1410

Работая над созданием сверхзвуковых самолетов, летающих со скоростями, превышающими скорость звука, конструкторы столкнулись с серьезными трудностями. Сверхзвуковой поток воздуха, обтекающий самолет, имеет свойства, качественно отличающиеся от свойств дозвукового потока. Известно, что звуковая волна, являясь волной сжатия-расширения воздуха, возникает при любом движении твердых тел в воздухе. Если самолет летит с дозвуковыми скоростями, то звуковая волна его обгоняет, создавая впереди некоторое разрежение воздуха, при этом уменьшается аэродинамическое сопротивление движению самолета. При переходе на сверхзвуковую скорость полета самолет сталкивается с неподготовленной окружающей средой, что вызывает скачкообразный рост аэродинамического сопротивления, для преодоления которого необходимо скачкообразно увеличить тягу двигателя, а также интенсивный нагрев конструкции ЛА. Так как сверхзвуковой поток, в отличие от дозвукового, невозможно затормозить плавно, то при его торможении на выступающих частях планера самолета образуются скачки уплотнения, вызывающие рост волнового сопротивления и уменьшающие полную энергию воздуха, поступающего в двигатель самолета.

Для уменьшения влияния перечисленных выше негативных факторов сверхзвуковые самолеты, по сравнению с дозвуковыми, имеют следующие особенности конструкции (рис. 2.68):

1)стреловидное или треугольное крыло малой площади и удлинения;

2)обтекаемые формы с минимальной площадью сечения ми-

деля;

3)заостренные передние кромки крыла и оперения, заостренная носовая часть фюзеляжа;

4)тонкие профили крыла и оперения;

5)регулируемый воздухозаборник двигателя;

6)титановую и стальную обшивку (при числах M >2);

7)турбореактивные двигатели с форсажной камерой или очень высокими параметрами рабочего процесса.

81

Рис. 2.68. Особенности конструкции сверхзвуковых самолетов

Турбореактивные двигатели с форсажной камерой при числах М полета около 3 «вырождаются», т.е. их избыточная тяга становится равной нулю и они уже не могут разгонять самолет до бóльших скоростей.

При полете с гиперзвуковыми скоростями наблюдается очень интенсивный рост температуры (больше 1000 °С) при торможении воздушного потока на элементах конструкции планера самолета. Также при гиперзвуковом обтекании тел возникают мощные ударные волны и большая завихренность течения. Особенности течения газа с гиперзвуковыми скоростями начинают заметно проявляться при достаточно больших, но различных для тел разной формы, значениях числа М. Поэтому граница, отделяющая сверхзвуковое течение от гиперзвукового, весьма условна. Для самолетов принято считать гиперзвуковыми скорости полета c числами М в диапазоне 4 < М < 10–15.

82

При аэродинамическом проектировании гиперзвуковых самолетов необходимо удовлетворить широкому комплексу требований не только к его аэродинамическим, но и к тепловым характеристикам. Аэродинамическая схема гиперзвукового самолета должна обеспечивать высокие аэродинамические характеристики прежде всего на гиперзвуковых скоростях полета, т.е. иметь несущий фюзеляж, интегрированный с силовой установкой, крыло малого удлинения и большой стреловидности (см. рис. 2.69). Силовая установка должна быть комбинированной, т.е. включать в общем

на легких гиперзвуковых самолетах, стартующих с самолетовразгонщиков, достаточно иметь гиперзвуковой прямоточный двигатель (ГПВРД), в то время как тяжелые гиперзвуковые самолеты, осуществляющие взлет с земли, должны иметь турбопрямоточные двигатели для полета в диапазоне скоростей 0 < M < 4 и ГПВРД для полета с числами М > 4. В качестве топлива для ГПВРД, как правило, рассматривается жидкий водород.

