Skylon - про(ж)ект от Алана Бонда

Приятно, что люди внимательно читают то, о чём автор уже вспоминает с трудом

Streamflow> Приятно, что люди внимательно читают то, о чём автор уже вспоминает с трудом

А мало кто читает, так как труд судя по всему фундаментальный, а многие выкладки вообще за кадром. Для популяризации темы вообще нужно делать краткие концептуальные выкладки.

Например, скорость разделения ступеней 12М, что вытекает из предела эффективности ВРД на этой скорости. Похожий результат можно получить другим путем, более наглядным. Если посчитать энергетическую эффективность ЛА по модифицированной формуле Циолковского, где ЛА отталкивается не от топлива, а от огромной массы воздуха, в пределе масса Земли

Получается интересный результат.

Если принять скорость истечения Ve как характеристику топлива, то для ракеты это будет:

V = Ve*ln(Mo/Mk)

где Mo это стартовая масса, а Mk конечная.

Для ВРД это принимает вид:

V = Ve*ln(sqrt(Mo/Mk))

Из этих выражений следует, что ВРД всегда эффективней (и намного!!) до скоростей порядка Ve, а после эффективней только РД. Для кислород-водородного топлива это получается порядка 4400 м/с, то есть 15М.

Эти идеализированные зависимости можно отобразить на графике. Синим цветом выделена зависимость скорости ЛА от массы топлива на борту для ВРД, зеленым для РД, а красным для гипотетической катапульты, где топливо вообще остается на Земле. Конечная (выводимая масса) принимается за единицу, 1, а масса топлива соответственно выражена в относительных единицах.

Из материалов, представленных Streamflow можно предположить, что теплонагрузки у его системы будут сопоставимы с Шаттла при возвращении.

Связь с экипажем была восстановлена, когда ВКС находился на высоте 56,4 км и имел скорость, соответствующую числу М=10,8.

 

Возможно, что здесь тоже понадобиться ТЗП, которое могло бы решить проблему в принципе. Вопрос для исследований.

iodaruk>> вопрос в том-хватит ли тяги на набор высоты чтоб на большие числа м вылазить повыше...
Rokot> А какие проблемы? При том же отношении тяги к подъемной силе, связанной с лобовым сопротивлением имеем большую скорость при меньшей плотности воздуха. При чем здесь тяга??

Пр том что и тяга и подъёмная сила зависят от скоростного напора(который ро ве квадрат), а тепловой режим-фактически только от числа м.
при этом тепловой поток также пропорционален плотности.

то есть в конечном итоге речь идёт об оптимальной скорости набора высоты. если это 6м на 25км это одно если 2.5м-другое. тоже самое в отношении 30-40-50км и т.д.


если начать жарить аппарат 3м+ ещё на 15км-понятное дело что далеко он не улетит.

соответсвенно скорость на наборе высоты и скорость набора высоты зависят от тяговооружённости.

у классических ракет с жрд вопрос теплостойкости вообще не стоит.

iodaruk> Пр том что и тяга и подъёмная сила зависят от скоростного напора(который ро ве квадрат), а тепловой режим-фактически только от числа м.

ХА! Число М это одно, а напор другое, и с ним не связано. Может, число М никак не связан и со скоростью?? Бред какой то. Не надо играть словами, а оперуйте ясными понятиями.

iodaruk> при этом тепловой поток также пропорционален плотности.
iodaruk> тоже самое в отношении 30-40-50км и т.д.
iodaruk> если начать жарить аппарат 3м+ ещё на 15км-понятное дело что далеко он не улетит.

А это вообще просто набор разрозненных слов, которые просто ничего не значат, не говоря уже о том, что ни одной формулы или зависимости просто нет.

Давайте идти от природы

Лобовое сопротивление пропорционально d*V², а теплопоток в первом пр иближении (не надо кстати забывать про переизлучение и ионизацию, что облегчает проблему охлаждения)d*V³.

Отсюда следует, что проблема не в плотности отдельно, а в сочетании ее со скоростью. Необходимый постоянный напор можно сохранять при элементарном подъеме, и все. А вот тепловыделение растет при постоянном напоре (увеличение скорости+уменьшение плотности) только пропорционально скорости. Все, и никаких гвоздей.

