Виды теплопередачи космосе авиации

Авдуевский (Авдуевский В.С. (ред), 1992 — Основы теплопередачи в авиационной и ракетно-космической технике)

Описание файла

Файл «Авдуевский» внутри архива находится в папке «Авдуевский В.С. (ред), 1992 — Основы теплопередачи в авиационной и ракетно-космической технике». DJVU-файл из архива «Авдуевский В.С. (ред), 1992 — Основы теплопередачи в авиационной и ракетно-космической технике», который расположен в категории «книги и методические указания». Всё это находится в предмете «тепловое проектирование» из одиннадцатого семестра, которые можно найти в файловом архиве МАИ. Не смотря на прямую связь этого архива с МАИ, его также можно найти и в других разделах. Архив можно найти в разделе «книги и методические указания», в предмете «тепловое проектирование» в общих файлах.

Просмотр DJVU-файла онлайн

Распознанный текст из DJVU-файла

ОСНОВЫ ТЕПЛОПЕРЕДАЧИ В АВИАЦИОННОИ И РАКЕТНОКОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКЕ Под общей редакнисй академика В.С. Авдуевского и Заслуженного деятеля науки и техники РСФСР профессора В.К. Кошкина Рекомвкдоеако Комияытвом яо выемей такоае Миккояырееыа кадки, выовей квкакы и яыкиичеекой яояиявики Роеоийекоа Фвдвраиии в каквюаве ичвбкика дме етвдектвое аеиаияоикык еаеикалвяоетввй едэюа Москва ° Машиностроение. 199й ББК 39.52-01я73 0-75 УДК 1621.43.016.4; 629.71 (075.8) Авторы: В. С. Авдуевский, Б.

М. Галнцсйскнй, Г. А. Глебов, Ю. И. Данилов, Г. А. Дрсйцер, Э. К. Калинин, В. К. Кошкин, Т. В. Михайлова, А. М. Молчанов, Ю. А. Рыжов, В. П. Солнцев Р е ц е н з е н т кафедра «Теоретические основы теплотехники» МГТУ имени Н. сп Баумана Основы теплопередачи в авиационной и ракетно-косми- 0-75 ческой технике; Учебник для авиационных специальностей вузов’В. С.

Лвдуевский, Б. М. Галпцейскнй, Г. Л. Глебов и дрл 11од общ. ред. В. С. Лвдуевсиогш В. К. Кошкипа.— 2-е изд., перераб, и доп. — Мл Машиностроение, !992.— 528 сл ил. 15ВХ 5-2! 7-01338-9 Второе издание !1-е изд, 1975 г.) переработано и дополнено матерпаламн по радиапноюш-конасктивпому теплообмену в высокотемпера. туриых газовых потоках и гсплообмбиу в двухфазных потоках. 2703140400 -427 Π— 114 — 91 ББК 39.32-01я73+ 39.02-01я73 1БВ!х! 5-217-0!338-9 Гс1 Издательство «Машиностроениез, 1975 ф В. С. Лвдуевский, Б.

М. Галицейский, Г. Л. Глебов и др., !992, с изменениями и дополнениями ПРБДИСЛОВИЕ Создание и развитие гпперзвуковой и высотной авиации, дальнейшее совершенствование косин веских летательных аппаратов, создание космических аппаратов многоразового действия, совершенствование энергосистем для авиационной и ракетно-космической техники, развитие радиоэлектроники требуют непрерывного совершенствования науки о процессах тепло- и массообмена, развития теории геплопередачи.

Все это обусловило необходимость второго исправленного и дополненного издания учебника. Вопросы совершенствования современных авиационных и космических реактивных двигателей, развитие ядерных энергетических установок, тепловая защита высокоскоростных летательных аппаратов, создание и развитие энергосистем прямого преобразования теплоты в электрическую энергию, развитие криогенной техники потребовали дальнейшего совер

неиствования и развития ряда разделов науки о теплопередаче. Второе издание учебника (первое издание вышло в 1975 г.) существенно переработано и дополнено. При изложении материала учебника проведена ориентация на самостоятельную работу студентов с книгой, что потребовало более подробного изложения ряда вопросов и рассмотрения практических примеров, использования численных методов при решении задач тепломассообмена, Во все главы добавлены новейшие данные.

