ДОПОЛНЕНИЕ
К ТЕКСТУ «КЕССОН ПРУДНИКОВА»
Для иллюстрации принципиальной реализуемости Кессона Прудникова проведён расчет для истребителя, переходного от пятого к шестому поколению на М 3,5-4.
Входные данные для расчета
1. Применение в конструкции пенометаллов или пеноматериалов и волокна из углеродных нанотрубок (ВУН) относительно небольшой прочности 50 ГПа (при максимальной теоретической прочности 130-140 ГПа).
2. Взлётная масса 17 500 кг – из условия размещения истребителя на носителе амфибии Бе-200 (полезная нагрузка 20 000 кг) для увеличения радиуса действия и вывода из под удара при неуязвимости водных аэродромов. Формулу существования см. «Обоснование», стр. 24-26.
3. Профиль крыла – NACA-0006 (см. «Обоснование», стр. 26-27 и Рис. 2,3; Лист 2).
4. Максимальная эксплуатационная перегрузка – 30 g с учётом факта испытаний на центрифуге в 1958 г. в США гидрокомбинезона, позволившего переносить испытателю перегрузку в 30 g в течение 30 секунд без потери работоспособности (см. «Обоснование», стр. 6).
5. Максимально допустимый угол атаки крыла - 14о (2о запаса до критического угла атаки).
6. Площадь крыла 152 м2 (Рис. 1; Лист 1).
7. Коэффициент запаса прочности 1,5.
8. Трубы кессона из титанового сплава средней прочности ВТ14 в 1,25 ГПа диаметром 98 мм с толщиной стенки 3 мм, 16 труб в ряд (см. Рис. 8; Лист 6).
9. Давление водорода в трубах кессона – 800 кГ/см2 (при прочности ВТ14 1,25 ГПа и ВУН 50 ГПа запас прочности труб с обмоткой ВУН толщиной в 1 мм под углом к оси для восприятия меридиональных напряжений составит 2,5; нетрудно увидеть, что этот запас легко повышается увеличением толщины обмотки ВУН).
10. Масса водорода в трубах 147,4 кг.
11. Масса авиакеросина – 2 993 кг.
12. Два маршевых двигателя типа РД-33 (РД – 133) с тягой на форсаже по 10 500 кГ с условием прогресса на момент начала проектирования.
13. Один воздушно-водородный ракетный двигатель с рабочим давлением в камере сгорания 68 кГ/см2 и выходным диаметром сопла 1 м.
14. Крыло – прямое с трансформируемой в остроносую на сверхзвуке передней кромкой (см. Рис. 4; Лист 3 и «Обоснование», стр. 35-38). Пояснение: Примеры сверхзвуковых самолётов с прямыми крыльями: «Тридан», F-104, T-38, F-5A, T.188, YF-17, F-18, F-16, ракетопланов X-1B и X-15A2 неоспоримо свидетельствуют, что для полёта на больших сверхзвуковых скоростях стреловидное и треугольное крылья необязательны. А так как X-15A2 достигал М 6,72, то он – пример первого в истории гиперзвукового ЛА, - и тоже с прямым крылом толщиной 5%. В Англии стоится воздушно-космический самолёт со стартом с обычного аэродрома «Skylon» с прямым крылом, а так как он выходит на орбиту, то он – гиперзвуковой.
15. Применение для ограничения перемещения центра давления при волновом кризисе законцовок с большой стреловидностью и крыльевого наплыва с углом 70о.
16. Согласно идее К. Э. Циолковского пилот сидит в кабине, заполненной 1 000 кг воды для борьбы с перегрузкой, в акваланге с дыхательным мешком на уровне центра груди для уравновешивания внешнего давления и давления в его лёгких (см. «Обоснование», стр. 7).
17. Максимальное аэродинамическое качество – 14.
18. Тяговооружённость максимальная от 1,8 до 1,87 на разных высотах при стандартных условиях входа в маневренный воздушный бой при работе трёх двигателей с применением корректирующего коэффициента 0,785 (см. «Обоснование», стр. 39-40).
19. Применение авиапушек для ближнего воздушного боя в связи с проблематичностью старта ракет на очень больших маневренных перегрузках из внутренних отсеков. Перспектива разработки безгильзовых боеприпасов и «жидкого пороха» даёт надежду на радикальное повышение скорострельности и увеличение боекомплекта, следовательно и на повышение вероятности поражения противника в бою. Заметим, что российские авиапушки ГШ-6-23 и ГШ-6-30А уже дают 8 000 выстрелов в минуту при мгновенной раскрутке стволов пороховыми шашками.