Что это означает? Что если принять аэродинамическое качество для SR 71 (3М) и Starliner (12М) примерно одинаковым, то тепловая нагрузка для последнего будет в 4 раза больше.

iodaruk> у классических ракет с жрд вопрос теплостойкости вообще не стоит.

Вопрос не в жрд, а в том что Вы не можете и не хотите оценить возможную работоспособность Старлайнера никак и никаким образом.

Streamflow> Опа, тепловые проблемы. Какая неожиданность.
От скорости 6M это примерно 1800 м/с до скорости 12M, это примерно 3600 м/с с помощью ГПВРД вы будете разгоняться не менее, чем 600 секунд.
Так как качество Star Liner заявлено что-то так около 6, можно считать, что всё сопротивление будет создаваться трением, а следовательно вся энергия сопротивления будет участвовать в теплопередаче.

Проще говоря, - носовая часть будет нагреваться до температур более 3000, а материала, который выдержит это 10 минут "как-то не просматривается".
Охлаждение водородом приведёт только к тому, что внутри будет температура жидкого водорода, но на поверхности-то будут те самые 3000, если не больше.

Да, добавлю, - я в принципе знаю как решить эту проблему.

iodaruk>> Пр том что и тяга и подъёмная сила зависят от скоростного напора(который ро ве квадрат), а тепловой режим-фактически только от числа м.
Rokot> ХА! Число М это одно, а напор другое, и с ним не связано.

учитесь читать(с)

iodaruk> учитесь читать(с)

Вы сначала думайте, что пишите. Число М это скорость, с которым связан скоростной напор. А разгадывать интеллектуальные извращения просто глупо.

iodaruk>> учитесь читать(с)
Rokot> Вы сначала думайте, что пишите.


СПАСИБО КЭП, я уже.


если вы рассмотрите случай с теплоизолированными кромками, которые имеют температуру торможения независимо от потока-то может быть вам станет проще понять смысл пары предложений выше.

Rokot> Вы сначала думайте, что пишите. Число М это скорость, с которым связан скоростной напор. А разгадывать интеллектуальные извращения просто глупо.

Блин, мужики, ну вы оба даёте.
Число М - это число М, не менее, но и не более. Однозначной связи со скоростью - нет. Т.к. вы рассматривает полёт на разных высотах, а по высоте в атмосфере, как известно, меняется температура, и, следовательно, скорость звука - т.е. одному и тому же маху может соответствовать разная "физическая" скорость. Не говоря о напорах.
Собственно, в литературе по тепловым проблемам (в отличие от "чисто газодинамических") чаще используется именно скорость, а не махи - во избежание.

iodaruk> если вы рассмотрите случай с теплоизолированными кромками, которые имеют температуру торможения независимо от потока

Такое возможно только при достаточно длительном стационарном полёте.

Lamort> Так как качество Star Liner заявлено что-то так около 6, можно считать, что всё сопротивление будет создаваться трением, а следовательно вся энергия сопротивления будет участвовать в теплопередаче.

Можете доказать и привести формулы? Вопрос для рассмотрения интересный. Из Ваших рассуждений следует, что здесь способа создания подъемной тяги нет, а ЛА парадоксальным образом должен тут же упасть! Ведь вся энергия уходит в тепло и тем не менее, ГЛА летают, не смотря на это грозное заявление.

Lamort> Охлаждение водородом приведёт только к тому, что внутри будет температура жидкого водорода, но на поверхности-то будут те самые 3000, если не больше.

Ну, в камере ЖРД таже ситуация, ничего, не плавится!

iodaruk>> если вы рассмотрите случай с теплоизолированными кромками, которые имеют температуру торможения независимо от потока
Fakir> Такое возможно только при достаточно длительном стационарном полёте.

мсье. таки учитесь читать.

перевожу. теплоёмкость кромок пренебрежимо мала по сравнению с потоком, характерное время установления равновесия( )-секунды.

Fakir> Число М - это число М, не менее, но и не более.

Конечно! Скорость параметр основной и однозначный, и все зависит от нее. В грубом приближении разница в скорости звука небольшая, между 340 и 290 м/с.

iodaruk> перевожу. теплоёмкость кромок пренебрежимо мала по сравнению с потоком, характерное время установления равновесия( )-секунды.