Введен новый раздел по радиационно-конвективному теплообмену в высокотемпературных газовых потоках, заново перестроены разделы по тепло- обмену на шероховатой поверхности, методы тепловой защиты летательных аппаратов и их элементов, тепловые режимы космических аппаратов. Учебник написан коллективом авторов: В. С. Авдуевским (гл. Ч, Ч1, УП, Х!Ъ’, ХЧП, ХНП1, Х1Х), Б. М. Галицейским (гл.

ХЧП1, Х1Х), Г. А. Глебовым (гл. Х1, ХИ), Ю. И. Даниловым (гл. ХП), Г, А. Дрейцером (гл. П!, Ъ’П1), Э. К. Калининым (гл. 1Х, Х, ХП!), В. К. Кошкиным (введение, гл. 1, 11), Т. В. Михайловой (гл. ХП), А. М. Молчановым (гл. ЧП, ХН1), Ю. А. Рыжовым (гл. 1У), В. П. Солнцевым (гл. ХЧ). Авторы выражают благодарность Кравчик Т. Н. и Боковой Л. Н. за большую помощь в подготовке рукописи к печати. Авторы также выражают признательность кафедре теоретических основ теплотехники МГТУ им. Н. Э. Баумана и заведующему кафедрой профессору В. И. Крутову за ценные замечания, позволившие улучшить качество учебника.

1а ОСНОВНЫГ ОЬОЗНАЧКНИЯ а — коэффициент температуропроводностн, мэ/с; скорость звука, м/с; с — удельная теплоемкость, Дж/(кг. К); с — удельная теплоемкость прв о сопз1, Дж/(кг К); с, — удельная теплоемкость прв р = — сопз1, Дж/(кг К); С/ — коэффипвент трения; с — константа геометрического подобия; С; — относительная массовая концентрации /-го компонента; б — диаметр круглого сечения канала, м; бэ — эквивалентный диаметр, м; Π— коэффиииент диффузии, м»»/с; Š— модуль упругости,Па; плотвость потока излучения,Вт/мэ; Р, / — площадь поперечного сечения, м’1 6 — массовый расход теплоногнтеля, кг/с; и — ускорение свободного падения, м/сэ; / — энтальпия, Дж’кг; / = / + иэ/2 — полная знтальпия торможения газа, Дж/кг; о з. /ь — спектральная интенсивность излучения, Вт/(и ср); з ь, в — спектральная равновесная интенсивность, Вг/(мз ср); /„+ — спектральная интенсивность в верхнюю полусферу, Вт/(м

— спектральная интенсивность в нижнюю полусферу.

Вт/(м’ ср); йц — линейный коэффициент теплопередачн цилиндрической стенки, Вт/(м К); К вЂ” коэффициент теплопередачи, Втйм’ К); й = ср/с„— отношение теплоемкостей (показатель адиабатного про. цесса); й — постоянная Больцмана (й =- 1,38 1О эз Дж/К); йх — спектральный объемный коэффициент поглощения. 1/м; йе — константа равновесии; й/ — константа скорости реакпии; й; — константа скорости обратной реакпии; 1.

Š— длина свободного пробега молекул газа до их соударевия, м; / — длина пилиндрическай трубы; толщина пластины; размер обтекания тела; линейный размер тела. м; Р— давление, Па; Ар — перепад давления, Па; (‘1 — количества теплоты или тепла «, Дж; ‘ Понятия теплоты или тепла — авторы считают полезным н необходимым сохранить оба термина как равнозначныс, так кзк теплота и тепло являются синонимами, Это объясняется также н тем, что классики естествознания. все классические учебники по термодинамике и тсплопередаче и болыпач научко.