В зависимости от сочетания максимальной степени аэродинамического нагрева и его продолжительности конструкция гиперзвукового самолета, выполненная из жаропрочной стали, может быть теплоизолированной (неохлаждаемой или горячей), активно охлаждаемой или их комбинацией. Важно обеспечить приемлемый вес конструкции при высокой надежности и технологичности.

2.2.4.6. Ракеты

Ракета – это ЛА, перемещающийся в пространстве за счет отброса части собственной массы (реактивный принцип).

В основе теории полета ракеты лежит уравнение Циолковского, предложенное К.Э. Циолковским 1903 году в статье «Исследование мировых пространств реактивными приборами»:

где m0 – стартовая масса ракеты, m0 = mк + mт;

mк – масса конструкции (пассивная масса плюс масса полезной нагрузки), mк = m0 – mт;

mт – масса топлива (активная масса);

с– скорость истечения (отброса) активной массы; V – приращение скорости ракеты.

Из уравнения (2.8) следует, что приращение скорости V увеличивается при росте c и m0/mк, т.е. уменьшении относительной массы конструкции mк/m0. Для увеличения с, используют ракетные двигатели, преобразующие химическую энергию ракетного топлива, находящегося на борту ракеты в кинетическую энергию истекающей струи газа mc2/2.

Особенностью ракеты является то, что все компоненты топлива находятся на борту ЛА, поэтому работа ракетного двигателя не зависит от наличия или отсутствия атмосферы. Вследствие этого ракеты могут использоваться как в атмосфере, так и в космическом (безвоздушном) пространстве.

По назначению ракеты подразделяются на военные и гражданские.

Ракеты военного назначения:

1. Авиационные. Являются оружием боевой авиации, предназначены для поражения воздушных, наземных и морских целей и подразделяются по назначению на два класса: воздух – воздух и воздух – поверхность. Авиационные ракеты могут быть неуправляемыми, управляемыми. Управляемые ракеты – это летательные аппараты с дальностью полета от нескольких километров до нескольких тысяч, способные маневрировать за счет подъемной силы крыльев и корпуса при управлении аэродинамическими поверхностями. Возможные аэродинамические схемы управляемых ракет представлены на рис. 2.70. Управляемые ракеты класса воздух – воздух являются самонаводящимися, для пеленгации цели используются радиолокационные, тепловые (инфракрасные) и лазерные головки самонаведения. Управляемые ракеты класса воздух – поверхность отличаются значительным разнообразием по дальности действия, скорости полета (дозвуковые и сверхзвуковые), принципам пеленгации целей и систем управления.

84

(дальность несколько десятков километров), оперативные (дальность до 500 км), средней дальности (до 5000 км), стратегические (дальность более 10 000 км). Тактические и оперативные ракеты базируются на самоходных пусковых установках повышенной проходимости. Ракеты средней дальности и стратегические могут быть мобильного (автомобильного или железнодорожного) и шахтного базирования.

Гражданские ракеты:

1.Геофизические. Предназначены для исследования верхних слоев атмосферы и передачи полученных сведений посредством телеметрической информации или с помощью спускаемых блоков.

2.Противоградовые. Предназначены для доставки и распыления специальных реагентов внутри потенциально градовых облаков, с целью их конденсации и выпадения в виде дождя.

3.Сигнальные.

4.Космические. Предназначены для вывода космических летательных аппаратов (КЛА) и боевых блоков в космос и перемещения их в космическом пространстве.

85

По агрегатному состоянию топлива все ракеты делятся на ракеты с жидкостным ракетным двигателем (ЖРД) и с ракетным двигателем твердого топлива (РДТТ).