Специально теплоизолированные? Не слишком ли экзотично, зачем так? И насчёт единиц секунд - расчёт или ИМХА?

Fakir> Специально теплоизолированные? Не слишком ли экзотично, зачем так? И насчёт единиц секунд - расчёт или ИМХА?

iodaruk>> если вы рассмотрите случай


как вы в таких случаях пишите-и унитаз приносил, и жопу показывал

iodaruk>> перевожу. теплоёмкость кромок пренебрежимо мала по сравнению с потоком, характерное время установления равновесия( )-секунды.
Fakir> Специально теплоизолированные? Не слишком ли экзотично, зачем так? И насчёт единиц секунд - расчёт или ИМХА?

Та же манипуляция понятиями, как и с числом Маха, то есть Фома, да не тот. Речь то шла не о температуре, которая действительно определяется преимущественно скоростью, а о теплопотоке, который связан с плотностью и скоростью набегающего потока. Единственная тонкость в этом деле, что на 10М температура торможения перестает расти по известной формуле в силу переизлучения и ионизации.

Потом, какая нафиг кромка?? У нас поверхность ЛА!

Немного оффтоп, но тут получается не BH3, а B2H6 , то есть боран в квадрате

iodaruk> как вы в таких случаях пишите-и унитаз приносил, и жопу показывал

Это чисто по деревенски, показать всем фигу, и посмеяться еще при этом, что никто не понял юмора.

iodaruk>>> если вы рассмотрите случай
iodaruk> как вы в таких случаях пишите-и унитаз приносил, и жопу показывал

Признаю, был невнимателен.
Так всё же цель и смысл подобного рассмотрения? В контексте темы?

Fakir> Так всё же цель и смысл подобного рассмотрения? В контексте темы?

в том что тяговоружённость определяет режим набора высоты и соответсвенно тепловые нагрузки.

если режим чисто самолётный-подъём на аэрдинамическом качестве по потолкам по мере выработки топлива-то это одно. второй предельный вариант-рн с жрд которой всё вообще пофег-она разгоняется вертикально но медленно и проблемы скоростного напора и температур торможения ей перепендекулярны-скорости и время малы.

iodaruk> если режим чисто самолётный-подъём второй предельный вариант-рн с жрд

Блин, как умно и гениально! И никаких кромок не нужно. Получается гомологический ряд боранизма:

диборан, триборан итд.

Rokot> Можете доказать и привести формулы? Вопрос для рассмотрения интересный. Из Ваших рассуждений следует, что здесь способа создания подъемной тяги нет, а ЛА парадоксальным образом должен тут же упасть! Ведь вся энергия уходит в тепло и тем не менее, ГЛА летают, не смотря на это грозное заявление.
Да, ГЛА летают но у американцев минимум один демонстратор просто сгорел.

Что касается вашего сумбурного заявления, - есть две составляющие лобового сопротивления, противодавление и трение, чем более обтекаемое тело, тем выше составляющая трения.
По этой причине у Шаттла с качеством около 1 тепловых проблем меньше, чем у аппарата с качеством 6.

Lamort>> Охлаждение водородом приведёт только к тому, что внутри будет температура жидкого водорода, но на поверхности-то будут те самые 3000, если не больше.
Rokot> Ну, в камере ЖРД таже ситуация, ничего, не плавится!

В камере сгорания температуры ниже, чем 3000 градусов, и если вы думаете, что сделаете летательный аппарат который прогревается в той же степени, что и ЖРД, я "рад вашему оптимизму", - делайте.
Да, "3000 градусов", это так, оценка снизу.

У ГПВРД очень низкая тяга по той причине, что у него мал расход воздуха при эквивалентном скоростном напоре, тяговооруженность аппарата будет составлять 0,2-0,4 и даже при этом нужен здоровенный воздухозаборник.
Это приводит к тому, что аппарат разгоняется медленно, с другой стороны ему нужно высокое аэродинамическое качество, потому он просто обязан здорово нагреваться.

Никаких ответов на то, что делать с этим в концепции Star Liner нет, от этих проблем просто отмахнулись, - "решаемы типа".

Lamort> Что касается вашего сумбурного заявления, - есть две составляющие лобового сопротивления, противодавление и трение, чем более обтекаемое тело, тем выше составляющая трения.