техническая литература в раиной степени применялн оба термина. Поэтому нет никакой необходимости пользоваться только одним нз указанных терминов, исключая другой. 4 плотность теплового потока (удельный тепловой поток), Вт

мз; плотность внутренних источников тепловыделения, Вт!м»; —. лнпейная плотность теплоиого потока, Вт/м; — радиационный тепловой поток, Вт/м’; — . теплота пзрообразования, Дж/кг; — полное термическое сопротивление, ма К/Вт; радиус йц чп г,: /( =- В,В Дж/(л

оль. К); /тм — радиус затупленна головной частя летательного аппарата, м; поверхность теплообмена, мз — чемпература, К; — тсмцерюурз набегающего потока, К; — температура насыщения, К; Т вЂ” Т -) х! бт й’— б*»вЂ” ц— Т вЂ” Т, б д„’, Л— Л- =Т вЂ” Т„б.—— Т вЂ” Т, Т Лм. эвз Ла4 р р Рп и 5— Т Тп пе йс„ Т,— /- и— о, м— у, г— р ср хаф— х— сев ()— Г а, у ц— 6- вращения, м; универсальная газовая постоянная (/с— температура заторможенного патона, К; температура поверхности, К; температура окружающей среды, К; темпера:ура, ‘(Л периметр канала, м; отиосичельные скорости, м/с; вектор скорости, м/с; декартовы координаты, м; объемная (мольная) концентрация (-го компонента; аффективная длина, м; )среднеииый параметр; коэффициент теплоотдачи, Вт/(мз К); коэффициент обьемного расширения, 1/К; радиа1щонный параметр; угол стрслозидиости крыла, толщина ударного слоя, м; толщина стенки, толщина пограничного слоя, условная толщина динамического пограничного слоя, и; толщина теп тозого пограничного слоя, м; толщвна вытеснения, м; толи

ива потери импульса, и; термическое сопротивление слоя, м’ К/Вт; коаффициент аккомодвции; .

избыточная температура, К; безразмерная избыточная температура; коэффициент теплопроводности, Вт/(м К); длина капиллярной волны, зависимая от геометрии фитиля, и; эквиналеитная теплопроводность коитвктнрующих ма- териалов, Вт/(м К); эффективный коэффициент теплопроводности, Вт/(м К]; коэффициент динамической вязкости, Па с; коэффициент кинематической вязкости, м’/с; коэффициент гидравлического сопротивления; плопюсть, кг/мз; плотность пара, кг/мз; эФфективное сечение площади столкновения моле- кул, м’, коэффициент поверхностного натяжения, Па; время, с; касательное напряжение трения, Па; ГЛАВА 1 ВВЕДЕНИЕ В КУРС ТЕПЛО!)ЕРЕДЛЧИ 1. ИСТОРИх!ЕСКАЯ СПРАВКА Теорией теплопередачи нлн геплообменз назыоаетси наука, изучающая процессы переноса тепла в пространстве с неоднородным температурным полом Процессы теплообмн а нозникают между разлнчнычи телачн илн отдель.

ными часзюнг одного п того же зелэ прн налн’ши разности температур. Наука о теплообмене нзс щтыеает несколько сто

е|нй, но настоящего рас. цветя

чщ достигла лишь в ХХ веьш найди широкое применение при решении назревших практаческих задач техники. Из раздела теоретвческой физики учение о тсплообл

ене преврзтялось в самостоятельную научно-текин

Особенно сложные н важные задачи стоят в области изучения теплообл

ена в соврегюнной авиационной, ракетъои н космической техгшке. Прн сверхзвуковых скоростит полега зпачизельно пзмепяшгся условия тсплопередачя в отдель. ных элсхюнгах конструкции летательного аппарата. Возникает необходимость его охлаждения нли защиты от аэродинал

ического нагрева, являющегося след. станем зрения между поверхностью летательного аппарата и набегаюпгнм потоком воздуха нли потоком каких-либо других газов, состанляющнх атмосферы планет.

Проблема авиловой запхиты космического летательного аппарата от высоких удельпгах

визовых потоков н высОких температур избегающего газового потока прн входе аппарата с гиперзвуковой скоростью в атмосферы планет (и в частности Земли) разрабатывается в течение 30 — 40 лез. За это время проведено и:крокое нсследонанне различяых видов теплозащитных матерналов и теплозашитных попрыгай, обеспечив, ющнх надежную тепловую защиту лета- телы;ого аппараза.

