на протяжении последних нескольких лет не помог специалистам компании в создании одного из самых дорогостоящих видов вооружений.
Учитывая сумму нового контракта, без малого $1 млрд, можно с уверенностью утверждать, что успехи с разработкой гиперзвуковых ракет у второго в списке топ-100 военно-промышленных гигантов, компании Boeing, также не увенчались успехом. Именно на Boeing специалисты возлагали большие надежды, связанные с американским гиперзвуковым оружием — компании удалось не просто спроектировать и просчитать новое вооружение, но и провести серию испытательных пусков гиперзвуковой ракеты под индексом X-51 Waverider.
Несмотря на то что максимальная скорость X-51 в итоге оказалась значительно меньше показателей принятой на вооружение российской гиперзвуковой ракеты «Кинжал» — 6М против 10М, ключевые решения, от наличия которых напрямую зависит способность ракеты летать и принимать команды операторов, были успешно отработаны. При этом двигатель для первой ракеты-демонстратора для X-51 строили смежники — специалисты из Pratt&Whitney. Принять гиперзвуковой комплекс на вооружение планировали в 2017 году, но сроки создания серийной крылатой ракеты воздушного базирования неоднократно сдвигались вправо, и в конечном счете Минобороны США решило выбрать нового подрядчика для проекта.
Продукт внутреннего потребления
О коммерческой окупаемости такого оружия пока не стоит рассуждать всерьез. Учитывая наличие программы по нанесению быстрого глобального удара, гиперзвуковые ракеты должны стать своеобразным острием копья. Это означает, что гиперзвуковые ракеты первые несколько лет после создания будут оставаться продуктом исключительно для внутреннего использования — точно таким же, каким в свое время стал истребитель пятого поколения F-22, который никогда не поставляли на экспорт даже ближайшим союзникам по НАТО.
Учитывая стоимость нового контракта на разработку гиперзвуковых ракет, заключенного с Lockheed Martin, Соединенным Штатам придется отрабатывать научно-исследовательские и опытно-конструкторские работы практически заново, поскольку путь, выбранный специалистами компании Boeing, вероятнее всего, повел американских военных не в ту сторону.
Несмотря на то что военный бюджет США в 2019 году составит более $716 млрд, быстро разработать и внедрить такое оружие Пентагон не сможет. Даже с утроенными расходами на НИР и ОКР разработка гиперзвуковых ракет, аналогичных или превосходящих российские по характеристикам, растянется на несколько лет.