Оно конечно так, но это не ответ. Где доказательства того, что лобовое сопротивление будет определятся на 100% трением? Потом, не ясно, как трение, которое действует исключительно вдоль поверхности, может создавать подъемную силу? О подъемной силе:

Поиски специфических гиперзвуковых форм привели к разработке волнолетов - тел, у которых при некоторых расчетных условиях присоединенная ударная волна располагается снизу между передними кромками [5 - 8]. У этих конфигураций объемы создают не только волновое сопротивление, но и подъемную силу, что при определенных условиях приводит к росту максимального аэродинамического качества Kmax при гиперзвуковых скоростях, а также к тому, что величина Kmax слабо зависит от числа Маха.

 

Здесь не утверждается, что "всё-всЁ трение", как у Вас. Потом, как собственно Вы понимаете трение? Связанное с вязкостью?

Вот два конкретных вопроса.

Lamort> Да, "3000 градусов", это так, оценка снизу.

1. Как и в ЖРД, будет градиент температур в приповерхностном слое потока. Иначе, по Вашей мысли медная поверхность сопла неизбежно стала бы плавиться, послойно. Согласны?

2. А кто сказал, что там будет 3000С при 12М ??

Диссоциированный газ

В данном случае молекулы газа начинают диссоциировать по мере того, как они вступают в контакт с генерируемой движущимся телом ударной волной. Поток начинает различаться для каждого конкретного рассматриваемого газа со своими химическими свойствами. Способность материала корпуса аппарата служить катализатором в этих реакциях играет роль в расчете нагрева поверхности, что означает появление зависимости гиперзвукового потока от химических свойств движущегося тела. Нижняя граница режима определяется первым компонентом газа, который начинает диссоциировать при данной температуре торможения потока, что соответствует азоту при 2000 К. Верхняя граница этого режима определяется началом процессов ионизации атомов газа в ГП.

 

То есть, скорее будет 2000К.

Lamort> У ГПВРД очень низкая тяга по той причине, что у него мал расход воздуха при эквивалентном скоростном напоре, тяговооруженность аппарата будет составлять 0,2-0,4 и даже при этом нужен здоровенный воздухозаборник.

А можете прикинуть хотя бы примерно? Тяга, насколько понимаю, падает "из-за Стечкина":

Эффективность ВРД как движителя определяет полётный или тяговый КПД:



простое выражение для реактивной тяги ВРД



Как раз таки наоборот, из-за большого объема потока.

Lamort> Это приводит к тому, что аппарат разгоняется медленно, с другой стороны ему нужно высокое аэродинамическое качество, потому он просто обязан здорово нагреваться.

А Вы по прежнему отказываетесь давать оценки.

Кстати, вот у Кюхемана (Кюхеман Д. - Аэродинамическое проектирование самолетов - 1986, с.546) про температуру поверхности "волнолета":

Rokot> Оно конечно так, но это не ответ. Где доказательства того, что лобовое сопротивление будет определятся на 100% трением? Потом, не ясно, как трение, которое действует исключительно вдоль поверхности, может создавать подъемную силу? О подъемной силе:
Не на 100%, разумеется, и не подъёмная сила, а лобовое сопротивление, - оставим подъёмную силу в покое.

Rokot> SYNERJETICS GROUP Возможно ли создание нового поколения гиперзвуковых летательных аппаратов (ГЛА), совершающих скоростной крейсерский полет в атмосфере или разгон для выхода на низкую околоземную орбиту? В работе излагаются основные положения интерференцио
Rokot> То есть, скорее будет 2000К.
Да пусть и 2000K, из чего будет сделана конструкция и какую структуру будет иметь теплозащита аппарата? У Шаттла есть горячее днище и относительно холодный верх, поскольку он тормозит с углом атаки 40 градусов, а здесь такой разницы не будет.