Источник

Из атмосферы – в космос. Воздушно-космический самолет – транспорт будущего

Интенсивное освоение околоземного космического пространства уже в ближайшем будущем приведет к резкому возрастанию орбитальных грузопотоков. Принципиально новые космические транспортные системы могут быть созданы на основе воздушно-космических самолетов (ВКС) с комбинированной силовой установкой. На начальном этапе разгона ВКС использует для создания подъемной силы воздух, а для окисления топлива – атмосферный кислород, как обычный самолет. Это позволяет значительно уменьшить затраты топлива и стартовую массу по сравнению с обычными ракетными системами.

Длительность полета со сверхзвуковыми скоростями предъявляет такому летательному аппарату особые требования, поскольку он подвергается мощным тепловым и силовым воздействием атмосферы. Одно из решений по уменьшению аэродинамического сопротивления – активное управление обтеканием самолета посредством подвода тепла в набегающий сверхзвуковой поток с помощью лазерного или СВЧ-излучения

Перспективы использования околоземного космического пространства огромны. Системы связи и навигации, мониторинг окружающей среды, разведка полезных ископаемых, управление климатом, производство новых материалов и многое, многое другое. Вся эта деятельность потребует создания и эксплуатации космических станций многофункционального назначения, а значит – доставки на околоземную орбиту большого количества грузов. Все более актуальной становится и задача возвращения из космоса аварийных и отработавших конструкций, так как его «засорение» грозит серьезными осложнениями. Отсюда – назревшая необходимость в создании принципиально новых космических кораблей, которые уже в недалеком будущем смогут справиться с возросшими транспортными потоками.

Ракетные системы, существующие сегодня, не в состоянии обеспечить перемещение на околоземную орбиту грузов в больших объемах. Причины этого заключаются не только в высокой стоимости, но и в длительном времени стартовой подготовки и малом количестве самих стартовых комплексов.

Принципиально новые транспортные системы могут быть созданы на основе воздушно-космических самолетов (ВКС) с комбинированной силовой установкой, включающей прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД), работающий на водороде, и жидкостный ракетный двигатель (ЖРД). Используя на большей части атмосферного участ­ка траектории разгона воздух для создания подъемной силы и атмосферный кислород для окисления топлива, можно значительно уменьшить затраты топлива и стартовую массу ВКС. Такой воздушно-космический самолет способен доставить на околоземную орбиту груз, вес которого равен 3—5 % от взлетного. При этом, по оценкам специалистов, удельная стоимость доставки будет в 20—50 раз меньше, чем при использовании ракет.

Будучи самолетом, ВКС имеет ряд и других преимуществ перед ракетными системами. Он может горизонтально стартовать с любого аэродрома (отпадает необходимость в сложных и дорогостоящих стартовых комплексах), причем подготовка к старту занимает существенно меньшее время. ВКС способен выйти на нужную околоземную орбиту за счет маневрирования в атмосфере, а не в космосе, что требует значительно меньших затрат топлива. У него практически отсутствует характерная для ракет зона отчуждения, куда падают отработавшие элементы конструкции. Благодаря этим преимуществам ВКС можно использовать и при проведении быстрых спасательных операций.

Однако к такому «универсальному» летательному аппарату предъявляются и особые требования. Ведь в отличие от возвращаемых отсеков космических аппаратов ВКС должен совершить в атмосфере достаточно длительный полет с гиперзвуковыми скоростями, используя непрерывно работающую двигательную установку. Поэтому основные трудности создания подобного летательного аппарата обусловлены, в первую очередь, структурой теплового и силового воздействия атмосферы.

При полете максимальное давление на аппарат пропорционально квадрату скорости набегающего потока, а тепловая нагрузка в критической точке носовой части аппарата, соответствующей точке торможения потока, – кубу скорости. В результате при гиперзвуковых скоростях полета (М * > 6) тепловая нагрузка возрастает почти в десять раз и более по сравнению со сверхзвуковыми скоростями (М ≤ 3), а равновесная температура теплоизолированной оболочки летательного аппарата – почти в три раза.