Наиболее мощными ракетами являются ракетоносители (РН) для вывода в космическое пространство космических летательных аппаратов (КЛА) и боевых блоков межконтинентальных баллистических ракет (МБР). Ракетоносители, как правило, бывают двухступенчатыми или трехступенчатыми. Это связано с тем, что по мере выработки топлива увеличивается относительная доля массы конст-

рукции mк mк m0 , следовательно, уменьшается отношение

m0/mк. В соответствии с уравнением Циолковского (см. уравнение (2.8)) будет снижаться приращение скорости V, и для разгона ракеты с полезной нагрузкой (ПН) до первой космической скорости V1 ≈ 7000 м/с (скорость искусственного спутника Земли (ИСЗ)) не хватит топлива. Поэтому отработанные части РН (топливные баки и ракетные двигатели) отбрасывают по мере их использования, уменьшая массу конструкции mк, что позволяет замедлить уменьшение отношения m0/mк, следовательно, замедлить снижение V.

Типовая компоновка составных частей ракеты представлена на рис. 2.71. Головная часть (ГЧ) включает в себя боевой заряд

рования, состоящая из двух ЖРД, завершает вывод корабля на орбиту.

Вертикальный старт МВКЛА «Буран» 1 (см. рис. 2.72) обеспечивает универсальная двухступенчатая ракета-носитель «Энергия», первая ступень которой состоит из четырех ракетных блоков с ЖРД. Вторая ступень – оснащенный четырьмя кислородноводородными ЖРД центральный блок 2, на который крепятся блоки первой ступени и «Буран». Старт комплекса производится при работающих двигателях первой и второй ступеней. После выработки топлива из блоков первой ступени они попарно отделяются и осуществляют управляемый спуск в атмосфере. Отделение «Бурана» от центрального блока происходит при достижении заданной скорости на промежуточной орбите. Включая собственный маршевый ЖРД, «Буран» выходит на круговую опорную орбиту.

После осуществления тормозного импульса и схода с орбиты МВКЛА тормозится в атмосфере от первой космической до дозвуковой скорости, при этом происходит интенсивный нагрев конструкции до нескольких тысяч градусов, следовательно, требуется мощная и тяжелая тепловая защита (катастрофа шатла «Колумбия» произошла из-за разрушения теплоизоляции крыла).

Осуществление таких проектов многоразовых космических систем, как «Спейс шатл» и «Энергия – Буран», потребовало огромных первоначальных материальных затрат и не оправдало ожиданий значительного снижения стоимости и повышения безопасности полетов. Очевидно, что парашютный способ спасения отдельных компонентов многоразовой космической системы (разгонные блоки) достаточно сложен и не обеспечивает возвращения спасаемых компонентов непосредственно на стартовую площадку, а это значит, что для подготовки к повторному полету требуются значительные затраты средств и времени. Поэтому их эксплуатация была прекращена. Однако разработка, испытания и опыт эксплуатации многоразовых космических систем первого поколения открыли путь для поиска новых, более экономичных систем.

Использование крылатого дозвукового или гиперзвукового ЛА в качестве разгонной ступени МВКЛА может быть серьезной

89

альтернативой многоразовым космическим системам первого поколения. Однако не следует забывать, что при самостоятельном выходе на орбиту после разгона дозвуковым самолетом-носителем требуется большой расход топлива МВКЛА, следовательно, необходимо уменьшать массу полезной нагрузки. В любом случае остаток топлива, необходимый для маневрирования в космосе и при осуществлении посадки, будет минимальным.

Разработка гиперзвукового разгонщика, как и разработка МВКЛА нового поколения, связана с решением множества проблем. Одна из проблем – создание таких аэродинамических форм, которые при приемлемом аэродинамическом нагреве будут обладать гиперзвуковым аэродинамическим качеством K ≈ 4, что позволит при возвращении с орбиты совершать посадку на обычные аэродромы. Другая проблема – создание комбинированной силовой установки, работающей при полете в атмосфере как воздушнореактивный двигатель, а в космическом пространстве как ракетный ЖРД.

Движение КЛА в поле притяжения Земли. Полет КЛА со-

стоит из активного участка траектории (АУТ), от старта до выключения двигателей и пассивного участка траектории (ПУТ), по-

90