20. Применение для борьбы с кинетическим нагревом полёта к месту боя высотной горкой до 40-50 км (помимо прочих способов борьбы). Ведь, несмотря на температуру полного адиабатического торможения 389оС при М 3 и 711оС при М 4, при высоте полёта 36-37 км разогрев обшивки до 300-310оС наступает лишь через 30 минут из-за разряженности воздуха, а на больших высотах ещё дольше.
21. Толщина слоя ВУН на трубах – 1 мм с намоткой под углом, толщина на нижней панели кессона – 0,5 мм.
Результаты расчета
а) В верхней панели кессона напряжение в титановых трубах равно 0,89 ГПа при заданной прочности 1,25 ГПа. То есть даже без учёта меридионального напряжения ВУН прочность при перегрузке 30 g обеспечена. В нижней панели напряжение равно 13,3 ГПа при заданной прочности 50 ГПа. То есть толщина слоя ВУН 0,5 мм чрезмерна, но делать его тоньше представляется технологически нецелесообразным (см. «Обоснование», стр. 32-33).
б) Масса кессона из труб – 1 153,6 кг, а масса равнопрочного кессона из дюралюминия – 3 221,9 кг, то есть кессон из труб с водородом радикально выгоднее классического. При большем давлении водорода выгода будет выше. (см. «Обоснование», стр. 34).
в) Скорости взлёта и посадки. Скорость отрыва – 141,6 км/час. Скорость посадки с закрылками – 108,4 км/час. Скорость посадки с невыпущенными закрылками – 145 км/час. Скорость посадки сразу после взлёта с закрылками – 144 км/час. Заметим, что скорости малы, что даёт возможность эксплуатировать «Стрижа» даже с грунтовых аэродромов, учитывая и то, что это низкоплан и воздухозаборники двигателей защищены крылом.
г) Ввод в горку с углом в 30о:
- МиГ-29: время ввода - 1,67 сек, перегрузка – 9 g;
- «Стриж»: время ввода – 0,47 сек, перегрузка – 30 g.
(см. «Обоснование», стр. 42)
д) Вираж у земли: Миг-29 – 22,8 о/сек, «Стриж» - 55,4 о/сек. Вираж у «Стрижа» на высоте 12 км: радиус 1 460 м, при перегрузке 18 g с угловой скоростью 18,1 о/сек. С учётом, что визуальная связь с противником сохраняется на дальности не более 3,5 км, «Стриж» способен вести ближний воздушный бой до высоты 12,5 км (см. «Обоснование», стр. 42-43).
е) Дальность и продолжительность полёта. Продолжительность полёта 2,9 часа, дальность – 2 200 км (см. «Обоснование», стр. 43). А с учётом базирования на Бе-200 и высотных горок до 45-50 км – дальность намного больше (см. «Обоснование», стр. 43).
Таким образом, показана принципиальная реализуемость истребителя «Стриж» в недалёкой временной перспективе. Но надо заметить, что допустимо использование «Стрижа» при массе 17 500 кг без воды в кабине с пилотом в ППК с перегрузкой до 15 g в зависимости от боевого задания (см. «Обоснование», стр. 24). При этом экономия массы в 1 000 кг – это дополнительное топливо или боевая нагрузка. Возможно также создание истребителя с расчетом на эксплуатационную перегрузку в 15 g без воды в кабине, не дожидаясь ВУН, с применением тех термоустойчивых суперволокон, которые уже есть в наличии.
Можно на перспективу рассмотреть разные варианты «Стрижа»: трубы в кессоне в два ряда сверху; один маршевый двигатель на керосине и два воздушно-водородных; наконец при наличии в будущем ВУН с прочностью до 100 ГПа и титановых сплавов с прочностью до 2,5 ГПа для давления в трубах до 2 700 кГ/см2 (при котором водород сжат в 1 000 раз по сравнению с атмосферным давлением). Данные этих вариантов сведены в таблицу (см. «Обоснование», стр. 48-56).
Нельзя не заметить, что в принципе возможно и применение традиционного треугольного крыла с кессоном сложной формы (см. Рис. 21, Лист 11).
Отдельный интерес представляет применение Кессона Прудникова для создания перехватчика.
Уже при М 3 актуальной становится проблема охлаждения ЛА от кинетического нагрева, при 5 М эта проблема усугубится. На SR-71 эта проблема решалась применением в качестве охладителя углеводородного топлива, при этом нагретое топливо немедленно сжигалось. То же самое надо применить и на перспективном перехватчике, но при М 5 этого будет недостаточно, потребуется охлаждающий потенциал жидкого водорода. Однако невозможно длительное боевое дежурство с заправленным жидким водородом, отсюда вытекает, что таковая заправка должна производиться прямо перед вылетом по тревоге, то есть перспективный перехватчик должен иметь как кессон крыла, заправленный водородом под высоким давлением, так и ёмкости под жидкий водород. Это могут быть как баки в фюзеляже, так и трубы с обмоткой суперволокном в крыле, в килях и в фюзеляже, входящие или не входящие в силовую схему планера – по замыслу и решению конструктора. Ясно, что газообразный водород из кессона должен расходоваться в последнюю очередь, так как это понижает прочность крыла, и это совершенно логично – ведь жидкий водород будет нагреваться и выкипать.