Решение этих проблем при создании гиперзвуковых летательных аппаратов требует от инженеров-кон­структоров поиска принципиально новых научно-технических идей, прежде всего в области материалов, аэродинамики и теплообмена.

Основной вес – топливо

Исследования по разработке технологии гиперзвукового полета с прямоточным воздушно-реактивным двигателем на водороде велись с середины прошлого века в ряде зарубежных стран (США, Франции, Германии, Японии, Китае, Австралии), а также в СССР, где разрабатывались две гиперзвуковые системы – «Спираль» и «Буран».

Несмотря на значительные достигнутые успехи в разработке технологий ВКС, множество проблем остались нерешенными. И первые в этом ряду – взаимосвязанные проблемы двигателя и конфигурации самого летательного аппарата, поскольку затраты топлива для выведения на орбиту определяются главным образом характеристиками силовой установки и аэродинамическим качеством компоновки самолета.

На основе исследований аэродинамического качества конфигураций летательных аппаратов и удельного импульса ПВРД с использованием экспериментальных моделей в Институте теоретической и прикладной механики СО РАН была рассчитана масса горючего, необходимого для разгона ВКС до 1-й космической скорости **. Оказалось, что она должна составлять около 70 % от его стартовой массы. Расчеты показали, что значение стартовой массы очень чувствительно к вариации относительной массы горючего. Например, уменьшение (увеличение) затрат топлива на 1 % будет приводить к соответствующему изменению стартовой массы ВКС на 25 %.

Поэтому неудивительно, что на массу самой кон­струкции ВКС накладываются весьма жесткие ограничения. Относительная большая масса конструкции допускается только для многоступенчатых систем, в частности, при условии сброса отработавших элементов конструкции на определенных участках траектории полета. Однако при этом условия эксплуатации многоступенчатых систем усложняются, соответ­ственно увеличивается стоимость.

Греем воздух

Достигнуть снижения расхода горючего можно, увеличив аэродинамическое качество (т. е. отношение аэродинамической подъемной силы к аэродинамическому сопротивлению) и удельный импульс силовой установки (отношение тяги двигателя к расходу топлива). Многочисленные экспериментальные исследования аэродинамических характеристик гиперзвуковых летательных аппаратов свидетельствуют, что их максимальное аэродинамическое качество в гиперзвуковом диапазоне скоростей имеет конечный предел при реальных числах Рейнольдса (отношение динамической силы к силе трения) K_max ≈ 6.

Поскольку увеличить этот показатель посредством аэродинамического конструирования не удается, в настоящее время большое внимание уделяется решению задачи активного управления обтеканием тел посредством энергетического и (или) силового воздействия на набегающий поток, в частности, посредством подвода тепла в сверхзвуковой поток перед телом. Для технической реализации этой идеи предполагается использовать лазерное и СВЧ-излучение.

17 – ЖРД. В диапазоне чисел Маха 3—17 полет происходит на границе раздела сред различной плотности (режим глиссирующего полета)» border=»0″ alt=»Траектория разгона ВКС делится на два участка. Сначала он разгоняется до 70 % от космической скорости с использованием аэродинамической подъемной силы и силовой установки, включающей разные типы двигателей, затем – до конечной орбитальной скорости с использованием только жидкостного ракетного двигателя (ЖРД). Последовательность работы типов двигателей в составе силовой установки: М ≤ 3 – турбореактивный двигатель (ТРД); М = 3—7 – прямоточный воздушно-реактивный двигатель с дозвуковой скоростью потока в камере сгорания (ПВРД); М = 7—14 – гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель со сверхзвуковой скоростью потока в камере сгорания (ГПВРД); М = 14—17 – совместная работа ГПВРД и ЖРД; М > 17 – ЖРД. В диапазоне чисел Маха 3—17 полет происходит на границе раздела сред различной плотности (режим глиссирующего полета)»/>

В большинстве таких теоретических и экспериментальных исследований рассматривается задача уменьшения аэродинамического сопротивления. Этот эффект связан главным образом с уменьшением плотности газа в набегающем потоке, что подтверждено расчетами и непосредственными измерениями. Определенную роль могут играть также изменения режима обтекания вследствие изменения числа Маха или числа Рейнольдса, а также ионизации потока.