Rokot> А можете прикинуть хотя бы примерно? Тяга, насколько понимаю, падает "из-за Стечкина":
Rokot> Эффективность ВРД как движителя определяет полётный или тяговый КПД:
Rokot> http://upload.wikimedia.org/math/d/9/1/d913dcacb4fe6fb3aaf647c5960d25d1.png
Rokot> простое выражение для реактивной тяги ВРД
Rokot> http://upload.wikimedia.org/math/4/6/8/468c76ae7f777170773f6a9920d38e95.png
Rokot> Как раз таки наоборот, из-за большого объема потока.
Могу прикинуть, уже прикидывал, - для того, чтобы вам хватило воздуха на той высоте, на которой плотность атмосферы даёт приемлемый скоростной напор необходим огромный воздухозаборник.
Я прикидывал, что на скорости 2400 м/с для скоростного напора 4 тонны на квадратный метр нужен воздухозаборник площадью около 100 квадратных метров при том условии, что ГПВРД для создания тяги расходует такое же относительное количество воздуха, как двигатель SR-71.

Rokot> А Вы по прежнему отказываетесь давать оценки.
Rokot> Кстати, вот у Кюхемана (Кюхеман Д. - Аэродинамическое проектирование самолетов - 1986, с.546) про температуру поверхности "волнолета":
У Кюхермана много чего написано, без особых объяснений "как это такое получается".

Да, вот вам более точная оценка температуры, - температура торможения при скорости 3000 м/с будет около 4500K, ударная волна при этом прижата к носу аппарата.

Lamort> Не на 100%, разумеется, и не подъёмная сила, а лобовое сопротивление, - оставим подъёмную силу в покое.

Нет уж. Заикнулись о 100%, отчитывайтесь)) Хоть бы попытались оценить.

Lamort> Да пусть и 2000K, из чего будет сделана конструкция и какую структуру будет иметь теплозащита аппарата?

Про сопло из меди согласны что не плавится?? Или нет? Потом, та же фигня как и с B2H6 йодриком. Вы можете оченить теплопоток? Утверждать, что температура поверхности будет равной температуре торможения в условиях охлаждения стенки будет мягко говоря неправильным.

Lamort> Могу прикинуть, уже прикидывал, - для того, чтобы вам хватило воздуха на той высоте, на которой плотность атмосферы даёт приемлемый скоростной напор необходим огромный воздухозаборник.

Понятно, про малый расход воздуха отмолчались.

Lamort> Я прикидывал, что на скорости 2400 м/с для скоростного напора 4 тонны на квадратный метр нужен воздухозаборник площадью около 100 квадратных метров при том условии, что ГПВРД расходует такое же относительно количество воздуха, как двигатель SR-71.

Если взять Ваши прикидки для высоты 30 км где плотность порядка 0,01, то из выражения тяги:

F = S * D * (V2-V1)V1, где

S площадь воздухозаборника
D плотность воздуха
V2 скорость после выхлопа
V1 скорость набегающего потока

то получается (V2-V1)= 17 м/с .

Конечно, это не так, и площадь воздухозаборника будет на порядок меньше.

ну конечно, опять без цифр и исходных данных!!

Lamort> У Кюхермана много чего написано, без особых объяснений "как это такое получается".

Ну это уже наглость. Вот это Вы взяли с потолка, ни на что не ссылаясь:

Lamort> Да, вот вам более точная оценка температуры, - температура торможения при скорости 3000 м/с будет около 4500K, ударная волна при этом прижата к носу аппарата.

Конечно нет, так как там уже работает диссоциация воздуха и прочее.

А там расчетные данные, у Кюхемана. Утверждать это Кюхеман все взял с потолка просто безответственно.

Потом, надо конечно смотреть на распределение тепловых потоков на поверхности ЛА. Нос это одно, а корпус другое.

Предлагаю оценить примерно теплопоток на высоте 30 км.

Предположим, что из выражения затраченной мощности 10% уходит в тепло:

P = K*D*S*V³/2

К = 0,1
D = 0,01 кг/м3
V = 3000 м/с

Пусть лобовое сечение аппарата S = 3 m² , то есть его диаметр примерно 2 метра, его длина в цилиндрической части 10 метров, его объем 30 м³ как танкера, который содержит 2100 кг жидкого водорода.

Из этой модели в тепло переходит 40МВт, или примерно 7 кг жидкого водорода в секунду. Это означает, что на крейсерской скорости этого бака хватит на 300 с, что не плохо. Учитывая, что аппарат разгоняется (тепловыделение меньше на участке разгона), время видимо составит те самые 1000 с.