Перспективный перехватчик, помимо полёта ниже практического потолка и на нём, для дальнего перехвата целей, к примеру в Арктике и на Тихом океане, должен применять полёт на высотных горках. Тактика предполагается такой – после взлёта и набора высоты разгон при работе всех трёх двигателей с расходованием части жидкого водорода, который при этом охлаждает перехватчик, после достижения максимальной скорости и практического потолка – ввод в высотную горку с последующим выключением двигателей, по возврату к практическому потолку маневр при необходимости повторяется. После пуска ракет по целям при израсходовании всего жидкого водорода – разворот на обратный курс с максимальной эксплуатационной перегрузкой и разгон с расходом водорода из труб кессона. При этом прочность крыла уменьшается, но это уже не важно, так как и перехватчик уже гораздо легче, и впереди – своя территория и свой аэродром. Перед входом в плотные слои надо радикально уменьшать скорость, так как охлаждать борт кроме турбохолодильника уже почти нечем (почти – так как в запасе ещё охлаждение авиакеросином), но эффективность этого на скорости выше М 3 проблематична.
Помимо своего основного предназначения, перспективный перехватчик призван сыграть роль переходного самолёта к реализации проекта «Стрижа», так как он гораздо проще. Действительно, резюмируем упрощения:
1. В связи с малой рабочей перегрузкой нет нужды помещать пилота в воду, малая площадь крыла и малая перегрузка уменьшают массу крыла и всего планера, в итоге снижаются требования к массо-прочностной отдаче конструкции, и можно обойтись привычными материалами и технологиями, без применения пенометаллов и ВУН .
2. В связи с остроносым профилем можно обойтись без применения трансформации профиля крыла в остроносый, как предусмотрено проектом для «Стрижа» - а это тоже фактор уменьшения и массы, и стоимости.
3. В связи с отсутствием острой необходимости восстанавливать прочность кессона крыла после выполнения боевой задачи вполне можно отказаться от спецкомпрессоров для закачки в трубы кессона воздуха после израсходования водорода – это тоже уменьшение массы и стоимости.
4. Можно отработать технологию обмотки труб суперволокнами с меньшей стоимостью, чем ВУН, и уже потом переходить на ВУН; а также вопросы эксплуатации кессонов в менее нагруженных условиях.
5. Отрабатываются вопросы эксплуатации воздушно-водородных двигателей.
6. Возможна отработка вопросов работы воздушно-водородных двигателей в качестве водородно-кислородных при установке на перспективном перехватчике мощной кислорододобывающей станции. То есть до израсходования жидкого водорода можно накопить много газообразного сжатого кислорода, который, сгорая вместе с водородом в КС, даст большой прирост тяги.
7.
Несмотря на эти упрощения, на перспективном перехватчике будет отрабатываться весьма важный для «Стрижа» вопрос – заправки жидким водородом непосредственно перед вылетом и эксплуатации топливной системы с жидким и газообразным водородом. Вдобавок к этому благодаря большому запасу водорода на борту на нём можно испытывать и впоследствии применять гиперзвуковые прямоточные воздушно-реактивные двигатели. Ещё один важный момент – перехватчик, запуская ракеты издалека, практически не имеет боевого контакта с противником, то есть вопрос повышенной опасности труб с водородом под высоким давлением при боевых повреждениях отпадает.
Применения Кессона Прудникова для прочих типов ЛА рассмотрено в тексте «Кессон Прудникова». Стоит только повторить, что на дозвуковых ЛА эффект упрочнения высоким давлением газа в трубах кессона повышается пропорционально относительной толщине профиля
О дальней перспективе. Что касается будущих самолётов с ядерными реактивными двигателями, то, надо полагать, при полётах в плотных слоях атмосферы рабочим телом у них будет воздух, но при высотах выше 70 км необходим бортовой запас, очевидно, гелия, который также будет содержаться в Кессонах Прудникова. А при термоядерных двигателях в кессонах будет храниться газообразный дейтерий и/или тритий.
ПРИНЯТЫЕ СОКРАЩЕНИЯ
1. ВУН – волокно из углеродных нанотрубок
2. М – число Маха, равное отношению скорости полёта к скорости звука
3. ГПа – гигапаскаль, единица измерения прочности
4. ЛА – летательный аппарат
5. ППК – противоперегрузочный костюм
Прудников В. А. 16.04.2014