На примере обтекания гиперзвуковым потоком газа трапециевидного модельного профиля было показано, что на аэродинамическое сопротивление и подъемную силу можно влиять путем формирования в набегающем потоке ступенчатого распределения температуры (что соответствует ступенчатому распределению плотности газа). Добиться такого эффекта можно, например, при импульсно-периодическом нагреве потока комбинированием лазерного и СВЧ-излучения. При этом максимально высокое аэродинамическое качество достигается в режиме глиссирования, когда полет происходит на границе раздела сред высокой и низкой плотности.

Функциональные модели

Проверка того или иного способа управления набегающим потоком воздуха может быть проведена с помощью так называемого функционального моделирования. В этом смысле летательный аппарат – сложную иерархическую систему – можно представить в виде взаимосвязанной совокупности различных подсистем, определяемых по функциональным признакам.

Математическая модель летательного аппарата состоит из ряда блоков: аэродинамические характеристики, тяга и удельный импульс двигателя, траектория полета, функциональные ограничения, оптимальное управление. Таким образом, в ней отражены функциональные характеристики и связи элементов в целом, без жесткой привязки к конкретным реализующим устройствам.

С использованием такой модели можно оценить как принципиальную возможность достижения поставленной цели, так и конкретные характеристики (эффективность, критические режимы работы и т. п.). Меняя базовые значения характеристик отдельных элементов, можно определить их влияние на функциональные свойства системы в целом и установить величину допустимых возмущений – выработать требования к точности измерения параметров.

Особенность функционального моделирования в том, что синтез и анализ объекта производится при небольшом объеме начальной информации. Отсюда следует, во-первых, итерационный характер построения математической модели, предполагающий постоянную корректировку процесса с учетом уже полученных результатов. Во-вторых, в модели предусматривается минимальное число задаваемых входных параметров, что уменьшает степень неопределенности при установлении характеристик летательного аппарата.

Второе обстоятельство стимулирует поиск новых, более обобщенных форм представления функциональных свойств элементов. Естественно, они должны соотноситься с множеством возможных конкретных устройств. Однако выбор и разработка самих устройств – это уже следующий этап работы.

Горение в сверхзвуковом потоке

Важнейшая часть силовой установки ВКС — прямоточный воздушно-реактивный двигатель, теоретиче­скому и экспериментальному исследованию которого посвящено много работ.

Концепция использования ПВРД для полета с гиперзвуковыми скоростями предусматривает, что в канале двигателя сгорание топлива должно происходить в сверхзвуковом потоке воздуха. При этом количество сгорающего топлива должно быть достаточным для получения требуемой тяги. Известный итальянский физик, создатель первой аэродинамической сверхзвуковой трубы А. Ферри предложил несколько способов впрыска топлива в поток и описал возможные схемы возникающих при этом течений. Однако сведения об их практической реализации отсутствуют.

7 – в сверхзвуковом. При М = 14—17 работают совмест­но ГПВРД и ЖРД, а при больших числах Маха корабль использует уже только ракетный двигатель» border=»0″ alt=»Комбинированная силовая установка воздушно-космического самолета наряду с жидкостным ракетным двигателем (ЖРД) включает в себя прямоточный воздушно-реактивный двигатель (справа вверху). Втекающий в двигатель воздух сжимается в воздухозаборнике и дополнительно тормозится в изоляторе в системе косых скачков уплотнения, в результате чего его температура и давление повышаются. Затем воздух поступает в камеру сгорания, где смешивается с высококалорийным топливом – водородом. Тепло, выделяющееся при сгорании топлива, увеличивает энергию продуктов сгорания, преобразующуюся в сопле в кинетиче¬скую энергию истекающего газа. При этом скорость газа будет больше скорости втекающего в двигатель воздуха – эта разность обеспечивает тягу двигателя. При М = 3—7 горение топлива происходит в дозвуковом потоке воздуха; при М > 7 – в сверхзвуковом. При М = 14—17 работают совмест­но ГПВРД и ЖРД, а при больших числах Маха корабль использует уже только ракетный двигатель»/>

Вообще же диагностика потоков, образующихся при сгорании топлива, чрезвычайно затруднена из-за неравномерного распределения параметров течений и неравновесности процессов. До сих пор нет достоверных экспериментальных данных, свидетельствующих, что в канале двигателя действительно сохраняется сверхзвуковое течение при его «подогреве» в результате сгорания топлива, учитывая, что статическая температура газа при этом не должна превышать 2500—2700 °K. Это ограничение, важное при гиперзвуковом полете, связано с необходимостью в ограничении степени диссоциации продуктов сгорания, поскольку последняя приводит к уменьшению работоспособности газового потока и, следовательно, к уменьшению тяги двигателя.

Для определения характеристик ПВРД существующими методами требуется задание некоторого множества определяющих величин, зависящих от газодинамических и геометрических параметров двигателя и определяемых, как правило, экспериментально. Поэтому эти методы малопригодны при функциональном моделировании, когда нужно определить минимальную совокупность основных параметров, которые относительно мало (и предсказуемо) меняются в процессе функционирования системы.

В рамках такого подхода в ИТПМ была построена функциональная математическая модель силовой установки, которая позволяет получать оценки коэффициента тяги и удельного импульса ПВРД и комбинации ракетного и прямоточного двигателей. При этом учитывается, что часть энергии продуктов сгорания будет использоваться для управления внешним обтеканием самолета.

Оценки эффективности управления внешним обтеканием посредством нагрева воздуха перед летательным аппаратом показали, что при крейсерском полете на сверхзвуковых скоростях значительно – до трети, в зависимости от числа Маха полета, – увеличивается так называемый коэффициент дальности Бреге *** за счет увеличения аэродинамического качества.

Сравнение расходов топлива на разгон с нагревом воздуха перед ВКС и без нагрева было сделано на оптимальных траекториях полета, когда используется комбинированный двигатель. Экономия топлива на траектории разгона составила 3 % от взлетного веса ВКС. Это означает, во-первых, что облегчается решение конструкторских задач. Во-вторых, – что появляется возможность значительно увеличить полезную нагрузку космического аппарата.

По различным оценкам, вес выводимой на орбиту полезной нагрузки составляет 3—5 % от стартового веса самолета – цифры, сравнимые с расчетной величиной экономии топлива при управлении обтеканием самолета. Таким образом, очевидно, что управление обтеканием ВКС посредством нагрева набегающего потока будет весьма эффективно как при крейсерском режиме, так и при разгоне.

Нужна тепловая защита

Существует еще ряд более частных, хотя и не менее важных, проблем, которые нужно решать при создании воздушно-космического самолета. Одна из них — интенсивный аэродинамический нагрев, который длительное время приходится выдерживать конструкции планера, ведь тепловой поток на поверхность самолета пропорционален скорости полета в третьей степени. Такое тепловое воздействие – настоящий барьер, который надо преодолеть при создании гиперзвуковых самолетов.

Высокие температуры практически всех участков поверхности летательного аппарата исключают возможность использования для его конструкции традиционных металлов (алюминий, титан, сталь). Возможные способы тепловой защиты поверхности подразделяются на пассивные и активные, а также их комбинации. К первым относится, например, использование разрушающихся материалов, излучающих покрытий, покрытий с низкой температуропроводностью, характеризующихся невысокой скоростью выравнивания температуры. Методы активной тепловой защиты предусматривают принудительную подачу охлаждающего вещества к горячей поверхности, которое, возможно, будет проникать и в пограничный слой внешнего воздушного потока.

Весьма перспективным представляется метод тепловой конверсии углеводородного топлива, которое может частично замещать жидкий водород. При этом смесь углеводородного топлива с водой подается по каналам под горячими поверхностями. Под воздействием теплового потока происходит эндотермическая реакция образования синтез-газа (смеси монооксида углерода и водорода), идущая с поглощением тепла.

Реакция сопровождается интенсивным конвективным движением среды, что обеспечивает достаточно большие значения коэффициента теплопередачи и малое термическое сопротивление между средой и нагретой стенкой. В результате температура поверхности будет понижаться. «Бонусом» в данном случае будет увеличение энергии топлива за счет поглощения внешнего теплового потока.

Еще один тактический прием тепловой защиты ВКС – уменьшение площади поверхностей, которые необходимо защищать от воздействия высоких температур. В ИТПМ СО РАН была разработана концепция конвергентного воздухозаборника и дивергентного сопла, имеющих более компактные размеры по сравнению с обычными. Модель такого летательного аппарата была испытана в импульсной аэродинамической трубе института при М = 7,8 с работающим двигателем на водороде, и экспериментальные результаты совпали с предсказанными расчетными данными.

При полете со сверхзвуковой скоростью ударные волны, генерируемые самолетом, достигают поверхности земли. Перепад давления на ударной волне создает так называемый звуковой удар. Воздействие перепада давления на ушные перепонки может быть очень болезненным; сила удара может быть такова, что будут разбиваться даже оконные стекла. Уменьшить звуковой удар можно благодаря специальной компоновке летательного аппарата, выбора траектории и режима полета, а также активного воздействия на структуру ударных волн в окрестностях летательного аппарата.

Даже приведенный здесь краткий обзор демонстрирует беспрецедентную сложность создания одноступенчатого воздушно-космического самолета. Однако мощным стимулирующим фактором для форсирования работ по его созданию служит экспоненциальный рост темпа освоения околоземного космического пространства.

Для выполнения всего комплекса работ (научные исследования, проектные разработки, изготовление опытного образца, экспериментальная доводка, создание эксплуатационных структур) требуются громадные людские, материальные и финансовые ресурсы. Выполнить задуманное, вероятно, станет возможным лишь при объединении усилий многих стран. Но цель стоит того, ведь дальнейшее освоение космического пространства должно способствовать успешному и мирному развитию человеческой цивилизации.

Бурдаков В. П., Данилов Ю. И. Внешние ресурсы и космонавтика. М.: Атомиздат, 1976.

Георгиевский П. Ю., Левин В. А. Управление обтеканием различных тел с помощью локального подвода энергии в сверхзвуковой набегающий поток // Изв. РАН. МЖГ. 2003. № 5. С. 154—167.

Латыпов А. Ф. О математическом моделировании летательных аппаратов на этапе выработки концепции // ЧММСС, 1979. Т. 10, № 3. С. 105—110.

Латыпов А. Ф., Фомин В. М. Оценка энергетической эффективности подвода тепла перед телом в сверхзвуковом потоке // ПМТФ. 2002. Т. 43, № 1. С. 71—75.

Латыпов А. Ф. Оценка энергетической эффективности подвода тепла перед телом при полете с ускорением. Часть 1. Математическая модель // Теплофизика и аэро­механика, 2008. Т. 15, № 4. С. 573—584. Часть 2. Математическая модель разгонного участка траектории.

Результаты расчетов // Теплофизика и аэромеханика, 2009. Т.16, № 1. С. 1—12.

Латыпов А. Ф., Фомин В. М. Способ работы сверхзвукового пульсирующего прямоточного воздушно-реактивного двигателя и сверхзвуковой пульсирующий прямоточный воздушно-реактивный двигатель // Патент РФ № 2347098, 2009.

Сабельников А. В., Пензин В. И. К истории исследований в области высокоскоростных ПВРД в России. М.: ЦАГИ им. проф. Н. Е. Жуковского, 2008.

* Число Маха – отношение скорости потока воздуха к скорости звука

** Минимальная скорость, необходимая для вывода тела на орбиту Земли

*** Коэффициент дальности Бреге Br = VKI, где V – скорость полета, K – аэродинамическое качество, I – удельный импульс двигателя

Источник